This thesis proposes a practical optimal guidance law that can handle terminal angle and acceleration constraints, at the same time providing robustness against uncertainty in autopilot dynamics. Building upon a well-established linear-quadratic optimal guidance framework, we first derive an energy-minimizing guidance scheme that nullifies terminal acceleration, termed Optimal Guidance Law with Impact Angle and Terminal Acceleration constraints(OGL-IATA). Then, a practical modification to OGL-IATA is proposed to deal with the stability degradation of OGL-IATA due to unmodeled high-order autopilot dynamics. The modification primarily features feedback of pseudo-acceleration that is computed by passing the true acceleration signal through approximate missile dynamics; this simple modification is demonstrated to improve the stability margin of the guidance loop. Numerical examples on nonlinear engagement kinematics demonstrate the performance and the robustness characteristic of the proposed practical guidance scheme. The degree of freedom of optimal guidance design is extended by time-to-go weighted control energy cost function. The effects of autopilot dynamics error on the stability of guidance is analyzed through an analytical method, and the performance is compared by numerical nonlinear simulations.
본 논문에서는 종말 자세각 및 가속도 구속조건을 고려한 최적유도 기법을 제안하였다. 오토파일럿 특성을 고려한 선형 이차 최적유도 기반으로 에너지 최소화를 통하여 충돌각 및 종말가속도 조건을 만족하는 최적유도기법을 도출하였다. 또한 모델링이 까다로운 고차의 오토파일럿에 적용시 발생할 수 있는 제어 안정성 저하에 대한 방안으로 의사가속도 피드백을 제안하였다. 의사가속도 피드백을 이용한 유도기법을 통해 고차의 오토파일럿에서도 유도 성능과 제어 안정성을 확인하였다. 유도제어 에너지 성능함수에 time-to-go를 이용한 가중함수를 도입하여 최적유도설계의 자유도를 확장하였다. 해석적 방법을 통해 시스템의 다이나믹스 오차가 유도제어 안정도에 미치는 영향을 분석하였으며 수치분석을 통해 유도성능을 확인하였다.
