دانلود پایان نامه های دانشگاه ها

دانشگاه آزاد اسلامی
واحد تهران جنوب
دانشکده تحصیلات تکمیلی
“M.Sc” پایان نامه برای دریافت درجه کارشناسی ارشد
مهندسی برق -کنترل
عنوان :
طراحی سیستم کنترل تطبیقی اجسام پرنده بر مبنای روش مدل – مرجع و مبتنی بر تئوری لیاپانف

برای رعایت حریم خصوصی اسامی استاد راهنما،استاد مشاور و نگارنده درج نمی شود

تکه هایی از متن به عنوان نمونه :

(ممکن است هنگام انتقال از فایل اصلی به داخل سایت بعضی متون به هم بریزد یا بعضی نمادها و اشکال درج نشود ولی در فایل دانلودی همه چیز مرتب و کامل است)

چکیده
روشهای کنترل تطبیقی بی شک یکی از پر کاربرد ترین روش های کنترل خطی و غیر خطی مورد استفاده در فرایند هایی با معادلات دینامیک نامعین و دارای عدم قطعیت های ساختاری و غیر ساختاری است. در این میان روش کنترل تطبیقی بر مبنای مدل مرجع و مبتنی بر تئوری لیاپانف ،که علاوه بر تضمین پایداری حلقه بسته، عملکرد مورد نظر بر اساس مدل مرجع م طلوب را نیز بر آورده می کند ، از جایگاه ویژهایی بر خوردار است . در این تحقیق به طراحی اتوپایلوت تطبیقی بر مبنای مدل مرجع با چند استراژی مختلف برای موشک پرداخته شده است ودر نهایت هر یک با هم مقایسه و مزایا و معایب آنها مشخص می گردد .بدین منظور از مدل موشک (Skid-to-Turn Missile) STT استفاده می گردد و سعی بر آن است از روش های متفاوت اعم از روش های تطبیقی غیر خطی و خطی و همچنین روش های تقریب مستقیم و غیر مستقیم نامعینی ها و قانون کنترل ،در طراحی اتوپایلوت استفاده و با هم مقایسه گردد.

مقدمه

ناوبری ,هدایت وکنترل حرکت اجسام پرنده یکی از زمینه های علمی بوده که همواره مورد توجه محققان قرار گرفته است. بی شک یکی از بخش های مهم اجسام پرنده سیستم کنترل یا اتوپایلوت آن است . وظیفه اتوپایلوت ایجاد پایداری ،تعادل و عملکرد مناسب سیستم حلقه بسته برای طی مسیر مورد  نظر تا رسیدن به مقصد است .اهمیت و حساسیت سیستم کنترل به عنوان بخشی از تمامی اجسام پرنده باعث ایجاد زمینه علمی وتحقیقاتی به عنوان کنترل پرواز گردیده است .در کنترل پرواز طراحی سیستم های کنترل اجسام پرنده شامل هواپیماها و فضاپیماها, هواپیما و بالگرد های بدون سرنشین و انواع موشک ها که سیستم هایی با معادلات دینامیک غیر خطی , متغیر با زمان ودارای عدم قطعیت های ساختاری و پارامتری اند مورد بررسی قرار می گیرند . دراین میان رویکردهای کنترلی بسیاری برای دستیابی به پایداری و عملکرد مطلوب با توجه به دقت , سرعت و قابلیت های مانور پذیری مورد نظر در جهت غلبه و کم اثر کردن عدم قطعیت ها ,خطای مدل سازی و…تحقق یافته است.از جمله این رویکردها می توان روش های تطبیقی و مقاوم و نیز روشهای هوشمند مبتنی بر سیستم های عصبی و فازی و یا ترکیبی از این روش ها اشاره کرد.
موشک ها از دسته ای از اجسام پرنده اند که به دلیل شرایط پرواز وکاهش جرم در طول پرواز و تغییر ارتفاع ضرایبی آیرودینامیکی معادلات آن نامعلوم و دارای عدم قطعیت است .بنابراین استفاده از روش های تطبیقی و مقاوم در طراحی اتوپایلوت بطوریکه پارامتر های نامعلوم دینامیک موشک را تخمین زده و متناسب با تغییر این پارامتر ها در دینامیک ،پارامتر های اتوپایلوت نیز تغییر کند ،ضروری به نظر می رسد.از طرفی موشک STT که در این تحقیق مورد بحث است به دلیل نداشتن دینامیک داخلی معادلات دینامیکی آن بصورت آفین قابل باز نویسی است .اگر توابع موجود در مدل آفین را نامعین (که به واسطه وابستگی به پارامتر های نا معلوم مانند عدد ماخ این فرض صحیح است ) فرض کنیم.می توان با استفاده از تئوری تطبیق این توابع را تقریب زد ( روش تقریب مستقیم ) و یا قانون کنترل که به سبب وابسته بودن به این توابع نیز نامعین است را تقریب زد . این روش ،تقریب مستقیم نامیده می شود .مشکل اصلی روش تقریب مستقیم آنست که علامت ضریب ورودی کنترل در مدل آفین ، در قواعد تطبیق بکار میرود بنابراین بایستی علامت آن همواره مشخص باشد.
اگر چه دینامیک موشک اساسا غیر خطی است اما اگر مسئله موشک به عنوان یک مسئله خطی در نظر گرفته شود واتوپایلوت آن از کنترل کنندهای کلاسیک مرسوم طراحی گردد با توجه به تغییر شرایط پرواز , نقطه کار تغییر کرده و سیستم حلقه بسته از عملکرد مناسبی برخوردار نخواهد بود .بنابراین اگر یک روش مقاوم مبتنی بر سیستم خطی ارائه گردد ، قانون کنترل مقاوم خطی د ر صورت برآورده شدن شرایط مورد نظر اثر عدم قطعیت ها و تفاوت بین سیستم غیر خطی و سیستم خطی سازی شده در موشک STT را حذف می کند و عملکرد مطلوب حاصل می گردد.

در این پایان نامه در فصل اول به کلیات تحقیق شامل هدف، پیشینه و روش کار تحقیق پرداخته می شود.در فصل د وم به طور مختصر مفهوم هدایت کنترل و جایگاه اتوپایلوت در دینامیک پر واز بررسی می گردد.
در فصل سوم روش های تطبیقی ، مقاوم و هوشمند در کنترل پرواز و قابلیت این روشها در تقابل با عدم قطعیت های ساختاری و پارامتری مورد بررسی قرار می گیرد.

در فصل چهارم مدل سازی دینامیک موشک STT و رهیافت روش های کنترلی مورد بحث است.

فصل پنجم که به طراحی و شبیه سازی و بررسی عملکرد کنترل کننده های طراحی شده اختصاص دارد و دارای دو بخش طراحی مجزاست.
در بخش اول که طراحی کنترل کننده مود لغزشی انتگرالی تطبیقی مدل مرجع است قانون کنترل ایدال طراحی شده به روش مود لغزشی با استفاده از تقریبگر RCMAC بطور مستقیم تقریب زده می شود. در این حالت علامت ضریب کنترل ورودی در مدل آفین موشک تعیین علامت وهرتغییر علامت به قواعد تطبیق اعمال می گردد.

برای دانلود متن کامل پایان نامه اینجا کلیک کنید.