هدایت و کنترل کانال فراز یک موشک رهگیر با استفاده از کنترل کننده مود‌‌ لغزشی عصبی

نوع مقاله : مقاله مستقل

نویسندگان

1 دانشجوی دکتری، دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران

2 دانشیار، دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران ، ایران

10.22044/jsfm.2024.13627.3796

چکیده

روش طراحی یکپارچه سیستم هدایت و کنترل موشک‌ها، به گونه‌ای است که تمام قیود زیرسیستم‌‌ها در حین طراحی در نظر گرفته می‌‌شوند تا دقت و عملکرد کلی سیستم در فاز نهایی افزایش یابد. این امر موجب بهبود کارآیی، صرفه‌‌جویی در زمان و هزینه می‌‌گردد، و درنتیجه عملکرد سیستم بهبود خواهد یافت. این مقاله به تشریح روند طراحی و شبیه‌‌سازی عملکرد کنترل‌‌کننده‌‌ مودلغزشی عصبی می‌‌پردازد، که به منظور هدایت موشک در یک مساله دو بعدی کمینه‌‌سازی زمان برخورد و فاصله تا هدف ایجاد شده ‌‌است. در طراحی کنترل‌‌کننده ابتدا به منظور ارزیابی کنترل کننده پیشنهادی، یک کنترل کننده PID طراحی می‌شود، سپس به طراحی کنترل کننده مودلغزشی عصبی با استفاده از شبکه‌های عصبی پرداخته می‌شود. باتوجه به شبیه‌سازی‌ها می‌توان نشان داد که استفاده از این کنترل کننده پیشنهادی و به‌کارگیری مدل هدایت و کنترل یکپارچه، فاصله برخورد نهایی موشک با هدف و زمان برخورد را نسبت به کنترل کننده PID کاهش می‌یابد.

کلیدواژه‌ها

موضوعات


[1] P. Zarchan (2012), Tactical and strategic missile guidance. American Institute of Aeronautics and Astronautics
[2] Neil F Palumbo, Ross A Blauwkamp, and Justin M Lloyd (2010) Basic principles of homing guidance. Johns Hopkins APL Technical Digest.
[3] Ching-Fang Lin, John Bibel, Ernest J Ohlmeyer, and Steve Malyevac(1998). Optimal design of integrated missile guidance and control. In Al A A and SAE, World Conference, page 5519.
[4] James R Cloutier, Christopher N D’Souza, and Curtis P Mracek(1996). Nonlinear regulation and nonlinear H infinity control via the state-dependent Riccati equation technique: Part 1, theory. In Proceedings of the First International Conference on Nonlinear Problems in Aviation and Aerospace, pages 117-130.
[5] James R Cloutier(1994). Adaptive matched augmented proportional navigation.
[6] Mracek, C. P. , & Cloutier, J. R. (1996). Missile longitudinal autopilot design using the state-dependent Riccati equation method. In Proceedings of the International Conference on Nonlinear Problems in Aviation and Aerospace (pp. 387-396).
[7] P K Menon and Ernest J Ohlmeyer(1999). Integrated design of agile missile guidance and autopilot systems. Control Engineering Practice, 9(10): 1095-1106.
[8] Neil F Palumbo and Todd D Jackson(1999). Integrated missile guidance and control: A state dependent Riccati differential equation approach. In Control Applications, 1999. Proceedings of the 1999 IEEE International Conference on, volume 1, pages 243-248. IEEE.
[9] Menon, P. K. , Sweriduk, G. D. , Ohlmeyer, E. J. , & Malyevac, D. S. (2004). Integrated guidance and control of moving-mass actuated kinetic warheads.  J. Guid., cntrl, Dyn., 27(1), 118-126.
[10] Menon, P. , Vaddi, S. , & Ohlmeyer, E. (2006). Finite-horizon robust integrated guidance-control of a moving-mass actuated kinetic warhead. In AIAA guidance, navigation, and control conference and exhibit (p. 6787).
[11] Hwang, T. W. , & Tahk, M. J. (2006). Integrated backstepping design of missile guidance and control with robust disturbance observer. In 2006 SICE-ICASE International Joint Conference (pp. 4911-4915). IEEE.
[12] Harl, N. , Balakrishnan, S. , & Phillips, C. (2010). Sliding mode integrated missile guidance and control. In AIAA guidance, navigation, and control conference (p. 7741).
[13] Harl, N. , & Balakrishnan, S. N. (2010). Reentry terminal guidance through sliding mode control.  J. guid., control, dyn., 33(1), 186-199.
[14] Wang, X. H. , Tan, C. P. , & Cheng, L. P. (2020). Impact time and angle constrained integrated guidance and control with application to salvo attack.  Asian J. Cntrl., 22(3), 1211-1220.
[15] He, S. , Song, T. , & Lin, D. (2017). Impact angle constrained integrated guidance and control for maneuvering target interception.  J. Guid., Cntrl, Dyn., 40(10), 2653-2661.
 [16] Ma, J. , Guo, H. , Li, P. , & Geng, L. (2013). Adaptive integrated guidance and control design for a missile with input constraints.  IFAC Proceedings Volumes, 46(20), 206-211.
[17] Cross, M. (2020).  Missile Interceptor Integrated Guidance and Control: Single-Loop Higher-Order Sliding Mode Approach. The University of Alabama in Huntsville.
[18] Lee, K. W. , & Singh, S. N. (2018). Longitudinal nonlinear adaptive autopilot design for missiles with control constraint.  Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part G: J. Aerospace Eng., 232(9), 1655-1670.
[19] Ma, M. C. , Zhao, K. , & Song, S. M. (2020). Adaptive sliding mode guidance law with prescribed performance for intercepting maneuvering target.  Int. J. Innov. Comput. , Inform. Control, 16(2), 631-648.
[20] Mingzhe, H. , & Guangren, D. (2008). Integrated guidance and control of homing missiles against ground fixed targets.  Chinese J. aeronautics, 21(2), 162-168.
 
[21] Cross, M. A. , & Shtessel, Y. B. (2020). Single-loop integrated guidance and control using high-order sliding-mode control.  Variable-Structure Systems and Sliding-Mode Control: From Theory to Practice, 433-462.
[22] Cross, M. , & Shtessel, Y. B. (2018). Integrated guidance navigation and control using high-order sliding mode control for a missile interceptor. In 2018 AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference (p. 1121).
[23] Luan, F. , Na, J. , Huang, Y. , & Gao, G. (2019). Adaptive neural network control for robotic manipulators with guaranteed finite-time convergence.  Neurocomputing, 337, 153-164.
[24] Ogata, K. (2010).  Modern control engineering fifth edition.