Show simple item record

dc.contributor.advisorBaşlamışlı, S.Çağlar
dc.contributor.authorAluç, Mehmet
dc.date.accessioned2024-10-15T07:19:54Z
dc.date.issued2024
dc.date.submitted2024-06-05
dc.identifier.citationAluç, M. (2024). Mixed integer quadratic programming autopilot design based on model predictive control for air defence missile (Master's thesis, Hacettepe University, Graduate School of Science and Engineering, Mechanical Engineering).tr_TR
dc.identifier.urihttps://hdl.handle.net/11655/35976
dc.description.abstractIn modern combat scenarios, the effectiveness of tactical missiles relies heavily on their maneuverability and control systems. Enhancing missile performance, considering the challenges posed by highly maneuverable or high-speed ballistic missile targets and the need for faster response times, depends on actuator capability. To address the demand for enhanced maneuverability, in addition to aerodynamic surfaces, secondary actuators such as lateral thruster systems are explored. Unlike traditional control mechanisms, these systems utilize reaction forces from ejected high-velocity gases, offering consistent control efficacy across all flight phases, especially in low dynamic pressure conditions where aerodynamic surfaces may be less effective. However, the on-off nature and limited number of propulsion systems necessitate defining constraints in controller design. In addition to lateral thruster constraints, aerodynamic surfaces have limitations of angle and angular rate. Within the scope of the thesis, aiming to provide an optimal solution under defining constraints, an approach for Mixed Integer Quadratic Programming (MIQP) based on Model Predictive Control (MPC) is proposed. In MPC, a dynamic model of the system is used to forecast its future behavior by considering its current state and the control inputs applied. MIQP is an optimization problem characterized by a quadratic objective function and decision variables that must be integers. MIQP is employed because the lateral thruster is treated as an integer variable. In the study, the aerodynamic fin angle constraint, which is another system constraint, has been defined as an inequality constraint. However, the system struggles with stability when the fin constraint is active while there is already an equality constraint in the system. Therefore, one of the aims of this thesis is to update the value of the fin in the penalty function to ensure that the fin constraint does not become active. This is attempted using an approach called the "MPC-Based Adaptive Weight Estimation Algorithm" method. The method simply aims to reduce the effect of the fin by increasing the weight if the fin limit is active, checking narrow windows from the MPC solution to see whether the fin limit is triggered. The main target of the autopilot (MIQP-MPC) is to track the acceleration command that comes from guidance. The autopilot is designed for only the pitch channel of a missile in the linear domain, and its performance is analyzed for different scenarios. Moreover, the robustness of the autopilot against the jet interaction effect between lateral thrusters and the air stream is also examined. This interaction in missile systems is a critical aspect of aerodynamic control and creates complex aerodynamic forces and moments, which can alter the missile's flight path. The expelled gas jets disrupt the smooth flow of air around the missile, potentially causing turbulence and affecting overall stability and control. Finally, to compare the performance of the autopilot integrated with the lateral thruster with the conventional fin-controlled autopilot structure and to evaluate the designed autopilot in the guidance loop, a ballistic missile target scenario was created and the results were evaluated.tr_TR
dc.language.isoentr_TR
dc.publisherFen Bilimleri Enstitüsütr_TR
dc.rightsinfo:eu-repo/semantics/openAccesstr_TR
dc.subjectMissiletr_TR
dc.subjectOptimal Controltr_TR
dc.subjectMPCtr_TR
dc.subjectConstraint MPCtr_TR
dc.subjectMIQPtr_TR
dc.subjectAutopilottr_TR
dc.subjectLateral Thrustertr_TR
dc.subjectOptimal Kontroltr_TR
dc.subjectKısıt altında MPCtr_TR
dc.subjectOtopilottr_TR
dc.subjectYan İticitr_TR
dc.subjectAdaptive Ağırlıktr_TR
dc.subject.lcshT- Teknoloji. Mühendisliktr_TR
dc.titleModel Öngörülü Kontrole Dayalı Hava Savunma Füzesi için Karışık Tamsayılı Karesel Programlamalı Otopilot Tasarımıtr_TR
dc.typeinfo:eu-repo/semantics/masterThesistr_TR
dc.description.ozetModern muharebe senaryolarında, taktik füzelerin etkinliği büyük ölçüde manevra kabiliyeti ve kontrol sistemlerine bağlıdır. Yüksek manevra kabiliyetli veya hızlı balistik füze hedeflerinin yarattığı zorluklar ve daha hızlı tepki süreleri ihtiyacı göz önüne alındığında, füze performansını artırmak, eyleyici kapasitesine dayanır. Manevra kabiliyetini artırmak için aerodinamik yüzeylerin yanı sıra, yanal itici sistemler gibi ikincil eyleyiciler de incelenmektedir. Geleneksel kontrol mekanizmalarından farklı olarak, bu sistemler fırlatılan yüksek hızlı gazlardan gelen reaksiyon kuvvetlerini kullanarak, özellikle aerodinamik yüzeylerin düşük dinamik basınç koşullarında daha az etkili olabileceği tüm uçuş aşamalarında tutarlı bir kontrol verimliliği sunar. Ancak açma-kapama niteliğinde olmaları ve sınırlı sayıda itki sistemi bulunması, kontrolör tasarımında kısıtların tanımlanmasını gerektirir. Yanal itici kısıtlarına ek olarak, aerodinamik yüzeylerin açı ve açısal hız sınırlamaları vardır. Bu çalışma tanımlanan kısıtlar altında optimal çözüm sağlamak için MÖK (Model Öngörülü Kontrol) tabanlı "Karışık Tamsayılı Karesel Programlama (KTKP)" yaklaşımını önermektedir. MÖK'te, kontrol edilecek sistemin dinamik modeli, mevcut durumu ve uygulanan kontrol girdilerine dayalı olarak gelecekteki davranışını tahmin etmek için kullanılır. MÖK, amaç fonksiyonunun kuadratik olduğu ve karar değişkenlerinin bazılarının veya tamamının tamsayı olması gereken bir optimizasyon problemidir. MIQP'nin kullanılmasının nedeni, yanal iticinin tamsayı bir değişken olarak kabul edilmesidir. Çalışmada, bir diğer sistem kısıtı olan aerodinamik kanatçık açı kısıtı, eşitsizlik kısıtı olarak tanımlanmıştır. Ancak, zaten sistemde bir eşitlik kısıtı varken kanatçık kısıtının aktif olduğu durumlarda sistem kararlılık açısından zorlanır. Bu nedenle, tezin amaçlarından biri, kanatçık kısıtının aktif olmamasını sağlamak için ceza fonksiyonundaki kanatçığın değerini güncellemektir. Bu, MÖK tabanlı ağırlık tahmin yöntemi olan yenilikçi bir yaklaşımla denenmektedir. Yöntem basitçe MÖK çözümünden dar pencereler kontrol ederek kanatçık sınırının tetiklenip tetiklenmediğini görmek ve kanatçık sınırı aktifse ağırlığı artırarak kanatçığın etkisini azaltmayı amaçlamaktadır. otopilot ana hedefi, güdümden gelen ivme komutunu takip etmektir. otopilot, bir füzenin yalnızca pitch kanalında doğrusal alanda tasarlanmış ve performansı farklı senaryolar için analiz edilmiştir. Ayrıca, otopilot yan iticiler ile hava akışı arasındaki jet etkileşimi etkisine karşı gürbüzlüğü de incelenmiştir. Bu etkileşim, aerodinamik kontrolün kritik bir yönüdür ve füzenin uçuş yolunu değiştirebilecek karmaşık aerodinamik kuvvetler ve momentler yaratır. Fırlatılan gaz jetleri, füzenin etrafındaki hava akışının düzgünlüğünü bozarak potansiyel olarak türbülans yaratabilir ve genel kararlılığı ve kontrolü etkileyebilir. Son olarak, yan itici ile entegre edilen otopilot performansını geleneksel kanatçık kontrollü otopilot yapısı ile karşılaştırmak ve tasarlanan otopilotu güdüm döngüsünde değerlendirmek için bir balistik füze hedef senaryosu kurgulanmış ve sonuçlar değerlendirilmiştir.tr_TR
dc.contributor.departmentMakine Mühendisliğitr_TR
dc.embargo.termsAcik erisimtr_TR
dc.embargo.lift2024-10-15T07:19:54Z
dc.fundingYoktr_TR
dc.subtypeworkingPapertr_TR


Files in this item

This item appears in the following Collection(s)

Show simple item record