KR101833243B1 - Apparatus and method for estimating air speed of flight vehicle - Google Patents
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Abstract
Description
본 발명은 비행체의 대기 속도를 추정하는 장치 및 방법에 관한 것이다. 보다 상세하게는, 무추력 비행체의 대기 속도를 추정하는 장치 및 방법에 관한 것이다.The present invention relates to an apparatus and method for estimating the atmospheric velocity of a flying object. More particularly, the present invention relates to an apparatus and method for estimating an atmospheric velocity of a non-thrust vehicle.
추진 기관을 정지시킨 후 활공하는 유도 무기가 정밀하게 제어되기 위해서는 대기 속도(또는 바람 속도)를 센싱하거나 추정해야 한다.In order to precisely control the guided weapon that glides after stopping the propulsion engine, it is necessary to sense or estimate the atmospheric velocity (or wind speed).
대기 속도를 센싱하고자 하는 경우, 유도 무기에는 대기 속도를 센싱하기 위한 센서가 추가되어야 한다. 그러나 이와 같은 센서의 추가는 유도 무기를 생산하는 데에 추가적으로 비용이 발생시키는 문제점이 있다.If you want to sense atmospheric speed, sensors for sensing atmospheric speed should be added to the guided weapon. However, the addition of such sensors has the additional cost of producing guided weapons.
반면 대기 속도를 추정하고자 하는 경우, 대기 속도 추정 알고리즘은 유도 조종 보드에 추가될 수 있다. 그러나 유도 조종 알고리즘으로 인해 대기 속도 추정 알고리즘을 유도 조종 보드에 탑재하는 데에는 다음과 같은 문제점들이 있다.On the other hand, if you want to estimate the atmospheric velocity, an atmospheric velocity estimation algorithm can be added to the inductance control board. However, due to the induction steering algorithm, there are the following problems in mounting the atmospheric velocity estimation algorithm on the induction control board.
첫째, 대기 속도 추정 알고리즘은 유도 조종 알고리즘으로 인해 유도 조종 보드의 메모리 공간 내에서 공간 제약이 있다.First, the atmospheric velocity estimation algorithm is space constrained within the memory space of the inductance steering board due to the inductive steering algorithm.
둘째, 대기 속도 추정 알고리즘의 연산량이 특정 주기를 가지고 동작하는 유도 조종 알고리즘의 계산 주기에 영향을 미치지 말아야 한다.Second, the computation amount of the atmospheric velocity estimation algorithm should not affect the calculation cycle of the induction steering algorithm that operates with a certain period.
따라서 유도 무기의 대기 속도 추정을 위해 대기 속도 추정 알고리즘을 구현하기 위해서는 대기 속도의 추정 성능 뿐만 아니라 상기한 문제점들도 함께 고려해야 할 필요가 있다.Therefore, in order to realize the atmospheric velocity estimation algorithm for estimating the atmospheric velocity of the guided weapon, it is necessary to consider not only the estimation performance of the atmospheric velocity but also the above problems.
본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로서, 비행체의 트림(trim)과 관련된 변수들을 기초로 비행체의 대기 속도를 추정하는 데에 필요한 정보들을 산출하는 정보 산출 장치 및 방법을 제안하는 것을 목적으로 한다.SUMMARY OF THE INVENTION It is an object of the present invention to provide an information calculating apparatus and method for calculating information necessary for estimating the atmospheric velocity of a vehicle based on variables related to a trim of a vehicle .
또한 본 발명은 비행체의 고도에 따라 선택된 필터를 이용하여 비행체의 대기 속도를 실시간으로 추정하는 대기 속도 추정 장치 및 방법을 제안하는 것을 목적으로 한다.Another object of the present invention is to provide an apparatus and method for estimating the atmospheric velocity of an air vehicle in real time using a filter selected according to the altitude of the air vehicle.
그러나 본 발명의 목적은 상기에 언급된 사항으로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 또 다른 목적들은 아래의 기재로부터 당업자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.However, the objects of the present invention are not limited to those mentioned above, and other objects not mentioned can be clearly understood by those skilled in the art from the following description.
본 발명은 상기한 목적을 달성하기 위해 안출된 것으로서, 미리 정해진 지점에서의 비행체의 트림(trim)과 관련된 모델을 생성하는 트림 모델 생성부; 상기 비행체의 트림과 관련된 모델에서 상기 비행체의 진행 방향과 관련된 변수들을 추출하는 변수 추출부; 상기 비행체의 진행 방향과 관련된 변수들을 기초로 상기 비행체의 대기 속도를 추정하는 데에 이용될 필터에 대한 정보 및 상기 미리 정해진 지점에서의 상기 비행체에 대한 정보를 산출하는 필터 및 비행체 정보 산출부; 및 상기 필터에 대한 정보 및 상기 비행체에 대한 정보를 저장하는 필터 및 비행체 정보 저장부를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 대기 속도 추정을 위한 정보 산출 장치를 제안한다.SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in order to achieve the above-mentioned object, and it is an object of the present invention to provide a trim model generation unit for generating a model related to a trim of a flight at a predetermined point. A variable extracting unit for extracting variables related to a traveling direction of the air vehicle in a model related to a trim of the air vehicle; A filter and a flight information calculation unit for calculating information about a filter to be used for estimating the atmospheric velocity of the airplane based on variables related to the traveling direction of the airplane and information about the airplane at the predetermined point; And a filter and a flight information storage unit for storing information about the filter and the information about the air vehicle, and proposes an information calculating apparatus for estimating an air speed of the air vehicle.
또한 본 발명은 미리 정해진 지점에서의 비행체의 트림(trim)과 관련된 모델을 생성하는 단계; 상기 비행체의 트림과 관련된 모델에서 상기 비행체의 진행 방향과 관련된 변수들을 추출하는 단계; 상기 비행체의 진행 방향과 관련된 변수들을 기초로 상기 비행체의 대기 속도를 추정하는 데에 이용될 필터에 대한 정보 및 상기 미리 정해진 지점에서의 상기 비행체에 대한 정보를 산출하는 단계; 및 상기 필터에 대한 정보 및 상기 비행체에 대한 정보를 저장하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 대기 속도 추정을 위한 정보 산출 방법을 제안한다.The present invention also provides a method of generating a model, the method comprising: generating a model associated with a trim of a vehicle at a predetermined point; Extracting variables related to the traveling direction of the air vehicle in a model related to the trim of the air vehicle; Calculating information on a filter to be used for estimating an air speed of the air vehicle based on variables related to a traveling direction of the air vehicle and information on the air vehicle at the predetermined point; And storing information about the filter and the information about the air vehicle. The present invention also provides an information calculating method for estimating an atmospheric air velocity of a flying object.
또한 본 발명은 비행체의 고도를 기초로 복수개의 필터들 중에서 작동시킬 필터를 선택하는 필터 선택부; 및 상기 필터에 대한 정보, 상기 비행체의 고도와 관련하여 미리 산출된 상기 비행체에 대한 정보, 상기 비행체의 제어와 관련된 정보 및 상기 비행체의 항법 정보를 기초로 상기 비행체의 대기 속도를 추정하는 대기 속도 예측부를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 대기 속도 추정 장치를 제안한다.According to another aspect of the present invention, there is provided a navigation system comprising: a filter selection unit for selecting a filter to be operated among a plurality of filters based on altitude of a flying object; And estimating an atmospheric velocity of the airplane based on information about the filter, information on the airplane previously calculated with respect to the altitude of the airplane, information related to control of the airplane, and navigation information of the airplane, And an air velocity estimation unit for estimating an air velocity of the air vehicle.
또한 본 발명은 비행체의 고도를 기초로 복수개의 필터들 중에서 작동시킬 필터를 선택하는 단계; 및 상기 필터에 대한 정보, 상기 비행체의 고도와 관련하여 미리 산출된 상기 비행체에 대한 정보, 상기 비행체의 제어와 관련된 정보 및 상기 비행체의 항법 정보를 기초로 상기 비행체의 대기 속도를 추정하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 대기 속도 추정 방법을 제안한다.According to another aspect of the present invention, there is provided a navigation system including a plurality of filters, And estimating an air speed of the airplane based on information about the filter, information on the airplane previously calculated with respect to the altitude of the airplane, information related to the control of the airplane, and navigation information of the airplane The air velocity of the aircraft is estimated.
본 발명은 상기한 목적 달성을 위한 구성들을 통하여 다음과 같은 효과를 얻을 수 있다.The present invention can achieve the following effects through the configurations for achieving the above object.
첫째, 유도 조종 보드에서 대기 속도 추정 필터가 차지하는 메모리 공간을 감소시킬 수 있다.First, the memory space occupied by the atmospheric velocity estimation filter on the steering control board can be reduced.
둘째, 유도 조종 보드에서 대기 속도를 추정하기 위해 요구되는 연산량을 감소시킬 수 있다.Second, the amount of computation required to estimate the atmospheric velocity in the induction control board can be reduced.
셋째, 기존보다 적은 연산량으로 유사한 성능의 추정 성능을 확보하는 것이 가능해진다.Third, it is possible to obtain similar performance estimation performance with less computational complexity.
넷째, 대기 속도 추정 필터의 메모리 및 연산량 감소로 인해 유도 조종 보드에서 유도 조종 알고리즘 설계를 위한 메모리 공간 및 연산량을 추가로 확보하는 것이 가능해진다.Fourth, the reduction of the memory and computation amount of the atmospheric velocity estimation filter makes it possible to acquire additional memory space and computation amount for designing an induction steering algorithm on the induction steering board.
다섯째, 기존에 대비하여 저가의 프로세서를 탑재한 유도 조종 보드를 개발하는 것이 가능해진다.Fifth, it is possible to develop an induction control board equipped with a low-cost processor in comparison with the existing one.
도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 대기 속도 추정 장치의 내부 구성을 개략적으로 도시한 개념도이다.
도 2는 대기 속도 추정 장치를 구성하는 설계점 선정부의 설계점 선정 방법을 설명하기 위한 참고도이다.
도 3은 대기 속도 추정 장치를 구성하는 대기 속도 추정부의 작동 원리를 설명하기 위한 참고도이다.
도 4는 대기 속도 추정 장치를 구성하는 트림 모델 산출부의 기능을 설명하기 위한 참고도이다.
도 5는 대기 속도 추정 장치를 구성하는 대기 속도 추정부의 기능을 설명하기 위한 참고도이다.
도 6은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 대기 속도의 추정을 위한 정보 산출 장치를 개략적으로 도시한 개념도이다.
도 7은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 대기 속도의 추정을 위한 정보 산출 방법을 개략적으로 도시한 흐름도이다.
도 8은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 대기 속도 추정 장치를 개략적으로 도시한 개념도이다.FIG. 1 is a conceptual diagram schematically showing an internal configuration of an atmospheric velocity estimation apparatus according to an embodiment of the present invention.
2 is a reference diagram for explaining a design point selecting method of a design point selecting unit constituting an atmospheric velocity estimating apparatus.
3 is a reference diagram for explaining the operation principle of the atmospheric velocity estimator constituting the atmospheric velocity estimating apparatus.
4 is a reference diagram for explaining the function of the trim model calculating unit constituting the atmospheric velocity estimating apparatus.
5 is a reference diagram for explaining the function of the atmospheric velocity estimating unit constituting the atmospheric velocity estimating apparatus.
6 is a conceptual diagram schematically showing an information calculating device for estimating an atmospheric velocity according to a preferred embodiment of the present invention.
7 is a flowchart schematically showing an information calculating method for estimating an atmospheric velocity according to a preferred embodiment of the present invention.
8 is a conceptual diagram schematically showing an air-velocity estimation apparatus according to a preferred embodiment of the present invention.
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.Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. In the drawings, the same reference numerals are used to designate the same or similar components throughout the drawings. In the following description of the present invention, a detailed description of known functions and configurations incorporated herein will be omitted when it may make the subject matter of the present invention rather unclear. In addition, the preferred embodiments of the present invention will be described below, but it is needless to say that the technical idea of the present invention is not limited thereto and can be variously modified by those skilled in the art.
대기 속도를 추정하는 방법으로 비선형 필터를 이용하는 방법, 복수개의 선형 필터들을 이용하는 방법 등이 있다.A method of using a nonlinear filter as a method of estimating an atmospheric velocity, a method of using a plurality of linear filters, and the like.
비선형 필터를 이용하는 방법은 매우 많은 연산량과 메모리 공간을 요구한다. 따라서 이 방법은 유도 조종 알고리즘과 함께 유도 조종 보드에 탑재되는 것이 어렵다.A method using nonlinear filters requires a large amount of computation and memory space. Therefore, this method is difficult to mount on induction control board with induction control algorithm.
복수개의 선형 필터들을 이용하는 방법은 고도별/속도별 필터 그룹을 만들어 복수개의 선형 필터들을 동시에 동작시켜 확률적으로 대기 속도를 추정한다. 이 방법은 비선형 필터를 이용하는 방법에 비해 연산량을 감소시킬 수 있다. 그러나 이 방법은 복잡한 유도 조종 알고리즘을 구현하기 어려운 문제점이 있으며, 많은 메모리 공간을 요구하는 문제점도 있다.A method using a plurality of linear filters generates a filter group for each altitude / velocity and simultaneously operates a plurality of linear filters to estimate the atmospheric velocity with probability. This method can reduce the amount of computation compared with the method using a nonlinear filter. However, this method has a problem that it is difficult to implement a complex induction steering algorithm, and there is also a problem that requires a lot of memory space.
본 발명은 정상 상태 강인 필터를 이용하여 무추력 비행체의 대기 속도를 추정하는 기술에 관한 것이다. 이하 도면들을 참조하여 본 발명을 자세하게 설명하기로 한다.The present invention relates to a technique for estimating the atmospheric velocity of a non-thrust vehicle using a steady state robust filter. The present invention will be described in detail with reference to the drawings.
도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 대기 속도 추정 장치의 내부 구성을 개략적으로 도시한 개념도이다.FIG. 1 is a conceptual diagram schematically showing an internal configuration of an atmospheric velocity estimation apparatus according to an embodiment of the present invention.
도 1에 따르면, 대기 속도 추정 장치(100)는 정상 상태 강인 필터(robust filter)를 이용하여 비행체의 대기 속도를 추정하는 것으로서, 설계점 선정부(110), 트림 모델 산출부(120), 행렬 정리부(130), 게인 및 필터 행렬 계산부(140), 및 대기 속도 추정부(150)를 포함한다.1, the atmospheric
설계점 선정부(110), 트림 모델 산출부(120), 행렬 정리부(130), 및 게인 및 필터 행렬 계산부(140)는 대기 속도 추정 장치(100)가 알고리즘 형태로 GNC(Guidance Navigation Control unit), FCU(Flight Control Unit) 등의 비행체의 유도 조종 보드에 탑재되기 전에 지상에서 오프라인으로 계산하는 부분들이다.The design
반면 대기 속도 추정부(150)는 설계점 선정부(110), 트림 모델 산출부(120), 행렬 정리부(130), 및 게인 및 필터 행렬 계산부(140)에 의해 계산된 이득 및 행렬이 유도 조종 보드에 탑재되면 이를 토대로 비행체가 비행중일 때 온라인으로 실시간으로 동작하는 부분이다.Meanwhile, the atmospheric
설계점 선정부(110)는 정상 상태 강인 필터의 설계점을 선정하는 기능을 수행한다.The design
설계점 선정부(110)는 무추력 비행체(또는 무추력 유도 무기)의 전체 운용 영역을 고려하여 설계점을 선정할 수 있다. 무추력 비행체의 운용 영역은 비행체의 고도, 비행체의 속도 등에 의해 결정될 수 있으며, 일례로 도 2에 도시된 바와 같은 영역을 가질 수 있다. 비행체의 속도는 대기 속도를 기준으로 산출될 수 있다.The design
트림 모델 산출부(120)는 무추력 비행체의 공력 데이터를 기초로 설계점과 관련된 행렬 형태의 트림 모델(trim model)을 산출하는 기능을 수행한다.The trim
트림 모델은 풍동 시험(wind tunnel test), 컴퓨터 유체 역학(CFD; Computational Fluid Dynamics) 등으로 획득한 비행체의 공력 데이터를 기초로 설계점(ex. 고도 10km, 속도 200m/s 등)에서 비행체에 작용하는 합모멘트가 0이 되도록 하거나 합력과 합모멘트가 모두 0이 되도록 하는 비행체의 위치, 속도, 자세, 받음각, 조종 날개 구동각 등을 계산하는 것을 말한다.The Trim model operates on the aircraft at the design point (eg, 10 km altitude, speed 200 m / s, etc.) based on the aerodynamic data of the aviation body acquired by wind tunnel test and computational fluid dynamics (CFD) Velocity, attitude, angle of attack, steering angle of the steering wing, etc., so that the summed moments of the sum and sum moments are both 0,
본 발명에서 트림 모델 산출부(120)는 유도 무기의 선형 제어기를 설계할 때에 사용하는 방법과 동일한 방법으로 트림 모델을 산출할 수 있다. 일례로, 트림 모델 산출부(120)는 매트랩 콘트롤 툴 박스(Matlab control toolbox) 등 선형 제어기 설계시 프로그램에서 제공하는 툴(tool)을 사용하거나 기존에 알려진 방법들을 이용하여 코딩하여 트림 모델을 산출할 수 있다.In the present invention, the trim
행렬 정리부(130)는 트림 모델에서 정의된 행렬들 중에서 필요 부분들을 추출하고 나머지 부분들을 제거하여 트림 모델에서 정의된 행렬들을 정리하는 기능을 수행한다.The matrix organizing
트림 모델 산출부(120)에 의해 산출되는 트림 모델은 위치, 속도, 자세, 각속도, 받음각 등 여러 변수들로 이루어진 행렬곱 형태로 구해진다. 행렬 정리부(130)는 이러한 행렬곱 형태로부터 대기 속도 추정 알고리즘에 필요한 변수들과 관련된 행렬 부분만을 추출하여 트림 모델에서 정의된 행렬들을 정리한다.The trim model calculated by the trim
게인 및 필터 행렬 계산부(140)는 행렬 정리부(130)에 의해 추출된 행렬 부분들을 기초로 정상 상태 강인 필터의 게인값과 행렬을 계산하는 기능을 수행한다.The gain and
게인 및 필터 행렬 계산부(140)는 행렬 정리부(130)에서 구한 행렬들을 가지고 정상 상태의 강인 필터의 게인(행렬 형태)과 유도 조종 보드의 메모리 공간에 저장해서 비행시 대기 속도를 추정하는 데에 사용하는 행렬을 계산한다.The gain and filter
대기 속도 추정부(150)는 게인 및 필터 행렬 계산부(140)의 계산 결과와 항법 시스템에 의해 획득된 정보를 기초로 대기 속도를 추정하는 기능을 수행한다.The atmospheric
도 3은 대기 속도 추정 장치를 구성하는 대기 속도 추정부의 작동 원리를 설명하기 위한 참고도이다.3 is a reference diagram for explaining the operation principle of the atmospheric velocity estimator constituting the atmospheric velocity estimating apparatus.
게인 및 필터 행렬 계산부(140)는 계산 결과로 정상 상태 강인 필터(210)의 게인과 대기 속도를 추정할 때에 이용될 행렬을 유도 조종 보드의 메모리 공간에 저장한다. 대기 속도 추정부(150)는 이렇게 게인 및 필터 행렬 계산부(140)에 의해 유도 조종 보드의 메모리 공간에 저장된 게인과 행렬을 조종 날개 제어 입력(220)으로 획득하여 대기 속도를 추정하는 데에 이용한다.The gain and
항법 시스템(GPS/INS; 230)은 비행체의 고도, 자세, 각속도 등을 획득하여 대기 속도 추정부(150)로 전송한다. 대기 속도 추정부(150)는 이렇게 항법 시스템(230)으로부터 제공받은 정보와 조종 날개 제어 입력(220)를 함께 이용하여 대기 속도를 추정한다.The navigation system (GPS / INS) 230 acquires the altitude, the posture, the angular speed, and the like of the airplane and transmits it to the air
한편 도 3에 도시되어 있는 기호들은 다음과 같이 정의된다.On the other hand, the symbols shown in Fig. 3 are defined as follows.
Cb n : 동체 좌표계에서 항법 좌표계로의 변환 행렬C b n : conversion matrix from fuselage to navigation coordinate system
이상 도 1의 대기 속도 추정 장치(100)를 구성하는 각 내부 구성에 대하여 개략적으로 정의하였다. 이하에서는 도면들과 수학식들을 참조하여 각 내부 구성의 기능에 대해 구체적으로 설명하기로 한다.Above, the internal constructions constituting the atmospheric
(1) 설계점 선정부(110) : 설계점 선정부(110) → (설계 고도, 설계 속력) → 트림 모델 산출부(120)(1) design point selection unit 110: design
다중 모델 선형 필터, 강인 필터 등 선형 필터의 경우 전 운용 영역에서 설계한 필터가 적절한 결과를 도출하기 위해 1개의 필터를 설계해서는 적절한 해를 얻을 수 없어서 여러 설계 포인트에 대해서 설계를 진행한다. 비선형 필터는 이와 같은 과정을 필요로 하지 않지만, 연산량이 선형 필터에 대비하여 수배 ~ 수십배 증가하는 문제점이 있다.For a linear filter such as a multi-model linear filter and a robust filter, designing one filter to design a filter designed in the entire operation area can not obtain an appropriate solution, so the design is performed for several design points. The nonlinear filter does not require such a process, but has a problem in that the amount of computation is increased several times to several times compared to the linear filter.
본 발명에서는 강인 필터를 이용하여 대기 속도를 추정한다. 다중 모델 선형 필터를 이용하는 경우, 고도를 기준으로 설계 단위(cluster)를 나누고 그 안에서 속력을 기준으로 설계점을 나누어서 사용할 수 있다. 고도를 기준으로 설계점을 나누어서 사용하는 경우, 설계점에서의 고도와 실제의 고도 사이에 차이가 발생하면서 설계점에서 추정하는 속도와 실제의 속도 사이에 차이값도 커진다. 요구되는 오차 범위를 벗어나게 되면 이를 기준으로 적절하게 클러스터를 나눌 수 있다.In the present invention, the atmospheric velocity is estimated using a robust filter. When a multi-model linear filter is used, it is possible to divide the design unit (cluster) based on the altitude and divide the design point based on the speed. When the design point is divided by altitude, there is a difference between the altitude at the design point and the actual altitude, and the difference between the estimated speed at the design point and the actual speed also increases. When the required error range is exceeded, it is possible to divide clusters accordingly.
본 발명에서는 강인 필터를 이용하여 각 클러스터마다 1개의 필터만 설계하여 전 운용 영역을 커버한다. 연산량과 유도 조종 보드 내 요구 메모리 공간은 서로 밀접하게 연관되어 있다. 비행체가 비행중 실시간 연산시에는 클러스터에 속한 필터들이 동시에 작동하는데, 클러스터에 속한 필터의 수가 적을수록 연산량과 요구 메모리 공간은 작아진다. 본 발명에서는 이 점을 참작하여 각 클러스터당 1개의 필터만 설계하기로 한다.In the present invention, only one filter is designed for each cluster using a robust filter to cover the entire operating area. The amount of computation and the required memory space in the inductive control board are closely related. In flight real - time operation, the filters belonging to the cluster operate simultaneously. The smaller the number of filters belonging to the cluster, the smaller the amount of computation and the required memory space. In the present invention, only one filter is designed for each cluster in consideration of this point.
한편 본 발명에서는 속도를 기준으로 설계점을 나누어서 사용하는 것도 가능하다. 무추력 비행체는 사거리의 최대화를 위해 각 고도별로 최적의 활강 속도가 존재한다. 본 발명에서는 이 활강 속도를 이용하여 설계점을 나누어서 사용할 수 있다. 예컨대, 10km 고도에서 무추력 비행체의 최적 활강 속도가 200m/s라면, 고도 10km 설계점에서 속도 200m/s를 기준으로 필터를 설계할 수 있다.In the present invention, it is also possible to divide design points based on speed. For non-thrusters, there is an optimal glide speed at each altitude in order to maximize the range. In the present invention, design points can be divided and used by using this running speed. For example, if the optimum descending speed of a non-thrusting aircraft is 200 m / s at a 10 km altitude, a filter can be designed based on a speed of 200 m / s at an altitude 10 km design point.
(2) 트림 모델 산출부(120) : 트림 모델 산출부(120) → (A, B, C, x, y, u) → 행렬 정리부(130)(2) Trim model calculating unit 120: Trim model calculating unit 120 (A, B, C, x, y,
도 4는 대기 속도 추정 장치를 구성하는 트림 모델 산출부의 기능을 설명하기 위한 참고도이다.4 is a reference diagram for explaining the function of the trim model calculating unit constituting the atmospheric velocity estimating apparatus.
트림 모델 산출부(120)는 무추력 비행체(300)의 공력 데이터로부터 합모멘트가 0이 되거나 합력과 합모멘트가 0이 되는 트림 모델을 계산한다. 이를 위해 트림 모델 산출부(120)는 다음 수학식 1을 이용하여 트림 모델을 계산할 수 있다.The trim
수학식 1은 상태 변수 x와 출력 변수 y의 관계식을 나타낸 것이다. 수학식 1에서 u는 제어 입력을 의미하며, A, B 및 C는 행렬을 의미한다. 또한 x는 x의 미분치를 의미한다.Equation 1 shows the relationship between the state variable x and the output variable y. In Equation (1), u denotes a control input, and A, B and C denote a matrix. Also x is the derivative of x.
트림 모델 산출부(120)는 수학식 1에서 각 행렬(A, B, C)과 트림 조건이 충족된 상황에서의 x, y 및 u의 값을 구함으로써 트림 모델을 산출할 수 있다. 수학식 1의 상태 변수(x), 출력 변수(y) 및 제어 입력(u)은 각각 다음과 같이 정의될 수 있다.The trim
상기에서 Xn은 항법 좌표계(ned-frame)에서 표현된 n 방향 위치를 의미한다. n 방향은 북쪽 방향을 의미한다. Ye는 항법 좌표계에서 표현된 e 방향 위치를 의미한다. e 방향은 동쪽 방향을 의미한다. Zd는 항법 좌표계에서 표현된 d 방향 위치를 의미한다. d 방향은 지구 중심 방향을 의미한다.In the above, X n denotes an n-direction position expressed in a ned-frame. The n direction means the north direction. Y e means the e-direction position expressed in the navigation coordinate system. direction e means east direction. Z d represents the position in the d direction expressed in the navigation coordinate system. direction d means the direction of the center of the earth.
ua는 동체 좌표계에서 표현된 x 방향 속도를 의미한다. x 방향은 동체 축 방향(기수 및 진행 방향)을 의미한다. wa는 동체 좌표계에서 표현된 z 방향 속도를 의미한다. z 방향은 동체 밑 방향을 의미한다. va는 동체 좌표계에서 표현된 y 방향 속도를 의미한다. y 방향은 x 및 z의 오른손 법칙에 의해 정해지는 방향을 의미한다.u a denotes the x-direction velocity expressed in the body coordinate system. The x direction refers to the axial direction of the fuselage (radial and traveling direction). w a means the z-direction velocity expressed in the body coordinate system. and the z direction means the lower direction of the fuselage. v a is the y-direction velocity expressed in the body coordinate system. The y direction means the direction determined by the right-hand rule of x and z.
φ는 롤 각을 의미한다. θ는 피치 각을 의미하며, ψ는 요 각을 의미한다. 또한 p는 롤 각속도를 의미한다. q는 피치 각속도를 의미하며, r는 요 각속도를 의미한다.φ means roll angle. θ denotes the pitch angle, and ψ denotes the yaw angle. P is the roll angular velocity. q denotes the pitch angular velocity, and r denotes the yaw angular velocity.
상기에서 Ax는 동체 좌표계에서 표현된 x축 가속도를 의미한다. Ay는 동체 좌표계에서 표현된 y축 가속도를 의미하며, Az는 동체 좌표계에서 표현된 z축 가속도를 의미한다.Where A x is the x-axis acceleration expressed in the body coordinate system. A y denotes the y-axis acceleration expressed in the fuselage coordinate system, and A z denotes the z-axis acceleration expressed in the fuselage coordinate system.
VT는 대기 속력을 의미하며, M은 마크 넘버를 의미한다. 마크 넘버는 마하수를 의미하며, 비행체의 속도를 음속 기준으로 나타낸 것이다. 즉 마하수 1은 음속과 동일한 속도를 가진다는 것을 의미한다. 또한 α는 받음각을 의미하며, β는 옆미끄럼각을 의미하고, γ는 비행 경로각을 의미한다.V T denotes the atmospheric velocity, and M denotes the mark number. The mark number means Mach number, and the velocity of the flight is expressed by sound speed reference. That is, Mach number 1 means that it has the same speed as the sound speed. Also, α means the angle of attack, β means the side slip angle, and γ means the flight path angle.
상기에서 elevator는 비행체의 양측 엘리베이터(elevator; 310a, 310b)의 구동 각도 명령을 의미한다. aileron은 비행체의 양측 에일러론(aileron; 320a, 320b)의 구동 각도 명령을 의미하며, rudder는 비행체의 러더(rudder; 330)의 구동 각도 명령을 의미한다.The elevator means a driving angle command of
트림 모델 산출부(120)는 Matlab 등의 프로그램이 제공하는 트림 모델 추출 함수와 수학식 2 내지 4에서 정의된 변수들을 이용하여 A, B, C 등의 matrix의 값과 trim 상태의 x, y, u 등의 벡터의 값을 얻을 수 있다. 트림 모델 산출부(120)는 트림 모델 추출 함수 대신에 기존에 알려져 있는 트림 모델 추출 방법을 이용하여 A, B, C 등의 matrix의 값과 trim 상태의 x, y, u 등의 벡터의 값을 얻는 것도 가능하다.The
(3) 행렬 정리부(130) : 행렬 정리부(130) → (A', B', C', x', y', u') → 필터 행렬 계산부(140)(3) The matrix rearranging unit 130: The
행렬 정리부(130)는 트림 모델 산출부(120)로부터 받은 행렬과 벡터 중 필요한 부분만 추출한다. 무추력 비행체의 경우 항력 증가로 인한 사거리 감소, 스톨 속도 진입으로 인한 추락 위험 증가 등 급격한 기동이 제한되기 때문에 진행 방향의 상태 추정이 중요하다. 여기서 진행 방향은 x 방향 즉, 동체 축 방향(기수 방향)을 의미한다.The
행렬 정리부(130)는 진행 방향과 관련 있는 변수들만 추출함으로써 행렬을 다음 수학식 5와 같이 재정리한다. 수학식 5는 수학식 1 내지 4의 행렬을 재정리한 것이다.The
상기에서 Ai,j는 A 매트릭스(matrix)의 i번째 행과 j번째 열의 값을 의미한다. 또한 Bi,j는 B 매트릭스의 i번째 행과 j번째 열의 값을 의미하며, Ci,j는 C 매트릭스의 i번째 행과 j번째 열의 값을 의미한다.In the above, A i, j means a value of an i-th row and a j-th column of an A matrix. Also, B i, j means the values of the i-th row and j-th column of the B matrix, and C i, j means the values of the i-th row and j-th column of the C matrix.
(4) 필터 행렬 계산부(140) : 필터 행렬 계산부(140) → (N, M, x'0, y'0, u'0) → 대기 속도 추정부(150)(4) filter matrix computation unit 140: filter matrix calculation section (140) → (N, M , x '0, y' 0, u '0) →
필터 행렬 계산부(140)는 행렬 정리부(130)로부터 전달받은 행렬과 벡터값들을 이용하여 메모리 공간에 저장할 행렬과 벡터를 계산한다. 메모리 공간에 저장된 행렬과 벡터는 대기 속도 추정부(150)가 정상 상태 강인 필터를 이용하여 실시간으로 대기 속도를 추정할 때에 이용된다.The filter
메모리 공간에 저장될 필터 행렬의 경우, 필터 행렬 계산부(140)는 다음 순서에 따라 계산한다.In the case of a filter matrix to be stored in the memory space, the
① 연속 시간에서 구한 A', B' 및 C'를 이산 시간 형태로 변환한다(STEP A).① Convert A ', B' and C 'obtained in continuous time to discrete time form (STEP A).
STEP A의 경우 비행체에 탑재된 상태에서 계산 주기를 고려하여 변환해야 한다. 변환하는 방법의 경우 기존에 제안되어 있는 방법들을 사용하거나, Matlab 등의 프로그램에서 제공하는 함수들을 이용하여 계산할 수 있다.In case of STEP A, it should be converted in consideration of the calculation period in the state mounted on the air vehicle. In the case of the conversion method, it is possible to calculate by using the methods proposed in the past, or using functions provided by a program such as Matlab.
상기에서 x'k, u'k 및 y'k는 x', u' 및 y'를 각각 이산화하여 얻은 결과를 의미한다. k와 k+1는 이산화한 시간을 의미하는데, k는 이산화한 시간을 기준으로 그 이전 시간을 나타내며, k+1은 현재 시간을 나타낸다. 또한 F는 A'를 이산화하여 얻은 결과 즉, 이산화된 상태 전이 행렬을 의미한다. G는 B'를 이산화하여 얻은 결과 즉, 이산화된 입력 전이 행렬을 의미한다. H는 C'를 이산화하여 얻은 결과 즉, 이산화된 측정치 변환 행렬(상태 변수를 측정치로 변환하는 행렬)을 의미한다.In the above, x ' k , u' k and y ' k mean the results obtained by discretizing x', u 'and y', respectively. k and k + 1 represent the discretized time, k represents the previous time based on the discretized time, and k + 1 represents the current time. Further, F means a result obtained by discretizing A ', that is, a discretized state transition matrix. G is the result of discretization of B ', i. E., Discretized input transition matrix. H means the result obtained by discretization of C ', that is, the discrete measurement conversion matrix (a matrix that converts state variables into measurements).
② 정상 상태 강인 필터를 이용하여 대기 속도를 추정할 때에 필요한 공분산 행렬 P를 구한다(STEP B).(2) The covariance matrix P necessary for estimating the atmospheric velocity using the steady-state robust filter is obtained (STEP B).
STEP B의 경우 수학식 7의 공분산 행렬을 풀어야 하는데, 수학식 7과 같은 식을 리카티의 미분 방정식(riccati equation)이라 한다. 리카티의 미분 방정식도 기존에 제안된 방법을 이용하여 해를 구하거나, 프로그램 등에서 제공하는 함수를 이용하여 계산할 수 있다.In case of STEP B, the covariance matrix of Equation (7) must be solved. The equation as shown in Equation (7) is called a riccati equation. The differential equation of Ricci can also be calculated by using the method proposed previously or by using a function provided by a program or the like.
상기에서 Q는 상태 변수의 공분산 행렬(4×4)을 의미하며, R는 측정치의 공분산 행렬(2×2)을 의미한다. 여기서 측정치는 y'의 값인 피치 각 θ와 피치 각속도 q의 분산값을 의미한다. 이 측정치의 공분산 값을 행렬 형태로 나타낸 것이 R이다. 측정치 공분산 행렬은 일반적으로 대각선 행렬의 형태를 가진다. 또한 수학식 7에서 θ는 피치 각이 아닌 임의로 설정된 튜닝 상수(1×1)를 의미한다.Where Q is the covariance matrix of state variables (4 × 4), and R is the covariance matrix of the measure (2 × 2). Here, the measurement value is a dispersion value of the pitch angle &thetas; and the pitch angular velocity q which are values of y '. R is the covariance value of this measurement in matrix form. The measure covariance matrix generally takes the form of a diagonal matrix. In Equation (7),? Denotes a tuning constant (1 x 1) set arbitrarily, not a pitch angle.
-S는 가중 행렬로서, 상태 변수 x' 중 상대적으로 중요한 변수에 대해 가중치를 두기 위한 것이다. 본 발명에서는 대기 속도의 추정을 위해 속도 성분이 중요하므로, 다음 수학식 8과 같이 가중 행렬을 정의한다. - S is a weighted matrix for weighting the relatively important variables of the state variable x '. In the present invention, since the velocity component is important for estimating the atmospheric velocity, a weighting matrix is defined as Equation (8).
상기에서 I는 identity matrix로서 F와 동일한 크기를 가진다.In the above, I is the identity matrix and has the same size as F.
③ 대기 속도 추정에 필요한 게인 행렬 K를 구한다(STEP C).(3) The gain matrix K necessary for estimating the atmospheric velocity is obtained (STEP C).
STEP C에서는 STEP B에서 구한 P 행렬을 이용하여 정상 상태 강인 필터의 게인 K를 다음과 같이 구한다.In STEP C, the gain K of the steady-state robust filter is obtained as follows using the P matrix obtained in STEP B.
④ 실시간 연산량 감소를 위해 행렬 연산을 정리하여 실제 메모리 공간에 올라갈 행렬을 재계산한다(STEP D).④ To reduce the real-time computation amount, the matrix operation is rearranged to recalculate the matrix to be moved to the actual memory space (STEP D).
STEP D에서는 STEP C에서 구한 K와 이후 설명할 식 유도 과정을 이용하여 실시간 연산량을 최소로 할 수 있도록 한다. 여기서 주의할 점은 설계점에서 구한 트림 모델을 이용하여 설계한 행렬들이기 때문에 벡터 x'와 y'가 설계점과 실제 비행체의 상태와의 차이가 상태 변수로 바뀐다. 이를 벡터 형태로 나타내면 다음과 같다.In STEP D, the real-time calculation amount can be minimized by using K obtained in STEP C and a formula derivation process to be described later. Note that the difference between the design point and the state of the actual vehicle is changed into a state variable because the vectors x 'and y' are matrices designed using the trim model obtained from the design point. This is expressed as a vector form as follows.
상기에서 x"는 x'의 상태 변수를 기준으로 설계점과 실제 비행체의 상태 사이의 차이값으로 바꾼 상태 변수를 의미한다. 마찬가지로 y"는 y'의 상태 변수를 기준으로 설계점과 실제 비행체의 상태 사이의 차이값으로 바꾼 상태 변수를 의미하며, u"는 u'의 상태 변수를 기준으로 설계점과 실제 비행체의 상태 사이의 차이값으로 바꾼 상태 변수를 의미한다.In the above, x "means a state variable that is replaced by the difference between the design point and the state of the actual vehicle based on the state variable of x. Similarly, y" U "is a state variable that is replaced by the difference value between the design point and the state of the actual aircraft based on the state variable of u '.
δ는 해당 변수가 설계점과 실제 비행체의 상태 사이의 차이값을 상태 변수로 가진다는 것을 의미한다. 일례로 δq는 설계점에서의 피치 각속도와 실제 비행체의 피치 각속도 사이의 차이값을 의미한다.δ means that the variable has the difference value between the design point and the state of the actual flight as a state variable. For example, δq is the difference between the pitch angular velocity at the design point and the pitch angular velocity of the actual vehicle.
위 상태 변수를 이용하여 다시 행렬 형태로 나타내면 다음과 같은 관계식이 나온다.Using the above-mentioned state variables, the following relation can be expressed by matrix form.
상기에서 x"는 x'와 설계점에서의 x 사이의 차이값을 나타내는 상태 변수를 의미한다. y"는 y'와 설계점에서의 y 사이의 차이값을 나타내는 상태 변수를 의미하며, u"는 u'와 설계점에서의 u 사이의 차이값을 나타내는 상태 변수를 의미한다.Y "denotes a state variable indicating the difference value between y 'and y at the design point, and u" denotes a state variable indicating the difference between y' Means a state variable indicating the difference value between u 'and u at the design point.
수학식 11을 이용하여 필터를 구성하면 수학식 12와 같이 Propagation 수식(수학식 12에서 상위에 위치하는 수식)과 Update 수식(수학식 12에서 하위에 위치하는 수식)으로 변경이 가능하다.If the filter is constructed using Equation (11), it can be changed to Propagation Equation (Equation located in upper half of Equation (12)) and Update Equation (Equation located lower in Equation (12)) as shown in Equation (12).
Propagation 수식은 수학식 11의 F와 G를 이용하여 이전 시간에 필터링된 x 값을 다음 시간으로 propagation시킨다는 것을 의미한다. Update 수식은 propagation된 결과와 수학식 11의 H를 이용하여 상태 변수로부터 측정치로 변환된 결과와 측정치 사이의 차이 및 수학식 9의 칼만 게인을 이용하여 propagation된 결과를 update하여 필터링된 결과로 바꾸는 것을 의미한다.The propagation equation means that the x value filtered at the previous time is propagated to the next time using F and G of Equation (11). The update formula is obtained by updating the propagated result by using the propagation result and the difference between the measured value and the result transformed from the state variable to the measured value by using H in Equation 11 and the Kalman gain of Equation 9, it means.
이산 시간에서 정상 상태 강인 필터를 통해 해를 구하는 방법은 다음과 같은 수식을 사용한다.To obtain the solution through steady-state robust filter at discrete time, the following formula is used.
상기에서 +는 필터링된 결과를 의미하며, -는 필터링 되기 전의 값을 의미한다. 일례로 ^x"- k+1은 k+1 시간에 필터링되기 전의 값을 의미하며, ^x"+ k+1은 k+1 시간에 필터링된 값을 의미한다.In the above expression, + denotes a filtered result, and - denotes a value before filtering. For example, ^ x " - k + 1 means the value before filtering in k + 1 time, and ^ x" + k + 1 means filtered value in k + 1 time.
위 두 단계의 식을 한 단계로 만들어서 행렬을 구함으로써 비행체에 탑재되는 필터의 메모리 공간과 연산량을 최소로 할 수 있다.We can minimize the memory space and the computation amount of the filter installed on the aviation body by making the above two step equations in one step and obtaining the matrix.
상기에서 N과 M은 메모리 공간에 탑재되는 행렬을 의미한다.In the above, N and M mean a matrix mounted in a memory space.
본 발명에서 상태 변수는 설계점과 실제 비행체의 상태 사이의 차이를 나타내는 것이다. 따라서 수학식 13에서 구하는 상태 변수는 설계점에서 얼마나 벗어났는지를 계산해주기 때문에, 추후 실시간 연산에서 위에서 계산한 ^xn+ k+1에 설계점 기준의 비행체 상태가 더해져야 실제 비행체의 대기 속도가 추정된다.In the present invention, the state variable represents the difference between the design point and the actual flight state. Therefore, since the state variable obtained from the equation (13) is calculated from the design point, the air velocity of the actual air vehicle is estimated by adding the state of the design point reference to the above calculated ^ x n + k + 1 in the real time calculation .
아래의 prime 0 벡터가 설계점에서의 비행체의 추정하고자 하는 상태 변수의 기준값이고, xf가 최종 추정 변수이다.The prime 0 vector below is the reference value of the state variable to be estimated by the aircraft at design point, and x f is the final estimated variable.
상기에서 x'0는 설계점에서의 상태 변수 벡터를 의미한다. ua0는 동체 좌표계에서 표현된 설계점에서의 x 방향 속도를 의미하며, wa0는 동체 좌표계에서 표현된 설계점에서의 z 방향 속도를 의미한다.θ0는 설계점에서의 피치 각을 의미하며, q0는 설계점에서의 피치 각속도를 의미하고, y'0는 설계점에서의 측정치 벡터를 의미한다.Where x ' 0 is the state variable vector at the design point. u a0 is the x-direction velocity at the design point expressed in the fuselage coordinate system, w a0 is the z-direction velocity at the design point expressed in the fuselage coordinate system, θ 0 is the pitch angle at the design point , q 0 denotes the pitch angular velocity at the design point, and y ' 0 denotes the measurement vector at the design point.
각 설계점의 N, M 행렬 및 x'0, y'0 벡터가 이상 설명한 방식에 따라 추정되면, 필터 행렬 계산부(140)는 각 설계점의 N, M 행렬 및 x'0, y'0 벡터를 메모리 공간에 저장한다. 그러면 대기 속도 추정부(150)가 비행체의 대기 속도를 추정할 때에 모든 설계점에 대해 추정된 N, M 행렬 및 x'0, y'0 벡터값을 메모리 공간에서 획득하여 이용한다.If the estimation in accordance with the N, M matrix, and x '0, y' approach zero vector are described above in each design point, the filter
(5) 대기 속도 추정부(150)(5) Waiting
대기 속도 추정부(150)는 작동 필터 선정, 대기 속도 추정, 결과 보정 등의 단계들을 거쳐 비행체의 대기 속도를 추정할 수 있다.The waiting
① 작동 필터 선정 단계① Operation filter selection step
작동 필터 선정 단계는 항법 시스템으로부터 전달받은 고도에 따라 설계된 필터 중 어떤 필터를 동작시킬지 선정하는 단계를 말한다.The operation filter selection step is a step of selecting which of the filters designed according to the altitude received from the navigation system is to be operated.
작동 필터 선정 단계에서는 설계점 선정부(110)에 의해 설계된 고도를 기준으로 동작시키고자 하는 필터를 정한다. 그 예시는 도 5를 통해 설명 가능하다.In the operation filter selection step, a filter to be operated based on the altitude designed by the design
도 5는 대기 속도 추정 장치를 구성하는 대기 속도 추정부의 기능을 설명하기 위한 참고도이다.5 is a reference diagram for explaining the function of the atmospheric velocity estimating unit constituting the atmospheric velocity estimating apparatus.
도 5의 예시는 고도를 기준으로 필터 동작 영역을 3개의 그룹으로 분할할 경우의 예시이다. 본 발명에서는 고도를 기준으로 서로 다른 필터가 동작할 수 있는 영역을 결정함과 동시에 두개 이상의 필터들이 함께 동작할 수 있는 중첩 영역도 함께 결정할 수 있다.The example of Fig. 5 is an example of dividing the filter operation region into three groups based on altitude. In the present invention, it is possible to determine an area where different filters can operate based on altitude, and also determine an overlap area in which two or more filters can operate together.
도 5에 따르면, 고도를 기준으로 운용 영역(400)을 제1 필터가 동작하는 제1 영역(410), 제2 필터가 동작하는 제2 영역(420), 및 제3 필터가 동작하는 제3 영역(430)으로 구분한다. 이때 제1 영역(410)과 제2 영역(420)이 중첩되도록 구성하여 이 영역을 제1 필터와 제2 필터가 함께 동작할 수 있는 제4 영역(440)으로 구성할 수 있다. 마찬가지로 제2 영역(420)과 제3 영역(430)이 중첩되도록 구성하여 제2 필터와 제3 필터가 함께 동작할 수 있는 제5 영역(450)도 구성할 수 있다.Referring to FIG. 5, the
작동 필터 선정 단계에서는 이와 같이 고도를 기준으로 필터 동작 영역을 구분하여 항법 시스템으로부터 전달받은 고도값을 이용하여 작동하고자 하는 필터를 선정한다.In the operation filter selection step, the filter operation region is classified based on the altitude and the filter to be operated is selected by using the altitude value received from the navigation system.
② 대기 속도 추정 단계② Atmospheric velocity estimation step
대기 속도 추정 단계는 필터 행렬 계산부(140)로부터 전달받은 행렬 및 벡터, 항법 시스템으로부터 전달받은 고도, 피치, 피치 각속도 및 변환 행렬, 유도 조종 알고리즘에서 받은 제어 입력(ex. elevator 구동각 명령) 등을 이용하여 대기 속도를 추정하는 단계를 말한다.The atmospheric velocity estimation step includes matrix and vector received from the filter
대기 속도 추정 단계에서는 항법 시스템으로부터 지면 속도를 전달받아 바람 속도를 함께 추정하는 것도 가능하다.In the air-speed estimation step, it is also possible to estimate the wind speed by receiving the ground speed from the navigation system.
설계점의 상태 변수로부터 얼마나 벗어났는지에 대해서는 수학식 13을 이용하여 구할 수 있다.How far it deviates from the state variable of the design point can be found using Equation (13).
수학식 13에서 ^x"+ k의 초기값과 y"k, u"k를 구하는 과정이 필요한데, ^x"+ k의 초기값은 실제 얼마나 차이가 나는지 알 수 없기 때문에 0 벡터를 사용하고, y"k와 u"k는 수학식 15를 이용하여 계산하는 것이 가능하다.Using 0 vector because it can not know "requires the process to obtain k, ^ x""initial value y of + k 'k, u ^ x in the equation (13) the initial value of + k is naneunji actual much difference, y " k and u" k can be calculated using Equation (15).
상기에서 θ는 항법 시스템으로부터 전달받은 피치를 의미하며, q는 항법 시스템으로부터 전달받은 피치 각속도를 의미한다. 또한 ucmd는 유도 조종 알고리즘으로부터 전달받은 제어 입력을 의미한다. 일례로 ucmd는 elevator 구동 각도 명령을 의미한다.In the above,? Denotes the pitch transmitted from the navigation system, and q denotes the pitch angular velocity transmitted from the navigation system. U cmd is the control input received from the induction control algorithm. For example, u cmd is an elevator driving angle command.
앞에서 추정한 대기 속도와 변환 행렬의 곱을 통하여 항법 좌표계에서의 대기 속도를 계산하여 보면 다음과 같다.The atmospheric velocity in the navigation coordinate system can be calculated by multiplying the previously estimated atmospheric velocity by the transformation matrix.
상기에서 →Va는 항법 좌표계 기준의 대기 속도 추정 결과를 의미한다. 또한 ^x"+ k+1(1)과 ^x"+ k+1(2)는 수학식 12를 통해 구할 수 있는 ^x"+ k+1 상태 변수 벡터의 1번 값과 2번 값을 의미한다. 즉 벡터의 1번 값인 (1)은 ua를 의미하며, 벡터의 2번 값인 (2)는 wa를 의미한다.In the above, → V a means the air velocity estimation result based on the navigation coordinate system. In addition, a ^ x "+ k + 1 ( 1) and ^ x" + k + 1 ( 2) is 2 and the number 1 value of ^ x "+ k + 1 state variable vector available from the equation (12) times the value That is, the value 1 of the vector (1) means u a , and the value 2 of the vector (2) means w a .
③ 결과 보정 단계③ Result correction step
결과 보정 단계는 대기 속도의 추정 결과를 보정하는 단계를 말한다.The result correction step is a step of correcting the estimation result of the atmospheric velocity.
결과 보정 단계에서는 추정한 대기 속도를 보정하여 결과를 출력한다. 이는 대기 속도 추정 필터가 동작하는 영역이 설계점으로부터 많이 벗어나 있고, 필터가 전환되는 시점(2개 동시 동작 종료 시점)에서 결과가 튈 수 있기 때문에 수행하는 것이다.In the result correction step, the estimated air velocity is corrected and the result is output. This is because the region where the atmospheric velocity estimation filter is operating is far from the design point and the result can be splashed at the point in time when the filter is switched (two simultaneous operation end points).
보정하는 과정은 다음과 같은 과정을 거친다. 1번 필터 → 2번 필터, 2번 필터 → 3번 필터, … 등 모두 동일한 방법으로 보정할 수 있기 때문에, 이하에서는 1번 필터에서 2번 필터로 넘어가는 과정을 일례로 설명한다.The calibration process is as follows. 1 filter → 2 filter, 2 filter → 3 filter, ... And the like can be calibrated in the same manner. Hereinafter, the process of shifting from the first filter to the second filter will be described as an example.
ⓐ 동시 동작 구간에서 1번 필터의 항법 좌표계 기준의 대기 속도 추정 결과(→Va1)와 2번 필터의 항법 좌표계 기준의 대기 속도 추정 결과(→Va2) 사이의 차이값을 계산한다.(A) Calculate the difference between the atmospheric velocity estimation result ( → V a1 ) based on the navigation coordinate system of the first filter and the atmospheric velocity estimation result ( → V a2 ) based on the navigation coordinate system of the second filter in the simultaneous operation section.
ⓑ 2번 필터만 동작하는 고도 도달시 직전 20개의 결과의 평균을 계산한다. 본 발명에서는 이 값을 Cor12로 정의한다. 본 발명에서 20개의 결과를 저장하는 것은 저장 공간의 문제와 최신 오차 정도만 반영하기 위해서이다. 따라서 본 발명이 이에 반드시 한정될 필요는 없다.Ⓑ Calculate the average of 20 results just before reaching the altitude at which only filter 2 operates. The present invention defines this value to 12 Cor. Storing the 20 results in the present invention is only to reflect the storage space problem and the latest error. Therefore, the present invention is not necessarily limited thereto.
ⓒ 2번 필터만 동작하는 구간에서 수학식 17을 이용하여 보정하여 최종 결과를 도출한다.Ⓒ In the section where only the second filter is operated, the final result is obtained by correcting using Equation (17).
위와 같이 보정을 하는 이유는 필터 전환시 필터의 튀는 현상을 막고, 각 필터의 설계 기준 고도에서 추정된 대기 속도의 결과를 최대한 그대로 반영하기 위해서이다.The reason for this correction is to prevent the filter from splashing at the time of filter switching and reflect the result of the estimated atmospheric velocity at the design reference altitude of each filter as much as possible.
추가로 필요시 다음과 같은 계산식을 이용하여 바람 속도를 추정하는 것도 가능하다.If necessary, it is also possible to estimate the wind speed using the following equation.
상기에서 →Vg는 항법 시스템으로부터 전달받은 항법 좌표계에서 표현된 지면 속도를 의미한다.In the above, → V g denotes the ground speed expressed in the navigation coordinate system transmitted from the navigation system.
이상 설명한 본 발명은 대기 속도의 추정이 필요한 무추력 유도 무기나 무추력 비행체에 적용될 수 있다.The present invention described above can be applied to a non-thrust-induced weapon or a non-thrust vehicle requiring estimation of an atmospheric velocity.
이상 도 1 내지 도 5를 참조하여 본 발명의 일실시 형태에 대하여 설명하였다. 이하에서는 이러한 일실시 형태로부터 추론 가능한 본 발명의 바람직한 형태에 대하여 설명한다.1 to 5, an embodiment of the present invention has been described. Best Mode for Carrying Out the Invention Hereinafter, preferred forms of the present invention that can be inferred from the above embodiment will be described.
도 6은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 대기 속도의 추정을 위한 정보 산출 장치를 개략적으로 도시한 개념도이다.6 is a conceptual diagram schematically showing an information calculating device for estimating an atmospheric velocity according to a preferred embodiment of the present invention.
도 6에 따르면, 비행체의 대기 속도를 추정하기 위한 정보 산출 장치(500)는 트림 모델 생성부(510), 변수 추출부(520), 필터 및 비행체 정보 산출부(530), 필터 및 비행체 정보 저장부(540), 제1 전원부(550) 및 제1 주제어부(560)를 포함한다.6, the
제1 전원부(550)는 정보 산출 장치(500)를 구성하는 각 구성에 전원을 공급하는 기능을 수행한다.The first
제1 주제어부(560)는 정보 산출 장치(500)를 구성하는 각 구성의 전체 작동을 제어하는 기능을 수행한다.The first
트림 모델 생성부(510)는 미리 정해진 지점에서의 비행체의 트림(trim)과 관련된 모델을 생성하는 기능을 수행한다. 트림 모델 생성부(510)는 도 1의 트림 모델 산출부(120)에 대응하는 개념이다.The trim
트림 모델 생성부(510)는 비행체의 상태와 관련된 제1 정보, 비행체의 움직임과 관련된 제2 정보 및 비행체의 제어와 관련된 제3 정보 사이의 관계식을 기초로 비행체의 트림과 관련된 모델을 생성할 수 있다.The trim
트림 모델 생성부(510)는 항법 좌표계에서 비행체의 방향별 위치, 동체 좌표계에서 비행체의 방향별 속도, 비행체의 자세각 및 비행체의 회전과 관련된 각속도를 비행체의 상태와 관련된 제1 정보로 이용할 수 있다.The trim
트림 모델 생성부(510)는 항법 좌표계에서 비행체의 방향별 위치, 동체 좌표계에서 비행체의 방향별 속도, 비행체의 자세각, 비행체의 회전과 관련된 각속도, 동체 좌표계에서 비행체의 방향별 가속도, 비행체의 받음각, 비행체의 옆미끄럼각 및 비행체의 비행 경로각을 비행체의 움직임과 관련된 제2 정보로 이용할 수 있다.The trim
트림 모델 생성부(510)는 비행체의 승강타(elevator) 구동 각도, 비행체의 보조 날개(aileron) 구동 각도 및 비행체의 방향타(rudder) 구동 각도를 비행체의 제어와 관련된 제3 정보로 이용할 수 있다.The trim
변수 추출부(520)는 비행체의 트림과 관련된 모델에서 비행체의 진행 방향과 관련된 변수들을 추출하는 기능을 수행한다. 변수 추출부(520)는 도 1의 행렬 정리부(130)에 대응하는 개념이다.The
변수 추출부(520)는 동체 좌표계에서 비행체의 동체 축 방향 및 동체 밑 방향과 관련된 속도, 비행체의 피치 각, 비행체의 피치 각속도 및 비행체의 승강타 구동 각도를 비행체의 진행 방향과 관련된 변수들로 추출할 수 있다.The
필터 및 비행체 정보 산출부(530)는 비행체의 진행 방향과 관련된 변수들을 기초로 비행체의 대기 속도를 추정하는 데에 이용될 필터에 대한 정보 및 미리 정해진 지점에서의 비행체에 대한 정보를 산출하는 기능을 수행한다. 필터 및 비행체 정보 산출부(530)는 도 1의 필터 행렬 계산부(140)에 대응하는 개념이다.The filter and flight object
필터 및 비행체 정보 산출부(530)는 행렬 변환부, 공분산 행렬 산출부, 필터 정보 산출부 및 비행체 정보 산출부를 포함할 수 있다.The filter and flight object
행렬 변환부는 연속 시간에 비행체의 상태와 관련된 제1 정보, 비행체의 움직임과 관련된 제2 정보 및 비행체의 제어와 관련된 제3 정보 사이의 관계식을 통해 구한 행렬들을 이산 시간과 관련된 행렬들로 변환하는 기능을 수행한다.The matrix conversion unit converts the matrices obtained through the relational expression between the first information related to the state of the flying object, the second information related to the motion of the flying object, and the third information related to the control of the flying object to the matrices related to the discrete time, .
공분산 행렬 산출부는 이산 시간과 관련된 행렬들을 기초로 비행체의 대기 속도를 추정하는 데에 이용될 제1 공분산 행렬을 산출하는 기능을 수행한다. 공분산 행렬 산출부는 제1 공분산 행렬을 산출할 때에 제1 정보와 관련된 제2 공분산 행렬, 미리 정해진 튜닝 상수 및 비행체의 속도와 관련된 가중치를 더 이용할 수 있다.The covariance matrix calculating unit calculates a first covariance matrix to be used for estimating the atmospheric velocity of the flying object based on the matrices related to the discrete time. The covariance matrix calculating unit may further use a second covariance matrix related to the first information, a predetermined tuning constant, and a weight related to the velocity of the flying object when calculating the first covariance matrix.
필터 정보 산출부는 제1 공분산 행렬을 기초로 비행체의 대기 속도를 추정하는 데에 이용될 필터에 대한 정보를 산출하는 기능을 수행한다. 필터 정보 산출부는 필터에 대한 정보로 필터의 이득을 산출할 수 있다.The filter information calculation unit calculates the information about the filter to be used for estimating the atmospheric velocity of the air vehicle based on the first covariance matrix. The filter information calculation unit can calculate the gain of the filter by information on the filter.
비행체 정보 산출부는 필터에 대한 정보 및 이산 시간과 관련된 행렬들을 기초로 비행체에 대한 정보를 산출하는 기능을 수행한다. 비행체 정보 산출부는 이론값과 실제값 사이의 차이값을 비행체에 대한 정보로 산출할 수 있다.The flight object information calculation unit calculates the information about the flight object based on the information about the filter and the matrices related to the discrete time. The flight information calculation unit can calculate the difference value between the theoretical value and the actual value as the information about the flight body.
필터 및 비행체 정보 저장부(540)는 필터에 대한 정보 및 비행체에 대한 정보를 저장하는 기능을 수행한다. 필터 및 비행체 정보 저장부는 도 1의 필터 행렬 계산부(140)에 포함되는 개념이다.The filter and airplane information storage unit 540 stores information about the filter and information about the airplane. The filter and aerial object information storage unit is included in the filter
다음으로 비행체의 대기 속도를 추정하기 위한 정보 산출 장치(500)의 작동 방법에 대하여 설명한다.Next, an operation method of the
도 7은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 대기 속도의 추정을 위한 정보 산출 방법을 개략적으로 도시한 흐름도이다. 이하 설명은 도 6 및 도 7을 참조한다.7 is a flowchart schematically showing an information calculating method for estimating an atmospheric velocity according to a preferred embodiment of the present invention. The following description refers to Fig. 6 and Fig.
먼저 트림 모델 생성부(510)는 미리 정해진 지점에서의 비행체의 트림(trim)과 관련된 모델을 생성한다(S610).First, the trim
이후 변수 추출부(520)는 비행체의 트림과 관련된 모델에서 비행체의 진행 방향과 관련된 변수들을 추출한다(S620).The
이후 필터 및 비행체 정보 산출부(530)는 비행체의 진행 방향과 관련된 변수들을 기초로 비행체의 대기 속도를 추정하는 데에 이용될 필터에 대한 정보 및 미리 정해진 지점에서의 비행체에 대한 정보를 산출한다(S630, S640).The filter and flight object
필터 및 비행체 정보 산출부(530)는 S630 단계에서 필터에 대한 정보를 산출하며, S640 단계에서 비행체에 대한 정보를 산출한다. 본 발명에서는 S630 단계가 S640 단계보다 먼저 수행될 수 있으나, S640 단계가 S630 단계보다 먼저 수행되거나 S630 단계와 S640 단계가 동시에 수행되는 것도 가능하다.The filter and flight object
S640 단계 이후, 필터 및 비행체 정보 저장부(540)는 필터에 대한 정보 및 비행체에 대한 정보를 저장한다(S650).After step S640, the filter and flight information storing unit 540 stores information about the filter and information about the flying object (S650).
다음으로 비행체의 대기 속도를 추정하는 대기 속도 추정 장치에 대하여 설명한다.Next, the atmospheric velocity estimating apparatus for estimating the atmospheric velocity of the air vehicle will be described.
도 8은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 대기 속도 추정 장치를 개략적으로 도시한 개념도이다.8 is a conceptual diagram schematically showing an air-velocity estimation apparatus according to a preferred embodiment of the present invention.
도 8에 따르면, 대기 속도 추정 장치(700)는 필터 선택부(710), 대기 속도 예측부(720), 제2 전원부(740) 및 제2 주제어부(750)를 포함한다.8, the atmospheric
제2 전원부(740)는 대기 속도 추정 장치(700)를 구성하는 각 구성에 전원을 공급하는 기능을 수행한다.The second
제2 주제어부(750)는 대기 속도 추정 장치(700)를 구성하는 각 구성의 전체 작동을 제어하는 기능을 수행한다.The second
필터 선택부(710)는 비행체의 고도를 기초로 복수개의 필터들 중에서 작동시킬 필터를 선택하는 기능을 수행한다. 필터 선택부(710)는 도 1의 대기 속도 추정부(150)에 포함되는 개념이다.The
대기 속도 예측부(720)는 필터 선택부(710)에 의해 선택된 필터에 대한 정보, 비행체의 고도와 관련하여 미리 산출된 비행체에 대한 정보, 비행체의 제어와 관련된 정보 및 비행체의 항법 정보를 기초로 비행체의 대기 속도를 추정하는 기능을 수행한다. 대기 속도 예측부(720)는 도 1의 대기 속도 추정부(150)에 포함되는 개념이다.Based on the information on the filter selected by the
대기 속도 예측부(720)는 비행체가 무추력 상태일 때 필터 선택부(710)에 의해 선택된 필터로 강인 필터(robust filter)를 이용하여 비행체의 대기 속도를 추정할 수 있다.The atmospheric velocity predicting unit 720 can estimate the atmospheric velocity of the air vehicle using a robust filter using the filter selected by the
대기 속도 추정 장치(700)는 대기 속도 보정부(730)를 더 포함할 수 있다.The atmospheric
대기 속도 보정부(730)는 두개의 필터들이 동시에 작동하는 구간에 비행체가 위치하는지 여부를 기초로 비행체의 대기 속도를 보정하는 기능을 수행한다. 대기 속도 보정부(730)는 도 1의 대기 속도 추정부(150)에 포함되는 개념이다.The
대기 속도 보정부(730)는 두개의 필터들이 동시에 작동하는 구간에 비행체가 위치하는 것으로 판단되면 비행체의 대기 속도를 보정할 수 있다. 구체적으로 대기 속도 보정부(730)는 두개의 필터들 중 어느 하나인 제1 필터만 작동하는 구간에 비행체가 위치할 때의 비행체의 대기 속도 평균값, 비행체의 현재 고도 및 제1 필터만 작동하는 구간과 관련된 비행체의 최소 고도를 기초로 비행체의 대기 속도를 보정할 수 있다.The
대기 속도 보정부(730)는 비행체의 진행 방향을 기초로 제1 필터를 결정하여 비행체의 대기 속도를 보정할 수 있다.The air
대기 속도 추정 장치(700)는 정보 산출 제어부(760)를 더 포함할 수 있다.The atmospheric
정보 산출 제어부(760)는 비행체의 고도와 관련하여 미리 정해진 지점에서 비행체의 트림(trim)과 관련된 모델을 기초로 필터에 대한 정보 및 비행체에 대한 정보를 산출하여 저장하는 기능을 수행한다. 정보 산출 제어부(760)는 도 6의 정보 산출 장치(500)와 동일한 개념의 것이다.The information
정보 산출 제어부(760)는 비행체가 비행하기 전에 작동하며, 필터 선택부(710), 대기 속도 예측부(720) 및 대기 속도 보정부(730)는 비행체가 비행중일 때 작동한다.The information
정보 산출 제어부(760)는 트림 모델 생성부, 변수 추출부, 필터 및 비행체 정보 산출부 및 필터 및 비행체 정보 저장부를 포함할 수 있다.The information
트림 모델 생성부는 미리 정해진 지점에서의 비행체의 트림(trim)과 관련된 모델을 생성하는 기능을 수행한다.The trim model generating unit performs a function of generating a model related to a trim of a flying object at a predetermined point.
변수 추출부는 비행체의 트림과 관련된 모델에서 비행체의 진행 방향과 관련된 변수들을 추출하는 기능을 수행한다.The variable extraction unit extracts variables related to the traveling direction of the flying object in the model related to the trim of the flying object.
필터 및 비행체 정보 산출부는 비행체의 진행 방향과 관련된 변수들을 기초로 비행체의 대기 속도를 추정하는 데에 이용될 필터에 대한 정보 및 미리 정해진 지점에서의 비행체에 대한 정보를 산출하는 기능을 수행한다.The filter and flight information calculation unit calculates information about the filter to be used for estimating the atmospheric air velocity of the air vehicle based on the variables related to the traveling direction of the air vehicle and information about the air vehicle at a predetermined point.
필터 및 비행체 정보 저장부는 필터에 대한 정보 및 비행체에 대한 정보를 저장하는 기능을 수행한다.The filter and flight information storage unit stores the information about the filter and information about the flight body.
트림 모델 생성부, 변수 추출부, 필터 및 비행체 정보 산출부 및 필터 및 비행체 정보 저장부에 대해서는 도 6을 참조하여 자세하게 설명하였는 바, 여기서는 그 자세한 설명을 생략한다.The trim model generating unit, the variable extracting unit, the filter and the flying object information calculating unit, the filter, and the flying object information storing unit have been described in detail with reference to FIG. 6, and a detailed description thereof will be omitted here.
다음으로 대기 속도 추정 장치의 작동 방법에 대하여 설명한다.Next, a method of operating the atmospheric velocity estimating apparatus will be described.
먼저 필터 선택부(710)는 비행체의 고도를 기초로 복수개의 필터들 중에서 작동시킬 필터를 선택한다(STEP A).First, the
이후 대기 속도 예측부(720)는 필터 선택부(710)에 의해 선택된 필터에 대한 정보, 비행체의 고도와 관련하여 미리 산출된 비행체에 대한 정보, 비행체의 제어와 관련된 정보 및 비행체의 항법 정보를 기초로 비행체의 대기 속도를 추정한다(STEP B).Then, the atmospheric velocity predicting unit 720 estimates the atmospheric velocity based on the information about the filter selected by the
한편 STEP B 이후에, 대기 속도 보정부(730)는 두개의 필터들이 동시에 작동하는 구간에 비행체가 위치하는지 여부를 기초로 비행체의 대기 속도를 보정할 수 있다.On the other hand, after STEP B, the
한편 STEP A 이전에, 정보 산출 제어부(760)는 비행체의 고도와 관련하여 미리 정해진 지점에서 비행체의 트림(trim)과 관련된 모델을 기초로 필터에 대한 정보 및 비행체에 대한 정보를 산출하여 저장할 수 있다.[0064] On the other hand, before STEP A, the information
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.It is to be understood that the present invention is not limited to these embodiments, and all elements constituting the embodiment of the present invention described above are described as being combined or operated in one operation. That is, within the scope of the present invention, all of the components may be selectively coupled to one or more of them. In addition, although all of the components may be implemented as one independent hardware, some or all of the components may be selectively combined to perform a part or all of the functions in one or a plurality of hardware. As shown in FIG. In addition, such a computer program may be stored in a computer readable medium such as a USB memory, a CD disk, a flash memory, etc., and read and executed by a computer to implement an embodiment of the present invention. As the recording medium of the computer program, a magnetic recording medium, an optical recording medium, or the like can be included.
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.Furthermore, all terms including technical or scientific terms have the same meaning as commonly understood by one of ordinary skill in the art to which this invention belongs, unless otherwise defined in the Detailed Description. Commonly used terms, such as predefined terms, should be interpreted to be consistent with the contextual meanings of the related art, and are not to be construed as ideal or overly formal, unless expressly defined to the contrary.
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.It will be apparent to those skilled in the art that various modifications, substitutions and substitutions are possible, without departing from the scope and spirit of the invention as disclosed in the accompanying claims. will be. Therefore, the embodiments disclosed in the present invention and the accompanying drawings are intended to illustrate and not to limit the technical spirit of the present invention, and the scope of the technical idea of the present invention is not limited by these embodiments and the accompanying drawings . The scope of protection of the present invention should be construed according to the following claims, and all technical ideas within the scope of equivalents should be construed as falling within the scope of the present invention.
Claims (14)
상기 필터에 대한 정보, 상기 비행체의 고도와 관련하여 미리 산출된 상기 비행체에 대한 정보, 상기 비행체의 제어와 관련된 정보 및 상기 비행체의 항법 정보를 기초로 상기 비행체의 대기 속도를 추정하는 대기 속도 예측부
를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 대기 속도 추정 장치.A filter selection unit for selecting a filter to be operated among a plurality of filters based on an altitude of a flying object; And
An atmospheric velocity prediction unit for estimating an atmospheric velocity of the airplane based on information about the filter, information about the airplane previously calculated with respect to the altitude of the airplane, information related to control of the airplane,
Wherein the air-conditioner estimates the atmospheric velocity of the air vehicle.
상기 대기 속도 예측부는 상기 비행체가 무추력 상태일 때 상기 필터로 강인 필터(robust filter)를 이용하여 상기 비행체의 대기 속도를 추정하는 것을 특징으로 하는 비행체의 대기 속도 추정 장치.The method according to claim 1,
Wherein the atmospheric velocity predicting unit estimates an atmospheric velocity of the air vehicle using a robust filter when the air vehicle is in a non-thrust state.
두개의 필터들이 동시에 작동하는 구간에 상기 비행체가 위치하는지 여부를 기초로 상기 비행체의 대기 속도를 보정하는 대기 속도 보정부
를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 대기 속도 추정 장치.The method according to claim 1,
An air-flow velocity correction unit for correcting an air-flow velocity of the air / fuel mixture based on whether the air /
Wherein the air-conditioner estimates the atmospheric velocity of the air vehicle.
상기 대기 속도 보정부는 상기 두개의 필터들이 동시에 작동하는 구간에 상기 비행체가 위치하는 것으로 판단되면 상기 두개의 필터들 중 어느 하나인 제1 필터만 작동하는 구간에 상기 비행체가 위치할 때의 상기 비행체의 대기 속도 평균값, 상기 비행체의 현재 고도 및 상기 제1 필터만 작동하는 구간과 관련된 상기 비행체의 최소 고도를 기초로 상기 비행체의 대기 속도를 보정하는 것을 특징으로 하는 비행체의 대기 속도 추정 장치.The method of claim 3,
The atmospheric velocity correcting unit corrects the atmospheric velocity of the at least one of the first and second filters when the at least one of the at least two filters is operated, Wherein the controller corrects the atmospheric velocity of the airplane based on an atmospheric velocity average value, a current altitude of the airplane, and a minimum altitude of the airplane associated with an interval in which only the first filter is operated.
상기 대기 속도 보정부는 상기 비행체의 진행 방향을 기초로 상기 제1 필터를 결정하여 상기 비행체의 대기 속도를 보정하는 것을 특징으로 하는 비행체의 대기 속도 추정 장치.5. The method of claim 4,
Wherein the atmospheric velocity correction unit corrects the atmospheric velocity of the airplane by determining the first filter based on the traveling direction of the airplane.
상기 비행체의 고도와 관련하여 미리 정해진 지점에서 상기 비행체의 트림(trim)과 관련된 모델을 기초로 상기 필터에 대한 정보 및 상기 비행체에 대한 정보를 산출하여 저장하는 정보 산출 제어부
를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 대기 속도 추정 장치.The method according to claim 1,
An information calculation control unit for calculating information about the filter and information about the airplane based on a model related to the trim of the airplane at a predetermined point in relation to the altitude of the airplane,
Wherein the air-conditioner estimates the atmospheric velocity of the air vehicle.
상기 정보 산출 제어부는,
상기 미리 정해진 지점에서의 비행체의 트림(trim)과 관련된 모델을 생성하는 트림 모델 생성부;
상기 비행체의 트림과 관련된 모델에서 상기 비행체의 진행 방향과 관련된 변수들을 추출하는 변수 추출부;
상기 비행체의 진행 방향과 관련된 변수들을 기초로 상기 비행체의 대기 속도를 추정하는 데에 이용될 필터에 대한 정보 및 상기 미리 정해진 지점에서의 상기 비행체에 대한 정보를 산출하는 필터 및 비행체 정보 산출부; 및
상기 필터에 대한 정보 및 상기 비행체에 대한 정보를 저장하는 필터 및 비행체 정보 저장부
를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 대기 속도 추정 장치.The method according to claim 6,
Wherein the information-
A trim model generation unit for generating a model related to a trim of the air vehicle at the predetermined point;
A variable extracting unit for extracting variables related to a traveling direction of the air vehicle in a model related to a trim of the air vehicle;
A filter and a flight information calculation unit for calculating information about a filter to be used for estimating the atmospheric velocity of the airplane based on variables related to the traveling direction of the airplane and information about the airplane at the predetermined point; And
A filter for storing information on the filter and information about the air vehicle,
Wherein the air-conditioner estimates the atmospheric velocity of the air vehicle.
상기 정보 산출 제어부는 상기 비행체가 비행하기 전에 작동하며, 상기 필터 선택부 및 상기 대기 속도 예측부는 상기 비행체가 비행중일 때 작동하는 것을 특징으로 하는 비행체의 대기 속도 추정 장치.The method according to claim 6,
Wherein the information calculation control section is operated before the flight object is flying, and the filter selection section and the atmospheric velocity prediction section operate when the flight object is in flight.
상기 필터에 대한 정보, 상기 비행체의 고도와 관련하여 미리 산출된 상기 비행체에 대한 정보, 상기 비행체의 제어와 관련된 정보 및 상기 비행체의 항법 정보를 기초로 상기 비행체의 대기 속도를 추정하는 단계
를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 대기 속도 추정 방법.Selecting a filter to be operated among a plurality of filters based on an altitude of a flying object; And
Estimating an atmospheric velocity of the airplane based on information about the filter, information on the airplane previously calculated with respect to the altitude of the airplane, information related to control of the airplane, and navigation information of the airplane
And estimating the atmospheric velocity of the air vehicle.
상기 추정하는 단계는 상기 비행체가 무추력 상태일 때 상기 필터로 강인 필터(robust filter)를 이용하여 상기 비행체의 대기 속도를 추정하는 것을 특징으로 하는 비행체의 대기 속도 추정 방법.10. The method of claim 9,
Wherein the estimating step estimates the atmospheric velocity of the air vehicle using a robust filter when the air vehicle is in a non-thrust state.
두개의 필터들이 동시에 작동하는 구간에 상기 비행체가 위치하는지 여부를 기초로 상기 비행체의 대기 속도를 보정하는 단계
를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 대기 속도 추정 방법.10. The method of claim 9,
Correcting the atmospheric velocity of the airplane based on whether the airplane is located in a section where two filters operate simultaneously
And estimating the atmospheric velocity of the air vehicle.
상기 비행체의 고도와 관련하여 미리 정해진 지점에서 상기 비행체의 트림(trim)과 관련된 모델을 기초로 상기 필터에 대한 정보 및 상기 비행체에 대한 정보를 산출하여 저장하는 단계
를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 대기 속도 추정 방법.10. The method of claim 9,
Calculating and storing information on the filter and information about the airplane based on a model related to the trim of the airplane at a predetermined point in relation to the altitude of the airplane;
And estimating the atmospheric velocity of the air vehicle.
상기 저장하는 단계는,
상기 미리 정해진 지점에서의 비행체의 트림(trim)과 관련된 모델을 생성하는 단계;
상기 비행체의 트림과 관련된 모델에서 상기 비행체의 진행 방향과 관련된 변수들을 추출하는 단계;
상기 비행체의 진행 방향과 관련된 변수들을 기초로 상기 비행체의 대기 속도를 추정하는 데에 이용될 필터에 대한 정보 및 상기 미리 정해진 지점에서의 상기 비행체에 대한 정보를 산출하는 단계; 및
상기 필터에 대한 정보 및 상기 비행체에 대한 정보를 저장하는 단계
를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 대기 속도 추정 방법.13. The method of claim 12,
Wherein the storing step comprises:
Generating a model associated with the trim of the air vehicle at the predetermined point;
Extracting variables related to the traveling direction of the air vehicle in a model related to the trim of the air vehicle;
Calculating information on a filter to be used for estimating an air speed of the air vehicle based on variables related to a traveling direction of the air vehicle and information on the air vehicle at the predetermined point; And
Storing information about the filter and information about the air vehicle
And estimating the atmospheric velocity of the air vehicle.
상기 저장하는 단계는 상기 비행체가 비행하기 전에 수행되며, 상기 선택하는 단계 및 상기 추정하는 단계는 상기 비행체가 비행중일 때 수행되는 것을 특징으로 하는 비행체의 대기 속도 추정 방법.13. The method of claim 12,
Wherein the storing is performed before the flight, and the selecting and the estimating are performed when the flight is in flight.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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| KR1020170144850A KR101833243B1 (en) | 2017-11-01 | 2017-11-01 | Apparatus and method for estimating air speed of flight vehicle |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1020170144850A KR101833243B1 (en) | 2017-11-01 | 2017-11-01 | Apparatus and method for estimating air speed of flight vehicle |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| KR101833243B1 true KR101833243B1 (en) | 2018-03-02 |
Family
ID=61729204
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| KR1020170144850A KR101833243B1 (en) | 2017-11-01 | 2017-11-01 | Apparatus and method for estimating air speed of flight vehicle |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| KR (1) | KR101833243B1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101960392B1 (en) * | 2018-09-10 | 2019-03-20 | 국방과학연구소 | Flare Control Method and Apparatus for Improved Aircraft Automatic Landing Accuracy, Computer readable storage medium |
| KR101972130B1 (en) * | 2018-09-21 | 2019-04-24 | 국방과학연구소 | Appartus and method for determine air mass flow rate of supersonic intake |
| KR20230071826A (en) | 2021-11-15 | 2023-05-24 | 인하대학교 산학협력단 | True airspeed estimation method through integration of track data, weather data and topology data |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20130129624A (en) * | 2012-05-21 | 2013-11-29 | 한국항공우주산업 주식회사 | Computer readable recording medium for recording flight dynamic analysis/simulation program for helicopter system development |
| KR101392255B1 (en) * | 2012-04-13 | 2014-05-07 | 한국항공우주산업 주식회사 | Computer readable recording medium for recording analysis program for 6 degrees of freedom of aircraft |
-
2017
- 2017-11-01 KR KR1020170144850A patent/KR101833243B1/en active IP Right Grant
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| KR101392255B1 (en) * | 2012-04-13 | 2014-05-07 | 한국항공우주산업 주식회사 | Computer readable recording medium for recording analysis program for 6 degrees of freedom of aircraft |
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|---|
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| KR101972130B1 (en) * | 2018-09-21 | 2019-04-24 | 국방과학연구소 | Appartus and method for determine air mass flow rate of supersonic intake |
| KR20230071826A (en) | 2021-11-15 | 2023-05-24 | 인하대학교 산학협력단 | True airspeed estimation method through integration of track data, weather data and topology data |
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