KR101765318B1 - 항공우주 플랫폼의 각도 방향을 측정하는 시스템 및 방법 - Google Patents

Abstract

제 1 회전 축에 대한 항공우주 플랫폼의 방향을 결정하기 위한 방법 및 시스템이 개시된다. 상기 제 1 회전 축과 교차하는 횡측 평면 내의 상기 항공우주 플랫폼의 회전 속도 벡터의 방향이 측정되고 측정된 데이터가 분석되어 상기 제 1 회전 축을 중심으로 하는 상기 항공우주 플랫폼의 방향 각도를 결정한다. 회전 속도 벡터의 방향의 측정은 다음 단계, 즉 외부 기준 좌표계에 대한 상기 항공우주 플랫폼의 기설정된 동적 상태 이동을 제공하는 단계를 포함하는데, 상기 기설정된 동적 상태 이동은 상기 횡측 평면에서의 플랫폼의 회전 속도의 소정의 방향 및/또는 상기 외부 기준 좌표계 내의 특정의 공지의 방향과 관련된 임의의 회전 속도의 시간 도함수의 소정의 방향을 특징으로 한다. 항공우주 플랫폼이 상기 기설정된 동적 상태 이동 중에 있을 때, 상기 소정의 방향은 상기 플랫폼에 장착되어 적어도 하나의 회전 속도 센서를 포함하는 센서 조립체에 의해 상기 횡측 평면 내의 항공우주 플랫폼의 회전 속도의 방향을 측정함으로써 결정된다. 상기 제 1 축에 대한 플랫폼의 방향은 상기 외부 기준 좌표계 내의 상기 공지의 방향과 상기 소정의 방향 사이의 관계를 결정함으로써 결정된다.

Description

항공우주 플랫폼의 각도 방향을 측정하는 시스템 및 방법{SYSTEM AND METHOD FOR MEASUREMENT OF ANGULAR ORIENTATION OF AEROSPACE PLATFORMS}

본 발명은 항공우주 플랫폼의 방향을 결정하는 방법 및 시스템에 관한 것이다.

항공기, 미사일, 위성 등의 다양한 항공우주 플랫폼에는 각도 측정이 필요하다. 전형적으로 이런 항공우주 플랫폼의 각회전 속도(angular rotation rate)의 측정은 자세헤딩 기준 시스템(Attitude Heading Reference System; AHRS) 또는 관성항행장치(Inertial Navigation System; INS)에 의해 이루어지는데, 이 시스템이나 장치는 3개의 직교하는 회전 속도 센서(예를 들어, 속도 쟈이로(rate gyro))를 이용하며, 이들 회전 속도 센서는 3개의 회전 축에 대한 항공우주 플랫폼의 회전 속도를 측정하도록 되어 있다. 전형적으로, 3개의 직교하는 회전 속도 센서는 플랫폼의 롤(roll), 피치(pitch) 및 요(yaw) 회전 축을 따라서 일직선상으로 정렬되어 있으며, 따라서 이들 축에 대한 플랫폼의 회전 속도를 검출하도록 되어 있다.

일반적으로, 플랫폼의 방향의 연역적 지식을 갖게 되면 플랫폼의 운동중에 플랫폼은 방향은 플랫폼의 3개의 축을 따라서의 각각의 회전 속도 센서(쟈이로)에 의해 측정된 플랫폼의 회전 속도의 통합에 의해 모니터될 수 있다. 그러나, 초기 플랫폼 방향, 그리고 플랫폼의 운동의 연속적인 검출 및 통합에 기초하여 플랫폼의 방향을 결정하는 시스템의 정확성은 초기 상태의 연역적 지식의 정확성에 따라서 달라지며 일반적으로 플랫폼의 운동중에 떨어진다. 이것은 현존하는 회전 속도 센서들이 받는 오차(바이어스 드리프트 효과라고 부른다)에 기인한 것인데, 이는 측정 정확성을 손상시킨다. 특히 장기간에 걸쳐서 측정된 회전 속도의 통합을 사용하여 플랫폼의 각도 위치의 변화를 결정할 때, 바이어스 드리프트는 상당한 바이어스 측정 오차에 축적되므로 반복적인 바이어스 교정이 필요하게 된다.

바이어스 측정 오차를 보상하거나 줄이기 위한 다양한 기술들이 제안되었다. 한 가지 방법은 링 레이저 쟈이로 또는 광섬유 쟈이로 같은 매우 정확한 속도 쟈이로 이용 기술을 이용함에 의해 필요한 바이어스 교정의 양을 최소화하는 것이다. 이들 타입의 쟈이로는 전형적으로 외부 바이어스 교정의 필요 없이 상당한 기간 동안 (회전 속도 측정치를 통합함에 의해) 정확한 방향을 판독할 수 있게 하는 작은 바이어스 드리프트율을 갖는다. 그러나 이들 타입의 속도 쟈이로로 AHRS 또는 INS를 실현하는 것은 비용이 극히 높다.

높은 바이어스 드리프트율을 갖는 좀 덜 비싼 회전 속도 센서(MEMS 쟈이로 등)는 항공우주 플랫폼 방향과 관련된 다른 소스로부터의 정보 형태의 잦은 바이어스 교정을 필요로 한다. 이들 타입의 낮은 정확성의 속도 센서를 이용하는 AHRS 또는 INS는 전형적으로 (플랫폼 속으로부터 취해진 측정된 플랫폼의 회전 속도의 적분에 기초하여) 플랫폼의 방향과 관련된 연속적인 데이터를 제공하는 관성 측정치와, 피치 축 및 요 축을 중심으로 하는 플랫폼의 방향과 관련된 추가의 정확한 데이터를 때때로 제공하는 다른 (플랫폼상의 또는 원격) 소스로부터 수신된 데이터를 결합하는 하이브리드 시스템이다. 실제의 플랫폼 방향은 전형적으로는 칼만 필터(Kalman filter) 같은 통계 필터링 알고리즘(statistical filtering algorithm)을 이용하여 플랫폼상의 회전 속도 센서에 의해 측정된 연속 데이터와 추가의 소스로부터 수신된 임시 데이터를 결합함으로써 결정된다. 플랫폼 방향과 관련된 추가의 정확한 데이터는 플랫폼상의 피치 및 요 회전 속도 센서의 바이어스 드리프트를 결정하고/결정하거나 회전 속도 측정치의 통합중에 축적된 바이어스 오차를 교정할 수 있게 한다. 이런 기술들은 적어도 피치 및 요 회전 속도 측정의 측정치에만 교정을 하는 반면 측정된 롤 회전 속도에 대한 교정은 하지 않기 때문에 제한된다.

예를 들어, 일부 현존의 AHRS 및 INS 시스템들은 GPS기반의 측위 시스템 같은 (예를 들어, 플랫폼과는 이격된) 외부 측정 설비와 통합되어 있는데, 이런 측정 설비는 플랫폼의 방향 및/또는 위치를 나타내는 임시 데이터를 측정하여 플랫폼에 제공한다. 그러나, GPS기반의 시스템 같은 원격 시스템에 의존하면 AHRS 같은 돌발 고장 모드를 갖는 시스템을 구동하기 위한 충분한 완전성을 제공하지 않는다.

다른 공지의 기술에 따르면, 관성 회전 속도 측정 시스템은 플랫폼의 방향을 때때로 정확히 결정할 수 있게 하는 위성이용 측위 시스템(GPS) 같은 플랫폼상의 직접 측정 시스템과 통합되어 있다. 예를 들어, 플랫폼의 방향을 계산하는데는 속도 쟈이로 통합이 이용되는 한편 다른 센서로부터 또는 플랫폼의 방향의 직접 측정으로부터 획득된 변수들은 때때로 상기 계산된 플랫폼 방향과 비교되어 3개의 속도 쟈이로스코프(rate gyroscope)의 적절한 바이어스값을 결정한다. 이에 따라서 센서의 바이어스 드리프트에 의해 야기된 측정 오차가 보상된다. 많은 경우에 플랫폼의 동적 운동이 작은 동안에 직접 측정 시스템이 이용되는 경우 직접 측정 시스템은 보다 양호한 결과를 제공함을 알아야 한다. 따라서, 경우에 따라서는 항공우주 플랫폼의 동적 운동이 큰 동안에 관성 회전 속도 측정 시스템을 사용하여 플랫폼의 방향을 결정하는 반면, 플랫폼의 동적 운동이 작을 때에는 직접 측정 시스템으로부터의 결과를 사용하여 관성 회전 속도 센서(쟈이로)의 바이어스 드리프트를 보상한다.

피치 및 요 축에 대한 플랫폼의 방향의 직접 측정은 비교적 직접적이다(예를 들어, 피치 속도 쟈이로에 있어서, 지구의 자속 측정치를 이용하면 피치 및 요 쟈이로의 바이어스를 결정하는 확실하고 정확한 방법이 제공된다). 그러나 롤 속도 쟈이로 바이어스의 바이어스를 결정하는 것은 그다지 직접적이지 않다.

많은 시스템들은 플랫폼의 동작중에 롤 각도 교정을 위해 인간 조종자에 의존한다. 이 방법의 주요한 결점은 인간의 판단에 종종 기초하는 초기/중간 롤 각도를 예지할 필요가 있다는 것인데, 이는 이런 시스템을 번거롭게 하고 인적 실수에 영향을 받기 쉽게 한다.

항공우주 플랫폼의 롤 각도를 결정하는 다른 기술은 지구의 자장의 측정에 기초한다. 이런 방법의 일 예는 미국특허 제 4,608,641호에 개시되어 있다. 이 특허는 중력장에서 동작하며 진 대기 속도(true air speed), 입사각 및 요, x, y 및 z 축을 중심으로 하는 회전 및 그 축을 따라서의 가속도를 측정하기 위한 종래의 센서들을 갖는 항공기를 설명하는데, 이 항공기에는 센서로부터 획득한 항공기의 진 대기 속도, 헤딩 및 회전에 관련된 데이터로부터 가속도의 관성 성분을 계산하는 수단과, 상기 관성 성분을 검출된 총 가속도와 비교하는 수단이 제공되므로, 중력 성분의 방향을 추측할 수 있고 항공기의 피치 및 뱅크 각(bank angle)의 개략치를 얻을 수 있다.

그러나, 상기 기술은 일반적으로 정확한 위치 정보와 지구의 자장의 변화의 결정을 필요로 한다. 또한 이들 기술은 지구의 자극 근처에서는 정확성이 비교적 불량하다.

미국특허 제 4,608,641호는 중력장에서 동작하며 진 대기 속도(true air speed)(센서(10, 11)), 입사각 및 요((센서(13, 12)), x, y 및 z 축을 중심으로 하는 회전 및 그 축을 따라서의 가속도(센서(14, 15, 16))를 측정하기 위한 종래의 센서들을 갖는 항공기를 개시하는데, 이 항공기에는 센서로부터 획득한 항공기의 진 대기 속도, 헤딩 및 회전에 관련된 데이터로부터 가속도의 관성 성분을 계산하는 수단과, 상기 관성 성분을 검출된 총 가속도와 비교하는 수단이 제공되므로, 중력 성분의 방향을 추측할 수 있고 항공기의 피치 및 뱅크각의 개략치를 얻을 수 있다.

미국특허 제 5,886,257호는 자율항법시스템(autonomous navigation system)을 제공하도록 탄도체에 장착된 3개의 속도 쟈이로를 개시한다. 롤 쟈이로, 요 쟈이로 및 피치 쟈이로는 탄도체에 견고히 고정되어 있다. 각 쟈이로는 임의의 다른 쟈이로에 실질적으로 직각인 입력축을 중심으로 하는 롤 속도에 응답하도록 배치되어 있다. 롤 속도 쟈이로는 동체 스핀축에 평행하게 배치된 입력축을 갖는다. 온보드(on-board) 프로세서는 반복적 칼만 필터링(recursive Kalman-filtering)을 이용하여 쟈이로 출력으로부터 롤 각도, 즉 국부 수직방향을 결정한다.

큰 바이어스 드리프트 속도를 갖는 속도 쟈이로를 이용하는 타입의 시스템(예를 들어, AHRS 및 INS)에서 중대할 수 있는 롤 속도 쟈이로의 바이어스 드리프트로부터 생기는 오차를 교정하기 위한 매우 신뢰할 만하고 간단한 기술에 대한 필요성이 존재한다.

전술한 바와 같이, 피치 및 요 속도 쟈이로의 바이어스를 결정하는 것은 비교적 쉽지만, 롤 쟈이로의 바이어스를 결정하는 것은 여전히 힘들다. 본 발명의 발명자들은 많은 상황에서 항공우주 플랫폼의 특정 타입의 운동중에 이 운동은 기설정된 동적 운동, 즉 플랫폼상에서 측정할 수 있고 회전 축 중의 적어도 하나에 대하여 그리고 외부 기준 좌표계에 대하여 플랫폼 각도 방향을 나타내는 특정의 측정 가능한 변수를 특징으로 하는 운동이라는 것을 발견하였다.

본 명세서에서, 항공우주 플랫폼 동체 축을 나타내는 데는 요(yaw), 피치 및 롤 회전 축이 사용된다. 명확하게 하기 위해, 외부 기준 좌표계(예를 들어, 관성 기준 좌표계)에 대한 플랫폼의 방향은 여기서는 요, 피치 및 롤 회전 축에 대한 방향 각도로서 생각된다. 이들 방향 각도는 항공우주 응용에서 플랫폼의 상대 배향을 규정하는데 아주 자주 사용되는 독특한 오일러 각(Euler Angle)이다. 그러나 본 발명의 원리는 때때로 플랫폼의 방향을 규정하는데 사용되는 다른 플랫폼 방향각도(헤딩(Heading) 및 자세 등)를 결정하는데 사용될 수 있음을 이해하여야 한다. 이와 관련하여, 여기서 종축/종방향 및 롤 축은 동일한 플랫폼 동체 축을 지시하는데 상호 교환 가능하게 사용된다는 점을 주목하라. 요, 피치 및 롤 회전 축은 일반적인 기하학적 변수로서, 특수한 기술 분야에서 사용되는 특정의 정의해 한정되지 않는다.

명확하게 하기 위해, 본 명세서에서, 플랫폼의 종축/롤 축은 여기서 횡방향이라고 한다. 달리 언급하지 않는다면, 각회전 속도(또는 각회전 속도 벡터)는 롤, 피치 및 요 축을 중심으로 하는 각회전 속도를 포함하는 플랫폼의 총 각회전을 의미한다. 플랫폼의 종축/롤 축에 직각인 횡방향으로의 회전 속도(즉, 피치 축 및 요 축을 중심으로 하는 플랫폼의 회전 속도를 포함)는 여기서 서로 바꿀 수 있게 플랫폼의 횡방향 회전 속도 또는 횡방향 각회전 속도나 횡방향 각도속도라고 한다. 횡방향 회전 속도는 플랫폼의 중축/롤 축에 직각인 면에 투사되는 플랫폼의 총 각회전 속도다. 종축/롤 축에 직각인 면내에서의 횡방향 회전 속도의 방향인 플랫폼의 횡방향 각회전 속도의 방향은 피치 축 및 요 축을 중심으로 한 플랫폼의 회전 속도 사이의 비율에 따라서 결정될 수 있다.

본 발명의 발명자들은 항공우주 플랫폼의 특정 타입의 운동(즉, 기설정된 동적 운동) 중에 특정 면내에 위치하는 방향을 갖는 회전 속도를 획득한다고 자주 예상된다는 것을 발견하였다. 이와 관련하여, 플랫폼의 롤 축은 본 발명에 따라서 특정 면에 직각인 플랫폼의 축이 되도록 선택된다. 따라서, 플랫폼의 피치 축 및 요 축은 특정 면내에 위치하도록 선택된다. 이 점에서, 플랫폼의 동체 축(예를 들어, 롤, 피치 및 요 회전 축)의 선택은 플랫폼의 동체축을 선택하는 기준이 되는 다른 협정(예를 들어, 플랫폼의 운동의 공칭 방향을 지시하도록 롤 축/종축을 선택하는 것 등)과 혼동되어서는 안 된다.

따라서, 플랫폼의 기설정된 동적 운동(또는 움직임)은 롤 각도(즉, 롤 축에 대한 항공우주 플랫폼의 경사각)를 획득할 수 있는 동안의 플랫폼의 운동을 지시한다. 플랫폼의 기설정된 동적 운동은 또한 플랫폼의 횡방향 회전 속도 벡터의 방향(절대 크기에 관계없음) 또는 그 속도의 시간 도함수(예를 들어, 속도의 영차 및/또는 1차 도함수)의 방향이 외부 기준 좌표계에서의 특정의 공지된 방향(예를 들어, 특정의 광선)과 관련되는(전형적으로는 직각인) 것을 특징으로 한다.

본 발명에 따르면, 플랫폼의 기설정된 동적 운동 중에 그 롤 방향각도는 횡방향 회전 속도 벡터의 방향에 대한 또는 그 속도의 도함수 중의 하나의 방향에 대한 피치 축 및 요 축 중의 하나를 중심으로 하는 플랫폼의 방향 각도를 결정하는 것을 이용하여 결정될 수 있다. 횡방향 회전 속도의 영차 및 1차 시간 도함수에 각각 해당하는 이런 기설정된 동적 운동의 2가지 예로는 다음과 같은 상황, 즉 (1) 횡방향 회전 속도의 방향이 플랫폼의 방향의 결정 기준이 되는 외부 기준 좌표계에서의 공지의 방향에 직각인 상황, 그리고 (2) 횡방향 각회전 속도의 변화율(제 1 시간 도함수)이 외부 기준 좌표계에서의 공지의 방향에 직각인 상황이 포함된다.

후자의 경우에, 기설정된 동적 운동은 예를 들어 기준 좌표계에서 특정의 공지된 방향에 직각이고 플랫폼의 종축에 직각인 방향을 중심으로 플랫폼을 회전시키도록 작용하는 모멘트로부터 생길 수 있다. 이런 토크 모멘트의 개시시에는 기준 좌표계에서 특정의 공지의 방향에 직각인 방향으로 플랫폼의 횡방향 각회전 속도의 변화율에 영향을 주므로 횡방향 각회전 속도의 변화율의 방향을 기준 좌표계에 대하여 플랫폼의 롤 각도를 측정할 수 있는 기준으로서 사용할 수 있다. 따라서, 이 경우에는 플랫폼의 횡방향 회전 속도의 변화율을 측정하고 모멘트의 개시시간을 알게 됨으로써 플랫폼의 롤 각도를 결정할 수 있다.

본 발명은 이런 모멘트의 개시 시간을 제어하는데, 예를 들어 경우에 따라서 플랫폼은 예를 들어 낮은 조종을 특징으로 하고 주로 외력에 의해 영향을 받는 낮은 동적 운동으로 플랫폼을 구동함으로써 플랫폼이 기설정된 동적 운동으로 구동될 수 있음을 알아야 한다. 이런 경우에, 플랫폼을 제어방식으로 기설정된 동적 운동으로 구동하고 동시에 플랫폼의 횡방향 회전 속도의 변화율을 측정하여, 플랫폼의 롤 각도를 측정할 수 있게 하는 기준을 획득할 수 있다.

다른 방법으로서 또는 이에 추가하여, 이런 기설정된 동적 운동은 충분한 시간 동안 (기준 좌표계에서의 특정의 공지 방향에 직각인) 이런 토크 모멘트의 작용으로 생길 수 있다. 이 경우, 플랫폼의 횡방향 각회전 속도의 방향이 상기 특정의 공지의 방향에 직각으로 되는 충분한 시간 후에, 항공우주 플랫폼의 운동은 기설정된 동적 운동이다. 그 이유는 모멘트의 작용 전에 플랫폼의 횡방향 각회전 속도가 시간에 따라서 (예를 들어 마찰에 의해) 감소하므로, 모멘트에 의해 획득한 회전 속도에 비하여 점차적으로 극히 작아진다. 따라서, 기설정된 동적 운동이 기준 좌표계에서 특정한 공지의 방향에 직각인 플랫폼의 횡방향 회전 속도를 특징으로 하는 이런 경우에는, 롤 각도는 플랫폼의 횡방향 각회전 속도의 방향을 측정하고(즉, 피치 축 및 요 축을 중심으로 하는 플랫폼 회전 속도를 측정하고) 롤 각도를 측정할 수 있게 하는 기준으로서 횡방향 각회전 속도의 방향을 이용함으로써 결정할 수 있다.

또한 본 발명의 발명자들은 이런 기설정된 동적 운동 중에 플랫폼의 회전 속도의 방향 및/또는 변화율은 특정 동체축에 직각인 제로가 아닌 성분을 갖는다는 것과 이 제로가 아닌 성분은 특정 동체축을 중심으로 하는 플랫폼의 방향에 대한 기준으로 사용될 수 있다는 것을 알았다.

본 발명은 플랫폼의 외부에 있는 기준 좌표계(예를 들어, 관성 기준 좌표계)를 이용하여 그 외부 기준 좌표계에 대한 플랫폼의 방향을 규정할 수 있다. 이런 외부 좌표계의 축들은 예를 들어 중력의 방향 및 플랫폼의 궤도(즉, 속도 벡터)의 국부 방향에 기초하여 규정될 수 있다. 외부 기준 좌표계에 대한 플랫폼의 방향은 외부 기준 좌표계의 축들과 플랫폼의 동체 축선들 사이의 각도를 결정함으로써 획득할 수 있다.

본 발명에 따르면, 동체 축 중의 적어도 하나(상기 특정 축), 즉 여기서는 플랫폼의 종축/롤 축이라고 부르는 측에 대한 플랫폼의 방향(예를 들어, 기울기)은 종축/롤 축에 직각인 플랫폼의 각회전 속도의 성분들만을 측정함으로써 결정할 수 있음을 알아야 한다.

따라서, 항공우주 플랫폼의 기설정된 동적 운동은 예를 들어 항공우주 플랫폼이 중력 선회 효과(gravity turn effect)를 받게 되는 거의 탄도운동(예를 들어 저 동적 운동)으로 이동/구동되는 경우에 얻어진다. 중력 선회 효과는 플랫폼을 회전시켜서 그 종축/롤 축이 속력 벡터의 방향과 일치하도록 하는 공기역학적 힘에 의해 생기는 외부 모멘트를 예시한다. 이런 탄도 운동 중에 플랫폼의 속도 벡터는 점차적으로 지면 쪽으로 선회하고, 따라서 중력 선회 효과 때문에 플랫폼의 종축/롤 축은 플랫폼의 속도 벡터의 방향에 해당하는 거의 탄도 경로를 따라간다. 따라서, 중력 선회 효과에 의해 획득된 플랫폼의 횡방향 각회전 속도의 방향은 항공우주 플랫폼의 종축과 중력방향에 직각으로 된다(즉, 외부 기준 좌표계에서 특정한 공지의 방향인 관성 기준 좌표계에서의 국부수직방향에 직각으로 된다).

따라서, 플랫폼의 동체 축에 대한 플랫폼의 회전 속도의 방향(적어도 플랫폼의 횡방향 회전 속도의 방향)을 결정하면 종축/롤 축을 중심으로 하는 플랫폼의 방향(롤 각도)을 획득할 수 있게 된다. 그 이유는 플랫폼의 회전 속도와 플랫폼의 회전 속도의 변화 중의 어느 하나를 플랫폼의 롤 축에 직각인 면상에 투사하면 이 경우에 관성 기준 좌표계에서 수직방향에 직각이기 때문이다. 따라서, 플랫폼의 동체축들에 대한 방향을 결정하면 플랫폼의 종축에 걸친 플랫폼의 경사각도를 측정/결정할 수 있게 하는 기준이 제공된다.

본 발명에 따르면 플랫폼의 종축에 대한 플랫폼의 방향(예를 들어, 기울기)은 플랫폼의 각회전 속도의 횡방향 성분(예를 들어, 피치 및 요)만을 측정함으로써 결정될 수 있음을 알아야 한다. 따라서, 본 발명의 기술에 의해 종축/롤 축에 직각인 2개의 축(예를 들어, 피치 및 요)에 대한 플랫폼의 각회전 속도를 제공하는 측정 유니트를 이용하여 롤 각도를 결정하는데 충분하다.

일반적으로, 중력 선회 효과는 롤 속도 쟈이로의 바이어스를 평가하는데 사용될 수 있다(미국특허 제 5,886,257호 참조). 이 기술에 따르면, 탄도체에 견고히 고정된 3개의 속도 쟈이로가 사용되는데, 즉 탄도체는 그 운동중에 롤 축을 중심으로 공전한다. 롤 속도 쟈이로의 바이어스는 중력 선회 효과(즉, 중력선회속도) 때문에 동체의 회전 속도의 방향 및 크기의 평가에 의해 보상된다. 이는 동체의 방향(예를 들어, 피치 및 요) 및 속도를 고려한 수학적 계산에 기초한다.

그러나 본 기술에 따르면, 동체의 방향은 측정의 정확성을 손상시키는 바이어스 드리프트를 가질 수 있는 속도 쟈이로에 의해 측정된다. 롤 속도 쟈이로의 바이어스의 평가는 평가된 중력 선회 속도 및 롤 회전 속도 쟈이로에 의해 결정된 롤 각도를 이용하여 통계 필터링 알고리즘(statistical filtering algorithm)(반복적 칼만-필터링 등)에 의해 실시된다. 본 발명은 기설정된 동적 운동을 이용하여 플랫폼의 롤 각도를 정확히 측정한다.

기설정된 동적 운동 중에 플랫폼의 동체축에 대한 플랫폼의 회전의 방향을 측정하여 적어도 플랫폼의 하나의 회전 축(여기서는 종축/롤 축이라고 한다)(일반적으로는 측정이 이루어지는 회전 축 이외의 회전 축)에 대한 항공우주 플랫폼의 방향을 지시한다는 것을 알아야 한다. 또한, 여기서 항공우주 플랫폼의 기설정된 동적 운동중에는 플랫폼의 각회전 속도(또는 그 시간 도함수)의 (종축에 직각인) 횡방향 성분만이 외부 기준 좌표계의 소정의 방향과 일치하는 상태로 유지된다는 것을 알아야 한다. 따라서, 종방향으로의 플랫폼의 각회전 속도의 크기는 서로 다른 값(상당하거나 극히 작음)을 획득할 수 있으며, 따라서 플랫폼의 기설정된 동적 운동으로부터 이탈함이 없이 다양한 비행 조건에 대응한다.

이 점에서, 경우에 따라서 플랫폼의 움직임이 종축을 중심으로 하는 플랫폼의 공전(예를 들어, 탄환이나 미사일의 스핀)을 특징으로 하는 경우는 소위 휴지 효과의 요가 플랫폼의 평형적인 요 방향에 영향을 준다는 것을 이해하여야 한다. 이는 플랫폼의 종축이 플랫폼의 속도, 그 공전 속도 등에 기초하여 계산될 수 있는 특정 편차각에 의해 속도 벡터의 방향으로부터 벗어난다는 것을 의미한다. 본 발명에 따르면, 플랫폼의 종축에 대한 플랫폼의 회전 방향을 이용한 다음에 상기 편차각을 이용하여 플랫폼의 속도 벡터에 대한 상기 방향을 결정함으로써 플랫폼의 롤 방향을 정확히 결정할 수 있다.

지구 주위로 일부 위성이 궤도 운동하는 동안에 항공우주 플랫폼의 기설정된 동적 운동의 다른 비제한적 예가 주어진다. 통신위성 같은 일부 타입의 위성들은 그 위성들이 주위로 궤도 운동하는 행성에 대하여 비교적 일정한 자세를 유지하도록 설계되어 있다. 이는 일반적으로 각각의 행성의 방향을 검출하기 위해 위성과 관련된 검출 유니트를 사용함으로써(예를 들어 행성의 전자파 방사선, 열방사선, 자장 등의 방출을 측정함으로써) 이루어진다. 행성의 방향에 대한 위성의 일정한 자세 방향은 위성의 궤도운동중에 위성을 회전시키고 그 방향을 행성 쪽으로 다시 배향시키도록 내부 수단을 이용함으로써 유지된다. 여기서, 위성 플랫폼의 종축은 행성의 방향으로 지시하도록 유지된 축이다. 위성의 종축/롤 축과 행성을 중심으로 하는 위성의 궤도궤적 모두에 직각인 위성의 회전 속도는 종축을 행성의 방향 쪽으로 향하게 유지하도록 조정된다. 따라서, 위성의 피치 축 및 요 축에 대한 위성의 회전 속도(구체적으로, 횡방향 회전 속도, 위성의 종축/롤 축에 직각인 면으로의 속도 벡터의 투사)의 방향을 측정함으로써, 위성의 롤 각도(즉, 궤도의 궤적에 대한 종축/롤 축을 중심으로 한 기울기)를 결정할 수 있다. 또한 본 예에서, 플랫폼(위성)의 롤 각도의 결정은 종축/롤 축에 직각인 축을 중심으로 하는 회전 속도의 측정만을 이용함으로써 이루어짐을 알아야 한다. 따라서 플랫폼의 기설정된 동적 운동은 플랫폼의 종축을 중심으로 하는 플랫폼의 임의의 회전/공전을 특징으로 할 수 있다.

플랫폼 회전 속도의 (롤 축에 직각인 면 내에서의 횡방향의 측정은 종축에 직각인 2개의 회전 속도 센서(속도 쟈이로)의 사용으로 실시될 수 있다. 본 발명에 따르면, 비교적 높은 바이어스 드리프트율을 갖는 속도 쟈이로를 이용하여 이 방향을 정확히 측정할 수 있다. 높은 드리프트율은 플랫폼의 회전 속도의 크기 결정의 정확성을 손상시킬 수 있지만, 플랫폼의 회전 속도의 방향을 정확히 결정할 수 있다. 이는 피치 및 요 회전 축과 관련된 회전 속도 센서를 플랫폼의 피치 및 요 회전 축에 실질적으로 직각인 축을 중심으로 공전하게(예를 들어, 플랫폼이 종축을 중심으로 공전하게) 배치함으로써 이루어질 수 있다. 이런 배치 구조는 종축에 실질적으로 직각으로 유지되면서 종축을 중심으로 회전하는 축(피치 축 및 요 축의 선형 조합)을 중심으로 하는 플랫폼의 회전 속도를 각각의 센서가 측정할 수 있게 한다. 따라서, 각 센서들은 플랫폼이 피치 축 및 요 축에 대한 플랫폼의 회전 속도를 교대로 측정한다. 따라서, 각 회전속도 센서에 의해 제공된 측정된 데이터는 종축에 직각인 플랫폼의 회전 속도 성분의 변조로서 센서 공전 주파수에 의한 변조를 나타낸다.

일 예에 따르면, 플랫폼의 종축에 직각인 측정축(이 축에 대한 플랫폼의 회전 측정용)을 가지며 그 축을 중심으로 비교적 일정한 공전 속도(ω)로 공전하는 이상적인 회전 속도 센서(바이어스 드리프트 효과 없음)를 고려하면, 상기 종축에 직각인 방향을 중심으로 하는 플랫폼의 일정 회전 속도(Ω)를 특징으로 하는 플랫폼의 기설정된 동적 운동은 다음의 식에 따른 사인파 신호(Ψ₀)로서 측정될 것이다(Ψ₀은 종축을 중심으로 속도(ω)로 공전하는 회전 축 센서로부터의 출력)

Ψ₀) ∝ Ω*Sin(ω*t+φ)

이런 기설정된 동적 운동은 위성의 종축이 전술한 바와 같이 행성 쪽으로 향하고 있는 동안 위성의 궤도 운동중에 획득될 수 있다. 이 신호는 제로를 중심으로 대칭적으로 진동하며, 플랫폼의 회전 속도(Ω)의 크기에 비례하는 진폭과 종축에 대한 플랫폼의 회전 속도의 방향에 비례하는 위상(φ)을 갖는데, 사인파 진동의 주파수는 센서의 공진 속도(ω)다.

비이상적인 회전 속도 센서(상당한 바이어스 드리프트 오차를 가짐)에 의한 플랫폼의 회전 속도(Ψ)의 측정치는 전형적으로 비교적 일정한 바이어스 드리프트 오차(ε) 및 노이즈(n)를 추가한 전술한 플랫폼의 회전 속도를 나타내는 데이터(Ψ₀)를 제공할 것이다.

Ψ = Ψ₀ + ε + n

바이어스 드리프트 오차(ε)는 센서의 공전에 의해 변조되지 않는데, 이는 센서 자체와 관련되지만 그가 향하는 방향(공전중에 변함)과는 관련되지 않기 때문이다. 따라서, 이 경우에, 센서의 공전에 의해 생긴 측정된 데이터의 변조는 센서의 일정한 바이어스 드리프트 오차의 변조에 전혀 영향을 주지 않을 것이며, 따라서 센서로부터 획득된 측정 데이터가 (예를 들어, 대역통과 필터에 의해) 필터링되어 센서의 바이어스 오차(ε)의 기여를 억제할 수 있다. 따라서, 바이어스 오차의 억제 후에, 측정된 데이터는 센서 공전속도에 따라서 변조되어 플랫폼의 회전 속도와 관련된 정확한 신호(Ψ₀)를 획득한다. 신호(Ψ₀)를 획득한 후, 초기 롤 각도가 위상(φ)으로부터 추출될 수 있다(예를 들어, 초기 롤 각도는 위상(φ)에 의해 나타내어질 수 있다).

일반적으로, 이는 단일 공전 회전 속도 센서를 이용하여 플랫폼의 피치 축 및 요 축에 의해 둘러싸인 면내의 플랫폼 회전 속도의 방향을 결정하는데 충분할 수 있다. 센서는 종축을 중심으로 공전하기 때문에, 그에 의해 획득된 측정 데이터는 피치 축 및 요 축의 양자에 대한 플랫폼 회전의 시분할 측정치를 포함한다. 그러나, 단일 센서는 주어진 시간에 단일 방향을 중심으로 하는 플랫폼의 회전 속도에만 관련된 측정 데이터를 제공한다. 이는 플랫폼의 회전 속도의 방향 변화의 시간 척도가 센서의 공전 시간척도(1/공전 주파수, 센서의 측정된 데이터의 시분할의 시간척도와 관련)에 비하여 비교적 길다고 가정한다면, 플랫폼의 회전 속도의 방향을 정확히 결정하는데 충분할 수 있다. 따라서, 플랫폼의 회전 방향을 보다 정확히 결정하기 위해서는, 상기 종축을 중심으로 공전하는 2개의 회전 속도 센서의 배치를 이용하는 것이 바람직하다. 이런 배치는 피치 축 및 요 축의 양자에 대한 플랫폼의 회전 속도와 관련된 연속 데이터를 동시에 제공할 것이다. 각 센서의 동작의 원리와 그로부터 획득된 측정된 데이터의 분석은 이 경우에 전술한 것과 유사하게 유지될 것이다.

따라서, 본 발명의 넓은 일 면에 따르면, 제 1 회전 축에 대한 항공우주 플랫폼의 방향을 결정하기 위한 방법이 제공되는데, 이 방법은 상기 제 1 회전 축과 교차하는 횡측 평면 내의 상기 항공우주 플랫폼의 회전 속도 벡터의 방향을 측정하는 단계와 상기 측정된 방향을 분석하는 단계와 상기 제 1 회전 축을 중심으로 하는 상기 항공우주 플랫폼의 방향 각도를 결정하는 단계를 포함한다. 상기 횡측 평면 내의 회전 속도 벡터의 방향을 측정하는 단계는 다음 단계들을 포함한다.

a. 외부 기준 좌표계에 대하여 상기 항공우주 플랫폼의 기설정된 동적 상태 이동을 제공하는 단계. 상기 기설정된 동적 상태 이동은 상기 횡측 평면에서의 플랫폼의 회전 속도의 소정의 방향 및/또는 상기 외부 기준 좌표계 내에서의 특정 공지의 방향과 관련된 회전 속도의 임의의 시간 도함수의 방향을 특징으로 한다.

b. 상기 항공우주 플랫폼이 상기 기설정된 동적 상태 이동중에 있을 때, 상기 플랫폼에 장착되며 적어도 하나의 회전 속도 센서를 포함하는 센서 조립체에 의해 상기 횡측 평면 내에서의 상기 항공우주 플랫폼의 회전 속도의 방향을 측정하여 상기 소정의 방향을 결정하여 그 방향을 나타내는 측정된 데이터를 발생하는 단계.

c. 상기 외부 기준 좌표계 내에서의 상기 소정의 방향과 상기 공지의 방향 사이의 관계를 결정함으로써 상기 제 1 축에 대한 상기 플랫폼의 방향을 결정하는 단계.

본 발명의 일부 실시형태에 따르면, 제 1 축(예를 들어, 플랫폼 종축/롤 축)을 중심으로 하는 플랫폼의 방향을 결정하는데는 중력 선회 효과가 이용된다. 이들 실시형태에 따르면, 외부 기준 좌표계 내의 공지의 방향은 항공우주 플랫폼에 작용하는 중력의 방향이다. 이 경우, 공지의 방향과 소정의 방향 사이의 관계는 횡측 평면 반응 내의 항공우주 플랫폼의 회전 속도의 방향인 소정의 방향에 중력 방향이 직각이 되도록 되어 있다(예를 들어, 이 경우, 소정의 방향은 플랫폼의 종축/롤 축에 직각인 면상으로의 플랫폼의 회전 속도 벡터의 투사를 나타낸다).

다른 방법으로서, 본 발명의 일부 실시형태에 따르면, 본 발명의 시스템은 정지 위성에 장착된다. 이런 경우에 소정의 방향은 정지 위성의 운동과 관련된다.

일부 실시형태에 따르면 횡측 평면에서의 플랫폼 회전 속도의 시간 도함수(임의 차수의 시간 도함수)는 외부 기준 좌표계에서의 공지의 방향과의 관련을 갖는 소정의 방향을 결정하는데 사용된다는 것을 이해하여야 한다. 이런 시간 도함수는 예를 들어 항공우주 플랫폼에 작용하는 외부 모멘트에 해당하거나 이 모멘트에 의해 제공될 수 있는 횡측 평면 내의 플랫폼의 회전 속도의 변화율에 해당하는 1차 도함수가 될 수 있다.

본 발명의 일부 실시형태에 따르면, 센서 조립체의 적어도 하나의 회전 속도 센서는 횡측 평면과 교차하는 공전축을 중심으로 외부 기준 좌표계에 대하여 공전한다. 따라서 측정된 데이터는 적어도 하나의 회전 속도 센서의 공전의 각속도(ω)에 의해 변조된다. 전형적으로, 이들 실시형태에 있어서, 측정된 방향을 분석하는 단계는 각속도(ω)를 이용하여 측정된 데이터를 복조하고 횡측 평면 내의 방향을 결정하는 것을 포함한다. 그리고, 횡측 평면 내의 방향은 제 1 회전 축에 대한 플랫폼의 방향 각도를 결정하는데 이용된다. 센서의 공전운동의 각속도(ω)는 그 공전에 영향을 주는 작동 유니트로부터 획득될 수 있거나 또는 공전에 해당하는 판독 데이터에서 주요 주파수를 결정/확인함으로써 회전 속도 센서로부터의 판독 데이터로부터 결정될 수 있음을 알아야 한다.

적어도 하나의 회전 속도 센서를 각속도(ω)로 공전시키면 센서의 바이어스 효과를 감소/억제시키며 따라서 센서에 의해 제공되는 측정 정확성(예를 들어, 횡측 평면에서 그 방향의 측정 정확성)을 향상시킨다. 이는 공전 센서로부터의 측정된 데이터를 복조시키고 바이어스 드리프트 효과의 기여를 제거하여 바이어스 드리프트를 감소/억제시키고 측정 정확성을 향상시킴으로써 이루어진다.

본 발명의 일부 실시형태에 따르면, 항공우주 플랫폼의 방향을 결정하는 중심이 되는 제 1 축은 실질적으로 횡측 평면에 직각이다. 또한 적어도 하나의 센서가 공전하는 중심이 되는 공전축도 실질적으로 횡측 평면에 직각일 수 있다.

본 발명의 일부 실시형태에 따르면, 제 1 회전 축은 상기 항공우주 플랫폼의 롤 방향축에 해당하며, 센서 조립체는 항공우주 플랫폼의 피치 방향축 및 요 방향축과 관련된 2개의 회전 축을 중심으로 하는 플랫폼의 회전 속도를 측정하도록 구성되어 동작할 수 있다.

본 발명의 일부 실시형태에 따르면, 제 1 축에 대한 항공우주 플랫폼의 결정된 방향 각도는 제 1 회전 축을 중심으로 하는 항공우주 플랫폼의 회전 속도의 측정과 관련된 추가의 회전 속도 센서의 바이어스 드리프트 효과를 보상하는데도 더 이용된다.

본 발명에 따르면, 센서 조립체는 횡측 평면에서의 2개의 방향을 중심으로 하는 플랫폼의 회전 속도를 측정하여 플랫폼의 피치 회전 축 및 요 회전 축을 중심으로 하는 플랫폼의 회전 속도를 결정할 수 있게 하도록 구성된 회전 속도 센서 중 2개를 포함할 수 있다. 다른 방법으로서, 센서 조립체는 회전 축을 중심으로 공전을 실시하여 플랫폼의 제 1 회전 축(롤 회전 축)과 교차하는(예를 들어, 직각인) 횡측 평면에서의 다양한 방향을 중심으로 하는 플랫폼의 회전 속도를 연속하여 측정하도록 구성된 단일 회전 속도 센서를 포함할 수 있다. 이에 따라서 피치 회전 축 및 요 회전 축의 양자를 중심으로 하는 플랫폼 회전 속도를 결정할 수 있게 될 수 있다.

본 발명의 일부 실시형태에 따르면, 적어도 하나의 회전 속도 센서는 항공우주 플랫폼에 대하여 고정되며, 상기 공전축을 중심으로 하는 센서의 공전운동은 (플랫폼의 종축/롤 축에 실질적으로 평행한) 횡측 평면에 실질적으로 직각인 축을 중심으로 하는 항공우주 플랫폼의 회전에 의해 얻어진다. 예를 들어, 본 발명에 따른 시스템이 미사일에 장착될 때, 횡측 평면에서의 플랫폼의 회전을 측정하는 회전 속도 센서의 공전은 본질적으로 비행중에 종축을 중심으로 하는 미사일의 공전에 의해 얻어진다. 이런 경우, 플랫폼 자체가 회전/공전할 때, 항공우주 플랫폼의 종축은 플랫폼의 회전과 관련된 휴식 효과의 요에 의해 정상 위치로부터 벗어날 수 있다(미사일의 경우, 종축/롤 축은 미사일 속도의 방향으로의 비행중에 정상적으로 향한다). 따라서, 항공우주의 회전과 관련된 휴식 효과의 요에 대한 보상은 센서로부터의 측정된 데이터의 분석중에 이루어진다.

다른 방법으로서 또는 이에 추가하여, 본 발명의 일부 실시형태에 따르면, 적어도 하나의 회전 속도 센서는 횡측 평면에 실질적으로 직각인 축을 중심으로 적어도 하나의 회전 속도 센서와 항공우주 플랫폼 사이의 상대 회전운동을 가능하게 하는 방식으로 항공우주 플랫폼에 장착된다. 이런 경우에 공전축을 중심으로 하는 센서의 공전은 작동 유니트를 이용하여 센서와 플랫폼 사이의 상대 회전을 야기함으로써 이루어질 수 있다.

본 발명의 다른 넓은 면에 따르면, 외부 기준 좌표계에 대한 플랫폼의 제 1 회전 축에 대한 항공우주 플랫폼의 방향을 결정하기 위한 측정 시스템이 제공된다. 이 측정 시스템은 센서 조립체와 제어 시스템을 포함한다. 센서 조립체는 플랫폼에 장착되며, 상기 제 1 회전 축과 교차하는(예를 들어, 직각인) 횡측 평면 내의 항공우주 플랫폼의 회전 속도를 측정하여 그 회전 속도를 나타내는 측정된 데이터를 발생하도록 구성되어 동작하는 적어도 하나의 회전 속도 센서를 포함한다. 제어 시스템은 다음 단계를 실시하도록 구성되어 동작한다.

- 상기 횡측 평면에서의 플랫폼의 회전 속도의 방향 중에 적어도 하나의 방향에 해당하는 소정의 방향과 상기 횡측 평면에서의 플랫폼의 회전 속도의 임의의 시간 도함수의 방향을 결정하도록 상기 측정된 데이터를 분석하는 단계;

- 상기 소정의 방향과 상기 외부 기준 좌표계 내의 공지의 방향 사이의 관계를 획득하는 단계로서, 상기 관계는 상기 외부 기준 좌표계에 대한 플랫폼의 기설정된 동적 상태 이동에 해당하는 단계; 및

상기 소정의 방향과 상기 관계를 이용하여 상기 제 1 회전 축에 대한 플랫폼의 방향 각도를 결정하는 단계.

본 발명의 일부 실시형태에 따르면, 적어도 하나의 회전 속도 센서는 횡측 평면에 교차하는(예를 들어, 직각인) 공전축을 중심으로 외부 기준 좌표계에 대하여 공전한다. 따라서, 측정된 데이터는 적어도 하나의 회전 속도 센서의 공전의 각속도(ω)에 의해 변조된 항공우주 플랫폼의 횡측 평면 내의 회전 속도를 나타낸다. 이들 실시형태에 있어서, 제어부는 센서 조립체와 관련된 복조 모듈을 포함하며, 각속도(ω)를 수신하고 이용하여 측정된 데이터를 분석하고 횡측 평면에서의 항공우주 플랫폼의 회전 속도의 방향을 나타내는 복조된 데이터를 발생시키도록 구성되어 동작할 수 있다. 센서의 공전은 항공우주 플랫폼 자체의 회전을 통해 이루어지고/이루어지거나 적어도 하나의 회전 속도 센서를 플랫폼에 대하여 회전시키기 위한 작동 유틸리티를 이용함으로써 이루어질 수 있음을 알아야 한다.

본 발명의 일부 실시형태에 따르면, 제 1 회전 축은 항공우주 플랫폼의 롤 방향축(예를 들어, 플랫폼이 종축이다)에 해당한다. 또한 피치 및 요 축은 플랫폼의 롤 축/종축에 직각인 횡측 평면에 놓여있다.

상기 제어부는 전형적으로는 방향 결정 모듈을 포함하는데, 이 모듈은 횡측 평면에서의 항공우주 플랫폼의 회전 속도의 방향을 나타내는 데이터를 수신하고(예를 들어 복조 모듈로부터 복조된 데이터를 수신), 항공우주 플랫폼의 기설정된 동적 상태 이동에 해당하는 복조된 데이터를 처리하여 상기 소정의 방향을 결정하고, 외부 기준 좌표계에서 공지의 방향과 소정의 방향을 관련시키는 관계를 얻고, 플랫폼의 제 1 회전 축에 대한 플랫폼의 방향 각도를 결정하도록 구성되어 동작할 수 있다.

센서 조립체의 회전 속도 센서 중의 하나 이상은 관성항행장치(Inertial Navigation System; INS)의 일부가 될 수 있음을 알아야 한다. 또한 제어 시스템은 항공우주 플랫폼의 일체부가 될 수 있다. 다른 방법으로서 또는 이에 추가하여, 제어 시스템의 하나 이상의 모듈은 지상국에 위치하거나 또는 다른 항공우주 플랫폼에 위치할 수 있는데, 이 경우 제어 시스템은 측정된 데이터에 해당하는 신호를 지상국이나 다른 항공우주 플랫폼에 전송하기 위한 송수신기 유틸리티를 포함할 수 있다. 센서 조립체는 제어 시스템으로부터의 신호에 응답하여 측정된 데이터를 발생시키도록 작동될 수 있다.

본 발명의 일부 실시형태에 따르면, 제어 시스템은 제 1 회전 축에 대한 항공우주 플랫폼의 회전 속도를 측정하도록 된 제 1 회전 속도 센서와 관련된 바이어스 보상 모듈을 포함한다. 이 바이어스 보상 모듈은 본 발명의 방법에 따라서 결정된 제 1 회전 축에 대한 플랫폼의 방향각도룰 수신하고 그 각도를 사용하여 제 1 회전 속도 센서의 바이어스 드리프트 효과를 교정하도록 구성되어 동작할 수 있다.

본 발명의 일부 실시형태에 따르면, 센서 조립체는 항공우주 플랫폼의 피치 회전 축 및 요 회전 축과 관련된 2개의 회전 축을 중심으로 하는 플랫폼의 회전 속도를 측정하도록 구성되어 동작할 수 있다.

본 발명을 이해하고 본 발명이 실제로 어떻게 실시될 수 있는지를 알기 위하여, 이제 첨부 도면을 참조하여 비제한적 예로서 바람직한 실시형태를 설명한다.
도 1A 및 도 1B는 본 발명에 따른 플랫폼의 방향의 결정 원리를 예시하는 것으로서, 도 1A는 이들 원리가 항공우주 플랫폼의 중력선회운동 중에 어떻게 실시되는지를 보여주며, 도 1B는 위성의 제어동작중의 유사한 도해를 보여준다.
도 2는 항공우주 플랫폼의 방향을 결정하기 위한 본 발명의 방법의 일 예의 흐름도다.
도 3은 항공우주 플랫폼의 방향을 측정하기 위한 본 발명의 측정 시스템의 일 예의 블록도다.
도 4는 도 3의 시스템에 사용되기에 적합한 회전 속도 측정 유틸리티 및 공전작동 유틸리티에 의해 형성된 조립체를 예시한다.
도 5A 및 도 5B는 도 3의 시스템에 사용되기에 적합한 복조 모듈의 동작의 일 예를 블록도(도 5A)와 그래프(도 5B)로 예시한다.

예시적 실시형태의 상세한 설명

이하 본 발명에 따른 플랫폼의 방향을 결정하는 원리를 예시하는 도 1A 및 도 1B를 참조한다. 도 1A는 항공우주 플랫폼의 중력 선회 동작중에 이들이 어떻게 이루어지는지를 보여주며, 도 1B는 제어된 위성의 동작중의 유사한 도해다. 용이한 이해를 위해, 이하에 설명하는 모든 예에서 공통되는 특징부들은 동일한 참조번호를 사용하여 지시한다.

도 1A는 본 발명의 방향 결정 기술과 이 기술을 항공 플랫폼(P)(항공우주 플랫폼을 구성)의 탄도 운동(ballistic motion) 중에 어떻게 실시되는지를 예시한다. 모든 안정한 비행중의 플랫폼은 자유낙하동작중에 중력 선회 효과를 나타낸다. 중력 선회 효과는 탄도 궤도(ballistic trajectory)(T)를 따라서 움직이는 항공 플랫폼(P)에 작용하여, 플랫폼의 기설정된 동적 운동에 영향을 준다. 이 경우, 기설정된 동적 운동은 플랫폼의 종축/롤 축(R3) 및 속도 벡터(V)가 탄도비행궤도(T)의 방향과 일치하거나 (또는 근접한다). 따라서, 플랫폼(P)은 중력방향(G)에 직각인 횡방향 회전 속도를 얻는다(종축(R3)에 직각인 플랫폼의 회전, 즉 R1-요(Yaw) 및 R2-피치 축을 중심으로 하는 회전). 이는 중력 선회 효과 중에 적어도 일정 시간 동안에는 비행궤도(T)의 방향으로 플랫폼의 종축(R3)을 회전시키도록 작용하는 공기역학적 힘에 의해 생기는 모멘트를 받기 때문이다. 이 효과 때문에 플랫폼의 회전 속도는 단순한 공지의 물리방정식에 의해 계산될 수 있으며, 회전방향은 중력방향(G)과 플랫폼의 속도 벡터(비행경로(T)에 접함)에 의해 결정되는 면에 직각이다.

플랫폼(P)은 그 경로(T)를 따라서의 3개의 순차적 위치(P(0), P(1) 및 P(2))에 도시되어 있다. 중력 선회 효과 때문에, 플랫폼의 종축은 각각의 속도 벡터(V(0), V(1) 및 V(2))와 일직선상에 정렬되어 유지되는 반면, 수평면에 대한 플랫폼의 각도는 비행 궤도(T) 전반에 걸쳐서 변한다. 이 각도는 도면에 γ(1) 및 γ(2)로 표시되어 있음, 점선(L(1) 및 L(2))은 각 위치에서의 수평면을 지시한다. 플랫폼의 회전은 종축(R3)(롤 축이기도 함)에 수직이고 중력방향(G)에 직각인 방향으로 이루어진다.

중력 선회 효과에 의해 얻어진 플랫폼의 회전 속도의 효과는 플랫폼상에 위치한 회전 속도 센서(도시하지 않음)에 의해 플랫폼의 동체 축(R1, R2, R3)에 대하여 측정될 수 있다. 중력 선회 효과는 종방향/축(R3)에서 플랫폼의 회전에 영향을 주지 않는다는 것을 이해하여야 한다. 이는 중력 선회 효과에 의해 플랫폼에 가해진 토크가 단독으로 플랫폼의 종축을 그 속도 벡터와 일직선상에 정렬시키기 때문이다. 따라서, 중력 선회 효과와 관련된 플랫폼의 회전 속도를 결정하기 위해서는 종축(R3)에 수직인 2개의 축(예를 들어, R1-요 및 R2-피치 축)에 대한 플랫폼 회전 속도를 측정하면 충분하다.

중력벡터 방향(G)은 중력 벡터(G) 및 국부 비행 경로/궤도에 의해 규정된 외부 기준 좌표계(external reference frame)(예를 들어, 관성 기준 좌표계)에서 알려져 있으므로, 외부 기준 좌표계에 대한 중력 선회 효과와 관련된 플랫폼의 횡방향 각회전 속도(angular rotation rate)의 방향을 결정할 수 있다(이 방향은 중력벡터(G) 및 비행경로(T) 양자에 직각이기 때문이다). 따라서, 그 종축/롤 축(R3)을 중심으로 하는 플랫폼의 방향은 플랫폼의 횡방향 회전 속도 및/또는 그 변화율에 대하여 결정될 수 있다.

이는 플랫폼의 탄도운동의 개시로부터 회전 속도의 횡방향 성분이 중력 선회 효과에 의해 외부 기준 좌표계에서 수직 방향(G)에 직각으로 되기 때문이다(특정한 공지의 방향). 따라서, 플랫폼의 롤 각도는 플랫폼을 탄도운동 쪽으로 "밀어서" 수직 방향에 직각으로 횡방향 회전을 가속시키는 중력 선회 효과의 개시 후에 플랫폼의 횡방향의 회전 속도의 변화율의 방향을 결정함에 의해 결정될 수 있다. 이와는 다른 방법으로서 또는 이에 추가하여, 중력 선회 효과의 개시 후에 그리고 플랫폼의 동작이 탄도운동일 때, 그 횡방향 회전 속도는 실질적으로 중력방향에 직각이며 따라서 플랫폼의 롤 각도를 플랫폼의 횡방향 회전 속도를 측정함으로써 결정할 수 있다. 이들 경우의 어느 경우라도, 횡방향 회전 속도의 방향 및/또는 그 변화율의 방향은 (예를 들어, R1 및 R2를 중심으로 하는 플랫폼의 회전 속도를 측정함으로써) 플랫폼의 국부 기준 좌표계에 대하여 플랫폼상에서 측정될 수 있다.

따라서, 피치(R2) 및 요(R1) 축에 대한 플랫폼의 횡방향 회전의 방향(예를 들어, 피치(R2) 축 및 요(R1) 축을 중심으로 하는 회전 속도 사이의 비율에 해당)은 제 1 및 제 2 기준 좌표계, 동체 축(R1, R2, R3)에 의해 규정된 내부(국부) 기준 좌표계, 및 중력벡터(G) 및 비행궤도(T)의 국부방향에 의해 정해진 외부 기준 좌표계(예를 들어, 관성계)에 대하여 결정/측정될 수 있다. 따라서, 이들 기준 좌표계들은 공통 축을 공유하도록 서로 관련되어 있다(중력 선회 효과에 의해 구속되어 있다). 이 예에서, 이런 공통 축은 비행궤도(T)의 국부방향과 일직선상에 정렬되어 유지된다.

이제 도 1B를 참조하면, 본 발명의 원리의 다른 예와 이들 원리가 위성 같은 항공우주 플랫폼에서 어떻게 실시되는지가 도시되어 있다. 위성 플랫폼(P)은 행성(E) 주위의 궤도궤적(T)에 도시되어 있다. 본 예에서, 궤도(T)를 따라서 위성(P)이 움직이는 것은 (종축(R3)에 직각인) 위성의 면(F)을 행성(E)의 방향으로 유지하도록 된 일정하게 제어된 동적 운동이다. 이렇게 제어된 기설정된 운동은 임의의 정지궤도의 위성, 예를 들어 통신목적의 위성의 전형적인 운동이다. 이를 위해, 위성(P)의 운동은 위성의 궤도(T)의 면에 실질적으로 직각인 방향으로의 (즉, 종축(R3)에 직각인) 횡방향 회전 속도를 특징으로 한다. 도 1A의 예와 마찬가지로, 여기서 (R1, R2, R3와 관련된) 위성 플랫폼(P)의 내부 기준 좌표계 및 (궤도궤적(T)의 방향 및 행성(E)의 방향과 관련된) 외부 기준 좌표계는 위성 플랫폼(P)의 제어된 운동에 의해 구속되므로, 플랫폼의 종축/롤 축(R3)을 행성(E)의 방향과 일치시킨 상태로 유지시킨다. 이렇게 위성이 그 궤도를 따라서 제어되어 움직이는 것은 그 궤도면에 수직인 횡방향 회전 속도(예를 들어, 면(F)을 행성의 방향으로 또는 행성에 대하여 특정 각도로 유지하도록 작용한다)를 특징으로 한다. 따라서, 본 예에서는 도 1A의 예와 마찬가지로, 위성의 횡방향 회전 속도의 방향을 결정/측정하면 위성의 롤 각도를 결정할 수 있게 하는 기준 방향을 제공한다.

위성의 내부 기준 좌표계에 대한 횡방향 회전 속도의 방향은 피치(R2) 및 요(R1) 축에 대한 위성의 각회전(I)을 측정함으로써 결정될 수 있다. 외부 기준 좌표계에 대하여 국부 회전 속도의 방향은 궤도(T)의 국부 방향 및 행성(E)의 방향에 수직인 방향이 된다고 예상되기 때문에, 위성 플랫폼상으로부터 취해진 횡방향 회전 속도의 방향의 측정값을 외부 기준 좌표계에 대한 횡방향 회전 속도의 방향과 비교할 수 있고 따라서 위성 궤도궤적(T)의 면에 대한 종축(R3)을 중심으로 한 위성 플랫폼의 방향을 결정할 수 있다.

본 발명의 실시형태에 따른 항공우주 플랫폼의 방향을 결정하는 방법을 흐름도(200)에 의해 도시하는 도 2를 참조한다. 이 방법에 따르면, 2개의 회전 축(예를 들어, 피치 축 및 요 축)에 대한 플랫폼의 회전 속도가 측정되는 한편, 플랫폼은 기설정된 동적 상태의 운동중에 있는데, 이 동적 상태의 운동은 플랫폼의 횡방향 회전 속도(또는 시간 도함수 중의 하나)가 롤 축을 중심으로 한 플랫폼의 경사를 결정하게 되는 기준이 되는 외부 기준 좌표계에서의 공지의 방향을 나타낸다는 점을 특징으로 한다(예를 들어, 횡방향 회전 속도의 방향은 외부 기준 좌표계에서 중력방향에 직각이 된다고 알려져 있다).

단계(210)에서, 플랫폼은 기설정된 동작운동 상태로 들어간다. 전술한 바와 같이, 이는 기본적으로 이 운동이 횡방향 회전 속도와 관련되고, 그 회전방향은 예를 들어 도 1A에서 나타낸 것 같은 중력 선회 효과에 의하거나 또는 도 1B에 대하여 설명한 바와 같이 통신위성을 궤도운동중에 행성 쪽으로 향하게 유지하는 것에 의한 외부 기준 좌표계에서의 소정의 방향을 나타낸다는 것을 의미한다. 다른 방법으로서, 일부 경우에서 플랫폼은 횡방향 회전 속도의 방향의 변화율이 외부 기준 좌표계에서의 소정의 방향을 나타낸다는 점을 특징으로 한다. 예를 들어, 이것은 공중의 플랫폼의 활동부가 중립이 될 때 그리고 중력 선회 효과가 운동에 영향을 주고 있는 동안에 플랫폼이 자유낙하 운동으로 들어갈 때에 일어날 수 있다. 이 경우, 자유낙하 운동의 개시시에는 하나 이상의 힘 및/또는 모멘트(예를 들어, 중력 선회, 중력, 공기역학적 효과, 또는 플랫폼 자체에 의해 작용되는 자체 인가력)가 플랫폼에 작용하여 외부 기준 좌표계에 대한 공지의 방향으로의 플랫폼의 횡방향 회전 속도를 변화시킨다.

본 발명의 일부 실시형태에 따르면, 플랫폼 구동 단계(210)는 (상기 도 1B의 예에서와 같은)인간의 개입이 전혀 없이 자동으로 실시될 수 있다는 점을 알아야 한다. 일부 다른 실시형태에 있어서, 인간의 개입은 플랫폼의 기설정된 동적 상태 이동을 개시하거나(예를 들어, 자유낙하/탄도 운동의 개시) 또는 플랫폼이 이런 운동 상태에 있을 때를 지시하는데 필요할 수 있다.

또한 후술하는 바와 같이, 센서의 바이어스 드리프트(bias drift)를 취소시키기 위해서는 선택에 따라서 종축을 중심으로 하는 횡방향 회전 속도 센서의 추가로 야기된 회전(여기서는 "공전"이라고 한다)이 사용될 수 있음도 알아야 한다(단계(215)). 이런 공전은 실제로는 플랫폼의 종축에 실질적으로 평행한 임의의 축을 중심으로 하는 횡방향 회전 속도 센서의 회전운동이며, 즉 이는 센서의 주요한 측정 축의 움직임이라는 것을 이해하여야 한다. 이는 사용중의 회전 속도 센서가 높은 바이어스 드리프트 속도를 가질 때, 그리고 항공우주 플랫폼의 소정 운동이 기준 좌표계에서 특정의 공지 방향에 직각인 횡방향 회전 속도의 방향(시간 도함수의 방향이 아님)을 특징으로 할 때 필요할 수 있다. 항공우주 플랫폼의 기설정된 운동이 횡방향 회전 속도의 임의의 시간 도함수를 특징으로 할 때, 이 시간 도함수는 횡방향 회전 속도의 방향보다도 바이어스 드리프트에 덜 영향을 받을 수 있다. 따라서, 센서의 공전을 이용하는 것을 피할 수 있다.

플랫폼의 기설정된 동적상태 운동 기간 중에 (플랫폼의 횡방향 회전 속도의 방향이나 플랫폼의 횡방향 회전 속도의 시간 도함수(변화율)의 방향 또는 이들 양 방향을 나타내는) 플랫폼 회전 속도의 측정이 이루어진다(단계(220)). 이는 속도 쟈이로(rate gyro) 같은 플랫폼상의 관성 측정부를 이용함에 의해 이루어질 수 있는데, 이 관성 측정부는 이런 플랫폼상에서 전형적으로 이용되는 INS 또는 AHRS의 일부가 될 수 있다. 본 발명에 따르면, 제 3 종축에 대한 플랫폼의 방향을 결정하기 위해 플랫폼의 횡방향 회전 속도의 방향을 결정하는데 충분하다. 이를 위해, 피치 축 및 요 축 같은 플랫폼의 종축/롤 축에 직각인 2개의 회전 축을 중심으로 하는 플랫폼의 횡방향 회전 속도(또는 적어도 그 회전 속도 사이의 비율)를 결정하면 충분하다. 이는 (플랫폼의 종축/롤 축에 직각인) 2개의 횡방향을 중심으로 하는 플랫폼의 회전 속도를 측정하기 위한 2개의 회전 속도 센서(쟈이로)를 이용하거나 또는 적어도 2개의 이런 횡방향을 중심으로 하는 플랫폼의 회전 속도를 교대로 측정하도록 플랫폼의 종축/롤 축에 평행한 축을 중심으로 회전하는 단일 회전 속도 센서를 이용함으로써 이루어질 수 있다.

일반적으로, 플랫폼의 회전 속도의 크기 및 방향을 정확히 측정하기 위해서는 매우 정확한 회전 속도 센서가 필요할 수 있다. 그러나, 본 발명에 따르면, 제 3 종축에 대한 플랫폼의 방향을 결정하는데는 회전 속도 벡터의 횡방향(종축에 직각인 면상의 회전 속도 벡터의 투사방향)만이 필요하다. 따라서, 본 발명은 비교적 큰 바이어스 드리프트 효과를 갖는 덜 정확한 센서를 사용할 수 있게 한다. 그 이유는 본 발명은 (플랫폼의 횡방향 회전 속도를 측정하는) 하나 이상의 회전 속도 센서를 제 3 롤 축/종축을 중심으로 회전하게 구성하여 센서의 바이어스 드리프트 효과의 억제 또는 해제를 용이하게 하는 센서의 표시숫자를 변조함에 의해 플랫폼의 회전 속도의 방향을 정확히 결정하는 것을 이용하기 때문이다.

회전 속도 센서의 바이어스 드리프트는 측정값을 취하게 되는 시간척도 내에서 비교적 일정한 것으로 생각될 수 있다. 이 경우, 각 센서에 의해 얻어진 바이어스된 회전 속도 측정값은 2개의 인자로부터의 기여를 포함하고 있다. 제 1 인자는 회전 주파수를 갖는 사인파에 의해 변조된, 센서의 공전에 기인한 항공우주 플랫폼 자체의 회전 속도다. 제 2 인자는 센서의 공전에 의해 영향을 받지 않아서 변조되지 않은 센서의 비교적 일정한 바이어스 드리프트다. 따라서, 센서의 회전 속도에 따라서 2개의 센서로부터 측정된 회전 속도를 복조한 후에, 비교적 일정한 바이어스 드리프트가 제거되고 센서와 관련된 축으로 둘러싸인 면내에서 플랫폼의 회전 축의 방향이 정확히 측정된다. 이를 위해, 이 기술은 또한 가변 바이어스 드리프트를 갖는 회전 속도 센서로도 이루어질 수 있다(즉, 플랫폼의 운동중에는 일정한 것으로 간주할 수 없다). 바이어스 드리프트 효과를 제거하기 위해서는 회전 속도 센서의 공전 기간의 시간척도에서 바이어스 드리프트 효과가 비교적 일정하면 충분하다. 따라서, 센서의 비교적 가변적인 바이어스 드리프트와 일치되도록 하기 위해서는 그에 따라서 센서의 공전속도가 조정될 수 있다.

본 예에서는 플랫폼의 횡방향 회전 속도를 측정하기 위한 2개의 회전 속도 센서가 설명되었지만 본 발명에 따르면 (예를 들어, 피치 방향 및 요 방향과 관련된) 플랫폼의 횡방향 회전 속도의 방향 (및 크기)를 결정하는데 하나의 회전 속도 센서면 충분할 수 있다는 것을 알아야 한다. 그 이유는 플랫폼의 종축을 중심으로 회전하는 각 센서가 플랫폼의 횡방향 회전 속도를 나타내는 시분할(time multiplexed) 데이터를 나타내는 변조신호(종축을 중심으로 하는 센서의 공전 주파수로 변조됨)의 형태의 측정 데이터를 제공하기 때문이다. 단일 공전 센서로부터의 시분할 데이터는 임의의 2개의 횡방향 축(플랫폼의 피치 축 및 요 축 등)에 대한 플랫폼의 횡방향 회전 속도를 결정/분석하도록 처리될 수 있다. 이와 관련하여, 2개의 횡방향 축에 대한 플랫폼의 횡방향 회전 속도의 최대 시간 능(maximal time resolution)은 플랫폼의 종축을 중심으로 하는 센서의 공전 주파수로 이루어진다.

단계(230)에서, 회전 속도 센서에 의해 측정된 횡방향 회전 속도가 제 3 축/종축(또는 그에 평행한 다른 축)을 중심으로 하는 센서의 공전 주파수에 대하여 그리고 플랫폼의 내부 기준 좌표계(예를 들어, 플랫폼의 피치 축 및 요 축)에 대한 센서의 방향에 따라서 처리된다. 이 처리는 플랫폼의 횡방향 회전 속도의 방향(즉, 플랫폼의 2개의 회전 축으로 둘러싸인 면상으로의 플랫폼의 회전 속도의 투사방향)을 얻기 위함이다. 이 단계에서 이루어지는 처리 분석을 비교적 높은 바이어스 드리프트를 가질 수 있는 공전중의 회전 속도 센서의 분석을 도시하는 도 5A 및 도 5B에 대하여 이하에 더욱 설명한다.

단계(240)에서, 플랫폼의 횡방향 회전 속도의 방향 및/또는 횡방향 회전 속도의 시간 도함수의 방향은 단계(230)에서 얻어진 측정치에 기초하여 결정된다. 이렇게 결정된 방향은 결국 종축을 중심으로 하는 플랫폼의 방향/기울기를 결정하는데 사용된다. 전술한 바와 같이, 이는 플랫폼의 기설정된 동적 운동 중에 횡방향 회전 속도의 방향은 외부 기준 좌표계에서의 공지 방향에 관련된다(예를 들어, 직각이다)라는 사실에 기초한다. 다른 방법으로서, 플랫폼의 다른 기설정된 동적 운동에서, 플랫폼의 횡방향 회전 속도는 외부 기준 좌표계에서 공지의 방향을 갖는 모멘트의 개시에 의해 영향을 받으며, 따라서 이런 경우에 횡방향 회전 속도의 시간 도함수의 방향이 사용된다.

따라서, 단계(240)에서 플랫폼의 횡방향 회전 속도의 방향(피치 축 요 축을 중심으로 하는 회전 속도 간의 비율) 또는 이 방향의 변화율(상기 비율의 시간 도함수)이 처리되어, 회전 속도 센서와 관련된 2개의 (횡방향) 축에 실질적으로 직각인 축에 대한 외부 기준 좌표계에 대한 플랫폼의 방향의 각도를 나타내는 기준으로서 사용된다.

도 3을 참조하면 본 발명의 측정 시스템(300)의 실시형태가 블록도로서 도시되어 있다. 이 시스템(300)은 회전 속도 측정장치(310)에 (유선 또는 무선 신호전송을 통해) 연결될 수 있는 제어부(330)를 포함한다. 회전 속도 측정장치(310)는 시스템(300)의 일체부가 되거나 또는 제어부(330)와 연결될 수 있는 단독형 장치가 될 수 있음을 이해하여야 한다. 본 발명의 시스템과 함께 사용하기 위한 회전 속도 측정장치(310)는 하나 이상의 회전 속도 센서(쟈이로)를 포함하는데, 본 예에서는 2개의 독립 회전 축에 대한 항공우주 플랫폼 회전 속도를 측정하도록 된 2개의 이런 센서(312, 314)가 도시되어 있다. 전형적으로, 2개의 쟈이로가 2개의 직각 측정축을 따라서 배치되어 이들 축을 중심으로 하는 플랫폼의 회전을 측정한다. 그러나, 이런 배열구조는 필요하지 않은데, 서로 직각이 아닌 2개의 선형의 독립 축을 중심으로 플랫폼의 회전 속도가 측정될 수 있기 때문이다.

본 예에서, 본 발명은 센서를 제어 가능하게 공전시킨다. 도시한 바와 같이, 제어부(330)는 양쪽 측정 축에 실질적으로 직각인 축을 중심으로 2개의 회전 속도 센서(312, 314)를 공전시키도록 된 센서 공전 작동 유틸리티(320)와 관련될 수 있다. 이에 따라서 앞으로 더욱 설명하는 바와 같이 센서(쟈이로)의 바이어스 드리프트에 의해 야기된 측정 에러를 삭제할 수 있도록 센서의 측정된 신호가 변조된다. 이렇게 센서를 제어 가능하게 공전시키고 이런 작동 유틸리티를 사용하는 것은 선택에 따른 것이라는 것을 알아야 한다. 경우에 따라서는 전술한 바와 같이 회전 속도 센서(312, 314)가 비교적 정확하므로(예를 들어, 바이어스 드리프트가 무시할 수 있을 정도이므로) 센서의 측정된 신호를 변조하는 센서의 공전이 필요하지 않을 수 있다. 다른 경우에 항공우주 플랫폼 자체는 그 운동중에 2개의 속도 센서(312, 314)의 측정 축에 실질적으로 직각인 축을 중심으로 공전하도록 설계되어 있다(예를 들어, 미사일). 이 경우, 센서의 신호는 플랫폼의 공전에 의해 변조될 수 있다.

따라서 제어부(330)는 센서(312, 314)로부터 측정된 데이터를 (상기 회전 속도 측정 유틸리티(310)로부터) 수신하여 상기 데이터를 분석하여 항공우주 플랫폼의 회전 속도를 결정하도록 된 복조 모듈(332)을 포함한다. 전술한 바와 같이, 센서(312, 314)로부터 획득한 측정된 데이터는 이들 센서에 직각인 축을 중심으로 하는 센서의 공전에 의해 변조된다. 따라서, 복조 모듈(332)은 측정된 회전 속도를 복조하기 위해 센서의 공전 속도를 이용하도록 구성되어 있다. 이 공전 속도는 고정값이 될 수 있거나(예를 들어 센서 공전의 작동에 일정 속도의 작동 유틸리티가 사용되는 경우 등) 또는 변화될 수 있다(예를 들어, 센서의 공전이 종축을 중심으로 하는 플랫폼 자체의 공전에 기초하는 경우나 공전 작동 유틸리티(320)가 가변속도 공전을 야기하는 경우).

후자의 경우에, 센서 신호를 정확히 복조할 수 있도록 하기 위해서는 공전속도 모듈(336)을 사용하여 센서의 공전속도를 결정한다. 이는 센서의 공전 속도를 나타내는 데이터를 제어하거나 수신하기 위해 공전 작동 유틸리티(320)에 연결된 공전 속도 모듈(336)을 구비함으로써 또는 공전 속도를 추가의 속도 쟈이로에 의해 측정함으로써 이루어질 수 있다.

다른 방법으로서 또는 이에 추가적으로, 공전 속도 모듈(336)은 회전 속도 측정 유틸리티(310)에 연결되어 센서의 회전 속도의 변조를 나타내는 센서의 측정된 데이터를 수신하도록 되어 있을 수 있다. 그리고 공전 속도는 예를 들어 측정된 데이터/신호 자체의 푸리에(Fourier) 분석을 이용하여 결정하여 신호의 변조와 관련된 우위 주파수(dominant frequency)를 결정할 수 있다.

측정된 데이터의 복조 후에, 플랫폼의 2개의 회전 축(예를 들어 피치 축 및 요 축)에 대한 플랫폼의 회전 속도를 나타내는 정확한(즉, 바이어스되지 않은) 복도 데이터가 획득된다.

플랫폼의 회전 방향을 나타내는 데이터는 외부 기준 좌표계에 대한 플랫폼의 방향을 결정할 수 있는 방향 결정 모듈(334)에 의해 더 처리된다. 전술한 바와 같이, 이 처리는 플랫폼이 기설정된 동적 상태 이동을 유지하고 있는 동안에 플랫폼의 회전 속도가 측정된다는 사실에 기초한다. 따라서, 자신의 (내부) 동체 축에 대한 플랫폼의 회전 속도의 방향을 측정하면 플랫폼의 축에 대한 외부 기준 좌표계 내의 공지의 방향을 지시하게 되므로, 외부 기준 좌표계에 대한 플랫폼의 방향을 결정할 수 있게 된다.

도 3에 대하여 앞에서 설명한 회전 속도 측정 유틸리티(310) 및 공전 작동 유틸리티(320)에 의해 형성된 조립체를 개략적으로 보여주는 도 4를 참조한다. 시스템 요소들과 플랫폼의 동체 축(R1, R2, R3)의 참조 번호는 도 2 및 도 3에 도시한 것과 일치한다.

회전 속도 측정 유틸리티(310)는 2개의 회전 속도 쟈이로(312, 314)를 포함하는데, 이들 쟈이로는 각각 2개의 독립 측정 축(r, q)에 대한 플랫폼의 회전 속도를 측정하도록 되어 있다. 회전 속도 측정 유틸리티(310)는 작동 유틸리티(320)에 의해 동작되어 측정 축(r, q)에 실질적으로 직각인 축(R3)(롤 축)을 중심으로 공전하게 된다. 따라서, 플랫폼의 동체 축(R1, R2)(예를 들어 요 축 및 피치 축)에 대한 플랫폼의 회전 속도의 측정치가 작동 유틸리티(320)에 의해 제공된 공전속도에 따라서 변조된다.

본 예에서 모터(M)는 2개의 쟈이로(312, 314)를 플랫폼의 롤 축을 중심으로 롤시킨다는 것을 알아야 한다. 그러나 플랫폼의 롤 축(R3)을 중심으로 하는 2개의 쟈이로(312, 314)의 공전, 예를 들어 본 발명의 범위로부터 이탈함 없이 미사일의 자연스러운 롤 속도가 다른 임의의 기술에 의해 제공될 수 있음을 알아야 한다.

플랫폼의 기설정된 운동이 외부 기준 좌표계에서의 공지의 방향(예를 들어, 중력의 방향에 직각)과 관련된 플랫폼의 횡방향 각속도를 특징으로 하는 경우, 외부(관성) 기준 좌표계에 대한 플랫폼의 롤 각도는 다음 식에 따른 플랫폼의 횡방향 회전 속도의 플랫폼상의 측정치에 기초하여 (예를 들어 요 축(R1) 및 피치 축(R2)에 대한 플랫폼의 회전 속도를 측정함으로써) 결정될 수 있다.

여기서, φ는 롤 각도이며,

및

는 각각 요 축 및 피치 축을 중심으로 하는 회전 속도다.

플랫폼의 기설정된 동적 운동이 외부 기준 좌표계에서의 공지의 방향의 모멘트 개시를 특징으로 하는 경우, 상기 식은 다음과 같이 요 회전 속도 및 피치 회전 속도의 시간 도함수(

및

)에 기초한다.

요 축 및 피치 축을 중심으로 하는 회전 속도의 시간 도함수(

,

)는 회전 속도 센서의 바이어스 드리프트에 의해 영향을 받지 않고 횡방향 회전 속도 센서로부터 획득한 측정된 회전 속도(

및

)를 이용하여 결정될 수 있음을 알아야 한다. 그 이유는 센서의 바이어스 드리프트의 시간 척도에 대한 판독치 사이에 작은 시간 지체를 두고 취한 센서로부터의 2개 이상의 판독치를 비교함으로써 회전 속도의 시간 도함수가 얻어질 수 있기 때문이다. 그러나 요 회전 속도 센서 및 피치 회전 속도 센서로부터 측정된 플랫폼 회전 속도(

및

)(시간 도함수가 아님)를 이용하는 경우, 그리고 큰 바이어스 드리프트(B₁ 및 B₂)가 각각 이들 축에 대한 플랫폼의 회전 속도의 측정치와 관련되는 경우, 다음으로부터 명백하듯이 전술한 식에 의해 플랫폼의 롤 각도를 계산하면 상당한 바이어스 오차가 얻어진다.

제안하는 기술은 플랫폼이 피치 축 및 요 축에 대하여 공전하는 2개의 축(r, q)을 중심으로 하는 플랫폼의 회전 속도를 측정하는 과제를 다룬다. 따라서, 측정된 신호는 플랫폼의 피치 축 및 요 축을 중심으로 하는 플랫폼의 회전 속도의 변조치인 변조 관련 항(공전 주파수는 변조 주파수다)과, 측정 센서의 바이어스 드리프트와 관련된 비변조 오차 항을 포함한다. 이를 위해, 비변조 오차는 측정된 데이터에 (플랫폼의 회전 속도와 관련된) 변조된 주파수를 남기도록 설계된 대역통과필터 같은 다양한 필터를 이용하는 한편 바이어스 오차와 관련된 주파수를 제거함으로써 측정 데이터로부터 제거될 수 있다.

복조 모듈(332)은 이 데이터를 복조하고 롤 축/종축에 직각인 면에 대한 플랫폼의 회전 속도 방향을 얻도록 설계되어 있다. 전술한 바와 같이, 복조 과정은 현존하는 회전 속도 센서의 대부분에 고유한 바이어스 드리프트 효과를 억제하도록 설계되어 있다. 도 5A 및 도 5B를 참조하면 본 발명의 실시형태에 따른 데이터 처리 및 필터링용 복조 모듈(도 3에서 332)의 동작의 일 예가 블록도의 형태로(도 5A) 그리고 그래프로(도 5B) 도시되어 있다.

도 3을 참조하여 위에서 설명한 바와 같이, 복조 모듈(332)은 센서(312, 314)에 의해 측정된 플랫폼의 회전 속도의 복조치를 나타내는 데이터를 입력으로서 수신한다. 도 5에 도시한 바와 같이, r 축 및 q 축에 대한 회전 속도를 나타내는 입력 데이터((1), (2), (3))가 수신된다(단계(S1)). 추가의 입력 데이터는 종축(R3)을 중심으로 하는 센서의 측정 축(r, q)의 공정 속도(p)에 해당하는 데이터다. 이 추가의 입력은 실제로는 측정된 데이터 복조 속도를 나타낸다(예를 들어, 이 복조 속도는 일정하며(하드 코드됨)/일정하거나 공조속도 모듈(336)에 의해 제공될 수 있다). 단계(S2)에서, 플랫폼의 회전 속도의 각도는 2개의 쟈이로 출력의 비율 사이의 역탄젠트로서 r 축과 q 축에 대하여 계산된다. 단계(S3)에서, 플랫폼의 동체 축에 대한 2개의 쟈이로의 공전속도(p)는 통합되어 동체 축(R1, R2)(요 축 및 피치 축)과 측정 축(r, q) 사이의 상대 각도를 제공한다. 단계(S4)에서, 이 상대 각도는 단계(S2)에서 획득한 각도로부터 차감되므로 동체 축(R1, R2)에 대한 측정된 회전 속도의 초기 각도를 획득한다. 도시한 바와 같이, 단계(S5)에서, 비선형 필터를 사용하여 센서의 바이어스 드리프트에 의해 생긴 측정 오차를 제거한다. 이는 단계(S4)에서 획득한 각도의 사인 및 코사인의 평균값을 취함으로써 이루어진다. 이 각도는 (복조 과정의 결과로서 비변조된) 플랫폼의 실제 회전 속도로부터의 기여와 (복조 후에 변조된) 측정 오차로부터의 기여를 포함하므로, (공전 시간[1/p]보다 긴 기간에 걸쳐서) 이 각도의 사인 및 코사인의 평균을 취하면 오차를 평균하게 된다. 단계(S6)에서, 초기 롤 각도는 단계(S5)에서 결정된 롤 각도에 따라서 리셋되며, 단계(S7)에서는 이렇게 얻어진 롤 각도에 주파수 필터링이 가해져서 공전 속도와 관련된 주파수를 제거하게 된다. 따라서, 도 5B에 도시한 바와 같이 이들 평균값의 역탄젠트는 동체 축(R1, R2)에 대한 플랫폼의 회전 속도의 각도(A)가 되며, 바이어스 오차는 상당히 감소된다.

도 5B는 도 5A에서 설명한 기술에 따른 변조 및 여과 공정을 설명하는 것으로서, 측정 오차 시간 변화를 보여준다. 항공우주 플랫폼 운동은 피치 축(R2) 및 요 축(R1)에 대한 회전 속도가 제로인 것을 특징으로 한다.

그래프(G1)는 시간의 함수로서 회전 속도의 바이어스 드리프트 오차를 보여준다. 이는 변조가 가해지지 않았을 때 시간 경과에 따라서 상당히 일정한 바이어스 드리프트에 해당하는 실질적인 편평한 선이다(예를 들어, 플랫폼/회전 속도 센서가 종축 주위로 회전하지 않는 경우). 바이어스 드리프트 오차는 실제로는 횡방향 회전 속도 벡터의 방향(종축을 중심으로 한 각도)을 지시하는 단계(S2)에서 획득한 신호에 포함/축적되어 있다. 획득된 큰 일정 각도(약 25도)는 주로 회전 속도 측정 유틸리티의 2개의 쟈이로의 바이어스 드리프트 효과와 관련된 오차에 기인한 것이다.

그래프(G2)는 (플랫폼의 동체 축(R2, R1)에 대하여) 2개의 횡방향 회전 속도 센서(쟈이로)를 공전시킴으로써 측정 데이터를 공전속도(p)로 변조한 후에 상기 단계(S2)에서 얻어진 것과 동일한 플랫폼의 횡방향 회전 속도 벡터의 측정된 방향/각도의 바이어스 드리프트 오차를 보여준다. 따라서 이 바이어스 측정 오차는 공전속도(p)로 변조되는 것으로 도시되어 있다.

그래프(G3)는 상기 단계(S5)에서 설명한 것 같은 바이어스 오차 여과의 결과를 보여준다. 알 수 있는 바와 같이, 바이어스 측정 오차는 시간에 따라서 상당히 감소한다. 바이어스 오차 감소/억제에 대한 특성 시간은 변조 인자, 즉 예를 들어 모터 회전 속도와 관련된 공전 속도에 따라서 달라진다. 공전 속도(p)가 높다는 것은 바이어스 오차를 신속하게 억제하고 플랫폼의 회전 속도 방향의 개략 값이 실제의 값에 상당히 수렴한다는 것을 의미한다.

따라서, 본 발명의 기술은 항공우주 플랫폼의 각도 방향을 간단하고 정확하게 결정하게 하여 어떤 회전 속도 센서라도 사용할 수 있게 하므로 그 자체가 정확한 측정용으로 구성될 필요가 없다. 본 발명은 항공우주 플랫폼상의 기설정된 동적 운동의 효과 및/또는 센서의 공전을 이용할 수 있다.

당업자라면 첨부하는 청구범위에 의해 정해지는 본 발명의 범위로부터 이탈함 없이 앞에서 설명한 바와 같은 실시형태에 다양한 수정 및 변경을 가할 수 있음을 쉽게 알 수 있을 것이다.

Claims (37)

1. 롤 회전 축에 대한 항공우주 플랫폼의 방향을 결정하기 위한 방법으로서,
   a. 외부 기준 좌표계에 대하여 상기 항공우주 플랫폼의 기설정된 동적 상태 이동을 제공하는 단계로서, 상기 기설정된 동적 상태 이동은 롤 회전 축에 실질적으로 직교하는 횡측 평면 내의 플랫폼의 횡측 회전 속도의 방향 및/또는 횡측 회전 속도의 임의의 시간 도함수의 방향이 상기 외부 기준 좌표계 내의 기준 방향에 실질적으로 수직인 것을 특징으로 하는 단계,
   b. 항공우주 플랫폼이 상기 기설정된 동적 상태 이동 중에 있을 때, 상기 횡측 회전 속도의 방향을 측정하여 그 방향을 나타내는 측정된 데이터를 발생시키는 단계,
   c. 상기 기준 방향에 실질적으로 수직인 횡측 회전 속도의 방향을 나타내는 상기 측정된 데이터를 분석하고, 상기 롤 회전 축에 대한 상기 항공우주 플랫폼의 방향 각도를 결정하는 단계를 포함하는 방법.
2. 제 1 항에 있어서, 상기 기설정된 동적 상태 이동은 상기 플랫폼에 작용하는 중력 선회 효과와 관련되고, 상기 기준 방향은 중력의 방향인 방법.
3. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 상기 횡측 회전 속도의 방향을 측정하는 단계는 상기 롤 회전 축에 실질적으로 평행한 공전축을 중심으로 상기 외부 기준 좌표계에 대해 공전하는 적어도 하나의 회전 속도 센서를 이용하여, 상기 측정된 데이터는 상기 적어도 하나의 회전 속도 센서의 공전 움직임의 각속도(ω)에 의해 변조되는 방법.
4. 제 3 항에 있어서, 상기 공전 움직임은,
   ⅰ. 상기 롤 축에 실질적으로 평행한 축을 중심으로 하는 상기 항공우주 플랫폼의 회전과,
   ⅱ. 상기 롤 축에 실질적으로 평행한 축을 중심으로 하는 상기 적어도 하나의 회전 속도 센서와 상기 항공우주 플랫폼 사이의 상대적인 회전 움직임
   중 적어도 하나에 의해 획득되는 방법.
5. 제 4 항에 있어서, 상기 공전 움직임은 상기 적어도 하나의 회전 속도 센서와 상기 항공우주 플랫폼 사이의 상대적인 회전 움직임에 의해 적어도 부분적으로 획득되고, 측정된 데이터의 상기 분석은 상기 항공우주 플랫폼의 상기 회전과 관련된 휴지 효과의 요(yaw)에 관한 보상을 제공하는 방법.
6. 제 3 항에 있어서, 측정된 데이터의 상기 분석은 적어도 하나의 회전 속도 센서로부터 획득한 판독 데이터에서 중요 주파수를 확인함으로써, 각속도(ω)를 결정하는 것을 포함하는 방법.
7. 제 3 항에 있어서, 측정된 데이터의 상기 분석은 상기 측정된 데이터를 복조하고 횡측 평면 내의 상기 방향을 결정하기 위해, 상기 각속도(ω)를 이용하는 것을 포함하는 방법.
8. 제 7 항에 있어서, 상기 측정된 데이터를 복조시, 상기 각속도(ω)로 인해 상기 적어도 하나의 회전 속도 센서의 바이어스 효과가 억제됨으로써, 횡측 평면에서 플랫폼의 회전 속도의 상기 방향의 측정의 정확성이 증가되는 방법.
9. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 롤 회전 축에 대한 항공우주 플랫폼의 방향의 각도를 이용하여, 상기 롤 회전 축에 대한 상기 항공우주 플랫폼의 회전 속도의 측정과 관련된 추가의 회전 속도 센서의 바이어스 드리프트 효과를 보상하는 것을 포함하는 방법.
10. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 상기 횡측 회전 속도의 방향을 측정하는 단계는,
    ⅰ. 횡측 평면에서 2개의 방향을 중심으로 하는 플랫폼의 회전 속도를 측정하도록 구성된 적어도 2개의 회전 속도 센서; 또는
    ⅱ. 롤 축에 실질적으로 평행한 공전축을 중심으로 공전하도록 조정되고, 상기 횡측 평면에서의 다양한 방향을 중심으로 하는 플랫폼의 회전 속도를 연속적으로 측정하도록 조정된 적어도 하나의 회전 속도 센서;
    들 중 하나를 이용하여,
    피치 및 요 회전 축을 중심으로 하는 플랫폼의 회전 속도를 결정할 수 있게 하는 방법.
11. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 플랫폼의 회전 속도의 상기 시간 도함수는 횡측 평면 내의 플랫폼의 회전 속도의 변화율에 해당하는 1차 도함수인 방법.
12. 외부 기준 좌표계에 대한 플랫폼의 롤 회전 축에 대한 항공우주 플랫폼의 방향을 결정하기 위한 측정 시스템으로서,
    상기 플랫폼에 장착되고, 상기 롤 회전 축과 직교하는 횡측 평면 내의 항공우주 플랫폼의 회전 속도를 측정하고, 그 회전 속도를 나타내는 측정된 데이터를 발생하도록 구성되어 동작하는 적어도 하나의 회전 속도 센서를 포함하는 센서 조립체와,
    - 측정된 데이터를 분석하여, 상기 횡측 평면 내의 플랫폼의 횡측 회전 속도의 방향에 해당하는 소정의 방향 및/또는 상기 횡측 평면에서의 플랫폼의 상기 횡측 회전 속도의 임의의 시간 도함수의 방향을 결정하는 단계;
    - 상기 방향과, 상기 외부 기준 좌표계 내의 기준 방향 사이의 수직 관계를 획득하는 단계로서, 상기 관계는 상기 외부 기준 좌표계에 대한 플랫폼의 기설정된 동적 상태 이동에 해당하는 단계; 및
    - 상기 소정의 방향과 상기 수직 관계를 이용하여 상기 롤 회전 축에 대한 플랫폼의 방향 각도를 결정하는 단계를 수행하도록 구성되어 동작하는 제어 시스템을 포함하는 측정 시스템.
13. 제 12 항에 있어서, 상기 기설정된 동적 상태 이동은 상기 플랫폼에 작용하는 중력 선회 효과와 관련되고, 상기 기준 방향은 중력의 방향인 측정 시스템.
14. 제 12 항 또는 제 13 항에 있어서, 상기 적어도 하나의 회전 속도 센서는 상기 롤 회전 축에 실질적으로 평행한 공전축을 중심으로 상기 외부 기준 좌표계에 대하여 공전하여, 상기 측정된 데이터는 적어도 하나의 회전 속도 센서의 상기 공전의 각속도(ω)에 의해 변조된 항공우주 플랫폼의 상기 횡측 평면 내의 회전 속도를 나타내는 측정 시스템.
15. 제 12 항 또는 제 13 항에 있어서, 상기 센서 조립체는,
    ⅰ. 상기 항공우주 플랫폼에 대하여 고정되고, 공전축을 중심으로 하는 상기 항공우주 플랫폼의 회전에 의해 공전이 획득되는 적어도 하나의 회전 속도 센서;
    ⅱ. 상기 적어도 하나의 회전 속도 센서에 연결되고, 상기 공전축을 중심으로 하는 상기 적어도 하나의 회전 속도 센서와 상기 항공우주 플랫폼 사이의 상대 각속도의 공전을 제공하도록 구성되어 동작하는 작동 유틸리티; 및
    ⅲ. 횡측 평면에서 2개의 방향을 중심으로 하는 플랫폼의 회전 속도를 측정하도록 구성된 적어도 2개의 회전 속도 센서
    중 적어도 하나를 포함하는 측정 시스템.
16. 제 14 항에 있어서, 제어 시스템은 상기 센서 조립체와 관련되고, 상기 각속도(ω)를 이용하여 항공우주 플랫폼의 회전 속도의 상기 소정의 방향을 나타내는 복조된 데이터를 발생시키기 위해 측정된 데이터를 수신하고 분석하도록 구성되어 동작하는 복조 모듈을 포함하는 측정 시스템.
17. 제 16 항에 있어서, 복조 모듈은 적어도 하나의 회전 속도 센서로부터 획득한 상기 측정된 데이터에서 중요 주파수를 확인함으로써, 상기 각속도(ω)를 결정할 수 있는 측정 시스템.
18. 제 12 항 또는 제 13 항에 있어서, 상기 제어 시스템의 적어도 하나의 모듈은 지상국에 위치하거나 다른 항공우주 플랫폼에 위치하고, 상기 제어 시스템은 상기 측정된 데이터에 해당하는 신호를 지상국이나 상기 다른 항공우주 플랫폼에 전송하기 위한 송수신기 유틸리티를 포함하는 측정 시스템.
19. 제 12 항 또는 제 13 항에 있어서, 상기 제어 시스템은:
    플랫폼의 상기 기설정된 동적 상태 이동 동안 동작하고, 플랫폼의 횡측 회전 속도의 상기 소정의 방향과 상기 수직 관계에 기초하여 상기 롤 회전 축에 대한 플랫폼의 상기 방향 각도를 결정하도록 조정된 방향 결정 모듈과,
    상기 롤 회전 축에 대한 상기 항공우주 플랫폼의 회전 속도를 측정하기 위해 조정된 롤 회전 속도 센서와 관련된 바이어스 보상 모듈을 포함하고,
    상기 바이어스 보상 모듈은 상기 롤 회전 축에 대한 플랫폼의 상기 결정된 방향 각도를 수신하고, 상기 방향 각도를 이용하여 상기 롤 회전 속도 센서의 바이어스 드리프트 효과를 교정하도록 구성되어 동작하는 측정 시스템.
20. 제 12 항 또는 제 13 항에 있어서, 상기 센서 조립체는 항공우주 플랫폼의 피치 및 요 방향 축과 관련된 2개의 회전 축을 중심으로 하는 상기 플랫폼의 회전 속도를 측정하도록 구성되어 동작하는, 측정 시스템.
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