علوم و فناوری فضایی

علوم و فناوری فضایی

طراحی یک ردیاب برای یک ماهواره‌بر مبتنی بر خطی‌سازی برخط

نوع مقاله : مقالة‌ پژوهشی‌

نویسندگان
1 دانشکدة مهندسی علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران، تهران، ایران
2 دانشکدة مهندسی برق و کامپیوتر، دانشگاه تهران، تهران، ایران
چکیده
به دلیل حضور برخی ترم‌های غیر خطی در معادلات پرواز یک ماهواره‌بر باید یک راهبرد مناسب و پایدار کنترلی برای غلبه بر این ترم‌ها و در نتیجه، فرایند ردیابی صحیح مسیر بهینۀ رسیدن ماهواره‌بر به مدار مورد نظر را طراحی کرد. در این مقاله، مبانی طراحی یک کنترل‌کننده برای سیستم غیر خطی نوین و ساده با هدف کنترل یک نوع ماهواره‌بر در جهت ردیابی مسیر بهینۀ آن توضیح داده می‌شود. مبنای اساسی این استراتژی، خطی‌سازی برخط معادلات غیر خطی طی پرواز و در نهایت، بازنمایی معادلات سیستم به‌‌صورت ژاکوبین توسعه‌یافته است. نکتۀ مهم این است که  سیستم تنها در برخی نقاط کاری و تعادل خطی‌سازی نمی‌شود و در هر بازۀ نمونه‌برداری، سعی شده است که سیستم معادلات غیر خطی به معادلات خطی تبدیل و سپس، با استفاده از تئوری جای‌دهی قطب‌ها، یک کنترل‌کنندۀ ردیاب مناسب برای سیستم پیشنهاد شود. نتایج طراحی و شبیه‌سازی حاکی از دقت و همگرایی مناسب سیگنال‌های مرجع (سیگنال‌های شامل سرعت و زاویۀ پیچش) و در نتیجه، انجام موفقیت‌آمیز مأموریت است.
کلیدواژه‌ها

 
[1] Siouris, G. M., Missile Guidance and Control Systems,3nd Ed., Springer-Verlag New York, 2003.
[2] Irani Rahaghi, M. and Roshanian, J. “Nonlinear Optimal Control Techniques Applied to a Launch Vehicle Autopilot,” Iranian Aerospace Society, Vol. 3, No. 1, 2006,pp. 43-49.
[3] Clinton E. Plaisted And Leonessa A., “Expanded Launch Vehicle Adaptive Autopilot Design,”AIAA Guidance, Navigation and Control Conference and Exhibit, 2008, pp.18-21.
[4] Ansari, U., Alam, S. and Nabi Jafri, S. M., “Trajectory Optimization and Adaptive Fuzzy based Launch Vehicle Attitude Control,” 20th Mediterranean Conference, on Control & Automation (MED), 2012.
[5] Benoit Clement, Gilles Duc, and Sophie Mauffrey, “Aerospace Launch Vehicle Control: A Gain Scheduling Approach,” Control Engineering Practice 13, 2005, pp.333-347.
[6] Xiheng Zang, and Sh. Tang, “Combined Feedback Linearization and Sliding Mode Control for Reusable Launch Vehicle Reentry,”12th International Conference on Control, Automation, Robotics & Vision, 5-7th Dec. 2012.
[7] Mohanlal, P.P., Kaimal, M.R. and Dasgupta, S., “Exact Fuzzy Modeling and Optimal Control of a Launch Vehicle in the Atmospheric Phase,” 7th International Conferenceon Control, Automation, Robotics & Vision, Vol. 3, 2002, pp. 1275-1280.
[8] Yunjun Xu, Ming Xin, “Nonlinear Stochastic Control for Space Launch Vehicles,” IEEE Transactions On Aerospace and Electronic Systems, Vol. 47, No. 1, 2011.
[9] Ansari, U.,and Alam, S., “Hybrid Genetic Algorithm Fuzzy Rule Based Guidance and Control for Launch Vehicle,”IEEE Conference  Publications, 2011, pp. 178-185.
[10] OuLiuli, Zhao Dangjun, W. Yongji,and L. Lei, “Launch Vehicle Pitch Control via GPI Observer-Based Sliding Mode Technique,”IEEE  Conference Publications, Control Conference (CCC), 31st Chinese, 2012, pp. 3166-3170.
[11] Calsson M., Control of Unmanned Aerial Vehicles Using Non-linear Dynamic Inversion, Master’s Thesis, Linkoping University, 2002.
[12] Curtis,H. D., Orbital Mechanics for Engineering Students, 3nd Ed., Elsevier Ltd, 2010.
[13] Kalhor,A.,“A Self Tuning Regulator for Nonlinear Time Varying Control Systems Based on Evolving Linear Models,” IEEE Evolving adaptive intelligent systems, 2014,paper 09, 2014.
[14] Kalhor, A., “Potential of Evolving AR and ARX Models in Signal Recovering,”Evolving Systems, Vol. 7, 2016, pp. 61-72.
[15] Bayani, H., Masouleh, M.T. and Kalhor, A., “An Experimental Study on the Vision-Based Control and Identification of Planar Cable-Driven  Parallel Robots,” Robotics and Autonomous Systems, 2016, pp. 187-202.
 

  • تاریخ دریافت 12 تیر 1393
  • تاریخ بازنگری 01 فروردین 1395
  • تاریخ پذیرش 03 آذر 1395
  • تاریخ اولین انتشار 03 آذر 1395