كنترل پرواز هواپيماي ناپايدار بر اساس نابرابري ماتريسي خطي با احتساب قيود كنترلي و اشباع

Unstable Aircraft Flight Control Based on Linear Matrix Inequality with Consideration of Control and Saturation Constraints

در اين مقاله از محدوديت در ظرفيت عملگرها به عنوان نقش كليدي در طراحي سيستم كنترل پرواز هواپيما استفاده شده است. به منظور تضمين عملكرد و پايداري سيستم‌هاي كنترل پرواز در حضور اشباع، در ناحيه پرواز در زواياي حمله بالا، توسعه روش نابرابري ماتريسي خطي، روش‌هاي بهينه‌سازي و روش‌هاي حل عددي مطرح مي‌شود. همچنين در اين مقاله، تلفيق دو روش ضدجمع‌شوندگي و روش مستقيم اشباع، در مساله رديابي زاويه مسير پرواز بحث شده است. براي اين هدف، مدل غيرخطي هواپيماي مورد بررسي مدل‌سازي و شبيه‌سازي شده و مدل خطي در نقاط شرايط كاري تريم بدست آمده است. سپس كنترل‌كننده نامي براي مانور رديابي زاويه مسير پرواز بدون در نظر گرفتن اشباع طراحي شده است. در ادامه با در نظر گرفتن ماكزيمم اغتشاش وارده بر مانور هواپيما، كنترل‌كننده امن كه تضمين عملكرد و پايداري را داشته‌باشد طراحي شده و روش زمان‌بندي بهره‌ها براي جلوگيري از محافظه‌كاري در استفاده از كنترل‌كننده‌ها اعمال مي‌شود. نتايج براي مدل غيرخطي و خطي هواپيماي مورد بررسي در رديابي زاويه مسير پرواز در زواياي حمله بالا با احتساب قيود كنترلي و اشباع در حالت شرايط كاري ناپايدار ارائه مي‌شود. نتايج شبيه‌سازي بيانگر بهبود روش كنترلي فوق براي هواپيماي ناپايدار مي‌باشد.

In this paper, limitation in actuator capacity has been used as a key role in the design of the flight control system. In order to guarantee the performance and stability of flight control systems in the presence of saturation, in flying high angle of attack area, the development of linear matrix inequality, optimization techniques, and numerical methods are proposed. Also, in this paper, the combination of two anti-windup methods and the direct saturation method in the tracking problem of the flight path angle is discussed. For this purpose, the nonlinear model of the aircraft is modeled, moreover the linear model is obtained at the trim operation conditions. Then the controller is designed to track flight path angle maneuver regardless of saturation. In the following, considering the maximum disturbance involved in aircraft maneuvering, a safe controller that guarantees performance and stability is designed, and the gain scheduling technique to prevent conservatism in the use of controllers is applied. The results of the nonlinear and linear model of the aircraft are presented in tracking flight path angle atahigh angle of attack with consideration of control and saturation constraints in unstable operation conditions. Simulation results indicate the improvement of the mentioned control method for an unstable aircraft.