KR102031929B1 - 연속적 시변 편향을 이용한 종말 선도각 제어 장치 및 방법 - Google Patents

연속적 시변 편향을 이용한 종말 선도각 제어 장치 및 방법

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KR102031929B1
KR102031929B1 KR1020190038577A KR20190038577A KR102031929B1 KR 102031929 B1 KR102031929 B1 KR 102031929B1 KR 1020190038577 A KR1020190038577 A KR 1020190038577A KR 20190038577 A KR20190038577 A KR 20190038577A KR 102031929 B1 KR102031929 B1 KR 102031929B1
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엘아이지넥스원 주식회사
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Abstract

본 발명에 따르면, 유도 발사체와 표적의 이동 예상 지점이 이루는 종말 선도각을 제어하는 종말 선도각 제어 장치에 있어서, 상기 유도 발사체 발사 전 상기 표적 요격 시까지의 상기 종말 선도각을 제어하는 종말 선도각 제어부 및 상기 종말 선도각 제어부에서 계산된 편향의 적분 조건을 충족하며, 연속적으로 변화하는 편향 순시치를 계산하는 편향 계산부를 포함하는 종말 선도각 제어 장치 및 방법이 개시된다.

Description

연속적 시변 편향을 이용한 종말 선도각 제어 장치 및 방법{Apparatus and method for terminal lead angle control with Time Varying Continuous Biased PNG}
본 발명은 유도 발사체의 종말 선도각 제어 장치 및 방법에 관한 것으로, 특히 연속적 시변 편향을 이용한 선도각 제어 장치 및 방법에 관한 것이다.
유도무기의 경우 요격효과 극대화를 위해서 충돌각 제어(IAC, Impact Angle Control)를 수행하며, 이는 표적과 충돌하는 각도를 제어하여 표적의 약점(Weakness Point)을 공략할 수 있다. 표적의 약점을 공략하여 요격하는 것도 중요하지만, 이보다 더 중요한 것은 표적을 맞추는 것이다.
탐색기 정보를 이용하여 표적으로 비행하는 종말유도 단계에서 탐색기의 최대 지향각이 작고 속도가 느린 유도무기의 경우 일반적으로 많이 쓰이는 비례항법유도만을 사용할 경우 표적이 탐색기의 최대 지향각 밖으로 벗어나서 표적을 놓칠 수 있다.
또한, 종말유도 단계에서 충돌각 제어를 수행하는 경우 탐색기의 기동력이 부족할 때 표적이 탐색기의 최대 지향각 밖으로 벗어나서 표적을 놓칠 수 있다.
이에 따라, 탐색기의 지향각 제한을 고려하여 표적 요격에 있어 성능을 향상하는 측면에서 유리한 방법이 필요한다.
본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로서, 본 발명의 목적은 탐색기의 최대 지향각이 작은 유도무기에서 탐색기의 지향각 제한을 고려하여 표적 요격 성능 향상을 목적으로 하는 연속적 시변 편향을 이용한 선도각 제어 장치 및 방법을 제공함에 있다.
상술한 목적을 달성하기 위하여, 본 발명은 유도 발사체와 표적의 이동 예상 지점이 이루는 종말 선도각을 제어하는 종말 선도각 제어 장치에 있어서, 상기 유도 발사체 발사 전 상기 표적 요격 시까지의 상기 종말 선도각을 제어하는 종말 선도각 제어부 및 상기 종말 선도각 제어부에서 계산된 편향의 적분 조건을 충족하며, 연속적으로 변화하는 편향 순시치를 계산하는 편향 계산부를 포함하는 종말 선도각 제어 장치를 제시한다.
바람직하게는, 상기 종말 선도각 제어부는 상기 유도 발사체가 상기 표적을 요격 시 형성되는 상기 종말 선도각을 결정하는 종말 선도각 결정부 및 상기 유도 발사체가 상기 표적을 요격하는 시점까지 상기 종말 선도각 제어를 위해 사용되는 편향의 적분값을 계산하는 편향 적분치 계산부를 포함한다.
바람직하게는, 상기 종말 선도각 결정부는 상기 유도 발사체 발사 전 초기 선도각을 입력하는 초기 선도각 입력부, 상기 유도 발사체의 최대 지향각을 설정하는 최대 지향각 설정부, 상기 초기 선도각과 상기 최대 지향각을 비교하는 선도각 비교부 및 상기 선도각 비교부를 통해 비교한 상기 초기 선도각과 상기 최대 지향각에 따라 상기 종말 선도각 조건을 설정하는 종말 선도각 설정부를 포함한다.
바람직하게는, 상기 종말 선도각 설정부는 상기 초기 선도각이 상기 최대 지향각을 벗어나지 않을 경우, 상기 초기 선도각을 상기 종말 선도각 조건으로 설정하며, 상기 종말 선도각 설정부는 상기 초기 선도각이 상기 최대 지향각을 벗어나는 경우, 벗어난 방향으로 상기 최대 지향각을 상기 종말 선도각 조건으로 설정하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게는, 상기 유도 발사체의 초기 조건과 상기 종말 선도각 설정부에서 설정된 상기 종말 선도각 조건을 통해 계산하며, 상기 유도 발사체의 가속도에 대한 관계식의 양변을 상기 유도 발사체의 속도로 나눈 후 시간에 대해서 적분한 결과를 이용하여 상기 편향의 적분치를 계산하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게는, 상기 편향 계산부는 상기 편향의 적분치를 편향 적분 조건으로 설정하는 편향 조건 설정부, 상기 유도 발사체가 발사되어 기본 편향을 생성하기 위한 제1 편향을 계산하는 제1 편향 계산부, 상기 제1 편향 계산부에서 산출한 제1 편향을 이용하여 상기 유도 발사체의 가속도 사용시 상기 지향각 제한을 확인하기 위한 제2 편향을 계산하는 제2 편향 계산부 및 상기 유도 발사체가 가속도 제한을 초과하는지 확인하기 위한 제3 편향을 계산하는 제3 편향 계산부를 포함한다.
바람직하게는, 별도의 상기 탐색기로부터 상기 유도 발사체의 시선 각속도를 획득하는 시선 각속도 획득부;를 더 포함하며, 상기 시선 각속도 획득부는 상기 시선 각속도를 상기 탐색기에서 획득하거나 상기 탐색기의 측정치로부터 추정하여 획득하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게는, 상기 제1 편향 계산부는 상기 유도 발사체 발사 후 연속적으로 변화하는 상기 편향 순시치의 적분값이 상기 편향의 적분치 도달 시점까지 제1 편향을 계산하며, 상기 제1 편향은 상기 유도 발사체의 편향 적분치를 통해 계산하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게는, 상기 제2 편향 계산부는 상기 제1 편향과 상기 유도 발사체의 지향각의 최대값 및 상기 유도 발사체의 지향각의 최소값을 이용하여 상기 제2 편향을 계산하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게는, 상기 제3 편향 계산부는 상기 제1 편향과 상기 유도 발사체의 가속도의 최대값을 이용하여 상기 제3 편향을 계산하며, 상기 제 3 편향을 이용하여 상기 표적을 요격하기 위한 가속도 값을 생성하는 가속도 명령 생성부를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명은 유도 발사체와 표적이 이루는 종말 선도각을 제어하는 종말 선도각 제어 방법에 있어서, 상기 유도 발사체와 상기 표적의 현재 위치 및 상기 표적을 타격시의 선도각을 제어하는 종말 선도각 제어부가 상기 유도 발사체 발사 전 상기 표적 요격 시까지의 상기 종말 선도각을 제어하는 단계, 상기 유도 발사체의 시선 각속도를 획득하는 시선 각속도 획득부가 별도의 탐색기로부터 상기 유도 발사체의 시선 각속도를 획득하는 단계, 상기 종말 선도각 제어부에서 계산된 편향의 적분 조건을 충족하며, 연속적으로 변화하는 편향 순시치를 계산하는 단계 및 상기 유도 발사체의 가속도 명령을 생성하는 가속도 명령 생성부가 상기 편향 계산부로부터 계산된 상기 편향 순시치를 고려하여 상기 유도 발사체의 가속도 명령을 생성하는 단계를 포함하는 종말 선도각 제어 방법을 제안한다.
바람직하게는, 상기 종말 선도각 제어하는 단계는 종말 선도각 결정부에서 상기 유도 발사체가 상기 표적을 요격 시 형성되는 상기 종말 선도각을 결정하는 단계 및 편향 적분치 계산부에서 상기 유도 발사체가 상기 표적을 요격하는 시점까지 상기 종말 선도각 제어를 위해 사용되는 편향의 적분값을 계산하는 단계를 포함한다.
바람직하게는, 상기 편향 순시치를 계산하는 단계는 편향 조건 설정부를 통해 상기 편향의 적분치를 편향 적분 조건으로 설정하는 단계, 제1 편향 계산부에서 상기 유도 발사체가 발사되어 기본 편향을 생성하기 위한 제1 편향을 계산하는 단계, 제2 편향 계산부에서 상기 제1 편향 계산부에서 산출한 상기 제1 편향을 사용하여 가속도 사용시 지향각 제한을 확인하기 위한 제2 편향을 계산하는 단계 및 제3 편향 계산부에서 상기 유도 발사체가 가속도 제한을 초과하는지 확인하기 위한 제3 편향을 계산하는 단계를 포함한다.
이상에서 설명한 바와 같이 본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 유도 발사체 발사 전 상기 표적 요격 시까지의 상기 종말 선도각을 제어하는 종말 선도각 제어부 및 상기 종말 선도각 제어부에서 계산된 편향의 적분 조건을 충족하며, 연속적으로 변화하는 편향 순시치를 계산하는 편향 계산부를 포함하여 지향각 제한 및 가속도 제한을 고려하여 선도각을 제어할 수 있다.
또한, 단순 비례항법유도만을 사용하는 경우 기하학적 요소만으로 표적 요격시의 탐색기 지향각이 정해지는데 이 지향각이 FOV를 벗어날 수 있다.
또한, 본 발명의 일 실시 예에 따르면, 생성되는 편향은 종말 선도각 요구조건을 충족시키도록 생성되어 표적 요격 시점까지 표적이 탐색기의 최대 지향각을 벗어나지 않을 수 있다.
또한, 본 발명의 일 실시 예에 따르면, 본 발명의 효과들은 이상에서 언급한 효과들로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 또 다른 효과들은 아래의 기재로부터 통상의 기술자에게 명확하게 이해 될 수 있을 것이다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 연속적 시변 편향을 이용한 종말 선도각 제어 장치를 나타낸 블록도이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 연속적 시변 편향을 이용한 종말 선도각 제어 장치의 종말 선도각 결정부를 나타낸 블록도이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 연속적 시변 편향을 이용한 종말 선도각 제어 장치의 편향 계산부를 나타낸 블록도이다.
도 4는 지대지 교전 상황에서의 유도 발사체와 표적을 나타낸 도면이다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 연속적 시변 편향을 이용한 종말 선도각 제어 장치의 종말 선도각 결정을 나타낸 흐름도이다.
도 6은는 본 발명의 일 실시예에 따른 연속적 시변 편향을 이용한 종말 선도각 제어 장치의 초기 선도각과 표적 요격시의 선도각의 차이를 나타낸 그래프이다.
도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 연속적 시변 편향을 이용한 종말 선도각 제어 방법을 나타낸 블록도이다.
도 8은 본 발명의 일 실시예에 따른 연속적 시변 편향을 이용한 종말 선도각 제어에 따른 시뮬레이션을 수행한 결과를 나타낸 그래프이다.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시 예를 상세히 설명한다. 본 발명의 이점 및 특징, 그리고 그것들을 달성하는 방법은 첨부되는 도면과 함께 상세하게 후술되어 있는 실시 예들을 참조하면 명확해질 것이다. 그러나 본 발명은 이하에서 게시되는 실시 예들에 한정되는 것이 아니라 서로 다른 다양한 형태로 구현될 수 있으며, 단지 본 실시 예들은 본 발명의 게시가 완전하도록 하고, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공되는 것이며, 본 발명은 청구항의 범주에 의해 정의될 뿐이다. 명세서 전체에 걸쳐 동일 참조 부호는 동일 구성 요소를 지칭한다.
다른 정의가 없다면, 본 명세서에서 사용되는 모든 용어(기술 및 과학적 용어를 포함)는 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 공통적으로 이해될 수 있는 의미로 사용될 수 있을 것이다. 또 일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 용어들은 명백하게 특별히 정의되어 있지 않는 한 이상적으로 또는 과도하게 해석되지 않는다.
본 출원에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시 예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다, 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 출원에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.
제2, 제1 등과 같이 서수를 포함하는 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 상기 구성요소들은 상기 용어들에 의해 한정되지는 않는다. 상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다. 예를 들어, 본 발명의 권리 범위를 벗어나지 않으면서 제2 구성요소는 제1 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제1 구성요소도 제2 구성요소로 명명될 수 있다. 및/또는 이라는 용어는 복수의 관련된 기재된 항목들의 조합 또는 복수의 관련된 기재된 항목들 중의 어느 항목을 포함한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 연속적 시변 편향을 이용한 종말 선도각 제어 장치를 나타낸 블록도이다.
도 1을 참조하면, 연속적 시변 편향을 이용한 종말 선도각 제어 장치(10)는 종말 선도각 제어부(100), 시선 각속도 획득부(200), 편향 계산부(300) 및 가속도 명령 생성부(400)를 포함한다.
연속적 시변 편향을 이용한 종말 선도각 제어 장치(10)는 지대지 교전상황에서 유도 발사체의 초기 선도각을 기준으로 종말 선도각을 설정하여 종말 선도각을 제어하는 장치이며, 연속적 시변 편향 비례항법 유도법칙 (Continuous Time Varying Biased Proportional Navigation Guidance Law)을 이용한다. 연속적 시변 편향 비례항법 유도법칙은 3단계로 구성이 되는데 각 단계에서 편향이 종말 선도각 요구조건을 충족시키도록 생성되어 표적 요격 시점까지 표적이 탐색기의 최대 지향각을 벗어나지 않는다.
종말 선도각 제어 유도의 역할은 목표물을 요격함에 있어 지향각 안에 표적이 있어야만 표적으로의 유도가 가능하므로 지향각 조건이 중요하다. 최근 지향각 조건과 가속도 제한을 고려하여 표적의 요격효과를 극대화 시키기 위한 충돌각 제어 유도 법칙들이 연구되어 왔다. 하지만 기존 연구들은 지향각이 매우 작은(10도 이하)경우 적합하지 않다. 이는 지향각이 매우 작은 경우 충돌각 조건을 충족시키면서 비행하기가 가속도 제한 등의 영향으로 쉽지 않다.
종말 선도각 제어 장치(10)는 매우 작은 지향각 제한에서 표적을 요격하기 위해 시변 편향을 이용하여 가속도 제한과 지향각 제한을 충족하며 동시에 종말 선도각 구속조건(종말 지향각 조건)을 충족하게 하여 종말 유도구간동안 안정적으로 표적을 요격할 수 있다.
종말 선도각 제어 장치(10)는 유도 발사체와 표적의 이동 예상 지점이 이루는 종말 선도각을 제어할 수 있다. 표적의 이동 예상 지점은 이동하는 표적의 진행 방향에 따른 앞선 이동 지점을 예상하는 지점으로, 표적의 속도를 짐작하여 표적의 이동 지점을 예상할 수 있다.
종말 선도각 제어부(100)는 유도 발사체 발사 전 상기 표적 요격 시까지의 종말 선도각을 제어한다. 종말 선도각 제어부(100)는 종말 선도각 결정부(110) 및 편향 적분치 계산부(120)를 포함한다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 종말 선도각 결정부(110)는 초기 선도각을 기준으로 종말 선도각을 설정할 수 있다. 이는 비례항법의 경우 표적이 이동 중이어도 지상 또는 함상 표적의 경우 유도탄의 속도에 비해 매우 느리고 100Km/h(약 28m/s)를 넘는 경우가 거의 없기 때문에 초기 계산된 선도각과 종말 선도각이 큰 차이가 없다는 점에서 착안하여 적용하였다.
종말 선도각 결정부(110)는 유도 발사체가 표적을 요격 시 형성되는 종말 선도각을 결정할 수 있다.
편향 적분치 계산부(120)는 종말 선도각 결정부(110)에서 형성된 종말 선도각을 적용하여 유도 발사체가 표적을 요격하는 시점까지 종말 선도각 제어를 위해 사용되는 편향의 적분값을 계산할 수 있다.
편향 적분치 계산부(120)는 유도 발사체의 초기 조건과 종말 선도각(지향각)을 알면 계산할 수 있다. 여기서 유도 발사체의 초기 조건은 유도 발사체의 초기 비행 경로각, 초기 지향각, 초기 시선각을 포함할 수 있다.
편향 적분치 계산부(120)는 유도 발사체의 초기 조건과 선도각 설정부에서 설정된 종말 선도각을 통해 계산하며, 유도 발사체의 가속도에 대한 관계식의 양변을 유도 발사체의 속도로 나눈 후 시간에 대해서 적분한 결과를 이용하여 편향의 적분치를 계산할 수 있다.
시선 각속도 획득부(200)는 별도의 탐색기로부터 유도 발사체의 시선 각속도를 획득한다. 비례항법 기반 유도 법칙에 필요한 시선각속도를 획득하여 전달해주는 부분으로, 탐색기가 직접적으로 계측해서 전달하거나, 탐색기 측정치로부터 예측할 수 있다.
편향 계산부(300)는 유도 발사체 발사 후 연속적으로 변화하는 편향 순시치를 계산하며, 시선 각속도를 변수로 입력하여 연속적으로 변화하는 편향 순시치를 계산한다. 가속도 명령을 생성하는데 있어서 시스템 Lag 등으로 인해 성능이 떨어지는 점을 보완하기 위해 편향이 급격하게 변하는 형상이 생기지 않도록 편향을 만들 수 있다. 편향 순시치는 시간과 함께 변화하는 양의 임의의 순간의 값이다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 연속적 시변 편향을 이용한 종말 선도각 제어 장치(10)는 지향각 제한과 가속도 제한을 고려하여 편향을 생성하는 방식으로서, 편향 생성시 지향각 제한과 가속도 제한을 넘지 않도록 편향을 생성할 수 있다.
가속도 명령 생성부(400)는 비례항법과 편향을 합쳐 가속도 명령을 생성한다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 연속적 시변 편향을 이용한 종말 선도각 제어 장치의 종말 선도각 결정부를 나타낸 블록도이다.
도 2를 참조하면, 종말 선도각 결정부(110)는 초기 선도각 입력부(112), 최대 지향각 설정부(114), 선도각 비교부(116) 및 선도각 설정부(118)를 포함한다.
초기 선도각 입력부(112)는 유도 발사체 발사 전 기하조건에서 계산된 초기 선도각을 입력할 수 있다.
최대 지향각 설정부(114)는 유도 발사체의 최대 지향각을 설정할 수 있다. 최대 지향각은 표적을 탐지할 수 있는 최대 범위이며, 표적이 최대 지향각 밖으로 벗어날 경우 표적을 놓칠 수 있다.
선도각 비교부(116)는 초기 선도각 입력부(112)에 입력된 초기 선도각과 최대 지향각 설정부(114)에 설정된 최대 지향각을 비교할 수 있다.
선도각 설정부(118)는 선도각 비교부(116)를 통해 비교한 초기 선도각과 최대 지향각에 따라 종말 선도각 조건을 설정할 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 종말 선도각 설정부(118)는 계산된 초기 선도각이 최대 지향각을 벗어나지 않을 경우, 초기 선도각을 종말 선도각 조건으로 설정하며, 초기 선도각이 최대 지향각을 벗어나는 경우, 벗어난 방향으로 최대 지향각을 종말 선도각 조건으로 설정할 수 있다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 연속적 시변 편향을 이용한 종말 선도각 제어 장치의 편향 계산부를 나타낸 블록도이다.
도 3을 참조하면, 편향 계산부(300)는 편향 조건 설정부(310), 제1 편향 계산부(320), 제2 편향 계산부(330) 및 제3 편향 계산부(340)를 포함한다.
편향 계산부(300)는 유도 발사체 발사 후 연속적으로 변화하는 편향 순시치를 계산할 수 있다. 편향 적분치 계산부(120)에서 계산된 편향의 적분 조건을 충족하면서, 연속적 편향을 계산하는 부로써 총 3단계로 구성될 수 있다. 1단계는 기본 편향을 계산하는 단계, 2단계는 지향각 제한을 확인하는 단계, 3단계는 가속도 제한을 확인하는 단계로 형성될 수 있다.
편향 계산부(300)의 각 단계의 편향은 하기 수학식 9, 수학식 10 및 수학식 11을 통해 구현되며, 도 5에서 구체적으로 설명한다.
편향 조건 설정부(310)는 편향 적분치 계산부(120)에서 계산한 편향의 적분치를 편향 적분 조건으로 설정할 수 있다.
제1 편향 계산부(320)는 유도 발사체가 발사되어 기본 편향을 생성하기 위한 제1 편향을 계산할 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 제1 편향 계산부(320)는 유도 발사체 발사 후 연속적으로 변화하는 편향 순시치의 적분값이 편향의 적분치 도달 시점까지 제1 편향을 계산할 수 있다. 제1 편향은 편향 조건 설정부(310)에서 설정한 편향 적분치를 통해 계산한다.
제2 편향 계산부(330)는 제1 편향 계산부(320)에서 산출한 제1 편향을 사용하여 유도 발사체의 가속도 사용시 지향각 제한을 확인하기 위한 제2 편향을 계산할 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 제2 편향 계산부(330)는 제1 편향과 유도 발사체의 지향각의 최대값 및 유도 발사체의 지향각의 최소값을 이용하여 제2 편향을 계산할 수 있다.
제3 편향 계산부(340)는 유도 발사체가 가속도 제한을 초과하는지 확인하기 위한 제3 편향을 계산할 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 제3 편향 계산부(340)는 제1 편향과 유도 발사체의 가속도의 최대값을 이용하여 제3 편향을 계산할 수 있다.
본 발명은 위와 같이 3단계로 구분될 수 있으며, 이 발명의 가장 큰 특징은 편향이 종말 선도각 요구조건을 충족시키도록 생성되어 표적 요격 시점까지 탐색기의 최대 지향각을 벗어나지 않는다.
연속적 시변 편향 생성을 통해 유도무기의 기동안정성을 높이고, 종말 선도각 제어 방식을 통해 표적 요격까지 표적을 놓치지 않는 점도 효율적이다.
도 4는 지대지 교전 상황에서의 유도 발사체와 표적을 나타낸 도면이다.
도 4에 나타난 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 연속적 시변 편향을 이용한 종말 선도각 제어 장치 및 방법은 지대지 교전상황에 대하여 정지된 표적에 대해서 2차원 평면상에서 교전 기하학을 고려한다. 여기서 M은 유도탄, T는 표적, r은 상대거리를 의미한다. 는 지향각(Look angle), 는 시선각(Line of sight)을 의미하며, , 는 각각 유도탄 비행 경로각(Flight path angle), 표적의 경로각(Path angle)이다.
극 좌표계(polar coordinate)에 서의 비선형 지배방정식(governing equation)을 수학식 1을 이용하여 구현할 수 있다.
여기서, 은 유도탄 속도, 는 표적 속도이다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 연속적 시변 편향을 이용한 종말 선도각 제어 장치의 종말 선도각 결정을 나타낸 흐름도이다.
본 발명의 일 실시예에 따르면, 연속적 시변 편향을 이용항 종말 선도각 제어 장치는 종말 지향각 구속조건을 고려한 TVBPN(Time Varying Biased Propotional Navigation)을 적용한다.
가속도 명령 생성부(400)는 비례항법에 편향(Bias)을 더한 형태의 가속도를 도출하며, 수학식 2를 이용하여 구현할 수 있다.
여기서, N은 비례 항법 계수, 은 유도탄 속도, 은 유도 발사체의 가속도, 는 시선각(Line of sight), 는 시선 각속도, b는 편향(Bias)이며, 은 이므로 수학식 3과 같이 구현될 수 있다.
여기서, 수학식 3은 수학식 1과 수학식 2을 통해 도출할 수 있으며, 수학식 2에서 양변을 유도무기 속도로 나누면 비행경로 각속도 를 도출할 수 있다.
종말 선도각 제어부(100)는 유도 발사체 발사 전 표적 요격 시까지의 종말 선도각을 제어할 수 있다.
종말 선도각 제어부(100)는 종말 선도각 결정부(110) 및 편향 적분치 계산부(120)를 포함한다.
편향 적분치 계산부(120)는 유도 발사체가 표적을 요격하는 시점까지 종말 선도각 제어를 위해 사용되는 편향 적분값을 계산하며, 수학식 4 내지 수학식 8을 통해 구현할 수 있다.
여기서, 은 발사시점에서의 지향각, 은 발사시점에서의 시선각이며, 수학식 4는 시간에 따라 적분하여 편향에 대해 정리한 식이다.
또한, 표적 요격 순간에서의 편향의 적분치 식은 아래의 수학식 5와 같이 구현될 수 있다.
여기서, 은 편향의 적분치, 는 요격시점에서의 지향각, 는 발사시점에서의 시선각이며, 아래 첨자 0은 발사시점, f는 요격시점을 의미한다.
표적 요격 시의 선도각은 지향각과 같기 때문에 수학식 6의 조건을 충족한다.
종말 선도각 결정부(110)는 유도 발사체가 표적을 요격 시 형성되는 종말 선도각을 결정할 수 있으며, 수학식 6을 통해 구현할 수 있다.
여기서, L은 선도각이고 는 요격시점에서의 선도각, 는 요격시점에서의 표적의 경로각이며, 수학식 6을 통해 표적 요격시의 시선각을 얻을 수 있다. 수학식 6을 바탕으로 표적 요격 시의 시선각을 계산하면 수학식 7과 같이 구현될 수 있다.
여기서, 본 발명은 표적의 기동이 없고 표적 속도, 표적 경로각 , 유도탄 속도가 일정하기 때문에 수학식 7과 같이 계산이 가능하다.
유도탄이 표적을 향해 날아가는 동안, 표적이 등속으로 움직이고 표적의 경로각()의 변화가 없다는 가정 과 수학식 7을 이용하여 수학식 5를 다시 계산하면, 아래와 같은 수학식 8을 구현할 수 있다.
여기서, 은 편향의 적분치이며, 아래 첨자 0은 발사시점을 의미한다.
편향 계산부(300)는 유도 발사체 발사 후 연속적으로 변화하는 편향 순시치를 계산한다.
편향의 경우 가속도 명령에 직접적으로 사용되기 때문에, 편향을 이용하여 요격 시의 종말 선도각을 충족시키며 동시에 비행 전체 구간에서 표적인 탐색기의 Field-of-View(FOV)내에 머물도록 해야 한다.
편향 계산부(300)는 편향 조건 설정부(310) 제1 편향 계산부(320), 제2 편향 계산부(330) 및 제3 편향 계산부(340)를 포함한다.
편향 조건 설정부(310)는 편향의 적분치를 편향 적분 조건으로 설정할 수 있다.
제1 편향 계산부(320)는 유도 발사체가 발사되어 기본 편향을 생성하기 위한 제1 편향을 계산하며, 유도 발사체 발사 후 연속적으로 변화하는 편향 순시치의 적분값이 편향의 적분치 도달 시점까지 제1 편향을 계산하며, 도달하고자 하는 편향 적분치의 유도를 통해 계산할 수 있다. 제1 편향 계산부(320)는 수학식 9로 구현할 수 있다.
여기서, b는 편향(Bias), 은 편향의 적분치, 는 설계변수이다. 가 너무 작아서 초기 b값이 너무 크면 유도 발사체가 최대로 낼 수 있는 가속도 제한에 걸릴 수 있으므로 이를 고려하여 를 선택해야 한다.
제2 편향 계산부(330)는 제1 편향 계산부(320)에서 산출한 제1 편향을 이용하여 유도 발사체의 가속도 사용시 지향각 제한을 확인하기 위한 제2 편향을 계산하며, 제1 편향과 유도 발사체의 지향각의 최대값 및 유도 발사체의 지향각의 최소값을 이용하여 제2 편향을 계산할 수 있다. 제2 편향 계산부(330)는 수학식 10으로 구현될 수 있다.
여기서, 는 지향각의 최소값, 는 지향각의 최대값, 는 유도명령 주기(sec)를 의미한다. 편향이 수학식 10의 조건을 충족하면 표적이 유도탄 탐색기의 FOV범위 안에 존재하게 된다.
제3 편향 계산부(340) 유도 발사체가 가속도 제한을 초과하는지 확인하기 위한 제3 편향을 계산하며, 제1 편향과 유도 발사체의 가속도의 최대값을 이용하여 제3 편향을 계산할 수 있다. 제3 편향 계산부(340)는 수학식 11으로 구현될 수 있다.
여기서, 는 가속도의 최대값을 의미한다. 편향이 수학식 11의 조건을 충족하면 가속도 제한을 충족할 수 있다.
도 5는 지향각과 가속도 제한을 고려하여 나타낸 블록도이다. 본 발명에서의 는 의 로의 수렴속도를 조정하는 파라미터로 가속도 제한을 고려하지 않았을 때, 전체 비행시간 의 1/7배 이하 이면 가 보장된다.
요격시의 선도각은 지향각과 같다는 특징을 이용하여 수학식 12로 구현될 수 있다.
여기서, 는 발사 전 시선각이며, 계산된 가 지향각 제한 충족 여부를 판단하여 아래와 같이 결정할 수 있다.
위와 같이 계산된 종말 지향각을 구속조건으로 해서 을 계산할 수 있다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 연속적 시변 편향을 이용한 종말 선도각 제어 장치의 초기 선도각과 표적 요격시의 선도각의 차이를 나타낸 그래프이다.
도 6은 초기 사거리 2000m 표적에 대해 초기 선도각과 표적 요격시의 선도각 차이를 표적의 경로각 별로 나타낸 것이다. 적용한 유도법칙은 비례항법유도(PNG) 법칙으로 N은 비례항법 계수로서 본 발명의 일 실시 예에서는 3으로 적용하였다. 초기 유도탄의 속도는 200m/s이고 경로각은 0deg이다.
도 6에서 0보다 큰 (+)는 초기 계산된 선도각 보다 요격시의 선도각(지향각)이 큰 경우를 의미하고, 0보다 작은 (-)는 초기 계산된 선도각이 요격시의 선도각(지향각)보다 더 큰 경우를 의미한다.
따라서, 초기 기하조건에서 계산된 선도각과 요격시의 선도각(지향각) 차이가 크지 않기 때문에, 초기 계산된 선도각이 최대 지향각을 벗어나지 않으면, 초기 계산된 선도각을 종말 요격시의 선도각 조건으로 사용하고, 최대 지향각을 벗어 나면, 벗어난 방향으로의 최대 지향각을 종말 선도각 조건으로 사용한다.
도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 연속적 시변 편향을 이용한 종말 선도각 제어 방법을 나타낸 블록도이다.
도 7을 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 연속적 시변 편향을 이용한 선도각 제어 방법은 유도 발사체와 표적의 현재 위치 및 표적을 타격시의 선도각을 제어하는 종말 선도각 제어부(100)가 유도 발사체 발사 전 표적 요격 시까지의 종말 선도각을 제어하는 단계(S100)에서 시작한다.
종말 선도각을 제어하는 단계(S100)는 종말 선도각 결정부(110)에서 유도 발사체가 표적을 요격 시 형성되는 종말 선도각을 결정하는 단계(S122) 및 편향 적분치 계산부(120)에서 유도 발사체가 표적을 요격하는 시점까지 종말 선도각 제어를 위해 사용되는 편향의 적분값을 계산하는 단계(S124)를 포함한다.
종말 선도각을 결정하는 단계(S122)는 유도 발사체 발사 전 기하조건에서 계산된 초기 선도각을 입력하고, 유도 발사체에 포함된 탐색기의 최대 지향각을 설정할 수 있다. 입력된 초기 선도각 및 설정된 최대 지향각을 비교하며, 비교된 결과에 따라 종말 선도각 조건을 설정할 수 있다.
편향 적분값을 계산하는 단계(S124)는 유도 발사체의 초기 조건과 종말 선도각 설정부에서 설정된 종말 선도각 조건을 통해 계산하며, 유도 발사체의 가속도에 대한 관계식의 양변을 유도 발사체의 속도로 나눈 후 시간에 대해서 적분한 결과를 이용하여 편향 적분치를 계산한다.
시선 각속도 획득부(200)는 유도 발사체의 시선 각속도를 획득하는 시선 각속도 획득부가 별도의 탐색기로부터 유도 발사체의 시선 각속도를 획득(S110)할 수 있으며, 비례항법 기반 유도 법치에 필요한 시선 각속도를 획득하여 전달해줄 수 있다. 시선 각속도는 탐색기가 직접적으로 계측해서 전달하거나, 탐색기 측정치로부터 예측하여 유도 알고리즘으로 전달할 수 있다.
종말 선도각 제어부(100)는 계산된 편향의 적분 조건을 충족하며, 연속적으로 변화하는 편향 순시치를 계산(S120)할 수 있다.
편향 순시치를 계산하는 단계(S120)는 편향 조건 설정부(310)를 통해 편향의 적분치를 편향 적분 조건으로 설정하는 단계(S122), 제1 편향 계산부(320)에서 유도 발사체가 발사되어 기본 편향을 생성하기 위한 제1 편향을 계산하는 단계(S124), 제2 편향 계산부(330)에서 제1 편향 계산부(320)에서 산출한 제1 편향을 사용하여 가속도 사용시 지향각 제한을 확인하기 위한 제2 편향을 계산하는 단계(S126) 및 제3 편향 계산부(340)에서 유도 발사체가 가속도 제한을 초과하는지 확인하기 위한 제3 편향을 계산하는 단계(S128)를 포함한다.
단계 S130에서 가속도 명령 생성부(400)는 유도 발사체의 가속도 명령을 생성하며, 편향 계산부로부터 계산된 편향 순시치를 고려하여 유도 발사체의 가속도 명령을 생성할 수 있다.
유도 발사체는 가속도 명령 생성부(400)에서 생성된 가속도에 의해 표적의 이동과 상관없이 표적을 타격할 수 있다.
도 8은 본 발명의 일 실시예에 따른 연속적 시변 편향을 이용한 종말 선도각 제어에 따른 시뮬레이션을 수행한 결과를 나타낸 그래프이다.
도 8은 도 8a의 시뮬레이션 조건에 따른 도 8b의 시뮬레이션을 수행한 결과이다.
본 발명은 편향을 이용하여 가속도 제한과 지향각 제한을 충족하는 편향을 생성하여 요구하는 선도각(종말 지향각)으로 표적을 요격한다. 본 발명은 요격효과를 극대화 시키기 보다는 작은 지향각 조건을 충족하며 표적을 요격하는데 두고 있다.
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 실시 예 및 첨부된 도면들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시 예 및 첨부된 도면에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.
10: 연속적 시변 편향을 이용한 종말 선도각 제어 장치
100: 종말 선도각 제어부 200: 시선 각속도 획득부
300: 편향 계산부 400: 가속도 명령 생성부

Claims (13)

  1. 유도 발사체와 표적의 이동 예상 지점이 이루는 종말 선도각을 제어하는 종말 선도각 제어 장치에 있어서,
    상기 유도 발사체 발사 전부터 상기 표적 요격 시까지의 상기 종말 선도각을 설정하고, (i) 상기 유도 발사체의 비행경로 각속도와 (ii) 비례 항법 계수를 곱한 상기 유도 발사체의 시선 각속도 간의 차이로 정의된 각속도를 나타내는 편향을 계산하며, 상기 표적 요격 시까지 걸리는 시간 동안 상기 편향을 적분한 각도를 나타내는 편향 적분치를 계산하는 종말 선도각 제어부;
    상기 유도 발사체의 발사 전부터 상기 표적 요격 시까지의, (i) 상기 표적의 속도 변화 또는 상기 표적의 경로선과 수평면이 이루는 경로각 변화가 기 설정된 범위 내에 포함되는 제1 조건 및 (ii) 상기 종말 선도각과 상기 유도 발사체의 탐색기의 레이저 범위를 나타내는 종말 지향각의 값이 동일한 제2 조건을 포함하는 편향 적분 조건을 만족하는 경우, 상기 편향 적분치에 상기 편향 적분 조건을 적용하여 계산된 기준 편향 적분치 및 상기 편향 적분치를 기반으로 연속적으로 변화하는 상기 편향의 순시치를 계산하는 편향 계산부를 포함하는 종말 선도각 제어 장치.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 종말 선도각 제어부는,
    상기 유도 발사체가 상기 표적을 요격 시 형성되는 상기 종말 선도각을 결정하는 종말 선도각 결정부; 및
    상기 유도 발사체가 상기 표적을 요격하는 시점까지 상기 종말 선도각 제어를 위해 사용되는 편향 적분치를 계산하는 편향 적분치 계산부;를 포함하는 종말 선도각 제어 장치.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 종말 선도각 결정부는,
    상기 유도 발사체 발사 전 초기 선도각을 입력하는 초기 선도각 입력부;
    상기 유도 발사체의 최대 지향각을 설정하는 최대 지향각 설정부;
    상기 초기 선도각과 상기 최대 지향각을 비교하는 선도각 비교부; 및
    상기 선도각 비교부를 통해 비교한 상기 초기 선도각과 상기 최대 지향각에 따라 종말 선도각 조건을 설정하는 종말 선도각 설정부;를 포함하는 종말 선도각 제어 장치.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 종말 선도각 설정부는 상기 초기 선도각이 상기 최대 지향각을 벗어나지 않을 경우, 상기 초기 선도각을 상기 종말 선도각 조건으로 설정하며,
    상기 종말 선도각 설정부는 상기 초기 선도각이 상기 최대 지향각을 벗어나는 경우, 벗어난 방향으로 상기 최대 지향각을 상기 종말 선도각 조건으로 설정하는 것을 특징으로 하는 종말 선도각 제어 장치.
  5. 제3항에 있어서,
    상기 편향 적분치 계산부는,
    상기 유도 발사체의 초기 조건과 상기 종말 선도각 설정부에서 설정된 상기 종말 선도각 조건을 통해 계산하며,
    상기 유도 발사체의 가속도에 대한 관계식의 양변을 상기 유도 발사체의 속도로 나눈 후 시간에 대해서 적분한 결과를 이용하여 상기 편향 적분치를 계산하는 것을 특징으로 하는 종말 선도각 제어 장치.
  6. 제5항에 있어서,
    상기 편향 계산부는,
    상기 편향 적분치에 상기 편향 적분 조건을 적용하는 편향 조건 설정부;
    상기 유도 발사체가 발사되어 기본 편향을 생성하기 위한 제1 편향을 계산하는 제1 편향 계산부;
    상기 제1 편향 계산부에서 산출한 상기 제1 편향을 이용하여 상기 유도 발사체의 가속도 사용시 지향각 제한을 확인하기 위한 제2 편향을 계산하는 제2 편향 계산부; 및
    상기 유도 발사체가 가속도 제한을 초과하는지 확인하기 위한 제3 편향을 계산하는 제3 편향 계산부;를 포함하는 종말 선도각 제어 장치.
  7. 제6항에 있어서,
    별도의 탐색기로부터 상기 유도 발사체의 시선 각속도를 획득하는 시선 각속도 획득부;를 더 포함하며,
    상기 시선 각속도 획득부는 상기 시선 각속도를 상기 탐색기에서 획득하거나 상기 탐색기의 측정치로부터 추정하여 획득하는 것을 특징으로 하는 종말 선도각 제어 장치.
  8. 제6항에 있어서,
    상기 제1 편향 계산부는,
    상기 유도 발사체 발사 후 연속적으로 변화하는 상기 편향 순시치의 적분값이 상기 편향의 적분치 도달 시점까지 제1 편향을 계산하며,
    상기 제1 편향은 상기 유도 발사체의 상기 편향 적분치를 통해 계산하는 것을 특징으로 하는 종말 선도각 제어 장치.
  9. 제8항에 있어서,
    상기 제2 편향 계산부는,
    상기 제1 편향과 상기 유도 발사체의 지향각의 최대값 및 상기 유도 발사체의 지향각의 최소값을 이용하여 상기 제2 편향을 계산하는 것을 특징으로 하는 종말 선도각 제어 장치.
  10. 제8항에 있어서,
    상기 제3 편향 계산부는 상기 제1 편향과 상기 유도 발사체의 가속도의 최대값을 이용하여 상기 제3 편향을 계산하며,
    상기 제 3 편향을 이용하여 상기 표적을 요격하기 위한 가속도 값을 생성하는 가속도 명령 생성부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 종말 선도각 제어 장치.
  11. 유도 발사체와 표적이 이루는 종말 선도각을 제어하는 종말 선도각 제어 방법에 있어서,
    상기 유도 발사체 발사 전부터 상기 표적 요격 시까지의 상기 종말 선도각을 설정하고, (i) 상기 유도 발사체의 비행경로 각속도와 (ii) 비례 항법 계수를 곱한 상기 유도 발사체의 시선 각속도 간의 차이로 정의된 각속도를 나타내는 편향을 계산하며, 상기 표적 요격 시까지 걸리는 시간 동안 상기 편향을 적분한 각도를 나타내는 편향 적분치를 계산하는 단계;
    상기 유도 발사체의 시선 각속도를 획득하는 시선 각속도 획득부가 별도의 탐색기로부터 상기 유도 발사체의 시선 각속도를 획득하는 단계;
    상기 유도 발사체의 발사 전부터 상기 표적 요격 시까지의, (i) 상기 표적의 속도 변화 또는 상기 표적의 경로선과 수평면이 이루는 경로각 변화가 기 설정된 범위 내에 포함되는 제1 조건 및 (ii) 상기 종말 선도각과 상기 유도 발사체의 탐색기의 레이저 범위를 나타내는 종말 지향각의 값이 동일한 제2 조건을 포함하는 편향 적분 조건을 만족하는 경우, 상기 편향 적분치에 상기 편향 적분 조건을 적용하여 계산된 기준 편향 적분치 및 상기 편향 적분치를 기반으로 연속적으로 변화하는 상기 편향의 순시치를 편향 계산부에서 계산하는 단계; 및
    상기 유도 발사체의 가속도 명령을 생성하는 가속도 명령 생성부가 상기 편향 계산부로부터 계산된 상기 편향의 순시치를 고려하여 상기 유도 발사체의 가속도 명령을 생성하는 단계;를 포함하는 종말 선도각 제어 방법.
  12. 제11항에 있어서,
    상기 편향 적분치를 계산하는 단계는,
    종말 선도각 결정부에서 상기 유도 발사체가 상기 표적을 요격 시 형성되는 상기 종말 선도각을 결정하는 단계; 및
    편향 적분치 계산부에서 상기 유도 발사체가 상기 표적을 요격하는 시점까지 상기 종말 선도각 제어를 위해 사용되는 편향 적분치를 계산하는 단계;를 포함하는 종말 선도각 제어 방법.
  13. 제11항에 있어서,
    상기 편향의 순시치를 편향 계산부에서 계산하는 단계는,
    편향 조건 설정부를 통해 상기 편향 적분치에 상기 편향 적분 조건을 적용하는 단계;
    제1 편향 계산부에서 상기 유도 발사체가 발사되어 기본 편향을 생성하기 위한 제1 편향을 계산하는 단계;
    제2 편향 계산부에서 상기 제1 편향 계산부에서 산출한 상기 제1 편향을 사용하여 가속도 사용시 지향각 제한을 확인하기 위한 제2 편향을 계산하는 단계; 및
    제3 편향 계산부에서 상기 유도 발사체가 가속도 제한을 초과하는지 확인하기 위한 제3 편향을 계산하는 단계;를 포함하는 종말 선도각 제어 방법.
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