NAMA:SUPIYANTO

NIM:403091010172

KELAS:D

AUTO RUDAL DESAIN UNTUK RUDAL CROSS-

BAGIAN SQUARE

PENDAHULUAN Generasi berikutnya mungkin rudal bukan lingkaran bentuk aerodinamis lebih baik aerodinamika kinerja, efisiensi volumetrik yang lebih besar, alasan stealth, dll rudal Konvensional dengan silang lingkaran-bagian telah biasanya mencapai kinerja percepatan yang baik dan stabilitas margin menggunakan tiga klasik loop struktur autopilot. Edaran penampang airframes dengan asimetris karena, misalnya, ke engine intake memiliki biasanya bergantung pada bankto- giliran (BTT) kemudi untuk alasan stabilitas, dan kadang-kadang juga untuk kendala asupan slip samping. Ini ini bisa dimengerti bahwa kemudi BTT umumnya tidak sebagus skid-to-turn (STT) kemudi dalam mengakhiri permainan. Oleh karena itu, untuk airframes novel,

itu penting untuk memahami apa yang pengaruh penampang bentuk pada desain autopilot dan Allround- tubuh-stabilitas dan kinerja. Dalam tulisan ini, kita membandingkan sebuah salib persegi-bagian rudal dengan dasar penampang lingkaran. Ini adalah supersonik, roket konfigurasi, dan diilustrasikan pada Gambar 1. Komputasi dinamika fluida digunakan untuk menghasilkan aerodinamis data pada Mach 2,5 lebih dari total insiden nilai sampai 24 ° dan roll aerodinamika sudut antara ± 180 ° [1]. Data yang divalidasi terhadap percobaan dan perjanjian yang baik diperoleh. Tidak ada jumlah besar diterbitkan bekerja pada kontrol airframes lintas-bagian non-melingkar. Pekerjaan telah dilaporkan pada mengangkat tubuh

airframes dengan penampang sangat elips [2], seperti halnya pada segitiga, atau segitiga seperti

airframes [3,4]. Karena bentuk mereka, seperti airframes sulit untuk mengevaluasi secara ketat terhadap bagian tradisional empat-sirip penampang silang- konfigurasi. Selain itu, solusi pengendalian bagi mereka cenderung menganggap kemudi BTT untuk tetap aerodinamis cross-coupling untuk minimum Sejumlah metode desain telah digunakan untukdesain pilot otomatis untuk dua airframes. Hal ini untukmembantu memperoleh pemahaman tentang bagaimana autopilot

 

Gambar 1: Konfigurasi dari lingkaran dan penampang persegi airframesarsitektur harus tergantung pada aerodinamis.

arsitektur harus tergantung pada aerodinamis. Sebuah badan penampang persegi kemungkinan untuk memperkenalkan tambahan sambungan lintas yang mungkin membutuhkan arsitektur autopilot yang cermin ini. The klasik tiga struktur loop tidak autopilot mudah izin ini. Dari desain dipertimbangkan, tiga disajikan di sini:

• Sebuah autopilot klasik dirancang dengan menggunakan tiang penempatan. • Sebuah autopilot klasik dengan tuning ∞ H fine- kompensator. • Seorang non-linear Dynamic Inversion (NDI) autopilot. Tulisan ini membuat dua kontribusi utama. The pertama adalah perbandingan cross sectional yang berbeda airframes dan dampaknya terhadap autopilot desain dan waktu efektif konstan. Kedua, tambahan wawasan tentang metoda desain sendiri diberikan.

Non-linear Dynamic Inversi sering dipromosikan sebagai langsung cara untuk menyederhanakan desain autopilot untuk terkopel airframes. Namun, ada beberapa ketidakpastian apakah pembalik dinamika akan menghasilkan arsitektur yang kuat. The perbandingan desain NDI dengan klasik dan H ∞ desain memberikan beberapa wawasan baru tentang ini. Aspek lain dari pekerjaan tidak dilaporkan di sini termasuk desain autopilot tambahan, kemudi hukum dan mencapai kemampuan. Ini akan dibahas dalam makalah jurnal lebih lengkap pengajuan.

DESAIN PERSYARATAN Tujuan disain adalah untuk memaksimalkan kecepatan tanggapan, yang diukur dengan percepatan lateral naik-waktu, tergantung memperoleh tingkat minimum stabilitas. Tingkat minimum stabilitas didefinisikan dalam hal Nichols elips daerah pengecualian yang ditunjukkan pada Gambar 2. Wilayah mendefinisikan ketidakpastian yang akan diterapkan ke semua tiga feedback loop secara bersamaan. Loop tertutup harus tetap stabil dalam menghadapi beberapa ini ketidakpastian. Daerah pengecualian adalah sebuah pendekatan bagi konvensional yang digunakan untuk militer sayap tetap pesawat [8], contoh yang juga ditunjukkan pada Gambar 2. Penggunaan tepi lurus agak sewenang-wenang, dan tidak meminjamkan dirinya untuk otomatis analisa serta elips. The elips pada Gambar 2 didefinisikan oleh:

Persamaan 1dimana δ adalah bilangan kompleks

dibatasi dalam ukuran oleh c δ <, dan c adalah bilangan real konstan. Mengganti ce j θ δ = (mana 1 j = -), dan θ bervariasi antara 0 dan 2 hasil penelusuran π di r keluar elips. Dengan memilih nilai c tepat, elips dapat dibuat perkiraan wilayah konvensional berdasarkan lurus tepi. Nilai c = 0,25 yang digunakan di sini, karena ini umumnya diterima sebagai memadai untuk analisis multivariabel. Hal ini setara dengan kira-kira 4.5dB dan 30 ° dalam arah utama. The penurunan margin yang diberikan dalam multivariat analisis karena cross-coupling dan offset simultan secara eksplisit diperhitungkan.

Gambar 2: daerah pengecualian Nichols

Dengan wilayah pengecualian dalam hal ini parameter cara, analisis stabilitas dapat berubah menjadi sebuah μ- analisis tugas. Untuk detail lebih lanjut tentang metode μ-analisis, referensi [9] adalah awal yang baik titik. Di sini, transformasi menjadi setara μ-analisis tugas hanya ditampilkan. Pertimbangkan blok diagram pada Gambar 3. Menuliskan hubungan antara e dan u memberikan Persamaan 1.

Gambar 3: Pemodelan ketidakpastian actuator

Jika ada tiga tuntutan aktuator primer (yaitu kolektif tuntutan dalam roll, pitch dan yaw), lalu tiga dari konstruksi blok-diagram ditunjukkan pada Gambar 3 ditambahkan ke totalinterkoneksi struktur. Menarik enam δ- blok dari hasil struktur interkoneksi dalam diagram pada Gambar 4.

Gambar 4: Ketidakpastian diterapkan untuk tigautama aktuator tuntutan

Ini sekarang dalam format yang sesuai untuk 碌 -analisis, struktur ketidakpastian yang diulang tiga kompleks blok ukuran dua. Untuk ketidakpastian ini struktur, dengan c = 0,25, yang terstruktur tunggal Nilai () harus kurang dari 4 sama sekali frekuensi. Maka tidak ada nilainilaidibatasioleh0,25<yangmenggoyang lingkaran tertutup. Dalam makalah ini,multivariabel yang margin stabilitas diplot. Hal ini dilambangkan dandidefinisikan sebagai nilai minimum, lebih dari frekuensi, dari 1 /

Oleh karena itu, bertujuan untuk stabilitas yang kuat merupakan > 0,25. Dalam rangka untuk memastikan realisme beberapa saat merancang keuntungan autopilot, diasumsikan bahwa mendapatkan saat berbuka loop umpan balik pada pitch kolektif dan tuntutan yaw, harus lebih kecil dari-25dB di 50Hz. Dalam loop roll, nilai adalah-25dB di 75Hz. Kendala-kendala tersebut dikenakan untuk membatasi masalah kopling struktural melalui yang inersia instrumen. Missile DINAMIKA Seperti Gambar 1 menunjukkan, baik airframes memiliki sama panjang dan diameter lingkaran crosssection sama dengan panjang-sisi alun-alun,

yaitu silang lingkaran-pasal saja cocok dalam persegi. Juga, karena mereka adalah sisi-mount, yang sirip dari badan pesawat penampang persegi identik dalam bentuk, ukuran dan pengaturan bagi mereka dari lingkaran. Dalam kedua rudal, aktuasi sirip diberikan orde kedua lag representasi undamped

alam frekuensi 30Hz dan redaman 0.7. Untuk perbandingan lebih mudah, kedua airframes dianggap memiliki massa yang sama dan sama inertias. Hal ini sesuai tersebut sekitar situasi (tidak harus realistis) dimana bagian internal dari kuadrat adalah sama seperti yang dari lingkaran. Semua analisa dalam makalah ini adalah untuk Jumlah Mach 2,5, insiden total hingga 24 °, dan ketinggian 10km.

Ini adalah kepentingan untuk menguji stabilitas alami yang airframes melalui ruang negara. Persamaan 2 dan 3 adalah persamaan negara untuk melingkar dan persegi airframes di trim kasus tertentu di mana sudut serangan dan kejatuhan keduanya ° 12, yaitu total kejadian 17 ° dan sudut roll aerodinamika dari 45 °. Kondisi ini cukup dekat dengan trim maksimum kemampuan melingkar. Dalam kasus badan pesawat melingkar, nilai eigen adalah ± 22, -0,39 dan -0,35 ± 15j. Dalam kasus persegi mereka

Cross-coupling dari saluran roll kekejadian (v dan w), dan kembali ke arah lain, adalahjelas terlihat dari persamaan 2 dan 3. Hal ini inicross-coupling yang adalah sumber cepattiang tidak stabil. Hal ini dapat diverifikasi dengan mengubahtanda-tanda dari elemen {1,4} dan {1,5} dariA-matriks. Efeknya adalah untuk mengubah nilai eigenuntuk kasus edaran kepada -0,37, -0,013 ± 22j dan-0,35 ± 15j dan untuk kasus persegi untuk 0.017,-0,58 ± 22j dan -0,59 ± 17j. Elemen iniproporsional masing-masing untuk β ∂ ∂ l C danα ∂ ∂ l C, yaitu mereka mewakili lerengroll aerodinamis saat dengan kejadian.Gambar 5 menunjukkan sirip-rolling undeflectedsaat koefisien. The nondimensionalising samaFaktor yang digunakan dalam kedua kasus, sehinggaplot secara langsung dibandingkan.

Alam ketidak stabilan badan pesawat lingkaran cenderung...

tercepat di insiden lebih tinggi sekitar aerodinamis roll sudut ± 45 ° dan ± 135 °. Ini terjadi dimana lereng finsundeflected saat rolling berada pada mereka yang paling merugikan. Hubungan serupa berlaku untuk persegi badan pesawat, kali ini dengan ketidakstabilan alam yang tercepat di insiden tinggi sekitar 0 °, ± 90 ° dan ± 180 °. Satu-satunya daerah yang lengkap alami stabilitas sepenuhnya ditambah melingkar badan pesawat sekitar dekat pertengahan kejadian ke kontrol-frame pitch dan yaw arah. Untuk sepenuhnya digabungkan badan pesawat persegi, sebaliknya, stabilitas alam yang lengkap hanya akan tercapai pada beberapa insiden tinggi sekitar aerodinamik roll sudut ± 45 ° dan ± 135 ° - mana pameran badan pesawat melingkar ketidakstabilan tercepat. Karakteristik ini sangat mempengaruhi margin stabilitas yang dicapai dengan pilot otomatis.

KLASIK AutoPilot Gambar 6 menunjukkan autopilot klasik arsitektur, yang mengikuti [10]. Perhatikan bahwa skala yang dibutuhkan untuk memenuhi kebutuhan referensi bagi nol steady-state pelacakan tidak ditampilkan. Setiap saluran dirancang secara terpisah dengan menggunakan tiang-penempatan mencapai respon waktu yang diinginkan. Hal ini dilakukan hanya dengan negara-negara badan pesawat. Menambahkan integrator memberikan sistem urutan ketiga masing-masing kasus, kutub loop tertutup yang ditugaskan ke nilai yang diinginkan. Kemudian aktuator dan sensordinamika ditambahkan, dan kutub dicapai lokasi diperiksa. Jika lokasi yang terlalu jauh dari yang dituntut, atau jika atenuasi kendala struktural sedang melanggar, lokasi kutub dituntut direvisi dan proses ini diulang.

H ∞ pilot otomatis Desain dengan menggunakan metode ∞ H meliputi sejumlah pendekatan. Di sini, kita menggunakan H ∞ Loop Shaping- Desain Prosedur (LSDP) [11,12] untuk menyempurnakan desain klasik. Gambar 7 menunjukkan closedloop yang Komentar struktur untuk LSDP. G adalah rudal badan pesawat dengan sirip tiga kolektif tuntutan sebagai masukan, dan tiga gyros dan dua accelerometers sebagai output. W1 dan W2 yang diagonal matriks bobot yang dipilih oleh desainer menggunakan konvensional membentuk loop- tujuan yakni cukup terbuka loop gain pada rendah frekuensi untuk penolakan gangguan, roll-off di frekuensi tinggi untuk kebisingan / getaran strukturatenuasi, dan margin stabilitas cocok sekitar Keuntungan cross-over. Mengingat W1 dan W2, yang optimal H ∞ loop-kompensator membentuk, ∞ K, kemudian disintesis. optimasi ini membuat berbentuk tanaman,

W2GW1, sebaik mungkin untuk normalisasi faktor ketidakpastian coprime (lihat [11] untuk definisi). Terikat pada yang terkecil ketidakpastian yang hanya destabilises loop tertutup dilambangkan ε ncf dalam makalah ini. Ini telah ditunjukkan dalam [13] bahwa jenis ketidakpastian adalah setara dengan yang didefinisikan dalam Gambar 4, tetapi diterapkan untuk kedua input dan output tanaman secara bersamaan. Oleh karena itu, membuat loop tertutup kuat untuk ketidakpastian coprime faktor normalisasi harus menyediakan beberapa tingkat jaminan robustness untuk kasus di mana semua ketidakpastian ini pasti pada aktuator.

Untuk desain sini, autopilot klasik adalah diambil menjadi W2 berat badan, dan W1 diatur ke matriks identitas seperti yang ditunjukkan pada Gambar 8. Maka H ∞ kompensator digunakan untuk menyempurnakan yang loopshapes di aktuator, menambahkan cross-syarat sebagai diperlukan untuk mencapai ketahanan yang baik untuk normalisasi coprime faktor ketidakpastian.

NON-LINIER DINAMIK INVERSI Gagasan NDI telah ada selama bertahun-tahun: lihat misalnya [14,15]. Metode ini pada dasarnya membalikkan dinamika sistem sampai dengan beberapa tertentu lebar pita frekuensi yaitu loop tertutup yang diinginkan. Keuntungan dari pendekatan NDI adalah bahwa tidak ada penjadwalan gain terpisah diperlukan, sehingga membuat pelaksanaannya lebih mudah.

Hal ini juga menggabungkan pengetahuan non-linear sistem ke dalam desain, dan karena itu mungkin diharapkan performa yang lebih baik dapat dicapai. Kerugiannya adalah bahwa ia tidak langsung alamat stabilitas yang kuat, dan karenanya stabilitas-kinerja perdagangan-off tidak mudah dibuat. Salah satu pendekatan untuk mengurangi ini diusulkan dalam [16] dimana metode NDI adalah gabungan dengan sederhana dalam-loop kompensasi timbal-lag skema dirancang dengan bantuan faktor coprime berdasarkan analisis stabilitas. Persamaan badan pesawat rudal dapat ditulis dalam bentuk: ), () (U x G x F x + = & Untuk NDI, asumsi umum adalah bahwa persamaan linier dalam kontrol yaitu u x G x F x) () (+ = &

Dalam makalah banyak, jika tidak sebagian besar, pada NDI dengan referensi untuk rudal, menulis dalam bentuk ini tidak tidak ada masalah. Hal ini biasanya karena aplikasi menggunakan kemudi BTT, dan Sejalan side-slip dipertahankan sekitar nol. Akibatnya, sirip lintas kopling istilah yang kecil. Untuk rudal belajar di sini ini bukan kasus, sebagai sudut simultan relatif besar menyerang dan kejatuhan harus dicapai. Memperluas pada ketentuan-ketentuan tertentu dalam x dan u di mana kontrol panjang tergantung memberikan: ),,,, () (Ξ η ς λ σ G x F x + = & Oleh karena itu inversi melibatkan menemukan dan menerapkan meja lima dimensi dengan diinginkan saat (L, M, N) dan kejadian saat ini nilai sebagai masukan, pitch dan, roll dan yaw sirip kolektif tuntutan sebagai output. Perhatikan bahwa inversi tidak menghasilkan persamaan yang linier pada kontrol, tetapi ini tidak mencegah penugasan dinamika loop tertutup untuk beberapa diinginkan set nilai.

Gambar 9 menunjukkan arsitektur autopilot. The inner loop berisi controller NDI untuk roll, pitch dan kontrol yaw. Sebuah luar klasik arsitektur yang digunakan untuk pelacakan percepatan. Awalnya loop controller NDI luar juga mencoba menggunakan pendekatan skala waktu pemisahan diusulkan dalam [17]. Namun, ditemukan bahwa percepatan respon lebih cepat itu mungkin dengan lingkaran luar klasik. Dengan loop inner-NDI menyediakan rollcepatdipisahkan, pitch dan yaw kontrol, ada kurang perlu untuk luar kompleks loop. Percepatan luar loop dan keuntungan sintetik ditetapkan untuk mencapai kecepatan yang diinginkan respon dan kurang dari 2% overshoot. Loop-batin menuntut pita p q ω ω, dan r ω dibuat secepat mungkin sementara menghormati yang diperlukan stabilitas margin, μ ε. Prosedur yang digunakan untuk desain adalah:

1. Postulat nilai untuk p q ω ω,, dan r ω. 2. Desain loop luar untuk mencapai yang diinginkan naik waktu dan overshoot. 3. Hitung μ ε. Jika μ ε terlalu kecil, merevisi mengatur nilai untuk q p ω ω, dan r ω (dan mungkin peningkatan waktu yang diinginkan bila perlu), dan kemudian ulangi langkah 1 sampai 3.Mendorong bandwidth inner loop yang diinginkan terlalutinggi menyebabkan ketahanan miskin karenafase lag kumulatif dari aktuator, sensor danperiode pendek modus. Sebaliknya, membuat mereka jugahasil rendah kegagalan untuk meredam periode-pendekmode memadai dan / atau menstabilkan stabilroll mode. Demikian pula, terlalu agresif sebuahpercepatan waktu respon negatif mempengaruhistabilitas margin.Loop-batin NDI didasarkan pada hal berikutsaat persamaan:

Menetapkan yang diinginkan loop tertutup dengan dinamika dan mengatur ulang memberikan yang diinginkansirip koefisien momen sebagai:

Saat-saat yang diinginkan dikonversi ke sirip kolektif tuntutan inversi off-line aerodinamis, dan diimplementasikan sebagai 5 - mencari dimensi-up table. Sebuah NDI desain kedua berdasarkan berubah persamaan gerak dalam parameter yang berbeda-beda bentuk yang diusulkan dalam [18] juga diselidiki, namun tidak dilaporkan di sini. Hasil serupa itu diperoleh.

ANALISIS KETAHANAN Gambar 10 menunjukkan hasil analisis robustness, yang diukur dengan μ ε, untuk masing-masing desain. Hanya H ∞ pilot otomatis memenuhi kriteria μ ε> 0,25, tetapi pilot otomatis NDI dekat dengan mencapainya. Ada dua kecenderungan berkontribusidesain yang gagal kriteria. Yang pertama adalah bertahap penurunan ketahanan dicapai dengan total kejadian. Yang kedua adalah berundulasi dengan roll aerodinamis sudut, yang menjadi lebih diucapkan pada total insiden yang lebih tinggi. Kecenderungan pertama dapat dikaitkan dengan kompensator order diberikan oleh metode desain. fast tiang tidak stabil dalam gulungan harus distabilkan melalui Komentar loop dengan bandwidth yang cukup. The NDI dan pilot otomatis klasik, kesejahteraan dibatasi pesanan, kurang mampu dari ∞ H desain untuk memperkenalkan membentuk di cross-over untuk counter lag dari aktuator dan memuaskan struktural atenuasi kendala.

Faktor kedua adalah pembatasan istilah diperbolehkan autopilot lintas. Desain klasik tidak memilikinya. The controller NDI tidak, tetapi mereka terpilih di keinginan untuk membalikkan dinamika nominal, bukan pada dasar ketahanan. The berundulasi stabilitas dicapai dengan roll sudut aerodinamis secara langsung berkaitan dengan cepat stabil tiang dalam gulungan, yang pada gilirannya tergantung di lereng roll sirip-undeflected koefisien, diilustrasikan pada Gambar 5. The dips di ketahanan sesuai dengan tempat tiang tidak stabil adalah tercepat. berundulasi Ini jauh lebih diucapkan untuk badan pesawat persegi, dan kecenderungan dari hasil menunjukkan bahwa akan lebih buruk pada nilai yang lebih tinggi dari total kejadian mereka yang dianggap di sini. Dari hasil analisis tersebut, berikut ini mungkin menyimpulkan:

• Bahkan untuk bagian-silang lingkaran, silang-sumbu kopling membutuhkan lebih kompleks arsitektur daripada yang diberikan oleh klasik tiga struktur loop, jika operasi menggunakan STT steering diperlukan pada tinggi kejadian tingkat. • Selama rentang kejadian dipertimbangkan, persegi badan pesawat tidak signifikan lebih keras dari badan pesawat melingkar untuk mengontrol. Namun, untuk nilai insiden yang lebih tinggi daripada mereka yang dianggap, hal ini tidak diharapkan kasus ini. • Margin stabilitas berkurang dicapai oleh desain NDI yang paling mungkin karena ketidakmampuan metode untuk menambahkan orde tinggi dinamika. Its melekat inversi dari kontrol juga mungkin menjadi faktor penyebabnya.

ANALISIS DOMAIN WAKTUGambar 11 menunjukkan bidang yang efektif timeconstantseperti yang didefinisikan sebagai waktu yang:

dimana

dan], ccyz [dan], menunjukkan yz [diperintahkan dan

dicapai percepatan. Langkah ini sehingga waktu yang dibutuhkan untuk mencapai 63% dari percepatan yang diminta,mempertimbangkan percepatan baik besar dan arah. Perhatikan bahwa ini adalah lebih

Definisi umum dari yang diperlukan untuk STT kemudi. Semua desain menunjukkan waktu yang cukup konsisten konstan. Beberapa variasi diharapkan karena bentuk badan pesawat. Sebagai contoh, ini jelas terlihat untuk plot pertama untuk kasus persegi. Menariknya, NDI menunjukkan variasi sedikit, mungkin mencerminkan bahwa dibutuhkan account yang lebih baik persamaan sistem non-linear. KESIMPULAN Tujuan penelitian ini adalah untuk memahami jika sebuah badan pesawat dengan tubuh penampang persegi mungkin sekarang tambahan kompleksitas untuk autopilot desain, dan menghasilkan stabilitas terancam atau kinerja. Dari analisis yang dilakukan, indikasi adalah bahwa seperti rudal bisa dikendalikan secara memadai untuk tujuan STT steering, setidaknya untuk kondisi dipertimbangkan, yakni Mach 2,5 dan jumlah insiden sampai 24 °. Namun demikian,

peningkatan berundulasi mencapai stabilitas margin untuk crosssection persegi badan pesawat kemungkinan akan hadir lebih dari masalah harus STT operasi pada signifikan total insiden yang lebih tinggi diperlukan. Pekerjaan telah memberikan wawasan tambahan ke autopilot metode desain. Untuk kedua airframes, yang klasik tiga-loop autopilot tidak memberikan arsitektur yang diperlukan dalam hal crossterms. Dengan demikian, margin kestabilan harus berkompromi pada insiden yang lebih tinggi tingkat. The Metode NDI, meskipun termasuk nonlinier dinamika dalam proses desain, dilakukan sedikit lebih buruk dibandingkan dengan pendekatan ∞ H. Yang lebih sistematis cara membalik kontrol momen dan memanipulasi highfrequency yang perilaku autopilot NDI adalah diperlukan. More details kerja ini, termasuk variasi pada pilot otomatis yang disajikan di sini, alternatif kemudi hukum, kemampuan dan ketangkasan lainnya trim metrik yang terkandung dalam makalah jurnal untuk segera disampaikan.

UCAPAN TERIMA KASIH Karya ini didanai oleh Energi, Bimbingan dan Kontrol Domain dari Inggris MOD Perusahaan Program Riset. Para penulis juga akan mengucapkan terima kasih kepada Trevor Birch, dari MOD Inggris Pertahanan Ilmiah dan Teknis Labs, dan Ian Moule dan Mark Kayu, kedua QinetiQ Bedford, yang dihasilkan data aerodinamika dan menawarkan saran bermanfaat.

DAFTAR PUSTAKA [1] Birch, T dan Cleminson, J.R. "Aerodinamika Karakteristik dari Bagian Cross Square- Rudal Konfigurasi ", ref. AIAA-2004-5197, 22 AIAA Konferensi Aerodinamika Terapan, Rhode Island, Agustus 2004.

[2] McGehee, R.M., dan Emmert, R.I., "Bankto- giliran (BTT) Autopilot Teknologi, "Prosiding IEEE A[3] Huber, A., K. Ford, Mook, R., dan Woods,erospace Nasional dan Elektronika Konferensi, Vol. 2., 1978.

[3] Huber, A., K. Ford, Mook, R., dan Woods, D., "Havedash 2: pengembangan tes dan evaluasi sebuah rudal udara ke udara canggih konsep, "Proceedings of 36 Simposium Experimental Test Pilot, 1992.

[4] Agrell, J., Hamnér, dan O., Jonsson, B., "Aerodinamika rudal dengan crosssections segitiga," Prosiding ICAS 21 Kongres, Melbourne, Australia, September 1998. [5] Lee, K.L., Langehough, sarjana sastra dan Chamberlain Capt R.A. "Modern bank-to-putar autopilot untuk Memiliki Dash rudal II ", IEEE Konferensi Aplikasi Control, 1992. [6] Schumacher, C. dan Khargonekar, P. "Rudal autopilot desain menggunakan kontrol H ∞ dengan memperoleh penjadwalan dan inversi dinamis ", Jurnal Bimbingan, Pengendalian dan Dinamika, 21 (2): 234 - 243, 1998.

[7] Halsey, K.M. "Sistem Komentar Bersarang", PhD Thesis, Jurusan Teknik, Universitas Cambridge, September 2002. [8] Korte, U. "Proses Industri untuk Clearance Hukum Pengendalian Flight of Fighter Pesawat ", TP Laporan GARTEUR Teknis-119- 6, FM (AG11), Januari 21 2000. [9] Packard, A. dan Doyle, J., "Kompleks nilai singular terstruktur, "Automatica, Vol. 29, Edisi 1, hal 71-109, 1993. [10] Nesline, F.W. & Nesline M.L., "Bagaimana pilot otomatis menghambat desain aerodinamis homing rudal ", American Control Konferensi, 1984. [11] McFarlane, DC dan Glover, K. "Robust Desain Controller Menggunakan Coprime Normalkan Faktor Tanaman Deskripsi ", Catatan Kuliah di Kontrol dan Informasi Sciences, Springer- Verlag, 1990.

[12] Hyde, R.A. "Aerospace ∞ H Kontrol Desain - Sebuah Aplikasi VSTOL Flight ", Kemajuan Industri Control Series, Springer-Verlag, 1995. [13] Glover, K, Vinnicombe, G, dan Papageorgiou, G. "Dijamin Multi-Loop Stabilitas Margin dan Gap yang Metrik " Prosiding Konferensi IEEE 39 Keputusan dan Pengendalian, Sydney, Desember 2000. [14] Snell, S.A., Enns, D.F. dan Garrard, W.L. "Inversi Nonlinear Penerbangan Kontrol Hukum untuk Pesawat Supermaneuverable ", AIAA-90-3406- CP. [15] "Penerapan Kontrol Multivariabel Teori untuk Hukum Aircraft Control ", Honeywell Pusat Teknologi dan Lockheed Martin Skunk Bekerja, diterbitkan oleh Wright-Patterson Air Force Base ref WL-TR-96-3099, Mei 1996.

[16] G. Papageorgiou & R.A. Hyde "Menganalisis stabilitas pengendali penerbangan NDI berbasis LPV metode ", Proceedings of the AIAA Bimbingan, Navigasi dan Konferensi Control, Montreal, 2001. [17] Menon, P.K. , Iragavarapu, V.R., Ohlmeyer, E.J. "Missile Nonlinear Autopilot Desain Menggunakan Pemisahan Skala waktu ", AIAA-97-3765, 1997. [18] Shamma, J.S. dan Cloutier, J.R. "Laba Dijadwalkan Rudal Autopilot Desain menggunakan Parameter linier Memvariasikan Transformasi ", Jurnal Bimbingan, Pengendalian dan Dinamika, Volume 16, No 2, Maret-April 1993

Gambar 5: Edaran dan persegi sirip-undeflected badan pesawat saat rolling koefisien

Gambar 6: Struktur autopilot Klasik

Gambar 7: H ∞ loop-membentuk struktur autopilot

Gambar 8: Klasik autopilot struktur ditambah kompensator H ∞ loop-membentuk

Gambar 9: Inner-loop NDI autopilot ditambah klasik loop luar

Gambar 10: hasil Robustness diukur dengan μ ε

Gambar 11: waktu Efektif petak konstan