Exo-atmospheric Midcourse Guidance Law for Anti-ballistic Missile Using Response Surface Method

Abstract

탄도탄 방어 시스템에서 탄도탄을 직격 요격하는 성능을 보장하는 대탄도 유도탄의 유도 기법은 필수적인 요소 기술 중의 하나이다. 탄도탄의 비행 단계에 따라 방어 유도탄의 대응 전략은 달라지며, 다양한 유도 기법들이 적용되고 있다. 본 논문에서는 자유비행 단계의 탄도탄 요격을 위한 대탄도 유도탄의 외기구간 중기유도 기법 설계를 다룬다. 외기구간 중기유도의 교전상황을 분석하고, 분석결과를 바탕으로 중기유도 기법을 제안하였다.

본 논문에서는 반응표면 방법론을 활용하여 외기구간 중기유도 단계의 교전상황을 분석하였다.

외기구간 중기유도가 이루어지는 교전상황과 교전특성을 반응표면 모델로 구성하여 제시하였다.

전체 요격과정을 고려하여 설계된 기준 궤적 대비 실제 비행궤적의 차이를 반영하여 교전상황을 선정하였고, 비행궤적의 특징을 나타낼 수 있는 성능지수를 선정하여 교전특성으로 고려하였다.

또한, 반응표면 모델을 분석하여 외기구간 중기유도에 유리한 교전기하의 조건을 제시하였다.

본 논문에서는 유도탄의 궤적을 성형할 수 있는 외기구간 중기유도 기법을 제안하였다. 제안된 유도 기법은 궤적성형 변수와 반응표면 모델을 이용하여 예상 요격지점을 선정하고, 구형 중력 모델을 고려한 케플러 문제와 램버트 문제의 해를 이용하여 유도명령을 계산한다. 제안된 유도 기법은 기존 유도 기법보다 정밀한 중력 모델을 고려하여 유도명령을 생성하기 때문에 기존 유도 기법보다 정교한 요격이 가능하다. 또한, 반응표면 모델을 이용하여 주어진 교전상황의 특성을 반영할 수 있기 때문에 기존 유도 기법에 비하여 안정적인 유도명령 생성이 가능하다. 제안된 유도 기법의 성능에 영향을 미치는 설계 변수들의 특성을 해석적으로 분석하여 제시하였다.

본 논문에서는 제안된 유도 기법의 성능을 검증하기 위하여 수치 시뮬레이션을 이용한 분석을 수행하였다. 유도탄과 탄도탄 모델을 선정하였고, 선정된 모델에 대한 반응표면 모델을 생성하여 외기구간 중기유도의 교전상황을 분석하였다. 유도탄과 탄도탄의 불확실성을 고려한 몬테카를로 시뮬레이션을 수행하여 제안하는 유도 기법의 강건성을 확인하였다.

In a ballistic missile defense system, a guidance law that guarantees the hit-to-kill performance is essential to the successful interception of a ballistic missile. According to the phase of the ballistic missile, various guidance laws for an anti-ballistic missile are used. In this study, the exo-atmospheric midcourse guidance law is proposed for an anti-ballistic missile against a ballistic target in the free flight phase. The engagement geometry in the exo-atmospheric midcourse phase is analyzed, and a guidance law is proposed using the characteristics of the engagement geometry.

In the first part of the dissertation, the characteristics of the exo-atmospheric midcourse phase are analyzed using the response surface method. The response surface model is constructed to describe the relationship between the engagement geometry in the exo-atmospheric midcourse phase and the characteristics of the given engagement geometry. The engagement geometry is selected based on the difference between the designed reference trajectory considering the whole interception scenario and the actual flight trajectory, and the performance indices are introduced to represent the characteristics of the flight trajectory for the given engagement geometry. Additionally, favorable engagement geometry for the exo-atmospheric midcourse guidance phase is provided by analyzing the response surface model.

In the second part of the dissertation, the exo-atmospheric midcourse guidance law is proposed using intercept point prediction. The proposed guidance law predicts the intercept point using the shaping parameter and the response surface model, which generates the guidance commands using Kelper's and Lambert's solutions while considering the gravity model with the inverse-square law. In relation to the miss distance, the performance of the proposed guidance law is superior to that of the existing guidance law because of the accurate gravity model. By using a response surface model that contains the characteristics of the engagement geometry, the proposed guidance law can generate guidance commands that require less maneuvering than the existing guidance law. Additionally, the effect of the design parameters on the performance of the proposed guidance law is analytically investigated.

Finally, numerical simulations are performed to verify the performance of the proposed guidance law. The robustness of the proposed guidance law is validated by a Monte Carlo simulation that considers various uncertainties.