Polynamial guidance laws and dynamic flight simulation studies
Polinomlu güdüm yöntemleri ve dinamik uçuş benzetim çalışmaları
- Tez No: 119005
- Danışmanlar: PROF. DR. NAFİZ ALEMDAROĞLU
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Havacılık Mühendisliği, Aeronautical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Füze dinamiği, güdüm, otopilot, kontrol sistemi, oransal navigasyon, parabolik güdüm yöntemi, kübik güdüm yöntemi, uçuş benzetimi, kanard kontrol vu, Missile dynamics, guidance, autopilot, control system, proportional navigation, parabolic guidance law, cubic guidance law, flight simulation, canard control IV
- Yıl: 2002
- Dil: İngilizce
- Üniversite: Orta Doğu Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Havacılık Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
- Sayfa Sayısı: 152
Özet
oz POLİNOMLU GÜDÜM YÖNTEMLERİ VE DİNAMİK UÇUŞ BENZETİM ÇALIŞMALARI TİRYAKİ, Kadriye Y.L. Havacılık Mühendisliği Bölümü Tez Yöneticisi: Prof. Dr. Nafiz ALEMDAROĞLU Ortak Tez Yöneticisi: Prof. Dr. M. Kemal ÖZGÖREN Haziran 2002,134 sayfa Bu tezde kanard kontrollü bir füze için üç güdüm algoritması dinamik uçuş benzetimleriyle analiz edilmiştir. Bu güdüm algoritmalarından ikisi yeni geliştirilmiştir. Bunlar, daha önce bir raporda sunulan“Parabolik Güdüm Yöntemi”[1] ve ilk kez bu tezde sunulan“Kübik Güdüm Yöntemi”dir.Bahsedilen diğer güdüm yöntemi ise“Oransal Navigasyon Güdüm Yöntemi”[2] dir. Bu güdüm yöntemlerinin bir ortak noktaları vardır. Hepsi de yörüngelerini uçuş sırasında, gereken ivme komutlarını anında üreterek oluşturmaktadırlar. Yani yörünge izlemeye ihtiyaç duymamaktadırlar. Yeni geliştirilen güdüm yöntemlerinin, iyi bilinen, klasik güdüm yöntemlerinden olan Oransal Navigasyon Güdüm Yöntemi'nin yanında başarılı olduklarının kanıtlanması gerekmektedir. Bu amaçla, bu güdüm yöntemlerinin benzetimlerle uygulanabilmesi için gerekli alt sistemlerle(Otopilot, güdüm birimi, kontrol tahrik sistemi, atmosfer alt sistemleri modellenmiştir. Ataletsel seyrüsefer sistemi mükemmel olarak alınmış, bu yüzden kontrol döngüsündeki etkisi bir olarak kabul edilmiştir.) bir füze modeli hazırlanmıştır. Yunuslama ve yana dönme hareketlerini kontrol eden otopilot, güdüm algoritmalarıyla hesaplanan uçuş yörünge açısal hızlarını takip eden bir açısal hız otopilotu olarak tasarlanmıştır. Yuvarlanma otopilotu ise yuvarlanma açısal hızını sıfırda tutmak üzere tasarlanmıştır. Benzetim sonuçlarında, uçuş boyunca üretilen güdüm ivme komutlarının büyüklükleri, kontrol yüzeyi sapma açıları, yörüngeler ve uçuş yörünge açıları incelenmiş ve bahsedilen güdüm yöntemleri için karşılaştırılmıştır. Kontrol sisteminin gürbüzlüğü, aerodinamik türevlerde belirsizlik olduğu durum için analiz edilmiştir. Benzetim sonuçlarından, yeni güdüm yöntemlerinin istenilen görevleri yerine getirmede başarılı oldukları kanıtlanmıştır. Parabolik güdüm yönteminin en az oransal seyir güdüm yöntemi kadar başarım özellikleri olduğu görülmüştür. Parabolik güdüm yönteminin oransal seyir güdüm yönteminden daha düşük ivme komutu uç noktaları üretmesi ve daha düşük kontrol yüzeyi uç noktalarına sebep olması gibi avantajları görülmüştür. Kübik güdüm yöntemi gerçekleştirilebilir ivme komutları üreterek istenilen vuruş açısı gereklerini başarmıştır. Ayrıca bu komutlar uçuştan önce vuruş açısının belirlenmesini sağlayamayan diğer güdüm yöntemlerinin komutlarıyla ile aynı büyüklük derecesindedir. Bu durum kübik güdüm yönteminin, diğer güdüm yöntemlerine göre sağladığı büyük bir avantajdır. Ayrıca, kontrol sistemi de benzetimlerde güdüm komutlarının vıizlenmesini sağlayarak ve dış etkileri reddederek çok iyi bir performans göstermiştir.
Özet (Çeviri)
ABSTRACT POLYNOMIAL GUIDANCE LAWS AND DYNAMIC FLIGHT SIMULATION STUDIES TİRYAKtKadriye M.S., Department of Aeronautical Engineering Supervisor: Prof. Dr. Nafiz ALEMDARO?LU Co-supervisor: Prof. Dr. M. Kemal ÖZGÖREN June 2002, 134 pages In this thesis three guidance algorithms are analysed by the dynamic flight simulations of a generic, canard-controlled missile. Two of these guidance algorithms are newly developed. These are“Parabolic Guidance Law”, which was previously introduced in a report [1], and“Cubic Guidance Law”, which is introduced in this thesis for the first time. The other guidance law mentioned is the well-known“Proportional Navigation Guidance Law”[2]. These guidance algorithms have one feature in common that they all determine their trajectory on mline during the flight by generating the necessary acceleration commands instantaneously. Hence they do not require trajectory tracking. The newly developed guidance algorithms need to be proven successful beside the well-known classical proportional navigation guidance law. For this purpose, a missile model with necessary subsystem (Autopilot, guidance unit, control actuation system, atmosphere subsystems are modelled. The inertiaL navigation system is taken as perfect, hence the effect of INS is taken as one in the control loop.) models is prepared for the application of these guidance algorithms for simulation studies. The autopilot for pitch and yaw motions is designed as a rate autopilot which tracks the flight path angle rates computed by the guidance algorithms. The roll autopilot, on the other hand, is designed to keep the roll rate at zero. In the results of the simulations, the magnitudes of the guidance command accelerations, the control surface deflection requirements, the resultant trajectory and the flight path angles through out the flight are investigated and compared for the guidance methods under consideration. The robustness of the control system is analysed for the case of uncertainties in the aerodynamic derivatives. From the results of the simulations it is proven that the new guidance laws are successful in achieving the desired missions. It is seen that parabolic guidance law has performance characteristics at least as good as the proportional navigation guidance law. The advantage of parabolic guidance law is seen that it creates lower acceleration command peaks and causes lower control surface deflection peaks than the proportional navigation guidance law. Cubic guidance law achieved the desired hit angle requirements by creating realisable command accelerations. Moreover these commands are at the same order of magnitude with the commands of other guidance laws considered which do not provide the determination of the hit angle before flight. This is a superior advantage of cubic guidance law over the available guidance laws. And during the simulations, the controller showed a very good performance in tracking the commands and rejecting the disturbances.
Benzer Tezler
- Novel polynomial shaping method for impact time and angle guidance law designs: Bézier curve approach
Vuruş süresi ve açisi güdüm kanunu tasarimlarinda yenilikçi polinom şekillendirme yöntemi: Bézier eğrileri yaklaşimi
AKIN ÇATAK
Yüksek Lisans
İngilizce
2023
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. EMRE KOYUNCU
- Polynomial trajectory shaping guidance algorithm for multi-missile salvo attack
Salvo füze atışı için polinom fonksiyonlu yörünge şekillendiren güdüm yöntemi
NEŞE BAŞAK BİNGÖL TAŞTANKAYA
Yüksek Lisans
İngilizce
2018
Havacılık MühendisliğiOrta Doğu Teknik ÜniversitesiHavacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. OZAN TEKİNALP
- Multi-quadcopter salvo attack system with impact time and angle control guidance algorithm based on polynomial trajectory and artificial intelligence
Yapay zeka ve polinom fonksiyonlu yörünge temelli etki zamanı ve açısı kontrollü güdüm algoritmasıyla çoklu dört pervaneli helikopter salvo saldırı sistemi
FURKAN GÖKTUĞ AKBALIK
Yüksek Lisans
İngilizce
2024
Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. GÖKHAN İNALHAN
DR. ÖĞR. ÜYESİ BARIŞ BAŞPINAR
- Uydu ile hassas görüntülemede iz düşüm yönlendirme metodu
Line of sight track guidance method for precise satellite imagery
ERHAN TOPAL
Doktora
Türkçe
2016
Astronomi ve Uzay Bilimleriİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ALİM RÜSTEM ASLAN
PROF. DR. ORHAN AKYILMAZ