Tactical missile guidance and homing loop applications

Taktiksel füze güdümü ve hedef izleme döngüsü uygulamaları

PDF İndir

Tez No: 554417
Yazar: ERDEM TURAN
Danışmanlar: PROF. DR. CENGİZ HACIZADE
Tez Türü: Yüksek Lisans
Konular: Savunma ve Savunma Teknolojileri, Defense and Defense Technologies
Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
Yıl: 2019
Dil: İngilizce
Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
Ana Bilim Dalı: Savunma Teknolojileri Ana Bilim Dalı
Bilim Dalı: Savunma Teknolojileri Bilim Dalı
Sayfa Sayısı: 163

Özet

Modern füze güdüm teknolojisi V1 ve V2 füzelerinin ikinci dünya savaşı sırasında Almanya'da geliştirilmesine dayandırılabilir. Füzeler, güdüm füzeler ve stratejik füzeler olarak ikiye ayrılır. Güdümlü füzeler ise hedefi kendi kendine bulan veya önceden belirlenmiş bir rotayı takip eden füzeler olarak ikiye ayrılabilir. Günümüzde çoğu hava savunma sistemi kendi kendine bulan güdüm yöntemlerini kullanmaktadır. Kendi kendine bulan füzeler aktif, yarı aktif ve pasif füzeler olarak ayrılabilirler. Aktif tip füzeler fırlatıldıktan sonra kendilerini hedefe yönlendirebilirler. Oransal seyir güdüm kanunun ilk olarak Lark füzesinde kullanımının ardından, bu güdüm yöntemi dünya üzerinde neredeyse tüm takstiksel radar ve kızıl ötesi füzelerde kullanılmıştır. Bu güdüm kanunu günümüzde kullanılan ileri güdüm yöntemlerine kaynak olmuştur. Bu çalışma günümüzün kendi kendine bulan taktiksel füzelerinin terminal safhasında kullanılan klasik ve modern güdüm kanunlarını incelemiştir. Bu kanunlar matematiksel olarak elde edilmiştir. Bazı güdüm kanunları doğrusal kuadratik kontrol kanunları uygulanarak elde edilmiştir. 2 boyutlu çarpışma geometrisi oluşturulmuş, doğrusal olmayan model, kafa kafaya veya kuyruktan yakalama durumları için küçük açı yaklaşımı kullanılarak doğrusallaştırılmıştır. Oransal seyir güdümü, optimal birleşme, bunların hedef ivmesini kullanan arttırılmış oransal seyir ve optimal birleşme güdümleri, hedefin ivme değişimlerini kullanan genişletilmiş oransal seyir güdümü, vuruş açısı, kontrol eforu kısıtlarını içeren optimal güdüm kanunları, spiral hareket eden hedefler için kullanılan dönemeçli güdüm kanunu, kalan zaman bilgisine ihtiyaç duymayan sapmalı oransal seyir güdümü, diferansiyel güdüm ve son olarak sezgisel bir yöntem olan parçacık sürü optimizasyonu gibi klasik ve modern güdüm kanunları için güdüm model döngüleri modellenmiştir. Oransal seyir güdümü literatürde en geniş kullanıma sahip güdüm kanunudur. Farklı tipte çeşitleri bulunmaktadır. Bu çalışmada yalın oransal seyir güdümü, gerçek oransal seyir güdümü, genelleştirilmiş gerçek oransal seyir güdümü hakkında bilgi verilmiştir. Benzetim çalışmalarında gerçek oransal seyir güdümü incelenmiştir. Yanal ivmenin görüş hattına dik uygulandığı gerçek oransal seyir güdümünde oransal seyir sabiti benzetimlere bağlı olarak 3 ve 4 şeklinde alınmıştır. Optimal birleşme güdüm kanunu hareketsiz hedefler için vuruş açısı kısıtına dayanan bir yöntemdir. Aynı zamanda belirtilen güdüm kanunu Apollo uzay aracının Ay'a iniş maksadıyla kullanmış olduğu yöntemdir. Arttırılmış oransal seyir güdümü hedefin ivmesini bir buçuk kat arttırarak hesaplamalara katmaktadır. Arttırılmış optimal seyir güdümü ise hareketli hedefler için vuruş açısı kısıtı içeren bir güdüm kanunudur. Genişletilmiş oransal seyir güdümü hedefin ivme değişimlerini hesaba katmaktadır. Bu yüzden fazladan bir durum bilgisine daha ihtiyaç duymaktadır. Füze güdüm döngüsü içerisinde bulunan gecikmeler, arayıcı başlık, güdüm ünitesi ve uçuş kontrol sisteminden kaynaklı olabilmektedir. Uçuş kontrol sistemindeki gecikmeler birinci ve üçüncü dereceden transfer fonksiyonları olarak modellenmiştir. Bu gecikmeler hedefin ivmesini kullanan güdüm kanunlarının performansını kötü yönde etkilemektedir. Bu maksatla optimal güdüm kanunları kullanılmaktadır. Minimum çaba güdüm kanunu veya diğer bir adıyla optimal güdüm kanunu füze güdüm gecikmelerinin etkisini yok edecek şekilde elde edilmektedir. Belirtilen güdüm yöntemi sistem gecikmelerini sıfıra indirgemeye çalışarak sıfır dereceli bir arttırılmış oransal seyir güdümü olarak görev almaktadır. Hedef ivme bilgisinin alınamadığı durumlarda ise bu güdüm yöntemi, füze güdüm gecikmelerini dengeleme üzerine çalışan oransal seyir güdüm kanunu formunda optimal bir güdüm kanununa dönüşür. Hedefin spiral hareketi optimal bir kaçış manevrasıdır. Önceden belirtilmiş güdüm kanunları bu manevralara karşı etkisiz kalabilmektedir. Bu maksatla dönemeçli/zigzag güdüm kanunu elde edilebilmektedir. Bu çalışmada hedefin 1 ve 2 rad/s frekansa sahip 3g ve 6g yüksek fıçı tono, dikey-s manevraları ile, 2g sabit ivmeli artış yapan manevralar ve 3g, 6g sabit ivmeli manevralar incelenmiştir. Dönemeçli güdüm kanunu kullanan füzenin gecikmeleri dengelenebilmektedir ve böylece dengelenmiş dönemeçli güdüm kanunu elde edilir. Ancak hedefin spiral hareketinin frekansının hesaplanması gerektiği unutulmamaldır. Bu maksatla çalışmada filtre kümeleri kullanılarak önceden bilinmeyen hedefin spiral hareket frekansı hesaplanmıştır. Çoklu model uyarlanabilir kestirici yöntemi ile paralel çalışan kalman filtreleri hedefin hareket frekansını kestirebilmektedir. Klasik ve modern güdüm kanunlarının yanında sezgisel yöntemler güdüm metodu olarak kullanılabilmektedir. Bu maksatla parçacık sürü optimizasyonu güdüm kanunu geliştirilmiştir. Burada füzeyi hedefe yaklaşırken bir sonraki adımda en az performans harcayacak konuma getirebilmek için anlık olarak en iyi oransal seyir sabiti bulunmaya çalışılmıştır. En iyileme problemi parçacık sürü yöntemi kullanılarak anlık olarak çözülmektedir. Modellere bozuntular eklenmiş ve ölçümlerdeki hatalar doğrusal Kalman süzgeci kullanılarak minimize edilmiştir. 3 ve 4 durumlu doğrusal Kalman filtreleri benzetimlerde kullanılmıştır. Bozuntular yankının yer değişimi, mesafeye bağlı aktif ve mesafeden bağımsız formda olacak şekilde eklenmiştir. Döngü modelleri Matlab Simulink programı kullanılarak oluşturulmuştur. Rastlantısal girdili modeller istatistiksel olarak incelenmiş ve sonuçlar Monte Carlo yöntemi ile elde edilmiştir. Sonuçlar ıskalama mesafesi, vuruş açısı, kontrol eforu cinsinden incelenmiştir. Benzetim sonundaki hedef ile mesafenin diğer bir adıyla ıskalama mesafesinin 10 metre altındaki sonuçları başarılı olarak yorumlanmıştır. Bu çalışmada aynı zamanda çoklu hedef için literatürde bulunan yaklaşımlar incelenmiştir. Bu yöntemlerden merkezi yöntem ve erken yakalama geometri yöntemi uygulanmıştır. Güdüm yöntemleri 16 farklı durum için ve bu durumlar 12 farklı güdüm yönteminin kullanılmasıyla incelenmiştir. Her bir güdüm yöntemi, uçuş süresinin 0 ile 10 saniye arasında ve 0.5 saniye arttırımla oluşabilecek çarpışma durumları için çalışılmıştır. Bu durumların incelemesi, Matlab/Simulink ortamında 100 saat üzerinde benzetim süresinin ardından elde edilmiş. Modeller içerisindeki diferansiyel denklemler 4'üncü dereceden klasik Runge-Kutta yöntemiyle maksimum 0.01 zaman aralığı kullanılarak çözümlenmiştir. İncelenen güdüm yöntemlerinin uygunluğu, hangi durumlarda kullanılabileceği sonuçlandırılmış ve gelecek çalışmalar için öneriler verilmiştir.

Özet (Çeviri)

Modern missile guidance technology is based on the development of V1 and V2 missiles in Germany during World War II. Missiles are divided into guided missiles and strategic missiles. Guided missiles can be divided into missiles that may home to the target or follow a nonhoming preset course. Nowadays, most air defense systems use homing guidance methods. Homing missiles can be divided into active, semiactive or passive type. Active homing missiles may direct themselves to the target after launch. Following the use of the proportional navigation guidance law for the first time on the Lark missile, this guidance method has been used in almost all tactical radar and infrared missiles around the World. Proportional navigation guidance law has been the source of advanced guidance methods used today. This study examined the classical and modern guidance law used in the terminal phase of today's tactical homing missiles. These guidance laws were obtained mathematically. The 2D non-linear missile target engagement geometry was linearized around collision course by assuming small angle approach for head-on collision and tail chase scenarios. The homing loops have been modeled for the classical and modern guidance laws such as proportional navigation, optimal rendezvous, augmented proportional navigation and augmented optimal rendezvous which uses target acceleration, extended proportional navigation form using target jerk measurements, optimal guidance laws including control effort and impact angle constraint, weave guidance law used for spiral moving targets, biased proportional navigation guidance law that does not require time to go information, differential game guidance law and finally, particle swarm optimization guidance law as an heuristic method. The disturbances are added into the models and measurements are filtered by using linear Kalman filters. The noise terms are in glint, range dependent and range independent noise form. Radome effect is also considered as a disturbance. Guidance delays are added into the simulation as a zero-order lag, first-order lag, and third order lag flight control system transfer functions. All guidance laws were simulated by taking account the different maneuvers of the target such as Barrel Roll, Vertical- S and constant maneuvers. Lastly, the approaches in the literature for multiple targets were examined. The centroid method and earliest intercept geometry method were performed.

Benzer Tezler

Tez No
66147
Taktik güdüm yöntemlerinin doğrusallaştırılması
Linearization of tactical guidance methods
TANER ASLAN
Yüksek Lisans
Türkçe
1997
Elektrik ve Elektronik Mühendisliği Hacettepe Üniversitesi
Elektrik-Elektronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
YRD. DOÇ. DR. YAKUP ÖZKAZANÇ
Tez No
23342
Control of a missile to follow a moving target
Bir füzenin hareketli bir hedefi izlemesi için kontrolü
HAKAN ERGİN
Yüksek Lisans
İngilizce
1992
Astronomi ve Uzay Bilimleri Orta Doğu Teknik Üniversitesi
PROF. DR. M. KEMAL ÖZGÖREN
Tez No
736515
Taktik füzelerde orantısal güdümün bulanık mantık yöntemiyle optimizasyonu
Optimization of proportional guidance in tactical missiles with fuzzy logic method
OĞUZ ARSLAN
Yüksek Lisans
Türkçe
2022
Elektrik ve Elektronik Mühendisliği Milli Savunma Üniversitesi
Askeri Elektronik Sistemler Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ SEMİH ÖZDEN
Tez No
534679
Trajectory optimization of a tactical missile by usinggenetic algorithm
Taktik bir füzenin genetik algoritma ile yörüngeeniyilemesi
BARAN DİLAN ÖZDİL
Yüksek Lisans
İngilizce
2018
Havacılık Mühendisliği Orta Doğu Teknik Üniversitesi
Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ ALİ TÜRKER KUTAY
Tez No
418349
Design, control, and guidance of a tactical missile with lateral thrusters
Yanal iticilere sahip bir taktiksel füzenin tasarımı, kontrolü ve güdümü
FAHRETTİN KAĞAN İPEK
Yüksek Lisans
İngilizce
2015
Elektrik ve Elektronik Mühendisliği Orta Doğu Teknik Üniversitesi
Elektrik-Elektronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. MEHMET KEMAL LEBLEBİCİOĞLU

Geri Dön