KR101625509B1 - 회전하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법 - Google Patents

회전하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법 Download PDF

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홍주현
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Abstract

본 발명은 회전하는 비행 물체의 롤 각도를 추정하는 방법에 관한 것으로, 더욱 상세하게는, 회전하는 비행 물체의 GPS 신호 세기를 이용하여 상대 위치벡터를 구하고 상기 상대 위치벡터를 좌표 변환하여 롤 각도를 연산한 후, 칼만 필터를 이용하여 상기 연산된 롤 각도의 오차를 보상함으로써, 초기 롤 각도를 알지 못하는 회전하는 비행 물체의 롤 각도를 추정하는 회전하는 비행체의 롤 각도 추정 방법에 관한 것이다.
본 발명에 의한 GPS 신호 세기를 이용한 회전하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법의 일 실시 예는, 회전하는 비행 물체(P)가 위성으로부터 GPS 데이터가 포함된 GPS 신호를 소정의 시간 간격으로 수신하는 GPS 데이터 수신단계; 상기 회전하는 비행 물체(P)가 상기 위성으로부터 상기 GPS 신호의 세기가 최대인 GPS 신호를 수신하는 경우, 상기 GPS 신호의 세기가 최대인 GPS 신호에 포함된 GPS 데이터로부터 상기 위성의 위치 데이터 및 상기 회전하는 비행 물체(P)의 위치 데이터를 추출하는 위치 데이터 추출단계; 상기 위성의 위치 데이터 및 상기 회전하는 비행 물체(P)의 위치 데이터를 이용하여 관성좌표계(ECEF : Earth Centered Earth Fixed Coordinate System)에서의 상대 위치벡터를 연산하는 상대 위치벡터 연산단계; 상기 관성좌표계(ECEF : Earth Centered Earth Fixed Coordinate System)에서의 상대 위치벡터를 이용하여 상기 비행 물체(P)의 롤 각도를 연산하는 롤 각도 연산단계; 및 상기 연산된 롤 각도를 보정하는 롤 각도 보정단계; 를 포함할 수 있다.

Description

회전하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법{ROLL ANGLE ESTIMATION METHOD OF ROTATING CRAFT}
본 발명은 회전하는 비행 물체의 롤 각도를 추정하는 방법에 관한 것으로, 더욱 상세하게는, 회전하는 비행 물체의 GPS 신호 세기를 이용하여 상대 위치벡터를 구하고 상기 상대 위치벡터를 좌표 변환하여 롤 각도를 연산한 후, 칼만 필터를 이용하여 상기 연산된 롤 각도의 오차를 보상함으로써, 초기 롤 각도를 알지 못하는 회전하는 비행 물체의 롤 각도를 추정하는 회전하는 비행체의 롤 각도 추정 방법에 관한 것이다.
종래 기술에 의한 회전하는 물체의 롤 각도(20)를 추정하는 방법에는, 3축 자기 검출기와 1축 가속도 검출기를 이용하는 방법, 스트랩다운 관성 측정 유닛(IMU : Inertial Measurement Unit)를 동체의 움직임과 분리된 김벌(Gimbal)에 설치하여 동체 각속도와 동체 각도를 구하는 방법, 복수의 GPS 안테나를 설치하고 반송파의 위상차를 이용하여 롤 각도(20)를 추정하는 방법, 비행체의 급속한 회전에 의해 발생되는 센서출력을 변조(modulation)하여 연산한 위상 차를 사용하는 방법 등이 사용되었다. 여기서, 상기 롤 각도(20)는, 회전체가 기울어지는 각도를 의미할 수 있다.
또한, 종래 기술에 의한 회전하는 물체의 롤 각도(20)를 추정하는 방법에는, 개선된 분산점 칼만 필터(Improved unscented kalman filter)를 기반으로 저가의 소형 전기 기계 시스템(MEMS : Micro electro-mechanical system) 가속도계를 상태 방정식과 측정 방정식을 구성하는 데에 사용함으로써 상태변수를 추정하는 방법, GPS 속도 벡터로 연산한 자세 각과 자이로스코프 출력 값을 칼만 필터(kalman filter)에 적용하여 롤 각도(20)를 구하는 방법 등이 사용되었다.
그러나, 상기 종래 기술에 의한 회전하는 물체의 롤 각도(20)를 추정하는 방법은, 초기의 롤 각도(20)를 알지 못하는 경우, 현재의 롤 각도(20)를 연산하지 못하는 문제점이 있다.
따라서, 초기의 롤 각도(20)를 이용하지 아니하고 회전하는 물체의 롤 각도(20)를 외부에서 측정한 외부 측정치를 이용하여 롤 각도(20)를 추정하는 방법이 요구된다.
KR 0457779 B1 KR 0932461 B1 KR 0218792 B1 KR 0943538 B1
본 발명은 상기와 같은 문제점을 해소하기 위하여 제안된 것으로, 회전하는 비행 물체의 GPS 신호 세기를 이용하여 상대 위치벡터를 구하고 상기 상대 위치벡터를 좌표 변환하여 롤 각도를 연산한 후, 칼만 필터를 이용하여 상기 연산된 롤 각도의 오차를 보상함으로써, 초기 롤 각도를 알지 못하는 회전하는 비행 물체의 롤 각도를 추정하는 회전하는 비행체의 롤 각도 추정 방법을 제공하는데 그 목적이 있다.
상기 목적을 달성하기 위하여, 본 발명에 의한 GPS 신호 세기를 이용한 회전하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법의 일 실시 예는, 회전하는 비행 물체(P)가 위성으로부터 GPS 데이터가 포함된 GPS 신호를 소정의 시간 간격으로 수신하는 GPS 데이터 수신단계; 상기 회전하는 비행 물체(P)가 상기 위성으로부터 상기 GPS 신호의 세기가 최대인 GPS 신호를 수신하는 경우, 상기 GPS 신호의 세기가 최대인 GPS 신호에 포함된 GPS 데이터로부터 상기 위성의 위치 데이터 및 상기 회전하는 비행 물체(P)의 위치 데이터를 추출하는 위치 데이터 추출단계; 상기 위성의 위치 데이터 및 상기 회전하는 비행 물체(P)의 위치 데이터를 이용하여 관성좌표계(ECEF : Earth Centered Earth Fixed Coordinate System)에서의 상대 위치벡터를 연산하는 상대 위치벡터 연산단계; 상기 관성좌표계(ECEF : Earth Centered Earth Fixed Coordinate System)에서의 상대 위치벡터를 이용하여 상기 비행 물체(P)의 롤 각도를 연산하는 롤 각도 연산단계; 및 상기 연산된 롤 각도를 보정하는 롤 각도 보정단계; 를 포함할 수 있다.
여기서, 상기 회전하는 비행 물체(P)는, 상기 비행 물체(P)가 전진하는 방향을 중심 축으로 회전하는 비행 물체(P)일 수 있으며, 안테나, GPS 수신기, 자이로스코프 및 롤 각 연산 제어부를 포함할 수 있다.
또한, 상기 GPS 데이터 수신단계 이후, 상기 회전하는 비행 물체(P)가 상기 위성으로부터 상기 GPS 신호의 세기가 최대인 GPS 신호를 수신하지 못하는 경우, 상기 GPS 데이터 수신단계를 다시 수행할 수 있다.
또한, 상기 상대 위치벡터 연산단계에서, 상기 상대 위치벡터는 상기 비행 물체(P)에 대한 위성의 상대 위치벡터일 수 있다.
또한, 상기 롤 각도 연산단계는, 상기 관성좌표계에서의 상대 위치벡터를 비행 물체(P)의 중심이 원점인 NED 좌표계에서의 상대 위치벡터로 좌표 변환하는 제 1 좌표변환단계; 상기 NED 좌표계에서의 상대 위치벡터를 표적지향 좌표계에서의 상대 위치벡터로 좌표 변환하는 제 2 좌표변환단계; 및 상기 표적지향 좌표계에서의 상대 위치벡터를 동체좌표계에서의 상대 위치벡터로 좌표 변환하는 과정에서 상기 비행 물체(P)의 롤 각도를 연산하는 제 3 좌표변환단계; 를 포함할 수 있다.
여기서, 상기 제 2 좌표변환단계에서는, 상기 NED 좌표계의 Z축을 회전하여 상기 NED 좌표계의 X 축을 상기 비행 물체(P)가 향하는 목표점(T)을 향하도록 요 각을 보상함으로써, 상기 NED 좌표계에서의 상대 위치벡터를 상기 표적지향 좌표계에서의 상대 위치벡터로 좌표 변환할 수 있다.
특히, 상기 제 2 좌표변환단계에서, 상기 NED 좌표계(NED : North East Down Coordinate System)에서의 상대 위치벡터를 상기 표적지향 좌표계에서 상대 위치벡터로 좌표 변환하기 위하여 보상되는 요 각(ψ)은 다음 식에 의해 산출될 수 있다.
Figure 112014128152918-pat00001
또한, 상기 제 3 좌표변환단계에서는, 상기 표적지향 좌표계의 Y축을 회전하여 피치각을 보상한 중간 좌표계에서의 상대 위치벡터를 이용하여 상기 비행 물체(P)의 롤 각도를 계산할 수 있다.
특히, 상기 표적지향 좌표계에서의 상대 위치벡터를 상기 동체좌표계에서의 상대 위치벡터로 좌표 변환하는 과정에서 사용되는 피치 각(θ)은 다음 식에 의해 산출될 수 있다.
Figure 112014128152918-pat00002
또한, 상기 제 3 좌표변환단계에서는, 상기 표적지향 좌표계에서의 상대 위치벡터에서 y 성분(θ : 피치 각) 및 z 성분(ψ : 요각)을 보상한 상기 중간 좌표계에서의 상대 위치벡터의 y 성분 및 z 성분을 이용하여 상기 동체좌표계에서의 상대 위치벡터의 룰 각(x 성분)을 연산할 수 있다.
이때, 상기 롤 각(φ)은 다음 식에 의해 산출될 수 있다.
Figure 112014128152918-pat00003
또한, 상기 롤 각도 보정단계는, 상기 비행 물체(P)에 장착된 자이로스코프로부터 롤 각속도(Z)를 주기적으로 획득하는 롤 각속도 획득단계; 상기 획득된 롤 각속도(Z)를 적분하여 상기 비행 물체의 롤 각도예측치(Xk -) 및 상기 롤 각도의 오차공분산 예측치(Pk -)를 연산하는 롤 각도 예측단계; 상기 롤 각속도 획득단계에서 롤 각속도(Z)를 획득한 이후 다음 주기의 롤 각속도(Z)를 획득하기 이전에, 상기 롤 각도 연산단계에서 연산된 롤 각도 연산치(φ)가 존재하는지 판단하는 롤 각도 보정 개시단계; 상기 롤 각도 연산단계에서 연산된 롤 각도 연산치(φ)가 존재하는 경우, 상기 롤 각도 연산치(φ) 중 어느 하나의 롤 각도 연산치(φk)를 선정하고 상기 롤 각도의 오차공분산 예측치(Pk -)을 이용하여 칼만 이득 값(Kk)를 연산하는 칼만 이득 연산단계; 상기 칼만 이득 값(Kk) 및 상기 롤 각도 연산치(φk)를 이용하여 상기 롤 각도 예측치(Xk -)를 보정하는 롤 각도 보정단계; 상기 존재하는 롤 각도 연산치(φ)를 모두 이용하였는지 판단하는 보정완료 판단단계; 및 상기 존재하는 롤 각도 연산치(φ)를 모두 이용한 경우 상기 회전하는 비행 물체(P)가 목표점(T)에 도달하였는지 판단하는 보정계속 판단단계;를 포함할 수 있다.
여기서, 상기 롤 각도 예측단계에서, 상기 롤 각도 예측치(Xk -) 및 롤 각도의 오차공분산 예측치(Pk -)은 다음 식에 의해 산출될 수 있다.
Figure 112014128152918-pat00004
Figure 112014128152918-pat00005
또한, 상기 롤 각도 보정 개시단계에서, 상기 롤 각속도 획득단계에서 롤 각속도(Z)를 획득한 이후 다음 주기의 롤 각속도(Z)를 획득하기 이전에, 상기 롤 각도 연산단계에서 롤 각도 연산치(φ)가 존재하지 않는 경우, 상기 보정계속 판단단계를 수행할 수 있다.
또한, 상기 칼만 이득 연산단계에서, 상기 칼만 이득 값(Kk)은 다음 식에 의해 산출될 수 있다.
Figure 112014128152918-pat00006
또한, 상기 롤 각도 보정단계에서, 상기 보정된 롤 각도(Xk) 및 현재 주기에서 롤 각도의 오차공분산 값(Pk)은 다음 식에 의해 산출될 수 있다.
Figure 112014128152918-pat00007
Figure 112014128152918-pat00008
또한, 보정완료 판단단계 이후, 상기 존재하는 롤 각도 연산치(φ)를 모두 이용하지 못한 경우, 상기 롤 각도 보정 개시단계를 수행할 수 있다.
상기 보정계속 판단단계 이후, 상기 회전하는 비행 물체(P)가 목표점(T)에 도달하는 경우, 상기 롤 각도 보정단계를 종료할 수 있다.
본 발명에 의한 회전하는 비행체의 롤 각도 추정 방법에 의하면, 범용 GPS수신기, 안테나, 1축 자이로스코프를 이용하여 초기 롤 각도를 알지 못하는 회전하는 비행 물체의 롤 각도를 용이하게 추정할 수 있다.
도 1 은 회전하는 비행 물체와 GPS 위성을 보인 개념도.
도 2 는 본 발명에 의한 회전하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법을 보인 흐름도.
도 3 은 본 발명에 의한 회전하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법 중 롤 각도 연산단계를 보인 흐름도.
도 4 는 본 발명에 의한 회전하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법 중 롤 각도 보정 단계를 보인 흐름도.
도 5 는 본 발명에 의한 회전하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법을 적용한 시뮬레이션의 결과를 보인 다이어그램.
도 6 은 본 발명에 의한 회전하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법을 적용한 시뮬레이션의 결과와 실제 롤 각도 사이의 차이를 보인 다이어그램.
도 7 은 본 발명에 의한 회전하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법 중 롤 각도 보정 단계를 적용한 시뮬레이션의 결과를 보인 다이어그램.
도 8 은 본 발명에 의한 회전하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법 중 롤 각도 보정 단계를 적용한 시뮬레이션의 결과와 실제 롤 각도 사이의 차이를 보인 다이어그램.
본 명세서에서 사용되는 기술적 용어는 단지 특정한 실시 예를 설명하기 위하여 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아님을 유의해야 한다. 또한, 본 명세서에서 사용되는 기술적 용어는 본 명세서에서 특별히 다른 의미로 정의되지 않는 한, 본 명세서에 개시된 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 의미로 해석되어야 하며, 과도하게 포괄적이거나, 과도하게 축소된 의미로 해석되지 않아야 한다. 또한, 첨부된 도면은 본 명세서에 개시된 기술의 사상을 쉽게 이해할 수 있도록 하기 위한 것일 뿐, 첨부된 도면에 의해 그 기술의 사상이 제한되는 것은 아니며, 본 명세서에 개시된 기술의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경·균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.
이하에서는, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명에 의한 회전하는 비행체의 롤 각도 추정 방법의 일 실시 예를 보다 상세하게 설명한다.
도 1 은 회전하는 비행 물체와 GPS 위성을 보인 개념도이고, 도 2 는 본 발명에 의한 회전하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법을 보인 흐름도이며, 도 3 은 본 발명에 의한 회전하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법 중 롤 각도 연산단계를 보인 흐름도이고, 도 4 는 본 발명에 의한 회전하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법 중 롤 각도 보정 단계를 보인 흐름도이다.
도 1 내지 도 4 를 참조하면, 본 발명에 의한 회전하는 비행체의 롤 각도 추정 방법의 일 실시 예는, GPS 데이터 수신단계(S100), 위치 데이터 추출단계(S200), 상대 위치벡터 연산단계(S300), 롤 각도 연산단계(S400) 및 롤 각도 보정단계(S500)을 포함할 수 있다.
상기 GPS 데이터 수신단계(S100)에서는, 회전하는 비행 물체(P)(100)가 위성(200)으로부터 GPS 데이터(11)가 포함된 GPS 신호(10)를 소정의 시간 간격으로 수신한다. 즉, 상기 GPS 데이터 수신단계(S100)에서는, 회전하는 비행 물체(P)(100)가 하나 이상의 위성(200)으로부터 회전하는 비행 물체의 위치 데이터(13)가 포함된 GPS 신호(10)를 소정의 시간 간격으로 수신할 수 있다. 여기서, 상기 소정의 시간 간격은, 예를 들면, 1/10 초 일 수 있으며 본 발명에 의한 회전하는 비행체의 롤 각도 추정 방법의 연산 시간에 따라 다양하게 조정될 수 있다.
이때, 상기 회전하는 비행 물체(100)는, 안테나(120), GPS 수신기(130), 롤 각 연산 제어부(150) 및 자이로스코프(150)를 포함할 수 있다. 여기서, 상기 회전하는 비행 물체(100)는, 미사일 또는 탄환과 같이 전진하는 방향을 중심 축(110)으로 회전하는 비행 물체일 수 있다.
상기 안테나(120) 및 상기 GPS 수신기(130)는, 상기 하나 이상의 위성(200)으로부터 GPS 신호(10)를 수신할 수 있다. 즉, 여기서, 상기 안테나(120) 및 상기 GPS 수신기(130)는, 상기 비행 물체(100)에 장착되어 상기 비행 물체(100)가 회전함에 따라 상기 비행 물체의 회전 축(110)을 중심으로 회전하며 상기 하나 이상의 위성(200)으로부터 GPS 신호(10)를 수신하는 것이다. 이때, 상기 안테나(120) 또는 상기 GPS 수신기(130)의 수신면이, 상기 하나 이상의 위성(200)과 이루는 각도에 따라 상기 안테나(120) 및 상기 GPS 수신기(130)가 수신하는 GPS 신호의 세기(12)는 달라질 수 있으며, 본 발명에 의한 회전하는 비행체의 롤 각도 추정 방법은 상기 각도에 따른 GPS 신호의 세기(12)를 이용하는 것이다. 이때, 상기 안테나(120) 및 상기 GPS 수신기(130)의 수신면이 상기 위성(200)이 위치하는 방향과 수직인 경우 상기 GPS 신호의 세기(12)는 최대일 수 있다. 그리고, 상기 위성(200)이 다수 개 존재하는 경우 상기 수신면이 상기 각 위성(200)이 위치하는 방향과 수직인 경우는 다수 개 존재할 수 있으므로, 상기 GPS 신호의 세기(12)가 최대인 경우가 상기 각 위성(200)별로 각각 존재할 수 있다. 여기서, 상기 안테나(120) 및 상기 GPS 수신기(130)는, 하나의 유닛 내에 포함될 수 있으며 그 형태에는 제한이 없다.
상기 룰 각 연산 제어부(140)는, 상기 수신한 GPS 신호(10)를 이용하여 롤 각도(20)를 연산할 수 있다. 즉, 상기 룰 각 연산 제어부(140)는, 본 발명에 의한 회전하는 비행체의 롤 각도 추정 방법에 따른 알고리즘을 수행하는 제어 장치일 수 있다.
상기 자이로스코프(150)는, 본 발명에 의한 회전하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법 중 롤 각 보정단계(S500)을 수행하기 위하여, 상기 회전하는 비행 물체(100)에 장착되어 상기 비행 물체(100)의 롤 각속도(31)를 측정할 수 있다.
또한, 상기 GPS 데이터 수신단계(S100) 이후에, 상기 회전하는 비행 물체(P)(100)가 상기 위성(200)으로부터 상기 GPS 신호의 세기(12)가 최대인 GPS 신호(15)를 수신하지 못하는 경우, 상기 GPS 데이터 수신단계(S100)를 다시 수행할 수 있다.
상기 위치 데이터 추출단계(S200)에서는, 상기 회전하는 비행 물체(P)(100)가 상기 위성(200)으로부터 상기 GPS 신호의 세기(12)가 최대인 GPS 신호(15)를 수신하는 경우, 상기 GPS 신호의 세기(12)가 최대인 GPS 신호(15)에 포함된 GPS 데이터(11)로부터 상기 위성의 위치 데이터(14) 및 상기 회전하는 비행 물체(P)의 위치 데이터(13)를 추출한다. 즉, 상기 위치 데이터 추출단계(S200)에서는, 상기 회전하는 비행 물체(100)의 안테나(120)의 수신면이 상기 위성(200)이 위치하는 방향과 수직인 경우 상기 GPS 신호의 세기(12)는 최대일 수 있으며, 이때 상기 비행 물체(100)는 상기 최대 GPS 신호(15)를 수신하고 상기 최대 GPS 신호(15)에 포함된 GPS 데이터(11)로부터 상기 위성의 위치 데이터(14) 및 상기 회전하는 비행 물체(P)의 위치 데이터(13)를 추출할 수 있는 것이다.
또한, 상기 위치 데이터 추출단계(S200)에서는, 상기 위성(200)이 다수 개 존재하는 경우, 상기 비행 물체(100)가 상기 각 위성으로부터 다수 개의 최대 GPS 신호(15)를 수신하고 상기 최대 GPS 신호(15)에 포함된 각 위성별 GPS 데이터로부터 최대 GPS 신호(15)를 수신한 때의 각 위성의 위치 데이터 및 비행 물체의 위치 데이터를 추출할 수 있는 것이다. 여기서, 상기 다수 개의 최대 GPS 신호(15)는, 각 위성별로 서로 다른 시간에 수신될 수 있다.
상기 상대 위치벡터 연산단계(S300)에서는, 상기 위성의 위치 데이터(14) 및 상기 회전하는 비행 물체(P)의 위치 데이터(13)를 이용하여 관성좌표계(ECEF : Earth Centered Earth Fixed Coordinate System)(50)에서의 상대 위치벡터(51)를 연산한다. 즉, 상기 상대 위치벡터 연산단계(S300)에서는, 최대 GPS 신호(15)로부터 추출한 상기 위성의 위치 데이터(14) 및 상기 비행 물체의 위치 데이터(13)를 상기 관성좌표계(50)에서의 상대 위치벡터(51)로 표현하는 것이다. 여기서, 상기 상대 위치벡터(51)는, 도 1 과 같이, 상기 비행 물체(P)(100)에 대한 위성(200)의 상대 위치벡터(20)일 수 있다. 또한, 여기서, 상기 관성좌표계(50)는 지구에 고정되어 지구 자전에 따라 회전하며 비행 물체의 비행 특성을 해석할 수 있는 좌표계로써, 지구 중심을 원점으로 하고 X 축이 그리니치 천문대를 향하는 좌표계일 수 있다.
상기 롤 각도 연산단계(S400)에서는, 상기 관성좌표계(ECEF : Earth Centered Earth Fixed Coordinate System)(50)에서의 상대 위치벡터(51)를 이용하여 상기 비행 물체(P)의 롤 각도(20)를 연산한다. 즉, 상기 롤 각도 연산단계(S400)에서는, 상기 관성좌표계(50)에서의 상대 위치벡터(51)를 좌표 변환하여 상기 비행 물체의 롤 각도(20)를 연산할 수 있는 것이다. 더욱 상세하게는 상기 롤 각도 연산단계(S400)에서는, 제 1 좌표변환단계(S410), 제 2 좌표변환단계(S420) 및 제 3 좌표변환단계(S430)를 포함할 수 있다.
상기 제 1 좌표변환단계(S410)에서는, 지구 중심이 원점인 상기 관성좌표계(ECEF : Earth Centered Earth Fixed Coordinate System)(50)에서의 상대 위치벡터(51)를 비행 물체(P)의 중심이 원점인 NED 좌표계(NED : North East Down Coordinate System)(60)에서의 상대 위치벡터(61)로 좌표 변환한다. 즉, 상기 제 1 좌표변환단계(S410)에서는, 지구 중심이 원점인 상기 관성좌표계(50)에서의 상기 상대 위치벡터(51)를 상기 비행 물체(100)의 중심이 원점인 NED 좌표계(60)에서의 상대 위치벡터(61)로 좌표 변환하는 것이다. 이때, 상기 NED 좌표계(60)의 원점은 상기 비행 물체(100)의 중심이고 상기 NED 좌표계(60)계의 X축은 북쪽(North)을 향하며, 상기 NED 좌표계(60)계의 Y 축은 동쪽(East)을 향하고, 상기 NED 좌표계(60)계의 Z 축은 지면에 수직하게 들어가는 방향을 향할 수 있다. 여기서, 상기 NED 좌표계(60)의 원점은 상기 표적지향 좌표계(70) 및 동체 좌표계(80)에서의 원점과 동일할 수 있다. 특히, 상기 비행 물체(100)의 중심은 상기 비행 물체(100)의 무게 중심일 수 있으며, 비행 물체(100)의 다른 특정 지점이 상기 NED 좌표계의 원점이 되는 비행 물체(100)의 중심일 수도 있다.
상기 제 2 좌표변환단계(S420)에서는, 상기 NED 좌표계(NED : North East Down Coordinate System)(60)에서의 상대 위치벡터(61)를 표적지향 좌표계(70)에서의 상대 위치벡터(71)로 좌표 변환한다. 여기서, 상기 표적지향 좌표계(70)는, 상기 NED 좌표계의 X 축을 상기 회전하는 비행 물체(100)가 향하는 목표점(300)을 지향하도록 변환한 좌표계를 의미할 수 있다. 즉, 상기 표적지향 좌표계(70)는, 상기 비행 물체(100)의 중심을 원점으로 하고 상기 NED 좌표계의 X 축이 상기 회전하는 비행 물체의 목표점(300)을 향하도록 상기 NED 좌표계를 변환한 좌표계일 수 있는 것이다. 더욱 상세하게는, 상기 표적지향 좌표계(70)는, 상기 NED 좌표계(NED : North East Down Coordinate System)(60)의 Z축을 회전하여 상기 NED 좌표계의 X 축을 상기 비행 물체(P)(100)가 향하는 목표점(T)(300)을 향하도록 요 각(40)을 보상함으로써, 상기 NED 좌표계(NED : North East Down Coordinate System)(60)에서의 상대 위치벡터(61)를 상기 표적지향 좌표계(70)에서의 상대 위치벡터(71)로 변환하는 좌표계일 수 있다.
특히, 상기 제 2 좌표변환단계(S420)에서, 상기 NED 좌표계(NED : North East Down Coordinate System)(60)에서의 상대 위치벡터(61)를 상기 표적지향 좌표계(70)에서 상대 위치벡터(71)로 좌표 변환하기 위하여 보상되는 요 각(ψ)(40)은 다음 식에 의해 산출될 수 있다.
Figure 112014128152918-pat00009
여기서, 상기 λT 는 90에서 상기 목표점(T)(300)의 위도를 뺀 성분이고, 상기 λP 는 90에서 상기 회전하는 비행 물체(P)(100)의 위도를 뺀 성분이며, 상기 Δl 은 상기 회전하는 비행 물체(P)(100)와 상기 목표점(T)(300) 사이의 경도 차이 값을 의미할 수 있다.
상기 제 3 좌표변환단계(S430)에서는, 상기 표적지향 좌표계(70)에서의 상대 위치벡터(71)를 동체좌표계(85)에서의 상대 위치벡터로 좌표 변환하는 과정에서 상기 비행 물체(P)의 롤 각도(20)를 연산한다.
더욱 상세하게는, 상기 제 3 좌표변환단계(S430)에서는, 상기 표적지향 좌표계(70)의 Y축을 회전하여 피치 각(30)을 보상한 중간 좌표계(80)에서의 상대 위치벡터(81)의 y 축 성분 및 z 축 성분을 롤 각도 계산식에 대입하여 상기 비행물체의 롤 각도(20)를 구할 수 있다. 즉, 상기 제 3 좌표변환단계(S430)에서는, 상기 제 2 좌표변환단계(S420)에서 NED 좌표계(60)의 Z 축을 회전하여 상기 NED 좌표계의 X 축을 상기 비행 물체(100)가 향하는 목표점(300)을 향하도록 요 각(40)을 보상한 상기 표적지향 좌표계(70)의 Y축을 다시 회전하여 피치 각(30)을 보상한 중간 좌표계(80)에서의 상대 위치벡터(81)를 구한 후, 상기 중간 좌표계(80)에서의 상대 위치벡터(81)의 y 축 성분 및 z 축 성분을 롤 각도 계산식(수학식 3)에 대입하여 롤 각도(φ)를 구하는 것이다. 요약하면, 상기 제 1 , 제 2 및 제 3 좌표변환단계(S410) (S420)(S430)는, 상기 관성좌표계(50)에서의 상기 상대 위치벡터(51)를 상기 동체좌표계(85)에서의 상대 위치벡터로 변환하는 단계로, 본 발명은 상기 변환 과정에서 롤 각도(φ)를 계산하는 것이다. 여기서, 상기 중간 좌표계(80)는, 상기 표적지향좌표계(70)에서 상기 동체좌표계(85)로 변환되는 과정에서 생성되며, 상기 표적지향좌표계(70)에서 y 성분(θ : 피치 각) 및 z 성분(ψ : 요각)만을 보상한 좌표계로, 상기 동체좌표계(85)와 x 성분((φ : 롤 각)에서 차이가 있을 수 있다.
이때, 상기 표적지향 좌표계(70)에서의 상대 위치벡터(71)를 상기 동체좌표계(85)에서의 상대 위치벡터로 좌표 변환하는 과정에서 사용되는 피치 각(θ)(30)은 다음 식에 의해 산출될 수 있다.
Figure 112014128152918-pat00010
여기서, 상기 Vx n 은 상기 비행 물체(P)(100)의 GPS 속도의 x 값이고, 상기 Vy n 은 상기 비행 물체(P)(100)의 GPS 속도의 y 값이며, 상기 Vz n 은 상기 비행 물체(P)(100)의 GPS 속도의 z 값을 의미할 수 있다.
이때, 상기 [수학식 2]가 성립하기 위해서는, 회전하는 비행 물체(100)의 받음 각 및 옆 미끄럼 각이 매우 작아 비행 경로각과 동체의 피치 각이 동일하다고 가정한다. 즉, 상기 [수학식 2]가 성립하기 위해서, 상기 표적지향 좌표계(70)에서의 X 축이 상기 목표점(300)을 지향하는 각도가 상기 동체 좌표계(80)에서의 X 축인 상기 비행 물체(100)가 전진하는 방향의 각도와 동일하다고 가정하는 것이다. 여기서, 상기 받음 각은 상기 비행 물체(100)의 기수가 불어오는 상대 바람 벡터 사이의 상향 또는 하향하는 각도이고, 상기 옆 미끄럼 각은 상기 비행 물체(100)의 기수가 불어오는 상대 바람벡터 사이의 좌향 또는 우향하는 각도를 의미할 수 있다.
또한, 상기 제 3 좌표변환단계(S430)에서는, 상기 표적지향 좌표계(70)에서의 상대 위치벡터(71)에서 y 성분(θ : 피치 각) 및 z 성분(ψ : 요각)을 보상한 상기 중간 좌표계(80)에서의 상대 위치벡터(81)의 y 성분 및 z 성분을 이용하여, 상기 비행 물체의 룰 각도(φ : x 성분)(20)를 연산할 수 있다. 여기서, 상기 표적지향 좌표계(70)에서의 상대 위치벡터(71)에서 z 성분(ψ : 요각)은, 상기 제 2 좌표변환단계(S420)에서 요 각(40)이 보상되었으므로, 상기 표적지향 좌표계(70)에서 상기 동체좌표계(85)로 좌표 변환하는 경우 다시 보상해줄 필요는 없는 것이다. 즉, 상기 NED 좌표계(60), 표적지향 좌표계(70) 및 동체좌표계(85)는 원점이 상기 비행 물체(100)의 중심으로 동일하므로, 상기 NED 좌표계(60)로부터 상기 표적지향 좌표계(70)로 좌표 변환을 위하여 보상된 요 각(40)은 상기 표적지향 좌표계(70)로부터 상기 동체좌표계(85)로 좌표 변환에 이미 반영된 것이다.
이때, 상기 롤 각(φ)(20)은 다음 식에 의해 산출될 수 있다.
Figure 112014128152918-pat00011
여기서, 상기 py ψ 는 표적지향 좌표계(70)에서 피치 각(θ)(30)만큼 보정된 중간 좌표계(80)에서의 상대 위치벡터(81)의 y 성분이고, 상기 pz ψ 는 표적지향 좌표계(70)에서 피치 각(θ)(30)만큼 보정된 중간 좌표계(80)에서의 상대 위치벡터(81)의 z 성분을 의미할 수 있다.
상기 롤 각도 보정단계(S500)에서는, 상기 연산된 롤 각도(20)를 보정한다. 더욱 상세하게는, 상기 롤 각도 보정단계(S500)는, 롤 각속도 획득단계(S510), 롤 각도 예측단계(S520), 롤 각도 보정 개시단계(S530), 칼만 이득 연산단계(S540), 롤 각도 보정단계(S550), 보정완료 판단단계(S560) 및 보정계속 판단단계(S570)을 포함할 수 있다.
상기 롤 각속도 획득단계(S510)에서는, 상기 비행 물체(P)(100)에 장착된 자이로스코프(150)로부터 롤 각속도(Z)(21)를 주기적으로 획득한다. 즉, 상기 롤 각속도 획득단계(S510)에서는, 상기 비행 물체(100)에 장착된 롤 각 연산 제어부(140)가 상기 자이로스코프(150)으로부터 롤 각속도(21)를 주기적으로 획득할 수 있다. 여기서, 상기 주기는, 상기 롤 각 연산 제어부(140)가 상기 자이로스코프(150)로부터 롤 각속도(21)를 획득하는 소정의 시간 간격을 의미할 수 있다.
상기 롤 각도 예측단계(S520)에서는, 상기 획득된 롤 각속도(Z)(21)를 적분하여 상기 비행 물체의 롤 각도(Xk -) 예측치(22)를 구하고 상기 롤 각도(22)의 오차공분산(Pk -) 예측치(23)를 연산한다. 여기서, 상기 롤 각도 예측치(22)는, 상기 자이로스코프(150)에 의해 측정된 상기 롤 각속도(21)를 적분하여 획득될 수 있으며, 상기 롤 각도의 오차공분산 예측치(23)는 상기 롤 각속도(21)를 예측하는 과정에서 발생하는 상기 롤 각도(22)의 오차를 공분산의 형태로 표시한 것일 수 있다. 이때, 상기 롤 각도 예측치(Xk -) 및 롤 각도의 오차공분산 예측치(Pk -)은 다음 식에 의해 산출될 수 있다.
Figure 112014128152918-pat00012
Figure 112014128152918-pat00013
여기서, 상기 Xk -1 은 이전 주기의 롤 각속도(21)와 롤 각도 연산치를 이용하여 보정된 롤 각도(25)이고, 상기 Z 는 현재 주기의 롤 각속도(21)이며, Δt 는 롤 각도 예측치(22)를 연산하기 위하여 롤 각속도(21)를 적분하는 단위시간으로써의 샘플링 타임이고, 상기 Pk -1 는 이전 주기에서 보정된 롤 각도의 오차공분산 값(26)이며, 상기 Q 는 시스템 노이즈로 상수이다.
상기 롤 각도 보정 개시단계(S530)에서는, 상기 롤 각속도 획득단계(S520)에서 롤 각속도(Z)(21)를 획득한 이후 다음 주기의 롤 각속도(Z)(21)를 획득하기 이전에, 상기 롤 각도 연산단계(S400)에서 연산된 롤 각도 연산치(φ)(20)가 존재하는지 판단한다. 즉, 상기 롤 각도 보정 개시단계(S530)에서는, 상기 롤 각 연산 제어부(140)가 상기 자이로스코프(150)로부터 상기 롤 각속도(21)를 획득한 이후 다음 롤 각속도(21)를 획득하기 이전에, 다수의 위성(200)으로부터의 상대 위치벡터를 이용하여 연산된 다수의 롤 각도(20)가 존재하는지 판단하는 것이다. 더욱 상세하게는, 위성(200)이 다수 개 존재하는 경우, 상기 롤 각 연산 제어부(140)가 상기 자이로스코프(150)로부터 상기 롤 각속도(21)를 획득한 이후 다음 롤 각속도(21)를 획득하기 이전에, 상기 비행 물체(100)가 상기 각 위성(200)으로부터 다수 개의 최대 GPS 신호(15)를 수신하여 연산된 다수 개의 상대 위치벡터(51)를 이용하여 연산된 다수의 롤 각도(20)가 존재하는지 판단하는 것이다.
또한, 상기 롤 각도 보정 개시단계(S530)에서, 상기 롤 각속도 획득단계(S510)에서 롤 각속도(Z)(21)를 획득한 이후 다음 주기의 롤 각속도(Z)(21)를 획득하기 이전에, 상기 롤 각도 연산단계(S400)에서 롤 각도 연산치(φ)(20)가 존재하지 않는 경우, 상기 보정계속 판단단계(S570)를 수행할 수 있다. 즉, 상기 롤 각도 보정 개시단계(S530)에서, 상기 롤 각도 연산단계(S400)에서 롤 각도 연산치(φ)(20)가 존재하지 않는 경우, 상기 자이로스코프(150)로부터 다음 주기의 롤 각속도(21)를 획득하여 상기 다음 주기의 롤 각속도(21) 이후 상기 롤 각도 연산단계(S400)에서 연산된 롤 각도 연산치(20)를 보정할 수 있도록 상기 보정계속 판단단계(S570)을 수행하는 것이다.
상기 칼만 이득 연산단계(S540)에서는, 상기 롤 각도 연산단계(S400)에서 연산된 롤 각도 연산치(φ)(20)가 존재하는 경우, 상기 롤 각도 연산치(φ)(20) 중 어느 하나의 롤 각도 연산치(φk)(20)를 선정하고 상기 롤 각도의 오차공분산 예측치(Pk -)(23)를 이용하여 칼만 이득 값(Kk)(24)를 연산한다. 여기서, 상기 롤 각도 연산치(20) 중 어느 하나의 롤 각도 연산치(20)를 선정하는 방법은, 상기 자이로스코프(150)로부터 롤 각속도(21)를 획득한 시간과 가까운 시간 순으로 선정하는 것일 수 있다. 이때, 상기 칼만 이득 값(Kk)(24)은 다음 식에 의해 산출될 수 있다.
Figure 112014128152918-pat00014
여기서, 상기 Pk - 는 현재 주기에서 롤 각도의 오차공분산 예측치(23)이고, 상기 R 은 롤 각도 예측이에 대한 노이즈로 상수이다.
상기 롤 각도 보정단계(S550)에서는, 상기 칼만 이득 값(Kk)(24) 및 상기 롤 각도 연산치(φk)(20)를 이용하여 상기 롤 각도 예측치(Xk -)(22)를 보정한다. 이때, 상기 보정된 롤 각도(Xk)(25) 및 현재 주기에서 롤 각도의 오차공분산 값(Pk)(26)은 다음 식에 의해 산출될 수 있다.
Figure 112014128152918-pat00015
Figure 112014128152918-pat00016
여기서, 상기 Xk - 는 현재 주기에서의 롤 각도 예측치(22)이고, 상기 Kk 는 칼만 이득 값(24)이며, 상기 φk 는 상기 칼만 이득 연산단계(S540)에서 선정된 롤 각도 연산치(20)이고, 상기 Pk - 는 현재 주기에서 롤 각도의 오차공분산 예측치(23)이다.
상기 보정완료 판단단계(S560)에서는, 상기 존재하는 롤 각도 연산치(φ)(20)를 모두 이용하였는지 판단한다. 더욱 상세하게는, 상기 보정완료 판단단계(S560)에서는, 상기 롤 각도 보정 개시단계(S530)에서 존재하는 상기 롤 각도 연산치(20)를 모두 이용하였는지 판단할 수 있다.
상기 보정완료 판단단계(S560) 이후, 상기 존재하는 롤 각도 연산치(φ)(20)를 모두 이용하지 못한 경우, 상기 롤 각도 보정 개시단계(S530)를 다시 수행할 수 있다. 즉, 상기 보정완료 판단단계(S560) 이후에, 상기 선정되지 못한 롤 각도 연산치(20)를 이용하여 보정된 롤 각도(Xk)(25)를 연산하기 위하여 상기 롤 각도 보정 개시단계(S530)을 다시 수행할 수 있다.
상기 보정계속 판단단계(S570)에서는, 상기 회전하는 비행 물체(P)(100)가 목표점(T)(300)에 도달하였는지 판단한다. 즉, 상기 보정계속 판단단계(S570)에서는, 상기 회전하는 비행 물체(P)(100)가 목표점(T)(300)에 도달하였는지 판단하여 상기 회전하는 비행 물체(P)(100)가 목표점(T)(300)에 도달하지 않은 경우에는 상기 자이로스코프(150)으로부터 다음 주기의 롤 각속도(21)를 획득하여 상기 다음 주기의 롤 각속도(21) 이후에 상기 롤 각도 연산단계(S400)에서 연산된 롤 각도 연산치(20)를 이용하여 보정된 롤 각도(Xk)(25)를 연산할 수 있도록 상기 롤 각도 보정단계(S500)을, 즉 롤 각속도 획득단계(S510)을 다시 수행할 수 있다.
상기 보정계속 판단단계(S570) 이후, 상기 회전하는 비행 물체(P)(100)가 목표점(T)(300)에 도달하는 경우, 상기 롤 각도 보정단계(S500)를 종료할 수 있다.
이하에서는, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명에 의한 회전하는 비행체의 롤 각도 추정 방법의 효과를 보다 상세하게 설명한다.
롤 각도 추정 방법의 효과를 검증하기 하기 위해서 비행체가 15km정도를 비행하는데 약 80초 정도의 비행시간을 갖도록 시뮬레이션을 구성하였고, 상기 GPS신호세기(12)의 최대 진폭의 10%를 표준편차로 갖는 가우시안 분포의 오차 성분을 추가한 후 롤 각도 추정 방법을 적용하였다.
도 5 는 본 발명에 의한 회전하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법을 적용한 시뮬레이션의 결과를 보인 다이어그램이고, 도 6 은 본 발명에 의한 회전하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법을 적용한 시뮬레이션의 결과와 실제 롤 각도 사이의 차이를 보인 다이어그램이며, 도 7 은 본 발명에 의한 회전하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법 중 롤 각도 보정 단계를 적용한 시뮬레이션의 결과를 보인 다이어그램이고, 도 8 은 본 발명에 의한 회전하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법 중 롤 각도 보정 단계를 적용한 시뮬레이션의 결과와 실제 롤 각도 사이의 차이를 보인 다이어그램이다.
도 5 를 참조하면, 실제 롤 각도(90) 그래프 상에 본 발명에 따른 회전하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법에 의한 롤 각도 연산치(20)가 존재하는 것을 확인할 수 있다. 또한, 도 6 을 참조하면, 실제 롤 각도(90)와 본 발명에 따른 회전하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법에 의한 롤 각도 연산치(20) 사이의 차이(오차)가 ±20°(도) 이내에 대부분 존재하는 것을 확인할 수 있다. 즉, 본 발명에 따른 회전하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법에 의한 롤 각도 연산치(20)는, 실제 롤 각도(90)를 대부분 추정해 내는 것을 확인할 수 있는 것이다.
도 7 을 참조하면, 실제 롤 각도(90) 그래프와 보정된 롤 각도 연산치(25)가 일치함을 확인할 수 있다. 또한, 도 8 을 참조하면, 실제 롤 각도(90)와 보정된 롤 각도 연산치(25) 사이의 차이(오차)가 -2 °~ +5 ° 사이에 존재하는 것을 확인할 수 있다. 즉, 본 발명에 따른 회전하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법에 의한 롤 각도 연산치(20)를 다시 보정한 보정된 롤 각도 연산치(25)는, 롤 각도 연산치(20)에 비하여 보다 실제 롤 각도(90)에 근접함을 확인할 수 있는 것이다.
상술한 바와 같이, 본 발명의 기본적인 기술적 사상의 범주 내에서, 당업계의 통상의 지식을 가진 자에게 있어서는 다른 많은 변형이 가능하고, 본 발명의 권리범위는 첨부한 특허청구범위에 기초하여 해석되어야 할 것이다.
10 : GPS 신호
11 : GPS 데이터 12 : GPS 신호의 세기
13 : 회전하는 비행 물체의 위치 데이터 14 : 위성의 위치 데이터
15 : 최대 GPS 신호
20 : 롤 각도 연산치(φ) 21 : 롤 각속도(Z)
22 : 롤 각도 예측치(Xk -)
23 : 롤 각도의 오차공분산 예측치(Pk -)
24 : 칼만 이득 값(Kk)
25 : 보정된 롤 각도(Xk)
26 : 보정된 롤 각도의 오차공분산 값(Pk)
30 : 피치 각도(θ) 40 : 요 각도(ψ)
50 : 관성 좌표계
51 : 관성 좌표계에서 상대 위치벡터
60 : NED 좌표계
61 : NED 좌표계에서의 상대 위치벡터
70 : 표적지향 좌표계
71 : 표적지향 좌표계에서의 상대 위치벡터
80 : 중간 좌표계
81 : 동체 좌표계에서의 상대 위치벡터
85 : 동체 좌표계
90 : 실제 롤 각도
100 : 회전하는 비행 물체(P)
110 : 회전하는 비행 물체의 회전 축
120 : 안테나 130 : GPS 수신기
140 : 롤 각 연산 제어부 150 : 자이로스코프
200 : 위성
300 : 비행 물체의 목표점(T)

Claims (20)

  1. 롤 각도 추정 방법에 있어서,
    회전하는 비행 물체(P)가 위성으로부터 GPS 데이터가 포함된 GPS 신호를 소정의 시간 간격으로 수신하는 GPS 데이터 수신단계;
    상기 회전하는 비행 물체(P)가 상기 위성으로부터 상기 GPS 신호의 세기가 최대인 GPS 신호를 수신하는 경우, 상기 GPS 신호의 세기가 최대인 GPS 신호에 포함된 GPS 데이터로부터 상기 위성의 위치 데이터 및 상기 회전하는 비행 물체(P)의 위치 데이터를 추출하는 위치 데이터 추출단계;
    상기 위성의 위치 데이터 및 상기 회전하는 비행 물체(P)의 위치 데이터를 이용하여 관성좌표계(ECEF : Earth Centered Earth Fixed Coordinate System)에서의 상대 위치벡터를 연산하는 상대 위치벡터 연산단계; 및
    상기 관성좌표계(ECEF : Earth Centered Earth Fixed Coordinate System)에서의 상대 위치벡터를 이용하여 상기 비행 물체(P)의 롤 각도를 연산하는 롤 각도 연산단계;
    를 포함하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 롤 각도 연산단계 이후에,
    상기 연산된 롤 각도를 보정하는 롤 각도 보정단계;
    를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 GPS 데이터 수신단계에서,
    상기 회전하는 비행 물체(P)는 상기 비행 물체(P)가 전진하는 방향을 중심 축으로 회전하는 비행 물체(P)인 것을 특징으로 하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 GPS 데이터 수신단계에서,
    상기 회전하는 비행 물체(P)는, 안테나, GPS 수신기, 자이로스코프 및 롤 각 연산 제어부를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 GPS 데이터 수신단계 이후,
    상기 회전하는 비행 물체(P)가 상기 위성으로부터 상기 GPS 신호의 세기가 최대인 GPS 신호를 수신하지 못하는 경우, 상기 GPS 데이터 수신단계를 다시 수행하는 것을 특징으로 하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법.
  6. 제 1 항에 있어서,
    상기 상대 위치벡터 연산단계에서,
    상기 상대 위치벡터는 상기 비행 물체(P)에 대한 위성의 상대 위치벡터인 것을 특징으로 하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법.
  7. 제 1 항에 있어서,
    상기 롤 각도 연산단계는,
    상기 관성좌표계(ECEF : Earth Centered Earth Fixed Coordinate System)에서의 상대 위치벡터를 비행 물체(P)의 중심이 원점인 NED 좌표계(NED : North East Down Coordinate System)에서의 상대 위치벡터로 좌표 변환하는 제 1 좌표변환단계;
    상기 NED 좌표계(NED : North East Down Coordinate System)에서의 상대 위치벡터를 표적지향 좌표계에서의 상대 위치벡터로 좌표 변환하는 제 2 좌표변환단계; 및
    상기 표적지향 좌표계에서의 상대 위치벡터를 동체좌표계에서의 상대 위치벡터로 좌표 변환하는 과정에서 상기 비행 물체(P)의 롤 각도를 연산하는 제 3 좌표변환단계;
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법.
  8. 제 7 항에 있어서,
    상기 제 2 좌표변환단계에서는,
    상기 NED 좌표계(NED : North East Down Coordinate System)의 Z축을 회전하여 상기 NED 좌표계의 X 축을 상기 비행 물체(P)가 향하는 목표점(T)을 향하도록 요 각을 보상함으로써, 상기 NED 좌표계(NED : North East Down Coordinate System)에서의 상대 위치벡터를 상기 표적지향 좌표계에서의 상대 위치벡터로 좌표 변환하는 것을 특징으로 하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법.
  9. 제 8 항에 있어서,
    상기 제 2 좌표변환단계에서,
    상기 NED 좌표계(NED : North East Down Coordinate System)에서의 상대 위치벡터를 상기 표적지향 좌표계에서 상대 위치벡터로 좌표 변환하기 위하여 보상되는 요 각(ψ)은 다음 식,
    Figure 112014128152918-pat00017

    (여기서, 상기 λT 는 90에서 상기 목표점(T)의 위도를 뺀 성분이고, 상기 λP 는 90에서 상기 회전하는 비행 물체(P)의 위도를 뺀 성분이며, 상기 Δl 은 상기 회전하는 비행 물체(P)와 상기 목표점(T) 사이의 경도 차이 값을 의미함.)
    에 의해 산출되는 것을 특징으로 하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법.
  10. 제 7 항에 있어서,
    상기 제 3 좌표변환단계에서는,
    상기 표적지향 좌표계의 Y축을 회전하여 피치각을 보상한 중간 좌표계에서의 상대 위치벡터를 이용하여 상기 비행 물체(P)의 롤 각도를 계산하는 것을 특징으로 하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법.
  11. 제 7 항에 있어서,
    상기 표적지향 좌표계에서의 상대 위치벡터를 상기 동체좌표계에서의 상대 위치벡터로 좌표 변환하는 과정에서 사용되는 피치 각(θ)은 다음 식,
    Figure 112014128152918-pat00018

    (여기서, 상기 Vx n 은 상기 비행 물체(P)의 GPS 속도의 x 값이고, 상기 Vy n 은 상기 비행 물체(P)의 GPS 속도의 y 값이며, 상기 Vz n 은 상기 비행 물체(P)의 GPS 속도의 z 값임.)
    에 의해 산출되는 것을 특징으로 하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법.
  12. 제 10 항에 있어서,
    상기 표적지향 좌표계에서의 상대 위치벡터에서 y 성분(θ : 피치 각) 및 z 성분(ψ : 요각)을 보상한 상기 중간 좌표계에서의 상대 위치벡터의 y 성분 및 z 성분을 이용하여 상기 동체좌표계에서의 상대 위치벡터의 룰 각(φ : x 성분)을 연산하는 것을 특징으로 하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법.
  13. 제 12 항에 있어서,
    상기 제 3 좌표변환단계에서는,
    상기 롤 각(φ)은 다음 식,
    Figure 112014128152918-pat00019

    (여기서, 상기 py ψ 는 표적지향 좌표계에서 피치 각(θ)만큼 보정된 중간 좌표계에서의 상대 위치벡터의 y 성분이고, 상기 pz ψ 는 표적지향 좌표계에서 피치 각(θ)만큼 보정된 중간 좌표계에서의 상대 위치벡터의 z 성분임.)
    에 의해 산출되는 것을 특징으로 하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법.
  14. 제 2 항에 있어서,
    상기 롤 각도 보정단계는,
    상기 비행 물체(P)에 장착된 자이로스코프로부터 롤 각속도(Z)를 주기적으로 획득하는 롤 각속도 획득단계;
    상기 획득된 롤 각속도(Z)를 적분하여 상기 비행 물체의 롤 각도예측치(Xk -) 및 상기 롤 각도의 오차공분산 예측치(Pk -)를 연산하는 롤 각도 예측단계;
    상기 롤 각속도 획득단계에서 롤 각속도(Z)를 획득한 이후 다음 주기의 롤 각속도(Z)를 획득하기 이전에, 상기 롤 각도 연산단계에서 연산된 롤 각도 연산치(φ)가 존재하는지 판단하는 롤 각도 보정 개시단계;
    상기 롤 각도 연산단계에서 연산된 롤 각도 연산치(φ)가 존재하는 경우, 상기 롤 각도 연산치(φ) 중 어느 하나의 롤 각도 연산치(φk)를 선정하고 상기 롤 각도의 오차공분산 예측치(Pk -)을 이용하여 칼만 이득 값(Kk)를 연산하는 칼만 이득 연산단계;
    상기 칼만 이득 값(Kk) 및 상기 롤 각도 연산치(φk)를 이용하여 상기 롤 각도 예측치(Xk -)를 보정하는 롤 각도 보정단계;
    상기 존재하는 롤 각도 연산치(φ)를 모두 이용하였는지 판단하는 보정완료 판단단계; 및
    상기 존재하는 롤 각도 연산치(φ)를 모두 이용한 경우 상기 회전하는 비행 물체(P)가 목표점(T)에 도달하였는지 판단하는 보정계속 판단단계;
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법.
  15. 제 14 항에 있어서,
    상기 롤 각도 보정 개시단계에서,
    상기 롤 각속도 획득단계에서 롤 각속도(Z)를 획득한 이후 다음 주기의 롤 각속도(Z)를 획득하기 이전에, 상기 롤 각도 연산단계에서 롤 각도 연산치(φ)가 존재하지 않는 경우, 상기 보정계속 판단단계를 수행하는 것을 특징으로 하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법.
  16. 제 14 항에 있어서,
    보정완료 판단단계 이후,
    상기 존재하는 롤 각도 연산치(φ)를 모두 이용하지 못한 경우, 상기 롤 각도 보정 개시단계를 수행하는 것을 특징으로 하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법.
  17. 제 14 항에 있어서,
    상기 보정계속 판단단계 이후,
    상기 회전하는 비행 물체(P)가 목표점(T)에 도달하는 경우, 상기 롤 각도 보정단계를 종료하는 것을 특징으로 하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법.
  18. 제 14 항에 있어서,
    상기 롤 각도 예측단계에서,
    상기 롤 각도 예측치(Xk -) 및 롤 각도의 오차공분산 예측치(Pk -)은 다음 식,
    Figure 112014128152918-pat00020

    Figure 112014128152918-pat00021

    (여기서, 상기 Xk -1 은 이전 주기의 롤 각속도(21)와 롤 각도 연산치를 이용하여 보정된 롤 각도(25)이고, 상기 Z 는 현재 주기의 롤 각속도(21)이며, Δt 는 롤 각도 예측치(22)를 연산하기 위하여 롤 각속도(21)를 적분하는 단위시간으로써의 샘플링 타임이고, 상기 Pk -1 은 이전 주기에서 보정된 롤 각도의 오차공분산 값(26)이며, 상기 Q 는 시스템 노이즈로 상수임.)
    에 의해 산출되는 것을 특징으로 하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법.
  19. 제 14 항에 있어서,
    상기 칼만 이득 연산단계에서,
    상기 칼만 이득 값(Kk)은 다음 식,
    Figure 112014128152918-pat00022

    (여기서, 상기 Pk - 는 롤 각도의 오차공분산 예측치(23)이고, 상기 R 은 롤 각도 예측이에 대한 노이즈로 상수임)
    에 의해 산출되는 것을 특징으로 하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법.
  20. 제 14 항에 있어서,
    상기 롤 각도 보정단계에서,
    상기 보정된 롤 각도(Xk) 및 현재 주기에서 롤 각도의 오차공분산 값(Pk)은 다음 식,
    Figure 112014128152918-pat00023

    Figure 112014128152918-pat00024

    (여기서, 상기 Xk - 는 현재 주기에서의 롤 각도 예측치이고, 상기 Kk 는 칼만 이득 값이며, 상기 φk 는 상기 칼만 이득 연산단계에서 선정된 롤 각도 연산치이고, 상기 Pk - 는 현재 주기에서 롤 각도의 오차공분산 예측치임.)
    에 의해 산출되는 것을 특징으로 하는 비행 물체의 롤 각도 추정 방법.
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