KR102358015B1

KR102358015B1 - 무인 비행기 지상 자동 추적 제어 안테나 시스템

Info

Publication number: KR102358015B1
Application number: KR1020210051651A
Authority: KR
Inventors: 이돈신
Original assignee: 이돈신
Priority date: 2021-04-21
Filing date: 2021-04-21
Publication date: 2022-02-08

Abstract

본 발명은 주 안테나에 의한 추적 실패의 경우에 보조 안테나와 자동위상 조정기를 채택하여 신속하게 다시 무인 비행기를 추적할 수 있도록 하는 무인 비행기 지상 자동 추적 제어 안테나이다. 본 발명의 보조 안테나는 주 안테나의 반사판에 부착된 패치 안테나로서 PCB 보드 0.5mm 얇게 하여 고이득으로 하거나 혼 안테나를 수직으로 길게 수평 1/2 파장 또는 1 파장 이하 되게 하여 원거리에서 운영 중, 상기 주 안테나에 의한 추적 실패시 비행체의 GPS 신호(X1,Y1,Z1)를 수신하여 지상 운영실 GPS 신호(X2,Y2,Z2)와 비교 계산하여 추적 GPS 신호(X0,Y0,Z0)를 인출하고, 이 신호를 ACU에 제공하여 ACU가 목표 비행체 방향으로 추적하게 하고, 목표 비행체를 찾으면 자동으로 주 안테나로 절체되고 보조 안테나의 동작을 중지시키는 것이다.

Description

무인 비행기 지상 자동 추적 제어 안테나 시스템{Antenna system that automatically tracks and controls drones on the ground}

본 발명은 무인 비행기를 지상에서 추적하여 컨트롤할 수 있도록 하는 추적 제어 안테나에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 주 안테나에 의한 추적 실패의 경우에 보조 안테나를 채택하여 신속하게 다시 무인 비행기를 추적할 수 있도록 하는 무인 비행기 지상 자동 추적 제어 안테나에 관한 것이다.

일반적으로, 추적 안테나 시스템은 위성 발사체, 유도탄, 무인기 등을 포함하는 비행체의 좌표를 실시간으로 측정하고, 비행체의 이동경로와 비행체의 최종위치를 추정할 수 있는 위치 추적 시스템이다. 추적 안테나 시스템은 비행체에 탑재된 원격측정장치에서 발생하는 원격측정신호를 수집하도록 구성된다.

비행체의 비행거리가 먼 경우, 고 지향성 안테나를 이용하여 원격측정신호를 수신하게 되고, 고 지향성 안테나를 이용하여 비행체를 추적하는 방법에는 스텝 추적(STEP-TRACKING) 방식과, 모노 펄스 추적(MONO-PULSE TRACKING) 방식이 있다.

스텝 추적 방식과 모노 펄스 추적 방식 모두 별도의 비콘신호 또는 비행체 반송파 신호를 이용하여 추적하는 방식이다. 스텝 추적 방식은 비행체에서 발사하는 비콘 신호의 크기가 큰 방향을 추적하는 방식으로 3차원 공간을 원형 또는 사각형 형태로 스캔하며 추적한다. 스텝 추적은 추적속도가 느리고 재추적시 시간이 많이 소요되는 단점이 있다. 모노 펄스 추적 방식은 수신한 비콘신호를 모노 펄스 수신기를 통해 수신한 후 합신호(Σ), 수직차신호(ELΔ), 수평차신호(AZΔ)를 인출하여 추적하는 방식으로, 별도의 모노 펄스 수신기가 필요하다. 즉, 모노 펄스 시스템은 1개 주반사판 혼 수신신호를 4개의 수신 단자 출력과 모노 펄스 비교기를 통해 합신호 및 차신호(방위각방향, 앙각방향)를 형성하고, 합/차 신호의 진폭 비(Monopulse ratio: 모노펄스 기울기)를 이용하여 표적을 추적하는 시스템이다.

한편, 무인 비행기를 추적하기 위한 무인 비행기 추적 시스템은 크게 무인 비행기 기체, GCS(Ground Control System), 통신 체계로 구분할 수 있다. 이중에서도 통신 체계는 데이터 수집과 직결되는데, 데이터 수집은 안테나를 중심으로 하고 있으며, 안테나의 성능은 곧 임무 수행을 결정짓게 된다.

그리고 무인 비행기 추적 시스템은 이전의 고정 좌표에서의 양방향 통신과는 달리 이동체 움직임에 대한 안테나 위치 안정화, 이동체간 신호 추적, 전파 전달의 조건, 통신 시스템에 요구되는 조건, 환경조건 등 서로 관련되는 사항을 총체적으로 고려하여 설계된다. 특히, 무인 항공기의 목표가 주로 정찰 및 감시이므로 무인 비행체 추적 시스템에서 무엇보다 중요한 사항은 정보 획득인데, 이를 위한 통신체계의 핵심은 정보를 전달받는 안테나에 달려 있다고 할 수 있기 때문에 안테나의 성능이 정보 획득과 직접적인 관계를 가진다고 할 수 있다.

그런데 종래의 무인 비행체 추적 안테나는 자동위상 조정기능이 없으므로 추적 중에 비행체를 놓치는 경우, 수동으로 숙련 기술자가 조정해야 하므로 추적 회복에 시간이 오래 걸리는 문제점이 있다.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해소하기 위해 제안된 것으로, 본 발명의 목적은 주 안테나에 의한 추적 실패의 경우에 보조 안테나와 자동위상 조정기를 채택하여 신속하게 다시 무인 비행기를 추적할 수 있도록 하는 무인 비행기 지상 자동 추적 제어 안테나를 제공하는 것이다.

상기와 같은 목적을 달성하기 위하여 본 발명의 안테나는, 모노펄스 방식으로 비행체를 추적하기 위해 모노펄스형 1개의 피드혼을 구비하여 Σ신호, EΔ신호, AZΔ신호를 출력하는 접시형 주 안테나와, 상기 주 안테나에 의한 추적 실패시 비행체로부터 비행체 GPS정보를 포함하는 비콘신호를 수신하기 위한 제1 내지 제3 보조 안테나;와, 상기 보조 안테나의 수신신호를 증폭하기 위한 보조안테나 LNA;와, 상기 보조 안테나의 수신신호를 증폭 및 하향 주파수 변환하기 위한 보조안테나 LNB와, 비콘신호 발진기와, 제어신호에 따라 상기 주 안테나의 추적 실패시 상기 비콘신호 발진기의 비콘신호나 상기 보조 안테나의 증폭된 신호를 선택하기 위한 비콘신호 절체기와, 상기 비콘신호 절체기에 의해 선택된 비콘신호나 보조 안테나신호를 분배하기 위한 비콘신호 분배기와, 상기 주 안테나의 수평차신호를 선택하다가 교정모드에서 상기 비콘신호 분배기의 출력을 선택하는 수평차신호 절체기와, 상기 주 안테나의 수직차신호를 선택하다가 교정모드에서 상기 비콘신호 분배기의 출력을 선택하는 수직차신호 절체기와, 상기 주 안테나의 합신호를 선택하다가 교정모드에서 상기 비콘신호 분배기의 출력을 선택하는 합신호 절체기와, 수신신호를 복조하여 데이터를 추출하거나 데이터를 변조하여 송신신호를 생성하는 모뎀과, 상기 모뎀의 송신신호를 IF신호로 변환하기 위한 송신 엑사이터와, 상기 송신 엑사이터의 IF신호를 고주파 RF신호로 상향 주파수 변환하기 위한 블럭 업 컨버터와, 상기 블럭 업 컨버터의 송신출력을 상기 합신호 절체기로 전달하고, 상기 합신호 절체기로부터 수신된 신호를 합신호 LNB로 전달하기 위한 다이플렉서와, 상기 다이플렉서를 통해 수신된 신호를 증폭 및 국부발진신호와 믹싱하여 주파수 하향 변환하기 위한 합신호 LNB와, 상기 수직차신호 절체기를 통해 입력된 수신신호를 증폭 및 국부발진신호와 믹싱하여 주파수 하향 변환하기 위한 수직차신호 LNB와, 상기 수평차신호 절체기를 통해 입력된 수신신호를 증폭 및 국부발진신호와 믹싱하여 주파수 하향 변환하기 위한 수평차신호 LNB와, 상기 합신호 LNB의 출력을 분배히기 위한 합신호 분배기와, 상기 합신호 분배기의 출력을 입력받아 상기 합신호 LNB, 수직차신호 LNB, 수평차신호 LNB의 이득을 자동으로 조정하기 위한 AGC 검파 앰프와, 상기 수직차신호 LNB의 수직차신호를 입력받아 수직 위상차를 검파하기 위한 수직 위상검파기와, 상기 수평차신호 LNB의 수평차신호를 입력받아 수평 위상차를 검파하기 위한 수평 위상검파기와, 정상 동작모드에서 주 안테나의 출력을 선택하여 주 안테나의 모노펄스신호에 따라 비행체를 추적하게 제어하고, 상기 주 안테나가 비행체 추적에 실패하면, 상기 제1 내지 제3 보조안테나중 어느 한 신호에 따라 비행체의 위치를 찾아 상기 주 안테나가 다시 비행체를 추적할 수 있도록 제어하는 안테나 컨트롤 유닛(ACU)과, 상기 안테나 컨트롤 유닛의 제어신호에 따라 수직 구동모터와 수평 구동모터를 구동하기 위한 구동신호를 발생하는 페데스탈 컨트롤 유닛(PCU)과, 상기 페데스탈 컨트롤 유닛(PCU)의 구동신호에 따라 안테나를 상/하 방향으로 회전시키기 위한 수직 구동모터와, 상기 페데스탈 컨트롤 유닛(PCU)의 구동신호에 따라 안테나를 좌/우 방향으로 회전시키기 위한 수평 구동모터를 포함한다.

상기 보조 안테나는 상기 주 안테나의 반사판에 부착된 패치 안테나로서 PCB 보드 0.5mm 얇게 하여 고이득으로 하거나(주파수 낮은 M/W), 혼 안테나(주파수 높은 M/W)를 수직으로 길게 수평 약 반 파장 또는 1 파장 되게 하여 이득 높여 원거리에서 운영 중, 상기 주 안테나에 의한 추적 실패시 비행체의 GPS 신호(X1,Y1,Z1)를 수신하여 지상 운영실 GPS 신호(X2,Y2,Z2)와 비교 계산하여 추적 GPS 신호(X0,Y0,Z0)를 인출하고, 이 신호를 ACU에 제공하여 ACU가 목표 비행체 방향으로 추적하게 하고, 목표 비행체를 찾으면 자동으로 주 안테나로 절체되고 보조 안테나의 동작을 중지시키는 것이다.

상기 자동 추적 제어 안테나는 상기 안테나의 동작 초기에 위상검파기를 교정하기 위한 교정모드가 구비되고, 상기 교정모드에서 상기 합신호 분배기로부터 합신호를 입력받아 상기 수직 위상검파기를 교정하기 위한 수직 자동교정 위상변위기와, 상기 교정모드에서 상기 합신호 분배기로부터 합신호를 입력받아 상기 수평 위상검파기를 교정하기 위한 수평 자동교정 위상변위기를 더 포함하고, 상기 안테나 컨트롤 유닛(ACU)은 교정모드에서 상기 비콘신호 절체기가 비콘신호를 선택하도록 제어하고 상기 합신호 절체기, 수직차신호 절체기, 수평차신호 절체기를 제어하여 주 안테나측을 차단한 후 비콘신호를 선택하도록 제어하여 상기 수직 자동교정 위상변위기와 상기 수평 자동교정 위상변위기의 교정값을 설정하되 비콘신호 또는 보조 안테나 합성신호를 LNA에서 증폭한 후 합신호, 수직차(ELΔ)신호, 수평차(AZΔ)신호에 입력하여 합신호(Σ) LNB 출력을 수직차신호(ELΔ) LNB, 수평차신호(AZΔ) LNB와 같이 수직(ELΔ)위상 검파기와 수평(AZΔ) 위상검파기에 입력하여 위상 비교 해당 자동교정 위상변위기를 자동으로 교정하여 해당 위상검파기의 출력이 동위상이 되게 하고, 자동 위상 교정이 끝나면 조정값을 고정시키는 것이다.

상기 자동 추적 제어 안테나는 수직차(ELΔ) 출력이나 수평차(AZΔ) 출력 중 1개만 선택하는 자동 절체기를 부착하고, LNB 위상 검파기는 1식만 설치하여 연속적으로 수직차(ELΔ), 수평차(AZΔ) 신호를 절체하여 단일 LNB와 위상검파기를 사용하여 ACU에 입력하고, PCU에서 수직(EL) 구동앰프, 수평(Az) 구동앰프를 상기 자동 절체기와 동일하게 절체하여 단일 LNB와 위상검파기로 수직(EL) 및 수평(AZ) 구동하게 한다.

상기 자동 추적 제어 안테나는 UHF/VHF 고이득 전방향성 안테나를 설치하여 근거리에서 비행체의 방향을 모를 경우, 비행체의 GPS 신호를 수신하여 운영실 GPS와 비교하여 방향을 추적하고, 상기 주 안테나에 의해 신호가 수신되면 안테나 컨트롤 유닛(ACU)에서 자동으로 주 안테나로 절체하여 운영하도록 된 것이다.

본 발명의 실시예에 따르면, 교정모드에서 자동교정 위상변위기로 위상검파기를 조정하여 정밀한 추적이 가능하고, 주 안테나가 비행체의 추적에 실패할 경우 보조 안테나로 비행체의 GPS 신호를 수신하여 신속하게 비행체의 위치를 찾아 주 안테나로 다시 추적할 수 있게 하며, 근거리에서 비행체의 추적에 실패할 경우 UHF/VHF 전방향 안테나로 비행체의 GPS 신호를 수신하여 다시 비행체를 추적할 수 있는 효과가 있다.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 추적 제어 안테나 시스템의 사시도,
도 2는 본 발명의 실시예에 사용되는 주 안테나와 보조 안테나들의 예를 도시한 도면,
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행기 지상 자동 추적 제어 안테나의 전체 구성을 도시한 계통도,
도 4는 본 발명의 실시예에 사용되는 패치형 보조 안테나의 구성 블럭도,
도 5는 본 발명의 다른 실시예에서 1개 위상검파기를 사용하여 모노펄스 추적하는 예를 도시한 개략도,
도 6은 본 발명의 실시예에 따른 안테나에서 위상검파기 교정용 고주파신호 공급계통과 자동위상조정계통을 도시한 상세도이다.

본 발명과 본 발명의 실시에 의해 달성되는 기술적 과제는 다음에서 설명하는 본 발명의 바람직한 실시예들에 의하여 보다 명확해질 것이다. 다음의 실시예들은 단지 본 발명을 설명하기 위하여 예시된 것에 불과하며, 본 발명의 범위를 제한하기 위한 것은 아니다.

도 1은 본 발명의 추적 제어 안테나 시스템을 도시한 사시도로서, 접시형(파라볼릭) 주 안테나(101)와, 접시형 주 안테나(101)의 상측에 근거리 탐지를 위한 저이득 소형 혼 안테나(104)를 제1 보조안테나로 부착하고, 낮은 주파수대역의 마이크로웨이브(M/W)로 원거리 탐지를 위한 고이득 패치 안테나(102)를 접시형 주 안테나(101)의 반사판에 제2 보조안테나로 부착하며, 높은 주파수 대역의 마이크로웨이브(M/W)로 원거리 탐지를 위한 고이득 혼 안테나(103)를 접시형 주 안테나(101)의 측면에 제3 보조안테나로 부착한 것이다.

도 1을 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 추적 제어 안테나 시스템은 차량에 탑재되어 지상에서 무인 비행체를 추적할 수 있도록 되어 있고, 차량 내부의 운영실에 송수신장치, PC, 원격콘트롤장치, 감시장치 등이 설치되어 있다. 접시형 주 안테나(101)의 상측에는 근거리 탐지를 위한 소형 혼 안테나(104)가 부착되어 있고, 접시형 주 안테나(101)의 반사판에 고이득 패치 안테나(102)가 부착되어 있으며, 접시형 주 안테나(101)의 측면에 폭이 좁고 상하로 긴 고이득 혼 안테나(103)가 부착되어 있다.

파라볼릭 주 안테나(101)와 주 안테나(101)에 부착된 보조안테나들(102~104)은 수평구동부(128)에 의해 방위각(AZ) 방향으로 회전됨과 아울러 수직구동부(127)에 의해 앙각(EL) 방향으로 회전되면서 무인 비행체를 추적할 수 있도록 되어 있다.

도 2는 본 발명의 실시예에 사용되는 주 안테나와 보조 안테나들의 예를 도시한 개략도이고, 도 3은 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행기 자동 추적 제어 안테나의 전체 구성을 도시한 계통도이며, 도 4는 본 발명의 실시예에 사용되는 패치형 보조 안테나의 구성 블럭도이고, 도 5는 본 발명의 다른 실시예에서 1개 위상검파기를 사용하여 모노펄스 추적하는 예를 도시한 개략도이다.

본 발명의 실시예에 따른 무인 비행기 자동 추적 제어 안테나(100)는 도 3에 도시된 바와 같이, 접시형 주 안테나(101), PCB 패치형 보조 안테나(102), 혼형 보조 안테나(103), 저이득 혼형 보조 안테나(104), 비콘발진기(105), 국부발진기(106), 전시기 및 PC 콘트롤(107), 모노 펄스 비교기(111), 보조안테나 LNB(Low Noise Block Down Converter;112), 복수의 교정 절체기(113,114,115,129), 비콘신호 절체기(116), 비콘신호 분배기(117), 보조안테나 LNA(118), 로컬신호 분배기(119), 데이터 통신을 위한 모뎀(121), 송신 엑사이터(122), 블럭 업 컨버터(BUC;123), 다이플렉서(124), 안테나 컨트롤 유닛(ACU:125), 페데스탈 콘트롤 유닛(Pedestal Control Unit(PCU);126), 수직 구동모터(127), 수평 구동모터(128), 합신호 LNB(131), 수직차신호 LNB(132), 수평차신호 LNB(133), 합신호 분배기(134), AGC 검파 앰프(135), 수직차 자동교정 위상변위기(136), 수평차 자동교정 위상변위기(137), 수직 위상검파기(138), 수평 위상검파기(139), UHF/VHF 전방향 안테나(140), 비행체 GPS 수신기(141), 지상 GPS 안테나(143), 지상 GPS 수신기(142)로 구성된다.

도 3을 참조하면, 주 안테나(101)는 모노펄스 방식으로 비행체를 추적하기 위해 모노펄스형 피드 혼을 구비하여 합(Σ)신호, 수직차(EΔ)신호, 수평차(AZΔ)신호를 출력하는 접시형(파라볼라) 안테나이다. 본 발명의 실시예에서 주 안테나(101)의 반사판에는 도 2의 (b)에 도시된 바와 같이, PCB 기판에 패치(102P)형 안테나가 보조 안테나로서 부착되거나 주 안테나(101)의 옆에 도 2의 (c) 및 (d)와 같이 혼형 고이득 안테나가 보조 안테나로서 부착될 수 있다. 도 2를 참조하면, (a)는 주 안테나(101)의 측면 개략도이고, (b)는 주 안테나(101)에 부착된 패치형 보조 안테나(102)의 정면도이며, (c)는 혼형 보조 안테나(103)의 정면도이고, (d)는 혼형 보조 안테나(103)의 측면도 및 배면도이다. 혼형 보조안테나(103)로는 개구면이 수평은 좁게 하여 빔폭을 넓히고, 수직면은 길게 하여 이득을 높인 안테나를 사용할 수 있다. 제1 보조안테나(104)는 수평.수직 작게 되어 이득이 낮으므로 근거리 운용하고, 제2 보조안테나(102)와 제3 보조안테나(103)는 이득이 높으므로 원거리 운용한다.

패치형 보조안테나(102)는 도 2의 (b) 및 도 4에 도시된 바와 같이, 두께가 0.5~0.3mm인 PCB 기판(102-5)에 다수의 패치 어레이(102P)가 형성된 패치 안테나로서, 주 안테나(101)의 접시형 반사판에 부착되어 있고, PCB 합성기(102-1,102-2)와 2차 합성기(102-3)에서 2 합성 또는 4 합성해서 출력이 고이득(20db 이상) 신호가 되게 하고, 보조안테나 신호분배기(102-4)에서 분배된 하나의 보조 안테나신호를 LNB(112)에서 증폭 및 주파수 하향 변환하여 모뎀(121)으로 보낸다. 분배기(102-4)에서 분배된 다른 보조 안테나신호는 보조 안테나 LNA(118)에서 저잡음 증폭된 후 비콘신호 절체기(116)로 전달된다.

패치형 보조 안테나(102)나 혼형 보조 안테나(103)는 나중에 자세히 설명하는 바와 같이 주 안테나(101)에 의한 추적 실패시 비행체로부터 비행체 GPS정보를 포함하는 비콘신호를 수신한다. 즉, 본 발명의 실시예에 따른 보조안테나는 수평빔폭 넓고 이득 높아 원거리 비행체가 복사하는 신호를 수신 가능하게 한 것이다.

비콘신호 발진기(105)는 초기 교정시나 주 안테나에 의한 추적 실패시 비행체를 추적하기 위한 비콘신호를 발진하고, 비콘신호 절체기(116)는 ACU(125)의 제어신호에 따라 초기 교정시나 주 안테나(101)의 추적 실패시 비콘발진기(105)의 비콘신호나 보조 안테나(102,103)의 증폭된 신호 중 하나를 선택하여 비콘신호 분배기(117)로 전달한다. 이러한 비콘신호 절체기(116)와 비콘신호 분배기(117)는 일체형으로 구현될 수도 있다.

비콘신호 분배기(117)는 비콘신호 절체기(116)에 의해 선택된 비콘신호나 보조 안테나(102,103) 신호를 3개로 분배하여 합신호 절체기(113), 수직차신호 절체기(114), 수평차신호 절체기(115)로 각각 전달한다. 또한 분배된 비콘신호는 교정모드에서 송신을 위해 송신 절체기(129)로 전달된다.

합신호 절체기(113)는 ACU(125)의 제어신호에 따라 주 안테나(101)의 합신호를 선택하다가 교정모드나 주 안테나에 의한 추적 실패시 비콘신호 분배기(117)의 비콘신호나 보조 안테나신호를 선택한다.

수직차신호 절체기(114)는 ACU(125)의 제어신호에 따라 주 안테나(101)의 수직차신호를 선택하다가 교정모드나 주 안테나에 의한 추적 실패시 비콘신호 분배기(117)의 비콘신호나 보조 안테나신호를 선택한다.

수평차신호 절체기(115)는 ACU(125)의 제어신호에 따라 주 안테나(101)의 수평차신호를 선택하다가 교정모드나 주 안테나에 의한 추적 실패시 비콘신호 분배기(117)의 비콘신호나 보조 안테나신호를 선택한다.

모뎀(121)은 무인 비행체와 데이터 통신을 하기 위한 것으로 수신신호를 복조하여 데이터를 추출하거나 데이터를 변조하여 송신신호를 생성하고, 송신 엑사이터(122)는 모뎀(121)의 송신신호를 IF신호로 변환하며, 블럭 업 컨버터(BUC; 123)는 송신 엑사이터(122)의 신호를 고주파 RF신호로 상향 주파수 변환한다.

송신 절체기(129)는 주파수 변환된 BUC(123)의 송신신호나 분배기(117)로부터 전달된 비콘신호 중 하나를 선택하여 다이플렉서(124)로 전달하고, 다이플렉서(124)는 송신 절체기(129)에서 선택된 송신신호나 비콘신호을 합신호 절체기(113)를 거쳐 안테나측으로 전달하고, 합신호 절체기(113)로부터 수신된 수신신호를 합신호 LNB(131)로 전달한다.

합신호 LNB(131)는 다이플렉서(124)를 통해 전달된 수신신호를 증폭 및 주파수 하향 변환하기 위한 것이고, 수직차신호 LNB(132)는 수직차신호 절체기(114)를 통해 입력된 수신신호를 증폭 및 주파수 하향 변환하기 위한 것이며, 수평차신호 LNB(133)는 수평차신호 절체기(115)를 통해 입력된 수신신호를 증폭 및 주파수 하향 변환하기 위한 것이다.

합신호 분배기(134)는 합신호 LNB(131)의 출력을 4개로 분할하여 AGC 검파 앰프(135)나 모뎀(121), 수직차 자동교정 위상변위기(136), 수평차 자동교정 위상변위기(137)로 분배하기 위한 것이다.

AGC 검파 앰프(135)는 합신호 분배기(134)의 출력을 입력받아 LNB들(131,132,133)의 이득을 자동으로 조정하기 위한 것이다. 즉, 위상 검파함에 있어 근거리 과대전력 입력시 증폭기가 포화 상태가 되면 위상 검파가 불가능하므로 합신호(Σ) 분배기(134)의 출력중 하나를 AGC 검파 증폭기(135)에 전달한 후 Σ, ELΔ, AZΔ LNB의 IF 증폭단에 제공하여 과대 전력시 출력을 적게 증폭하고, 원거리 저전력 입력 시 출력을 크게 증폭하여 거의 일정한 전력 출력토록 하여 추적 회전함에 안정화하게 한다.

수직 위상검파기(138)는 수직차 LNB(132)의 수직차신호를 입력받고 합신호 입력받아 수직 위상차를 검파하기 위한 것이고, 수평 위상검파기(139)는 수평차 LNB(133)의 수평차신호를 입력받고 합신호 입력받아 수평 위상차를 검파하기 위한 것이다. 보다 자세히 살펴보면, 위상검파기(138,139)는 디지털(Digital)형으로서 톱니형 검파 출력 파형(DC)을 ACU(125)로 출력한다. 톱니형 검파 출력 파형(DC)은 동위상 경우인 경우는 0도로서 DC 0V 이고, + 위상차가 발생하면 +DC 전압을 출력하며, - 위상차가 발생하면 -DC 전압을 출력한다. -180도의 경우 최하점, +180도의 경우 최상점이 된다. 따라서 PCU(126)에 내장된 수직 구동앰프(126-1)와 수평 구동앰프(126-2)는 ACU(125)의 DC 전압에 따라 구동신호를 생성하여 수직 구동모터(127)와 수평 구동모터(128)를 동위상(DC 0)이 되는 방향으로 회전시켜 비행체를 추적하게 된다.

수직차 자동교정 위상변위기(136)는 교정모드에서 합신호 분배기(134)로부터 비콘신호를 입력받아 수직 위상검파기(138)를 교정하기 위한 것이고, 수평차 자동교정 위상변위기(137)는 교정모드에서 합신호 분배기(134)로부터 비콘신호를 입력받아 수평 위상검파기(139)를 교정하기 위한 것이다. 이는 사전에 미리 교정하여 놓으면 운영중 자동으로 추적되며, 추가 조정할 필요 없다.

도 3에서는 수직차신호와 수평차신호를 처리하기 위한 채널이 각각 존재하는 것을 예로들어 설명하였으나 도 5와 같이 자동 절체기(150)를 추가하고 PCU(126)에 수직 구동앰프(126-1)와 수평 구동앰프(126-2)를 자동으로 절체하기 위한 구동앰프 절체 기능(150-1)을 부가한 후 도 3에 점선으로 도시된 수평차 LNB(133)와 수평 위상검파기(139)를 생략하여 1채널로 구현할 수도 있다. 이와 같이 1채널로 구현시에는 자동 절체기(150)와 구동앰프 절체기능(150-1)이 서로 동기되어 자동 절체기(150)가 수직차신호를 선택하면 구동앰프 절체기능(150-1)은 수직 구동앰프(126-1)를 선택하고, 수평차신호를 선택시 수평 구동앰프(126-2)가 선택되어야 한다.

안테나 컨트롤 유닛(125)은 교정모드에서 비콘신호 절체기(116)가 비콘신호를 선택하도록 제어하고, 각 절체기들(113~115)을 제어하여 주 안테나측을 차단한 후 비콘신호를 선택하도록 제어하여 수직 자동교정 위상변위기(136)와 수평 자동교정 위상변위기(137)를 통해 위상검파기를 조정(교정)한다. 교정이 완료된 후 정상동작모드에서 ACU(125)는 주 안테나(101)의 출력을 선택하여 주 안테나(101)의 모노펄스신호에 따라 비행체를 추적하게 제어한다. ACU(125)는 주 안테나(101)가 비행체 추적에 실패하면, 절체기들(113~115,116)을 제어하여 보조 안테나 신호에 따라 비행체의 위치를 찾아 주 안테나(101)가 다시 비행체를 추적할 수 있도록 안테나의 전체 동작을 제어한다.

페데스탈 컨트롤 유닛(PCU; 126)은 안테나 컨트롤 유닛(ACU;125)의 제어신호에 따라 수직 구동모터(127)와 수평 구동모터(128)를 구동하기 위한 구동신호를 발생한다. 즉, ACU(125)의 수직차 제어신호에 따라 수직 구동앰프(126-1)를 통해 수직구동신호를 발생하고, ACU(125)의 수평차 제어신호에 따라 수평 구동앰프(126-2)를 통해 수평구동신호를 발생한다.

수직 구동모터(127)는 페데스탈 컨트롤 유닛(126)의 수직구동신호에 따라 안테나를 수직방향(앙각방향)으로 회전시키고, 수직 구동모터(127)의 회전각도는 수직 각도센서(127S)에 의해 감지되어 페데스탈 컨트롤 유닛(126)으로 피드백된다.

수평 구동모터(128)는 페데스탈 컨트롤 유닛(126)의 수평구동신호에 따라 안테나를 수평방향(방위각 방향)으로 회전시키고, 수평 구동모터(128)의 회전각도는 수평 각도센서(128S)에 의해 감지되어 페데스탈 컨트롤 유닛(126)으로 피드백된다.

수평회전 베어링 로터리 조인트로 슬립링 또는 플렉시블 웨이브 가이드(WG) 부착해서 파손 안되게 하고, 운영실에서 PC로 운영하게 한다.

UHF/VHF 고이득 전방향 안테나(140)는 근거리 비행체의 방향을 모를 경우, 비행체의 GPS 신호(X1,Y1,Z1)를 수신하기 위한 것이고, 비행체 GPS 수신기(141)는 비행체 GPS 데이터를 추출하여 안테나 컨트롤 유닛(ACU;125)에 전달하고, 지상 GPS 안테나(143) 및 GPS 수신기(142)는 지상 관제 센터의 GPS 데이터(X2,Y2,Z2)를 추출하여 안테나 컨트롤 유닛(ACU;125)에 전달한다.

도 6의 (a)는 본 발명의 실시예에 따른 안테나에서 위상검파기 교정용 고주파신호 공급계통을 도시한 도면이고, 도 6의 (b)는 자동교정 위상변위기를 이용한 위상검파기 조정계통을 도시한 상세도이다.

도 6의 (a)를 참조하면, 절체 및 분배기(116&117)는 보조 안테나 LNA(118)의 보조 안테나신호나 비콘발진기(105)의 비콘신호 중 하나를 선택한 후 3 분배하여 절체기들(113~115)에 공급한다.

합신호 절체기(113)는 ACU(125)의 제어신호에 따라 합신호를 전달 및 차단하기 위한 제1 스위치(SW1)와 ACU(125)의 제어신호에 따라 비콘신호나 보조 안테나신호를 전달 및 차단하기 위한 제2 스위치(SW2)로 구성되어 선택된 신호를 합신호 LNB(131)로 전달한다.

수직차신호 절체기(114)는 ACU(125)의 제어신호에 따라 수직차신호를 전달 및 차단하기 위한 제1 스위치(SW1)와 ACU(125)의 제어신호에 따라 비콘신호나 보조 안테나신호를 전달 및 차단하기 위한 제2 스위치(SW2)로 구성되어 선택된 신호를 수직차신호 LNB(132)로 전달한다.

수평차신호 절체기(115)는 ACU(125)의 제어신호에 따라 수평차신호를 전달 및 차단하기 위한 제1 스위치(SW1)와 ACU(125)의 제어신호에 따라 비콘신호나 보조 안테나신호를 전달 및 차단하기 위한 제2 스위치(SW2)로 구성되어 선택된 신호를 수평차신호 LNB(133)로 전달한다.

도 6의 (b)를 참조하면, 합신호 분배기(134)는 교정모드에서 비콘신호를 분배하여 자동교정 위상변위기(136,137)로 전달하고, 수직 자동교정 위상변위기(136)는 교정모드에서 분배기(134)의 비콘신호에 의해 수직 위상검파기(138)의 DC출력이 0이 되도록 수직 위상검파기(138)의 교정값을 설정하며, 수평 자동교정 위상변위기(137)는 교정모드에서 분배기(134)의 비콘신호에 의해 수평 위상검파기(139)의 DC출력이 0이 되도록 수평 위상검파기(139)의 교정값을 설정한다.

수직 위상검파기(138)는 교정값으로 설정된 상태에서 합신호와 수직차신호를 입력받아 수직 위상차에 따른 직류전압을 ACU(125)로 제공하고, 수평 위상검파기(139)는 교정값으로 설정된 상태에서 합신호와 수평차신호를 입력받아 수평 위상차에 따른 직류전압을 ACU(125)로 제공한다.

ACU(125)는 합신호와 차신호의 위상차를 검파하여 위상차 신호에 따른 ± 직류(DC) 전압을 입력받아 DC전압이 0이 되도록 PCU(126)에 명령을 내려 수직 및 수평 구동모터(127,128)를 회전하여 안테나가 비행체를 추적하게 한다.

이어서 이와 같이 구성된 본 발명의 실시예에 따른 자동 추적 제어 안테나의 동작을 교정모드와 정상운전모드로 구분하여 설명하기로 한다.

1. 운용전 교정모드 동작 절차

교정모드는 모노펄스 추적을 위해 Σ신호, ELΔ신호, AZΔ 신호 간의 위상차를 검파함에 있어서 합(Σ)신호 경로가 달라 실재로는 동위상이지만 오차가 발생할 경우가 생겨 이 오차를 교정하기 위하여 비콘신호발진기 또는 보조 안테나의 수신신호를 입력한 후 자동교정 위상변위기(136,137)를 조정하여 검파 출력이 0 Volt 되게 조정하는 것이다.

초기에 주 안테나(101)로 비행체의 신호를 수신 불능시 보조 안테나(102,103)로 수신 가능한 경우는 보조 안테나(102,103)의 출력을 이용하고, 이것도 불가능시는 비콘신호를 사용한다. 여기서, 위상검파 교정용 비콘신호는 비콘신호발진기의 출력으로서 비행체에서 오는 신호 주파수와 위상이 동일하여야 한다.

안테나 시스템을 정상 운영하기 전 초기 교정모드에서 합신호 절체기(113), 수직차신호 절체기(114), 수평차신호 절체기(115)는 비콘신호 분배기(117)측으로 연결하여 주 안테나 입력을 차단하고, 비콘신호 절체기(116)는 보조 안테나신호나 비콘신호를 선택하여 비콘발진기(105)에 의해서 발진된 자동 교정용 RF 신호를 합신호 LNB(131), 수직차신호 LNB(132), 수평차신호 LNB(133)로 각각 전달한다.

합신호 LNB(131)는 교정용 비콘신호나 보조 안테나신호를 증폭 및 하향 주파수변환하여 합신호 분배기(134)로 전달하고, 합신호 분배기(134)에서 분배된 교정용 비콘신호 혹은 보조 안테나신호는 수직 자동교정 위상변위기(136)와 수평 자동교정 위상변위기(137)를 통해 수직 위상검파기(138)와 수평 위상검파기(139)로 전달된다.

수직차신호 LNB(132)는 교정용 비콘신호나 보조 안테나신호를 증폭 및 하향 주파수 변환하여 수직 위상검파기(138)로 전달하고, 수평차신호 LNB(133)는 교정용 비콘신호나 보조 안테나신호를 증폭 및 하향 주파수 변환하여 수평 위상검파기(139)로 전달한다.

수직 위상검파기(138)와 수평 위상검파기(139)는 모두 위상이 동일한 교정용 비콘신호를 수신하므로 동위상을 나타내는 DC 0V를 출력해야 한다. 만일 수직 위상검파기(138)와 수평 위상검파기(139)가 DC 0V를 출력하지 않을 경우에는 ACU(125)가 수직 자동교정 위상변위기(136)와 수평 자동교정 위상변위기(137)를 제어하여 수직 위상검파기(138)와 수평 위상검파기(139)가 DC 0V를 출력하도록 한다. 이와 같이 교정모드에서 수직 위상검파기(138)가 DC 0V를 출력하도록 하는 수직 자동교정 위상변위기(136)의 출력값을 수직 위상검파기 교정값이라고 하고, 수평 위상검파기(139)가 DC 0V를 출력하도록 하는 수평 자동교정 위상변위기(137)의 출력값을 수평 위상검파기 교정값이라 한다.

이와 같은 절차를 통해 교정이 완료되면, ACU(125)는 절체기들(113~115)을 제어하여 주 안테나의 신호와 연결시켜 정상운영모드로 동작하게 된다.

2. 정상 운용시 동작 절차

교정모드에서 Σ신호와 ELΔ, AZΔ 위상 교정 절차가 끝나면, 절체기들(113,114,115,129)은 안테나 신호로 절체되고, 비콘 발진기(105)를 차단하며 자동교정 위상변위기(136,137)도 고정하여 교정값이 변동하지 않게 하여 무인 비행체와 정상모드로 운영하게 된다.

정상운용모드에서는 주 안테나(101)로부터 입력된 합신호는 합신호 절체기(113)와 다이플렉서(124)를 거쳐 합신호 LNB(131)에서 증폭 및 주파수 하향 변환되어 합신호 분배기(134)로 전달되고, 합신호 분배기(134)에서 분배된 합신호는 AGC 검파 증폭기(135)로 입력되어 자동 이득 조정하게 함과 아울러 다른 합신호는 자동교정 위상변위기(136,137)를 거쳐 수직 위상검파기(138)와 수평 위상검파기(139)로 각각 입력된다.

주 안테나(101)로부터 입력된 수직차신호는 수직차신호 절체기(114)를 통해 수직차신호 LNB(132)에서 증폭 및 하향 주파수 변환되어 수직 위상검파기(138)로 입력되고, 주 안테나(101)로부터 입력된 수평차신호는 수평차신호 절체기(115)를 통해 수직차신호 LNB(133)에서 증폭 및 하향 주파수 변환되어 수직 위상검파기(139)로 입력된다.

수직 위상검파기(138)와 수평 위상검파기(139)는 각각의 위상차에 대응하는 톱니파형 검파 출력을 ACU(125)로 제공하고, 이에 따라 ACU(125)가 PCU(126)에 구동명령을 지시하며, PCU(126)가 구동명령에 따라 구동앰프(126-1,126-2)를 통해 구동모터(127,128)를 회전시켜 비행체를 계속 추적하게 된다.

즉, 수직 위상검파기(138)는 Σ신호와 ELΔ신호의 위상이 안테나 방향 목표치와 일직선상이면 동위상 0 Volt이고, 방향 이격되면 예들면 하편향이면 위상 -Volt되어 0Volt되도록 ACU(125)에서 수직 구동모터(127)가 상향 구동회전 지시하고, 상편향이면 위상 +Volt되어 0Volt 되게 수직 구동모터(127) 하향 구동회전 지시하게 하여 검파 출력이 0volt 되면 정지하게 한다. 또한 수평 위상검파기(139)는 Σ신호와 AzΔ신호의 위상이 안테나 방향 목표치와 일직선상이면 동위상 0 Volt이고, 방향 이격되면 예들면 좌편향이면 위상 -Volt되어 0Volt되도록 ACU(125)에서 수평 구동모터(128)가 우향 구동회전 지시하고, 우편향이면 위상 +Volt되어 0Volt 되게 수평 구동모터(128) 좌향 구동회전 지시하게 하여 검파 출력이 0volt 되면 정지하게 한다.

한편, 주 안테나(101)는 고 이득 안테나로 빔 폭이 좁아 자칫 잘못 운영하면 비행체의 추적를 실패할 경우가 발생된다. 보조 안테나(102)는 수평 빔폭은 40도 이상되어 주 안테나의 빔폭이 좁아 목표물 추적에 실패할 경우 또는 초기에 목표 비행체를 찾지 못할 경우에는 GPS 방식으로 목표 비행체를 찾아 지상 운영 지점의 GPS 신호와 합성하여 목표 비행체를 찾은 다음 즉시 주 안테나로 접속해 자동 정밀 추적하게 한다.

주 안테나(101)에 의한 추적 실패시, 보조 안테나(102,103)를 통해 수신된 보조 안테나신호는 보조안테나 LNB(112)로 입력되어 증폭 및 하향 주파수 변환되어 모뎀(121)으로 전달되고, 모뎀(121)이 수신된 보조 안테나신호를 디코딩하여 비행체 위치(X1,Y1,Z1) 데이터를 추출하여 ACU(125)에 제공한다. ACU(125)는 지상 운영실에 설치한 지상 GPS 수신기(142)의 위치 데이터(X2, Y2, Z2)를 입력받아 내장된 비교 산출기에서 비행체 위치(X1,Y1,Z1) 데이터와 비교하여 목표 비행체를 추적하기 위한 안테나 방향(X0,Y0,Z0) 신호를 산출하고, 이에 따라 PCU(126)를 제어하여 주 안테나(101)가 비행체를 다시 추적할 수 있게 한다.

그리고 초기 전/후/좌/우 방향을 전혀 알 수 없는 경우에는 UHF/VHF 옴니 안테나(140)를 사용하여 비행체의 GPS 신호를 수신한 후 비행체 GPS 수신기(141)에서 비행체 위치 데이터(X1,Y1,Z1)를 추출하여 ACU(125)에 제공하고, 운영실에 위치한 지상 GPS 수신기(142)로부터 입력된 위치 데이터(X2,Y2,Z2)를 ACU(125)로 보내에 비행체를 추적하게 한다.

이와 같이 본 발명에 따르면, 기존 보조 안테나는 혼 안테나를 사용하여 이득이 10db 미만이어서 원거리 목표물 분실시 수신이 불가능하였지만 본 발명의 보조 안테나는 페치 안테나를 20단 이상 2열로 합성하여 20db 이상 되게 해서 10배 이상 수신 전력 상승해서 원거리 목표 비행체 수신이 가능하게 하였다. 또한 여러 종류의 조정을 자동화하고, 간단하게 하여 운영함에 초보자도 쉽게 운영 가능하게 발명하였다.

이상에서 본 발명은 도면에 도시된 일 실시예를 참고로 설명되었으나, 본 기술분야의 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 타 실시예가 가능하다는 점을 이해할 것이다.

101: 주 안테나 102,103: 보조 안테나
105: 비콘 발진기 106: 국부발진기
107: 전시기 및 컨트롤 PC 111: 모노펄스 비교기
112: 보조안테나 LNB 113~114,116: 절체기
119,117,134: 분배기 121: 모뎀
122: 송신 엑사이터 123: BUC
124: 다이플렉서 125: ACU
126: PCU 127: 수직 구동모터
128: 수평 구동모터 131,132,133: LNB
135: AGC 검파 앰프 136: 수직 자동교정 위상변위기
137: 수평 자동교정 위상변위기 138,139: 위상검파기
140: 전방향 안테나 141: 비행체 GPS 수신기
142: 지상 GPS 수신기 129: 송신 절체기
143: 지상 GPS 안테나
150: 자동 절체기 150-1: 구동앰프 절체기능

Claims

모노펄스 방식으로 비행체를 추적하기 위해 모노펄스형 피드혼을 구비하여 Σ신호, EΔ신호, AZΔ신호를 출력하는 접시형 주 안테나;
상기 주 안테나에 의한 추적 실패시 비행체로부터 비행체 GPS정보를 포함하는 비콘신호를 수신하기 위한 고이득 보조 안테나;
상기 보조 안테나의 수신신호를 증폭하기 위한 보조안테나 LNA;
상기 보조 안테나의 수신신호를 증폭 및 하향 주파수 변환하기 위한 보조안테나 LNB;
비콘신호 발진기;
제어신호에 따라 상기 주 안테나의 추적 실패시 상기 비콘신호 발진기의 비콘신호나 상기 보조 안테나의 증폭된 신호를 선택하기 위한 비콘신호 절체기;
상기 비콘신호 절체기에 의해 선택된 비콘신호나 보조 안테나신호를 분배하기 위한 비콘신호 분배기;
상기 주 안테나의 수평차신호를 선택하다가 교정모드에서 상기 비콘신호 분배기의 출력을 선택하는 수평차신호 절체기;
상기 주 안테나의 수직차신호를 선택하다가 교정모드에서 상기 비콘신호 분배기의 출력을 선택하는 수직차신호 절체기;
상기 주 안테나의 합신호를 선택하다가 교정모드에서 상기 비콘신호 분배기의 출력을 선택하는 합신호 절체기;
수신신호를 복조하여 데이터를 추출하거나 데이터를 변조하여 송신신호를 생성하는 모뎀;
상기 모뎀의 송신신호를 IF신호로 변환하기 위한 송신 엑사이터;
상기 송신 엑사이터의 IF신호를 고주파 RF신호로 상향 주파수 변환하기 위한 블럭 업 컨버터;
상기 블럭 업 컨버터의 송신출력을 상기 합신호 절체기로 전달하고, 상기 합신호 절체기로부터 수신된 신호를 합신호 LNB로 전달하기 위한 다이플렉서;
상기 다이플렉서를 통해 수신된 신호를 증폭 및 국부발진신호와 믹싱하여 주파수 하향 변환하기 위한 합신호 LNB;
상기 수직차신호 절체기를 통해 입력된 수신신호를 증폭 및 국부발진신호와 믹싱하여 주파수 하향 변환하기 위한 수직차신호 LNB;
상기 수평차신호 절체기를 통해 입력된 수신신호를 증폭 및 국부발진신호와 믹싱하여 주파수 하향 변환하기 위한 수평차신호 LNB;
상기 합신호 LNB의 출력을 분배히기 위한 합신호 분배기;
상기 합신호 분배기의 출력을 입력받아 상기 합신호 LNB, 수직차신호 LNB, 수평차신호 LNB의 이득을 자동으로 조정하기 위한 AGC 검파 앰프;
상기 수직차신호 LNB의 수직차신호를 입력받아 수직 위상차를 검파하기 위한 수직 위상검파기;
상기 수평차신호 LNB의 수평차신호를 입력받아 수평 위상차를 검파하기 위한 수평 위상검파기;
정상 동작모드에서 주 안테나의 출력을 선택하여 주 안테나의 모노펄스신호에 따라 비행체를 추적하게 제어하고, 상기 주 안테나가 비행체 추적에 실패하면, 상기 보조안테나신호에 따라 비행체의 위치를 찾아 상기 주 안테나가 다시 비행체를 추적할 수 있도록 제어하는 안테나 컨트롤 유닛(ACU);
상기 안테나 컨트롤 유닛의 제어신호에 따라 수직 구동모터와 수평 구동모터를 구동하기 위한 구동신호를 발생하는 페데스탈 컨트롤 유닛(PCU);
상기 페데스탈 컨트롤 유닛(PCU)의 구동신호에 따라 안테나를 상/하 방향으로 회전시키기 위한 수직 구동모터; 및
상기 페데스탈 컨트롤 유닛(PCU)의 구동신호에 따라 안테나를 좌/우 방향으로 회전시키기 위한 수평 구동모터를 포함하여
모노펄스 추적 시행전에 절체기 비콘신호 또는 보조안테나 신호를 절체해서 수평수직 위상 자동 교정 위상 변위기 부착해서 자동 교정 완료 후 주 안테나로 재 절체하여 모노펄스 추적하는 무인 비행기 지상 자동 추적 제어 안테나 시스템.
제1항에 있어서, 상기 보조 안테나는
상기 주 안테나의 반사판에 부착된 패치 안테나로서 PCB 보드 0.5mm 얇게 하여 고이득으로 하거나 혼 안테나를 수직으로 길게 수평 1/2 파장 또는 1 파장 이하 되게 하여 수평 빔폭 넓고 이득 대폭 높혀 원거리에서 운영 중, 상기 주 안테나에 의한 추적 실패시 비행체의 GPS 신호(X1,Y1,Z1)를 수신하여 지상 운영실 GPS 신호(X2,Y2,Z2)와 비교 계산하여 추적 GPS 신호(X0,Y0,Z0)를 인출하고, 이 신호를 ACU에 제공하여 ACU가 목표 비행체 방향으로 추적하게 하고, 목표 비행체를 찾으면 자동으로 주 안테나로 절체되고 보조 안테나의 동작을 중지시키는 무인 비행기 지상 자동 추적 제어 안테나 시스템.
제1항에 있어서, 상기 자동 추적 제어 안테나 시스템은
상기 안테나의 동작 초기에 위상검파기를 교정하기 위한 교정모드가 구비되고,
상기 교정모드에서 상기 합신호 분배기로부터 합신호를 입력받아 상기 수직 위상검파기를 교정하기 위한 수직 자동교정 위상변위기와,
상기 교정모드에서 상기 합신호 분배기로부터 합신호를 입력받아 상기 수평 위상검파기를 교정하기 위한 수평 자동교정 위상변위기를 더 포함하고,
상기 안테나 컨트롤 유닛(ACU)은 교정모드에서 상기 비콘신호 절체기가 비콘신호를 선택하도록 제어하고 상기 합신호 절체기, 수직차신호 절체기, 수평차신호 절체기를 제어하여 주 안테나측을 차단한 후 비콘신호를 선택하도록 제어하여 상기 수직 자동교정 위상변위기와 상기 수평 자동교정 위상변위기의 교정값을 설정하되
비콘신호 또는 보조 안테나 합성신호를 LNA에서 증폭한 후 합신호, 수직차(ELΔ)신호, 수평차(AZΔ)신호에 입력하여 합신호(Σ) LNB, 수직차신호(ELΔ) LNB, 수평차신호(AZΔ) LNB를 통해서 수직(ELΔ)위상 검파기와 수평(AZΔ) 위상검파기에 입력하고, 해당 자동교정 위상변위기를 자동으로 교정하여 해당 위상검파기의 출력이 동위상이 되게 하고, 자동 위상 교정이 끝나면 조정값을 고정시키고, 주 안테나로 절체하는 무인 비행기 지상 자동 추적 제어 안테나 시스템.
제1항에 있어서, 상기 자동 추적 제어 안테나 시스템은
수직차(ELΔ) 출력이나 수평차(AZΔ) 출력 중 1개만 선택하는 자동 절체기를 부착하고, LNB와 위상검파기는 1식만 설치하여 연속적으로 수직차(ELΔ), 수평차(AZΔ) 신호를 절체하여 단일 LNB와 위상검파기를 사용하여 ACU에 입력하고, PCU에서 수직(EL) 구동앰프, 수평(Az) 구동앰프를 상기 자동 절체기와 동일하게 절체하여 단일 LNB와 위상검파기로 수직(EL) 및 수평(AZ) 구동하게 하는 무인 비행기 지상 자동 추적 제어 안테나 시스템.
제1항에 있어서, 상기 자동 추적 제어 안테나 시스템은
UHF/VHF 고이득 전방향성 안테나를 설치하여 근거리에서 비행체의 방향을 모를 경우, 비행체의 GPS 신호를 수신하여 운영실 GPS와 비교하여 방향을 추적하고, 상기 주 안테나에 의해 신호가 수신되면 안테나 컨트롤 유닛(ACU)에서 자동으로 주 안테나로 절체하여 운영하도록 된 무인 비행기 지상 자동 추적 제어 안테나 시스템.
제1항에 있어서, 상기 보조 안테나는
근거리 운영시 저이득 혼 안테나를 사용하고,
원거리에서 낮은 주파수 대역의 마이크로웨이브(M/W)로 운영시 반사판에 부착한 고이득 패치 안테나를 사용하며, 원거리에서 높은 주파수 대역의 마이크로웨이브(M/W)로 운영시는 고이득 수평 빔폭의 넓은 혼 안테나를 주안테나 측면에 부착하여 사용하는 것을 특징으로 하는 무인 비행기 지상 자동 추적 제어 안테나 시스템.