بخشی از مقاله
چکیده
موشک ماهوارهبر وسیلهای برای انتقال و راهاندازی ماهوارهها و فضاپیماها به فواصل دورتر از سطح زمین است. حاشیه پایداری مدلهای خطی شده موشک بسیار محدود است. با توجه به تغییرات شتاب جاذبه و نیز اغتشاشهای خارجی پارامترهای آئرودینامیکی موشک بسیار متغیر است، به همین علت پارامترهای کنترلکننده نیز متغیر است که این شدیداً بر پایداری و کیفیت هدایت تأثیر میگذارد. رهیافت کنترل تطبیقی روشی بسیار کارگشا و مفید در کنترل سیستمهای متغیر بازمان به شمار میرود. در این مقاله کنترلکننده تطبیقی مدل مرجع باهدف به دست آوردن یک قانون کنترل تطبیقی برای هدایت موشک در کانال فراز بهمنظور تضمین پایداری و عملکرد مناسب در حضور اغتشاشها و نامعینیها ارائهشده است.
-1 مقدمه
سیستم کنترل موشک مسئول اجرای دقیق فرامین ارسالی از سیستم هدایت جهت رساندن موشک به هدف است. فرامین ارسالی از سیستم هدایت وارد سیستم کنترل پرواز شده و پس از جبران سازی، توسط سیستم عملگر به بالکهای موشک اعمال میشوند. مسیر حرکت موشک در فضا کانال نامیده میشود. این کانالها به دودستهی زاویهای و انتقالی تقسیم میشوند. سیستم کنترل در کانالهای زاویهای سعی در به حداقل رساندن انحرافهای موشک از مقادیر مرجع و در کانالهای انتقالی نیز سعی در به حداقل رساندن انحراف مرکز جرم موشک از مسیر نامی دارد.
به عنوان مثال سیستم کنترل در کانال فراز ، موظف به اجرای برنامه فراز از پیش تعیینشده است و در کانال انحراف جانبی سعی در نگهداشتن موشک در صفحه پرواز دارد. موشک ماهوارهبر دارای کانالهای زاویهای، فراز، سمت و چرخ است. تحقیق و پژوهش درزمینهی طراحی سیستم کنترل موشک از سال 1944 آغازشده است . یکی از روشهای پرکاربرد ،روش جدولبندی بهره است.در [2] جدولبندی بهره کلاسیک معرفیشده است. در[3]به کمک روش جدولبندی بهره فازی کنترلکننده اتو پایلوت موشک طراحیشده است. استفاده از جدولبندی بهره در طراحی سیستم کنترل موشک روشی کارآمد و مفید است، ولی کارایی چندانی در مقابل اغتشاش باد ندارد. تکنیکهای کنترل غیرخطی نیز بهمنظور طراحی قانونهای کنترلی موردبررسی و تحقیق قرارگرفتهاند.
در مراجع[8-5] کنترلکننده مد لغزشی استفادهشده است. استفاده از روش مد لغزشی به دلیل مقاوم بودن در مقابل عدم قطعیت مدل ، حذف اغتشاش خارجی و توانایی جبران سازی دینامیکهای مدل نشده روشی مؤثر در طراحی سیستم کنترل موشک است. برای سیستم کنترلی موشک استفاده از روشهای ترکیبی نیز مؤثر است. در مرجع [9]ترکیب کنترلکنندههای PID و مد لغزشی در سیستم کنترلی موشکی موردبررسی قرار گرفت که همگرایی سریع ، مقاوم بودن و عملکرد سطح بالا برای سیستم حلقه بسته را ضمانت میکرد.در[10]با استفاده از کنترلکننده PDهمراه با فیلتر پایین گذر مرتبه دوم با تقریب باترورث سیستم کنترل موشک طراحیشده است.
ایده اصلی بکار گیری سیستمهای کنترل تطبیقی، حفظ شاخصهای عملکردی سیستم کنترل در دامنه مطلوب به ازای تغییرات گسترده در دینامیک فرآیند و در حضور اغتشاشات وارد بر سیستم است. پرواز یک موشک حامل ماهواره یا بالستیک در بخش فعال مسیر نمونهای بارز از این مسئله است؛ اما ازآنجاییکه مسیر پرواز برخی موشکها بهخوبی قابل پیشبینی است و تغییرات پارامترهای دینامیکی نیز بهآرامی اتفاق میافتد، ضرورت بهکارگیری روش کنترل تطبیقی بر خط1 قابلتأمل است. در[11]سیستم کنترل برای موشک با سرعت متغیر بازمان با استفاده از تکنیک پس گام تطبیقی طراحیشده است.در [12]با استفاده از شبکه عصبی و معادلات ریکاتی وابسته به حالت تطبیقی سیستم کنترل طراحیشده است. بلوک دیاگرام موشک و کنترل در کانال فراز به ترتیب در شکل 1 و شکل 2آورده شده است.
شکل -1 بلوک دیاگرام موشک در کانال فراز
شکل -2 بلوک دیاگرام کنترل موشک در کانال فراز
-2 معادلات حرکت
معادلات غیرخطی حرکت توصیفکننده پرواز موشک در طراحی سیستم کنترل پرواز استفاده میشوند. یک سیستم مختصاتی بدنهای و یک سیستم مختصاتی اینرسی برای نتیجهگیری معادلات حرکت مورداستفاده قرار میگیرد. با فرض جرم صلب، عدم جاذبه، عدم گردش و زاویههای گردشی صفر در سطح پرتاب، معادلات حرکت در کانال فراز موشک متقارن با بهصورت زیر نوشته میشود که آئرودینامیکی محاسبه میشوند.
ازآنجاییکه تحقق فضای حالت بهدستآمده یک تحقق مینیمال است، با انتخاب کنترلکننده زیر میتوان جایابی قطب را انجام داد.
باید توجه داشت که دستگاههای مکانیکی معمولاً بهتنهایی قادر به دریافت و استفاده سیگنال کنترل نیستند، بنابراین از یک محرک اضافهشده به سیستم استفاده میشود، در این مقاله برای مدلسازی محرک از سیستم مرتبه 2 ایده آل و بدون نامعینی استفاده میشود و دینامیکهای آن را به تابع تبدیل سیستم اضافه خواهیم کرد.
