• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
• /
• 제9권1호
• /
• pp.129-136
• /
• 2008

An roll-pitch-yaw integrated autopilot for missiles is designed for compensation of dynamics coupling. The proposed autopilot is based on the classical control technique. The gains of the proposed autopilot are optimized by using co-evolutionary augmented Lagrangian method(CEALM). Several cost functions are compared in order to find feasible control gains. For a case that a bank angle of missiles is unknown, multiple models are used in the autopilot optimization. In nonlinear simulations as well as linear simulations, the proposed autopilot provided good performances.

• 대한전기학회:학술대회논문집
• /
• 대한전기학회 2011년도 제42회 하계학술대회
• /
• pp.1736-1737
• /
• 2011

This paper deals with the problem of precise impact angle control of an actual homing missile guided by biased proportional navigation (BPN). To do this, the BPN guidance loop including dynamic lag is modeled as the confluent hyper-geometric differential equation and its analytic solution is derived. Based on the solution, a systematic way to determine the bias constant is newly devised. Different from the existing BPN solution obtained by ignoring the dynamic lag, the proposed one can exactly describe the behavior missile before target interception. hence it is drastically improved the angle constrained terminal guidance performance.

• 한국군사과학기술학회지
• /
• 제9권4호
• /
• pp.50-60
• /
• 2006

This work describes a basic concept of network based battle management system in AMD(Air & Missile Defense). The AMD operation inherently is joint concept that each single service do not satisfy the requirements of AMD theater operation. It is integrated system of joint forces that is operated simultaneously. The analysis of the future battlespace and air & missile threat is shown. From this analysis the prospective scheme of network based battle management system in building Korean future AMD is presented.

• 대한전기학회:학술대회논문집
• /
• 대한전기학회 2002년도 하계학술대회 논문집 D
• /
• pp.2096-2098
• /
• 2002

In this paper, the optimal evasive maneuver strategies for typical subsonic ASM(anti-ship missile) to reach its target ship with high survivability against CIWS(close in weapon system) are studied. The optimal evasive maneuver input is defined by the homing command optimizing the cost function which takes aiming errors of CIWS into account. The optimization problem for the effective evasive maneuver is formulated based on a simple missile dynamics model and a CIWS model. By means of solving the problem, a multiple hypotheses testing method is proposed. Since this method requires generation of too many hypotheses, the hypothesis-pruning technique is adopted. The solution shows that the optimal evasive maneuver is a bang-bane shaped command whose frequency is varied by the aimpoint determination strategy in CIWS.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제43권6호
• /
• pp.533-539
• /
• 2015

최근 다수의 유도무기는 공간 효율성을 위해 접힘 날개를 적용하고 있다. 날개의 전개과정 중에 작용하는 공기력은 날개 전개 성능에 많은 영향을 주기 때문에, 일반적으로 CFD 해석을 통하여 공력계수를 산출한다. 이와 다른 방법으로 Missile Datcom을 이용하여, 날개의 전개 과정을 날개 상반각 변화로 가정하여 입력하면, 빠르고 간편하게 CFD 해석 결과와 근접한 공력계수 산출이 가능하다. 또한 동체에 돌출부가 존재하는 경우 날개를 서로 포개어 접어야 되는 상황이 발생할 수 있고, 전개과정 중에 한쪽 날개가 다른 쪽 날개의 전개 과정을 방해 또는 도와주게 되는 구속효과가 발생하게 된다. 따라서 공기력 효과 및 구속 효과를 고려하여 날개의 초기구속 여부 판단 기준과 전개 거동 특성을 수식화 하였고, 날개 전개 성능 분석을 수행하였으며, 성능 분석 결과를 풍동 시험 데이터와 비교하였다. 날개의 전개 성능은 풍동시험에서 나타난 전개 취약 풍향을 정확하게 예측하였다.

• 대한기계학회논문집A
• /
• 제38권1호
• /
• pp.89-99
• /
• 2014

본 논문에서는 유도탄 해치시스템의 스플라인 백래시에 의한 토크 외란에 대하여 실험을 통한 분석을 다룬다. 유도탄 해치시스템은 무거운 해치를 수직으로 상승시키기 위하여 스플라인과 기어열을 사용하고 있다. 해치의 회전축에 적용된 스플라인은 일반적으로 큰 동력전달을 위한 자동차의 구동 부품으로 사용된다. 스플라인은 각도 백래시를 갖고 있으며, 저크를 발생시킨다. 또한 해치 스플라인의 백래시는 해치의 흔들림 발생에 영향을 준다. 스플라인 백래시와 해치의 흔들림은 해치 회전각 및 해치의가속도를 측정함으로써 실험적으로 분석된다. 해치의 흔들림은 짧은 시간동안 육안으로 관찰되며, 회전각의 변화 및 해치 가속도에 의해 측정된다. 해치의 각 변화에 대한 변동형태 및 지속시간은 토크와 유사하며, 백래시에 의한 해치의 흔들림은 토크 외란을 발생시킴을 보여준다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
• /
• pp.330-339
• /
• 2008

Ground-based interceptors(GBI) comprise a major element of the strategic defense against hostile targets like Intercontinental Ballistic Missiles(ICBM) and reentry vehicles(RV) dispersed from them. An optimum design of the subsystems is required to increase the performance and reliability of these GBI. Propulsion subsystem design and optimization is the motivation for this effort. This paper describes an effort in which an entire GBI missile system, including a multi-stage solid rocket booster, is considered simultaneously in a Genetic Algorithm(GA) performance optimization process. Single goal, constrained optimization is performed. For specified payload and miss distance, time of flight, the most important component in the optimization process is the booster, for its takeoff weight, time of flight, or a combination of the two. The GBI is assumed to be a multistage missile that uses target location data provided by two ground based RF radar sensors and two low earth orbit(LEO) IR sensors. 3Dimensional model is developed for a multistage target with a boost phase acceleration profile that depends on total mass, propellant mass and the specific impulse in the gravity field. The monostatic radar cross section (RCS) data of a three stage ICBM is used. For preliminary design, GBI is assumed to have a fixed initial position from the target launch point and zero launch delay. GBI carries the Kill Vehicle(KV) to an optimal position in space to allow it to complete the intercept. The objective is to design and optimize the propulsion system for the GBI that will fulfill mission requirements and objectives. The KV weight and volume requirements are specified in the problem definition before the optimization is computed. We have considered only continuous design variables, while considering discrete variables as input. Though the number of stages should also be one of the design variables, however, in this paper it is fixed as three. The elite solution from GA is passed on to(Sequential Quadratic Programming) SQP as near optimal guess. The SQP then performs local convergence to identify the minimum mass of the GBI. The performance of the three staged GBI is validated using a ballistic missile intercept scenario modeled in Matlab/SIMULINK.

• 한국항행학회논문지
• /
• 제26권2호
• /
• pp.47-53
• /
• 2022

최근 국방 기술이 발달함에 따라 다양한 항공기 무장/장착물이 국내에서 개발되고 있다. 그 중에서 항공기 발사용 순항 유도무기(유도탄)는 다양한 시험을 통해서 신뢰성 및 안전성을 확보한 후 항공기에 장착할 수 있다. 항공기로부터 분리된 유도탄은 항공기와 충돌을 회피하기 위해서 지정된 시간에 날개의 구속을 해제하고, 지정된 방향으로 날개를 제어해야한다. 이를 확인하기 위해서 안전 분리 절차에 따라 MIL-STD-1760 신호를 제어하고, 구속해제 성능을 검증할 수 있는 점검 시스템이 필요하다. 특히, 점검 시스템은 구속해제를 위한 파이로 회로를 점검하는 기능과 MIL-STD-1760 신호를 제어해서 구동 성능을 점검하는 기능이 필요하다. 또한, 항공기로부터 분리된 환경을 유도탄에 모의할 수 있어야한다. 본 논문은 지상에서 유도탄에 장착된 파이로 회로 및 구동 성능을 안전 분리 절차에 따라 검증할 수 있는 점검 시스템을 제시하였고, 비행시험을 통해서 항공기로부터 정상적으로 분리되는 것을 확인할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제43권6호
• /
• pp.507-515
• /
• 2015

본 논문에서는 빠르게 기동하는 표적의 상태벡터를 효과적으로 추정하는 필터링 기법을 제안한다. 적 미사일을 높은 확률로 요격하기 위해서는 스윗 스팟이라고 불리는 지점을 타격해야 하며, 이를 위해서는 표적의 길이와 위치를 정확히 추정해야 한다. 논문에서는 FMCW 레이다에 기반하여 고분해능 거리 프로파일(HRRPs)을 생성한 후 제안된 필터링 기법을 통해 표적의 길이와 움직임을 추정하고 있다. 실제에 가까운 레이다 측정치를 모사하기 위해 ISAR 이미지를 통해 각도에 따른 표적의 산란점 특성에 대한 연구가 진행되었다. 또한 측정 잡음 공분산 행렬 R 이 고정되어 있는 기존의 칼만 필터의 경우 SNR 값이 급격히 변화하는 상황에서는 표적의 효과적인 추적이 어려우며, 제안된 기법에서는 공분산 행렬 R 을 측정값을 이용해 지속적으로 개선하며 표적을 추적하게 된다. 기법의 성능 확인을 위해 요격 미사일이 목표물을 추적하는 상황에 대하여 시뮬레이션이 수행되었으며, 시뮬레이션 결과는 제안된 필터링 기법이 실제 데이터에 효과적으로 수렴함을 보인다.

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