속도 변화를 고려한 자폭형 고정익 무인기의 관측각 제어 기반 종말 유도 기법 설계 (Development of Look Angle Guidance Law for Loitering Munition Under Velocity Change)

서지정보

· 발행기관 : 한국항공우주학회
· 수록지 정보 : 한국항공우주학회지 / 51권 / 9호 / 617 ~ 625페이지
· 저자명 : 이호형, 김남수, 이동우, 장광우, 조경용, 박태산, 방효충

초록

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.

영어초록

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.

참고자료

· 없음