کنترل پرواز هواپیمای ناپایدار بر اساس نابرابری ماتریسی خطی با احتساب قیود کنترلی و اشباع

در این مقاله از محدودیت در ظرفیت عملگرها به عنوان نقش کلیدی در طراحی سیستم کنترل پرواز هواپیما استفاده شده است. به منظور تضمین عملکرد و پایداری سیستم‌های کنترل پرواز در حضور اشباع، در ناحیه پرواز در زوایای حمله بالا، توسعه روش نابرابری ماتریسی خطی، روش‌های بهینه‌سازی و روش‌های حل عددی مطرح می‌شود. همچنین در این مقاله، تلفیق دو روش ضدجمع‌شوندگی و روش مستقیم اشباع، در مساله ردیابی زاویه مسیر پرواز بحث شده است. برای این هدف، مدل غیرخطی هواپیمای مورد بررسی مدل‌سازی و شبیه‌سازی شده و مدل خطی در نقاط شرایط کاری تریم بدست آمده است. سپس کنترل‌کننده نامی برای مانور ردیابی زاویه مسیر پرواز بدون در نظر گرفتن اشباع طراحی شده است. در ادامه با در نظر گرفتن ماکزیمم اغتشاش وارده بر مانور هواپیما، کنترل‌کننده امن که تضمین عملکرد و پایداری را داشته‌باشد طراحی شده و روش زمان‌بندی بهره‌ها برای جلوگیری از محافظه‌کاری در استفاده از کنترل‌کننده‌ها اعمال می‌شود. نتایج برای مدل غیرخطی و خطی هواپیمای مورد بررسی در ردیابی زاویه مسیر پرواز در زوایای حمله بالا با احتساب قیود کنترلی و اشباع در حالت شرایط کاری ناپایدار ارائه می‌شود. نتایج شبیه‌سازی بیانگر بهبود روش کنترلی فوق برای هواپیمای ناپایدار می‌باشد.

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

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 antiwindup 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.