KR102619923B1 - 유도탄 롤 배향의 결정 기술 - Google Patents
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Abstract
유도탄의 측방향 가속도, 속도, 및 선회율에 기초하여 비행 중에 유도탄 배향을 결정하는 기법이 제공된다. 일 실시예에 따라서 이러한 기법을 구현하는 방법은, 유도탄의 측방향 가속도 벡터 측정치 및 속도를 획득하는 단계, 및 이들 두 개의 비율을 계산하여 유도탄의 추정된 측방향 선회 벡터를 생성하는 단계를 포함한다. 이러한 방법은, 추정된 측방향 선회 벡터를 유도탄의 비행과 연관된 시간 기간 동안에 적분하여 제 1 타입의 예측된 자세 변화를 생성하는 단계를 더 포함한다. 이러한 방법은 유도탄의 측방향 선회율 벡터 측정치를 획득하고, 유도탄의 비행과 연관된 시간 기간 동안 적분하여 제 2 타입의 예측된 자세 변화를 생성하는 단계를 더 포함한다. 이러한 방법은 제 1 및 제 2 타입의 예측된 자세 변화 사이의 차이에 기초하여 중력 방향 벡터를 계산하는 단계를 더 포함한다.
Description
본 발명은 로켓 또는 유도탄 롤 배향의 결정에 관한 것이고, 특히, 비행 중인 로켓의 측방향 가속도 및 측방향 선회율의 측정치에 기초하여 로켓 롤 배향을 결정하는 것에 관한 것이다.
로켓 또는 유도탄의 롤 배향을 비행 중에 결정할 수 있으면 일반적으로 유용하다. 하향 또는 중력 포인팅 방향에 대해서 규정될 수 있는 롤 배향에 대한 지식이 있으면, 유도 시스템이 로켓의 궤적을 기동(maneuver)시키거나 제어할 수 있게 된다. 그러나, 롤 배향을 추정하는 것은, 발사 시점의 초기 롤 배향이 알려지지 않거나 랜덤 변수이고, 로켓이 발사 후의 부스트 및 초기화 스테이지 동안에 통상적으로 10 내지 30 헤르쯔의 속도로 돌고 있다는 사실 때문에 복잡한 일이다. 불행하게도, 로켓 롤 배향을 추정하기 위한 현존하는 방법은, 추정 프로세스를 위한 데이터가 수집되는 동안에 로켓이 어떠한 기동도 수행하지 않도록 요구하는데, 이것은 통상적으로 5 초 내지 10 초 걸릴 수 있다. 그러므로, 이러한 방법을 사용하면, 배향 추정이 완료될 때까지, 로켓이 특히 단거리 및 중거리에 있는 타겟을 타격(engage)하지 못하게 된다.
본 발명의 하나의 예시적인 실시예는 유도탄 롤 배향을 결정하는 프로세서-구현 방법을 제공한다. 이러한 방법은 유도탄의 추정된 측방향 선회율(turn rate) 벡터를 생성하도록, 유도탄의 속도에 대한 상기 유도탄의 측방향 가속도 벡터 측정치의 비율을 계산하는 단계를 포함한다. 이러한 방법은 제 1 타입의 예측된 자세 변화를 생성하도록, 상기 유도탄의 비행과 연관된 시간 기간 동안 상기 추정된 측방향 선회율 벡터를 적분하는 단계를 더 포함한다. 이러한 방법은 상기 유도탄의 측방향 선회율 벡터 측정치를 획득하는 단계; 및 제 2 타입의 예측된 자세 변화를 생성하도록, 상기 유도탄의 비행과 연관된 시간 기간 동안 상기 측정된 측방향 선회율 벡터를 적분하는 단계를 더 포함한다. 이러한 방법은, 상기 제 1 타입의 예측된 자세 변화와 상기 제 2 타입의 예측된 자세 변화 사이의 차이에 기초하여 중력 방향 벡터를 계산하는 단계를 더 포함한다.
본 발명의 다른 예시적인 실시예는 유도탄 롤 배향을 결정하는 시스템을 제공한다. 이러한 시스템은 유도탄의 측방향 가속도 벡터를 측정하도록 구성되는 가속도계를 포함한다. 이러한 시스템은 상기 유도탄의 추정된 측방향 선회율 벡터를 생성하도록, 상기 유도탄의 속도에 대한 상기 측방향 가속도 벡터 측정치의 비율을 계산하기 위한 벡터 제산(division) 회로를 더 포함한다. 이러한 시스템은 제 1 타입의 예측된 자세 변화를 생성하도록, 상기 유도탄의 비행과 연관된 시간 기간 동안 상기 추정된 측방향 선회율 벡터를 적분하기 위한 시간 적분 회로를 더 포함한다. 이러한 시스템은 상기 유도탄의 측방향 선회율 벡터를 측정하기 위한 측방향 선회율 센서를 더 포함한다. 시간 적분 회로는 제 2 타입의 예측된 자세 변화를 생성하도록, 상기 유도탄의 비행과 연관된 시간 기간 동안 상기 측정된 측방향 선회율 벡터를 적분하도록 더 구성된다. 이러한 시스템은 상기 제 1 타입의 예측된 자세 변화와 상기 제 2 타입의 예측된 자세 변화 사이의 차이에 기초하여 중력 방향 벡터를 계산하기 위한 벡터 감산(subtraction) 회로를 더 포함한다.
본 발명의 또 다른 예시적인 실시예는, 상기 명령은 하나 이상의 프로세서에 의해 실행되면, 유도탄 배향의 결정을 위한 다음 동작이 실행되게 하는 인코딩된 명령이 내부에 포함된 적어도 하나의 비-일시적 컴퓨터 판독가능 저장 매체를 제공한다. 이러한 동작은 유도탄의 추정된 측방향 선회율(turn rate) 벡터를 생성하도록, 유도탄의 속도에 대한 상기 유도탄의 측방향 가속도 벡터 측정치의 비율을 계산하는 단계를 포함한다. 이러한 동작은 제 1 타입의 예측된 자세 변화를 생성하도록, 상기 유도탄의 비행과 연관된 시간 기간 동안 상기 추정된 측방향 선회율 벡터를 적분하는 단계를 더 포함한다. 이러한 동작은 상기 유도탄의 측방향 선회율 벡터 측정치를 획득하는 단계; 및 제 2 타입의 예측된 자세 변화를 생성하도록, 상기 유도탄의 비행과 연관된 시간 기간 동안 상기 측정된 측방향 선회율 벡터를 적분하는 단계를 더 포함한다. 이러한 동작은, 상기 제 1 타입의 예측된 자세 변화와 상기 제 2 타입의 예측된 자세 변화 사이의 차이에 기초하여 중력 방향 벡터를 계산하는 단계를 더 포함한다.
청구된 기술 요지의 실시예의 특징 및 장점은 후속하는 발명을 실시하기 위한 구체적인 내용이 진행됨에 따라, 그리고 도면을 참조하면 명백해질 것인데, 도면에서 유사한 도면 부호는 유사한 부분을 가리킨다:
도 1은 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따라 구성된, 로켓 배향 결정 시스템을 포함하는 로켓의 일부 컴포넌트를 예시한다.
도 2는 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따라 구성된, 로켓 배향 결정 시스템의 더 상세한 블록도이다.
도 3은 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따른, 로켓 비행 경로와 연관된 측방향 가속도 및 속도 벡터를 예시한다.
도 4는 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따른, 로켓 비행 경로와 연관된 측방향 선회율 벡터(turn rate vector)를 예시한다.
도 5는 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따른, 계산된 중력 방향 벡터의 시간이 지남에 따른 그래프를 예시한다.
도 6은 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따른, 계산된 중력 방향각 및 오차의 시간이 지남에 따른 관련 그래프를 예시한다.
도 7은 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따른, 로켓 배향결정을 위한 방법을 예시하는 흐름도이다.
도 8은 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따라 구성된, 로켓 배향을 결정하도록 구성되는 시스템 플랫폼을 개략적으로 예시하는 블록도이다.
비록 후속하는 발명을 실시하기 위한 구체적인 내용이 예시적인 실시예를 참조하면서 설명되지만, 그에 대한 많은 대안들, 변형, 및 변경이 당업자들에게는 명백하게 이해될 것이다.
도 1은 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따라 구성된, 로켓 배향 결정 시스템을 포함하는 로켓의 일부 컴포넌트를 예시한다.
도 2는 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따라 구성된, 로켓 배향 결정 시스템의 더 상세한 블록도이다.
도 3은 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따른, 로켓 비행 경로와 연관된 측방향 가속도 및 속도 벡터를 예시한다.
도 4는 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따른, 로켓 비행 경로와 연관된 측방향 선회율 벡터(turn rate vector)를 예시한다.
도 5는 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따른, 계산된 중력 방향 벡터의 시간이 지남에 따른 그래프를 예시한다.
도 6은 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따른, 계산된 중력 방향각 및 오차의 시간이 지남에 따른 관련 그래프를 예시한다.
도 7은 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따른, 로켓 배향결정을 위한 방법을 예시하는 흐름도이다.
도 8은 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따라 구성된, 로켓 배향을 결정하도록 구성되는 시스템 플랫폼을 개략적으로 예시하는 블록도이다.
비록 후속하는 발명을 실시하기 위한 구체적인 내용이 예시적인 실시예를 참조하면서 설명되지만, 그에 대한 많은 대안들, 변형, 및 변경이 당업자들에게는 명백하게 이해될 것이다.
일반적으로, 본 발명은 로켓의 측방향 가속도, 속도, 및 선회율의 측정치에 기초하여, 비행 중에 로켓의 롤 배향을 결정하기 위한 기술을 제공한다. 일부 실시예들에서, 속도는 속도 측정이 아니라 로켓의 저장된 속도 프로파일에 기초할 수도 있다. 이러한 기법은 로켓에 탑재되어 실행될 수 있다. 본 명세서에서 사용될 때 "롤 배향(roll orientation)"이라는 용어는, 그 평범하고 일반적인 의미 외에, 중력의 힘 방향에 대한 그 세로축에 나란한 로켓의 배향을 가리킨다. 다르게 말하면, 롤 배향의 지식은, 해당 로켓에 대하여, 어떤 방향이 상향인지 하향인지의 표시를 제공한다. 이러한 정보에 의하면, 로켓의 궤적을 기동시키거나 제어하는 유도 시스템의 성능이 가능해지거나 개선된다. 본 명세서에서 로켓이라는 용어가 사용되는 것은 임의의 형태의 정밀 유도탄을 포함하고 커버하려는 것임이 이해되어야 한다. 따라서, 예를 들어, 로켓 배향이 알려지면, 해당 배향이 로켓의 유도/제어 시스템에 제공되고, 궤적 성형 및 로켓을 지면을 향해 선회시키고 유도탄의 종단 비행 경로 각도를 제어하는 것과 같은 로켓 기동의 실행을 위해서 사용될 수 있다.
일 실시예에 따르면, 개시된 기법은, 예를 들어 컴퓨팅 시스템 또는 이러한 시스템에 의해 실행가능하거나 제어가능한 소프트웨어 제품으로 구현될 수 있다. 컴퓨팅 시스템은 로켓에 탑재되거나 외부 컴퓨팅 시스템과 통신할 수 있다. 시스템 또는 제품은 로켓의 시간이 지남에 따른 측방향 가속도 및 속도를 획득하고, 측방향 가속도 및 속도의 비율을 계산하여 로켓의 추정된 선회율을 생성하도록 구성된다. 이러한 시스템은 로켓의 비행과 연관된 시간 기간 동안 추정된 선회율을 적분하여 제 1 타입의 추정된 자세 변화를 생성하도록 구성된다. 이러한 시스템은 로켓의 측방향 선회율 벡터 측정치를 획득하고, 로켓의 비행과 연관된 시간 기간 동안 적분하여 제 2 타입의 예측된 자세 변화를 생성하도록 더욱 구성된다. 이러한 시스템은 또한, 제 1 타입과 제 2 타입의 예측된 자세 변화 사이의 차이에 기초하여 중력 방향 벡터를 계산하도록 구성된다. 일부 실시예들에서, 이러한 시스템은 계산된 중력 방향 벡터, 또는 연관된 지면-지향 배향 각도를 로켓의 유도 및 제어 회로에 제공하여 로켓 기동의 실행이 가능해지게 하도록 더 구성된다.
본 명세서에 비추어 이해될 수 있는 것처럼, 제공된 기법들은 로켓 비행 중에, 개선된 정확도의 연속 또는 주기적인 업데이트된 추정과 함께 로켓 배향의 결정을 가능하게 할 수 있다. 또한, 개시된 기법은 현존 방법과 달리, 배향 결정 프로세스 중에 로켓의 기동성에 어떠한 제한도 부과하지 않고, 따라서 로켓이 단거리 및 중거리 타겟을 타격할 수 있게 한다. 또한, 개시된 기법은 가속도계, 선회율 센서, 및 상대적으로 간단한 처리 회로부를 포함하는 상대적으로 저비용 컴포넌트를 채용하며, 효율적인 방식으로 복잡도가 감소되어 구현될 수 있다. 또한, 이러한 기법 중 적어도 일부 부분은 하드웨어 또는 소프트웨어 또는 이들의 조합으로 구현될 수 있다.
도 1은 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따라 구성되는 유도탄(100)의 컴포넌트를 예시한다. 유도탄, 로켓 또는 미사일(100)은 모터(102)(선택적), 유도 및 제어 시스템(104), 및 탄두(114)를 포함하는 것으로 도시된다. 일부 실시예들에서, 유도탄은 포탄(artillery round), 활공 폭탄(glide munition), 또는 유도식 폭탄일 수 있는데, 이러한 경우에는 모터(102)가 존재하지 않을 수 있다. 유도 및 제어 시스템(104)은 배향 결정 시스템(112), 측방향 가속도 센서(106), 측방향 선회율 센서(108), 및 속도 센서(110)를 더 포함하는 것으로 도시된다. 존재할 경우, 모터(102)는 발사 시에 점화되고 로켓에게 추진력을 제공하도록 소모될 때까지 발화되는 연료를 포함하는데, 추진력은 로켓이 가속도를 경험하게 한다. 필수적인 것은 아니지만 일반적으로 모터 섹션 위에 놓이는 유도 및 제어 시스템(104)은 제어 회로부 및 로켓을 의도된 타겟을 향해 유도하도록 구성되는 관련된 컴포넌트(미도시)를 더 포함한다. 필수적인 것은 아니지만 일반적으로 로켓 어셈블리의 상단에 부착되는 탄두(114)는 폭발물을 제공한다.
배향 결정 시스템(112)은 일반적으로 로켓에 탑재된다. 일부 실시예들에서, 배향 결정 시스템(112)은 유도 & 제어 시스템(104)에 통합될 수 있고, 비행 중에 로켓 배향의 업데이트된 추정치(예를 들어, 하향 또는 중력 포인팅 방향에 대한)를 제공하도록 구성된다. 다른 실시예들에서, 배향 결정 시스템(112)은 유도 & 제어 시스템(104)과 별개로 구현되지만, 유도 & 제어 시스템(104)에 통신하도록 커플링된다. 임의의 이러한 경우, 배향 결정은 더 자세하게 후술되는 것과 같이, 로켓의 측방향 가속도, 속도, 및 선회율의 측정치에 기초한다. 로켓 배향이 알려지면, 해당 배향은 유도 & 제어 시스템(104)에 제공되고 궤적 성형 및, 로켓을 지면을 향해 선회시키는 것 및 유도탄의 종단 비행 경로 각도를 의도된 타겟을 향해 제어하는 것과 같은 로켓 기동의 실행을 위하여 사용될 수 있다.
도 2는 유도 및 제어 시스템(104)의 한 구성 요소이고 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따라 구성되는 로켓 배향 결정 시스템(112)의 더 상세한 블록도이다. 이러한 예에서 로켓 배향 결정 시스템(112)은 측방향 가속도 센서(106), 속도 센서(110), 벡터 제산 회로(202), 측방향 선회율 센서(108), 시간 적분 회로(206, 208), 및 벡터 감산 회로(210)를 포함하는 것으로 도시된다. 일부 실시예들에서는, 추가적인 애플리케이션을 위하여 다른 컴포넌트 및 센서가 포함될 수 있다는 것이 이해될 것이다.
측방향 가속도 센서(106)는 로켓의 종단면(lateral plane)에서의 로켓의 가속도의 벡터 성분의 측정치를 제공하도록 구성된다. 로켓의 종단면은 로켓의 세로축(예를 들어, 중심선)에 직교하는 2-차원의 평면이다. 이것이 도 3에 도시되고 상세히 후술된다. 일부 실시예들에서, 측방향 가속도 센서는, 종단면에서 측방향 가속도 벡터의 직교 성분을 각각 제공하도록 구성되는 두 개의 가속도 센서를 포함한다. 따라서, 측방향 가속도 벡터는 제 1 선회 측방향 가속도 센서 및 제 2 측방향 가속도 센서에 의해 제공된 데이터의 벡터합으로서 계산될 수 있다.
속도 센서(110)는 로켓의 속도 벡터의 측정치를 제공하도록 구성된다. 측방향 가속도 및 속도의 연속적인 측정치가 로켓의 비행 중에 시간이 지남에 따라서 획득될 수 있다. 일부 실시예들에서, 속도 센서가 이용될 수 없을 수 있는데, 그러한 경우 속도 추정은 메모리 내에(예를 들어, 유도 및 제어 모듈 내에) 저장된 속도 프로파일에 기초할 수 있다. 속도 프로파일은 로켓에 대한 통상적인 속도 값 대 시간을 포함하는 표, 또는 다른 형태의 데이터베이스일 수 있다.
벡터 제산 회로(vector division circuit; 202)는, 예를 들어 각각의 샘플 시간에서의 속도 벡터 측정치에 대한 측방향 가속도 벡터 측정치의 비율을 계산하여, 대응하는 샘플 시간에서의 로켓의 추정된 선회율(220)을 생성하도록 구성된다. 시간 적분 회로(206)는, 추정된 선회율(220)을 로켓의 비행과 연관된 시간 기간 동안 적분하여 "제 1 타입"의 예측된 자세 변화(224)를 생성하고 업데이트하도록 구성된다. 예를 들어, 시간 t=0 초부터 시간 t=5 초까지(예를 들어, 발사부터 발사 후 5 초까지)의 초기 적분은 ("제 1 타입"의) 예측된 자세 변화의 초기 추정을 제공할 수 있다. 후속하여, 계속해서 시간 t=10 초까지 적분하면 개선된 추정치가 제공된다. 일부 실시예들에서, 적분은 발사와 충격 사이의 임의의 요구되는 시간 기간 동안에 수행될 수 있다. 일부 실시예들에서, 적분은 연속 방식으로 수행되어 ("제 1 타입"의) 예측된 자세 변화의 연속적으로 업데이트된 추정치(224)를 생성할 수 있다.
측방향 선회율 센서(108)는 로켓의 측방향 선회율 벡터(222)의 측정치를 제공하도록 구성된다. 로켓의 선회율 벡터는 로켓의 각도 및 방향의 변화(예를 들어, 초당 각도 단위)를 나타낸다. 측방향 선회율 벡터(222)는, 도 4에 도시된 바와 같이 그리고 상세히 후술되는 바와 같이, 종단면에 있는 이러한 선회율 벡터의 벡터 성분이다. 일부 실시예들에서, 측방향 선회율 센서는 자이로스코프 또는 미세-전기-기계 시스템(Micro-Electro-Mechanical; MEMS) 레이트 센서를 포함한다. 일부 실시예들에서, 측방향 선회율 센서는, 종단면에서의 선회율 벡터의 직교 성분을 제공하도록 각각 구성되는 두 개의 선회율 센서를 포함한다. 따라서, 측방향 선회율 벡터는 제 1 선회율 센서 및 제 2 선회율 센서에 의해 제공된 데이터의 벡터합으로서 계산될 수 있다.
시간 적분 회로(208)는 측방향 선회율 벡터 측정치(222)를 로켓의 비행과 연관된 시간 기간 동안 적분하여 "제 2 타입"의 예측된 자세 변화(226)를 생성하도록 구성된다. 시간 적분 회로(208)의 동작은 전술된 바와 같은 회로(206)의 동작과 유사하고, 및 일부 실시예들에서는, 시간 적분 회로(208) 및 시간 적분 회로(206)는 공통 회로이거나 공유된 회로일 수 있다. 예를 들어, 시간 t=0 초부터 시간 t=5 초까지(예를 들어, 발사부터 발사 후 5 초까지)의 초기 적분은 ("제 2 타입"의) 예측된 자세 변화의 초기 추정을 제공할 수 있다. 후속하여, 시간 t=10 초까지 계속하여 적분하면 개선된 추정치가 제공되고, 이러한 적분은 발사 및 충격 사이의 임의의 요구되는 시간 기간 동안에 수행될 수 있다(("제 2 타입"의) 예측된 자세 변화(226)의 연속적으로 업데이트된 추정치를 생성하는 연속 적분을 포함).
벡터 감산 회로(210)는 제 1 타입의 예측된 자세 변화(224)와 제 2 타입의 예측된 자세 변화(226) 사이의 벡터차(예를 들어, 임의의 주어진 적분 시간 동안)로서 중력 방향 벡터를 계산하도록 구성된다. 이것이 도 5 및 도 6에 도시되고 상세히 후술될 것이다. 또한, 지면-지향 배향 각도는 중력 방향 벡터(예를 들어, 벡터의 위상)에 기초하여 계산될 수 있다.
또한, 시스템(112)은 중력 방향 벡터(및/또는 지면-지향 배향 각도)를 로켓의 유도 및 제어 회로에 제공하여 로켓 기동의 실행을 가능하게 하도록 구성된다. 로켓 기동은, 예를 들어 항공기 또는 다른 발사 플랫폼으로부터 발사된 후에 로켓이 충분한 고도를 획득하면 로켓을 지면을 향해 선회시키는 것, 또는 최대의 파괴와 최소의 지면 충격 풋프린트를 달성하도록 로켓의 종단 비행 경로 각도를 충돌을 향해 제어하는 것을 포함할 수 있다. 따라서, 배향 추정이 계산되고 및 /또는 정제되는 동안에, 로켓은 감소된 거리로 타겟을 타격하도록 기동하거나 기체(airframe)를 제어할 수 있다. 또한, 이러한 기동은 로켓의 최대 거리를 연장하기 위해서 로켓의 수직 궤적의 성형(shaping)을 허용할 수 있다.
도 3은 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따른, 로켓 비행 경로와 연관된 측방향 가속도 및 속도 벡터를 예시한다. 로켓(100)은 예를 들어 직교 축들(x, y, 및 z)로 기술되는 관성 레퍼런스 프레임(300) 내에서 궤적(308)을 따라 이동하고 있는 것으로 도시된다. 로켓 궤적은, 예를 들어 고정익 또는 회전익 항공기와 같은 고정된 날개로부터 발사와 함께 개시되어 의도된 타겟을 향해 계속 진행한다. 로켓(100)은 일반적으로, 3-차원의 벡터로 기술될 수 있는 가속도를 경험할 수 있다.
측방향 가속도 벡터(306)는 종단면(302)에 놓여 있는(예를 들어, x 및 y 축들과 나란함) 로켓의 가속도 벡터의 2-차원의 성분이다. 종단면(302)은 로켓의 세로축(예를 들어, 중심선)에 직교하는 평면이다. 측방향 가속도 벡터(306)는, 예를 들어 일 실시예에 따르면 별개의 센서에 의해 각각 측정될 수 있는 x-축 및 y-축 방향과 나란한 직교 벡터 성분(310 및 312)으로 분해될 수 있다. 로켓의 속도 벡터(304)도 역시 표시된다. 이러한 벡터는 로켓의 속력 및 방향을 규정한다.
도 4는 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따른, 로켓 비행 경로와 연관된 측방향 선회율 벡터(turn rate vector)를 예시한다. 로켓(100)은 예를 들어 직교 축들(x, y, 및 z)로 기술되는 관성 레퍼런스 프레임(400) 내에서 궤적(408)을 따라 이동하고 있는 것으로 도시된다. 로켓(100)은 방향의 변화를 초래하는 기동을 수행할 수 있다. 방향의 변화율(예를 들어, 선회 각도(410)의 변화율)은 일반적으로 3-차원의 선회율 벡터에 의해서 기술될 수 있다. 측방향 선회율 벡터(412)는 종단면(402)에 놓여 있는(예를 들어, x 및 y 축들과 나란함) 로켓의 선회율 벡터의 2-차원의 성분이다. 전술된 바와 같이, 종단면(402)은 로켓의 세로축(예를 들어, 중심선)에 직교하는 평면이다. 측방향 선회율 벡터(412)는, 예를 들어 일 실시예에 따르면 별개의 센서 또는 자이로스코프에 의해 각각 측정될 수 있는 x-축 및 y-축 방향과 나란한 직교 벡터 성분(404 및 406)으로 분해될 수 있다.
도 5는 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따른, 계산된 중력 방향 벡터의 시간이 지남에 따른 그래프(500)를 예시한다. 선회율 측정치에 기초하는, 예측된 자세 변화가 t=0 초 내지 t=20 초의 예시적인 로켓 비행 시간 동안에, 요 및 피치 각도에 대해서 그래프(502)로서 표시된다. 측방향 가속도 측정치에 기초하는 대응하는 예측된 자세 변화가 동일한 시간 기간 동안에 그래프(504)로서 표시된다. 결과적으로 얻어지는 추정된 중력 방향 벡터도 시간 t=10 초(벡터(508)) 및 시간 t=20 초(벡터(510))에 표시된다. 이러한 그래프로부터 알 수 있는 바와 같이, 두 개의 예측된 자세 변화(502와 504) 사이의 차이의 크기는 상대적으로 일관적인 방향으로 시간이 지남에 따라서 증가하고, 크기가 증가함에 따라 정확도는 개선된다.
도 6은 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따른, 예시적인 계산된 중력 방향각(602) 및 오차(604)의 시간이 지남에 따른 그래프를 예시한다. 추정된 중력 방향(606) 및 실제(또는 참)중력 방향(608)은 좌측의 극그래프(602)에 표시되는데, 여기에서 동심의 링은 원점에서의 0초 내지 최외곽 링의 20 초의 시간을 나타낸다. 알 수 있는 바와 같이, 수 초 후에 추정치는 약 135 도의 참 값으로 수렴한다. 이것을 우측의 관련된 각도 오차 그래프(604)에서도 볼 수 있는데, 이러한 그래프는 오차 추정이 5 초의 비행 시간이 경과되기 전에 5 초 미만으로 감소된다는 것을 보여준다.
방법
도 7은 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따른, 로켓 배향의 결정을 위한 예시적인 방법(700)을 예시하는 흐름도이다. 알 수 있는 바와 같이, 예시적인 방법(700)은 여러 단계 및 서브-프로세스를 보여주는데, 이들의 시퀀스는 실시예마다 변할 수 있다. 그러나, 종합하여 고려하면, 이러한 위상 및 서브-프로세스는 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따른 자동화된 로켓 배향 결정을 위한 프로세스를 형성한다. 이러한 실시예는, 예를 들어 전술된 바와 같이 도 2에 도시된 시스템 아키텍처를 사용하여 구현될 수 있다. 그러나, 본 명세서의 내용을 바탕으로 명백하게 이해될 수 있는 것처럼, 다른 실시예들에는 다른 시스템 아키텍처가 사용될 수 있다. 이러한 목적을 위해서, 도 7에 도시되는 다양한 기능을 도 2에 도시된 특정한 컴포넌트와 상관시키는 것은 어떠한 구조적 및/또는 용도의 제한사항을 암시하려는 의도가 아니다. 오히려, 다른 실시예는, 예를 들어 다수의 기능들이 실효적으로 하나의 시스템에 의해 수행되는 변동하는 통합 정도를 포함할 수 있다. 예를 들어, 대안적인 실시예에서는 방법(700)의 기능 모두를 수행하기 위하여 단일 모듈이 사용될 수 있다. 따라서, 다른 실시예는 구현형태의 그래뉼래러티에 따라서 더 적거나 더 많은 모듈 및/또는 서브-모듈을 가질 수 있다. 다수의 변형예와 대안적인 구성이 본 명세서에 비추어 명백해질 것이다.
도 7에 도시된 바와 같이, 일 실시예에서, 로켓 롤 배향 결정 방법(700)은 동작 710에서, 예를 들어 로켓의 발사 및 충돌 사이의 다수의 시간에서 로켓의 측방향 가속도 벡터 측정치 및 속도 벡터 측정치를 획득함으로써(또는 저장된 속도 프로파일로부터 판독함으로써) 시작된다. 일부 실시예들에서, 측방향 가속도 벡터 측정치는 제 1 측방향 가속도 센서에 의해 제공된 데이터 및 제 2 측방향 가속도 센서에 의해 제공된 데이터의 벡터합으로서 계산되는데, 제 2 센서는 측방향 가속도를 제 1 센서에 의해 측정되는 것과 직교하는 방향에서 측정한다. t 동작 720에서, 속도 벡터 측정치에 대한 측방향 가속도 벡터 측정치의 비율이 계산되어 로켓의 추정된 선회율을 생성한다. 다음으로, 동작 730에서, 추정된 선회율이 로켓의 비행과 연관된 시간 기간 동안 적분되어 제 1 타입의 예측된 자세 변화를 생성한다.
동작 740에서, 로켓의 측방향 선회율 벡터 측정치가, 예를 들어 로켓의 발사 및 충돌 사이의 다수의 시간에서 획득된다. 일부 실시예들에서, 측방향 선회율 벡터 측정치는 제 1 측방향 선회율 센서에 의해 제공된 데이터 및 제 2 측방향 선회율 센서에 의해 제공된 데이터의 벡터합으로서 계산되는데, 제 2 센서는 선회율을 제 1 센서에 의해 측정되는 것과 직교하는 방향에서 측정한다. 동작 750에서, 측방향 선회율 벡터 측정치는 로켓의 비행과 연관된 시간 기간 동안 적분되어 제 2 타입의 예측된 자세 변화를 생성한다.
동작 760에서, 중력 방향 벡터는 제 1 타입의 예측된 자세 변화와 제 2 타입의 예측된 자세 변화 사이의 차이에 기초하여 계산된다. 일부 실시예들에서, 그러면 지면-지향 배향 각도가 중력 방향 벡터에 기초하여 계산될 수 있다. 로켓 배향이 알려지면, 해당 배향은 유도 및 제어 시스템(104)에 제공되고 궤적 성형 및, 로켓을 지면을 향해 선회시키는 것 및 유도탄의 종단 비행 경로 각도를 의도된 타겟을 향해 제어하는 것과 같은 로켓 기동의 실행을 위하여 사용될 수 있다. 또한, 이러한 기동은 로켓의 최대 거리를 연장하기 위해서 로켓의 수직 궤적의 성형(shaping)을 허용할 수 있다.
예시적인 컴퓨팅 시스템
도 8은 본 명세서에서 설명된 바와 같이 로켓의 배향(예를 들어, 중력 또는 하향 포인팅 방향)을 결정하도록 구성되는 예시적인 시스템(800)을 도시한다. 일부 실시예들에서, 시스템(800)은 로켓의 유도 및 제어 모듈을 호스팅하거나 그 안에 통합될 수 있는 플랫폼(810)을 포함한다.
일부 실시예들에서, 플랫폼(810)은 본 명세서에서 설명된 바와 같은 프로세서(820), 메모리(830), 네트워크 인터페이스(840), 입력/출력(I/O) 시스템(850), 측방향 가속도 센서(예를 들어, 가속도계)(106), 측방향 레이트 센서(108)(예를 들어, 자이로스코프, MEMS 센서), 속도 센서(110), 저장 시스템(870), 및 배향 결정 시스템(112)의 임의의 조합을 포함할 수 있다. 더 알 수 있는 바와 같이, 버스 및/또는 상호연결(892)도 앞서 나열된 다양한 컴포넌트 및/또는 도시되지 않은 다른 컴포넌트 사이에 통신이 가능하도록 제공된다. 플랫폼(810)은 네트워크 인터페이스(840)를 통해 네트워크(894)에 커플링되어, 로켓 상의 다른 컴퓨팅 시스템 및 플랫폼과의 통신, 또는 다른 지상 또는 공중 리소스와의 통신을, 예를 들어 무선 통신을 통해서 허용할 수 있다. 도 8의 블록도에는 반영되지 않은 다른 구성부분 및 기능성도 본 명세서를 기초로 명백해질 것이고, 다른 실시예가 임의의 특정 하드웨어 구성으로 한정되지 않는다는 것이 이해될 것이다.
프로세서(820)는 임의의 적합한 프로세서일 수 있고, 시스템(800)과 연관된 제어 및 처리 동작을 보조하기 위한 하나 이상의 코프로세서 또는 제어기를 포함할 수 있다. 일부 실시예들에서, 프로세서(820)는 임의의 개수의 프로세서 코어로서 구현될 수 있다. 프로세서(또는 프로세서 코어)는, 예를 들어 마이크로-프로세서, 임베딩된 프로세서, 디지털 신호 프로세서(DSP), 그래픽 프로세서(GPU), 네트워크 프로세서, 필드 프로그램가능 게이트 어레이 또는 코드를 실행하도록 구성된 다른 디바이스와 같은, 임의의 타입의 프로세서일 수 있다. 프로세서는, 코어 당 두 개 이상의 하드웨어 쓰레드 콘텍스트(또는 "논리 프로세서")를 포함할 수 있다는 점에서 멀티쓰레드(multithreaded) 코어일 수 있다. 프로세서(820)는 복잡 명령 집합 컴퓨터(CISC) 또는 축소 명령 집합 컴퓨터(RISC) 프로세서로서 구현될 수 있다.
메모리(830)는, 예를 들어 플래시 메모리 및/또는 랜덤 액세스 메모리(RAM)를 포함하는 임의의 적합한 타입의 디지털 저장소를 사용하여 구현될 수 있다. 일부 실시예들에서, 메모리(830)는 당업자들에게 알려진 바와 같은 다양한 층의 메모리 계층성 및/또는 메모리 캐시를 포함할 수 있다. 메모리(830)는 RAM, 동적 RAM(DRAM), 또는 정적 RAM(SRAM) 디바이스와 같지만 이들로 한정되는 것은 아닌 휘발성 메모리 디바이스로서 구현될 수 있다. 저장 시스템(870)은 하드 디스크 드라이브(HDD), 고상 드라이브(SSD), 범용 시리얼 버스(USB) 드라이브, 광학적 디스크 드라이브, 테이프 드라이브, 내부 저장소 디바이스, 부착된 저장소 디바이스, 플래시 메모리, 배터리 백업(backed-up) 동기 DRAM(SDRAM), 및/또는 네트워크 액세스가능 저장소 디바이스와 같지만 이들로 한정되는 것은 아닌 비-휘발성 저장소 디바이스로서 구현될 수도 있다. 일부 실시예들에서, 저장소(870)는 다수의 하드 드라이브가 포함될 경우 소중한 디지털 미디어를 위한 저장 성능 향상 보호를 높이기 위한 기술을 포함할 수 있다.
프로세서(820)는, 예를 들어 구글 안드로이드(Google Inc., Mountain View, CA), 마이크로소프트 윈도우(Microsoft Corp., Redmond, WA), Linux, Apple OS X(Apple Inc., Cupertino, CA) 및/또는 다양한 실시간 운영 체제와 같은 임의의 적합한 운영 체제를 포함할 수 있는 운영체제(OS)(880)를 실행하도록 구성될 수 있다. 본 명세서에 비추어 이해될 수 있는 것처럼, 본 명세서에 제공된 기법들은 시스템(800)과 함께 제공된 특정 운영 체제로 한정되지 않고 구현될 수 있고, 따라서 임의의 적합한 현존하거나 장래 개발되는 플랫폼을 사용하여 구현될 수도 있다.
네트워크 인터페이스 회로(840)는, 컴퓨터 시스템(800) 및/또는 네트워크(894)의 다른 컴포넌트들 사이의 유선 및/또는 무선 연결을 허용하여, 시스템(800)이 다른 로컬 및/또는 원격 컴퓨팅 시스템, 서버, 및/또는 리소스와 통신할 수 있도록 하는 임의의 적절한 네트워크 칩 또는 칩셋일 수 있다. 유선 통신은 예를 들어 이더넷과 같은 현존하는(또는 장래 개발될) 표준을 준수할 수 있다. 예시적인 무선 네트워크는 위성 네트워크를 포함할 수도 있지만 그것들로 제한되지는 않는다.
I/O 시스템(850)은 컴퓨터 시스템(800)의 다양한 I/O 디바이스 및 다른 컴포넌트 사이에서 인터페이싱하도록 구성될 수 있다. I/O 디바이스는 측방향 가속도 센서(106), 측방향 레이트 센서(108), 속도 센서(110), 및 테스트 포트, 키보드 및 디스플레이 소자와 같은, 도시되지 않은 다른 디바이스를 포함할 수 있지만 이들로 한정되는 것은 아니다.
일부 실시예들에서, 시스템(800)의 다양한 컴포넌트가 시스템-온-칩(SoC) 아키텍처로 결합 또는 통합될 수 있다는 것이 이해될 것이다. 일부 실시예들에서, 컴포넌트는 하드웨어 컴포넌트, 펌웨어 컴포넌트, 소프트웨어 컴포넌트 또는 하드웨어, 펌웨어 또는 소프트웨어의 임의의 적합한 조합일 수 있다.
배향 결정 시스템(112)은 비행 중에 로켓의 측방향 가속도 및 선회율의 측정치에 기초하여 로켓 배향의 추정치를 제공한다. 본 발명의 실시예에 따르면, 로켓 배향 추정치는 로켓이 이동하고 기동함에 따라 정확도가 높아지면서 시간에 따라 업데이트될 수 있다. 배향 결정 시스템(112)은 도 2에 도시되고 전술된 컴포넌트 중 임의의 것 또는 전부를 포함할 수 있다. 배향 결정 시스템(112)은, 시스템(800)의 일부에 커플링되거나 일부를 형성하는 다양한 적합한 소프트웨어 및/또는 하드웨어와 함께 구현되거나 공동으로 사용될 수 있다.
다양한 실시예들에서, 시스템(800)은 무선 시스템, 유선 시스템, 또는 양자 모두의 조합으로서 구현될 수 있다. 무선 시스템으로 구현되면, 시스템(800)은 하나 이상의 안테나들, 송신기, 수신기, 송수신기, 증폭기, 필터, 제어 로직 등과 같은 무선 공유 미디어를 거쳐 통신하기에 적합한 컴포넌트 및 인터페이스를 포함할 수 있다. 무선 공유 미디어의 일 예는 무선 주파수 스펙트럼 등과 같은 무선 스펙트럼의 일부를 포함할 수 있다. 유선 시스템으로 구현되면, 시스템(800)은 입력/출력 어댑터, 입력/출력 어댑터를 대응하는 유선 통신 미디어와 연결하기 위한 물리적 커넥터, 네트워크 인터페이스 카드(NIC) 등과 같은 유선 통신 미디어를 거쳐 통신하기에 적합한 컴포넌트 및 인터페이스를 포함할 수 있다. 유선 통신 미디어의 예는 배선, 케이블 금속 리드, 인쇄 회로 보드(PCB), 후면판, 스위치 패브릭, 반도체 재료, 이중 권선 와이어, 동축 케이블, 광학 섬유 등을 포함할 수 있다.
다양한 실시예는 하드웨어 요소, 소프트웨어 요소 또는 양쪽 모두의 조합으로 구현될 수 있다. 하드웨어 요소의 예는 프로세서, 마이크로프로세서, 회로, 회로 소자(예를 들어, 트랜지스터, 저항, 커패시터, 인덕터, 및 기타 등등), 집적 회로, ASIC, 프로그래밍가능 로직 디바이스, 디지털 신호 프로세서, FPGA, 로직 게이트, 레지스터, 반도체 디바이스, 칩, 마이크로칩, 칩셋 등을 포함할 수 있다. 소프트웨어의 예는 소프트웨어 컴포넌트, 프로그램, 애플리케이션, 컴퓨터 프로그램, 애플리케이션 프로그램, 시스템 프로그램, 머신 프로그램, 운영 체제 소프트웨어, 미들웨어, 펌웨어, 소프트웨어 모듈, 루틴, 서브루틴, 기능, 방법, 프로시저, 소프트웨어 인터페이스, 애플리케이션 프로그램 인터페이스, 명령 세트, 컴퓨팅 코드, 컴퓨터 코드, 코드 세그먼트, 컴퓨터 코드 세그먼트, 워드, 값, 심볼, 또는 이들의 임의의 조합을 포함할 수 있다. 일 실시예가 하드웨어 요소 및/또는 소프트웨어 요소를 사용하여 구현되는지 여부를 결정하는 것은, 요구되는 계산 속도, 파워 레벨, 열 공차, 처리 사이클 여유분, 입력 데이터 레이트, 출력 데이터 레이트, 메모리 리소스, 데이터 버스 속도, 및 다른 디자인 또는 성능 제약과 같은 임의의 개수의 인자에 따라 달라질 수 있다.
일부 실시예는 다른 변형과 함께 "커플링된" 및 "연결된"이라는 표현을 사용하여 설명될 수 있다. 이러한 용어는 서로에 대해 동의어라고 의도되지 않는다. 예를 들어, 일부 실시예는 두 개 이상의 요소가 서로 물리적 또는 전기적 접촉을 이룬다는 것을 표시하기 위해서 "연결된" 및/또는 "커플링된"이라는 용어를 사용하여 설명될 수 있다. 그러나, "커플링된"이라는 용어는, 두 개 이상의 요소들이 서로 직접 접촉하지는 않지만 여전히 서로 협조하거나 상호작용한다는 것을 역시 의미할 수 있다.
본 명세서에서 개시된 다양한 실시예는 다양한 형태의 하드웨어, 소프트웨어, 펌웨어, 및/또는 특수 목적 프로세서로 구현될 수 있다. 예를 들어, 일 실시예에서, 적어도 하나의 비-일시적 컴퓨터 판독가능 저장 매체는, 그 위에 인코딩되고, 하나 이상의 프로세서에 의해 실행되면 본 명세서에 개시된 로켓 배향 결정 방법 중 하나 이상이 구현되게 하는 명령을 포함한다. 명령은 C, C++, 객체 지향 C, 자바, 자바스크립트, 비쥬얼 베이직, .NET, BASIC(Beginner's All-Purpose Symbolic Instruction Code), 또는 대안적으로는 맞춤형 또는 독점적 명령 집합과 같은 적합한 프로그래밍 언어를 사용하여 인코딩될 수 있다. 명령은, 메모리 디바이스 상에 유형적으로 구현되고, 임의의 적합한 아키텍처를 가지는 컴퓨터에 의해 실행될 수 있는 하나 이상의 컴퓨터 소프트웨어 애플리케이션 및/또는 애플릿의 형태로 제공될 수 있다. 본 명세서에서 개시되는 컴퓨터 소프트웨어 애플리케이션은 임의의 개수의 상이한 모듈, 서브-모듈, 또는 별개의 기능의 다른 컴포넌트를 포함할 수 있고, 또 다른 컴포넌트에 정보를 제공하거나 그로부터 정보를 수신할 수 있다. 도면에는 반영되지 않은 다른 구성부분 및 기능성도 본 명세서를 기초로 명백해질 것이고, 다른 실시예가 임의의 특정 하드웨어 또는 소프트웨어 구성으로 한정되지 않는다는 것이 이해될 것이다. 따라서, 다른 실시예들에서, 시스템(800)은 도 8의 예시적인 실시예에 포함된 것들과 비교할 때 더 많거나, 더 적거나, 대안적인 서브컴포넌트를 포함할 수 있다.
앞서 언급된 비-일시적 컴퓨터 판독가능 매체는 디지털 정보를 저장하기 위한 임의의 적합한 매체, 예컨대 하드 드라이브, 서버, 플래시 메모리, 및/또는 랜덤 액세스 메모리(RAM), 또는 메모리의 조합 일 수 있다. 대안적인 실시예들에서, 본 명세서에 개시된 컴포넌트 및/또는 모듈은, 필드-프로그래밍가능 게이트 어레이(FPGA)와 같은 게이트 레벨 로직, 또는 주문형 집적회로(ASIC)와 같은 전용 목적(purpose-built) 반도체를 포함하는 하드웨어로 구현될 수 있다. 또 다른 실시예는, 데이터를 수신 및 출력하기 위한 여러 입력/출력 포트, 및 본 명세서에 개시된 다양한 기능을 수행하기 위한 여러 임베딩된 루틴을 가지는 마이크로콘트롤러로써 구현될 수 있다. 하드웨어, 소프트웨어, 및 펌웨어의 임의의 적합한 조합이 사용될 수 있으며, 및 다른 실시예가 임의의 특정한 시스템 아키텍처로 한정되지 않는다는 것이 명백할 것이다.
본 발명의 몇몇 실시예는, 예를 들어 머신에 의하여 실행되면, 머신이 본 명세서에서 설명되는 방법 및/또는 동작을 수행하도록 하는 명령 또는 명령들의 세트를 저장할 수 있는 머신 판독가능 매체 또는 물품을 사용하여 구현될 수도 있다. 이러한 머신은, 예를 들어 임의의 적합한 처리 플랫폼, 컴퓨팅 플랫폼, 컴퓨팅 디바이스, 처리 디바이스, 컴퓨팅 시스템, 처리 시스템, 컴퓨터, 프로세스 등을 포함할 수 있고, 하드웨어 및/또는 소프트웨어의 임의의 적합한 조합을 사용하여 구현될 수 있다. 머신 판독가능 매체 또는 물품은, 예를 들어 임의의 적합한 타입의 메모리 유닛, 메모리 디바이스, 메모리 물품, 메모리 매체, 저장소 디바이스, 저장소 물품, 저장소 매체, 및/또는 메모리, 착탈식 또는 비-착탈식 미디어, 소거가능하거나 비-소거가능한 미디어, 기록가능 또는 재기록가능 미디어, 디지털 또는 아날로그 미디어, 하드 디스크, 플로피 디스크, 콤팩트 디스크 판독 전용 메모리(CD-ROM), 콤팩트 디스크 기록가능(CD-R) 메모리, 콤팩트 디스크 재기록가능(CR-RW) 메모리, 광학적 디스크, 자기적 미디어, 자기-광학적 미디어, 착탈식 메모리 카드 또는 디스크, 다양한 타입의 디지털 다기능 디스크(DVD), 테이프, 카세트 등과 같은 저장소 유닛을 포함할 수 있다. 명령은, 임의의 적합한 고레벨, 저레벨, 객체 지향, 시각적, 컴파일된, 및/또는 해석된 프로그래밍 언어를 사용하여 구현된, 소스 코드, 컴파일된 코드, 해석된 코드, 실행가능한 코드, 정적 코드, 동적 코드, 암호화된 코드, 등과 같은 임의의 적합한 타입의 코드를 포함할 수 있다.
구체적으로 그렇지 않다고 진술되지 않으면, "처리", "컴퓨팅", "계산", "결정" 등과 같은 용어는, 컴퓨터 또는 컴퓨팅 시스템, 또는 컴퓨터 시스템의 레지스터 및/또는 메모리 유닛 내에서 물리량(예를 들어, 전자적 물리량)으로서 표현되는 데이터를 조작하고 및/또는 컴퓨터 시스템의 레지스터, 메모리 또는 다른 이러한 정보 저장, 송신 또는 디스플레이 디바이스 내에서 물리량으로서 이와 유사하게 표현되는 다른 데이터로 변환하는 유사한 전자적 컴퓨팅 디바이스의 동작 및/또는 처리를 가리킨다는 것이 인정될 것이다. 실시예들은 이러한 콘텍스트로 한정되지 않는다.
본 명세서의 임의의 실시예에서 사용될 때, "회로" 또는 "회로부"라는 용어는 기능적인 것이고, 예를 들어, 하드와이어드 회로부, 하나 이상의 개별적인 명령 처리 코어를 포함하는 컴퓨터 프로세서와 같은 프로그래밍가능 회로부, 상태 머신 회로부, 및/또는 프로그래밍가능한 회로부에 의해 실행되는 명령을 저장하는 펌웨어를 단독 또는 임의의 조합으로 포함할 수 있다. 회로부는 본 명세서에서 설명되는 하나 이상의 동작을 수행하기 위한 하나 이상의 명령을 실행하도록 구성되는 프로세서 및/또는 제어기를 포함할 수 있다. 이러한 명령은, 예를 들어 회로부가 앞서 언급된 동작 중 임의의 동작을 수행하게 하도록 구성되는 애플리케이션, 소프트웨어, 펌웨어 등으로서 구현될 수 있다. 소프트웨어는 컴퓨터-판독가능 저장 디바이스에 기록된 소프트웨어 패키지, 코드, 명령, 명령 세트 및/또는 데이터로서 구현될 수 있다. 소프트웨어는 임의의 개수의 프로세스를 포함하도록 실시되거나 구현될 수 있고, 이제 프로세스는 임의의 개수의 쓰레드 등을 계층적 방식으로 포함하도록 실시되거나 구현될 수 있다. 펌웨어는 메모리 디바이스에 하드-코딩된(예를 들어, 비휘발성) 코드, 명령 또는 명령 세트 및/또는 데이터로서 구현될 수 있다. 회로부는, 총괄하여 또는 개별적으로, 더 큰 시스템, 예를 들어 집적 회로(IC), 주문형 집적회로(ASIC), 시스템 온-칩(SoC) 등의 일부를 형성하는 회로부로서 구현될 수 있다. 다른 실시예는 프로그래밍가능 제어 디바이스에 의해 실행되는 소프트웨어로서 구현될 수 있다. 이러한 경우에, "회로" 또는 "회로부"라는 용어는 소프트웨어를 실행할 수 있는 프로그래밍가능한 제어 디바이스 또는 프로세서와 같은 소프트웨어 및 하드웨어의 조합을 포함하도록 의도된다. 본 명세서에서 설명된 바와 같이, 다양한 실시예들은 하드웨어 요소, 소프트웨어 요소, 또는 이것들의 임의의 조합을 사용하여 구현될 수 있다. 하드웨어 요소의 예는 프로세서, 마이크로프로세서, 회로, 회로 소자(예를 들어, 트랜지스터, 저항, 커패시터, 인덕터, 및 기타 등등), 집적 회로, ASIC(application specific integrated circuit), PLD(rogrammable logic device), DSP(digital signal processor), FPGA(field programmable gate array), 로직 게이트, 레지스터, 반도체 디바이스, 칩, 마이크로칩, 칩셋 등을 포함할 수 있다.
실시예들의 완전한 이해를 제공하기 위하여, 다양한 구체적 세부사항들이 본 명세서에서 제시되었다. 그러나, 실시예들이 이들 특정 세부사항이 실시될 수도 있다는 것이 당업자에 의해 이해될 것이다. 다른 사례들에서, 실시예들을 모호하게 하지 않도록, 주지의 동작, 컴포넌트, 및 회로는 상세히 설명되지 않았다. 본 명세서에서 개시된 특정한 구조적 및 기능적 세부사항은 실시예들의 범위를 나타낼 수 있으며, 이들을 반드시 한정하는 것이 아님이 이해될 수 있다. 또한, 기술 요지가 구조적 특징들 및/또는 방법론적 동작들에 특정된 언어로 설명되어 있지만, 첨부의 청구항들에서 정의된 기술 요지가 본 명세서에서 설명된 특정 특징들 및 동작들로 제한될 필요는 없다는 것이 이해된다. 더 정확히 말하면, 본 명세서에서 설명된 특정 특징들 및 동작들은 청구항들을 구현하는 예의 형태들로서 개시된다.
추가적인 예시적 실시예
다음 예들은 추가 실시예에 적용되고, 이러한 실시예로부터 다수의 치환 및 구성들이 명백하게 이해될 것이다.
본 발명의 하나의 예시적인 실시예는 유도탄 롤 배향을 결정하는 프로세서-구현 방법을 제공한다. 이러한 방법은 유도탄의 추정된 측방향 선회율(turn rate) 벡터를 생성하도록, 유도탄의 속도에 대한 상기 유도탄의 측방향 가속도 벡터 측정치의 비율을 계산하는 단계를 포함한다. 이러한 방법은 제 1 타입의 예측된 자세 변화를 생성하도록, 상기 유도탄의 비행과 연관된 시간 기간 동안 상기 추정된 측방향 선회율 벡터를 적분하는 단계를 더 포함한다. 이러한 방법은 상기 유도탄의 측방향 선회율 벡터 측정치를 획득하는 단계; 및 제 2 타입의 예측된 자세 변화를 생성하도록, 상기 유도탄의 비행과 연관된 시간 기간 동안 상기 측정된 측방향 선회율 벡터를 적분하는 단계를 더 포함한다. 이러한 방법은, 상기 제 1 타입의 예측된 자세 변화와 상기 제 2 타입의 예측된 자세 변화 사이의 차이에 기초하여 중력 방향 벡터를 계산하는 단계를 더 포함한다. 일부 경우에, 상기 방법은, 상기 중력 방향 벡터에 기초하여 지면-지향 배향 각도를 계산하는 단계를 더 포함한다. 일부 경우에, 측방향 가속도 벡터 측정치는 제 1 측방향 가속도 센서에 의해 제공된 데이터 및 제 2 측방향 가속도 센서에 의해 제공된 데이터의 벡터합으로서 계산되는데, 제 2 측방향 가속도 센서는 제 1 측방향 가속도 센서와 직교한다. 이러한 일부 경우에, 측방향 선회율 벡터 측정치는 제 1 측방향 선회율 센서에 의해 제공된 데이터 및 제 2 측방향 선회율 센서에 의해 제공된 데이터의 벡터합으로서 계산되는데, 제 2 측방향 선회율 센서는 제 1 측방향 선회율 센서와 직교한다. 이러한 일부 경우에, 상기 제 1 측방향 선회율 센서 및 상기 제 2 측방향 선회율 센서는 자이로스코프 및 미세-전기-기계 시스템 중 적어도 하나를 포함한다. 이러한 일부 경우에, 상기 방법은, 유도탄 기동(maneuvers)의 실행을 위하여, 상기 유도탄의 유도 및 제어 회로부에 상기 중력 방향 벡터를 제공하는 단계를 더 포함한다. 이러한 일부 경우에, 상기 유도탄 기동은, 발사 후에 상기 유도탄을 지면을 향해 선회시키는 것 및 상기 유도탄의 종단 비행 경로 각도를 제어하는 것 중 적어도 하나를 포함한다. 이러한 일부 경우에, 상기 방법은 상기 유도탄에 탑재되어 수행된다.
본 발명의 다른 예시적인 실시예는 유도탄 롤 배향을 결정하는 시스템을 제공한다. 이러한 시스템은 유도탄의 측방향 가속도 벡터를 측정하도록 구성되는 가속도계를 포함한다. 이러한 시스템은 상기 유도탄의 추정된 측방향 선회율 벡터를 생성하도록, 상기 유도탄의 속도에 대한 상기 측방향 가속도 벡터 측정치의 비율을 계산하기 위한 벡터 제산(division) 회로를 더 포함한다. 이러한 시스템은 제 1 타입의 예측된 자세 변화를 생성하도록, 상기 유도탄의 비행과 연관된 시간 기간 동안 상기 추정된 측방향 선회율 벡터를 적분하기 위한 시간 적분 회로를 더 포함한다. 이러한 시스템은 상기 유도탄의 측방향 선회율 벡터를 측정하기 위한 측방향 선회율 센서를 더 포함한다. 시간 적분 회로는 제 2 타입의 예측된 자세 변화를 생성하도록, 상기 유도탄의 비행과 연관된 시간 기간 동안 상기 측정된 측방향 선회율 벡터를 적분하도록 더 구성된다. 이러한 시스템은 상기 제 1 타입의 예측된 자세 변화와 상기 제 2 타입의 예측된 자세 변화 사이의 차이에 기초하여 중력 방향 벡터를 계산하기 위한 벡터 감산(subtraction) 회로를 더 포함한다. 일부 경우에, 상기 가속도계는 제 1 가속도 센서 및 제 2 가속도 센서를 더 포함하고, 상기 제 2 가속도 센서는 상기 제 1 가속도 센서에 직교하며; 상기 시스템은 상기 제 1 가속도 센서에 의해 제공된 데이터와 상기 제 2 가속도 센서에 의해 제공된 데이터의 합으로서 상기 측방향 가속도 벡터를 계산하기 위한 벡터 가산 회로를 더 포함한다. 일부 경우에, 상기 측방향 선회율 센서는 제 1 선회율 센서 및 제 2 선회율 센서를 더 포함하고, 상기 제 2 선회율 센서는 상기 제 1 선회율 센서에 직교하며; 상기 시스템은 상기 제 1 선회율 센서에 의해 제공된 데이터와 상기 제 2 선회율 센서에 의해 제공된 데이터의 합으로서 상기 측방향 선회율 벡터를 계산하기 위한 벡터 가산 회로를 더 포함한다. 이러한 일부 경우에, 상기 제 1 선회율 센서 및 상기 제 2 선회율 센서는 자이로스코프 및 미세-전기-기계 시스템 중 적어도 하나를 포함한다. 일부 경우에, 이러한 시스템은 유도탄 기동의 실행을 위하여, 유도 및 제어 회로에 중력 방향 벡터를 제공하도록 더 구성된다. 이러한 일부 경우에, 상기 유도탄 기동은, 발사 후에 상기 유도탄을 지면을 향해 선회시키는 것 및 상기 유도탄의 종단 비행 경로 각도를 제어하는 것 중 적어도 하나를 포함한다. 일부 경우에, 이러한 시스템은 유도탄에 탑재된다.
본 발명의 또 다른 예시적인 실시예는, 상기 명령은 하나 이상의 프로세서에 의해 실행되면, 유도탄 배향의 결정을 위한 다음 동작이 실행되게 하는 인코딩된 명령이 내부에 포함된 적어도 하나의 비-일시적 컴퓨터 판독가능 저장 매체를 제공한다. 이러한 동작은 유도탄의 추정된 측방향 선회율(turn rate) 벡터를 생성하도록, 유도탄의 속도에 대한 상기 유도탄의 측방향 가속도 벡터 측정치의 비율을 계산하는 단계를 포함한다. 이러한 동작은 제 1 타입의 예측된 자세 변화를 생성하도록, 상기 유도탄의 비행과 연관된 시간 기간 동안 상기 추정된 측방향 선회율 벡터를 적분하는 단계를 더 포함한다. 이러한 동작은 상기 유도탄의 측방향 선회율 벡터 측정치를 획득하는 단계; 및 제 2 타입의 예측된 자세 변화를 생성하도록, 상기 유도탄의 비행과 연관된 시간 기간 동안 상기 측정된 측방향 선회율 벡터를 적분하는 단계를 더 포함한다. 이러한 동작은, 상기 제 1 타입의 예측된 자세 변화와 상기 제 2 타입의 예측된 자세 변화 사이의 차이에 기초하여 중력 방향 벡터를 계산하는 단계를 더 포함한다.
일부 경우에, 상기 동작은, 상기 중력 방향 벡터에 기초하여 지면-지향 배향 각도를 계산하는 단계를 더 포함한다. 일부 경우에, 측방향 가속도 벡터 측정치는 제 1 측방향 가속도 센서에 의해 제공된 데이터 및 제 2 측방향 가속도 센서에 의해 제공된 데이터의 벡터합으로서 계산되는데, 제 2 측방향 가속도 센서는 제 1 측방향 가속도 센서와 직교한다. 이러한 일부 경우에, 측방향 선회율 벡터 측정치는 제 1 측방향 선회율 센서에 의해 제공된 데이터 및 제 2 측방향 선회율 센서에 의해 제공된 데이터의 벡터합으로서 계산되는데, 제 2 측방향 선회율 센서는 제 1 측방향 선회율 센서와 직교한다. 이러한 일부 경우에, 상기 제 1 측방향 선회율 센서 및 상기 제 2 측방향 선회율 센서는 자이로스코프 및 미세-전기-기계 시스템 중 적어도 하나를 포함한다. 일부 경우에, 상기 동작은, 유도탄 기동(maneuvers)의 실행을 위하여, 상기 유도탄의 유도 및 제어 회로부에 상기 중력 방향 벡터를 제공하는 단계를 더 포함한다. 이러한 일부 경우에, 상기 유도탄 기동은, 발사 후에 상기 유도탄을 지면을 향해 선회시키는 것 및 상기 유도탄의 종단 비행 경로 각도를 제어하는 것 중 적어도 하나를 포함한다. 일부 경우에, 컴퓨터 판독가능 저장 매체는 유도탄에 탑재된다.
본 명세서에서 채용된 용어 및 표현은 설명하는 용어로서 사용되고 제한하는 것이 아니며, 이러한 용어 및 표현을 사용할 때, 도시되고 설명된 피쳐(또는 그 일부)의 임의의 균등물을 배제하려는 의도가 없고, 청구 범위로부터 다양한 변형예가 이루어질 수 있다는 것이 이해된다. 이에 상응하여, 청구항들은 이러한 균등물 모두를 포함하는 것으로 의도된다. 다양한 피쳐, 양태, 및 실시예들이 본 명세서에서 설명되었다. 당업자들이 이해할 수 있는 것처럼, 피쳐, 양태, 및 실시예는 서로 조합되고 변형 또는 변경될 수 있다. 그러므로, 본 발명은 이러한 조합, 변형예, 및 변경예를 망라하는 것으로 간주되어야 한다. 본 발명의 범위는 이러한 상세한 설명이 아니라, 첨부된 청구항에 의해 한정되도록 의도된다. 본원에 대한 우선권을 주장하는 장래에 출원된 출원은 개시된 기술 요지를 상이한 방식으로 청구할 수 있고, 일반적으로 본 명세서에서 다양하게 개시되거나 시연된 바와 같은 하나 이상의 요소의 임의의 세트를 포함할 수 있다.
Claims (20)
- 유도탄 롤(roll) 배향 결정 방법으로서,
유도탄의 추정된 측방향 선회율(turn rate) 벡터를 생성하도록, 프로세서-기반 시스템에 의하여, 상기 유도탄의 속도에 대한 상기 유도탄의 측방향 가속도 벡터 측정치의 비율을 계산하는 단계;
제 1 타입의 예측된 자세 변화를 생성하도록, 상기 프로세서-기반 시스템에 의하여, 상기 유도탄의 비행 시간 기간 동안 상기 추정된 측방향 선회율 벡터를 적분하는 단계;
상기 프로세서-기반 시스템에 의하여, 상기 유도탄의 측방향 선회율 벡터 측정치를 획득하는 단계;
제 2 타입의 예측된 자세 변화를 생성하도록, 상기 프로세서-기반 시스템에 의하여, 상기 유도탄의 비행 시간 기간 동안 상기 측정된 측방향 선회율 벡터를 적분하는 단계; 및
상기 프로세서-기반 시스템에 의하여, 상기 제 1 타입의 예측된 자세 변화와 상기 제 2 타입의 예측된 자세 변화 사이의 차이에 기초하여 중력 방향 벡터를 계산하는 단계를 포함하는, 유도탄 롤 배향 결정 방법. - 제 1 항에 있어서,
상기 방법은,
상기 중력 방향 벡터에 기초하여 지면-지향 배향 각도를 계산하는 단계를 더 포함하는, 유도탄 롤 배향 결정 방법. - 제 1 항에 있어서,
상기 측방향 가속도 벡터 측정치는, 제 1 측방향 가속도 센서에 의해 제공된 데이터 및 제 2 측방향 가속도 센서에 의해 제공된 데이터의 벡터합으로서 계산되고, 상기 제 2 측방향 가속도 센서는 상기 제 1 측방향 가속도 센서에 직교하며;
상기 측방향 선회율 벡터 측정치는 제 1 측방향 선회율 센서에 의해 제공된 데이터 및 제 2 측방향 선회율 센서에 의해 제공된 데이터의 벡터합으로서 계산되고, 상기 제 2 측방향 선회율 센서는 상기 제 1 측방향 선회율 센서에 직교하는, 유도탄 롤 배향 결정 방법. - 제 3 항에 있어서,
상기 제 1 측방향 선회율 센서 및 상기 제 2 측방향 선회율 센서는 자이로스코프 및 미세-전기-기계 시스템 중 적어도 하나를 포함하는, 유도탄 롤 배향 결정 방법. - 제 1 항에 있어서,
상기 방법은,
유도탄 기동(maneuvers)의 실행을 위하여, 상기 유도탄의 유도 및 제어 회로부에 상기 중력 방향 벡터를 제공하는 단계를 더 포함하는, 유도탄 롤 배향 결정 방법. - 제 5 항에 있어서,
상기 유도탄 기동은, 발사 후에 상기 유도탄을 지면을 향해 선회시키는 것 및 상기 유도탄의 종단 비행 경로 각도를 제어하는 것 중 적어도 하나를 포함하는, 유도탄 롤 배향 결정 방법. - 제 1 항에 있어서,
상기 방법은 상기 유도탄에 탑재되어 수행되는, 유도탄 롤 배향 결정 방법. - 유도탄 배향의 결정 시스템으로서,
상기 유도탄의 측방향 가속도 벡터를 측정하기 위한 가속도계;
상기 유도탄의 추정된 측방향 선회율 벡터를 생성하도록, 상기 유도탄의 속도에 대한 상기 측방향 가속도 벡터 측정치의 비율을 계산하기 위한 벡터 제산(division) 회로;
제 1 타입의 예측된 자세 변화를 생성하도록, 상기 유도탄의 비행 시간 기간 동안 상기 추정된 측방향 선회율 벡터를 적분하기 위한 시간 적분 회로;
상기 유도탄의 측방향 선회율 벡터를 측정하기 위한 측방향 선회율 센서 - 상기 시간 적분 회로는, 제 2 타입의 예측된 자세 변화를 생성하도록, 상기 유도탄의 비행 시간 기간 동안 상기 측정된 측방향 선회율 벡터를 더 적분함 -; 및
상기 제 1 타입의 예측된 자세 변화와 상기 제 2 타입의 예측된 자세 변화 사이의 차이에 기초하여 중력 방향 벡터를 계산하기 위한 벡터 감산(subtraction) 회로를 포함하는, 유도탄 배향 결정 시스템. - 제 8 항에 있어서,
상기 가속도계는 제 1 가속도 센서 및 제 2 가속도 센서를 더 포함하고, 상기 제 2 가속도 센서는 상기 제 1 가속도 센서에 직교하며;
상기 시스템은 상기 제 1 가속도 센서에 의해 제공된 데이터와 상기 제 2 가속도 센서에 의해 제공된 데이터의 합으로서 상기 측방향 가속도 벡터를 계산하기 위한 벡터 가산 회로를 더 포함하는, 유도탄 배향 결정 시스템. - 제 8 항에 있어서,
상기 측방향 선회율 센서는 제 1 선회율 센서 및 제 2 선회율 센서를 더 포함하고, 상기 제 2 선회율 센서는 상기 제 1 선회율 센서에 직교하며;
상기 시스템은 상기 제 1 선회율 센서에 의해 제공된 데이터와 상기 제 2 선회율 센서에 의해 제공된 데이터의 합으로서 상기 측방향 선회율 벡터를 계산하기 위한 벡터 가산 회로를 더 포함하는, 유도탄 배향 결정 시스템. - 제 10 항에 있어서,
상기 제 1 선회율 센서 및 상기 제 2 선회율 센서는 자이로스코프 및 미세-전기-기계 시스템 중 적어도 하나를 포함하는, 유도탄 배향 결정 시스템. - 제 8 항에 있어서,
상기 시스템은 또한,
유도탄 기동의 실행이 가능하도록, 상기 유도탄의 유도 및 제어 회로에 상기 중력 방향 벡터를 제공하는, 유도탄 배향 결정 시스템. - 제 12 항에 있어서,
상기 유도탄 기동은, 발사 후에 상기 유도탄을 지면을 향해 선회시키는 것 및 상기 유도탄의 종단 비행 경로 각도를 제어하는 것 중 적어도 하나를 포함하는, 유도탄 배향 결정 시스템. - 제 8 항에 있어서,
상기 시스템은 상기 유도탄에 탑재되는, 유도탄 배향 결정 시스템. - 인코딩된 명령이 내부에 포함된 적어도 하나의 비-일시적 컴퓨터 판독가능 저장 매체로서,
상기 명령은 하나 이상의 프로세서에 의해 실행되면, 유도탄 배향의 결정을 위해 다음 동작이 실행되게 하고, 상기 동작은,
유도탄의 추정된 측방향 선회율 벡터를 생성하도록, 상기 유도탄의 속도에 대한 상기 유도탄의 측방향 가속도 벡터 측정치의 비율을 계산하는 단계;
제 1 타입의 예측된 자세 변화를 생성하도록, 상기 유도탄의 비행 시간 기간 동안 상기 추정된 측방향 선회율 벡터를 적분하는 단계;
상기 유도탄의 측방향 선회율 벡터 측정치를 획득하는 단계;
제 2 타입의 예측된 자세 변화를 생성하도록, 상기 유도탄의 비행 시간 기간 동안 상기 측정된 측방향 선회율 벡터를 적분하는 단계; 및
상기 제 1 타입의 예측된 자세 변화와 상기 제 2 타입의 예측된 자세 변화 사이의 차이에 기초하여 중력 방향 벡터를 계산하는 단계를 포함하는, 컴퓨터 판독가능 저장 매체. - 제 15 항에 있어서,
상기 동작은,
상기 중력 방향 벡터에 기초하여 지면-지향 배향 각도를 계산하는 단계를 더 포함하는, 컴퓨터 판독가능 저장 매체. - 제 15 항에 있어서,
상기 측방향 가속도 벡터 측정치는, 제 1 측방향 가속도 센서에 의해 제공된 데이터 및 제 2 측방향 가속도 센서에 의해 제공된 데이터의 벡터합으로서 계산되고, 상기 제 2 측방향 가속도 센서는 상기 제 1 측방향 가속도 센서에 직교하며;
상기 측방향 선회율 벡터 측정치는 제 1 측방향 선회율 센서에 의해 제공된 데이터 및 제 2 측방향 선회율 센서에 의해 제공된 데이터의 벡터합으로서 계산되고, 상기 제 2 측방향 선회율 센서는 상기 제 1 측방향 선회율 센서에 직교하는, 컴퓨터 판독가능 저장 매체. - 제 17 항에 있어서,
상기 제 1 측방향 선회율 센서 및 상기 제 2 측방향 선회율 센서는 자이로스코프 및 미세-전기-기계 시스템 중 적어도 하나를 포함하는, 컴퓨터 판독가능 저장 매체. - 제 15 항에 있어서,
상기 동작은,
유도탄 기동이 실행되도록, 상기 유도탄의 유도 및 제어 회로부에 상기 중력 방향 벡터를 제공하는 단계를 더 포함하고,
상기 유도탄 기동은 발사 후에 상기 유도탄을 지면을 향해 선회시키는 것 및 상기 유도탄의 종단 비행 경로 각도를 제어하는 것 중 적어도 하나를 포함하는, 컴퓨터 판독가능 저장 매체. - 제 15 항에 있어서,
상기 컴퓨터 판독가능 저장 매체는 상기 유도탄에 탑재되는, 컴퓨터 판독가능 저장 매체.
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