Maximising guidance and control performance through guidance demand and steering shaping and utilising control system redundancy

Abstract

[EN] In this Individual Research Project, to improve the guidance and control performance of a missile system, solutions for two separate problems are proposed. The first of them is the degradation of the actuator performance due to aerodynamic loading effects on the fin actuation system. Typically, other guidance goals such as control effort minimization are the main focus in guidance systems. In this project, a new guidance law to minimize aerodynamic loading is proposed. This guidance law is based on Linear Quadratic Optimal Guidance with Weighting Functions, with the intent of minimizing the commanded acceleration along the whole flight region. This is because acceleration is proportional to angle of attack, which in turn is proportional to the aerodynamic loading; the higher the angle of attack, the higher the aerodynamic loading. The second problem, unrelated to the first one, is the degradation on the performance of the system due to the fin deflection angle and rate limitations imposed by the autopilot on the fin actuator system. Typical nonlinear missile autopilot systems are governed by three control gains. The magnitude which has the largest influence on the behaviour of the system has been tackled, in order to force the commanded and achieved angles and rates to be within the boundaries of the fin actuation system. Simultaneously, two new approaches to reduce the most relevant control gain magnitude of the autopilot system are proposed. Lastly, the results have been compared to showcase how the solution of each of these problems improves the behaviour of the system in their respective conditions.

[ES] Para mejorar el rendimiento guiado y control de un sistema de control de un misil, se proponen soluciones para dos problemas diferentes por separado. El primero de ellos es la degradación del rendimiento del actuador de un misil debido a los efectos de carga aerodinámica en el sistema de actuación de las aletas del emisil. Normalmente, objetivos de guiado como la minimización del esfuerzo de control son los principiales objetivos en sistemas de guiado. En este proyecto, se ha diseñado una nueva ley de guiado con el fin de minimizar la carga aerodinámica. Esta ley de guiado está basada en teoría de Guiado Óptimo Cuadrático Lineal con Funciones de Peso, con el fin de minimizar la aceleración comandada a través de toda la región de vuelo. Esto es debido a que la aceleración es proporcional al ángulo de ataque, y a su vez ésta es proporcional a la carga aerodinámica: cuanto mayor sea el ángulo de ataque, mayor es la carga aerodinámica.

El segundo problema no está relacionado con el primero, y consiste en la degradación del rendimiento del sistema debido a los límites de deflexión y tasa de deflexión impuestos por el piloto automático, al actuador. Los sistemas de piloto automático no lineales están controlados por 3 ganancias de control. La ganancia que más relevancia tiene sobre la respuestas del sistema es la que ha sido modificada, con el fin de forzar a los ángulos y tasas comandadas a estar dentro de los límites físicos del actuador. Para resolver este problema, se han propuesto dos soluciones.

Para ambos problemas, se ha comparado el funcionamiento del sistema en presencia de estos problemas, con el funcionamiento del sistema con las soluciones aplicadas.