طراحي قانون هدايت بهينه مقاوم سه بعدي براي موشك با استفاده از كنترل مد لغزشي و كنترل SDRE

Three-Dimensional Optimal Robust Guidance Law Design for Missile Using Sliding-Mode Control and SDRE Control

در اين مقاله، با تركيب روشهای كنترل بهينه SDRE و كنترل مد لغزشی يك قانون هدايت جديد برای موشك بر عليه اهداف دارای مانور طراحی می شود. به اين علت كه ديناميك اتوپايلوت در مرحله انتهايی پرواز موشك نقش بسيار مهمی در موفقيت يا عدم موفقيت پرواز دارد و می‌تواند باعث تاخير در اجرای فرامين هدايتی شود، اين ديناميك در معادلات حالت لحاظ می‌شود. مقاوم بودن قانون هدايت طراحی شده با استفاده از روش دوم لياپانوف اثبات می شود. از مزايای قانون هدايت پيشنهادی اين است كه برای پياده سازی به منحنی دقيق شتاب هدف نياز ندارد و تنها حداكثر مقدار شتاب هدف مورد نياز است. ضرايب ظاهر شده در قانون هدايت پيشنهادی با استفاده از الگوريتم ژنتيك بدست می ايد. برای بررسی كارايی قانون هدايت طراحی شده، با در نظر گرفتن شرايط پروازی مختلف، درگيری سه بعدی موشك و هدف شبيه سازی می شود و نتايج با قانون هدايت ناوبری تناسبی افزودنی مقايسه می گردد. نتايج شبيه سازی نشان می دهد كه قانون هدايت پيشنهادی، در برابر اغتشاشات شتاب هدف از مقاومت بالايی نسبت به قانون ناوبری تناسبی افزودنی برخوردار است و همچنين به راحتی می توان بين سرعت همگرايی، زمان برخورد و تلاش كنترلی مصالحه انجام داد.

In this paper, a new guidance law is designed for missile against maneuvering target by integrating optimal control SDRE technique and sliding-mode control. Due to the fact that autopilot dynamic has a very important role in success or unsuccess of engagement in terminal phase, and it can make delay in guidance commands execution, this dynamic is taken into account in state equations. The robustness of the designed guidance law against disturbances is proved by the second method of Lyapunov. The proposed guidance law does not need accurate target maneuver profile and just need the maximum value of the target maneuver. Coefficients in proposed guidance law are obtained using genetic algorithm. For investigating effectiveness of proposed guidance law, by considering different scenarios, three-dimensional missile-target engagement is simulated. Then results are compared with conventional augmented proportional navigation guidance (APNG) law. Simulation results show that the proposed guidance law has high robustness against target maneuver disturbances and also one can compromise between convergence speed, intercept time and control effort.