در این پژوهش روش هدایت شبه طیفی پس خور برای هدایت یک جسم بازگشت پذیر توسعه داده شده است. روش های شبه طیفی توانایی حل سریع مسائل کنترل بهینه با مدل های نسبتاً پیچیده و با قیود متعدد را دارا می باشند. نتایج استخراج شده نشان می دهد که روش های شبه طیفی قابلیت استخراج مسیر بهینه را برای مسئله جسم بازگشت پذیر با قیود فشار دینامیکی، انتقال حرارت و ضریب بار سازه ای در زمانی کمتر از چند ثانیه دارا می باشد. با استفاده از این قابلیت، در روش هدایت شبه طیفی پس خور می توان به صورت زمان حقیقی و برخط به محاسبه و به روزرسانی مسیر بهینه پرداخت. نتایج شبیه سازی به دست آمده نشان می دهد که این روش نسبت به عوامل اغتشاش خارجی و عدم قطعیت ها مقاوم می باشد. همچنین، در این روش نیازی به طراحی و محاسبه توابع تبدیل یا طراحی و تنظیم بهره های کنترلی وجود ندارد. به علاوه محدودیت هایی مانند خطی سازی مدل، ساده سازی مدل حرکت و دینامیک وسیله، استخراج روابط تحلیلی ساده حلقه بسته و دنبال کردن مسیر طراحی شده به صورت برون خط که در روش های سنتی وجود دارد در این روش مشاهده نمی شود. همچنین، در این روش نیازی به طراحی مسیرهای مرجع بسیار زیاد به صورت برون خط و بارگذاری آن بر روی کامپیوتر پرواز وجود ندارد و مسیرهای بهینه به صورت برخط و با توجه به شرایط لحظه ای تولید می شود. کلید واژه: بازگشت به جو، کنترل بهینه، روش شبه طیفی پس خور، اصل بلمن، کنترل حلقه بسته.

در این رساله برای رسیدن اجسام بازگشت به جو به هدفی خاص از روش هدایتی ترمینال استفاده گردیده است، برای آنکه الگوریتم هدایتی در فاز موتور روشن وسیله از کارایی خوبی برخوردار باشد از یک روش پیش بینی مسیر یاری جسته ایم، روش هدایت ترمینال بر مبنای پیش بینی مسیر این امکان را می دهد تا از تمام انرژی قابل حصول موتور استفاده گردد.در نهایت به کمک مسیر وابسته که توسط پیش بینی در دو فاز موتور روشن و بازگشت به جو توسعه یافته است، سرعت مانده به صورت صریح محاسبه می شود و به کمک آن دستورات هدایتی به گونه ای ایجاد می گردد که نیازی به خاموشی اجباری موتور نباشد. در انتها شبیه سازی شش درجه آزادی انجام شده کارایی خوب این روش، مقاومت در برابر نامعینی ها از جمله نیروی تراست موتور و کم بودن تلاش کنترلی آن را نشان می دهد.

در طی یک دهه اخیر یکی از مباحثی که به طور ویژه مدنظر محققین قرار گرفته است، بحث طراحی بهینه نامعین برای بدست دادن طراحی مقاوم نسبت به عدم قطعیتها می باشد. در این بین یکی از محورهای اصلی در این زمینه، تلفیق روشهای بهینه سازی چند موضوعی (mdo) با روش های طراحی نامعین، جهت استفاده در مسائل با ابعاد بزرگ و پیچیده، می باشد. از آنجا که هرکدامیک از این روشها دارای هزینه محاسباتی بالایی هستند، ارائه روشهایی که دارای کارایی محاسباتی بهتری نسبت به روشهای کلاسیک باشند، بسیار حائز اهمیت می باشد. در این رساله طراحی نامعین به روش طراحی بهینه براساس قابلیت اطمینان (rbdo) که نسبت به روش مونت کارلو دارای کارایی محاسباتی بسیار بهتر است، مد نظر می باشد. برای پوشش شرایط عدم دسترسی به اطلاعات آماری کافی جهت انجام تحلیل های احتمالاتی، نوع دیگری از این روشها که براساس تئوری امکان (تئوری فازی) است و موسوم به pbdo می باشد، مورد استفاده قرار گرفته است. نشان داده شده است که این روشها نسبت به روشهای rbdo پاسخ های پایستاری را بدست می دهند. در این پژوهش یک روش جدید در pbdo و با کارایی محاسباتی بهتر از روشهای مبنا که قابلیت تلفیق با روشهای mdo را نیز دارد، ابداع شده است. در ادامه به عنوان بخش کاربردی پژوهش، این روش بر روی طراحی ماهواره بر سوخت مایع در فاز طراحی مفهومی پیاده سازی شده است. به این منظور طراحی ماهواره بر به روش همه در یک مرتبه (aao) مدلسازی شده است. در این فرمولبندی چهار موضوع پیکره بندی& جرم& سازه، آیرودینامیک، مسیر پرواز و پیشرانش در نظر گرفته شده است. این بهینه سازی با هدف کمینه سازی جرم لحظه برخاست و با بکارگیری الگوریتم های بهینه سازی گرادیانی sqp و تکاملی ga انجام شده است. سپس با لحاظ کردن عدم قطعیت در متغیرها و پارامترهای طراحی و با بکارگیری روش rbdo و pbdo یک طرح بهینه مقاوم نسبت به عدم قطعیت های مورد نظر بدست آورده شده است. در انتها نشان داده شده است که جواب حاصله با روش طراحی نامعین فوق با وزن کمتر نسبت به وزن بدست آمده در طراحی سنتی قادر به انجام ماموریت تعریف شده با احتمال موفیقت 87/99% بوده و نسبت به عدم قطعیت ها مقاوم می باشد. این در حالیست که جوابهای طراحی سنتی و بهینه معین نسبت به عدم قطعیت ها مقاوم نمی باشند. جهت بررسی دقت نتایج حاصله، احتمال موفقیت (یا قابلیت اطمینان) جوابهای طراحی سنتی، طراحی بهینه معین و طراحی بهینه نامعین با روش مونت کارلو نیز محاسبه شده و مورد مقایسه قرارگرفته است.

چرخ های عکس¬العملی از جمله وسایل تبادل ممنتم زاویه¬ای هستند، که در پایدارسازی وضعیت ماهواره و مانورهای وضعیت آن مورد استفاده قرار می¬گیرند. کنترل وضعیت ماهواره از مسائل مهم می باشد اما به دلیل نویز و اغتشاشات، سیگنال خروجی چرخ عکس العملی دچار نویز می شود که از جمله این اغتشاشات می توان به نابالانسی چرخ ها اشاره کرد. تاکنون روش های مختلفی برای حذف این نویز ارائه شده است. ابزارهای توانمند پردازش سیگنال از جمله موجک ها تاکنون در تحلیل خارج خط سیگنال های نویزی مشابه کاربرد بسیار زیادی داشته اند. اما اینکه بتوان این ابزار ها را به طور روی خط در فرآیند کنترل حلقه بسته وارد نمود تاکنون کمتر مورد توجه قرار گرفته است. مشکل عمده این موضوع به حجم بالای پردازش و تأخیر ایجاد شده برمی گردد. این نویز را می توان با طراحی یک بانک فیلتر موجک شناسایی و با آستانه گذاری ضرایب موجک حاصل از تجزیه سیگنال نویزی حذف نمود. اما به دلیل وجود تأخیر در بانک فیلتر که گریز ناپذیر است سیستم دچار ناپایداری می شود. از این رو، با یک رویکرد پیش بینی از الگوریتم اسمیت استفاده شده است تا بتوان تأخیر ایجاد شده از فرآیند حذف نویز را به خارج از حلقه کنترل انتقال داده و سیستم را پایدار و خروجی را تا حد بسیار زیادی به حالت سیستم بدون نویز نزدیک نمود.

روش های معمول هدایت بهینه موشک های تاکتیکی شامل فرضیات زیاد و گاهی دور از واقعیت هستند که در مواردی می تواند عملکرد آن ها را دچار اختلال کند. برای در نظر گرفتن دینامیک غیرخطی و قیود مختلف در هدایت بهینه، استفاده از روش های عددی تنها راه ممکن است. مهم ترین مشکل استفاده از این روش ها، حلقه باز بودن پاسخ آنهاست. برای این منظور در این پایان نامه از الگوریتم هدایت rhc استفاده شده است. این الگوریتم ضمن ارائه راهکار مناسب جهت بستن حلقه هدایت در کنار استفاده از روش های عددی، برخلاف سایر روش های حل کنترل بهینه، نیازی به تخمین زمان باقی مانده نیز ندارد. جهت حل عددی مسئله کنترل بهینه در هر تکرار الگوریتم rhc، از حلگر gpops استفاده شده است. این کد نرم افزاری از روش شبه طیفی لژاندر-گوس-رادو (lgr) برای حل مسائل کنترل بهینه استفاده می کند. علاوه بر روش rhc، قانون هدایت بهینه تناسبی با استفاده از روش خطی مربعی نیز به صورت اجمالی ارائه و نتایج حاصل از آن با نتایج روش rhc مقایسه شده است. این نتایج نشان می دهد، در مواردی که فرضیات مورد استفاده در خطی سازی معادلات نقض می شود، عملکرد روش rhc نسبت به قوانین هدایت تناسبی بهتر است. همچنین در این تحقیق پیشنهاداتی برای بهبود عملکرد روش rhc ارائه و قانون هدایتی اصلاح شده با عنوان m-rhc معرفی شده است. نتایج شبیه سازی در تمامی سناریوهای مورد بررسی، نشان از برتری عملکرد روش اصلاح شده نسبت به نوع اولیه آن دارد.

در این پژوهش با در نظر گرفتن یک وسیله پرنده بازگشت پذیر به جو، به توسعه یک قانون هدایت بهینه پرداخته شده که در طی آن تابع هدفی که شامل حداقل خطای نهایی و حداقل تلاش کنترلی می باشد، برآورده گردد. در این میان یکی از مکانیزم های موجود که تاکنون در ماموریت های فضایی موفق نیز آزمایش شده است، استفاده از مفهوم خروج از مرکزیت جرمی در کپسول های بازگشتی می باشد. از این رو در شبیه سازی صورت گرفته برای این پرنده، مدل خروج از مرکزیت جرمی از نوع ثابت نیز لحاظ شده است. در این صورت با تولید فرمان زاویه بَنک به عنوان فرمان سیستم هدایت برای این وسیله، نیروی لیفت به وجود آمده به واسطه خروج از مرکزیت جرمی ثابت، کنترل شده و امکان هدایت آن تا نقطه هدف میسر گردیده است. بنابراین با درنظر گرفتن زاویه بَنک به عنوان متغیر کنترلی مسئله کنترل بهینه، ابتدا با استفاده از روش پرتاب مستقیم، این متغیر کنترلی به وسیله ی یک منحنی تقریب زده شده و مسئله کنترل بهینه تبدیل به یک مسئله بهینه سازی می گردد. پس از استخراج اولین مسیر بهینه، با در نظر گرفتن یک محدوده منطقی برای شرایط اولیه ورود به جو، چندین مسیر شبه بهینه دیگر به صورت آفلاین به دست آمده است. سپس با استفاده از روش شبکه عصبی و با کمک مسیرهای به دست آمده، بستری فراهم می شود تا در صورت به وجود آمدن هر نوع انحراف و یا اغتشاشی در طول مسیر، وسیله به صورت آنلاین رفتار مناسبی از خود نشان دهد. نتایج شبیه سازی نیز نشان دهنده عملکرد مطلوب الگوریتم هدایت بهینه آنلاین طراحی شده با استفاده از شبکه عصبی می باشد.