KR101408067B1 - 항공기 장착 전자광학장비의 좌표지향성능 향상 방법 - Google Patents

항공기 장착 전자광학장비의 좌표지향성능 향상 방법 Download PDF

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Abstract

본 명세서는 항공기에 장착된 전자광학장비의 좌표 지향 방법을 제시한다. 상기 방법은 관성항법장치(INS)로부터 항공기의 항법 정보 및 상기 항공기의 속도 정보를 수신하는 단계와; 상기 수신한 항법 정보를 기반으로 시선 위치 명령(LOS angle command)을 계산하는 단계와; 상기 수신한 항법 정보 및 표적의 위치 정보에 기반하여 레인지를 계산하는 단계와, 상기 레인지는 상기 항공기와 상기 표적간의 거리이며; 상기 레인지, 상기 항공기의 속도 정보 및 상기 전자광학장비의 시선 각도(LOS angle)에 기반하여 각속도 명령을 계산하는 단계와; 상기 계산된 각속도 명령을 시선제어기에 피드 포워드(feed forward) 방식으로 입력하고, 상기 입력된 각속도 명령 및 상기 시선 위치 명령에 기반하여 상기 전자광학장비의 시선을 제어하는 단계를 포함할 수 있다.

Description

항공기 장착 전자광학장비의 좌표지향성능 향상 방법{METHOD FOR IMPROVING GEO-POINTING PERFORMANCE OF ELECTRO-OPTICAL DEVICE IN AIRCRAFT}
본 발명은 항공기에 장착되는 전자광학장비에 관한 것으로, 보다 구체적으로는 전자광학장비의 시선을 표적 좌표 방향으로 유지하는 성능을 향상시키기 위한 방법 및 그 장치에 관한 것이다.
전자광학장비의 좌표지향기능은 항공기의 항법정보(위치(coordinate), 자세(attitude) 등), 표적의 위치정보 등을 이용하여 전자광학장비 시선(line of sight; LOS)의 위치명령을 계산하고 시선을 제어함으로써, 항공기의 기동 상태에서도 지속적으로 표적 좌표를 지향하는 기능이다. 일반적으로 관성항법장치(inertial navigation system; INS)로부터 측정된 항공기의 항법정보는 MIL-STD-1553B 통신방법을 이용하여 임무컴퓨터를 경유하여 전자광학장비로 주기적으로 전달된다. 여러 단계를 거쳐 항공기 항법정보가 전자광학장비로 전달됨에 따라 전자광학장비가 수신한 항공기의 항법정보는 데이터 전송에 소요되는 시간 이전의 정보이므로, 데이터를 수신한 시점에서는 오차를 포함한다.
기존에는 도 1과 같이 전송지연시간에 의해 오차가 포함된 항공기 항법정보를 이용하여, 표적 좌표를 지향하기 위한 전자광학장비의 시선 위치명령을 계산하고 시선을 제어하였다. 이로 인해 항공기 항법정보에는 전송지연시간에 의한 좌표지향오차가 발생하게 되며, 특히 항공기가 급기동할 경우 그 오차는 증가하게 된다.
전자광학장비의 시선을 표적 좌표 방향으로 유지하기 위해 일반적으로 위치제어기를 적용하며, 제어 오차를 최소화하기 위해 제어기의 대역폭(BW)를 높이는 방법을 사용한다. 그러나 항공기 항법정보의 측정 잡음, 전자광학장비 시선각도 측정 잡음, 항공기의 항법정보 측정 센서와 전자광학장비의 시선각도 측정 센서간의 시간 비동기 특성은 제어기의 오차를 발생시키고, 결과적으로 동영상으로 표적을 관측할 경우 영상의 떨림 현상이 발생하는 문제점이 있다.
따라서, 본 명세서는 항공기에 탑재되어 운용되는 전자광학장비의 좌표지향기능을 구현함에 있어서, 항공기로부터 전달되는 항공기 항법정보의 전송지연시간을 칼만 필터(Kalman filter)로 보상하고, 항공기의 선형운동 보상을 위한 각속도 명령(LOS Rate command)을 시선 제어기에 피드 포워드(feedforward)로 적용함으로써, 전자광학장비의 좌표지향 성능을 향상시키는 방법을 제공하는데 그 목적이 있다.
본 발명의 일 실시예에 따라, 항공기에 장착된 전자광학장비의 좌표 지향 방법이 제공된다. 상기 방법은 관성항법장치(INS)로부터 항공기의 항법 정보 및 상기 항공기의 속도 정보를 수신하는 단계와; 상기 수신한 항법 정보를 기반으로 시선 위치 명령(LOS angle command)을 계산하는 단계와; 상기 수신한 항법 정보 및 표적의 위치 정보에 기반하여 레인지를 계산하는 단계와, 상기 레인지는 상기 항공기와 상기 표적간의 거리이며; 상기 레인지, 상기 항공기의 속도 정보 및 상기 전자광학장비의 시선 각도(LOS angle)에 기반하여 각속도 명령을 계산하는 단계와; 상기 계산된 각속도 명령을 시선제어기에 피드 포워드(feed forward) 방식으로 입력하고, 상기 입력된 각속도 명령 및 상기 시선 위치 명령에 기반하여 상기 전자광학장비의 시선을 제어하는 단계를 포함할 수 있다.
상기 관성항법장치(INS)로부터 수신한 항법 정보는 상기 항공기의 위치 정보와 자세 정보를 포함하며, 상기 위치 정보는 위도, 경도 및 고도 정보를 포함하고, 상기 자세 정보는 헤딩, 피치 및 롤 정보를 포함할 수 있다.
상기 관성항법장치(INS)로부터 항공기의 항법 정보 및 상기 항공기의 속도 정보를 수신하는 단계는, 상기 위치 정보 및 자세 정보는 아래의 수학식을 이용하여 보상하는 단계를 더 포함하고,
Figure 112012031774212-pat00001
여기서,
Figure 112012031774212-pat00002
는 현재 시점의 각 항법 정보의 추정값이고,
Figure 112012031774212-pat00003
는 전송지연시간이고,
Figure 112012031774212-pat00004
는
Figure 112012031774212-pat00005
시간 이전의 항법정보이고,
Figure 112012031774212-pat00006
및
Figure 112012031774212-pat00007
는 각각 항공기로부터 수신된 항법정보를 이용하여 추정한
Figure 112012031774212-pat00008
시간 이전의 속도, 가속도이다.
상기 각속도 명령을 계산하는 단계는, 상기 항공기의 속도 정보로부터 상기 표적의 상대 속도를 계산하는 단계를 더 포함하고, 상기 표적의 상대 속도는 아래의 수학식을 통하여 계산되고,
Figure 112012031774212-pat00009
여기서,
Figure 112012031774212-pat00010
는 상기 표적의 상대 속도이고,
Figure 112012031774212-pat00011
,
Figure 112012031774212-pat00012
및
Figure 112012031774212-pat00013
는 각각 상기 표적의 상대 속도의 벡터 성분이며,
Figure 112012031774212-pat00014
,
Figure 112012031774212-pat00015
및
Figure 112012031774212-pat00016
는 각각 상기 항공기의 속도의 벡터 성분이고,
Figure 112012031774212-pat00017
와
Figure 112012031774212-pat00018
은 각각 상기 전자광학장비의 방위각 및 고각 각도이다.
상기 각속도 명령은 아래의 수학식을 통하여 계산되고,
Figure 112012031774212-pat00019
여기서,
Figure 112012031774212-pat00020
및
Figure 112012031774212-pat00021
은 각각 전자광학장비의 방위각 및 고각 방향에 대한 각속도 명령이고,
Figure 112012031774212-pat00022
및
Figure 112012031774212-pat00023
는 각각 상기 표적의 상대 속도의 벡터 성분이고,
Figure 112012031774212-pat00024
는 항공기와 표적 간의 거리이고,
Figure 112012031774212-pat00025
은 상기 전자광학장비의 고각 각도이다.
본 발명의 다른 실시예에 따라, 항공기에 장착된 전자광학장치가 제공된다. 상기 장치는 상기 항공기의 항법 정보를 제공하는 관성항법장치와; 상기 관성항법장치로부터 수신한 상기 항공기의 항법 정보 및 표적의 위치 정보를 기반으로 상기 항공기와 표적 사이의 거리를 계산하는 거리 계산부와; 상기 관성항법장치로부터 수신한 상기 항공기의 항법 정보 및 표적의 위치 정보를 기반으로 시선 위치 명령을 계산하는 시선 위치 명령 계산부와; 상기 거리 계산부로부터 수신한 상기 항공기와 표적 사이의 거리 정보, 상기 관성항법장치로부터 수신한 상기 항공기의 속도 정보 및 상기 전자 광학장비의 시선 각도에 기반하여 항공기의 선형 운동 보상을 위한 각속도 명령을 계산하는 각속도 명령 계산부와; 상기 각속도 명령 및 상기 시선 위치 명령에 기반하여 상기 전자광학장비의 시선을 제어하는 시선 제어기를 포함할 수 있다.
상기 각속도 명령은 상기 시선 제어기에 피드 포워드 방식으로 입력될 수 있다.
상기 전자광학장치는 시간 지연 보상부를 더 포함하고,
상기 시간 지연 보상부는 상기 관성항법장치로부터 제공된 항법 정보를 아래의 수학식을 이용하여 보상하고,
Figure 112012031774212-pat00026
여기서,
Figure 112012031774212-pat00027
는 현재 시점의 각 항법 정보의 추정값이고,
Figure 112012031774212-pat00028
는 전송지연시간이고,
Figure 112012031774212-pat00029
는
Figure 112012031774212-pat00030
시간 이전의 항법정보이고,
Figure 112012031774212-pat00031
및
Figure 112012031774212-pat00032
는 각각 항공기로부터 수신된 항법정보를 이용하여 추정한
Figure 112012031774212-pat00033
시간 이전의 속도, 가속도이며,
상기 시간 지연 보상부는 상기 보상된 항법 정보를 상기 거리 계산부 및 상기 시선 위치 명령 계산부에 제공할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따르면, 항공기로부터 전달되는 항공기 항법정보의 전송지연시간을 칼만 필터로 보상하여 전자광학장비가 수신한 시점에서의 항공기 항법정보를 추정하고, 시선 위치 명령을 계산하고 시선을 제어함으로써 좌표지향 성능이 향상될 수 있다. 또한, 항공기의 선형운동 보상 방법을 적용한 각속도 명령을 기존의 시선 제어기에 feedforward로 입력하는 제어 구조를 적용함으로써, 영상의 떨림 현상을 감소시킬 수 있다.
도 1은 기존의 좌표지향 기능을 나타내는 블록도이다.
도 2는 항공기 속도를 이용하여 표적 좌표를 지향하기 위한 각속도 명령을 계산하는 과정을 나타낸 블록도이다.
도 3은 항공기 선형운동 보상을 위한 각속도 명령을 입력하는 방법이 적용된 시선 제어기의 구조를 나타낸 블록도이다.
도 4는 항공기 항법정보 전송지연시간 보상 및 항공기 선형운동 보상 방법이 적용된 좌표지향 기능을 나타내는 블록도이다.
본 발명은 항공기에 장착되는 전자광학 장비에 적용된다. 그러나, 본 발명은 이에 한정하지 않고 본 발명의 기술적 사상이 적용될 수 있는 모든 관련 기술에도 적용될 수 있다.
본 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 실시 예를 가질 수 있는 바, 특정 실시 예들을 도면에 예시하고 상세한 설명에서 설명고자 한다. 그러나, 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.
제1, 제2 등과 같이 서수를 포함하는 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 상기 구성요소들은 상기 용어들에 의해 한정되지는 않는다. 상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다. 예를 들어, 본 발명의 권리 범위를 벗어나지 않으면서 제1 구성요소는 제2 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제2 구성요소도 제1 구성요소로 명명될 수 있다. "및/또는" 이라는 용어는 복수의 관련된 기재된 항목들의 조합 또는 복수의 관련된 기재된 항복들 중의 어느 항목을 포함한다.
어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어" 있다거나 "접속되어" 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다. 반면에, 어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "직접 연결되어" 있다거나 "직접 접속되어" 있다고 언급된 때에는, 중간에 다른 구성요소가 존재하지 않는 것으로 이해되어야 할 것이다.
본 출원에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시 예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 출원에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 명세서 상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.
다르게 정의되지 않는 한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함해서 여기서 사용되는 모든 용어들은 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미를 가지고 있다. 일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥 상 가지는 의미와 일치하는 의미를 가지는 것으로 해석되어야 하며, 본 출원에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다.
본 발명에서는 좌표지향 성능을 향상시키기 위해 관성항법장치로부터 측정되어 전달되는 항공기 항법정보를 전자광학장비가 수신한 시점의 항법정보로 보상하여 시선 위치명령을 계산하고, 항공기의 선형운동 보상을 위한 각속도 명령을 시선 제어기에 feedforward로 적용하는 방법을 제안한다.
도 2는 항공기 속도를 이용하여 표적 좌표를 지향하기 위한 각속도 명령을 계산하는 과정을 나타낸 블록도이다.
항공기의 선형운동 보상을 위한 전자광학장비의 각속도 명령은 도 2와 같이 항공기 속도(Aircraft velocity), 항공기와 표적 좌표간의 거리(Range), 전자광학장비의 시선 각도(LOS Angle)를 이용하여 계산된다.
이때, 상기 항공기의 속도로부터 표적의 상대 속도를 구하여 상기 각속도 명령을 계산할 수 있다. 항공기의 속도를
Figure 112012031774212-pat00034
라 하면, 전자광학장비의 시선 기준으로 상기 표적의 상대속도는 수학식 1과 같이 구해진다.
Figure 112012031774212-pat00035
여기서,
Figure 112012031774212-pat00036
는 상기 표적의 상대 속도이고,
Figure 112012031774212-pat00037
,
Figure 112012031774212-pat00038
및
Figure 112012031774212-pat00039
는 각각 상기 표적의 상대 속도의 벡터 성분이며,
Figure 112012031774212-pat00040
,
Figure 112012031774212-pat00041
및
Figure 112012031774212-pat00042
는 각각 상기 항공기의 속도의 벡터 성분이고,
Figure 112012031774212-pat00043
와
Figure 112012031774212-pat00044
은 각각 전자광학장비의 방위각 및 고각 각도이다.
도 3은 항공기 선형운동 보상을 위한 각속도 명령을 입력하는 방법이 적용된 시선 제어기의 구조를 나타낸 블록도이다.
항공기의 선형운동 보상을 위한 전자광학장비의 각속도 명령은 항공기와 표적간의 거리와 수학식 1에서 계산된 전자광학장비의 시선 기준의 표적의 상대속도를 이용하여 수학식 2과 같이 구해진다.
Figure 112012031774212-pat00045
여기서,
Figure 112012031774212-pat00046
및
Figure 112012031774212-pat00047
은 각각 전자광학장비의 방위각 및 고각 방향에 대한 각속도 명령이고,
Figure 112012031774212-pat00048
및
Figure 112012031774212-pat00049
는 각각 상기 표적의 상대 속도의 벡터 성분이고,
Figure 112012031774212-pat00050
는 항공기와 표적간 거리이다.
수학식 2에서 계산된 각속도 명령은 도 3과 같이 시선 제어기에 feedforward 속도 명령으로 인가된다.
시선 제어기는 상기 각속도 명령 및 시선 위치 명령에 기반하여 전자광학장비의 시선을 제어할 수 있다. 이때 상기 시선 위치 명령은 도 4에서 설명될 보상된 항법 정보 및 표적 좌표에 기반하여 계산될 수 있다.
도 4는 항공기 항법정보 전송지연시간 보상 및 항공기 선형운동 보상 방법이 적용된 좌표지향 기능을 나타내는 블록도이다.
항공기 항법정보 전송지연시간 보상 기법 및 항공기 선형운동 보상 기법이 적용된 전자광학장비의 좌표지향 기능 구현은 도 4와 같다.
LOS Angle Command Computation 블록은 항공기 항법정보(위치, 자세), 표적 위치정보를 이용하여 전자광학장비가 표적을 지향하기 위한 방위각, 고각 각도를 계산하고, 시선 위치 명령(LOS Position command)을 출력한다.
LOS Rate Feedforward Command Computation 블록은 항공기 속도, 시선 각도(방위각, 고각), 항공기와 표적간의 거리를 이용하여 항공기의 선형운동 보상을 위한 전자광학장비의 각속도 명령을 계산하며, 상기 수학식 1, 2를 블록도로 표현한 것이다.
LOS Position Loop 블록은 시선(LOS Angle)이 상기 시선 위치 명령(LOS Position Command)을 추종하기 위한 시선의 각속도 명령을 생성한다. 일반적으로 선형 시스템의 경우 PID 제어기가 많이 사용되며, 비선형 시스템의 경우 신경망, 퍼지 등의 비선형 제어기가 사용될 수 있다.
Gimbal Stabilization Rate Loop 블록은 자이로 센서를 이용하여 관성평면에 대해 시선을 안정화함으로써 항공기 진동, 기동 등과 같은 외란이 인가되더라도 시선을 고정된 방향으로 유지시키는 기능을 수행한다. 또한 시선의 각속도 명령을 추종하도록 시선을 제어한다.
본 발명의 실시예에 따른 전자광학장비는 항공기의 항법 정보에 포함된 시간 오차를 보정할 수 있다.
항공기 항법정보는 위치(위도, 경도, 고도)와 자세(헤딩, 피치, 롤)로 구성될 수 있다. 6개의 각각의 정보의 전송지연시간 보상방법은 하기 수학식 3과 같다.
Figure 112012031774212-pat00051
여기서,
Figure 112012031774212-pat00052
는 현재 시점의 항공기 항법정보 추정값,
Figure 112012031774212-pat00053
는 전송지연시간,
Figure 112012031774212-pat00054
는 항공기로부터 수신된 항법정보, 즉
Figure 112012031774212-pat00055
시간 이전의 항법정보,
Figure 112012031774212-pat00056
,
Figure 112012031774212-pat00057
는 각각 항공기로부터 수신된 항법정보를 이용하여 추정한
Figure 112012031774212-pat00058
시간 이전의 속도, 가속도이다.
Figure 112012031774212-pat00059
,
Figure 112012031774212-pat00060
는 칼만필터를 이용하여 추정하며, 이때 등가속도 모델이 사용될 수 있다.
항공기 선형운동 보상 방법은 도 2 및 도 3에서 설명한 바와 같다.
항공기의 선형운동 보상 기법과 김벌 안정화 제어기(Gimbal Stabilization Rate Loop)에 의해 일정 수준의 좌표지향 성능이 보장되지만, 김벌 안정화 제어기의 속도 오차 및 편류에 의해 좌표지향 오차는 편류 형태로 발생된다. 시선 위치제어기(LOS Position Loop)는 이를 보상할 수 있는 수준의 낮은 대역폭으로 설정함으로써 좌표지향 성능은 유지하면서, 항공기 항법정보 측정 잡음, 전자광학장비 시선각도 측정 잡음, 항공기의 항법정보 측정 센서와 전자광학장비의 시선각도 측정 센서간의 비동기 특성의 영향은 감소시킬 수 있으며 그로 인해 영상의 떨림 현상 또한 감소시킬 수 있다.
이상, 본 발명은 도면에 도시된 실시 예를 참고로 설명되었으나, 이는 예시적인 것에 불과하며, 본 기술 분야의 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 타 실시 예가 가능하다는 점을 이해할 것이다. 따라서, 본 발명의 진정한 기술적 보호 범위는 첨부된 특허청구범위의 기술적 사상에 의해 정해져야 할 것이다.

Claims (8)

  1. 항공기에 장착된 전자광학장비의 좌표 지향 방법에 있어서,
    관성항법장치(INS)로부터 항공기의 항법 정보 및 상기 항공기의 속도 정보를 수신하는 단계;
    상기 수신한 항법 정보를 기반으로 시선 위치 명령(LOS angle command)을 계산하는 단계;
    상기 계산된 시선 위치 명령을 시선 제어기에 입력하는 단계;
    상기 수신한 항법 정보 및 표적의 위치 정보에 기반하여 레인지를 계산하는 단계와, 상기 레인지는 상기 항공기와 상기 표적간의 거리이며;
    상기 레인지, 상기 항공기의 속도 정보 및 시선 각도(LOS angle)에 기반하여 각속도 명령을 계산하는 단계;
    상기 계산된 각속도 명령을 시선제어기에 피드 포워드(feed forward) 방식으로 입력하는 단계; 및
    상기 시선 제어기가 상기 피드 포워드 방식으로 입력된 각속도 명령 및 상기 입력된 시선 위치 명령에 기반하여 상기 전자광학장비의 시선을 제어하는 단계를 포함하되,
    상기 시선 제어기는 상기 각속도 명령 및 상기 시선 위치 명령을 근거로 상기 시선 각도(LOS angle)를 출력하는 것을 특징으로 하는 방법.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 관성항법장치(INS)로부터 수신한 항법 정보는 상기 항공기의 위치 정보와 자세 정보를 포함하며,
    상기 위치 정보는 위도, 경도 및 고도 정보를 포함하고,
    상기 자세 정보는 헤딩, 피치 및 롤 정보를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 관성항법장치(INS)로부터 항공기의 항법 정보 및 상기 항공기의 속도 정보를 수신하는 단계는,
    상기 위치 정보 및 자세 정보는 아래의 수학식을 이용하여 보상하는 단계를 더 포함하고,
    Figure 112012031774212-pat00061

    여기서,
    Figure 112012031774212-pat00062
    는 현재 시점의 각 항법 정보의 추정값이고,
    Figure 112012031774212-pat00063
    는 전송지연시간이고,
    Figure 112012031774212-pat00064
    는
    Figure 112012031774212-pat00065
    시간 이전의 항법정보이고,
    Figure 112012031774212-pat00066
    및
    Figure 112012031774212-pat00067
    는 각각 항공기로부터 수신된 항법정보를 이용하여 추정한
    Figure 112012031774212-pat00068
    시간 이전의 속도, 가속도인 것을 특징으로 하는 방법.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 각속도 명령을 계산하는 단계는,
    상기 항공기의 속도 정보로부터 상기 표적의 상대 속도를 계산하는 단계를 더 포함하고,
    상기 표적의 상대 속도는 아래의 수학식을 통하여 계산되고,
    Figure 112012031774212-pat00069

    여기서,
    Figure 112012031774212-pat00070
    는 상기 표적의 상대 속도이고,
    Figure 112012031774212-pat00071
    , 및
    Figure 112012031774212-pat00073
    는 각각 상기 표적의 상대 속도의 벡터 성분이며,
    Figure 112012031774212-pat00074
    ,
    Figure 112012031774212-pat00075
    및
    Figure 112012031774212-pat00076
    는 각각 상기 항공기의 속도의 벡터 성분이고,
    Figure 112012031774212-pat00077
    와
    Figure 112012031774212-pat00078
    은 각각 상기 전자광학장비의 방위각 및 고각 각도인 것을 특징으로 하는 방법.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 각속도 명령은 아래의 수학식을 통하여 계산되고,
    Figure 112012031774212-pat00079

    여기서,
    Figure 112012031774212-pat00080
    및
    Figure 112012031774212-pat00081
    은 각각 전자광학장비의 방위각 및 고각 방향에 대한 각속도 명령이고,
    Figure 112012031774212-pat00082
    및
    Figure 112012031774212-pat00083
    는 각각 상기 표적의 상대 속도의 벡터 성분이고,
    Figure 112012031774212-pat00084
    는 항공기와 표적 간의 거리이고,
    Figure 112012031774212-pat00085
    은 상기 전자광학장비의 고각 각도인 것을 특징으로 하는 방법.
  6. 항공기에 장착되는 전자광학장치로서,
    상기 항공기의 항법 정보를 제공하는 관성항법장치;
    상기 관성항법장치로부터 수신한 상기 항공기의 항법 정보 및 표적의 위치 정보를 기반으로 상기 항공기와 표적 사이의 거리를 계산하는 거리 계산부;
    상기 관성항법장치로부터 수신한 상기 항공기의 항법 정보 및 표적의 위치 정보를 기반으로 시선 위치 명령을 계산하는 시선 위치 명령 계산부;
    상기 거리 계산부로부터 수신한 상기 항공기와 표적 사이의 거리 정보, 상기 관성항법장치로부터 수신한 상기 항공기의 속도 정보 및 시선 각도에 기반하여 항공기의 선형 운동 보상을 위한 각속도 명령을 계산하는 각속도 명령 계산부; 및
    상기 각속도 명령을 피드 포워드(feed forward) 방식으로 입력받고, 상기 피드 포워드 방식으로 입력된 각속도 명령 및 상기 시선 위치 명령에 기반하여 상기 전자광학장치의 시선을 제어하는 시선 제어기를 포함하되,
    상기 시선 제어기는 상기 각속도 명령 및 상기 시선 위치 명령을 근거로 상기 시선 각도(LOS angle)를 출력하는 것을 특징으로 하는 전자광학장비.
  7. 제 6 항에 있어서,
    상기 각속도 명령은 상기 시선 제어기에 피드 포워드 방식으로 입력되는 것을 특징으로 하는 전자광학장비.
  8. 제 6 항에 있어서,
    시간 지연 보상부를 더 포함하고,
    상기 시간 지연 보상부는 상기 관성항법장치로부터 제공된 항법 정보를 아래의 수학식을 이용하여 보상하고,
    Figure 112012031774212-pat00086

    여기서,
    Figure 112012031774212-pat00087
    는 현재 시점의 각 항법 정보의 추정값이고,
    Figure 112012031774212-pat00088
    는 전송지연시간이고,
    Figure 112012031774212-pat00089
    는
    Figure 112012031774212-pat00090
    시간 이전의 항법정보이고,
    Figure 112012031774212-pat00091
    및
    Figure 112012031774212-pat00092
    는 각각 항공기로부터 수신된 항법정보를 이용하여 추정한
    Figure 112012031774212-pat00093
    시간 이전의 속도, 가속도이며,
    상기 시간 지연 보상부는 상기 보상된 항법 정보를 상기 거리 계산부 및 상기 시선 위치 명령 계산부에 제공하는 것을 특징으로 하는 전자광학장비.
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