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논문 기본 정보
- 자료유형
- 학술대회자료
- 저자정보
- 발행연도
- 2009.9
- 수록면
- 465 - 469 (5page)
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Modern missile systems are required to possess the capability of agile turn to catch rapid fighting planes, which involves high angle of attack and high acceleration. This paper presents autopilot designs of a tail-controlled missile for high angle of attack and high acceleration. If the acceleration along the z-axis is the output, the missile dynamics is a non-minimum phase system. Non-minimum phase systems cannot be controlled by general nonlinear control methods such as dynamic inversion and sliding mode control. To solve this problem, this paper employs output redefinition control. The nonlinear simulations demonstrate high acceleration capability. For the angle of attack control, sliding mode control is applied, and simulations are performed at the angle of attack of 40 and 45 degrees. In addition, the optimal command tracking is tested for maximizing the final speed after 180-degree-turn. This paper also presents the robustness analysis of the output redefinition and sliding mode control with respect to the variations in aerodynamics coefficients. Through the result of the computer simulation, and the robustness analysis, the feasibility of agile-turns is verified via sliding mode control and output redefinition.
목차
Abstract
1. 서론
2. 유도탄 동역학 모델
3. 받음각을 위한 슬라이딩 모드 제어
4. 가속도 제어를 위한 출력 재정의 기법
5. 강인성 분석
6. 시뮬레이션 결과
7. 결론
후기
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