طراحی الگوریتم هدایت ترمینال یک ماهواره‌بر هواپرتاب

به طور معمول بخش هدایت و بخش کنترل به صورت مدول‌هایی جدا از یکدیگر طراحی می‌شوند که البته در بسیاری از کاربردهای متداول و عادی جوابگو هستند، لیکن به منظور دستیابی به خطای کمتر در تزریق ماهواره به مدار و تحقق دقیق‌تر نقاط حضیض و اوج و افزایش دقت در انجام ماموریت به توسعة الگوریتم‌های یکپارچه یا در اصطلاح igc   نیازمندیم. با استفاده از چنین الگوریتم‌هایی می‌توان هدایت حلقه بسته را برای مرحله آخر ماهواره‌بر در خلاء طراحی کرد. مثال‌هایی از این مورد عبارتند از مد هدایت تکراری (igm) و هدایت صریح توانی (peg). در این مقاله، هدایت فاز نهایی همراه با هدایت طبقات اول و دوم یک ماهوا‌ره‌بر هواپرتاب سوخت جامد نوعی، مدلسازی و شبیه‌سازی شده است. نتایج این مقاله نشان می‌دهد، هدایت igm به خوبی می‌تواند با هدایت pitch program مراحل قبل سازگار بوده و به خوبی کار تزریق در مدار را به سرانجام برساند.

designing the terminal guidance algorithm of a typical air-launched launch vehicle

generally, the guidance and the control are designed as separate modules, which are suitable for many common and normal applications, but in order to achieve less error in deploying the satellite into the orbit increase the accuracy in performing the mission, we need to develop integrated guidance and control algorithms (igc). by using such algorithms, it is possible to design the closed loop guidance for the last stage of the launch vehicle in vacuum condition. examples of this are iterative guidance mode (igm) and power explicit guidance (peg). in this paper, the guidance of the final phase along with the guidance of the first and second stages of a typical solid rocket launch vehicle is modeled and simulated. the results of this article show that the igm guidance can be well compatible with the pitch program guidance of the previous steps and successfully complete the deployment in the orbit.