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종말 속도벡터 구속조건을 갖는 유도탄의 궤적최적화 및 유도
유창경(Chang-Kyung Ryoo),탁민제(Min-Jea Tahk),김종한(Jong-Han Kim) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.6
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. In this paper, the design procedure of a guidance algorithm in the boosting phase of missiles with free-flight after thrust cut-off is introduced. The purpose of the guidance is to achieve a required velocity vector at the thrust cut-off. Trajectory optimizations for four cost functions are performed to investigate implementable trajectories in the pitch plane. It is observed from the optimization results that high angle of attack maneuver in the beginning of the flight are required to satisfy the constraints. The proposed guidance algorithm consists of the pitch program to produce open-loop pitch attitude command and the yaw attitude command generator to nullify the velocity to go. The pitch program utilizes the pitch attitude histories obtained from the trajectory optimization.
김도완,유창경 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11
스트랩다운 탐색기는 시선각 변화율을 직접 측정하지 못하기 때문에 기존 비례항법 유도법칙에는 적합하지 않다. 본 논문에서는 단거리 전술 유도탄을 대상으로 스트랩다운 탐색기에서 직접 측정되는 관측각을 이용하여 유도탄을 표적에 도달시키는 유도 루프 설계를 제안한다. 기본적으로 관측각 제어 루프는 자세 제어 루프로 간주할 수 있다. 제안하는 유도 루프는 다양한 형태의 궤적을 성형할 수 있으며 외란에 대한 Lock-on 상태를 강건하게 유지할 수 있다. 제안한 관측각 제어 유도 루프의 성능은 단거리 전술 유도탄 모델의 6자유도 시뮬레이션을 통해 검증하였다. Conventional proportional navigation guidance law is not adequate for missiles with a strapdown seeker, because the strapdown seeker cannot measure line-of-sight rate directly. This paper suggests a guidance loop design method, in which the look angle, measured by the strapdown seeker directly, is controlled to deliver a missile to a target. Basically, the look angle control loop is regarded as an attitude control loop. By using the proposed method, it is possible to shape various trajectories and maintain robustly target lock-on against disturbances. The performance of the proposed method is verified via 6-DOF simulations of a true short range tactical missile model.
SQP와 CEALM 최적화 기법에 의한 대공 방어 유도탄에 대한 3차원 최적 회피 성능 비교
조성봉,유창경,탁민제,Cho, Sung-Bong,Ryoo, Chang-Kyung,Tahk, Min-Jea 한국군사과학기술학회 2009 한국군사과학기술학회지 Vol.12 No.3
In this paper, three-dimensional optimal evasive maneuver patterns for air-to-surface attack missiles against proportionally navigated anti-air defense missiles were investigated. An interception error of the defense missile is produced by an evasive maneuver of the attack missile. It is assumed that the defense missiles are continuously launched during the flight of attack missile. The performance index to be minimized is then defined as the negative square integral of the interception errors. The direct parameter optimization technique based on SQP and a co-evolution method based on the augmented Lagrangian formulation are adopted to get the attack missile's optimal evasive maneuver patterns. The overall shape of the resultant optimal evasive maneuver is represented as a deformed barrel-roll.