KR101385451B1 - 비행체의 탄착속도 제어 방법 및 그 장치 - Google Patents

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KR101385451B1
KR101385451B1 KR1020120144623A KR20120144623A KR101385451B1 KR 101385451 B1 KR101385451 B1 KR 101385451B1 KR 1020120144623 A KR1020120144623 A KR 1020120144623A KR 20120144623 A KR20120144623 A KR 20120144623A KR 101385451 B1 KR101385451 B1 KR 101385451B1
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altitude
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김상재
고덕곤
엄태윤
김승환
남헌성
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국방과학연구소
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Abstract

본 명세서는 비행체의 탄착속도를 제어할 수 있는 비행체의 탄착속도 제어 방법 및 그 장치에 관한 것으로서, 본 명세서에 개시된 실시예에 따른 비행체의 탄착속도 제어 방법은, 비행체의 연소종료시점에서 비행체의 연소속도가 미리설정된 기준 연소속도보다 크면 비행체의 고도를 낮추어서 공력에 의해 비행 속도를 감소시킴으로써 탄착속도를 감소시키는 단계와; 상기 비행체의 연소종료시점에서 비행체의 연소속도가 상기 미리설정된 기준 연소속도보다 작으면 상기 비행체의 고도를 증가시켜 상기 탄착속도를 증가시키는 단계를 포함할 수 있다.

Description

비행체의 탄착속도 제어 방법 및 그 장치{APPARATUS FOR CONTROLLING IMPACT VELOCITY OF FLYING OBJECT AND METHOD THEREOF}
본 명세서는 정지표적에 대하여 비행체의 탄착속도 제어 방법 및 그 장치에 관한 것이다.
일반적으로, 지상의 정지표적을 관통 타격하기 위해서는 비행체가 적정 탄착속도를 유지해야 한다. 또한, 넓은 범위의 탄착속도를 모두 극복할 수 있는 침투탄체를 설계하는 것이 쉽지 않기 때문에 탄체의 최적설계를 위해서도 반드시 적정 탄착속도를 유지해야 한다. 그러나 탄착속도를 제어할 수 있는 방법은 아직 알려져 있지 않다. 종래 기술에 따른 탄착위치 감지 장치는 한국 특허 출원 번호 10-2007-0071926에 개시되어 있다.
본 명세서는 비행체의 탄착속도를 제어할 수 있는 제어 방법 및 그 장치를 제공하는 데 있다.
본 명세서에 개시된 실시예에 따른 비행체의 탄착속도 제어 방법은, 비행체의 연소종료시점에서 비행체의 연소속도가 미리설정된 기준 연소속도보다 크면 비행체의 고도를 낮추어서 공력에 의해 비행 속도를 감소시킴으로써 탄착속도를 감소시키는 단계와; 상기 비행체의 연소종료시점에서 비행체의 연소속도가 상기 미리설정된 기준 연소속도보다 작으면 상기 비행체의 고도를 증가시켜 상기 탄착속도를 증가시키는 단계를 포함할 수 있다.
본 명세서와 관련된 일 예로서, 상기 고도를 낮추거나 증가시키는 단계는, 표적에 인접한 위치에 경로점(WP)를 선정하고, 상기 연소종료시점과 상기 경로점 사이의 중기유도조종 구간에서 상기 고도를 낮추거나 증가시키는 단계일 수 있다.
본 명세서와 관련된 일 예로서, 상기 연소종료 시점과 상기 경로점 사이의 상기 비행체의 비행 궤적을 성형하기 위하여 피치 평면 가속도명령을 이용하며, 상기 피치 평면 가속도명령(
Figure 112012103451618-pat00001
)은
Figure 112012103451618-pat00002
Figure 112012103451618-pat00003
식1에 의해 정의되며, 여기서,
Figure 112012103451618-pat00004
는 비행체의 비행 속도,
Figure 112012103451618-pat00005
는 Time-to-go,
Figure 112012103451618-pat00006
는 비행체의 비행경로각,
Figure 112012103451618-pat00007
는 경로점(WP)를 위한 입사각 명령, 그리고
Figure 112012103451618-pat00008
은 비행체와 경로점(WP)사이의 상대거리를 각각 나타낼 수 있다.
본 명세서와 관련된 일 예로서, 상기 경로점(WP)를 위한 입사각 명령(
Figure 112012103451618-pat00009
)은,
Figure 112012103451618-pat00010
식으로 정해지며, 여기서,
Figure 112012103451618-pat00011
,
Figure 112012103451618-pat00012
를 나타내며, 여기서,
Figure 112012103451618-pat00013
는 상기 비행체가 대기 중을 비행하는 동안 비행 속도에 영향을 미치는 공력, 공기밀도, 바람에 의한 상기 비행체의 최소 연소속도를 나타내며,
Figure 112012103451618-pat00014
는 상기 비행체가 대기 중을 비행하는 동안 비행 속도에 영향을 미치는 공력, 공기밀도, 바람에 의한 상기 비행체의 최대 연소속도를 나타내며,
Figure 112012103451618-pat00015
는 상기 비행체의 최소 연소속도에 대응하는 최소 입사각 명령을 나타내며,
Figure 112012103451618-pat00016
는 상기 비행체의 최대 연소속도에 대응하는 최대 입사각 명령을 나타낼 수 있다.
본 명세서에 개시된 실시예에 따른 비행체의 탄착속도 제어 장치는, 비행체의 연소속도를 검출하는 검출부와; 상기 비행체의 연소종료시점에서 상기 비행체의 연소속도가 미리설정된 기준 연소속도보다 크면 비행체의 고도를 낮추어서 공력에 의해 상기 비행체의 비행 속도를 감소시킴으로써 상기 비행체의 탄착속도를 감소시키고, 상기 비행체의 연소종료시점에서 비행체의 연소속도가 상기 미리설정된 기준 연소속도보다 작으면 상기 비행체의 고도를 증가시켜 상기 탄착속도를 증가시키는 제어부를 포함할 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 비행체의 탄착속도 제어 방법 및 그 장치는, 비행체의 탄착속도를 제어할 수 있다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 비행체의 탄착속도 제어 장치를 나타낸 도이다.
도2는 연소종료시점과 경로점 WP(Way-Point)사이의 중기유도조종 구간을 나타낸 도이다.
도 3은 탄착속도를 제어하지 않는 경우를 나타낸 도이다.
도 4는 수학식 2를 적용하여 얻은 탄착마하수 분포를 나타낸 도이다
도 5는 도 4의 결과를 얻기 위해 수학식2로부터 계산된 입사각 명령을 나타낸 도이다.
본 명세서에서 사용되는 기술적 용어는 단지 특정한 실시 예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아님을 유의해야 한다. 또한, 본 명세서에서 사용되는 기술적 용어는 본 명세서에서 특별히 다른 의미로 정의되지 않는 한, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 의미로 해석되어야 하며, 과도하게 포괄적인 의미로 해석되거나, 과도하게 축소된 의미로 해석되지 않아야 한다. 또한, 본 명세서에서 사용되는 기술적인 용어가 본 발명의 사상을 정확하게 표현하지 못하는 잘못된 기술적 용어일 때에는, 당업자가 올바르게 이해할 수 있는 기술적 용어로 대체되어 이해되어야 할 것이다. 또한, 본 발명에서 사용되는 일반적인 용어는 사전에 정의되어 있는 바에 따라, 또는 전후 문맥상에 따라 해석되어야 하며, 과도하게 축소된 의미로 해석되지 않아야 한다.
또한, 본 명세서에서 사용되는 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 출원에서, "구성된다" 또는 "포함한다" 등의 용어는 명세서 상에 기재된 여러 구성 요소들, 또는 여러 단계들을 반드시 모두 포함하는 것으로 해석되지 않아야 하며, 그 중 일부 구성 요소들 또는 일부 단계들은 포함되지 않을 수도 있고, 또는 추가적인 구성 요소 또는 단계들을 더 포함할 수 있는 것으로 해석되어야 한다.
또한, 본 명세서에서 사용되는 제1, 제2 등과 같이 서수를 포함하는 용어는 다양한 구성 요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 상기 구성 요소들은 상기 용어들에 의해 한정되어서는 안 된다. 상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다. 예를 들어, 본 발명의 권리 범위를 벗어나지 않으면서 제1 구성요소는 제2 구성 요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제2 구성 요소도 제1 구성 요소로 명명될 수 있다.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명에 따른 바람직한 실시 예를 상세히 설명하되, 도면 부호에 관계없이 동일하거나 유사한 구성 요소는 동일한 참조 번호를 부여하고 이에 대한 중복되는 설명은 생략하기로 한다.
또한, 본 발명을 설명함에 있어서 관련된 공지 기술에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우 그 상세한 설명을 생략한다. 또한, 첨부된 도면은 본 발명의 사상을 쉽게 이해할 수 있도록 하기 위한 것일 뿐, 첨부된 도면에 의해 본 발명의 사상이 제한되는 것으로 해석되어서는 아니 됨을 유의해야 한다.
일반적으로, 과녁에 도달하는 비행체(예를 들면, 침투탄체, 유도 무기 등)의 탄착속도는 표 1에 나타낸 불확실성에 영향을 받는다. 비행체 추력의 총 임펄스(Total Impulse)는 일정하지 않을 뿐더러, 비행체(예를 들면, 침투탄체, 유도 무기 등)의 추진제 온도에 따라 상기 비행체의 추력의 크기와 연소시간도 변하며, 이는 상기 비행체의 연소종료시점에서 비행속도에 영향을 미친다. 또한, 상기 비행체가 대기 중을 비행하는 동안 영향을 미치는 공력, 공기밀도, 그리고 바람도 마찬가지로 비행속도에 영향을 준다. 따라서, 상기 비행체의 탄착시점에서 탄착속도 또한 이들 불확실성에 따라 변한다. 이 표1에서 오차요인에 따른 불확실성의 크기는 비행체 모델에 따라 각각 다를 수 있으므로, 이에 대한 구체적인 수치는 생략한다.
오차요인 불확실성 크기
추력
Figure 112012103451618-pat00017
추진제온도
Figure 112012103451618-pat00018
공력
Figure 112012103451618-pat00019
공기밀도
Figure 112012103451618-pat00020
바람 크기와 풍향
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 비행체의 탄착속도 제어 장치를 나타낸 도이다.
도 1에 도시한 바와 같이, 본 발명의 실시예에 따른 비행체의 탄착속도 제어 장치는, 비행체의 연소속도를 검출하는 검출부(연소속도 검출부)(100)와; 상기 비행체의 연소종료시점에서 상기 비행체의 연소속도가 미리설정된 기준 연소속도보다 크면 비행체의 고도(Altitude)를 낮추어서 공력에 의해 상기 비행체의 비행 속도를 감소시킴으로써 상기 비행체의 탄착속도를 감소시키고, 상기 비행체의 연소종료시점에서 비행체의 연소속도가 상기 미리설정된 기준 연소속도보다 작으면 상기 비행체의 고도를 증가시켜 상기 탄착속도를 증가시키는 제어부(200)를 포함한다.
도2는 연소종료시점과 경로점 WP(Way-Point)사이의 중기유도조종 구간을 나타낸 도이다.
도 2에 도시한 바와 같이, 비행고도 조정은 연소종료시점(Burn-out)과 경로점(WP, Way-Point)사이의 중기유도조종(Mid-course Guidance) 구간에서 수행한다. 경로점(WP)까지만 적용하는 이유는 대부분의 경우 종말유도조종 구간(Terminal Guidance)을 필요로 하며, 이 구간에서는 종말유도조정 구간에서 요구되는 비행미션을 달성해야 하기 때문이다. 따라서, 경로점(WP)을 선정할 때, 종말유도조종을 위한 영역이 고려될 수 있다. 종말구간의 영향을 최소화하기 위하여, 가능한 표적에 인접한 위치에 경로점을 미리설정하여 고도조정을 위한 중기유도조종 구간이 상대적으로 더 길도록 선정한다.
상기 연소종료시점과 경로점(WP)사이의 비행체의 비행 궤적을 성형하기 위하여 피치 평면 가속도명령(
Figure 112012103451618-pat00021
)을 이용하며, 이는 수학식 1과 같다.
[수학식 1]
Figure 112012103451618-pat00022
Figure 112012103451618-pat00023
여기서,
Figure 112012103451618-pat00024
는 비행체의 비행 속도,
Figure 112012103451618-pat00025
는 Time-to-go,
Figure 112012103451618-pat00026
는 비행체의 비행경로각,
Figure 112012103451618-pat00027
는 경로점(WP)를 위한 입사각 명령, 그리고
Figure 112012103451618-pat00028
은 비행체와 경로점(WP)사이의 상대거리를 각각 나타낸다. 상기 피치 평면 가속도명령은 "C.K. Ryoo, H. Cho, and M.J. Tahk, "Optimal Guidance Laws with Terminal Impact Angle Constraint," Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 28, No. 4, pp. 724-732, 2005"에서도 제안된 바 있으므로, 이에 대한 상세한 설명은 생략한다.
상기 수학식 1을 이용하여 비행체의 탄착속도를 제어할 수 있는 이유는 입사각 명령
Figure 112012103451618-pat00029
에 의해 고도가 증가 또는 감소하는 성질이 있기 때문이다. 입사각 명령
Figure 112012103451618-pat00030
를 증가시키면 고도가 증가하고, 입사각 명령
Figure 112012103451618-pat00031
를 감소시키면 고도가 하락하는 현상이 나타나는 성질을 가지고 있다. 따라서, 연소종료시점에서 비행체의 연소속도가 미리설정된 기준 연소속도보다 크면 비행고도를 낮게하여 공력에 의한 비행속도감소를 통해 탄착속도를 감소시키고, 연소종료시점에서 연소속도가 미리설정된 기준 연소속도보다 작으면 비행고도를 증가시켜 탄착속도를 증가시킨다. 이는 연소종료시점과 경로점(WP) 사이에서 수학식 1의 관계식을 이용하여 궤적을 성형할 때, 연소속도에 따라 입사각 명령
Figure 112012103451618-pat00032
를 변화시키는 것을 의미한다.
표 1의 불확실성에 의한 최소 및 최대 연소속도를 각각
Figure 112012103451618-pat00033
과
Figure 112012103451618-pat00034
라고 할 때, 이들 두 연소속도에 대응하는 최대 및 최소 입사각 명령
Figure 112012103451618-pat00035
와
Figure 112012103451618-pat00036
을 궤적성형을 통하여 얻을 수 있다. 여기서 중요한 것은
Figure 112012103451618-pat00037
와
Figure 112012103451618-pat00038
에 의한 궤적이 탄착속도(또는 마하수) 조건을 만족시켜야 한다. 다시 말해서,
Figure 112012103451618-pat00039
과
Figure 112012103451618-pat00040
를 최소 및 최대 탄착마하수라고 할 때, 달성해야 할 탄착마하수
Figure 112012103451618-pat00041
의 범위가
Figure 112012103451618-pat00042
이면,
Figure 112012103451618-pat00043
와
Figure 112012103451618-pat00044
에 의한 각각의 탄착마하수
Figure 112012103451618-pat00045
은 이 조건이 만족되도록
Figure 112012103451618-pat00046
와
Figure 112012103451618-pat00047
를 정해야 한다.
그리고 도 2와 같이 지상표적을 위한 전형적인 궤적에서는 대부분의 경우 연소속도에 따라 탄착속도가 선형적으로 증가하는 경향을 보이며, 이를 보인 것이 도 3이다.
도 3은 탄착속도를 제어하지 않는 경우를 나타낸 도이다.
도 3에 도시한 바와 같이, 연소속도에 따라 입사각 명령
Figure 112012103451618-pat00048
를 선형적으로 증가 또는 감소시켜서 탄착마하수(또는 탄착속도)를 제어할 수 있음을 알 수 있다. 따라서 임의의 연소속도
Figure 112012103451618-pat00049
에 대하여 경로점(WP)를 위한 입사각 명령
Figure 112012103451618-pat00050
를 수학식 2와 같이 선형방정식으로 정할 수 있다.
[수학식 2]
Figure 112012103451618-pat00051
여기서,
Figure 112012103451618-pat00052
,
Figure 112012103451618-pat00053
를 나타낸다. 여기서,
Figure 112012103451618-pat00054
는 상기 비행체가 대기 중을 비행하는 동안 비행 속도에 영향을 미치는 공력, 공기밀도, 바람에 의한 상기 비행체의 최소 연소속도를 나타내며,
Figure 112012103451618-pat00055
는 상기 비행체가 대기 중을 비행하는 동안 비행 속도에 영향을 미치는 공력, 공기밀도, 바람에 의한 상기 비행체의 최대 연소속도를 나타내며,
Figure 112012103451618-pat00056
는 상기 비행체의 최소 연소속도에 대응하는 최소 입사각 명령을 나타내며,
Figure 112012103451618-pat00057
는 상기 비행체의 최대 연소속도에 대응하는 최대 입사각 명령을 나타낸다.
도 4는 탄착속도를 제어한 경우를 나타낸 도로서, 수학식 2를 적용하여 얻은 탄착마하수 분포를 나타낸 도이다. 탄착마하수가 폭
Figure 112012103451618-pat00058
으로 넓게 분포하던 것이
Figure 112012103451618-pat00059
으로 좁혀진 것을 볼 수 있다. 그리고 도 5는 도 4의 결과를 얻기 위해 수학식2로부터 계산된 입사각 명령
Figure 112012103451618-pat00060
을 나타낸 도이다. 도 2와 같이 경로점(WP)을 정하고, 연소종료시점과 경로점(WP) 사이에서 입사각 명령
Figure 112012103451618-pat00061
를 수학식 2에 따라 정해준 것만으로도 효과적인 결과를 얻을 수 있음을 알 수 있다.
이상에서 설명한 바와 같이, 본 발명의 실시예에 따른 비행체의 탄착속도 제어 방법 및 그 장치는, 침투탄체가 관통 후 효력을 나타내기 위해서는 침투탄체에서 요구하는 탄착속도 제한범위를 만족시키는 것이 무엇보다 중요하다. 그 이유는 탄착속도가 과도하여 충격으로 침투탄체의 기능이 마비되거나 또는 과소하여 기능을 아예 발휘하지 못할 수도 있기 때문이다. 또한 넓은 범위의 탄착속도를 극복하기 위한 침투탄체를 설계하는 것이 쉽지 않기 때문에, 탄체설계 최적화를 위해서도 반드시 탄착속도를 제어하는 기술이 필요하다. 따라서 본 발명에서 제안하는 탄착속도 제어 방법은 표적제압에 아주 효과적으로 적용될 수 있다.
본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 다양한 수정 및 변형이 가능할 것이다. 따라서, 본 발명에 개시된 실시예들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.
100: 연소속도 검출부 200: 제어부

Claims (6)

  1. 비행체의 연소종료시점에서 비행체의 연소속도가 미리설정된 기준 연소속도보다 크면 비행체의 고도를 낮추어서 공력에 의해 비행 속도를 감소시킴으로써 탄착속도를 감소시키는 단계와;
    상기 비행체의 연소종료시점에서 비행체의 연소속도가 상기 미리설정된 기준 연소속도보다 작으면 상기 비행체의 고도를 증가시켜 상기 탄착속도를 증가시키는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 탄착속도 제어 방법.
  2. 제1항에 있어서, 상기 고도를 낮추거나 증가시키는 단계는,
    표적에 인접한 위치에 경로점(WP)를 선정하고, 상기 연소종료시점과 상기 경로점 사이의 중기유도조종 구간에서 상기 고도를 낮추거나 증가시키는 단계인 것을 특징으로 하는 비행체의 탄착속도 제어 방법.
  3. 삭제
  4. 삭제
  5. 비행체의 연소속도를 검출하는 검출부와;
    상기 비행체의 연소종료시점에서 상기 비행체의 연소속도가 미리설정된 기준 연소속도보다 크면 비행체의 고도를 낮추어서 공력에 의해 상기 비행체의 비행 속도를 감소시킴으로써 상기 비행체의 탄착속도를 감소시키고, 상기 비행체의 연소종료시점에서 비행체의 연소속도가 상기 미리설정된 기준 연소속도보다 작으면 상기 비행체의 고도를 증가시켜 상기 탄착속도를 증가시키는 제어부를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 탄착속도 제어 장치.
  6. 제5항에 있어서, 상기 제어부는,
    표적에 인접한 미리설정된 위치에 경로점(WP)를 미리설정하고, 상기 연소종료시점과 상기 경로점 사이의 중기유도조종 구간에서 상기 고도를 낮추거나 증가시키는 것을 특징으로 하는 비행체의 탄착속도 제어 장치.
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