كنترل هواپيما در مرحله فرود در حضور اغتشاشات ناشي از بارهاي آيروديناميكي توسط كنترل‌كننده مد لغزشي بهينه

Aircraft landing Control in Presents of Aerodynamic Disturbances Using Optimal Sliding Mode Control with Optimal Structure

در اين مقاله يك سيستم كنترل مد لغزشي براي سيستم فرود خودكار هواپيما با ديناميك خطي شده بر اساس تنظيم‌كننده‌هاي خطي مرتبه دوم در حضور اغتشاشات ناشي از بارهاي آئروديناميكي طراحي شده است. در سيستم كنترل مد لغزشي براي به دست آوردن قانون كنترلي نياز به معكوس پذيري ماتريس ورودي هست، اما در اكثر سيستم هاي واقعي به دليل برابر نبودن تعداد ورودي‌ها با تعداد حالت‌هاي سيستم اين ماتريس مستطيلي است. به همين دليل بايد از روش‌هاي خاصي براي معكوس سازي ماتريس ورودي استفاده كرد اما روش‌هاي موجود براي معكوس پذيري ماتريس‌هاي مستطيلي اغلب يا به دليل بزرگي ابعاد سيستم قابل پياده‌سازي نيست و يا امكان كنترل مطلوب تمام متغيرهاي حالت ميسر نمي‌گردد. در مقاله حاضر از يك نوع تبديل ماتريسي براي مربعي سازي ماتريس ورودي استفاده خواهد شد كه بر مبناي تنظيم‌كننده‌هاي خطي مرتبه دوم عمل مي‌كند و عملكرد سيستم كنترلي را به شكل چشمگيري بهبود مي‌بخشد. اما در اين روش نامعيني‌ها و اغتشاشات خارجي در نظر گرفته نشده است. ازاين‌رو روش تبديل ماتريس را براي سيستم‌هاي داراي نامعيني و اغتشاشات خارجي گسترش داده‌شده است. مدل مورد مطالعه ،يك مدل خطي شده از هواپيما بوئينگ 747 در مرحله فرود در مواجه با باد برشي است. مسير كامل پرواز در مرحله فرود شامل دو فاز سرش با شيب ثابتو پاشنه نشيني است، كه هواپيما بايد اين مسير را در حركت طولي به عنوان مسير مرجع تعقيب كند كه شامل پروفيلي از خط مستقيم و منحني نمايي است كه در طول اين مسير ارتفاع خود را كاهش مي‌دهد. اما در اين روش نامعيني‌ها و اغتشاشات خارجي در نظر گرفته نشده است. ازاين‌رو روش تبديل ماتريس را براي سيستم‌هاي داراي نامعيني و اغتشاشات خارجي گسترش داده‌شده است.

In this paper, a Sliding Mode Controller (SMC) based on Linear Quadratic Regulator (LQR) method is designed for aircraft landing control system in presence of aerodynamic disturbances. In order to obtain the control law, despite the inversion of input matrix should be calculated, in many practical systems the matrix is a non-square matrix which its inversion is not defined. To solve this problem, some approaches are developed which use pseudo inverse instead of the inversion of input matrix. A special type of transform matrix is employed for designing the proposed controller. The LQR procedure is used for calculating the transform matrix improves the performance of the control system. But in this method the external disturbances and uncertainties are not considered. Hence, the “matrix transform method" is extended for the systems with uncertainties and external disturbances. The propose controller is applied to control autonomous landing of Boeing 747. The simulation results are illustrated to show the performance of the proposed strategy.