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논문 기본 정보
- 자료유형
- 학술대회자료
- 저자정보
- 발행연도
- 2017.10
- 수록면
- 1,804 - 1,809 (6page)
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A new biased proportional navigation guidance law considering the missile’s dynamic lag is proposed to control the impact angle. The homing guidance loop having the first-order dynamic lag is modeled as the confluent hypergeometric differential equation and its analytic solution is derived. In consequence, the guidance law reduces to finding an appropriate biased acceleration command which satisfies the given terminal constraints. A systematic way to determine the time-varying biased terms is devised based on the closed-form homing trajectory. In comparison with the existing homing guidance laws, the proposed method could improve the impact angle control performance.
목차
Abstract
1. INTRODUCTION
2. BIASED PNG TRAJECTORY WITH FIRST-ORDER DYNAMIC LAG
3. DESIGN OF RATIONAL BPN GUIDANCE LAW
4. SIMULATION RESULT
5. CONCLUSION
REFERENCES
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