مقاله طراحی کنترلر کلاسیک PID و سیستم افزاینده پایداری برای ارتفاع هواپیما

توجه : به همراه فایل word این محصول فایل پاورپوینت (PowerPoint) و اسلاید های آن به صورت هدیه ارائه خواهد شد

  مقاله طراحی کنترلر کلاسیک PID و سیستم افزاینده پایداری برای ارتفاع هواپیما دارای ۶ صفحه می باشد و دارای تنظیمات در microsoft word می باشد و آماده پرینت یا چاپ است

فایل ورد مقاله طراحی کنترلر کلاسیک PID و سیستم افزاینده پایداری برای ارتفاع هواپیما  کاملا فرمت بندی و تنظیم شده در استاندارد دانشگاه  و مراکز دولتی می باشد.

توجه : در صورت  مشاهده  بهم ریختگی احتمالی در متون زیر ،دلیل ان کپی کردن این مطالب از داخل فایل ورد می باشد و در فایل اصلی مقاله طراحی کنترلر کلاسیک PID و سیستم افزاینده پایداری برای ارتفاع هواپیما،به هیچ وجه بهم ریختگی وجود ندارد

بخشی از متن مقاله طراحی کنترلر کلاسیک PID و سیستم افزاینده پایداری برای ارتفاع هواپیما :

چکیده

این مقاله طراحی کنترلر ارتفاع برای هواپیمای تجاری در شرایط پرواز کروز با استفاده از روش کنترل کلاسیک PID و سیستم افزاینده پایداری را تشریح میکند. ماتریس فضای حالت مربوط به حرکت طولی هواپیما با استفاده از شیوه خطی سازی حول شرایط تریم در دسترس است. سیستم کنترلر طراحی شده دارای ۲ حلقه بوده که حلقه داخلی شامل کنترلر PI برای تثبیت زاویه پیچ و حلقه خارجی شامل کنترلر PID برای تثبیت ارتفاع هواپیما است. سیستم افزاینده پایداری نیز بصورت یک حلقه داخلی با بهره فیدبک مناسب به دینامیک پرنده اضافه شده است. مقادیر ضرایب کنترلر با استفاده از روش زیگلر- نیکولز به صورت بهینه انتخاب میشود تا سیستم کنترلر طراحی شده بهترین عملکرد را در شرایط پروازی دارا باشد. نتایج شبیهسازی بهبود عملکرد سیستم کنترلر طراحی شده نسبت به کنترلر PID تنها را نشان میدهد.

واژه های×کلیدیْ سیستم افزایش پایداری، کنترل ارتفاع هواپیما

-۱ مقدمه

هدف از این پژوهش بکارگیری روشی برای خودکارسازی پرنده در انجام وظایف محوله است که از آن به عنوان سیستم کنترل پرواز خودکار یا اتوپایلوت یاد میشود. سیستم کنترل پرواز علاوه بر اجرای فرامین مانوری و تغییر مسیر جسم پرنده باید متضمن پایداری آن نیز باشد. نخستین تلاشها در زمینه کنترل خودکار اجسام پرنده توسط المر اسپری تنها هفت سال پس از اولین پرواز برادران رایت در سال ۱۹۱۰ آغاز شده و این فرآیند همچنان ادامه دارد. از آن زمان تاکنون با پیشرفت ابزارهای محاسباتی انواع شیوههای کنترلی برای طراحی سیستم کنترل ابداع و مورد استفاده قرار گرفتهاند.

تعیین شیوه مناسب در طراحی سیستم کنترل منوط پاسخ این پرسش است که آیا شناخت کافی از دینامیک و نحوه عملکرد وسیله پرنده در دسترس است یا خیر؟ همانطور که میدانیم در شرایط واقعی روابط حاکم بر دینامیک یک وسیله پرنده روابطی غیرخطی و متغیر با زمان است. از سوی دیگر با مشکلاتی از قبیل وجود دینامیک مدلناپذیر، کوپل بودن معادلات حرکت حاکم بر جسم پرنده و مبهم بودن تاثیر ضرایب آیرودینامیکی روی پارامترهایی از قبیل زاویه حمله، زاویه لغزش جانبی و ; روبرو هستیم. در صورتیکه شناخت کافی از سیستم وجود داشته باشد با وجود مشکلات بیان شده میتوان از مبانی کنترل خطی بهره گرفت.

استراتژی کنترل کلاسیک ۱PID یکی از روشهای کنترل خطی بوده که به دلیل ساختار ساده بطور گسترده در طراحی سیستمهای کنترل مورد استفاده قرار میگیرد. Turkoglu , Ozdemir , Nikbay , Jafarov در مرجع [۱] یک سیستم کنترل پرواز PID

روی دینامیک طولی هواپیمای بدون سرنشین اجرا کرده و از تکنیک انتگرال مربع خطا۲ برای بهینهسازی پارامترهای طراحی استفاده کردند که هدف آنها مینیمم کردن تابع خطا بین سیگنال مرجع و خروجی سیستم است.

مرجع [۲] نشان دهنده یک سیستم کنترل متشکل از سه بلوک PID مجزا برای کنترل پارامترهای سرعت، ارتفاع، چرخش و نرخ چرخش پرنده با مدل ۳ درجه آزادی بال ثابت است که دارای ناپایداری طولی و عرضی بوده و با بکارگیری حلقههای PID تو در تو اصلاح شده است.

کنترلر PID دارای سود زیادی بوده و به دلیل ساختار کنترلی ساده و تنظیم آسان پارامترهای کنترل بطور گسترده و موثری استفاده میشود. با این وجود کنترلر معمولی PID در سیستمهای خطی تنها در نزدیکی نقاط طراحی به درستی کار کرده و با دور شدن شی از نقطه طراحی عملکرد مناسبی نخواهد داشت. در مرجع [ ۳] از ترکیب کنترل کلاسیک PID با روشهای LQR و منطق فازی برای کنترل حرکت عمودی UAV استفاده شده است که هدف آن باز تولید پارامترهای کنترل در زمان واقعی پرواز با منطق فازی و بهینهسازی ضرایب با روش LQR است.

در مرجع [۴] از روش PID برای طراحی سیستم کنترل مقاوم برای UAV استفاده شده است. فرایند بهینهسازی در نظر گرفته شده منجر به بهبود خواص دینامیکی پاسخ زمانی شده و متضمن نیرومندی سیستم در برابر عدم قطعیتهای بزرگ است. در مرجع [۵] و [۶] به ترتیب از ترکیب کنترلر PID و کنترل تطبیقی مدل مرجع و

۲ Integral Squared Error 1 proportional-integral-derivative

کنترلر PID بهینه برای مدل غیرخطی و کوپل شده ارتفاع UAV استفاده شده است.

-۲ -۲ تعریف مساله

(۱)
[ ] [ ] [

با توجه به ماتریس فضای حالت متغیرهای طولی هواپیما شامل سرعت V، زاویه حمله ، زاویه پیچ ، سرعت زاویهای حول محور طولی q و ارتفاع پرنده h بوده و تنها ورودی کنترلی موثر در حرکت طولی الویتور در نظر گرفته شده است. هدف از این پژوهش طراحی سیستم کنترلی برای تنظیم ارتفاع پرنده است که لازمه آن تنظیم زاویه پیچ برای یک جسم پرنده با مشخصات سیستمی فوق است. حل مساله در سه گام انجام خواهد گرفت، گام اول مربوط به طراحی سیستم افزاینده پایداری ( SAS ) 3 برای جسم پرنده است. در گام دوم با استفاده از کنترلر PI و روش زیگلر- نیکولز یک سیستم کنترل جهت تثبیت وضعیت پیچ طراحی خواهد شد و در نهایت حلقه خارجی به طراحی کنترلر ارتفاع به منظور تثبیت ارتفاع پروازی هواپیما اختصاص خواهد یافت.

-۳ قواعد زیگلر- نیکولز برای تنظیم کنترل کننده های PID
مزیت کنترلکنندههای PID در قابلیت اعمال عمومی آنها به اکثر سیستمهای کنترل است. در عمل هرگاه مدل ریاضی سیستم معلوم نباشد و نتوان روشهای تحلیلی طراحی را بکار برد، کنترلکنندههای PID بسیار مفید هستند. با توجه به اینکه اغلب کنترلکنندههای PID در محل تنظیم میشوند، قواعد تنظیم متفاوتی در نوشتهها پیشنهاد شده است. با استفاده از این قواعد میتوان کنترلکننده را در محل با دقت و ظرافت تنظیم کرد. شکل ۱ کنترل PID یک دستگاه را نشان میدهد.

شکل -۱ کنترل PID یک سیستم
زیگلر- نیکولز قواعدی برای تعیین بهره تناسبی ، زمان
انتگرال و زمان مشتق براساس پاسخ گذرای دستگاه تحت

همانطور که بیان شد معادلات دینامیکی پرواز حول شرایط تریم خطی شده و ماتریس طولی هواپیما از آن استخراج شده است که در رابطه ۱ قابل مشاهده است.

کنترل پیشنهاد کردند. این تعیین پارامتر یا تنظیم کنترلکننده PID میتواند توسط مهندس کنترل در محل و با انجام آزمایش بر روی دستگاه انجام شود. دو روش موسوم به قواعد زیگلر- نیکولز وجود دارد که در این تحقیق از روش دوم استفاده شده که به اختصار شرح داده خواهد شد.