Havadan Karaya Atılan Bir Tank-savar Füzesi İçin Otopilot Tasarımları, Karşılaştırılması Ve Terminal Güdüm Çalışması

Abstract

Bu tezde, havadan karaya bir anti-tank füzesi modellenmiş ve modellenen füze için üç farklı kontrol yöntemiyle tasarlanan otopilot ve terminal faz güdüm tasarımları yapılmış ve performansları incelenmiştir. Bu kapsamda, aerodinamik dataları Missile DATCOM programı kullanılarak elde edilmiş bir anti-tank füzesinin, Matlab SIMULINK kullanılarak doğrusal olmayan benzetimi yapılmış ve daha sonra bu benzetime hedef modeli eklenmiştir. Füzenin istenilen performansta gürbüz bir şekilde çalışabilmesi için hazırlanan doğrusal olmayan füze modeli tasarım noktaları etrafında doğrusallaştırılmış ve bu noktalar etrafında otopilot algortiması tasarımları yapılmıştır. Savunma sanayi sektöründe sıklıkla tercih edilden üç çevrimli klasik kontrol ve kutup atamalı kontrol yöntemleri kullanılarak otopilot algoritması tasarlanmıştır. Füzeninin kontrol döngüsü tasarlandıktan sonra güdüm algoritması geliştirilerek füzenin hedefi vurması sağlanmıştır. Benzetimde doğrusal olmayan füze modeli üzerinde doğrusal füze modeli kullanılarak tasarlanan otopilot algortiması koşturulmuş ve performans incelemesi yapılmıştır. Uçuş sırasında harcanan kontrol eforunu minimize etmek, modelleme belirsizliklerine ve stotastik bozuculara karşı kapalı döngü sistemi duyarsız hale getirmek için Model Öngörülü Kontrol yöntemi üçüncü bir otopilot algoritması olarak tasarlanmış ve doğrusal olmayan benzetimde testleri yapılmıştır. Otopilot algortimalarını test edebilmek için MATLAB SIMULINK kullanılarak doğrusal ve doğrusal olmayan füze benzetimi hazırlanmıştır. Füze benzetimleri koşturularak otopilotlar önce doğrusal ortamda ardından doğrusal olmayan ortamda çalışma performansları gözlemlenmiştir. Daha sonra benzetimlere bozucu etkiler katılarak otopilot gürbüzlük ve performans gözlemleri yapılmıştır. Doğrusal füze benzetiminde otopilot performansı basamak girdiye karşılık gelen sistem cevabı incelenerek yapılırken, doğrusal olmayan benzetimde arafaz ve terminal faz güdüm kanunu tarafından hesaplanan otopilot referans girdilerine göre füzenin sergilediği performans incelenmiştir.

In this thesis, the mathematical model of from air to surface an anti-tank missile was obtained and its autopilot and terminal guidance algorithm were designed. In the scope of the thesis, the aerodynamic coefficients of an anti-tank missile were obtained by using Missile DATCOM program. The nonlinear missile simulation was constituted by using Matlab SIMULINK and then the target model was added at the simulation. The nonlinear missile model was linearized around the equilibrium points were used to make autopilot designs. The autopilot algorithm designs were made by using three different control methods: Three-Loop Classic Control, Pole Placement Control and Model Predictive Control. After designing of the control algorithm of the missile, the guidance algorithm was added the simulation to hit the target. Linear autopilots are used in nonlinear simulation and its performances were observed. The aim of the autopilot designed by employing model predictive control method is to minimize the flight control effort, and to make the close-loop system insensitive for modelling uncertainties and stochastic shattering factors. This thesis is to show that the missile is able to move in desired performance with more robustness and less control effort by using an alternative control method instead of Classic and Pole Placement Control methods which are generally preferred by the defence industry. MATLAB SIMULINK was used for preparing linear and nonlinear missile simulation. By running missile simulations, autopilots were observed firstly in linear and then in nonlinear environment. The robustness and the performances of the autopilot were observed by adding disturbance factors to simulations. When the performance of the autopilot was examined by observing step response in linear missile simulation, the autopilot reference inputs which were examined by using midcourse and terminal phase guidance law were used to examine the missile performance in nonlinear missile simulation.