The midcourse and terminal homing guidance algorithms for varying-velocity missiles are studied in this dissertation. An application study is performed for those algorithms with an example missile system, anti-ballistic missile.
The midcourse guidance algorithm is designed for anti-air and anti-ballistic missiles with high operating altitudes. This algorithm consists of two parts; the midcourse guidance law and the terminal constraint update algorithm. The midcourse guidance law is designed with an optimal control theory to satisfy the constraints on flight path angle and lead angle constraints at missile burn-out against a stationary virtual target. Those constraints and the position of the virtual target are required to be defined to construct designated engagement geometry with the real target at missile burn-out. The terminal constraint update algorithm calculates those values at each update cycle. This algorithm is based on the assumption that the target trajectory information is estimated and provided by the external sources, such as ground radar. Numerical simulations are conducted to show the features of the designed midcourse guidance algorithm.
The terminal impact angle control guidance (IACG) law design methodology is proposed to be applicable to the various combinations of missile and target motions. This methodology extends the capturability-proven guidance laws to their IACG versions. The IACG laws designed with this methodology consist of two terms. The first term guarantees the capturability of the IACG law. It also maintains the terminal flight path angle to be that achieved with the original capturability-proven guidance law. The second term is introduced to make the terminal flight path angle to converge to the desired value. The sample IACG laws are devised with the proposed methodology. The performances and characteristics of those sample IACG laws are studied with mathematical analysis as well as numerical simulations.
2-stage anti-ballistic missile is considered in the application study. This missile system is modeled to perform midcourse guidance with the first stage and terminal homing guidance with the second stage. The midcourse guidance algorithm proposed in this dissertation is utilized during the midcourse guidance phase. The IACG law for accelerating anti-ballistic missiles is derived with the terminal IACG law design methodology, which is modified for the missile system in consideration. This IACG law is applied during the terminal homing guidance phase. The applicability of the proposed algorithms is examined with the numerical simulations.
본 연구에서는 속도가 변화하는 유도탄의 중기 및 종말 유도 알고리즘들에 대해서 다루고자 한다. 또한 대탄도탄 유도탄을 예시로 개발된 알고리즘들의 적용에 대하여 논하고자 한다.
중기 유도 알고리즘은 고고도에서 운용되는 대공 및 대탄도탄 유도탄들에 대하여 개발된다. 본 알고리즘은 크게 중기 유도 기법과 종말 구속 조건 갱신 알고리즘으로 이루어져 있다. 중기 유도기법은 정지된 가상 표적에 대하여 유도탄의 연료 소진 시점에 비행경로각 및 리드각 구속 조건들을 만족하도록 최적 제어 이론을 적용하여 설계된다. 이러한 구속 조건들 및 가상 표적의 위치는 유도탄의 연료 소진 시점에 유도탄과 표적이 기 지정된 교전 기하를 이루도록 정의되어야 한다. 종말 구속 조건 갱신 알고리즘은 각 갱신 주기마다 이 값들을 계산한다. 본 알고리즘은 지상 레이더 등과 같이 외부로부터 표적 궤적 정보가 추정되고 제공된다는 가정 하에 설계된다. 시뮬레이션을 통하여 설계된 중기 유도 알고리즘의 특성들을 살펴보고자 한다.
종말 충돌각 제어 유도 기법 설계 방법은 다양한 유도탄 및 표적 운동 조합들에 대하여 적용 가능하도록 제안된다. 본 방법은 표적 요격 성능이 검증된 유도 기법들을 충돌각 제어 유도 기법으로 확장시킨다. 본 방법을 적용하여 설계된 유도 명령은 두 개의 성분으로 구성된다. 한 성분은 원래의 유도기법이 가진 요격 성능을 보장한다. 또한 이 성분은 종말 비행경로각이 원래의 유도기법을 통해서 도달하는 값으로 유지되도록 한다. 두 번째 성분은 종말 비행경로각이 지정된 값으로 수렴하도록 제어하기 위하여 도입된다. 제안된 방법을 적용하여 충돌각 제어 유도 기법의 예시들이 설계된다. 예시 기법들의 성능과 특징들은 시뮬레이션뿐만 아니라 수학적인 분석을 통하여 살펴본다.
2단 대탄도탄 유도탄을 통하여 설계된 기법들의 적용 연구를 수행하고자 한다. 본 유도탄은 첫 번째 단의 추력으로 중기 유도를 수행하고 두 번째 단을 사용하여 종말 호밍 유도를 수행하도록 모델링된다. 중기 유도 단계에서는 본 연구에서 제안된 중기 유도 알고리즘이 적용된다. 종말 충돌각 제어 유도 기법 설계 방법은 본 유도탄 시스템에 맞도록 개량되어 적용되고, 도출된 충돌각 제어 유도 기법은 종말 유도 단계에서 사용된다. 중기 및 종말 호밍 유도 통합 시뮬레이션을 통하여 제안된 알고리즘들의 적용 가능성을 가늠하고자 한다.
