عنوان

هدایت سه بعدی موشک زمین به هوای میان‌برد بر اساس مدل غیرخطی

Number

‭۱۰۵۹۴پ‬

.Language of Text, Soundtrack etc

per

Title Proper

هدایت سه بعدی موشک زمین به هوای میان‌برد بر اساس مدل غیرخطی

First Statement of Responsibility

/سید سجاد موسی‌پور

Name of Publisher, Distributor, etc.

: دانشکده مهندسی برق و کامپیوتر

Specific Material Designation and Extent of Item

‮‭۱۱۲‬ص‬

Text of Note

چاپی

Dissertation or thesis details and type of degree

دکتری تخصصی

Discipline of degree

رشته مهندسی برق-کنترل

Date of degree

‮‭۱۳۹۱/۰۹/۲۶‬

Body granting the degree

تبریز

Text of Note

در این رساله، هدایت بهینه و مقاوم موشک در فازهای میانی و پایانی پرواز بر علیه اهداف ثابت و متحرک در فضای سه بعدی مورد بررسی قرار می‌گیرد .در فاز میانی پرواز، دو معیار عملکرد متداول که برای هدایت موشک در نظر گرفته می‌شود عبارتند از حداقل زمان پرواز و حداکثر سرعت نهایی موشک که به ترتیب معمولا برای اهداف نزدیک و دور استفاده می‌صشود .ابتدا با استفاده از روش حل عددی گرادیان، مسأله هدایت بهینه در فاز میانی برای هر دو تابع هزینه مذکور شبیه‌صسازی می‌شود .زمان نهایی بدست آمده از مسأله حداقل زمان و سرعت نهایی بدست آمده از مسأله حداکثر سرعت نهایی موشک، به ترتیب زمان نهایی بهینه و سرعت نهایی بهینه در نظر گرفته می‌صشود .در ادامه، یک تابع هزینه ترکیبی متشکل از زمان پرواز و سرعت نهایی موشک با یک ضریب وزنی متغیر ارائه می‌صشود .با به‌صکارگیری حل عددی برای معیار عملکرد ترکیبی، این ضریب وزنی به گونه‌ای بدست می‌صآید که اختلاف درصدی زمان نهایی بدست آمده از معیار عملکرد ترکیبی و زمان نهایی بهینه، با اختلاف درصدی سرعت نهایی بدست آمده از معیار عملکرد ترکیبی و سرعت نهایی بهینه، برابر باشد .به عبارت ساده‌صتر، هر دو کمیت زمان نهایی و سرعت نهایی بدست آمده از معیار عملکرد پیشنهادی، با نسبت یکسان به مقادیر بهینه بسیار نزدیک می‌باشند .در ادامه با انجام شبیه‌صسازی‌های متعدد برای شرایط نهایی مختلف، رابطه‌ای ریاضی برای این تابع وزنی بر حسب فاصله نسبی اولیه موشک و هدف و همچنین ارتفاع هدف استخراج می‌صشود .در ادامه، برای فاز پایانی پرواز با در نظر گرفتن معادلات نسبی حرکت موشک و هدف و برای اهداف دارای مانور، با ارائه یک سطح سوئیچینگ جدید و با ترکیب قانون هدایت ناوبری تناسبی و تئوری کنترل مد لغزشی یک قانون هدایت ناوبری تناسبی مقاوم طراحی می‌صشود .همچنین، با ترکیب روش کنترل بهینه ‮‭SDRE‬ و تئوری کنترل مد لغزشی، یک قانون هدایت بهینه مقاوم برای فاز پایانی پرواز طراحی می‌صشود .به منظور بررسی کارایی قوانین هدایت طراحی شده، برای سناریوهای مختلف شبیه‌صسازی‌های متعددی انجام می‌صشود و عملکرد آنها با قانون هدایت ناوبری تناسبی افزوده مقایسه می‌صگردد .در مقایسه با قانون ناوبری تناسبی افزوده، مهمترین ویژگی قوانین هدایت مقاوم طراحی شده، مقاوم بودن در برابر اغتشاشات شتاب هدف و همچنین عدم نیاز به منحنی دقیق شتاب هدف می‌باشد

Text of Note

order gradient algorithm. Final time and final velocity obtained from minimum time and maximum final velocity problems, respectively, are considered as optimal time and optimal final velocity values. Then, a performance index composed of flight time and missiles final velocity with a variable tuning weight factor is presented. Applying numerical solution for the composed performance index, the weight factor is obtained in such a way that the percentage difference between terminal time obtained from the combined performance index and optimal terminal time equals to the percentage difference between final velocity obtained from the combined performance index and optimal final velocity. In other words, both parameters, i.e. final time and final velocity, obtained from proposed performance index are close to optimal values with a same ratio. After that, with performing several numerical simulations for different terminal conditions, a mathematical equation is derived for the weight factor in terms of initial slant range and target altitude. This will be performed for two different missile models. Moreover, considering relative equations of missile and target motion, with proposing a new sliding surface and integrating PN guidance law and sliding mode control theory, a robust proportional navigation guidance law is designed against maneuverable target. Also, by integrating SDRE technique and sliding mode control theory, an optimal robust guidance law is designed for flight terminal phase. For investigating performance of the designed guidance laws, many simulations are performed for different scenarios and their performances are compared with augmented proportional navigation guidance law. Compared with the augmented proportional navigation guidance law, the most important characteristics of the presented guidance laws are robustness against target maneuver disturbances, and no need for the accurate target maneuver profile -dimensional space. Two conventional performance indices used for optimal missile guidance in midcourse flight phase are minimum time and maximum final velocity which are usually used for far and near targets respectively. First, numerical solution of optimal midcourse guidance problem is performed for both two mentioned performance indices using the first-In this thesis, optimal and robust missile guidance for midcourse and terminal phases against stationary and moving targets is investigated in three

موسی‌پور، سید سجاد

علیزاده، قاسم، استاد راهنما

خان‌محمدی، سهراب، استاد مشاور

جلالی نائینی، سید حمید، استاد مشاور

Public note

سیاه و سفید

نمایه‌سازی قبلی