Polynomial trajectory shaping guidance algorithm for multi-missile salvo attack
Salvo füze atışı için polinom fonksiyonlu yörünge şekillendiren güdüm yöntemi
- Tez No: 507762
- Danışmanlar: PROF. DR. OZAN TEKİNALP
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Havacılık Mühendisliği, Aeronautical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Vuruş Zamanı Kontrolü, Salvo Atak, Yörünge Şekillendirme, Çoklu Füze Atışı, Vuruş Açısı Kontrolü, Impact Time Control, Salvo Attack, Trajectory Shaping, Multiple-Missile Attack, Impact Angle Control
- Yıl: 2018
- Dil: İngilizce
- Üniversite: Orta Doğu Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Havacılık ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 108
Özet
Bu tez çalışmasında, füze yörüngesini ve uçuş yolu açışını bir polinom fonksiyonu olarak şekillendirerek vuruş zamanını kontrol etmeyi amaçlayan bir güdüm yöntemi üzerinde çalışılmıştır. Vuruş zamanının kontrol edilmesini sağlayan yörünge tasarımının temel motivasyonu, yörüngenin çoklu füze angajmanlarındaki uygulamasıdır. Çalışmanın ilk bölümünde, düzlemsel bir angajman geometrisi ele alınmıştır. Füzenin yörüngesi, menzile bağlı üçüncü dereceden bir polinom fonksiyonu olarak tanımlanmıştır. Polinom fonksiyonun katsayıları, vuruş zamanını ve vuruş açısını kontrol edecek şekilde, parametrik denklem kümesinin çözülmesi ile elde edilmiştir. Füzenin, tasarlanan yörüngeyi takip etmesi için gerekli güdüm komutu, füze hız vektörüne dik doğrultuda uygulanan ivme komutu olarak tanımlanmıştır. İvme komutunun elde edilmesi için, düzlemsel geometrideki doğrusal olmayan hareket denklemleri kullanılmıştır. Füze uçuş yolu açısının polinom yörünge cinsinden tanımlanması ile, ivme komutu analitik olarak türetilmiştir. Uçuş esnasında bu ivme komutunun uygulanması, açık döngü bir kontrol yöntemi olacağından, ortamda bozucu etkiler olması durumunda füzenin yörüngeden sapmasına neden olacaktır. Bu nedenle, güdüm komutlarını geri besleme formunda elde etmek amacıyla bir sanal hedef yaklaşımı kullanılmıştır. Yörüngenin tasarlanmasının ardından, 3-boyutlu uzaydaki uygulaması üzerine çalışılmıştır. Düzlemsel geometride tanımlanan yörüngenin 3-boyutlu uzaydaki uygulaması için manevra düzlemi yaklaşımı kullanılmıştır. x-Ekseni füze-hedef görüş hattı üzerinde kalacak şekilde bir eksen takımı oluşturulmuş ve manevra düzlemi bu eksen takımı üzerinde tanımlanmıştır. Güdüm komutları bu eksen takımında türetilmiş ve ataletsel referans eksen takımında ifade edilmiştir. Navigasyon denklemleri bu eksen takımında çözdürülerek, füzenin 3-boyutlu uzaydaki yörüngesi elde edilmiştir. Bu çalışmada, salvo atak, bir hedefe birden fazla füze angaje edilmesi ve füzelerin hedefe senaryo gereksinimlerine uygun yörüngeler izleyerek eşzamanlı olarak ulaşması şeklinde tanımlanmıştır. Çalışmanın ikinci bölümünde, tasarlanan güdüm yönteminin bir salvo atak senaryosunda kullanımı üzerinde durulmuştur. Öncelikle, senaryo gereksinimleri gözetilerek yörüngeler tasarlanmıştır. Sonrasında ise, salvo atağı oluşturan her bir füze için bir manevra düzlemi tanımlanmış, güdüm komutları bu düzlem üzerinde oluşturulmuştur. Tezin son bölümünde, güdüm yönteminin karakteristiği, performansı ve salvo atak senaryolarında uygulamasının incelenmesi amacıyla örnek senaryolar oluşturulmuştur. Simülasyon sonuçları analiz edilmiş ve önemli noktalar üzerinde tartışılmıştır.
Özet (Çeviri)
In this thesis, a guidance algorithm is proposed which aims to control impact time via polynomial shaping of the missile trajectory and missile flight path angle. The main motivation of the trajectory design, which is convenient for impact time control, is its application to multiple missile engagement situations. In the first part of the study, a planar engagement geometry is considered. The trajectory of the missile is defined as a third order polynomial function of downrange. The coefficients of the polynomial function are obtained by solving a set of parametric equations to control impact time and impact angle. The guidance command required for the missile to follow the designed trajectory is defined as the acceleration command applied in the direction that is normal to the missile velocity vector. Nonlinear equations of motion in planar geometry are used to obtain the acceleration command. By defining the missile flight path angle in terms of polynomial function coefficients, the acceleration command is derived analytically. In the existence of disturbance effects during flight, the use of this acceleration command will cause the missile to deviate from the reference trajectory. For this reason, in order to obtain the guidance commands in feedback form, a virtual target approach is proposed. After the trajectory design is completed, it has been studied on the application of the proposed guidance method in 3D space. A maneuver-plane approach is used for the application of the trajectory defined in the planar geometry to 3D space. A reference frame is defined so that its x-axis aligns on the missile-target line-of-sight vector direction. Guidance commands are derived in this reference frame and transformed to inertial frame of reference. By solving the navigation equations in this inertial frame, 3D form of the missile trajectory is obtained. In this study, a salvo attack is defined as the engagement of multiple missiles to a single, valuable target and the simultaneous arrival of the missiles to the target by following trajectories designed according to the scenario requirements. In the second part of the study, the application of the designed guidance method to a salvo attack scenario is emphasized. First, trajectories are designed and then a maneuver plane is defined for each missile that constitutes the salvo attack. The guidance commands are generated on the corresponding maneuver plane. In the last part of the thesis, example scenarios are constructed to analyze the characteristics and performance of the proposed guidance method. Different salvo attack scenarios for both stationary and maneuvering targets are examined. Simulation results are discussed in terms of important performance parameters.
Benzer Tezler
- 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
- Optimal planning of piecewise quintic polynomial trajectories for parallel robots to pass through singularities
Paralel robotların tekilliklerden geçmesi için parçalı kuintik polinom yörüngelerin optimal planlaması
CEM BURAK ÜNSAL
Yüksek Lisans
İngilizce
2023
Makine MühendisliğiMarmara ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. MUSTAFA ÖZDEMİR
- Trajectory generation for open/close gap maneuvers in vehicle strings
Araç dizilerinde boşluk açma/kapama manevraları için gezinge üretimi
ERKAM ÇANKAYA
Yüksek Lisans
İngilizce
2017
Elektrik ve Elektronik MühendisliğiÇankaya ÜniversitesiElektronik ve Haberleşme Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. KLAUS WERNER SCHMIDT
- Parçacık sürü optimizasyonu algoritması ile 6 eksenli robot kol için yörünge planlaması
Trajectory planning for 6-axis robot arm with particle swarm optimization algorithm
ÖZGE EKREM
Yüksek Lisans
Türkçe
2023
Mekatronik MühendisliğiIsparta Uygulamalı Bilimler ÜniversitesiMekatronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ BEKİR AKSOY