در این مقاله کنترل پرواز بر اساس وارون دینامیک تطبیقی با جداسازی مقیاس زمانی برای هواپیما ارائه شده است. به دلیل رفتار غیرخطی دینامیک وسیله پرنده، مساله کنترل پرواز در طراحی اجسام پرنده موضوعی نسبتا پیچیده و مهم محسوب می شود. علاوه بر روش های سنتی، روش های وارون دینامیک، فازی، تطبیقی و روش های مبتنی بر شبکه عصبی نیز در این زمینه به کار رفته اند. بعد از بررسی آنها، روش ترکیبی وارون دینامیک تطبیقی برای تعقیب فرمان زاویه های حمله، لغزش جانبی و رول در دستگاه باد (m, a, b) انتخاب شده است. معادلات حرکت کامل شش درجه آزادی هواپیما جهت تعقیب فرمان های ورودی آمده است. چون روش وارون دینامیک به مدل کامل و دقیق دینامیک هواپیما نیاز دارد، برای جبران این نقص از کنترل کننده تطبیقی استفاده شده است. دینامیک سیستم بر اساس جداسازی مقیاس زمانی به دو حلقه داخلی سریع و حلقه خارجی کند تقسیم شده و کنترل تطبیقی فقط در حلقه داخلی و وارون دینامیک در حلقه خارجی اعمال شده اند. عملکرد روش پیشنهادی با نتایج حاصل از روش وارون دینامیک مقایسه شده و نتایج شبیه سازی ها نشان دهنده تاثیر کنترل کننده وارون دینامیک تطبیقی است.

یکی از روش های نوینی که به منظور حذف عملگرها و رهگیری اهداف در بمبلتهای حمله از بالا استفاده می­شود روش اسپیرال یا مخروطی است. در روش مخروطی بمبلت سعی دارد با الهام از الگوی طبیعت همانند برگ درخت افرا یا زبان گنجشک نوعی خاصی از اسکن شبیه حرکت مخروطی را ایجاد می­نماید. در این مقاله سعی شده است تا از دو بالک نامتقارن در فاز فرود به جای چتر استفاده گردد تا حساسیت بمبلت نیز نسبت به عوامل محیطی همانند باد نسبت به چترها کاهش داده شود. ولی با توجه به عدم تقارن جسم و دوران بمبلت استفاده از بالک می­تواند کیفیت اسکن را تحت تأثیر قرار دهد. به منظور بررسی اثرات کیفیت اسکن از شبیه سازی سیالاتی- دینامیکی استفاده شده است نتایج نشان می­دهد به دلیل وجود دوران و کوپل شدن معادلات دینامیکی ممان های اینرسی ضربی می­بایست نزدیک به صفر بوده تا کیفیت اسکن در محدوده قابل قبول قرار داشته باشد. این امر به خصوص با توجه به عدم تقارن خود امری دشوار بوده که می­تواند پنالتی هایی همانند افزایش وزن بمبلت یا کاهش سرجنگی را به همراه داشته باشد.برای جستجوی هدف انجام دهد. به منظور انجام پرواز مخروطی بمبلت می­بایست از ارتفاع خاصی با سرعت و دوران  اولیه مشخص از درون مهمات یا موشک به بیرون پرتاب شده و سعی کند با استفاده از یک چتر مناسب که به آن یک زاویه تریم مشخصی داده با استفاده از روش مخروطی هدف را جستجو نماید. عدم توانایی چترها در بادهای جانبی و نداشتن پایداری لازم به هنگام فرود مشکلات زیادی را برای داشتن یک پرواز پایدار مناسب

in this research, their effects on the flight of airplanes were investigated. The study area is the country of Iran, and the flight routes of Kermanshah, Ahvaz and BandarAbbas to Tehran. The research data includes maps of the Vertical Transect (profile) of the jet stream, the daily average of the Zonal wind (U-Wind) and meridional wind (V-Wind) components for the winter period of 2018 through NOAA/NCEP environmental databases. Also, flight route information was received from flightRadar24 and flightaware systems. First, by using Vertical Transect maps, the days containing strong U-Wind were extracted, and the average position of the core of the Jet Streams in the Zonal and meridional wind components, the Tropospheric level of 200 HP was detected. The list of flights was prepared, and the Zonal Wind maps were produced. Finally, the height of the flights was compared with the level of the currents of the Jet Streams, and the influence or lack of influence of the Jet Streams on the flights was studied. According to the results of the research, all the Jet Streams caused turbulence for all flights, and they caused a decrease in the speed of flights between Ahvaz and BandarAbbas to Tehran and an increase in the speed of flights between Kermanshah and Tehran according to the direction and type of Jet Streams. It was also found that all the Jet Streams had a speed of more than 90 knots, so the capacity to create tension and turbulence such as CAT was seen in them

بروز هرگونه اشکالی در سیستم کنترل پرواز ممکن است باعث رخداد مشکلی جبران ناپذیر شود. بصورت معمول یک سیستم با قابلیت اطمینان بالا به همراه نیروی تصمیم گیری انسانی برای جلوگیری از بروز چنین خطاهایی و یا اصلاح آنها در یک جسم پرنده مورد استفاده قرار می گیرد. طراحی سیستم کنترل کننده ی تحمل پذیر خطا به منظور مقابله با انواع مختلفی از خطاهایی که در سیستم امکان وقوع دارند، صورت می پذیرد. سیستم های کنترلی تحمل پذیر خطا به دو بخش اصلی تقسیم می شوند. بخش اول مرحله تشخیص و جداسازی خطا و بخش دوم مرحله طراحی سیستم کنترل برای غلبه بر آثار خطای به وجود آمده در سیستم. بسته به نوع خطا و مکان خطا اعم از سنسور، عملگر یا اجزا، سیستم کنترلی بایستی توانایی از بین بردن اثرات آن خطا را داشته باشد. در این مقاله در مرحله تشخیص و شناسایی خطا از یک مشاهده گر عصبی-تطبیقی و در مرحله طراحی کنترل کننده از روش گام به عقب استفاده شده است. نتایج شبیه سازی با معادلات شش درجه آزادی غیر خطی برای مدل هواپیمای اف-18 نشان دهنده کارایی مناسب الگوریتم پیشنهادی در تشخیص و جبران سازی اثرات خطا است.

خرابی های عملگر در یک سیستم می تواند باعث کاهش عملکرد سیستم، ناپایداری و حتی موجب حوادث و سوانح اسفباری شود. لذا، کنترل تطبیقی هواپیما در حضور آسیب یکی از مهم ترین موضوعات تحقیق در طراحی کنترل پرواز برای بالا بردن سطح ایمنی پروازهاست. آسیب باعث تغییرات ساختاری و عدم قطعیت های پارامتری می شود که نیازمند یک مدل سازی جدید هواپیما و همچنین روش های کنترلی جدید است. در این مقاله، ابتدا یک کنترل نامی مبتنی بر روش کنترلر تنظیم گر بهینه طراحی شده و نشان داده می شود که این کنترلر قادر به برخورد با خرابی نامعین عملگرها نبوده و عملکرد مطلوب حاصل نمی شود. سپس، یک سیگنال فیدبک تطبیقی مبتنی بر روش کنترل تطبیقی مستقیم برای برخورد با عدم قطعیت ها (آسیب ها) طراحی می شود. طرح کنترل تطبیقی پیشنهادی برای یک مدل دینامیکی هواپیمای تجاری بزرگ، که حرکت طولی و عرضی آن درنتیجه استفاده از مدل اختلاف تراست کوپل شده اند، پیاده سازی می شود. طرح کنترلی و مدل دینامیکی در حضور خرابی عملگرهای رادر، ایلرون و موتور اعمال می شوند. نوع آسیب در نظر گرفته شده برای این عملگرها از نوع قفل شدن در موقعیت در نظر گرفته شده و بداین معناست که بعد از زمان آسیب سطوح کنترلی در یک مقدار نامعین ثابت می شوند. آنالیز تحلیلی پایداری و نتایج شبیه سازی ها اثربخشی طرح پیشنهادی را نشان می دهد.

The body freedom flutter phenomenon is one of the aeroelastic instabilities that occurs due to the coupling of the aeroelastic bending mode of the wing with the short-period mode in the flight dynamics of the aircraft. By using the aeroservoelastic model and applying closed loop control, this phenomenon can be suppressed in the operating conditions of the aircraft and the velocity of this event can be increased. The simplest model aircraft capable of displaying this instability includes the flexible wing and the planar flight dynamics model. For this purpose, the wing structure is modeled using the Euler-Bernoulli beam and, the theory of minimum variable state is used to model unstable aerodynamics to make the conditions suitable for modeling the system in state space. In the control section, the elevator is used as the control surface and LQR theory with Kalman filter is used to body freedom flutter suppression. Finally, the effect of adding a closed loop control to increase the body freedom flutter velocity and the limitations of this work are studied.