Guidance and Control Schemes for Agile Turn of Air-to-Air Missiles Using Disturbance Observer = 외란 관측기 기반 공대공 유도탄의 급회전을 위한 유도 제어 기술

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

In air-to-air combat, intercepting a target behind the aircraft is a challenging task, as it requires the guided missile to execute an agile maneuver, changing its flight direction by approximately 180 degrees. This maneuver requires a complex and precise guidance and control system, which differs from traditional methods because of its unique characteristics. To ensure agile maneuverability, thrust vectoring technology is introduced. This requires the development of guidance and control techniques to handle nonlinearity and uncertainty in the high angle of attack region, issues that have not been adequately addressed in conventional missile guidance. Guidance and control schemes for the agile turn of air-to-air missiles are proposed.

In the first part of the dissertation, the objective of the guidance loop is to establish a favorable engagement geometry against a maneuvering target by maintaining a relative velocity advantage during the agile turn. This requires rapid and precise adjustment of the missile flight path after the turn to keep the target within intercept range. To address this, the dissertation proposes a bang-to-off angle-of-attack command, with the switching time determined in real time based on the target's maneuver, thereby achieving both optimality and responsiveness.

In the second part of the dissertation, a high-gain disturbance observer-based backstepping controller is proposed to achieve high-angle-of-attack maneuvers. The missile must follow the angle-of-attack command while stabilizing its sideslip and roll angles to ensure stable rotation during agile maneuvers. However, the high-angle-of-attack regime introduces nonlinear aerodynamic effects and increases susceptibility to the phantom yaw effect, which can destabilize attitude control. To mitigate the instability, a three-axis integrated controller combining a high-gain disturbance observer and a backstepping controller is proposed to manage the high angle of attack, sideslip, and roll angles. The stability of the proposed controller is theoretically analyzed, and its performance is examined through 6-DOF simulation experiments.

In summary, achieving reliable guidance and control for agile maneuvers requires adaptability to target motion, optimal command generation, and robustness to unknown aerodynamic characteristics. The proposed guidance and control approach satisfies these requirements, providing a promising solution to intercept rearward targets in air-to-air combat scenarios.

국문 초록 (Abstract)

공대공 교전에서 후방에 위치한 표적을 요격하기 위해서는 전툭기에서 발사된 유도탄이 진행방향을 180도 회전시키는 급회전 기동을 수행해야 하는 까다로운 문제를 동반한다. 이러한 급회전 기동을 위해서는 기존의 유도탄과는 다른 기동 메커니즘을 고려한 유도 및 제어 시스템이 필요하다. 본 연구에서는 급기동에 대한 가제어성을 확보하기 위해 추력 편향 제어를 고려하고, 이로 인해 발생하는 고받음각 문제를 해결할 수 있는 유도제어 기술을 제안한다.

유도 루프에서는 유도탄이 급회전 기동을 통해 표적과의 유리한 교전 기하를 형성하는 것을 목표로 한다. 이를 위해 급회전 후 표적과의 상대 속력에서 우위를 점하는 것이 중요하며, 표적이 회피 기동을 통해 가시권 밖으로 벗어날 경우 빠른 회전이 요구된다. 이를 해결하기 위해 본 연구에서는 급회전 기동의 동적 특성을 분석하고, 이를 바탕으로 bang-to-off 받음각 명령을 제안한다. 제안된 기법은 실시간으로 표적 기동에 적합한 명령 전환 시점을 결정하여 유도명령의 최적성과 실시간성을 동시에 충족시킨다.

급회전 기동을 수행하는 유도무기가 안정적인 회전을 위해서는 고받음각 명령을 추종하며 동시에 옆미끄럼각과 롤축을 안정화해야 한다. 그러나 고받음각 영역에서는 공력 특성이 비선형적이고, 공력 데이터의 정확도도 떨어지기 때문에 불안정성이 발생할 수 있다. 이러한 문제를 해결하기 위해 본 연구에서는 고 이득 외란 관측기와 역진 제어기를 결합하여 고받음각, 옆미끄럼각, 롤각을 동시에 제어하는 3축 통합 제어기를 제안한다. 제어기의 안정성이 보장됨을 이론적으로 해석하고, 6자유도 모의 실험을 통해 성능을 검증한다.

결론적으로, 유도탄이 후방에 위치한 표적을 요격하기 위해 급회전 기동을 수행하기 위한 유도 및 제어를 안정적으로 수행하기 위해서는 표적의 기동에 대한 적응성과 최적성, 그리고 불확실한 공력 특성에 대한 강건성이 필요하다. 본 연구에서는 이러한 요구조건을 충족하는 유도제어 기술을 제안하였다.

목차 (Table of Contents)

• Abstract i
• Contents iii
• List of Tables vii
• List of Figures ix
• 1 Introduction 1
• 1.1 Background 1
• 1.1.1 Development of SRAAMs 1
• 1.1.2 Concept of Interception of Rear-positioned Targets 3
• 1.2 Motivation 5
• 1.2.1 Need for High Angle-of-Attack Guidance and Control 5
• 1.2.2 Requirements of High Angle of Attack Guidance and Control Techniques 7
• 1.3 Literature Review 8
• 1.3.1 High AoA Guidance for Optimality and Real-time Implementability 8
• 1.3.2 Computational Guidance 9
• 1.3.3 Robust High AoA Control of Missile During Boost Phase 10
• 1.3.4 Disturbance Observer-based Control 12
• 1.4 Objective and Contributions 15
• 1.4.1 Objective 15
• 1.4.2 Contributions 15
• 1.5 Dissertation Outline 17
• 2 Dynamic Modeling and Mathematical Preliminaries 19
• 2.1 SRAAM Dynamics 19
• 2.1.1 Longitudinal SRAAM Dynamics 19
• 2.1.2 6-DoF SRAAM Dynamics with Phantom Yaw Effect 23
• 2.1.3 Modeling of the Phantom Yaw Effect 25
• 2.1.4 Modeling of the Thrust Nozzle and Tail Fin Actuators 30
• 2.2 Optimality Condition and Optimization Algorithm in Phase 1 Guidance Law 31
• 2.2.1 Pontryagin’s Minimum Principle 31
• 2.2.2 Interpolate Truncate and Projection Method 32
• 2.3 High-gain Observer and Performance Recovery in Phase 1 Controller 35
• 3 Design of High AoA Guidance and Control 39
• 3.1 High AoA Bang-off Guidance with Switching Time Determination: Phase 1 Guidance Law 39
• 3.1.1 Physical Characteristics of the Agile Turn . 39
• 3.1.2 Optimal Control Problem and Necessary Conditions for Optimality 40
• 3.1.3 Singular Interval Analysis 44
• 3.1.4 Candidates of Optimal Control and Feasibility Analysis . 46
• 3.1.5 High AoA Bang-off Guidance Law 55
• 3.1.6 Procedure for 3D-Agile Turn and Switching Time Determination Algorithm 61
• 3.2 Nested HGDO-based Backstepping Controller Design in Phase 1 Control Law 63
• 3.2.1 Modeling for the Controller Design 63
• 3.2.2 Nested HGDO-based Backstepping Controller 68
• 3.2.3 Stability Analysis 80
• 3.2.4 Guidelines for Gain Tuning 81
• 3.3 Transition Between Phase 1 and Phase 2 83
• 4 Numerical Simulation 85
• 4.1 Optimality, Performance, and Computation Load of the Guidance Law: Phase 1 85
• 4.2 Robustness of the Nested HGDO-based Backstepping Controller: Phase 1 99
• 4.3 6-DoF Flight Simulation of Integrated G&C 113
• 5 Conclusion 125
• 5.1 Concluding Remarks 125
• 5.2 Future Work 127
• Bibliography 129
• 국문초록 147