• 한국항공우주학회지
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• 제48권11호
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• pp.873-880
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• 2020

본 논문은 스트랩다운 탐색기 측정치와 INS 정보를 이용하여 시선각속도를 추정하는 유도필터 설계에 대해서 다룬다. 제안하는 유도필터는 탐색기 측정치와 유도탄 자세로부터 획득 가능한 시선각과 표적의 위치와 유도탄과의 상대 위치를 측정치로 하고 있으며, 주기 및 동기가 맞지 않는 두 센서의 출력을 사용하기 위해 비동기 필터를 기반으로 하고 있다. 제안한 방법을 통해 시간지연이 큰 탐색기 측정치를 사용함으로써 생길 수 있는 기생루프에 대한 영향을 줄이고 추정성능을 향상시킬 수 있다.

• 한국정밀공학회지
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• 제15권6호
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• pp.97-106
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• 1998

In this Paper, a fuel minimizing closed loop explicit inertial guidance algorithm for orbit injection of a rocket is developed. In the formulation, the fuel burning rate and magnitude of thrust are assumed constant. The motion of rocket is assumed to be subject to the average inverse-square gravity, but negligible effects from atmosphere. The optimum thrust angle to obtain a given velocity vector in the shortest time with minimizing fuel consumption is first determined, and then the additive thrust angle for targeting the final position vector is determined by using Pontryagin's maximum principle. To establish real time processing, many algorithms of onboard guidance software are simplified. The explicit guidance algorithm is simulated on the 2nd-stage flight of the N-1 rocket developed in Japan. The results show that the explicit guidance algorithm works well in the presence of the maximum $\pm$10% initial velocity and altitude errors, and exhibits better performance than the open-loop program guidance. The effects of the guidance cycle time are also examined.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권10호
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• pp.853-861
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• 2012

본 논문에서는 주어진 3단형 발사체의 상단부 폐루프 유도 방식 선정을 위해 널리 알려져 있는 Space Shuttle의 PEG 알고리듬보다 유도명령의 형태가 최적화 해에 가까운 Jaggers가 제안한 직접식 유도 방식에 대해서 다루었다. 이 알고리듬을 주어진 발사체의 상단부인 2단 및 3단 비행 구간에 적용할 경우에 대해서 유도 성능을 분석했다. 또한 보다 정밀한 유도를 위해 알고리듬 유도를 위해 사용된 근사식들을 가능한 사용하지 않도록 했으며 원래의 알고리듬에 비해 성능이 개선됨을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권6호
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• pp.505-516
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• 2011

통합유도조종(IGC, Integrated Guidance and Control)은 기존의 분리형 유도조종루프의 성능한계를 극복하기 위해 제안된 개념이다. 본 논문에서는 입사각제어가 가능한 새로운 형태의 IGC 기법을 제안하였다. 제안된 IGC는 자동조종성능과 유도성능을 동시에 얻기 위해 받음각, 피치각속도, 피치각, 시선각을 상태변수로 고려한다. 제안된 IGC의 제어특성을 고찰하기 위하여 비선형 상태방정식에 대한 가제어성 해석 및 평형점 해석을 수행 하였다. IGC 모델에 대한 제어기법으로는 LQR(Linear Quadratic Regulator)을 사용하였으며 LQR을 IGC에 적용하기 위한 방법을 상세하게 설명하였다. 수치 시뮬레이션을 통해 분리형 유도조종루프와 IGC의 성능을 비교하였다. 성능 비교 결과 IGC는 급격한 기동이 필요한 유도기하에 대하여 분리형 유도조종루프에 비해 우수한 유도성능을 보임을 확인하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제17권3호
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• pp.366-377
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• 2016

This paper presents a vision-based guidance method that allows a fixed-wing aircraft to orbit around a target at a given radius. The guidance method uses a simple formula that regulates a relative side-bearing angle estimated by a vision system. The global asymptotic stability of the associated guidance law is demonstrated, and a linear analysis is performed to facilitate the proper selection of the relevant control parameters. A flight experiment is presented to demonstrate the feasibility and performance of the proposed guidance method.

• Journal of the Korean Society for Industrial and Applied Mathematics
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• 제19권3호
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• pp.327-364
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• 2015

In this paper, a generalized guidance law with an arbitrary pair of guidance coefficients for impact angle control is proposed. Under the assumptions of a stationary target and a lag-free missile with constant speed, necessary conditions for the guidance coefficients to satisfy the required terminal constraints are obtained by deriving an explicit closed-form solution. Moreover, optimality of the generalized impact-angle control guidance law is discussed. By solving an inverse optimal control problem for the guidance law, it is found that the generalized guidance law can minimize a certain quadratic performance index. Finally, analytic solutions of the generalized guidance law for a first-order lag system are investigated. By solving a third-order linear time-varying ordinary differential equation, the blowing-up phenomenon of the guidance loop as the missile approaches the target is mathematically proved. Moreover, it is found that terminal misses due to the system lag are expressed in terms of the guidance coefficients, homing geometry, and the ratio of time-to-go to system time constant.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권8호
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• pp.747-752
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• 2008

본 논문에서는 추적-회피 게임의 해를 기반으로 한 유도법칙을 제안하고, 성능을 분석한다. 추적자를 유도하는데 게임 해의 초기 값을 사용하고, 다음 단계에서 추적-회피 게임의 해를 다시 계산한다. 이 점에 있어서 제안된 유도법칙은 모델예측제어와 유사하다. 회피자가 요격시간을 최대화하는 방향으로 항상 기동하는 추적-회피 시나리오에 대하여, 비례항법유도와 비교한 결과, 제안된 유도기법이 더 넓은 요격영역을 가진다는 것을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권8호
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• pp.574-581
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• 2019

본 논문에서는 추력비정렬 및 발사체 횡방향 무게중심 오프셋에 의한 유도 성능 영향성에 대해서 다루었다. 민감도 분석 방법과 몬테카를로 시뮬레이션 방법을 적용하여 추력비정렬 및 횡방향 무게중심 오프셋에 의한 궤도 투입 오차 변화를 계산함으로써 영향성을 분석하였다. 추력비정렬 및 횡방향 무게중심 오프셋에 의한 영향을 보상하기 위한 방안으로서 적분제어기를 추가하는 방법과 Saturn-V 발사체의 비정렬 보상 알고리듬인 SMC 방법의 적용을 고려해 보았고 몬테카를로 시뮬레이션을 통해 효용성을 평가하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제11권2호
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• pp.110-117
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• 2010

We propose guidance laws based on a pursuit-evasion game. The game solutions are obtained from a pursuit-evasion game solver developed by the authors. We introduce a direct method to solve planar pursuit-evasion games with control variable constraints in which the game solution is sought by iteration of the update and correction steps. The initial value of the game solution is used for guidance of the evader and the pursuer, and then the pursuit-evasion game is solved again at the next time step. In this respect, the proposed guidance laws are similar to the approach of model predictive control. The proposed guidance method is compared to proportional navigation guidance for a pursuit-evasion scenario in which the evader always tries to maximize the capture time. The capture sets of the two guidance methods are demonstrated.

• 항공우주기술
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• 제11권1호
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• pp.169-177
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• 2012

본 논문에서는 주어진 발사체의 상단부 유도 방식 선정을 위해서 외연적 유도 알고리듬에 대해서 다루었다. 지구를 평평하게 가정함으로써 얻어지는 매우 단순화된 형태의 알고리듬으로 온보드 응용에 있어서 유리한 유도 방식에 대해서 다루었다. 그러나 주어진 발사체에 적용한 결과 단순한 time-to-go 예측 방정식은 유도 성능을 저하시키는 특성을 보여, Saturn이나 H-II 발사체 사용되었던 정밀한 예측 방법을 도입하였다. 최종적으로 모의시험을 통해 단순한 형태의 유도 방식은 폭넓은 응용을 위해서는 time-to-go 예측 및 중력에 의한 속도 이득을 개선해야 함을 알 수 있었다.