KR101751647B1 - The rejection of body coupling signal from guidance signal in a seeker with stabilization loop - Google Patents

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KR101751647B1 KR1020160126411A KR20160126411A KR101751647B1 KR 101751647 B1 KR101751647 B1 KR 101751647B1 KR 1020160126411 A KR1020160126411 A KR 1020160126411A KR 20160126411 A KR20160126411 A KR 20160126411A KR 101751647 B1 KR101751647 B1 KR 101751647B1
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stabilization loop
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김필성
엄태윤
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국방과학연구소
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Abstract

본 발명은 표적을 요격하기 위한 비행체의 공간 안정화루프를 가지는 탐색기 유도신호에 포함된 상기 비행체의 동체운동 성분을 제거한 시선변화율을 산출하여 유도명령을 생성하는 공간 안정화루프를 가지는 탐색기 유도신호의 동체운동 성분 제거방법으로서, 본 발명에 의하면, 공간 안정화루프를 가지는 2축 김블형 탐색기에서 유도신호로부터 유도루프의 안정성을 증가시킬 수 있다.The object of the present invention is to provide a navigation apparatus and a navigation apparatus, which have a space stabilization loop for calculating a change rate of a line of sight of a vehicle, As a component removal method, according to the present invention, it is possible to increase the stability of an induction loop from an induction signal in a biaxial gyre-type searcher having a space stabilization loop.

Description

공간 안정화루프를 가지는 탐색기 유도신호의 동체운동 성분 제거방법{THE REJECTION OF BODY COUPLING SIGNAL FROM GUIDANCE SIGNAL IN A SEEKER WITH STABILIZATION LOOP}BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention [0001] The present invention relates to a method for removing a moving body component of a searcher induction signal having a space stabilization loop,

본 발명은 정지 또는 이동하는 표적을 추적하기 위하여 비행체에 장착된 탐색기의 유도신호와 관련된 기술이다.The present invention relates to a guidance signal of a navigator mounted on a vehicle in order to track a stationary or moving target.

일반적으로 호밍 유도를 사용하는 대부분의 비행체는 표적을 추적하기 위한 센서로서 다양한 종류의 탐색기를 비행체에 장착하여 사용하게 된다.Generally, most of the vehicles that use homing induction are sensors for tracking the target, and various kinds of searchers are mounted on the aircraft.

특히 2축 김블형 탐색기의 경우, 비행체의 동체운동에 관계없이 표적을 안정적으로 추적하기 위하여 추적루프 내부에 공간 안정화루프(Stabilization Loop)를 사용하게 된다.In particular, in the case of a two-axis gimbal searcher, a space stabilization loop is used in the tracking loop to stably track the target irrespective of the movement of the fuselage.

그러나 탐색기 H/W 또는 S/W의 설계 제한으로 인해 공간 안정화루프의 성능이 충분하지 않는 경우, 탐색기에서 산출하는 유도신호인 시선변화율 신호에는 표적의 운동에 의한 성분과 함께 비행체의 동체운동에 의한 성분이 많이 포함되게 된다.However, if the performance of the space stabilization loop is insufficient due to design limitations of the searcher H / W or S / W, the signal of rate of change, which is an induction signal calculated by the searcher, And many components are included.

따라서 비행체의 동체운동에 의한 유도성분에 의해 비행체의 유도루프에 또 하나의 내부루프를 형성하여 비행체 유도루프의 안정성을 저하시키는 요인으로 작용하고 표적에 대한 유도오차를 증대시키는 요인으로 작용하게 된다.Therefore, another inducing loop is formed in the induction loop of the air vehicle by the induction component caused by the fuselage motion of the air vehicle, which serves as a factor to lower the stability of the air vehicle induction loop and to increase the induction error to the target.

이상의 배경기술에 기재된 사항은 발명의 배경에 대한 이해를 돕기 위한 것으로서, 이 기술이 속하는 분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 이미 알려진 종래기술이 아닌 사항을 포함할 수 있다.The matters described in the background art are intended to aid understanding of the background of the invention and may include matters which are not known to the person of ordinary skill in the art.

본 발명은 상술한 문제점을 해결하고자 안출된 것으로서, 본 발명은 공간 안정화루프를 가지는 2축 김블형 탐색기에서 유도신호로부터 유도루프의 안정성을 증가시킬 수 있는 공간 안정화루프를 가지는 탐색기 유도신호의 동체운동 성분 제거방법을 제공하는 데 그 목적이 있다.SUMMARY OF THE INVENTION It is an object of the present invention to provide a two-axis gimbal searcher having a spatial stabilization loop, And an object of the present invention is to provide a method of removing components.

본 발명의 일 관점에 의한 공간 안정화루프를 가지는 탐색기 유도신호의 동체운동 성분 제거방법은, 표적을 요격하기 위한 비행체의 공간 안정화루프를 가지는 탐색기 유도신호에 포함된 상기 비행체의 동체운동 성분을 제거한 시선변화율을 산출하여 유도명령을 생성하는 것을 특징으로 한다.A method for removing a moving body motion component of a searcher induction signal having a space stabilization loop according to an aspect of the present invention includes a step of removing a moving body component of the air vehicle included in an explorer induction signal having a space stabilization loop And generates the induction command by calculating the rate of change.

그리고, 상기 공간 안정화루프를 가지는 탐색기 유도신호를 모델링하는 단계 및 상기 탐색기 유도신호를 모델링하는 단계에 의한 모델링 결과를 활용하여 상기 탐색기 유도신호로부터 상기 비행체의 동체운동 성분을 제거하기 위한 유도필터를 설계하는 단계를 포함한다.An induction filter for eliminating the body motion component of the air vehicle from the searcher induction signal using the modeling result by modeling the searcher induction signal having the space stabilization loop and modeling the searcher induction signal is designed .

또한, 상기 유도필터의 상기 비행체의 동체운동을 입력으로 한 출력을 사용하여 상기 비행체의 동체운동 성분을 제거한 시선변화율을 산출하는 것을 특징으로 한다.In addition, the visual line change rate obtained by removing the body motion component of the air vehicle by using the output of the inductive filter as the input of the body motion of the air vehicle is calculated.

상기 유도필터는 공간 안정화루프와 결합효과가 포함된 탐색기 추적루프의 구조로부터 상기 비행체의 동체운동으로부터 시선변화율 사이의 전달함수로부터 산출되는 것을 또한 특징으로 한다.The inductive filter is also characterized in that it is calculated from a transfer function between the rate of change of the line of sight from the fuselage motion of the aircraft from the structure of the searcher tracking loop including the spatial stabilization loop and the coupling effect.

본 발명은 공간 안정화루프의 성능이 불충분한 2축 김블형 탐색기를 장착한 비행체의 호밍 유도루프의 안정성을 향상시킴으로써 정지 또는 이동하는 표적에 대한 정밀 요격이 가능하게 한다.The present invention improves the stability of a homing guidance loop of a vehicle equipped with a two-axis gimbal seeker with insufficient performance of a space stabilization loop, thereby enabling precise interception for a stationary or moving target.

도 1은 공간 안정화루프를 가지는 2축 김블형 탐색기를 구비하는 비행체와 표적의 공간상의 기하를 도시한 것이다.
도 2는 공간 안정화루프를 가지는 탐색기 추적루프의 구조를 도시한 것이다.
도 3은 비행체의 동체운동에 의한 영향이 포함된 비례항법 유도루프를 도시한 것이다.
도 4는 본 발명에 의해 동체운동 성분을 제거하기 위한 유도필터가 포함된 비례항법 유도루프를 도시한 것이다.FIG. 1 is a diagram showing spatial geometries of an object and a target having a two-axis gimble-type searcher having a space stabilization loop.
Figure 2 shows the structure of a seeker tracking loop with a space stabilization loop.
Fig. 3 shows a proportional navigation induction loop including an effect of a fuselage motion of a flying body.
FIG. 4 illustrates a proportional navigation induction loop including an induction filter for eliminating motion components according to the present invention.

본 발명과 본 발명의 동작상의 이점 및 본 발명의 실시에 의하여 달성되는 목적을 충분히 이해하기 위해서는 본 발명의 바람직한 실시 예를 예시하는 첨부 도면 및 첨부 도면에 기재된 내용을 참조하여야만 한다.In order to fully understand the present invention, operational advantages of the present invention, and objects achieved by the practice of the present invention, reference should be made to the accompanying drawings and the accompanying drawings which illustrate preferred embodiments of the present invention.

본 발명의 바람직한 실시 예를 설명함에 있어서, 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있는 공지의 기술이나 반복적인 설명은 그 설명을 줄이거나 생략하기로 한다.DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS In describing the preferred embodiments of the present invention, a description of known or repeated descriptions that may unnecessarily obscure the gist of the present invention will be omitted or omitted.

본 발명의 가장 큰 목적은 공간 안정화루프를 가지는 2축 김블형 탐색기에서 산출하는 유도신호(비행체와 표적을 잇는 시선변화율)로부터 비행체의 동체운동에 의한 성분을 제거하여 표적 명중시까지 유도루프의 안정성을 확보하고 표적을 정밀 요격하기 위하여 유도명령을 생성하는 것이다.The most important object of the present invention is to remove the component due to the fuselage movement of the flight vehicle from the guidance signal (rate of change in line of sight between the flight vehicle and the target) calculated in the two-axis gimble searcher having a space stabilization loop, And to generate an induction command to precisely intercept the target.

이를 위해 공간 안정화루프와 축간 결합효과를 포함하는 2축 김블형 탐색기의 추적루프로부터 표적운동 및 비행체 동체운동에 의해 탐색기 추적신호에 발생하는 성분을 수학적으로 모델링하고 모델링한 결과의 유효성을 확인한다.To do this, we validate the results of mathematical modeling and modeling of the components that occur in the searcher tracking signal by the target motion and the fuselage motion from the tracking loops of the two axis gimble searcher including the space stabilization loop and the interaxial coupling effect.

탐색기의 수학적 모델링 결과를 활용하여 탐색기의 유도신호로부터 비행체의 동체운동 성분을 제거하기 위한 유도필터는 H/W의 구현성을 고려하여 수학적 모델과 유사한 성능을 가지도록 유도필터를 설계한다.The inductive filter for eliminating the fuselage motion component of the flight vehicle from the inductive signal of the navigator by using the results of the mathematical modeling of the navigator is designed to have the similar performance to the mathematical model considering the implementation of H / W.

비행체의 동체운동을 입력으로 하여 산출된 유도필터의 출력을 사용하여 탐색기의 유도신호에 포함된 비행체의 동체운동 성분을 제거한 시선변화율을 사용하여 유도명령의 생성에 활용한다.Using the output of the inductive filter calculated by taking the fuselage motion of the aircraft as input, it is used to generate the induction command by using the change rate of the line of sight of the fuselage contained in the guidance signal of the navigator.

이하, 본 발명의 실시를 위한 공간 안정화루프를 가지는 탐색기 유도신호의 동체운동 성분 제거의 설계방법에 대해 설명한다.Hereinafter, a method for designing removal of a moving body component of a searcher induction signal having a space stabilization loop according to an embodiment of the present invention will be described.

(1) 공간 안정화루프를 가지는 탐색기 유도신호 모델링(1) Modeling of an explorer signal with a space stabilization loop

공간 안정화루프를 가지는 2축 김블형 탐색기와 비행체의 공간상의 기하는 도 1과 같이 도시할 수 있으며, 탐색기의 표적 추적루프는 일반적으로 도 2와 같은 형태의 구조를 가지게 된다.Fig. 1 shows the spatial phase of a two-axis gimbal searcher with a space stabilization loop and a target object. The target tracking loop of the searcher generally has a structure as shown in Fig.

도 2에서 알 수 있듯이, 탐색기에서 산출되는 유도신호인 시선변화율 신호는 2가지의 입력성분, 즉, 표적의 운동과 비행체의 동체운동에 의한 입력들로 구성되어 있다. 이를 전달함수의 형태로 표현하면 아래의 수학식 1과 같이 표현된다.As can be seen from FIG. 2, the line-of-sight change rate signal, which is an induction signal calculated in the searcher, is composed of two input components, namely, the target motion and the fuselage motion inputs. Expressed in the form of a transfer function, it can be expressed by Equation 1 below.

Figure 112016095164523-pat00001
Figure 112016095164523-pat00001

여기서,here,

Figure 112016095164523-pat00002
: 탐색기에서 제공되는 시선변화율 측정치
Figure 112016095164523-pat00002
: Observation rate of change provided by explorer

Figure 112016095164523-pat00003
: 비행체 동체 각속도
Figure 112016095164523-pat00003
: Angular velocity of flight body

Figure 112016095164523-pat00004
: 표적운동에서 시선변화율사이의 전달함수
Figure 112016095164523-pat00004
: Transfer function between eye movement rate in target motion

Figure 112016095164523-pat00005
: 동체운동에서 시선변화율사이의 전달함수
Figure 112016095164523-pat00005
: Transfer function between eye change rate in fuselage motion

위의 수학식 1에서 첫 번째 항은 표적의 운동에 의해 발생하는 성분이며, 두 번째 항이 비행체의 동체운동에 의해 발생하는 성분이다.In Equation (1), the first term is the component generated by the motion of the target, and the second term is the component generated by the fuselage movement of the aviation.

도 2에서와 같은 공간 안정화루프를 가지는 탐색기를 사용하고 유도방식으로 비례항법유도를 사용하는 경우, 유도루프의 안정도를 분석하기 위한 블록선도는 도 3과 같이 표현할 수 있다.3, the block diagram for analyzing the stability of the inductive loop can be expressed as shown in FIG. 3 when the searcher having the spatial stabilization loop as shown in FIG. 2 is used and the proportional navigation induction is used as the induction method.

유도루프의 블록선도를 나타낸 도 3으로부터 비행체 동체운동에 의해 유도루프 내부에 또 하나의 루프가 형성되어 내부루프의 특성에 따라 유도루프의 안정성과 유도오차에 영향을 미치게 된다.3, which shows a block diagram of the induction loop, another loop is formed inside the induction loop by the fuselage movement, which affects the stability and induction error of the induction loop according to the characteristics of the inner loop.

따라서 유도루프의 안정성을 확보하기 위해서는 유도루프의 대역폭 내에서 동체운동에 의한 성분이 충분히 감쇄되도록 탐색기의 공간 안정화루프를 설계하거나 유도루프의 안정성이 보장되도록 유도루프의 이득을 설계하여야 한다.Therefore, in order to secure the stability of the induction loop, it is necessary to design the space stabilization loop of the searcher or to design the gain of the induction loop so that the stability of the induction loop is ensured so that the component due to the motion of the robot can sufficiently attenuate within the bandwidth of the induction loop.

(2) 동체 운동성분 제거를 위한 유도필터 설계 및 유도명령(2) Induction filter design and induction command for removing motion components

탐색기에서 산출되는 유도신호에서 비행체의 동체운동에 의한 성분을 제거하기 위한 유도필터는 탐색기의 추적루프를 나타낸 도 2의 표적운동과 비행체 동체운동으로부터 시선변화율 사이의 수학적 모델을 이용하여 설계하며 설계순서는 다음과 같다. The inductive filter for removing the component due to the fuselage motion of the vehicle in the guidance signal calculated from the navigator is designed by using a mathematical model between the target movement and the fuselage movement of the fuselage of FIG. 2 showing the tracking loop of the navigator. Is as follows.

첫째, 공간안정화루프와 결합효과가 포함된 탐색기 추적루프의 구조로부터 비행체의 동체운동으로부터 시선변화율 사이의 전달함수

Figure 112016095164523-pat00006
를 산출한다.First, from the structure of the explorer tracking loop including the spatial stabilization loop and the coupling effect, the transfer function
Figure 112016095164523-pat00006
.

둘째, 산출된 전달함수

Figure 112016095164523-pat00007
로부터 구현시의 제한조건(조종컴퓨터의 실시간성)을 고려하여 주파수 영역에서의 위상과 크기가 유사하도록 적절한 차수의 유도필터
Figure 112016095164523-pat00008
를 산출한다. 특히 주파수에 대한 위상이 일치하도록 유도필터를 설계한다.Second, the calculated transfer function
Figure 112016095164523-pat00007
(The real-time property of the controlled computer) from the implementation condition, the phase and magnitude in the frequency domain are similar,
Figure 112016095164523-pat00008
. In particular, an inductive filter is designed to match the phase to the frequency.

Figure 112016095164523-pat00009
Figure 112016095164523-pat00009

셋째, 비행체의 동체운동을 설계된 유도필터의 입력으로 사용하여 유도필터의 출력을 아래와 같이 산출한다.Third, the output of the inductive filter is calculated as follows using the fuselage motion of the aircraft as the input of the designed inductive filter.

Figure 112016095164523-pat00010
Figure 112016095164523-pat00010

넷째, 탐색기에서 산출한 시선변화율에 포함되어 있는 비행체 동체운동에 의한 성분을 제거하기 위하여 수학식 3에서 산출된 시선변화율을 이용한다. 즉 동체운동에 의한 시선변화율의 성분이 제거된 시선변화율 추정치를 산출하기 위하여 아래와 같은 식을 사용한다.Fourth, the line-of-sight change rate calculated in Equation (3) is used to remove the component due to the motion of the fuselage included in the line-of-sight change rate calculated by the searcher. In other words, the following equation is used to calculate the eye change rate estimate from which the component of the eye change rate due to the motion of the fuselage is removed.

Figure 112016095164523-pat00011
Figure 112016095164523-pat00011

지금까지의 설계개념을 적용하여 동체운동을 제거하기 위한 유도필터가 포함된 비례항법 유도루프의 구조를 개념적으로 도시한 것이 도 4에 나타내었다.FIG. 4 conceptually shows the structure of the proportional navigation induction loop including the induction filter for eliminating the body movement by applying the design concept so far.

도 4로부터 동체신호에서 유도신호 사이의 추정 전달함수 추정치

Figure 112016095164523-pat00012
가
Figure 112016095164523-pat00013
와 정확히 일치한다면, 유도루프에 포함된 내부루프는 완벽하게 제거된 형태가 되어 비행체의 동체운동이 유도루프의 안정도에 영향을 미치지 않게 된다.From Fig. 4, an estimated transfer function estimate
Figure 112016095164523-pat00012
end
Figure 112016095164523-pat00013
, The inner loop included in the induction loop is completely eliminated, so that the fuselage motion of the flight does not affect the stability of the induction loop.

이상 살펴본 바와 같이, 본 발명은 공간 안정화루프를 가지는 탐색기 유도신호에서 비행체 동체의 운동성분을 제거하여 유도명령을 생성함으로써, 보다 정확한 표적 요격이 가능하게 한다.As described above, the present invention removes motion components of the aircraft body from a searcher induction signal having a space stabilization loop to generate an induction command, thereby enabling more accurate target interception.

이상과 같은 본 발명은 예시된 도면을 참조하여 설명되었지만, 기재된 실시 예에 한정되는 것이 아니고, 본 발명의 사상 및 범위를 벗어나지 않고 다양하게 수정 및 변형될 수 있음은 이 기술의 분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 자명하다. 따라서 그러한 수정 예 또는 변형 예들은 본 발명의 특허청구범위에 속한다 하여야 할 것이며, 본 발명의 권리범위는 첨부된 특허청구범위에 기초하여 해석되어야 할 것이다.While the present invention has been described with reference to the exemplary embodiments, it is to be understood that the invention is not limited to the disclosed embodiments, but, on the contrary, It is obvious to those who have. Accordingly, it is intended that the present invention cover the modifications and variations of this invention provided they come within the scope of the appended claims and their equivalents.

Figure 112016095164523-pat00014
: 비행체와 표적을 잇는 시선각 및 시선변화율
Figure 112016095164523-pat00015
: 탐색기에서 추적루프에서 산출하는 시선변화율
Figure 112016095164523-pat00016
: 비행체와 표적을 잇는 시선과 탐색기 안테나 사이의 오차각
Figure 112016095164523-pat00017
: 관성좌표계에 대한 탐색기 안테나 시각
Figure 112016095164523-pat00018
: 비행체 동체에 대한 탐색기 김블각
Figure 112016095164523-pat00019
,
Figure 112016095164523-pat00020
: 비행체 자세각 및 각속도
Figure 112016095164523-pat00021
: 탐색기 플랫폼에 장착된 각속도계 출력
Figure 112016095164523-pat00022
: 비행체와 표적 사이의 상대거리
Figure 112016095164523-pat00023
: 탐색기 추적루프 내부의 제어기 및 김블의 전달함수
Figure 112016095164523-pat00024
: 비례항법상수
Figure 112016095164523-pat00025
: 비행체와 표적 사이의 접근속도(Closing Velocity)
Figure 112016095164523-pat00026
: 비행체 자동조종장치의 전달함수
Figure 112016095164523-pat00027
,
Figure 112016095164523-pat00028
: 비행체의 가속도와 속력
Figure 112016095164523-pat00014
: The line of sight and the line of sight change
Figure 112016095164523-pat00015
: The rate of change of eyeball calculated in the tracking loop in the explorer
Figure 112016095164523-pat00016
: Error angle between the navigator antenna and the line connecting the object and the target
Figure 112016095164523-pat00017
: Navigator antenna time for inertial coordinate system
Figure 112016095164523-pat00018
: Detection of the Navigator on the Flying Body
Figure 112016095164523-pat00019
,
Figure 112016095164523-pat00020
: Aircraft body attitude angle and angular velocity
Figure 112016095164523-pat00021
: Each speedometer output mounted on explorer platform
Figure 112016095164523-pat00022
: The relative distance between the object and the target
Figure 112016095164523-pat00023
: Transfer Function of Controller and Gimble in Navigator Tracking Loop
Figure 112016095164523-pat00024
: Proportional navigation constant
Figure 112016095164523-pat00025
: Closing velocity between the object and the target
Figure 112016095164523-pat00026
: Transfer function of autopilot
Figure 112016095164523-pat00027
,
Figure 112016095164523-pat00028
: Acceleration and speed of a flight

Claims (4)

표적을 요격하기 위한 비행체의 공간 안정화루프를 가지는 2축 김블형 탐색기의 유도신호를 모델링하는 단계;
상기 탐색기 유도신호를 모델링하는 단계에 의한 모델링 결과를 활용하여, 상기 탐색기 유도신호에 포함된 상기 비행체의 동체운동 성분을 제거하기 위한 유도필터를 설계하는 단계;
상기 유도필터의 상기 비행체의 피치 및 요 각속도를 포함하는 동체 각속도를 입력으로 한 출력을 사용하여 상기 비행체의 동체운동 성분을 제거한 시선변화율을 산출하는 단계; 및
상기 동체운동 성분을 제거하여 산출된 시선변화율에 따라 유도명령을 생성하는 단계를 포함하는,
공간 안정화루프를 가지는 탐색기 유도신호의 동체운동 성분 제거방법.Modeling an inductive signal of a two-axis gimble searcher having a spatial stabilization loop of a vehicle for intercepting a target;
Designing an inductive filter for eliminating a body motion component of the air vehicle included in the searcher induction signal by using a modeling result by modeling the searcher induction signal;
Calculating a visual line change rate obtained by removing a body motion component of the air vehicle using an output of the inductive filter, the input of which is an angular velocity including a pitch and a yaw angular velocity of the air body; And
And generating an induction command in accordance with the line-of-sight change rate calculated by removing the moving body motion component.
A method for removing motion components of a navigator induced signal having a space stabilization loop. 삭제delete 삭제delete 청구항 1에 있어서,
상기 유도필터는 공간 안정화루프와 축간 결합효과가 포함된 탐색기 추적루프의 구조로부터 상기 비행체의 동체운동에서 시선변화율 사이의 전달함수를 산출하여, 산출된 상기 전달함수로부터 주파수에 대한 위상이 일치하도록 산출되는 것을 특징으로 하는,
공간 안정화루프를 가지는 탐색기 유도신호의 동체운동 성분 제거방법.The method according to claim 1,
Wherein the inductive filter calculates a transfer function between a change rate of a line of sight in a fuselage motion of the aircraft from a structure of a searcher tracking loop including a space stabilization loop and an inter-axis coupling effect and calculates a phase of the frequency from the calculated transfer function ≪ / RTI >
A method for removing motion components of a navigator induced signal having a space stabilization loop.
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