KR102311201B1 - 요격 미사일 및 요격 미사일용 탄두 - Google Patents

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Abstract

수송 비행체에 장착될 수 있는 파편성 탄두가 제공되며, 상기 파편성 탄두는 길이방향의 축을 가지고 있다. 적어도 하나의 예에서, 상기 파편성 탄두는 상기 길이방향의 축을 따라서 뻗어 있는 포탄을 포함하고 있다. 상기 포탄은 고정된 탄피 부분과 파편 부분을 포함하고 있고, 고정된 탄피 부분과 파편 부분의 사이에 폭약을 수용하는 공동이 형성되어 있다. 상기 파편 부분은 파편 부분에서 상응하게 연속적으로 근접한 관계로 그리고 상기 길이방향의 축에 대해서 대체로 나선형 관계로 적어도 한 세트의 연속적으로 인접한 파편을 포함하고 있다. 대응하는 수송 비행체와 대응하는 미사일도 제공되어 있다.

Description

요격 미사일 및 요격 미사일용 탄두{INTERCEPTION MISSILE AND WARHEAD THEREFOR}
본 발명은 요격 미사일 및 요격 미사일용 탄두, 그리고 이러한 요격 미사일을 이용하는 시스템 및 방법에 관한 것이다.
본 발명에 대한 배경기술로 관련될 것으로 생각되는 참고문헌들이 아래에 열거되어 있다:
- WO 2013/105093
- WO 2006/238403
- US 4,093,153
- US 7,977,614
- US 6,209,820
- WO 2010/125569
- US 2005/077424
본 명세서에서 상기 참고문헌을 인정하는 것이 상기 참고문헌이 본 발명의 특허성과 어떤식으로든지 관련되어 있다는 것을 의미하는 것으로 추정하여서는 안된다.
시민 거주 지역을 타격하는 경우 그라드(GRAD)와 같은 지대지(GTG) 로켓은 심각한 위협물이다.
간단한 종래의 지대지(GTG) 로켓 구조는 매우 간단한 발사 수단과 저렴한 비용, 많은 발사장치의 배치와 목표 지역을 향해서 많이 그리고 장기간에 걸쳐서 발사될 수 있는 많은 로켓의 사용을 용이하게 하고, 건물을 손상시키고, 인명 손실과 부상을 초래할 뿐만아니라, 장기적이고 연속적인 위협의 대상이 되는 전 지역주민의 사기를 크게 손상시키는 명확한 고유의 장점을 가지고 있다.
최근에 (이스라엘의 라파엘(RAFAEL)사에 의해 제공된) "아이언 돔(IRON DOME)" 시스템이라고 하는 로켓 대응 시스템이 가자 지구로부터 발사된 그라드(GRAD) 로켓 및 다른 로켓의 목표물이 되었던 여러 마을을 보호하기 위해서 이스라엘 방위군(IDF)에 의해 도입되어 사용되고 있다.
지대지(GTG) 로켓의 요격에 있어서 중대한 난제는 치명성 문제(lethality problem)에 관한 것이다: 즉, 상기 로켓의 취약 부분은 비교적 작은 면적을 가지고 탄두 폭발물에 설치된 한 겹 또는 두 겹의 강철제 볼(steel-made ball)에 의해 둘러싸여 있다. 치명적인 요격의 달성은 직격 파괴(hit-to-kill) 기술을 이용하거나 비교적 무거운 파편(예를 들면, 기존의 자체가 텅스텐인 적어도 35그램 내지 40그램의 파편)으로 이루어진 매우 밀집된 파편살(beam of fragments)로 상기 위협물의 탄두를 타격하는 것에 의해 가능하다.
스피닝 로켓(spinning rocket)의 요격을 위한 직격 파괴 기술의 사용은 예측할 수 없는 진폭을 가진 상기 로켓의 섭동 운동(precession movement)으로 인해 문제가 될 것으로 여겨진다. 한편, 파편성 탄두에 기초한 파괴 메카니즘은 치명적인 효과를 달성하기 위해서 필요한 속도로 가속된 비교적 많은 수의 무거운 파편을 필요로 한다. 상기 파편성 탄두의 크기와 무게는 요격 미사일의 사이즈, 무게 및 비용에 직접적으로 영향을 미친다. 필요한 치명적인 파편의 갯수는 최종 단계(end game) 동안 요격 미사일에 대한 상기 로켓의 상대 위치에 관한 불확실성의 크기에 대체로 좌우된다. 이러한 불확실성의 크기를 줄이기 위한 종래의 해결방안은, 예를 들면, RF 탐색장치 또는 전자 광학 센서(electro-optical sensor)와 같은 상이한 내장형 센서를 이용하는 것이다. 이러한 불확실성의 크기를 줄이기 위한 다른 해결방안은 WO 2013/105093에 개시되어 있다. 상기 공보는, 대체적인 배경기술로서, 비행 물체를 탐지하고 추적하도록 구성된 적어도 두 개의 수동 센서와 적어도 하나의 능동 센서를 포함하는 센서 어레이, 그리고 상기 비행 물체를 요격하기 위해 요격 미사일을 발사하도록 구성된 미사일 발사장치를 포함하는 비행 물체 대항 시스템(counter-flying object system)을 개시하고 있는데, 이 시스템에서는 요격 미사일을 발사하는 즉시, 상기 센서 어레이가 요격 미사일과 비행 물체의 위치를 결정하고 상기 비행 물체와 요격 미사일의 위치 정보를 통제 시스템으로 보내도록 구성되어 있고, 상기 통제 시스템은 요격 미사일을 상기 비행 물체쪽으로 유도하고 치명성 기준(lethality criteria)이 충족될 때 파편성 탄두를 상기 비행 물체나 그 근처에서 작동시키기 위해서 상기 비행 물체와 요격 미사일의 위치에 기초하여 요격 미사일에 미션 데이터(mission data)를 제공하도록 구성되어 있다.
통상적으로, 이러한 제한사항이 비교적 간단하고 저렴한 비용의 로켓 발사 시스템에 대한 방어를 위해 정교하고 비싼 방어 시스템을 사용하게 한다.
상기 참고문헌의 내용은 그 전체가 본 명세서에 포함된다.
본 발명의 제1 실시형태에 따르면, 수송 비행체에 장착되도록 구성된 파편성 탄두가 제공되어 있고, 상기 파편성 탄두는 길이방향의 축을 가지고 있으며,
상기 길이방향의 축을 따라서 뻗어 있으며 고정된 탄피 부분과 파편 부분을 포함하고 있고, 고정된 탄피 부분과 파편 부분의 사이에 폭약을 수용하는 공동이 형성되어 있는 포탄;
을 포함하고 있고, 상기 파편 부분이 상기 파편 부분에서 상응하게 연속적으로 근접한 관계로 그리고 상기 길이방향의 축에 대해서 대체로 나선형 관계로 연속적으로 인접한 파편들로 이루어진 적어도 하나의 파편 집단을 포함하고 있다.
예를 들면, 상기 파편 부분이, 폭약의 폭발에 대응하여, 상기 길이방향의 축에 대해서 대체로 나선형 관계로 연속적으로 인접한 파편들로 이루어진 상기 적어도 하나의 파편 집단으로 파쇄되도록 구성되어 있다.
본 발명의 제1 실시형태에 따르면, 수송 비행체에 장착되도록 구성된 파편성 탄두가 제공되어 있고, 상기 파편성 탄두는 길이방향의 축을 가지고 있으며,
상기 길이방향의 축을 따라서 뻗어 있으며 고정된 탄피 부분과 파편 부분을 포함하고 있고, 고정된 탄피 부분과 파편 부분의 사이에 폭약을 수용하는 공동이 형성되어 있는 포탄;
을 포함하고 있고, 상기 파편 부분이, 폭약의 폭발에 대응하여, 상기 길이방향의 축에 대해서 대체로 나선형 관계로 연속적으로 인접한 파편들로 이루어진 적어도 하나의 파편 집단으로 파쇄되도록 구성되어 있다.
예를 들면, 상기 폭발 전에, 연속적으로 인접한 파편들로 이루어진 상기 적어도 하나의 파편 집단은 상기 파편 부분에서 상응하게 연속적으로 근접한 관계이고 그리고 상기 길이방향의 축에 대해서 대체로 나선형 관계이다.
추가적으로 또는 대체실시형태로서, 상기 파편 부분이, 폭약의 폭발에 대응하여, 상기 길이방향의 축에 대해서 대체로 나선형 관계로 연속적으로 인접한 파편들로 이루어진 복수의 측면방향으로 인접한 상기 파편 집단으로 파쇄되도록 구성되어 있다.
추가적으로 또는 대체실시형태로서, 상기 파편 부분이, 폭약의 폭발에 대응하여, 상기 길이방향의 축에 대해서 대체로 나선형 관계로 세 개의 측면방향으로 인접한 상기 파편 집단으로 파쇄되도록 구성되어 있고, 각각의 상기 파편 집단은 30개 내지 50개의 상기 연속적으로 인접한 파편을 포함하고 있다.
추가적으로 또는 대체실시형태로서, 상기 고정된 탄피 부분이, 폭약의 폭발의 개시시에, 폭약의 폭발에 의해 퍼져나가는 충격파가 상기 고정된 탄피 부분을 통하여 상기 파편 부분쪽으로 향하도록 구성되어 있다.
추가적으로 또는 대체실시형태로서, 상기 고정된 탄피 부분이 상기 길이방향의 축에 대해서 회전 대칭성을 가지고 있다.
추가적으로 또는 대체실시형태로서, 상기 고정된 탄피 부분이 대체로 관 형태를 하고 있다.
추가적으로 또는 대체실시형태로서, 상기 파편 부분에서 상응하게 연속적으로 근접한 관계로 그리고 상기 길이방향의 축에 대해서 대체로 나선형 관계로 연속적으로 인접한 파편들로 이루어진 각각의 상기 파편 집단이 상기 길이방향의 축에 대하여 미리 정해진 나선 각도로 배향되어 있다. 예를 들면, 상기 나선 각도가, 상기 폭발시에, 각각의 상기 파편 집단의 각각의 상기 파편이 상기 길이방향의 축으로부터 각각 4m 내지 8m의 대응하는 반경방향의 거리의 가상의 원통형 표면 위에서 약 2m 내지 약 4m의 길이를 따라 가상의 원통형 표면 위에 퍼져 있고, 상기 반경방향의 거리에서 인접한 파편들 사이에 0.1m 이하의 간격을 확보하도록 미리 정해져 있다. 예를 들면, 상기 나선 각도가 2.5°내지 3°이다.
추가적으로 또는 대체실시형태로서, 상기 파편 부분이 복수의 축방향으로 연속적으로 인접한 파편 부분 섹션으로 형성되어 있고, 각각의 상기 파편 부분 섹션은 측면방향으로 근접한 (맞닿는) 관계로 복수의 상기 파편을 포함하고 있고, 상기 길이방향의 축을 따라서 각각의 연속적인 상기 파편 부분 섹션의 상기 복수의 파편이 이전의 상기 파편 부분 섹션의 상기 복수의 파편 각각에 대해 상기 길이방향의 축에 대해서 각을 이루게 변위되어 있다. 예를 들면, 상기 파편 부분의 길이방향의 한 단부에 있는 첫 번째 상기 파편 부분 섹션의 상기 복수의 파편 각각이 상기 파편 부분의 길이방향의 다른 단부에 있는 마지막 상기 파편 부분 섹션의 상기 복수의 파편 각각에 대해 상기 길이방향의 축에 대해서 25°내지 35°의 각도 변위로 각을 이루게 변위되어 있다. 예를 들면, 연속된 상기 파편 부분 섹션으로 이루어진 각각의 한 쌍의 파편 부분 섹션의 상기 복수의 파편 각각이 상기 길이방향의 축에 대해 수직인 평면에 대해(평면을 따라서) 파편 집단 확산 각도만큼 각을 이루게 서로 변위되어 있다. 예를 들면, 상기 파편 집단 확산 각도가 0.5°내지 0.7°이다.
추가적으로 또는 대체실시형태로서, 상기 파편 부분이 상기 길이방향의 축에 대해서 대체로 나선형 밴드로서 형성되어 있고, 상기 고정된 탄피 부분이 상기 나선형 밴드와 상호 보완적인(complementary) 대체로 나선형 슬롯을 포함하고 있다. 예를 들면, 상기 대체로 나선형 밴드가 상기 파편의 2차원 평행사변형 패턴을 제공하도록 평면에 투영될 수 있다. 예를 들면, 상기 평행사변형 패턴이 세 개의 상기 파편의 폭에 대응하는 밑변과, 파편성 탄두의 축방향의 길이에 대응하는 높이를 가지고 있다. 예를 들면, 각각의 상기 파편이 25g 내지 35g의 무게를 가지고 있다.
추가적으로 또는 대체실시형태로서, 상기 파편 부분이 100개 내지 200개의 상기 파편의 총수를 포함하고 있다.
추가적으로 또는 대체실시형태로서, 상기 파편 부분이 3.5Kg 내지 4.5Kg의 총무게를 가진 상기 파편의 총수를 포함하고 있다.
추가적으로 또는 대체실시형태로서, 각각의 상기 파편이 평행사변형 형태의 평면 형상을 가지고 있다.
추가적으로 또는 대체실시형태로서, 폭약의 폭발 후에, 각각의 상기 파편 집단의 상기 파편들이 상기 길이방향의 축으로부터 7.5m보다 작은 거리에서 그라드(GRAD) 로켓 탄두의 직경보다 작은 각각의 인접한 한 쌍의 상기 파편 사이의 간격으로 연속적으로 이격되어 있다.
추가적으로 또는 대체실시형태로서, 폭약의 폭발 후에, 각각의 상기 파편 집단의 상기 파편들이 상기 길이방향의 축으로부터 4.5m 내지 7.5m의 거리에서 0.1m보다 작은 간격으로 연속적으로 이격되어 있다.
추가적으로 또는 대체실시형태로서, 폭약의 폭발 후에, 각각의 상기 파편 집단이 상기 길이방향의 축으로부터 7.5m보다 작은 거리에서 그라드(GRAD) 로켓 탄두의 축방향의 길이보다 짧은 간격으로 인접한 상기 파편 집단으로부터 이격되어 있다.
추가적으로 또는 대체실시형태로서, 폭약의 폭발 후에, 각각의 상기 파편 집단이 인접한 상기 파편 집단으로부터 상기 길이방향의 축으로부터 4.5m 내지 7.5m의 거리에서 0.50m보다 작은 간격으로 이격되어 있다.
추가적으로 또는 대체실시형태로서, 각각의 상기 파편이 비행 물체의 격파 구역과 충돌함으로써 비행 물체를 무력화시킬 수 있다. 예를 들면, 상기 격파 구역이 0.50m의 길이와 0.10m의 폭을 가지고 있다. 예를 들면, 상기 비행 물체가 로켓, 그라드(GRAD) 로켓, UAV(무인 항공기), 유인 비행기, 크루즈 미사일 중의 어느 하나이다.
본 발명의 제1 실시형태에 따르면, 파편성 탄두용 수송 비행체가 또한 제공되어 있고, 상기 파편성 탄두용 수송 비행체는
본 발명의 제1 실시형태에 대한 상기한 파편성 탄두;
통제 센터로부터 명령을 수신하는 업링크; 및
파편성 탄두에 작동가능하게 연결되어 있으며 수송 비행체와 비행 물체의 사이에 미리 정해진 간격을 두고 상기 파편성 탄두를 폭발시키도록 구성된 근접 신관;
을 포함하고 있고,
상기 수송 비행체는 적어도 상기 명령을 수신하는 것에 대응하여 조종가능하다.
예를 들면, 상기 수송 비행체가 추진로켓 단에 장착되도록 구성되어 있다.
예를 들면, 상기 근접 신관이 두 개의 편평한 레이저 빔을 발생시키고 상기 레이저 빔으로부터 수용된 반사광에 기초하여 신관작동 시간(fusion time) 결정을 하도록 구성되어 있다.
예를 들면, 상기 길이방향의 축은 수송 비행체의 길이방향의 축과 평행하다.
예를 들면, 상기 업링크가 예상 요격 지점(PIP), 목표물 및 수송 비행체 상태 벡터, 및/또는 목표물과 수송 비행체 사이의 상대 상태 벡터에 관한 데이터 또는 신호를 수신하는 수신기를 포함하고 있다.
예를 들면, 상기 수송 비행체가 상기 수송 비행체를 조향(조종)하는 복수의 피벗운동가능한 베인을 포함하고 있다.
예를 들면, 상기 수송 비행체가 독자적으로 목표물을 추적하도록 구성된 호밍 센서를 더 포함하고 있다.
본 발명의 제1 실시형태에 따르면, 비행 물체를 요격하는 미사일이 또한 제공되어 있고, 상기 미사일은
(a) 본 발명의 제1 실시형태에 대한 상기한 파편성 탄두용 수송 비행체; 및
(b) 상기 수송 비행체를 원하는 궤적을 따라 추진시키는 추진로켓 단;
을 포함하고 있다.
예를 들면, 상기 추진로켓 단이 그라드(GRAD) 로켓 시스템에 기초하거나 상기 추진로켓 단이 그라드(GRAD) 로켓 모터를 포함하고 있다.
본 발명의 제1 실시형태에 따르면, 요격 시스템이 또한 제공되어 있고, 상기 요격 시스템은
- 본 발명의 제1 실시형태에 대한 상기한 비행 물체를 요격하는 미사일을 적어도 하나 포함하는 미사일 포대;
- 적어도 하나의 상기 비행 물체를 탐지하고 추적하는 레이더 시스템;
- 상기 미사일에 대해 예상 요격 지점(PIP)을 결정하는 통제 센터;
- 각각의 예상 요격 지점(PIP)에서 각각의 상기 비행 물체를 요격하기 위해서 수송 비행체가 비행하는 동안 조종 데이터를 수송 비행체에 제공하는 통신 업링크;
를 포함하고 있다.
예를 들면, 상기 요격 시스템이 상기 수송 비행체를 예상 요격 지점(PIP)에서 비행 물체의 비행 경로에 대해 원하는 상대 각도로 선택적으로 배향시키도록 구성되어 있다.
예를 들면, 상기 상대 각도가 10°내지 12°이거나, 상기 상대 각도가 추적 요격 시나리오에서는 -20°내지 +40°이거나, 상기 상대 각도가 정면 충돌 요격 시나리오에 대해서는 +160°내지 +220°이다.
본 발명의 제1 실시형태에 따르면, 비행 물체를 요격하는 방법이 또한 제공되어 있고, 상기 방법은,
(i) 본 발명이 제1 실시형태에 대한 상기한 미사일을 제공하는 단계;
(ii) 비행 물체에 대해 요격 궤적을 따라서 수송 비행체를 선택적으로 발사하도록 추진로켓 단을 이용하는 단계;
(iii) 수송 비행체를 비행 물체에 근접하게 조종하는 단계;
(iv) 근접 신관을 통하여 파편성 탄두에 대해 최소 거리 내의 비행 물체를 탐지하는 단계; 그리고
(v) 단계 (iii)에 대응하여 폭약을 폭발시키는 단계;
를 포함하고 있다.
예를 들면, 단계 (iii)에서 수송 비행체가 예상 요격 지점(PIP)에서 비행 물체에 대해 상대 각도로 배향된다.
예를 들면, 상기 상대 각도가 10°내지 12°이거나, 상기 상대 각도가 추적 요격 시나리오에서는 -20°내지 +40°이거나, 상기 상대 각도가 정면 충돌 요격 시나리오에 대해서는 +160°내지 +220°이다.
예를 들면, 상기 방법이 예상 요격 지점(PIP)에서 수송 비행체와 비행 물체 사이에 4.5m 내지 7.5m의 간격을 제공하는 것을 포함하고 있고, 파편 부분은 예상 요격 지점(PIP)에서 비행 물체를 향해 있다.
본 발명의 제1 실시형태에 따르면, 파편성 탄두를 포함하고 있으며 확률 포락선(probability envelope) 내에서 알려진 치수의 격파 구역을 가지고 있는 비행 물체를 요격하기 위해 예상 요격 지점(PIP)으로 조종되도록 구성된 요격 미사일이 또한 제공되어 있고, 이 경우에, 적어도 하나의 상기 파편이 상기 확률 포락선 내에서 상기 격파 구역과 충돌하도록 보장하기 위해서 확률 포락선 내에서 임의의 두 개의 인접한 상기 파편 사이의 간격이 상기 알려진 치수 중의 적어도 하나보다 작게 되도록, 상기 파편성 탄두가 상기 확률 포락선쪽으로 향한 복수의 파편을 선택적으로 제공하도록 구성되어 있고, 각각의 상기 파편이 상기 격파 구역과 충돌함으로써 상기 비행 물체를 무력화시킬 수 있다.
예를 들면, 상기 격파 구역이 0.50m의 길이와 0.10m의 폭을 가지고 있다.
예를 들면, 상기 비행 물체가 로켓, 그라드(GRAD) 로켓, UAV(무인 항공기), 유인 비행기, 크루즈 미사일 중의 어느 하나이다.
본 발명의 제1 실시형태에 따르면, 수송 비행체에 장착되도록 구성된 파편성 탄두가 또한 제공되어 있고, 상기 파편성 탄두는 길이방향의 축을 따라서 길이방향의 치수를 가지고 있으며 상기 길이방향의 치수보다 큰 길이 치수로 뻗어 있는 이격된 선형 관계로 목표 구역에 상기 파편들로 이루어진 적어도 하나의 파편 집단을 포함하는 파편 패턴을 제공하기 위해서 상기 파편성 탄두로부터 요격 간격으로 이격된 목표 구역쪽으로 향한 복수의 파편을 선택적으로 제공하도록 구성되어 있고, 목표 구역에서 각각의 상기 파편 집단의 인접한 상기 파편들이 대상 목표물의 격파 구역의 치수 내에 있는 각각의 파편 간격으로 이격되어 있고, 각각의 상기 파편이 상기 격파 구역과 충돌함으로써 상기 대상 목표물을 무력화시킬 수 있다.
예를 들면, 상기 격파 구역이 0.50m의 길이와 0.10m의 폭을 가지고 있다.
예를 들면, 상기 비행 물체가 로켓, 그라드(GRAD) 로켓, UAV(무인 항공기), 유인 비행기, 크루즈 미사일 중의 어느 하나이다.
본 명세서에 개시되어 있는 사항을 보다 잘 이해하고 본 명세서에 개시되어 있는 사항이 실제로 어떻게 실시될 수 있는 지를 예를 들기 위해서, 이하에서는, 비제한적인 예로서, 첨부된 도면과 관련하여 몇 가지 예를 설명한다.
도 1은 본 발명의 한 예에 따른 요격 미사일을 측면도로 나타내는 개략도이다.
도 2는 도 1의 예의 요격 미사일의 수송 비행체를 부분 절개도로 나타내고 있다.
도 3a 및 도 3b는 도 1의 예의 수송 비행체의 후미 부분을 개략적으로 나타내고 있고;
도 3c는 특정 예에 따른, 공수 메인 섹션 시스템 아키텍쳐(airborne main section system architecture) 를 나타내고 있다.
도 4는 도 1의 예의 파편성 탄두를 등각 투영도로 나타내고 있다.
도 5는 도 4의 예의 파편성 탄두를 단면도로 나타내고 있고;
도 5a는 도 5의 예의 파편성 탄두의 변형예를 단면도로 나타내고 있다.
도 6은 도 4의 예의 파편성 탄두의 한 세트의 파편의 파편 패턴을 개략적으로 나타내고 있고;
도 6a는 도 4의 예의 파편성 탄두의 3세트의 파편의 파편 패턴을 개략적으로 나타내고 있다.
도 7은 도 4의 예의 파편 부분의 평면으로 나타낸 투영도를 나타내고 있다.
도 8은 목표물인 날아오는 로켓 탄두의 한 예를 나타내고 있다.
도 9는 도 1의 예의 근접 신관의 작동을 개략적으로 나타내고 있고;
도 9a는 상기 근접 신관의 작동과 관련된 불확실성의 정도를 개략적으로 나나태고 있다.
도 10은 도 5의 예의 파편의 발산상태(divergence)를 개략적으로 나타내고 있다.
도 11은 한 예에 따른 확률 포락선(probability envelope)을 개략적으로 나타내고 있다.
도 12a 본 발명의 특정 예에 따른 목표물 탐색 장치 헤드(seeker head)를 사용하지 않는 일반적인 탐지 및 추적 시나리오를 나타내고 있고;
도 12b는 본 발명의 특정 예에 따른 지상 통제 시스템 아키텍쳐를 나타내고 있고;
도 13는 본 발명의 특정 예에 따른, 센서 중의 시계들 사이의 정확한 동기화를 실행하기 위한 블록도를 개략적으로 나타내고 있고;
도 14는 본 발명의 특정 예에 따른, 동기화 결과를 나타내는 그림이고;
도 15는 본 발명의 특정 예에 따른 전형적인 요격 시나리오를 나타내고 있고;
도 16은 본 발명의 특정 예에 따른 요격 시나리오에서의 예시적인 센서 어레이 배치상태를 나타내고 있고;
도 17은 본 발명의 특정 예에 따른, 고정밀도로 동기화된 결합된 (레이더와 수동) 센서의 배치 체계를 나타내고 있고;
도 18, 도 18a 및 도 18b는 Y 좌표의 목표물의 측정값을 나타내고 있고;
도 19는 X 좌표의 목표물의 측정값을 나타내고 있고; 그리고
도 20a 및 도 20b는 본 발명의 특정 예에 따른 여러 작동의 시퀀스를 나타내고 있다.
도 1을 참고하면, 본 발명의 제1 예에 따른 요격 미사일(예를 들면, 비행 물체를 요격하기 위한 것)은 대체로 참고 번호 100으로 표시되어 있으며, 파편성 탄두용 수송 비행체(102)와 추진로켓 단(101)을 포함하고 있다.
추진로켓 단(101)은 수송 비행체(102)를 원하는 궤적을 따라서 발사하고 추진시키도록 구성되어 있으며, 적절한 추진 시스템(도시되어 있지 않음)을 포함하고 있다. 적어도 이 예에서는 상기 추진 시스템이 외부 케이싱(109) 내에 수용된 고체 추진제 및 고체 연료 로켓 모터를 포함하고 있지만, 이 예의 대체실시형태의 변형예에서는 상기 추진 시스템이 고체 연료 로켓 모터에 대신하여 또는 이에 추가하여, 예를 들면, 하나 이상의 액체 연료 로켓 엔진을 포함할 수 있다. 추진로켓 단(101)은, 예를 들면, 비행의 추진 단계(boost phase) 및/또는 관성비행 단계(coast phase) 동안, 그리고 수송 비행체(102)가 추진로켓 단(101)으로부터 분리될 때까지 미사일(100)을 안정화시키는 복수의 핀(103)을 더 포함하고 있다. 이 예에서, 핀(103)은 끝부분이 휘어진(wrap-around) 핀으로 구성되어 있으며, 격납 형태에서 전개 형태로 전개될 수 있다. 격납 형태에서는 상기 핀이 추진로켓 단(101)의 후미 부분(111)의 둘레를 둘러싸고 있어서, 간단한 기하학적 형태를 제공하고, 이것은 미사일(100)을 보관하기에 및/또는 미사일(100)을 미사일(100)의 최대 외측 직경보다 약간 더 큰 내측 직경을 가진 발사관으로부터 발사하기에 유용할 수 있다. 전개 형태(도 1에 도시되어 있는 형태)에서는 핀(103)이 추진로켓 단(101)의 길이방향의 축(AB)에 대해서 대체로 반경방향으로 바깥쪽으로 돌출되어 있다. 이 예의 대체실시형태의 변형예에서는, 상이한 안정화 시스템, 예를 들면, 고정된 핀이 사용될 수 있다.
추진로켓 단(101)의 전방 단부(108)는 수송 비행체(102)가, 예를 들면, 폭발 볼트(explosive bolt)를 통하여 추진로켓 단(101)의 전방 단부(108)에 탈착가능하게 장착될 수 있도록 구성되어 있다.
운용시에, 추진로켓 단(101)는 원하는 궤적을 따라서 미사일을 추진시키도록 최대 운동 에너지를 얻기 위해서, 그리고 관성비행 단계(coasting phase) 동안 미사일(100)의 탄도 계수를 증가시키기 위해서 미사일(100)을 추진시키는 역할을 한다. 수송 비행체(102)와 추진로켓 단(101)의 사이에서 단 분리(stage separation)가 일어나고, 상기 단 분리시에 추진로켓 단(101)이 분리되고, 수송 비행체는 유도 궤적을 따라서 예상 요격 지점(PIP)으로 계속하여 비행한다. 적어도 이 예에서는, 미사일(100)이 처음에는 유도되지 않고, 오히려 수송 비행체(102)를 예상 요격 지점(PIP)에 근접하게 보내도록 계산된 초기 방위각과 고도로 발사되고, 유도(guidance)는 단 분리 후에 행해진다.
이 예에서, 추진로켓 단(101)은 이미 개발되어 대량 생산되고 있는 그라드(GRAD) 타입 로켓에 기초하고 있다. 예를 들면, 추진로켓 단(101)은 수송 비행체(102)의 장착과 선택적인 분리를 가능하게 하기 위해 필요한 경우 적절하게 변형된 상기 그라드(GRAD) 타입 로켓의 적어도 일부분을 포함할 수 있다. 이러한 예에서, 각각의 추진로켓 단(101)의 단위 원가는 수송 비행체(102)용으로 특별히 개발된 추진로켓 단의 단위 원가에 비해서 비교적 저렴하다. 아래에서 보다 명확해지겠지만, 추진로켓 단(101)을 제공하기 위해 그라드(GRAD) 타입 로켓을 활용하는 이러한 특징은 각각의 미사일(100)의 경제적인 단위 원가를 최소화하는데 기여하므로, 적어도 일부 예에서는, 이러한 단위 원가가 미사일(100)에 의해 요격되어 무력화되도록 된 그라드(GRAD) 타입 로켓의 단위 원가에 필적할 수 있고, 다시 말해서, 미사일(100)에 의해 요격되어 무력화되도록 된 그라드(GRAD) 타입 로켓의 단위 원가와 적어도 같은 자릿수 내에 있을 수 있다. 또한, 적어도 일부 예에서는, 미사일(100)이 일반적인 그라드(GRAD) 타입 로켓용으로 설계된 발사장치를 이용하여 발사될 수 있고, 이로 인해 운용 비용이 더욱더 줄어들 수 있다.
본 명세서에서 어떤 대상물을 무력화시킨다는 것은 그 대상물을 파괴하거나, 그 대상물을 쓸모없게 만든다거나, 적어도 그 대상물의 치명성을 현저하게 감소시키는 것을 의미한다.
그라드(GRAD) 타입 로켓은 당해 기술 분야에서 잘 알려져 있으며 비교적 저렴한 경제적인 단위 원가를 가지는 로켓으로서 대량 생산되는 MLRS(다연장 로켓발사 시스템) 계열 로켓이라고 할 수 있다.
이러한 그라드(GRAD) 타입 로켓의 한 예는 통상적으로 다연장 로켓 발사장치를 포함하는 BM-21 발사체로부터 발사되는 러시아에서 생산된 M-210F 로켓이다. 이러한 그라드(GRAD) 타입 미사일의 몇가지 예는 122mm의 외측 직경, 2.8m의 길이, 약 19Kg의 페이로드(탄두) 무게를 포함하는 약 70Kg의 이륙 중량을 가지고 있고; 일부 변형예는 약 12km의 지대지 사거리를 가지는 반면에, 다른 예는 20km의 사거리를 가지고 있다. 그라드(GRAD) 로켓의 개량형은 약 40km의 사거리를 가지고 있다.
도 2를 참고하면, 수송 비행체(102)가 탄두 모듈(104), 근접 신관(105), 그리고 후미 모듈(106)을 포함하고 있다.
이 예에서, 근접 신관(105)은 축(AC)에 대해서 서로 경사지게 배치된, 두 개의 레이저 빔을 발생시키는 레이저 탐지기와, 반사된 레이저 빔을 탐지하는 레이저 탐지기를 포함하고 있다. 각각의 레이저 빔은 편평한 빔(flat beam)으로 형성되어 있다. 근접 신관(105)은 레이저 빔으로부터 수용된 반사광에 기초하여 신관작동 시간 결정(fusion time determination)을 하도록 구성되어 있다. 아래에서 보다 명확해질 것이지만, 근접 신관(105)은 비행 물체가 양쪽 레이저 빔을 가로지른 후 산출된 시간 간격에 폭약(360)을 폭발시키도록 (직접 또는 미션 컴퓨터(mission computer)를 통하여) 작동한다. 어쨌든, 근접 신관은 당해 기술 분야에서 잘 알려져 있으며, 예를 들면, L3(USA)에 의해 제공된 근접각 센서(proximity sensor), 또는 레이저레이더(LADAR) 또는 레이더 기술에 기초한 임의의 다른 적절한 거리계 시스템(range finder system)을 포함하고 있다. 이 예의 대체실시형태의 변형예에서는, 다른 종류의 근접 신관이 필요한 부분만 약간 수정하여 사용될 수 있다.
도 3a를 참고하면, 후미 모듈(106)이 배터리(201), 조향 시스템(202), 내비게이션 시스템(203), 그리고 통신 시스템(204)을 포함하고 있다.
조향 시스템(202)은 구동장치(도시되어 있지 않음), 액추에이터(205), 그리고 조향 핀(107)을 포함하고 있다. 이 예에서, 조향 핀(107)은 격납 형태에서 전개 형태로 전개될 수 있도록 후미 모듈(106)에 피벗운동가능하게 장착되어 있다. 격납 형태(예를 들면, 도 1 참고)에서는, 조향 핀(107)이 후미 모듈(106)에 형성된 축방향의 슬롯(107A)(도 2)에 수용되어 있다. 전개 형태(도 2, 도 3a, 도 3b에 도시되어 있는 형태)에서는, 조향 핀(107)이 수송 비행체(102)의 길이방향의 축(AC)에 대해서 반경방향으로 돌출하도록 각각의 슬롯의 외측으로 피벗운동된다. 일단 조향 핀이 전개되면, 조향 핀은 수송 비행체(102)의 길이방향의 축(AC)에 대해서 피치 조정 모멘트(pitch control moment), 롤 조정 모멘트(roll control moment), 그리고 요 조정 모멘트(yaw control moment) 중의 하나 이상을 제공하기 위해서 수송 비행체(102)의 길이방향의 축(AC)으로부터 반경방향으로 돌출되어 있는 각각의 축(VA)을 중심으로 피벗운동될 수 있다. 이 예의 대체실시형태의 변형예에서는, 예를 들면, 접을 수 있는 피벗운동가능한 핀(예를 들면, 끝부분이 휘어져 있는 피벗운동가능한 핀) 또는 영구적으로 전개된 피벗운동가능한 핀과 같은 다른 조향 시스템이 사용될 수 있다.
내비게이션 시스템(203)은 미사일(100)의 공간적 방위, 특히 세 개의 직교축(예를 들면, 수송 비행체(102)의 피칭운동 축, 롤링운동 축 및 요잉운동 축)에 대한 수송 비행체(102)의 공간적 방위를 결정하기 위해 각도 변위를 측정하도록 구성된 관성 장치(도시되어 있지 않음)와 공수 컴퓨터(airborne computer)(206)를 포함하고 있다. 선택적으로, 내비게이션 시스템(203), 특히 관성 장치는, 미사일 공간적 위치의 결정의 정확도를 높이기 위해서, 특히, 순차적인 업링크 통신 사이의, 상기 세 개의 직교축에 대한 수송 비행체(102)의 공간적 위치(그리고 공간적 방위)의 결정의 정확도를 높이기 위해서 상기 세 개의 직교축의 각각을 따라서 가속도계를 포함할 수 있다.
공수 컴퓨터(206)는 적어도 아래의 작업: 즉
- 수송 비행체(102)를 예상 요격 지점(PIP)으로 유도하는 유도 작업;
- 비행하는 동안 수송 비행체(102)의 공간적 위치와 공간적 방위를 결정하는 내비게이션 작업;
- 예상 요격 지점(PIP)에서의 수송 비행체(102)의 원하는 공간적 방위를 제공하는 것을 포함하는, 조향 기구의 폐루프 제어를 위한 제어 작업;
- 수송 비행체(102)와 추진로켓 단(101) 사이의 단분리의 작동(activation);
- 근접 신관(105)을 포함하는 파편성 탄두(104)의 작동(activation);
을 포함하는 다수의 작업을 수행하도록 구성되어 있다.
통신 시스템(204)은 미사일(100)로, 특히, 비행하는 동안 수송 비행체(102)로 업데이트된 제어 명령이나 정보를 제공하기 위해 업링크 수신기(도시되어 있지 않음)와 안테나(207)를 포함하고 있다.
도 3c를 참고하면, 본 발명의 적어도 몇 가지 예에 따른 공수 메인 시스템 아키텍쳐(airborne main system architecture)가 도시되어 있는데, 상기 공수 메인 시스템 아키텍쳐에서는 조향 시스템(202)이, 그 자체로 알려져 있는 것과 같이, 조향 핀(2003)(예를 들면 핀(107))을 작동시키도록 액추에이터(2002)에 명령하도록 구성된 구동장치(2001)을 포함하고 있다. (내비게이션 시스템의 일부를 형성하는) 공수 컴퓨터(2004)이 배터리(2005)에 의해 전력을 공급받아서 세 개의 서로 직교하는 축에서의 수송 비행체(102)의 각위치(angular position)를 결정하는 (내비게이션 시스템의 일부를 형성하는) 몸체 각도 비율 측정 모듈(body angle rate measurements module)(2006)과 (조향 구동장치(2001)에 의해) 조향 핀(2003)을 나타내는 피드백을 수신한다. 상기 공수 시스템은 비행하는 동안 수송 비행체(102)를 업데이트하기 위해 주된 외부 소스(예를 들면, 지상 센서)로부터 (통신 시스템의 일부를 형성하는) 업링크 수신기(2007) 및 관련 안테나를 통하여 입력신호를 더 수신한다. 공수 컴퓨터(2004)는 이러한 데이터 모두를 아래의 작업: 즉,
(i) 조향 구동장치를 통하여 조향 핀(2003)으로 보내지는 조향 명령을 발생시킴으로써 수송 비행체(102)를 예상 요격 지점(PIP)쪽으로 방향을 바꾸게 하거나 유도하는 유도 작업;
(ii) (몸체 각도 비율 측정 모듈(2006)에 기초하여) 비행하는 동안 수송 비행체(102)의 공간적 위치와 공간적 방위를 결정하는 내비게이션 작업;
(iii) 예상 요격 지점(PIP)에서의 수송 비행체(102)의 원하는 공간적 방위를 제공하는 것을 포함하는, 조향 기구의 폐루프 제어를 위한 제어 작업;
(iv) 수송 비행체(102)와 추진로켓 단(101) 사이의 단분리의 작동(activation);
(v) 근접 신관(2008)(예를 들면, 근접 신관(105))을 포함하는 파편성 탄두의 작동(activation);
을 위해서 처리한다.
본 발명이 상기의 특정 시스템 아키텍쳐로 제한되지 않는다는 것을 알아야 한다.
운용시에, 공수 컴퓨터(2004)는 내장된 관성 측정 장치로부터 그리고 (통신 시스템의 업링크 수신기(2007)를 사용하는) 업링크 통신 채널에 의한 수송 비행체의 위치의 외부 측정 장치로부터 업데이트된 내비게이션 데이터를 수신한다.
적어도 어떤 예에 따르면, 예상 요격 지점(PIP)쪽으로 수송 비행체(102)의 조향 장치를 제어하는 유도 규칙(guidance rule)은 (반드시 그런 것은 아니지만) 예를 들면 기존의 비례 항법 전형(proportional navigation paradigm)을 따를 수 있다.
도 2 및 도 4를 참고하면, 상기 탄두 모듈(104)은 파편성 탄두(300)를 수용하고 있다.
이와 같이, 파편성 탄두(300)는 수송 비행체(102)에 장착되도록 구성되어 있다. 상기 파편성 탄두는 길이방향의 축(LA)을 가지고 있고, 이 예에서 상기 길이방향의 축(LA)은 (수송 비행체(102)가 추진로켓(101)에 장착되어 있는 동안) 수송 비행체(102)의 길이방향의 축(LC)과 동축이며, 추진로켓(101)의 길이방향의 축(LB)과도 동축이다. 그러나, 이 예의 대체실시형태의 변형예에서는, 상기 길이방향의 축(LA)은, (수송 비행체(102)가 추진로켓(101)에 장착되어 있는 동안) 수송 비행체(102)의 길이방향의 축(LC) 및/또는 추진로켓(101)의 길이방향의 축(LB)과 평행할 수 있거나, 대체실시형태로서 (수송 비행체(102)가 추진로켓(101)에 장착되어 있는 동안) 수송 비행체(102)의 길이방향의 축(LC) 및/또는 추진로켓(101)의 길이방향의 축(LB)에 대해서 영이 아닌 각도를 이룰 수 있다.
특히 도 4 및 도 5를 참고하면, 파편성 탄두(300)는 상기 길이방향의 축(LA)을 따라서 뻗어 있으며 고정된 탄피 부분(310)과 파편 부분(350)으로 이루어진 포탄(320)을 포함하고 있다. 고정된 탄피 부분(310)과 파편 부분(350)의 사이에는 공동(330)이 형성되어 있고, 이 공동(330)에는 폭약(360)이 수용된다.
고정된 탄피 부분(310)은, 폭약(360)의 폭발의 개시시에, 폭약의 폭발에 의해 퍼져나가는 충격파가 고정된 탄피 부분(310)에 의하여 상기 파편 부분(350)쪽으로 향하도록 구성되어 있다. 따라서, 폭약의 폭발시에, 고정된 탄피 부분(310)은 자신의 기계적인 완전성(mechanical integrity)을 유지하고 폭발로 인한 폭풍을 파편 부분(350)쪽으로 향하게 하여, 파편 부분을 개개의 파편(355)으로 부서지게 하고, 파편을 Fl 방향, F 방향 및 F2 방향으로 고속으로 튀어나가게 한다.
본 명세서에서 보다 명확해지겠지만, 도 6 및 도 6a를 참고하면, 파편 부분(350)은 개개의 파편(355)으로 이루어진 세 개의 측면방향으로 인접한 파편 집단(370)으로 파쇄되도록 구성되어 있고, 각각의 파편 집단(370)은, 폭약(360)의 폭발에 대응하여, 상기 길이방향의 축(LA)에 대해서 대체로 나선형 관계로 복수의 연속적으로 인접해 있지만 이격된 파편(355)을 포함하고 있다 - 명료성을 기하기 위해서 도 6은 단 하나의 이러한 파편 집단(370)을 나타내고 있지만, 도 6a는 세 개의 파편 집단(370)을 나타내고 있다. 이 예의 대체실시형태의 변형예에서는, 상기 파편 부분(350)이 파편(355)으로 이루어진 단 하나의 파편 집단(370)으로 파쇄되거나, 파편(355)으로 이루어진 두 개의 측면방향으로 인접한 파편 집단(370)으로 파쇄되거나, 또는 파편(355)으로 이루어진 복수의(세 개보다 많은 수를 포함) 측면방향으로 인접한 파편 집단(370)으로 파쇄되고, 각각의 파편 집단(370)은, 폭약(360)의 폭발에 대응하여, 상기 길이방향의 축(LA)에 대해서 대체로 나선형 관계로 복수의 연속적으로 인접한 파편(355)을 포함하고 있다.
포탄(320), 그리고 특히 고정된 탄피 부분(310)은 길이방향의 축(LA)에 대해서 회전 대칭성을 가진다. 이 예에서, 포탄(320), 그리고 특히 고정된 탄피 부분(310)은 대체로 관형상이고, 이 예에서 파편 부분(350)의 근처에서 대체로 편평한 단부 벽(321, 322)을 가지고 있다. 그러나, 이 예의 대체실시형태의 변형예에서는, 포탄(320), 그리고 특히 고정된 탄피 부분(310)은, 예를 들면, 불룩한 원기둥 또는 뚜껑을 덮은 구(capped sphere)의 형태로 상이한 회전 대칭성을 가질 수 있고, 및/또는 상기 단부 벽은 편평하지 않을 수 있고, 및/또는 고정된 탄피 부분은, 예를 들면, 다각형 단면을 가질 수 있다.
파편 부분(350)은 상기 길이방향의 축(LA)에 대해서 대체로 나선형 밴드(390)로 형성되어 있고, 고정된 탄피 부분(310)은 나선형 밴드(390)에 대해 상호 보완적인 가장자리부(311, 312)(도 5)에 의해 형성된 대체로 나선형 슬롯을 포함하고 있다. 나선형 밴드(390)는 이 예에서 파편(355)으로 이루어진 세 개의 측면방향으로 인접한 파편 집단(370)(각각, 파편 집단 370A, 파편 집단 370B, 파편 집단 370C라고 함)을 포함하고 있고, 각각의 파편 집단(370)은 파편 부분(350)에서 상응하게 연속적으로 근접한 관계로 그리고 상기 길이방향의 축(LA)에 대해서 대체로 나선형 관계로 복수의 연속적으로 인접한 파편(355)을 포함하고 있다.
따라서, 각각의 파편 집단(370)에서, 파편(355)들은 폭약(360)이 폭발하기 전에 근접해 있고, 폭발 후 파편(355)이 파편성 탄두(300)로부터 튀어나간 후에 이격된다.
도 7에 도시되어 있는 바와 같이, 대체로 나선형 밴드(390)는 도 7에서 390'으로 표시된, 상기 대체로 나선형 밴드의 편평한 투영을 제공하기 위해서 평면에 투영될 수 있다. 투영된 밴드(390')는 근접한 파편(355)들의 2차원 패턴을 형성하고, 상기 2차원 패턴은 밑변 B와 높이 H를 가지는 평행사변형의 형상으로 된다. 상응하게, 이 예에서, 각각의 파편(355)도 평행사변형 평면형상을 가진다.
따라서 각각의 파편 집단(370)은 상기 길이방향의 축(LA)에 대해서 나선 각도 Φ로 배향되어 있다. 이 예에서, 상기 나선 각도 Φ는, 폭약(360)이 폭발하고 파편(355)이 파편성 탄두로부터 튀어나간 후, 각각의 파편 집단(370)의 각각의 파편(355)이 상기 길이방향의 축으로부터 각각 4.5m 내지 7.5m의 대응하는 반경방향의 거리에서, 가상의 원통형 표면(CS)(도 6 및 도 6a 참고) 상의 약 2m 내지 약 4m의 거리를 따라서 상기 가상의 원통형 표면(CS) 위에 퍼지고, 또한 상기 반경방향의 거리에서 인접한 파편(355)들 사이에 0.10m 이하의 간격을 확보하도록 되어 있다. 따라서, 각각의 파편 집단(370)은 20개 내지 40개의 파편을 필요로 한다.
예를 들면, 상기 나선 각도 Φ는 2.5°내지 3°이다.
이 예에서, 밑변 B는 세 개의 파편(355)의 폭(w)에 대응하고, 높이 H는 파편성 탄두(300)의 축방향의 길이 L에 대응한다. 이 예에서, 각각의 파편(355)의 폭(w)은 약 24mm이고, 따라서 밑변 B는 약 72mm이다. 각각의 파편(355)의 두께는, 예를 들면, 약 5mm로 될 수 있다.
파편 부분(350)은 복수의 축방향으로 인접한 파편 부분 섹션(375)으로 형성되어 있고, 각각의 파편 부분 섹션(375)은 측면방향으로 인접하거나, 맞닿거나 또는 근접한 관계로 다수의 파편(355)을 포함하고 있다. 이 예에서, 각각의 파편 부분 섹션(375)은 세 개의 파편(355)을 가지고 있는데: 제1 파편(355)은 제1 파편 집단(370A)에 속하고, 제2 파편(355)은 제2 파편 집단(370B)에 속하고, 그리고 제3 파편(355)은 제3 파편 집단(370C)에 속한다. 이 예에서는, 각각의 파편 집단(370)의 38개의 파편에 대응하여 상기 길이방향의 축(LA)을 따라서 38개의 파편 부분 섹션(375)이 있다. 각각의 파편은 약 17mm의 길이(l)를 가지고 있고, 따라서 투영된 밴드(390')의 긴 크기의 길이(S)는 약 646mm이다. 이 예의 대체실시형태의 변형예에서는, 각각의 파편 집단이 38개보다 많거나 적은 수의 파편(355)을 가질 수 있다.
이 예의 대체실시형태의 변형예에서는, 상기 파편 부분이 각각 40개의 파편으로 이루어진 세 개의 파편 집단(370)을 포함할 수 있고, 및/또는 파편(355)이 17.6mm의 폭(w)과 17.6mm의 길이와 6.6mm의 두께를 가진 마름모꼴 형상으로 될 수 있고; 따라서 대응하는 밑변 B는 53mm이다.
길이방향의 축(LA)을 따라서 놓인 각각의 연속적인 파편 부분 섹션(375)의 복수의 파편(355)은 이전의 파편 부분 섹션(375)의 각각의 복수의 파편(355)에 대해 길이방향의 축(LA)에 대해서 각을 이루게 변위되어서, 상기 길이방향의 축(LA)에 대해서 각각의 파편 집단(370)의 파편(355)들의 대체로 나선형 관계를 제공한다.
이 예에서, 도 4를 참고하면, 파편 부분(350)의 길이방향의 한 단부(단부 벽(321)에 대응하는 단부)의 제1 파편 부분 섹션(375)의 복수의 파편(355)은 총확산 각도 θ에 대응하는 각도 변위만큼 파편 부분(350)의 길이방향의 다른 단부(단부 벽(322)에 대응하는 단부)의 마지막 파편 부분 섹션(375)의 복수의 파편(355)에 대해 길이방향의 축(LA)에 대해서 각을 이루게 변위되어 있다. 이 예에서, 상기 총확산 각도 θ는 25°내지 35°, 바람직하게는 약 30°이지만, 이 예의 대체실시형태의 변형예에서는, 상기 총확산 각도 θ가, 예를 들면, 18°내지 22°와 같이 다르게 될 수 있다. 상기 총확산 각도 θ는 길이방향의 축(LA)으로부터 소정의 거리에서의 파편(355)의 밀도를 결정한다. 예를 들면, 상기 총확산 각도 θ가 커질수록, 주어진 반경방향의 거리에서 파편(355)의 확산이 커지고, 동일한 갯수의 파편에 대해서, 인접한 파편(355)들 사이의 간격이 커진다. 총확산 각도 θ의 선택은 비행 물체와 수송 비행체 사이의 상대 거리와 위치의 결정의 정확성, 그리고 비행 물체의 격파 구역(killing zone)의 크기에 의존한다.
따라서, 이 예에서, 연속적인 파편 부분 섹션(375)의 각 쌍의 각각의 복수의 파편(355)은 길이방향의 축(LA)에 대해 수직인 평면에 대해서(다시 말해서, 상기 평면을 따라서) 파편 집단 확산 각도 θ'만큼 서로 각을 이루게 변위된다. 이러한 파편 집단 확산 각도 θ'는 약 0.5°내지 약 1°이다. 예를 들면, 파편 집단(370)당 40개의 파편을 가정하여, 파편 집단 확산 각도 θ'는 약 7.5m의 반경방향의 거리에서 두 개의 인접한 파편(355)들 사이의 0.1m의 최대 간격을 달성하기 위해서 30°의 총확산 각도 θ에 대해 약 0.75°내지 약 0.8°이고, 약 10m의 반경방향의 거리에서 두 개의 인접한 파편(355)들 사이의 0.1m의 최대 간격을 달성하기 위해서 20°의 총확산 각도 θ에 대해 약 0.45°내지 약 0.55°이다.
이 예에서, 도 5를 다시 참고하면, 각각의 파편 부분 섹션(375)의 각각의 파편(355)은, 파편 집단(370)들 사이의 바람직한 확산 각도의 크기에 따라, 동일 평면상에 있거나, 공동(330)에 대해 대체로 볼록한 관계(다시 말해서, 공동(330)으로부터 멀어질수록 볼록하게 돌출하는 관계)로 되거나, 또는 공동(330)에 대해 대체로 오목한 관계(다시 말해서, 공동(330)에 가까워질수록 볼록하게 돌출하는 관계)로 될 수 있다. 따라서, 중심 파편(355)은 방향 F를 향하는 반면에, 두 개의 외측 파편(355)의 각각은, 방향 F로부터 각도 α만큼 각을 이루게 각각 변위된, 방향 Fl과 방향 F2를 향한다. 예를 들면, 5°미만의 비교적 작은 확산 각도 α에 대해서, 각각의 파편 부분 섹션(375)의 각각의 파편(355)은, 도 5a에 도시되어 있는 바와 같이, 공동(330)에 대해 대체로 오목한 관계(다시 말해서, 공동(330)에 가까워질수록 볼록하게 돌출하는 관계)에 있다. 이론에 얽매이지 않고, 외측 파편 집단(370A, 370C)의 파편(355)의 방출의 실제 방향(각도 α)은 폭발물(360)로부터 발생되는 파편(355)과 직접적인 충격파와의 상호작용, 고정된 탄피 부분(310)에 의해 파편(355)으로 반사된 충격파, 외측 파편(355)과 가장자리부(311, 312)의 포탄 사이의 경계 효과(boundary effects), 그리고 인접한 파편(355)들 사이의 경계 효과에 의해서 결정된다고 생각된다. 따라서, 예를 들어, 세 개의 파편 집단(370)의 인접한 파편(355)이 동일 평면상에 있는 본 예의 변형예에서는, 파편들이 약 5°보다 큰 확산 각도 α로 방출될 수 있다.
각각의 파편 부분 섹션(375)의 각각의 파편(355)에 의해서 형성된 곡률은 고정된 탄피 부분(310)의 곡률보다 작고, 상기 탄두 모듈(104)의 외측 케이싱(316)과 파편 부분(350) 사이에 공간(315)을 제공한다.
이 예에서, 각각의 파편(355)은 25g 내지 35g, 예를 들면 약 30g의 무게를 가진다. 그러나, 이 예의 대체실시형태의 변형예에서는, 각각의 파편이 목표물의 특성과, 각각의 수송 비행체와 파편성 탄두의 구체적인 구성에 따라 2g 내지 50g의 무게를 가질 수 있다.
이 예에서, 파편성 탄두(300), 특히 파편 부분(355)은 3Kg 내지 4.5Kg, 예를 들면 3.42Kg의 총무게를 가지는 상기 파편의 총수를 포함한다. 그러나, 이 예의 대체실시형태의 변형예에서는, 파편(355)이, 예를 들면, 2.4Kg 내지 5Kg의 총무게를 가질 수 있다.
일반적으로, 폭발물(360)의 무게는 적어도 모든 파편(355)의 무게, 예를 들면, 4Kg에 맞추어지고, 고정된 탄피 부분(310)의 무게도 파편의 무게에 맞추어진다. 따라서, 약 4Kg의 총무게에 대해서, 파편성 탄두는 약 12Kg이다. 추가적으로, 수송 비행체(102)의 나머지 부분(구조물, 항공 전자 기기, 등)이 12Kg의 무게를 가질 수 있다.
따라서, 파편 부분(350)의 상기의 순중량(net weight)은 수송 비행체(102)를 24Kg 이하로 되게 하고, 수송 비행체(102)를 그라드(GRAD) 타입 로켓에 기초하는 추진로켓 단(101)에 의해 운반될 수 있게 한다. 그라드(GRAD) 타입 로켓에 있어서 통상적인 그라드(GRAD) 탄두는 약 19Kg의 비슷한 무게를 가지고 있다.
이 예에서, 파편성 탄두(300), 특히 파편 부분(350)은 100개 내지 200개, 예를 들면 114개의 파편(355)의 총수를 포함한다. 그러나, 이 예의 대체실시형태의 변형예에서는, 파편성 탄두(300), 특히 파편 부분(350)은 파편 부분(350)에 대해서 2.5Kg 내지 5Kg의 동일한 총무게를 유지하면서 1,200개(각각 2g인 경량 파편) 내지 100개(각각 50g인 파편)의 파편(355)의 총수를 포함할 수 있다.
이 예에서, 각각의 파편(355)은 아래의 조건: 즉,
(A) 날아오는 그라드(GRAD)-타입 로켓의 탄두에 충격을 가하여 뚫고 들어가기에 충분한 날아오는 그라드(GRAD)-타입 로켓의 탄두에 대한 충격 속도를 제공하기 위해서 폭약(360)의 폭발에 의해 각각의 파편(355)이 파편성 탄두(300)로부터 튀어나온다;
(B) 각각의 파편(355)이 날아오는 그라드(GRAD)-타입 로켓의 탄두에 대해 미리 정해진 격파 구역 내에서 날아오는 그라드(GRAD)-타입 로켓의 탄두에 충격을 가하여, 파편(355)이 이러한 격파 구역을 관통함으로써 날아오는 그라드(GRAD)-타입 로켓의 탄두를 무력화시킨다;
는 조건하에서 날아오는 그라드(GRAD)-타입 로켓의 탄두를 무력화시킬 수 있도록 구성되어 있다.
다시 말해서, 각각의 파편(355)은 격파 구역(kill zone)을 타격함으로써 날아오는 탄두를 무력화시킬 수 있다.
조건 (A)와 관련하여, 이 조건은 각각의 파편(355)에 필요한 운동량을 제공함으로써 달성될 수 있다. 예를 들면, 이 조건은 날아오는 그라드(GRAD)-타입 로켓의 탄두가 소정의 범위 내에 있을 때 폭약(360)을 폭발시키고, 당해 기술 분야에서 잘 알려져 있는 폭약용 적절한 물질을 제공함으로써 달성될 수 있다. 예를 들면, 상기와 같은 적절한 충격 속도는 날아오는 그라드(GRAD)-타입 로켓의 탄두를 파편성 탄두(300)로부터 10m 범위 내에서, 예를 들면, 4.5m 내지 7.5m의 범위 내에서 요격하고, 약 1.7km/s의 속도로 파편(355)을 방출시킴으로써 제공될 수 있다. 상기 충격 속도는 수송 비행체와 비행 물체 사이의 방출 속도(ejection velocity)와 최종 속도(closing velocity). 예를 들면, 이러한 충격 속도는 약 2km/s이 될 수 있다.
조건 (B)와 관련하여, 도 8을 참고하면, 날아오는 그라드(GRAD)-타입 로켓의 탄두는 참고 번호 1로 표시되어 있으며, 통상적으로 약 700mm의 전체 길이 GL과 약 122mm의 직경 GD를 가진 대체로 오자이브(ogive) 또는 원뿔형 돌출부(2)와 원통형 후미 부분(3)을 가지고 있다. 도 8에서 KZ로 표시된 격파 구역은, 예를 들면, 탄두(1)의 형태로 된, 날아오는 위협물의 부피, 예를 들면, 날아오는 탄두(1)와 동축인 (상기의 직경 GD와 전체 길이 GL보다 각각 더 작은) 직경 KD와 길이 KL의 원통형 표면 또는 부피 내에 한정된다. 따라서, 격파 구역 KZ은, 도 8에 도시되어 있는 것과 같이, 날아오는 탄두(1)를 측면도로 보았을 때 직사각형 구역으로 보인다. 전형적인 그라드(GRAD) 타입 로켓에 대해서, 격파 구역 길이 KL은 약 500mm로 될 수 있고, 격파 구역 직경 KD은 100mm로 될 수 있다. 격파 구역 직경 KD의 상기 값은 날아오는 탄두(1)의 표면에 대한 30°이상의 타격 각도(strike angle)를 제공하는 것에 대응한다.
본 발명의 한 실시형태에 따르면, 파편성 탄두(300)는 알려진 크기의 격파 구역을 가지는 비행 물체를 확률 포락선(PE) 내에서 요격하기 위해서 수송 비행체(102)에 의해 예상 요격 지점(PIP)으로 조종되도록 구성되어 있다. 예를 들면, 상기 비행 물체는 500mm×100mm 크기의 격파 구역 KZ을 가진 탄두(1)이다. 다시 말해서, 본 명세서에서 보다 명확해질 것이지만, 확률 포락선(PE)은 격파 구역 KZ이 알려지는 것이 고도의 확실성으로 결정되는 예상 요격 지점(PIP)과 관련된 공간상의 부피로 생각될 수 있다. 본 명세서에서 보다 명확해질 것이지만, 파편성 탄두(300)는, 적어도 하나의 파편(355)이 확률 포락선(PE) 내의 격파 구역 KZ에 충격을 가하고, 이것에 의해 날아오는 탄두를 무력화시키는 것을 보장하기 위해서, 확률 포락선(PE) 내의 임의의 두 개의 인접한 파편(355)사이의 간격이 격파 구역 KZ의 치수들 중의 적어도 하나보다 작게 되도록, 이 확률 포락선(PE)쪽으로 향하는 복수의 파편(355)을 선택적으로 제공하도록 구성되어 있다.
도 9를 참고하면, 적어도 일부 예에서, 길이방향의 축(AC)이 통상적으로 날아오는 탄두(1)의 비행 경로(FP)와 정렬되어 있는, 예를 들면, 비행 경로(FP)와 대체로 정렬되어 있는 날아오는 탄두(1)의 길이방향의 축과 평행하지 않은 상태로 수송 비행체(102)가 예상 요격 지점(PIP)으로 접근하는 것이 예상된다. 대체실시형태로서, 예를 들면, 길이방향의 축(AC)은 날아오는 탄두(1)의 길이방향의 축(날아오는 탄두(1)의 길이방향의 축은 통상적으로 비행 경로(FP)와 정렬되어 있다)과 추적 시나리오에 대해서는 비행 경로(FP)에 대해 -20°내지 +40°에 이르는 상대 각도 λ로 정렬되고, 정면 충돌 시나리오(head-on scenario)에 대해서는 +160°내지 220°의 상대 각도 λ로 정렬된다. 또한, 근접 신관(105)은 수송 비행체(102)에 근접한 곳에 날아오는 탄두(1)가 존재하는 것을 탐지하고, 이에 따라 폭약(360)이 폭발한다.
도 6을 참고하면, 파편(355)이 여전히 파편성 탄두(350)에 있을 때(다시 말해서, 폭발 전에) 각각의 파편 집단(370)의 파편(355)의 나선 각도는 폭발후 파편(355)이 방출됨에 따라 상기 길이방향의 축(LA)으로부터의 반경과 함께 급속하게 증가한다는 사실을 쉽게 알 수 있다. 이와 같이, 폭발 전에 약 2°또는 3°의 작은 나선 각도로 시작하여, 상기 나선 각도가 상기 길이방향의 축(LA)으로부터 4.5m 내지 7.5m의 거리에서 약 80°로 증가할 수 있다. 따라서, 상기 길이방향의 축(LA)과 비행 경로(FP) 사이의 약 10°(또는 190°)의 상대 각도 λ는 예상 요격 지점(PIP)에서 비행 경로(FP)에 대한 각각의 파편 집단(370)의 방출된 파편(355)의 배치가 대략 수직으로 될 것이라는 것을 보장한다. 도 11을 참고하면, 이것이 파편과 비행 물체의 길이방향의 축(비행 물체의 비행 경로(FP)와 평행한 것으로 가정함) 사이의 최적의 각도 관계이다.
도 11을 참고하면, 나선 각도를 증가시키면, 방출된 파편(355)의 인접한 파편 집단(370)들 사이의 간격(d)이, 각각의 파편 집단(370)의 파편의 확산 방향인 SP2 방향과 수직인 SP1 방향으로, 감소하는 결과를 초래한다는 사실을 주의하여야 한다. 이러한 효과는 인접한 파편 집단(370A, 370B, 370C)들 사이의 초기 확산 각도 α를 증가시킴으로써 보완될 수 있다.
나선 각도를 증가시키는 것의 다른 효과는 각각의 파편 집단(370)의 파편의 확산 방향인 SP2 방향을 따라서 인접한 파편 집단들 사이의 부분적인 겹침과 관련되어 있다. 도 11에서 볼 수 있는 것과 같이, 방출된 파편(355)의 확산 범위는 하나의 평면에 투영하였을 때 평행사변형의 형태이므로:
- 방출된 파편(355)의 중심 부분(POR1)은 세 개 모두의 파편 집단(370A, 370B, 370C)에서 나온 파편을 겹치는 관계로 포함한다;
- 방출된 파편(355)의 중심 부분(POR1)의 각 측면의 중간-부분(POR2)은 두 개의 파편 집단(370A, 370B) 또는 두 개의 파편 집단(370B, 370C)에서 나온 파편을 겹치는 관계로 포함한다;
- 각각의 중간-부분(POR2)의 바깥쪽의 외측 부분(POR3)은 한 개의 파편 집단(370A 또는 370C)에서 나온 파편을 포함한다.
방출된 파편(355)의 인접한 파편 집단(370A, 370B, 370C)들 사이에 겹치는 정도는, 파편성 탄두(300)의 기하학적 형태를 변경시킴으로써, 예를 들면 파편성 탄두(300)의 일반적인 원통형 형태를 (축방향으로) 중심에서의 직경이 그 길이방향의 단부에서의 직경보다 더 큰 가운데가 불록한 통(barrel)의 형태로 변경시킴으로써 변화시킬 수 있다.
아래의 사항:
- 초기 확산 각도 α를 선택하는 것;
- (목표물의 길이방향의 축을 따라서 놓인) 목표물 몸체와 각각의 파편 집단(370)의 방출된 파편(355)의 확산 방향인 SP2 방향 사이의 직교성(orthogonality)을 보장하는 최적의 각도 편차에 대한 수송 비행체의 비행 경로와 위협물의 비행 경로 사이의 각도 편차를 제한하는 것;
- 근접 신관의 정확도에 대한 요건.
들 사이에는 트레이드오프(tradeoff)가 존재한다.
적어도 하나의 예에서, 원하는 간격 d를 제공하기 위해 파편의 원하는 확산을 제공하는 파편성 탄두의 최종 파라미터, 원하는 겹침, 그리고 원하는 트레이드오프가, 예를 들면, 시스템 성능 시뮬레이션 후에 완결될 수 있다.
그러나, 직교성으로부터 ±30°까지 벗어나지만 여전히 각각의 파편 집단(370)의 파편의 치명적인 확산을 제공하는 것이 가능하다. 비직교성(non-orthogonality)은, 비행 물체에서 본, 방출된 인접한 파편 집단(370)들 사이의 유효 간격을 증가시킨다. 예를 들면, ±30°에 이르는 편차는 실질적으로 동일한 파편 집단(370)의 방출된 인접한 파편(355)들 사이의 간격을 15%까지 증가시킨다.
따라서, 수송 비행체(102)가 비행 물체와 비슷한 방향으로 이동하는 추적 시나리오에서는, 비행 경로(FP)에 대한 상대 각도 λ가 -20°(다시 말해서, - 30°더하기 10°) 내지 +40°(다시 말해서, +30°더하기 10°)로 될 수 있다. 한편, 수송 비행체와 비행 물체가 서로를 향해서 반대 방향으로 이동하는 정면 충돌 시나리오에 대해서는, 상대 각도 λ가 +160°(다시 말해서, -30°더하기 10°더하기 180°) 내지 220°(다시 말해서, +30°더하기 10°더하기 180°)로 될 수 있다.
이 예에서, 근접 신관(105)은 길이방향의 축(AC)에 대해서 서로 각을 이루게 배치된 두 개의 편평한 레이저 빔(105A, 105B)을 방사한다. 도 9에 도시되어 있는 바와 같이, 예를 들면, 정면 충돌 요격 시나리오에서의 탄두(1)와 같은 비행 물체, 또는 예를 들면, 추적 요격 시나리오에서의 끝부분이 휘어진 핀(wrap around fin)이 먼저 제1 레이저 빔(105A)을 가로지른 다음, 제2 레이저 빔(105B)을 가로지르고, 상기 근접 신관은 적어도:
- 위협물(예를 들면, 정면 충돌 요격 시나리오에서의 날아오는 탄두(1), 또는 추적 요격 시나리오에서의 끝부분이 휘어진 핀)이 제1 레이저 빔(105A)을 차단한 때;
- 위협물(예를 들면, 정면 충돌 요격 시나리오에서의 날아오는 탄두(1), 또는 추적 요격 시나리오에서의 끝부분이 휘어진 핀)이 제2 레이저 빔(105B)을 차단한 때;
의 시간을 기록한다.
몇 가지 경우에 있어서, 근접 신관(105)은 또한 상기 위협물이 제1 레이저 빔(105A)을 차단하는 것을 끝내고 제1 레이저 빔(105A)을 완전히 벗어난 때, 및/또는 상기 위협물이 제2 레이저 빔(105B)을 차단하는 것을 끝내고 제2 레이저 빔(105B)을 완전히 벗어난 때를 기록하고, 이러한 추가적인 측정은 근접 신관에 의한 신관작동 시간(fusion time)의 결정의 정확성을 향상시킬 수 있다.
이러한 시간들은, 근접 신관(105)이, 예를 들면, 적절한 알고리즘(예를 들면, 중심 파편의 비례 항법(proportional navigation)에 기초한 알고리즘)을 이용하여, 날아오는 탄두(1)가 수송 비행체(102)에 대해서, 결과적으로 파편성 탄두(300)에 대해서 필요한 거리(D)에 있을 때를 결정하게 해준다. 상기 거리에서, 파편성 탄두(300)가 작동될 것이다. 상기와 같은 알고리즘은, 예를 들면, 통신 시스템(204)으로부터 업링크를 통하여 외부 소스에 의해 제공되는 것과 같은, 예를 들면, 수송 비행체(102)와 날아오는 위협물 사이의 최종 속도에 관한 다른 입력사항을 포함한다. 상기와 같은 알고리즘은 또한 필요한 반경방향의 거리를 달성하기 위해서, 예를 들면, 파편(355)의 평균 방출 속도, 및/또는 폭약(360)을 폭발시키기 위한 명령의 발송과 파편(355)의 실제 방출 사이의 시간 지연, 및/또는 파편(355)의 대기 항력(atmospheric drag)으로 인한 추산된 시간 지연과 같은 다른 입력사항을 포함할 수도 있다. 근접 신관은, 본질적으로 상기 위협물이 두 개의 레이저 빔을 가로지른 후 산출된 시간 간격에, 최종 거리(D)에서 폭약(360)을 폭발시키기 위해 적절한 폭발 신호를 제공하도록 작동한다.
유도 시스템은 또한 파편 부분(350)이 비행 경로(FP)쪽으로 향하도록, 예를 들면, 적절한 롤링 운동을 제공함으로써 수송 비행체(102)를 조종하고, 이것은 근접 신관(105)이 작동하기 전에 수행된다.
그럼에도 불구하고, 비행 경로(FP)를 따라서 제1 방향으로 날아오는 탄두(1)의 위치에 대한 불확실성도(a degree of uncertainty)가 있을 수 있고, 이것을 본 명세서에서는 도 9(a)에 도시되어 있는 것과 같이 제1 불확실성도(DEG1)라고 한다. 이러한 제1 불확실성도(DEG1)에 대한 원인이 레이저 빔이 상기 위협물의 전방 단부나 후방 단부에 충돌하는 것인지는 알려지지 않았고, 따라서 파편(355)을 최종 거리(D)에 대응하는 비행 경로(FP) 상의 지점 P에 뿐만 아니라, 상기 지점 P 뒤쪽의 지점 P2에도 제공하는 것이 현명한 조치이다. 전방 지점 P1은 날아오는 탄두(1)의 후미 부분이 지점 P에 있을 가능성을 고려하여 제공되므로 (격파 구역 KZ을 포함하는) 날아오는 탄두(1)의 대부분은 전방 지점 P1의 앞쪽에 있다. 후미 지점 P2는 날아오는 탄두(1)의 앞쪽 돌출부(nose)가 지점 P에 있을 가능성을 고려하여 제공되므로 (격파 구역 KZ을 포함하는) 날아오는 탄두(1)의 대부분은 후미 지점 P2의 뒤쪽에 있다. 지점 P2와 지점 P 사이, 그리고 지점 P와 지점 P1 사이의 간격(d)는 각각 비행 경로(FP) 방향을 따라서 격파 구역의 축방향의 길이보다 더 길지 않게 되도록, 다시 말해서, 긴 격파 구역 길이 KL보다 길지 않게 되도록, 이 예에서는 0.5m보다 길지 않게 되도록 설정된다. 이러한 비행 경로(FP)를 따르는 3개의 파편(355)의 축방향 확산은 본질적으로 날아오는 탄두(1)의 축 방향(비행 경로(FP))에 대해 격파 구역 KZ을 타격하는 것을 보장하고, 여기에서 격파 구역 KZ은 (축방향으로) 지점 P의 ±(d+KL), 이 예에서는 (축방향으로) 지점 P의 ±0.75m 내지 ±lm 인 (2*d + 2*KL)의 축방향 범위 k에 있을 수 있다. 따라서 이 축방향 범위 k는 비행 경로(FP)의 방향을 따라서 확률 포락선(PE)의 제1 치수를 한정한다.
이 예에서, 최종 거리 D가 4.5m 내지 약 7.5m가 되도록 수송 비행체(102)가 예상 요격 지점(PIP)으로 조종될 것이라는 것이 또한 예상된다. 도 5를 다시 참고하면, 중심 파편(355)은 방향 F를 향하고 있고, 두 개의 외측 파편(355)의 각각은 방향 F로부터 각도 α만큼 각이 지게 각각 변위된 방향 Fl과 방향 F2를 향하고 있다. 도 10을 또한 참고하면, 각도 α는, 중심 파편(355)에 대한 각각의 외측 파편(355)의 측면방향 확산범위(lateral spread) s가 간격 d를 초과하지 않도록, 다시 말해서, 이 예에서 0.5m인 격파 구역 길이 KL보다 길지 않도록 선택될 수 있다. 따라서, 최대 측면방향 확산범위 s가 최대 최종 거리 D에서 0.5m로 정해진 상태에서, 각도 α는 최소 약 3.8°인 arctan((0.5/sin (나선 각도))/7.5)이고, 상기 나선 각도는 이 반경에서 파편(355)들의 방출된 파편 집단(370)의 것이다. 동시에, 각도 α에 대한 이 값은 4.5m의 최소 최종 거리 D에서 약 0.3m의 측면방향 확산범위 s를 제공한다.
비행 경로(FP)와 직교하는 제2 방향으로 날아오는 탄두(1)의 위치에 대한 다른 불확실성도가 있을 수 있고, 이것을 본 명세서에서는 제2 불확실성도(DEG2)라고 한다. 이 제2 불확실성도(DEG2)에 대한 원인은 근접 신관(105)의 레이저 빔이 수송 비행체(102)의 길이방향의 축(AC)(도 2 참고)에 대해서 확산 각도를 가질 수 있기 때문이고, 각각의 레이저 빔의 전방 부분이나 후방 부분이 상기 위협물과 충돌하는지는 알려져 있지 않으므로, 복수의 파편(355)을 지점 P1, 지점 P 그리고 지점 P2의 각각에 제공하는 것이 현명한 조치이고, 이러한 불확실성에 대해 대비하기 위해서 각각의 복수의 파편이 제2 방향(축방향 또는 비행 경로(FP) 방향과 대체로 직교하는 방향)으로 확산된다. 동시에, 각각의 복수의 파편(355)의 파편(355)들 사이의 간격 t는 적어도 하나의 파편이 파악된 격파 구역 KZ을 타격하도록 되어야 한다. 따라서, 이 간격 t는 격파 구역의 측면방향 크기보다 커지 않다, 다시 말해서, 최대 최종 거리 D에서 격파 구역 직경 KD보다 커지 않다. 이 예에서, 격파 구역 직경 KD는 100mm이고, 이것은 7.5m의 최대 최종 거리 D에서 최대 간격 t를 한정한다. 따라서, 각각의 파편 집단(370)이 복수인 m개의 파편(355)을 가지고 있으면, 지점 P1, 지점 P 그리고 지점 P2의 각각에서 파편(355)의 전체 측면방향 확산범위 f는 m*t 이다.
따라서 상기 전체 측면방향 확산범위 f는 비행 경로(FP)의 방향과 대체로 직교하는 확률 포락선(PE)의 제2 치수를 한정한다.
도 6 및 도 6a에 도시되어 있는 바와 같이, 파편 부분(350)에서 파편(355)의 각각의 파편 집단(370)의 대체로 나선형 배치형태로 인해 상기 길이방향의 축(LA)을 따른 축방향의 길이 L보다 훨씬 짧은 길이의 파편성 탄두로부터 비교적 큰 측면방향 확산범위 f가 얻어질 수 있다. 파편성 탄두(300)의 주어진 축방향의 길이 L과 주어진 파편 크기에 대해서, 총확산 각도 θ가 클수록, 전체 측면방향 확산범위 f와 파편(355)들 사이의 간격 t가 커진다.
동시에, 도 4 및 도 5를 참고하면, 외측 파편 집단(370A, 370C)의 각각의 파편(355)이 중심 파편 집단(370B)의 각각의 파편에 대해 각도 α의 방향으로 향하는 상태에서 각각의 파편 집단(370)의 대체로 나선형 배치형태는 간격 d에 대응하는 파편(355)들의 인접한 파편 집단(370)들 사이의 조절된 간격을 제공한다. 각도 α가 클수록, 주어진 최종 거리 D에 대한 파편(355)들의 인접한 파편 집단(370)들 사이의 간격 s가 커진다.
최소 최종 거리 D와 최대 최종 거리 D 사이의 최종 거리 D의 범위는 확률 포락선(PE)의 제3 치수를 한정한다.
따라서, 도 11을 참고하면, 특정 최종 거리 D에서의 확률 포락선(PE)은 적어도 하나의 파편(355)이 확률 포락선(PE)에 대해 어디에서든 겹치는 격파 구역 KZ에 충격을 줄 것이라는 것을 보장한다. 동시에, 각각의 파편 집단(370)의 대체적인 나선형 배치형태는 파편(355)을 특별히 확률 포락선쪽으로 향하게 하고 파편이 큰 측면방향 확산범위와 큰 축방향 확산범위에 걸쳐 있게 하며, 파편은 그라드(GRAD) 타입 추진로켓 단을 통하여 발사되도록 구성되어 있는 파편성 탄두(350)에 의해 제공된 조밀한 공간으로부터 발생한다.
수송 비행체(102)에 장착되도록 구성되어 있으면서, 길이방향의 축(LA)을 따른 길이방향의 크기 L을 가지고 있는 파편성 탄두(300)가 목표 구역에 파편 패턴(fragmentation pattern)을 제공하기 위해서 최종 거리 D에 대응하는 파편성 탄두(300)로부터 요격 간격으로 이격된 목표 구역쪽으로 향한 복수의 파편(355)을 선택적으로 제공하도록 구성되어 있다는 것도 확실하다. 예를 들어, 도 11을 참고하면, 상기 파편 패턴은 파편(355)으로 이루어진 적어도 하나의 파편 집단, 이 예에서는 세 개의 파편 집단을 이격된 선형 관계(spaced linear relationship)로 포함하고 있고, 파편은 각각의 파편 집단에서 간격 t로 이격되어 있다. 목표 구역에서 각각의 파편 집단의 이격된 파편(355)은 상기 길이방향의 크기 L보다 더 긴 (상기 측면방향의 확산범위 f에 대응하는) 길이로 뻗어 있고, 목표 구역에서 각각의 파편 집단의 인접한 파편들은 대상 목표물, 다시 말해서, 날아오는 탄두(1)의 격파 구역 KZ의 치수인 격파 구역 길이 KL 또는 격파 구역 직경 KD 내에 있는 각각의 파쇄 간격(간격 t)으로 이격되어 있다. 각각의 파편(355)이 대상 목표물의 격파 구역 KZ에 충격을 가함으로써 대상 목표물을 무력화시킬 수 있다는 것도 확실하다.
따라서, 도 6 및 도 6a를 참고하면, 파편 부분(350)은 폭약(360)의 폭발에 대응하여, 상기 길이방향의 축(LA)에 대해서 대체로 나선형 관계로 연속적으로 인접한 파편(355)들의 복수의 측면방향으로 인접한 파편 집단(370)으로 파쇄되도록 구성되어 있다. 이 예에서, 파편 부분(350)은 파편(355)들의 세 개의 측면방향으로 인접한 파편 집단(370)으로 파쇄되도록 구성되어 있고, 각각의 파편 집단은 폭약(360)의 폭발에 대응하여 상기 길이방향의 축(LA)에 대해서 대체로 나선형 관계로 30개 내지 50개의 연속적으로 인접한 파편(355)들을 포함하고 있다.
폭약(360)이 폭발한 후, 각각의 파편 집단(370)의 파편(355)들은 상기 길이방향의 축(LA)으로부터 7.5m보다 작은 거리에서 탄두(1)의 직경(GD)보다 작은 간격(t)으로 연속적으로 이격된다는 것은 확실하다.
폭약(360)이 폭발한 후, 파편(355)들로 이루어진 각각의 파편 집단은 상기 길이방향의 축(LA)으로부터 7.5m보다 작은 거리에서 탄두(1)의 축방향의 길이(GL)보다 작은 간격(d)으로 파편(355)들로 이루어진 인접한 파편 집단으로부터 이격된다는 것 또한 확실하다.
본 발명의 한 실시형태에 따르면, 파편성 탄두(300)는 알려진 크기의 격파 구역을 가지는 비행 물체를 확률 포락선 내에서 요격하기 위해 수송 비행체(102)를 통하여 예상 요격 지점(PIP)으로 조종되도록 구성되어 있다.
도 12a를 참고하면, 도 12a는 본 발명의 특정 예에 따른 목표물 탐색 장치 헤드(seeker head)가 없는 일반화된 탐지 및 추적 시나리오를 나타내고 있다. 따라서, 날아오는 목표물 로켓(300), 다시 말해서, 도 8의 날아오는 탄두(1)에 대응하는 목표물 로켓(300)이 능동 센서(301)(예를 들면, 레이더 또는 레이저레이더)에 의해 탐지되고 추적된다. 부수적으로, 본 명세서에서는 편의상 레이더라는 용어가 주로 사용되지만, 당업자는 이를 단지 능동 센서의 하나의 예로 간주하여야 한다는 것을 주의해야 한다.
상기 능동 센서는 날아오는 목표물에 의해 반사되고 데시미터(decimeter) 수준의 정확도로 미리 그 위치가 알려져 있는 추가적인 두 개의 수신용 수동 센서(302, 303)와 능동 센서(301)에 의해서 수신되는 방사선을 방사한다. 특정의 세 개의 센서(센서 어레이를 구성하는 것)는 이들 세 개의 센서 중의 각각의 두 개의 센서 사이에 적어도 1나노초의 상대 동기화 정확도(relative synchronization accuracy)로 각각의 시계를 활용하도록 구성되어 있고, 1미터(meter)보다도 작은 고정확도로 최신의 날아오는 로켓의 위치를 결정할 수 있으며, 이들의 통제 시스템(304)은 요격 미사일이 목표물을 타격할 최신의 예상 요격 지점(PIP)을 결정하도록 구성되어 있다. 예비적인 예상 요격 지점(PIP), 발사 시간 및 요격 미사일 분리 시간은 미션 데이터(mission data)의 일부로서 발사 전에 요격 미사일(도시되어 있지 않음)로 전달된다. 예상 요격 지점(PIP)의 최신 정보(update)는 업링크 통신 채널(도시되어 있지 않음)을 통하여 비행 중인 요격 미사일로 전달된다. 상기 업링크 통신 채널은 양쪽 비행 물체(로켓과 요격 미사일)가 비행하는 동안 양쪽 비행 물체(로켓과 요격 미사일)의 위치의 추정을 필요로 한다.
특정 예에 따르면, (발사 전에 요격 미사일에 로딩된) 예상 요격 지점(PIP) 미사일 분리 시간과 같은 예비적인 미션 데이터는 목표물의 비행 궤적 동안과 비행 궤적 후에, 가령 목표물의 비행 궤적의 상승 부분 후에 능동 센서에 기초하여 결정될 수 있고, 수동 센서는 최신의 예상 요격 지점(PIP)과 최신의 분리 시간과 같은 보다 정확한 데이터의 결정을 할 수 있도록 활용될 수도 있다는 것을 주의해야 한다. 수동 센서의 활용은, 예를 들면, 특정 위협물 선명도(definition)와 무급전 안테나 어레이(passive antennae array)의 통달 범위(coverage)에 의존할 수 있다.
날아오는 목표물과 요격 미사일의 최신 위치 및 최신의 예상 요격 지점(PIP)의 결정은 특정 사용예에 따라 원하는 속도로 연속적으로 수행될 수 있다는 것을 주의해야 한다.
도 12b를 참고하면, 도 12b는 본 발명의 특정 예에 따른 (가능한) 지상 통제 시스템 아키텍쳐를 나타내고 있고; 상기 도면에 도시되어 있는 것과 같이, 능동 센서(3001)와 두 개의 수동 센서(3002, 3003)는 날아오는 목표물의 위치를 고정확도로 결정하고 그 데이터를 통제 시스템(304)으로 보내도록 구성되어 있다. 상기 통제 시스템은:
- 예상 요격 지점(PIP),
- 요격 미사일의 요구 발사 타이밍, 그리고
- 요격 미사일이 비행하는 동안 요격 미사일 분리의 요구 타이밍,
을 계산할 수 있는 위협물 타격 지점 추정 시스템(3004)을 포함하고 있다.
위협물 타격 지점 추정 시스템(3004)은 상기의 계산된 파라미터를 적어도 상기 파라미터를 포함하는 미션 데이터를 생성할 수 있는 요격 미사일 발사 관리자 시스템(3005)에 전달한다. 요격 미사일 발사 관리자 시스템은 상기 데이터를 발사 포대(3006)로 전달하고, 최종적으로 도 1의 요격 미사일(100)에 대응하는 요격 미사일에 최종적으로 로딩된다. 발사 타이밍을 결정하기 위해서, 위협물 타격 지점 추정 시스템은 탐지된 목표물 로켓의 정확한 위치를 알려주는 센서의 데이터도 제공받는다는 것을 주의해야 한다. 일단 요격 미사일이 발사되면, 위협물 타격 지점 추정 시스템(3004)은 지상 센서 어레이에 의해 결정된 요격 미사일의 정확한 위치 데이터도 제공받는다. 날아오는 목표물과 요격 미사일의 양자의 정확한 위치 데이터에 기초하여, 위협물 타격 지점 추정 시스템(3004)은 최신의 예상 요격 지점(PIP) 및 요격 미사일 분리의 최신의 타이밍을 계산하고 이를 업링크 통신 관리자 시스템(3007)을 통하여 요격 미사일에 전송하도록 구성되어 있고, 특정된 데이터는 요격 미사일에 내장된 공수 컴퓨터에 의해 더 처리하기 위해 안테나(3008)를 통하여 요격 미사일로 전송된다(그리고 업링크 수신기 모듈에 의해 수신된다 - 예를 들면, 도 3c의 참고 번호 2007 참고). 추가적으로, 발사 시간 및 예정된 모터 분리 시간도 요격 미사일로 전송된다.
이하에서는 본 발명의 특정 예에 따라 구성되고 작동하는, 데시미터 수준의 정확도의 알려진 좌표를 가진 두 개 이상의 비공동 기지국(non-collocated station)(410, 420)(예를 들면, 도 12a의 특정 센서(301 ~ 303) 중의 어느 센서) 사이의 상대 시간 측정(Relative Time Measurement)을 위한 시스템의 단순화된 반그림 반기능 블록도(semi-pictorial semifunctional block diagram)인 도 13을 참고한다. 각각의 기지국은 안테나(415)와 안테나(425)를 통하여 공통 외부 신호(Common External Signal)(예를 들면, GNSS 인공위성(430)에 의해 생성된 신호)를 관측한다. 각각의 기지국은 공통 외부 신호에 기초하여 인공위성(430)에 의해 생성되거나 인공위성(430)에 반응하여 생성될 수 있는 타임 태그 샘플(의사 거리(pseudo range)와 통합형 도플러(integrated Doppler))을 생성한다. 각각의 기지국은 공통 외부 이벤트(Common External Event)(440)(예를 들면, 목표물로부터의 능동 센서 동력에 의해 발생된 빔의 반사광)을 감지하고 감지된 외부 이벤트 타임 태그와 상기 타임 태그 샘플 중의 최신 타임 태그 샘플의 타임 태그 사이의 정확한 기간을 계산한다.
타임 오프셋 계산 장치(time offset Computation Unit)(450)는 기지국 A와 기지국 B로부터 샘플을 수신하고, 예를 들면, 아래의 식 1-4를 이용하여 샘플링 시간에서의 기지국 410의 시계와 기지국 420의 시계 사이의 타임 오프셋을 계산한다. 타임 오프셋 정보는 아래에 상세하게 설명되어 있는 것과 같이 기지국 A와 기지국 B에서의 이벤트들 사이의 경과 시간을 정확하게 측정하는 나노초 정확도 처리 장치(nanosecond accuracy processing unit)(460)로 제공된다.
나노초 정확도 처리 장치(460)에 의해 수행된 타임 오프셋 계산은, 예를 들면, 브래드포드 드블유 파킨슨(Bradford W. Parkinson)과 제임스 제이 스필커(James J. Spilker)의 위성 위치확인 시스템: 이론과 응용(Global Positioning System: Theory and applications), 제2권, 제18장, 식 9에 기술되어 있는, 통상적인 단일 차분(SD:Single Difference) 알고리즘에 기초할 수 있다. 즉각적인 타임 오프셋(instant Time Offset)은 기지국 410과 기지국 420의 안테나(415)와 안테나(425)의 간섭성 의사 거리(coherent pseudo range)와 통합형 도플러 샘플(integrated Doppler Sample)과 알려진 위치를 이용하여 기지국 410과 기지국 420의 내부 시간 측도(time scale)들 사이에 계산된다.
통상적으로, 단일 차분(SD) 알고리즘은, 아래와 같이(식 a 및 식 b), 간섭성 의사 거리와 반송파 위상(통합형 도플러)의 아래의 선형 결합을 수행한다:
Figure 112016066120961-pct00001
... (a)
Figure 112016066120961-pct00002
... (b)
상기 식에서, 도 13의 기지국 A에 의해 제공된 샘플 A는:
Figure 112016066120961-pct00003
- 기지국 A에서 인공위성 S(도 13의 참고번호 430)의 의사 거리 측정값, 그리고,
Figure 112016066120961-pct00004
- 기지국 A에서 인공위성 S(도 13의 참고번호 430)의 반송파 위상 측정값
을 포함하고 있다.
도 13의 기지국 B에 의해 제공된 샘플 B는:
Figure 112016066120961-pct00005
- 기지국 B에서 인공위성 S(도 13의 참고번호 430)의 의사 거리 측정값, 그리고,
Figure 112016066120961-pct00006
-기지국 B에서 인공위성 S(도 13의 참고번호 430)의 반송파 위상 측정값
을 포함하고 있다.
그리고, 상기 식에서:
Figure 112016066120961-pct00007
- 기지국 A 및 기지국 B와 인공위성 S(도 13의 참고번호 430) 사이의 거리의 차이,
C - 빛의 속도,
Figure 112016066120961-pct00008
- 예를 들면, 본 명세서 그 내용이 참고로 포함된, 발명의 명칭이 "나노초 수준의 정확성을 가진 상대 시간 측정 시스템(Relative Time Measurement System with nanosecond Level Accuracy)"인 PCT 출원 제IL2010/000346(WO 2010/125569)호(이하에서는 "시간 동기화 출원(The Time Sync Application)" 이라고 함)의 도 13의 교정 장치에 의해 계산된, 그리고 아래에 상세하게 기술되어 있는, 기지국 A와 기지국 B 사이의 하드웨어 지연(hardware delay) 사이의 차이,
Figure 112016066120961-pct00009
- 기지국 A 및 기지국 B와 인공위성 S(도 13의 참고번호 430) 사이의 전리권 지연(ionospheric delay)의 차이,
Figure 112016066120961-pct00010
- 기지국 A 및 기지국 B와 인공위성 S(도 13의 참고번호 430) 사이의 대류권 지연(tropospheric delay)의 차이,
Figure 112016066120961-pct00011
- 예를 들면, "시간 동기화 출원"의 도 13의 교정 장치에 의해 계산된, 기지국 A 및 기지국 B와 인공위성 S(도 13의 참고번호 430) 사이의 유동적인 모호성(floating ambiguity)의 차이,
Figure 112016066120961-pct00012
- 의사 거리 샘플링 노이즈(pseudo-range sampling noise),
Figure 112016066120961-pct00013
- 반송파 위상 샘플링 노이즈(carrier phase sampling noise),
Figure 112016066120961-pct00014
- 예를 들면, 아래에 기술된 식 5에 의해 계산된, 기지국 A와 기지국 B 사이의 시간 차이 = 도 13의 AB 타임 오프셋이다.
파라미터
Figure 112016066120961-pct00015
는 인공위성과 기지국의 위치에 기초하여 알려진다. 파라미터
Figure 112016066120961-pct00016
와 파라미터
Figure 112016066120961-pct00017
는 상기한 서적 "위성 위치확인 시스템: 이론과 응용", 제2권, 제18장, 식 12와 제1권, 제11장, 식 20 및 식 32에 기술되어 있는 것과 같은 표준적인 절차를 이용하여 만들어진다. 상대 바이어스(Relative bias)
Figure 112016066120961-pct00018
는 각 쌍의 기지국당 한 번 측정된 하드웨어 지연 사이의 차이이다. 이것은 알려지지 않은 타임 오프셋
Figure 112016066120961-pct00019
와
Figure 112016066120961-pct00020
각각에 대해서 최소 자승법을 이용하여 상기 타임 오프셋 계산 장치(450)에 의해 풀릴 수 있는 아래의 식을 초래한다(식 c와 식 d):
Figure 112016066120961-pct00021
...(c)
Figure 112016066120961-pct00022
...(d)
도 13의 나노초 정확도 처리 장치(460)에 대한 한 가지 작동 방법을 이하에서 상세하게 설명한다. 예를 들면, "시간 동기화 출원"에 상세하게 기술된 식 F에 따라, 기지국 410과 기지국 420의 센서에 의해 계산될 수 있는 기간에 기초하여, 그리고 식 c와 식 d에 의해 도출된 기지국의 시계 사이의 타임 오프셋에 기초하여, 타임 오프셋 계산 장치(450)가, 예를 들면, 아래의 식 e:
Figure 112016066120961-pct00023
...(e)
에 따라, 본 명세서에서 "이벤트들 사이의 시간" 이라고도 칭하는, 기지국 410과 기지국 420의 사이의 상대 시간 측정값
Figure 112016066120961-pct00024
을 계산한다.
상기 식에서,
Figure 112016066120961-pct00025
- 기지국 A와 기지국 B에서의 이벤트 수신의 상대 시간 측정값, "정확한 상대 시간" 또는 "이벤트들 사이의 시간"(도 13)이라고도 함,
Figure 112016066120961-pct00026
- 통상적으로 도 13에 도시된 것과 같이 타임 오프셋 계산 장치(450)에 의해 식 c와 식 d로부터 도출되는, 샘플링 시간에서의 기지국의 시계들 사이의 타임 오프셋,
Figure 112016066120961-pct00027
- "시간 동기화 출원"(식 F)에 기술되어 있는 것과 같이, 기지국 A에 의해 외부 이벤트를 감지하는(예를 들면, 능동 센서에 의해 발생되고 비행 물체에 의해 반사된, 펄스를 수신하는) 기간, (예를 들면, 도 13에서) "기간 A"라고도 함,
Figure 112016066120961-pct00028
- "시간 동기화 출원"(식 F)에 기술되어 있는 것과 같이, 기지국 B에 의해 외부 이벤트를 감지하는(예를 들면, 능동 센서에 의해 발생되고 비행 물체에 의해 반사된, 펄스를 수신하는) 기간이고, (예를 들면, 도 13에서) "기간 B"라고도 한다.
1 나노초의 타임 오프셋을 검출하기 위한 각각의 기지국의 구조 및 작동이 "시간 동기화 출원"의 도 2 내지 도 5와 관련하여 상세하게 기술되어 있다.
도 14는 1 나노초보다 작은 타임 오프셋을 나타내고 있다.
상기 상대 시간 측정은, 특정 사용예에 따라, 원하는 이벤트 비율(events rate)로 즉각적으로 그리고 연속적으로 수행된다는 것을 주의해야 한다.
특정 사용예에서의 기지국은 본 출원의 센서를 가리키고, 타임 오프셋은 본 출원에서의 동기화된 시계의 정확성에 대응한다는 것도 주의해야 한다.
본 발명은 "시간 동기화 출원"의 개시내용에 따른 1나노초까지의 타임 오프셋을 달성하는 것으로 제한되지 않는다는 것도 주의해야 한다.
도 13 및 도 14와 관련된 내용은 1나노초까지의 정확성으로 두 개의 센서 사이의 상대 동기화를 달성하는 것을 설명하는 것임을 주의해야 한다.
임의의 두 개의 센서 사이에 상기 기술이 적용될 수 있다. 상기 기술은 임의의 수동 센서와 능동 센서 사이에 적용될 수도 있다는 것을 주의해야 한다("성형 구성(Star Configuration)". 능동 센서 시계는 "마스터 시계(Master Clock)"의 역할을 수행한다).
특정 장치(450, 460)는 센서 어레이의 일부를 형성하는 동기화 장치의 일부를 형성할 수 있으며 특정된 센서들 중의 하나 이상과 통합되거나 분리되는 하나의 모듈 또는 복수의 모듈로 구현될 수 있다는 것도 주의해야 한다.
이하에서는, 본 발명의 특정 예에 따른 전형적인 요격 시나리오를 나타내는 도 15와, 본 발명의 특정 예에 따른 요격 시나리오에 있어서 예시적인 센서 어레이 레이아웃을 나타내는 도 16을 참고한다. 상기와 같이, 약 1나노초의 고정밀도로 시계가 동기화되어 있으며, 위에서 상세하게 설명한, 능동 센서(예를 들면, 레이더 702)와 적어도 두 개의 수동 센서(703, 704)(어떤 예에서는, 상기한 바와 같이, 적어도 두 개의 수동 센서가 목표물의 비행의 나중 단계에서 활용된다)를 이용하여 고정밀도로 목표물 로켓(601, 701)을 탐지하고 추적한다. 목표물의 정확한 최신의 위치 결정은, 아래에서 보다 상세하게 설명하겠지만, 무엇보다도, 센서들 사이의 시계 동기화(clock synchronization)에 기초한다. 특정 센서를 이용하여 접근하는 위협물(601, 701)의 최신의 위치를 정확하게 결정하면, 통제 시스템(304)(도 12a 참고)이 날아오는 위협물을 요격하기 위해 요격 미사일(도 15 및 도 16에서 참고번호 602, 605, 706으로 표시되어 있음)의 예정된 비행 궤적과 최신의 예상 요격 지점(PIP)(603, 705)을 계산할 수 있다. 통제 시스템(304)(도 12a 참고)은 또한 요격 미사일 발사장치(도시되어 있지 않음)로 전달되는, 적어도 예비적인 예상 요격 지점(PIP)(603), 발사의 요구 시간 및 요격 미사일의 추진로켓 단(101)과 수송 비행체(102) 사이의 분리 시간을 포함하는 미션 데이터(도시되어 있지 않음)를 설정할 수도 있다. 그 후에, 요격 미사일(602, 605, 706)이 (예상 요격 지점(PIP)쪽으로) 발사되고 요격 미사일의 최신의 위치가 특정 센서(702 ~ 704)에 의해 정밀하게 추적된다. 상기한 바와 같이, 수동 센서를 이용하면 보다 정확한 미션 데이터(예를 들면, 예상 요격 지점(PIP) 및 분리 시간)가 만들어진다.
통제 시스템(304)(도 12a 참고)은 날아오는 목표물과 요격 미사일 양자의 최신의 위치에 기초하는 예상 요격 지점(PIP)(603, 705)을 최신 정보로 갱신할 수 있다는 것을 주의해야 한다.
최신의 예상 요격 지점(PIP)(603)과 요격 미사일의 최신의 위치는 특정 사용예에 따라 원하는 속도로 통제 시스템(304)(도 12a 참고)으로부터 요격 미사일(602, 605, 706)로 전달된다.
요격 미사일의 최신의 위치는 요격 미사일의 공수 컴퓨터(예를 들면, 도 3c의 참고번호 2004)의 운항 작업에 의해 사용될 수 있다는 것을 주의해야 한다.
최신의 예상 요격 지점(PIP)(603)과 요격 미사일의 최신의 위치 양자 모두는 요격 미사일의 공수 컴퓨터(2004)의 유도 작업에 의해 사용될 수 있다는 것도 주의해야 한다.
일단 분리 조건이 달성되면: 예를 들어, 요격 미사일의 비행 시간이 지상 통제 시스템(304)으로부터 전달된 분리 시간 조건을 충족시키면, 추진로켓 단(101)이 분리되고 요격 미사일(605)의 수송 비행체(102)는 전방으로 이동한다. 이 단계에서, 조향 핀(107)이 뻗어나와서 요격 미사일을 예상 요격 지점(PIP)쪽으로 방향을 바꾸게 하는 조향 시스템 기능을 한다. 예상 요격 지점(PIP)쪽으로의 조종은 대체로 예상 요격 지점(PIP)의 근처쪽으로 조종하는 것 또는 예상 요격 지점(PIP)에 도달하는 것을 포함하는 것으로 이해되어야 한다는 것을 주의해야 한다.
공수 컴퓨터(2004)(도 3c 참고)는 내장된 관성 측정 장치(onboard inertial measurement unit)로부터의 최신의 운항 데이터 및 업링크 통신 채널에 의한(업링크 통신 시스템(2007)을 이용하여 - 도 3c 참고) 요격 미사일 위치의 외부 측정값을 수신한다. 최신의 운항 방법 및 최신의 예상 요격 지점(PIP)(업링크 통신 시스템(2007)에 의해 수신되는 것 -도 3c 참고)에 기초하여, 공수 컴퓨터는 유도법(예를 들면, 비례 항법)을 전달하고 요격 미사일을 최신의 예상 요격 지점(PIP)쪽으로 유도할 조향 시스템(2001-2003)(도 3c 참고)에 대한 적절한 조향 명령을 계산한다(조향 핀(107)을 활용하는 예로서, 도 3a 참고).
최신의 예상 요격 지점(PIP)과 요격 미사일의 최신의 위치 및 방향에 기초하여 조향 명령이 갱신된다는 것을 주의해야 한다.
특정 예에 따르면, 조향 명령이 추진로켓 단(101)의 분리 후에 실행될 수 있다는 것 또한 주의해야 한다.
특정 예에 따르면, 미션 데이터의 일부를 형성하는 요격 미사일 분리 시간은 요격 미사일이 비행하는 동안 업링크 통신 채널(2007)(도 3c 참고)을 통하여 통제 시스템(304)(도 l2a 참고)에 의해 갱신될 수 있다는 것을 주의해야 한다.
특정 예에 따르면, 예상 요격 지점(PIP)쪽으로 요격 미사일의 조종을 제어하는 유도 규칙은 (반드시 그런 것은 아니지만), 예를 들면, 그 자체가 알려진 비례 항법 전형(proportional navigation paradigm)을 따를 수 있다.
도 15 및 도 16을 다시 참고하면, 일단 요격 미사일(605, 701)이 최신의 예상 요격 지점(PIP)에 충분히 근접하면, 요격 미사일의 근접 신관(도 1의 참고번호 105 참고)이 공수 컴퓨터에 의해, 또는, 다른 예에 따르면 지상 통제 시스템(도 12a의 참고번호 304 참고)에 의해 발생된 명령에 따라 작동되어 그 자체가 알려진 방식으로 작동한다. 따라서, 특정 예에 따르면, 근접 신관은 필요한 정보를 획득하고 요격 미사일이 목표물의 탄두에 충분히 근접해 있다고 일단 결론을 내리면, (파편성 탄두에 설치된)폭발물을 폭발시키도록 요격 미사일의 파편성 탄두를 촉발시켜서 목표물(601, 701)을 파괴시킨다.
목표물의 탄두(1)는 도 1 내지 도 11과 관련하여 상기한 것과 같은 적절한 질량/밀도 특성을 가진 파편(355)과 충돌하고 상기 파편(355)에 의해 관통되어 무력화될 것이다.
특정 예에 따르면, 지대지(GTG) 로켓의 비교적 작은 크기의 취약 구역으로 인해, 파편의 필요한 최소 밀도는 제곱 데시미터당 약 한 개의 치명적인 파편이라는 것을 주의해야 한다. 매우 작은 취약 구역을 가진 목표물의 요격 미사일에 의한 확실한 요격은 요격 지점의 매우 정확한 추산에 의해서만 달성될 수 있다(요구되는 실패 거리(miss distance)는 미터 미만(sub-meter) 수준이다).
본 발명은 예시적인 목적으로만 제공되어 있는 구체적인 운용상의 명세 사항으로 제한되지 않으며, 구체적인 운용상의 명세 사항은 특정 적용예에 따라 바뀔 수 있다는 것을 주의해야 한다.
요격 미사일의 가속을 위해서 다른 MLRS(다연장 로켓발사 시스템) 고체 연료 모터를 사용하면 충분히 큰 탄두를 운반하는 능력을 제공한다는 것을 주의해야 한다.
특정 예에 따르면, 상기 파편성 탄두를 작동시키는 그 자체가 알려진 임의의 치명성 기준(lethality criteria)이 사용될 수 있다는 것 또한 주의해야 한다. 이 치명성 기준은 목표물의 특성에 따라 바뀔 수 있다는 것을 주의해야 한다. 가령, 로켓에 대해서는, 예를 들어 UAV(무인 항공기)나 항공기와 비교하여 다른 치명성 기준이 사용될 수 있다.
이하에서 도 17을 참고하면, 도 17은 본 발명의 특정 예에 따른 약 1나노초의 고정밀도로 동기화된 결합된 센서(레이더와 다중 상태(multi-static) 센서)의 배치 구성을 나타내고 있다.
도 17을 참고하기 전에, 목표물 위치는 세 개의 독립적인 매우 정확한 측정법에 의해 측정된다는 것을 주의해야 한다:
Figure 112016066120961-pct00029
거리( R t ) 는 레이더의 위치로부터 목표물까지의 거리이고 레이더 자체에 의해 측정된다(데시미터 수준으로).
Figure 112016066120961-pct00030
시간 차이(Δt 1 ) 은 레이더에 의해서 방사되어 목표물로부터 반사되는 신호의 레이더와 제1 안테나에 의한 수신 시간들 사이의 시간 차이이다. 레이더는 좌표계의 원점 801에 배치되어 있고, 목표물은 (Xt Yt, Zt) 804에 배치되어 있고 제1 안테나는 (0, Yant1, 0) 802에 배치되어 있다는 것을 주의해야 한다. 상기 시간 차이는 동기화 시스템에 의해 측정된다(데시미터 수준 측정과 대등한, 1나노초 수준).
Figure 112016066120961-pct00031
시간 차이( Δt 2 ) 는 레이더에 의해서 방사되어 목표물로부터 반사되는 신호의 레이더와 제2 안테나에 의한 수신 시간들 사이의 시간 차이이다. 제2 안테나는 (Xant2, Yant2, 0) 803에 배치되어 있다는 것을 주의해야 한다.
순간 목표물 위치는, 목표물까지의 거리의 측정과 결합하여, 그 자체가 알려진 신호 도달의 시간 차이(TDOA:Time Difference Of Signal Arrival) 기술(예를 들면, TDOA Localization Techniques IEEE 802.15-04a/572r0 ieee802.org/... /15-04-0572-00-004a-tdoa-localization-techniques.ppt, October 2004, 참고)을 이용하는 것에 의해서 결정된다. 목표물 위치 측정 불확실성 크기는:
Figure 112016066120961-pct00032
거리 측정의 불확실성과 동일한 두께와 Rt의 반경을 가진 구형상 레이어(spherical layer)
Figure 112016066120961-pct00033
레이더와 제1 무급전 안테나에 의한 반사 파워(reflection power) 수신의 동기화의 불확실성과 광속의 곱과 동일한 두께와 Δt1 =일정인 쌍곡선 레이어(Hyperbolical layer)
Figure 112016066120961-pct00034
레이더와 제2 무급전 안테나에 의한 반사 파워 수신의 동기화의 불확실성과 광속의 곱과 동일한 두께와 Δt2 =일정인 쌍곡선 레이어
의 교선(intersection)이다.
목표물 궤적 추정의 정확성은, 예를 들면, 그 자체가 알려진 필터링 방법(칼만 필터(Kalman Filter))의 실행에 의해 인정될 수 있다. 이 방법은 목표물 위치 측정의 복수의 결과와 목표물 운동학적 거동(kinematic behavior)의 미리 정해진 모델을 이용한다.
순간 측정(instantaneous measurement)의 정확성은, 예를 들면, 도플러 효과에 의한 주파수 편이의 추가적인 측정을 필요로 하는, 그 자체가 알려진 TDOA-FDOA 기술(상기한 TDOA 기술과 신호 도달의 주파수 차이( F requency D ifference O f S ignal Arrival) 기술을 결합한 기술)을 이용하는 것에 의해서 인정될 수 있다. 상기한 개량의 유효성은:
Figure 112016066120961-pct00035
레이더와 안테나 위치에서 사용된 주파수 발생원(frequency source)의 안정성,
Figure 112016066120961-pct00036
레이더 신호 유형과 신호 처리(레인지 도플러 맵(Range Doppler map)의 해상도),
Figure 112016066120961-pct00037
목표물 운동학적 특징(속도, 스핀율(spin rate), 레이더 단면 패턴(Radar Cross Section pttern) 등),
에 의존한다.
상기한 목표물 위치의 불확실성 크기의 형태는 레이더와 무급전 안테나의 배치에 의존한다. 그 자체가 알려진 기하학적 정밀도 저하( G eometric D ilution O f P recision) 기술 - 즉 GDOP가 분할된 센서 배치의 최적화를 위해 (하나의 예로서) 사용될 수 있다(예를 들면, 리차드 비 랭글리(Richard B. Langley)(1999년, 5월)의 "Dilution of Precision". GPSWorld.
http://gauss.gge.unb.ca/papers.pdf/gpsworld.may99.pdf. 참고)
분할된 센서의 평면 배치의 특별한 경우가 아래에 분석되어 있다. 이 경우에 있어서, 센서 어레이(레이더 및 한 쌍의 무급전 안테나)의 모든 부품은 지상에 있고 그 결과 수직 정밀도 저하(Vertical Dilution Of Precision)(VDOP)의 연장이 예상된다.
목표물의 Y-좌표의 계산을 위한 방법이 도 18, 도 18a 및 도 18b에 도시되어 있다. 반경 R을 가진 상기한 구형상 레이어(904)가 좌표계 XYZ의 원점에 배치된 레이더 A(901)에 의한 거리 측정에 의해 만들어진다. Δt1 =일정인 쌍곡선 레이어(905)는 레이더 A(901)와 무급전 안테나 C(902)에 대해 일정한 거리 차이를 가진 점들의 장소이다. 상기한 구형상 레이어와 쌍곡선 레이어 사이의 교선은 목표물 B(903)의 가능한 위치의 링(906)을 형성한다. 이제 도 18a를 참고하면, 삼각형 ABC가 레이더 위치 A(901), 제1 무급전 안테나 위치 C(902) 그리고 목표물 B(903)에 의해 만들어진다. 변 AB의 길이는 레이더에 의해 정확하게 측정된 거리 R(904)과 동일하고, 변 AC의 길이는 제1 무급전 안테나 위치 Yant1의 "Y" 좌표와 동일하고, 변 BC의 길이(905)는 레이더에 의해 발생된 목표물 RF 에너지에 의해 반사된 신호의 이동 경로의 거리 L1과 동일하다. 각도
Figure 112016066120961-pct00038
(906)는 변 AB와 변 AC(Y-축) 사이의 각 BAC이다. 점 B'(907)는 목표물 B의 XY-평면에 대한 투영이다. 식 (1)은 삼각형 ABC에 대해서 삼각함수 관계(코사인 법칙)를 나타낸다:
Figure 112016066120961-pct00039
...(1)
항
Figure 112016066120961-pct00040
는 비
Figure 112016066120961-pct00041
에 의해 계산될 수 있고, 여기에서 B"(908)는 점 B의 Y축에 대한 투영이다(ΑΒ"=ΥT).
Figure 112016066120961-pct00042
...(2)
거리 R과 거리 R-L1은 센서 어레이에 의해 정확하게 측정된다. 레이더와 제1 무급전 안테나에 의한 목표물 RF 에너지에 의해서 반사된 신호의 수신 시간들 사이의 상기 시간 차이(Δt1)는 아래의 관계식:
Figure 112016066120961-pct00043
...(3)
위 식에서 c는 빛의 속도임
에 의해 거리 R-L1과 관련되어 있다.
L1(식 3)에 대해 구한 항을 관계식 (2)에 대입하면 목표물의 Y-좌표에 대해 아래의 식:
Figure 112016066120961-pct00044
...(4)
을 얻는다.
목표물 YT의 Y 좌표를 얻기 위해서 센서 어레이의 단 2개의 정확한 측정값:즉, 목표물에 대한 거리 R과 레이더와 제1 무급전 안테나에 의한 목표물 RF 에너지에 의해서 반사된 신호의 수신 시간들 사이의 시간 차이(Δt1)가 사용되었다는 것을 주의해야 한다.
목표물의 Y 좌표의 정확도(
Figure 112016066120961-pct00045
)의 일차 근사값은 아래의 식:
Figure 112016066120961-pct00046
...(5)
위 식에서
Figure 112016066120961-pct00047
와
Figure 112016066120961-pct00048
는 시간 차이와 거리의 측정값의 독립적인 정확도임
에 의해 제공된다.
다음 규칙: 즉, 제1 무급전 안테나는 잠재적인 요격 지점의 구역에 가깝게(L1 ~ Yant1) 그리고 레이더 위치로부터 비교적 멀리(Yantl ~ Rt) 배치되어야 한다는 규칙은 목표물의 Y 좌표의 데시미터 수준의 정확도 결정을 위한 능력을 제공한다.
도 18b는 목표물의 Y 좌표의 결정의 정확도의 레이더와 무급전 안테나 배치의 주 파라미터(L1/Yant1, Rt/Yant1)에 대한 의존성을 나타내고 있다. 상기 정확도는 L1/Yantl<1.5 이고 Rt/Yant1<1.5 인 경우에 0.5-0.6의 수준으로 유지된다.
도 17, 도 18, 도 18a, 및 도 18b와 관련된 설명은 예시적인 목적으로 제공된 것이므로 당업자는 기술되어 있는 다양한 수치와 특정 파라미터로 제한되지 않는다는 것을 용이하게 알 수 있을 것이다.
도 19는 목표물의 X-좌표를 계산하기 위한 방법을 나타내고 있다. 레이더 위치(1001), 제2 무급전 안테나 위치(1002) 그리고 목표물(1003)에 의해 삼각형 ABD가 만들어진다. 변 AB의 길이는 레이더에 의해 정확하게 측정된 거리 R(1004)과 동일하고, 변 AD의 길이는 레이더 위치로부터 제2 무급전 안테나 위치까지의 거리
Figure 112016066120961-pct00049
와 동일하고, 변 DC의 길이(1005)는 능동 센서(lOOl)에 의해 방사된 목표물 RF 에너지에 의해 반사된 신호의 이동 경로의 거리 L2와 동일하다. 점 B'(1007)는 목표물 B의 XY-평면에 대한 투영이다. 식 (6)은 ABD 삼각형에 대한 잘 알려진 삼각함수 관계(코사인 법칙):
Figure 112016066120961-pct00050
...(6)
를 나타낸다.
항
Figure 112016066120961-pct00051
는 비
Figure 112016066120961-pct00052
에 의해 계산될 수 있고, 여기에서 E(1008)는 점 B'의 변 AD에 대한 투영이다:
Figure 112016066120961-pct00053
...(7)
식 (8)은 목표물의 X 좌표의 계산을 위한 관계를 나타내고 있다 :
Figure 112016066120961-pct00054
...(8)
거리 R과 시간 차이 Δt2는 센서 어레이에 의해 정확하게 측정된다. 목표물의 Y 좌표 Yt는 식 (4)에 의해 결정된다.
목표물의 X 좌표 XT를 얻기 위해서 분할된 지상 센서의 모두 3개의 정확한 측정값:
Figure 112016066120961-pct00055
목표물까지의 거리 R,
Figure 112016066120961-pct00056
목표물의 Y 좌표를 얻기 위한 레이더와 제1 무급전 안테나에 의한 목표물 RF 에너지에 의해 반사된 신호의 수신 시간들 사이의 시간 차이(Δt1),
Figure 112016066120961-pct00057
레이더와 제2 무급전 안테나에 의한 목표물 RF 에너지에 의해 반사된 신호의 수신 시간들 사이의 시간 차이(Δt2),
이 사용되었다는 것을 주의해야 한다.
목표물의 X 좌표의 정확도(
Figure 112016066120961-pct00058
)의 일차 근사값은 아래의 식:
Figure 112016066120961-pct00059
...(9)
위 식에서
Figure 112016066120961-pct00060
와
Figure 112016066120961-pct00061
는 시간 차이와 거리의 측정값의 정확도임
에 의해 제공된다.
다음 규칙: 즉, 제2 무급전 안테나는 선택된 좌표계의 X-축에 가깝게(Yant2 ≪ Xant2) 배치되어야 한다는 규칙은 목표물의 X 좌표의 데시미터 수준의 정확도 결정을 위한 능력을 제공한다. 이 경우에, 목표물의 X 좌표를 결정하는 것의 불확실성에 대한 관계는 아래의 형태:
Figure 112016066120961-pct00062
...(10)
를 가진다.
결합된 레이더 및 다중 상태 어레이(multi static array)의 직교 배치의 경우(Yant2 = 0)에, 목표물(10)의 X 좌표의 결정의 정확도에 대한 표현은 목표물(5)의 Y 좌표의 결정의 정확도에 대한 표현과 유사하다. 특정 예에 따르면, 다음 규칙: 즉,
- 제2 무급전 안테나는 레이더 위치로부터 비교적 멀리(Xant2 ~ Rt) 그리고 잠재적인 요격 지점의 구역에 비교적 가깝게(Xant2 ~ L2) 배치되어야 하고, 목표물의 X 좌표의 결정의 정확도의 제2 무급전 안테나 배치의 주 파라미터에 대한 의존성은 Y 좌표의 정확도의 의존성과 유사하고: 상기 정확도는 L2/Yant2<1.5 이고 Rt/Yant2<1.5 인 경우에 0.5-0.6의 수준으로 유지되고(도 9b 참고),
- Rt/Xant2, L2/Xant2, 결합된 레이더 및 다중 상태 어레이의 비직교 배치의 경우에, 목표물(9)의 X 좌표의 결정의 정확도에 대한 표현은 추가적인 항
Figure 112016066120961-pct00063
을 포함하고, 이 항은 목표물의 X 좌표의 결정의 정확도를 감소시킨다. 예를 들면, 레이더에 대해 60°의 각도를 가진 무급전 안테나의 배치의 경우
Figure 112016066120961-pct00064
에, 목표물의 X 좌표의 결정의 정확도는 약 15%가 될 것이고,
-
Figure 112016066120961-pct00065
, 최적의 직교 배치에 대해 상대적으로 더 악화된다
는 규칙은 목표물의 X 좌표의 데시미터 수준의 정확도 결정을 위한 능력을 제공한다.
목표물의 Yt(식 5) 및 Xt(식 8) 좌표에 대해 얻은 항을 거리에 대한 식에 대입하면 가장 최근의 목표물 좌표(Zt)의 계산이 가능하게 된다:
Figure 112016066120961-pct00066
...(11)
센서 어레이가 상기한 규칙에 따라 배치되면: Yant1 ~ Rt, Xant2 ~ Rt, Yant2 ≪ Yant1, 목표물의 Z-좌표에 대한 식은 아래의 형태:
Figure 112016066120961-pct00067
...(11')
를 가진다.
목표물의 Z 좌표 결정의 정확도는 아래의 식:
Figure 112016066120961-pct00068
...(12)
에 의해 추산될 수 있다.
목표물의 Z-좌표 결정의 정확도는 목표물의 고도(Zt)가 증가함에 따라 향상되고, 이것이 목표물의 정점(apogee) 가까이에서 목표물을 요격하는 것이 선호되는 이유이다. 요격 미사일의 추진 단계 동안 고도의 가속은 시스템 시간 분배를 상당히 향상시킬 수 있다. 로켓의 고체 연료 모터(예를 들면, 그라드(GRAD) 로켓 또는 MLRS(다연장 로켓발사 시스템) 로켓의 모터)는 대체로 국도로 짧은 연소 시간을 위해서 설계되어 있으며 요격 미사일의 저렴한 추진 부품으로서 유용하게 될 수 있다.
식 13은 식 12의 다른 형태를 보여준다:
Figure 112016066120961-pct00069
... (13)
센서 어레이 레이아웃의 배치를 완결하는데 있어서 남아있는 것은 능동 센서(예를 들면, 레이더)의 위치이다.
앞에서와 같이, 목표물을 확실하게 타격하기 위해서
Figure 112016066120961-pct00070
(식 13 참고)를 감소시키는 것이 필요하다. 다음 단계로 진행하기 전에, 상기해야 할 것은 날아오는 그라드(GRAD) 위협의 탐지 직후에, (예를 들면, 그라드(GRAD) 또는 MLRS(다연장 로켓발사 시스템) 모터에 의해 동력이 공급된) 요격 미사일이 발사 위치로부터 목표물쪽으로 발사된다는 것이다. 양자는 거의 동일한 속도로 그리고 실질적으로 예상 요격 지점을 규정하는 실질적으로 알려진 궤적을 따라서 비행한다.
식 13을 다시 참고하면, Rt/Zt을 낮출수록,
Figure 112016066120961-pct00071
가 커진다(Zt를 포함한 다른 변수들은 실질적으로 알려져 있다). 이것은 목표물 거리 Rt가 더 짧아져야 한다는 것을 규정한다. 특정 예로서, 레이더가 후방쪽을 관측할 수 없다고 가정하면, 가장 유리한 위치는 대체로 예상 요격 지점 아래가 될 것이다. 어떤 예에서는, 레이더가 후방쪽을 관측할 수 있고, 이는 레이더가 예상 요격 지점(PIP)보다 더 멀리 배치될 수 있다는 것을 의미한다.
예시적인 요격 시나리오에서는, 목표물 궤적의 비교적 낮은 상승 부분(목표물의 상하각(elevation angle)이 20도 미만이고, Rt/Zt ~ 3÷10)에서 목표물 포착이 시작된다. 목표물 위치 확인 정확도를 향상시키는데 대한 무급전 안테나 어레이의 기여는 Rt/Zt에 의해 제한된다. 이것은 예상 요격 지점(PIP)의 한정, 미션 데이터의 생성 및 요격 미사일을 예상 요격 지점(PIP)쪽으로 발사하기에는 충분하지만, 목표물을 파괴하기 위한(예를 들면, 목표물을 타격하기 위한) 치명성 기준을 충족시키는데는 충분하지 않다. 목표물 궤적을 따라서, 레이더 빔의 상하각이 상승하고, 예를 들면, 목표물의 정점(apogee)에서 약 45도(Rt/Zt ~ 1.4)에 도달할 수 있다. 결과적으로, 목표물 위치 측정의 정확도가 상당히 향상된다: 즉, (식 5와 식 10에 따른) 목표물 위치의 X 좌표와 Y 좌표의 결정의 예상되는 정확도는 0.5÷1 미터에 근접하고 (식 13에 따른) 목표물의 Z 좌표의 결정의 예상되는 정확도는 2÷2.5 미터에 근접한다. 목표물 궤적의 하강 부분에서는, 레이더 빔의 상하각이 연속적으로 증가하고, 예를 들면, 잠재적인 요격 지점(Rt/Zt ~ 1.15) 구역에서는 약 60도에 도달할 수 있다. X 좌표와 Y 좌표의 측정값은 매우 정확하게(0.5÷1 미터 수준) 유지되고 목표물의 Z 좌표의 측정값의 정확도는 1.5÷2 미터의 수준에 이른다. 목표물 위치 확인의 불확실성의 크기는 비교적 작은 탄두를 가진 요격 미사일에 의해서 발생되는 파편살(beam of fragments)에 의해 목표물 탄두를 확실하게 타격하기에 충분히 작다(1÷2m). 본 발명은 상기한 특정의 예시적인 시나리오로 제한되지 않으며 특히 상기 시나리오에 기술된 특정의 수치 파라미터로 제한되지 않는다는 것을 주의해야 한다.
이러한 순수 효과는 본 발명의 특정 예에 따른 최적의 배치가 제1 무급전 안테나는 날아오는 위협물이 도달할 것 같은 지역에 해당하는 방향으로 그리고 좌표(0, Yant1, 0)에 배치될 것이라고 규정한다는 것이다. 상기 방향은 능동 센서로부터 제1 안테나로 향한다. 제2 안테나는 수직 방향에 가깝게, 예를 들면, Yant2 ≪ Yant1인, 좌표(Xant2, Yant2, 0,)에 배치될 것이고, 레이더는 가능한 한 멀리, 바람직하게는 목표물까지의 거리 R과 Yantl ~ Rt 및 Xant2 ~ Rt를 감소시키기 위해서 (후방 관측을 할 수 없는 레이더의 경우에) 예상 요격 지점의 아래에 (그리고 후방쪽으로 관측하는 레이더의 경우에는, 예상 요격 지점(PIP)보다 더 멀리) 배치될 것이다. "~" 표시는 가령 1.5배 이하를 나타낸다는 것을 주의해야 한다. 예를 들어, 레이더 위치로부터 목표물까지의 거리가 15Km이면, 상기 거리 Yantl 및 Xant2는 적어도 1OKm로 될 수 있다.
도 19와 관련된 설명은 예시적인 목적으로 제공된 것이므로 당업자는 기술되어 있는 다양한 수치와 특정 파라미터로 제한되지 않는다는 것을 용이하게 알 수 있을 것이다.
도 20을 참고하면, 도 20은, 본 발명의 특정 예에 따른, 일련의 작동을 나타내고 있다.
따라서, 단계 1101에서, 레이더 센서는 날아오는 로켓을 탐지하고 추적한다.
단계 1102에서, 통제 시스템이 예비적인 부정확한 예상 요격 지점을 결정한다.
단계 1103에서, 상기 통제 시스템이 요격 미사일을 발사하도록 명령하고 요격 미사일에 적어도 발사의 요구 시간, 부정확한 예상 요격 지점(PIP) 및 요격 미사일 분리의 요구 시간을 포함하는 미션 데이터를 전달한다. 레이더 센서는 날아오는 로켓을 계속하여 추적한다.
단계 1104에서, 레이더는 날아오는 로켓을 계속하여 추적함과 동시에, 요격 미사일을 탐지하고 추적하기 시작한다. 레이더 센서는 측정 데이터(트랙(track))를 상기 통제 시스템으로 전달한다. 통제 시스템은 최신의 예상 요격 지점 뿐만 아니라 최신의 목표물 로켓 및 요격 미사일 상태 벡터(위치 및 속도)를 계산한다.
단계 1105에서, 요격 미사일은 분리를 실행하고 엔진을 버린다. 요격 미사일의 핀은 요격 미사일의 메인 섹션(main section)의 롤링 운동을 제어하기 시작하고 요격 미사일 회전(spinning)을 정지시킨다. 요격 미사일의 업링크 수신기는 통신할 준비가 된다.
단계 1106에서, 레이더는 양 비행 물체(목표물 및 요격 미사일)를 계속하여 추적하고 측정 데이터를 통제 시스템에 전달한다. 통제 시스템은 목표물과 요격 미사일의 상태 벡터를 계속하여 갱신하고 최신의 예상 요격 지점(PIP)을 계산한다.
단계 1107에서, 레이더 및 통제 시스템은 이전 단계의 작동을 계속하고, 추가적으로, 통제 장치가 업링크 통신 채널을 통하여 최신의 데이터를 요격 미사일로 전달한다. 업링크 메세지는 적어도 요격 미사일의 최신의 위치(요격 미사일의 공수 컴퓨터의 운항 작업을 이용하여) 및 최신의 예상 요격 지점(PIP)(요격 미사일의 공수 컴퓨터의 유도 작업을 이용하여)을 포함하고 있다.
단계 1108에서, 레이더 및 통제 시스템은 이전 단계의 작동을 계속한다. 요격 미사일은 업링크 메세지를 수신하고 이를 이용하여 운항 작업 및 유도 작업을 실행한다.
단계 1109에서, 레이더, 통제 시스템 및 요격 미사일은 이전 단계의 작동을 계속하고, 추가적으로, 요격 미사일의 제어 작업이 조향 시스템에 조향 명령을 제공한다. 조향 시스템은 요격 미사일을 최신의 예상 요격 지점(PIP)쪽으로 유도한다.
단계 1110에서, 레이더, 통제 시스템 및 상기 요격 미사일은 이전 단계의 작동을 계속하고, 추가적으로, 두 개의 다른 수동 센서(적어도 1나노초의 정확도로 동기화된 시계)가 레이더에 의해 발생된 빔의 반사빔을 수용한다. 레이더와 수동 센서에 의해 반사 신호를 수신하는 것 사이의 시간 차이가 통제 시스템으로 전달된다.
단계 1111에서, 레이더, 통제 시스템, 요격 미사일 및 수동 센서는 이전 단계의 작동을 계속하고, 추가적으로, 통제 장치가 최신의 예상 요격 지점(PIP) 및 최신의 요격 위치를 고정밀도로 계산한다.
단계 1112에서, 레이더, 통제 시스템, 요격 미사일 및 수동 센서는 이전 단계의 작동을 계속하고, 추가적으로, 통제 장치가 업링크 통신 채널을 통하여 최신의 예상 요격 지점(PIP) 및 최신의 요격 위치를 요격 미사일에 전달한다.
단계 1113에서, 레이더, 통제 시스템, 요격 미사일 및 수동 센서는 이전 단계의 작동을 계속하고, 추가적으로, 요격 미사일이 근접 신관 작동을 위한 타이밍을 계산한다.
단계 1114에서는, 상기 예상 요격 지점(PIP)의 근처에서, 근접 신관이 파편성 탄두 작동을 위한 조건(타격 조건이 충족될 때)을 달성한다.
단계 1115에서는, 상기 예상 요격 지점(PIP)의 근처에서, 요격 미사일의 탄두의 폭발물이 폭발되고, 그 후에 요격 미사일의 탄두의 치명적인 파편이 목표물의 탄두를 타격하여 목표물을 무력화시킨다.
도 3c, 도 12b, 도 13의 시스템 아키텍쳐는 단지 예시적인 목적으로 제공된 것이며 결코 이에 제한되지 않는다는 것을 주의해야 한다. 따라서, 각각의 특정 도면의 시스템 아키텍쳐는 두 개 이상의 블록/모듈/유닛/시스템을 통합함으로써 및/또는 블록/모듈/유닛/시스템 중의 적어도 하나를 변경함으로써 및/또는 블록/모듈/유닛/시스템 중의 적어도 하나를 제거하고 하나 이상의 다른 것으로 교체함으로써 변경될 수 있고, 특정 실시형태에 따라, 모든 구성이 필요하고 고유한 것이 될 수 있다.
도 20에서 작동의 시퀀스를 나타내는 흐름도는 단지 예시적인 목적으로 제공된 것이며 결코 이에 제한되지 않는다는 것을 주의해야 한다. 따라서, 작동 단계들은 두 개 이상의 단계를 통합함으로써 및/또는 상기 단계들 중의 적어도 하나를 변경함으로써 및/또는 상기 단계들 중의 적어도 하나를 제거하고 하나 이상의 다른 것으로 교체함으로써 변경될 수 있고, 특정 실시형태에 따라, 모든 단계가 필요하고 고유한 것이 될 수 있다.
명시적으로 다르게 언급되어 있지 않으면, 아래의 설명으로부터 명확한 것과 같이, 본 명세서 전체에 걸쳐서 "달성하는", "생성하는", "갱신하는", "활용하는" 그리고 "작동시키는" 등과 같은 표현을 이용하는 설명은 데이터를 처리하고 및/또는 데이터를 다른 데이터로 변환시키는 컴퓨터의 작용 및/또는 프로세스를 포함하며, 상기 데이터는, 예를 들면, 전자적인 양(electronic quantity)과 같은 물리량으로 표현되거나, 및/또는 상기 데이터는 물질을 나타낸다. "컴퓨터"라는 용어는, 비제한적인 예로서, 개인용 컴퓨터, 서버, 컴퓨팅 시스템, 통신 장치, 프로세서(예를 들면, 디지털 신호 처리기(DSP), 마이크로컨트롤러, 필드 프로그램가능 게이트 어레이(FPGA), 주문형 집적 회로(ASIC), 등), 임의의 다른 전자 컴퓨팅 장치, 및/또는 이들의 임의의 조합형태를 포함하는, 데이터 처리 능력을 가진 임의의 종류의 전자 장치를 포함하도록 광범위하게 해석되어야 한다.
본 명세서의 개시내용에 따른 작동들은 원하는 목적을 위해 특별히 제작된 컴퓨터에 의하거나 컴퓨터 판독가능 저장 매체에 저장된 컴퓨터 프로그램에 의해 원하는 목적을 위해 특별히 구성된 범용 컴퓨터에 의해 수행될 수 있다.
대체실시형태로서, 수송 비행체(102)를 예상 요격 지점(PIP)으로 유도할 수 있도록 하기 위해, 비행 물체의 예상 요격 지점(PIP)에 관한, 그리고 수송 비행체 및 비행 물체의 상태 벡터에 관한 데이터를 가진 수송 비행체(102)를 제공하기 위해서 임의의 적절한 목표물 탐지 및 추적 시스템이 사용될 수 있다. 예를 들면, 이러한 목표물 탐지 및 추적 시스템은, 상기 예의 다른 대체 변형예에 있어서, 비행 물체를 독자적으로 탐지하고 추적하는 내장형 호밍 센서(on-board homing sensor)(예를 들면, RF 탐색장치 또는 전자 광학 센서, 등)를 포함할 수 있다.
본 발명의 여러 예에 따른 파편성 탄두와 수송 비행체는 다른 목표물, 예를 들면 다른 종류의 로켓이나 미사일, UAV(무인 항공기), 유인 비행기, 크루즈 미사일 등 뿐만 아니라, 비-비행 물체, 예를 들면 지상 차량이나 선박, 또는 예를 들면 레이더 안테나 등과 같은 고정된 구조물에 대해서 사용될 수도 있다는 것도 주의해야 한다. 예를 들면, 파편성 탄두로부터 튀어나온 후 각각의 파편 집단에 의해 제공된 근접하게 이격된 파편은 특정 방향을 따라서 기계적인 구조의 심각한 취약성을 나타낼 수 있고, 이는 취약한 구조에 대한 기계적인 부하나 공기역학적인 부하로 인해 상기 구조의 결함이나 붕괴를 초래할 수 있다.
상기 예의 다른 대체 변형예에서는, 요격 미사일이, 예를 들면, 수송 항공기에 의해 공중 발사되도록 구성될 수 있다는 것도 주의해야 한다.
아래의 방법 청구항에서, 청구항의 단계들을 표시하기 위해서 사용된 영숫자와 로마 숫자는 단지 편의상 제공된 것이며 반드시 단계를 실행하는 특정 순서를 의미하는 것을 아니다.
첨부된 청구범위의 전체에 걸쳐서 사용된 "...를 포함하는" 이라는 표현은 "...를 포함하지만 ...로 제한되지 않는다"는 의미로 해석되어야 한다는 것을 주의해야 한다.
몇 가지 특정 도면을 참고하여 몇 가지 특정 예를 설명하고 나타내었지만, 당업자는 본 발명의 범위를 벗어나지 않으면서, 필요한 부분만 약간 수정하여 다양한 변형을 만들 수 있다는 것을 알 수 있을 것이다.

Claims (48)

  1. 수송 비행체에 장착되도록 구성되어 있는 파편성 탄두로서, 상기 파편성 탄두는 길이방향의 축을 가지고, 상기 파편성 탄두는,
    상기 길이방향의 축을 따라서 뻗어 있는 포탄으로서, 상기 포탄은 고정된 탄피 부분과 파편 부분을 포함하고, 상기 고정된 탄피 부분과 상기 파편 부분은 고정된 탄피 부분과 파편 부분의 사이에 폭약을 수용하는 공동이 형성되어 있는 포탄;을 포함하고 있고,
    상기 파편 부분이 상기 파편 부분에서 상응하게 연속적으로 근접한 관계로 그리고 상기 길이방향의 축에 대해서 나선형 관계로 연속적으로 인접한 파편들로 이루어진 적어도 하나의 파편 집단을 포함하고,
    상기 파편 부분이 상기 길이방향의 축에 대해서 나선형 밴드로서 형성되어 있고, 상기 고정된 탄피 부분이 상기 나선형 밴드와 상호 보완적인 나선형 슬롯을 포함하고,
    상기 고정된 탄피 부분은 상기 폭약의 폭발시에 상기 고정된 탄피 부분의 기계적인 완전성(mechanical integrity)을 유지하도록 구성되고,
    상기 고정된 탄피 부분이, 폭약의 폭발의 개시시에, 폭약의 폭발에 의해 퍼져나가는 충격파가 상기 고정된 탄피 부분을 통하여 상기 파편 부분쪽으로 향하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  2. 제1항에 있어서, 상기 파편 부분이, 상기 폭약의 폭발에 대응하여, 상기 길이방향의 축에 대해서 나선형 관계로 연속적으로 인접한 파편들로 이루어진 상기 적어도 하나의 파편 집단으로 파쇄되도록 구성되어 있는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  3. 수송 비행체에 장착되도록 구성되어 있으며 길이방향의 축을 가진 파편성 탄두로서,
    상기 길이방향의 축을 따라서 뻗어 있으며 고정된 탄피 부분과 파편 부분을 포함하고 있고, 고정된 탄피 부분과 파편 부분의 사이에 폭약을 수용하는 공동이 형성되어 있는 포탄; 을 포함하고 있고,
    상기 파편 부분이, 폭약의 폭발에 대응하여, 상기 길이방향의 축에 대해서 나선형 관계로 연속적으로 인접한 파편들로 이루어진 적어도 하나의 파편 집단으로 파쇄되도록 구성되어 있고,
    상기 파편 부분이 상기 길이방향의 축에 대해서 나선형 밴드로서 형성되어 있고, 상기 고정된 탄피 부분이 상기 나선형 밴드와 상호 보완적인 나선형 슬롯을 포함하고,
    상기 고정된 탄피 부분은 상기 폭약의 폭발시에 상기 고정된 탄피 부분의 기계적인 완전성(mechanical integrity)을 유지하도록 구성되고,
    상기 고정된 탄피 부분이, 폭약의 폭발의 개시시에, 폭약의 폭발에 의해 퍼져나가는 충격파가 상기 고정된 탄피 부분을 통하여 상기 파편 부분쪽으로 향하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  4. 제3항에 있어서, 상기 폭발 전에, 연속적으로 인접한 파편들로 이루어진 상기 적어도 하나의 파편 집단은 상기 파편 부분에서 상응하게 연속적으로 근접한 관계이고 그리고 상기 길이방향의 축에 대해서 나선형 관계인 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  5. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 파편 부분이, 상기 폭약의 폭발에 대응하여, 상기 길이방향의 축에 대해서 나선형 관계로 연속적으로 인접한 파편들로 이루어진 복수의 측면방향으로 인접한 상기 파편 집단으로 파쇄되도록 구성되어 있는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  6. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 파편 부분이, 상기 폭약의 폭발에 대응하여, 상기 길이방향의 축에 대해서 나선형 관계로 세 개의 측면방향으로 인접한 상기 파편 집단으로 파쇄되도록 구성되어 있고, 각각의 상기 파편 집단은 30개 내지 50개의 상기 연속적으로 인접한 파편을 포함하고 있는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  7. 삭제
  8. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 고정된 탄피 부분이 상기 길이방향의 축에 대해서 회전 대칭성을 가지는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  9. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 고정된 탄피 부분이 관 형태인 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  10. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 파편 부분에서 상응하게 연속적으로 근접한 관계로 그리고 상기 길이방향의 축에 대해서 나선형 관계로 연속적으로 인접한 파편들로 이루어진 각각의 상기 파편 집단이 상기 길이방향의 축에 대하여 미리 정해진 나선 각도로 배향되어 있는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  11. 제10항에 있어서, 상기 나선 각도가, 상기 폭발시에, 각각의 상기 파편 집단의 각각의 상기 파편이 상기 길이방향의 축으로부터 각각 4m 내지 8m의 대응하는 반경방향의 거리의 가상의 원통형 표면 위에서 2m 내지 4m의 길이를 따라 가상의 원통형 표면 위에 퍼져 있고, 상기 반경방향의 거리에서 인접한 파편들 사이에 0.1m 이하의 간격을 확보하도록 미리 정해져 있는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  12. 제10항에 있어서, 상기 나선 각도가 2.5°내지 3°인 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  13. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 파편 부분이 복수의 축방향으로 연속적으로 인접한 파편 부분 섹션으로 형성되어 있고, 각각의 상기 파편 부분 섹션은 측면방향으로 근접한 (맞닿는) 관계로 복수의 상기 파편을 포함하고 있고, 상기 길이방향의 축을 따라서 각각의 연속적인 상기 파편 부분 섹션의 상기 복수의 파편이 이전의 상기 파편 부분 섹션의 상기 복수의 파편 각각에 대해 상기 길이방향의 축에 대해서 각을 이루게 변위되어 있는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  14. 제13항에 있어서, 상기 파편 부분의 길이방향의 한 단부에 있는 첫 번째 상기 파편 부분 섹션의 상기 복수의 파편 각각이 상기 파편 부분의 길이방향의 다른 단부에 있는 마지막 상기 파편 부분 섹션의 상기 복수의 파편 각각에 대해 상기 길이방향의 축에 대해서 25°내지 35°의 각도 변위로 각을 이루게 변위되어 있는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  15. 제13항에 있어서, 연속된 상기 파편 부분 섹션으로 이루어진 각각의 한 쌍의 파편 부분 섹션의 상기 복수의 파편 각각이 상기 길이방향의 축에 대해 수직인 평면에 대해 파편 집단 확산 각도만큼 각을 이루게 서로 변위되어 있는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  16. 제15항에 있어서, 상기 파편 집단 확산 각도가 0.5°내지 0.7°인 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  17. 삭제
  18. 제1항에 있어서, 상기 나선형 밴드가 상기 파편의 2차원 평행사변형 패턴을 제공하도록 평면에 투영될 수 있는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  19. 제18항에 있어서, 상기 평행사변형 패턴이 세 개의 상기 파편의 폭에 대응하는 밑변과, 파편성 탄두의 축방향의 길이에 대응하는 높이를 가지고 있는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  20. 제18항에 있어서, 각각의 상기 파편이 25g 내지 35g의 무게를 가지고 있는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  21. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 파편 부분이 100개 내지 200개의 상기 파편의 총수를 포함하는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  22. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 각각의 상기 파편이 평행사변형 형태의 평면 형상을 가지고 있는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  23. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 폭약의 폭발 후에, 각각의 상기 파편 집단의 상기 파편들이 상기 길이방향의 축으로부터 4.5m 내지 7.5m의 거리에서 0.1m보다 작은 간격으로 연속적으로 이격되어 있는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  24. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 폭약의 폭발 후에, 각각의 상기 파편 집단이 인접한 상기 파편 집단으로부터 상기 길이방향의 축으로부터 4.5m 내지 7.5m의 거리에서 0.50m보다 작은 간격으로 이격되어 있는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  25. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 각각의 상기 파편이 비행 물체의 격파 구역과 충돌함으로써 비행 물체를 무력화시킬 수 있는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  26. 제25항에 있어서, 상기 격파 구역이 0.50m의 길이와 0.10m의 폭을 가지는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  27. 제25항에 있어서, 상기 비행 물체가 로켓, 그라드(GRAD) 로켓, UAV(무인 항공기), 유인 비행기, 크루즈 미사일 중의 어느 하나인 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  28. 파편성 탄두용 수송 비행체로서,
    제1항 내지 제4항 중 어느 한 항의 파편성 탄두;
    통제 센터로부터 명령을 수신하는 업링크; 및
    파편성 탄두에 작동가능하게 연결되어 있으며 수송 비행체와 비행 물체의 사이에 미리 정해진 간격을 두고 상기 파편성 탄두를 폭발시키도록 구성된 근접 신관;
    을 포함하고 있고,
    상기 수송 비행체는 적어도 상기 명령을 수신하는 것에 대응하여 조종가능한 것을 특징으로 하는 파편성 탄두용 수송 비행체.
  29. 제28항에 있어서, 상기 수송 비행체가 추진로켓 단에 장착되도록 구성되어 있는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두용 수송 비행체.
  30. 제28항에 있어서, 상기 근접 신관이 두 개의 편평한 레이저 빔을 발생시키고 상기 레이저 빔으로부터 수용된 반사광에 기초하여 신관작동 시간 결정을 하도록 구성되어 있는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두용 수송 비행체.
  31. 제28항에 있어서, 상기 업링크가 예상 요격 지점(PIP), 목표물 및 수송 비행체 상태 벡터, 및/또는 목표물과 수송 비행체 사이의 상대 상태 벡터에 관한 데이터 또는 신호를 수신하는 수신기를 포함하는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두용 수송 비행체.
  32. 제28항에 있어서, 상기 수송 비행체를 조향(조종)하는 복수의 피벗운동가능한 베인을 포함하는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두용 수송 비행체.
  33. 제28항에 있어서, 독자적으로 목표물을 추적하도록 구성된 호밍 센서를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두용 수송 비행체.
  34. 비행 물체를 요격하는 미사일로서:
    (a) 제28항의 파편성 탄두용 수송 비행체; 및
    (b) 상기 수송 비행체를 원하는 궤적을 따라 추진시키는 추진로켓 단;
    을 포함하는 것을 특징으로 하는 비행 물체를 요격하는 미사일.
  35. 제34항에 있어서, 상기 추진로켓 단이 그라드(GRAD) 로켓 시스템에 기초하거나 상기 추진로켓 단이 그라드(GRAD) 로켓 모터를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행 물체를 요격하는 미사일.
  36. 요격 시스템으로서,
    - 제34항의 비행 물체를 요격하는 미사일을 적어도 하나 포함하는 미사일 포대;
    - 적어도 하나의 상기 비행 물체를 탐지하고 추적하는 레이더 시스템;
    - 상기 미사일에 대해 예상 요격 지점(PIP)을 결정하는 통제 센터;
    - 각각의 예상 요격 지점(PIP)에서 각각의 상기 비행 물체를 요격하기 위해서 수송 비행체가 비행하는 동안 조종 데이터를 수송 비행체에 제공하는 통신 업링크;
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 요격 시스템.
  37. 제36항에 있어서, 상기 수송 비행체를 예상 요격 지점(PIP)에서 비행 물체의 비행 경로에 대해 원하는 상대 각도로 선택적으로 배향시키도록 구성되어 있는 것을 특징으로 하는 요격 시스템.
  38. 제37항에 있어서, 상기 상대 각도가 추적 요격 시나리오에 대해서는 10°내지 12°이고 정면 충돌 요격 시나리오에 대해서는 190°내지 192°이거나, 상기 상대 각도가 상기 추적 요격 시나리오에 대해서는 -20°내지 +40°이고 상기 정면 충돌 요격 시나리오에 대해서는 +160°내지 +220°인 것을 특징으로 하는 요격 시스템.
  39. 비행 물체를 요격하는 방법으로서,
    (i) 제34항의 미사일을 제공하는 단계;
    (ii) 비행 물체에 대해 요격 궤적을 따라서 수송 비행체를 선택적으로 발사하도록 추진로켓 단을 이용하는 단계;
    (iii) 수송 비행체를 비행 물체에 근접하게 조종하는 단계;
    (iv) 근접 신관을 통하여 파편성 탄두에 대해 최소 거리 내의 비행 물체를 탐지하는 단계; 그리고
    (v) 단계 (iii)에 대응하여 폭약을 폭발시키는 단계;
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행 물체를 요격하는 방법.
  40. 제39항에 있어서, 단계 (iii)에서 수송 비행체가 예상 요격 지점(PIP)에서 비행 물체에 대해 상대 각도로 배향되는 것을 특징으로 하는 비행 물체를 요격하는 방법.
  41. 제40항에 있어서, 상기 상대 각도가 추적 요격 시나리오에 대해서는 10°내지 12°이고 정면 충돌 요격 시나리오에 대해서는 190°내지 192°이거나, 상기 상대 각도가 상기 추적 요격 시나리오에 대해서는 -20°내지 +40°이고 상기 정면 충돌 요격 시나리오에 대해서는 +160°내지 +220°인 것을 특징으로 하는 비행 물체를 요격하는 방법.
  42. 제40항에 있어서, 예상 요격 지점(PIP)에서 수송 비행체와 비행 물체 사이에 4.5m 내지 7.5m의 간격을 제공하기 위해서, 파편 부분이 예상 요격 지점(PIP)에서 비행 물체를 향해 있는 것을 특징으로 하는 비행 물체를 요격하는 방법.
  43. 제1항에서 정의된 파편성 탄두를 포함하고 있는 미사일로서, 상기 미사일은 확률 포락선 내에서 알려진 치수의 격파 구역을 가지고 있는 비행 물체를 요격하기 위해 예상 요격 지점(PIP)으로 조종되도록 구성되고, 적어도 하나의 상기 파편이 상기 확률 포락선 내에서 상기 격파 구역과 충돌하도록 보장하기 위해서 확률 포락선 내에서 임의의 두 개의 인접한 상기 파편 사이의 간격이 상기 알려진 치수 중의 적어도 하나보다 작게 되도록, 상기 파편성 탄두가 상기 확률 포락선쪽으로 향한 복수의 상기 파편을 선택적으로 제공하도록 구성되어 있고, 각각의 상기 파편이 상기 격파 구역과 충돌함으로써 상기 비행 물체를 무력화시킬 수 있는 것을 특징으로 하는 요격 미사일.
  44. 제43항에 있어서, 상기 격파 구역이 0.50m의 길이와 0.10m의 폭을 가지고 있는 것을 특징으로 하는 요격 미사일.
  45. 제43항 또는 제44항에 있어서, 상기 비행 물체가 로켓, 그라드(GRAD) 로켓, UAV(무인 항공기), 유인 비행기, 크루즈 미사일 중의 어느 하나인 것을 특징으로 하는 요격 미사일.
  46. 수송 비행체에 장착되도록 구성된 제1항에 따른 파편성 탄두로서, 상기 파편성 탄두는 길이방향의 축을 따라서 길이방향의 치수를 가지고 있으며 상기 길이방향의 치수보다 큰 길이 치수로 뻗어 있는 이격된 선형 관계로 목표 구역에 상기 파편들로 이루어진 적어도 하나의 파편 집단을 포함하는 파편 패턴을 제공하기 위해서 상기 파편성 탄두로부터 요격 간격으로 이격된 목표 구역쪽으로 향한 복수의 상기 파편을 선택적으로 제공하도록 구성되어 있고, 목표 구역에서 각각의 상기 파편 집단의 인접한 상기 파편들이 대상 목표물의 격파 구역의 치수 내에 있는 각각의 파편 간격으로 이격되어 있고, 각각의 상기 파편이 상기 격파 구역과 충돌함으로써 상기 대상 목표물을 무력화시킬 수 있는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  47. 제46항에 있어서, 상기 격파 구역이 0.50m의 길이와 0.10m의 폭을 가지고 있는 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
  48. 제46항 또는 제47항에 있어서, 상기 대상 목표물은 로켓, 그라드(GRAD) 로켓, UAV(무인 항공기), 유인 비행기, 크루즈 미사일 중의 어느 하나인 것을 특징으로 하는 파편성 탄두.
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