공중에서 발사되는 순항 미사일은 지속적인 아음속 비행이 가능한 날개가 달린 비행체이다. 이것은 군용기로부터 발사되며, 주 목적은 목표물을 정밀 타격하는 것이다. 순항 미사일의 임무 성공을 보장하기 위한 중요요소는 유도시스템이다. 유도시스템은 비행체와 목표물의 다른 상태(위치, 속도, 각도)가 주어지면, 움직이지 않는 목표물을 요격하기 위한 종말 유도 법칙을 설계한다. 순항 미사일의 종말 유도법칙은 최종 구속조건을 만족하면서, 목표물의 완벽한 요격을 달성하기 위해 목표물의 정확한 위치와 정보를 필요로 한다. 이와 같은 정보를 통해 미사일이 특정 고도까지 상승하였다가 목표를 향해 급강하 하는 Bunt Trajectory와 같은 형태의 경로를 생성한다. 일반적인 유도방식은 실제 환경과 같이 구속조건이 많은 시나리오에서는 경로를 생성하는데 제약조건이 있다. 이와 같은 시나리오에서는 한 개의 유도 전략으로는 유도 성능을 만족시킬 수 없기 때문에 유도 미사일의 기동 단계에 따라 다른 유도법칙을 융합하여 각각의 단계에서 충분한 유도 성능을 만족할 수 있도록 새로운 유도전략을 설계한다. 본 논문에서는 비례 항법 유도와 time-to-go ...
공중에서 발사되는 순항 미사일은 지속적인 아음속 비행이 가능한 날개가 달린 비행체이다. 이것은 군용기로부터 발사되며, 주 목적은 목표물을 정밀 타격하는 것이다. 순항 미사일의 임무 성공을 보장하기 위한 중요요소는 유도시스템이다. 유도시스템은 비행체와 목표물의 다른 상태(위치, 속도, 각도)가 주어지면, 움직이지 않는 목표물을 요격하기 위한 종말 유도 법칙을 설계한다. 순항 미사일의 종말 유도법칙은 최종 구속조건을 만족하면서, 목표물의 완벽한 요격을 달성하기 위해 목표물의 정확한 위치와 정보를 필요로 한다. 이와 같은 정보를 통해 미사일이 특정 고도까지 상승하였다가 목표를 향해 급강하 하는 Bunt Trajectory와 같은 형태의 경로를 생성한다. 일반적인 유도방식은 실제 환경과 같이 구속조건이 많은 시나리오에서는 경로를 생성하는데 제약조건이 있다. 이와 같은 시나리오에서는 한 개의 유도 전략으로는 유도 성능을 만족시킬 수 없기 때문에 유도 미사일의 기동 단계에 따라 다른 유도법칙을 융합하여 각각의 단계에서 충분한 유도 성능을 만족할 수 있도록 새로운 유도전략을 설계한다. 본 논문에서는 비례 항법 유도와 time-to-go 다항식 유도를 기반으로 특수한 형태의 유도 법칙을 설계하였다. 본 논문의 주요 연구 내용은 미사일의 충돌 자세각 구속조건을 만족하기 위해 bank-to-turn 기동을 위한 3차원 경로를 생성하기 위한 비례항법 유도법칙(PNG)과 Time-to-go 다항식 유도법칙(TPG)을 융합하는 것이다. 미사일 경로를 완벽하게 생성하기 위해 두 개의 유도법칙을 중간에서 융합하기 위한 유도 로직을 개발하였다. PNG, 접근단계 유도법칙 그리고 TPG의 융합은 유도 성능을 만족시키기 위한 매끄러운 경로를 생성하였으며, 미사일과 목표물간 교전 상황을 고려하여 외부 교란과 탐색기 역학을 유도법칙에 추가하여 실제와 유사한 환경에서 유도법칙의 성능을 분석하였다.
공중에서 발사되는 순항 미사일은 지속적인 아음속 비행이 가능한 날개가 달린 비행체이다. 이것은 군용기로부터 발사되며, 주 목적은 목표물을 정밀 타격하는 것이다. 순항 미사일의 임무 성공을 보장하기 위한 중요요소는 유도시스템이다. 유도시스템은 비행체와 목표물의 다른 상태(위치, 속도, 각도)가 주어지면, 움직이지 않는 목표물을 요격하기 위한 종말 유도 법칙을 설계한다. 순항 미사일의 종말 유도법칙은 최종 구속조건을 만족하면서, 목표물의 완벽한 요격을 달성하기 위해 목표물의 정확한 위치와 정보를 필요로 한다. 이와 같은 정보를 통해 미사일이 특정 고도까지 상승하였다가 목표를 향해 급강하 하는 Bunt Trajectory와 같은 형태의 경로를 생성한다. 일반적인 유도방식은 실제 환경과 같이 구속조건이 많은 시나리오에서는 경로를 생성하는데 제약조건이 있다. 이와 같은 시나리오에서는 한 개의 유도 전략으로는 유도 성능을 만족시킬 수 없기 때문에 유도 미사일의 기동 단계에 따라 다른 유도법칙을 융합하여 각각의 단계에서 충분한 유도 성능을 만족할 수 있도록 새로운 유도전략을 설계한다. 본 논문에서는 비례 항법 유도와 time-to-go 다항식 유도를 기반으로 특수한 형태의 유도 법칙을 설계하였다. 본 논문의 주요 연구 내용은 미사일의 충돌 자세각 구속조건을 만족하기 위해 bank-to-turn 기동을 위한 3차원 경로를 생성하기 위한 비례항법 유도법칙(PNG)과 Time-to-go 다항식 유도법칙(TPG)을 융합하는 것이다. 미사일 경로를 완벽하게 생성하기 위해 두 개의 유도법칙을 중간에서 융합하기 위한 유도 로직을 개발하였다. PNG, 접근단계 유도법칙 그리고 TPG의 융합은 유도 성능을 만족시키기 위한 매끄러운 경로를 생성하였으며, 미사일과 목표물간 교전 상황을 고려하여 외부 교란과 탐색기 역학을 유도법칙에 추가하여 실제와 유사한 환경에서 유도법칙의 성능을 분석하였다.
An Air Launched Cruise Missile is a winged air vehicle capable of sustained subsonic flight. It is launched from a military aircraft whose main objective is to precisely hit the target. The guidance system is the key element of a missile that ensures its mission success. Given the different states o...
An Air Launched Cruise Missile is a winged air vehicle capable of sustained subsonic flight. It is launched from a military aircraft whose main objective is to precisely hit the target. The guidance system is the key element of a missile that ensures its mission success. Given the different states of missile and target i.e. position, velocity and angles, a terminal guidance law is designed for the interception of a non-maneuvering target. The terminal guidance of a cruise missile requires the accurate determination of the target location and information to achieve the perfect interception of the target satisfying its final constraints. This leads to the generic trajectory shape, like a Bunt Trajectory, where the missile has to first climb up to a certain altitude and finally dive on to the target. Conventional methods of guidance have limitations in shaping the trajectory in highly constrained scenario of this nature. No single guidance strategy is found to have satisfactory performance for such scenario, therefore a new strategy is formulated where different guidance laws are combined for different phases of bunt maneuver, each having adequate performance for the respective phases. In this dissertation, a specialized form of guidance law is designed based on proportional navigation guidance and time-to-go polynomial guidance. The main objective is to combine PNG and TPG for homing missiles in order to satisfy its angle constraints and its implementation on a three-dimensional trajectory for bank-to-turn maneuver. An intermediator guidance logic is developed to combine those guidance laws and to perfectly shape the missile trajectory. The combination of three guidance laws, i.e. PNG, approach and TPG provide a smooth trajectory with satisfactory performance. Finally, for real analysis of this guidance law in presence of external noise, a seeker dynamics is added that provides the missile-target engagement information to the guidance law.
An Air Launched Cruise Missile is a winged air vehicle capable of sustained subsonic flight. It is launched from a military aircraft whose main objective is to precisely hit the target. The guidance system is the key element of a missile that ensures its mission success. Given the different states of missile and target i.e. position, velocity and angles, a terminal guidance law is designed for the interception of a non-maneuvering target. The terminal guidance of a cruise missile requires the accurate determination of the target location and information to achieve the perfect interception of the target satisfying its final constraints. This leads to the generic trajectory shape, like a Bunt Trajectory, where the missile has to first climb up to a certain altitude and finally dive on to the target. Conventional methods of guidance have limitations in shaping the trajectory in highly constrained scenario of this nature. No single guidance strategy is found to have satisfactory performance for such scenario, therefore a new strategy is formulated where different guidance laws are combined for different phases of bunt maneuver, each having adequate performance for the respective phases. In this dissertation, a specialized form of guidance law is designed based on proportional navigation guidance and time-to-go polynomial guidance. The main objective is to combine PNG and TPG for homing missiles in order to satisfy its angle constraints and its implementation on a three-dimensional trajectory for bank-to-turn maneuver. An intermediator guidance logic is developed to combine those guidance laws and to perfectly shape the missile trajectory. The combination of three guidance laws, i.e. PNG, approach and TPG provide a smooth trajectory with satisfactory performance. Finally, for real analysis of this guidance law in presence of external noise, a seeker dynamics is added that provides the missile-target engagement information to the guidance law.
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