활공형 유도탄약의 활공날개 전개 시 자세안정화 기법 연구 = A Study on Attitude Stabilization Technique When Deploying Gliding Wing for Gliding Guided Munitions

국문 초록 (Abstract)

본 논문에서는 활공형 유도탄약의 활공날개 전개 시 비행안정성 분석 및 자세안정화를 위한 비선형 각속도 안정화루프 설계를 다룬다. 먼저, 활공형 유도탄약의 날개 전개각에 따른 압력중심의 위치변화 분석을 통해 활공날개 전개 시 비행안정성 확보 가능 여부를 분석하였다. 또한 활공날개 전개 시 발생하는 비행 불안정성을 보상하기 위해 궤환선형화 기법과 특정한 형태의 오차방정식을 활용한 각속도 안정화루프를 설계하였다. 각속도 추종 오차 분석을 통해 활공날개 전개 시 압력중심 위치변화로 인해 유발되는 공력 모멘트 외란을 제안한 각속도 안정화루프가 효과적으로 보상할 수 있음을 해석적으로 보였다. 최종적으로 수치 시뮬레이션을 통해 본 연구의 해석 결과의 타당성 및 제안한 각속도 안정화루프의 성능을 검증하였다.

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

This paper deals with the analysis of flight stability and the design of a nonlinear attitude stabilization loop during the wing deployment for gliding guided munitions. The changes in the center of pressure (CP) location according to the wing deployment angle are first analyzed to determine if the flight stability can be ensured during the wing deployment. Additionally, an angular velocity stabilization loop is designed using the feedback linearization control methodology with a specific form of error dynamics in order to compensate for the flight instability that occurs during the wing deployment. Through an analysis of the angular velocity tracking error, it is analytically proven that the proposed attitude stabilization loop can effectively compensate for the aerodynamic moment disturbance caused by the changes in the CP location during the wing deployment. Finally, numerical simulations are conducted to validate the analysis results obtained in this study and the performance of the proposed angular velocity stabilization loop.