طراحي هدايت حلقه بسته زير بهينه براي سامانه هاي پرنده زير مداري

AClosed Loop Sub-Optimal Guidance Design forSub-Orbital Flying Systems

در اين مقاله يك روش هدايت حلقه بسته جديد براي سامانه هاي زير مداري ارايه شده است. روش پيشنهاد شده را مي توان براي هدايت و كنترل فاز اوليه يك سامانه كه در اتمسفر پرواز مي كند استفاده كرد. در اين روش، حل زير بهينه يكپارچه سيستم هدايت و كنترل بصورت حلقه بسته انجام گرديده است. اين روش هدايت زير بهينه كه به نام برنامه ريزي ايستاي مدل پيش بين (MPSP) شناخته مي شود بر پايه تئوري كنترل بهينه غير خطي استوار بوده و از تركيب فلسفه كنترل مدل پيش بين و برنامه ريزي پوياي تقريبي بدست آمده و يك كلاسي از مسائل كنترل بهينه كراندار با محدوديت هاي نهايي را حل مي نمايد. همچنين به علت اينكه ماتريس حساسيت مورد نياز اين تكنيك به روش بازگشتي قابل محاسبه است، اين روش از نظر محاسباتي بسيار كارآمد بوده و قابل استفاده براي پياده سازي برخط در سامانه مي باشد. در اين مقاله معادلات ديناميكي سامانه در حضور نيروها و گشتاورهاي آيروديناميكي مدل شده و اثر ديناميك سرومكانيزم نيز در معادلات در نظر گرفته شده است. بعلاوه با در نظر گرفتن همزمان حلقه هاي هدايت و كنترل، حل يكپارچه اي از سيستم هدايت و كنترل توسط مدل شبيه سازي سه درجه آزادي زمين كروي ارائه شده است. نتايج نشان مي دهد كه روش پيشنهادي هدايت حلقه بسته قادر است خطاهاي مدل سازي سامانه را توسط بروزرساني اطلاعات پرواز حذف نموده و سامانه را به نقطه مورد نظر هدايت نمايد.

In this paper, a novel closedloop guidance method is provided for sub-orbital systems.The proposed method can be used in the first phase of a flyingvehicle system that flies in atmosphere.In this method, sub-optimal integrated solution of control and guidance in closed-loop is developed. This Sub-optimal guidance technique has been namedModel Predictive Static Programming (MPSP) thatis based on nonlinear optimal control theory and derived from combined philosophies of Model Predictive Control and Approximate Dynamic Programming solves a class of finite horizon optimal control problems with terminal constraints.Also, because sensitivity matrices that are necessary for obtaining this solution can be computed recursively, this technique is computationally efficient and isappropriate for online implementation.In this paper, the system’s dynamic equations are modeled in the presence of aerodynamic forces and moment and the dynamic servo-mechanism effect is also assumedin the equations. Furthermore, by simultaneously considering the guidance and control loops, an integrated solution of the guidance and control system is proposed by three-degree of freedom spherical earth simulation model. Results showthat proposed closed-loop guidance is able to remove modeling errors by flight data update and guideflying vehicle to the desired point.