Recently, numbers of study on impact-time-control and/or impact-angle-control guidance laws have been developed and guidance laws considering eld-of-view constraint have also been developed. In this dissertation, a novel approach for guidance law design to satisfy the impact-time constraint for a certain class of homing missiles. The proposed guidance law provides proper lateral acceleration commands that make the impact time error converge to zero by the time of impact. This scheme can be applied to any existing guidance law for which a formula of predicted time-to-go is available. By introducing a new form of error dynamics, the impact time error converges to zero within a nite time. Convergence of time-to-go errors is supported by Lyapunov stability. In order to consider the seeker's FOV constraint, time-varying guidance gain is suggested for the proposed guidance law. Moreover, certain feasible conditions of relationship between desired impact angle, time, and FOV limit are analyzed. The performance of the extended guidance laws is demonstrated by numerical simulation.
최근 유도무기가 정밀화됨에 따라, 최종 종말 시점에서의 충돌각 및 충돌시간 구속조건과 같은 추가적인 구속조건을 고려한 유도법칙에 대한 연구가 진행되고 있다. 또한, 탐색기의 관측시야 제한을 넘기지 않도록하는 유도법칙 연구에 대한 필요성도 함께 대두되고 있다. 현재까지 각각의 구속조건을 고려한 연구는 활 발히 진행되었으나, 두 가지 이상의 구속조건을 고려한 유도법칙에 대한 연구는 많지 않다. 특히, 세 가지 구속조건 모두를 고려한 유도법칙은 아직까지 연구가 미비하다. 본 학위논문에서는 기존에 존재하는 유도 법칙을 이용하여 해당 유도법칙의 특성을 그대로 유지하면서 유한시간 내에 충돌시간오차를 0으로 만드는 새로운 유도 기법을 제안하였다. 제안된 기법은 잔여비행시간 예측 오차 방정식을 새로운 형태로 정의하고 그 방정식의 형태로 오차를 줄임으로써, 잔여비행시간이 예측가능한 어떠한 기존유도법칙도 충돌시간제어 유도법칙으로 변환할 수 있는 장점이 있다. 또한, 제안된 유도법칙의 특성을 이용하여 관측시야제한을 넘지 않으면서 충돌시간 및 충돌각 구속조건을 모두 동시에 만족시킬 수 있는 방법에 대해서도 다루고자 한다.
