This dissertation deals with a stage optimization and a calculation of predicted intercept point of anti-ballistic missiles.
Conceptually, stage optimization is a two-loop optimization problem for which the inner loop determines control inputs for trajectory optimization while the outer loop minimizes the stage weights. In practice, the optimal control inputs are replaced by guidance commands produced by some practical guidance laws, resulting in some degradation of the system performance. In this paper, stage optimization considering practical guidance laws for the launch and mid-course guidance phases is proposed to precisely assess the stage weights required for the mission. Guidance parameters, virtual target positions, coasting time, and the stage weights are defined as the objective parameters of stage optimization, and the co-evolutionary optimization method is used to find the optimal solution. Applying the proposed method to the stage optimization of a realistic anti-air missile system demonstrates that the missile system needs an extra weight compared to the classical two-loop optimization, to meet the same system requirements. But the difference is less than five percent.
This paper also deals with the calculation of predicted intercept point for ballistic missile interception. Above all, various methods are summarized to estimate the trajectory of ballistic missiles and anti-ballistic missiles. Then, time-to-go estimation method is described. By using them, a method for updating the predicted intercept point at the current time is suggested. Based on a virtual target approach suggested in the stage optimization method, the altitude and collision angle of the missile, which are the guidance parameters, are stored for various PIP candidates. The guidance commands are generated by interpolating the values for the changed PIP. To verify the proposed method, simulation studies are conducted and prevail that the ZEM at the end of flight is reduced to a sufficiently correctable level.
본 학위 논문에서는 대 탄도탄 미사일의 단 최적화 및 예상 요격 지점 산출에 대하여 다룬다.
개념적으로 단 최적화는 2 개의 루프로 이루어져 있는데, 내부 루프는 제어 입력을 결정하여 궤적을 최적화 하고 동시에 외부 루프는 단 중량을 최소화 하도록 구성된다. 실제로 유도탄을 운용할 때 최적 제어 입력은 유도 명령으로 대체되고, 이 때문에 최적 결과에 비해 약간의 성능 저하가 발생한다. 본 논문에서는 발사 및 중기 유도 구간에서 실질적인 유도 법칙을 고려하여 단 최적화를 수행하는 기법에 대하여 제안한다. 또 유도 기법에 의해 발생하는 단 중량 증가에 대해서 분석한다. 유도 파라미터, 가상 표적 위치, 자유 비행구간, 그리고 단 중량을 최적화를 위한 매개변수로 정의한다. 이후 공진화 알고리듬을 이용하여 최적 해를 찾는다. 제안한 기법으로 대공 유도 미사일의 단 최적화를 수행한 결과, 기존의 2개 루프를 이용한 최적화 결과에 비해 추가 중량을 필요로 하지만, 그 크기는 5% 미만인 것을 확인하였다.
탄도탄 요격을 위한 예상 요격 지점 산출에 대하여 다룬다. 우선 탄도탄과 유도탄의 궤적을 추정하기위한 다양한 기법들에 대해서 정리한다. 이후 잔여 비행 시가능ㄹ[시간을] 예측하기 위한 방법에 대하여 기술한다. 이를 이용하여 현재 시점에서 예상 요격 지점을 갱신하기 위한 방법에 대하여 기술한다. 단 중량 최적화 기법에서 제시한 가상 표적을 이용하여 다양한 PIP 후보군에 대하여 유도 파라미터인 가상 표적의 고도와 충돌각을 저장한 다음, 변경된 PIP에 대하여 그 값을 보간하여 유도 명령을 생성하도록 하였다. 시뮬레이션을 통해 제안한 PIP 갱신 방법과 유도 명령에 대하여 검증을 수행한 결과, 종말 시점에서의 ZEM이 충분히 수정 가능한 수준으로 감소하는 것을 확인하였다.
