KR101856826B1

KR101856826B1 - 다중 각도 전파고도계를 이용한 지형참조 항법장치

Info

Publication number: KR101856826B1
Application number: KR1020150162732A
Authority: KR
Inventors: 전주환; 백인찬; 장종훈
Original assignee: 국방과학연구소
Priority date: 2015-11-19
Filing date: 2015-11-19
Publication date: 2018-06-19
Also published as: KR20170058741A

Abstract

본 발명의 다중 각도 전파고도계를 이용한 지형참조 항법장치는 32개의 제1,...,32 안테나(31-1,...,31-32)에 교대로 연결되는 3개의 제1,2,3 수신기(33-1,33-2,33-3)로 구성되어 점표적과 비행체(1)의 cross track angle θ^a 및 상기 점표적과 지면의 terrian point ground angle θ^c 로 점표적 고도 데이터를 출력하는 다중 각도 전파고도계(30), 점표적 고도의 데이터의 원시데이터를 3D 직육면체로 정리한 후 FFT(Fast Fourier Transform)로 2D 지형 형상을 얻어 비행체(1)의 위치와 고도를 구하는 INS(Inertial Navigation System)(20);를 포함함으로써 비행체(1)의 항법에 상용되는 간섭계 SAR고도계의 수신기 수량을 크게 축소하고, 특히 신호처리에 FFT만 사용하여 비용도 크게 절감되는 특징을 구현한다.

Description

다중 각도 전파고도계를 이용한 지형참조 항법장치{A terrain-aided navigation apparatus using a multi-look angle radar altimeter}

본 발명은 비행체의 지형참조 항법장치에 관한 것으로, 특히 안테나대비 소량의 수신기를 교번적으로 사용하는 다중 각도 전파고도계를 이용한 지형참조 항법장치에 관한 것이다.

일반적으로 전파고도계를 이용한 지형참조 항법장치는 수직방향으로 전파를 보내고 되돌아온 시간을 측정하여 지형의 고도를 측정하고, 이렇게 측정한 고도를 비행체에 탑재한 3 차원 지도의 높이와 비교하여 비행체 자신의 현재 위치를 알아낸다.

그러므로, 비행체는 전파고도계를 이용한 지형참조 항법장치로 비행체 자신의 현재 위치를 파악하면서 비행이 이루어질 수 있다.

나아가, SAR고도계 혹은 DDA고도계를 이용한 지형참조 항법장치는 비행체 진행방향의 각도 해상도를 개선하고, 수직방향 지점이 주변 지형의 높이보다 낮아서 반사되어 돌아오는 echo 파형이 최초로 수신되지 않아 수직방향의 고도를 정확히 추출할 수 없는 전파고도계의 한계성을 보완한다. 여기서, SAR고도계는 합성개구면레이더 또는 고해상도 영상 레이다(Synthetic Aperture Radar)이고, DDA고도계는(Delay/Doppler Altimetry)을 의미한다.

더 나아가, 간섭계와 SAR 고도계를 이용한 지형참조 항법장치는 비행체로부터 내린 수선을 포함한 비행방향에 직각인 평면이 지형과 만나는 긴 곡선상이 footprint로 됨으로써 최초로 돌아오는 echo가 주변 지형 높이보다 낮은 수직방향 지점으로부터 반사파로 되어 수직방향의 고도를 측정할 수 없는 SAR고도계의 한계성을 보완한다.

이는, 간섭계(interferometry)를 SAR 고도계와 같이 사용하면, 주변 지형 높이보다 낮은 수직방향 지점의 cross track 각도를 측정하게 되어 수직방향의 고도는 못 얻지만 항법으로는 사용가능 함에 기인된다.

국내등록특허 10-1387664(2014년04월15일)

하지만, 현재의 간섭계 연계형 SAR 고도계는 다음과 같은 한계성을 보이고 있다.

첫째, cross track 각도 해상도를 높이기 위하여 간섭계의 안테나 갯수를 크게 늘이면 그만큼의 수신기가 필요하게 되어 구현이 불가능하거나 비용이 크게 상승하게 된다.

둘째, 안테나 숫자를 3개로 줄이면 구현은 가능하나 빔의 sidelobe 가 상승하게 되어 잡음이 많을 경우 cross track 각도를 정확히 찾을 수 없을 뿐만 아니고, 또한 한개의 range bin에 3개이상의 지면점이 있을 경우 추정된 각도가 전혀 엉뚱한 방향을 가르키는 경우가 생긴다.

셋째, 항법에 사용할 경우 비행체 자세정보를 얻는것이 불가능하거나, 큰 제한이 있어서 기동하는 경우는 사용하기가 어렵고 따라서 간섭계 SAR 고도계는 대부분 항법의 보조적인 수단으로 사용할 수밖에 없다.

이에 상기와 같은 점을 감안한 본 발명은 안테나에 비해 상대적으로 적은 수의 수신기를 번갈아 가며 안테나에 연결함으로써 항법에 사용할 수 있고, 특히 신호처리를 FFT(Fast Fourier Transform)만 사용할 수 있는 방식으로 변형함으로써 크게 절감된 비용으로 경제적인 다중 각도 전파고도계를 이용한 지형참조 항법장치의 제공에 목적이 있다.

상기와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명의 지형참조 항법장치는 복수의 안테나, 상기 안테나의 수량보다 적은 수량으로 상기 안테나의 각각에 교대로 연결되는 복수의 수신기로 구성되고, 지면보다 높은 점표적의 반사파를 수신하여 상기 점표적과 비행체의 비행 진행방향(along track) 각도 θ^a 및 상기 점표적과 상기 비행체(1)의 비행 횡축방향(cross track) 각도 θ^c 로 상기 비행체에 대한 점표적 고도 데이터를 출력하는 다중 각도 전파고도계; 상기 점표적 고도 데이터를 원시데이터로 하여, 상기 원시데이터를 3D 직육면체로 정리한 후 FFT(Fast Fourier Transform)로 2D 지형 형상을 얻고, 상기 비행체의 위치와 고도를 구하는 INS(Inertial Navigation System); 를 포함한 것을 특징으로 한다.

바람직한 실시예로서, 상기 안테나는 32개의 제1,...,32 안테나로 구성되고, 상기 수신기는 3개의 제1,2,3 수신기로 구성되며, 상기 제1,2,3 수신기의 각각이 상기 제1,...,32 안테나의 각각에 교대로 연결도니다.

바람직한 실시예로서, 상기 INS는 상기 3D 직육면체와 상기 2D 지형 형상을 처리하고, 상기 위치와 고도를 계산하는 데이터 처리부를 포함하며, 상기 데이터 처리부는 상기 θ^a 와 상기 θ^c , DEM(Digital Elevation Model)의 좌표값에 의한 비행 진행방향에 대한 지표면 최근점과의 각도 θ_b ^a 와 비행 진행방향에 대한 지표면 최근점과의 각도 θ_b ^c 으로부터 상기 비행체와 상기 점표적의 경사 거리 r을 측정된 경사거리 r_e로 하고, 상기 DEM의 좌표값과 IMU(Inertial Measurement Unit)의 비행체 가속도와 각속도의 측정결과를 모델을 통해 계산된 현재 위치정보 X^_k/k-1로 추출하며, 상기 r_e의 모델을 통해 계산된 r^_e를 추출하며, 상기 r_e와 상기 r^_e의 비교로 오차값을 계산하여 새로운 모델을 통해 계산된 현재 위치정보 X^_k/k를 추출하고, 상기 X^_k/k-1를 X^_k/k로 업데이트하여 상기 비행체의 위치와 고도를 계산한다.

이러한 본 발명의 다중 각도 전파고도계를 이용한 지형참조 항법장치는 기존의 간섭계 SAR고도계에 많은 수의 안테나를 사용하고 수신기는 2-3개만 사용하여 번갈아 가며 안테나에 연결하고, 특히 신호처리를 FFT 만 사용할 수 있는 방식으로 변형하여 비용을 크게 절감할 수 있어서 경제적인 효과가 있다.

또한, 본 발명의 다중 각도 전파고도계를 이용한 지형참조 항법장치는 cross track각도 분해능이 기존의 3 안테나 간섭계보다 크게 향상되어서 지면의 다중 점에 대한 거리를 측정할 수 있어서 항법에 사용할 경우 비행체의 자세를 측정할 수 있고, 이에 따라 위치 추정 성능 역시 크게 향상 시킬 수 있는 효과가 있다.

도 1은 본 발명에 따른 다중 각도 전파고도계를 이용한 지형참조 항법장치가 비행체에 적용된 구성도이고, 도 2는 본 발명에 따른 다중 각도 전파고도계의 안테나 배치 및 비행방향의 관계를 도시한 예이며, 도 3은 본 발명에 따른 지형참조 항법장치의 INS(Inertial Navigation System)가 동작하는 상태이고, 도 4는 본 발명의 INS에서 점표적으로 부터 돌아온 반사파를 deramp처리한 원시데이터를 직육면체 형상으로 정리한 예이며, 도 5는 본 발명의 INS에서 데이터 직육면체를 한개의 거리 bin에서 자른 원시데이터로서 진행방향 각도 θ_a및 진행방향에 수직인 각도 θ_c에 대하여 표시한 예이고, 도 6내지도 8은 본 발명의 INS에서 데이터 직육면체를 한개의 거리 bin에서 자른 원시데이터를 2D FFT 한 결과의 예이다.

이하 본 발명의 실시예를 첨부된 예시도면을 참조로 상세히 설명하며, 이러한 실시예는 일례로서 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으므로, 여기에서 설명하는 실시예에 한정되지 않는다.

도 1은 본 발명예에 따른 다중 각도 전파고도계를 이용한 지형참조 항법장치가 비행체에 적용된 구성을 나타낸다.

도시된 바와 같이, 비행체(1)는 지형참조 항법장치(10)를 구비하고, 상기 지형참조 항법장치(10)는 INS(Inertial Navigation System)(20)와 다중 각도 전파고도계(30)로 구성된다.

구체적으로, 상기 INS(20)의 구성요소는 지상 표적 고도의 원시데이터를 3D 직육면체로 정리하여 단순한 FFT로 2D 지형 형상을 얻는 데이터 처리부(21), 지상 표적에 대한 정확한 좌표값 생성하는 지형 데이터베이스인 DEM(Digital Elevation Model)(25), 비행체(1)의 가속도와 각속도 정보를 제공하는 관성 측정 장비인 IMU(Inertial Measurement Unit)(27)를 포함하고, 필요 시 다중 각도 전파고도계(30)에서 송신된 데이터를 입력데이터로 수신하기 위한 전파고도계 입력부(23)를 포함할 수 있다. 그러므로 상기 INS(20)는 가속도와 각속도를 두 번 적분하여 출발점으로부터 비행체(1)의 위치 추정이 이루어지도록 IMU(27)의 측정결과인 비행체(1)의 가속도(a)와 각속도(w)를 이용하고, 상기 추정위치가 장거리 이동시 누적오차로 인해 최종적으로 발산하는 현상을 막으면서 위치 추정의 정확도를 높이기 위해 DEM(25)과 다중 각도 전파고도계(30)를 활용하여 지속적인 위치보정을 수행한다.

구체적으로, 상기 다중 각도 전파고도계(30)는 간섭계 SAR고도계로서, 전파를 송신하는 안테나(31)와 반사된 전파를 수신하는 수신기(33)로 구성되고, 수신된 데이터를 INS(20)로 제공한다. 일례로, 상기 안테나(31)는 32개의 제1,...,32 안테나(31-1,...,31-32)로 구성되며, 상기 수신기(33)는 3개의 제1,2,3 수신기(33-1,33-2,33-3)로 구성된다. 특히, 상기 제1,2,3 수신기(33-1,33-2,33-3)의 각각은 제1,...,32 안테나(31-1,...,31-32)의 각각과 스위칭되도록 구성된다.

그러므로, 상기 지형참조 항법장치(10)는 경제성측면에서, 간섭계 SAR고도계에 많은 수의 안테나를 사용하면서 2-3개의 수신기를 번갈아 가며 안테나에 연결하고, 신호처리를 FFT 만 사용하므로 대폭적인 비용절감이 이루어진다. 또한 상기 지형참조 항법장치(10)는 성능측면에서, cross track 각도 분해능이 기존의 3 안테나 간섭계보다 크게 향상되어서 지면의 다중점에 대한 거리 측정과 항법 적용 시 비행체(1)의 자세측정이 가능함으로써 위치 추정 성능 역시 크게 향상된다

이하, 상기 지형참조 항법장치(10)의 실시예를 도 2와 도 3을 참조로 상세히 설명한다. 도 2와 도 3에서 표시된 기호는 다음과 같이 정의된다. θ^a 는 지표면 최근점(점표적으로 가정)과 비행 진행방향(along track) 각도이고, θ^c 는 지표면 최근점(점표적으로 가정)과 비행 횡축방향(cross track) 각도이며, r 은 비행체(1)와 지표면 최근점(점표적)간 경사거리이고, r_e 는 전파고도계입력부(23)로부터 측정된 경사거리이다. 그리고 a는 비행체(1)(aerial vehicle)의 가속도이고, w는 비행체(1)의 각속도이며, x는 비행체(1)의 위치(위도, 경도, 고도)이고, r^_e 는 모델을 통해 계산된 경사거리이며, k는 측정 프레임 번호이고, ^(hat)은 모델을 통한 계산값을 의미한다. 또한 θ_b ^a 는 다중 각도 전파고도계(30)가 측정한 지표면 최근점과의 각도(비행 진행방향)이고, θ_b ^c 는 다중 각도 전파고도계(30)가 측정한 지표면 최근점과의 각도(비행 횡축방향)이며, θ_e ^a 는 비행체(1)의 롤/피치각 영향이 포함된 지표면 최근점과의 시선각도(비행 진행방향)이고, θ_e ^c 는 비행체(1)의 롤/피치각 영향이 포함된 지표면 최근점과의 시선각도(비행 횡축방향)이다. 특히 도 3은 IMU(27)의 가속도(a)와 각속도(w)를 이용한 추정 위치의 발산 방지를 위해 DEM(25)과 다중 각도 전파고도계(30)가 활용된 지속적인 위치보정 과정을 점선 내에 압축하여 표현된다.

도 2를 참조하면, 다중 각도 전파고도계(30)는 비행체(1)의 길이방향과 일치함으로써 32개의 제1,...,32 안테나(31-1,...,31-32)중 마지막의 제32 안테나(31-32)가 비행체 후미로 위치된다. 비행체(1)가 cross track을 따라 비행하면, 32개의 제1,...,32 안테나(31-1,...,31-32)의 각각은 ground와 terrian point를 향해 전파를 송신한다. 하지만, 비행체(1)의 비행방향인 cross track에서 ground(도 1의 N)는 terrian point(도1의 A,B,C)의 height로 인해 더 낮은 위치이고, 이러한 높이차는 ground에 수직하게 송신된 전파가 반사되어 최초로 돌아오는 echo 파형이 3개의 제1,2,3 수신기(33-1,33-2,33-3)에서 수신되기 어렵게 한다. 그러므로, 3개의 제1,2,3 수신기(33-1,33-2,33-3)는 수직 전파가 terrian point와 형성하는 cross track angle θ^a 과 terrian point ground angle θ^c 을 측정한다. 이러한 과정은 3개의 제1,2,3 수신기(33-1,33-2,33-3)가 32개의 제1,...,32 안테나(31-1,...,31-32)와 번갈아 가며 연결하여 수행된다. 이로부터 상기 다중 각도 전파고도계(30)는 안테나(31)(즉, 송신안테나)를 통해 지표면으로 전파를 송신하고 동시에 수신기(33)(즉, 수신안테나)를 통해 지표면에 반사되는 전파를 수신하는 동작을 이용함으로써 송신파와 수신파의 비교 분석하여 이루어지는 신호처리를 통해 값을 산출한다. 그 결과 다중 각도 전파고도계(30)는 산출 값으로 θ^a 과 θ^c및 r의 세가지 값을 측정 결과로 확보한다.

그 결과, 다중 각도 전파고도계(30)는 terrian point로부터 반사된 반사파와 측정된 cross track angle θ^a 과 terrian point ground angle θ^c 가 포함된 데이터를 altimeter sensor output으로 INS(20)에 제공한다. 그러면, INS(20)는 지상 표적 고도의 원시데이터를 3D 직육면체로 정리하여 단순한 FFT로 2D 지형 형상을 얻고, 위치와 고도를 추정한다.

도 3의 INS(20)동작을 참조하면, 데이터 처리부(21)는 전파고도계 입력부(23)로 들어온 altimeter sensor output를 측정처리기(21a)에서 measurement processing한다. 이때, 상기 측정처리기(21a)는 DEM(25)에서 제공한 좌표값 데이터를 제공받고 동시에 IMU(27)에서 제공한 가속도(a)와 각속도(w)인 X^_k/k-1을 제공받은 각도연산기(21b)의 출력인 θ_b ^a 과 θ_b ^c 를 함께 참조하여 cross track과 terrian point의 경사(또는 빗변) 거리r을 r_e로 출력한다. 그러면, 상기 데이터 처리부(21)는 IMU(27)에서 제공한 가속도(a)와 각속도(w)를 이용해 상기 경사 거리r을 계산한 r^_e와 r_e를 함께 처리하고, 그 결과를 측정갱신기(21d)로 제공하며, 상기 측정갱신기(21d)는 DEM(25)에서 제공한 좌표값 데이터를 갱신한 후 position and altitude estimation인 X^_k/k를 출력함으로써 비행체(1)의 위치와 고도가 계산된다.

여기서, 상기 r^_e는 타임갱신기(21c-1)와 측정모델기(21c-2)를 이용해 계산된다. 상기 타임갱신기(21c-1)는 IMU(27)에서 제공한 가속도(a)와 각속도(w)를 X^_k/k-1로 출력하여 각도연산기(21b)와 측정모델기(21c-2)로 함께 제공하고, 상기 측정모델기(21c-2)는 X^_k/k-1와 함께 각도연산기(21b)에서 제공된 θ_e ^a 과 θ_e ^c 를 참조하여 r^_e를 출력한다. 그러므로 상기 r^_e와 상기 X^_k/k-1로 는 각각 보정 팩터(compensation factor)로 작용한다. 보다 구체적으로 상기 r_e, r^_e , X^_k/k-1,X^_k/k 에 대해 측정처리기(21a), 각도연산기(21b), 타임갱신기(21c-1), 측정모델기(21c-2), 측정갱신기(21d)를 적용하여 설명하면 다음과 같다. 이전 프레임의 IMU(27)의 가속도, 각속도 측정 결과를 활용하여 타임갱신기(21c-1)에서 시간 업데이트하여 전 프레임 보정값을 활용해 모델을 통해 계산된 현재 위치정보 X^_k/k-1가 추출된다. 전파고도계입력부(23)가 측정한 데이터를 측정처리기(21a)에서 신호처리하여 지표면 최근점과 비행체 진행축방향 및 횡축방향 각도(θ_b ^a , θ_b ^c ), 경사거리(r_e)가 산출된다. DEM(25)과 IMU(27) 및 비행체 진행축 및 횡축방향의 각도를 활용하여 비행체의 롤/피치각의 영향이 포함된 비행체 진행축과 횡축방향 시선각도가 추정된다. 이러한 결과로 θ_e ^a , θ_e ^c가 획득된다. 이어 모델을 통해 계산된 현재 위치정보인 X^_k/k-1와 측정모델기(21c-2)에서 시선각도를 측정 모델에 입력하여 비행체 롤/피치 영향이 포함된 모델을 통해 계산된 경사거리인 r^_e 정보를 추출하고, 이 결과와 전파고도계입력부(23)로부터 측정된 경사거리인 r_e를 비교하여 오차값(e)을 계산하며, 이를 활용하여 측정갱신기(21d)에서 위치보정이 수행된다. 이로부터 위치추정기(21e)에서 현재 프레임 보정값을 활용한 위치보정 수행으로 모델을 통해 계산된 위치추정값인 X^_k/k로 비행체(1)의 현재 위치에 대한 위도,경도,고도가 획득된다.

한편, 도 4내지 도 8의 각각은 점표적으로 부터 돌아온 반사파의 이미지 처리의 예이다.

도 4를 참조하면, 점표적인 terrian point로 부터 돌아온 반사파를 deramp처리한 원시데이터와, 원시데이터가 직육면체 형상의 데이터 직육면체로 정리된 상태를 알 수 있다.

도 5를 참조하면, 데이터 직육면체를 한개의 거리 bin에서 자른 원시데이터와, 이를 진행방향 각도 θ_a및 진행방향에 수직인 각도 θ_c에 대하여 표시한 상태를 알 수 있다. 이중 도 4a 는 32개의 제1,...,32 안테나(31-1,...,31-32)를 모두 사용하였을 경우이고, 도 4b는 제1,...,32 안테나(31-1,...,31-32)중 매 펄스마다 3개의 제1,2,3 안테나(31-1,31-2,31-3) 만 임의로 추출한 경우이며, 도 4c는 제1,...,32 안테나(31-1,...,31-32)중 매 펄스마다 2개의 제1,2 안테나(31-1,31-2) 만 임의로 추출한 경우이다.

도 6내지 도 8을 참조하면, 데이터 직육면체를 한개의 거리 bin에서 자른 원시데이터를 2D FFT 한 결과를 알 수 있다. 이중 도 6은 32개의 제1,...,32 안테나(31-1,...,31-32)를 모두 사용한 경우이고, 도 7은 제1,...,32 안테나(31-1,...,31-32)중 3개의 제1,2,3 안테나(31-1,31-2,31-3)만 사용한 경우이며, 도 8은 제1,...,32 안테나(31-1,...,31-32)중 2개의 제1,2 안테나(31-1,31-2) 만 사용한 경우이다.

전술된 바와 같이, 본 실시예에 따른 다중 각도 전파고도계를 이용한 지형참조 항법장치는 32개의 제1,...,32 안테나(31-1,...,31-32)에 교대로 연결되는 3개의 제1,2,3 수신기(33-1,33-2,33-3)로 구성되어 점표적과 비행체(1)의 cross track angle θ^a 및 상기 점표적과 지면의 terrian point ground angle θ^c 로 점표적 고도 데이터를 출력하는 다중 각도 전파고도계(30), 점표적 고도의 데이터의 원시데이터를 3D 직육면체로 정리한 후 FFT(Fast Fourier Transform)로 2D 지형 형상을 얻어 비행체(1)의 위치와 고도를 구하는 INS(Inertial Navigation System)(20);를 포함함으로써 비행체(1)의 항법에 상용되는 간섭계 SAR고도계의 수신기 수량을 크게 축소하고, 특히 신호처리에 FFT만 사용하여 비용도 크게 절감할 수 있다.

1 : 비행체 10 : 지형참조 항법장치
20 : INS(Inertial Navigation System)
21 : 데이터 처리부 23 : 전파고도계 입력부
25 : DEM(Digital Elevation Model)
27 : IMU(Inertial Measurement Unit)
30 : 다중 각도 전파고도계
31 : 안테나 31-1,...,31-n : 제1,...,n 안테나
33 : 수신기 33-1,33-2,33-3 : 제1,2,3 수신기

Claims

복수의 안테나, 상기 안테나의 수량보다 적은 수량으로 상기 안테나의 각각에 교대로 연결되는 복수의 수신기로 구성되고, 지면보다 높은 점표적의 반사파를 수신하여 상기 점표적과 비행체의 비행 진행방향(along track) 각도 θ^a 및 상기 점표적과 상기 비행체의 비행 횡축방향(cross track) 각도 θ^c 로 상기 비행체(1)에 대한 점표적 고도 데이터를 출력하는 다중 각도 전파고도계;
상기 점표적 고도 데이터를 원시데이터로 하여, 상기 원시데이터를 3D 직육면체로 정리한 후 FFT(Fast Fourier Transform)로 2D 지형 형상을 얻고, 상기 비행체의 위치와 고도를 구하는 INS(Inertial Navigation System);를 포함하고,
상기 INS에 구비된 데이터 처리부에서, 상기 θ^a 와 상기 θ^c , DEM(Digital Elevation Model)의 좌표값에 의한 비행 진행방향에 대한 지표면 최근점과의 각도 θ_b ^a 와 비행 횡축방향에 대한 지표면 최근점과의 각도 θ_b ^c 로부터 상기 비행체와 상기 점표적의 경사 거리 r을 측정된 경사거리 r_e로 하고, 상기 DEM의 좌표값과 IMU(Inertial Measurement Unit)의 비행체 가속도와 각속도의 측정결과를 모델을 통해 계산된 현재 위치정보 X^_k/k-1로 추출하며, 상기 r_e의 모델을 통해 계산된 r^_e 를 추출하며, 상기 r_e와 상기 r^_e의 비교로 오차값을 계산하여 새로운 모델을 통해 계산된 현재 위치정보 X^_k/k를 추출하고, 상기 X^_k/k-1를 상기 X^_k/k로 업데이트하여 상기 비행체(1)의 위치와 고도로 계산하는
것을 특징으로 하는 다중 각도 전파고도계를 이용한 지형참조 항법장치.
청구항 1에 있어서, 상기 안테나는 32개의 제1,...,32 안테나로 구성되고, 상기 수신기는 3개의 제1,2,3 수신기로 구성되며, 상기 제1,2,3 수신기의 각각이 상기 제1,...,32 안테나의 각각에 교대로 연결되는 것을 특징으로 하는 다중 각도 전파고도계를 이용한 지형참조 항법장치.
청구항 1에 있어서, 상기 데이터 처리부는 상기 3D 직육면체와 상기 2D 지형 형상을 처리하고, 상기 위치와 고도를 계산하는 것을 특징으로 하는 다중 각도 전파고도계를 이용한 지형참조 항법장치.
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