عملکرد سیستمهای هوافضا از قبیل هواپیماها، فضاپیماها و موشکها، وابستگی خیلی زیادی به قابلیتهای هدایت، ناوبری و سیستمهای کنترل دارد لذا جهت نایل شدن به عملکرد بهبود یافته چنین سیستمهایی، لازم است که سیستمهای کنترل خبره و ماهر، به کار گرفته شوند. به ویژه چنانکه پوشه عملکرد بسط داده شود، جهت فراهم کردن عملکرد بر روی گستره وسیع در مواجهه با نامعینی ها یا شرایط عملیاتی تغییرپذیر، طرحهای کنترلی بایستی تطبیقی و غیر خطی باشند. عملکردهای تعقیب و رهگیری یک موشک، وابسته به چگونگی قرارگیری موشک در داخل پوشه پرواز است که با عواملی از قبیل عدد ماخ و فشار دینامیکی تغییر پیدا می کند. روشهای متعدد شامل کنترل تطبیقی، کنترل غیر خطی، و جدول بندی بهره، جهت کم کردن این مسائل و مشکلات رهگیری مورد استفاده قرار گرفته شده اند. در حالیکه روش جدول بندی بهره به طور مفهومی ساده و موفقیت آمیز شده است، این روش به طور مجازی هیچ تضمین پایداری در دوره های انتقالی مابین نقاط عملیاتی ندارد و بر این واقعیت تاکید دارد که بایستی متغیر های جدول بندی به طور آرام تغییر کنند. با توجه به اینکه نیازهای عملکردی از سیستمهای موشکی مدرن، بالا گرفته است فلذا جایگزینهای کنترلگرهای خطی از اهمیت عملی فزاینده ای بر خوردار می باشند. خطی سازی فیدبک، یک روش معمول قابل استفاده در کاربردهای کنترل غیر خطی است. وارونه سازی مدل دینامیکی، در واقع روش خطی سازی فیدبک به کار گرفته شده جهت طراحی اتوپایلوت موشک است که به کارگیری آن در هواپیماها و موشکها خیلی موثر است. عیب اصلی وارونه سازی مدل دینامیکی، نیازمند نیروی غیر خطی دستگاه گیرنده و مدلهای لحظه ای (ممان) است که بایستی بلادرنگ وارون پذیر باشند، که این دلالت بر شناخت جزء به جزء دینامیکهای فرایند است که منجر به محاسبات خیلی وسیع می گردد. همچنین به طور کلی وارونه سازی مدل دینامیکی، حساس به خطاهای مدلسازی است. جهت رفع این مشکل، کاربرد کنترل تطبیقی و مقاوم می تواند این حساسیت را کم کند اما نیازمند شناخت جزء به جزء غیر خطی ها است. هدف اصلی از این پژوهش، بررسی مزایای طراحی سیستم کنترل پرواز تطبیقی غیرخطی با استفاده از روش گام به عقب تطبیقی برای موشک می باشد که این روش در واقع حالت غیر خطی از روش سیستمهای تطبیقی مدل مرجع با استفاده از نظریه پایداری لیاپانوف است. در این پژوهش با استفاده از روش گام به عقب تطبیقی، اتوپایلوت موشکی را طراحی می کنیم که معادلات غیر خطی آن در مدل دینامیکی طولی بدست آمده اند. ایده کلیدی این روش، به دست آوردن معادله خطا و ایجاد یک قانون کنترل و قانون تنظیم پارامترها به گونه ای است که حالت معادله خطا به سمت صفر برود. شبیه سازی انجام گرفته توسط نرم افزار مطلب، نمایانگر عملکرد بهتر در رهگیری زاویه حمله مطلوب و نیز سریعتر بودن پاسخ شبیه سازیها در این روش نسبت به دو روش کنترلی خطی سازی با پسخور و جدول بندی بهره است، ضمنا ماکزیمم مقدار سیگنال کنترلی برای رهگیری زاویه حمله مطلوب در روش گام به عقب تطبیقی نسبت به دو روش کنترلی دیگر کمتر است. در پایان، با در نظر گرفتن تغییرات بیست درصدی برای پارامترها، نتایج شبیه سازی گویای مقاوم بودن عملکرد روش کنترلی گام به عقب تطبیقی در رهگیری زاویه حمله مطلوب و نیز بهتر بودن سرعت پاسخ شبیه سازی نسبت به روش خطی سازی با پسخور است.

لانچر جزئی از یک سامانه سلاح است که مأموریت آن قرار دادن موشک در راس تایی مناسب در فضا می باشد. هدف این پروژه طراحی کنترل کننده به منظور انجام مناسب مأموریت لانچر است . برای نیل به این هدف ابتدا مدلسازی نسبتاً دقیقی از لانچر انجام گرفته است . این مدل روابط بین ورودی،گشتاورهای اعمالی توسط موتور سمت و موتورِ جک? فراز و خروجی ز وایای سمت و فراز را نشان می دهد . سپس پارامترهای مدل با استفاده از آزمون های ورودی-خروجی و روش های شناسایی مشخص شده و خروجی های حاصل از مدل و واقعیت با یکدیگر مقایسه گشته اند. با ساده سازی مدل بدست آمده و در نظر گرفتن هر کانال به طور مجزا، کنترل کننده ای بر ای هر کانال با توجه به مشخصات مورد نظر و محدودیتهای موجود طراحی شده است . سپس تحلیل سیستم حلقه بسته با توجه به کنترل کننده طراحی شده انجام گرفته است و فرض های ساده کننده ای که در مدلسازی و طراحی کنترل کننده در نظر گرفته شده است مورد تحلیل قرار گرفته و اثر آ نها بر روی دستیابی به مشخصات مورد نظر سیستم مورد بررسی قرار گرفته است . در پایان نتایج حاصل از پیاده سازی عملی آورده و بررسی کمی و کیفی نحوه دستیابی به اهداف کنترلی مورد نظر گزارش شده است.

در این پایان نامه به تحلیل مسیر حرکت در الگوریتم هدایت خط دید پرداخته شده است. در واقع، مقصود اصلی این پایان نامه بررسی عملکرد حلقه هدایت می باشد. اگر سرعت حرکت ثابت باشد آنگاه مسأله بسیار ساده می گردد، اما تمام دشواری ها مربوط به هدایت با وجود تغییرات سرعت در طول زمان است. نشان داده ایم که در حالت کلی می توان سینماتیک حلقه باز هدایت خط دید به فرم متغیر با زمان مدل کرد. معادلات کانال عرضی حاصل از مدل سازی هدایت خط دید در فضاهای دو بُعدی و سه بُعدی بسیار مشابه با یکدیگر شده اند. در واقع، معادلات حاصل از مدل سازی سه بعدی همان معادلات حاصل از مدل سازی دو بعدی هستند که اثر تداخل بین آن ها ظاهر شده است. اشاره کرده ایم که تحت شرایط خاصی اثرات تداخلی قابل صرف نظر می شود. یکی از نتایجی که در این پایان نامه به آن رسیده ایم آن است که در شرایط مذکور، معادلات کانال عرضی در فضای سه بعدی به فرم دو معادله کانال عرضی در فضای دو بعدی دکوپله شده و مسأله طراحی کنترل کننده برای حلقه هدایت می تواند به مسأله طراحی دو کنترل کننده مجزا و مشابه در کانال های سمت و فراز تبدیل گردد. نسبت ریاضیِ شتاب طولی به مقدار سرعت به عنوان یک پارامتر متغیر با زمانِ مهم، در الگوریتم هدایت خط دید در قالب یک قطب متغیر با زمان ظاهر گردیده است. به ازای شتاب طولی مثبت و یا منفی، قطب مذکور در سمت راست یا چپ محور موهومی قرار می گیرد. بنابراین، سینماتیک حلقه باز هدایت خط دید به ازای حرکت تند شونده ذاتاً ناپایدار است. نشان داده ایم که در لحظات نخستین پس از آغاز حرکت، به دلیل کوچک بودن اندازه سرعت، قطب ناپایدار حلقه باز مقدار بسیار بزرگی دارد. بنابراین، یک تأخیر عمدی و لحاظ کردن یک فاصله زمانی بین لحظه آغاز حرکت و لحظه آغاز هدایت و در نظر گرفتن یک مسیر از پیش تعیین شده برای حرکت در این فاصله، راهبُرد مناسبی برای رویارویی با این مشکل گردیده است. در این پایان نامه برای حرکت پس از آغاز هدایت، دو حالت تند شونده و کند شونده را در نظر گرفته و برای مسیر حرکت راه حل های تحلیلی ارائه داده ایم. طبق مدل به دست آمده، حرکت تند شونده پس از آغاز هدایت نیز به مانند حرکت تا پیش از آغاز هدایت ذاتاً ناپایدار می باشد. همچنین اثر عملگر شتاب طولی بر حلقه کنترل شامل خلبان خودکار را نیز با یک بهره متغیر با زمان مدل کرده ایم. نشان داده ایم که استفاده از تکنیک هایی مشابه با کنترل کننده های زمان بنـد بهره در طراحی کنتـرل کننـده حلقه هدایت و یا اصلاح آن برای حرکات تند شونده می تواند سودمنـد واقع گردد. یک پیشنهاد در طراحی کنترل کننده حلقه هدایت، استفاده از ساختاری مرکب از کنترل کننده های خطی و غیرخطی است. بخش غیرخطی شامل جبران ساز اثر گرانش و جبران ساز خطای دینامیکی بوده و بخش خطی می تواند به صورت یک کنترل کننده جایاب قطب انتخاب گردد. از طرف دیگر، نشان داده ایم که حرکت کند شونده پس از آغاز هدایت می تواند منجر به مشاهده یک روند افزایشی در اندازه زاویه بردار سرعت نسبت به خط دید و پیش رفتن حلقه هدایت به سمت ناپایداری گردد. با این دیدگاه، لحظه ناپایدار شدن حلقه هدایت، یک زمان بحرانی محسوب می شود.

هدف طراحی و ساخت کوره القایی است که با تولید میدان مغناطیسی متناوب در فرکانس بالا، با استفاده از خاصیت جریان فوکو در مواد رسانا و تلفات هیسترزیس در مواد مغناطیسی بتواند قطعه کار را تا دماهای زیاد گرم نماید. اگر گرما دهی در خلأ انجام گیرد با توجه به کم شدن قابل توجه هدایت گرمایی قطعه با محیط میتوان دمای جسم را تا حد بسیار زیادی بالا برد. بخش اساسی پروژه ساخت منبع تغذیه ای است که بتواند توان بالایی را در فرکانس بالا تولید نماید طراحی این مبدل طوری صورت می گیرد که از روش سوییچینگ نرم مبتنی بر سوییچ زنی در جریان صفر به منظور حداقل کردن تلفات سوییچینگ استفاده شود. از مدار رزونانسی به منظور ماکزیمم کردن ضریب توان از دید مبدل و تطبیق امپدانس استفاده میشود. به دلیل این که با قرار دادن قطعات کار مختلف در کوره ، فرکانس تشدید سیستم تغییر میکند ، سیستم کنترلی حلقه بسته ای برای تنظیم فرکانس طراحی شده است. همچنین با تغییر و بهینه سازی مدار رزونانسی معمول lclr ،پس فازی مدار در بار زیاد جبران شده و باعث عملکرد مدار در حالت سوییچینگ زنی نرم شده ایم. مبدل ساخته شده در این پروژه قادر به تولید توان kw1.5 در محدوده فرکانس khz1 تا khz20 است.

طراحی فرود برای هر هواپیما توسط طراح هواپیما و با در نظر گرفتن مأموریتی است که هواپیما برای آن طراحی میشود. در این پایان نامه فرود را از لحظه همراستا شدن جهت حرکت هواپیما با راستای باند فرود تا لحظه برخورد چرخها با سطح باند در نظر گرفته ایم و این طراحی را برای یک نمونه هواپیما با نام hl-20 انجام داده ایم. اطلاعات مربوط به آیرودینامیک این هواپیما با دقت مناسبی ارائه شده است. فرود را بر مبنای تعریفی که ارائه کرده ایم به دو فاز تقرّب و فاز نهائی تقسیم بندی میکنیم. در فاز تقرّب هواپیما حرکت یکنواختی خواهد داشت و نشان داده ایم چنانچه این فاز بدون نیروی پیشران صورت گیرد حداقل زاویه ای(به لحاظ اندازه) که هواپیما میتواند روی آن نزول کند 26- درجه می باشد. همین طور نشان داده ایم که این زاویه برای تقرّب با نیروی پیشران میتواند بسیار کوچک باشد. تنها عامل محدود کننده در این حالت نیروی پیشران لازم برای زوایای کوچک در حرکت یکنواخت می باشد. فاز نهائی فرود را برای برآوردن دو قید اساسی که در لحظه برخورد هواپیما باید رعایت شوند در نظر گرفته ایم. همچنین به اثر زاویه حمله در معادلات دینامیک پرداخته ایم و نشان داده ایم که در مرحله طراحی هدایت میتوان موقتاً آنرا به عنوان ورودی مستقل در نظر گرفت. برای پرواز در فاز نهائی مسیرهای سهموی را در نظر گرفته ایم و با مقیّد کردن هواپیما به طی کردن این مسیرهای سهموی، پارامترهای مسیری را که هواپیما قادر به دنبال کردن آن است استخراج کرده- ایم. عامل تعیین کننده در حرکت فاز نهائی زاویه حمله هواپیما و نیروی پیشران (در فرود با نیروی پیشران) می باشد. به علّت محدودیتی که استفاده از اعمال یک مسیر خاص در پرواز فاز نهائی دارد استفاده از الگوریتم کنترل بهینه را پیشنهاد کرده ایم. در نهایت بر اساس تحلیل های انجام شده هدایت شبه فعّالی برای فاز فرود هواپیما بر اساس موقعیت اولیه اش طراحی کرده ایم. برای شبیه سازی حرکت هواپیما در فاز فرود با استفاده از الگوریتم هدایتی(مسیر) که تعیین کرده ایم، یک طراحی اولیه برای خودخلبان هواپیما در زمان فرود بر اساس کنترل کننده های خطی، صورت گرفته است. نشان خواهیم داد که موفقیت یک الگوریتم هدایت مناسب در زمان فرود بسیار وابسته به طراحی خود خلبان می باشد.

این پایان نامه به تحلیل ناحیه کشندگی یک سامانه سلاح پدافند هوایی می پردازد. تعریف ناحیه کشندگی معیاری را فراهم می کند که بتوان عملکرد سامانه سلاح در مقابله با تهدیدات هوایی را ارزیابی نمود. در این پایان نامه تعریفی جامع از ناحیه کشندگی ارائه نموده ایم. سپس با دسته بندی عوامل تاثیرگذار در امکان انهدام هدف و تحلیل در شرایط ماندگار حلقه هدایت، ناحیه کشندگی یک جسم پرنده با ویژگی های مشخص را تعیین نموده ایم. در واقع با رویکرد تحلیلی به مفهوم ناحیه کشندگی، به روابطی دست یافته ایم که بر اساس مشخصات اجزاء سامانه و ویژگی های هدف، مرزهای ناحیه کشندگی را بدست می دهد. به کمک روابط تحلیلی نشان داده ایم که محدودیت های حداکثر سطح فرمان و حداکثر زاویه مجاز بدنه با خط دید، تاثیر بسزایی در مرزبندی ناحیه کشندگی اهداف سرعت بالا دارد. برای تعیین ناحیه کشندگی اهداف سرعت پایین نیز روشی ارائه کرده ایم که بر حداکثر توانمندی موشک در اجرای فرمان و حداکثر شتاب درخواستی الگوریتم هدایت، استوار است. بهره گیری از رویکرد تحلیلی در این پایان نامه، شرایطی را فراهم آورده است که میزان و نحوه اثرگذاری هر یک از مشخصات مهم سامانه در ناحیه کشندگی به دقت آشکار شود. با تحلیل حساسیت ناحیه کشندگی نسبت به پارامترهایی مانند اندازه شتاب طولی موشک قبل از اتمام سوخت، مدت زمان سوزش سوخت و یا نسبت سرعت موشک به نرخ تغییرات آن، نشان داده ایم که چگونه ابعاد ناحیه کشندگی با مبانی طراحی سامانه هدایت (بویژه طراحی کانال طولی هدایت) پیوند می خورد.

در این پروژه طراحی نیمه صنعتی و شبیه سازی یک دستگاه لایه نشانی بخار شیمیائی در خلأ (lpcvd) به منظور لایه نشانی پلی سیلیکون انجام شده است. در این راستا اتصال فلنج استیل به لوله کوارتز طراحی شده و برای ساخت آماده شده است. اتصالات کپسول سایلین که از لحاظ امنیتی از اهمیت بسیاری برخوردار است، شناسائی و طراحی شده است (به علت عدم امکان ساخت این اتصالات در وضعیت کنونی خریداری آنها پیشنهاد شده است)؛ کنترلر شار گاز (mass flow controller) بررسی گردیده و طراحی آن انجام شده است (به علت سطح و پیچیدگی کار، ساخت این قطعه توسط گروهی از دانشجویان دنبال می گردد). با بدست آوردن ابعاد کوره، بررسی جهت تهیه و یا طراحی سیستم گرم کننده و کنترل دمائی انجام شده است. دستگاه lpcvd مورد نظر برای لایه نشانی روی ویفر 2 اینچ و برای تعداد حداکثر 10 ویفر در نظر گرفته شده و شبیه سازی جهت بدست آوردن نحوه بهینه ی تزریق گاز و پمپ خلأ مناسب انجام شده است تا بتوان لایه هایی یکنواخت را بر روی ویفرها به وجود آورد. در این راستا فاصله ی بین ویفرها و فاصله ی آنها از کناره ها و از انتها و ابتدای لوله ی کوارتز بدست آمده است. همچنین شبیه سازی با تغییر محل ورود گاز و تغییر اندازه لوله کوارتز تکرار شده است تا ساختار مناسب برای محفظه بدست آید. شرایط و نحوه و یا بقولی الگوریتم لایه نشانی ارائه شده است و نحوه ی تله انداختن سایلین اضافی بررسی و وسائل جانبی آن بدین منظور طراحی شده اند. تمامی اجزا یک به یک تهیه یا طراحی شده و آماده ی ساخت دستگاه نهائی می باشند و صرفا کنترلر شار گاز باقی مانده است که توسط گروه دیگری از دانشجویان در حال پیگیری می باشد.

پیشرفت علوم و فنون هوافضا و دریا در دهه های اخیر، لزوم ابداع وسایل هدایت و کنترل دقیق را بیش از پیش آشکار ساخته است. از همین رو ژیروسکوپ به عنوان عنصر اصلی هدایت و ناوبری در هواپیماها، کشتی ها، زیردریایی ها و فضاپیماها، بسیار مورد توجه قرار داشته و دارد. از آن جایی که تاکنون در کشور تحقیقات تئوری و عملی قوی جهت ساخت ژیروسکوپ انجام نشده و با توجه به تحریم ها و نیازهای رو به گسترش کشور به تجهیزاتِ به روز هدایت و ناوبری، در این پروژه معادلات دقیق حاکم بر ژیروسکوپ های یک درجه و دو درجه آزادی ، با تکیه بر ادبیات مکانیک نیوتنی استخراج شده است. گر چه موضوع مورد پژوهش در این پایان نامه، قطعا سال ها پیش در کشورهای پیشرفته در این زمینه، مطرح بوده است و از این حیث کار جدیدی در جهان محسوب نمی شود اما در عین حال نتایج به دست آمده در آن، در هیچ مرجعی یافت نشده است. از همین رو معادلات به دست آمده در این نوشتار از اهمیت بالایی برخوردار بوده و می تواند به عنوان معادلات مرجع در کاربردهای مرتبط در داخل کشور (از جمله برای هدایت گلوله ی هوشمند)، مورد استفاده قرار گیرد. روش مورد استفاده برای به دست آوردن معادلات با تعریف و به کارگیری دستگاه های مختصات دقیق و مناسب، به سادگی و با ایجاد نظم در ذهن، درک قابل قبولی از مسئله ارائه داده و معادلات مورد نظر را به دست می دهد. روند منظم استخراج معادلات سبب می شود که به سادگی بتوان این روش را به حالت های پیچیده تر و کلی تر تعمیم داد. علی رغم روند صریح و مستقیم استخراج معادلات، نتیجه ی به دست آمده گویای رفتار غیرخطی و پیچیده ی سیستم است. در ادامه، ژیروسکوپ دو درجه آزادی با بدنه ی متحرک، با فرض ایده آل بودن یاتاقان ها، شبیه سازی شده و رفتار آن در برخی حالت های خاص مورد ارزیابی قرار گرفته است. بررسی رفتار سیستم در این حالت های خاص صحت و دقت معادلات به دست آمده را تأیید می کند. در انتها با استخراج معادلات حاکم بر ژیروسکوپ دو درجه آزادی با بدنه ی ساکن، سیستم شبیه سازی شده و رفتار دقیق و خصوصیات ژیروسکوپی آن مانند صلبیت ، حرکت تقدیمی و رقص محوری مورد بررسی قرار گرفته است.

حلقه ی ردگیری یکی از زیرسامانه های مهم در یک سامانه سلاح پدافند هوایی است که باید شرایط لازم برای عملکرد مناسب رادار را فراهم کند؛ بنابراین طراحیِ مناسب حلقه ی ردگیری و عملکرد مطلوب آن از اهمیت به سزایی برخوردار است. این پایان نامه به تحلیل اثر خطاهای غالب رادار مونوپالس بر فرایند ردگیری می پردازد. برای این منظور بعد از تعریفِ خطا و شناسایی خطاهایِ یک ردگیر مونوپالس، خطاهای غالب در فرایند ردگیری مدل سازی شده اند و با استفاده از مدل سازی های بدست آمده اثر خطاهای غالب بر فرایند ردگیری بررسی شده و برای آن حل تحلیلی ارائه گردیده است. حل تحلیلی ما را در فهم بهتر عوامل خطا و میزان تأثیرگذاری هریک از آن ها بر خروجی و همچنین ارائه ی روش کاهش اثر آن ها در خروجی و در نهایت طراحی کنترل کننده ی مناسب برای حلقه کمک شایانی می کند. از نوآوری های این پایان نامه می توان به بررسی مفهومی خطاهای تصادفی رادار مونوپالس و مدل سازی تأثیر آن ها بر خروجیِ حلقه ی ردگیری اشاره کرد.

در این پایان نامه به بحث و بررسی پیرامون روش های بهینه در هدایت سه نقطه ای پرداخته می شود. در این راستا ابتدا بیانی از مفهوم و کاربرد هدایت ارائه شده، سپس به طبقه بندی روش های هدایت و همچنین معرفی ویژگی های کلی و تفاوت عملکردی آن ها پرداخته شده است. در ادامه مرور تحقیقات انجام شده برای بهینه سازی هدایت سه نقطه ای با بحث روی ملزومات و دستاوردهای آن ها موضوع بحث بوده اند. پیاده سازی فرمانی هدایت تناسبی از جمله پیشنهادات ارائه شده در بهبود سیستم های سه نقطه ای است و در اینجا جوانب بیشتری از آن مورد بررسی قرار گرفته است. مقایسه آن با روش آشیانه یابی و تعیین محدوده دید سنسور زمینی با توجه به مشخصات موشک و هدف از جمله کارهای انجام شده در این پایان نامه است. علاوه بر این با استفاده از تحلیل انجام شده روی بیم سنسور ردیاب پیشنهادی برای تغییر در زاویه شلیک موشک به منظور مینیمم کردن بیم مورد نیاز انجام شده است. در ادامه یک روش سه نقطه ای بهینه نیز بر مبنای معادلات غیرخطی هندسه درگیری معرفی و با هدایت خط دید مقایسه شده است. روش ارائه شده دارای عملکرد مطلوب بوده و متغیرهای سینماتیکی مورد نیاز آن از سنسور زمینی حاصل می شود اما برای پیاده سازی نیاز به تخمین چند متغیر سینماتیکی خواهد داشت.

برای تعیین وضعیت یک جسم می توان از دستگاه ستاره ها کمک گرفت و این کار با استفاده از پردازش تصویر آنها در دوربین انجام می شود. اندازه ی نقاط تصویر تشکیل شده و جابجایی این نقاط از مکان اصلی خود به علت ابیراهی های، مختلف تعیین وضعیت را با خطا همراه خواهد کرد. در بخشی از این پایان نامه راهی برای انتخاب عدسی ای که فاصله کانونی آن مشخص است ارائه شده است. این توانایی در انتخاب با استفاده از مقایسه اندازه لکه نورانی ایجاد شده بوسیله ابراهی هایِ عدسی با اثر پراش بدست می آید. در بخشی دیگر اثر ابیراهی هایی که بوسیله جو و حرکت ناظر تولید می شوند و بر مسیر نور تأثیر می گذراند مورد بررسی قرار گرفته و اندازه جابجایی نقطه تصویر از نقطه اصلی آن محاسبه شده است. سپس در بخش آخر خطا از تغییر کوچک مکان نقاط تصویر تا درایه های ماتریس دوران بین دستگاه دوربین و دستگاه مرجع نشر داده شده است. مهمترین بخش تحلیل خطا بدست آوردن خطای زاویه دوران این ماتریس از روی خطای درایه ها بوده است که باعث راحت تر شدن تحلیل خطا می شود. در نهایت بوسیله شبیه سازی صحت روابط بدست آمده برای تعیین وضعیت و روابط مربوط به تحلیل خطا بررسی شده اند.

مولّد فرکانس رادیویی 600 وات با فرکانس 13.56 مگاهرتز در حقیقت یک منبع سیگنال سینوسی در محدوده ی فرکانس های رادیویی است که می تواند توانی معادل با 600 وات را به یک بار الکتریکی 50 اهمِ خالص تحویل دهد . فرکانس 13.56 مگاهرتز قسمتی از باند فرکانس رادیویی است که به کاربردهای علمی، صنعتی و پزشکی اختصاص داده شده است. کاربرد خاص این مولّدهای فرکانس رادیویی تولید پلاسمایی خاص، موسوم به پلاسمای rf است. بعضاً در کاربرد لایه نشانی نیاز به نرخ لایه نشانی بالا می باشد و یا در فرآیند زدایش لازم است که نرخ زدایش بالا باشد در این-گونه موارد بایستی از مولّدی با توان بالاتر استفاده شود. همچنین در بعضی از کاربردهای صنعتی سطح الکترود rf بزرگ است و مولّدی با توان پایین قادر به تولید چگالی پلاسمای مورد نیاز نیست به همین منظور از مولّد با توان بالاتر استفاده می شود. خروجی دستگاهی که به دنبال ساخت آن هستیم، سیگنالی سینوسی با فرکانس 13.56 مگاهرتز و توانی حدود 600 وات است. از آنجایی که محفظه ی پلاسما از نظر الکتریکی باری متغیر با زمان محسوب می شود و امپدانس آن از ابتدای فرآیند تا انتهای آن ثابت نیست، لازم است که بین مولّد فرکانس رادیویی و محفظه ی پلاسما یک شبکه ی تطبیق قرار دهیم. در حقیقت ما در جعبه ی تطبیق امپدانس سعی می کنیم که با اندازه گیری امپدانس محفظه و اعمال کنترل مناسب بر روی المان های موجود در آن، مولّد فرکانس رادیویی در تمام طول فرآیند (با وجود تغییر بار الکتریکی محفظه) در خروجی خود بار 50 اهم خالص را ببیند.

محاسبه ی موقعیت و وضعیت یک شیء با استفاده از نقاط مشخصه روی آن، با دانستن وضعیت هندسی این نقاط یا دانستن مدل شیء و همچنین در دسترس بودن نقاط متناظر این نقاط مشخصه در تصویر گرفته-شده از شیء یکی از موضوعات چالش برانگیز است که تاکنون برای محاسبه ی آن، روش های مختلفی که هر یک مزایا و معایب خاص خود را دارند، ارائه شده است. در این پایان نامه روشی جدید برای تعیین موقعیت و وضعیت شی ء نسبت به دستگاه دوربین با استفاده از تصویر آن ارائه شده است. تصویر واقعی که از دوربین در اختیار داریم از نگاشتی غیرخطی بین جهان سه-بعدی و تصویر دوبعدی حاصل می شود. برخی محققان با خطی فرض کردن این نگاشت تخمین موقعیت و وضعیت را ساده تر کرده اند ولی از کلیت مسأله کاسته و محدودیت هایی بر ابعاد شیء مورد نظر اعمال نموده-اند. استفاده از نگاشت غیرخطی و دست یابی به روابط هندسیِ برقرار بین شیء و تصویر آن اگر چه کاری چالش برانگیز و دشوار است ولی دقت کار را بالا برده و محدودیتی بر ابعاد شیء وارد نمی کند. حالتی که یک شیء در برابر دوربین قرار می گیرد بسته به نوع دوران و فاصله اش از محور اصلی دوربین تغییر می کند.در این پایان نامه به بررسی حالات مختلف قرارگیری قلم در مقابل دوربین پرداخته و با استفاده از نتایج کلی ترین حالت، به معادلاتیدقیق برای شیء ای سه بعدی رسیدیم. در حل دستگاه معادلات غیرخطی، انتخاب الگوریتمی مناسب که علاوه بر کمینه کردن خطا، زمان کمی نیاز داشته باشد، حائزاهمیت است. با توجه به اینکه در آزمایش عملی مقادیر دقیق نیستند الگوریتمی از نوع بهینه سازی پیشنهاد شده و راهکاری برای انتخاب حدس اولیه پیشنهاد می شود که هم همواره به پاسخ برسیم و هم زمان حل مسأله را کاهش دهد. انجام آزمایش های عملی؛ که در آن ها حداکثر خطا برای زوایای دوران دو الی سه درجه و حداکثر خطا برای فاصله ی شیء تا دوربین دو الی سه سانتی متر است؛ در کنار شبیه سازی علی رغم ملاحظات خاصی که دارد، مهر تأییدی بر صحت و کاربردی بودن روابط است.

در این پایان نامه، اتوپایلوت مقاوم‏ برای یک موشک زمین به هوا برای نقاط مختلف پروازی طراحی شده است. موشک از نوع کنترل دم‎‏ می باشد. با توجه به ارتفاع ها و سرعت های مختلف پروازی، توابع تبدیل مختلف برای سیستم می توان بدست آورد که یک کنترل کننده ی ثابت طراحی شده، می تواند همه مدل ها را پایدار نماید. برای این منظور تابع تبدیل شتاب جانبی به ورودی انحراف بالک را به دو تابع تبدیل شتاب جانبی به نرخ چرخش پیچ و تابع تبدیل نرخ چرخش پیچ به انحراف بالک تفکیک شده است. با این تفکیک، نشان شده است که در صورت داشتن تابع تبدیل نرخ چرخش پیچ به سیگنال کنترلی مناسب می توان تابع تبدیل شتاب جانبی به دستور شتاب مناسبی به دست آورد. با توجه به متغیر با زمان بودن سیستم، مقاوم بودن کنترل کننده طراحی شده به لحاظ تئوری اثبات شده و با شبیه سازی ها نیز تایید شده است.

در موشک هایی که از قانون هدایت تناسبی استفاده می کنند، اندازه گیری نرخ چرخش خط دید امری ضروری می باشد. برای این منظور از وسیله ای به نام جستجوگر در نوک موشک استفاده می شود. جستجوگر وظیفه دارد در طول زمان پرواز، هدف را ردیابی کرده و پارامتر نرخ چرخش خط دید را اندازه گیری نماید. جستجوگر موشک مورد مطالعه شامل آنتن، قاب دو درجه آزادی، سنسور ژیروسکوپ، کنترل کننده و عملگر هیدرولیکی می باشد. شرط لازم برای ردیابی، باقی ماندن هدف در شعاع دید آنتن می باشد. به همین منظور آنتن را بر روی قاب دو درجه آزادی نصب می کنند تا آنتن بتواند با وجود حرکات نسبی هدف و موشک، محور خود را در راستای هدف قرار دهد. برای حرکت دادن آنتن از عملگرهای هیدرولیکی استفاده شده است. این عملگرها آنتن را در دو جهت سمت و فراز جابجا می کنند. برای کنترل موقعیت آنتن از حلقه های کنترلی استفاده شده است. حلقه کنترل آنتن (حلقه جستجوگر) شامل دو حلقه پایداری و ردیابی می باشد. کنترل کننده استفاده شده، از روش کنترل بهره بالا استفاده می کند. کنترل کننده وظیفه دارد با توجه به اطلاعات دریافتی از سنسور راداری (آنتن) و سنسور ژیروسکوپ، فرمان های لازم را به عملگرهای هیدرولیکی داده تا با چرخش مناسب قاب ها، محور آنتن را در راستای خط دید قرار دهند. حرکات بدنه موشک، برای جستجوگر اغتشاش به حساب می آید. این حرکات سبب تولید گشتاورهایی ناخواسته شده که قاب ها را تحت تأثیر قرار داده و راستای محور آنتن را تغییر می دهند. بنابراین کنترل کننده با استفاده از اطلاعاتِ ژیروسکوپ های نصب شده بر روی قاب ها، فرمان های لازم را به عملگرهای هیدرولیکی داده تا با تولید گشتاورهایی مناسب، اثر گشتاورهای ناشی از حرکات بدنه موشک خنثی گردد. برای بررسی عملکرد جستجوگر، نیاز به مدلِ دقیقی از آن داریم. برای مدل سازی، یک دسته دستگاه های مختصات با توجه به فیزیک مسئله تعریف شده اند. در مدل سازی توجه اصلی به قاب دو درجه آزادی می باشد. در نوشتن معادلات قاب دو درجه آزادی سعی شده است که معادلات بر حسب متغیرهای سرعت زاویه ای آنتن و انتگرال سرعت زاویه ای تنظیم شوند. این موضوع سبب می شود تحلیل کنترل کننده جستجوگر ساده تر شود. با توجه به این که حلقه پایداری، حلقه ای داخلی برای حلقه ردیابی محسوب می شود، و توجه به این موضوع که پهنای باند حلقه داخلی باید به اندازه کافی بیشتر از حلقه خارجی باشد، معیارهایی برای تنظیم پارامترهای کنترل کننده استخراج شده است. همچنین با بررسی خطاهای سنسور راداری و تأثیر آن ها بر روی خروجی های جستجوگر، معیارهای دیگری برای تنظیم پارامترهای کنترل کننده به دست آمده است.

در این پایان نامه خطاهای یک شتاب سنج mems مورد بررسی قرار گرفته و مدل سازی شده اند. مدل پیشنهاد شده برای خطاهای سیستمی شتاب سنج شامل بایاس، ضریب مقیاس و ناهم محوری می باشد. تست های مناسبی برای دست یابی به پارامترهای مدل فوق طراحی و پیاده سازی شده است. همچنین تأثیر دما بر پارامترهای ذکر شده مورد بررسی قرار گرفته و مدل سازی خطاهای تصادفی با استفاده از تکنیک واریانس آلن صورت پذیرفته است.

جابجایی یک پرنده از نقطه ای به نقطه دیگر به دو مقوله الگوریتم هدایت و حلقه کنترل سامانه پرنده تفکیک می شود. خلبان خودکار، کنترل کننده حلقه کنترل به شمار می آید. معادلات دینامیکی سامانه حلقه باز، در دستگاه سرعتی بیان شده اند تا میزان تداخل کانال ها به حداقل برسد. نیروها و گشتاورهای آیرودینامیک نیز با وجود تمام تداخلات بین کانال ها شناسایی شده اند تا دقت مدلسازی تا حد امکان افزایش یابد. در طراحی خلبان خودکار از روش سیستم های خودنوسان تطبیقی بهره برده شده است. در این روش به کمک یک عنصر غیرخطی (در اینجا رله با هیسترزیس)، یک متغیر حالت سیستم (در اینجا سرعت زاویه ای) وارد یک چرخه حدی با فرکانس نوسانات ثابت می شود. عملکرد رله مانند یک بهره متغیر است، در سیستم های خودنوسان تطبیقی تغییرات بهره رله نسبت به زمان به گونه ای صورت می پذیرد که سامانه حلقه بسته همواره در مرز ناپایداری قرار داشته باشد به همین دلیل بر این روش صفت تطبیقی را نهاده اند. به منظور توصیف رفتار رله از مفهومی به نام تابع توصیف بهره برده شده است. در مرحله اول کنترل کننده ای طراحی شده است که بتواند متغیر حالت را وارد یک چرخه حدی با فرکانس ثابت نماید. سپس با توسعه مفهوم تابع توصیف به تابع توصیف دو وردوی، حلقه خارجی سیستم که خروجی آن شتاب جانبی است تشکیل و در نهایت برای این حلقه نیز یک کنترل کننده تناسبی طراحی شده است تا بتواند رفتار مطلوب را در خروجی سیستم ایجاد نماید.

در این پایان نامه به تحلیل احتمال یک سامانه ی سلاح پرداخته شده است. تعریف این احتمال معیاری را فراهم می کند که بتوان عملکرد سامانه را در مقابله با تهدیدات هوایی ارزیابی نمود. با دسته بندی عوامل موثر بر این احتمال، ورودی های موردنیاز برای محاسبه ی آن معرفی شده اند. با توجه به عوامل مشخص شده، این احتمال برای هدفی با مشخصات معلوم محاسبه شده است.

اقتصاد را علم مطالعه ی تولید، توزیع، تجارت و مصرف در یک منطقه ی جغرافیایی تعریف می کنند. از حیث نوع نگاه، اقتصاد به دو بخش کلی خرد و کلان تقسیم بندی می شود. در نگاه خرد، روابط مالی بین افراد و بنگاه های اقتصادی مورد بحث قرار می گیرد. در مقابل، در نگاه کلان، فارغ از نگاه خرد متغیرهایی مانند بیکاری، تورم، تولید ناخالص داخلی و ... بررسی می شود. در این پایان نامه، ابتدا با نگاه سیستمی و با استفاده از اصول برگرفته شده از قرآن و عترت، روابط مالی میان دو نفر به صورت دینامیکی استخراج و نمایش بلوکی آن ارائه شده است. برای مدل سازی اقتصاد کلان از دو رویکرد استفاده شده است. در رویکرد اول، متغیرهای اقتصاد کلان بر مبنای متغیرهای موجود در اقتصاد خرد تعریف و مدلسازی می شوند. در رویکرد دوم، هر جامعه به دو بنگاه اقتصادی تقسیم می شود و متغیرهای تعریف شده در روابط میان این دو بنگاه، متغیرهای کلان اقتصادی را مدل سازی می کند. با استفاده از شبیه سازی این مدل در رویکرد اول برای یک جامعه ی فرضی، نتایج حاصل از افزایش تقاضا ی کل در جهت رشد تولید ناخالص داخلی و نوسانات بوجود آمده در متغیرهای اقتصادی مشاهده شده است. در آخر نیز با ارائه ی پیشنهاد هایی سعی شده است تا تمهیدات لازم جهت مدل سازی اقتصاد کلان ایران پیش بینی شود.

موضوع مورد بررسی در این پایان نامه، طراحی هدایت برای یک پرنده معین در فاز پروازی en route جهت عبور از تعدادی نقطه راه معین می باشد. برای بررسی موضوع، ابتدا به مدل سازی پرنده پرداخته شد و معادلات کامل حرکت پرنده به دست آمد. سپس در ادامه توابع تبدیل پرنده در کانال های سمت و چرخش حول نقطه تعادل به دست آمد و پس از به دست آوردن توابع تبدیل کانال های سمت و چرخش، برای کانال های سمت و چرخش کنترل کننده های تناسبی مشتق گیری طراحی شد. سپس در ادامه به طراحی الگوریتم هدایت برای پرنده پرداخته شد و برای حرکت پرنده روی مسیر تعیین شده در صفحه افق، دو الگوریتم ارائه گردید. در ادامه عملکرد الگوریتم ها، در حالی که حلقه مهار هدایت وجود دارد ارزیابی شد. در انتها اثر تغییر ارتفاع پروازی پرنده را بر عملکرد دو الگوریتم مورد ارزیابی قرار دادیم و مقاوم بودن آنها را در حالی که پرنده در حال تغییر ارتفاع است یا به عبارت دیگر بردار سرعت پرنده در صفحه افق قرار ندارد، ارزیابی نمودیم.

در این پایان نامه پس از تشریحِ فیزیکِ پرنده، و معرفی دستگاه های بدنه، ناوبری، اینرسی و سرعتی، دستگاه بدنه ی پرنده را برای نوشتن معادلات گشتاور و دستگاه سرعتی را برای نوشتن معادلات نیرویی انتخاب کرده و معادلات حرکت پرنده را در این دستگاه ها نوشته ایم. پس از آن و با بدست آوردن تابعیت ضرائب نیرویی و گشتاوری از زاویه ی حمله، زاویه ی سرش جانبی، انحراف بالک ها، ماخ پرنده و مرکز جرم، ضرائب نیرویی و گشتاوری را در معادلات کلی بدست آمده جایگذاری کرده و معادلات پرنده با جزییات کامل را بدست آورده ایم. توابع تبدیل مربوط به هر تریم را بدست آورده و تحلیل چگونگی تغییر قطب ها با توجه به فیزیک پرنده مورد تحلیل قرار گرفته است. برای کنترل پرنده در ابتدا برای یک تریم خاص کنترل کننده ای طراحی کرده و سپس روش طراحی را به تمام تریم ها تعمیم داده ایم. در طراحی هدایت، ابتدا با تشریح مسئله و با توجه به اینکه هدف در طراحی قانون هدایت رسیدن از یک ارتفاع اولیه به ارتفاع ثانویه ای است معادلات سینماتیک حرکت را نوشته و خطای هدایتی را که با صفر شدن آن الگوریتم هدایت می تواند اطمینان دهد به هدف مورد نظر رسیده ایم، اختلاف ارتفاع مطلوب و ارتفاع فعلی پرنده در نظر می گیریم. همچنین فرض می کنیم که هم ارتفاع پرنده و هم ارتفاع عوارض زمینی از سطح دریا اندازه گرفته شوند. جهت طراحی الگوریتم هدایت، حلقه ی هدایت که شامل بخش مهار هدایت نیز می گردد، با قرار دادن دینامیک بخش مهار هدایت، و با توجه به معادلات سینماتیکی بدست آمده تشکیل می دهیم. توجه داریم که در طراحی قانون هدایت علاوه بر سیگنال کنترل بخش مهار هدایت و محدودیت شتاب نرمال پرنده، باید سرعت پاسخ سیستم به گونه ای باشد که دینامیک بخش مهار هدایت آن را متاثر نکند.

فشارسنج های یونش یکی از انواع فشارسنج های پرکاربرد در گستره خلأ بالا است. در این فشارسنج ها تعیین فشار سیستم با اندازه گیری جریان گاز های یونیزه شده در داخل حساسه، انجام می پذیرد. موضوع اصلی این پایان نامه طراحی و ساخت مبدلی است که جریان حساسه را اندازه گیری کند و سپس با استفاده از اطلاعات حاصل از پیمایش حساسه، فشار سیستم را محاسبه نماید. در مرحله پیمایش حساسه، از شبکه های عصبی برای دستیابی به مدلی که بتواند فشار سیستم را به جریان اندازه گیری شده مرتبط سازد استفاده کرده ایم. در اینجا از شبکه های چندلایه پرسپترون برای ایجاد مدل مذکور استفاده شده است. در مرحله آموزش شبکه عصبی دو الگوریتم بیشترین کاهش و لونبرگ مارکوات مورد بررسی قرار گرفته است. با توجه به نتایج حاصل شده، الگوریتم لونبرگ مارکوات را برای آموزش مدل عصبی انتخاب نموده ایم. مدل مبتنی بر شبکه عصبی تولید شده در مرحله پیمایش برروی میکروکنترلری ارزان قیمت پیاده سازی شده است. به منظور هرچه سریع تر شدن اجرای شبکه عصبی بر روی این میکروکنترلر ترفندهایی بکار گرفته شده است. این ترفند ها حجم محاسبات را کاهش داده و تا جای ممکن محاسبات اعشاری را کاهش می دهند. در نهایت نیز به منظور افزایش طول عمر حساسه موضوع کنترل جریان یونش را مورد بررسی قرار داده و کنترل کننده ای را طراحی نموده-ایم. الگوریتم کنترل را بر روی میکروکنترلر مبدل پیاده سازی کرده ایم. پس از اجرای شبکه عصبی و کنترل کننده بر روی میکروکنترلر مبدل، نتایج حاصل از پیمایش حساسه مطلوب بوده و حلقه کنترل نیز وظیفه خود را به خوبی انجام می دهد.

ناوبری سماوی، بنیادی ترین روش ناوبری است که به نوعی اساس روش های دیگر است، به گونه ای که حتی مدل سازی دقیق زمین که در همه ی روش های ناوبری مفروض گرفته شده است، به کمک ستارگان انجام می شود. فاصله ی بسیار زیاد ستارگان و همچنین چیدمان ثابت ستارگان که از زمین دیده می شود، باعث می گردد که بتوان به راحتی از ستارگان برای تعیین وضعیت استفاده کرد. اما برای تعیین موقعیت علاوه بر ستارگان حسگر دیگری لازم است که ساده ترین نوع آن حسگر گرانش است. این موضوع تحت عنوان نگرش نوین به تعیین موقعیت سماوی در این رساله مطرح شده است. نحوه ی استخراج معادلات ناوبری سماوی برای یافتن موقعیت بر اساس حسگر گرانشی، توضیح داده می شود. معادلات مختلفی برای حل مسئله ی ناوبری سماوی قابل استفاده است که در این رساله به سه دسته تقسیم شده اند. تناظر این معادلات با معادلات بیان شده در مراجع، نشان می دهد که این دسته بندی، دسته بندی جامعی است، به طوری که همه ی روش های حل موجود در مراجع را دربرگرفته و می تواند ارتباط این روش ها، و مزایای و معایب هر کدام را توضیح دهد. دسته معادلات از نظر تحلیل خطا نتایج متفاوتی دارند به طوری که می توان حسب زوج ستاره ی عکس برداری شده، دسته معادله ی مناسبی برای کاهش خطا انتخاب کرد. بر این اساس الگوریتمی برای بهبود خطای تعیین موقعیت و انتخاب ستاره، ارائه می شود. مدل سازی دقیق خطاهای اپتیکی، ترازسنجی و زمان سنجی در این رساله به گونه ای انجام می شود که بتوان این خطا ها را به عنوان ورودی معادلات ناوبری تعیین موقعیت، وارد کرد و تاثیر خطای هریک را در خروجی اصلی، یافت. در خلال این پروژه یک سامانه ی تعیین موقعیت سماوی طراحی و ساخته شد. آزمون های عملی متعدد که با سامانه ی ناوبری سماوی ساخته شده انجام گردید، نشان داد که روابط تحلیل خطای به دست آمده صحیح است. همچنین نتایج این آزمون ها تفاوت دسته معادلات مختلف را از نظر روابط خطا نشان داد.

هواپیماهای بدون سرنشین جدید در ارتفاع پایین پرواز می کنند، همین امر شناسایی و نابودی انها با سامانه های شناسایی عادی چون رادار و پدافندی عادی را مشکلمی سازد.در این پایان نامه قصد داریم، الگوریتم هدایتی جهت کمینه کردن ارتفاع پرنده ای معین نسبت به عوارض را معرفی کنیم. قبل از طراحی الگوریتم هدایتی برای تعقیب عوارض ابتدا الگوریتم هدایتی جهت تنظیم ارتفاع نسبت به سطح دریا را طراحی کردیم و عملکرد الگوریتم ، در حالی که حلقه مهار هدایت وجود دارد را مورد ارزیابی قرار دادیم و مقاوم بودن آن را در حالی که پرنده در حال تغییر سمت و چرخش است را ارزیابی نمودیم. با قرار دادن عوارضی مثل شیب، سینوسی و پله، حداکثر خطای تعقیب عوارض را برای سامانه بدست آوردیم. با استفاده از داده های واقعی که از عوارض زمین نمونه برداری شده اند، مدل-سازیاز عوارضبا استفاده از درون یابی خطی، انجام دادیم و سپس با استفاده از تبدیل فوریه سریع، عوارض را به صورت چند سینوسی در نظر گرفتیم و حداکثر خطای تعقیب عوارض را بدست آوردیم. با استفاده از بلوک های غیرخطی، خطای تعقیب عوارض در هنگام کاهش ارتفاع را کمینه کردیم و این مقدار را به عنوان بایاس در ورودی قرار دادیم و در اخر نیز جهت اطمینان بلوکی قرار دادیم که نگذاریم پرنده از ارتفاعی به عوارض نزدیک تر شود.

در این پروژه حلقه ردیابی یک موشک زمین هوا در حالت سه بعدی تحلیل کامل گردیده و معادلات آن بدست آمده است. برای این کار ابتدا مدل قسمتهای مختلف حلقه ردیابی بدست آمده است بعد از مدلسازی قسمتهای مختلف به تحلیل حلقه ردیابی پرداخته ایم حلقه ردیابی دو وظیفه اصلی دارد. اول، ردیابی خط دید موشک، هدف توسط محور ژایرو که با اعمال گشتاور لازم به ژایرو این تعقیب صورت می گیرد. وظیفه دوم، اندازه گیری سرعت زاویه ای خط دید برای پیاده سازی قانون هدایت می باشد که هر دو وظیفه مورد بررسی و تحلیل قرار گرفته است معادلات سه بعدی بدست آمده دارای پیچیدگی زیادی بوده و تعبیر فیزیکی خاصی نداشتند لذا ما دستگاه مختصات مخاصی به نام دستگاه خط دید تعریف کرده ایم، که معادلات پیچیده حلقه، در این دستگاه بسیار ساه بیان شده و معلوم می گردد که حلقه ردیابی دو پارامتر اصلی هندسه درگیری را اندازه می گیرد.که دقیقا همان پارامترهای مورد نیاز برای محاسبه قانون هدایت می باشد به این ترتیب تعابیر فیزیکی جالبی برای خروجی های حلقه بدست آمد که هم برای درک نحوه اندازه گیری و هم برای درک نحوه هدایت و کنترل موشک مفید خواهند بود. در ادامه خطاهای سیستم نیز بررسی و تحلیل شده اند در آخر حلقه را شبیه سازی نموده و خروجی های حلقه را به ازای ورودی های مختلف مشاهده نموده ایم. که مشاهدات با نتایج بدست آمده از تحلیل ها مطابقت کامل دارد.

بی شک یکی از موضوعات مهم در صنعت، اندازه گیری کمیت های مختلف عملیاتی جهت کنترل فرآیندها است. از جمله ی این کمیت ها، دبی جریان های گاز، مایع یا چند فازی است که پارامترهای مهمی در کنترل فرآیندهای صنعتی می باشند. فن آوری اندازه گیری دبی، در دهه های اخیر به سرعت رشد کرده است. پدیده های فیزیکی کشف شده، نقطه شروع طراحی دبی سنج های گوناگون بوده اند. از این رو دبی سنج های ساخته شده اصول عملکردی متفاوتی دارند. از جمله پرکاربردترین دبی سنج های موجود، دبی سنج های کوریولیس هستند. در این پایان نامه ابتدا برخی از دبی سنج های متداول موجود مورد بررسی قرار گرفته و با یکدیگر مقایسه شده اند. سپس جزئیات مربوط به دبی سنج های کوریولیس، به عنوان دقیق ترین دبی سنج هایی که تاکنون ساخته شده اند، و اصول عملکردی آن به تفصیل بیان شده است. در انتها نیز با استفاده از معادلات مکانیکی و قوانین نیوتن، مدلسازی و شناسایی دبی سنج کوریولیس انجام شده و اعتبارسنجی مدل بدست آمده با استفاده از داده های واقعی ارائه شده است.

سیستم ناوبری اینرسی چه در زمینه ی نظامی و چه غیر نظامی کاربرد گسترده ای دارد. در این سیستم همچون دیگر سیستم ها منابع خطایی وجود دارد که باعث می شود خروجی سیستم که عبارتند از موقعیت و سرعت جسم، مقداری خطا داشته باشد. در برخی موارد به دلیل محدودیت عملکرد سیستم ناوبری اینرسی، تلفیقی از سیستم ناوبری اینرسی و سیستم ناوبری سماوی استفاده می شود. در این پایان نامه به بررسی خطای سیستم ناوبری اینرسی ناشی از خروجی گسسته ی سیستم ناوبری سماوی پرداخته شده است. معادله ی خطای ناوبری اینرسی گسسته استخراج شده و عوامل موثر بر این خطا تعیین گردیده که عبارتند از فاصله ی زمانی خروجی سیستم ناوبری سماوی و بردار سرعت دوران هواپیما. همچنین چگونگی تأثیر این پارامترها بررسی شده است. رابطه ی مستقیم که بین فاصله ی زمانی در نظر گرفته شده برای خروجی سیستم ناوبری سماوی و خطای سیستم ناوبری اینرسی برقرار است تعیین شده است. از اطلاعات بدست آمده می توان برای تعیین مسیر حرکت هواپیما استفاده کرد.

چکیده ندارد.

در این رساله در بستر تحلیل یک سیستم ضد هوایی موجود در کشور نگرش کلی جدیدی بر دینامیک پرواز ارائه شده که کنترل حرکت در فضا را به دو حرکت کاملا مستقل تفکیک کرده است. اساس این نگرش تفکیک شتاب به شتاب مماسی و شتاب جانبی است. آنچه در صفحه بصورت ‏‎an= v, at=v‎‏ وجود دارد به حالت کلی فضایی تعمیم داده شده است. این تحلیل نوین که نقش زوایای حمله را بطور جدی نشان میدهد برای تمامی پرنده ها قابل بکارگیری است ولی کاربرد آن برای موشک های مشابه موشک مورد نظر نشان داده است که براحتی میتوان تمامی تحلیلهای کنترل و هدایت را در صفحه انجام داد و سپس آنرا به فضا تعمیم داد.حلقه کنترل روی شتاب جانی توسط شتاب سنج فیدبک میشود. برای پایداری این حلقه، سرعت زاویه ای چرخش موشک هنگام شتاب، که توسط یک ژایروی نرخی اندازه گیری میگردد، نیز مورد استفاده قرار میگیرد.خطاهایی که مقادیر آنها قابل تعیین باشند (هر چند مشکل)، خطاهای سیستماتیک نامیده ایم و غیر آن اتفاقی، از حیث عوامل ایجاد کننده، تجهیزات و اغتشاشات کنترل نشده و خطاهای دینامیکی معرفی شده اند. بدون ورود در عوامل پیچیده، برای خطا در بدترین حالات (با توجه به تلورانسهای مجاز) متوسط 32 متر و انحراف استاندارد 30 متر بدست آمد که با طراحی سرجنگی سیستم هم خوانی دارد.در این میان دیده شد که عمده خطا ناشی از محدود بودن شتاب جانبی قابل اعمال به موشک میتواند بوجود آید. برای اینکه نشان دهیم روش ‏‎pn‎‏ قطعا در این سیستم بهبود ایجاد خواهد نمود، بطور دقیق برای روش های موجود و همینطور برای pn، شتاب جانبی درخواستی مسیرهای ایده ال بدست آورده شد. با مقایسه تحلیلی نشان داده شد که روش ‏‎pn‎‏ حتی از روش ‏‎lead‎‏ نیز درخواست کمتری برای شتاب جانبی دارد. این مقایسه در حالات مختلف درگیری (هدف با سرعت ثابت و با سرعتهای مختلف، هدف با شتاب مماسی و هدف با شتاب جانبی) صورت پذیرفت. عبارتی که برای شتاب جانبی ‏‎pn‎‏ بدست آمد با توجه به نگرش هندسی جدیدی بود که میتواند برای تحقیقات آتی نیز نقطه شروع خوبی باشد.