تعداد نشریات | 39 |
تعداد شمارهها | 1,115 |
تعداد مقالات | 8,109 |
تعداد مشاهده مقاله | 5,998,267 |
تعداد دریافت فایل اصل مقاله | 3,264,090 |
هدایت و کنترل مدل دوبعدی یک موشک زمین به هوا با استفاده از کنترل تناسبی، انتگرال گیر، مشتق گیر و فازی بهینه | ||
مکانیک هوافضا | ||
مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده، انتشار آنلاین از تاریخ 17 اردیبهشت 1402 اصل مقاله (2.68 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 | ||
| ||
کلیدواژهها | ||
موشک؛ هدایت و کنترل؛ کنترل بهینه؛ کنترل فازی؛ کنترل تناسبی؛ انتگرال گیر؛ مشتقی | ||
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: 861 تعداد دریافت فایل اصل مقاله: 27 |