This dissertation addresses the prediction based terminal velocity control guidance law which can control the terminal velocity of an aerial vehicle. Terminal velocity control problem is formulated into the two-point boundary value problem, and the guidance command is given by the acceleration command. This dissertation proposes a guidance law that satisfies the terminal velocity constraint through the pitch plane maneuver. It is inspired from the augmented polynomial guidance that can adjust the trajectory by changing a guidance constant without violating any other constraints. A terminal speed prediction method is provided that approximates the flight path into a polynomial function with the downrange-to-go terms to the power of (n+2), (m+2), 2, and 1, and a constant term. It assumes the acceleration command does not saturated along the path, then it is possible to integrate just velocity along the downrange to go. The proposed method keeps finding the guidance parameter updating periodically and controlling the terminal speed using the terminal speed prediction method. The acceleration to follow a parameterized curve is derived, and the polynomial approximating the path is employed to calculate the acceleration command in the terminal speed prediction process. Three strategies are proposed to determine the guidance parameter of APG according to the flight phase: First, it employs some numerical root finding algorithms to find the parameter. Second, the parameter is frequently updated using the predicted terminal velocity sensitivity and the slope of sensitivity. Third, if the terminal speed is unreachable, the guidance parameter is decided to maximize the terminal speed. Throughout the simulations, the sensitivity studies to the initial condition is studied in various conditions, and verified the terminal speed prediction accuracy. Finally it is demonstrated that the proposed guidance law can control the terminal speed.
본 논문은 비행체의 종말속도 제어가 가능한 예측기반 종말속도제어 유도기법에 대해 다룬다. 종말속도 제어 유도 문제는 구속조건이 있는 경계값 문제로 표현되며, 이때 유도 명령은 가속도 명령으로 표현된다. 이 논문은 비행체를 종방향 기동시켜, 공력을 이용하여 종말속도를 맞출 수 있는 유도기법을 제안한다. 이 기법은 증강 다항식 유도기법(APG)이 상수항을 이용하여 충돌각 구속조건을 만족하면서 비행궤적을 수정할 수 있다는 점에 영감을 얻었다. 비행궤적을 잔여사거리의 m+2, n+2, 2, 1차, 및 상수항을 갖는 다항식으로 표현하고, 기동 명령이 포화 되지 않는다고 가정하여, 사거리 증분을 따라 속도 증분 만을 적분하여 신속하게 종말 속도를 예측 할 수 있는 방법을 제안하였다. 이를 이용해 목표 종말 속도를 만족하는 상수항을 찾도록 주기적으로 갱신하여 종말 속도를 예측하고 제어한다. 한편 임의의 매개변수로 표현된 곡선을 추종하는 가속도 명령을 계산하여 속도제어 예측기법에서 유도 명령 계산에 이용하였다. 종말 속도제어를 위해 주어진 상황에 따라 APG의 유도상수를 결정하는 세가지 전략을 제시하였다. 먼저 유도가 시작되기 전에는 수치해석적 기법을 활용하여 유도상수를 찾고, 유도과정에서는 종말속도 민감도와 민감도 변화율을 이용하여 유도상수를 갱신하며, 만약 종말속도가 만족되지 못할 때는 종말속도를 최대화 하는 유도상수를 선택하도록 한다. 다양한 조건에서 비행체 초기 상태로부터 종말속도 민감도 분석을 수행하였으며, 속도 예측 시 기법의 정확성을 검증하였다. 끝으로 종말속도 제어 시뮬레이션을 통해 제안한 기법으로 유도탄 종말속도를 제어할 수 있음을 보인다.
