This thesis proposes the look-angle based guidance law for all-aspect target interception. The guidance problem is formulated as a look-angle tracking problem and the desired look-angle is generated using collision geometry reflecting the time-varying missile velocity. Considering the characteristics of short-range air-to-air missiles, the guidance phase is divided into two phases. The first phase is the agile turn phase, which rapidly reduces look-angle error through large maneuvers. The second phase is the correction phase, which continuously compensates for the residual look-angle error. Guidance command in the agile turn phase is generated by error dynamics of look-angle error, and guidance command in the correction phase is generated by utilizing the condition for decrease in Lyapunov function. The characteristics of the proposed guidance are analyzed through comparison with PN guidance. Numerical simulation verifies that the proposed guidance effectively intercepts the maneuvering target, and robustly performs interception even under the missile parameter uncertainties. Finally, the feasible initial launch conditions and reachable area are estimated through the proposed guidance and capture region analysis.
본 학위논문에서는 전방위 표적 요격을 위한 시선각 기반의 유도 기법을 제안한다. 유도 문제는 시선각 추적 문제로 정식화되며 유도탄의 시변 속력을 고려한 충돌 기하를 통하여 기준 시선각을 생성한다. 단거리 공대공 유도탄의 특성을 고려하여 유도 단계는 두 단계로 나누어진다. 첫번째 단계는 기민 회전 단계이며 큰 기동을 통해 시선각 오차를 빠르게 감소시킨다. 두번째 단계는 잔여 시선각 오차를 지속적으로 보상하는 보정 단계이다. 기민 회전 단계의 유도 명령은 시선각 오차 동역학을 이용한 오차 동역학을 이용하여 생성되 며 보상 단계의 유도 명령은 리야푸노프 함수를 감소시킬 수 있는 조건을 활용하여 생성된다. 제안한 유도 기법의 특성은 PN유도와 비교를 통하여 분석된다. 수치 시뮬레이션을 통하여 표적이 기동하는 경우에도 제안한 유도 기법이 표적을 효과적으로 요격하는 것을 확인하였으며 유도탄의 파라미터 불확실성이 존재하 는 경우에도 제안한 유도 기법이 강건하게 표적 요격을 수행하는 것을 확인하였다. 마지막으로 제안한 유도 기법 및 포획 지역 분석 방법을 활용하여 유도탄을 발사하기 전에 요격 수행이 가능한 초기 조건과 표적을 요격할 수 있는 사거리를 예측하였다.
