• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제7권1호
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• pp.129-136
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• 2006

A new guidance synthesis for anti-ship missiles to control impact angle and impact time is proposed in this paper. The flight vehicle is assumed as a 1st order lag system to consider more practical system. The proposed guidance synthesis enhances the survivability of anti-ship missiles because multiple anti-ship missiles with the proposed synthesis can hit the target simultaneously. The control input to satisfy constraints of zero miss distance and impact angle, and the feedforward bias control input to control impact time constitute the guidance law. The former is from trajectory shaping guidance, the latter is from neural network. And particle swarm optimization method is introduced to furnish reference input and output for learning in neural network. The performance of the proposed synthesis in the accuracy of impact time and angle is validated by numerical examples.

• Journal of the Korean Society for Industrial and Applied Mathematics
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• 제19권3호
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• pp.235-252
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• 2015

Optimal impact angle control guidance law and its variants for intercepting a maneuvering target are introduced in this paper. The linear quadratic(LQ) optimal control theory is reviewed first to setup framework of guidance law derivation, called the sweep method. As an example, the inversely weighted time-to-go energy optimal control problem to obtain the optimal impact angle control guidance law for a fixed target is solved via the sweep method. Since this optimal guidance law is not applicable for a moving target due to the angle mismatch at the impact instant, the law is modified to three different biased proportional navigation(PN) laws: the flight path angle control law, the line-of-sight(LOS) angle control law, and the relative flight path angle control law. Effectiveness of the guidance laws are verified via numerical simulations.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권8호
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• pp.669-676
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• 2015

본 논문에서는 기동하는 표적에 대한 입사각 제어 유도법칙을 제안하였다. 제안된 유도법칙은 정지표적에 대한 최적입사각제어 유도법칙을 변형한 것으로서 기존의 PN(Proportional Navigation) 유도법칙에 입사각제어 항이 추가된 바이어스 PN 유도법칙의 형태를 갖는다. 시선각, 비행경로각, 그리고 표적에 대한 상대 비행경로각 관점에서의 세 가지 다른 종류의 입사각을 정의하였다. 다양한 공대공 교전 시나리오에 대한 수치 시뮬레이션을 통해 제안한 유도법칙의 성능을 검증하였다.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제11권3호
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• pp.240-245
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• 2005

In this paper, planar waypoint guidance synthesis for UAVs using the LQ optimal impact-angle-control guidance law is proposed. We prove that the energy-optimal control problem with the constraint of passing through the waypoints is equivalent to the problem of finding the optimal pass angles on each waypoint of the optimal impact-angle-control law. The optimal pass angles can be obtained as a numerical solution of the simple pass angle optimization problem that requires neither input parameterization nor constraints. The trajectory obtained by applying the optimal impact-angle-control law with these optimal pass angles becomes energy optimal.

• Journal of the Korean Society for Industrial and Applied Mathematics
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• 제19권3호
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• pp.271-287
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• 2015

In this article, a more generalized form of the impact time and angle control guidance law is proposed based on the linear quadratic optimal control methodology. For the purpose on controlling an additional constraint such as the impact time, we introduce an additional state variable that is defined to be the jerk (acceleration rate). Additionally, in order to provide an additional degree of freedom in choosing the guidance gains, the performance index that minimizes the control energy weighted by an arbitrary order of time-to-go is considered in this work. First, the generalized form of the impact angle control guidance law with an additional term which is used for the impact time control is derived. And then, we also determine the additional term in order to achieve the desired impact time. Through numbers of numerical simulations, we investigate the superiority of the proposed guidance law compared to previous guidance laws. In addition, a salvo attack scenario with multiple missile systems is also demonstrated.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제1권1호
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• pp.211-218
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• 1998

As a part of trajectory modulation to increase system survivability and terminal effectiveness, impact angle control is required in the terminal phase of tactical missile systems. The missile systems are not allowed to have high altitude to reduce probability of detection by sensors of missile defense systems. In this paper, an analytic form of a time-optimal control law is suggested in the case of constrained missile maneuverability and impact angle under the assumption of a zero-lag autopilot. The control law is obtained by establishing optimal missile-target engagement geometry in the vertical plane. Extension of the law for missiles with autopilot response lags requiring a numerical solution is studied by introducing an iterative algorithm for optimal switching time determination of which the initial switching instants are obtained from the analytic solution. Also suggested is a closed-form impact angle control law derived by an energy-optimal approach. The performances of the proposed guidance laws are evaluated by a series of computer runs.

• Journal of the Korean Society for Industrial and Applied Mathematics
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• 제19권3호
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• pp.305-325
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• 2015

In this paper, missile homing guidance laws to control the impact angle and time are proposed based on the polynomial function. To derive the guidance commands, we first assume that the acceleration command profile can be represented as a polynomial function with unknown coefficients. After that, the unknown coefficients are determined to achieve the given terminal constrains. Using the determined coefficients, we can finally obtain the state feedback guidance command. The suggested approach to design the guidance laws is simple and provides the more generalized optimal solutions of the impact angle and time control guidance.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권7호
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• pp.508-516
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• 2019

본 논문은 이동표적에 대해서 고정형 탐색기(Strapdown Seeker)가 장착된 유도탄의 지향각 제한을 고려하여 충돌각(Impact Angle)을 제어하는 유도법칙을 제안하고 있다. 제안한 유도법칙은 슬라이딩 모드를 기반으로 하고 있으며, 탐색기에서 제공하는 지향각과 항법 정보를 통해 얻을 수 있는 시선각 정보와 발사 초기 표적 획득장비 등을 통해 제공 받는 표적 속도와 표적 이동경로각을 이용하여 가속도 명령을 생성한다. 제안한 슬라이딩 surface의 수렴을 통해 표적 요격과 충돌각 제어가 가능하다. 또한, 최대, 최소 지향각에서 지향각의 미분결과의 부호가 지향각의 부호와 반대가 된다는 것을 보임으로써 지향각 제한을 넘지 않는다는 것을 확인할 수 있다.

• 한국항행학회논문지
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• 제16권1호
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• pp.8-15
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• 2012

본 논문에서는 표적이 고정되고 유도탄의 속도가 일정하다고 가정하고, 3차원 공간에서 비행 경로각을 이용하여 비행시간과 충돌각을 동시에 제어하는 호밍 유도법칙을 제안한다. 유도탄 비행궤적의 비행 경로각을 독립변수로 하여 비선형 모델을 구성한다. 제안한 호밍 유도법칙이 종말 종속 충돌각과 비행시간 제어가 가능하며, 목표물에 정확히 도달하는 과정을 보여준다. 그리고 동시공격시나리오에도 적용할 수 있다. 시뮬레이션을 통해 제안한 유도법칙의 성능을 확인한다.

• 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.