نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی

نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی

کاهش نوسانات زاویه فراز یک پرتابه دوچرخشی با استفاده از ماشین‌حالت و الگوریتم بهینه‌سازی ازدحام ذرات

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان
1 مجتمع دانشگاهی برق و کامپیوتر، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
2 مجتمع برق و کامپیوتر- دانشگاه صنعتی مالک اشتر
10.22034/joae.2024.370978.1144
چکیده
امروزه با پیشرفت تکنولوژی و ظهور سلاح‌های هوشمند، سلاح‌های گذشته عملاً کارایی خود را از دست داده‌‌اند. لذا باید به دنبال راه‌کاری بود تا بتوان بدون تغییرات زیادی در ساختار مهمات گذشته، آن‌ها را هوشمند نموده و دوباره به صحنه‌ی نبرد بازگرداند و از نابودی سرمایه‌های ملی جلوگیری کرد. در این راستا ایده سر هدایت‌کننده مطرح شده است که به فیوز اصلاح مسیر مشهور است. این فیوز به طور جداگانه ساخته می‌شود و به صورت دوچرخشی بر روی گلوله‌های توپ و خمپاره‌های‌ ساخته شده نصب می‌شود و هدایت پرتابه را به عهده می‌گیرد.
یک چالش مهم در الگوریتم‌های رایج هدایت برای این فیوزها، به علت نوع عملگر، نوسانات لحظات انتهایی پرواز پرتابه می‌باشد. در این مقاله راهکاری نوآورانه جهت رفع این چالش مهم ارائه شده‌است که در این ایده از یک ماشین حالت، جهت مرتفع کردن مشکل عملکرد الگوریتم هدایت PN کمک گرفته شده است. پارامترهای طراحی بخش‌های کنترل، هدایت و ماشین حالت با استفاده از روش بهینه‌سازی ازدحام ذرات با تابع برازندگی که شامل میزان نوسانات زاویه فراز (جهت مرتفع کردن مشکل نوسانات زاویه فراز) و میزان خطای برخورد، محاسبه شده است. برای اعتبارسنجی الگوریتم، شبیه‌سازی مونت‌کارلو انجام شده است. نتیجه شبیه‌سازی نشان می‌دهد که الگوریتم پیشنهاد‌شده می‌تواند مقدار CEP پرتابه را به مقدار سه متر کاهش دهد و در عین حال زاویه فراز در لحظات انتهایی نوسان نداشته باشد.
کلیدواژه‌ها

موضوعات


[1] Gagnon E, Lauzon M. Low cost guidance and control solution for in-service unguided 155 mm artillery shell. Defence Research and Development Canada, DRDC-VALCARTIER-TR-2008-333. 2009.
[2] Reusch O, Kautzsch K, editors. Precision enhancement build on a multi functional fuze for 155mm artillery munition. Proceedings of the 47th NDIA Annual Fuze Conference (NDIA’03); 2003.
[3] Beattie R, editor UK Course Correction Fuze Research. 6th International Cannon Artillery Firepower Symposium & Exhibition; 2000.
[4] D'Amico W. Low-cost Competent Munitions (LCCM) Self-Correction Devices-An Initial Study and Status. US Army Research Laboratoiy, Aberdeen Proving Ground, MD, ARL-TR-1. 1996;178.
[5] Eroğlu M. Design and control of nose actuation kit for position correction of spin stabilized munitions under wind effect: Middle East Technical University; 2016.
[6] Fresconi F, Celmins I, Silton S, Costello M. High maneuverability projectile flight using low cost components. Aerospace Science and Technology. 2015;41:175-88.
[7] Theodoulis S, Gassmann V, Wernert P, Dritsas L, Kitsios I, Tzes A. Guidance and control design for a class of spin-stabilized fin-controlled projectiles. Journal of Guidance, Control, and Dynamics. 2013;36(2):517-31.
[8] Nobahari H, Arab Kermani M. Integrated Optimization of Guidance and Control Parameters in a Dual Spin Flying Vehicle. Scientia Iranica. 2017;24(5):2473-89.
[9] Zhu D, Tang S, Guo J, Chen R. Flight stability of a dual-spin projectile with canards. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part G: Journal of Aerospace Engineering. 2015;229(4):703-16.
[10] Wernert P, Theodoulis S, Morel Y, editors. Flight dynamics properties of 155 mm spin-stabilized projectiles analyzed in different body frames. AIAA atmospheric flight mechanics conference; 2010.
[11] Wernert P, Theodoulis S, editors. Modelling and stability analysis for a class of 155 mm spin-stabilized projectiles with course correction fuse (CCF). AIAA atmospheric flight mechanics conference; 2011.
[12] Spagni J, Theodoulis S, Wernert P, editors. Flight control for a class of 155 mm spin-stabilized projectile with reciprocating canards. AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference; 2012.
[13] Seve F, Theodoulis S, Wernert P, Zasadzinski M, Boutayeb M. Flight dynamics modeling of dual-spin guided projectiles. IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems. 2017;53(4):1625-41.
[14] Costello M, editor Modeling and simulation of a differential roll projectile. AIAA Modeling and Simulation Technologies Conference and Exhibit; 1998.
[15] Theodoulis S, Sève F, Wernert P. Robust gain-scheduled autopilot design for spin-stabilized projectiles with a course-correction fuze. Aerospace Science and Technology. 2015;42:477-89.
[16] Zheng Q, Zhou Z. Flight Stability of Canard-Guided Dual-Spin Projectiles with Angular Rate Loops. International Journal of Aerospace Engineering. 2020;2020.
[17] Wernert P, editor Stability analysis for canard guided dual-spin stabilized projectiles. AIAA atmospheric flight mechanics conference; 2009.
[18] Wang Y, Wang X-m, Yu J-y. Influence of control strategy on stability of dual-spin projectiles with fixed canards. Defence technology. 2018;14(6):709-19.
[19] Norris J, Hameed A, Economou J, Parker S. A review of dual-spin projectile stability. Defence Technology. 2020;16(1):1-9.
[20] Zhang X, Xiaoxian Y, Zheng Q. Impact point prediction guidance based on iterative process for dual-spin projectile with fixed canards. Chinese Journal of Aeronautics. 2019;32(8):1967-81.
[21] Zhang Y, Gao M, Yang S, Fang D. An adaptive proportional navigation guidance law for guided mortar projectiles. The Journal of Defense Modeling and Simulation. 2016;13(4):467-75.
[22] Guo Q-w, Song W-d, Wang Y, Lu Z-c. Guidance law design for a class of dual-spin mortars. International Journal of Aerospace Engineering. 2015;2015.
[23] Liu P, Cao H, Feng S, Liu H, Cao L. Optimization of the PNG Law for a Dual-Spin Mortar with Fixed Canards. Mathematical Problems in Engineering. 2021;2021.
[24] Yuan P-J, Chern J-S. Ideal proportional navigation. Journal of Guidance, Control, and Dynamics. 1992;15(5):1161-5.
 
دوره 26، شماره 1
مرداد 1403
صفحه 97-110

  • تاریخ دریافت 29 آبان 1401
  • تاریخ بازنگری 01 مرداد 1402
  • تاریخ پذیرش 25 اردیبهشت 1403