بخشی از مقاله
چکیده - در این تحقیق هدف طراحی سیستم فرود خودکار برای هواپیمای بیسرنشین میباشد. سیستم خلبان فرود خودکار طراحی شده، از سه کنترلکننده مُد غلتشی، مُد گردشی و مُد پیچشی تشکیل شده است که توأماً مُدهای طولی و عرضی‐ سمتی هواپیما را در حین مراحل مختلف فرود کنترل میکنند. در این تحقیق برای طراحی کنترل کنندهها از روش کنترل مقاوم H استفاده میشود که علاوه بر تأمین پایداری سیستم، قابلیت مقاومسازی در برابر اختلالات خارجی و نامعینیهای موجود را دارا بوده و از عملکرد مطلوبی برخوردار میباشد. در این تحقیق برای طراحی هر کنترلکننده، دو پیکربندی H استاندارد و H مقاوم ارائه شده است.
در پیکربندی H استاندارد، کنترلکننده بدون در نظر گرفتن نامعینی، اغتشاشات جوی و نویز حسگرها طراحی شده است و در پیکربندی H مقاوم، کنترلکننده با در نظر گرفتن نامعینی، اغتشاشات جوی و نویز حسگرها طراحی شده است. در نهایت شبیهسازیهای دو روش با یکدیگر مقایسه شده و برتری عملکرد کنترلکننده H مقاوم نسبت به کنترلکننده H استاندارد، در برابر مواجهه با اغتشاشات جوی، نویز حسگرها و نامعینیها به اثبات میرسد. با بررسی نتایج شبیهسازیهای انجام شده مشاهده میشود که سیستم کنترل طراحی شده در تمامی مراحل فرود بطور مؤثر عمل کرده و توانسته است با خنثی کردن اختلالات و شرایط نامطلوب اولیه پروازی، هواپیما را در کوریدور مسیر فرود مطلوب با شاخصههای دینامیکی مطلوب هدایت کند.
-1 مقدمه
در دهههای اخیر استفاده از پرندههای بدونسرنشین به دلیل مقرون به صرفه بودن اقتصادی، سهولت جابجایی و کاربرد، سرعت در انجام عملیات، محفوظ بودن نیروی انسانی در کارهایی که مداخله انسان غیر ممکن، خطرناک یا پرهزینه است، رشد روز افزونی داشته است .>1@ پرواز هواپیماهای بیسرنشین شامل مراحل مختلفی میباشد که چالش برانگیزترین و مهمترین این مراحل مرحله فرود میباشد و درصد بالایی از کل عملیات پرواز را به خود اختصاص میدهد و هرگونه خطا و اشتباه در این مرحله میتواند بسیار پر هزینه و خطرناک باشد. طق آمارهای رسمی بیشترین درصد سوانح هوایی - بیش از 24.1 درصد - در این مرحله از پرواز رخ میدهند .>2@ لذا بکارگیری سیستم کنترل فرود خودکار با کم یا حذف کردن بار کاری خلبان در این مرحله بحرانی از پرواز، باعث افزایش قابلیت اطمینان و ایمنی پرواز میشود.
تحقیقات نشان می دهد در فاز فرود وقتی هواپیما به سمت سطح زمین نزدیک می شود ضرایب آیرودینامیکی تغییرات زیادی پیدا می کنند. هواپیما در حین پرواز اغلب با جریانهای هوای گردابی و تند باد مواجه میشود. هنگامیکه هواپیما به سطح زمین نزدیک میشود حضور بادها و اغتشاشات جوی برای هواپیما، میتواند بسیار خطرناک باشد. بنابراین طراحی کنترلکنندهای که نسبت به نامعینیهای موجود و اغتشاشات جوی مقاوم باشد ، امری ضروری میباشد.
بنابراین استفاده از راهکارهای کنترلی پیشرفته نظیر: روشهای کنترل مقاوم - H، H2، Mixed H2/H و - ، روشهای کنترل غیر خطی - کنترل مُد لغزشی، خطی سازی با فیدبک ، دینامیک معکوس، کنترل گام به عقب - ، روشهای کنترل بهینه تنظیم کننده خطی درجه دو، روشهای کنترل هیبرید، کنترل تطبیقی و روشهای کنترل هوشمند - منطق فازی، کنترل بر مبنای شبکه های عصبی - و سایر روشها مد نظر قرار گرفته است .>3@ لذا در این تحقیق برای طراحی کنترل کنندهها از روش کنترل مقاوم H استفاده میشود که علاوه بر تأمین پایداری سیستم، قابلیت مقاومسازی در برابر اختلالات خارجی و نامعینیهای موجود را دارا بوده و از عملکرد مطلوبی برخوردار میباشد.
-2 معادلات حرکت هواپیما
برای طراحی کنترلکننده لازم است مدل ریاضی غیر خطی هواپیما در شرایط تنظیم اولیه بدست آید و سپس مدل هواپیما حول شرایط تنظیم اولیه خطیسازی شود و سپس مدل خطی بدست آمده به دو پروسهمُد طولی ومُد عرضی- سمتی جداسازی شود. در این تحقیق، از مدل ریاضی یک نمونه از هواپیماهای بیسرنشین به نام aerosonde که برای شناسایی و جمعآوری اطلاعات هواشناسی برد بلند طراحی شده، استفاده شده است. معادلات فضای حالت طولی و عرضی- سمتی این هواپیما هواپیما با در نظر گرفتن شرایط تنظیم اولیه: V0 - سرعت هواپیما - برابر 26 متر بر ثانیه و ارتفاع برابر 420 متر به ترتیب مطابق معادلات - 1 - و - 2 - بدست میآیند.
-3 ناوبری فاز فرود
اکثر هواپیماها برای انجام فرود از سیستمهای کمک ناوبری مختلفی استفاده میکنند که این سیستمهای کمک ناوبری به دو نوع رادیویی و ماهوارهای - سیستم موقعیتیاب جهانی - - GPS - دستهبندی میشوند. قبل از پیدایش GPS بیشتر هواپیماها برای فرود، از سیستمهای کمک ناوبری رادیویی استفاده میکردند. ولی با توجه به مزیتهایی که هدایت و ناوبری هواپیما توسط سامانه GPS نسبت به ناوبری رادیویی دارد، در این تحقیق از سنسور DGPS برای تعیین موقعیت هواپیما و مقایسه آن با الگوی مسیر مجازی فرود در هر لحظه استفاده میکنیم و مسیر مجازی فرود فراهم شده توسط DGPS را مشابه الگوی مسیر فرود ILS در نظر میگیریم .>4@
1؛-3 سیستمهای کمک ناوبری رادیویی
2؛-3 سیستم کمک ناوبری موقعیتیاب جهانی
سیستم موقعیتیاب جهانی، یک سیستم راهبری و مسیریابی ماهوارهای است که از شبکهای با حداقل 24 ماهواره تشکیل شده است. خدمات این مجموعه در هر شرایط آب و هوایی و در هر نقطه از کره زمین در تمام شبانهروز در دسترس است و استفاده از آن رایگان است. GPS باتوجه به تجهیزاتی که بکار گرفته میشود دارای چهار سطح دقت میباشد. با مقایسه این دقتها با ملزمات مراحل مختلف پرواز مشاهده میکنیم که با استفاده از GPS، استاندارد ملزمات همه مراحل پرواز بجز فرود مطابق قوانین FAA اجابت میشود. بنابراین برای انجام یک تقرب و فرود دقیق، استفاده از تکنیک DGPS بطور قابل ملاحظهای دقت و یکپارچگی سیستم GPS را بهبود میبخشد. در شرایط باد نرمال و استفاده از تکنیک DGPS به همراه سنسور ارتفاعسنج رادیویی به سهولت الزامات تقرب دقیق CAT II ,III قوانین FAA اجابت میگردد.
-4 هندسه فرود هواپیما
مرحله فرود خودکار هواپیماهای بیسرنشین به سه زیر مرحله تقرب اولیه، سُرش و فِلر قابل تفکیک میباشد. در مرحله تقرب اولیه - اولین مرحله فرود - ، هواپیما در فاصله مشخصی از باند فرود، ارتفاع خود را از ارتفاع کروز، به ارتفاع حدود 420 متری بالای سطح زمین کاهش میدهد بعد از این کاهش ارتفاع، هواپیما ارتفاع خود را در همین مقدار حفظ میکند. در این وضعیت مسیر حرکت بگونهای کنترل میشود که هواپیما مسیر مطلوب فراهم شده توسط سیگنالهای رادیویی ILS/MLS یا سیستم GPS را دنبال کند بطوریکه موقعیت هواپیما به گونهای تنظیم میشود که محور طولی هواپیما در راستای خط وسط باند قرار گرفته و هواپیما در ابتدای مرحله سرش قرار میگیرد.
