fa en fa ar fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa ur fa fa fa fa fa fa fa en fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa ur fa fa en fa pl fr en en azb en fa en en en ar en en en en en en en en en en en en en en fa ps fa fa el fa fa fa it id en en id bo en en fa ar fa de id fa de bo fa de en fa de en fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa ar fa fa fa fa fa fa fa de
هدایت تابعی روش مناسبی برای هدایت موشک‌های سوخت جامد و بدون خاموشی اجباری است. در این مقاله روش جدیدی بر مبنای هدایت تابعی برای موشکی با سوخت جامد، کنترل ائرودینامیکی و بدون خاموشی اجباری معرفی و با روش هدایت تابعی مقایسه شده است. در روش جدید، بعد از رسیدن موشک به شتاب حداکثر، زاویة بردار سرعت موشک به‌منظور جبران خطاهای فاز فعال به‌گونهای اصلاح میشود که اصابت به هدف تضمین شود. بدین‌منظور قبل از پرتاب، اطلاعات مربوط به زمان، همراه با بردارهای موقعیت و سرعتهای نامی در جدولی ذخیره میشوند. در این روش، به‌منظور محاسبة اختلاف مقادیر نامی و اغتشاشی، از مفاهیم جدیدی استفاده شده است که طبق آنها مقادیر ذخیره‌شدة نامی به‌صورت اصلاح‌شده پس از شلیک مورد استفاده قرار میگیرند. روش هدایت با به‌کارگیری مشتقات جزئی مرتبة اول و دوم و پیاده‌سازی اشباع فرمان هدایت شبیه‌سازی شده است. نتایج شبیه‌سازی در پرواز اغتشاشی با روش هدایت تابعی موجود مورد مقایسه قرار گرفته است. همچنین صحهگذاری الگوریتم هدایتی در حضور انواع اغتشاشات پروازی انجام شده است. در نتیجه شبیه‌سازی و مقایسة خروجی‌های روش هدایت تابعی جدید با روش قدیمی, مزایای روش جدید نسبت به روش قدیمی تشریح شده است.
Guidance of solid propellant missile based on functional guidance
In this paper a new method for guidance of solid propellant and aerodynamic control missile is introduced. In proposed method after achieving maximum acceleration, flight path angle of missile changes in order to impact to target. In this method flight information such as time history of magnitude of velocity and position vectors are saved in the table before firing. For calculating difference of nominal and disturbed parameters new concepts are used. Corrected values of nominal parameters are used in guidance after firing to guaranty impact to target. The flight simulation of proposed method is compared with functional guidance method and the effect of the proposed method is shown. Design verification is done in base of simulation in presence of flight disturbances.
[1] R. H., Battin, An Introduction to the Mathematics and Methods Astrodynamics, Revised edition, Reston: AIAA Incc., 1999.
[2] M. A. Masoumnia, Q_Guidance in rotating coordinates, AIAA-01-2784-CP, 1991.
[3] S. Nelson, P. Zarchan, Alternative Approach to the solution of Lambert’s Problem, Journal of Guidance, control and dynamics, Vol.15, No.4, 1992.
[4] P. Zarchan, Tactical and Strategic Missile Guidance, Vol. 124, Progress in Astronautics and Aeronautics, AIAA , 1990.
[5] GH. Alizadeh, Guidance Algoritm  for cut-off insensitive Balistic Missile, Thesis of PHD, Modares Universiry, 1378. (In Persian)
[6] M. R. Amini, Guidance Agoritm for Ballistic Missie, thesis of master of science, Tehran University, 1374. (In Persian)
[7] N. Prabhakar, I. D. Kumar, A Predictive Explicit Guidance Scheme for Ballistic Missile, Defence Science Journal, Vol. 6, No. 5, pp. 456-461, India, 2013.
[8] R. Esmaelizadeh, Functional Guidance Method for ballistic missie, Thesis of M.Sc., Amir Kabir University, 1379. (In Persian)
[9] S. M. Hoseini, Design and Simulation of Near Guidance System for Ballistic Missile, Thesis of Master of Sceience in Control Engineering, Iran University of Science and Tecnology, 2001.
[10] N. Gahremani, Predicted Guidance Method based on prediction of solid propellant burning time, Thesis of PHD Amir Kabir University, 1388.
[11] A. U. Ishlinski, Inertial guidance of Ballistic Missile, Moscow, 1968
[12] K. A. Hoffman, S. T. Chiang, Computational Fluid Dynamics Engineering, Volume one, 1993.
[13] R. L. Burden, J. D. Fairs, Numerical Analysis, 9th edition, 2010.
[14] M. Havaei, Guidance and Control Design of a short Range Aerodynamic Control Missile, Thesis of M.Sc., Tarbiat Modares University, Tehran, 1395. (In Persian)
دوره 7، شماره 2 - شماره پیاپی 2
اصل مقاله 3.89 MB
ارجاع به این مقاله
تعداد مشاهده مقاله: 840
تعداد دریافت فایل اصل مقاله: 591
حوایی, محسن, & ابراهیمی, مسعود. (1397). هدایت موشک سوخت جامد با استفاده از روش جدید بر مبنای هدایت تابعی. دانش و فناوری هوافضا, 7(2), 67-79.
محسن حوایی; مسعود ابراهیمی. "هدایت موشک سوخت جامد با استفاده از روش جدید بر مبنای هدایت تابعی". دانش و فناوری هوافضا, 7, 2, 1397, 67-79.
حوایی, محسن, ابراهیمی, مسعود. (1397). 'هدایت موشک سوخت جامد با استفاده از روش جدید بر مبنای هدایت تابعی', دانش و فناوری هوافضا, 7(2), pp. 67-79.
حوایی, محسن, ابراهیمی, مسعود. هدایت موشک سوخت جامد با استفاده از روش جدید بر مبنای هدایت تابعی. دانش و فناوری هوافضا, 1397; 7(2): 67-79.