عنوان مقاله :
طراحي كنترل‌كننده مقاوم مد لغزشي براي مدل كامل يك هواپيما در حضور انواع عدم قطعيت ها
عنوان به زبان ديگر :
Robust Sliding Mode Controller Design for the Complete Model of an Aircraft in the Presence of a Variety of Uncertainties
پديد آورندگان :
ظهيري پور، علي دانشگاه كاشان - دانشكده مهندسي برق و كامپيوتر،كاشان، ايران
كليدواژه :
كنترل مقاوم , مد لغزشي , تئوري لياپانوف , هواپيما , ضرايب آيروديناميك
چكيده فارسي :
در اين مقاله، طراحي يك سيستم كنترل پرواز مقاوم براي مدل كامل و غيرخطي يك هواپيماي شش درجه آزادي، بدون آن‌كه احتياجي به بازتنظيم پارامترهاي كنترل‌كننده و پيكربندي دوباره آن باشد، انجام شده است. براي انجام اين كار از كنترل كننده مد لغزشي به عنوان يكي از روش‌هاي مدرن در كنترل مقاوم استفاده شده است. تضمين پايداري مجانبي جامع و مقاوم حركت هواپيما با استفاده از تئوري لياپانوف، در حضور عدم قطعيت‌هاي پارامتري ناشي از تغيير سرعت پرواز، تغيير ارتفاع هواپيما و همين‌طور عدم قطعيت ناشي از اثر اغتشاشات خارجي مانند نيروي باد و همچنين نامعيني‌هاي مربوط به مدل‌سازي نادقيق ضرايب آيروديناميك صورت گرفته است. موضوع اشباع و همين‌طور حداكثر نرخ تغييرات خروجي عملگرها نيز لحاظ شده است تا اطمينان دهد كه اين روش مي‌تواند به صورت عملي، پياده‌سازي شود. در انتها شبيه‌سازي‌هاي متعددي با در نظر گرفتن ملاحظات عملي مختلف انجام شده است تا كارايي روش پيشنهادي را در شرايط پروازي متفاوت نشان دهد.
چكيده لاتين :
In this paper a robust flight control system is designed for the complete model of a six-degree-of-freedom nonlinear aircraft, without the need to reset the controller parameters and reconfigure it. To do this, a sliding mode controller has been used as one of the modern methods in robust control. Ensuring global and asymptotic robust aircraft stability using Lyapunov theory, in the presence of parametric uncertainties due to changes in flight speed, changes in aircraft altitude, as well as uncertainties due to external disturbances such as wind force, as well as uncertainties related to Inaccurate modeling of aerodynamic coefficients has been performed. The issue of saturation as well as the maximum rate of change of the output of the actuators is also taken into account to ensure that this method can be implemented practically. Finally, several simulations have been performed with different practical considerations to show the efficiency of the proposed method in different flight conditions
عنوان نشريه :
مكانيك هوافضا
