KR101645869B1

KR101645869B1 - 신호 발생기를 포함하는 비행체 관제용 송신장치

Info

Publication number: KR101645869B1
Application number: KR1020150051583A
Authority: KR
Inventors: 류근영
Original assignee: 주식회사 알피원
Priority date: 2015-04-13
Filing date: 2015-04-13
Publication date: 2016-08-05

Abstract

모드 차이에 의한 검출 차이 값을 보정하여 모드에 따라 출력의 검출값이 변하지 않도록 하는 개선된 비행체 관제용 송신장치가 개시된다. 이러한 비행체 관제용 송신장치는, 모드별 펄스 신호들을 발생시키는 신호 발생부, 신호 발생부에서 발생된 모드별 펄스 신호들을 상향변환하는 상향변환모듈, 상향변환모듈에 의해 상향변환된 모드별 펄스 신호들을 입력받아 펄스 증폭부에서 증폭시켜 송신 안테나를 통해 송출하는 송신부, 송신 안테나를 통해 송출되는 송출 신호에 대한 비행체 측의 응답에 따라, 송신 안테나를 통해 송출될 송출 신호들의 출력의 크기를 변화시켜 관제 범위를 변화시키도록 송신부를 제어하기 위해, 관리자에 의해 제어되는 제어부, 펄스 증폭부에 의해 증폭된 펄스 신호들을 검출하는 검출부, 신호 발생부에 의해 발생된 모드별 펄스 신호들, 모드별 펄스 신호들에 대응하는, 검출부에 의해 검출된 중간 검출 신호들과, 모드별 펄스 신호들 및 중간 검출 신호들 쌍에 대응하는 오프셋 값들 - 오프셋 값들은 모드의 변화에 의존하여 최종 검출 신호들이 변하지 않도록 보상하는 값들임 - 로 구성된 룩업 테이블, 그리고 신호 발생부에 의해 발생된 모드별 펄스 신호들 및 모드별 펄스 신호들에 대응하는, 검출부에 의해 검출된 중간 검출 신호들을 입력받고, 룩업 테이블을 참조하여, 모드의 변화에 의존하여 변하지 않는 최종 검출 신호들을 제어부 측으로 출력하는 연산부를 포함한다.

Description

신호 발생기를 포함하는 비행체 관제용 송신장치{TRANSMITTER INCLUDING SIGNAL GENERATOR FOR CONTROLING FLYING OBJECT}

본 발명은 비행체 관제용 송신장치에 관한 것으로, 더 구체적으로는 신호발생기와 고출력 증폭기가 하나로 합체되어 보다 슬림하게 제작가능하며 종래 펄스 증폭기의 최대 문제점 중 하나인 선형성 부족 등으로 인해 펄스 증폭기에서 측정하는 출력값 검출(detection) 문제의 차이를 신호발생기 입력신호와 비교하여 더욱 정밀하게 제어할 수 있도록 하는 신호 발생기를 포함하는 비행체 관제용 송신장치에 관한 것이다.

현대 항공교통관제(ATC;Air Traffic Control)에서는 공항 주변의 비행체의 위치를 찾는 방법으로 전통적인 기능의 주레이더(PSR;Primary Surveillance Radar)와 보조감시레이더(SSR;Secondary Surveillance Radar)를 함께 쓴다. 이들은 전파를 이용해 항공기 탑재장비(트랜스폰더)와 항공기호출부호·비행 계획·위치·고도 등의 정보를 자동으로 주고받는 장비다. 관제사들은 이들 두 레이더의 수신 정보를 조합하여 어떤 항공기가 어디쯤 날고 있는지 한눈에 알 수 있다.

그러나, 최근에 급격하게 늘어나는 사설 비행기와 증가하는 항공기 이착륙 수요와, 미등록된 무인비행기들에 의해 공항 주변은 큰 혼잡을 겪고 있고, 기존의 방식을 보완 또는 수정해야 할 필요성이 제기되고 있다.

도 1에는 주레이더와 보조감시레이더를 함께 이용하는 기존의 관제시스템과 ADS-B를 이용하는 차세대 관제시스템이 도시되어 있으며, 도 2에는 이들 관제시스템에서 설치 운영되는 것으로서, 하나의 송신기, 복수 개의 수신기 및 관제탑, 그리고 비행체를 고려한 설치 운영의 개략도가 도시되어 있다.

도 1 및 도 2에 도시된 바와 같이, 기존의 관제시스템에서는 일반적으로 지상공항에서 항공기 추적에 사용되는 레이더는 초단파(VHF, 30~300MHz)나 극초단파(UHF, 300~3000MHz)를 쓴다. 초단파나 극초단파는 파장이 짧고 직진성이 강한 특성을 가져 물체의 위치를 정밀 추적할 수 있으나 송수신 거리가 짧다. 그리고, 전파 진행 방향에서 산과 같은 장애물이 있으면 사각지대(음영구역)가 생긴다. 이 때문에 레이더가 설치된 내륙에서 멀리 떨어진 대양에서는 항공기 위치 추적이 힘들다. 또한, 조종사들은 관제탑과 교신할 때 비교적 긴 파장의 단파(HF, 3~30MHz)를 사용한다. 단파의 경우 전리층에서 반사가 잘 돼 멀리 떨어진 곳에서도 교신이 가능하여, 통신에서 사용 빈도가 가장 높은 주파수 대역이다. 하지만, 이러한 단파를 이용해서 항공기 위치 정보를 계속 갱신하기는 힘들다. 그 결과, 레이더·단파 통신이 끊긴 항공기의 위치를 추적하는 것은 쉽지 않아 공항을 이륙한 항공기가 실종되는 사례가 종종 발생하기도 한다.

이러한 여러 가지 단점들을 보완하고자 한국을 포함한 전 세계 여러 국가에서는 GPS를 기반으로 하는 차세대 항공기 위치 탐지시스템(ADS-B;Automatic Dependent Surveillance-Broadcasting(방송형 자동 종속 감시))의 보급을 서두르고 있다. 도 1에 도시된 바와 같이, 이 장비를 탑재한 항공기는 GPS로 확인한 자신의 위치 정보를 UHF 채널로 주기적으로 '방송(Broadcasting)'할 수 있다. UHF 채널로 방송되는 항공기 위치 정보는 지상에 설치된 ADS-B 지상 수신기로 받아볼 수 있다.

레이더의 항적 갱신율은 5 ~ 12초임에 비해 ADS-B의 항적 갱신율은 0.5초인데, 이는 ADS-B가 레이더에 비해 10배 이상 더 자주 항공기 위치를 확인할 수 있음을 의미하며, GPS 정보를 이용하므로 제공하는 위치 정보도 레이더보다 훨씬 더 정밀하다. 따라서, 이러한 이점으로 인해 근래 들어 ADS-B를 기반으로 한 관제 시스템이 테스트되었고, 향후 수년 이내에 본격적으로 ADS-B가 적용될 것으로 전망된다. 미국의 경우, 수년 내에 자국 영공을 지나는 모든 항공기에 대해 ADS-B 사용을 의무화할 계획에 있다. 하지만, 이러한 ADS-B도 한계가 있다. 레이더와 마찬가지로 바다 한가운데로 나가 지상 수신기와 멀어지면 위치 확인이 힘들다는 점이다.

또한, 비행체 측으로 관제 신호를 송출하기 위한 송신기 측에서도 외부의 컴퓨터와 통신이 불가능한 상황이 빈번하게 발생하고 있으며, 이러한 상황에서 원활하게 비행체와의 교신이 이뤄지지 않아, 비행체의 고도, 국적, 위치, 속도, 기종 등의 정보들을 파악하는데 문제가 발생하고 있다.

그뿐만 아니라, 기존의 검출기를 이용한 검출시에는 송신기의 출력이 동일한 값으로 출력되더라도 검출값이 모드에 따라 차이를 보이게 되어, 관리자에 의한 제어를 매우 어렵게 하며, 관리자가 송신기의 출력을 과도하게 높일 가능성도 있어 송신기의 부품이나 이를 포함하는 시스템 전체의 손상이 초래될 우려가 있다.

따라서, 이러한 여러 가지 문제점들을 해결하기 위한 방안이 당해 기술 분야에서 요구되고 있다.

대한민국 공개특허 10-2014-0060135(2014.05.19.)

본 발명이 해결하고자 하는 과제는, 종래 펄스 증폭기의 최대 문제점 중 하나인 선형성 부족 등으로 인해 펄스 증폭기에서 측정하는 출력값 검출(detection) 문제의 차이를 신호발생기 입력신호와 비교하여 더욱 정밀하게 제어할 수 있도록 하는 신호 발생기를 포함하는 비행체 관제용 송신장치를 제공하는 것이다.

상기 과제를 해결하기 위한 본 발명의 일 양상에 따른 비행체 관제용 송신장치는, 모드(mode)별 펄스 신호들을 발생시키는 신호 발생부(130); 상기 신호 발생부에서 발생된 모드별 펄스 신호들을 상향변환(up converting)하는 상향변환모듈(132); 상기 상향변환모듈에 의해 상향변환된 모드별 펄스 신호들(S1')을 입력받아 펄스 증폭부(140)에서 증폭시켜 송신 안테나(115)를 통해 송출하는, 송신부(110); 상기 송신 안테나(115)를 통해 송출되는 송출 신호에 대한 비행체 측의 응답에 따라, 상기 송신 안테나(115)를 통해 송출될 송출 신호들의 출력의 크기를 변화시켜 관제 범위를 변화시키도록 상기 송신부를 제어하기 위해, 관리자에 의해 제어되는 제어부(120); 상기 펄스 증폭부에 의해 증폭된 펄스 신호들(S2)을 검출하는 검출부(150); 상기 신호 발생부에 의해 발생된 모드별 펄스 신호들(S1), 상기 모드별 펄스 신호들에 대응하는, 상기 검출부에 의해 검출된 중간 검출 신호들(S3), 및 상기 모드별 펄스 신호들 및 상기 중간 검출 신호들 쌍에 대응하는 오프셋 값들 - 상기 오프셋 값들은 모드의 변화에 의존하여 최종 검출 신호들(S4)이 변하지 않도록 보상하는 값들임 - 로 구성된 룩업 테이블(160); 및 상기 신호 발생부에 의해 발생된 모드별 펄스 신호들(S1) 및 상기 모드별 펄스 신호들에 대응하는, 상기 검출부에 의해 검출된 중간 검출 신호들(S3)을 입력받고, 상기 룩업 테이블을 참조하여, 모드의 변화에 의존하여 변하지 않는 최종 검출 신호들(S4)을 상기 제어부 측으로 출력하는 연산부(170);를 포함한다.

일 실시예에 따라, 상기 룩업 테이블(160)은 상기 신호 발생부에서 발생된 펄스 신호들 중 어느 하나의 모드의 펄스 신호들을 기준으로 하여 작성되고, 상기 오프셋 값들은, 기준이 되는 상기 어느 하나의 모드의 펄스 신호들에 대응하는 중간 검출 신호와, 각각의 모드의 펄스 신호들에 대응하는 중간 검출 신호와의 차(subtraction)이다.

일 실시예에 따라, 상기 중간 검출 신호들(S3) 및 최종 검출 신호들(S4)은 전압 값으로 표시될 수 있다.

일 실시예에 따라, 상기 비행체 관제용 송신장치는 외부에 장착된 펑션 키(function key)를 더 포함하고, 상기 신호 발생부(130)는 상기 펑션 키를 통한 입력에 따라 신호를 발생시키는 FPGA(Field Programmable Gate Array) 모듈을 포함한다.

일 실시예에 따라, 상기 검출부(150)는, 상기 펄스 증폭부와 커플링된 커플러(151); 상기 펄스 증폭부의 출력에 따른 커플링 펄스를 검출하는 검출 다이오드(152); 상기 검출 다이오드(152)에서 검출된 펄스를 아날로그-디지털 변환하는 AD 컨버터(153); 및 상기 AD 컨버터에 의해 아날로그-디지털 변환된 신호를 증폭하는 연산 증폭기(154);를 포함한다.

본 발명은 신호 발생기를 포함하는 비행체 관제용 송신장치를 제공함으로써, 신호발생기와 고출력 증폭기가 하나로 합체되어 보다 슬림하게 제작가능하며, 종래 펄스 증폭기의 최대 문제점 중 하나인 선형성 부족 등으로 인해 펄스 증폭기에서 측정하는 출력값 검출(detection) 문제의 차이를 신호발생기 입력신호와 비교하여 더욱 정밀하고 용이하게 제어할 수 있도록 하는 효과를 갖는다.

도 1은 주레이더와 보조감시레이더를 함께 이용하는 기존의 관제시스템과 ADS-B를 이용하는 차세대 관제시스템의 개략도이고,
도 2는 하나의 송신기, 복수 개의 수신기 및 관제탑, 그리고 비행체를 고려한 설치 운영의 개략도이고,
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 신호 발생기를 포함하는 비행체 관제용 송신장치에서 신호 발생기 일체형 증폭기 모듈과, 전원 장치(AC전원(UPS), AC/DC 전원(PSU)) 등과의 연결 관계를 간략하게 도시한 블록도이고,
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 관제용 송신장치의 블록도이고,
도 5는 도 4에서 검출부(150)의 일 예를 구체적으로 나타낸 블록도이고,
도 6a는 신호발생기(130)가 탑재된 디지털 PCB, 업다운 컨버터(UDC) 모듈(132)이 탑재되는 RF PCB, 그리고 펄스 증폭부(140) 간의 관계를 나타내기 위한 도면이고, 도 6b, 도 6c, 및 도 6d는 각각 도 6a의 디지털 PCB 제품의 일 예를 보인 사진, RF PCB 제품의 일 예를 보인 사진, 그리고 펄스 증폭부(140) 구성의 일 예를 보인 블록도이다.

이하에서는 본 발명의 바람직한 실시예들을 첨부된 도면들을 참조하여 설명한다. 첨부된 도면들 및 이에 관한 설명은 본 발명에 대하여 당해 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 이해할 수 있도록 하기 위해 예시된 것이다. 따라서, 첨부된 도면들 및 이에 관한 설명이 본 발명의 범위를 한정하는 것으로 해석되어서는 아니될 것이다.

도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 신호 발생기를 포함하는 비행체 관제용 송신장치에서 신호 발생기 일체형 증폭기 모듈과, 전원 장치(AC전원(UPS), AC/DC 전원(PSU)) 등과의 연결 관계를 간략하게 도시한 블록도이다. 도 3에 도시된 바와 같이, 기본적으로,본 발명의 일 실시예에 따른 신호 발생기를 포함하는 비행체 관제용 송신장치는 질문 데이터(Interrogation data)를 신호발생기 일체형 증폭기 모듈에 의해 증폭시켜 송신안테나를 통해 송출하며, 관리자 단말을 통한 입력을 받아 제어부를 통해 제어된다. 제어부에 의해 질문 데이터(interrogation data)는 신호처리부, 즉 신호발생기 일체형 증폭기 모듈 측으로 보내어져 송출될 수 있도록 한다. 이 경우, GPS 수신부(또는 GPS 처리부)에서는 GPS 안테나를 통해 GPS 신호를 수신하여 FPGA에서 펄스 신호를 발생함에 있어서 클럭으로 시각 동기화한다. 도 3에서의 DET 연산부는 도 4 또는 도 5에서의 참조부호 170, 즉 연산부에 대응하는 구성요소이고, GPS 수신부와 시각 동기 블록으로 표시된 부분은 도 5에서의 참조부호 134, 즉 GPS 처리부에 대응하는 구성요소이다. 그리고, 고출력 증폭기는 도 4 또는 도 5에서 참조부호 140, 즉 펄스 증폭부에 대응하는 구성요소이고, 상향 컨버터는 도 4 또는 도 5에서 참조부호 132, 즉 UDC 모듈에 대응하는 구성요소이다. 본 발명의 일 실시예에 따른 신호 발생기를 포함하는 비행체 관제용 송신장치에 관해서는 이하에서 도 4 및 도 5를 참조하여 더욱 상세히 설명된다.

그리고, 앞서 간단히 언급한 SSR은 일반적으로 지상에 설치된 송신기 부분과 수신기 부분, 그리고 비행체에 탑재된 트랜스폰더로 구성된다. 비행체에 탑재된 트랜스폰더는 지상의 질문에 응답신호를 송출하고 지상에서는 질문 송출에서 응답신호 수신까지의 시간차로부터 거리를 계산하고 안테나 방위각을 측정하여 2차원 위치를 측정한다. 여기에 사용되는 모드로서, 모드-A(Mode-A), 모드-C(Mode-C), 모드-S(Mode-S)가 있다. 예를 들어, 모드-A(Mode-A), 모드-C(Mode-C) 트랜스폰더를 장착한 항공기의 경우, 모드-A(비행체 ID) 코드로 비행체를 식별하고 고도 정보는 모드-C(기압고도) 코드가 포함된 다운링크 프레임에서 구한다. 모드-S는 24비트 ID와 비행번호만 전송하는 ELS(Elementary Surveillance), 비행 상태벡터까지 전송하는 EHS(Enhanced Surveillance)와 질문기에 동기되지 않고 비행체 위치정보를 랜덤하게 방송하는 ES(Extended Squitter) 중 어느 하나일 수 있다. 특히, SSR/Mode-S ES는 일반적으로 1090ES로 일컬어지며, ADS-B 신호로서 활용되고 있다.

도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 관제용 송신장치의 블록도이고, 도 5는 도 4에서 검출부(150)의 일 예를 구체적으로 나타낸 블록도이다.

먼저, 도 4를 참조하면, 본 발명의 일 양상에 따른 비행체 관제용 송신장치는, 크게 신호 발생부(130), 상향변환모듈(132), 송신부(110), 제어부(120), 검출부(150), 룩업 테이블(160), 및 연산부(170)를 포함한다.

신호 발생부(본 명세서 내에서는 '신호 발생기'로도 일컬어짐)(130)는, 모드(예컨대, 모드-A, 모드-C, 모드-S)별 펄스 신호들(S1)을 발생시키는 부분으로서, 신호 발생을 위한 FPGA(Field Programmable Gate Array) 모듈(130_1)과, 신호 발생부(130)(구체적으로는 FPGA 모듈(130_1))에서 발생된 모드별 펄스 신호들(S1)과 중간 검출 신호들(S3) 그리고 룩업 테이블(160)을 참조하여, 모드의 변화에 의존하여 변하지 않는 최종 검출 신호들(S4)을 생성하여 제어부(120) 측으로 출력하기 위한 연산부(170)를 포함한다. 더 나아가, 상기 비행체 관제용 송신장치가 외부에 장착된 펑션 키(function key)를 포함하고, 이 경우 신호 발생부(130)에 포함되는 FPGA 모듈(130_1)은 상기 펑션 키를 통한 입력에 따라 모드 신호를 발생시킬 수 있다. 신호 발생부(130)를 포함하는 PCB는 도 6b에 예시되어 있다. 또한, 도 4에는 도시되어 있지 않으나, FPGA 모듈(130_1)에 의한 펄스 신호 생성에 요구되는 클럭(CLK), 즉 동기 클럭은 GPS 처리부(134, 도 5 참조)로부터 인가된다(이에 관하여는 도 5의 도면에 도시되어 있음).

상향변환모듈(Up converting module)(132)은 신호 발생부(130)에서 발생된 모드별 펄스 신호들(S1)을 상향변환(up converting)한다. 하향변환도 함께 고려하여 설계되는 것이 일반적이므로, 도 4에서는 상하향변환 모듈, 즉 UDC(Up Down Converter) 모듈로 표시하였다. 상향변환된 모드별 펄스 신호들(S1')은 송신부(110) 측으로 보내진다. 예를 들어, 신호 발생부(130)에서 발생되는 펄스 신호의 주파수가 70MHz라면, 상향변환 모듈(132) 측에서는 70MHz의 펄스 신호를 1030MHz의 펄스 신호로 상향변환하여 송신부(110) 측으로 내보낸다. 상향변환 모듈(132)을 포함하는 PCB는 도 6c에 예시되어 있다.

송신부(110)는 상향변환모듈(132)에 의해 상향변환된 모드별 펄스 신호들(S1')을 입력받아 펄스 증폭부(140)에서 증폭시켜 송신 안테나(115)를 통해, 증폭된 펄스 신호들(S2)이 송신 안테나(115)를 통해서 송출되도록 한다.

제어부(120)는 송신 안테나(115)를 통해 송출되는 송출 신호에 대한 비행체 측의 응답에 따라서, 송신 안테나(115)를 통해 송출된 송출 신호들의 출력의 크기를 변화시켜 관제 범위를 변화시키도록 송신부(110)를 제어하기 위해 관리자에 의해 제어를 받는 부분이다.

검출부(150)는 펄스 증폭부(140)에서 증폭된 펄스 신호들(S2)을 검출하는 부분으로서, 증폭된 펄스 신호들(S2)에 대응하는 검출 신호는 S2'로 표시되며, 검출부(150)는 증폭된 펄스 신호들(S2)에 대응하는 검출 신호(S2')를 신호 발생부(130) 내의 연산부(170) 측으로 보낸다.

룩업 테이블(160)은 신호 발생부(130), 즉 구체적으로는 FPGA 모듈(130_1)에서 발생된 모드별 펄스 신호들(S1), 이러한 모드별 펄스 신호들에 대응하는, 검출부(150)에 의해 검출되는 중간 검출 신호들(S3), 그리고 상기 모드별 펄스 신호들(S1) 및 상기 중간 검출 신호들(S3) 쌍에 대응하는 오프셋 값들로 구성된다. 오프셋 값들은 모드의 변화에 의존하여 최종 검출 신호들(S4)이 변하지 않도록 보상해주는 값들이다. 예를 들어, 룩업 테이블(160)은 신호 발생부(130)에서 발생된 펄스 신호들 중 어느 하나의 모드의 펄스 신호들을 기준으로 하여 작성되고, 상기 오프셋 값들은, 기준이 되는 상기 어느 하나의 모드의 펄스 신호들(S1)에 대응하는 중간 검출 신호(S3)와, 각각의 모드의 펄스 신호들(S1)에 대응하는 중간 검출 신호(S3)와의 차(subtraction)이다. 예컨대, 중간 검출 신호들(S3) 및 최종 검출 신호들(S4)은 도 4에 도시된 바와 같이, 전압 값으로 표시될 수 있다. 룩업 테이블(160)의 일 예는 아래 표 1과 같으나, 이러한 예로 한정되는 것은 아니다.

펄스 증폭기의 출력	모드-A	모드-C	모드-S	모드-S, All
57dBm	1V(+3V)	2V(+2V)	4V(기준값)	-
47dBm	0.5V(+2.5V)	1V(+2V)	3V(기준값)	-
37dBm	0V(+2V)	1V(+1V)	2V(기준값)	-

위의 표 1에서 각각의 펄스 증폭기의 출력(Output Power)별로 모드-S를 기준으로 하였으며, 괄호 안의 숫자들은 보상해야 할 값이다. 예컨대, 출력이 57dBm인 경우, 모드-A의 경우에는 +3V를 보상해주고, 모드-B의 경우에는 +2V를 보상해주어야, 모드변동에 따른 출력의 검출값, 즉 최종 검출 신호들(S4)이 변하지 않게 되어 관리자에 의한 정확한 제어가 용이해지도록 할 수 있다. 이와는 다르게, 기준 값을 모드-A로 잡으면, 모드-C의 경우 -1V, 모드-S의 경우 -3V의 값으로 보상해주어야 한다. 출력이 47dBm, 37dBm인 경우에도 이와 유사한 방식으로 보상값을 정할 수 있다. 이렇게 함으로써, 출력값(즉, 펄스 증폭기의 이득에 의존하는 값)이, 모드가 바뀌더라도 일정한 값으로 검출될 수 있어, 관제 범위에 따른 출력값 조절을 용이하게 할 수 있게 된다.

연산부(170)는 신호 발생부(130), 즉 구체적으로는 FPGA 모듈(130_1)에서 발생된 모드별 펄스 신호들(S1) 및 모드별 펄스 신호들(S1)에 대응하는, 검출부(150)에 의해 검출되는 중간 검출 신호들(S3)을 입력받고, 룩업 테이블(160)을 참조하여, 모드의 변화에 의존하여 변하지 않는 최종 검출 신호들(S4)을 제어부(120) 측으로 출력한다.

다음으로 도 5를 참조하면, 검출부(150)는 펄스 증폭부(140)와 커플링된 커플러(151), 펄스 증폭부(140)의 출력에 따른 커플링 펄스를 검출하는 검출 다이오드(152), 검출 다이오드(152)에서 검출된 펄스를 아날로그-디지털 변환하는 AD 컨버터(153), 및 AD 컨버터(153)에 의해 아날로그-디지털 변환된 신호를 증폭하는 연산 증폭기(154)를 포함한다. 도 5에서 아이솔레이터(isolator)(145)는, 송신 안테나(115) 측으로부터의 반사파로 인해 펄스 증폭부(140), 상향변환 모듈(132) 및 신호 발생부(130) 등을 포함하는 송신 장치 내부가 영향을 받지 않도록 격리시키기 위한 구성요소이다.

도 6a는 신호발생기(130)가 탑재된 PCB, 업다운 컨버터(UDC) 모듈(132)이 탑재되는 PCB, 그리고 펄스 증폭부(140) 간의 관계를 나타내기 위한 도면이고, 도 6b 및 도 6c는 각각 도 6a의 PCB 및 PCB 제품의 일 예를 보인 사진이며, 도 6d는 펄스 증폭부(140) 구성의 일 예를 보인 블록도이다. 도 6b 내지 도 6d에서 소자들 각각의 배치 구조는 도시된 예로 한정되는 것이 아님에 유의하여야 할 것이다.

상술한 바와 같이, 본 발명에 따른 비행체 관제용 송신장치는, 컴퓨터와의 통신을 통하여 모드를 선정할 수 있으며, 통신을 통한 선정에 따라, 내장된 신호 발생부에서 모드 신호를 발생시켜 펄스 증폭기를 통해 증폭되어 송신 안테나를 통해 방사될 수 있도록 한다. 이렇게 방사된 신호는 비행체(예컨대, 유인비행기, 민간 사설 비행기, 무인 항공기 등)에 전달되고, 비행체에 내장된 송수신기는 수신된 신호에서 요구하는 정보를 관제탑 주변 수신기에 전달하고, 관제탑에서는 이 신호들을 취합하여 비행체의 고도, 국적, 위치, 속도, 비행체의 기종 등의 정보들을 알아낼 수 있게 된다. 뿐만 아니라, 본 발명에 따른 비행체 관제용 송신장치는, 외부의 컴퓨터와 통신이 불가능한 상황이 발생하더라도, 내장된 신호 발생부를 통해 장치 외부에 장착된 펑션 키를 이용하여 펄스 신호를 발생시켜 증폭하여 송신 안테나를 통해 방사시켜 비행체의 각종 정보들을 알아낼 수 있다.

또한, 본 발명에 따른 비행체 관제용 송신장치는, 신호 발생부와, 고출력 증폭기인 펄스 증폭부를 하나로 합체시켜 구성할 수 있으므로, 기존의 송신장치에 비해 더 슬림하게 제작할 수 있도록 하며, 기존 펄스 증폭기의 최대 문제점 중 하나인 선형성 부족으로 인해 펄스 증폭기에서 측정하는 출력값 검출 문제의 차이를 신호 발생부에서 발생된 신호와 비교하여 더욱 정밀하게 제어할 수 있도록 해준다.

한편, 일반적으로 증폭기 내에 포함된 트랜지스터는 비선형 특성을 나타내므로, 앞단에 선형화 기술을 사용하여 최종적으로 선형화된 특성을 나타낼 수 있도록 하는데 이론적으로는 원하는 구간까지 가능하나, 실제로는 일부구간(예컨대, 10 내지 15dB 정도)에서 선형성을 나타낼 수 있다. 하지만, 펄스 증폭기의 경우 가까운 지역 1km 내외를 관제하기 위해 30dBm(1w) 정도의 출력이 필요하고 먼거리 300km 내외를 관제하기 위해 57dbm(500w) 정도의 출력이 필요하다. 이를 위해서는 출력값 차이인 27dB 구간에서 선형성을 가져야 하기 때문에 기존의 증폭기만으로는 원하는 구간의 선형성을 유지하기 어렵다. 따라서, 이를 보완하고자 스펙상에 +-2dB의 편차를 둔다.

뿐만 아니라, 기존의 증폭기에 포함된 검출부만으로는 피크(peak) 값을 검출하더라도 펄스 주기가 매우 짧음으로 인해 각각의 모드별 검출이 되지 않을 뿐만 아니라, 모드의 변화에 따른 출력 검출값이 각각 상이하여 관리자가 시스템을 정밀하게 제어하는 것을 매우 어렵게 한다.

다시 말해, 도 5에 도시된 바와 같이, 중간 검출 신호(S3)로 검출하는 경우에는 검출된 값이 모드별로 차이가 발생하게 되는데, 본 발명에 의하면 이러한 중간 검출 신호(S3)를 다시 신호처리부, 즉 연산부로 피드백시켜 룩업 테이블을 참조하여 모드 차이에 의한 검출 차이 값을 보정해 주게 되므로, 어느 모드로 입력이 되든지 동일한 출력값의 검출값을 보여줄 수 있게 된다.

110 : 송신부 115 : 송신 안테나
120 : 제어부 130 : 신호 발생부
140 : 펄스 증폭부 150 : 검출부
160 : 룩업 테이블 170 : 연산부

Claims

삭제
모드(mode)별 펄스 신호들을 발생시키는 신호 발생부(130);
상기 신호 발생부에서 발생된 모드별 펄스 신호들을 상향변환(up converting)하는 상향변환모듈(132);
상기 상향변환모듈에 의해 상향변환된 모드별 펄스 신호들(S1')을 입력받아 펄스 증폭부(140)에서 증폭시켜 송신 안테나(115)를 통해 송출하는, 송신부(110);
상기 송신 안테나(115)를 통해 송출되는 송출 신호에 대한 비행체 측의 응답에 따라, 상기 송신 안테나(115)를 통해 송출될 송출 신호들의 출력의 크기를 변화시켜 관제 범위를 변화시키도록 상기 송신부를 제어하기 위해, 관리자에 의해 제어되는 제어부(120);
상기 펄스 증폭부에 의해 증폭된 펄스 신호들(S2)을 검출하는 검출부(150);
상기 신호 발생부에 의해 발생된 모드별 펄스 신호들(S1), 상기 신호 발생부에 의해 발생된 모드별 펄스 신호들(S1)에 대응하는, 상기 검출부에 의해 검출된 중간 검출 신호들(S3), 및 상기 신호 발생부에 의해 발생된 모드별 펄스 신호들(S1) 및 상기 중간 검출 신호들 쌍에 대응하는 오프셋 값들 - 상기 오프셋 값들은 모드의 변화에 의존하여 최종 검출 신호들(S4)이 변하지 않도록 보상하는 값들임 - 로 구성된 룩업 테이블(160); 및
상기 신호 발생부에 의해 발생된 모드별 펄스 신호들(S1) 및 상기 모드별 펄스 신호들에 대응하는, 상기 검출부에 의해 검출된 중간 검출 신호들(S3)을 입력받고, 상기 룩업 테이블을 참조하여, 모드의 변화에 의존하여 변하지 않는 최종 검출 신호들(S4)을 상기 제어부 측으로 출력하는 연산부(170);를 포함하며,
상기 룩업 테이블(160)은 상기 신호 발생부에서 발생된 펄스 신호들 중 어느 하나의 모드의 펄스 신호들을 기준으로 하여 작성되고, 상기 오프셋 값들은, 기준이 되는 상기 어느 하나의 모드의 펄스 신호들에 대응하는 중간 검출 신호와, 각각의 모드의 펄스 신호들에 대응하는 중간 검출 신호와의 차(subtraction)인 것을 특징으로 하는 비행체 관제용 송신장치.
청구항 2에 있어서, 상기 중간 검출 신호들(S3) 및 최종 검출 신호들(S4)은 전압 값으로 표시되는 것을 특징으로 하는 비행체 관제용 송신장치.
청구항 3에 있어서, 상기 비행체 관제용 송신장치는 외부에 장착된 펑션 키(function key)를 더 포함하고,
상기 신호 발생부(130)는 상기 펑션 키를 통한 입력에 따라 신호를 발생시키는 FPGA(Field Programmable Gate Array) 모듈(130_1)을 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체 관제용 송신장치.
청구항 4에 있어서, 상기 검출부(150)는,
상기 펄스 증폭부와 커플링된 커플러(151);
상기 펄스 증폭부의 출력에 따른 커플링 펄스를 검출하는 검출 다이오드(152);
상기 검출 다이오드에서 검출된 펄스를 아날로그-디지털 변환하는 AD 컨버터(153); 및
상기 AD 컨버터에 의해 아날로그-디지털 변환된 신호를 증폭하는 연산 증폭기(154);를 포함하는 것을 특징으로 하는, 비행체 관제용 송신장치.