Guidance, Navigation and Control System for Agile Vehicles

Abstract

Et pålitelig guiding-, navigasjons- og kontrollsystem (GNC) er en viktig del av et vellykket målsporings-scenario. I denne avhandlingen vil et GNC-system bli utviklet, og sammen- lignet med moderne systemer, mye brukt i dag. Dette inkluderer utvikling av en autopilot, sporing, og et pålitelig treghetsnavigasjonssystem for nøyaktig styring av farkosten ved hjelp av tilgjengelige sensormålinger. For denne oppgaven vil GNC-systemet simuleres i et MATLAB / Simulink-miljø, ved hjelp av en ikke-lineær generisk missilmodell. Den første delen av GNC-systemet som skal undersøkes er kontrollsystemet. To autopi- loter sammenlignes: Den første er den mye brukte three-loop autopiloten. Ved å utnytte akselerasjonskom- mandoer beregner autopiloten optimale missilfinnebøyninger for å navigere mot målet. Det andre autopilotsystemet består av to uavhengige autopiloter for horisontal og vertikal kontroll ved hjelp av kursreferansekommandoer. Ved å bruke en lineær kvadratisk regu- lator LQR basert på den lineære generiske missilmodellen, produseres finnebøyninger for å oppnå ønsket missilretning. Egenskaper for ytelse og robusthet undersøkes, og tilpasses ved bruk av en ekstra tilbakekobling fra den deriverte av sideslip og angrepsvinkel. Den andre delen av GNC-systemet som skal undersøkes er navigasjonssystemet. Uten påitelige sensorer og filtre vil andre delsystemer i kontrollsløyfen miste kontrollen over posisjon, hastighet og orientering av missilet. Et globalt navigasjonssatellittsystem GNSS brukt for å veilede ett multipliserende utvidet Kalman-filter (MEKF) vil sikre konvergens av missiltilstandene, inkludert gyro- og akselerasjonsforstyrrelser. MEKF er forskjellig fra et standard utvidet Kalman filter da oppdatering av orienteringen ved hjelp av quaternion- multiplikasjon resulterer i den ekstra multiplikative egenskapen. I et målsporingsscenario er informasjon om posisjon, hastighet og noen ganger akselerasjon til målet viktig når refansekommandoer skal regnes ut. I tillegg til å beregne missiltilstandene ved hjelp av treghetsnavigasjonssystemet, vil et ekstra Kalman Filter implementeres for å holde over- sikt over de relative tilstandene mellom målet og missilet. Til slutt vil to guidingslover sammenlignes for å fullføre GNC-designet. Den velkjente ”Propoertional-Navigation”-loven i kombinasjon med ”three-loop” autopiloten beskrevet ovenfor, vil bli sammenlignet med en LOS guidingslov kombinert med autopiloten for ho- risontal og vertikal kontroll. Ved å anta uavhengig kontroll av horisontalt og vertikalt plan, er målet for LOS guidingsloven å styre missilet mot en vektor mellom en utskytningsplat- tform og den estimerte posisjonen for optimal kollisjon mellom missilet og målet. GNC-systemet simuleres ved hjelp av Simulink og viser lovende resultater i både refer- ansesporing for autopiloten, samt tilstandsestimering for begge Kalman filterdesignene.

A reliable Guidance, Navigation and Control (GNC) system is an important part of a suc- cessfull target-tracking scenario. In this thesis, a GNC system is developed and compared to state-of-the-art systems widely used today. The work includes the development of an autopilot, guidance law, target tracking law and a reliable inertial navigation system for precicely controlling an agile vehicle such as aircraft, missiles, etc. using available sen- sor measurements. In this thesis the GNC system is simulated in a MATLAB/Simulink enviroment using a non-linear generic missile model. The first part of the GNC system to be investigated is the control system. Two autopilots are considered: The first design is the widely used three-loop autopilot. Based on desired acceleration commands from the guidance system, the autopilot calculates optimal missile fin deflec- tions to navigate towards a target. The second design consists of two decoupled autopilots for lateral and longitudinal control using course and flight-path-angle as reference com- mands. By using a Linear-Quadratic Regulator (LQR), based on the linearized generic missile model, fin deflections are produced to achieve the desired missile orientation. Per- formance and robustness properties are enhanced by using an additional feedback from sideslip and angle-of-attack derivatives. The second part of the GNC system to be investigated is the navigation system. With- out reliable sensors and filters, other subsystems in the control loop will loose track of the Position, Velocity and Attitude (PVA) of the vehicle. A Global Navigation Satellite Systems (GNSS)-aided Multiplicative Extended Kalman Filter (MEKF) using gyro and accceleration biases is derived to ensure convergence of the vehicle states. The MEKF differs from the standard Extended Kalman Filter (EKF) by using quaternion multiplica- tion to update the Inertial Navigation System (INS) estimations for the attitude, resulting in the additional multiplicative property. In a target-tracking scenario, information about the target position, velocity, and, in certain cases, acceleration is important when comput- ing guidance commands. In addition to the estimated missile states provided by the INS, a target-tracking Kalman Filter (KF) is implemented to keep track of the relative states between the target and missile. Finally, to conclude the GNC design, two guidance laws are compared. The well known Proportional Navigation (PN) law in combination with the three-loop autopilot described above, is compared to a Line-Of-Sight (LOS) design combined with the course and flight- path-angle controlled autopilot. By assuming independent control of the horizontal and vertical plane, the LOS guidance objective is to control the missile towards a vector be- tween its launch platform and the estimated position of interception between the missile and target. The GNC system is simulated using Simulink and shows promising results in both refer- ence tracking for the autopilot, as well as state-estimations using both KF designs.