In this paper, a new guidance law for intercepting ballistic missiles at high altitude is proposed. The proposed guidance method, called velocity control guidance (VCG), unlike the conventional guidance method which controls the collision triangle by adjusting the flight-path angle, achieves a collision triangle by controlling the intercept speed. In the proposed method, a new impact point (or collision triangle) is first determined that automatically nullifies a given initial heading angle error without changing the flight-path angle. Speed control is maintained until a particular time in order to reach the new impact point. In this paper, the control effectiveness and the fuel consumption of the proposed method are analyzed to provide better insights into the proposed method. It turns out that compared to existing methods the proposed method can save control energy when intercepting a high-speed target. Numerical simulations confirm the performance of the proposed method.
The concept of VCG was applied in three-dimensional geometry conditions. For 3D application, axial control based on speed control and lateral control were simultaneously performed. The CPA method is used to find point closest points when the target and the KV are moving in the direction of the speed, and the KV is guided to the point on the target. Numerical simulations were conducted to demonstrate the characteristics of the proposed method and verify feasibility of the proposed method.
From the equation of motion of the heading error, general guidance law that makes heading error zero was derived. This generalized guidance law includes the conventional lateral guidance, the proposed guidance (VCG), and the guidance mixed with normal and axial accelerations.
Characteristics of the three guidance methods are compared by nonlinear simulations. The results show that it is possible to overcome the disadvantages of using the axial guidance law alone. As shown in some simulation results of GCCCG, it can be seen that the fuel efficiency is further increased for the fast target. Through the distribution of normal and axial accelerations, fuel effective guidance laws for large engagement areas could be generated.
기존의 종말유도에 사용되는 유도법칙은 요격체보다 상대적으로 느린 표적을 빠른 속도의 유도탄이 요격하는 방식을 사용하여왔다. 긴 사거리를 가지는 빠른 속도의 탄도탄의 요격하기 위해서는 요격체의 요격고도가 증가되어야 하기 때문에 공기밀도가 낮은 고고도에서의 요격의 필요성과 장거리 도달을 위한 유도탄의 최적화 설계(Design Optimization)에 대한 연구가 필요하게 된다. 본 논문에서는 고고도에서 빠른 탄도탄을 요격하기 위한 새로운 유도법칙을 제안하였다. 제안된 유도법칙은 충돌기하 제어 유도법칙으로 기존의 유도탄의 횡방향 가속도를 이용하던 유도법칙과 다르게 종방향의 유도를 이용하며, 기존의 속도벡터의 방향은 유지하면서 속도제어을 통해서 충돌기하(Collision Course)에 도달하도록 하는 방식이다. 요격체의 무게의 감소를 위해서 연료의 효율 측면에서 해석적으로 접근해 보았으며, 비선형 시뮬레이션을 통해 제안된 유도의 특징을 살펴보았다.
제안된 속도제어 기반의 유도법칙을 3차원 기하에 적용함으로써 실제 요격 시스템에의 적용 가능성을 보였다. 3차원에서는 종방향 제어만으로는 요격체와 표적이 만나기 힘든 경우가 대부분이므로, CPA(Closest point of Approach) 개념을 도입하여 요격체의 속도 방향을 유지하였을 때 두 물체간의 최근접 점(Closest Point)을 찾아서 유도하는 방식을 사용하였다.
이 논문의 연구과정 중 도출된 헤딩오차(Heading Error)의 운동방정식을 이용하여 충돌기하를 만드는 유도법칙의 일반 해를 구하였다. 이 일반 해는 기존의 횡방향 제어방식인 PNG(Proportional navigation Guidance)와 제안한 유도법칙(VCG)의 특성도 포함하고 있다. 일반화된 충돌기하 제어 유도법칙을 이용하여 도출된 각각의 유도법칙의 특성을 시뮬레이션을 통해서 비교해 보았다.
