KR100600155B1 - 미사일 및 미사일 작동 방법 - Google Patents

Abstract

조종사가 조종하는 항공기에 의해 운반되는 단거리 공대공 미사일을 작동시키기 위한 방법이 개시되어 있다. 미사일은 목표물을 추적하도록 작동하는 추적 장치를 포함한다. 이 방법은 추적 장치가 목표물을 추적중일 때 제 1 표시를 조종사에게 제공하는 단계 및 추적 장치의 각운동 속도가 사전설정된 기간 동안에 소정값 미만으로 떨어질 때 제 2 표시를 조종사에게 제공하는 단계를 포함한다.

Description

미사일 및 미사일 작동 방법{METHOD FOR OPERATING AN AIR-TO-AIR MISSILE AND CORRESPONDING MISSILE WITH AUTONOMOUS OR SEMI-AUTONOMOUS MODES}

도 1은 종래의 공대공 미사일의 레이더 기반 작동을 도시하는 순서도,

도 2는 미사일 추적 장치와 레이더 시스템의 제각각의 반경을 도시하는 항공기의 개략적인 측면도,

도 3은 본 발명의 기술사상에 따라서 공대공 미사일을 작동시키는 방법의 바람직한 구현의 주요 요소를 도시하는 순서도,

도 4는 본 발명의 기술사상에 따라서 구현되고 작동되는 미사일의 개략적인 등축도,

도 5는 본 발명의 기술사상에 따른 자율 탐색 모드의 원리를 도시하는 항공기 조종실의 개략적인 도면,

도 6은 본 발명의 기술사상에 따른 시선 고정 확인 모드의 원리를 도시하는 항공기의 개략적인 평면도,

도 7은 본 발명의 기술사상에 따른 추적각 초과 검사의 기본 원리를 도시하는 항공기, 미사일 및 목표물의 개략적인 평면도,

도 8은 본 발명의 기술사상에 따른 추적각 초과 검사의 바람직한 구현을 도 시하는 오프-조준각 대 발사후 시간의 그래프.

도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명

18 : 레이더 시스템의 반경 20 : 미사일 추적 장치의 반경

32 : 미사일 34 : 발사 장치

36 : 추적 장치 38 : 프로세싱 시스템

본 발명은 공대공 미사일(air-to-air missile)에 관한 것으로, 구체적으로 레이더 시스템의 반경 밖(outside the field-of-view of a radar system)의 목표물(target)을 위해 혹은 레이더 시스템의 존재와 무관하게 그러한 미사일을 작동(operate)시키기 위한 방법에 관한 것이다.

현대의 초고속 공중전은 조종사의 능력을 한계점까지 이르게 한다. 복잡한 항공기 계기 조정(complex aircraft instrumentation) 및 첨단 무기 시스템에 직면하여, 조종사는 상대 속도가 시속 수 천 마일에 달하는 속도로 초음속 항공기가 서로 지나칠 때 초 단위 미만의 반응 시간(split-second reaction times)을 갖는 것이 필요하다. 이러한 조건하에서 작동하는 다양한 고성능 목표물 추적 공대공 미사일이 개발되어 왔다. 그러나, 많은 요인들이 일반적으로 이런 미사일의 유용성 을 이론상의 성능 보다 훨씬 떨어지는 성능으로 제약한다.

구체적으로, 도 1과 도 2를 참조하면, 공대공 미사일의 작동이 일반적으로 항공기의 레이더 시스템과 통합된다는 점에 유의해야 한다. 전형적인 작동 순서가 다음과 같이 도 1의 좌측에 도시되어 있다. 먼저, 단계(10)에서, 레이더는 목표물을 감지(포착)하고, 보통은 조종사의 제어하에 미사일의 추적 장치(seeker of missile)가 목표물을 추적(track)하게 한다(단계(12)). 레이더와 미사일 추적 장치 모두가 목표물을 자동 추적(lock-on)하게 되면, 두 개의 추적 방향은 전형적으로 디스플레이상에 포개져서 조종사에 디스플레이되며, 그에 따라, 조종사는 미사일이 성공적으로 원하는 목표물을 추적하고 있는지를 시각적으로 확인할 수 있다. 바람직하게, 항공기로부터의 비행 데이터와 미사일의 성능 한계에 관한 사전설정된 정보와 함께, 레이더 측정으로부터의 범위-유도 데이터(range-derived data)와 추적 방향 정보와 같은 목표물에 관한 정보가 프로세싱되어 미사일이 목표물에 도달하는 능력을 표시하는 여러 기준이 충족되었는지를 판정한다(단계(16)). 이 정보는 전형적으로 레이더로부터의 데이터와 결합되어 헤드업 디스플레이(Head-Up-Display)(HUD)상에 그래픽으로 표시되며, 그에 따라 조종사는 발사에 앞서 목표물이 미사일의 최대 사정거리 및 다른 성능의 한계내에 있는지를 시각적으로 해독할 수 있게 된다.

미사일 작동을 레이더 시스템과 긴밀히 통합하는 것이 레이더의 반경내에서는 매우 효과적인 동작을 제공하지만, 이것은 또한 레이더의 반경외에서는 심각한 제약을 야기한다. 따라서, 도 1의 우측에 도시된 바와 같이, 레이더 시스템의 반 경밖에서는 레이더 시스템을 통한 목표물 포착이 명백히 불가능하다(단계(10')). 반경내에 있는 목표물이 초기에 레이더 시스템에 의해 포착되는 경우에, 단계(12)의 추적은 레이더의 반경밖에서도 지속될 수 있다(단계(12')). 그러나, 목표물 확인이 더 이상 유효하지 않기 때문에, 미사일이 원하는 목표물을 실제로 추적하고 있는지를 조종사가 확신할 수 없게 된다(단계(14')). 유사하게, 성능 한계 기준의 계산은 목표물이 레이더 반경을 벗어나자마자 중지되어, 조종자에게는 미사일이 원하는 목표물에 도달할 수 있는지에 관한 모든 표시가 부족해진다. 이러한 한계의 의미는 도 2를 참조하면 더 명확해질 것이다. 도 2에 도시된 바와 같이, 전투기의 레이더 시스템의 반경(18)은 일반적으로 조준 방향(boresight direction)의 상방 60°를 넘지 않고, 실제로는 거의 30°로 흔히 제한된다. 이와 달리, 고성능 공대공 미사일의 추적 장치의 반경(20)은 일반적으로 훨씬 넓고, 많은 경우에 80°- 90°범위이다. 그 결과, 상당히 많은 경우에, 조종사가 볼 수 있고 미사일이 추적하여 파괴할 수 있는 범위내임에도 불구하고 목표물에 액세스할 수 없다.

레이저 시스템의 넓은 사각지대(large blind region)가 공대공 미사일의 작동에 결정적인 제약을 가하는 한가지 예는 "수직 모드"로 알려진 것에 관련이 있다. 공중전 상황에서의 대부분의 교전 행위는 조종사가 기수(nose)를 목표물 쪽으로 겨누기 위해 항공기의 기수를 "위(up)"(조종사의 기준 프레임에서)로 당기는 것에 관한 것이다. 이 경우에, 조종사는 일반적으로 머리위의 고각(a high angle above his head)에 있는 목표물을 볼 수 있고, 계속 기수를 위로 당겨서, 목표물이 조종사의 더 앞쪽으로 오도록 각도를 줄이려 한다. "수직 모드"는 조종사가 가장 빠른 기회에 미사일을 발사하도록 조종사의 기준 프레임에서 "상방"으로 위치한 목표물을 포착하려 한다. 그러나, 레이더 시스템에 기반한 수직 모드는 레이더가 커버(cover)하는 낮은 경사각(low angle of inclination)에 다시 한번 제한되어, 목표물의 포착을 상당히 지연시킨다.

레이더 시스템의 반경밖의 목표물에 대한 포착과 확인을 용이하게 하는 한 가지 방안은 헬멧 장착 큐잉 시스템(helmet-mounted cueing system)을 이용하는 것이다. 이것은 자기 시스템 혹은 광학 시스템을 이용하여 헬멧 장착 헤드업 디스플레이가 장착된 헬멧의 위치를 모니터링한다. 이 경우의 큐잉 모드에서, 미사일 추적 장치는 헬멧과 함께 움직이는 디스플레이의 광학축을 따르게 된다. 큐잉은 광학축이 목표물과 정렬되도록 조종사가 그의 머리와 헬멧을 돌려서 달성된다.

헬멧 장착 디스플레이와 큐잉 시스템은, 목표물 포착과 확인의 문제에 국부적인 해결 방안을 제공하지만, 여러 단점을 가지고 있다. 첫 번째로, 헬멧에 장착된 구성요소는 헬멧의 무게를 상당히 증가시킨다. 이 무게는 높은 가속도 조건하에서 엄청나게 배가되어(multiplied numerous times), 조종사의 피로와 스트레스의 주요 원인이 된다. 두 번째로, 이러한 시스템은 일반적으로 헬멧의 광학축을 지정될 목표물에 정렬하는 것이 필요하다. 이것은 레이더의 반경을 넘어서는 각도 범위에 걸쳐 이루어질 수 있지만, 시스템의 작동은 조종사가 이룰 수 있는 헬멧 움직임의 각도 범위에 의해 여전히 제한되며, 전형적으로 조종사와 추적 장치 모두의 실제 시계 보다 작다. 더욱이, 높은 가속도 조건하에서 무거운 헬멧과 함께 머리를 필요한 각도로 시프트하는 것은 많은 노력을 필요로 하고 또한 큐잉 절차에서 상당한 지연을 야기할 수도 있다. 세 번째로, 헬멧 장착 디스플레이는 전형적으로 헬멧과 항공기내의 다른 장치 사이에 매우 실질적인 연결을 필요로 한다. 이러한 연결은 일반적으로 디스플레이를 위한 영사 정보를 전달하기 위해 상당한 전원과 전기 및/또는 광학 섬유를 포함한다. 이런 연결은 조종사의 안전에 상당한 위험 요인이 되는데, 특히 긴급 상황에서 연결을 끊기 위해 특수 길로틴(guillotine)이 요구되는 긴급 탈출의 경우에 그러하다. 헬멧내에 고전압 전력선을 설치하는 것은 또한 특별한 안전 위험 요인으로 간주된다. 네 번째로, 헬멧 장착 디스플레이와 큐잉 시스템의 부가는 목표물이 레이더 반경밖에 있는 경우에 미사일이 목표물에 도달할 능력에 관한 어떤 표시도 조종사에게 제공하지 못한다. 마지막으로, 헤드 장착 디스플레이와 큐잉 시스템을 항공기 시스템에 통합하는 것은, 매우 값비싼 프로젝트로써, 수많은 서브 시스템의 적용을 필요로 하며, 통합에 수반되는 안전 및 신뢰성 평가 절차 및 그것이 수반하는 기타 제반 사항이 더욱 복잡하다.

따라서, 헬멧 장착 디스플레이를 이용할 필요 없이 레이더 반경 밖의 목표물에 대해 혹은 레이더 시스템과 완전히 무관하게 미사일을 효과적으로 작동시키게 하는 공대공 미사일의 작동 방법이 필요하다. 또한, 레이더 반경밖의 목표물에 대해 혹은 레이더 시스템과 완전히 무관하게 효과적인 작동 모드를 제공하도록 구성된 미사일을 제공하는 것이 매우 바람직할 것이다.

본 발명은 단거리(short range) 공대공 미사일을 작동시키기 위한 방법 및 그 미사일에 관한 것이다.

본 발명의 기술사상에 따르면, 조종사가 조종하는 항공기에 의해 운반되는 것으로, 목표물을 추적하도록 동작하는 추적 장치를 갖는 단거리 공대공 미사일을 작동시키는 방법이 제공되는데, 이 방법은 (a)추적 장치가 목표물을 추적중일 때 제 1 표시를 조종사에게 제공하는 단계 및 (b)추적 장치의 각운동 속도가 사전설정된 기간 동안에 소정값 미만으로 떨어질 때 제 2 표시를 조종사에게 제공하는 단계를 포함한다.

본 발명의 다른 특징에 따르면, 제 1 표시 및 제 2 표시는 쉽게 식별가능한 가청 신호(readily distinguishable audible signal)이다.

본 발명의 기술사상에 따르면, 조종사가 조종하는 항공기에 의해 운반되는 것으로, 목표물을 추적하도록 구성된 추적 장치를 갖는 단거리 공대공 미사일을 작동시키는 방법이 또한 제공되는데, 이 방법은 (a)추적 장치가 목표물을 추적중일 때 제 1 표시를 조종사에게 제공하고 또한 추적 장치의 각운동 속도가 사전설정된 기간 동안에 소정값 미만으로 떨어질 때 제 2 표시를 조종사에게 제공하도록 구성되고 미사일과 연관된 신호 유닛을 제공하는 단계 및 (b)조종사가 볼 수 있는 목표물을 추적 장치가 추적할 때, 조종사로부터 목표물로의 시선 방향이 사전설정된 기간 동안에 항공기와 함께 움직이는 기준 프레임에서 실질적으로 일정하게 유지되는 식으로 항공기를 비행시켜, 신호 유닛이 제 2 표시를 생성하게 하는 단계를 포함한다.

본 발명의 기술사상에 따르면, 조종사가 조종하는 항공기에 의해 운반될 단 거리 공대공 미사일이 또한 제공되는데, 이 미사일은 (a)목표물을 추적하도록 구성된 짐발형 추적 장치(gimbaled seeker) 및 (b)적어도 하나의 프로세서를 포함하고 추적 장치가 목표물을 추적중일 때 제 1 표시를 조종사에게 제공하도록 구성되는 프로세싱 시스템을 포함하되, (c)이 프로세싱 시스템은 추적 장치의 각운동 속도가 사전설정된 기간 동안에 소정값 미만으로 떨어질 때 제 2 표시를 조종사에게 제공하도록 구성된다.

본 발명의 기술사상에 따르면, 조종사가 조종하는 항공기에 의해 운반될 단거리 공대공 미사일이 또한 제공되는데, 이 미사일은 (a)목표물을 추적하도록 구성된 것으로, 응시 방향(direction of regard)이 사전설정된 조준 방향으로부터의 경사각(θ) 및 조준 방향에 대응하는 축에 대해 측정된 지향각(φ)에 의해 정의되며, 경사각(θ)이 사전설정된 최대각(θ_max)에 의해 제한되는 짐발형 추적 장치와, (b)추적 장치와 연관된 적어도 하나의 프로세서를 포함하는 프로세싱 시스템을 포함하되, 이 프로세싱 시스템은 (i)추적 장치가 목표물을 추적할 때 경사각을 프로세싱하여 경사각의 변화율(

)을 도출하고, (ii)경사각과 변화율 모두의 함수로서 오프-조준 추적각 한계 파라미터(off-boresight tracking angle limitation parameter)의 값을 구하고 (iii)오프-조준 추적각 한계 파라미터가 사전설정된 범위를 벗어나면 추적각 초과 신호(tracking angle exceedance signal)를 생성하도록 구성된다.

본 발명의 다른 특징에 따르면, 프로세싱 시스템은 관계식 P = θ+ t₀

에 따라서 오프-조준 추적각 한계 파라미터(P) 값을 구하도록 구성되며, 여기서 t₀는 발사후 미사일이 회전하기 시작하는데 걸리는 사전설정된 시간 측정치이고, 프로세싱 시스템은 P가 θ_max 보다 클 때 추적각 초과 신호를 생성하도록 구성된다.

본 발명의 또다른 특징에 따르면, 프로세싱 시스템은 추적각 초과 신호를 식별가능한 오디오 출력에 대응하는 전기 신호로서 생성하도록 구성된다.

본 발명의 기술사상에 따르면, 조종사가 조종하는 항공기에 의해 운반될 공대공 미사일이 또한 제공되는데, 이 미사일은 (a)응시 방향이 사전설정된 조준 방향으로부터의 경사각(θ) 및 조준 방향에 대응하는 축에 대해 측정된 지향각(φ)에 의해 정의되는 짐발형 추적 장치 및 (b)추적 장치와 연관된 적어도 하나의 프로세서를 포함하는 프로세싱 시스템을 포함하는데, 이 프로세싱 시스템은 (i)추적 장치를 선택적으로 구동하여 목표물에 대하여 최대 20°의 지향각 범위로 제한되고 최소 30°에 달하는 경사각 범위를 커버하는 스캐닝 탐색 패턴을 수행하고, (ii)목표물이 발견되었을 때, 추적 장치가 목표물을 추적하게 하도록 구성된다.

본 발명의 또다른 특징에 따르면, 스캐닝 탐색 패턴은 최소 50°의 경사각 범위를 커버한다.

본 발명의 또다른 특징에 따르면, 경사각(θ)은 사전설정된 최대각(θ_max)으로 제한되고, 스캐닝 탐색 패턴은 실질적으로 사전설정된 최대각(θ_max)으로 연장되는 경사각 범위를 커버한다.

본 발명의 또 다른 특징에 따르면, 스캐닝 탐색 패턴은 최대 10°에 달하는 지향각 범위로 제한되고, 바람직하게는 5°에서 10°사이이다.

본 발명의 또 다른 특징에 따르면, 미사일이 항공기에 장착될 때, 추적 장치의 지향각의 소정값(Φ_v)이 항공기의 기준 프레임에서의 "수직" 방향에 대응하도록 항공기에 대한 미사일의 장착 배향을 정의하도록 구성되는 장착 특징이 또한 제공되는데, 여기서 스캐닝 탐색 패턴은 Φ_v ±5°의 지향각 범위로 제한된다.

본 발명의 기술사상에 따르면, 조종사가 조종하는 항공기에 의해 운반되는 단거리 공대공 미사일을 작동시키는 방법이 또한 제공되는데, 이 미사일은 응시 방향이 사전설정된 조준 방향으로부터의 경사각(θ) 및 조준 방향에 대응하는 축에 대해 측정된 지향각(φ)에 의해 정의되는 짐발형 추적 장치를 포함하고, 이 방법은 (a)추적 장치가 목표물에 대해 최대 20°의 지향각 범위로 제한되고 최소 30°의 경사각 범위를 커버하는 스캐닝 탐색 패턴을 수행하게 하는 단계와 (b)목표물이 발견되었을 때, 추적 장치가 이 목표물을 추적하게 하는 단계를 포함한다.

본 발명의 또다른 특징에 따르면, 스캐닝 탐색 패턴은 최소 50°의 경사각 범위를 커버한다.

본 발명의 또다른 특징에 따르면, 경사각(θ)은 사전설정된 최대각(θ_max)으로 제한되고, 스캐닝 탐색 패턴은 실질적으로 사전설정된 최대각(θ_max)까지 연장되는 경사각 범위를 커버한다.

본 발명의 또 다른 특징에 따르면, 스캐닝 탐색 패턴은 최대 10°의 지향각 범위로 제한되고, 5°에서 10°사이인 것이 바람직하다.

본 발명의 또 다른 특징에 따르면, 스캐닝 탐색 패턴은 Φ_v ±5°의 지향각 범위로 제한되는데, 여기서 Φ_v는 항공기의 기준 프레임에서의 수직 방향에 대응한다.

본 발명의 기술사상에 따르면, 조종사가 조종하는 항공기에 의해 운반되는 단거리 공대공 미사일을 작동시키는 방법이 또한 제공되는데, 이 미사일은 응시 방향이 사전설정된 조준 방향으로부터의 경사각(θ) - 경사각(θ)은 사전설정된 최대각(θ_max)으로 제한됨 - 및 조준 방향에 대응하는 축에 대해 측정된 지향각(φ)에 의해 정의되는 짐발형 추적 장치를 포함하고, 이 방법은 (a)추적 장치가 목표물을 추적하면서 경사각을 프로세싱하여 경사각의 변화율(

)을 도출하는 단계, (b)경사각과 변화율 모두의 함수로서 오프-조준 추적각 한계 파라미터 값을 구하는 단계 및 (c)오프-조준 추적각 한계 파라미터가 사전설정된 범위밖으로 벗어나면 추적각 초과 신호를 생성하는 단계를 포함한다.

본 발명의 또다른 특징에 따르면, 적어도 프로세싱하고 값을 구하는 단계는 미사일내에 장착된 프로세싱 시스템에 의해 수행된다.

본 발명의 기술사상에 따르면, 미사일 반경내의 목표물을 추적하도록 구성된 추적 장치를 갖는 단거리 공대공 미사일을 운반하는 항공기로, 미사일 반경 보다 작은 레이더 반경내의 목표물에 관한 범위-유도 데이터를 제공하는 레이더 시스템을 포함하는 항공기에서, 미사일이 목표물에 유효하게 도달할지를 평가하기 위한 방법이 또한 제공되는데, 이 방법은 (a)소정 목표물이 레이더 반경내에 있는 제 1 기간 동안에, 미사일이 소정 목표물에 도달하는 능력에 관한 적어도 하나의 성능 한계 기준 - 성능 한계 기준은 소정 목표물에 관한 범위-유도 데이터를 이용하여 구해짐 - 을 평가하는 단계 및 (b)소정 목표물이 레이더 반경을 벗어난 후속하는 제 2 기간 동안에, 소정 목표물에 관한 근사 범위-유도 데이터 - 근사 범위-유도 데이터는 제 1 기간 동안에 레이더 시스템에 의해 제공된 범위-유도 데이터로부터 외삽법(extrapolation)을 통해 도출됨 - 를 이용하여 성능 한계 기준을 평가하는 단계를 포함한다.

본 발명의 또다른 특징에 따르면, 근사 범위-유도 데이터는, 제 1 기간의 후반부 동안에 레이더 측정으로부터 도출된 소정 목표물의 속도가 일정하게 유지된다는 가정하에 외삽법을 통해 도출된다.

본 발명의 또다른 특징에 따르면, 성능 한계 기준은 항공기로부터 소정 목표물로의 방향에 관련된 목표물 방향 정보를 이용하여 추가적으로 평가되는데, 목표물 방향 정보는 적어도 제 2 기간 동안에 미사일 추적 장치에 의해 제공된 추적 정보로부터 도출된다.

본 발명의 또다른 특징에 따르면, 평가는 적어도 제 2 기간 동안에 미사일내에 장착된 프로세싱 시스템에 의해 수행된다.

본 발명의 또다른 특징에 따르면, 항공기의 조종사가 들을 수 있는 가청 표시는 적어도 하나의 성능 한계 기준의 평가 결과에 따라서 선택적으로 생성된다.

이제 첨부한 도면을 참조하여 본 발명을 예를 들어 설명하겠다.

본 발명은 단거리 공대공 미사일을 동작시키기 위한 방법 및 그 미사일에 관한 것이다.

본 발명에 따른 방법과 장치의 원리 및 작동은 첨부한 도면을 참조하면 더 잘 알 수 있을 것이다.

이제 도면들을 참조하면, 도 3은 목표물이 레이더 반경밖에 있는 경우에 미사일을 작동시키는 매우 효과적인 기능성을 제공하는 다수의 추가 작동 모드에 의해 전술한 레이더 기반 작동 모드(10, 12, 14, 16)가 보완되는 본 발명의 바람직한 구현의 작동의 개요를 도시하고 있다.

구체적으로, 추가 작동 모드는, 미사일 추적 장치가 레이더 반경밖의 적어도 하나의 사전설정된 영역내에서 자율 탐색(autonomous search)을 수행하고, 목표물이 감지되면 이 목표물을 자동 추적(단계(24))하는 적어도 하나의 자율 탐색 모드(22)를 포함한다. 추가 모드(26)는 조종사가 추적된 목표물이 조종사가 볼 수 있는 지정 목표물인지를 확인하게 하는 확인 절차를 제공한다. 외삽된 성능 한계 평가 검사(28)는 목표물이 레이더 반경을 벗어난 후라도 미사일이 목표물에 도달하는 능력에 관한 연속 정보를 제공하고, 추적각 초과 검사(30)는 완전한 성능 한계 평가에 불충분한 정보가 이용될 수 있는 경우라도 미사일이 목표물에 도달하는 능력에 관한 하나의 기준 표시를 제공한다.

전술한 추가 모드는 통합 그룹 모드로서 특히 유용하며, 레이더 반경 밖의 목표물에 대하여 레이더 반경내의 목표물의 작동 기능성에 근접한 작동 기능성을 제공한다. 동시에, 당업자라면 알 수 있는 바와 같이, 본 명세서에서 설명되는 각 추가 모드는 다양한 다른 시스템의 일부로서 개별적으로 유용할 수 있다는 점을 이해해야 한다. 예를 국한시키지 않고 본 명세서에서 바람직한 통합 시스템과 관련하여 모드를 설명하겠다.

더욱이, 본 명세서에서는 본 발명이 레이더 기반 작동 모드을 본완하는 것으로 설명되지만, 모드(22, 24, 26 및 30)가 레이더 시스템을 갖지 않거나 혹은 레이더 시스템이 의도적으로 혹은 불가피하게 작동 중지되는 항공기에서 편리하게 사용될 수 있음을 유의해야 한다.

본 발명에 따른 추가 작동 모드가 바람직하게 "자율" 모드로 구현되거나 또는 외삽된 성능 한계 평가 검사(28)의 경우에는 "반자율(semi-autonomous)" 모드로 구현된다는 점에 유의하기 바란다. 이와 관련하여, 본 명세서에서 "자율"이란 용어는 미사일의 소정 작동이 항공기에 내장된 레이더 기반 정보 시스템으로부터의 입력을 필요로 하지 않는 작동 모드를 지칭하는데 사용된다. 유사하게, "반자율"이란 용어는 레이더 기반 정보 시스템으로 부터의 입력을 이용하는 경우에 관련 정보를 이용할 수 없는 경우에도 계속해서 작동할 수 있는 작동 모드를 지칭하는데 사용된다. 또한 용어에 있어서, 기준은 "조준 방향"에 대해 설정될 것이다. 조준 방향은 바람이 없는 조건하에서 등속도 수평 비행 동안의 비행 방향에 대응하는, 항공기와 함께 이동하는 기준 프레임의 방향으로 정의된다. 더욱 직관적으로, 조준 방향은 항공기의 "앞쪽 직선(straight ahead)" 방향이다. 대부분의 경우에, 이 조준 방향은 또한 항공기에 장착된 미사일의 "앞쪽 직선" 방향으로 가정될 수 있다.

이제 도 4를 참조하면, 본 발명의 기술사상에 따라 구현되고 작동하는 단거리 공대공 미사일(32)이 개략적으로 도시되어 있다. 미사일(32)은 발사 장치(launcher : 34)를 통해 항공기에 의해 운반되며, 그에 의해 항공기에 대한 미사일의 배향을 정의한다. 미사일(32)은 조준 방향으로부터의 경사각(θ) 및 조준 방향에 대응하는 축에 대해 측정된 지향각(Φ)에 의해 정의된 응시 방향을 가진 짐발형 추적 장치(36)를 포함한다. 미사일은 또한 추적 장치(36)와 연관된 적어도 하나의 프로세서를 구비하는 프로세싱 시스템(38)을 포함한다.

설명할 하나 이상의 추가 모드를 미사일내에 장착된 프로세싱 시스템(38)을 이용하여 구현한다는 점이 본 발명의 바람직한 특징이다. 목표물 추적 공대공 미사일의 프로세싱 시스템은 전형적으로 미사일과 목표물 사이의 매우 높은 상대 속도 조건하에서 추적 장치로부터의 실시간 입력에 응답하여 매우 고속으로 조향 시스템과 미사일 추진력을 제어하도록 설계된 매우 많은 계산 기능을 갖는다는 점에 유의해야 한다. 추적 동작 동안에, 이러한 계산 능력은 항공기에 여전히 장착되어 있지만, 전형적으로 충분히 이용되지 못한다. 따라서, 후술할 몇개의 추가 모드 또는 모든 추가 모드가 미사일의 프로세싱 시스템을 이용하여 구현된다는 점이 본 발명의 바람직한 특징이다. 이것은 미사일의 추가 모드가 복잡한 내장 컴퓨터 시스템의 재프로그래밍을 거의 혹은 전혀 구비하지 않으며, 그 대신에 표준 방식 혹은 표준에 유사한 방식으로 음성-채널 네트워크와 항공기 정보에 링크될 수 있다는 점에서 추가 이점을 제공한다.

이제 자율 탐색 모드(22)의 특징을 참조하면, 자율 탐색 모드(22)는 적어도 하나의 사전설정된 영역내의 목표물을 탐색하기 위해 사정 설정된 스캐닝 패턴을 수행하도록 미사일 추적 장치(36)를 구동한다. 사전설정된 영역은 바람직하게 항공기 지정적이며, 항공기 레이더 시스템이 있을 경우, 이 시스템의 성능을 보완하도록 각 항공기 유형마다 재 정의된다. 하나의 옵션에 따르면, 사전설정된 영역은 레이더 반경밖의 추적 장치 반경의 전체 부분에 대응한다. 그러나, 이 경우에, 스캐닝될 영역 범위는 받아들일 수 있는 스캐닝 주파수를 제공하기에 너무 클 수 있다. 더욱 바람직하게, 사전설정된 영역의 크기 및 위치의 선택은 보통의 전투 시나리오를 기반으로 목표물 위치 가정을 추가로 고려한다.

하나의 가장 바람직한 실시예에서, 도 5에 개략적으로 도시된 바와 같이, 사전설정된 영역은 레이더 시스템에 의해 모니터링될 수 있는 경사를 넘어 조종사가 "상방(up)"으로 보는 영역을 미사일 추정 장치가 스캐닝하는 연장 "수직 모드"를 제공하도록 선택된다. 따라서, 스캐닝 탐색 패턴은 레이더의 최대각으로부터 시작하여 30°에 달하는 경사각 범위를 커버한다. 약 60°까지의 경사각에 도달할 수 있는 레이더 시스템의 경우에 있어서, 추가 30°는 전형적으로 미사일 추적 장치 반경을 달성하는데 충분하다. 레이더 반경이 약 30°까지의 경사각으로 제한되는 경우에, 스캐닝 탐색 패턴은 바람직하게 50°에 달하는 경사각 범위를 커버한다. 모든 경우에 있어서, 레이더와 미사일 추적 장치 탐색 모두는 실질적으로 "상방"으로 θ_max까지 추적 장치의 반경을 스패닝(spanning)하는 것이 가장 바람직하다. 어떤 레이더 시스템도 존재하지 않을 경우, 오직 스캐닝 탐색 패턴만이 바람직하게 θ_max까지 추적 장치의 반경을 실질적으로 스패닝한다.

전술한 바와 같이, "수직 모드"는 조종사가 항공기 기수를 목표물 쪽으로 당기려 하는 상황을 위한 것이다. 그 결과, 목표물은 일반적으로 조종사의 머리 위 거의 중앙에 위치한다. 이 때문에 스캐닝 탐색 패턴은 최대 20°의 지향각 범위로 한정되며, 그에 따라 전체 스캐닝 사이클이 신속히 완료될 수 있도록 총 영역이 비교적 작게 스캐닝된다. 대부분의 경우에, 스캐닝 탐색 패턴의 폭은 바람직하게 최대 10°의 각도로 감소되고, 가장 바람직하게는 5°내지 10°의 범위이다. 각각의 경우에, 이 범위는 바람직하게 조종사의 기준 프레임에서의 수직 "상방"에 대응하는 중심 지향각(Φ_v)에 대해 대칭적으로 분포한다.

명백하게, 이 "수직 모드"는 항공기의 특정 요건 및 항공기의 예상 전투 상황에 따라서 정의될 수 있는 다수의 상이한 탐색 영역 중 하나의 영역이다. 예를 들어, 회전-날개 항공기(rotary-wing aircraft)의 경우에, 전투 시나리오는 전형적으로 매우 상이하여, 사전설정된 탐색 영역에 대해 상이한 정의를 필요로 한다. 선택적으로, 하나 이상의 탐색 영역이 상이한 조종사-선택가능 탐색 모드에 대응하여 사전설정될 수 있다.

레이더 시스템 혹은 다른 큐잉/조준(cueing/aiming) 장치에 의해 제공되는 것과 같이 목표물 위치에 관한 임의의 정보 없이 사전설정된 영역, 즉 사전에 설정 된 영역에서 탐색을 수행한다는 점에서 모드(22)가 전술한 정의에 따른 "자율"에 적합하다는 것을 이해할 것이다.

독립 탐색 모드의 구동은 전용 구동 제어(버튼등)를 제공하는 것과 같이 조종사에 의해 수동으로 수행될 수 있다. 이와 달리, 특히 독립 탐색 모드가 레이더 시스템의 특정한 탐색 모드를 보완하는 경우에, 독립 탐색 모드는 조종사가 레이더 시스템의 대응 모드를 선택할 때 자동으로 유도될 수 있다.

일단 탐색 모드(22)가 시작되었으면, 탐색 모드(22)는 전형적으로 목표물이 포착되거나 혹은 이와 달리 목표물이 조종사에 의해 취소될 때까지 계속된다. 목표물이 발견되면, 추적 장치는 추적 모드(24)로 자동으로 스위칭하여, 목표물을 계속 추적한다. 가청 신호는 전형적으로 목표물을 추적중이라는 것을 조종사에게 표시한다.

이제 확인 모드(26)를 참조하면, 확인 모드(26)는 헤드-업 혹은 헬멧 장착 디스플레이를 이용하지 않고도, 추적된 목표물이 조종사가 볼 수 있는 특정한 목표물에 대응하는지를 조종사가 확인할 수 있게 한다. 이 모드는 추적 장치(36)의 각운동 속도가 사전설정된 기간 동안에 소정값 미만으로 떨어질 때 조종사에게 판별 가능한 표시를 제공하여 작동한다.

구조적으로, 프로세서(38)는 바람직하게 추적 장치가 목표물을 추적중일 때 제 1 표시를 조종사에게 제공하고, 추적 장치의 각운동 속도가 사전설정된 기간 동안에 소정값 미만으로 떨어질 때 제 2 표시를 조종사에게 제공하도록 구성된 신호 유닛을 제공하도록 적합하게 프로그래밍된다.

이런 모드의 작동은 도 6에 도시된 다소 과장된 예를 참조하면 더 잘 이해될 것이다. 이것은 목표물이 제 1 위치(42a)에 있을 때 제 1 위치(40a)에서의 항공기를 도시하고 있다. 항공기가 위치(40b)에 도달했을 때, 목표물은 위치(42b)에 도달한다. 이 기간 동안, 목표물은 조종사와 미사일 추적 장치에 의해 좌측에서 우측으로 진행하는 것으로 보인다. 그 결과, 추적 장치의 경사각(θ)은 위치(40a)에서의 θ₁으로부터 위치(40b)에서의 θ₂로 변한다.

추적 장치가 정확한 목표물을 자동 추적하고 있는지를 확인하기 위해, 조종사는 조종사로부터 목표물로의 시선 방향이 사전설정된 기간 동안에 항공기와 함께 이동하는 기준 프레임에서 실질적으로 일정하게 유지되는 방식으로 항공기를 비행시킨다. 즉, 조종사는 목표물이 조종석 창(덮개)에서 여전히 보이도록 항공기를 비행시킨다. 따라서, 이 경우에, 조종사는 목표물이 42c로 진행할 때 추적 장치의 경사각이 실질적으로 θ₂로 일시적으로 일정하게 유지되도록 항공기를 우측(40c)으로 돌린다. 이런 2차원 표현에 도시되지는 않았지만, 조종사는 또한 지향각(Φ)에서의 임의 변화를 보상한다. 이에 따라 신호 유닛이 제 2 표시를 생성함으로서, 추적중인 목표물이 관심 목표물에 대응하는지를 조종사에게 확인시킨다.

전술한 바와 같이, 추적 장치(36)의 각운동 속도가 사전설정된 기간 동안에 소정값 미만으로 떨어지면, 제 2 표시가 생성된다. 이러한 조건을 정의하는데 이용되는 파라미터의 선택은 상당히 가변적일 수 있지만, 두 가지 조건, 즉 첫째로 파라미터는 대다수의 목표물(the great majority of target) 보다 훨씬 더 "정지" 인 상태를 정의하기에 충분해야 하고, 둘째로 파라미터에 의해 정의된 범위내에 포함되는데 필요한 일정성(steadiness) 정도가 압력 조건에서도 대다수 조종사의 능력이내 이어야 한다는 조건을 충족시켜야 한다. 바람직한 구현에 있어서, 각운동 속도의 소정값은 초당 최대 약 5°이고, 바람직하게는 초당 약 2°에서 약 4°사이이다. 사전설정된 기간은 바람직하게 최대 1초이고, 보다 바람직하게는 약 1/2초이다. 추적 장치가 매우 멀리 있는 목표물을 자동 추적할 경우의 수평 비행(level flight) 동안에 에러 목표물 확인이 생성됨을 알 것이다. 선택적으로, 비행 정보가 내장 정보 네트워크를 통해 미사일이 이용할 수 있도록 된 비행 정보가 항공기가 직선 수평 항로상에 있음을 표시할 경우에 제 2 표시를 디스에이블하여 이런 확인을 피할 수 있다.

바람직하게, 전술한 제 1 및 제 2 표시는, 당업계에 알려진 바와 같이, 음성 채널로의 연결을 통해 조종사에게 제공되는 쉽게 식별가능한 가청 신호로 제공된다.

이제 외삽된 성능 한계 평가 검사(28)를 참조하면, 이것은, 목표물이 레이더 반경을 벗어난 후라도, 미사일이 목표물에 도달하는 능력에 관한 연속 정보를 제공한다.

전술한 바와 같이, 소정 목표물이 레이더 반경내에 있을 때, 미사일이 소정 목표물에 도달하는 능력에 관한 성능 한계 기준을 계산하여 다양한 성능 한계 검사를 수행하는 것이 알려져 있다. 이러한 기준은 전형적으로 목표물의 범위, 항공기에 대한 목표물의 이동 속도와 방향 및 목표물의 가속도 벡터를 포함하는 범위-유 도 데이터를 이용하는 복잡한 계산이다. 이 데이터는 레이더 시스템이 제공하는 범위 정보로부터 적어도 부분적으로 유도되기 때문에 "범위-유도 데이터"라고 지칭된다. 이 범위-유도 데이터는 항공기의 공격 각도와 대기 속도에 관련된 다른 항공기 시스템으로부터의 데이터에 의해 보완된다. 이 데이터 및 미사일의 성능을 정의하는 이전 저장 데이터를 기반으로, 다양한 기준은 미사일이 목표물에 도달하는 능력에 대한 매우 신뢰성 있는 전체 예측을 제공한다. 이러한 계산의 세부 사항은 당업계에 알려져 있기 때문에 본 명세서에서는 설명하지 않겠다.

이러한 성능 한계 기준의 평가가 레이더 시스템에 의해 이전에 제공된 범위-유도 데이터로부터 외삽법에 의해 유도된 근사 범위-유도 데이터를 이용하여 레이더 반경을 벗어나는 소정 목표물에 후속하는 기간 동안에도 계속된다는 점이 모드(28)의 특정한 특징이다.

다양한 모델이 범위-유도 데이터를 외삽하는데 이용될 수 있다. 하나의 특정한 바람직한 모델은 등속도 목표물을 가정하는 것을 기반으로 한다. 목표물이 레이더 반경내일 경우, 진정한 목표물 속도는 항공기 속도에 관한 항공기 비행 시스템으로부터의 정보와 상대 속도 정보를 조합함으로써 유도될 수 있다. 거의 모든 경우에 있어서, 목표물의 속도는 약 20초까지의 기간에 걸쳐 크게 변하지 않을 것이라고 가정하는 것이 합리적이다. 추적 장치(36)에 의해 제공된 추적 방향 정보 및 비행 시스템으로부터의 항공기 속도 정보와 함께 이 가정은 일반적으로 소정 목표물에 대한 모든 필요한 범위-유도 데이터의 의미 있는 외삽법을 충분히 가능하게 한다.

외삽된 데이터를 기반으로 평가가 계속되는 기간은 바람직하게 적어도 5초로 선택되고, 바람직하게는 20초를 초과하지 않는다. 20초를 훨씬 초과하여 연장된다면, 외삽된 데이터는 많은 경우에 실제값과 크게 달라져서, 평가를 신뢰하지 못할 것이다.

또한, 적어도 목표물이 레이더 반경밖에 있는 기간 동안에 성능 한계 기준의 평가가 미사일에 장착된 프로세싱 시스템(38)에 의해 수행된다는 점이 본 발명의 바람직한 특징이다. 따라서, 프로세싱 시스템(38)이 이러한 계산을 수행하도록 프로그래밍된다면, 레이더 반경내에 있는 동안의 평가가 또한 프로세싱 시스템(38)을 이용하여 바람직하게 수행될 수 있다.

미사일 성능 한계 기준을 평가하기 위한 다른 종래의 레이더-기반 시스템에서도 응용할 수 있으며, 평가 결과에 따라서 조종사에 대한 보다 뚜렷한 청각 표시가 선택적으로 생성될 수 있다는 점이 본 발명의 또다른 바람직한 특징이다. 이 가청 표시는 종래의 시스템의 시각적 디스플레이를 완전히 대체할 수 있거나 혹은 시각 디스플레이에 대한 보완물로서 제공될 수 있다. 모드(28)를 이용하는 바람직한 구현에 있어서, 가청 표시는 레이더 반경내 및 레이더 반경 밖의 목표물 모두에 대해 제공된다. 가청 표시의 이용은 전용 시각 디스플레이의 이해 결과와 조종사의 주의에 임의의 불필요한 부담을 주지않고 조종사가 성능 한계 검사 정보를 쉽고 직관적으로 이용할 수 있게 한다.

가청 표시는 추적된 목표물이 미사일의 유효 범위 밖에 있음을 표시하는 네가티브 경고(버저 혹은 이와 유사한 것)이거나 혹은 추적된 목표물이 범위내에 있 음을 표시하기 위해 기본 "현재 추적" 신호를 수반하는 보조 포지티브 표시일 수 있다. 목표물이 레이더 반경내에 있는 기간 동안에, 이 가청 표시는 바람직하게 미사일 추적 방향과 레이더 시스템으로부터 목표물로의 시선 사이의 상관관계의 존재 혹은 상관관계의 결여를 추가적으로 표시한다.

마지막으로 추적각 초과 검사(30)를 참조하면, 이것은 미사일이 목표물에 도달하는 능력에 관한 하나의 중요한 표시를 제공하며, 심지어 불충분한 정보가 완전한 성능 한계 평가에 이용될 수 있는 경우에도 그러하다. 이 모드는, 모드(28)가 사전설정된 기간 끝에서 종료되거나 혹은 탐색 모드(22)에 의해 발견된 목표물과 같이 레이더 반경에 진입하지 않은 목표물에 이용될 수 있는 이전 데이터가 없을 때 바람직하게 유도된다.

추적각 초과 검사(30)에 의해 해결되는 문제점은 도 7을 참조하면 이해될 수 있다. 도 7에는 목표물(48)을 현재 추적중인 미사일(46)을 운반하는 항공기(44)가 도시되어 있다. 또한 미사일의 최대 가능 회전에 대응하는 미사일의 두 개의 후속 위치(참조 번호(46' 및 46"))가 도시되어 있다. 안전상 이유로, 미사일이 항공기(44)로부터 미사일 거리만큼 앞쪽 직선으로 충분히 진행한 후에 회전한다는 점에 유의해야 한다. 미사일 추진 시스템을 구동하고 미사일을 발사하는데 걸리는 상당한 응답 시간과 함께 이 사실은 전형적으로 발사 명령과 미사일이 회전하기 시작하는 시간 사이에 거의 1초의 지연을 야기한다.

이 지연의 결과로, 목표물(48)이 미사일(46)의 범위와 운동학적 능력 범위내에 있을 지라도, 미사일은 목표물의 추적 중단으로 인해 목표물에 도달하지 못할 것이다. 구체적으로, 미사일이 위치(46')에 도달할 때 까지, 목표물(48)은 추적 장치 반경밖에 있기 때문에, 목표물을 놓치게 된다.

추적각 초과로 인한 실패 가능성을 경고하기 위해, 추적 장치(36)의 경사각은 추적 장치가 목표물을 추적하면서 경사각 변화율(

)을 도출하도록 프로세싱된다. 그 후, 오프-조준 추적각 한계 파라미터는 경사각과 변화율 모두의 함수로서 평가된다. 오프-조준 추적각 한계 파라미터가 사전설정된 범위밖에 있으면, 추적각 초과 신호가 생성된다.

이런 모드의 간단하고 바람직한 구현은 도 8을 참조하면 쉽게 이해될 것이다. 이 그래프는 미사일의 최대 회전각을 발사후의 시간과 미사일 추적 장치의 대응 반경(F.O.V.)의 함수로서 도시하고 있다.

동일한 그래프상에서, 다수의 목표물(50, 52, 54 및 56)은 제각기 현재 조준각(θ)과 변화율(

)에 대응하는 경사로 표시되어 있다. 반경 한계의 부근임에도 불구하고, 목표물(50 및 52) 모두는 발사후에 반경내에 남아있을 것으로 예측된다. 한편, 목표물(54)은 미사일이 회전하기 전에 반경을 벗어날 것으로 예측되면, 그에 따라 추적각 초과 신호가 발생된다. 목표물(56)은 큰 각도 증가율에도 불구하고 여전히 추적 한계내에 있는 것으로 도시되어 있다.

수학적으로, 이런 선형 외삽법 계산은 관계식 P = θ+ t₀

에 따라서 오프-조준 추적각 한계 파라미터(P)를 구하는 것과 같으며, 여기서 t₀는 발사후에 미사일이 회전하기 시작하는데 걸리는 사전설정된 시간 측정치이다. 추적각 초과 신호는 P가 θ_max 보다 큰 경우에 생성된다.

이 계산이 일반적으로 수평 비행의 경우에는 충분하지만, 이 계산은 발사직후 미사일 자신을 기류와 정렬시키려는 미사일의 경향을 상쇄하기 위해 항공기가 상당한 공격각을 갖는 경우에 바람직하게 수정된다. 이 경우에, 추적각 한계 파라미터는 항공기 비행 시스템에 의해 제공된 대기 속도와 공격각을 비대칭적으로 고려하여 평가된다. 구체적으로, 공격각을 초과하는 최대 허용 추적각은 현재 공격각의 1배 내지 2배만큼 줄어들 수 있다. 측면 방향에서, 이 계산은 영향을 받지 않는다.

또한, 오프-조준 추적각 초과 검사가 미사일에 장착된 프로세싱 시스템(38)에 의해 수행되는 점이 본 발명의 바람직한 특징이다.

다시 말하면, 추적각 초과 신호는 바람직하게 식별가능한 음성 출력에 대응하는 전기 신호로서 생성된다. 이와 관련하여, 모드(26, 28 및 30)에 의해 제공된 다양한 가청 표시 모두가 반드시 판별적일 필요가 없다는 점에 유의해야 한다. 예를 들어, 많은 경우에 미사일이 목표물에 도달하는 능력의 모든 이용가능 표시를 단일 "발사 큐" 음으로 결합하는 것이 바람직할 수 있다. 따라서, 목표물이 레이더 시스템의 반경내에 있을 경우, 미사일이 목표물에 도달할 수 있음을 종래의 성능 한계 기준 평가(16)가 표시하고 또한 미사일 추적 방향과 레이더 시스템으로부터 목표물로의 시선 사이에 상관관계가 존재한다는 것을 상관 기준이 표시할 때만 발사 큐를 들을 수 있다. 목표물이 레이더 반경을 벗어나면, 발사 큐 음은 외삽된 성능 한계 기준(28)이 충족된다면 생성된다. 외삽된 성능 한계 기준(28)이 이용될 수 없는 상황에서, 발사 큐 음은 더 이상 생성되지 않는다. 그럼에도 불구하고, 추적각 초과 검사(30)로부터 경고음이 없다는 것은 미사일으 지금 발사할 경우 미사일의 최대 추적각이 초과되지 않을 것이란 걸 조종사에게 알려주는 것이다. 조종사의 관점에서 보면, 이런 구현은, 상이한 모드 사이에 끊임없는(seamless) 연속성을 제공하여, 미사일이 목표물에 도달하는 능력의 최상 이용가능 표시를 조종사에게 제공한다.

본 발명의 추가적인 선택 특징에 따르면, 미사일이 목표물에 도달하지 못할 것이란 표시를 하나 이상의 모드가 제공할 때 미사일의 발사를 방지하는데 발사-디스에이블 장치(도시되지 않음)가 이용될 수 있다.

마지막으로, 확인 모드(26)로부터의 가청 표시가 또한 모든 다른 음과 구별될 필요가 없다는 점에 유의해야 한다. 예를 들어, 확인 모드(26)가 탐색 모드(22)의 "수직 모드" 구현을 통해 목표물을 포착한 후에만 사용될 때, 모드(16 및 28)의 성능 한계 기준 표시는 본질적으로 이용될 수 없을 것이다. 따라서, 동일한 가청 표시(음)가 모두에 이용될 수 있다. 음이 조종사에 의해 관찰되는 시선 고정에 따라서 시작하고 정지한다는 사실은 임의의 혼동을 일으키지 않게 하는데 충분하다.

전술한 설명이 단지 예로써 제공되었으며 또한 첨부한 청구범위에 정의된 본 발명의 사상과 범주내에서 많은 다른 실시예들을 구현할 수 있다는 점을 이해할 것이다.

본 발명은 미사일 작동 방법, 미사일 및 미사일 평가 방법에 관한 것으로 레이더 반경외인 목표물 혹은 레이더 시스템과 완전히 무관한 목표물에 대해 미사일을 효과적으로 발사하게 하며 또한 이러한 미사일을 제공하는 효과가 있다.

Claims (17)

1. 조종사가 조종하는 항공기에 의해 운반될 단거리 공대공 미사일에 있어서,

   (a) 목표물을 추적하도록 구성된 짐발형 추적 장치 - 상기 짐발형 추적 장치는, 응시 방향(a direction of regard)이 사전설정된 조준 방향(a predefined boresight direction)으로부터의 경사각(θ) 및 상기 조준 방향에 대응하는 축에 대해 측정된 지향각(an orientation angle)(Φ)에 의해 정의되며, 상기 경사각(θ)은 사전설정된 최대각(θ_max)으로 제한됨 - 와,

   (b) 상기 추적 장치와 연관된 적어도 하나의 프로세서를 포함하는 프로세싱 시스템을 포함하되,

   상기 프로세싱 시스템은

   (i) 상기 추적 장치가 목표물을 추적하면서 상기 경사각을 프로세싱하여 상기 경사각의 변화율(

   

   )을 도출하고,

   (ii) 상기 경사각과 상기 변화율 모두의 함수로서 오프-조준 추적각 한계 파라미터(an off-boresight tracking angle limitation parameter)의 값을 구하고,

   (iii) 상기 오프-조준 추적각 한계 파라미터가 사전설정된 범위밖으로 벗어나면 추적각 초과 신호(a tracking angle exceedance signal)를 생성하도록 구성되는

   미사일.
2. 제 1 항에 있어서,

   상기 프로세싱 시스템은 관계식 P = θ+t₀

   

   에 따라서 상기 오프-조준 추적각 한계 파라미터(P)값을 구하도록 구성되며, 여기서 t₀는 발사후 미사일이 회전하기 시작하는데 걸리는 사전설정된 시간 측정치이고, 상기 프로세싱 시스템은 P가 θ_max 보다 클 때 상기 추적각 초과 신호를 생성하도록 구성되는 미사일.
3. 제 1 항에 있어서,

   상기 프로세싱 시스템은 상기 추적각 초과 신호를 식별가능한 음성 출력에 대응하는 전기 신호로서 생성하도록 구성되는 미사일.
4. 조종사가 조종하는 항공기에 의해 운반될 단거리 공대공 미사일에 있어서,

   (a) 응시 방향이 사전설정된 조준 방향으로부터의 경사각(θ) 및 상기 조준 방향에 대응하는 축에 대해 측정된 지향각(Φ)에 의해 정의되는 짐발형 추적 장치와,

   (b) 상기 추적 장치와 연관된 적어도 하나의 프로세서를 포함하는 프로세싱 시스템을 포함하되, 상기 프로세싱 시스템은

   (i) 상기 추적 장치를 선택적으로 구동하여 목표물에 대해 스캐닝 탐색 패턴(a scanning search pattern) - 상기 스캐닝 탐색 패턴은 최대 20°의 지향각 범위로 제한되고 최소 30°의 경사각 범위를 커버(covering)함 - 을 수행하고,

   (ii) 목표물이 발견되었을 때, 상기 추적 장치가 상기 목표물을 추적하게 하도록 구성되는

   미사일.
5. 제 4 항에 있어서,

   상기 스캐닝 탐색 패턴은 최소 50°의 경사각 범위를 커버하는 미사일.
6. 제 4 항에 있어서,

   상기 경사각(θ)은 사전설정된 최대각(θ_max)으로 제한되고, 상기 스캐닝 탐색 패턴은 실질적으로 상기 사전설정된 최대각(θ_max)까지 연장되는 경사각 범위를 커버하는 미사일.
7. 제 4 항에 있어서,

   상기 스캐닝 탐색 패턴은 최대 10°의 지향각 범위로 제한되는 미사일.
8. 제 4 항에 있어서,

   상기 스캐닝 탐색 패턴은 5°에서 10°사이의 지향각 범위로 제한되는 미사일.
9. 제 4 항에 있어서,

   상기 미사일이 항공기에 장착될 때, 추적 장치의 지향각의 소정값(Φ_v)이 항공기의 기준 프레임에서의 "수직" 방향에 대응하도록 상기 항공기에 대한 상기 미사일의 장착 배향을 정의하도록 구성되는 장착 특징을 더 포함하되, 상기 스캐닝 탐색 패턴은 Φ_v ±5°의 지향각 범위로 제한되는 미사일.
10. 조종사가 조종하는 항공기에 의해 운반되고, 응시 방향이 사전설정된 조준 방향으로부터의 경사각(θ) 및 상기 조준 방향에 대응하는 축에 대해 측정된 지향각(Φ)에 의해 정의되는 짐발형 추적 장치를 포함하는 단거리 공대공 미사일을 작동시키기 위한 방법에 있어서,

    (a) 상기 추적 장치가 목표물에 관한 스캐닝 탐색 패턴 - 상기 스캐닝 탐색 패턴은 최대 20°의 지향각 범위로 제한되고 최소 30°의 경사각 범위를 커버함 - 을 수행하게 하는 단계와,

    (b) 목표물이 발견되었을 때, 상기 추적 장치가 상기 목표물을 추적하게 하는 단계를 포함하는

    미사일 작동 방법.
11. 제 10 항에 있어서,

    상기 스캐닝 탐색 패턴은 최소 50°의 경사각 범위를 커버하는 미사일 작동 방법.
12. 제 10 항에 있어서,

    상기 경사각(θ)은 사전설정된 최대각(θ_max)으로 제한되고, 상기 스캐닝 탐색 패턴은 실질적으로 상기 사전설정된 최대각(θ_max)까지 연장되는 경사각 범위를 커버하는 미사일 작동 방법.
13. 제 10 항에 있어서,

    상기 스캐닝 탐색 패턴은 최대 10°의 지향각 범위로 제한되는 미사일 작동 방법.
14. 제 10 항에 있어서,

    상기 스캐닝 탐색 패턴은 5°와 10°사이의 지향각 범위로 제한되는 미사일 작동 방법.
15. 제 10 항에 있어서,

    상기 스캐닝 탐색 패턴은 Φ_v ±5°의 지향각 범위로 제한되며, 여기서 Φ_v는 항공기의 기준 프레임에서의 수직 방향에 대응하는 미사일 작동 방법.
16. 조종사가 조종하는 항공기에 의해 운반되고, 응시 방향이 사전설정된 조준 방향으로부터의 경사각(θ) - 상기 경사각(θ)은 사전설정된 최대각(θ_max)에 의해 제한됨 - 및 상기 조준 방향에 대응하는 축에 대해 측정된 지향각(Φ)에 의해 정의 되는 짐발형 추적 장치를 포함하는 단거리 공대공 미사일을 작동시키기 위한 방법에 있어서,

    (a) 상기 추적 장치가 목표물을 추적중일 때 상기 경사각을 프로세싱하여 상기 경사각의 변화율(

    

    )을 도출하는 단계와,

    (b) 상기 경사각과 상기 변화율 모두의 함수로서 오프-조준 추적각 한계 파라미터 값을 구하는 단계와,

    (c) 상기 오프-조준 추적각 한계 파라미터가 사전설정된 범위밖으로 벗어나면 추적각 초과 신호를 생성하는 단계를 포함하는

    미사일 작동 방법.
17. 제 16 항에 있어서,

    적어도 상기 프로세싱 및 값을 구하는 단계는 상기 미사일내에 장착된 프로세싱 시스템에 의해 수행되는 미사일 작동 방법.

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