In this dissertation, guidance problems with impact angle constraint and seeker’s filed-of-view (FOV) limits are investigated. Recently, in a variety of guided missiles, impact angle control to satisfy the terminal flight path angle has been widely used to improve the kill probability and to maximize the warhead effect. However, since the impact angle control causes missile trajectories to be highly curved, the missile can miss the target within the seeker FOV, leading to the mission failure. Therefore, considering the seeker’s FOV limits is a key issue for missiles with the limited seeker’s FOV to implement the impact angle control guidance law.
This dissertation presents two different guidance laws considering the impact angle constraint and seeker’s FOV limits simultaneously: one is an optimal impact angle control guidance law with the limitation of the seeker’s FOV, and the other is a composite guidance law for impact angle control within the seeker’s FOV limits. To handle the seeker’s FOV limits in the homing guidance problem, under the assumption that angle-of-attack (AOA) is small, a look angle, which is defined as the angle between the velocity vector and the line-of-sight (LOS), is considered as an inequality constraint. The optimal impact angle control guidance law considering the seeker’s FOV limits is derived using optimal
control theory with a state variable inequality constraint. The proposed optimal guidance law is made of three types of optimal acceleration commands as the missile-target relative range: the first command for the initial guidance phase is to reach the maximum look angle of the seeker, the second for the mid-guidance phase is to keep the seeker look angle constant, and the third for the final guidance phase is to intercept the target with the desired impact angle.
The composite guidance law is derived based on the characteristics of pure proportional navigation (PPN), and it is designed for passive homing missiles. The proposed composite guidance law is composed of two guidance commands: the first command is to keep the look angle constant after converging to the specific look angle of the seeker, and the second is to impact the target with terminal angle constraint. The switching condition of the two guidance phases is a certain LOS angle determined by the navigation gain, the terminal angle constraint, and the specific look angle, and the look angle, LOS angle and LOS rate information are only used for implementation. The performance of the proposed guidance laws is investigated by linear and nonlinear simulations for various engagement
conditions.
본 논문에서는 충돌각 구속조건과 탐색기의 시야각 제한을 동시에 고려한 유도법칙
에 대해서 다루고 있다. 최근 충돌각 제어는 요격률을 높이거나 탄두 효과를 극대화하기
위하여 다양한 유도탄에 많이 요구되고 있다. 그러나 충돌각 제어는 호밍 단계 동안 유
도탄의 비행궤적을 크게 변화시키기 때문에 표적을 탐색기의 시야각에서 놓칠 수 있게
되고, 이로 인하여 표적 요격 임무를 실패할 수 있다. 따라서 제한된 탐색기의 시야각을
가지는 유도탄에서 충돌각 제어 유도법칙을 적용하기 위해서는 탐색기의 시야각 제한을
고려하는 것이 아주 중요한 문제 중 하나이다. 본 논문에서는 충돌각과 탐색기의 시야각
제한을 동시에 고려한 두 가지의 유도법칙을 제안한다. 첫 번째는 탐색기의 시야각 제한
을 고려한 최적 충돌각 제어 유도법칙이고, 두 번째는 비례항법 유도의 특성을 이용한
복합 유도법칙이다. 호밍 유도 문제에서 탐색기의 시야각 제한을 다루기 위하여 받음각
이 작다는 가정을 통해서 속도 벡터와 시선 벡터 사이 각으로 정의된 지향각을 부등식
구속조건으로 고려하였다. 탐색기의 시야각 제한을 고려한 최적 충돌각 유도법칙은 상태
변수 부등식 구속조건을 고려한 최적 이론을 이용하여 유도된다. 제안된 최적 유도법칙
은 유도탄이 표적에 접근함에 따라 총 세 가지의 유도명령으로 구성된다. 첫 번째는 초
기 유도단계의 명령으로서 탐색기의 최대 지향각으로 수렴하기 위한 것이다. 두 번째는
중기 유도단계의 명령으로서 탐색기의 지향각을 최대 값으로 일정하게 유지시켜주기 위
한 것이다. 마지막 유도명령은 원하는 충돌각으로 표적을 요격하기 위한 것이다. 제안된
복합 유도법칙은 두 개의 유도 명령으로 구성된다. 첫 번째는 초기의 탐색기 지향각으로
부터 특정한 지향각으로 수렴한 후 일정하게 유지하기 위한 것이고, 두 번째는 원하는
충돌각으로 표적을 요격하기 위한 것이다. 두 유도단계의 전환 조건은 비례항법 이득과
충돌각, 그리고 특정한 지향각 의해 결정된 시선각으로 정의된다. 복합 유도법칙의 경우
유도명령을 생성하기 위하여 표적에 대한 각 정보와 각속도 정보만 필요하기 때문에 수
동형 호밍 유도탄에 쉽게 적용할 수 있다. 제안된 유도법칙의 특성과 성능에 대한 분석
은 다양한 교전 조건에 따른 선형과 비선형 시뮬레이션을 통하여 이루어진다.
