بسته تحقیقاتی کنترل و هدایت موشک

    این بسته شامل 4 پایان نامه در زمینه کنترل و هدایت موشک می باشد که به صورت فایل word و pdf در اختیار شما قرار میگیرد.

تمامی پایان نامه ها مربوط به سال 90 به بعد می باشد.

 

کنترل موشک بالستیک در مرحله بالابرنده با روش کنترل مد لغزش

چکیده

در این پایان نامه روشی جدید برای کنترل موشک بالستیک در مرحله بالابرنده با روش کنترل مد لغزش معرفی شد که درمورد چگونگی خطی‌سازی، مینیمم فاز کردن سیستم، ارائه کنترل کننده مد لغزشی و همچنین نحوه عملکرد آن بحث شد.برای شروع مدل غیرخطی یک موشک زمین به زمین با رفتار غیرکمینه فاز بدست آمده است. سپس یک کنترل‌کننده مدلغزشی برای سیستم مذکور با پارامترهای ناشناخته از قبیل ضرائب آیرودینامیکی و ممان اینرسی طراحی شده است. طراحی برای کنترل کانال Pitch در نظر گرفته شده است. در نتیجه، عملکرد مطلوب کنترل کننده مد لغزشی از نظر کارایی و پایداری برای مدل خطی شده حاصل شده است.

فهرست مطالب خ‌
فهرست شکل‌‌ها ز‌
۱-فصل اول ۱
مقدمه ۱
۱-۱-مقدمه ۲
۱-۲-هدایت و کنترل یکپارچه ۳
۱-۳-کارهای انجام شده قبلی ۶
۱-۳-۱-کارهای انجام شده قبلی در طراحی هدایت و کنترل یکپارچه. ۶
۲-فصل دوم ۱۴
مبانی نظری ۱۴
۲-۱-مقدمه (تعریف مسئله، مدلسازی ریاضی و تحلیل پایداری) ۱۵
۲-۲-مدل سینماتیک غیرخطی موشک-هدف ۱۵
۲-۳-معادلات حالت سیستم یکپارچه ۱۸
۲-۴-مختصات تعیین‌کننده موقعیت موشک در فضا ۱۸
۲-۵-نیروهای وارد بر موشک ۲۴
۲-۶-معادلات دیفرانسیل حرکت موشک بالستیک ۲۸
۲-۷-ضرایب نیروهای آیرودینامیکی ۳۲
۲-۸-گشتاورهای استاتیکی و میراکننده ۳۴
۲-۸-۱-گشتاورهای آیرودینامیکی استاتیک ۳۴
۲-۸-۲-گشتاور میراکننده ۳۷
۲-۹-جمع بندی ۳۷
۳-فصل سوم ۳۹
روش شناسی ۳۹
۳-۱-مقدمه ۴۰
۳-۲-روند طراحی کنترل کننده مدلغزشی ۴۸
۳-۳-سیستم های غیرخطی تأخیردار ۵۳
۳-۴-روش شبه خطی سازی ۵۵
۳-۵-پارامترهای حرکت نامی و حرکت مغشوش ۵۷
۳-۶-معادلات بالستیک ۵۹
۳-۷-مدل‌سازی ریاضی سیستم ۶۱
۳-۸-جمع‌بندی ۷۰
۴-فصل چهارم ۷۱
معرفی دینامیک سیستم موشک و تحلیل شبیه سازی ۷۱
۴-۱-مقدمه ۷۲
۴-۲-دینامیک غیرخطی موشک: ۷۲
۴-۳-خطی سازی دینامیک موشک: ۷۵
۵-فصل پنجم ۸۶
نتیجه‌گیری و پیشنهادات ۸۶
۵-۱-مقدمه ۸۷
۵-۲-نتیجه‌گیری ۸۷
۵-۳-پیشنهادات ۸۸
مراجع و منابع ۸۹

 

طراحی کنترل کننده جهت کاهش اثرات شیب خطای ریدوم بر پایداری موشک

چکیده

در این پروژه تعدادی از پژوهش‌های قبلی مرتبط با تاثیر خطای ریدوم بر موشک و نحوه‌ی کاهش اثر آن بررسی شدند. سپس محدوده‌ی پایداری در چند مدل از مدل‌های پیشنهادی مراجع قبلی به صورت تحلیلی بدست‌آمدند. برای یکی از مدل‌ها کنترلر PD طراحی شد. در ادامه صحت روابط تحلیلی بدست‌آمده مطالعه شد. همچنین اثر پارامترهای مختلف بر پایداری در مدل مرتبه‌ی پنج پیشنهادی مرجع [6] به کمک روابط تحلیلی مورد بررسی قرار گرفت. با مقایسه‌ی مدل مرتبه پنج مرجع [6] و مدل ساده شده‌ی مدل کاربردی در شرایط مشابه، رفتار دو مدل انطباق خوبی با هم داشتند. با اعمال کنترلر بر مدل پیشنهادی مرجع [6] مشاهده شد، محدوده‌ی پایداری بعد از اعمال کنترلر بهبود قابل توجهی پیدا کرد.

۱ مقدمه ۱
۲ مرور ادبیات ۳
۳ مدل سازی ۲۰
۳‌.۱‌ تحلیل پایداری موشک بر اساس مدل مرتبه سه و پنج ۲۰
۳‌.۱‌.۱‌ مدل مرتبه سه ۲۳
۳‌.۱‌.۲‌ مدل مرتبه پنج ۲۵
۳‌.۱‌.۳‌ طراحی کنترلر PD برای مدل مرتبه پنج ۲۶
۳‌.۲‌ تحلیل اثر شیب خطای ریدوم بر پایداری بر اساس مدل ارائه شده در مدل مرجع [۸] ۲۹
۳‌.۳‌ خطای ریدوم غیر خطی ۳۲
۳‌.۳‌.۱‌ محدوده‌ی پایداری برای مدل مرتبه سه با وجود خطای ریدوم غیر خطی ۳۴
۳‌.۴‌ مدل کاربردی ۳۶
۳‌.۴‌.۱‌ محدودهی مجاز شیب خطای ریدوم برای مدل کاربردی بدون کنترلر ۳۷
۳‌.۴‌.۲‌ طراحی کنترلر PD برای مدل کاربردی ۳۹
۴ صحت سنجی ۴۲
۴‌.۱‌ مدل مرتبه سه و پنج ۴۲
۴‌.۱‌.۱‌ مدل مرتبه سه ۴۲
۴‌.۱‌.۲‌ مدل مرتبه پنج ۴۵
۴‌.۱‌.۳‌ مدل مرتبه پنج با کنترلر PD ۵۱
۴‌.۲‌ مدل کاربردی ۵۴
۴‌.۲‌.۱‌ مدل کاربردی بدون کنترلر ۵۴
۴‌.۲‌.۲‌ مدل کاربردی با کنترلر PD ۵۷
۵ بررسی اثر پارامترهای مختلف بر پایداری موشک و مقایسهی مدل مرتبه پنج و مدل کاربردی ۵۹
۵‌.۱‌ بررسی اثر پارامترهای مختلف بر پایداری موشک ۵۹
۵‌.۲‌ بررسی اثر کنترلر PD بر پایداری موشک ۶۶
۵‌.۳‌ مقایسهی مدل مرتبه پنج و مدل کاربردی ۷۳
۶ نتیجهگیری ۷۷

 

پایدارسازی، کنترل و هدایت موشک کروز ضد ناو در فاز نهایی توسط کنترل کننده MPC

چکیده:

در کنترل وسایل پرنده به ویژه موشک‌ها به علت درجات آزادی بالا، غیر خطی بودن معادلات، پیچیدگی بالای محاسبات و سرعت بالای تغییرات نیاز به کنترل کننده‌های مقاوم و پیشرفته مشهود است در این تحقیق، یک مدل از موشک کروز شش درجه آزادی جهت کنترل و هدایت در فاز نهایی پرتاب توسط کنترل کننده پیش بین مدل مورد بررسی قرار گرفته است مدل هورتن یکی از مدل‌های موشک است که برروی یک مدل واقعی پیاده سازی شده است در این مدل بر روی زوایای سکان عملیات کنترل انجام می‌گیرد و موشک در فاز نهایی حرکت خود می‌باشدجهت شبیه‌سازی موشک معادلات دینامیکی و آیرودینامیکی در نرم افزار متلب پیاده سازی شده است و پس از آن معادلات حرکت در شش درجه آزادی شبیه سازی شده‌اند پیش فرض شبیه‌سازی بر این اساس است که هدایت، تنها توسط زوایای سکان ξ، ζ و η (به ترتیب مربوط به کنترل زوایای چرخ، پیچ و سمت)انجام می‌پذیردپایدارسازی در این شبیه‌سازی توسط اتوپایلوت با سه تابع تبدیل انجام شده استدر انتها کنترل و هدایت موشک توسط کنترل‌گر پیش بین مدل مورد بررسی قرار گرفته است که بر روی پارامترهای φ، θ، ψ و P انجام گرفته است و هدایت بر اساس هدایت دو نقطه‌ای است این روش هدایت برای زمانی که موشک هدف را می‌بیند، یعنی مرحله نهایی پرواز مناسب می‌باشد در این تحقیق 2 سناریو ارائه شده که در سناریوی 1، یک حالت ساده با هدف ثابت بررسی شده است در سناریوی 2، هدف متحرک با سرعت و جهت ثابت شبیه‌سازی شده است سپس نتایج سناریوی دوم با نتایج کنترلر فازی مقایسه شده است نتیجه این بررسی نشان داد زمان برخورد موشک به هدف 2 ثانیه در فاز نهایی بهبود بخشیده شد و اورشوت-های شدید که در کنترلر فازی ایجاد می‌شد برطرف گردید

فهرست مطالب

عنوان صفحه
فصل اول 1
1-1- مقدمه 2
1-1-1- علت نیاز به توسعه تسلیحات 2
1-2- تاریخچه موشک 4
1-3- تعریف واژه‌های موشک، راکت و بمب 7
1-4- تقسیم بندی موشک‌ها 8
1-5- ساختمان موشک هدایت شونده 11
1-5-1- بخش‌های اصلی موشک هدایت شونده 12
1-6- هدایت و کنترل 16
1-6-1- تعریف هدایت 16
1-6-2- قانون هدایت 17
1-6-3- روش‌های هدایت 17
1-6-4- بررسی انواع روش‌های هدایت 18
1-7- کنترل 18
1-8- شرح خلاصه‌ای از فصل‌های پایان‌نامه 20
فصل دوم 21
2-1- بررسی نتایج چند شبیه سازی 22
فصل سوم 27
3-1- مقدمه کنترل پیش بین 28
3-1-1- اهداف کلی کنترلی 28
3-1-2- لزوم بهره‌گیری از کنترل پیش بین 29
3-1-3- علت انتخاب کنترل پیش بین 29
3-1-4- مزایای کنترل پیش بین 29
3-1-5- مشکلات استفاده از کنترل پیش بین 30
3-1-6- ساختار MPC 30
3-1-7- استراتژی‌های کنترل پیش بین 30
3-1-8- روش‌های کنترل پیش بین 32
3-1-9- مدل پیش بین 32
3-1-10- تابع هزینه 33
3-1-11- بدست آوردن قانون کنترل 34
3-2- مدل‌سازی 34
3-3- معادلات شش درجه آزادی 34
3-4- آشنایی با سیستم‌های مختصات 34
3-4-1- دستگاه مختصات بدنه 34
3-4-2- تبدیلات مختصاتی 35
3-4-3- تعیین موقعیت پرواز نسبت به سیستم مختصات زمینی 38
3-4-4- محاسبه زوایای اویلر 39
3-5- باله‌های کنترلی و عمل‌گرها 39
3-6- معادلات حرکت 42
3-7- نیروها وضرایب آیرودینامیکی برای موشک 44
3-7-1- نیروهای آیرودینامیک نسبت به محور سیستم باد 44
3-8- بردار نیروهای آیرودینامیک 45
3-9- بررسی ممان‌های آیرودینامیک 47
3-10- مشتقات معادلات انتقال( محور X بدنی) 49
3-11- بررسی نیروهای محوری( محور Y بدنی) 51
3-12- بررسی نیروهای محوری ( محور Z بدنی) 52
3-13- خلاصه‌ای از فصل سوم 56
فصل چهارم 57
4-1- محاسبه معادلات شش درجه آزادی موشک‌های متقارن 58
4-2- معادلات نهایی شش درجه آزادی موشک 58
4-3- مدل هورتن 58
4-3-1- معادلات نهایی 5 درجه آزادی مدل هورتن 59
4-4- مشخصات موشک مدل شده 62
4-5- مراحل شبیه سازی 64
4-6- خلبان خودکار 64
4-7- شبیه سازی جستجوگر فازی 65
4-8- جعبه ابزار MPC 67
4-8-1- طراحی کنترلر MPC 68
4-9- خطی سازی سیستم 73
4-10- استراتژی‌های شبیه‌سازی 74
4-11- بررسی حالت ساده هدف ثابت 75
4-11-1- نتایج حاصل از هدف ثابت 75
4-12- حالت هدف متحرک با سرعت ثابت 77
4-13- مقایسه نتایج دو کنترل کننده MPC و فازی در حالت هدف متحرک با سرعت ثابت 81
4-14- خلاصه‌ای از فصل چهارم 84
فصل پنجم 85
5-1- نتیجه‌گیری 86
5-2- پیشنهاد و نوآوری 86
مراجع 88
پیوست‌ها 91
پیوست(الف) انواع راکت و موتور جت 92
پیوست (ب) زوایای اویلر 96
پیوست (پ) پارامترهای آیرودینامیک 98
پیوست (ت) ضرایب A_1 الی A_23 در ماتریس حالت 101
پیوست (ث) سیمولینک مربوط به حالت ساده هدف ثابت 102
پیوست (ج) سیمولینک مربوط به حالت هدف متحرک با سرعت و مسیر ثابت 103

 

هدایت سه‌بعدی موشک زمین به هوا بر اساس مدل غیرخطی

چکیده

دینامیک سه بعدی موشک و هدف یکی از پیچیده‌ترین سیستم‌های کنترلی می‌باشد. هدف از انجام این پایان نامه رساندن موشک به هدف، در کم‌ترین زمان ممکن می‌باشد به طوری که شتاب هدف نامعلوم می‌باشد. لذا برای طراحی قانون هدایت از روش‌های مقاوم استفاده شده است. از دو قانون هدایت مقاوم به نام‌های مود لغزشی و بازگشت به عقب استفاده شده است. برای نشان دادن کارایی و مقاوم بودن آن‌ها، با قانون هدایت تناسبی ناوبری (که هنوز هم در بعضی از موشک‌ها در مرحله پایانی مورد استفاده است) مقایسه شده‌اند. برای اینکه بتوان از کنترل کننده استفاده نمود باید تمامی حالت‌های سیستم در دسترس باشند اما به دلیل گرانی سنسورها و همچنین به دلیل قابل اندازه گیر نبودن بعضی از حالت‌ها، از یک تخمین گر فیلتر کالمن پیوسته با زمان جدید استفاده شده است. در تخمین حالت‌های سیستم فاصله نسبی موشک و هدف اندازه گیری شده و بر اساس آن بقیه حالت‌ها تخمین زده می‌شوند. این تخمین گر هم‌زمان با قانون هدایت مود لغزشی استفاده شده است.

فصل اول 1 
1-1 مقدمه 2 
1-2 کلیات موشک‌های هدایت شونده 2 
1-3 قسمت‌های اصلی موشکهای هدایت شونده 3 
1-3-1 اسکلت هوایی 4 
1-3-2 کلاهک جنگی 4 
1-3-3 فیوز 4 
1-3-4 سیستم پیشران 5 
1-3-5 سیستم ناوبری 6 
1-3-6 سیستم هدایت 7 
1-3-7 سیستم کنترل 10 
1-4 مراحل هدایت در طی پرواز موشک 11 
1-5 انواع سیستم‌های هدایت 13 
1-5-1 سیستم هدایت فرمان 15 
1-5-2 سیستم هدایت فرمان به خط دید 15 
1-5-3 سیستم هدایت فرمان خارج از خط دید 16 
1-5-4 سیستم هدایت آشیانه یاب 16 
1-5-5 سیستم هدایت سوار بر اشعه 18 
1-5-6 سیستم هدایت تعقیب توسط موشک 19 
1-5-7 سیستم هدایت اینرسی 20 
1-5-8 سیستم هدایت سماوی 21 
1-5-9 هدایت به کمک سیستم تعیین موقعیت جهانی GPS 21 
1-5-10 سیستم تطابق تصویری 21 
1-5-11 سیستم هدایت مرکب 22 
1-6 پیشینه تحقیق 23 
فصل دوم 25 
2-1 مقدمه‌ای بر روش‌های مقاوم 28 
2-2 قانون هدایت بازگشت به عقب 29 
2-2-1 طراحی قانون هدایت بازگشت به عقب برای موشک زمین به هوا 32 
2-3 قانون هدایت مود لغزشی 34 
2-3-1 طراحی قانون هدایت مود لغزشی 36 
2-4 هدایت ناوبری تناسبی (PN) 38 
2-4-1 استراتژی‌های ناوبری تناسبی 40 
2-5 هدایت تناسبی 42 
2-6 تخمین گر UKBF 43 
فصل سوم 47 
3-1 قانون هدایت مود لغزشی با استفاده از تابع علامت 49 
3-2 قانون هدایت مود لغزشی با استفاده از تابع تانژانت هایپربولیک 53 
3-3 قانون هدایت مود لغزشی با استفاده از تخمین گر UKBF 57 
3-4 قوانین هدایت مود لغزشی و بازگشت به عقب و هدایت تناسبی افزودنی 62 
3-5 بررسی مقاوم بودن قوانین هدایت مود لغزشی و بازگشت به عقب و قانون هدایت تناسبی افزودنی 67 
فصل چهارم 73 
مراجع 76 

 

————————————————————————————————————————————–

برای دریافت فایل بر روی لینک زیر کلیک نمایید.

————————————————————————————————————————————–