This thesis proposes range extension of gliding artillery ammunition using trajectory optimization.
The study focuses on a range extension of gliding ammunition after reaching the maximum altitude with predetermined firing condition.
The initial projectile trajectory of the gliding ammunition is determined by gun, propellant and firing condition as in conventional ammunition. Before reaching its maximum altitude, the glide wing of gliding ammunition is folding for firing. The gliding ammunition deploys its tail fins to stabilize and deceleration its initial spin on after firing, which is called as transition phase. It loses its velocity and maximum reachable altitude during transition phase. The gliding ammunition is new concept of ammunition that performs guided flight using its tail fins and a main wing after entering its maximum altitude. First, a conceptual model of the gliding ammunition is designed with consideration of its dynamic characteristics. The aerodynamic coefficients of the gliding ammunition are calculated for flight simulation. The aerodynamic coefficients of ballistic flight is estimated from PRODAS and aerodynamic coefficients of guided flight is obtained from Missile DATCOM. The six degree-offreedom dynamic model is designed in MATLAB and verified through comparing the results from PRODAS.
In guided flight phase, the dynamic characteristics of gliding ammunition are similar to that of glider without thrust. A key for extending its range is to control the gliding ammunition with maximum lift-to-drag ratio. Hence, the optimal command of angle of attack is calculated from optimization solver to acquire its maximum lift-to-drag ratio. The optimized angle of attack control command is converted to the normal acceleration command used for the missile control. The acceleration command is input to the 6 DOF kinematic model through the autopilot. The gain of the autopilot controller is tuned with gain scheduling method. Finally, the range of gliding ammunition with range extension using optimized acceleration command is compared with the gliding ammunition with general ballistic flight.
본 논문에서는 사격조건에 의해 초기 탄도 궤적이 결정된 후 최대고도 도달 후 중기의 유도비행 단계에서 비행궤적 최적화를 통한 활공탄약의 사거리 증대 연구에 대해 다룬다.
활공탄약은 사격을 위해 활공날개가 수납된 상태로 발사되며, 재래식 탄약과 동일하게 대포와 추진제, 사격조건에 의해 초기 탄도 궤적이 결정된다. 이때, 활공탄약은 비행안정화를 위하여 회전안전운동을 하면서 비행하게 되며, 최대 고도 도달 전 꼬리날개를 전개하여 회전을 감쇠시키는 천이구간이 존재하며, 비행속도 및 최대 고도에 손실이 발생한다. 최대 고도 도달 후에는 주 날개 전개 및 꼬리날개의 제어를 통해 날개 안정 운동을 하면서 유도비행을 하는 새로운 개념의 탄약이다. 이러한 활공탄약의 운동특성을 고려하여, 활공탄약의 탄도 비행 및 유도비행 단계에 대한 간단한 개념 모델을 설계하였다. 또한, 탄도 비행 시뮬레이션을 위하여, 공력계수를 산출 하였다. 탄도 비행 단계에 대한 공력계수는 탄약의 탄도 해석에 많이 사용되는 사용 탄도 해석 프로그램인 PRODAS 를 통해 산출하였으며, 유도비행 단계의 공력계수는 Missile DATCOM 을 이용하였다. 또한, 6 자유도 운동 모델을 MATLAB 으로 설계하여, PRODAS 와 비교검증하는 단계를 거쳐 운동모델의 신뢰성을 확보하였다.
유도비행 단계에서는 추력이 없는 글라이더와 동일한 운동특성을 가지므로, 최대 사거리를 달성을 위해서는 최대의 양항비를 가지도록 제어하는 것이 필요하다. 따라서, 최대 양항비를 얻을 수 있도록 받음각을 제어변수로 선정하여, 비행 궤적 최적화 문제를 풀이하였다. 최적화된 받음각 제어명령은 수직가속도 명령으로 변경하여, 자동조종장치를 통해 6 자유도의 운동모델에 입력하였으며, 제어기 설계는 일반적으로 많이 사용되는 게인 스케쥴링 기법을 적용하였다. 최종적으로, 일반적인 탄도비행을 하는 활공탄약과 사거리 증대를 위해 가속도 명령으로 유도비행을 하는 활공탄약의 사거리를 비교 분석하였다.
