بهينه سازي پارامتري هدايت تناسبي افزوده با ملاحظه قابليت هاي عملكردي و مانوري

Parametric Optimization of Augmented Proportional Navigation Law Considering Performance and Maneuvering Capabilities

معمولاً در توسعه قوانين هدايت، قابليت ­هاي عملكردي وسيله پرنده در نظر گرفته نمي‌شود و همين مسأله مي‌تواند باعث اشباع فرامين صادره و نهايتاً عملكرد نامناسب سيستم هدايت و كنترل يكپارچه شود. در تحقيق حاضر، مقادير پارامترهاي قانون هدايت تناسبي افزوده با لحاظ توانايي­ هاي عملكردي و مانوري وسيله پرنده در شرايط پروازي مختلف، بهينه‌سازي شده است. برخلاف قانون ناوبري تناسبي افزوده، در اين قانون پارامترهاي سيستم هدايت ثابت نبوده و تابعي از شرايط محيطي و سناريوي درگيري است. براي اين منظور، در شرايط پروازي و سناريوهاي درگيري مختلف، مساله بهينه‌سازي چند معياري شامل قيود عملكردي و توابع هدف خطاي فاصله، حداكثر شتاب فرمان و زمان پرواز، شكل داده شده و براي حل از الگوريتم بهينه‌سازي NSGA-II استفاده شده است. قيود حداكثر شتاب فرمان ثابت نبوده و متناسب با قابليت عملكردي وسيله در شرايط پروازي انتخاب مي‌شوند. نتايج شبيه­ سازي سناريوهاي مختلف، بهبود عملكرد قانون هدايت ارائه شده را در مقايسه با روش‌هاي متداول نشان مي‌دهد.

The aerial vehicle performance capabilities are usually ignored during the guidance laws design. This may result in saturation of commands and undesirable behavior of integrated guidance and control system. In the current research, based on the Augmented Proportional Navigation (APN) law and considering the performance and maneuvering capabilities of a flying vehicle through different flight conditions, the parameters of APN are optimized. In contrast with the conventional APN, in the proposed guidance law, the guidance parameters are not fixed but are functions of environmental conditions and engagement scenarios. In this regard, utilizing different flight conditions and engagement scenarios, a multi-objective optimization problem is formed. The performance and maneuvering capabilities are considered as the optimization constraints. Multi-objective problem includes three objectives of miss distance, acceleration command and flight time. The NSGA-II algorithm is utilized here. The limits of the acceleration commands are not fixed and vary depending on the flight conditions. The simulation of several scenarios, reveals a superior behavior for the proposed guidance law in comparison with the conventional laws.