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Guidance synthesis for evasive maneuver against intercept missile based on improved repulsive potential function = 개선된 포텐셜 함수를 기반으로 한 요격 미사일에 대한 회피 기동 유도 기법 연구
서명 / 저자 Guidance synthesis for evasive maneuver against intercept missile based on improved repulsive potential function = 개선된 포텐셜 함수를 기반으로 한 요격 미사일에 대한 회피 기동 유도 기법 연구 / Yoni herdian Yogaswara.
저자명 Yogaswara, Yoni herdian
발행사항 [대전 : 한국과학기술원, 2018].
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초록정보

This research proposes a synthesis of new guidance law to generate an evasive maneuver against enemy’s missile interception while considering its impact angle, acceleration, and field-of-view constraints. The first component of the synthesis is a new function of repulsive Artificial Potential Field to generate the evasive maneuver as a real-time dynamic obstacle avoidance. The terminal impact angle and terminal acceleration constraints compliance are based on Time-to-Go Polynomial Guidance as the second component. The last component is the Logarithmic Barrier Function to satisfy the field-of-view limitation constraint by compensating the excessive total acceleration command. These three components are synthesized into a new guidance law, which involves three design parameter gains. Parameter study and numerical simulations are delivered to demonstrate the performance of the proposed repulsive artificial function and guidance law. Furthermore, weighting gains are also implemented into the guidance law for a more general solution due to the different velocity of the intercept missile. The weighting gains itself are velocity ratio function of the intercept missile and the attack missile. Finally, the guidance law simulations effectively achieve the zero terminal miss distance, while satisfying an evasive maneuver against intercept missile, considering impact angle, acceleration, and field-of-view limitation constraints simultaneously

이 연구는 적의 미사일 요격에 대한 회피 기동을 생성하기위한 새로운 유도 법의 합성을 제안하고 충돌 각, 가속도 및 시야 제한을 고려한다. 합성의 첫 번째 구성 요소는 실시간 역동적 인 장애물 회피로서 회피 기동을 발생시키는 반발 인공 전위 필드의 새로운 기능입니다. 터미널 충격 각도 및 터미널 가속 제한 조건 준수는 두 번째 구성 요소 인 Time-to-Go 다항식 지침을 기반으로합니다. 마지막 구성 요소는 과도한 총 가속 명령을 보상하여 시야 제한 제한을 충족시키는 대수 배리어 기능입니다. 이 세 가지 구성 요소는 세 가지 설계 매개 변수 이득을 포함하는 새로운 지침 법칙으로 합성됩니다. 제안 된 반발 인공 기능 및 유도 법의 성능을 입증하기 위해 매개 변수 연구 및 수치 시뮬레이션이 제공됩니다. 더욱이, 가중 이익은 도청 미사일의 속도가 다르기 때문에보다 일반적인 해결책을 유도하기 위해 지침의 법칙으로 구현됩니다. 가중치 이득 자체는 요격 미사일과 공격 미사일의 속도 비율 함수입니다. 마지막으로, 유도 법 시뮬레이션은 충돌 각, 가속도, 시야 제한 제약 조건을 동시에 고려하여 요격 미사일에 대한 회피 기동을 만족하면서 제로 터미널 미스 거리를 효과적으로 달성합니다.

서지기타정보

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청구기호 {DAE 18014
형태사항 vii, 70 p. : 삽도 ; 30 cm
언어 영어
일반주기 저자명의 한글표기 : Yoni herdian Yogaswara
지도교수의 영문표기 : Min Jea Tahk
지도교수의 한글표기 : 탁민제
수록잡지명 : "Impact Angle Control Guidance Synthesis for Evasive Maneuver Against Intercept Missiles". International Journal of Aeronautical and Space Sciences (IJASS), v.18. No.4, pp.112?121(2017)
Including appendix.
학위논문 학위논문(박사) - 한국과학기술원 : 항공우주공학과,
서지주기 References : p. 64-67
주제 missile guidance
evasive maneuver
impact angle control
artificial potential field
미사일 유도
회피 기동
충돌 각 제어
인공 전위 장
기법
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