بخشی از مقاله
چکیده
امروزه در تمامی کشورهای مدرن تحقیقات زیادی در زمینه دفاعی صورت میگیرد، یکی از موضوعات که توجه بسیاری را به خود جلب نموده است بیشک کنترل ارتفاع موشک کروز میباشد که یک مسئله بسیار مهم و تاکتیکی در حملات جنگهای مدرن میباشد. بررسی دیدگاهها گوناگون در این زمینه سبب پیشرفت شگرفی در طراحی خلبان خودکار برای موشک کروز گردیده است. در راستای کنترل ارتفاع موشک کروز در این مقاله با بهرهگیری از مفاهیم کنترل فازی و سیستم ابعاد وسیع سعی در بهبود نتایج نمودهایم. از آنجاییکه طراحی و تجزیه تحلیل سیستمهای با ابعاد وسیع مشگل میباشد ابتدا مدل سیستم را کاهش داده سپس به طراحی کنترل کننده پرداختهایم. در پایان نتایج بدست آمده با سیستم اصلی مقایسه گردیده و نشان داده شده که طراحی انجام شده تقریب مناسبی از سیستم اصلی میباشد.
-1 مقدمه
در جهان امروز پیشرفت و توسعه علم و تکنولوژی نیاز هر چه بیشتر به ادوات کنترل را برای طراحان در زمینه-های مختلف غیر قابل چشم پوشی کرده است. بیشک کنترل سیستمها میتواند به عنوان نیروی محرکهای موجبات پیشرفت و توسعه پایدار سیستمهای مختلف را فراهم آورد.[1] با روی کارآمدن تکنیکهای کنترل هوشمند، این روشها کمکم در بسیاری از فرایندهای کنترلی جایگزین روشهای کنترل کلاسیک شدند زیرا روشهای کنترل هوشمند نیازی به دانستن مدل دقیق سیستم ندارند. یکی دیگر از ایدههای محوری که دنیای امروز را تحت تاثیر شگرف خود قرار داده است، بیشک روشهای گوناگون کنترل با استفاده از منطق فازی می-باشد.
تا قبل از ظهور منطق فازی اکثر راهحلهای کنترل خطی و غیرخطی بر پایه مدلهای ریاضی بیان میشدند حال آنکه در بیشتر موارد مدل دقیقی از رفتار سیستم در قالب یک فرمول ریاضی نمیگنجد و همچنین دست-یابی به این مدل ریاضی نیز در بیشتر موارد به آسانی اتفاق نمیافتد و با توجه به رفتار غیر خطی که بیشتر این سیستمها از خود نشان میدهند روشهای کنترل کلاسیک نمیتواند روشی مناسب در پاسخ به این قبیل سیستمها باشد.
منطق فازی ابزاری کارا برای فرایندهای تصمیمگیری است که در آن اطلاعات کافی موجود نمی-باشد. به منظور بهبود در این زمینه سیستم کنترل ارتفاع باید به گونهای طراحی شود که از سقوط و به زمین نشستن موشک جلوگیری نماید. محقیقنی که در گذشته بر روی این مهم تحقیق مینمودند دریافتند که در حلقههای سنتی و قدیمی کنترل ارتفاع به منظور کنترل ارتفاع موشک کروز میتوان با اتخاذ نمودن اتوپایلوت ارتفاع بر زاویه پیچ موشک چیره گشت.[2] در مرجع[3] همچنین یک مدل فضای حالت خطیسازی شده از روش خطی از تئوری کنترل مدرن را نشان میدهد. خطیسازی فیدبک1، یک روش معمول قابل استفاده در کاربردهای کنترل غیر خطی است.
وارونه سازی مدل دینامیکی، در واقع روش خطیسازی فیدبک به کار گرفته شده جهت طراحی اتوپایلوت موشک است که به کارگیری آن در هواپیماها و موشکها خیلی موثر است. در مرجع [4] با استفاده از کنترل مقاوم و ابزار سنتز اقدام به جدولبندی بهره نموده است همچنین در مرجع [5] نیز با بهرهگیری از کنترل فازی جدولبندی بهره را برای اتوپایلوت موشک انجام داده است. همچنین جدول بندی بهره منجر به صرف وقت و انرژی زیادی میشود و یک فرآیند سعی و خطایی و خسته کننده است.
در مرجع [6] به طراحی کنترلکننده بهینه حول محور طولی در یکی از شرایط پروازی سیستم چند متغیره هواپیما برای کنترل مجزای زاویه حمله از زاویه وضعیت پیچش با استفاده از الگوریتم بهینهسازی اجتماع ذرات - PSO - پرداخته است. دو مدل از سیستمهای کنترل شامل اتوپایلوت ارتفاع در حلقه داخلی و اتوپایلوت شتاب در حلقه خارجی در مرجع [7] بررسی و تحلیل شده است. نتایج حاکی آن است که هر دوی این مدلها کارایی مناسبی دارند و قابل استفاده در سیستم اتوپایلوت موشک میباشند. در مرجع[8] با بکارگیری از روش مد لغزشی برای سیستم خطیسازی شده از سیستم غیرخطی اولیه اقدام به کنترل سیستم نموده است. در این مقاله ابتدا سیستم کنترل ارتفاع موشک را کاهش داده سپس طراحی کنترل کننده انجام شده و با سیستم اصلی مقایسه شده است.
-2 معادلات حرکت موشک
موشک جسمی با جرم متغیر است که همزمان با صعود موشک به طرف بالا و تغییرات چگالی هوا و سرعت موشک نیروها و گشتاورهای آیرودینامیکی با زمان تغییر میکند. موشک، در طول پرواز تغییرات زیادی در پارامترهای خود مییابد. این تغییرات نباید موجب ناپایداری موشک شوند و اتوپایلوت موشک باید بتواند به ازای تغییرات حاصله، پایداری و همچنین عملکرد مطلوب موشک را حفظ نماید.
هدف در کنترل موشک ردیابی سیگنالهای مرجع هدایتی در محورهای pitch, yaw 'roll توسط موشک است. سیگنالهای مرجع در محورهای yaw و pitch - یاو و پیچ - سمت و فراز - - ، شتابهای خطی در جهت x و y و در محور roll میتواند سرعت زاویه ای در نظر گرفته شود. در واقع پیادسازی مدل اتوپایلوت موشک بر اساس مدلهای دینامیکی غیرخطی که از این سیستمها موجود میباشد انجام خواهد شد. همانطور که گفته شد یک موشک با شش درجه آزادی که شامل سه mحرکت انتقالی و سه حرکت چرخشی در طول محورهای موشک - - میباشد، که در شکل - 1 - نیز نشان داده شده است.[3]
بنابراین اتوپایلوت از سه بخش تشکیل شده است و معمولا کنترلکنندههای کانالهای پیچ و یاو مشابه یکدیگر بوده و کار ردیابی را انجام میدهند.[3-1] معادلات - 4 - و - - 5 رفتار غیرخطی موشک را نشان میدهند. با توجه به این معادلات، اثر متغیرهای عرضی -سمتی مثل - - R بر متغیر ارتفاع آشکار است. این اثرات کوپلینگ، در روند خطیسازی معادلات حذف میگردند، به طوری که ممکن است موجب عملکرد نامطلوب کنترلری شود که وجود آنها را نادیده گرفته است. اما اگر این اثرات کوچک باشند میتوان نادیده گرفته شود.
-3 اتوپایلوت ارتفاع
به طور متداول، خلبان خودکار ارتفاع براساس ساختاری با سه حلقه کنترلی طراحی میگردد. این ساختار منجر بهمقاومت نسبتاً مناسب در مقابل نامعینیهای پارامتری اما کنترلی پیچیده و پرهزینه میشود، چون بایستی سه کنترلر طراحی و سه متغیر اندازهگیری شوند. یکی از مشکلات اصلی در طراحی خلبان خودکار، نتایج حاصل از نامعینی در پارامترهای آیرودینامیکی است. علم به ضرایب آیرودینامیکی و همچنین وابستگی آنها به سایر پارامترها - مانند زاویهی حمله، زاویهی سرش جانبی و... - همراه با دقت پایین است. با این شرایط، کنترلر طراحی شده نباید نسبت به تغییرات این ضرایب حساس باشد. از طرفی، معادلات حرکت حاکم بر رفتار موشک، غیرخطی و متغیر با زمان است. از جمله عبارتهای غیرخطی، میتوان به کوپلینگ1 اینرسی میان دینامیک یاو، پیچ و رول اشاره کرد. به طور کلی، طراحی خلبان خودکار اجسام پرنده با فرض حذف کوپلینک اینرسی میان دینامیکها انجام میشود.[9]
