Orta Menzil Hava Savunma Füzesi Modellemesi ve Doğrusal Parametrik Değişken Güdüm ve Kontrolü

Abstract

Bir füzenin hedefini etkili bir şekilde vurabilmesi için yüksek performansa sahip güdüm ve otopilot algoritmasına sahip olması gerekmektedir. Hava savunma füzeleri yüksek hızlara çıkabilen, yüksek manevra kabiliyetine sahip çevik füzelerdir. Güdüm algoirtmalarının etkinliği sayesinde hedef ile aralarındaki mesafeyi minimuma indirirler. Bu tez çalışmasında, kanard kontrollü bir hava savunma füzesinin otopilot ve güdüm yapıları tasarlanmıştır. Öncelikle füzenin doğrusal olmayan hareket denklemleri ve 6 serbestlik dereceli matemetiksel modeli Missile DATCOM programından alınan füzenin aerodinamik katsayıları ile elde edilmiştir. Matematiksel model seçilen tasarım noktaları etrafında doğrusallaştırılmıştır. Elde edilen doğrusal füze modeli için otopilot algoritması LQR tabanlı olarak pratik en uygun takipçi metoduyla tasarlanmıştır. Tasarlanan otopilotun geliştirilmesi amacıyla sistem doğrusal parametrik(LPVmodel) hale getirilmiştir ve kaçırma mesafesi üzerinden performans değerlendirilmesi yapılmıştır. Literatürde bulunan güdüm yöntemlerinden gerçek oransal navigasyon güdümü ile takip güdümü sisteme dahil edilmiştir ve performansları tasarlanan otopilotlarla beraber incelenmiştir. Tasarlanan doğrusal füze modeli, aerodinamik katsayıların benzetime hazır hale getirilmesi, otopilot ve güdüm algoritmalarının benzetimi MATLAB/Simulink uygulaması kullanılarak yapılmıştır. Yapılan benzetim çalışmaları sonucunda daha iyi performans gösteren otopilot ve güdüm algoritmaları belirlenmiş ve gelecekte daha iyi nasıl geliştirilecekleri hakkında bilgiler verilmiştir.

In order for a missile to hit its target effectively, it must have a high-performance guidance and autopilot algorithm. Air defense missiles are agile missiles that can reach high speeds and have high maneuverability. Thanks to the effectiveness of guidance algorithms, they minimize the distance between them and the target. In this thesis, autopilot and guidance structures of a canard-controlled air defense missile were designed. First of all, the nonlinear equations of motions of the missile and the mathematical model with 6 degrees of freedom were obtained by the aerodynamic coefficients of the missile taken from the Missile DATCOM program. It was linearized mathematical mpdel around the selected design points. For the linear missile model obtained, the autopilot algorithm was designed based on LQR with the practical suboptimal tracker(PST) method. In order to improve the designed autopilot, the system has been made linear parametric (LPV model) and its performance has been evaluated over the miss distance. True proportional navigation guidance and pursuit guidance, one of the guidance methods in the literature, have been included in the system and their performances have been examined together with the designed autopilots. The designed linear missile model, autopilot and guidance algorithms were simulated using MATLAB/Simulink application. As a result of the simulation studies, better performance autopilot and guidance algorithms were determined and information was given about how to develop better in the future.