نویسندگان

• سید حسین ترابی ¹
• جعفر روشنی‌یان ¹
• حمید عربشاهی ²

¹ دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران

² دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایران

چکیده

در این مقاله،  طراحی آنلاین الگوریتم هدایت و کنترل ماهواره‌بر با رویکرد یکپارچه‌سازی و بر مبنای کنترل بهینه ارائه شده است. مدل معادلات پرواز به صورت غیرخطی و در صفحة پرواز استخراج شده است که جهت حل آن بر مبنای روش حل عددی با ترکیب الگوریتم حل ابتدا به انتها ODEبا درنظرگیری شرایط اولیه برای متغیرهای حالت یکپارچه و متغیرهای کمکی و الگوریتم بهینه‌سازی fmincon SQP بر مبنای منطق shooting methodاقدام شده است. به‌منظور صحه‌گذاری طراحی، نتایج حل این الگوریتم با نتایج حل یک الگوریتم مجزای هدایت و کنترل معتبر برای ماهواره‌بر مقایسه شده است. تابع هدف شامل حداقل تلاش کنترلی، ترمه‌ای ترمینال و مینیمم‌سازی زمان سوزش است. نتایج نشان‌دهندة برآورده‌سازی این مقادیر، دست‌یابی به دقت بیشتر، تلاش کنترلی کمتر و هماهنگی بیشتر در عملکرد الگوریتم‌های هدایت و کنترل در نگرش یکپارچه نسبت به نگرش مجزاست.

کلیدواژه‌ها

• تابع هزینه
• قیود ترمینال
• هدایت و کنترل یکپارچه
• هدایت و کنترل مجزا
• الگوریتم بهینه‌سازی

عنوان مقاله [English]

Online Optimal Integrated Guidance and Control Algorithm Design for Launch Vehicle

نویسندگان [English]

• Seyed Hossein Torabi ¹
• Jafar Roshanian ¹
• Hamid Arabshahi ²

¹ Faculty of Aerospace Engineering, Khajeh Nasir al-Din Tusi University of Technology, Tehran, Iran

² Faculty of Aerospace Engineering, Amirkabir University of Technology, Tehran, Iran

چکیده [English]

In this Paper, The online optimal integrated guidance and control algorithm design has been provided for two-stages Launch Vehicle .The flight equations are nonlinear and has been derived in flight plane. In order to solve it based on numerical solution and shooting method logic by the combination between ODE - start to end solver algorithm by considering initial conditions for integrated states and co-states - and optimization fmincon SQP algorithm has been acted. In order to verify designing method the results of this algorithm solutions has been compared with the results of a valid separated guidance and control algorithm for launch vehicle. The result function involves minimum control effort, terminal terms and minimizing burning time. The results indicate the satisfaction of three mentioned identities achieving high accurate orbital insertion and more coordination between the operation of guidance and control algorithms in integrated logic comparing with separated ones.

کلیدواژه‌ها [English]

• Cost Function
• Terminal conditions
• Integrated guidance and control
• Separated guidance and control
• Optimization algorithm