Tez No	İndirme	Tez Künye	Durumu
758681		Robust control of a missile system / Bir füze sisteminin gürbüz kontrolü Yazar:HANDAN GÜRSOY DEMİR Danışman: PROF. DR. MEHMET ÖNDER EFE Yer Bilgisi: Hacettepe Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Bilgisayar Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Bilgisayar Mühendisliği Bilim Dalı Konu:Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve Kontrol = Computer Engineering and Computer Science and Control Dizin:	Onaylandı Doktora İngilizce 2022 198 s.
Çeviklikleri ve yüksek hızları ile bilinen füzelerin, savunma amaçlı kullanımı her geçen gün artmakta ve özellikle hava savunma senaryolarında sıklıkla karşılaşılmaktadır. Bir hava savunma senaryosunda, hedefin yörüngesini olabildiğince hızlı bir şekilde kesmek veya kesişme noktasında oluşacak sapmayı en aza indirmek amacıyla füze hedefe doğru yönlendirilir. Bu yörüngeler füze güdüm ünitesinde üretildiği için bu birim oldukça önemlidir. Klasik güdüm kanunlarının yanı sıra farklı denetim yöntemleri, akıllı yaklaşımlar kullanılarak bu ünite üzerinde yıllardır yoğun çalışmalar yapılmaktadır. Bu tez kapsamında, kısa ve sonlu bir zaman diliminde fazlasıyla yüksek doğruluk gerektiren güdüm kanunlarını tasarlamak amacıyla gürbüz denetim metodolojilerine dayalı yeni alternatif yapılar geliştirilmiştir. İlk yapıda, güdüm kanununu tasarlamak için geleneksel denetim yöntemlerinden en çok tercih edilen oransal-integral-türevsel ve kayan kipli denetim yöntemleri tasarlanmıştır. Sonuçların karşılaştırılması için geleneksel güdüm kanunlarından Orantılı Navigasyon ve Artırılmış Orantılı Navigasyon güdüm kanunları seçilmiştir. İkinci yapıda, füzeler için bir doğrusal olmayan bozucu gözlemci (NDOB) tekniğini kullanan uyarlanabilir bir integral kayan kipli denetim yöntemini temel alan yeni bir güdüm kanunu önerilmiştir. İlk olarak, geleneksel kayan kipli denetimin dezavantajı olarak görülen ulaşma aşamasından kurtulmak için integral kayan kipli denetim önerilmiş, ayrıca uyarlamalı yasa, hedef bilginin üst sınırı olmadan tasarlamak için kullanılmıştır. Tüm bunlara ek olarak, NDOB yapısı, bozucu olarak ele aldığı hedef ivmeyi tahmin etmek üzere tasarlanmıştır. Bu yapıyla, kayan kipli denetimin diğer bir dezavantajı olarak görülen çatırdama problemini en aza indirgemek amaçlanmıştır. Önerilen üçüncü yeni güdüm kanunu, parametrelerini çevrimiçi olarak elde etmek için uyarlanabilir bir algoritma ve bulanık kazanç planlaması kullanan daha yüksek dereceli bir kayan kipli denetim tekniği içerir. Bu yeni yaklaşımda, çatırdama probleminin üstesinden gelmek için yüksek dereceli kayan kipli denetim methodu olan süper büküm kayan kipli denetim ile güdüm kanunu tasarlanırken, denetleyici parametrelerinin ve kazançlarının belirlenmesi için bir uyarlamalı yasa ve bulanık kontrol kullanılır. Ek olarak, önerilen güdüm kanunlarının kararlılık analizleri Lyapunov yöntemi kullanılarak gerçekleştirilir. Son yapıda, bir NDOB tekniği ile desteklenen yeni bir APN güdüm kanunu önerilmiştir. Böylece klasik güdüm kanununa farklı bir yaklaşım getirilmiştir. Burada, hedef ivmeyi elde etmek için NDOB tekniği kullanılır ve böylece APN güdüm kanunu tasarlanırken, hedef ivme bilgisine ihtiyaç duymadan tasarlanabilir. Tasarlanan ve önerilen tüm güdüm kanunları, tatmin edici sonuçlar veren sayısal simülasyonlar aracılığıyla değerlendirilir ve çeşitli hedef durumlarına göre farklı güdüm kanunlarıyla karşılaştırılarak sonuçlar sunulur. Ayrıca, tüm güdüm kanunları, ıskalama mesafesi ve durdurma süresi açısından değerlendirilmektedir. Bu tez boyunca elde edilen sonuçlardan, tasarlanan yeni güdüm kanunlarının, ıskalama mesafesi ve durdurma süresi parametreleri değerlendirildiğinde diğer kanunlardan daha iyi performans gösterdiği açıkça görülmüştür.
Missiles, known for their high agility and fast speed, are becoming increasingly important for defense purposes and they are frequently encountered, especially in air defense scenarios. In an air defense scenario, the missile is guided towards the target with the goal of intersecting the target's trajectory as quickly as possible or minimizing the deviation that will occur at the intersection point. Since these trajectories are produced in the missile guidance unit, this unit is vital to achieving the expected results from the missile. For years, intensive studies on this unit have been carried out by using different control methods, intelligent approaches as well as classical guidance laws. Within this thesis, novel alternative structures are developed based on robust control methodologies with the purpose of designing the guidance laws that demand more than enough high accuracy in a short, finite amount of time. The first structure is based on two conventional control methods, which are the proportional-integral-derivative (PID) and the sliding mode control (SMC), while two traditional guidance controls, the Proportional Navigation (PN) guidance law and the Augmented Proportional Navigation (APN) guidance law, are designed for comparison of results. In the second structure, a novel composite 3D guidance law based on an adaptive integral sliding mode (AISM) control method utilizing a nonlinear disturbance observer technique is proposed for missiles. Firstly, the integral sliding mode control is proposed to get rid of the reaching phase of traditional SMC, as well as the adaptive law is used to design without the upper bound of the target information. Moreover, the NDOB is designed to estimate the target acceleration by handling as the disturbance to minimize the chattering phenomenon. The third proposed new guidance law includes a high-order sliding mode control technique that utilizes an adaptive algorithm and fuzzy gain scheduling to obtain its parameters online. In this guidance law, the super-twisting sliding mode guidance law, which is a high-order sliding mode control technique, is designed to overcome the chattering phenomenon, and also an adaptive law and fuzzy control are used to determine the controller parameters and gains. Stability analyzes of the proposed guidance laws are performed using the Lyapunov method. In the last structure, a new law based on the APN guidance law utilizing an NDOB technique is proposed. Thus, a different approach has been brought to classical guidance law. Here, an NDOB technique is used to obtain the target acceleration, and so when designing the APN guidance law, it can be designed without the need for target acceleration information. Through numerical simulations, all designed and proposed guidance laws are evaluated and compared with different guidance laws according to several cases of the target. In addition, all guidance laws are evaluated in terms of the miss distance and interception time, and the results are presented. Throughout this thesis, it was clearly observed that the proposed guidance laws outperform the other schemes regarding the miss distance and interception time.