[논문]탄도미사일의 비행궤적 특성 해석

권용수; 최봉석

탄도미사일의 비행궤적 특성 해석
Analysis of the Flight Trajectory Characteristics of Ballistic Missiles 원문보기

한국국방경영분석학회지 = Journal of the Military Operations Research Society of Korea, v.32 no.1, 2006년, pp.176 - 187

초록
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탄도미사일은 비행속도가 매우 빠르고 불안정한 하강운동에 기인하는 나선형과 같은 고유의 특이한 비행운동으로 인해 정확한 비행궤적의 추정이 어렵다. 이 논문은 탄도미사일의 비행궤적 특성에 대한 종합적인 해석을 기술한다. 최대사거리를 포함 다양한 미사일 비행사거리에 따른 비행궤적특성이 해석적 방법에 의해 도출되었다. 최대사거리를 줄여 발사했을 때 비행특성에 따른 위협이 급격히 증가됨을 해석적으로 나타냈다. 이 연구는 하층미사일방어체계 구축의 운용개념 설정에 대한 기반연구이다.

Abstract ▼ AI-Helper

It is difficult to estimate missile flight trajectory since a ballistic missile velocity is highly fast and has inherent behavior such as corkscrew due to unstable descending. This paper describes a comprehensive analysis of the flight trajectory characteristics of ballistic missiles. Various missile flight ranges based the comprehensive flight trajectory characteristics are derived by an analytical approach. It is shown analytically that threat due to the flight characteristics is significantly increased with reducing maximum missile ranges. This work is basic research of the establishment of operational concept for the lower tier missile defense system implementation.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

본 논문은 탄도미사일방어체계 구축의 기반연구로 해석적 접근방법을 통해 사거리 변화에 따른 다양한 비행궤적특성을 제시하였다.
이러한 관점에서 본 연구는 탄도미사일 방어체계의 운용개념을 위한 기반연구로서, 최소 에너지 발사각에서의 최대사거리 비행궤적특성 만을 다룬 이전 연구[2, 3]와 달리 실질적인 운용환경을 고려하여 발사각을 증가(즉, 사거리 감소) 시킨 경우를 중심으로 한 비행궤적 특성에 대한 종합적 특성해석이다. 비행단계를 부스트, 진공 및 재진입의 3단계로 구분하여 해석적 기법에 의한 수학적 모델을 도출하고 이를 기반으로 1단 로켓 모터추진방식의 사거리 300, 500 및 1,000km 중.

가설 설정

탄도미사일인 경우 부스트단계 동안 움직인 거리는 전체 비행거리에 비해 비교적 짧기 때문에 지구를 평탄하고 중력은 일정하며 비행체는 관성좌표계에서 뉴톤 운동법칙을 만족하는 것으로 가정한다. 이때 미사일에 작용하는 힘은 <그림 1>에서와 같이 미사일 자체 추력 (T), 공력에 의한 항력 (D)과 양력 (L), 그리고 지구인력에 의한 중력(㎎)으로 구성되며, 미사일의 운동방정식은 비행방향과 비행방향에 수직 성분으로 분해하여 다음과 같이 나타낼 수 있다.

제안 방법

결과를 분석하였다. 각각의 미사일 비행궤적 특성 변화패턴은 전반적으로 유사하기 때문에 사거리 1,000km의 미사일을 대상으로 하여 그 특성을 분석하였다. <표 3>은 1,000km 급 미사일의 최소에너지 발사각을 증가시켜 사거리를 200km 까지 감소시킬 때 주요 경계면에서의 특성 값으로 시뮬레이션을 통한 계산 값이다.
비행단계를 부스트, 진공 및 재진입의 3단계로 구분하여 해석적 기법에 의한 수학적 모델을 도출하고 이를 기반으로 1단 로켓 모터추진방식의 사거리 300, 500 및 1,000km 중. 단거리미사일의 최소에너지 발사각에서의 비행 특성을 제시한 후. 이를 기반으로 실질적인 운용 프로필 인사 거리 변화에 따른 비행특성의 위협성을 나타낸다.
또한, 특성해석을 위해 최소에너지 발사각을 비행하도록 함으로써 주어진 연소종료 조건에서 최 대사거 리를 비 행하도록 모델링 하였을 때 각각 300, 500 및 1,000km에서 시뮬레이션이 종료되도록 입력 파라미터를 적절히 조절하였으며, 발사각에 따른 비행특성은 최소에너지 발사각에서 발사각을 조정하여 사거리를 변경하였다.
비행궤적 해석 모델링 고려사항을 기본으로 탄도미사일의 비행단계를 추력변화, 즉, 추진제연소 시간과 대기권의 고도에 따라 구분하였으며, 부스트단계는 수직상승, 프로그램 선회, 중력 선회 및 등자세 비행으로 구분하여 알고리즘을 구성하였다. 또한, 특성해석을 위해 최소에너지 발사각을 비행하도록 함으로써 주어진 연소종료 조건에서 최 대사거 리를 비 행하도록 모델링 하였을 때 각각 300, 500 및 1,000km에서 시뮬레이션이 종료되도록 입력 파라미터를 적절히 조절하였으며, 발사각에 따른 비행특성은 최소에너지 발사각에서 발사각을 조정하여 사거리를 변경하였다.
비행단계를 부스트, 진공 및 재진입의 3단계로 구분하여 해석적 기법에 의한 수학적 모델을 도출하고 이를 기반으로 1단 로켓 모터추진방식의 사거리 300, 500 및 1,000km 중. 단거리미사일의 최소에너지 발사각에서의 비행 특성을 제시한 후.
앞에서 분석한 300, 500 및 1, 00㎞의 3 종류 미사일의 발사각을 최소에너지 발사각보다 크게 하여(over-loRed) 발사하였을 때의 비행궤적 시뮬레이션 결과를 분석하였다. 각각의 미사일 비행궤적 특성 변화패턴은 전반적으로 유사하기 때문에 사거리 1,000km의 미사일을 대상으로 하여 그 특성을 분석하였다.
있다. 이러한 사거리를 조정하는 방법으로는 연소종료 시의 발사각 조정 연료량 조절 및 중간단계 조정의 3가지가 사용되고 있으나, 여기서는 편의상 발사각 변화에 의한 방법 중의 하나인 오버로프트(over loft) 방법에 의한 비행특성을 도출하고 분석한다.
최소에너지 발사각을 적용하여 각 사거리에 대한 시뮬레이션을 통해 얻은 비행궤적 특성에 대한 주요 경계면에서의 특성 값을(표 2>에 나타냈으며, 이 가운데 연소종료점, 정점, 재진입 및 최대속도 위치는 기본적인 사거리별 거리에 따른 고도 궤적에 중첩해과 같이 나타냈다.
단거리미사일 사거리와 유사한 1단 로켓모터 추진방식의 300, 500 및 1,000km 미사일로 선정했다. 해석적 기법에 의한 수학적 모델을 도출하고, 이를 기반으로 최소에너지 발사각의 최대사거리와 발사각을 증가시켜 사거리를 단축하였을 때의 다양한 비행궤적특성을 제시하였다. 최대사거리를 줄여 발사했을 때 비행특성에 따른 위협이 급격히 증가됨을 해석적으로 나타냈다.

대상 데이터

중. 단거리미사일 사거리와 유사한 1단 로켓모터 추진방식의 300, 500 및 1,000km 미사일로 선정했다. 해석적 기법에 의한 수학적 모델을 도출하고, 이를 기반으로 최소에너지 발사각의 최대사거리와 발사각을 증가시켜 사거리를 단축하였을 때의 다양한 비행궤적특성을 제시하였다.
4.1 최대사거리에서의 비행특성

비행궤적특성 도출을 위한 시뮬레이션 대상 탄도미사일의 사거리는 북한이 보유한 중·단거리 1단 추진 미사일을 고려하여 300, 500 및 LOOCkm로 제한했다. 비행특성 도출을 위해 사용된 시뮬레이션 입력은<표 1>과 같이 일반적으로 공개된 다양한 자료를 바탕으로 일반화 시켰으며 주어진 사거리 구현을 위해 일부 값은 특성에 변화가 없는
비행특성 해석 대상은 북한의 중. 단거리미사일 사거리와 유사한 1단 로켓모터 추진방식의 300, 500 및 1,000km 미사일로 선정했다.

성능/효과

1,000km 사거리의 미사일의 경우 최소 에너지 발사각으로 발사하였을 때 정점의 고도는 271km, 비행시간은 519초이나, 발사각을 증가시켜 200km 사거리에 발사하였을 때 정점의 고도는 4f7km, 비행시간은 660초로 고도는 약 1.7배, 비행시간은 약 1.3배가 증가하는 것을 알 수 있다.
재진입 단계에서도 중력에 의한 가속도의 크기는 고도와 사거리에 관계없이 거의 일정하다는 것을 알 수 있으며, 항력의 크기가 사거리가 길수록, 고도가 낮을수록 급격하게 커지는 것을 볼 수 있다. 재진입 초기에는 항력 이거의 작용하지 않으며, 고도가 낮아지면서 급격하게 커져 항력의 크기가 중력의 크기보다 커지는 고도는 300㎞ 미사일은 약 8.

후속연구

최대사거리를 줄여 발사했을 때 비행특성에 따른 위협이 급격히 증가됨을 해석적으로 나타냈다. 이 연구는 하층미사일방어체계의 운용개념 도출을 위한 필수적인 사전활동으로 활용될 수 있다.

참고문헌 (8)

권용수, 탄도미사일과 방어체계, 국방대학교, p.12, 2004
ORDP 20-284, Ballistic Missile Series - Trajectories(U), US. Army Ordnance Corps, 1962
권용수, 김남기, 탄도미사일의 비행궤적 및 벙어 체계, 추계학술대회논문집, 한국군사과학기술학회, pp.309-317, 1999
F. J. Hale, Introduction to Space Flight, Prentice Hall, p.190, 1994
조옥찬, 우주비행역학, 경문사, p.182, 1984
이운형, 탄도 비행궤적의 특성고찰, 국방기술연구, 제4권 제4호, p.72, 1998
최봉석, 비행특성을 고려한 탄도미사일 방어체계 분석, 석사학위논문, 국방대학교, p.48, 2001
D. Hanselman, B. Littlefield, Mastering MATLAB 5, The MATLAB Curriculum Series, Prentice-Hall International, Inc., 1998

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