وجود تابع غیرخطی اشباع عملگر در یک خودخلبان سه حلقه ای وسیله پرنده منجر به افت عملکرد ناشی از پدیده انباشتگی می شود. در این مقاله، یک جبران ساز دینامیکی و یک جبران ساز استاتیکی برای رفع انباشتگی (AW) پیشنهاد می شود. جبران ساز دینامیکی موجود در بعضی از مراجع برای سیستم های با پس خور از خروجی سیستم به گونه ای طراحی شده است که حالت های کنترل کننده سیستم اشباع شده نزدیک به حالت های کنترل کننده سیستم اشباع نشده شود. در این مقاله، این جبران ساز برای کنترل کننده هایی مشابه خودخلبان سه حلقه ای وسایل پرنده که در آن فرمان کنترلی، علاوه بر پس خور از خروجی، پس خور از حالت های سیستم نیز است، توسعه و استفاده شده است. به منظور مقایسه با جبران ساز دینامیکی، یک جبران ساز استاتیکی نیز با یک رویکرد جدید به این گونه طراحی شده که خروجی کنترل کننده، خروجی تابع اشباع را تعقیب کند. با این معیار انتظار می رود که انباشتگی ایجاد نشود. بر مبنای این خواسته، بهره مناسب جبران ساز استاتیکی بر اساس تحلیل حساسیت عددی به دست آمده است. این دو جبران ساز بر روی یک خودخلبان سه حلقه ای وسیله پرنده آیرودینامیکی دم-کنترل اعمال شده و در دو شرایط پایدار و ناپایدار عملکرد این جبران سازها به لحاظ کنترلی با هم مقایسه شده اند. نتایج نشان دهنده عملکرد بهتر جبران ساز استاتیکی در مقابل جبران ساز دینامیکی در تعقیب فرمان مطلوب در هر دو شرایط کاری است. همچنین با شبیه سازی سیستم هدایت وسیله پرنده، نشان داده می شود که استفاده از کنترل کننده با جبران ساز رفع انباشتگی منجر به کاهش خطای برخورد می شود. به خصوص استفاده از جبران ساز استاتیکی منجر به کاهش خطای برخورد در حدود 50% در شرایط ناپایدار نسبت به استفاده از جبران ساز دینامیکی می شود.

در این مقاله خودخلبان مقاوم برای یک رهگیر زمین به هوا برد و ارتفاع کوتاه بدون نیاز به جدول بندی بهره که تضمین کننده پایداری در تمام پوش پروازی رهگیر باشد؛ طراحی شده است. ابتدا با استفاده از ابزار v-gap Metric نقطه کار مناسبی که بتوان با طراحی کنترل کننده مقاوم در آن نقطه، پایداری سیستم حلقه بسته را در تمام پوش پروازی تضمین نمود، انتخاب می شود. سپس دینامیک غیرخطی رهگیر در نقطه انتخاب شده خطی شده و در نهایت کنترل کننده مقاوم شکل دهی حلقه H¥ طراحی شده است. همچنین الگوریتمی به منظور کاهش پیچیدگی طراحی وزن های شکل دهی حلقه که توصیف کننده کارآیی می باشد، ارائه گردیده که با بهینه سازی این وزن ها حاشیه پایداری مقاوم سیستم را به بیشینه محلی می رساند. نشان داده می شود که حاشیه پایداری مقاوم حاصل شده می تواند پایداری رهگیر را برای تمام پوش پروازی تامین نماید.

در حال حاضر، کاربرد پرنده های بدون سرنشین چند ملخی در حال افزایش چشم گیری است. دلیل این توسعه، ارزان بودن، کوچک بودن، سادگی کاربری و خلبانی، تنوع ماموریت و عللی بیش از این است. دلیل سادگی هدایت و کنترل پرنده های چندملخی این است که آن ها مجهز به سامانه خودخلبان هستند. این سامانه وظیفه کنترل پرواز پرنده را بر عهده دارد. پرنده های بدون سرنشین چند ملخی از وزن بالایی برخوردار نیستند و غالبا موتورهای سه فاز با سرعت بالایی دارند بنابراین از دینامیک پرواز سریع و پیچیده ای برخوردارند. در این مقاله، یک سامانه خودخلبان تطبیقی-فازی بر اساس کنترل کننده های PID برای هدایت یک پرنده بدون سرنشین جهت حمل بار متغیر با زمان ارایه می گردد. عملکرد سامانه کنترل پرواز پیشنهاد شده بر روی یک کوادکوپتر به صورت عملی در آزمایشات پروازی مورد ارزیابی قرار می گیرد. برای مدل سازی جرم متغیر با زمان، از یک جعبه شن استفاده شده است. شن ها از ابتدای پرواز از طریق منافذی که در جعبه وجود دارد، از آن به بیرون می ریزند و پس از حدود یک دقیقه کل شن خالی می شود. در پایان مقاله، نتایج عملی به دست آمده با نتایج مبتنی بر کنترل کننده PID غیر تطبیقی مقایسه می گردد.

سیستم هدایت و کنترل موشک از سه زیرسیستم ناوبری، هدایت و کنترل تشکیل می شود. وظیفه این زیر سیستم ها به ترتیب محاسبه مقدار انحراف وسیله هدایت شونده از مسیر مطلوب، تعیین حرکت یا شتاب مناسب برای جبران انحراف و ردیابی شتاب و جهت موشک به سمت هدف است. در روش های معمول طراحی سیستم هدایت و کنترل، هر یک از زیرسیستم های هدایت و کنترل به طور جداگانه و با فرض ایده آل بودن زیرسیستم دیگر طراحی می شود. در رویکرد هدایت و کنترل یکپارچه، قانون هدایت به طور جداگانه توسعه یافته و با فرض ایده آل بودن خودخلبان آزموده می شود. خودخلبان نیز به طور مستقل طراحی شده و با فرض ایده آل بودن قانون هدایت آزموده می شود. این مقاله به تشریح روند طراحی و شبیه سازی عملکرد کنترل کننده تناسبی، انتگرال گیر، مشتقی و فازی بهینه می پردازد که به منظور هدایت موشک در یک مسئله دوبعدی کمینه سازی زمان برخورد و فاصله تا هدف ایجادشده است. در کنترل کننده ترکیبی فازی بهینه، پارامترهای کنترل کننده فازی نوع ممدانی (شامل توابع عضویت ورودی و خروجی، قوانین استدلال فازی و نیز بهره های ورودی و خروجی) از طریق حل یک مسئله بهینه سازی تنظیم شده اند. در ادامه، پارامترهای کنترل کننده تناسبی-انتگرالی-مشتق گیر نوع موازی نیز به کمک حل مسئله بهینه سازی نامحدب تعیین شده و نشان داده می شود که این نوع کنترل کننده با پارامترهای بهینه قادر به هدایت بهینه موشک خواهد بود.

در این مقاله، یک الگوریتم هدایت پیش بین مبتنی بر الگوریتم بهینه سازی نهنگ ها با درنظرگرفتن مدل آیرودینامیکی رهگیر ارایه شده است. در اینجا، معادلات غیرخطی سینماتیک نسبی رهگیر و هدف برای طراحی استفاده شده است. الگوریتم هدایت معرفی شده برای محاسبه فرمان هدایت رهگیر از الگوریتم بهینه سازی دینامیکی مبتنی بر الگوریتم بهینه سازی نهنگ ها استفاده می کند. تابع هزینه معرفی شده برای بهینه سازی، متشکل از خطای نرخ چرخش خط دید، فرمان هدایت و تغییرات فرمان هدایت است. در طراحی الگوریتم هدایت، دینامیک حلقه اتوپایلوت به صورت یک تابع تبدیل مرتبه اول درنظر گرفته شده است. عملکرد الگوریتم معرفی شده برای اهداف بدون مانور و دارای مانور از طریق شبیه سازی بررسی شده است. همچنین، عملکرد الگوریتم برای حالتی که سرعت رهگیر ثابت نیست و مقدار زاویه اولیه بین بردار سرعت و خط دید بزرگ است برای شرایط های مختلف بررسی شده است.

در این مقاله، روشی جدید به منظور طراحی کنترل کننده پایدارساز و ردیاب برای دسته ای از سیستم های غیرخطی که نمایش فضای حالت آنها به فرم توابع چندجمله ای است، ارایه شد. در این روش، طراحی کنترل کننده براساس مدل غیرخطی بوده و بدون نیاز به هیچ گونه خطی سازی محلی انجام می گیرد. مساله طراحی بر تجزیه مجموع مربعات چندجمله ای متکی است و با تبدیل به یک مساله بهینه سازی محدب، به فرم برنامه ریزی مجموع مربعات ارایه شده است. این روش با کاهش محافظه کاری نسبت به سایر روش های مبتنی بر خطی سازی، پایداری نمایی فراگیر سیستم غیرخطی را تضمین می دهد. همچنین برای ارزیابی پایداری متغیرهای حالت سیستم حلقه بسته نسبت به ورودی خارجی، رویکردی مبتنی بر روش مجموع مربعات مورد استفاده قرار گرفته است. در این روش نیز قیود لازم برای تضمین پایداری ورودی به حالت، به فرم یک مساله امکان پذیری مجموع مربعات در آمده است. مدل دینامیکی غیرخطی اجسام پرنده را معمولا می توان با معادلات چندجمله ای غیرخطی بیان نمود. لذا تئوری پیشنهادی می تواند برای طراحی خودخلبان یک پرنده هوایی به کار گرفته شود. کامل ترین روش ارزیابی بخش کنترل سامانه های هوافضایی قبل از آزمون پروازی، شبیه ساز سخت افزار در حلقه است. از این رو در انتها نتایج حاصل از به کارگیری کنترل کننده طراحی شده در آزمون سخت افزار در حلقه یک پرنده مافوق صوت ارایه شده است. نتایج حاصل با نتایج شبیه سازی مقایسه شد که هم خوانی مناسب نتایج، کارآیی روش ارایه شده را در حلقه کنترل خودخلبان پرنده نشان می دهد.