حل تحليلي استراتژي خط‌ديد بهينه براي سيستم‌ هدايت و كنترل يكپارچه ساده‌شده براي اهداف ثابت

Analytical Solution of Optimal LineofSight Strategy for Simplified Integrated Guidance and Control System with Stationary Target

در اين مقاله، حل تحليلي و صريح استراتژي خط‌ ديد بهينه براي سيستم‌‌هاي هدايت و كنترل يكپارچه بدون در نظر گرفتن اشباع زاويه بالك استخراج شده‌است. ديناميك وسيله پروازي بصورت يك تابع تبديل مرتبه دوم ناكمينه‌فاز مدل شده‌است كه نمايانگر تخمين پريود كوتاه است. براي حل مسئله كنترل بهينه، ديناميك عملگر ايده‌آل و بدون اشباع زاويه بالك فرض شده اما براي بررسي عملكرد، محدوديت روي زاويه بالك در شبيه‌سازي اعمال شده‌است. معادلات حركت براي حل بهينه بصورت تك‌بعدي در نظر گرفته شده و زمان و موقعيت نهايي معلوم و ثابت فرض شده‌است. همچنين، معادلات با استفاده از چهار فرم بي‌بعدسازي مختلف استخراج شده‌است كه سبب افزايش ديد در طراحي و تحليل عملكرد استراتژي هدايت و كنترل يكپارچه مي‌شود. بعلاوه، بهره‌هاي هدايت براي حل پاياي استراتژي مذكور بصورت تحليلي و صريح استخراج شده‌است. در مجموع، عملكرد «قانون هدايت و كنترل يكپارچه خط‌ديد بهينه» از حل پاياي آن بهتر بوده ولي بار محاسباتي آن بيشتر است؛ اگرچه براي ريزپردازنده‌هاي كنوني قابل قبول مي‌باشد. بعلاوه در پياده‌سازي قانون مذكور از برازش منحني يا جستجو در جدول مي‌توان استفاده‌كرد. همچنين مطالعه پارامتري بي‌بعد قانون هدايت و كنترل يكپارچه، بطور نمونه براي ضريب وزني فاصله از خط‌ديد، بهره و فركانس پريود كوتاه ديناميك وسيله پروازي صورت گرفته‌است. در نهايت، عملكرد هر دو قانون هدايت و كنترل يكپارچه با وجود عدم قطعيت در مدل ديناميك وسيله پروازي بررسي شده‌است.

In this paper, an explicit formulation of optimal lineofsight strategy is derived in closedloop for integrated guidance and control (IGC) system without consideration of fin deflection limit. The airframe dynamics is modeled by a secondorder nonminimum phase transfer function, describing short period approximation. In the derivation of our optimal control problem, the actuator is assumed to be perfect and without limitation on fin deflection, whereas fin deflection limit is applied for the performance analysis of the presented optimal IGC solution. The problem geometry is assumed in one dimension and the final position and final time are fixed. The formulation is obtained in four different normalized forms to give more insight into the design and performance analysis of the optimal IGC strategy. In addition, guidance gains are obtained analytically in explicit form for steadystate solution. In overall, the performance of IGC is better than that of IGC with steadystate gains, but have more computational burden; however, it is reasonable for nowaday microprocessors. Curve fitting or lookup table may be used instead for an implementation of optimal IGC strategy. Moreover, parametric study of nondimensional IGC parameters is carried out, such as weighing factor, dc gain, and short period frequency. Finally, the performance of the both IGC strategies is evaluated with airframe model uncertainties.