طراحی زیرمجموعههای فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
امیرحسین میرزایی؛ سید حمید جلالی نائینی؛ علی عربیان آرانی
دوره 15، شماره 4 ، دی 1401، ، صفحه 1-18
چکیده
در این مقاله، تحلیل فاصله خطای قانون هدایت صریح مرتبه اول با استفاده از معادلات خطی شده به صورت بیبعد به منظور به دست آوردن منحنیهای بیبعد فاصله خطا ارائه میشود. اثر انحراف سمت اولیه، هدف مانوری با شتاب ثابت، محدودیت شتاب رهگیر، خطای اثر رادوم و همچنین سیستم کنترل دوجملهای مرتبة پنجم در تحلیل حاضر لحاظ شدهاست. علاوه بر این، ...
بیشتر
در این مقاله، تحلیل فاصله خطای قانون هدایت صریح مرتبه اول با استفاده از معادلات خطی شده به صورت بیبعد به منظور به دست آوردن منحنیهای بیبعد فاصله خطا ارائه میشود. اثر انحراف سمت اولیه، هدف مانوری با شتاب ثابت، محدودیت شتاب رهگیر، خطای اثر رادوم و همچنین سیستم کنترل دوجملهای مرتبة پنجم در تحلیل حاضر لحاظ شدهاست. علاوه بر این، بازخورد نرخ زاویة بدنی به رابطه قانون هدایت صریح به عنوان یک روش جبران کلاسیک شناخته شدة اثر رادوم، اضافه شده است. این تحلیل برای مقادیر مختلف توان تابع آلفا که به عنوان نرخ کاهش خطای تلاش صفر به ازای ورودی کنترل واحد تعریف میشود، انجام شدهاست. در حالت خاص، قانون هدایت صریح به ازای تابع آلفا با توان واحد، منجر به استراتژی هدایت بهینۀ مرتبه اول برای کمینهسازی معیار عملکرد انتگرال مجذور دستور شتاب در کل زمان پرواز میشود. با استفاده از ترسیم نمودارهای بیبعد ریشة مجذور فاصله خطا برحسب ثابت زمانی نرخ چرخش خطدید و ضریب شیب رادوم، علاوه بر تحلیل فاصله خطا، محدودة پایداری به ازای مقادیر مختلف توان تابع آلفا حاصل میشود.
طراحی زیرمجموعههای فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
سید حمید جلالی نائینی؛ امید امیدی همت
دوره 14، شماره 1 ، فروردین 1400، ، صفحه 55-64
چکیده
این مقاله به اصلاح نوع خاصی از مدولاتور پهنا و فرکانس پالس با بلوک انتگرالگیر میپردازد. در این مدولاتور به جای فیلتر پایین گذر از یک انتگرالگیر استفاده شده، و به همین دلیل در اینجا مدولاتور پهنا و فرکانس پالس انتگرالی نامیده میشود. به منظور بهبود رفتار حلقه کنترلی، ساختار مدولاتور با یک شرط منطقی برای بازتنظیم خروجی انتگرالگیر ...
بیشتر
این مقاله به اصلاح نوع خاصی از مدولاتور پهنا و فرکانس پالس با بلوک انتگرالگیر میپردازد. در این مدولاتور به جای فیلتر پایین گذر از یک انتگرالگیر استفاده شده، و به همین دلیل در اینجا مدولاتور پهنا و فرکانس پالس انتگرالی نامیده میشود. به منظور بهبود رفتار حلقه کنترلی، ساختار مدولاتور با یک شرط منطقی برای بازتنظیم خروجی انتگرالگیر اصلاح شده است. در این شرط منطقی، در صورتی که سیگنال خطا کوچکتر از بازة مشخصی باشد، خروجی انتگرالگیر صفر میگردد. این بهبود در دو مود پایدارساز و نشانهروی اعمال شده است. در مود پایدارساز، ضریب بهرة پایدارساز با استفاده از حل تحلیلی به گونهای استخراج شده است تا با یک پالس، کسر معینی از سرعت زاویهای اولیه مستهلک گردد. در مود نشانهروی، عملکرد مدولاتور اصلاح شده، قابل مقایسه با مدولاتور پهنا و فرکانس پالس میباشد.
طراحی زیرمجموعههای فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
سید حمید جلالی نائینی؛ علی عربیان آرانی
دوره 13، شماره 4 ، دی 1399، ، صفحه 1-13
چکیده
در این مقاله، قانون هدایت تناسبی با بازخورد ترکیب وزنی شتاب خطی و شتاب زاویهای خطدید پیشنهاد شده است. برای این منظور، تحلیل فاصله خطای جامعی برای هدایت تناسبی با بازخورد شتاب خطی و هدایت تناسبی با بازخورد شتاب زاویهای خطدید ناشی از خطای سمت اولیه، مانور هدف و نویز جستجوگر صورت پذیرفته است. سیستم هدایت و کنترل با تابع تبدیل دوجملهای ...
بیشتر
در این مقاله، قانون هدایت تناسبی با بازخورد ترکیب وزنی شتاب خطی و شتاب زاویهای خطدید پیشنهاد شده است. برای این منظور، تحلیل فاصله خطای جامعی برای هدایت تناسبی با بازخورد شتاب خطی و هدایت تناسبی با بازخورد شتاب زاویهای خطدید ناشی از خطای سمت اولیه، مانور هدف و نویز جستجوگر صورت پذیرفته است. سیستم هدایت و کنترل با تابع تبدیل دوجملهای مرتبة پنجم مدل شده است. در حالت خاص و بر مبنای تحلیل فاصلة خطا، هدایت تناسبی با بازخورد شتاب زاویهای با اصلاح بهره برای جستجوگرهای مادون قرمز پیشنهاد شده است. مقایسة استراتژیهای هدایت تناسبی با استفاده از ضریب ناوبری مؤثر معادل که بر اساس حل پروفیل نرخ چرخش خطدید تعریف شده، صورت پذیرفته است. به علاوه، قانون هدایت بهینة مرتبه اول به فرم هدایت تناسبی با بلوک تناسبی– مشتقی با بهرههای متغیر تبدیل شده است.
طراحی زیرمجموعههای فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
سید حمید جلالی نائینی؛ علی عربیان آرانی
دوره 13، شماره 2 ، تیر 1399، ، صفحه 1-12
چکیده
در تحقیق حاضر، عملکرد قانون هدایت تناسبی حقیقی با پروفیلهای مختلف ضریب ناوبری متغیر برحسب زاویه بین بردار سرعت نسبی و خطدید در حالت خطای سمت اولیه و هدف با مانور ثابت بررسی شدهاست. از آنجایی که انتخاب پروفیل مناسب در حالت خطای سمت اولیه و مانور ثابت هدف، تقریباً عکس یکدیگر شده-است، یک ضریب ناوبری متغیر تابعی از دو پارامتر زاویة ...
بیشتر
در تحقیق حاضر، عملکرد قانون هدایت تناسبی حقیقی با پروفیلهای مختلف ضریب ناوبری متغیر برحسب زاویه بین بردار سرعت نسبی و خطدید در حالت خطای سمت اولیه و هدف با مانور ثابت بررسی شدهاست. از آنجایی که انتخاب پروفیل مناسب در حالت خطای سمت اولیه و مانور ثابت هدف، تقریباً عکس یکدیگر شده-است، یک ضریب ناوبری متغیر تابعی از دو پارامتر زاویة مذکور و نرخ آن ارائه شدهاست. به این طریق فاصله خطا، بطور نمونه برای ضریب ناوبری 4، برای دو قله نخست نمودار فاصله خطای بیبعد برحسب زمان بیبعد کاهش مییابد. تحلیل حاضر با استفاده از معادلات بیبعد در مختصات قطبی برای دو سیستم کنترل ایدهال و دوجملهای مرتبه 5 بدون شتاب اشباع انجام شدهاست. به لحاظ کاربردی، نتایج به ازای ضرایب ناوبری 3 تا 5 تنظیم شدهاست.
سید حمید جلالی نائینی
دوره 11، شماره 1 ، خرداد 1397، ، صفحه 13-29
چکیده
در این تحقیق، محدودة مجاز پارامترهای مدولاتور پهنا و فرکانس پالس در آنالیز استاتیکی بهصورت تحلیلی استخراج شده است. بدین منظور، مطالعة پارامتری جامعی بر مبنای دو معیار عملکرد مصرف سوخت و تعداد دفعات روشن شدن عملگر تراستر صورت پذیرفته ومحدودة مجاز پارامترهای بیبعد با روابط ریاضی و بهصورت نمودارهای بیبعد ارائه شده است. همچنین، ...
بیشتر
در این تحقیق، محدودة مجاز پارامترهای مدولاتور پهنا و فرکانس پالس در آنالیز استاتیکی بهصورت تحلیلی استخراج شده است. بدین منظور، مطالعة پارامتری جامعی بر مبنای دو معیار عملکرد مصرف سوخت و تعداد دفعات روشن شدن عملگر تراستر صورت پذیرفته ومحدودة مجاز پارامترهای بیبعد با روابط ریاضی و بهصورت نمودارهای بیبعد ارائه شده است. همچنین، روابط تحلیلی دقیق محاسبة دو معیار عملکرد مصرف سوخت و تعداد دفعات روشن شدن عملگر تراستر برای یک کلاس از مدولاتورها با فرض ورودی ثابت بدست آمده است. مزیت تحلیل حاضر، علاوهبر بیبعد بودن پارامترها، استخراج محدودة پارامترها بر حسب یکدیگر است. این کار، محدودة پارامترها را بهصورت دقیقتر از روش تعیین محدودة هر پارامتر با نامساوی نتیجه میدهد. همچنین، در صورت مشخص بودن مقدار حداقل عرض پالس (با فرکانس کاری مدولاتور و ثابت زمانی دینامیک تراستر)، انتخاب محدودة پارامترها محدودتر خواهد شد که در این خصوص نمودارها و روابط مفیدی برمبنای حداکثر ممکن تعداد دفعات روشن شدن تراستر ارائه شده است.
وحید بهلوری؛ سید حمید جلالی نائینی
دوره 10، شماره 4 ، اسفند 1396، ، صفحه 55-66
چکیده
در این مقاله، استفاده از الگوریتم بهینهسازی مقاوم برای طراحی سیستم کنترل وضعیت ماهواره، به منظور بهبود عملکرد آن تحت عدم قطعیت، پیشنهاد شده است. در این راستا، یک ماهوراه تک محورۀ صلب باعملگر تراستر روشن-خاموش با اشمیتتریگر و PID در نظر گرفته شده است. عدم قطعیتهای مدل شامل ممان اینرسی، سطح تراست، تأخیر زمانی خالص تراستر و دامنة ...
بیشتر
در این مقاله، استفاده از الگوریتم بهینهسازی مقاوم برای طراحی سیستم کنترل وضعیت ماهواره، به منظور بهبود عملکرد آن تحت عدم قطعیت، پیشنهاد شده است. در این راستا، یک ماهوراه تک محورۀ صلب باعملگر تراستر روشن-خاموش با اشمیتتریگر و PID در نظر گرفته شده است. عدم قطعیتهای مدل شامل ممان اینرسی، سطح تراست، تأخیر زمانی خالص تراستر و دامنة اغتشاش خارجی است. تابع هدف بهینهسازی مقاوم، ترکیب وزنی میانگین قدر مطلق خطای نشانهروی و انحراف معیار آن در نظر گرفته شده است. نتایج حل عددی نشان میدهد که روش بهینهسازی مقاوم در مقایسه با روش بهینهسازی معین از نظر مقاوم بودن، عملکرد سیستم کنترل وضعیت را در مواجهه با عدم قطعیتها بهبود داده است.
محسن دهقانی محمدآبادی؛ سید حمید جلالی نائینی
دوره 9، شماره 3 ، آذر 1395، ، صفحه 1-12
چکیده
در این مقاله، حل تقریبی سرعت لازم با قید بردار موقعیت نهایی در مدل زمین بیض یگون با استفاده از فرض شتاب گرانش تک های خطی ارائه شد ه است. در این روش، زمان پرواز به چند بازة زمانی تقسیم و شتاب گرانش در هر بازه به صورت خطی تقریب زده م یشود. این روش حل به یک رابطة صریح سهبعدی برحسب بردار موقعیت کنونی، بردار موقعیت نهایی مطلوب و زمان پرواز منجر ...
بیشتر
در این مقاله، حل تقریبی سرعت لازم با قید بردار موقعیت نهایی در مدل زمین بیض یگون با استفاده از فرض شتاب گرانش تک های خطی ارائه شد ه است. در این روش، زمان پرواز به چند بازة زمانی تقسیم و شتاب گرانش در هر بازه به صورت خطی تقریب زده م یشود. این روش حل به یک رابطة صریح سهبعدی برحسب بردار موقعیت کنونی، بردار موقعیت نهایی مطلوب و زمان پرواز منجر خواهد شد. دقت و بار محاسباتی روش یادشده به ازای تعداد باز ههای مختلف با استفاده از حل عددی مسئله به دست آمده و با دو روش تکرارپذیر زارچان و خط یسازی مقایسه شده است. این روش در مقایسه با دو روش یادشده، به ازای بار محاسباتی نسبتاً یکسان، در مدل زمین بیض یگون و مدار حداقل انرژی تا زاویة برد 18 درجه دقت بیشتری دارد. به علاوه، روش ارائه شده برای مسئلة دو یا چند جسم و محاسبة ماتریس حساسیت سرعت لازم قابل استفاده است.
سید حمید جلالی نائینی
دوره 7، شماره 4 ، دی 1393، ، صفحه 1-9
چکیده
در این تحقیق، معادلات هدایت ضمنی در مختصات قطبی استخراج شدهاست. بر حسب کاربرد، ممکن است استفاده از هدایت ضمنی در مختصات قطبی بر معادلات هدایت ضمنی در مختصات دکارتی ترجیح دادهشود. همچنین بر حسب نوع مسئله، ممکن است استخراج روابط تحلیلی برای ماتریس حساسیت با استفاده از مختصات قطبی آسانتر باشد؛ لذا استخراج این روابط در مختصات ...
بیشتر
در این تحقیق، معادلات هدایت ضمنی در مختصات قطبی استخراج شدهاست. بر حسب کاربرد، ممکن است استفاده از هدایت ضمنی در مختصات قطبی بر معادلات هدایت ضمنی در مختصات دکارتی ترجیح دادهشود. همچنین بر حسب نوع مسئله، ممکن است استخراج روابط تحلیلی برای ماتریس حساسیت با استفاده از مختصات قطبی آسانتر باشد؛ لذا استخراج این روابط در مختصات قطبی و تبدیل روابط به مختصات دکارتی میتواند مفید باشد. در ادامه نیز نتایج حل به مختصات استوانهای تعمیم داده شدهاست.
محسن سهراب؛ رضا زردشتی؛ سید حمید جلالینائینی
دوره 7، شماره 3 ، مهر 1393، ، صفحه 75-82
چکیده
در این مقاله، یک الگوریتم هدایت برای حاملهای ماهواره در مرحلة صعود در داخل اتمسفر و در حضور باد با استفاده از منطق فازی ارائه میشود. در این الگوریتم، قیود میانی ماکزیمم زاویة حملة مجاز در لحظة ماکزیمم فشار دینامیکی و حاصلضرب فشار دینامیکی در زاویة حمله و همچنین قیود نهایی ارتفاع، زاویه بردار سرعت و حداقل اندازة سرعت در نظر گرفته ...
بیشتر
در این مقاله، یک الگوریتم هدایت برای حاملهای ماهواره در مرحلة صعود در داخل اتمسفر و در حضور باد با استفاده از منطق فازی ارائه میشود. در این الگوریتم، قیود میانی ماکزیمم زاویة حملة مجاز در لحظة ماکزیمم فشار دینامیکی و حاصلضرب فشار دینامیکی در زاویة حمله و همچنین قیود نهایی ارتفاع، زاویه بردار سرعت و حداقل اندازة سرعت در نظر گرفته شدهاست. این الگوریتم با استفاده از کنترلکنندة فازی ممدانی به روش مینیمم- ماکزیمم برای سیستم استنتاج فازی و روش مرکز جرم برای غیرفازی ساز طراحی شدهاست تا اثر نامطلوب باد تقلیل یابد و در عین حال قیود میانی و نهایی را ارضاء کند. نتایج شبیهسازی نشان میدهد که الگوریتم ارائهشده، سبب بهبود عملکرد پروازی حامل ماهواره شده و میتواند قیود مذکور را در بازهای مشخص از حداکثر خطای تخمین سرعت باد تأمین کند.
سید حمید جلالی نائینی
دوره 4، شماره 2 ، دی 1390، ، صفحه 71-81
چکیده
در این تحقیق، حل تقریبی بردار سرعت لازم با قید بردار سرعت با فرض شتاب جاذبة خطی بین موقعیت فعلی و موقعیت نهایی ارائه شدهاست. در ادامه، حل تحلیلی ماتریس حساسیت بردار سرعت لازم نسبت به بردار موقعیت بهدست میآید. حلهای مذکور به ازای زمان نهایی از پیشتعیین حاصل شدهاست. آزاد بودن موقعیت نهایی در این مسئله، حل تحلیلی را نسبت به مسائل ...
بیشتر
در این تحقیق، حل تقریبی بردار سرعت لازم با قید بردار سرعت با فرض شتاب جاذبة خطی بین موقعیت فعلی و موقعیت نهایی ارائه شدهاست. در ادامه، حل تحلیلی ماتریس حساسیت بردار سرعت لازم نسبت به بردار موقعیت بهدست میآید. حلهای مذکور به ازای زمان نهایی از پیشتعیین حاصل شدهاست. آزاد بودن موقعیت نهایی در این مسئله، حل تحلیلی را نسبت به مسائل با قید بردار موقعیت نهایی، دشوارتر میکند. بنابراین، برای محاسبة بردار موقعیت نهایی از سه تقریب استفاده شدهاست. در نهایت، حلهای بهدست آمده با حل دقیق برای مدل زمین کروی مقایسه شده است.
سید حمید جلالی نائینی
دوره 2، شماره 3 ، دی 1388، ، صفحه 1-12
چکیده
در این تحقیق، حل تحلیلی هدایت حلقهبسته با قید بردار موقعیت و سرعت نهایی با اعمال ضریب وزنی متغیر با زمان در معیار عملکرد حداقل انتگرال مجذور دستور شتاب با استفاده از تئوری کنترل بهینه بهدست آمدهاست. دینامیک سیستم، خطی و از مرتبة دلخواه منظور شده و مدل پسا خطی، اما با ضریب متغیر با زمان فرض شدهاست. همچنین فرض شدهاست که اندازه ...
بیشتر
در این تحقیق، حل تحلیلی هدایت حلقهبسته با قید بردار موقعیت و سرعت نهایی با اعمال ضریب وزنی متغیر با زمان در معیار عملکرد حداقل انتگرال مجذور دستور شتاب با استفاده از تئوری کنترل بهینه بهدست آمدهاست. دینامیک سیستم، خطی و از مرتبة دلخواه منظور شده و مدل پسا خطی، اما با ضریب متغیر با زمان فرض شدهاست. همچنین فرض شدهاست که اندازه و جهت نیروی پیشران وسیلة پروازی قابل تغییر و کنترل باشد. در ادامه، ضرایب وزنی متفاوتی به منظور کاربرد در مأموریتهای مختلف پیشنهاد و عملکرد قانون هدایت بررسی شدهاست. ضرایب وزنی بنابر نوع مأموریت ممکن است به گونهای انتخاب شود تا شتاب مانوری در لحظات حداکثر فشار دینامیکی، جدایش مراحل یا در لحظة نهایی صفر یا حداقل شود.در این تحقیق، حل تحلیلی هدایت حلقهبسته با قید بردار موقعیت و سرعت نهایی با اعمال ضریب وزنی متغیر با زمان در معیار عملکرد حداقل انتگرال مجذور دستور شتاب با استفاده از تئوری کنترل بهینه بهدست آمدهاست. دینامیک سیستم، خطی و از مرتبة دلخواه منظور شده و مدل پسا خطی، اما با ضریب متغیر با زمان فرض شدهاست. همچنین فرض شدهاست که اندازه و جهت نیروی پیشران وسیلة پروازی قابل تغییر و کنترل باشد. در ادامه، ضرایب وزنی متفاوتی به منظور کاربرد در مأموریتهای مختلف پیشنهاد و عملکرد قانون هدایت بررسی شدهاست. ضرایب وزنی بنابر نوع مأموریت ممکن است به گونهای انتخاب شود تا شتاب مانوری در لحظات حداکثر فشار دینامیکی، جدایش مراحل یا در لحظة نهایی صفر یا حداقل شود.