اخبار و اعلانات

 آمار

تعداد نشریات34
تعداد شماره‌ها1,289
تعداد مقالات9,294
تعداد مشاهده مقاله8,800,250
تعداد دریافت فایل اصل مقاله5,339,788
سوری, محمد مهدی, ساداتی, سید حسین. (1402). هدایت و کنترل مدل دوبعدی یک موشک زمین به هوا با استفاده از کنترل تناسبی، انتگرال گیر، مشتق گیر و فازی بهینه. پدافند الکترونیکی و سایبری, 19(4), 11-26.
محمد مهدی سوری; سید حسین ساداتی. "هدایت و کنترل مدل دوبعدی یک موشک زمین به هوا با استفاده از کنترل تناسبی، انتگرال گیر، مشتق گیر و فازی بهینه". پدافند الکترونیکی و سایبری, 19, 4, 1402, 11-26.
سوری, محمد مهدی, ساداتی, سید حسین. (1402). 'هدایت و کنترل مدل دوبعدی یک موشک زمین به هوا با استفاده از کنترل تناسبی، انتگرال گیر، مشتق گیر و فازی بهینه', پدافند الکترونیکی و سایبری, 19(4), pp. 11-26.
سوری, محمد مهدی, ساداتی, سید حسین. هدایت و کنترل مدل دوبعدی یک موشک زمین به هوا با استفاده از کنترل تناسبی، انتگرال گیر، مشتق گیر و فازی بهینه. پدافند الکترونیکی و سایبری, 1402; 19(4): 11-26.

هدایت و کنترل مدل دوبعدی یک موشک زمین به هوا با استفاده از کنترل تناسبی، انتگرال گیر، مشتق گیر و فازی بهینه

مکانیک هوافضا
مقاله 2، دوره 19، شماره 4 - شماره پیاپی 74، دی 1402، صفحه 11-26    اصل مقاله (2.67 M)
نوع مقاله: گرایش دینامیک، ارتعاشات و کنترل
نویسندگان
محمد مهدی سوری1؛ سید حسین ساداتی* 2
1دانشجوی دکتری، دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی خواجه‌نصیرالدین طوسی، تهران، ایران
2نویسنده مسئول: دانشیار، دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی خواجه‌نصیرالدین طوسی، تهران، ایران
تاریخ دریافت: 30 بهمن 1401،  تاریخ بازنگری: 26 اسفند 1401،  تاریخ پذیرش: 28 فروردین 1402 
چکیده
سیستم هدایت و کنترل موشک از سه زیرسیستم ناوبری، هدایت و کنترل تشکیل می‌‌شود. وظیفه این زیر سیستم‌‌ها به ترتیب محاسبه مقدار انحراف وسیله هدایت‌‌شونده از مسیر مطلوب، تعیین حرکت یا شتاب مناسب برای جبران انحراف و ردیابی شتاب و جهت موشک به سمت هدف است. در روش‌‌های معمول طراحی سیستم هدایت و کنترل، هر یک از زیرسیستم‌‌های هدایت و کنترل به‌‌طور جداگانه و با فرض ایده‌‌آل بودن زیرسیستم دیگر طراحی می‌‌شود. در رویکرد هدایت و کنترل یکپارچه، قانون هدایت به‌‌طور جداگانه توسعه‌یافته و با فرض ایده‌‌آل بودن خودخلبان آزموده می‌‌شود. خودخلبان نیز به‌‌طور مستقل طراحی‌شده و با فرض ایده‌‌آل بودن قانون هدایت آزموده می‌‌شود. این مقاله به تشریح روند طراحی و شبیه‌‌سازی عملکرد کنترل‌‌کننده‌‌ تناسبی، انتگرال‌گیر، مشتقی و فازی بهینه می‌‌پردازد که به‌منظور هدایت موشک در یک مسئله دوبعدی کمینه‌‌سازی زمان برخورد و فاصله تا هدف ایجادشده ‌‌است. در کنترل‌‌کننده ترکیبی فازی بهینه، پارامترهای کنترل‌‌کننده فازی نوع ممدانی (شامل توابع عضویت ورودی و خروجی، قوانین استدلال فازی و نیز بهره‌‌های ورودی و خروجی) از طریق حل یک مسئله بهینه‌‌سازی تنظیم‌شده‌اند. در ادامه، پارامترهای کنترل‌‌کننده تناسبی-انتگرالی-مشتق‌‌گیر نوع موازی نیز به کمک حل مسئله بهینه‌‌سازی نامحدب تعیین‌شده و نشان داده می‌‌شود که این نوع کنترل‌‌کننده با پارامترهای بهینه قادر به هدایت بهینه موشک خواهد بود.

تازه های تحقیق
  • در این مقاله مدل هدایت و کنترل یکپارچه موردبررسی قرارگرفته است که مزیت‌های بسیاری نسبت به حالت معمول دارد
  • طراحی کنترلر‌های تناسبی، انتگرال گیر، مشتقی و فازی با الگوریتم‌های بهینه‌سازی ازدحام ذرات و ژنتیک طراحی‌شده است.
کلیدواژه‌ها
موشک؛ هدایت و کنترل؛ کنترل بهینه؛ کنترل فازی؛ کنترل تناسبی؛ انتگرال گیر؛ مشتقی
عنوان مقاله [English]
Guidance and Control of a Two-dimensional Model of a Surface-to-Air Missile Using Proportional, Integral, Derivative and Optimal Fuzzy Control
نویسندگان [English]
Mohammad Mahdi Soori1؛ Seyed Hossein Sadati2
1Ph.D. Student, Faculty of Mechanical Engineering, K.N. Toosi University of Technology, Tehran, Iran
2Corresponding author: Associate Professor, Faculty of Mechanical Engineering, K.N. Toosi University of Technology, Tehran, Iran
چکیده [English]
the missile guidance and control system consists of three subsystems: navigation, guidance, and control. These sub-systems are responsible in the calculation of the deviation of the guided vehicle from the desired path so as to determine the appropriate acceleration command to compensate for the deviation and tracking the acceleration and direction of the missile towards the target. In the usual methods of designing the guidance and control system, each of the guidance and control subsystems is designed separately, assuming ideal subsystem. In the integrated guidance and control approach, the guidance law is developed separately and tested with the assumption of an ideal autopilot. The autopilot is also designed independently and is tested with the assumption of ideal guidance law. This article describes the process of designing and simulating the function of proportional, integral, derivative and optimal fuzzy controller, which is created in order to guide the missile in a two-dimensional problem of minimizing the impact time and the distance to the target. In the optimal fuzzy hybrid controller, Mamdani type fuzzy controller parameters (including input and output membership functions, fuzzy reasoning rules, and input and output gains) are set by solving an optimization problem. Next, the parameters of the proportional-integral-derivative controller of the parallel type are also determined by solving the non-convex optimization problem and it is shown that this type of controller with optimal parameters will provide an optimal guide to the missile.
کلیدواژه‌ها [English]
Keywords: Rocket, Guidance and control, Optimal control, Fuzzy control, Proportional control, Integrator, Derivative
مراجع

[1] Zarchan P. Tactical and strategic missile guidance: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc.; 2012##.

[2] Palumbo NF, Blauwkamp RA, Lloyd JM. Basic principles of homing guidance. Johns Hopkins APL Technical Digest. 2010;29(1):25-41##.

[3] Lin C-F, Bibel J, Ohlmeyer E, Malyevac S, editors. Optimal design of integrated missile guidance and control. AIAA and SAE, 1998 World Aviation Conference; 2007##.

[4] Cloutier JR, D’Souza CN, Mracek CP, editors. Nonlinear regulation and nonlinear H∞ control via the state-dependent Riccati equation technique: Part 1, theory. Proceedings of the international conference on nonlinear problems in aviation and aerospace; 1996: Embry Riddle University##.

[5] Cloutier JR. Adaptive matched augmented proportional navigation. Google Patents; 2001##.

[6] Mracek CP, Cloutier JR, editors. Missile longitudinal autopilot design using the state-dependent Riccati equation method. Proceedings of the International Conference on Nonlinear Problems in Aviation and Aerospace; 1996##.

[7] Menon P, Ohlmeyer EJ. Integrated design of agile missile guidance and autopilot systems. Control Engineering Practice. 2001;9(10):1095-106##.

[8] Palumbo NF, Jackson TD, editors. Integrated missile guidance and control: A state dependent Riccati differential equation approach. Proceedings of the 1999 IEEE International Conference on Control Applications (Cat No 99CH36328); 1999: IEEE##.

[9] Menon P, Sweriduk G, Ohlmeyer EJ, Malyevac D. Integrated guidance and control of moving-mass actuated kinetic warheads. Journal of Guidance, control, and Dynamics. 2004;27(1):118-26##.

[10] Menon P, Vaddi S, Ohlmeyer E, editors. Finite-horizon robust integrated guidance-control of a moving-mass actuated kinetic warhead. AIAA guidance, navigation, and control conference and exhibit; 2006##.

[11] Hwang T-W, Tahk M-J, editors. Integrated backstepping design of missile guidance and control with robust disturbance observer. 2006 SICE-ICASE International Joint Conference; 2006: IEEE##.

[12] Harl N, Balakrishnan S, Phillips C, editors. Sliding mode integrated missile guidance and control. AIAA guidance, navigation, and control conference; 2010##.

[13] Harl N, Balakrishnan S. Reentry terminal guidance through sliding mode control. Journal of guidance, control, and dynamics. 2010;33(1):186-99##.

[14] Wang XH, Tan CP, Cheng LP. Impact time and angle constrained integrated guidance and control with application to salvo attack. Asian Journal of Control. 2020;22(3):1211-20##.

[15] He S, Song T, Lin D. Impact angle constrained integrated guidance and control for maneuvering target interception. Journal of Guidance, Control, and Dynamics. 2017;40(10):2653-61##.

[16] Ma J, Guo H, Li P, Geng L. Adaptive Integrated Guidance and Control Design for a Missile With Input Constraints. IFAC Proceedings Volumes. 2013;46(20):206-11##.

[17] Cross M. Missile Interceptor Integrated Guidance and Control: Single-Loop Higher-Order Sliding Mode Approach: The University of Alabama in Huntsville; 2020##.

[18] Lee KW, Singh SN. Longitudinal nonlinear adaptive autopilot design for missiles with control constraint. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part G: Journal of Aerospace Engineering. 2018;232(9):1655-70##.

[19] Ma M, Zhao K, Song S. Adaptive sliding mode guidance law with prescribed performance for intercepting maneuvering target. Int J Innov Comput, Inform Control. 2020;16(2):631-48##.

[20] Mingzhe H, Guangren D. Integrated guidance and control of homing missiles against ground fixed targets. Chinese Journal of aeronautics. 2008;21(2):162-8##.

[21] Cross MA, Shtessel YB. Single-loop integrated guidance and control using high-order sliding-mode control. Variable-Structure Systems and Sliding-Mode Control: From Theory to Practice. 2020:433-62##.

آمار
تعداد مشاهده مقاله: 1,163
تعداد دریافت فایل اصل مقاله: 432