Abstract
This paper considers improved IGM (Iterative Guidance Mode), one of the explicit guidance algorithms, to determine the guidance algorithm for upper stages of a space launch vehicle. IGM, which has been employed successfully for the Saturn to put its payload into the parking orbit and lunar transfer orbit, is applied here for guidance of the launcher during the second and third stages. The orbit injection accuracy is evaluated through the 3-DOF computer simulations and an accurate prediction method, which can eliminate the prediction error of the downrange position at the orbit injection, is also proposed here.
본 논문에서는 발사체 상단의 유도 방식 선정을 위해서 Saturn 발사체의 주차 궤도 및 달 전이 궤도 투입에 성공적으로 사용된 IGM을 개선한 외연적 유도 알고리듬에 대해서 다루었다. 이 알고리듬을 주어진 발사체의 상단부인 2단 및 3단 구간에 적용할 경우에 대해서 유도 성능을 분석하였다. 3-자유도 모의시험을 통해 궤도 투입시점에서의 위치 및 속도 정밀도를 계산했으며, 개략적으로 투입지점을 계산함으로 해서 생기는 유도 알고리듬의 성능 저하를 보완하기 위한 방법을 제안하였다.
