بخشی از مقاله
خلاصه
در این مقاله به طراحی خودخلبان طولی هواپیما با روش کنترل مدلغزشی تناسبی-انتگرالی پرداختهایم ، این طراحی برای سیستم دارای دو ورودی و دو خروجی و از مرتبه دو و دارای %50 عدم قطعیت به صورت رندم موثر بر ضرایب آیرودینامیک یک کنترل کننده غیر خطی و مقاوم طراحی شده است ، با طراحی این کنترل کننده هواپیما قادر است مسیر مطلوب را دنبال کند و خطا را نزدیک به صفر برساند و باعث پایداری در حضور عدم قطعیتها میگردد. . جهت تضمین پایداری سیستم از طریق بررسی قضیه لیاپانوف استفاده میگردد.
در این تحقیق به خاطر غیر خطی بودن زیاد ورودی سیستم و وجود عدم قطعیت کنترل کننده مد لغزشی با مدلغزشی تناسبی-انتگرالی مقایسه شده که علاوه بر مقاومت در برابر عدم قطعیت ها، دارای مزایای دیگری نیز از جمله عدم حساسیت نسبت به اغتشاشات خارجی، پاسخ گذرای سریع و سادگی طراحی و اجرا می باشد. نتایج حاصل بهبود شرایط در حالت مدلغزشی تناسبی-انتگرالی را نشان میدهد.
.1 مقدمه
یکی از مشکلات اصلی در طراحی خلبان خودکار هواپیماها ، نتایج حاصل از نامعینی ها در پارامترهای آیرودینامیکی است. علم به ضرایب آیرودینامیکی و همچنین وابستگی آنها به سایر پارامترها - مانند زاویه حمله ،زاویه پیچ و... - با دقت پایین همراه است با این شرایط کنترل کننده نباید نسبت به تغییرات این ضرایب حساس باشد. همچنین با تغییر سرعت هواپیما - در نتیجه ی تغییر فشار دینامیکی - نیروها وگشتاورهای آیرودینامیکی دارای تغییرات هستند که منجر به یک دینامیک متغیر با زمان شده و معادلات حرکت حاکم بر رفتار هواپیما را غیر خطی و متغیر با زمان می نماید.
به همین منظور در این پروژه از یک سیستم کنترل مدلغزشی استفاده شده که ازروی مدل ریاضی دکوپله و خطی سازی آن به کنترل میپردازم. قوانین کنترل پرواز مقاوم براساس کنترل ساختار متغییر - - vsc و روش لیاپانوف برای یک مدل ساده شده هواپیمای F-18 بیان شده است.[1] این روش کنترلی از طرفی به رویکرد کنترلی کلید زنی گوشه میزند با این تفاوت که دفعات کلید زنی به طور کلی نامحدود است و از طرفی به روش کنترلی بهره بالا نزدیک است با این خاصیت که به جای اعمال یک سیگنال با بهره بالا، سیگنال محدودی را در زمان بسیار کوتاهی اعمال می کند که به نوعی همان سیگنال نامحدود را در ذهن تداعی می کند بنابراین مانند کنترل کننده های بهره بالا، قوام سیستم کنترلی را در برابر نا یقینی و اغتشاش افزایش میدهد.
مکانیزم این کنترل کنندهها بر قرار کردن یک قید با استفاده از ورودی سهمگن مبتنی است. به این معنا که رویه گون σ را برای سیستم در نظر میگیریم؛ هرگاه مسیرهای سیستم بر این رویه گون قرار بگیرند قید σ=0 برقرار خواهد شد و در غیر این صورت سیستم کنترل با اعمال ورودی سهمگن مناسب، مسیرهای سیستم را اجبارا بر رویه گون مذکور قرار می دهند.رویه گون مذکور را رویه گون لغزش و حرکت مسیرها بر رویه گون مذکور و برقرار شدن قید σ=0 را مود لغزش می نامیم.
فرآیند هدایت سیستم به رویه گون لغزش با استفاده از کنترل کننده مود لغزشی دو مرحله عمده دارد: .1انتخاب رویه گون لغزش .2ورودی سهمگن مناسب که بتواند مسیرها را بر رویه گون مذکور همگرا کند. [2] بدنه یا سازه و پیکربندی جسم پرنده، در واقع سکویی برای چیدمان بقیه اجزاء میباشد، تا اهداف یک ماموریت را برآورده سازند. یک مساله طراحی سیستم کنترل پرواز خودکار، در واقع ساخت مکانیسمی برای کنترل حرکت بدنه یک جسم پرنده است. اگر حرکت یک جسم پرنده را بتوان با یک مدل ریاضی بیان کرد، مساله طراحی بسیار ساده خواهد شد[3]
.معادلاتی که بیانگر مدل ریاضی جسم پرنده هستند، با معادل قراردادن ممانها و نیروهای آیرودینامیکی وارده بر بدنه و عکسالعملهای داخلی آن طبق قانون دوم نیوتن حاصل میشود با استفاده از دکوپله سازی معادلات طولی هواپیما مورد بررسی قرار گرفت .[4] در مقاله [5] با تعریف یک سطح لغزشی تناسبی – انتگرالی روش جدیدی برای اعمال برروی سیستمهای چند ورودی – چند خروجی ارائه شده است.
این روش برخلاف روشهای دیگر به کران بالای نامعینی ها و عدم قطعیت های سیستم نیاز ندارد. به طور کلی طراحی سطح لغزش باعث می شود تا مرتبهی سیستم بسته کاهش یابد و بستری مقاوم را در حرکت سیستم به سمت نقطه تعادل فراهم سازد. انتخاب سیاست کنترلی مناسب است که سیستم را به سمت این سطح حرکت داده و قرار گرفتن و باقی ماندن بر روی آنرا تضمین کند.
.2 فرمولبندی مسئله
سیستم چند ورودی و چند خروجی همراه با عدم قطعیت و اغتشاش در ورودی است. ماتریس نامی سیستم در حالت طولی در سه نقطه کار مورد بررسی قرار گرفته شده است.[1]
