هادی نوبهاری
حمید بندی کناری
داود دارابی
علیرضا باصحبت نوین زاده

در این مقاله بهینه سازی سیستم کنترل وضعیت یک وسیله پرنده خاص مورد بررسی قرار گرفته است. پرتاب این وسیله پرنده به صورت عمودی است و اندکی پس از پرتاب، توسط یک سیستم کنترل وضعیت از نوع جت عکس العملی وضعیت زاویه ای آن به وضعیت مورد نیاز تغییر می کند. در بخش ابتدایی این مقاله فرآیند طراحی سیستم کنترل وضعیت این وسیله، که شامل طراحی اجزای سیستم کنترل و نیز طراحی حلقه های کنترلی می باشد، تدوین شده است. بدین منظور پارامترهای هر یک از زیرسیستم ها به سه دسته پارامترهای پیش فرض، پارامترهای مستقل طراحی و پارامترهای وابسته تقسیم شده اند و روابط حاکم بین آنها تدوین شده است. وابستگی موجود بین پارامترهای زیرسیستم های مختلف موجب می شود که برخی از پارامترهای محاسبه شده در یک زیرسیستم، پارامترهای ورودی زیرسیستم دیگر باشند. به همین دلیل لازم بوده است که ترتیب انجام محاسبات زیرسیستم ها نیز تدوین شود. در این وسیله پرنده دستیابی به کمترین زمان چرخش از وضعیت قائم به وضعیت مطلوب ضروری است. زیرا اتمام فاز کنترل وضعیت پیش نیاز شروع فاز هدایت وسیله است. از طرفی در طراحی سیستم کنترل وضعیت ملاحظاتی از قبیل دینامیک عملگر وجود دارد که محدودیت هایی را در دست یابی به این هدف بوجود می آورد. به عبارت دیگر باید بین ماموریت خواسته شده برای وسیله پرنده و محدودیت های سیستمی مصالحه برقرار شود. به این منظور از رویکرد بهینه سازی چندمنظوره برای برآورده کردن همزمان همه اهداف و ارضای همه قیود طراحی استفاده شده است. در این مقاله مسئله طراحی سیستم کنترل وضعیت به صورت یک مسئله بهینه سازی با ۱۴ پارامتر مجهول طراحی و ۱۳ قید سیستمی مدل شده و از الگوریتم ممتیک تطبیقی چندمنظوره برای حل آن و دستیابی به طرح بهینه ای، که با درنظر گرفتن قیود همه اهداف را تا حد مناسبی برآورده می کند، استفاده شده است. دستیابی به کمترین زمان برخاست، کمترین درصد فراجهش و استفاده از عملگر با کمترین پهنای باند ممکن به عنوان اهداف طراحی در نظر گرفته شده اند. بهینه سازی همزمان پارامترهای طراحی بر اساس نتایج بدست آمده از شبیه سازی پرواز شش درجه آزادی غیرخطی و با درنظرگرفتن محدودیت اشباع سیگنال کنترلی انجام شده است. در نهایت نتایج شبیه سازی پرواز طراحی بهینه سیستم کنترل وضعیت با طراحی کلاسیک مبتنی بر سعی و خطا مقایسه شده است.