طراحي آنلاين الگوريتم هدايت و كنترل يكپارچه بهينه ماهواره‌بر

Online Optimal Integrated Guidance and Control Algorithm Design for Launch Vehicle

در اين مقاله، طراحي آنلاين الگوريتم هدايت و كنترل ماهواره‌بر با رويكرد يكپارچه‌سازي و بر مبناي كنترل بهينه ارايه شده است. مدل معادلات پرواز به صورت غيرخطي و در صفحه پرواز استخراج شده است كه جهت حل آن بر مبناي روش حل عددي با تركيب الگوريتم حل ابتدا به انتها ODE با درنظرگيري شرايط اوليه براي متغيرهاي حالت يكپارچه و متغيرهاي كمكي و الگوريتم بهينه‌سازي fmincon SQP بر مبناي منطق shooting method اقدام شده است. به‌منظور صحه‌گذاري طراحي، نتايج حل اين الگوريتم با نتايج حل يك الگوريتم مجزاي هدايت و كنترل معتبر براي ماهواره‌بر مقايسه شده است. تابع هدف شامل حداقل تلاش كنترلي، ترمه‌اي ترمينال و مينيمم‌سازي زمان سوزش است. نتايج نشان‌دهنده برآورده‌سازي اين مقادير، دست‌يابي به دقت بيشتر، تلاش كنترلي كمتر و هماهنگي بيشتر در عملكرد الگوريتم‌هاي هدايت و كنترل در نگرش يكپارچه نسبت به نگرش مجزاست.

In this Paper, The online optimal integrated guidance and control algorithm design has been provided for two-stages Launch Vehicle .The flight equations are nonlinear and has been derived in flight plane. In order to solve it based on numerical solution and shooting method logic by the combination between ODE - start to end solver algorithm by considering initial conditions for integrated states and co-states - and optimization fmincon SQP algorithm has been acted. In order to verify designing method ، the results of this algorithm solutions has been compared with the results of a valid separated guidance and control algorithm for launch vehicle. The result function involves minimum control effort, terminal terms and minimizing burning time. The results indicate the satisfaction of three mentioned identities، achieving high accurate orbital insertion and more coordination between the operation of guidance and control algorithms in integrated logic comparing with separated ones.