در این پایان نامه یک اتوپایلوت مبتنی بر مد لغزشی مرتبه دوم برای یک وسیله حمل و نقل هوافضایی در فاز اتمسفریک پرواز طراحی شده است. استفاده از این روش بمنظور حل مسئله چترینگ موجود در روش کنترل مد لغزشی متداول می باشد، ضمن آنکه این الگوریتم از عملکرد و دقت بالایی برخوردار است و خواص مد لغزشی را بخوبی حفظ می نماید. در ابتدا طراحی یک سیستم کنترلی کلاسیک اما متغیر با زمان برای وسیله حمل و نقل هوافضایی طراحی گردیده است تا با استفاده از یک روش ساده و کارآمد، عملکرد سیستم های کنترل کلاسیک را بهبود ببخشد. سپس، یک سیستم کنترلی مد لغزشی متداول بهبود یافته ای از مد لغزشی برای وسیله حمل و نقل هوافضایی طراحی شده است تا عملکرد و مقاوم بودن آن در مقایسه با سیستم های کنترل کلاسیک مقایسه شود. در نهایت دو سیستم کنترل مد لغزشی مرتبه دوم مبتنی بر الگوریتم پیچشی طراحی شده تا نشان داده شود عملکرد و مقاوم بودن این روش در مقایسه با کنترل مد لغزشی متداول بمراتب بهتر بوده و از عدم حساسیت بالایی نسبت به حضور اغتشاشات وارد شده به وسیله برخوردار است. ضمن آنکه مسئله نوسانات با فرکانس بالای مد لغزشی حل شده و همچنین دارای پیاده سازی آسانی می باشد.

اکثر مسائل مهندسی دارای طبیعتی چند هدفی و چند موضوعی می باشند. به بیان دیگر این مسائل درای اهداف و موضوعاتی در طراحی هستند که تقابل مستقیمی با هم دارند. تا کنون در تعداد بسیار زیادی از مسائل بهینه سازی طراحی چند موضوعی، روش های بهینه سازی تک هدفی مورد استفاده قرار گرفته اند تا با در نظر گرفتن قیود مسئله به بهینه (ماکزیمم یا مینیمم) نمودن تابع هدف مسئله بپردازند. اگرچه همانطور که اشاره شد، طبیعت اکثر مسائل مهندسی شامل مجموعه ای از اهداف در تضاد با یکدیگر می باشد و بنابراین توسعه ساختارهای بهینه سازی چند موضوعی برای حل مسائل چند هدفی اجتناب ناپذیر است. بر خلاف مسائل بهینه سازی تک هدفی که تنها یک جواب بهینه به عنوان پاسخ نهایی مسئله به دست می آید، در روش های بهینه سازی چند هدفی مجموعه ای از جواب های بهینه بوجود خواهند آمد که نشان دهنده نوعی از مصالحه بین توابع هدف هستند. به این مجموعه از پاسخ های بهینه جواب های پرتو گفته می شود. هر یک از این جواب های بهینه پرتو را می توان به عنوان پاسخی قابل قبول و بهینه برای مسئله طراحی در نظر گرفت. از این رو طراحان می توانند یک پاسخ دلخواه را از میان مجموعه جواب های بهینه به دست آمده انتخاب نمایند. معمولا آنچه طراحان را در انجام این انتخاب یاری می رساند دانش اولیه ای نسبت به محصول مورد نظر و یا برخی از الویت های طراحی می باشد. بر اساس کارهای تحقیقاتی متفاوتی که تا کنون انجام شده است، به دلیل تقابلات پیچیده و غیر خطی بین متغیرهای مختلف موجود در موضوعات طراحی، نیاز به استفاده روش های بهینه سازی چند هدفی در ساختار بهینه سازی مشارکتی در اکثر مسائل واقعی بهینه سازی طراحی چند موضوعی احساس شده است. در این پایان نامه، به منظور توسعه عملکرد ساختارهای بهینه سازی سنتی و مشارکتی، الگوریتم های تک هدفی و چند هدفی بهینه سازی جمعیت ذرات در مورد استفاده قرار گرفته اند. برای نیل به این هدف دو مسئله نمونه طراحی سنتی یک ماهواره بر کوچک و طراحی مشارکتی یک ماشین مسابقه فرمول 1 در نظر گرفته شده اند. همچنین یک تصمیم ساز فازی برای انتخاب بهترین پاسخ بهینه در میان پاسخ های پرتو به دست آمده مورد استفاده قرار گرفته است.

None

در این تحقیق، یک قانون هدایت شبه بهینه با استفاده از تئوری اغتشاشات تکین، برای هدایت یک موشک حامل ارائه شده است. برای به دست آوردن این قانون هدایت، ابتدا مسیر یک موشک حامل با استفاده از تعریف ورودی کنترلی به صورت یک تابع پارامتری با توابع مختلف خطی، اسپلاین و بزییر طراحی و توسط الگوریتم ژنتیک، مصرف سوخت آن بهینه سازی شد ه است که منجر به طراحی هدایت حلقه باز براساس برنامه فراز برای ارضای قیود اتمسفری و سازه ای شده است. در گام بعدی، تئوری اغتشاشات تکین در مورد یک مسئله هدایت حامل ماهواره پیاده سازی شده و یک هدایت حلقه بسته برای جبران اغتشاشات اتمسفری و عدم قطعیت پارامترها به دست آمده است. در این روش، معادلات حالت به دو دسته کند و تند تقسیم می شوند. حل حالت های کند، منجر به بهینه گی مسیر شده که با تعداد معادلات کمتری این امر اتفاق می افتد که در این بخش، از منحنی بزییر برای تولید مسیر بهینه استفاده شده است. حل حالت های تند نیز با استفاده از تئوری خطی سازی پس خور منجر به یک کنترل کننده شده است که حل بهینه خارجی را تعقیب می کند. نتایج ارزیابی ها نشان می دهند که این قانون هدایت، در مقابل اغتشاشات مقاوم است و علاوه بر بهینه گی قانون هدایت به دست آمده، شرایط تزریق مداری، حتی در حضور عدم قطعیت ها نیز را محقق می سازد.

در این مستند که به منظور شرح فعالیت ها و نتایج یک طرح پژوهشی با عنوان «طراحی بهینه هدایت از پیش تنظیم با استفاده از سیستم فازی - عصبی» تدوین شده است، بر روی بحث طراحی برنامه فراز یک ماهواره بر سه مرحله ای تمرکز شده است. اما قبل از طراحی برنامه فراز یک شبیه ساز دو درجه آزادی قطبی تدوین شده که در مراحل بعد مورد استفاده قرار می گیرد. به منظور طراحی برنامه فراز در ابتدا با استفاده از یک روش عددی بهینه سازی، برنامه فراز بهینه حلقه باز از پیش تنظیم با ارضاء قیود مسأله، ارائه گردیده و توانایی آن در طراحی مسیرهای مختلف اثبات می شود. بعد از آن به منظور تولید برنامه فراز حلقه بسته، که به صورت آنلاین کار می کند از پایگاه مسیرهای بهینه که قبلاً ایجاد شده بودند، سیستم فازی – عصبی آموزش داده می شود و توانایی آن در تعمیم و گسترش سایر مسیرهای مورد بررسی که در فرآیند آموزش نقشی نداشته اند با استفاده از شبیه ساز تدوین شده به اثبات می رسد.

سیستم ها و پدیده های آیروالاستیک، از مسائل مورد توجّه و علاقه در صنایع مرتبط با علوم هوافضا می باشند. کارِ حاضر، به بررسی حوزه ها ی درگیر در رویکرد طرّاحی کنترل غیرفعّال و فعّال ارتعاشات یک سیستم آیروالاستیک، پرداخته است و با تعریف این حوزه ها، روش مناسبی را جهت مشارکت و سازماندهی آن ها در فرآیند طرّاحی، به کار می گیرد. بدین منظور، کنترل آیروالاستیک یک سیستم بال-فلپ دو بعدی، تحتِ بارگذاری آیرودینامیکی ناپایا و در یک میدان جریان پتانسل تراکم ناپذیر، مدنظر قرار داده شده است. در ابتدا، مدل سازی و تحقّق های متداول این سیستم در حوزه ی زمان، ارائه و با یکدیگر مقایسه می گردند. سپس، روش های کنترل غیرفعّال و فعّال، به صورت همزمان، در یک چهارچوب کاری بهینه سازی طرّاحی چند موضوعی مورد استفاده قرار می گیرند تا پدیده ی آیروالاستیکِ فلاتر را که یک ناپایداری مخرّب و نتیجه ی تداخل بین نیروهای آیرودینامیک، اینرسی و الاستیک است، سرکوب نموده و سطح ارتعاشات سیستم را کاهش دهند. تئوری کنترل بهینه ی خطّی، جهت پیاده سازی یک کنترلر فیدبکِ حالت، به کار گرفته شده است. علاوه براین، به علت حضور متغیّرهای حالت به اصطلاح پس-فاز آیرودینامیکی در سیستم، که غیرقابل اندازه گیری هستند، از رویتگر مرتبه کاهش یافته ی لیونبرگر با یک رویکرد بهینه استفاده گردیده است. سرانجام، مدل یک پارچه ی آیروالاستیک و کنترل، به صورت همزمان، با فرموله سازی یک مسئله ی بهینه سازی چند هدفی ایده آل، بهینه می گردد. نتایج شبیه سازی سیستم بال-فلپ براساس رویکرد بهینه سازی طرّاحی چند موضوعی، بهبود در عملکرد کلی سیستم را نسبت به روش های طرّاحی مرسوم کنترل بهینه، نشان می دهند.

پیچیدگی روزافزون سیستم ها، عدم قطعیت های ساختاری و اغتشاشات ناشناخته منجربه ناکارآمدی روش های کنترل سنّتی شده اند. از طرفی با توجه به پویایی سیستم تحت کنترل، تغییر شرایط کاری، بروز نایقینی و حتی تغییر سیستم در اثر فرسودگی، نیاز به طراحی و تنظیم مجدد کنترل کننده به وجود می آید. مسأله تنظیم مجدد پارامترهای کنترل کننده به خودی خود، کاری زمان بر است. با پیچیده تر شدن این سیستم ها، شناسایی و کنترل آنها با روشهای قبلی دشوارتر و گاه غیرممکن می شود تا جایی که حتی مدل های ساده شده ای از این فرآیندهای غیر خطی و متغیر با زمان دارای پارامترهای نامعلوم می باشند. بدین ترتیب حتی روش های کلاسیک تطبیقی هم به دلیل وابستگی به مدل کارآیی خود را از دست می دهند. در این میان کنترل هوشمند، شاخه ای از علم کنترل می باشد که در آن الگوریتم های کنترلی مورد بررسی، انعطاف پذیری لازم را در مواجهه با این شرایط دارا هستند؛ این الگوریتم ها می توانند بر پایه سیستم های بیولوژیکی هوشمند بنا نهاده شده باشند. بسیاری از پیشرفت های موجود در گرایش ها و موضوعات مختلف در سال های اخیر، مدیون روش های کنترلی هوشمند می باشد و این دسته از روش ها به خوبی توانسته اند بر مشکلات موجود مانند عدم قطعیت ها و یا اغتشاشات فائق آیند. منطق فازی، شبکه های عصبی و روش های کنترلی مبتنی بر یادگیری تقویتی، از جمله روش های هوشمند بر اساس فرآیند های بیولوژیکی می باشند که توانسته اند راه حل هایی برای بسیاری از مسائل حل نشده در علم کنترل معرفی نمایند. در این رساله مدل محاسباتی مربوط به الگوریتم یادگیری عاطفی مغز انسان به عنوان یک روش نوین برای یادگیری تقویتی در فصل دوم معرفی خواهد شد. در ادامه ضمن معرفی مکانیزم کنترلر هوشمند مبتنی بر مدل این الگوریتم، کارآیی عملکرد آن در مقایسه با سایر کنترلرهای هوشمند فازی و عصبی و (پس از تعمیم آن برای کنترل سیستم های چند متغیره) نیز کنترلر غیرخطی گشتاور محاسبه شده نمایش داده خواهد شد. توسعه این روش کنترلی جهت طراحی اتوپایلوت تطبیقی- هوشمند کانال فراز یک وسیله پرنده هوایی مافوق صوت و دارای دینامیک غیر خطی در فصل3 معرفی شده است و قابلیت های خود را در یک سناریوی هدایتی و در مقایسه با اتوپایلوت تطبیقی جدول بندی بهره اثبات خواهد کرد. در نهایت با پیاده سازی عملی این کنترلر بر روی دستگاه آزمایشگاهی الکتروسروهیدرولیک دورانی در فصل4، نتایج تجربی حاصل از کنترل موقعیت زاویه ای به خصوص در رابطه با تغییرات فرکانس و دامنه سیگنال مرجع و نیز تغییرات فشار کاری سیستم در حین اجرا به منظور بررسی ویژگی های تطبیق پذیری و مقاوم بودن این کنترلر مورد بحث و بررسی قرار گرفته است. در آخر مکانیزمی برای سوئیچینگ بین یک کنترلر کلاسیک بهینه شده و کنترلر هوشمند معرفی شده به منظور بهبود عمل کنترلی بیان گردیده است.

در این پایان نامه ابتدا به معرفی طرح مورد نظر که یک نوع هواپیمای بدون سرنشین پرتاب شونده از توپ می باشد، پرداخته شده است وتلاش شده تا با دید یک طراح سیستم به مسئله نگاه شود. بعد از تعریف هدف و بیان مأموریت برای این پرنده به استخراج اولویت ها و تداخلات موجود در طراحی پرداخته شده که برای این منظور از روشی به نام ماتریس ارتقاء خانه کیفیت کمک گرفته شده است. روند طی شده در طراحی سیستمی نظام مند شده و بصورت یک ماتریس طراحی ارائه شده است. سپس باب حل مسائل چند موضوعی باز شده که بعد از بیان توضیحات مکفی نهایتاَ منجر به بیان ایده ای جدید در مسائل طراحی چند موضوعی با چند هدف به کمک ماتریس ارتقاء خانه کیفیت شده است. از اینجا به بعد سعی شده تا ایده بهینه سازی روی پرتابه مورد بحث پیاده سازی گردد. لذا ابتدا شبیه سازی دینامیک پرتابه از زمان پرتاب تا لحظه باز شدن بال ها، بررسی شده است. مراحل بیرون آمدن پرنده بدون سرنشین از پوسته، باز شدن چتر و باز شدن بال ها همگی در شبیه سازی مد نظر قرار گرفته اند. ضرایب آیرودینامیک مورد نیاز در شبیه سازی، با استفاده از نرم افزار missile datcome بدست آمده و با استفاده از میانیابی دو بعدی بر حسب عدد ماخ و زاویه حمله در برنامه شبیه سازی مورد استفاده قرار می گیرند. سپس با در نظر گرفتن تابع هدف برد حداکثر و انتخاب متغیرهای طراحی مناسب شامل مسیر و هندسه، یک مسئله بهینه سازی چند موضوعی تعریف شده است. در انتهای پایان نامه با توجه به اینکه جرم کمینه لزوماَ برد بیشینه را سبب نمی گردد بالستیک داخلی و خارجی به هم کوپل و به عبارتی وزن کل پرتابه به عنوان یک متغیر طراحی به سایر متغیرهای طراحی مسئله بهینه سازی شبیه سازی و آیرودینامیک اضافه گردیده است. چرا که با تغییر وزن، سرعت دهانه نیز تغییر خواهد کرد و هر دو پارامتر فوق (وزن و سرعت دهانه) جزء ورودی های برنامه شبیه سازی محسوب می شوند. در نهایت نتایج بدست آمده بصورت یک جدول و برای وزن های متفاوت پرنده بدون سرنشین بیان شده اند.

در طراحی وسایل پرنده، خیلی از شاخه های تخصصی مهندسی مانند آیرودینامیک، پیشرانش، سازه و کنترل، دخیل هستند. تصمیم گیری در طراحی هر موضوع، شدیداً به تصمیماتی که در سایر موضوعات گرفته می شود، بستگی دارد. در فرآیند مرسوم طراحی، مهندسان هر رشته سعی می کنند بهترین طرح را در حوزه ی خود ارائه کنند، بدون اینکه توجه ویژه ای به نیازمندی های سایر موضوعات داشته باشند. برای حل این مشکل، رویکردی جدید در طراحی با نام طراحی چندموضوعی، توسط مهندسین طراح بنیانگذاری شد. در این روش نگرش موضوعی جای خود را به نگرش سیستمی می دهد و اثرات متقابل موضوعات مختلف در طراحی لحاظ می شوند. در دنیای پر رقابت امروز، برآورده شدن عملکرد مطلوب سیستم، به تنهایی کافی نیست، بلکه لازم است آن سیستم، بهترین باشد. این موضوع، طراحان را به فکر استفاده ی همزمان از مزایای رویکرد طراحی چند موضوعی و روشهای بهینه سازی عددی انداخت؛ حاصل این تفکرات روش بهینه سازی طراحی چند موضوعی (mdo) می باشد. تأکید در این پایان نامه، بر روی موضوع هزینه، به عنوان یکی از موضوعات مهم، در بین موضوعات mdo، می‏باشد. از آنجاییکه برای پرداختن به این موضوع، باید به موضوعاتی مانند روند تحلیل و تخمین هزینه و همچنین مهندسی هزینه و مدل‏های هزینه، مجهز بود، در حد امکان به آن‏ها پرداخته شده است. سپس، با انتخاب یکی از مدل های هزینه ماهواره بر، کد کامپیوتری مناسب برای پیاده سازی این مدل، تهیه شده است. در ادامه، چگونگی به کارگیری این مدل، در ساختار بهینه سازی طراحی چندموضوعی، بررسی می شود. در پایان، راهکارهای کاهش هزینه های پرتاب، مورد بررسی قرار گرفته و با استفاده از مدل هزینه ی تدوین شده، تصمیمات راهبردی در زمینه توسعه سامانه های پرتاب، بررسی می گردد.

مدل سازی دینامیکی و طراحی سیستم کنترل برای سیستم های انعطاف پذیر یکی از زمینه های مهم قابل توجه در پژوهش های صنعتی و دانشگاهی می باشد. تنوع مدلسازی و نیز ارائه راهکار های کنترلی برای کاهش اثرات نامطلوب ارتعاشی و انعطاف پذیری، این زمینه را به موضوعی فعال و پویا تبدیل نموده است. از طرف دیگر، توسعه محصولات صنعتی با دیدگاه مواد بکارگرفته شده سبک و کم حجم جهت بهینه سازی عملکرد، باعث افزایش اثرات ارتعاشی در سیستم های مختلف شده است. در این میان، موضوع ذکر شده در دسته ای از محصولات هوافضایی نظیر ماهواره برها بیشتر نمود پیدا می کند. پدیده های ارتعاشی و خواص انعطاف پذیری موجب می گردد که طراحی سیستم کنترل وضعیت برای سامانه های پیچیده حامل ماهواره به طور قطعی با لحاظ کردن کاهش اثرات ارتعاشی همراه باشد. در این رساله، روند کاملی از مدلسازی دینامیکی یک سیستم ماهواره بر با اعمال خواص ارتعاشی نظیر خمش سازه و تلاطم سوخت با تدوین استراتژی دینامیکی مناسب و روش برداری–ماتریسی ارائه شده است. در ادامه با توجه به پیچیدگی مدل، راهکار مفیدی جهت اعتبار سنجی آن بر مبنای بکارگیری همزمان خواص نرم افزار های المان محدود و دینامیکی نظیر ansys و adams آمده است. پس از روند مدلسازی، با هدف کاهش اثرات نامطلوب چند زیر سیستم ارتعاشی به طور همزمان، روش های پردازش سیگنال روی خط و ابزار هایی نظیر بانک های فیلتر و فیلتر های تطبیقی زیرباند بکار گرفته شده اند تا بتوان در حلقه بسته سیستم کنترل اصلی با مدیریت حوزه فرکانس های فعال، رفتار های نامطلوب ارتعاشی را به کمترین حد ممکن رسانید. بکارگیری روش های زیرباند در مقایسه با روش های تمام باند که تاکنون و در پژوهش های گذشته در چنین سیستم هایی مورد استفاده قرار می گرفته، به کاهش حجم محاسبات و افزایش همگرایی الگوریـتم و برخی خواص دیگر منجر می گردد. در این میان، دو راهکار اصلی فیلتر تطبیقی زیرباند بدون تاخیر و بانک فیلتر مستقیم به عنوان مبنای طراحی در نظر گرفته شده و هردو روش بر روی مدل غیر خطی پیاده سازی شده اند. مشکل اصلی بکارگیری روش های پردازش روی خط که به تاخیر آنها بر می گردد با بکارگیری روش های مدل مرجع و اعمال شرایطی در طراحی بانک فیلتر، به خوبی اصلاح شده است. نتایج بررسی ها و شبیه سازی ها نشان می دهد که کنترل کننده ارتعاشات بر مبنای ابزار توانمند پردازش زیرباند، به عنوان یک راهکار بسیار ارزشمند در کاهش اثرا ت نامطلوب ارتعاشی در سیستم هایی با چند زیر سیستم ارتعاشی به گونه ای قابل استفاده می باشد که علاوه بر تحقق کنترل مود های ارتعاشی، کمترین تاثیر را بر عملکرد سیستم اصلی خواهد داشت. علاوه بر این، مشخص گردید که از دیدگاه های مختلف، روش های بدون تاخیر زیرباند در کنترل ارتعاشات سامانه هایی که از حلقه کنترل بسته استفاده می کنند نسبت به روش های مستقیم بهتر عمل می نمایند.

در تمام مدت چرخه عمر یک وسیله، به طور ذاتی مقدار زیادی عدم قطعیت وجود دارد که از خود سیستم وسیله هوافضایی و همچنین محیط و شرایط عملیاتی ناشی می شوند. روش های تحلیلی دقیق و پیشرفته ای برای لحاظ کردن عدم قطعیت ها توسعه یافته اند که بر اساس آنها دو دسته روش به نام های بهینه سازی طراحی مقاوم و بهینه سازی طراحی بر مبنای قابلیت اطمینان وجود دارند. موضوعات دخیل در طراحی وسایل هوافضایی به شدت با یکدیگر کوپل هستند و این موضوع انتشار عدم قطعیت بین آنها را تشدید می کند بنابراین مطلوب آن است که در چنین سیستم هایی از روش های بهینه سازی طراحی چند موضوعی استفاده شود تا کوپلینگ بین موضوعات مختلف به خوبی انجام شود. با این دورنما، بهینه سازی طراحی چندموضوعی بر مبنای عدم قطعیت وارد عرصه مطالعات آکادمیک شده است. در این پایان نامه بهینه سازی طراحی مقاوم یک ماهواره بر سوخت مایع با احتساب عدم قطعیت ارائه شده است. موضوعات در نظر گرفته شده در این طراحی چند موضوعی عبارتند از: پیشران، آیرودینامیک و مسیر. عدم قطعیت در برخی پارامترهای طراحی که تأثیر بیشتری روی طراحی و تابع هدف دارند با استفاده از روش آنالیز احتمال و در نظر گرفتن توزیع نرمال لحاظ شده است. تابع هدف در نظر گرفته شده مینیمم کردن جرم کل وسیله است به طوریکه قیود مأموریتی و مسیر برآورده شوند و تابع هدف نسبت به عدم-قطعیت های اعمالی از مقاومت خوبی برخوردار باشد. از اینرو اینگونه مسائل بهینه سازی طراحی مقاوم به صورت یک مسئله بهینه سازی چند هدفی مدلسازی می شوند.

استفاده از هدایت q برای هدایت یک ماهواره بر به مدار موضوع تحقیق پیش رو می باشد. چالش اصلی برای کاربرد هدایت q روی ماهواره بر عبارت است از بازتعریف مفهوم سرعت لازمه برای ماموریت انتقال مداری. ایرادات موجود در تعاریف ارائه شده، نویسنده را بر آن داشت تا تعریف جایگزینی برای سرعت لازمه ارائه نماید، که این تلاش در نهایت منجر به ارائه الگوریتم تحقق پارامترهای مداری شد. نتایج به دست آمده از شبیه سازی روش پیشنهاد شده نشان دهنده عملکرد مناسب روش مورد بحث در هدایت ماهواره بر به مدار می باشد. در این گزارش نقاط قوت و نکات منفی روش پیشنهاد شده کاملاً تحلیل شده و پیشنهاداتی نیز برای ادامه کار ارائه شده است. از رهگذر تحقیقات انجام شده در طول این پروژه، روش های دیگری نیز مورد توجه نویسندگان قرار گرفته و مورد بررسی و ارزیابی واقع شدند. روش اول یک الگوریتم هدایت ترمینال کاربردی به نام igm می باشد که مشروح جزئیات آن در فصل دوم مورد اشاره واقع شده و در فصول بعد نیز از مسیرهای آن به عنوان مسیر نامی برای الگوریتم تحقق مداری استفاده شده است. روش دوم که در حین مطالعه روی محاسبه سرعت لازمه مورد توجه نویسنده واقع شد، هدایت c* می باشد. هر چند مطالعات انجام شده روی این الگوریتم نتیجه قابل قبولی برای هدایت ماهواره بر نداشت، ولی در این مسیر روشی برای هدایت محموله های ورودی به جو به دست آمد که در فصلی جداگانه به آن پرداخته خواهد شد. در این روش اثرات اتمسفر روی مسیر پیش بینی شده و دقت افزایش می یابد.

روشهای بهینه سازی طراحی چند موضوعی نامعین طی یک دهه اخیر مورد توجه محققین قرار گرفته اند. این روشها علیرغم مزایای فراوان دارای هزینه محاسباتی بسیار بالایی هستند. در این رساله روشی جهت کاهش هزینه محاسباتی مسائل بهینه سازی طراحی چند موضوعی نامعین بر مبنای تفکیک موضوعات ارائه شده است. جهت روشن شدن الگوریتم پیشنهادی و بازده محاسباتی آن دو مسأله نمونه بهینه سازی چند موضوعی نامعین، با روش مرسوم مونت -کارلو و روش پیشنهادی حل شده اند. نتایج حاکی از کاهش هفتاد درصدی هزینه محاسباتی در روش پیشنهادی می باشد. علاوه بر این نشان داده شد که نقطه طراحی حاصل از بهینه سازی معین نقطه شروع بسیار مناسبی جهت بهینه سازی نامعین می باشد. در ادامه بهینه سازی طراحی چند موضوعی نامعین یک ماهواره بر دو مرحله ای سوخت جامد مد نظر قرار گرفت. بدین منظور تابع هدف، متغیرهای طراحی، قیود و پارامترهای مسأله به صورت مناسب انتخاب شده و موضوعات پیشرانش، وزن، آیرودینامیک و مسیر در یک ساختار مناسب بکار گرفته شده اند. با توجه به نقش تعیین کننده نقطه شروع فرآیند طراحی، روشهایی جهت بهبود بازده محاسباتی الگوریتمهای بهینه سازی مهاجرت پرندگان و شبیه سازی سرد شدن پیشنهاد شده و بهینه سازی معین مسأله مورد نظر با آنها انجام شده است. نتایج نشان دهنده بهبود بازده محاسباتی حدود چهل درصدی در الگوریتمهای بهبود یافته می باشد. در پایان مساله بهینه سازی طراحی چند موضوعی نامعین ماهواره بر با اعمال روش تفکیک پیشنهادی حل شده و نتایج ارائه شده است. با وجود افزایش حدود هشت تنی جرم ماهواره بر، به دلیل افزایش قابلیت اطمینان هزینه حمل واحد جرم به مدار 25 درصد کاهش نشان می دهد. علاوه بر این زمان محاسباتی که حدود 67 روز برآورد شده بود به 9 روز کاهش یافته است.

در پایان نامه حاضر هدف هدایت یک پرنده بدون سرنشین از میان نقاط راه بر اساس الگوریتم های احتمالاتی می باشد. در میان الگوریتم های احتمالاتی الگوریتم rrt دارای مزایای بسیاری می باشد که به صورت گسترده در مسائل مختلف طرح ریزی مسیر مورد استفاده قرار گرفته است. در اینجا با افزودن مفهوم هدایت line of sight به این الگوریتم یک روش نمونه برداری موثر پیشنهاد گردیده و در فصل 2 با استفاده از این الگوریتم ترکیبیِ جدید، به تعیین نقاط راه و مسیر اولیه در یک محیط همراه با موانع در حالت دو بعدی و سه بعدی پرداخته شده است. در تولید نقاط راه توسط الگوریتم پیشنهادی قیود دینامیکی پرنده به صورت مناسب مورد توجه قرار نمی گیرد. از این رو، مسیرهای نتیجه شده از فصل 2 دارای شکستگی بوده و یک پرنده بال ثابت قابلیت عبور از آن را نخواهد داشت. به منظور رفع این مشکل در فصل 3 روشی جدید برای ایجاد یک مسیر هموار قابل پرواز ارائه گردیده است. الگوریتم هموارساز پیشنهادی، بر اساس ترکیب مسیر دیوبینس و منحنی بزییر شکل خواهد گرفت که در نتیجه آن یک منحنی هموار دارای انحنای پیوسته فراهم خواهد شد. مسیر نتیجه شده از این الگوریتم، علاوه بر این که دارای انحنا پیوسته می باشد از این قابلیت نیز برخوردار است که همانند مسیرهای دیوبینس، مسیری را از یک ساختار با زاویه سمت مشخص به یک ساختار دیگر با زاویه سمت مشخص ایجاد می کند. در فصل 4 نیز تلاش برای ارائه الگوریتمی جدید صورت گرفته و نتیجه آن ایجاد یک روش هموارسازی مسیر سه بعدی شده است که مبتنی بر توسعه روش هموارسازی دو بعدی ارائه شده در فصل 3 می باشد. در این فصل یک مسیر هموار سه بعدی ارائه گردیده است که علاوه بر عبور از نقاط راه با زاویه سمت و پرواز مشخص، بدون وجود هیچ پیچشی در منحنی در محل نقاط راه، یک مسیر هموار دارای انحنا پیوسته را برای عبور یک پرنده بدون سرنشین فراهم خواهد کرد.

در این پایان نامه، بر اساس نیاز روز صنعت هوافضا، دو روش جهت طراحی دسته ای از قوانین هدایت که هدایت ترمینال نامند، تدوین و طراحی شده است. این دو روش، بر اساس شاخصه های یک هدایت ترمینال، به شکل پسخورد متغیر های حالت بوده و در طراحی آن از روش های عددی بهره گرفته شده است. از میان روش های عددی موجود، روش برنامه ریزی دینامیکی تقریبی (approximate dynamic programming) که کمتر در علوم هوافضا مورد توجه بوده است، انتخاب گردیده و با توجه به قابلیت های این روش، قانون adpg ارائه شده است. این قانون هدایت علاوه بر محاسبه فرمان هدایت بر اساس پسخورد متغیرهای حالت، ویژگی های یک قانون هدایت بهینه و تطبیقی را نیز از خود نشان می دهد.

امروزه تقاضا برای ایمنی، کارایی و قابلیت اطمینان در سیستم های دینامیکی ساخته دست بشر رو به افزایش است. این نیاز به خاطر افزایش پیچیدگی و نیز اتوماتیک شدن عملکردها در سیستم ها بیشتر به چشم می خورد. آگاهی زودهنگام از وقوع عیب در یک سیستم باعث جلوگیری از خرابی، از کارافتادگی و صدمه به سیستم و انسان می شود. در این راستا بحرانی بودن ایمنی در هواپیماهای مسافربری قابلیت اطمینان بالایی را طلب می کند به این منظور قوانین و مقررات پروازی حدود قابلیت اعتمادی را برای اجزای هواپیما الزام می کنند. مثلاً احتمال وقوع عیب در سنسورهای یک هوایپیمای حمل و نقل تجاری که منجر به وقوع فاجعه شود باید?10?^(-4)بار در ساعت باشد. سازندگان هوایپما از سخت افزارهای پیشنهادی مانند استفاده از چند سنسور (دوگانه، سه گانه، و چهارگانه)، عملگرها و کامپیوترهای مشابه در پرواز به این قابلیت اعتماد دست یافته اند.اما در هواپیماهای بدون سرنشین با توجه به محدویت های وزنی و فضای اشغالی به منظور کاهش پیچیدگی، وزن، فضای اشغالی و در نتیجه کاهش هزینه های پرواز می توان از روش های عیب یابی تحلیلی به جای بخشی از سخت افزارهای اضافی و همچنین چک های تعمیر و نگهداری استفاده کرد. لذا با توجه به اهمیت تشخیص عیب و چگونگی مقابله با عیب واقع شده به صورت برخط در سامانه های هوافضایی بدون سرنشین، در پایان نامه ارائه شده سعی بر آن است که عملکرد پروازی هواپیما را در صورت حادث شدن عیب در عملگر، که شامل عیب نرم و یا عیب نرم چندگانه می شود،نزدیک به شرایط بهینه حفظ نمود. روش مورد بررسی و ارائه شده تخصیص کنترلاست که روش کنترلی تحمل عیب است و هدف آن کنترل و حفظ پایداری هواپیمایی است که دچار خرابی عملگر شده است. تخصیص کنترل در واقع ایجاد نیروها و ممان های مطلوب با استفاده از مجموعه ای از عملگرها است؛ به عبارت دیگر پرنده ای که باید کنترل شود، تعداد عملگرهای باالقوه بیشتری نسبت به اهداف کنترلی تعیین شده دارد و عملگرهای در دسترس باید به گونه ای به منظور برآورده کردن اهداف کنترلی به کار گرفته شوند. در روش ارائه شده در صورت بروز عیب، خروجی قانون کنترلی که مجموعه ای از ممان های مطلوب می باشد به بلوک تخصیص کنترل ارسال می شود تا با انتخاب مکان ها و موقعیت های مناسب برای عملگرها به منظور تولید این ممان ها در راستای حفظ پایداری پرنده گام بردارد. در روش مذکور نیازی به بررسی تمامی سناریوهای عیب و خرابی که انتظار می رود اتفاق بیفتد نیست و کنترل داخلی قادر است هر گونه عیب را در صورتیکه دینامیک پرنده نیز قادر باشد، جبران نماید.

در این پژوهش با بیان چالشهای موجود در سیستمهای تطبیقی، به بیان مفاهیم و اصول طراحی یک روش تطبیقی جدید به نام پرداخته میشود. در این پایان نامه با روشی متفاوت نسبت به سایر روشهای طراحی کنترل تطبیقی مطرح شده در مراجع مختلف کنترلر طراحی میگردد. سپس با استفاده از مدل های خطی و غیرخطی یک ماهواره بر انعطاف پذیر، با در نظر گرفتن شرایط مختلف پروازی عملکرد کنترل تطبیقی مورد بررسی قرار گرفته است. نتایج حاصل نشان می دهد که با استفاده از کنترلر تطبیقی میتوان اثرات نامطلوب مودهای سازه ای فرکانس پایین را در حالت های پروازی مختلف به راحتی با حفظ عملکرد مطلوب و مقاوم بودن سیستم کنترلی کنترل نمود. در این پژوهش تأثیر شکست عملگرها بر سیستم کنترلی نیز مورد بررسی قرار گرفته است و نشان داده میشود که حتی با وجود تأخیر زمانی در خروجی حسگرها و عملکرد عملگرها، با وجود اغتشاشات و نامعینیهای وارد بر سیستم کنترلی کنترلر طراحی شده عملکرد بسیار مطلوبی خواهد داشت.

سامانه ستاره یاب به عنوان دقیق ترین ابزار کمک ناوبری به همراه سیستم ناوبری اینرسی به منظور تعیین وضعیت مورد استفاده قرار می گیرد. یکی از مهم ترین قیود سامانه ستاره یاب، حجم حافظه سخت افزاری آن است. به منظور کاهش حجم اطلاعات مورد استفاده در نرم افزارهای این سامانه، راهکارهای مختلفی پیشنهاد شده است. یکی از اساسی ترین روش های کاهش حجم اطلاعات، یکنواخت سازی کاتالوگ ستارگان است که در انتها به صورت پایگاه داده در الگوریتم شناسایی الگوی ستارگان مورد استفاده قرار می گیرد. در پژوهش حاضر بعد از تشریح اجمالی عملکرد ستاره یاب، به معرفی کاتالوگ های ستاره مختلف پرداخته و با توجه به سابقه استفاده از کاتالوگ هیپارکوس در پروژه سامانه ستاره یاب نصیر 1، این کاتالوگ به عنوان کاتالوگ مرجع انتخاب می¬شود. کاتالوگ هیپارکوس دارای 5044 ستاره با قدر کمتر از 6 است. برای همگن سازی کاتالوگ، یکنواخت سازی با کمک کره یکنواخت در دستور کار قرار گرفت. سپس فرایند ایجاد کره یکنواخت توضیح داده می¬شود. سه روش قطاع¬های کروی، منحنی شیب¬دار و تامسون برای تولید کره یکنواخت انتخاب شدند. در روش قطاع¬های کروی، کره به قطاع¬های کوچکی تقسیم می شود که هر قطاع نماینده یک نقطه است. در بعدی یعنی روش منحنی شیب¬دار با شیب ثابت، با تولید یک منحنی با شیب یا آزیموت ثابت بر روی کره و ایجاد نقاطی با فاصله یکسان بر روی منحنی تولید شده، کره یکنواخت شکل می¬یابد. در روش آخر یعنی روش عنصر¬های شارژ شده یا تامسون، ذرات با بار مشابه بر روی سطح کره توزیع شده که اثرات متقابل ذرات بر یکدیگر باعث چیدمان یکنواخت آن ها و قرارگیری در حالت حداقل انرژی می شود. پس از ایجاد کره¬های یکنواخت متناظر با هر نقطه بر روی کره ستاره¬¬ای که دارای بهترین شرایط است، از کاتالوگ مرجع انتخاب می¬گردد. برای ارزیابی کاتالوگ¬های تولید شده و انتخاب بهترین روش یکنواخت سازی، هفت معیار ارزیابی تعریف شد. معیار حداقل انرژی، که یکنواخت ترین کره را مشخص می کند؛ معیار اندازه کاتالوگ که مشخص کننده حجم هریک از کاتالوگ¬ها است؛ معیار¬ احتمال حضور حداقل ستاره که بیان¬ کننده احتمال حضور تعداد حداقلی ستاره به منظور شناسایی در میدان دید ستاره یاب است؛ معیار¬های انحراف معیار و میانگین حضور ستارگان که مشخص کننده¬ی پارامترهای توزیع نرمال ستارگان هستند؛ معیار اندازه پایگاه داده که بیان¬گر حجم اطلاعات مورد نیاز برای شناسایی است و معیار صحت شناسایی الگوریتم بازشناسی که مشخص کننده¬ی عملکرد الگوریتم بازشناسی و میزان کارایی سامانه است و به صورت تست نرم¬افزار در حلقه انجام پذیرفت. در آخر با در نظر گرفتن مأموریت سامانه ستاره یاب نصیر 1، به هر یک از معیار¬های ارزیابی با توجه به اهمیتشان وزن داده شد و با جای دهی این اوزان در معادله¬¬ی معدل، کاتالوگ های تولید مورد مقایسه قرار گرفتند که کاتالوگ همگن شده با استفاده از روش عنصر¬های شارژ شده به¬عنوان کاتالوگ برتر انتخاب شد.

در این تحقیق سعی شده است تا دینامیک موشک هنگام حرکت بر روی ریل لانچر دریایی مورد بررسی قرار گیرد و روابط مربوط به معادلات حرکت و ضرائب بار استخراج گردد. با بدست آوردن این روابط ماکزیمم مقدار جابجایی و همچنین ماکزیمم شتاب وارده بر موشک در مدت زمان حرکت موشک در طول ریل بدست خواهد آمد. و نیز معادله شیب محور موشک در لحظه خروج از لانچر بدست می آید. این روابط و در نتیجه مقادیر ماکزیمم آن بعنوان پارامترهای مهم در طراحی سازه موشک استفاده خواهند شد. البته برای بدست آوردن این روابط نیاز به مدلسازی امواج در با و حرکت شناور می باشد که این در فصول اولیه انجام شده است.

در این پایان نامه به طراحی کنترل وضعیت برای یک فضاپیمای زیر مداری پرداخته شده است. با توجه به ویژگیها و برتری های کنترل پیش بین از این کنترل در طراحی استفاده شده است. همچنین طراحی به نحوی انجام شده که بتوان کنترل را بصورت زمان حقیقی پیاده سازی کرد.

ناوبری یکی از زیرسیستمهای بسیار مهم در صنعت هوافضا می باشد. از مهمترین سیستمهای ناوبری میتوان سیستم ناوبری اینرسی را نام برد بطوریکه با داشتن خروجی های سیستمهای ناوبری که شامل موقعیت، سرعت و وضعیت وسیله پرنده استو می توان اطلاعات کامل از پارامترهای پروازی وسیله را در طول حرکت وسیله در دست داشت. می توان گفت که سیستم ناوبری اینرسی از قدیمی ترین نوع این سیستمها می باشد که هنوز هم بطور وسیعی در صنایع هوافضا و سایر صنایع مورد استفاده قرار می گیرد. اما یکی از اشکلات بزرگ سیستمهای ناوبری اینرسی نامحدود بودن خطای آن است. بدین معنی که با افزایش زمان خطای این سیستمها بشدت افزایش می یابد.

حامل های فضایی بازوهای بشر برای دست یابی به فضا هستند. طراحی این حامل ها پیچیده است و طراحان باید با روش های متنوع طراحی آشنا بوده و متناسب با نوع مأموریت، بهترین روش طراحی را انتخاب کنند. در این پایان نامه سعی شده ضمن انتخاب روش طراحی بهینه چند موضوعی و به طور خاص استفاده از ساختار مشارکتی به عنوان ساختار اصلی، طراحی مقاوم نیز در نظر گرفته شود و با ترکیب این دو روش و دخالت دادن تأثیر عدم قطعیت ها حاملی باکیفیت و مقاوم طراحی گردد.

در این پایان نامه دینامیک پرواز آرایشمند فضاپیما در فرم کارتزین و نیز حل کنترل بهینه در ماموریت تغییر مسیر سنگ فضایی آپوفیس مورد بررسی قرار گرفته است. هدف از انجام این تحقیق، دستیابی به جواب مساله کنترل بهینه ای است که مصرف سوخت فضاپیما را در مانور بازآرایی ساختار پروازی به منظور دستیابی به حالت مطلوب از پیش تعریف شده که بر اساس نیاز های ماموریتی می باشد، را تضمین می?نماید.? ماموریتی که به انجام رساندن آن هدف نهایی انجام این تحقیق است، ماموریت تغییر مسیر یک سنگ فضایی است. سنگ فضایی آپوفیس که یکی از خطرناک ترین اجرام آسمانی است که حیات در کره زمین را در سال های پیش رو، مورد تهدید قرار می?دهد جهت انجام ماموریت فوق الذکر مورد نظر قرار گرفته و در ضمن از ویژگی ها و مشخصات مداری آن جهت شکل دهی ساختار پرواز آرایش مند بهره برداری شده است.?

در این پژوهش دو کنترل کننده تطبیقی برای کاهش ارتعاشات ارابه فرود هواپیما در لحظه فرود و هنگام حرکت روی باند (تاکسی) طراحی شده است. بدین منظور ابتدا مدل دینامیکی شش درجه آزادی حاکم بر ارابه فرود و سپس تابع تبدیل بین جابه جایی چرخ جلو و عملگر بدست آمده است. به دلیل پیچیدگی زیاد این مدل کاهش مرتبه داده شده و با یک خطای ناچیز نسبت به مدل اولیه، تابع تبدیل جدید استخراج گردیده است. در ادامه برای جذب ارتعاشات چرخ جلو در لحظه برخورد با زمین، با کمک روش لیاپانوف یک کنترل کننده مدل مرجع تطبیقی طراحی شده است. همچنین یک کنترل کننده بهینه حداقل واریانس تطبیقی نیز برای دفع اغتشاشات سطح در هنگام حرکت روی باند فرودگاه طراحی گردیده است. اغتشاشات سطح باند به کمک یک نویز رنگی با توزیع گوسی مدل شده و به منظور اعمال این کنترل کننده، پارامترهای سیستم و نویز با کمک روش حداقل مربعات توسعه یافته بازگشتی شناسایی شده اند. در نهایت با کمک شبیه سازی در محیط نرم افزار متلب- سیمولینک، کارایی کنترل کننده نسبت به ورودی های مختلف سنجیده شد. شبیه سازی ها نشان دهنده سرعت بالا و عملکرد مناسب کنترل کننده ها در جذب ارتعاشات در دو رژیم حرکتی هواپیما می باشد