• 한국정밀공학회지
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• 제14권4호
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• pp.22-29
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• 1997

This paper presents results on dynamic analysis of the missile initial motion arising from the missile detent force. Using ADAMS (Automatic Dynamic Analysis of Mechanical Syatem) software, a non- linear46-DOF (Degree of Freedom) model is developed for the launcher system including missile and lunch tube contact problem. From the dynamic analysis, it is found that initial angular velocity of the missile incre- ases when the missile detent force increases and also when rocket exhaust plume is taken into account. To achieve the missile launching stability, it needs to reduce the missile initial detent force and exhaust plume area of the lancher. Results of the dynamic analysis on the system natural frequency agree well with those obtained from experimental modal tests. The overall results suggest that the proposed method is a useful tool for prediction of initial missile stability as well as design of the missile launcher system.

• 한국정밀공학회:학술대회논문집
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• 한국정밀공학회 1996년도 추계학술대회 논문집
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• pp.1017-1022
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• 1996

This paper presents results of dynamic analysis of the missile initial motion arising from the missile detent force. Using ADAMS (Automatic Dynamic Analysis of Mechanical System) software, a non-linear 46-DOF (Degree of Freedom) model is developed for the launcher system including missile and launch tube contact problem. From the dynamic analysis, it is found that initial angular velocity of the missile increases when the missile detent force increases (more than 18 g) and also rocket exhaust plume is taken into account. To achieve the missile launching s ability, it needs to reduce the missile initial detent force and exhaust plume area of the launcher. Results of the dynamic analysis on the system natural frequency agree well with those obtained from experimental modal tests. The overall results suggest that the proposed method is a useful tool for prediction of initial missile stability as well as d :sign of the missile launcher system.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권1호
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• pp.21-30
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• 2021

탐색기를 탑재한 유도탄의 중기궤적은 탐색기 시야(FOV : Field-Of-View) 내에서 표적을 탐지하며, 전환 시점에서의 기동성을 최대화하도록 설계하는 것이 요구된다. 유도탄의 비행궤적 최적화 문제는 여러 구속조건이 적용된 비선형 문제로 일반적인 해석해를 도출하기 어렵기 때문에 그 동안 다양한 계산적인 방법들이 제시되어 왔다. 본 논문에서는 추진-활공 유도탄의 중기궤적 최적화 문제를 컨벡스 최적화 기법인 2차 원뿔 프로그래밍을 이용하여 산출하였다. 먼저, 운동방정식의 상태변수를 최소화하기 위해서 제어변수 구속조건이 추가된 제어변수 추가 형태의 운동방정식을 구성하였다. 또한, 자유 종말시간 문제와 추진시간 문제를 대처하기 위하여 정규화된 시간 변수를 독립 변수로 설정하였다. 그리고, 운동방정식과 제어변수 구속조건을 컨벡스 형태로 변환하기 위하여 각각 부분 선형화와 무손실 컨벡스 변환을 적용하였다. 마지막으로, 본 논문에서 제시된 방안의 타당성을 확인하기 위하여 비선형 최적화 프로그래밍 결과와 비교하였다.

• 한국항행학회논문지
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• 제26권2호
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• pp.47-53
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• 2022

최근 국방 기술이 발달함에 따라 다양한 항공기 무장/장착물이 국내에서 개발되고 있다. 그 중에서 항공기 발사용 순항 유도무기(유도탄)는 다양한 시험을 통해서 신뢰성 및 안전성을 확보한 후 항공기에 장착할 수 있다. 항공기로부터 분리된 유도탄은 항공기와 충돌을 회피하기 위해서 지정된 시간에 날개의 구속을 해제하고, 지정된 방향으로 날개를 제어해야한다. 이를 확인하기 위해서 안전 분리 절차에 따라 MIL-STD-1760 신호를 제어하고, 구속해제 성능을 검증할 수 있는 점검 시스템이 필요하다. 특히, 점검 시스템은 구속해제를 위한 파이로 회로를 점검하는 기능과 MIL-STD-1760 신호를 제어해서 구동 성능을 점검하는 기능이 필요하다. 또한, 항공기로부터 분리된 환경을 유도탄에 모의할 수 있어야한다. 본 논문은 지상에서 유도탄에 장착된 파이로 회로 및 구동 성능을 안전 분리 절차에 따라 검증할 수 있는 점검 시스템을 제시하였고, 비행시험을 통해서 항공기로부터 정상적으로 분리되는 것을 확인할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권6호
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• pp.72-80
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• 2004

본 논문에서는 추력중단 후 무유도방식 유도탄의 추력비행단계 유도알고리듬의 설계과정을 다룬다. 유도의 목적은 추력중단 시점에서 요구속도벡터를 성취하기 위한 것이다. 구현 가능한 피치평면 비행궤적을 조사하기 위해 네 가지 성능지수에 대한 비행궤적 최적화를 수행하였다. 궤적최적화 결과로부터 구속조건들을 만족시키기 위해서는 비행초기에 고앙각 기동이 필요함을 알 수 있다. 제안된 유도알고리듬은 개루프 피치자세각 명령 산출기인 피치프로그램과 증가요구속도벡터를 0으로 만들기 위한 요자세각 명령 산출기로 구성된다. 피치프로그램은 궤적최적화 결과 얻어진 피치자세각 선도를 이용하여 구성되었다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제7권3호
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• pp.30-37
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• 2004

For a proper operation of portable air defense IR terminal homing missile to the rapid intruding target, the boresight of an IR seeker of the missile should be accurately aligned with the gunner's aiming sight. Before a gunner fires the missile, he tries to keep the target within the circle of ASU ensuring the seeker to lock on the target correctly. In this paper, using an electrical seeker caging loop and IR detector signal characteristics, a precise aligning method between the seeker boresight and the LOS(Line of Sight) of ASU(Aiming Sight Unit) was studied. Although every seeker has slightly different SLA (Signal of Look Angle) output, we can get negligible alignment error through a fine tuning method of electrical caging signal. This alignment procedure was also adopted in K-PSAM system.

• 전기학회논문지
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• 제68권1호
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• pp.145-152
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• 2019

A composite guidance scheme is proposed for air-to-ground anti-tank missiles launched from an airborne platform. Long-range anti-tank missiles usually use a fiber optic line (FOL) for the datalink between an operator and the missile to obtain real-time target information and to command the missile. Also, impact angle control is used to maximize the warhead effectiveness, but it should be carefully implemented due to interference between the launch platform and the FOL. Thus, the proposed guidance scheme takes into account both impact angle and FOL constraints. Under system lag and acceleration limits, a selection method of guidance gains and calculation logic of the maximum achievable impact angle are proposed for a guideline of practical implementation. The performance of the proposed guidance scheme is investigated by nonlinear simulations with various engagement conditions.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권6호
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• pp.497-506
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• 2015

본 논문은 기동이 없는 이동표적에 대하여 탐색기의 FOV(field-of-view) 및 기동가속도 제한 내에서 충돌각 제어를 위한 복합 유도법칙을 제안한다. 제안하는 유도법칙은 비례 항법(proportional navigation)의 특성을 이용하는 것으로 총 두 단계의 유도 명령을 생성하게 된다. 첫 번째 유도명령은 초기 유도단계에서 표적에 대한 지향각(look angle)을 일정하게 유지하게 하고, 특정한 시선각 조건을 만족하면 두 번째 비례 항법 유도로 전환하여 원하는 충돌각으로 표적을 타격하게 된다. 충돌각 설정을 용이하게 하기 위하여 제한된 유도탄의 성능 조건을 가지고 달성 가능한 최대 충돌각 계산방법을 제시한다. 수치 시뮬레이션을 통해 설계된 유도법칙의 성능 및 실제 유도탄 환경에 대한 적용가능성을 분석한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권10호
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• pp.814-822
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• 2018

본 논문은 제어시간이 제한된 유도탄에 적용하기 위한 유도법칙을 제안한다. 제안된 유도법칙은 잔여비행시간에 대한 다항식을 기반으로 설계되어 일반화된 형태를 가지게 된다. 또한 제어 종료시점에서 가속도 명령을 0으로 만들어 잔여비행시간(time-to-go) 추정 오차에 대한 민감도를 줄여주고, 단 분리 등의 이벤트 발생 시 비행 안정성을 증가 시켜줄 수 있다. 제안된 유도법칙을 적용하기 위한 잔여비행시간 추정방법을 제안하고, 고고도 방어요격탄의 중기 유도 및 종말 유도에 대한 적용 가능성을 제시한다. 다양한 시뮬레이션 수행을 통하여 제안된 유도법칙의 특성 및 성능을 분석한다.

• 전자공학회논문지SC
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• 제48권5호
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• pp.52-58
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• 2011

유도탄의 유도제어시스템은 오토파일롯, 유도법칙 및 호밍필터 등의 다양한 제어시스템으로 구성된다. 기존에는 이러한 유도제어시스템을 설계하기 위해 이러한 각 단계의 제어기를 개별적으로 최적화하는 방식이 널리 활용되었다. 하지만 이러한 방식의 경우 각 단계의 최적화시 시간과 비용이 많이 필요함은 물론, 전체시스템의 관점에서의 최적화라 볼 수 없다. 본 논문에서는 최적화 툴을 이용한 유도제어시스템 설계를 위해 각 제어시스템 설계 시 필요한 성능지수 및 구속조건을 정식화하고, 이를 통합적으로 최적화하는 기법을 제안한다.