هدف از انجام این پروژه بهبود عملکرد یک موشک آشیانه یاب غیر فعال برد کوتاه می باشد. برای انجام این کار حالت های مورد نیاز در پیاده سازی قانون هدایت و هدایت فاز انتهایی، که قابل اندازه گیری مستقیم در این نوع موشک ها نیستند (نظیر فاصله از هدف و سرعت نزدیک شدن به هدف) به کمک فیلترهای غیر خطی تخمین زده می شوند. این کار در گذشته با استفاده از فیلتر کالمن توسعه یافته و اندازه گیری زاویه افق دید انجام شده بود. در این پروژه برای افزایش دقت تخمین با ارایه روشی برای اندازه گیری t go که قابلیت پیاده سازی عملی در این نوع موشک ها را دارد، از روش های تخمین غیر خطی دقیق تر شامل ukf و فیلتر ذره ای استفاده شده است. در پیاده سازی روش ukf، به منظور بدست آوردن تخمین دقیق تر از ترکیب اطلاعات بدست آمده از چند فیلتر استفاده شده است. همچنین در روش فیلتر ذره ای برای جلوگیری از مسیله degeneracy درات از روش resampling سیستماتیک و به منظور کاهش حجم محاسبات و کاهش تعداد ذرات مورد نیاز تخمین از روش های ekf و ukf در تقریب چگالی proposal بهینه استفاده شده است.

در این پروژه سیستم کنترل وضعیت یک ماهواره چرخان طراحی می گردد. طراحی این سیستم که فی الواقع ترکیبی از طراحی های تئوری و لحاظ محدودیتهای عملی می باشد را می توان به دو بخش تقسیم کرد. بخش اول طراحی که انتخاب عملگرهای بکار گرفته شده در سیستم کنترل وضعیت می باشد بر پایه ویژگیهای فیزیکی ماهواره و تحت طراحی انجام می پذیردو بنابراین با توجه به اینکه ماهواره مورد نظر از خانواده ماهواره های leo می باشد و شدت میدان گرانشی و شدت میدان مغناطیسی زمین در مدار حرکت چنین ماهواره هایی قابل ملاحظه می باشد، همچنین با توجه به محدود بودن منابع تامین کننده انرژی موردنیاز، انتخاب سیستم گرادیان جاذبه ای و گشتاوردهنده های مغناطیسی انتخابی مناسب و مقرون بصرفه خواهد بود. از سوی دیگر با توجه به اینکه استفاده همزمان از سه گشتاوردهنده مغناطیسی واقع در سه محور ممکن نمی باشد. لذا استفا ه از چرخ به عنوان عملکرد اضافی امری اجتناب ماپذیر خواهد بود. بخش دوم، طراحی کنترل کننده برای ماهواره به عنوان یک سیستم چند متغیره غیرخطی است که با لحاظ نمودن ملاحظات عملی عملگرهای فوق الذکر صورت گرفته است . این ملاحظات عمدتا مربوط به محدودیت گشتاور مکانیکی حاصل ازز گشتاوردهنده های مغناطیسی و حضور گشتاورهای اختلالی ناشی از منابعی همچون تشعشعات خورشیدی، نیروهای آیرودینامیکی و گرادیان جاذبه ای می باشد. لذا کنترل کننده می بایست توانایی مقابله با این گشتاورهای اختلالی را دارا باشد. علاوه بر این گشتاورهای کنترلی مورد نیاز در محدوده توانایی عملگرهای مغناطیسی قرار گیرد. بدین منظور دو روش کنترل تطبیقی (adaptive control) و کنترل بهینه (optimal control) مورد استفاده قرار گرفته است . طراحی کنترل کننده تطبیقی براساس الگوریتمهای کنترل تطبیقی براساس الگوریتمهای مدل مرجع (mrac) و رگولاتور خود تنظیم (str) انجام شده و کنترل کننده بهینه با استفاده از رگولاتور مرتبه دو خطی (lqr) طراحی شده است . به این ترتیب نشان داده می شود. که کنترل وضعیت ماهواره چرخان با بکارگیری گشتاورد دهنده های مغناطیسی و چرخ ممنتم و با استفاده از قوانین کنترل تطبیقی و کنترل تطبیقی و کنترل بهینه و همچنین با در نظر گرفتن برخی ملاحظات عملی قابل حصول است .

در این رساله ، طراحی سیستم کنترل وضعیت یک ماهواره با استفاده از بایاس اندازه حرکت زاویه ای چنان صورت می پذیرد که همواره یک نقطه از پیکره ماهواره رو به سمت مرکز زمین باشد. در این راستا از عملگر چرخ مومنتم و گشتاور دهنده های مغناطیسی برای ایجاد اندازه حرکت زاویه ای و کنترل آن استفاده شده است .

هدف از اجرای این پروژه کنترل و پایدارسازی وضعیت ماهواره سه محوره با بکارگیری گشتاوردهنده های مغناطیسی و چرخ ممنتم به عنوان عملگر است . این کار بصورت ترکیبی از طراحیهای تئوریک و ملاحظات عملی صورت پذیرفته است . در این راستا معادلات غیرخطی چند متغیره سیستم با فرض صلبیت ماهواره بطور کامل استخراج می گردد. سپس عملگرهای مورد استفاده در سیستم کنترل وضعیت ماهواره مورد بررسی قرار می گیرد. گشتاوردهنده های مغناطیسی همواره بعنوان یک عملگر ساده، ارزان با توان مصرفی پایین مورد توجه طراحان ماهواره بوده است ولی بدلیل عدم توانایی این عملگر جهت کنترل همزمان سه محور لزوم استفاده از یک عملگر دیگر همراه با گشتاوردهنده های مغناطیسی اجتناب ناپذیر می شود. این عملگر چرخهای کنترل اندازه حرکت زاویه ای است که اندازه حرکت زاویه ای ماهواره را بنحوی تغییر می دهند که اندازه حرکت زاویه ای حرکت کل زاویه ای کل ماهواره تغییر ننماید. طراحی کنترل کننده برای این سیستم چند متغیره غیرخطی با بکارگیری عملگرهای فوق الذکر و با ملحوظ نمودن برخی ملاحظات عملی صورت گرفته است . این ملاحظات عمدتا مربوط به محدودیت گشتاور مکانیکی حاصل از گشتاوردهنده های مغناطیسی و حضور گشتاورهای اختلالی ناشی از منابعی همچون تشعشعات خورشیدی، نیروهای آئرودینامیکی و گرادیان جاذبه ای می باشد. لذا کنترل کننده می بایست توانایی مقابله با این گشتاورهای اختلالی را دارا باشد. علاوه بر این گشتاورهای کنترلی مورد نیاز در محدوده توانایی عملگرهای مغناطیسی قرار گیرد. بدین منظور دو روش کنترل کننده pid چند متغیره و lqg/ltr مورد استفاده قرار گرفته است . طراحی به روش pid چند متغیره بر اساس جایابی قطبهای حلقه بسته صورت گرفته و روش lqg/ltr بر اساس تئوری کنترل بهینه بنا شد. به این ترتیب نشان داده می شود که کنترل وضعیت ماهواره سه محوره با بکارگیری گشتاوردهنده های مغناطیسی و چرخ ممنتم و با استفاده از قوانین کنترل pid و lqg/ltr و همچنین با در نظر گرفتن برخی ملاحظات عملی قابل حصول است .

زیرسیستم کنترل وضعیت ماهواره شامل دو قسمت کنترل و تعیین وضعیت می باشد، در این پایان نامه سیستم کنترل وضعیت برای یک ماهواره با پایدارسازی چرخان در مدار leo که حول محور پیچ خود دوران می کند با استفاده از دو الگوریتم متفاوت طراحی و پیاده سازی می گردد. در ابتدا مفاهیم اولیه در مورد توصیف وضعیت ، دستگاههای مختصات ، گشتاورهای اغتشاشی، عملگرهای مغناطیسی مورد بررسی قرار می گیرد. در ادامه الگوریتم bang bang به عنوان قانون کنترل اول به ماهواره اعمال می شود و مدهای کاری و الگوریتم های لازم برای آن طراحی و شبیه سازی می شود. سپس امکان استفاده از کنترل کننده pid در ماهواره چرخان را مورد بررسی می نمائیم و در ادامه کنترل کننده pd به عنوان کنترل کننده مطلوب طراحی شده و شبیه سازی لازم برای اثبات قابلیت این کنترل کننده انجام می شود. در ادامه فلوچارتهای لازم برای پیاده سازی نرم افزاری این الگوریتم بدست می آید. در انتها مفاهیم اولیه سخت افزاری مورد نیاز برای پیاده سازی این الگوریتم ها معرفی می گردد و مدارهای لازم برای اجرای قوانین کنترلی طراحی و پیاده سازی می گردد.

الگوریتمهای تعیین وضعیت به دو دسته تعیین وضعیت و تخمین وضعیت تقسیم می شوند. هدف از اجرای این پروژه طراحی الگوریتم تعیین وضعیت سه محوره quest توسعه یافته طراحی و شبیه سازی آن می باشد. در این راستا در ابتدا انواع الگوریتمهای تعیین وضعیت سه محوره و حسگرهای تعیین وضعیت شرح داده شده و با یکدیگر مقایسه می گردندو سپس مفاهیم اولیه تعیین وضعیت ، دینامیک و سینماتیک ماهواره شرح داده می شوند. برای محاسبه بردارهای مرجع در مختصات اینرسی نیاز به مدل بردارهای مرجع در مختصات اینرسی می باشد، که به این منظور مدلهای بردار خورشید و میدان مغناطیسی توضیح داده خواهند شد. برای آنکه بتوان از خروجی حسگرهای تعیین وضعیت بردارهای مرجع در مختصات بدنه را محاسبه کرد نیاز به استخراج مدل حسگر می باشد لذا در ادامه مدلهای حسگرهای خورشید و میدان مغناطیسی تشریح می شوند.

با ورود شبکه های عصبی به عرصه علوم مختلف از جمله علوم کنترل و نیز با توجه به قابلیتهای جالبی که در این نوع شبکه ها وجود دارد طراحان سیستمهای کنترل، این شبکه ها را جهت شناسایی و کنترل سیستمهای دینامیکی بکار گرفته اند. در این راستا همواره افزایش قابلیتها و کاهش حجم محاسبات این شبکه ها مورد نظر بوده است . شبکه های عصبی بازگشتی (recurrent-nnets) با ایجاد نگاشتهای دینامیک ، دارای قابلیتهای دینامیکی بیشتری نسبت به شبکه های پیشرو (feedforward) می باشند. از میان این نوع شبکه ها، شبکه عصبی بازگشتی قطری (diagonal-recurrrent) به جهت سادگی ساختار و کمی حجم محاسبات ، قابلیت بکارگیری در کارهای بلادرنگ (real-time) از جمله سیستمهای کنترل را داراست . در این پایان نامه یک سیستم کنترل بر پایه شبکه عصبی بازگشتی قطری شامل یک شناگر عصبی (neuroidentifier) و یک کنترل کننده عصبی (neurocontroller) با الگوریتم آموزش پس از انتشار خطای دینامیک (dynamic-back-propagation) و قابلیتهای دینامیکی بالا ارایه شده است . همچنین الگوریتمهای مربوط به آموزش شناساگر عصبی و کنترل عصبی هم بصورت شبیه سازی و هم بصورت بلادرنگ بر روی سیستم پاندول معکوس واقعی اجرا شده و قابلیتهای مختلف این سیستم کنترل بررسی شده اند. سخت افزار لازم جهت پیاده سازی سیستم کنترل عصبی و نیز نتایج بدست آمده از اجرای آلگوریتمهای شناسایی و کنترل عصبی بصورت بلادرنگ بر روی سیستم پاندول معکوس واقعی ارایه شده اند.

این پایان نامه به مبانی، مزایا، معایب ، راههای توسعه و بهبود روش خطی سازی با فیدبک در کنترل سیستم های غیرخطی می پردازد. اگرچه خطی سازی با فیدبک روشی جذاب و قانونمند را برای کنترل سیستم های غیرخطی ارائه میدهد، اما در عرصه عمل از دو محدودیت اساسی رنج می برد. محدودیت اول ناشی از لزوم داشتن مدلی کاملا دقیق از سیستم است ، تا حذف ترمهای غیرخطی با دقتی کامل صورت گیرد. محدودیت دوم از آنجا ناشی می شود که بکارگیری این روش به ارضای شرایطی همچون اینولتیو بودن، وجود درجه نسبی مشخص و مینیمم فاز بودن وابسته است . در اینجا ابتدا نگاهی اجمالی به روش خطی سازی با فیدبک خواهیم داشت . متعاقب آن به بررسی برخی روشهای خطی سازی تطبیقی و مقاوم با فیدبک خواهیم پرداخت . ثمره پایان نامه در این حوزه، ارائه الگوی تطبیقی - مقاومی در تلفیق با روش خطی سازی با فیدبک ، برای سیستم های غیرخطی چند ورودی - چند خروجی است که سعی دارد حتی الامکان، بهره مند از مزایا و عاری از نقایص هر دو الگو باشد. امکان کاهش حجم محاسبات و مقاومت در برابر اغتشاشات ، برتریهای این روش در مقایسه با یک روش صرفا تطبیقی است . همچنین عدم نیاز به آگاهی اولیه در مورد نامعینی های سیستم و اجتناب از تجویز سیگنالهای کنترل بیش از حد شدید را میتوان از ویژگیهای این روش ، نسبت به یک روش صرفا مقاوم دانست . در ادامه به بررسی روشی برای خطی سازی تقریبی، به روشهای خطی سازی تقریبی تطبیقی و خطی سازی تقریبی مقاوم با فیدبک دست خواهیم یافت . این روشها برای سیستم هایی ارائه میشود که درجه نسبی مشخصی نداشته، بطور ضعیف غیرمینیمم فاز بوده و خطی پذیر با فیدبک نمی باشند، و از اینرو به بخش وسیعی از سیستم های غیرخطی قابل اعمال خواهند بود.

زیر سیستم تعیین وضعیت ماهواره بطور کلی شامل دو الگوریتم تعیین وضعیت و تخمین وضعیتی می باشد در این پایان نامه الگوریتم تعیین وضعیت برای یک ماهواره چرخان ‏‎‏‎leo‎‏ که حول محور پیچ خود دوران می کند و حامل سنسورهای خورشید و افق زمین می باشد، طراحی و شبیه سازی شده است. در این الگوریتم ضمن بکارگیری قابلیت های ماتریسهای دوران و روش جبری تعیین وضعیت سه محوره، روش نوینی ارائه می گردد که قادر است ضمن برطرف نمودن نیاز به شرایط اولیه بعنوان ورودی الگوریتم، شرایط را بگونه ای فراهم نماید که با انجام محاسبات در سیستم مختصات بدنه از محور دوران ماهواره که به نوبه خود دقیقترین شرط اولیه می باشد، استفاده نموده و لذا به میزان قابل توجهی از حجم محاسبات بکاهد، در این راستا ابتدا مفاهیم اولیه ای از تعیین وضعیت ارائه می گردد و پس از آن سخت افزارهای وضعیت (سنسورهای خورشید و افق زمین) مدلسازی می شوند. در ادامه موقعیت ماهواره، بردار خورشید و شکل زمین مدلسازی شده و روشهای معمول تعیین وضعیت بیان می گردند. سپس طراحی الگوریتم صورت گرفته و پس از آن الگوریتم به یک ماهواره چرخان اعمال می گردد. در ادامه شبیه سازیهایی در جهت نشان دادن عملکرد الگوریتم انجام می پذیرد در همین راستا اثر وجود خطاهای سیستماتیک (عدم قطعیت در سنسورها) و نویزهای تصادفی بر روی نتیجه نهایی و دقت قابل حصول مورد بررسی و تحلیل قرار می گیرد. نتایج حاصله نمایانگر کارایی الگوریتم طراحی شده می باشد.

محدوده وسیع کاربرد رباتها در صنایع امروزی، مباحث کنترلی ویژه ای را اختصاص به علم رباتیک داده است که بخش اعظم آن را مباحث کنترل غیرخطی تشکیل می دهد. هدف از اجرای این پروژه بررسی و مقایسه روشهای کنترلی مختلف پیاده سازی شده روی ربات دو درجه آزادی ‏‎x-y‎‏ با کاربرد اندازه گیری میدان نزدیک آنتن می باشد.این پایان نامه در دو بخش ارائه شده است. بخش اول با مروری بر معادلات سینماتیک و دینامیک ربات و طریقه بدست آوردن آنها، معادلات سینماتیک و دینامیک ربات دو درجه آزادی ‏‎x-y‎‏ را بدست می آورد و سپس به بررسی روشهای کنترلی در رباتها می پردازد در این قسمت روشهای کنترل کلاسیک ‏‎(pid)‎‏، گشتاور محاسبه شده ‏‎(ctm)‎‏، کنترل گشتاور مفاصل خطی سازی شده ‏‎(fbl)‎‏، کنترل مد لغزشی و کنترل تطبیقی مورد بررسی قرار گرفته و برای ربات دو درجه آزدی ‏‎x-y‎‏ پیاده سازی می شود.بخش دوم پایان نامه به بررسی سخت افزارها و نرم افزارهای مورد نیاز می پردازد سخت افزار سیستم شامل مکانیک ربات، محرکه ها و مدارات راه اندازه حس گرها و مدارات واسط مربوطه می باشد که به طور مفصل آورده شده است در قسمت نرم افزار نحوه طراحی واسط کاربر گرافیکی مورد نیاز، چگونگی پیاده سازی الگوریتم های کنترلی، نرم افزارهای ارتباط دهنده و نحوه تولید مسیرهای مطلوب آورده شده است.در انتهای این بخش نتایج حاصله از پیاده سازی چهار نوع کنترل کننده که عبارتند از: ‏‎pid‎‏، ‏‎ctm‎‏، ‏‎fbl‎‏ و کنترل تطبیقی آورده شده است.

برای آنکه ماهواره ها بتوانند ماموریتشان را بدرستی انجام دهندو اهداف مورد نظر را برآورده کنند لازم است که وضعیتشان در فضا کنترل شود. در بررسی کنترل وضعیت ماهواره نخستین پرسشی که پیش می آید تشخیص وضعیت فعلی ماهواره می باشد. به همین علت عملکرد زیرسیستم تعیین وضعیت از اهمیت ویژه ای برخوردار است. در جهت انجام تعیین وضعیت می توان از روشهای معین نظیر الگوریتم هندسی، روش ‏‎ کوئست و ... استفاده کرد که هر کدام از آنها نیاز به حداقل دوبردار اساسی دارند.اما در روشهای مبتنی بر تخمین وضعیت ، برای بدست آوردن وضعیت نیاز به دو بردار اساسی نداشته وهمچنین می توان از حسگرهای کمتری برای این کار استفاده کرد که باعث صرفه جویی در قیمت کل ماهواره می شود. در این رساله ، روش تخمین وضعیت با توجه به ملحوظات عملی برای یک ماهواره کاربردی با استفاده از فیلتر کالمن و فیلتر کالمن توسعه یافته گسسته-پیوسته برای بالا بردن دقت مدل سیستم و استفاده از محاسبات گسسته کامپیوتری و با استفاده از حسگر ژایروی نرخی( بعنوان یک حسگر دقیق ) و اندازه گیر مغناطیس سه محوره(بعنوان حسگر یدکی ارائه شده است.سپس راهکارهایی برای افزایش سرعت تخمین وضعیت ارائه خواهد شد، که از جمله آنها استفاده از فیلتر کالمن خطی در مد نرمال و مقایسه 6 ماتریس مختلف تبدیل در فیلتر کالمن توسعه یافته و انتخاب بهترین آنها می باشد.در انتها نیز به مقایسه بهترین حالت فیلتر کالمن گسسته-پیوسته با یکی از کارآمدترین الگوریتم های معین تعیین وضعیت یعنی کوئست توسعه یافته خواهد پرداخت و معایب و مزایای آنها نسبت به هم بیان خواهد شد. در نهایت شبیه سازیهای انجام گرفته شده صحت عملکرد موارد فوق را ثابت می نماید.