KR101833242B1 - 비행체 항법 제어 시스템 및 방법 - Google Patents

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박장성
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엘아이지넥스원 주식회사
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Abstract

본 발명은 운동학적 측면과 동역학적 측면을 함께 고려하여 항법 해를 산출하는 비행체 항법 제어 시스템 및 방법을 제안한다. 본 발명에 따른 시스템은 목적지에 대한 정보를 기초로 비행체의 항법 정보를 생성하는 항법 정보 생성부; 비행체의 가속도와 각속도를 기초로 비행체의 제1 속도와 제1 자세를 산출하는 비행체 정보 산출부; 미리 정해진 모델을 이용하여 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 추정하는 비행체 정보 추정부; 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 기초로 비행체의 제1 속도와 제1 자세를 보정하여 비행체의 제3 속도와 제3 자세를 생성하는 비행체 정보 보정부; 비행체의 제3 속도와 제3 자세를 기초로 비행체의 위치를 산출하는 비행체 위치 산출부; 및 비행체의 위치를 기초로 비행체의 항법 정보를 보정하는 항법 정보 보정부를 포함한다.

Description

비행체 항법 제어 시스템 및 방법 {System and method for controlling navigation of flight vehicle}
본 발명은 비행체의 항법을 제어하는 시스템 및 방법에 관한 것이다. 보다 상세하게는, 관성 측정 장치(IMU)를 이용하여 비행체의 항법을 제어하는 시스템 및 방법에 관한 것이다.
관성 항법 유도 무기의 경우 관성 측정 장치(IMU; Inertial Measurement Unit)의 출력을 이용하여 운동학적으로만 항법 해를 산출한다. 그래서 종래에는 항법 해를 산출하는 데에 다음과 같은 문제점들이 있었다.
첫째, 항법 해의 결과물이 대체적으로 관성 측정 장치(IMU)의 성능에 따라 결정된다. 둘째, 항법 해를 보정하기 위해서는 GPS 모듈, 영상 센서 등 추가적인 수단이 필요하다. 셋째, 계산되어 나온 항법 해에 유도 무기의 동역학적 특성이 전혀 고려되어 있지 않다.
한국공개특허 제2013-0024181호 (공개일 : 2013.03.08.)
본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로서, 운동학적 측면(kinematics)과 동역학적 측면(dynamics)을 함께 고려하여 항법 해를 산출하기 위한 비행체 위치 산출 장치 및 방법을 제안하는 것을 목적으로 한다.
또한 본 발명은 운동학적 측면(kinematics)과 동역학적 측면(dynamics)을 함께 고려하여 항법 해를 산출하는 비행체 항법 제어 시스템 및 방법을 제안하는 것을 목적으로 한다.
그러나 본 발명의 목적은 상기에 언급된 사항으로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 또 다른 목적들은 아래의 기재로부터 당업자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
본 발명은 상기한 목적을 달성하기 위해 안출된 것으로서, 비행체의 가속도와 각속도를 기초로 상기 비행체의 제1 속도와 제1 자세를 산출하는 비행체 정보 산출부; 미리 정해진 모델을 이용하여 상기 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 추정하는 비행체 정보 추정부; 상기 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 기초로 상기 비행체의 제1 속도와 제1 자세를 보정하여 상기 비행체의 제3 속도와 제3 자세를 생성하는 비행체 정보 보정부; 및 상기 비행체의 제3 속도와 제3 자세를 기초로 상기 비행체의 위치를 산출하는 비행체 위치 산출부를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체 위치 산출 장치를 제안한다.
또한 본 발명은 비행체의 가속도와 각속도를 기초로 상기 비행체의 제1 속도와 제1 자세를 산출하는 비행체 정보 산출 단계; 미리 정해진 모델을 이용하여 상기 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 추정하는 비행체 정보 추정 단계; 상기 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 기초로 상기 비행체의 제1 속도와 제1 자세를 보정하여 상기 비행체의 제3 속도와 제3 자세를 생성하는 비행체 정보 보정 단계; 및 상기 비행체의 제3 속도와 제3 자세를 기초로 상기 비행체의 위치를 산출하는 비행체 위치 산출 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체 위치 산출 방법을 제안한다.
또한 본 발명은 목적지에 대한 정보를 기초로 비행체의 항법 정보를 생성하는 항법 정보 생성부; 상기 비행체의 가속도와 각속도를 기초로 상기 비행체의 제1 속도와 제1 자세를 산출하는 비행체 정보 산출부; 미리 정해진 모델을 이용하여 상기 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 추정하는 비행체 정보 추정부; 상기 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 기초로 상기 비행체의 제1 속도와 제1 자세를 보정하여 상기 비행체의 제3 속도와 제3 자세를 생성하는 비행체 정보 보정부; 상기 비행체의 제3 속도와 제3 자세를 기초로 상기 비행체의 위치를 산출하는 비행체 위치 산출부; 및 상기 비행체의 위치를 기초로 상기 비행체의 항법 정보를 보정하는 항법 정보 보정부를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체 항법 제어 시스템을 제안한다.
또한 본 발명은 목적지에 대한 정보를 기초로 비행체의 항법 정보를 생성하는 항법 정보 생성 단계; 상기 비행체의 가속도와 각속도를 기초로 상기 비행체의 제1 속도와 제1 자세를 산출하는 비행체 정보 산출 단계; 미리 정해진 모델을 이용하여 상기 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 추정하는 비행체 정보 추정 단계; 상기 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 기초로 상기 비행체의 제1 속도와 제1 자세를 보정하여 상기 비행체의 제3 속도와 제3 자세를 생성하는 비행체 정보 보정 단계; 상기 비행체의 제3 속도와 제3 자세를 기초로 상기 비행체의 위치를 산출하는 비행체 위치 산출 단계; 및 상기 비행체의 위치를 기초로 상기 비행체의 항법 정보를 보정하는 항법 정보 보정 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체 항법 제어 방법을 제안한다.
본 발명은 상기한 목적 달성을 위한 구성들을 통하여 다음과 같은 효과들을 얻을 수 있다.
첫째, 동역학적인 측면(dynamics)과 운동학적 측면(kinematics)을 함께 고려하여 항법 해를 산출함으로써 항법 해의 신뢰도를 향상시킬 수 있다.
둘째, 동일한 성능의 관성 측정 장치로부터 운동학적으로 계산하는 것보다 확률적으로 오차가 더 적은 항법 해를 계산하는 것이 가능해진다.
셋째, 운동학적 요소만을 고려한 항법 해 계산은 시간이 지남에 따라 누적 오차로 인해 오차가 점점 커지다가 결국 발산하는데 이 시기를 늦춰준다. 본 발명은 기존보다 저가의 IMU를 사용하더라도 기존과 유사한 신뢰도의 항법 해를 얻는 것이 가능해진다.
도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 항법 해 산출 시스템의 내부 구성을 개략적으로 도시한 개념도이다.
도 2는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 비행체 위치 산출 장치의 내부 구성을 개략적으로 도시한 개념도이다.
도 3은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 비행체 위치 산출 방법을 개략적으로 도시한 흐름도이다.
도 4는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 비행체 항법 제어 시스템의 내부 구성을 개략적으로 도시한 개념도이다.
이하, 본 발명의 바람직한 실시예를 첨부된 도면들을 참조하여 상세히 설명한다. 우선 각 도면의 구성요소들에 참조 부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한한 동일한 부호를 가지도록 하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 본 발명을 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다. 또한, 이하에서 본 발명의 바람직한 실시예를 설명할 것이나, 본 발명의 기술적 사상은 이에 한정하거나 제한되지 않고 당업자에 의해 변형되어 다양하게 실시될 수 있음은 물론이다.
관성 항법을 이용하는 단거리 공대공 유도 무기의 경우, 항법 해를 계산할 때 운동학적 요소만 고려하여 항법 해를 산출한다. 그러나 이 방법은 주로 관성 측정 장치(IMU)의 성능에 의해 항법 해의 신뢰도가 정해진다.
본 발명에서는 이러한 점을 보완하기 위한 방안으로 동역학적인 측면(dynamics)과 운동학적 측면(kinematics)을 함께 고려하여 항법 해를 산출하는 장치 및 방법에 대하여 제안한다. 이하 도면들을 참조하여 본 발명을 자세하게 설명한다.
도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 항법 해 산출 시스템의 내부 구성을 개략적으로 도시한 개념도이다.
도 1에 따르면, 항법 해 산출 시스템(100)은 IMU 센서부(110), 플랜트 공력/추력 모델부(120), 속도/각속도/각도 계산부(130), INS/속도/각도 보정부(140) 및 위치 계산부(150)를 포함한다.
IMU(Inertial Measurement Unit) 센서부(110)는 유도 무기(ex. 유도탄 등)의 가속도와 각속도를 측정하는 기능을 수행한다. IMU 센서부(110)에 의해 측정된 유도 무기의 가속도와 각속도는 INS/속도/각도 보정부(140)로 전송된다.
도 1에서 fb는 IMU 센서부(110)에 의해 측정된 바디(동체) 축 가속도 벡터를 의미하며, wb는 IMU 센서부(110)에 의해 측정된 바디(동체) 축 각속도 벡터를 의미한다.
플랜트(plant) 공력/추력 모델부(120)는 유도 무기의 제어 명령과 유도 무기의 현재 상태를 고려하여 유도 무기의 힘과 모멘트를 계산하는 기능을 수행한다. 플랜트 공력/추력 모델부(120)에 의해 계산된 유도 무기의 힘과 모멘트는 속도/각속도/각도 계산부(130)로 전송된다.
일반적으로 지면 속도가 바람 속도보다 매우 크므로 대기 속도와 지면 속도가 같다는 가정 하에 단거리 공대공 유도 무기 등과 같이 매우 빠른 속도로 움직이는 무기를 대상 플랜트로 할 수 있다. 공력에 의해 발생하는 힘과 모멘트는 일반적으로 사용하는 모델, 실험을 통해 검증된 모델 등을 활용하여 유도 무기의 상태와 위치(고도), 제어 입력 등을 가지고 계산할 수 있다. 또한 추력에 의해 발생하는 힘과 모멘트는 추력 모델을 통해 계산할 수 있다.
플랜트 공력/추력 모델부(120)는 유도 무기의 제어 명령으로 롤(roll), 피치(pitch), 요(yaw) 등 유도 무기의 회전에 대한 정보를 이용할 수 있다. 또한 플랜트 공력/추력 모델부(120)는 유도 무기의 현재 상태로 유도 무기의 속도, 받음각(angle of attack), 질량, 관성량, 추력 연소 시간 등을 이용할 수 있다.
도 1에서 U는 입력된 유도 무기의 제어 명령을 의미하며, XYZ는 플랜트 공력, 플랜트 추력 등에 의해 발생된 바디 축의 힘을 의미한다. 또한 LMN은 플랜트 공력, 플랜트 추력 등에 의해 발생된 바디 축의 모멘트를 의미한다.
속도/각속도/각도 계산부(130)는 플랜트 공력/추력 모델부(120)에 의해 계산된 유도 무기의 힘과 모멘트를 기초로 유도 무기의 속도, 각속도, 각도 등을 계산하는 기능을 수행한다. 속도/각속도/각도 계산부(130)에 의해 계산된 유도 무기의 속도, 각도 등은 INS/속도/각도 보정부(140)로 전송된다.
도 1에서 vb는 바디 축에서 표현된 속도 벡터를 의미하며, φn은 항법 좌표에서의 자세 벡터(유도 무기의 각도)를 의미한다.
INS/속도/각도 보정부(140)는 IMU 센서부(110)에 의해 측정된 유도 무기의 가속도와 각속도를 기초로 유도 무기의 속도와 각도를 산출하는 기능을 수행한다. INS/속도/각도 보정부(140)는 운동학적 항법 방정식을 이용하여 유도 무기의 속도와 각도를 산출할 수 있다.
INS/속도/각도 보정부(140)는 속도/각속도/각도 계산부(130)에 의해 계산된 유도 무기의 속도, 각도 등을 기초로 운동학적 항법 방정식에 따라 산출된 유도 무기의 속도, 각도 등을 보정하는 기능을 수행한다. 구체적으로, INS/속도/각도 보정부(140)는 EKF(Extended Kalman Filter)를 구성함에 있어 항법 방정식을 전달(propagation)하는 데에 사용하고, 속도/각속도/각도 계산부(130)에 의해 계산된 속도와 각도를 측정치로 활용하여 필터를 업데이트하여 속도와 자세를 보정할 수 있다. INS/속도/각도 보정부(140)에 의해 보정된 유도 무기의 속도, 각도 등은 위치 계산부(150)로 전송된다.
도 1에서 vn은 항법 좌표에서의 속도 벡터를 의미한다.
위치 계산부(150)는 INS/속도/각도 보정부(140)에 의해 보정된 유도 무기의 속도와 각도를 기초로 유도 무기의 위치를 계산하는 기능을 수행한다. 위치 계산부(150)는 운동학적 항법 방정식을 이용하여 유도 무기의 위치를 계산할 수 있다.
또한 위치 계산부(150)는 항법 좌표를 기준으로 유도 무기의 속도를 동체축으로 변환하는 기능을 수행한다. 위치 계산부(150)에 의해 계산된 유도 무기의 위치는 플랜트 공력/추력 모델부(120), INS/속도/각도 보정부(140) 등으로 전송되며, 위치 계산부(150)에 의해 변환된 유도 무기의 속도와 INS/속도/각도 보정부(140)에 의해 유도 무기의 자세는 속도/각속도/각도 계산부(130), INS/속도/각도 보정부(140) 등으로 전송된다.
도 1에서 pn은 항법 좌표에서의 위치 벡터를 의미한다.
속도/각속도/각도 계산부(130)는 다음 수학식 1을 이용하여 유도 무기의 속도, 각속도, 자세(각도) 등을 계산할 수 있다. 속도/각속도/각도 계산부(130)는 오일러 적분, PK4 적분 등을 이용하여 유도 무기의 속도, 각속도, 자세 등을 계산할 수 있다.
Figure 112017100502325-pat00001
상기에서 vb는 유도 무기의 속도를 의미하며, U, V 및 W는 동체 좌표계 상의 속도를 의미한다. φn은 유도 무기의 자세를 의미하며, φ, θ 및 ψ는 항법 좌표계 상의 각도(롤, 피치, 요)를 의미한다. wb는 유도 무기의 각속도를 의미하며, P, Q 및 R은 동체 좌표계 상에서 유도 무기의 롤, 피치 및 요 방향의 각속도를 의미한다.
유도 무기의 속도, 즉 동체 좌표계 상의 속도의 경우, 속도/각속도/각도 계산부(130)는 다음 수학식 2를 이용하여 유도 무기의 속도를 계산할 수 있다.
Figure 112017100502325-pat00002
상기에서 X, Y 및 Z는 플랜트 공력, 플랜트 추력 등에 의해 발생된 바디 축의 힘을 의미한다. 또한 U dot, V dot 및 W dot는 각각 U, V 및 W의 미분치를 의미한다. g는 중력 가속도를 의미하며, m은 유도 무기의 질량을 의미한다.
유도 무기의 자세의 경우, 속도/각속도/각도 계산부(130)는 다음 수학식 3을 이용하여 유도 무기의 자세를 계산할 수 있다.
Figure 112017100502325-pat00003
상기에서 φ dot, φ dot 및 ψ dot는 각각 유도 무기의 자세에 대한 미분치를 의미한다.
유도 무기의 각속도의 경우, 속도/각속도/각도 계산부(130)는 다음 수학식 4를 이용하여 유도 무기의 각속도를 계산할 수 있다.
Figure 112017100502325-pat00004
상기에서 L, M 및 N은 플랜트 공력, 플랜트 추력 등에 의해 발생된 바디 축의 모멘트를 의미한다. 또한 P dot, Q dot 및 R dot는 각각 유도 무기의 각속도의 미분치를 의미하며, Ix, Iy, Iz 및 Jxz는 유도 무기의 관성 모멘트(moment of inertia)를 의미한다.
본 발명에서 INS/속도/각도 보정부(140)는 EKF(Extended Kalman Filter) 형태로 구현될 수 있다.
INS/속도/각도 보정부(140)는 IMU 센서부(110)로부터 전달받은 가속도와 각속도를 전달(propagation) 단계에서의 입력으로 이용하고, 속도와 각도를 상태 변수로 하여, 운동학적 항법 방정식을 이용하여 유도 무기의 속도와 자세를 산출할 수 있다.
INS/속도/각도 보정부(140)는 속도/각속도/각도 계산부(130)로부터 전달받은 속도와 자세를 측정치로 활용하여, 업데이트(update) 단계에서 운동학적 항법 방정식에 따라 산출된 속도와 자세를 보정하는 데에 사용한다.
Figure 112017100502325-pat00005
수학식 5에서 xk는 추정하고자 하는 상태 변수 즉, 항법 좌표계 상의 속도와 각도를 의미한다. 또한 yk는 측정치 즉, 동체 좌표계 상의 속도와 항법 좌표계 상의 각도를 의미한다. 그리고 uk는 전달(propagation) 단계에서의 입력 벡터를 의미한다.
Figure 112017100502325-pat00006
수학식 6은 항법 좌표계 상의 속도(vn)와 동체 좌표계 상의 속도(vb) 사이의 관계를 나타낸 것이다. 수학식 6의 항법 좌표계 상의 속도와 동체 좌표계 상의 속도는 수학식 7을 통해 산출할 수 있다.
한편 상기에서 Cb n은 항법 좌표계를 동체 좌표계로 변환하는 변환 행렬을 의미한다. 변환 행렬은 수학식 8에 도시된 바와 같다.
Figure 112017100502325-pat00007
수학식 7에서 fb는 IMU 센서부(110)에 의해 측정된 가속도 벡터를 의미한다.
Figure 112017100502325-pat00008
앞서 설명한 바와 같이 INS/속도/각도 보정부(140)는 EKF 형태로 구현될 수 있다. 이하에서는 이에 대해 설명한다.
수학식 9는 잡음까지 포함된 이산화한 형태의 적분식에 관련된 것으로서, 상태 변수(x)와 측정치(y) 사이의 관계를 나타낸 것이다.
Figure 112017100502325-pat00009
상기에서 wk와 vk는 잡음을 의미한다. 그리고 k는 특정 시간, 본 발명에서는 이산화된 시간을 기준으로 현재 시간 바로 직전의 시간을 의미하며, k+1은 특정 시간 바로 다음 시간(통상 이산화된 시간을 기준으로 현재 시간)을 의미한다.
또한 Fk는 k 시간에서의 k+1로의 상태 변수 xk의 상태 전이 행렬을 의미하며, Ek는 입력 벡터 uk의 상태 전이 행렬을 의미한다. Gk는 프로세스 잡음 행렬 wk의 상태 전이 행렬을 의미하며, Hk는 상태 변수를 측정치로 변환하는 변환 행렬을 의미한다. Dk는 측정치 잡음 행렬 vk를 측정치와 동일한 변수로 변환하는 변환 행렬을 의미한다.
수학식 9를 필터 형태로 나타내면 수학식 10과 같다.
Figure 112017100502325-pat00010
상기에서 위 첨자로 플러스(+)가 붙은 값들은 필터의 업데이트(보정)까지 완료된 값들을 의미하며, 위 첨자로 마이너스(-)가 붙은 값들은 필터의 보정이 되지 않은 값들을 의미한다. 일례로 ^xk +는 k 시간에서 보정이 완료된 상태 변수들을 의미하며, ^xk+1 -는 k+1 시간으로 전달(propagation)만 되고 아직 보정이 되지 않은 상태 변수를 의미한다. P는 상태 변수의 공분산 행렬을 의미하며, Q는 프로세스 잡음과 프로세스 잡음의 변환 행렬을 포함하는 공분산 행렬을 의미한다. R는 측정치 잡음과 측정치 잡음 변환 행렬을 포함하는 공분산 행렬을 의미하며, z는 측정치를 의미한다. I는 정사각 단위 행렬을 의미하며, 위 첨자 T는 행렬의 Transpose를 말한다.
F 매트릭스(matrix)의 경우 일반적인 항법 방정식을 통해서 계산이 가능하다. 연속 시간에서 표현된 항법 방정식을 이산 시간으로 바꾸고 그것을 현재의 속도와 자세를 기준으로 선형화하면 된다.
E 매트릭스와 H 매트릭스는 각각 수학식 11과 같이 표현된다.
Figure 112017100502325-pat00011
상기에서 Cbk n는 k 시간에 동체 좌표계에서 항법 좌표계로의 변환 행렬을 의미하며, Δt는 이산화된 시간 간격, 즉 k+1 시간과 k 시간 사이의 시간차를 의미한다.
위치 계산부(150)는 INS/속도/각도 보정부(140)에 의해 보정된 속도와 자세를 기초로 수학식 12와 같은 항법 방정식을 이용하여 유도 무기의 위치를 계산한다.
Figure 112017100502325-pat00012
상기에서 vn,k는 이전 시점에서의 항법 좌표계 상의 속도를 의미한다. 그리고 φ, λ 및 h는 각각 위도, 경도 및 고도를 의미한다.
수학식 12의 D는 수학식 13을 통해 산출할 수 있다.
Figure 112017100502325-pat00013
상기에서 a는 장반경(semi-major axis)을 의미하며, e는 이심률(eccentricity)을 의미한다.
한편 속도 변환은 수학식 14를 통해 가능하다.
Figure 112017100502325-pat00014
상기에서 Cn b는 항법 좌표계에서 동체 좌표계로의 변환 행렬을 의미한다.
본 발명의 가장 큰 특징은 동역학적 요소를 고려하여 항법 해를 향상시키는 방법에 있어서, 속도, 자세 등 동역학적 요소를 통해 나온 결과물을 INS 속도, 자세 등을 보정하기 위한 측정치로 활용하였다는 것이다. 즉, 동역학적 모델을 통해 계산된 속도와 자세를 필터의 측정치로 이용하고, 항법 방정식을 필터의 전달(propagation)로 이용한 것이 가장 큰 차별화된 특징이다.
이상 설명한 본 발명은 관성 항법을 이용하는 유도 무기들 중 지면 속도가 바람 속도보다 상당히 크다는 조건, 즉 지면 속도가 대기 속도와 실질적으로 동일하다는 조건에 따라 공력 특성에 영향을 주는 대기 속도와 지면 속도가 같다고 가정이 가능한 유도 무기, 예컨대 단거리 공대공 유도 무기 등에 적용할 수 있다. 본 발명은 동역학적 모델과 운동학적 모델을 함께 고려하여 단거리 공대공 유도 무기의 항법 해에 대한 신뢰도를 향상시키는 데에 적용할 수 있다.
이상 도 1을 참조하여 본 발명의 일실시 형태에 대하여 설명하였다. 이하에서는 이러한 일실시 형태로부터 추론 가능한 본 발명의 바람직한 형태에 대하여 설명한다.
도 2는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 비행체 위치 산출 장치의 내부 구성을 개략적으로 도시한 개념도이다.
도 2에 따르면, 비행체 위치 산출 장치(200)는 비행체 정보 산출부(210), 비행체 정보 추정부(220), 비행체 정보 보정부(230), 비행체 위치 산출부(240), 제1 전원부(250) 및 제1 주제어부(260)를 포함한다.
제1 전원부(250)는 비행체 위치 산출 장치(200)를 구성하는 각 구성에 전원을 공급하는 기능을 수행한다.
제1 주제어부(260)는 비행체 위치 산출 장치(200)를 구성하는 각 구성의 전체 작동을 제어하는 기능을 수행한다.
비행체 정보 산출부(210)는 비행체의 가속도와 각속도를 기초로 비행체의 제1 속도와 제1 자세를 산출하는 기능을 수행한다. 비행체 정보 산출부(210)는 도 1의 INS/속도/각도 보정부(140)에 포함되는 개념이다.
비행체 정보 산출부(210)는 비행체의 제1 속도와 제1 자세로 항법 좌표계 상의 속도와 항법 좌표계 상의 자세를 산출할 수 있다.
비행체 정보 추정부(220)는 미리 정해진 모델을 이용하여 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 추정하는 기능을 수행한다. 비행체 정보 추정부(220)는 도 1의 속도/각속도/각도 계산부(130)에 대응하는 개념이다.
비행체 정보 추정부(220)는 대기 속도(air speed)가 지면 속도(ground speed)와 동일하다는 조건에서 미리 정해진 속도로 지면 위를 주행하는 오브젝트를 모델로 선택할 수 있다.
비행체 정보 추정부(220)는 비행체의 제2 속도와 제2 자세로 동체 좌표계 상의 속도와 항법 좌표계 상의 자세를 추정할 수 있다.
비행체 정보 보정부(230)는 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 기초로 비행체의 제1 속도와 제1 자세를 보정하여 비행체의 제3 속도와 제3 자세를 생성하는 기능을 수행한다. 비행체 정보 보정부(230)는 도 1의 INS/속도/각도 보정부(140)에 포함되는 개념이다.
비행체 정보 보정부(230)는 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 기초로 비행체의 제1 속도와 제1 자세를 보정할 때 항법 좌표계를 동체 좌표계로 변환하는 행렬을 이용할 수 있다.
비행체 정보 보정부(230)는 EKF(Extended Kalman Filter) 형태로 구현될 수 있다.
비행체 위치 산출부(240)는 비행체의 제3 속도와 제3 자세를 기초로 비행체의 위치를 산출하는 기능을 수행한다. 비행체 위치 산출부(240)는 도 1의 위치 계산부(150)에 대응하는 개념이다.
비행체 위치 산출 장치(200)는 모델 정보 계산부(270)를 더 포함할 수 있다.
모델 정보 계산부(270)는 모델의 상태 정보를 기초로 모델의 공력 특성이나 추력 특성에 의해 발생되는 힘과 모멘트를 계산하는 기능을 수행한다.
비행체 위치 산출 장치(200)가 모델 정보 계산부(270)를 더 포함하는 경우, 비행체 정보 추정부(220)는 모델의 공력이나 추력에 의해 발생되는 힘과 모멘트를 기초로 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 추정할 수 있다. 모델 정보 계산부(270)는 도 1의 플랜트 공력/추력 모델부(120)에 대응하는 개념이다.
모델 정보 계산부(270)는 모델의 속도, 받음각(angle of attack), 질량, 관성량, 추력 연소 시간 및 회전 정보를 기초로 모델의 힘과 모멘트를 계산할 수 있다.
다음으로 비행체 위치 산출 장치(200)의 작동 방법에 대해 설명한다.도 3은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 비행체 위치 산출 방법을 개략적으로 도시한 흐름도이다.
먼저 비행체 정보 산출부(210)는 비행체의 가속도와 각속도를 기초로 비행체의 제1 속도와 제1 자세를 산출한다(S310).
이후 비행체 정보 추정부(220)는 미리 정해진 모델을 이용하여 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 추정한다(S320). 본 실시예에서 S320 단계는 S310 단계와 동시에 수행되거나 S310 단계보다 먼저 수행되는 것도 가능하다.
이후 비행체 정보 보정부(230)는 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 기초로 비행체의 제1 속도와 제1 자세를 보정하여 비행체의 제3 속도와 제3 자세를 생성한다(S330).
이후 비행체 위치 산출부(240)는 비행체의 제3 속도와 제3 자세를 기초로 비행체의 위치를 산출한다(S340).
한편 S310 단계와 S320 단계 사이에, 모델 정보 계산부(270)는 모델의 상태 정보를 기초로 모델의 공력 특성이나 추력 특성에 의해 발생되는 힘과 모멘트를 계산할 수 있다(STEP A). 본 실시예에서 STEP A는 S320 단계 이전에 수행된다면 언제 수행되어도 무방하다.
다음으로 비행체 위치 산출 장치(200)를 구비하는 비행체 항법 제어 시스템(400)에 대하여 설명한다.
도 4는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 비행체 항법 제어 시스템의 내부 구성을 개략적으로 도시한 개념도이다.
도 4에 따르면, 비행체 항법 제어 시스템(400)은 항법 정보 생성부(410), 비행체 위치 산출 장치(200), 항법 정보 보정부(420) 및 제2 주제어부(430)를 포함한다.
제2 주제어부(430)는 비행체 항법 제어 시스템(400)을 구성하는 각 구성의 전체 작동을 제어하는 기능을 수행한다.
항법 정보 생성부(410)는 목적지에 대한 정보를 기초로 비행체의 항법 정보를 생성하는 기능을 수행한다.
비행체 위치 산출 장치(200)에 대해서는 도 2를 참조하여 전술하였는 바, 여기서는 그 자세한 설명을 생략한다.
항법 정보 보정부(420)는 비행체의 위치를 기초로 비행체의 항법 정보를 보정하는 기능을 수행한다.
다음으로 비행체 항법 제어 시스템(400)의 작동 방법에 대하여 설명한다.
먼저 항법 정보 생성부(410)는 목적지에 대한 정보를 기초로 비행체의 항법 정보를 생성한다.
이후 비행체 위치 산출 장치(200)는 비행체의 가속도와 각속도를 기초로 비행체의 제1 속도와 제1 자세를 산출한다.
이후 비행체 위치 산출 장치(200)는 미리 정해진 모델을 이용하여 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 추정한다.
이후 비행체 위치 산출 장치(200)는 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 기초로 비행체의 제1 속도와 제1 자세를 보정하여 비행체의 제3 속도와 제3 자세를 생성한다.
이후 비행체 위치 산출 장치(200)는 비행체의 제3 속도와 제3 자세를 기초로 비행체의 위치를 산출한다.
이후 항법 정보 보정부(420)는 비행체의 위치를 기초로 비행체의 항법 정보를 보정한다.
이상에서 설명한 본 발명의 실시예를 구성하는 모든 구성요소들이 하나로 결합하거나 결합하여 동작하는 것으로 기재되어 있다고 해서, 본 발명이 반드시 이러한 실시예에 한정되는 것은 아니다. 즉, 본 발명의 목적 범위 안에서라면, 그 모든 구성요소들이 하나 이상으로 선택적으로 결합하여 동작할 수도 있다. 또한, 그 모든 구성요소들이 각각 하나의 독립적인 하드웨어로 구현될 수 있지만, 각 구성요소들의 그 일부 또는 전부가 선택적으로 조합되어 하나 또는 복수개의 하드웨어에서 조합된 일부 또는 전부의 기능을 수행하는 프로그램 모듈을 갖는 컴퓨터 프로그램으로서 구현될 수도 있다. 또한, 이와 같은 컴퓨터 프로그램은 USB 메모리, CD 디스크, 플래쉬 메모리 등과 같은 컴퓨터가 읽을 수 있는 기록매체(Computer Readable Media)에 저장되어 컴퓨터에 의하여 읽혀지고 실행됨으로써, 본 발명의 실시예를 구현할 수 있다. 컴퓨터 프로그램의 기록매체로서는 자기 기록매체, 광 기록매체 등이 포함될 수 있다.
또한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함한 모든 용어들은, 상세한 설명에서 다르게 정의되지 않는 한, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미를 갖는다. 사전에 정의된 용어와 같이 일반적으로 사용되는 용어들은 관련 기술의 문맥상의 의미와 일치하는 것으로 해석되어야 하며, 본 발명에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다.
이상의 설명은 본 발명의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위 내에서 다양한 수정, 변경 및 치환이 가능할 것이다. 따라서, 본 발명에 개시된 실시예 및 첨부된 도면들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예 및 첨부된 도면에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구 범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.

Claims (12)

  1. 목적지에 대한 정보를 기초로 비행체의 항법 정보를 생성하는 항법 정보 생성부;
    상기 비행체의 가속도와 각속도를 기초로 상기 비행체의 제1 속도와 제1 자세를 산출하는 비행체 정보 산출부;
    미리 정해진 모델을 이용하여 상기 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 추정하는 비행체 정보 추정부;
    상기 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 기초로 상기 비행체의 제1 속도와 제1 자세를 보정하여 상기 비행체의 제3 속도와 제3 자세를 생성하는 비행체 정보 보정부;
    상기 비행체의 제3 속도와 제3 자세를 기초로 상기 비행체의 위치를 산출하는 비행체 위치 산출부; 및
    상기 비행체의 위치를 기초로 상기 비행체의 항법 정보를 보정하는 항법 정보 보정부
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체 항법 제어 시스템.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 모델의 상태 정보를 기초로 상기 모델의 공력 특성이나 추력 특성에 의해 발생되는 힘과 모멘트를 계산하는 모델 정보 계산부
    를 더 포함하며,
    상기 비행체 정보 추정부는 상기 모델의 공력이나 추력에 의해 발생되는 힘과 모멘트를 기초로 상기 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 추정하는 것을 특징으로 하는 비행체 항법 제어 시스템.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 모델 정보 계산부는 상기 모델의 속도, 받음각(angle of attack), 질량, 관성량, 추력 연소 시간 및 회전 정보를 기초로 상기 모델의 힘과 모멘트를 계산하는 것을 특징으로 하는 비행체 항법 제어 시스템.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 비행체 정보 추정부는 대기 속도(air speed)가 지면 속도(ground speed)와 동일하다는 조건에서 미리 정해진 속도로 지면 위를 주행하는 오브젝트를 상기 모델로 선택하는 것을 특징으로 하는 비행체 항법 제어 시스템.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 비행체 정보 추정부는 상기 비행체의 제2 속도와 제2 자세로 동체 좌표계 상의 속도와 항법 좌표계 상의 자세를 추정하는 것을 특징으로 하는 비행체 항법 제어 시스템.
  6. 제 1 항에 있어서,
    상기 비행체 정보 산출부는 상기 비행체의 제1 속도와 제1 자세로 항법 좌표계 상의 속도와 항법 좌표계 상의 자세를 산출하는 것을 특징으로 하는 비행체 항법 제어 시스템.
  7. 제 1 항에 있어서,
    상기 비행체 정보 보정부는 상기 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 기초로 상기 비행체의 제1 속도와 제1 자세를 보정할 때 항법 좌표계를 동체 좌표계로 변환하는 행렬을 이용하는 것을 특징으로 하는 비행체 항법 제어 시스템.
  8. 제 1 항에 있어서,
    상기 비행체 정보 보정부는 EKF(Extended Kalman Filter) 형태로 구현되는 것을 특징으로 하는 비행체 항법 제어 시스템.
  9. 목적지에 대한 정보를 기초로 비행체의 항법 정보를 생성하는 항법 정보 생성 단계;
    상기 비행체의 가속도와 각속도를 기초로 상기 비행체의 제1 속도와 제1 자세를 산출하는 비행체 정보 산출 단계;
    미리 정해진 모델을 이용하여 상기 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 추정하는 비행체 정보 추정 단계;
    상기 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 기초로 상기 비행체의 제1 속도와 제1 자세를 보정하여 상기 비행체의 제3 속도와 제3 자세를 생성하는 비행체 정보 보정 단계;
    상기 비행체의 제3 속도와 제3 자세를 기초로 상기 비행체의 위치를 산출하는 비행체 위치 산출 단계; 및
    상기 비행체의 위치를 기초로 상기 비행체의 항법 정보를 보정하는 항법 정보 보정 단계
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체 항법 제어 방법.
  10. 제 9 항에 있어서,
    상기 모델의 상태 정보를 기초로 상기 모델의 공력 특성이나 추력 특성에 의해 발생되는 힘과 모멘트를 계산하는 모델 정보 계산 단계
    를 더 포함하며,
    상기 비행체 정보 추정 단계는 상기 모델의 공력이나 추력에 의해 발생되는 힘과 모멘트를 기초로 상기 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 추정하는 것을 특징으로 하는 비행체 항법 제어 방법.
  11. 제 9 항에 있어서,
    상기 비행체 정보 추정 단계는 대기 속도(air speed)가 지면 속도(ground speed)와 동일하다는 조건에서 미리 정해진 속도로 지면 위를 주행하는 오브젝트를 상기 모델로 선택하는 것을 특징으로 하는 비행체 항법 제어 방법.
  12. 제 9 항에 있어서,
    상기 비행체 정보 보정 단계는 상기 비행체의 제2 속도와 제2 자세를 기초로 상기 비행체의 제1 속도와 제1 자세를 보정할 때 항법 좌표계를 동체 좌표계로 변환하는 행렬을 이용하는 것을 특징으로 하는 비행체 항법 제어 방법.
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