بسته جامع پژوهشی کنترل هواپیما

این بسته پژوهشی مجموعه کاملی حاوی 450 صفحه از آخرین پژوهش های انجام شده در زمینه کنترل هواپیما است. در تدوین این بسته از جدیدترین مقالات و پایان نامه های موجود در این زمینه استفاده شده است. مخاطبان این بسته دانشجویان تحصیلات تکمیلی و پژوهش گرانی هستند که قصد فعالیت در این زمینه دارند.

  • در فصل اول این پژوهش بررسي مقايسه ايي انواع روش هاي طراحي اتوپايلوت اجسام پرنده بررسی شده است
  • در فصل دوم این پژوهش فرایند فرود خودکار هواپیما بررسی شده است
  • در فصل سوم این پژوهش کنترل زاویه ی پیچ هواپیما بررسی شده است
  • در فصل چهارم این پژوهش هواپیمای بدون سرنشین بررسی شده است
  • در فصل پنجم این پژوهش طراحي كنترل كننده براي هواپيما به منظور انجام مانور طولي بررسی شده است
  • در فصل ششم این پژوهش طراحی کنترل تطبیقی تحمل پذیر عیب برای هواپیما بررسی شده است

ناوبري ,هدايت وكنترل حركت اجسام پرنده يكي از زمينـه هـاي علمـي بـوده كـه همـواره مـورد توجـهمحققان قرار گرفته است.بي شك يكي از بخش هاي مهم اجسام پرنده سيستم كنترل آنست كـه وظيفـهآن ايجاد پايداري وتعادل و عملكرد مناسب سيستم حلقه بسته براي طي مسير مورد نظر تـا رسـيدن بـهمقصد است .اهميت و حساسيت سيستم كنترل به عنوان بخشي از تمامي اجسام پرنده باعث ايجاد زمينـهعلمي وتحقيقاتي به عنوان كنترل پرواز گرديده است.در كنترل پرواز طراحي سيستم هاي كنترل اجـسامپرنده شامل هواپيماهاوفضاپيماها,هواپيما و بالگرد هاي بدون سرنشين و انواع موشك ها كه سيستم هاييبا معادلات ديناميك غير خطي , متغير با زمان وداراي عدم قطعيت هاي غير سـاختاري و پـارامتري انـدمورد بررسي قرار مي گيرند.

قسمت هایی از فصل اول بررسي مقايسه ايي انواع روش هاي طراحي اتوپايلوت اجسام پرنده

اتوپايلوتهاي ياو وپيچ هر كدام داراي حلقه فيدبك شتاب سنج است كه تبديل فرامين شتاب دلخواه اعمالي از بخش هدايت را به شتاب موشك انجام مي دهند يك حلقه فيدبك نرخي نيز ميرايي لازم را براي نرخهاي ياو و پيچ فراهم مي كند. از آنجا كه اتوپايلوت ياو و پيچ شتاب جانبي (حركت جانبي به معني حركت در جهت بالا – پايين و چپ – راست ) را مطابق قانون هدايت مانند ناوبري تناسبي و … كنترل مي كنند . هر اتوپايلوت بايستي فيدبك شتاب را از يك شتاب سنج در اختيار داشته باشد . تغييرات فشار ديناميكي در شرايط پرواز عملكرد اتوپايلوت را تحت تأثير قرار مي دهد به طوري كه در شرايط فشار ديناميكي بالا حداقل سرعت پاسخ(حداقل پايداري) ودر فشار ديناميك پايين پاسخ نسبتاٌ كند و پايداري حداكثر است.اين اثر را مي توان توسط سوييچ كردن بهره در ارتفاع (كه متناسب با فشار ديناميكي است ) كاهش داد. بلوك دياگرام شكل (2) اتوپايلوت ياو – پيچ را نشان مي دهد.

فهرست کامل فصل اول بررسي مقايسه ايي انواع روش هاي طراحي اتوپايلوت اجسام پرنده

1-1 ) بررسي مقايسه ايي انواع روش هاي طراحي اتوپايلوت اجسام پرنده

جکیده 11
مقدمه 13
1.1.1 كليات 14
1.1.1.1 هدف تحقيق 15
2.1.1.1 پيشينه تحقيق 15
3.1.1.1 روش كار و تحقيق 16
2.1.1 مفهوم هدايت وكنترل در كنترل پرواز 17
1.2.1.1 مقدمه 18
2.2.1.1 بخش هدایت 18
3.2.1.1 بخش كنترل (اتوپايلوت) 19
4.2.1.1 حالت هاي كنترلي BTT وSTT در موشك 22
3.1.1 روش هاي خطي وغيرخطي دركنترل پرواز 25
1.3.1.1 مقدمه 26
2.3.1.1 خطي سازي حول نقطه كار و طراحي كنترل كننده خطي در كنترل پرواز 26
3.3.1.1 خطي سازي فيدبك و طراحي كنترل كننده غيرخطي در كنترل پرواز 27
4.3.1.1 طراحي كنترل كننده 27
5.3.1.1 مقايسه نتايج شبيه سازي 31
4.1.1 روش هاي كنترل مقاوم و تطبيقي دركنترل پرواز 32
1.4.1.1 مقدمه 33
2.4.1.1 كنترل تطبيقي بر پايه خطي سازي فيدبك 34
3.4.1.1 چرا كنترل مقاوم و تطبيقي در كنترل پرواز 35
4.4.1.1 جدول بندي بهره وكنترل پرواز, مزايا ومعايب 36
5.4.1.1 روش مقاوم مود لغزشي در كنترل پرواز 38
6.4.1.1 كنترل تطبيقي سيستم هاي غيرخطي دركنترل پرواز 42
7.4.1.1 روش گام به عقب در كنترل پرواز 49
8.4.1.1 سيستم هاي تطبيقي مدل- مرجع در كنترل پرواز 52
9.4.1.1 قابليت تشخيص عيب وكاهش اثرآن درسيستمهاي كنترل پرواز 52
10.4.1.1 نتيجه گيري 54
5.1.1 روش هاي هوشمنددركنترل پرواز 56
1.5.1.1 مقدمه 57
2.5.1.1 مروري بر روش هاي سيستم كنترل پروازعصبي 57
3.5.1.1 قابليت تقريب شبكه هاي عصبي 57
4.5.1.1 شبكه هاي عصبي وكنترل پرواز 59
5.5.1.1 روش هاي مبتني برسيستم هاي فازي 69
6.5.1.1 نتیجه گیری 78

i

ارجاع دهی و رفرنس نویسی

تمام مطالب این بسته مطابق با استاندارد های دانشگاههای وزارت علوم ایران رفرنس دهی شده اند و هیچ قسمتی از بسته وجود ندارد که بدون منبع باشد.

نگارش گروهی

در نگارش و جمع آوری این بسته آموزشی کارشناسان مربوطه ما را همراهی کرده اند.کار گروهی بستر بهتری برای پژوهش فراهم میکند.

<

معرفی منبع برای ادامه پژوهش

در این بسته بیش از 1000 مقاله و منبع در این زمینه معرفی شده است که می توان از آنها برای ادامه مسیر پژوهشی استفاده کرد.

Z

پاسخ به سوالات و پشتیبانی علمی

در قسمت دیدگاه ها  اماده پاسخگویی به سوالات احتمالی شما در حد توان علمی خود هستیم.در صورت نیاز شماره تماس برای ارتباط با محققین برای شما ارسال می گردد.

بخش هایی از فصل دوم فرایند فرود خودکار هواپیما

معادلات حاکم بر حرکت هواپیما بسیار پیچیده است و معادلات دیفرانسیل کوپل شده غیرخطی بر آن حاکم است. اما با در نظر گرفتن فرضیات معینی این معادلات قابل سادهسازی میباشند. هدف ما طراحی و بهینه سازی یک کنترلر است که بتواند پیچ هواپیما (زاویه فراز) را کنترل نماید. در ابتدا از کنترلرهای کلاسیک استفاده میکنیم و چنانچه میدانیم کنترل کنندههای کلاسیک پر کاربرد ترین کنترل کننده در صنعت هستند، به طوری که حدود نود درصد کل کنترل کننده های مورد استفاده در صنعت، یا PIDهستند، و یا از آن در ساختار های کنترلی دیگر استفاده می کنند. این امر به تنهایی گویای اهمیت این کنترل کننده است. همچنین در سالهای اخیر روشهای مختلفی برای بهینهسازی معرفی شده و مورد استفاده قرار گرفتهاند. اغلب این روش ها منطبق بر جستجوی طبیعی و برگرفته از روش های موجود در طبیعت هستند. بهینهسازی یافتن بهترین جواب قابل قبول، با توجه به محدودیتها و نیازهای موجود در مساله است. هدف از بهینهسازی تعیین متغیرهای طراحی است، به گونهای که تابع هدف کمینه یا بیشینه شود. در این مقاله از الگوریتمهای ازدحام ذرات و رقابت استعماری برای طراحی اتوپایلوت استفاده میکنیم تا زاویه پیچ هواپیما را کنترل نماییم

فهرست کامل فصل دوم فرایند فرود خودکار هواپیما

2-1) اجرای فرایند فرود خودکار هواپیما با کنترل کننده فازی

1.1.2 چکیده 91
2.1.2 مقدمه 91
3.1.2 مفهوم منطق فازی در برنامه فرود 92
4.1.2 نتایج شبیه سازی 93

2-2) ارزيابي قابليت دسترسي و قابليت اطمينان سيستم كنترل پرواز يك نوع هواپيما و بررسي نقش شرايط محيطي در تعيين آنها

1.2.2 چکیده 95
2.2.2 مقدمه 96
3.2.2 شناسايي سيستم 96
4.2.2 معرفي كميت هاي مورد استفاده جهت ارزيابي قابليت دسترسي، قابليت اطمينان و MTTF 97
5.2.2 ضريب شرايط محيطي و رابطه آن با توابع نرخ خرابي و قابليت اطمينان 98
6.2.2 شرايط محيطي كار سيستم ها و روش تعيين ضريب شرايط محيطي 99
7.2.2 مدل سازي 100
8.2.2 شرايط انجام تحقيقات 102
9.2.2 ارائه نتايج 103
10.2.2 ارائه پيشنهاد 105
11.2.2 نتيجه گيري 106

2-3) بهینه سازی سیستم کنترل موقعیت هواپیما با الگوریتم های هوشمند

1.3.2 خلاصه 108
2.3.2 مقدمه 108
3.3.2 مدلسازی سیستم 109
4.3.2 استفاده از الگوریتم های هوشمند در طراحی کنترل کننده 110
5.3.2 شبیه سازی و بحث پیرامون سیستم مورد مطالعه 113
6.3.2 نتیجه گیری 115

8.2.2 شرايط انجام تحقيقات 102
9.2.2 ارائه نتايج 103
10.2.2 ارائه پيشنهاد 105
11.2.2 نتيجه گيري 106

تعداد صفحه بسته آموزشی

تعداد منابع معرفی شده برای ادامه کار

تعداد پشتیبانان مخصوص این فایل

قسمت هایی از فصل سوم کنترل زاویه ی پیچ هواپیما

در يک فرايند کشت سلولي تعيين غلظت بيومس از اهميت بسياري برخوردار است، چرا که اين پارامتر مبناي طراحي، کنترل، بهينه سازي و افزايش مقياس در بسياري از فرايندهاي تخميري ميباشد. فرايند تخمير معمولا فرايندي طولاني و زمانبر است که راهبري آن بدون استفاده از يک سيستم اتوماسيون و سنسورهاي اندازه گيري درجا On-line بسيار خسته کننده است. سنسورهاي مينياتوري بسياري براي اندازه گيري پارامترهايي چون دما، pH و اکسيژن محلول در فرايندهاي بيوتکنولوژي ساخته شده اند. براي اندازه گيري بيومس نيز روشهاي متعددي رواج يافته اند که هر يک از آنها ممکن است تنها در کاربردهاي خاصي قابل استفاده باشند که اساس آنها اندازه گيري يک کميت فيزيکي، شيميايي، بيولوژيکي و يا بيوفتونيکي است

فهرست کامل فصل سوم کنترل زاویه ی پیچ هواپیما

3-1 ) کنترل زاویه پیچ هواپیما توسط کنترل کننده فازی و PD

1.1.3 چکیده 116
2.1.3 مقدمه 116
3.1.3 کنترل کننده فازی 116
4.1.3 مدل سازی سیستم هواپیما 117
5.1.3 طراحی و شبیه سازی کنترل کننده 118
6.1.3 نتایج شبیه سازی سیستم 120

3-2 ) بررسی عملکرد کنترلر های فازی، PID و LQR برای کنترل زاویه ی پیچ هواپیما

1.2.3 چکیده 122
2.2.3 مقدمه 122
3.2.3 دینامیک سیستم 122
4.2.3 طراحی کنترلر ها 124
5.2.3 شبیه سازی و تحلیل یافته ها 125
6.2.3 نتیجه گیری 126

3-3 ) بهینه سازی کنترل کننده PID برای کنترل زاویه فراز در هواپیما بااستفاده از روش گرادیان کاهشی و الگوریتم ژنتیک

1.3.3 چکیده 128
2.3.3 مقدمه 128
3.3.3 مدل سازی 128
4.3.3 طراحی کنترل کننده PID 129
5.3.3 تابع تبدیل سیستم 130
6.3.3 الگوریتم ژنتیک 130
7.3.3 نتایج بهینه سازی 131
8.3.3 نتیجه گیری 131

3-4 ) طراحی بهینه کنترل کننده PID برای کنترل زاویه پیچ در هواپیما با استفاده از الگوریتم ژنتیک

1.4.3 چکیده 133
2.4.3 مقدمه 133
3.4.3 مدل سازی 133
4.4.3 طراحی کنترل کننده PID 134
5.4.3 تابع تبدیل سیستم 135
6.4.3 الگوریتم ژنتیک 135
7.4.3 نتایج بهینه سازی 136
8.4.3 نتیجه گیری 136

3-5 ) مروري بر روش هاي اندازه گيري بيومس با تاکيد بر تکنولوژي کاپاسيتانس

1.5.3 چکیده 138
2.5.3 مقدمه 138
3.5.3 تعريف بيومس 139
4.5.3 روشهاي اندازه گيري بيومس 140
5.5.3 نتیجه گیری 145

قسمت هایی از فصل چهارم هواپیمای بدون سرنشین

كوادروتور دارای چهار موتور است، هركدام از موتورها در رأس یک چارچوب متقاطع قرار گرفتهاند، موتورهای جلو و عقب پادساعتگرد و موتورهای سمت چپ و سمت راست ساعتگرد میباشند. بوسيله تغيير سرعت هر یک از موتورها پرواز این وسيله كنترل میشود. با افزایش (یا كاهش) سرعت تمام موتورها به یک اندازه، یک نيروی عمودی با توجه به مختصات ثابت بدنه بوجود می دهد. آید و ارتفاع از سطح زمين را افزایش (یا كاهش) می حركت Rollبا افزایش (یا كاهش) سرعت موتور چپ و كاهش (یا افزایش) سرعت موتور راست توليد میشود، كه باعث چرخش كوادروتور حول محور xها میشود. حركت Pitchبا افزایش (یا كاهش) سرعت موتور عقب و كاهش (یا افزایش) سرعت موتور جلو ایجاد میشود، كه باعث چرخش كوادروتور حول محور yها میشود. همچنين، حركت Yawبا افزایش (یا كاهش) سرعت موتورهای جلو و عقب و كاهش (یا افزایش) سرعت موتورهای كناری ایجاد میشود. برای مدلسازی دیناميک كوادروتور یک دستگاه مختصات اینرسی و یک دستگاه مختصات ثابت بدنه در نظر میگيریم. همانطور كه در شکل 1مشاهده میشود، مبدأ مختصات ثابت بدنه، مركز جرم كوادروتور میباشد

فهرست کامل فصل چهارم هواپیمای بدون سرنشین

4-1 ) کنترل هواپیمای بدون سرنشین کوادروتور با استفاده از کنترلکننده PID خودتنظیم مبتنی بر منطق فازی در حالت معلق در هوا

1.1.4 چکیده 148
2.1.4 مقدمه 148
3.1.4 مدلسازی ریاضی کوادروتور 149
4.1.4 طراحی الگوریتم کنترل وضعیت 150
5.1.4 نتایج شبیه سازی 151
6.1.4 نتیجه گیری 154

4-2 ) کنترل تطبیقی سوئیچینگ برای هواپیمای بدون سرنشین

1.2.4 چکیده 156
2.2.4 مقدمه 156
3.2.4 مدل سازی ریاضی 158
4.2.4 طراحی کنترل کننده 159
5.2.4 منطق کلید زنی 159
6.2.4 نتایج شبیه سازی 160
7.2.4 نتیجه گیری 161

4-3 ) طراحی و پیاده سازی سیستم هدایت و کنترل ارتفاع هواپیمای بدون سرنشین توسط سیستم کنترل فازی

1.3.4 چکیده 164
2.3.4 مقدمه 165
3.3.4 منترل فازی 166
4.3.4 مدلسازی سیستم 167
5.3.4 طراحی اتوپایلوت چند متغیره فازی 169
6.3.4 طراحی کنترلر فازی برای سیستمMIMO 170
7.3.4 شبیه سازی و مقایسه 170
8.3.4 نتیجه گیری 173

4-4 ) طراحی و توسعه سیستم برنامهریزی مسیر سهبعدی برای هواپیمای بدون سرنشین

1.4.4 چکیده 175
2.4.4 مقدمه 176
3.4.4 سیستم طراحی مسیر 176
4.4.4 هواپیمای بدون سرنشین 179
5.4.4 نتایج و شبیه سازی 182
6.4.4 نتیجه 185

4-5 ) ارائه روشی نوین در طراحی هواپیماهای بدون سرنشین UAV

1.5.4 چکیده 187
2.5.4 مقدمه 189
3.5.4 طراحی پهباد 189
4.5.4 تحلیل ماموریت پهباد 192
5.5.4 تعیین شکل بال و نسبت منظری 193
6.5.4 محاسبه ی نسبت مخروطی مناسب برای بال 195
7.5.4 تعیین همزمان نسبت مخروطی مناسب برای بال 195
8.5.4 اجرای فرآیند آنالیز قیدی برای پهباد 198
9.5.4 تخمین وزر پهباد 201
10.5.4 تعیین هندسه بال 202
11.5.4 محاسبه وتر متوسط بال 203
12.5.4 محاسبه ی نیروی لیفت مورد نیاز پهباد در حالت پرواز افقی 203
13.5.4 طراحی و انتخاب ایرفول برای بال 203
14.5.4 تعیین زاویه ی حمله بال 204
15.5.4 طراحی بدنه ی پهباد 206
16.5.4 تحلیل آیرودینامیکی بال و بدنه پهباد 209
17.5.4 تعیین وتر آیرودینامیکی متوسط بال پهباد 215
18.5.4 مرکز آیرودینامیکی بال پهباد 216
19.5.4 طراحی دم پهباد 216
20.5.4 طراحی دم افقی پهباد 216
21.5.4 طراحی دم های عمودی پهباد 219
22.5.4 بررسی تعادل پهباد 220
23.5.4 انتخاب ایرفول دم افقی پهباد 222
24.5.4 طراحی سطوح کنترلی پهباد 225
25.5.4 تحلیل پهباد در نرم افزار 228
26.5.4 نتیجه گیری 239

%

میزان رضایت

میزان رضایت افراد خریدار این بسته بعد از خرید

(نظر سنجی به وسیله ایمیل و یک هفته بعد ازخرید بسته انجام می گیرد)

قسمت هایی از فصل پنجم طراحي كنترل كننده براي هواپيما به منظور انجام مانور طولي

هواپيمايي که در حالت پرواز دائم و مستقيمالخط قرار دارد، ميخواهد مانور طولي را انجام دهد. به دلايلي مانند ناپايداري ، نايقيني مدل و اختلالات انجام چنين مانوري بدون کمک يک کنترل- کننده (جبرانکننده) و فقط با تنظيم مستقيم وروديهايي مانند زواياي شهپر و سکان و بالابر ممکن نيست. بنابراين لازم است تا کنترلکنندهاي در يک حلقه بسته، خطاي بين وروديهاي مبنا (خروجيهاي مطلوب) و خروجيهاي پلنت (خروجيهاي واقعي) را که هواپيما باشد را مورد پردازش قرار داده و وروديهاي مناسبي براي پلنت توليد و به آن اعمال نمايد. به عبارت ديگر، ساختار سيستم کنترلي کل، همان حلقه بسته استاندارد در کنترل کلاسيک است که در شکل زير نمايش داده شده و هواپيما در آن نقش سيستم تحت کنترل و يا به اصطلاح پلنت را ايفا مينمايد

فهرست کامل فصل پنجم طراحي كنترل كننده براي هواپيما به منظور انجام مانور طولي

5-1 ) طراحی خودخلبان طولی هواپیما با روش کنترل مد لغزشی انتگرالی-تناسبی در حضور عدم قطعیت پارامتری

1.1.5 خلاصه 346
2.1.5 مقدمه 346
3.1.5 فرمول بندی مسئله 347
4.1.5 طراحی کنترل طولی پرواز با مدلغزشی 148
5.1.5 طراحی کنترل طولی پرواز با مدلغزش انتگرالی تناسبی 349
6.1.5 نتایج شبیه سازی مدلغزشی 350
7.1.5 نتیجه شبیه سازی کنترل -تناسبی انتگرالی مدلغزشی 352
8.1.5 نتیجه گیری 354

5-2 ) شبيه سازي كنترل حركت طولي هواپيما به وسيله بهينه سازي حل حلقه بسته كنترلر پيش فاز ـ پس فاز

1.2.5 چکیده 356
2.2.5 مقدمه 356
3.2.5 مدل سازي سيستم 256
4.2.5 قيدهاي حاكم بر طراحي 357
5.2.5 الگوي بهين كنترلي 357
6.2.5 نتیجه گیری 359

قسمت هایی از فصل ششم طراحی کنترل تطبیقی تحمل پذیر عیب برای هواپیما

یکی از روشهاي معمول براي استفاده در کنترل کننده با تغییر ساختار، کنترل کننده تطبیقی میباشد. این ساختار بیشتر جهت دست یابی به کارایی مقاوم و قابل قبول در هنگام تغییرات آنی پارامترهاي سیستم به کار میرود. به طور کلی این روش طراحی به دو دسته کنترل کننده تطبیقی غیرمستقیم و کنترل کننده تطبیقی مستقیم تقسیم میگردد. در روش غیرمستقیم، یک بخش شناسایی پارامترهاي سیستم به طور جداگانه وجود دارد، حال آنکه این بخش در روش مستقیم دیده نمیشود. روشهاي کنترل تطبیقی به دلیل ویژگیهایی از جمله مقاوم بودن نسبت به تغییر پارامترها در سیستم، تحمل ذاتی برخی نایقینی ها و تخمین پارامترها با استفاده از سیگنالهاي اندازه گیري شده در طراحی سیستمهاي کنترل تحمل پذیر خطا بسیار مورد توجه قرار گرفتهاند. نقش این سیستمها به خصوص جهت جبران عیوب عملگرها بارزتر بوده است.

فهرست کامل فصل ششم طراحی کنترل تطبیقی تحمل پذیر عیب برای هواپیما

6-1 ) طراحی کنترل تطبیقی تحمل پذیر عیب براي هواپیما

1.1.6 خلاصه 360
2.1.6 مقدمه 360
3.1.6 بیان مسئله و پیش نیازھا 362
4.1.6 شرایط تطابق مدل در حالت غیر تطبیقی 364
5.1.6 سیستم کنترل تطبیقی مستقیم مدل مرجع 366
6.1.6 قوانین به روزرسانی با ضرایب متغیر بازمان 369
7.1.6 نتایج شبیه سازی 369
8.1.6 نتیجه گیری 377

6-2 ) کنترل آسایش حرارتی سرنشینان هواپیما با استفاده از کنترلر فازی با فیدبک شبکه عصبی

1.2.6 چکیده 380
2.2.6 مقدمه 380
3.2.6 مدل سیستم 381
4.2.6 ساختار کنترلر فازی با فیدبک آسایش حرارتی 382
5.2.6 ضریب آسایش حرارتی 382
6.2.6 استفاده از شبکه عصبی در محاسبه ضریب آسایش حرارتی 382
7.2.6 تنظیم پارامتر های کنترل 383
8.2.6 شبیه سازی عملکرد سیستم در MATLAB و بررسی نتایج 383
9.2.6 نتیجه گیری 383

6-3 ) کنترل فعال ارتعاشات اجباری بال هواپیما به کمک شبکه عصبی

1.3.6 مقدمه 387
2.3.6 مدل سازی مساله به روش اجزای محدود 388
3.3.6 تخمین مدل بال به کمک شناسایی سیستم 389
4.3.6 طراحی کنترل کننده به کمک شبکه عصبی 390
5.3.6 نتایج عددی 391
6.3.6 نتیجه گیری و جمع بندی 393

6-4 ) کنترل هواپیما در زوایای حمله بالا

1.4.6 چکیده 396
2.4.6 مقدمه 396
3.4.6 دینامیک هواپیما 397
4.4.6 زامیه حمله بالا 399
5.4.6 برنامه ریزی بهره 400
6.4.6 تبدیل کسری _ خطی 401
7.4.6 طراحی کنترل کننده 403
8.4.6 نتیجه گیری 405

6-5 ) مدل سازي و كنترل هايبريد پرواز هواپيما

1.5.6 چکیده 406
2.5.6 مقدمه 406
3.5.6 مدلسازي پرواز 407
4.5.6 متغيرهاي گسسته 408
5.5.6 روش فلاي-اور 408
6.5.6 تنظيم سرعت مطلوب 409
7.5.6 شبيه سازي 409
8.5.6 نتیجه گیری 416

6-6 ) مدل سازی پرواز پرنده مولتی روتور با استفاده از سیستم خلبان خودکار با کنترل کننده فازی

1.6.6 چکیده 417
2.6.6 مقدمه 417
3.6.6 مدل سازی دینامیکی 418
4.6.6 محورهای حرکتی پرنده 418
5.6.6 طراحی خلبان خودکار کلاسیک 419
6.6.6 طراحی خلبان خودکار فازی 419
7.6.6 شبیه سازی نتایج خلبان خودکار فازی 422
8.6.6 نتیجه گیری 423

تمام منابع معرفی شده هم به صورت فایل Word و هم به صوت فایل PDF در اختیار شما قرار می گیرد.

تومان40,000افزودن به سبد خرید