KR101862714B1 - 유도발사체의 비행 제어를 위한 제어 변수 결정 장치 및 이를 포함한 유도 제어 장치 - Google Patents

유도발사체의 비행 제어를 위한 제어 변수 결정 장치 및 이를 포함한 유도 제어 장치 Download PDF

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Abstract

본 발명에 따르면, 본 발명의 일 목적은 유도발사체의 비행 제어를 위한 제어 변수 결정 장치 및 이를 포함한 유도 제어 장치에 있어서, 사거리 연장을 위한 고도 상승 방법으로 미리 최적화를 통해 계산된 테이블 값을 이용한 근사 곡선을 결정하여, 일정시간 동안 변화하는 명령값을 적용함으로써 표적 요격 속도를 높여 명중률을 높일 수 있고 사거리를 더욱 연장하는 유도발사체의 비행 제어를 위한 제어 변수 결정 장치 및 이를 포함한 유도 제어 장치가 개시된다.

Description

유도발사체의 비행 제어를 위한 제어 변수 결정 장치 및 이를 포함한 유도 제어 장치{Control Variable Decision Apparatus for Guided Projectile and Control Device having the same}
본 발명은 유도발사체의 사거리 연장과 종말 속도의 최대화를 위한 유도발사체의 비행 제어를 위한 제어 변수 결정 장치 및 이를 포함한 유도 제어 장치에 관한 것이다.
기존 고도 상승 방법 중, 피치 각속도 명령을 사용하는 방법은 일반적으로 외란에 약하다고 알려져 있기 때문에 정확한 상승각 또는 상승궤적을 만들 수 없어 많이 사용되지 않는다. 반면에 피치 자세각 명령을 사용하는 방법은 상승궤적을 비교적 의도대로 만들 수 있기에 선호되는 방법이지만, 이때 주어지는 자세각 명령은 예측된 요격지점(Predicted Intercept Point, PIP)에 대하여 특정 값으로 주어지는데 이로 인하여 PIP 도달 시의 유도발사체의 속도는 최대화된 속도가 아닐 수 있고, 발사 가능 영역을 감소시킬 수 있다.
본 발명은 유도발사체의 사거리 연장을 위한 고도 상승 방법으로 미리 최적화를 통해 계산된 테이블 값을 이용한 근사 곡선을 결정하여, 일정시간 동안 변화하는 명령값을 적용함으로써 표적 요격 속도를 높여 명중률을 높일 수 있고 사거리를 더욱 연장하는데 그 목적이 있다.
본 발명의 명시되지 않은 또 다른 목적들은 하기의 상세한 설명 및 그 효과로부터 용이하게 추론할 수 있는 범위 내에서 추가적으로 고려될 수 있다.
상기 과제를 해결하기 위해, 본 발명의 일 유형에 따른 제어 변수 결정 장치는, 서로 다른 종류의 트레이닝 타겟들의 위치를 추적하기 위한 타겟 위치추적부, 유도발사체와 상기 서로 다른 종류의 트레이닝 타겟들까지의 사거리들을 계산하기 위한 사거리 계산부, 미리 결정된 알고리즘에 따라 각각의 사거리에 따른 유도발사체의 비행 궤적을 도출하는 비행 궤적 도출부, 결정된 비행 궤적으로 상기 유도발사체를 비행시키기 위한, 유도발사체의 받음각 패턴을 계산하는 받음각 패턴 계산부, 유도발사체의 비행을 제어하기 위한 비행 제어 명령값으로서 상기 계산된 받음각 패턴에 근사하는 근사 곡선을 결정하는 근사 곡선 결정부를 포함한다.
여기서, 미리 결정된 알고리즘에 따라 유도발사체의 비행 궤적을 도출하는 것은, 유도발사체가 발사된 후의 경과 시간과 유도발사체의 비행 제어를 위한 제어 변수에 의하여 계산되는 비행체의 속도를 이용하여 유도발사체의 비행 궤적을 도출한다.
여기서, 받음각 패턴 계산부는 비행 궤적을 만족하는 받음각 명령 관계식을 결정하고, 받음각 명령 관계식으로부터 상기 트레이닝 타겟들까지의 사거리에 따른 초기 받음각을 결정한다.
여기서, 근사 곡선 결정부는 트레이닝 타겟들까지의 사거리에 따라 결정된 초기 받음각들을 테이블화한다.
여기서, 비행 제어 명령값은 받음각 패턴에 근사하는 근사 곡선에서 상기 결정된 초기 받음각을 적용하여 비행 시간에 따라 상기 명령값이 변화한다.
또한, 본 발명의 다른 유형에 따른 유도발사체의 유도 제어 장치는 요격하고자 하는 실제 타겟까지의 위치를 입력받는 입력부, 서로 다른 위치의 트레이닝 타겟들에 대한 사거리를 계산하여 상기 사거리에 따른 비행궤적을 결정하고 근사 곡선에 대한 정보를 관리하는 제어 변수 결정부, 제어 변수 결정부에서 설정된 비행궤적을 위한 근사 곡선을 이용하여 받음각을 제어하는 제어부를 포함한다.
여기서, 제어 변수 결정부는 유도발사체가 실제로 운용될 때, 실시간으로 유도발사체와 상기 타겟까지의 잔존 사거리를 계산한다.
여기서, 제어부는 계산된 실제 사거리에 따른 상기 초기 받음각을 도출한다.
여기서, 제어부는 계산된 받음각 패턴에 근사하는 근사 곡선을 이용하여 일정시간 동안 변화하는 명령값을 적용한다.
이상에서 설명한 바와 같이 본 발명의 실시예들에 의하면, 유도발사체의 사거리 연장을 위한 고도 상승 방법으로 미리 최적화를 통해 계산된 테이블 값을 이용한 근사 곡선을 결정하여, 일정시간 동안 변화하는 명령값을 적용함으로써 표적 요격 속도를 높여 명중률을 높일 수 있고 사거리를 더욱 연장할 수 있다.
유도발사체의 예측 요격 지점 도달 시 유도발사체의 속도를 최대로 하기 위한 최적화를 수행하여 궤적 형태와 유도 명령 형태를 도출함으로써 예측 요격 지점 도달 시 유도발사체의 속도를 최대 속도로 할 수 있다.
받음각 유도 명령 형태는 비행 시간 동안 특정 하나의 값이 아닌 반비례하여 변하는 받음각 명령 값이 적용됨으로써 사거리 연장 시 표적 요격 속도를 가능한 빠르게 하여 명중률을 높일 수 있다.
여기에서 명시적으로 언급되지 않은 효과라 하더라도, 본 발명의 기술적 특징에 의해 기대되는 이하의 명세서에서 기재된 효과 및 그 잠정적인 효과는 본 발명의 명세서에 기재된 것과 같이 취급된다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 제어 변수 결정 장치를 나타내는 블록도이다.
도 2는 본 발명의 다른 실시예에 따른 유도 제어 장치를 나타내는 블록도이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 표적위치에 따른 운용모드의 구성을 나타내는 흐름도이다.
도 4은 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 단계에 따른 유도발사체의 진행을 나타내는 도면이다.
도 5a는 예측 요격 지점 사거리에 따라 최적화를 수행하여 도출된 비행궤적 형태를 나타내는 도면이다.
도 5b는 예측 요격 지점 사거리에 따라 최적화를 수행하여 도출된 받음각 패턴을 나타내는 도면이다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 근사 곡선을 나타내는 도면이다.
도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 운용중인 탄에서 유도발사체의 유도 제어 방법을 나타내는 흐름도이다.
이하, 본 발명에 관련된 유도발사체의 비행 제어를 위한 제어 변수 결정 장치 및 이를 포함한 유도 제어 장치에 대하여 도면을 참조하여 보다 상세하게 설명한다. 그러나, 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며, 설명하는 실시예에 한정되는 것이 아니다. 그리고, 본 발명을 명확하게 설명하기 위하여 설명과 관계없는 부분은 생략되며, 도면의 동일한 참조부호는 동일한 부재임을 나타낸다.
이하의 설명에서 사용되는 구성요소에 대한 접미사 "모듈" 및 "부"는 명세서 작성의 용이함만이 고려되어 부여되거나 혼용되는 것으로서, 그 자체로 서로 구별되는 의미 또는 역할을 갖는 것은 아니다.
본 발명은 유도발사체의 비행 제어를 위한 제어 변수 결정 장치 및 이를 포함한 유도 제어 장치에 관한 것이다.
유도발사체의 기본적인 목적은 표적과의 상대 거리를 0으로 만드는 것, 즉 표적을 정확히 타격하는 것이다. 다양한 유도발사체 가운데 요격시의 유도발사체의 에너지를 최대화하여 그 효력을 증대시키는 방법이 있는데, 이를 위해 유도발사체의 종말 속도를 최대화한다.
유도발사체의 사거리 연장을 위해서 초기 추진구간에서 고도 상승을 통해 운동에너지를 위치에너지로 바꾸는 원리가 적용되며, 고도 상승으로 인한 항력 증분, 속도 손실을 최소화시킴으로써 사거리를 연장할 수 있다.
고도 상승 후에는 탐색기를 이용하여 종말 유도 이전까지 포물선 궤적을 그리거나 일정한 고도로 비행하는 방법을 이용한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 제어 변수 결정 장치(20)를 나타내는 블록도이다.
도 1을 참조하면, 제어 변수 결정 장치(20)는 타겟 위치추적부(210), 사거리 계산부(220), 비행 궤적 도출부(230), 받음각 패턴 계산부(240), 근사 곡선 결정부(250)를 포함한다.
타겟 위치추적부(210)는 서로 다른 종류의 트레이닝 타겟들의 위치를 추적한다. 타겟 위치추적부에서 유도발사체 탐색기의 레이더가 표적을 탐지하고 추적한다. 표적의 위치가 탐색기의 시야 외에 위치하면 발사 후 조준(LOAL, Lock-On After Launch)방식으로, 표적의 위치가 탐색기의 시야 내에 위치하면 발사 전 조준(LOBL, Lock-On Before Launch)방식으로 발사한다.
사거리 계산부(220)는 유도발사체와 서로 다른 종류의 트레이닝 타겟들까지의 사거리들을 계산한다. 여기서, 사거리는 유도발사체가 발사되어 도달할 수 있는 곳까지의 거리이다. 본 발명에서는 유도발사체와 요격 지점 사이의 거리이다.
비행 궤적 도출부(230)는 미리 결정된 알고리즘에 따라 상기 각각의 사거리에 따른 상기 유도발사체의 비행 궤적을 도출한다. 미리 결정된 알고리즘에 따라 유도발사체의 비행 궤적을 도출하는 것은 유도발사체가 발사된 후의 경과 시간과, 유도 발사체의 비행 제어를 위한 제어 변수에 의하여 계산되는 비행체의 속도를 이용하여 상기 유도 발사체의 비행 궤적을 도출한다.
제어 변수는 상기 유도 발사체에 대한 임의의 받음각, 상승 속도, 질량 변화량 및 추력 정보로 이루어지는 군으로부터 선택되는 하나 이상의 정보를 포함한다.
비행 궤적 도출부(230)에서 최적화 문제에 적용되는 수식을 이용하여 표적 요격 속도를 최대화하기 위한 최적화를 수행할 수 있다. 최적화 프로그램은 임의의 받음각을 대입하여 동적 모형의 수식들을 만족하면서 제약 조건(Constraints)에 도달하도록 최적의 그래프를 도출한다.
시간의 변수를 포함한 동적 모형(Dynamic Model)은 하기의 수학식 1에 따라 산출된다.
Figure 112017114549501-pat00001
여기서
Figure 112017114549501-pat00002
는 유도발사체 속도크기,
Figure 112017114549501-pat00003
는 시간에 따른 추력의 크기,
Figure 112017114549501-pat00004
은 마하수,
Figure 112017114549501-pat00005
는 비행경로각,
Figure 112017114549501-pat00006
는 시간에 따른 질량의 크기,
Figure 112017114549501-pat00007
는 유도발사체의 거리,
Figure 112017114549501-pat00008
는 고도,
Figure 112017114549501-pat00009
는 받음각이다,
여기서
Figure 112017114549501-pat00010
는 상기 조건을 시간의 변화에 따라 미분하여 기울기를 알아볼 수 있도록 나타낸 식이다.
추력과 질량의 시간에 따른 조건(Thrust Model)은 하기의 수학식 2에 따라 구현된다.
Figure 112017114549501-pat00011
여기서
Figure 112017114549501-pat00012
는 추력,
Figure 112017114549501-pat00013
은 질량이다.
제약 조건(Constraints)은 하기의 수학식 3에 따라 구현된다.
Figure 112017114549501-pat00014
여기서
Figure 112017114549501-pat00015
는 유도발사체 속도크기,
Figure 112017114549501-pat00016
는 비행경로각,
Figure 112017114549501-pat00017
는 유도발사체의 거리,
Figure 112017114549501-pat00018
는 고도이다.
표적 요격 속도
Figure 112017114549501-pat00019
가 최대화 되는 조건으로 최적화를 수행하며, 상기 수학식들에서 최적화 수렴속도 향상, 모델 단순화를 위해 2차원 질점 모델에 공력 및 추력, 질량 변화 등을 고려하여 모델링하고, 옆 미끄럼각과 조종면 변위각은 0도, 추력 모델은 상수 모델로 가정하여 최적화를 수행한다. 여기서, 물체의 운동을 역학적으로 고찰할 때 그 형이나 크기를 무시하고 취급할 수 있을 경우에 그 물체를 질점이라고 한다. 형이나 크기를 무시하고 취급한다는 뜻은 형이나 방향이나 크기의 변화 같은 것을 문제로 삼지 않는다는 것이다.
비행 궤적 도출부(230)에서 원호(Lofting)궤적을 통해 표적 요격 속도의 최대화가 구현되고, 이 궤적은 초기 특정 받음각에서 추진 종료 시 받음각이 0도가 되는 반비례 형태의 유도 명령 형태를 통해 구현할 수 있다.
받음각은 공기의 흐름의 방향과 날개의 경사각이 이루는 각도이다. 일반적으로 받음각이 커질수록 양력도 증가하게 된다. 양력이란 항공기를 뜨게 하는 힘, 즉 항공기가 수평 비행할 때 항공기를 뜨게 하는 힘이다. 받음각은 비행체의 자세가 조종이나 무게의 변화 등에 변하면 그 때마다 변하게 된다.
받음각 패턴 계산부(240)는 결정된 비행 궤적으로 유도발사체를 비행시키기 위한, 상기 유도발사체의 받음각 패턴을 계산한다. 구체적으로 비행 궤적을 만족하는 받음각 명령 관계식을 결정하고, 받음각 명령 관계식으로부터 트레이닝 타겟들까지의 사거리에 따른 초기 받음각을 결정한다.
근사 곡선 결정부(250)는 유도발사체의 비행을 제어하기 위한 비행 제어 명령값으로서 상기 계산된 받음각 패턴에 근사하는 근사 곡선을 결정한다. 또한, 트레이닝 타겟들까지의 사거리에 따라 결정된 초기 받음각들을 테이블화한다.
비행 제어 명령값은 받음각 패턴에 근사하는 근사 곡선에서 결정된 초기 받음각을 적용하여 비행 시간에 따라 변화한다.
도 2는 본 발명의 다른 실시예에 따른 유도 제어 장치를 나타내는 블록도이다.
도 2를 참조하면, 유도발사체의 유도 제어 장치(10)는 입력부(100), 제어 변수 결정부(200), 제어부(300)를 포함한다.
입력부(100)는 요격하고자 하는 실제 타겟까지의 위치를 입력받는다.
실제 운용중인 유도발사체에서 시간에 따라 변화하는 실제 타겟까지의 위치를 입력받고, 제어 변수 결정부(200)에서 변화하는 사거리를 계산한다.
제어 변수 결정부(200)는 서로 다른 위치의 트레이닝 타겟들에 대한 사거리를 계산하여 상기 사거리에 따른 비행궤적을 결정하고 근사 곡선에 대한 정보를 관리한다. 제어 변수 결정부(200)는 유도발사체가 실제로 운용될 때, 실시간으로 상기 유도발사체와 상기 타겟까지의 잔존 사거리를 계산한다.
제어 변수 결정부(200)는 서로 다른 종류의 트레이닝 타겟들의 위치를 추적하기 위한 타겟 위치추적부, 유도발사체와 상기 서로 다른 종류의 트레이닝 타겟들까지의 사거리들을 계산하기 위한 사거리 계산부, 미리 결정된 알고리즘에 따라 상기 각각의 사거리에 따른 상기 유도발사체의 비행 궤적을 도출하는 비행 궤적 도출부, 상기 결정된 비행 궤적으로 상기 유도발사체를 비행시키기 위한, 상기 유도발사체의 받음각 패턴을 계산하는 받음각 패턴 계산부 및 상기 유도발사체의 비행을 제어하기 위한 비행 제어 명령값으로서 상기 계산된 받음각 패턴에 근사하는 근사 곡선을 결정하는 근사 곡선 결정부를 포함한다.
제어부(300)는 설정부에서 설정된 비행궤적을 위한 근사 곡선을 이용하여 받음각을 제어한다.
제어부(300)는 계산된 실제 사거리에 따른 상기 초기 받음각을 도출한다. 또한, 계산된 받음각 패턴에 근사하는 근사 곡선을 이용하여 일정시간 동안 변화하는 명령값을 적용한다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 표적위치에 따른 운용모드의 구성을 나타내는 흐름도이다.
도 3을 참조하면, 유도발사체는 레이더에 의해 추적된 표적의 위치에 따라 다른 운용모드로 발사되는데, 탐색기의 시야(FOV, Field of View) 내의 표적에 대해서는 발사 전 조준(LOBL, Lock-On Before Launch)방식, 탐색기의 시야 외의 표적에 대해서는 발사 후 조준(LOAL, Lock-On After Launch)방식으로 구분된다.
본 발명의 일 실시예에 따른 유도발사체의 유도 제어 방법은 공대공 교전상황에서 적 항공기 요격을 주 목적으로 하며, 사거리에 따라 단거리, 중거리, 장거리로 나뉜다. 그 중에서도 단거리 유도발사체는 근거리에서 꼬리에 꼬리를 무는 도그파이트(Dog-fight) 교전이 주 목적으로 고기동성을 가장 중요한 성능으로 갖는다. 하지만 최신 단거리 유도발사체를 살펴보면 탐색기, 추진기관 등과 함께 전투기의 레이더 및 기타 감시자산의 기술발전에 따라 먼저 보고 먼저 쏠수록 유리한 상황이 되고 있다. 이에 단거리 유도발사체의 사거리가 점점 증가하고 있는 추세에 있으며, 탐색기 FOV(Field of View) 밖에 있는 표적에 대하여 플랫폼에서 유도발사체을 발사한 후 표적을 추적하는 LOAL(Lock-On After Launch)모드 개념이 추가되고 그 하위에 사거리 연장을 위한 Loft 모드가 운용개념에 추가된다. Loft 모드는 유도발사체의 고도를 상승시켜 사거리를 연장하는 것이 목적이며 이 때 표적 요격 시점의 속도를 최대화 할수록 유리하다. 본 발명에서는 Loft 모드에 대한 유도 명령 제어 방법을 제시함으로써 사거리 연장개념이 필수적인 최신 단거리 공대공 유도발사체의 유도기법 설계에 적용할 수 있다.
구체적으로, 본 발명에서는 LOAL-Loft 방식에서 사거리 연장을 위한 유도 명령으로 받음각 명령이 적용된다.
발사 후 조준(LOAL, Lock-On After Launch)방식은 목표물을 조준하지 않고 임의의 지점으로 발사한 후, 유도발사체의 데이터링크를 통해 중간유도(지령유도)하여 종말유도에서 유도발사체에 내장된 레이더를 사용하는 것이고, Loft는 높은 원호를 그리도록 유도발사체를 발사하는 것이다.
단계 S310에서 유도발사체의 레이더는 표적을 탐지하고 추적한다.
단계 S320에서 유도발사체는 표적의 위치에 따라 운용모드를 선택할 수 있다.
단계 S330에서 유도발사체는 탐색기를 이용해 표적의 위치를 확인한다. 표적이 탐색기의 시야(FOV, Field of View) 내에 있을 경우, 발사 전 조준(LOBL, Lock-On Before Launch)방식으로 발사하고(S342), 표적이 탐색기의 시야 외에 있을 경우, 발사 후 조준(LOAL, Lock-On After Launch)방식으로 발사한다(S340). 본 발명에서는 표적이 탐색기의 시야 외에 있을 경우를 예로 들어 실시한다.
단계 S350에서 발사된 유도발사체는 예측 요격 지점의 영역을 확인한다. 예측 요격 지점의 영역이 유도발사체의 전방 영역이면 Loft방식을 적용하고(S360), 유도발사체의 후방 영역이면 Rear Attack방식을 적용한다(S362).
Rear Attack방식은 발사 전 조준(LOBL, Lock-On Before Launch)방식과 같은 방식으로 후방을 향해 기민회전 후 탐색기를 조준하는 방식이다.
단계 S370에서 탐색기의 시선각속도(LOS rate) 정보를 이용하여 유도발사체를 표적으로 호밍 유도한다. 호밍 유도는 표적에서 반사 또는 방출되는 에너지를 이용하여 이를 바탕으로 한 추적 정보를 획득하여 표적에 명중되도록 유도하는 방법으로 호밍 방식은 에너지원의 위치에 따라 능동, 반 능동 및 수동으로 구분한다.
호밍 유도 방식 유도발사체는 탐색기(Seeker)가 있어 유도발사체가 직접 표적을 찾아 날아가고, 유도발사체가 표적에 가까이 다가갈수록 더 정확히 표적의 위치를 알 수 있다는 장점이 있다.
또한, 본 실시예의 또 다른 일실시예에 따르면, 제어부(300)는 유도발사체가 표적에 가까이 다가갈 때에 실시간으로 변화하는 실제 사거리를 계산하여 받음각을 결정함으로써 사거리를 연장하고, 정확히 표적을 격추할 수 있다.
단계 S380에서 유도발사체는 표적을 격추하고, 해당 요격 과정은 종료된다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 단계에 따른 유도발사체의 진행을 나타내는 도면이다.
본 발명에 따른 LOAL-Loft 방식에서의 유도발사체의 진행을 도시한다.
도 4를 참조하면, 유도발사체의 비행 단계는 초기 비행 단계(T1), 중기 비행 단계(T2), 종말 비행 단계(T3) 세 단계로 구분된다.
첫번째 초기 비행 단계(T1)는 유도발사체의 발사 시 플랫폼과의 충돌 방지를 위해 일정 거리를 직선 비행하는 안전 분리 구간과 유도발사체의 사거리 연장을 위해 고도를 상승시키는 상승 구간으로 나누어지며 이 때 받음각 유도 명령을 적용한다.
T1 구간에서 비행체(410)로부터 유도발사체(420)가 분리되고, 고도 상승을 통해 운동에너지를 위치에너지로 바꾸는 원리가 적용되며, 고도 상승으로 인한 항력 증분, 속도 손실을 최소화시킴으로써 사거리를 연장할 수 있다. 또한, 본 발명에 따른 받음각 유도 명령을 적용하여 표적 요격 속도를 최대화 할 수 있다.
두번째 중기 비행 단계(T2)는 초기 비행 단계(T1)에서 얻어진 에너지를 이용하여 종말 직전까지 관성 유도한다.
T2 구간에서 유도발사체(420)는 고도 상승 후 탐색기를 이용하여 종말 유도 이전까지 포물선 궤적을 그리거나 일정 고도로 비행한다. 고도 상승의 수준은 보통 사거리에 따라 달라질 수 있기에 발사 전 요격 지점(Intercept Point, IP)을 예측하게 되는데, IP 예측방법으로는 표적과 유도발사체의 속도 벡터를 이용한 교전 삼각형을 이용하는 방법과 표적의 예측 이동경로 상에 특정 지점을 선택하여 그 지점까지 표적과 유도발사체가 도달하는 시간을 비교하여 요격 지점을 찾는 방법 등이 있다.
세번째 종말 비행 단계(T3)는 탐색기 시선각속도(LOS rate) 정보를 이용하여 표적을 향해 호밍 유도한다.
도 4에서 유도발사체(420)는 예측 요격 지점(430)으로 유도되며, 격추할 비행체(440)의 진행 방향을 고려하여 예측 요격 지점을 정한다.
표적을 정밀 요격하기 위해서는 종말 비행 단계에서 표적의 정보를 충분히 확보해야 한다. 이러한 정보를 획득하기 위해 널리 활용되는 것이 탐색기이다. 시선각속도는 유도발사체의 시선축에서 표적을 바라본 각도의 변화율이다. 탐색기는 유도발사체와 표적의 시선각만을 측정하므로 유도를 수행하기 위해서는 시선각속도를 추정하는 것이 필요하다.
본 발명에서는, 탐색기로부터 표적의 움직임 정보를 획득하여 유도발사체의 움직임 정보와 표적 움직임 정보를 이용하여 시선각속도를 추정하고, 추정된 시선각속도를 토대로 유도 명령을 산출하여 유도발사체의 조종 명령을 산출한다. 그리고 생성된 조종 명령 정보에 따라 유도발사체를 구동할 수 있다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 종말 속도 최대화 결과를 나타내는 도면이다.
도 4에 따라 설계된 유도발사체 모델과 상기 수학식들을 이용하여 비행 궤적 형태와 비행 궤적 형태에서 종말 속도를 최대화하는 받음각을 도출한다.
도 5a는 예측 요격 지점 사거리에 따라 최적화를 수행하여 도출된 비행궤적 형태를 나타내는 도면이다.
도 5a의 그래프에서 가로축은 유도발사체의 이동거리
Figure 112017114549501-pat00020
이고, 세로축은 유도발사체의 상승 고도
Figure 112017114549501-pat00021
이다.
도 5a를 참조하면, 예측 요격 지점 사거리는 사거리 1 내지 사거리 3의 세가지 경우를 나타내었다. 표적 요격 속도 최대화를 위해서는 Lofting하는 비행 궤적을 갖고, 세가지 경우 모두 Lofting하는 비행 궤적을 갖는다. 또한, 사거리가 길수록 더 높은 상승 고도를 갖는다.
도 5b는 예측 요격 지점 사거리에 따라 최적화를 수행하여 도출된 받음각 패턴을 나타내는 도면이다.
도 5b의 그래프에서 가로축은 유도발사체의 비행 시간
Figure 112017114549501-pat00022
이고, 세로축은 유도발사체의 받음각
Figure 112017114549501-pat00023
이다.
도 5b를 참조하면, 예측 요격 지점 사거리는 사거리 1 내지 사거리 3의 세가지 경우를 나타내었다. 표적 요격 속도 최대화를 위해서는 비행 시간에 따라 받음각의 크기가 근사적으로 반비례하는 형태의 유도 명령 형태를 갖는다.
도 5b에서 0.03초 부근에서 튀는 형상은 최적화 과정에서 시간 간격과 수렴 정도에 의해 나타나는 형상으로 본 발명의 내용에는 영향이 없다.
유도발사체의 기본적인 목적은 표적과의 상대 거리를 0으로 만드는 것, 즉 표적을 정확히 타격하는 것이다. 요격 시의 유도발사체의 에너지를 최대화하여 그 효력을 증대시키는 방법이 있는데, 이를 위해 종말 속도의 최대화가 필요하다.
본 발명에서, 표적 요격 속도를 최대화하는 조건에서 최적화를 수행하여 비행 궤적과 유도 명령 형태를 도출함으로써 특정한 점에 도달한 시점에서의 에너지 소비 최소화를 가능하게 만들면서, 속도 최대화를 보장할 수 있다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 근사 곡선을 나타내는 도면이다.
도 6을 참조하면, 유도발사체는 결정된 비행 궤적으로 유도발사체를 비행시키기 위한 유도발사체의 받음각 패턴을 계산한 후 유도발사체의 비행을 제어하기 위한 비행 제어 명령값으로서 계산된 받음각 패턴에 근사하는 근사 곡선을 결정한다.
도 6의 근사 곡선에서 가로축은 유도발사체의 비행 시간
Figure 112017114549501-pat00024
이고, 세로축은 유도발사체의 받음각
Figure 112017114549501-pat00025
이다. 도 5의 유도 명령 형태의 결과를 만족하도록 초기 특정 받음각을 갖고 비행 시간에 따라 반비례하는 받음각 명령 관계식이 도출된다.
도출된 받음각 명령 관계식은 하기의 수학식 4에 따라 구현된다.
Figure 112017114549501-pat00026
여기서,
Figure 112017114549501-pat00027
는 최종 받음각,
Figure 112017114549501-pat00028
는 초기 받음각,
Figure 112017114549501-pat00029
는 시간에 따른 변화 속도를 의미하는 시정수라 불리는 변수이며,
Figure 112017114549501-pat00030
는 해당식이 주파수 영역의 라플라스 변환된 식이다.
도 6의 근사 곡선은 받음각이 최대일 때부터 나타낸 곡선으로, 초기 발사 시부터 명령값 도달시까지의 시간은 제외한다. 본 발명의 초기 비행단계에서 유도발사체와 플랫폼과의 충돌 방지를 위해 일정거리를 비행하는 안전 분리 구간이 존재한다. 또한, 유도발사체 초기 발사 시 받음각은 0도에서 출발하므로 명령값 도달시까지는 받음각의 크기가 수직적으로 증가하는 곡선이 나타나고, 받음각의 크기가 최대인 이후에는 비행 시간에 따라 반비례하는 곡선이 나타난다.
본 발명에서, 받음각 유도 명령 형태는 비행 시간 동안 특정 하나의 값이 아닌 반비례하여 변하는 받음각 명령 값이 적용됨으로써 사거리 연장 시 표적 요격 속도를 가능한 빠르게 하여 명중률을 높일 수 있다.
도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 운용중인 탄에서 유도발사체의 유도 제어 방법을 나타내는 흐름도이다.
도 7을 참조하면, 설정부(200)가 운용중인 탄에서 유도발사체의 유도 제어 방법은 유도발사체로부터 요격하고자 하는 타겟까지의 실제 사거리를 계산하는 단계(S210)에서 시작한다. 유도발사체가 실제로 운용될 때, 예측 요격 지점의 사거리는 비행 시간에 따라 변화하므로, 실시간으로 유도발사체와 타겟까지의 잔존 사거리를 계산할 수 있다.
단계 S220에서는 사거리 계산부(220)가 포물선 운동을 하는 유도발사체와 서로 다른 종류의 트레이닝 타겟들까지의 사거리들을 계산한다.
단계 S230에서는 비행 궤적 도출부(230)가 미리 결정된 알고리즘에 따라 상기 각각의 사거리에 따른 상기 유도발사체의 비행 궤적을 도출한다.
단계 S240에서는 받음각 패턴 계산부(240)가 결정된 비행 궤적으로 상기 유도발사체를 비행시키기 위한, 상기 유도발사체의 받음각 패턴을 계산한다.
단계 S250에서는 근사 곡선 결정부(250)가 유도발사체의 비행을 제어하기 위한 비행 제어 명령값으로서 계산된 받음각 패턴에 근사하는 근사 곡선을 결정한다.
단계 S260에서는 제어부(300)가 결정된 근사 곡선을 이용하여 계산된 실제 사거리에 따른 유도발사체의 초기 받음각을 결정한다. 초기 받음각을 결정하는 단계에서 테이블에서 계산된 실제 사거리에 따른 초기 받음각을 도출한다.
단계 S270에서는 제어부(300)가 결정된 초기 받음각에 따라 유도발사체의 비행을 제어하되, 상기 유도발사체와 상기 타겟까지의 잔존 사거리를 고려하여 상기 유도발사체의 실시간 받음각을 결정한다. 유도발사체의 실시간 받음각을 결정하는 단계에서 계산된 받음각 패턴에 근사하는 근사 곡선을 이용하여 일정시간 동안 변화하는 명령값을 적용한다.
이상의 설명은 본 발명의 일 실시예에 불과할 뿐, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자는 본 발명의 본질적 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 변형된 형태로 구현할 수 있을 것이다. 따라서 본 발명의 범위는 전술한 실시예에 한정되지 않고 특허 청구 범위에 기재된 내용과 동등한 범위 내에 있는 다양한 실시 형태가 포함되도록 해석되어야 할 것이다.
10: 유도 제어 장치
20: 제어 변수 결정 장치
100: 입력부
200: 제어 변수 결정부
300: 제어부
210: 타겟 위치추적부
220: 사거리 계산부
230: 비행 궤적 도출부
240: 받음각 패턴 계산부
250: 근사 곡선 결정부

Claims (12)

  1. 서로 다른 종류의 트레이닝 타겟들의 위치를 추적하기 위한 타겟 위치추적부;
    유도발사체와 상기 서로 다른 종류의 트레이닝 타겟들까지의 사거리들을 계산하기 위한 사거리 계산부;
    미리 결정된 알고리즘에 따라 각각의 사거리에 따른 상기 유도발사체의 비행 궤적을 도출하는 비행 궤적 도출부;
    상기 결정된 비행 궤적으로 상기 유도발사체를 비행시키기 위한, 상기 유도발사체의 받음각 패턴을 계산하는 받음각 패턴 계산부; 및
    상기 유도발사체의 비행을 제어하기 위한 비행 제어 명령값으로서 상기 계산된 받음각 패턴에 근사하는 근사 곡선을 결정하는 근사 곡선 결정부를 포함하며,
    상기 미리 결정된 알고리즘에 따라 상기 유도발사체의 비행 궤적을 도출하는 것은,
    상기 유도발사체가 발사된 후의 경과 시간과, 상기 유도 발사체의 비행 제어를 위한 제어 변수에 의하여 계산되는 비행체의 속도를 이용하여 상기 유도 발사체 의 비행 궤적을 도출하는 것을 특징으로 하는 제어 변수 결정 장치.
  2. 삭제
  3. 제1항에 있어서,
    상기 받음각 패턴 계산부는,
    상기 비행 궤적을 만족하는 받음각 명령 관계식을 결정하고,
    상기 받음각 명령 관계식으로부터 상기 트레이닝 타겟들까지의 사거리에 따른 초기 받음각을 결정하는 것을 특징으로 하는 제어 변수 결정 장치.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 근사 곡선 결정부는,
    상기 트레이닝 타겟들까지의 사거리에 따라 결정된 초기 받음각들을 테이블화하는 것을 특징으로 하는 제어 변수 결정 장치.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 비행 제어 명령값은,
    상기 받음각 패턴에 근사하는 근사 곡선에서 상기 결정된 초기 받음각을 적용하여 비행 시간에 따라 변화하는 명령값인 것을 특징으로 하는 제어 변수 결정 장치.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 제어 변수는 상기 유도발사체에 대한 임의의 받음각, 상승 속도, 질량 변화량 및 추력 정보로 이루어지는 군으로부터 선택되는 하나 이상의 정보를 포함하는 제어 변수인 것을 특징으로 하는 제어 변수 결정 장치.
  7. 제3항에 있어서,
    상기 받음각 패턴은,
    상기 유도발사체가 상기 타겟에 충돌 시 상기 유도발사체의 속도를 최대로 하는 받음각에 따른 패턴인 것을 특징으로 하는 제어 변수 결정 장치.
  8. 유도발사체에 탑재되는 유도 제어 장치에 있어서,
    요격하고자 하는 실제 타겟까지의 위치를 입력받는 입력부;
    서로 다른 위치의 트레이닝 타겟들에 대한 사거리를 계산하여 상기 사거리에 따른 비행궤적을 결정하고 근사 곡선에 대한 정보를 관리하는 제어 변수 결정부; 및
    상기 제어 변수 결정부에서 설정된 비행궤적을 위한 근사 곡선을 이용하여 받음각을 제어하는 제어부를 포함하는 유도 제어 장치.
  9. 제8항에 있어서,
    상기 제어 변수 결정부는,
    서로 다른 종류의 트레이닝 타겟들의 위치를 추적하기 위한 타겟 위치추적부;
    유도발사체와 상기 서로 다른 종류의 트레이닝 타겟들까지의 사거리들을 계산하기 위한 사거리 계산부;
    미리 결정된 알고리즘에 따라 각각의 사거리에 따른 상기 유도발사체의 비행 궤적을 도출하는 비행 궤적 도출부;
    상기 결정된 비행 궤적으로 상기 유도발사체를 비행시키기 위한, 상기 유도발사체의 받음각 패턴을 계산하는 받음각 패턴 계산부; 및
    상기 유도발사체의 비행을 제어하기 위한 비행 제어 명령값으로서 상기 계산된 받음각 패턴에 근사하는 근사 곡선을 결정하는 근사 곡선 결정부를 포함하는 것을 특징으로 하는 유도 제어 장치.
  10. 제8항에 있어서,
    상기 제어 변수 결정부는,
    상기 유도발사체가 실제로 운용될 때, 실시간으로 상기 유도발사체와 상기 타겟까지의 잔존 사거리를 계산하는 것을 특징으로 하는 유도 제어 장치.
  11. 제8항에 있어서,
    상기 제어부는,
    상기 계산된 실제 사거리에 따른 초기 받음각을 도출하는 것을 특징으로 하는 유도 제어 장치.
  12. 제8항에 있어서,
    상기 제어부는,
    상기 계산된 받음각 패턴에 근사하는 근사 곡선을 이용하여 일정시간 동안 변화하는 명령값을 적용하는 것을 특징으로 하는 유도 제어 장치.
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