충돌각 제어를 위한 탐색기의 지향각 성형 기법

박봉균,권혁훈,김윤환 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11

본 논문에서는 정지된 표적에 대하여 유도탄의 충돌각 제어를 위한 탐색기의 지향각 성형 기법에 대해서 기술한다. 표적 타격 시 충돌각을 고려하게 되면, 유도탄의 궤적이 크게 성형되기 때문에 탐색기의 field-of-view(FOV)내에서 표적을 놓칠 수가 있다. 따라서 제한된 FOV 를 가지는 유도탄의 충돌각 제어를 위해서는 탐색기의 지향각 제한을 고려한 운용이 반드시 필요하게 된다. 일반적으로 사용되는 가속도 제어를 할 경우 유도탄의 빠른 기동을 할 수 있는 장점이 있지만, 탐색기의 지향각을 직접 제어할 수 없는 단점이 있다. 본 논문에서 제안하는 지향각 성형 기법은 가속도 제어 대신 탐색기에서 생성되는 지향각을 원하는 값으로 직접 제어하여 탐색기의 FOV 내에서 충돌각 제어가 가능하도록 한다. 다양한 교전조건에 대한 비선형 시뮬레이션을 통해서 제안된 지향각 성형 기법의 성능 분석을 수행한다. In this paper, a seeker’s look angle shaping method is described for impact angle control against a stationary target. The seeker can miss the target within the field-of-view(FOV) because missile trajectories are highly curved when implementing the impact angle control. Therefore, it is very important to consider the seeker’s FOV limit when operating a missile with the seeker. In case of acceleration control generally used in a missile system, the missile has an advantage of a fast response, but it cannot directly control the seeker’s look angle. The proposed shaping method, which can directly handle the look angle, is possible to achieve the desired impact angle without violating the FOV limits. The performance of the proposed shaping method is investigated through nonlinear simulations for various engagement conditions.

Guidance Algorithm for Satisfying Terminal Speed and Impact Angle Constraints with The Neural Network Technique

Kyujin Moon,Sang-Sup Park,Chang-Kyung Ryoo 제어로봇시스템학회 2015 제어로봇시스템학회 국제학술대회 논문집 Vol.2015 No.10

It is important to control a missile to hit a target with the terminal speed and impact angle constraints because these determine the damage of the target. In this paper, we propose a guidance algorithm to satisfy the terminal speed and the impact angle constraints in ground-to-ground engagement environment of the missile. The algorithm includes a neural network for learning data set comprised of initial parameters at the initial stage of terminal homing phase and the corresponding terminal speed. The neural network calculates the flight path angle to meet the terminal speed constraint with the initial parameters and control the missile. After that, the missile is guided to the target with the impact angle constraint via IAC(Impact-Angle-Control) law.

기동표적에 대한 상대 비행경로각 기반 입사각 제어법칙 연구

김현승,박상섭,유창경 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.4

본 논문에서는 유도탄과 기동 표적에 대한 상대 비행경로각 기반의 입사각 제어 유도법칙을 제안한다. 제안한 유도법칙은 정지 표적에 대한 최적 입사각 제어 유도법칙으로부터 시선각으로 구성된 바이어스 PN 항을 상대 비행경로각으로 변환하여 구성한다. 유도법칙의 성능은 표적에 대한 유도탄의 비선형 6 자유도 시뮬레이션을 통해 검증하였다. 입사각 제어 유도법칙을 이용하여 표적에 특정 입사각으로 유도하는 것은 탐색기의 표적 인식 및 추적능력과 살상률을 증대시키므로 중요한 의의를 갖는다. In this paper, an impact angle control(IAC) guidance law based on the specific relative flight path angle between an anti-ballistic missile and a maneuvering target is proposed. The proposed guidance law is modified from well-known optimal IAC guidance law for a non-maneuvering target. It translates the biased pure PN(proportional navigation) terms with line of sight(LOS) angle to the relative flight path angle. The performance of the proposed law is examined via full nonlinear 6-DOF simulations for anti-air missiles against target. IAC guidance law maintaining the specified impact angle to the target is meaningful to enhance target acquisition and tracking ability of seekers and increase kill rate.

수동 호밍 유도탄의 충돌각 제어를 위한 복합 유도법칙

박봉균(Bong-Gyun Park),김태훈(Tae-Hun Kim),탁민제(Min-Jea Tahk),김윤환(Youn-Hwan Kim) 한국항공우주학회 2014 韓國航空宇宙學會誌 Vol.42 No.1

본 논문에서는 비례항법 유도의 특성을 이용하여 수동 호밍 유도탄을 위해 탐색기의 lock-on 조건을 유지하면서 충돌각 제어를 할 수 있는 복합 유도법칙을 제안한다. 제안된 유도법칙은 두 가지 형태의 유도명령으로 구성되어 있다. 첫 번째 유도명령은 초기 유도단계에서 탐색기의 지향각(look angle)을 일정하게 유지키기 위한 것이고, 두 번째는 비례항법 유도명령으로서 특정 시선각 조건을 만족시킨 후 적용하여 원하는 충돌각으로 표적을 타격시키게 된다. 제안된 유도법칙은 유도탄의 탐색기 field-of-view(FOV)와 가속도 제한을 동시에 고려하고, 유도명령을 생성시키기 위해 표적 거리정보와 잔여비행시간(time-to-go) 정보가 필요하지 않기 때문에 수동 호밍 유도탄에 직접 적용할 수 있다. 다양한 비선형 시뮬레이션 결과를 통해서 제안된 유도법칙의 특성 및 성능 분석을 수행한다. In this paper, based on the characteristics of proportional navigation, a composite guidance law is proposed for impact angle control of passive homing missiles maintaining the lock-on condition of the seeker. The proposed law is composed of two guidance commands: the first command is to keep the look angle constant after converging to the specific look angle of the seeker, and the second is to impact the target with terminal angle constraint and is implemented after satisfying the specific line of sight(LOS) angle. Because the proposed law considers the seeker’s filed-of-view(FOV) and acceleration limits simultaneously and requires neither time-to-go estimation nor relative range information, it can be easily applied to passive homing missiles. The performance and characteristics of the proposed law are investigated through nonlinear simulations with various engagement conditions.

Nonsingular Terminal Sliding Mode Control-based Prescribed Performance Guidance Law with Impact Angle Constraints

Chao Ming,Xiaoming Wang 제어·로봇·시스템학회 2022 International Journal of Control, Automation, and Vol.20 No.3

Conventional guidance law designs can only guarantee steady-state performance. However, transient performance is also the key performance index in practical guidance applications. In this paper, a novel terminal guidance law is presented for missile intercepting maneuvering target with impact angle constraints, which can strictly guarantee the prescribed steady-state and transient performances of interception. By utilizing the prescribed performance control technique, the prescribed performance tracking control problem is transformed into an equivalent unconstrained form such that the tracking error can be limit to the prescribed performance bound. Then, on the basis of transferred the tracking error, a novel nonsingular terminal sliding mode control-based guidance law is proposed with impact angle constraint, and the extended state observer is incorporated to online estimate the external disturbances and unknown target maneuver. The closed-loop system stability and the convergence characteristic are rigorously proved. Finally, extensive contrast simulations are conducted to demonstrate the efficiency and superiority of the proposed guidance law for different engagement scenarios.

A Cooperative Guidance Approach Based on the Finite-Time Control Theory for Hypersonic Vehicles

Kai An,Zhen-yun Guo,Wei Huang,Xiao-ping Xu 한국항공우주학회 2022 International Journal of Aeronautical and Space Sc Vol.23 No.1

A distributed time cooperative guidance method based on the finite-time control theory is proposed to solve the salvo attack problem of multi-hypersonic vehicles in the three-dimensional space. Firstly, the second-order system is defined with the relative distance and the total leading angle as the state variables, and the finite-time controller is designed based on the multi-agent cooperative control theory for achieving the consistency of system. Novelty, taking the influence of parameters on the cooperative guidance results into account, an adaptive weight function is designed to replace the traditional constant coefficient to optimize guidance results. Then, the motion of vehicle in three-dimensional space is divided into two planes, the proportional navigation guidance (PNG) is applied in longitudinal and the lateral acceleration can be obtained via the finite-time controller and longitudinal acceleration. It is significant to establish the lateral leading angle finite-time convergence guidance law to compensate the lateral acceleration to accelerate the convergence speed. Furthermore, the biased term of terminal impact angle control is applied in PNG to achieve the terminal attack in arbitrary angle. Finally, the feasibility and robustness are verified by numerical simulations.

속도 변화를 고려한 자폭형 고정익 무인기의 관측각 제어 기반 종말 유도 기법 설계

이호형,김남수,이동우,장광우,조경용,박태산,방효충 한국항공우주학회 2023 韓國航空宇宙學會誌 Vol.51 No.9

Loitering munitions have several advantages in terms of operational flexibility and versatility. However, due to characteristics of fixed wing shape, control surface effects of longitudinal axis to lateral axis are asymmetric and amount of velocity change during terminal guidance phase is large. Since typical guidance laws do not take into account velocity change, a distinguished guidance law is needed. In this paper, look angle guidance law for loitering munition that is able to tune impact angle and consider velocity change is proposed. In the proposed guidance law, longitudinal axis of loitering munition is controlled by utilizing sliding mode control to generate angular rate and thrust commands that follow look angle and velocity command profile. Lateral axis of loitering munition is controlled by utilizing nonlinear dynamic inversion method for generating angular rate commands that control heading angle. The stability and accuracy of proposed guidance law are shown through Monte-Carlo simulation that added disturbance to 6 degree of freedom model. 자폭형 고정익 무인기는 운용의 유연성 및 다양성 측면에서 여러 이점을 지닌다. 그러나 고정익 형태의 특성으로 인해 종축 및 횡축의 타면 효과가 비대칭적이고 종말 유도 과정에서 속도의 변화량이 크므로 속도 변화를 고려하지 않는 기존의 유도 기법과는 다른 유도 기법을 필요로 한다. 본 논문에서는 타격 각도를 튜닝할 수 있는 속도 변화가 고려된 자폭형 고정익 무인기의 관측각 제어 기반 유도 기법에 대하여 제안한다. 제안하는 유도 기법에서 자폭형 무인기의 종축은 관측각 명령과 속도 명령을 추종하는 각속도 및 추력 명령 생성을 위한 슬라이딩 모드 제어 기법을 통해 제어된다. 횡축은 비선형 역변환 제어 기법을 이용한 각속도 명령 생성으로 방위각 제어가 이루어진다. 제안하는 유도 기법의 안정성과 정확성은 6자유도 모델에 외란을 추가한 몬테 카를로 시뮬레이션을 통해 확인된다.

3차원 공간에서의 비행 경로각을 이용한 비행시간 및 충돌각 제어 유도법칙

김승호 ( Sheng Hao Jin ),이천기 ( Chun Gi Lee ),양빈 ( Bin-yang ),황정원 ( Chung Won Hwang ),박승엽 ( Seung Yub Park ) 한국항행학회 2012 韓國航行學會論文誌 Vol.16 No.1

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. This paper on the assumption that the target is stationary and the velocity of missile is fixed value. In three dimensional space. Using flight path angle to simultaneous control impact-time-and-angle base on a homing guidance law. The independent variable in the nonlinear engagement model is the flight path angle of the missile. The propose homing guidance law can see the controllability of impact-time-and-angle. And also can see the processing of the missile arrive at the target. It is applied to several salvo attack scenarios. The performance of the proposed guidance law is verified by simulations.

유도 폭탄의 충돌각 제어 유도를 위한 UKF 기반 미지입력 관측기의 성능 분석

김상현,최한림 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11

본 논문은 편향된 외란을 가지는 유도 시스템의 상태 변수 추정기의 설계를 다루었다. 지정된 충돌각을 가지고 표적 지점을 타격하는 유도 폭탄의 상태 변수를 추정하기 위한 방안으로 UKF 기반 미지입력 관측기 (UIO-UKF)를 제안하였다. UIO 와 UKF 의 결합인 UIO-UKF 는 비선형 시스템에서 미지의 편향된 외란을 상태 변수 추정으로부터 분리시킨다. 최종 비행 경로각 조건을 만족시키기 위해 충돌각 제어유도 법칙이 사용되었다. 제안된 유도 폭탄 시스템의 항법 및 유도 성능을 분석하기 위해 수치시뮬레이션을 수행하였다. This paper addresses design of a state estimator which is used for the guidance system with unknown biased disturbances. We propose the unscented Kalman filter based unknown input observer (UIO-UKF) to estimate the state of guided bombs which are designed to impact the target point with a prescribed impact angle. UIO-UKF which is the combination of UIO and UKF decouples unknown biased disturbances from the state estimation in nonlinear system. In order to achieve the terminal flight path angle condition, the impact angle control guidance law is used. Numerical simulations are performed to analyze the navigation and guidance performance of the proposed guided bomb system.

최대 지향각에 따른 충돌시간제어 유도법칙의 가능한 충돌 시간에 대한 연구

심상욱(Sang-Wook Shim) 한국항공우주학회 2018 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2018 No.11