zunia.vn

Tuyển sinh 2024 dành cho Gen-Z

zunia.vn

» Kỹ Thuật - Công Nghệ

» Cơ khí - Chế tạo máy

Tổng hợp luật dẫn tối ưu cho giai đoạn tự dẫn cuối của tên lửa có tính đến ràng buộc góc tiếp cận

Chia sẻ: Huyền Phạm | Ngày: | Loại File: PDF | Số trang:9

Báo xấu

53
lượt xem 2
download

Download Vui lòng tải xuống để xem tài liệu đầy đủ

Bài viết trình bày một phương pháp tổng hợp luật dẫn cho tên lửa ở giai đoạn tự dẫn cuối tấn công một mục tiêu đứng yên trên mặt đất. Luật dẫn được tổng hợp dựa trên lý thuyết điều khiển tối ưu được phát triển để đáp ứng yêu cầu tấn công mục tiêu có độ chính xác rất cao, đảm bảo tối thiểu hóa năng lượng điều khiển và ràng buộc góc tiếp cận. Các kết quả mô phỏng số được thực hiện với các tình huống tác chiến khác nhau đã chứng minh hiệu quả của luật dẫn được tổng hợp.

Chủ đề:

Bình luận(0) Đăng nhập để gửi bình luận!

Lưu

Nội dung Text: Tổng hợp luật dẫn tối ưu cho giai đoạn tự dẫn cuối của tên lửa có tính đến ràng buộc góc tiếp cận

Kỹ thuật máy bay & Thiết bị bay TỔNG HỢP LUẬT DẪN TỐI ƯU CHO GIAI ĐOẠN TỰ DẪN CUỐI CỦA TÊN LỬA CÓ TÍNH ĐẾN RÀNG BUỘC GÓC TIẾP CẬN Trần Văn Hải1*, Nguyễn Hoàng Linh1, Phạm Trung Dũng2, Nguyễn Ngọc Điển2 Tóm tắt: Nội dung bài báo này trình bày một phương pháp tổng hợp luật dẫn cho tên lửa ở giai đoạn tự dẫn cuối tấn công một mục tiêu đứng yên trên mặt đất. Luật dẫn được tổng hợp dựa trên lý thuyết điều khiển tối ưu được phát triển để đáp ứng yêu cầu tấn công mục tiêu có độ chính xác rất cao, đảm bảo tối thiểu hóa năng lượng điều khiển và ràng buộc góc tiếp cận. Các kết quả mô phỏng số được thực hiện với các tình huống tác chiến khác nhau đã chứng minh hiệu quả của luật dẫn được tổng hợp. Từ khóa: Tối ưu; Tên lửa; Luật dẫn; Góc tiếp cận; Độ trượt. 1. MỞ ĐẦU Trong các bài toán tổng hợp luật dẫn cho hệ thống tên lửa hiện nay, ngoài chỉ tiêu đảm bảo độ trượt đủ nhỏ thì yêu cầu về ràng buộc góc tiếp cận cũng đóng vai trò rất quan trọng. Đối với các tên lửa chống hạm và tên lửa chống tăng, việc điều khiển góc tiếp cận thích hợp ở tại điểm gặp sẽ giúp nâng cao khả năng tiêu diệt mục tiêu của đầu đạn. Luật dẫn tiếp cận tỷ lệ có ưu điểm đơn giản, dễ thực hiện và được sử dụng rộng rãi trong dẫn đường cho các tên lửa chiến thuật [3]. Tuy nhiên, trong một số nhiệm vụ dẫn đường, tên lửa cần phải đáp ứng ràng buộc góc tiếp cận xác định trước trong giai đoạn dẫn cuối để đánh trúng điểm yếu của mục tiêu được bọc thép hoặc có hệ thống phòng thủ tên lửa như giáp phản ứng nổ trên xe tăng thì luật dẫn tiếp cận tỷ lệ thông thường tỏ ra kém hiệu quả. Trong vài năm qua, lý thuyết điều khiển tối ưu [3–9] đã được ứng dụng thành công để giải các bài toán điều khiển góc tiếp cận bằng cách xem xét tối thiểu hóa năng lượng điều khiển. Lý thuyết này có thể cung cấp một luật dẫn thỏa mãn các ràng buộc đầu cuối và một số yêu cầu về năng lượng điều khiển cũng như biểu thức dạng giải tích và phản hồi trạng thái của luật dẫn. Tuy nhiên, các luật dẫn được đề xuất này thường yêu cầu cung cấp nhiều thông tin để lập lệnh, điều này gây khó khăn cho việc hiện thực hóa trong các ứng dụng thực tế. Trong bài báo này, nhóm tác giả đề xuất một phương pháp tổng hợp luật dẫn mới sử dụng điều khiển tối ưu động có ràng buộc trên cơ sở phương pháp thừa số Lagrange và phương trình Euler được phát triển để đáp ứng tiêu chí tấn công chính xác mục tiêu, đảm bảo tối thiểu hóa năng lượng điều khiển và ràng buộc góc tiếp cận. Luật dẫn được tổng hợp đảm bảo tính đơn giản, yêu cầu ít thông tin cung cấp để lập lệnh. 2. XÂY DỰNG BÀI TOÁN Xét chuyển động của tên lửa trong hệ tọa độ quán tính OX I YI (hình 1), T là mục tiêu và M là tên lửa. Lập hệ tọa độ tham chiếu TX RYR , bằng cách đặt gốc tọa độ tại T và quay hệ tọa độ OX I YI theo chiều kim đồng hồ một góc  f ; với  f là góc tiếp cận mong muốn. Gia tốc pháp tuyến aM vuông góc với véc tơ vận tốc VM của tên lửa. Trong hệ tọa độ OX I YI , góc nghiêng của quỹ đạo tên lửa là  M và góc đường ngắm tên lửa – mục tiêu là  . Trong hệ tọa độ TX RYR , góc nghiêng quỹ đạo  M và góc quay  đường ngắm tên lửa – mục tiêu được biểu diễn như sau: M  M  f ,     f (1) Trong hệ tọa độ tham chiếu TX RYR , ta có: 20 T. V. Hải, …, N. N. Điển, “Tổng hợp luật dẫn tối ưu … tính đến ràng buộc góc tiếp cận.”
Nghiên cứu khoa học công nghệ y  VM sin  M (2)  M  a / VM M Hình 1. Mô hình chuyển động tương đối của tên lửa – mục tiêu. Giả sử tên lửa chuyển động với vận tốc không đổi, góc  M đủ nhỏ để tuyến tính hóa; Khi đó, công thức (2) có thể được biểu diễn bằng: y  VM sin  M  v (3) v  aM Trong đó: y - Thành phần của cự ly tên lửa - mục tiêu lên trục vuông góc với trục X R ; v - Thành phần của vận tốc tên lửa lên trục vuông góc với trục X R . Ngoài ra, còn có: v y y M  ,    (4) VM R VM t go Có thể được tính gần đúng cự ly tương đối giữa tên lửa và mục tiêu R bằng công thức sau R  VM t go ; Ở đây, t go  t f  t , là thời gian còn lại để tên lửa bay tới điểm gặp; t f là toàn bộ thời gian bay tự dẫn của tên lửa đến điểm gặp, khi đó : y  VM t go ( f   ) (5) v  VM ( M   f ) Biểu diễn (5) dưới dạng không gian trạng thái: x  Ax  Bu (6) Trong đó: 0 1 0 x  ( y v)T , u  aM , A 0 0 , B 1 (7)     Để thỏa mãn độ trượt cuối bằng không và góc tiếp cận cho trước là  f , khi đó, trạng thái cuối mong muốn theo hệ tọa độ tham chiếu TX RYR là:  yf  0 xf     (8)  vf   0 Nhiệm vụ bài toán là tìm tín hiệu điều khiển tối ưu u để phiếm hàm chất lượng J nhận giá Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 73, 06 - 2021 21
Kỹ thuật máy bay & Thiết bị bay trị nhỏ nhất: tf 1 1 J  x (t f )  x f  S f  x (t f )  x f    aM2 (t )dt (9) 2 2 t0 Trong đó, ma trận trọng số: s 0 Sf   y  (10) 0 sv  Các hằng số s1 và s2 là trọng số tùy chọn, muốn trạng thái cuối càng gần x f thì chọn s1 và s2 càng lớn. Thay các giá trị của các phương trình (8) và (10) vào (9) ta có thể viết lại phiếm hàm chất lượng như sau: tf s y y 2 (t f ) sv v 2 (t f ) 1 J    aM2 (t )dt (11) 2 2 2 t0 Trong công thức (11),  (t f )  s y y 2 (t f ) / 2  sv v 2 (t f ) / 2 là hàm của các biến trạng thái: độ trượt và góc tiếp cận tại thời điểm cuối. 3. TỔNG HỢP LUẬT DẪN Để giải bài toán tìm các chiến lược điều khiển tối ưu aM ; theo lý thuyết điều khiển tối ưu [1], ta xây dựng hàm Hamilton: 1 H ( x, a ,  , t )  M a (t )   (t )   a (t ) 2 M y v M (12) 2 Phương trình đồng trạng thái:   (t )  H / y  0  y (13)  (t )  H / v   v y Điều kiện dừng: 0  H / aM  aM   ; Biểu thức luật dẫn tối ưu có được: aM (t )  v (t ) (14) Điều kiện đầu y(t0 ), v(t0 ) cho trước, và điều kiện cuối được xác định như sau: y (t f )   / y(t f )  s y y(t f )  (15)  v (t f )   / v(t f )  sv y(t f ) Tiến hành giải bài toán giá trị biên hai điểm được xác định bởi phương trình trạng thái và đồng trạng thái, với tín hiệu điều khiển như trong (14) và các điều kiện biên (13) - (15). Giả sử giá trị các biến đồng trạng thái y (t f ) và v (t f ) tại thời điểm cuối đã biết trước hoặc tính toán được; Nghiệm của phương trình (12) sẽ là :  y (t )  y (t f ) y  (16) v (t )  v (t f )  y (t f  t ) Để đơn giản bài toán, chúng ta giả sử thời điểm bắt đầu khảo sát ( t0  0 ). Thay thế phương 22 T. V. Hải, …, N. N. Điển, “Tổng hợp luật dẫn tối ưu … tính đến ràng buộc góc tiếp cận.”
Nghiên cứu khoa học công nghệ trình (9) vào (3) nhận được: v  v (t ) (17) Thay thế phương trình (16) vào (17), tích phân từ 0 đến t , ta có : v(t )  v(0)  t (v (t f )  t f y )  y t 2 / 2 (18) 2 3 t t y (t )  y (0)  v(0)t  (v (t f )  t f y )  y (19) 2 6 Các phương trình trạng thái và đồng trạng thái đã được giải theo  (t f ) với các giá trị biên ban đầu y(0), v(0) cho trước. Bởi vì giá trị của biến đồng trạng thái ở điều kiện biên cuối là không biết trước. Do vậy, ta cần sử dụng các quan hệ giữa trạng thái cuối và biến đồng trạng thái trong phương trình (15) kết hợp phương trình (18) và (19), để xác định các giá trị này như sau:  t 2f t 3f  y  s y  y (0)  t f v(0)  (v (t f )  t f y )  y  (20)  2 6  t 2f  Và v (t f )  sv v(0)  t f (v (t f )  t f y )  y  (21)  2 Hai phương trình này có thể được viết dưới dạng:  s y t 3f s y t 2f  1      s s y t f   y (0)   3 2  y    y sv   v(0)  (22)  sv t f 2  v (t f )   0  1  sv t f   2  Giải hệ phương trình (22) tính được nghiệm biến đồng trạng thái ở thời điểm cuối như sau:  tf  t f  sv  sv )  1  tf (  y  2  y (0)   (t )    2    (23)  v f   (t )  tf t 3f   v(0)    2 sy  f 6   Trong đó: sv  1/ sv ; sy  1/ s y ; (t f )  ( sy  t f / 3)(t f  sv )  t f / 4 3 4 (24) Tại thời điểm t  t f , ta đã biết giá trị các biến trạng thái y (t ) và v(t ) nên có thể lấy thời điểm hiện tại t làm thời điểm ban đầu. Điều này tương ứng với việc tối thiểu hóa phiếm hàm J (t ) trên khoảng thời gian t , t f  còn lại. Thay thế biến t go cho t f trong (23), ta thu được một biểu thức biểu diễn các biến đồng trạng thái theo các biến trạng thái hiện thời như sau:  t go  t go  sv  sv )  1  t go (  y  2  y (t )    (t )    2   (25)  v f  (t go )  t go   v(t )  3 t   2 sy  go 6  Từ các phương trình (13) và (16), ta tính được biểu thức luật dẫn dưới dạng: Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 73, 06 - 2021 23
Kỹ thuật máy bay & Thiết bị bay  y  aM (t )   t go 1   (26) v (t f )  Thay biểu thức các biến đồng trạng thái tại thời điểm cuối từ phương trình (25) vào (26), luật dẫn tối ưu sẽ có dạng: t go sv  t go 2 /2 sy  t go 2 sv  t go 3 /3 aM (t )   y (t )  v(t ) (27) (t go ) (t go ) Đây là luật dẫn tối ưu có phản hồi theo các biến trạng thái hiện thời. Để tên lửa tiếp cận mục tiêu đảm bảo độ trượt bằng không và thỏa mãn góc tiếp cận thì các hằng số s y , sv phải được chọn như sau: s y   , và sv   . Khi đó, s y  0 và sv  0 , tính giới hạn phương trình (27) theo s y và sv , ta nhận được biểu thức luật dẫn như sau: 6 4 ( y  vt go ) 3y v aM   2 y v  3VM 2  2  (28) t go t go V t M go t go t go Dạng biểu thức luật dẫn (28) là một trường hợp đặc biệt của biểu thức tổng quát của luật dẫn được nhóm nghiên cứu trong công trình [9] đưa ra trên cơ sở giải bài toán tối ưu theo phương pháp ứng dụng bất đẳng thức Schwarz. Mặt khác, lấy đạo hàm theo thời gian của y (t ) trong phương trình (5) nhận được : y  VM ( f   )  VM t go  v (29) Sau đó, thay thế phương trình (5) vào (29) và qua một vài phép biến đổi đơn giản, ta nhận được biểu thức tính tốc độ quay đường ngắm:   ( y  vt go ) / (VM t go2 ) (30) Thay giá trị từ (5), (29), (30) và bổ sung thành phần bù gia tốc trọng trường vào (28), ta tính được biểu thức luật dẫn cuối cùng có dạng : VM aM  3VM   ( M  2 f  3 )  g cos  M (31) t go Để hiện thực hóa, luật dẫn này cần cung cấp thông tin các thông số sau: vận tốc tên lửa, góc nghiêng quỹ đạo của TL, góc đường ngắm và tốc độ quay đường ngắm. Ngoài ra, thời gian bay tới mục tiêu còn lại ( t go ) cần phải được ước lượng. Việc ước lượng chính xác thông số t go là rất quan trọng bởi vì ước lượng sai thời gian bay tới mục tiêu không chỉ làm giảm nghiêm trọng hiệu quả của luật dẫn mà còn khiến quỹ đạo tên lửa bị lệch quá nhiều so với quỹ đạo tối ưu. Thông thường t go được tính xấp xỉ theo công thức như sau: t go  R / Vc (32) Phương pháp này đưa ra ước lượng tốt về thời gian bay tới mục tiêu còn lại khi sử dụng các luật dẫn tiếp cận tỷ lệ, và trong các trường hợp quỹ đạo tên lửa thẳng hướng đến điểm gặp. Tuy nhiên, đối với luật dẫn điều khiển góc tiếp cận thì quỹ đạo của tên lửa thường có độ cong khá lớn nên phương pháp ước lượng trên không còn đủ độ chính xác. Trong bài báo này, chúng tôi sử dụng một phương pháp tính t go đảm bảo độ chính xác cao hơn khi áp dụng cho luật dẫn có điều khiển góc tiếp cận theo đề xuất của các tác giả trong công trình [4]: 24 T. V. Hải, …, N. N. Điển, “Tổng hợp luật dẫn tối ưu … tính đến ràng buộc góc tiếp cận.”
Nghiên cứu khoa học công nghệ R  m2  Tm 2  mTm  m4  Tm 4  mTm ( m2  Tm 2   mTm ) t go  (1     ) 1 (33) VM 15 30 420 840 Trong đó, các biến θm và θTm được định nghĩa như sau: θm γM  σ và θTm γf  σ . Do vận tốc tên lửa được giả sử không đổi, tấn công mục tiêu cố định nên độ trượt tức thời có thể xác định như sau [2]: h  VM t go 2  (34) Tại điểm gặp độ trượt tức thời sẽ trùng với độ trượt thực tế hay còn gọi là độ trượt cuối. 4. MÔ PHỎNG VÀ ĐÁNH GIÁ KẾT QUẢ Để khảo sát các đặc điểm của luật dẫn được đề xuất, một số mô phỏng số được thực hiện trong mặt phẳng thẳng đứng cho các tình huống tác chiến khác nhau của tên lửa. Trong tất cả các mô phỏng, giả định tốc độ tên lửa là không đổi. Giả thuyết này tương đối hợp lý đối với tên lửa bay ở giai đoạn tự dẫn cuối. Giai đoạn bay hành trình và giai đoạn phóng ban đầu không nằm trong phạm vi của bài báo này. Các tham số, điều kiện để mô phỏng số được trình bày trong bảng 1. Tất cả các trường hợp mô phỏng được kết thúc khi cự ly tương đối giữa tên lửa và mục tiêu nhỏ hơn 0.01 m. Bảng 1. Các điều kiện mô phỏng. Các tham số Giá trị Vị trí ban đầu của tên lửa ( x0 , y0 ) (0, 1000) m Vị trí mục tiêu ( x f , y f ) (1000, 0) m Vận tốc của tên lửa 250 m/s Góc nghiêng quỹ đạo tại thời điểm bắt đầu vào giai đoạn tự dẫn cuối 50, 180, 300, 400, Góc tiếp cận mục tiêu mong muốn (  f ) -900 ~00 a) Quỹ đạo TL b) Quá tải TL c) Góc nghiêng quỹ đạo TL d) Độ trượt tức thời Hình 2. Quỹ đạo, quá tải, góc nghiêng và độ trượt của TL ứng với các góc tiếp cận khác nhau. Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 73, 06 - 2021 25
Kỹ thuật máy bay & Thiết bị bay Tình huống 1: Tấn công mục tiêu cố định với các yêu cầu ràng buộc góc tiếp cận mục tiêu khác nhau lần lượt là 00, -300, -400, -500, -700, -900. Quỹ đạo của tên lửa, quá tải của tên lửa, đồ thị góc nghiêng quỹ đạo tên lửa và độ trượt tức thời được thể hiện trong các hình 2a đến 2d. Như kết quả được thể hiện trên các hình 2a đến 2d cho thấy: tên lửa có thể bắn trúng mục tiêu một cách chính xác với các góc tiếp cận định trước. Những kết quả này cho thấy rằng, luật dẫn được tổng hợp có thể đạt được các góc tiếp cận mong muốn trong phạm vi thay đổi rộng. Tuy nhiên, đồ thị quá tải của tên lửa tại thời điểm cuối của một số trường hợp còn có sự thay đổi khá lớn, có thể vượt quá khả năng cơ động của tên lửa. Tình huống 2: tấn công mục tiêu đứng yên với các góc nghiêng quỹ đạo lúc bắt đầu chuyển vào giai đoạn tự dẫn cuối lần lượt là 50, 180, 300, 400 và góc tiếp cận mục tiêu mong muốn  f  90 , ở cự ly 1000 m. Các kết quả mô phỏng về quỹ đạo và quá tải yêu cầu, góc nghiêng quỹ đạo và vận tốc của tên lửa cho các trường hợp góc phóng ban đầu khác nhau được thể hiện lần lượt trong hình 3a và hình 3b. a) Quỹ đạo của TL b) Quá tải của TL Hình 3. Quỹ đạo và quá tải của TL ứng với góc nghiêng quỹ đạo ban đầu khác nhau. a) b) c) d) Hình 4. So sánh hiệu quả giữa luật dẫn đề xuất và luật dẫn tiếp cận tỷ lệ. Như kết quả được thể hiện trong hình 3a,b cho thấy, tên lửa có thể bắn trúng mục tiêu một 26 T. V. Hải, …, N. N. Điển, “Tổng hợp luật dẫn tối ưu … tính đến ràng buộc góc tiếp cận.”
Nghiên cứu khoa học công nghệ cách chính xác với góc tiếp cận định trước ở các góc nghiêng quỹ đạo lúc chuyển vào giai đoạn tự dẫn cuối khác nhau. Tuy nhiên, giá trị góc nghiêng quỹ đạo tên lửa lúc chuyển sang giai đoạn tự dẫn cuối có ảnh hưởng khá lớn gia tốc pháp tuyến yêu cầu của tên lửa. Trong các trường hợp khảo sát thì góc nghiêng quỹ đạo tại thời điểm chuyển sang tự dẫn cuối ở giá trị 180 có quá tải yêu cầu thấp nhất. Giá trị góc nghiêng quỹ đạo nhỏ là một yêu cầu rất quan trọng khi tên lửa chuyển sang giai đoạn tự dẫn để đảm bảo không vượt quá giới hạn trường nhìn của đầu tự dẫn, và tránh mất thông tin bắt bám mục tiêu. Tình huống 3: Phân tích so sánh giữa luật dẫn được đề xuất và luật dẫn tiếp cận tỷ lệ truyền thống. Nhóm tác giả lựa chọn khảo sát với góc phóng ban đầu ( σ o  18o ) và góc tiếp cận mục tiêu mong muốn θ f  90o , ở cự ly 1000 m. Từ hình 4a đến 4d có thể thấy rằng, mặc dù luật dẫn tiếp cận tỷ lệ đảm bảo tấn công mục tiêu một cách chính xác nhưng không đáp ứng được yêu cầu ràng buộc góc tiếp cận theo mong muốn. Ngoài ra, luật dẫn tiếp cận tỷ lệ yêu cầu gia tốc pháp tuyến rất lớn tại thời điểm tiếp cận mục tiêu, trong khi luật dẫn tối ưu chỉ cần gia tốc pháp tuyến khá nhỏ. 5. KẾT LUẬN Bài báo đã tổng hợp được một dạng luật dẫn mới có phản hồi trạng thái dựa trên lý thuyết điều khiển tối ưu để đánh chặn các mục tiêu cố định có tính đến ràng buộc góc tiếp cận. Luật dẫn được tổng hợp đảm bảo tính đơn giản, yêu cầu ít thông tin cung cấp để hình thành lệnh điều khiển. Mô phỏng số được thực hiện cho các tình huống tác chiến, điều kiện góc nghiêng quỹ đạo của tên lửa ở giai đoạn chuyển sang tự dẫn khác nhau và so sánh với phương pháp dẫn tiếp cận tỷ lệ thông thường để đánh giá hiệu quả luật dẫn mới tổng hợp. Các kết quả mô phỏng cho thấy, luật dẫn được tổng hợp đáp ứng tiêu chí đánh trúng mục tiêu chính xác và thỏa mãn yêu cầu về góc tiếp cận mong muốn. Tuy nhiên, để phát huy tính hiệu quả của luật dẫn yêu cầu điều kiện đầu ở thời điểm chuyển sang giai đoạn tự dẫn cuối và chọn góc tiếp cận mong muốn phải phù hợp với khả năng cơ động của tên lửa. TÀI LIỆU THAM KHẢO [1]. Phạm Trung Dũng, Vũ Xuân Đức, “Cơ sở điều khiển tối ưu trong các hệ thống kỹ thuật”. Nhà xuất bản Quân đội Nhân dân, 2012. [2]. Vũ Hỏa Tiễn, “Động học các hệ thống điều khiển thiết bị bay”, Học viện Kỹ thuật quân sự, 2013. [3]. P.Zarchan, “Tactical and strategic missile guidance”, the American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc, Progress in Astronautics and Aeronautics, Vol.239, No.6 (2012). [4]. Ryoo, C. K., Cho, H., and Tahk, M. J., “Optimal Guidance Laws with Terminal Impact Angle Constraint,” Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 28, No. 4, 2005, pp. 724–732. [5]. Ratnoo, A, Ghose, D. “Impact angle constrained interception of stationary targets”. J Guid Control Dyn 2008; 31: 1817–1822. [6]. Hou, Z, Liu, L, Wang, Y. “Time-to-go estimation for terminal sliding mode based impact angle constrained guidance”. Aerosp Sci Technol 2017; [7]. Ryoo, Chang Kyung, H. Cho, and M. J. Tahk. “Time to go weighted optimal guidance with impact angle constraints”. Control Systems Technology IEEE Transactions on, 14(3) 3):483 92. [8]. V. Shaferman and T. Shima, “Linear Quadratic Guidance Laws for Imposing a Terminal Intercept Angle,” Journal of Guidance, Control, and Dynamics, vol. 31, no. 5, 2008, pp. 1400-1412. [9]. Chang-Hun Lee, Min-Jea Tahk, and Jin-Ik Lee, “Generalized Formulation of Weighted Optimal Guidance Laws with Impact Angle Constraint,” IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems, Vol. 49, No. 2, 2013, pp. 1317 -1322. Tạp chí Nghiên cứu KH&CN quân sự, Số 73, 06 - 2021 27
Kỹ thuật máy bay & Thiết bị bay ABSTRACT SYNTHESIS OF OPTIMAL GUIDANCE LAW FOR TERMINAL HOMING PHASE CONSIDERING IMPACT ANGLE CONSTRAINT In this paper, a method to synthesize the guidance law of missile for the terminal homing phase to attack a stationary target on the ground is presented. Guidance law is synthesized based on optimal control theory developed to meet the requirement of attacking target with very high precision, ensuring minimization of control energy and impact angle constraint. The results of numerical simulations performed with different engagement situations demonstrated the effectiveness of the synthesized guidance law. Keywords: Optimal; Missile; Guidance law; Impact angle; Miss distance. Nhận bài ngày 16 tháng 3 năm 2021 Hoàn thiện ngày 31 tháng 3 năm 2021 Chấp nhận đăng ngày 10 tháng 6 năm 2021 Địa chỉ: 1Học viện KTQS; 2 Khoa Kỹ thuật Điều khiển - Học viện KTQS. * Email: vanhaimta@gmail.com. 28 T. V. Hải, …, N. N. Điển, “Tổng hợp luật dẫn tối ưu … tính đến ràng buộc góc tiếp cận.”

CÓ THỂ BẠN MUỐN DOWNLOAD

LV.15: Bộ Đồ Án Tốt Nghiệp Chuyên Ngành Cơ Khí

65 tài liệu

2431 lượt tải

THÔNG TIN

TRỢ GIÚP

HỖ TRỢ KHÁCH HÀNG

Theo dõi chúng tôi

Chịu trách nhiệm nội dung:

Nguyễn Công Hà - Giám đốc Công ty TNHH TÀI LIỆU TRỰC TUYẾN VI NA

LIÊN HỆ

Địa chỉ: P402, 54A Nơ Trang Long, Phường 14, Q.Bình Thạnh, TP.HCM

Hotline: 093 303 0098

Email: support@tailieu.vn

Giấy phép Mạng Xã Hội số: 670/GP-BTTTT cấp ngày 30/11/2015 Copyright © 2022-2032 TaiLieu.VN. All rights reserved.