• 한국군사과학기술학회지
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• 제5권1호
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• pp.96-106
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• 2002

Many modern guided weapon systems employ sophisticated target sensors as well as powerful computing systems. Due to such advanced features, they are required to achieve better guidance accuracy, and at the same time other guidance objectives for better weapon effectiveness and survivability. In this paper, we overview some of the technical considerations in such advanced guidance algorithm development, and briefly look at some related research works. More specifically, we discuss impact angle control, time-varying nature of the guidance system, time-to-go estimation, guidance loop stability, effect of autopilot lag and physical limitations in control variables, parasitic paths in guidance loops, etc. We also briefly look at some advanced concepts such as integrated guidance and control loop design, target adaptive guidance, guidance law development based on dual control concept, and terminal evasive maneuver.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 1996년도 한국자동제어학술회의논문집(국내학술편); 포항공과대학교, 포항; 24-26 Oct. 1996
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• pp.245-248
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• 1996

This paper suggests a new concept for missile guidance control, called linearized common curvature guidance law that enhances the probability to kill a target. The proposed guidance system is composed of two switching modes; one for the midcourse guidance and the other for the terminal guidance, which is switched by a specified critical value (.epsilon.). And the system and the commands are formulated and its simulations are provided in comparison with the conventional commanded line of sight guidance algorithm. Miss distance and angle of attack are denoted as performance of parameters. This new concept, common curvature guidance algorithm, revises the navigation guidance and accompanies, various considerations.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제9권2호
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• pp.87-97
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• 2008

Modem anti-ship missiles employ complex and sophisticated guidance laws to hit the target and enhance their survivability by executing additional maneuvers. However, such maneuvers may cause the target to move out of the missile seeker's Field-Of-View (FOV). Maintaining seeker lock-on during an engagement is a critical factor for missile guidance. In this paper, a guidance law switching logic that maintains seeker lock-on and a simple guidance law that keeps the target look angle of the seeker constant is proposed. The proposed method can be used for the terminal homing phase, and can be switched from any kind of guidance laws if a proper switching condition is satisfied. The minimum and maximum flight time calculation method in consideration of the missile maneuver limit and the FOV of the seeker is also provided.

• 한국항공운항학회지
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• 제23권1호
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• pp.49-55
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• 2015

This paper deals with dynamic modeling and controller design of a future Korean lunar module planned to be launched 2020's in Korea. For dynamic modeling of the lunar module, we first assume the lunar module as a rigid body. And we derive equations of motion for the lunar module by considering allocation of main thrusters and reaction thrusters. With the equation of motion, we design the controller based on the quaternion. A Pulse Width Pulse Frequency modulator(PWPFM) is selected for generating on/off signal. Finally, we construct a 2-phase descent mode including initial guidance mode, terminal guidance mode. The MATLAB simulation is performed for evaluating the descent ability and final landing velocity. The dynamic modeling and descent simulation of the lunar module in this paper could be applied for developing the future work of the Korean lunar exploration program.

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 2002년도 합동 추계학술대회 논문집 정보 및 제어부문
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• pp.122-125
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• 2002

The optimal guidance has advantages of accuracy and economic energy consumption but it is difficult to implement due to its dependence on the target information such as the relative range, the relative velocity and the acceleration of target. This paper uses optimal guidance and sliding-mode guidance to obtain a new guidance method. The suggested method shows robustness against target maneuvers, good dynamic performance, energy saving of missile and terminal accuracy. Its effectiveness is demonstrated by the simulation results.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권3호
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• pp.203-211
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• 2016

BTT 미사일은 STT 미사일과 달리 피치와 롤 채널이 동역학적으로 결합되어 있기 때문에 유도 법칙 개발 시 3차원 추적 기하학을 고려하여야 한다. 기존 연구결과들과는 달리 본 논문에서는 3차원 추적 기하학뿐만 아니라 자동조종장치의 피치와 롤 채널 동역학을 모두 고려한 BTT 미사일의 최적 종말 유도 법칙을 제안한다. 그 결과, 제안하는 유도 법칙은 상대적으로 느린 자동조종장치 동역학에서도 시간 지연 효과로 인한 성능 하락 없이 작은 요격 오차의 높은 요격 성능을 보장한다. 또한, 제안하는 최적 유도 법칙은 잔여 비행시간의 함수를 계수로 하는 궤환 형태로 구해진다. 끝으로 다양한 요격 상황에서의 모의실험을 통해 그 성능을 입증한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권1호
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• pp.16-24
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• 2011

본 논문에서는 충돌각 및 종말 가속도를 제어하는 $t_{go}$-다항식 유도기법을 기반으로 표적 가관측성을 향상시키는 새로운 형태의 $t_{go}$-다항식 유도법칙을 제안한다. 제안한 유도법칙은 기존 $t_{go}$-다항식 유도명령에 거리오차와 비례이득으로 구성된 부가항을 합한 간단한 형태로서, 비례이득을 변화시킴에 따라 비행궤적의 형태를 결정할 수 있다. 또한 이는 $t_{go}$-다항식 유도가 가지는 충돌각 및 가속도 제어 특성을 그대로 유지한다. 본 연구에서는 제안한 유도법칙의 닫힌 해를 구하여 유도 특성을 고찰하고, 다양한 시뮬레이션을 수행하여 유도법칙의 타당성을 보이도록 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권6호
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• pp.429-437
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• 2019

본 논문에서는 이동표적을 요격하기 위한 ZEM(Zero-Effort-Miss) 기반의 유도법칙과 잔여시간(Time-to-go) 추정에 따른 유도명령의 특징을 살펴본다. 먼저, 가속도 명령을 미지수 계수를 포함한 잔여시간의 다항식 함수로 가정하고 이를 초기/종말 구속조건을 충족하도록 계수를 산출함으로써, 최종적으로 ZEM 벡터 되먹임 형태의 호밍 유도명령을 도출한다. 잔여시간의 추정방법에 따라 ZEM 벡터와 유도명령의 벡터방향이 결정되는 특징을 가지므로, 임의의 기준좌표계에 수직/수평하게 가속도 명령을 발생시키기 위한 일반적인 잔여시간 추정방법을 제안한다. 또한 제안한 유도법칙과 잔여시간 추정기법의 성능과 특징을 분석하기 위해 다양한 수치시뮬레이션을 수행하도록 한다.

• 한국정보통신학회논문지
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• 제6권2호
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• pp.214-220
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• 2002

기존의 시스템은 이동단말기에 지도 또는 지리정보처리 장치 또는 마이크로 브라우져등을 설치해야만 길 안내 등의 교통안내 처리가 가능했었다. 본 시스템은 이동단말기 또는 휴대폰에서 전기의 장치나 시스템을 필요로 하지 않아도 가능하게 하였다. 일반적인 전화 또는 전자메일송신 만으로 길안내처리가 가능하게 하였다.

• 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.