ناویری به عنوان یک موضوع کاربردی در عرصه هوافضا از درجه اهمیت زیادی برخوردار است.بطور کلی سیستمهای ناوبری اینرسی بدلیل خودمختار بودن وقابلیت اعتماد بالا از جایگاه خاصی برخوردارند و کاربرد فروانی دارند.یک عیب محسوس این سیستم ها زیاد شدن خطای ناوبری به مرور زمان می باشد درواقع خطاهای سنسورهای اینرسی انتگرالگیری شده و با هم جمع می شوند و با گذشت زمان خطا زیاد میگردد. در این پایان نامه با توجه به مشخصات یک ماهوارهبر مشخص،اقدام بدست آوردن معادلات حرکت و ناوبری آن نموده و سپس با بدست آوردن معادلات غیرخطی خطا اثرات خطاهای سنسورها در خروجی های ناوبری اینرسی که شامل موقعیت وسیله(طول و عرض جغرافیایی و ارتفاع)و همچنین سرعت وسیله و متغییرهای زاویه ای (زوایای اویلر) بصورت جداگانه ترسیم شده است و در نهایت با نمایش نمودارهای بدست آمده از معادلات خطی خطا به تحلیل و مقایسه پرداخته شده است.

هدف این پایان نامه طراحی کنترلر مناسب برای یک پرنده بدون سرنشین با استفاده از تئوری کنترل مقاوم می باشد. در ابتدا مباحث مربوط به کنترل مقاوم، پیش نیازها و روش های مختلف آن مطرح شده است. گام بعدی معرفی پرنده بدون سرنشین مورد نظر برای طراحی کنترلر می باشد. مدل دینامیکی این پرنده در فاز پروازی کروز ارائه و خطی سازی شده، پایداری آن در حرکت طولی و عرضی بررسی و یک کنترلر خطی برای آن طراحی شده است. سپس مدل نامعین پرنده بدون سرنشین بدست آمده است. نامعینی مورد بررسی در این پایان نامه از نوع پارامتریک بوده و پرنده مورد نظر با توجه به درصد تغییرات ضرایب آیرودینامیکی که در پرواز کروز برای آن بدست آمده نامعین شده است. در نهایت به طراحی کنترلر مقاوم با روش های و سنتز و مقایسه نتایج آن در سیستم نامعین برای مود حرکت طولی و همچنین در حضور اغتشاش خارجی پرداخته شده است. همچنین رفتار پرنده برای مود حرکت طولی با کنترلر pid نیز ارائه شده است که صحت رفتار کنترلر مقاوم را تائید می کند.

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.

در رساله حاضر به طراحی یک سیستم کنترل پیش بین مقاوم با رویکرد h2، ∞h_و mpc برای یک صفحه پایدار ژیروسکوپی سه محوره پرداخته شده است. صفحه پایدار تحت اثر اغتشاشات پایه حامل خود (خودرو یا جسم پرنده) قرار دارد. بار مفید پایدارکننده، دوربین های فیلمبرداری تجاری و نظامی در نظر گرفته شده که کیفیت تصویر و حفظ سوژه در میدان دید از اهمیت زیادی برخوردار می باشد. در بخش اول پس از مدل سازی و استخراج معادلات حرکت پایدارکننده با ژیروسکوپ های مکانیکی و غیرمکانیکی، کنترل کننده-های فوق الذکر طراحی و بهبود عملکرد سیستم با شبیه سازی های مختلف به اثبات رسیده است. برای اطمینان از دست یابی به ردگیری یکنواخت و حذف اغتشاشات فرکانس بالا در حضور نامعینی های پاژیر با رعایت حداقل توان مصرفی ترکیبی از کنترل بهینه مقاوم ارائه شده است. در بخش دوم رساله با ایجاد یک پایدارکننده آزمایشگاهی سه محوره سعی شده تا سیستم های کنترل طراحی و سنتز شده بر روی آن پیاده سازی شده و بهبود عملکرد پایدارکننده در مودهای پایدارسازی و ردگیری نشان داده شود. بهبود کیفیت عملکرد پایدارکننده از طریق مقایسه فیلم برداری های انجام شده در حالت عدم پایدارسازی و پایدارسازی با کنترل کننده های مختلف عملا نشان داده شده است.

در پژوهش حاضر سعی شده است ، سیستم کنترل یک پایدارکننده ژیروسکوپی سه محوره نیرویی از روش کنترل چند متغیره تحلیل و طراحی گردد . پایدارکننده در حالت کلی انحراف زیاد قابها از حالت عمود بودن در نظر گرفته شده و مدل ریاضی دینامیک پاژیر به همراه ژیروسکوپهای مکانیکی آن شدیدا دارای تداخل دینامیکی بوده و اقتضا میکند که با رویکرد چند ورودی – چند خروجی تحلیل گردد . برای تحلیل و طراحی سیستم کنترل چند متغیره از روش pi استفاده شده است . پس از تحلیل مشاهده پذیری و کنترل پذیری سیستم ، با توجه به نوع رفتار و ماهیت دینامیکی پاژیر ، سیستم را به دو زیر فضای الف) پایدارپذیر و آشکارپذیر و ب) کنترل پذیر و مشاهده پذیر تفکیک کرده و به طراحی سیستم کنترل پرداخته ایم . نتایج تحلیلها و شبیه سازیها قدرت و دقت روش کنترل چند متغیره را نسبت به تحلیل یک متغیره نشان میدهد . همچنین به عنوان یک مورد مطالعاتی ساده¬تر طراحی کنترلر چندمتغیره برای یک ژیروسکوپ قائم مکانیکی ، که یک سیستم دو ورودی-دو خروجی می¬باشد انجام شده ، که درک و فهم روش را برای علاقمندان و خوانندگان ساده تر میسازد .

در این رساله بهبود دقت سیستم ناوبری اینرسی با صفحه پایدار از طریق افزایش دقت فرایند توجیه اولیه به کمک طراحی و پیاده سازی کنترل حلقه بسته تصادفی بهینه انجام گرفته است. در پژوهش حاضر پس از بررسی و تحلیل علل ایجاد خطا در فرایند توجیه، در قدم نخست با انتخاب مدل مناسب خطا، به تخمین حالت های سیستم مانند زوایای انحراف صفحه پایدار، دریفت ژیروسکوپ ها و بایاس شتاب سنج های افقی پرداخته شده است. برای تخمین بایاس شتاب سنج های افقی که در سیستم توجیه اولیه جزو حالت های مشاهده ناپذیر می باشند، الگوریتم جدیدی مبتنی بر روش های تخمین در سیستم های استاتیک و الگوریتم بهینه سازی فراابتکاری تکاملی استخراج و ارائه شده است. در گام بعد، با استفاده از حالت های تخمین زده شده و بر مبنای اصل تفکیک پذیری، کنترل حلقه بسته تصادفی بهینه طراحی گردید، هدف از اعمال این کنترل، تشخیص و جبران عدم همراستایی دستگاه مختصات ابزاری و ناوبری در رژیم ناوبری در مرحله قبل از پرواز و در صورت وجود اندازه گیری بیرونی مانند سرعت سنج های داپلری و یا gps ، در حین پرواز می باشد. در ادامه پس از ارائه روابط، شبیه سازی و تحلیل روش کنترلی موجودکه مستقیماً از خطای سرعت سیستم ناوبری استفاده می کند، دو روش جدید برای پیاده سازی کنترل حلقه بسته تصادفی که روش اول بر مبنای زوایای انحراف صفحه پایدار و روش دوم بر مبنای تلفیق دو روش قبلی است، ارائه شده است. استخراج روابط، تحلیل پایداری، شبیه سازی و پیاده سازی عملی برای هر سه روش ارائه شده است. نشان داده شده است که روش کنترلی مبتنی بر زوایای انحراف صفحه پایدار در حالتی که جسم پرنده دارای سرعت بالا و یا شتاب می باشد بر روش موجود مبتنی بر خطای سرعت ارجحیت دارد و بعلاوه روش تلفیقی در حالت سکون و در حالت حرکت شتاب دار بر دو روش قبلی برتری دارد.

ایده ی اساسی در این پایان نامه استفاده از مدل دینامیکی سیستم به عنوان یک روش کمک ناوبری برای کاهش خطاهای موجود ناوبری اینرسی می باشد. بدین منظور از فیلتر کالمن جهت تلفیق خروجی هر دو سیستم استفاده شده است که این خروجیها شامل موقعیت ، سرعت و وضعیت جسم می باشد. عدم تطابق پرواز واقعی ماهواره بر و مدل دینامیکی 6 درجه به علت وجود انواع نامعینی ها یک ایراد کلیدی وارد بر این کمک ناوبری در پیاده سازی های واقعی بوده که برای رفع آن از تلفیق با مدل دینامیکی اتفاقی استفاده شده و نتایج آن ارائه گردیده است. همچنین ضرورت اعمال نویزهای متغیر بازمان بر روی حسگرهای اینرسی استفاده از فیلتر کالمن تطبیقی را مطرح می کند که در این پایان نامه فیلتر کالمن تطبیقی پیاده سازی ونتایج آن ارائه گردیده است. در بخش دیگر با توجه به اصل تقارن موجود بین کانال سمت و پیچ ماهواره بر و با استفاده از روش شناسایی حداقل مربعات یک سیستم کمک ناوبری جدید معرفی و نتایج آن نیز استخراج شده است.

در این پژوهش به بررسی چندین بحث در کنترل نامتمرکز سیستم¬های چند عامله پرداخته شده است. در ابتدا به بررسی مساله اجماع مقاوم h_? در دسته¬ای از هواپیماهای بدون سرنشین پرداخته شده و در ابتدا یک پروتکل کنترلی نامتمرکز در نظر گرفته شده است و سپس شرایط لازم و کافی برای وجود چنین کنترلری بر مبنای نامساوی¬های ماتریسی خطی استخراج شده است. همچنین در ادامه با حل این نامساوی¬ها در فضای محدب، بهره¬های کنترلر نامتمرکز بدست آمده است. از دیگر مسائل مورد بحث، وجود خطاهای ناشی از نمونه برداری در لینک¬های ارتباطی میان عامل¬ها و همچنین مسیرهای فیدبک بین دینامیک عامل¬ها و کنترلر خود می¬باشد. این خطاها به صورت نامعینی¬های ضربی مدل شده و با استفاده از تئوری کنترل مقاوم h_? به طراحی کنترلر فیدبک خروجی و ورودی کنترلی پرداخته شده، که در واقع هدف کمینه کردن خطاهای ناشی از نمونه برداری بر روی عملکرد سیستم می¬باشد. در واقع با استخراج تابع تبدیل میان این خطاها و ورودی¬های کنترلی و خروجی دینامیک هر عامل، سعی در مینیمم سازی نرم h_? این تابع شده است. در حقیقت این بهینه سازی به دلیل آنکه در فضای h_? انجام شده، می¬¬تواند پایداری مقاوم سیستم حلقه بسته را تضمین نماید. در قسمت بعدی بر روی مساله اجماع پذیری میان عامل¬ها با بررسی طیف ماتریس لاپلاسین حاکم بر توپولوژی شبکه، تمرکز شده است. در واقع با بررسی شعاع مقادیر ویژه ماتریس لاپلاسین، شرایط جبری لازم برای امکان اجماع میان عامل¬ها مورد بررسی قرار گرفته است.

در این رساله، به مسئله طراحی مسیر پروازی یک هواپیمای بدون سرنشین پرداخته شده و هدف آن، یافتن مسیری بهینه و مقید به صورت حل قطعی به منظور انتقال پرنده از یک موقعیت اولیه به یک نقطه هدف برفراز عوارض زمینی با حداقل سازی‏ میزان مخاطراتی چون شناسایی توسط دشمن، تصادم با عوارض و ورود به مناطق ممنوع می باشد. از آنجاییکه ملزومات این مسئله باعث شده که در رده مسائل محاسباتی پیچیده و سخت قرار گیرد، جهت نیل به اهداف فوق دراین پژوهش تلاش گردید با توسعه روشی مبتنی بر شبکه جریان، راهکار نوین و جامعی در حضور انواع قیود و محدودیتها و بکارگیری تابع هزینه ترکیبی ارائه شود تا مسئله موردنظر را درقالب بهینه سازی چندمعیاره مقید در مرتبه زمانی قابل قبولی حل نماید. برای این منظور و با توجه به مدلهای گسسته موجود عوارض زمینی، ابتدا مدل جامع مسئله با استفاده از معادلات حرکت سه بعدی پرنده همراه با قیود و تابع هزینه در فضای گسسته مبتنی بر شبکه جریان بصورت لایه ای‏ پیاده سازی‏ شده و سپس با استفاده از شیوه برچسب گذاری روی نقاط شبکه، تعریف مناسب جریان عبوری نقاط و جستجوی حریصانه فضای جواب بهینه، الگوریتم بهینه سازی جدیدی توسعه داده شده است. ضمن اثبات ویژگیهای بهینگی سراسری، تقید و قطعیت الگوریتم مزبور بصورت تحلیلی، از تکنیکهای ابداعی نیز جهت کاهش مرتبه زمانی الگوریتم استفاده شده تا در نهایت، الگوریتمی در زمان چندجمله ای ارائه شود. شیوه برچسب گذاری موجب شده که هرگونه قیدی همچون خطای ناوبری و الزامات ترکام که از نیازهای اساسی پرنده ها‏ی نزدیک سطح محسوب می شود در الگوریتم پیشنهادی اضافه شود تا مسیر کاربردی و ایمن در حضور عوارض زمینی ارائه دهد بدون اینکه پیچیدگی و زمان حل الگوریتم بصورت مشهود افزایش یابد. به منظور اثبات عملی بودن مسیرهای تولیدشده، سناریوهای متعددی اجرا و نتایج حاصله بررسی گردیده و به منظور اثبات کارآمدی روش پیشنهادی، با روشهایی چون کنترل بهینه، برنامه ریزی پویا و نیز الگوریتم کاشف مبتنی بر گروه ذرات که در مراجع معتبر ارائه شده مورد مقایسه قرار گرفته است. در بخش متمم رساله، یک روش هدایت ردگیر مسیر جدید با رویکرد غیرخطی مبتنی بر تابع لیاپانوفی کنترل به صورت بهینه و مقید (نسبت به ورودی) جهت ردگیری مسیر نیز طراحی و توسعه یافته است. رویکرد تحلیلی و نتایج شبیه سازی نشان می دهد که ضمن ردگیری مناسب مسیر پروازی حاصله، پارامترهای مقید در محدوده های مجاز خود قرار دارند.

در این پایان نامه یک عملگر جدید بر پایه جهت دهی جریان در ناحیه دماغه هواپیما پیشنهاد شده است که برای هواپیماهای مافوق صوت در سرعت های بالای صوت کاربرد و عملکرد مطلوبی دارد و به عنوان یک عملگر تکمیلی در نظر گرفته شده است.عملگر شامل چهار عدد نازل خروج جریان فشرده می باشد که بر روی دماغه هواپیما تعبیه می گردد. ورود جریان هوای لازم به خاطر حرکت هواپیما به جلو( ram ( و نیز اثر یک کمپرسور محوری و ذخیره سازی در مخزن انجام می گیرد. طراحی مفهومی عملگر وطراحی حدودی هندسی آن انجام شده و تحلیل های آیرودینامیکی و دینامیک پروازی برای آن انجام شده،که عملکرد مطلوب آنرا نشان می دهد.

در این پایان?نامه به بررسی هدایت و کنترل بهینه یک پهپاد جدید تک?بال پرداخته شده است. پهپاد تک?بال یا مونوکوپتر شامل یک بال معمول است که ملخی جهت چرخاندن آن حول مرکز چرخش در نوک آن نصب می?گردد. در این تحقیق همچنین روشی خلاقانه بر اساس اصول تئوری کنترل بهینه و ریاضیات برای حل مسائل کنترل بهینه و طراحی مسیر ارائه شده است. بر اساس روش جدید فوق الگوریتمی برای حل مسائل کنترل بهینه ابداع گردیده و بر روی سامانه تک?بال پیاده?سازی شده است.