سیددانیال ضمیری - دانشگاه مهندسی برق و کامپیوتر ،دانشگاه صنعتی نوشیروانی بابل
علیرضا خسروی - دانشکده مهندسی برق و کامپیوتر ،دانشگاه صنعتی نوشیروانی بابل
پوریا سرحدی - دانشکده مهندسی برق و کامپیوتر ،دانشگاه صنعتی نوشیروانی بابل

سیستم کنترل پرواز موشک های مختلف برحسب نوع و نحوه عملیات آنها از تنوع عمده ای برخوردارند. در برخی موشک ها از کنترل کلاسیک و در برخی دیگر از مباحث مدرن این بحث بهره گرفته شده است تا بتوان مسیر رسیدن موشک به. هدف مشخص شده را کنترل نمود. در موشک های که از دینامیک پیچیده ای برخوردارند و از نظر پیاده سازی عملی تئوری های پیشرفت مشکلی ندارند، از علم جدید کنترل کننده های تطبیقی، مقاوم و فازی استفاده می شود. در این مقاله به این دلیل که طراحی اتوپایلوت در حضور اشباع عملگر و محدودکننده نرخ صورت گرفته است که از عوامل اصلی نوسانات القایی هستند و معادلات مدل موش که مورد نظر پیچیده و غیر خطی می باشند از کنترل کننده مقابل برای طراحی استفاده شده است. نوسانات القایی موشک به دلیل ناهماهنگی بین دینامیک موشک و تغییرات در رفتار دینامیکی اتوپایلوت ایجاد می شود. از دو روش تابع توصیفی و OLOP برای پیش بینی نوسانات القای صفات شده است. بکت در روش های ذکر شده بر روی سیستم کنترل یک جسم پرنده با اشباع عملگر مورد آزمایش قرار گرفته و صحت آنها به اثبات رسیده است. در ادامه یک اتوپایلوت به صورت کنترل کننده PIDبرای یک مدل موشک طراحی شده است و در نهایت سیستم را از لحاظ وجود نوسان با تعمیم روش های به اثبات رسیده مورد بررسی قرار می دهیم.

اتوپایلوت، اشباع عملگر، دینامیک موشک ،محدود کننده نرخ