Actuator fault tolerant terminal sliding mode guidance law with impact angle and acceleration constraints
Aktüatör arizasi toleransli çarpma açisi ve ivme kisitlari ile terminal kayan kipli güdüm kanunu
- Tez No: 693848
- Danışmanlar: DR. ÖĞR. ÜYESİ EMİR KUTLUAY
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Uçak Mühendisliği, Aircraft Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2021
- Dil: İngilizce
- Üniversite: Hacettepe Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Maden Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 87
Özet
Güdüm literatüründe, füze güdüm performansı üzerine çeşitli gereksinimler ortaya çıkmış ve bu gereksinimler üzerine önemli bir sayıda araştırma yapılmıştır. Hedefin başarılı bir şekilde vurulmasının sağlanması, füze güdümü problemleri üzerinde çalışılan başlıca niteliklerden biridir. Yüksek vuruş olasılığının garanti edilebilmesi için güdüm kanununun bozucu etkilere karşı gürbüz olması gerekmektedir. Aktüatör arızaları nedeniyle füze üzerinde oluşan istenmeyen kuvvetler ve bilinmeyen hedef ivmeleri, angajman geometrisi üzerinde bozucu etki yaratmaktadır. Bu nedenle, gürbüz bir güdüm kanunu aktüatör arızası ve bilinmeyen hedef ivmesi etkilerini tolere edebilmelidir. Güdüm probleminin bir başka gereksinimi ise, ağır zırhlı yer hedeflerinin etkisiz hale getirilmesinde önemli olan arzu edilen vuruş açısının elde edilmesidir. Bu tezde, vuruş açısı ve ivme kısıtları dikkate alınarak aktüator arızası toleranslı kayan kipli bir terminal güdüm kanunu tasarlanmıştır. Kayan kipli kontrol metodu bilinmeyen bozuculara karşı gürbüz olmaktadır ve lineer olmayan sistemlerin kontrolünde elverişli bir çözüm sunmaktadır. Aktüatör arızası ve bilinmeyen hedef ivmesinin lineer olmayan füze-hedef angajman kinematiği üzerinde bozucu iv olarak davranması nedeniyle, bu çalışmada kayan kipli kontrol metodu kullanılmıştır. Eşdeğer kontrol metodu ile birinci dereceden kayan kipli bir güdüm kanunu tasarlanmıştır. Seçilen kayan yüzey, hedefin arzu edilen bir vuruş açısı ile başarılı bir şekilde vurulmasını sağlamaktadır. Anahtarlama fonksiyonu tasarımında sınırlandırılmış hedef ivmesi ve aktüatör arızası etkileri dikkate alınmıştır. Ayrıca, güdüm kanununun uygun komutları üretebilmesi için gerekli verilere ihtiyaç duymaktadır. Güdüm kanunlarında genellikle kullanılan görüş hattı açısal hızı, sabit arayıcı kullanılan füzelerde doğrudan ölçülememektedir. Bu çalışma içerisinde, görüş hattı açısal hızının füze tarafından ulaşılabilir olmadığı durumlarda bu açısal hız, görüş hattı açısı üzerinden ikinci dereceden kayan kipli türev alıcı ile kestirilmiştir. Tasarlanan güdüm kanunu uçuşun terminal safhasında kullanılabilmektedir. Yavaş ilerleyem ağız zırhlı vasıtalar hedef olarak belirlenmiştir. Tasarlanan güdüm kanununun performansı nümerik simülasyon modeli ile analiz edilmiştir. Simülasyon çalışmaları sonuçları, güdüm kanununun aktüatör arızasına ve bilinmeyen hedef ivmesine karşı gürbüz olduğunu ortaya koymuştur. Bakış hattı açısal hızının kestirim performansının güdüm işlemi için uygun olduğu değerlendirilmiştir.
Özet (Çeviri)
In the guidance literature, various requirements on missile guidance performance have arisen and a significant number of research has been presented on these requirements. Ensuring a successful hit on the target is one of the principal properties that is studied on missile guidance problems. To guarantee high hit probability, the guidance law must be robust against disturbances. Undesired forces created on the missile in case of actuator failure and unknown target acceleration acts as a disturbance on engagement geometry. Thus, a robust guidance law can tolerate the actuator failure and unknown target acceleration effects. Another requirement of guidance problem is achieving the desired impact angle which is mainly important for deactivating the heavily armored ground targets effectively. In this thesis, an actuator fault tolerant terminal sliding mode guidance law is proposed by considering impact angle and acceleration constraints. The sliding mode control method is known to be robust against unknown disturbances and ii provides an adequate solution for controlling non-linear systems. In this study, the sliding mode control method is adopted for guidance design, since actuator failure and unknown target acceleration behave as a disturbance on the non-linear missile-target engagement kinematics. A first order sliding mode guidance law is designed with equivalent control method. The selected sliding surface ensures achieving a successful hit on the target with the desired impact angle. Bounded target acceleration and actuator failure effects are considered in switching function architecture. Additionally, a guidance law needs necessary data to generate proper commands for the missile. Line-of-sight (LOS) angular rate, one of the commonly used parameters in guidance laws, may not be directly measured on missiles with strapdown seekers. In this study, LOS angular rate is estimated from LOS angle with a second order sliding mode differentiator, if this rate information is not accessible by the missile. The proposed guidance law is used in the terminal flight phase. Slowly moving heavily armored vehicles are considered as a target. The performance of the proposed guidance law is analyzed with a numerical simulation model. The results of the simulation studies prove that the guidance law is robust against actuator failures and unknown target acceleration. Estimation performance of LOS angular rate is interpreted as suitable for the guidance process.
Benzer Tezler
- Fault tolerant control of a quadrotor UAV
Dört rotorlu bir İHA'nın arıza toleranslı kontrolü
MAJID MOGHADAM
Yüksek Lisans
İngilizce
2016
Elektrik ve Elektronik Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiKontrol ve Otomasyon Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. FİKRET ÇALIŞKAN
- Bilinmeyen giriş gözleyicileri kullanılarak uçuş kontrol sistemindeki algılayıcı ve eyleyici arızalarının tespiti, ayrımı ve sistemin yeniden yapılandırılması
Sensor and actuator fault detection, isolation and system reconfiguration in flight control system using unknown input observers
EMRE KIYAK
Doktora
Türkçe
2008
Sivil HavacılıkAnadolu ÜniversitesiSivil Havacılık Ana Bilim Dalı
YRD. DOÇ. DR. AYŞE KAHVECİOĞLU
- Modeling, real-time simulation and control of quadrotor vehicles
Quadrotor araçlarının modellenmesi, gerçek zamanlı simülasyonu ve controlü
HACİ BARAN
Yüksek Lisans
İngilizce
2019
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiHavacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
YRD. DOÇ. DR. İSMAİL BAYEZİT
- Fault tolerant flight control applications for a fixed wing UAV using linear and nonlinear approaches
Doğrusal ve doğrusal olmayan yaklaşımları kullanarak sabit kanatlı İHA için hata toleranslı uçuş kontrol uygulamaları
BURAK ERGÖÇMEN
Yüksek Lisans
İngilizce
2019
Havacılık MühendisliğiOrta Doğu Teknik ÜniversitesiHavacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. İLKAY YAVRUCUK
- Eyleyici, sensör hatalarına ve parametre belirsizliklerine sahip mobil robotların uyarlamalı hata tolerans kontrolü
Adaptive fault tolerant control of mobile robots having actuator, sensor faults and unknown parameters
MUSTAFA AYYILDIZ
Yüksek Lisans
Türkçe
2021
Elektrik ve Elektronik MühendisliğiSüleyman Demirel ÜniversitesiElektrik ve Elektronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ UMUT TİLKİ