Geri Dön

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

PDF İndir

  1. Tez No: 693848
  2. Yazar: FATİH KIRIMLIOĞLU
  3. Danışmanlar: DR. ÖĞR. ÜYESİ EMİR KUTLUAY
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Uçak Mühendisliği, Aircraft Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2021
  8. Dil: İngilizce
  9. Üniversite: Hacettepe Üniversitesi
  10. Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Maden Mühendisliği Bilim Dalı
  13. 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

  1. Tez No

    418948

    Fault tolerant control of a quadrotor UAV

    Dört rotorlu bir İHA'nın arıza toleranslı kontrolü

    MAJID MOGHADAM

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2016

    Elektrik ve Elektronik Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Kontrol ve Otomasyon Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. FİKRET ÇALIŞKAN

  2. Tez No

    177402

    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

    Türkçe

    2008

    Sivil HavacılıkAnadolu Üniversitesi

    Sivil Havacılık Ana Bilim Dalı

    YRD. DOÇ. DR. AYŞE KAHVECİOĞLU

  3. Tez No

    553999

    Modeling, real-time simulation and control of quadrotor vehicles

    Quadrotor araçlarının modellenmesi, gerçek zamanlı simülasyonu ve controlü

    HACİ BARAN

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2019

    Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    YRD. DOÇ. DR. İSMAİL BAYEZİT

  4. Tez No

    539703

    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

    İngilizce

    2019

    Havacılık MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. İLKAY YAVRUCUK

  5. Tez No

    699691

    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

    Türkçe

    2021

    Elektrik ve Elektronik MühendisliğiSüleyman Demirel Üniversitesi

    Elektrik ve Elektronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DR. ÖĞR. ÜYESİ UMUT TİLKİ

Geri Dön