KR20120115280A - 발사체, 특히 최종 단계 유도 중의 발사체의 궤도를 교정하는 방법 및 이 방법을 실행하기 위한 발사체 - Google Patents

Abstract

본 발명은 발사체(1) 자체가 편차를 검출하여 자체 교정을 수행하도록 레이저 비임(12)을 발사체의 순간 목표 경로의 중심(13) 주위로 안내 또는 회전시키는 것을 제안한다. 이를 위해, 제1 레이저 비임(11)이 발사체(1)의 목표 경로 주위의 특정 영역(15)에 걸쳐 전송되고, 이와 동시에 레이저 비임은 또한 시간 카운팅의 시작을 개시할 수 있다. 예를 들면, 일정한 회전 주파수(Ω)를 갖는 추가적인 회전 레이저 비임(12)이 그 영역(15)의 주위에 동시에 배치된다. 이러한 제2 레이저 비임(12)에 의해, 발사체는 목표 경로에 대한 그 자신의 편차를 인식하여, 결정된 편차에 기초하여 교정을 개시한다. 결정된 편차의 크기는 시간 설정된 교정의 개시를 수행하는 데에 이용된다. 이를 위해, 트리거의 지간 지연이 발사체(1)에서 이루어진다.

Description

발사체, 특히 최종 단계 유도 중의 발사체의 궤도를 교정하는 방법 및 이 방법을 실행하기 위한 발사체{METHOD FOR CORRECTING THE TRAJECTORY OF A PROJECTILE, IN PARTICULAR OF AN END-PHASE-GUIDED PROJECTILE, AND PROJECTILE FOR CARRYING OUT THE PROCESS}

본 발명은 일반적으로는 특히 최종 단계 유도(terminal phase-guided) 중의 중구경 범위의 발사체의 거리 의존 트리거의 코딩(coding)에 관한 것으로, 바람직하게는 발사체의 편차(deviation)의 정도를 검출하는 방법으로서의 비임 라이딩 방법(beam-riding method)에 관한 것이다.

구체적으로, 최종 단계 유도 중의 발사체는 일반적으로 그 궤도가 변경되어야 하거나, 스스로 궤도를 변경할 수 있어야 한다. 이는 공기 역학식이거나 임펄스 발생식일 수 있는 조작 드라이브(actuating drive)에 의해 이루어진다. 유도를 위한 정보는 그 발사체에서 자체적으로, 즉 시커 헤드(seeker head)에 의해 획득되거나, 대안적으로는 지상으로부터 전송된다(비임 라이딩 방식).

DE 44 16 210 A1은 레이저광에 기초하여 롤 각(roll angle) 위치를 구하는 장치 및 방법에 관한 것이다. 여겨서, 위상 코딩된 레이저 광 비임이 홀로그래픽 광 요소에 의해 생성된다. 이 비임은 비행체 상의 추가적인 홀로그래픽 요소에 의해 디코딩된다. 이어서, 이 과정에 생성된 신호가 교정에 이용된다.

발사체의 궤도를 교정하는 방법 및 장치가 DE 44 16 211 A1로부터 공지되어 있다. 개별 발사체를 교정함은 물론 상이한 편차를 갖는 서로 근접한 다수의 발사체를 일시적으로 교정하기 위해, 가이드 비임(레이저)을, 충돌 지점으로 조준된 중앙 가이드 비임 세그먼트 주위에 배치된 적어도 5개의 성분의 비임 또는 세그먼트들로 분할하는 것을 제안하고 있다. 이러한 구조에서, 각각의 가이드 비임 세그먼트는 상이하게 변조된다. 그러면, 발사체들은 그 발사체 내의 수신 장치에 의해 유도 비임 세그먼트의 변조로부터 교정을 위해 충돌 지점에 관한 필요한 각도 위치를 획득한다.

EP 2 083 243 A2는 비행체의 롤 각 위치를 구하는 방법을 포함하고 있다. 이 방법은, 레이저 비임의 입체각(이 내에 비행체가 내부에 위치하게 됨)에 걸쳐 가동 레이저 비임 패턴을 생성하는 것을 포함한다. 이 단계는 비행체의 회전 축선의 측부에 위치한 검출 지점에 의해 비행체에서 레이저광을 검출함은 물론, 검출 지점의 관련 위치에서의 레이저 비임 패턴을 취득하고, 도플러 편이(Doppler shift)에 기초하여 순간 롤 각 위치를 구하는 것을 포함하다. 이 방법에서, 레이저 비임 패턴은 미리 정해진 주파수를 갖는 레이저 비임의 입체각에 걸쳐 이동하는 스트라이프에 의해 생성된다.

EP 2 128 555는 비행체의 롤 각 위치를 구하는 방법을 개시하고 있다. 이 방법에서, 고정 기지로부터 전송된 광 비임이 비행체에 의해 수신되는데, 그 광 비임은 비행체의 후미에서 광학 요소에 의해 센서 상에 포커싱 된다. 이러한 구조에서, 그 포커싱은 공간에서 비행체의 각 위치에 좌우된다.

WO 2009/085064 A2로부터 광 비임의 전송에 의해 프로그래밍을 수행하는 방법이 공지되어 있다. 이를 위해, 발사체는 그 둘레에 광 센서를 갖고 있다.

아직 공개되지 않은 독일 특허 출원 DE 10 2009 024 508.1은 특히 중구경 범위의 한발의 발사체 또는 탄환의 발사체 각인(projectile imprinting)에 의해 최종 단계 유도 중의 탄환의 궤도를 교정하는 방법에 관한 것이다. 여기서는 집중 사격(firing burst)(연속 발사, 고속 개별 사격) 후에 각각의 개별 발사체와 개별적으로 통신하고, 이렇게 하면서 개별 발사체를 위한 지구 자기장의 방향에 관한 추가적인 정보를 전송하도록 제안하고 있다. 발사체 각인은 발사체의 비임 라이딩 유도 원리를 이용하여 이루어진다. 이러한 과정 중에, 각각의 발사체는 단지 그 발사체를 의해 의도된 유도 비임만을 판독하고, 추가적인 정보를 이용하여 공간에서 절대 롤 고도를 결정하여, 교정 펄스의 교정 트리거를 달성한다. 그러한 각인은 예를 들면 AHED 방법에 기초하여 포구(CH 691 143 A5 참조)의 유도 코일에 의해 발사체에 전송된다. 예를 들면 마이크로 웨이브 트랜스미터에 의한 대안적인 전송 가능성이 예를 들면 EP 1 726 911 A1에서 당업자들에 공지되어 있다.

본 발명의 목적은 효과적으로 기능하는 간단한 궤도 교정 방법을 개시하는 데에 있다.

그 목적은 청구항 1의 특징부에 의해 달성된다. 그 유리한 실시예는 종속 청구항에 기재되어 있다.

각각의 발사체에 대한 비임 라이딩 방법의 기본 개념을 토대로 하여, 본 발명은 발사체 자체가 편차를 검출하여 자체 교정을 수행하도록 시준 레이저 비임을 발사체의 원하는 순간 경로의 중심 주위로 안내 또는 회전시킨다는 사상에 기초한다. 실제로, 시커 헤드로부터 공지된 방법이 시커 헤드 없이 비임 라이딩 방법과 조합된다. 충분히 시준되고 지향성을 갖는 형태의 광, 레이더, 또는 마이크로웨이브 복사선과 같은 기타 형태의 전자기 신호가 역시 이용될 수 있고, 또한 서로 조합될 수도 있다. 이하에서는 정보의 지향성 전송을 위해 예로서 레이저가 이용된다.

이를 위해, 발사체는 배럴을 떠난 후에 예를 들면 레이더 또는 광전자 형태의 센서를 통해 그 자신의 경로를 따라가게 되며, 실제 궤도는 지속적으로 원하는 궤도와 비교된다. 타겟이 예측 궤도를 변경하기 때문에 교정이 역시 필요할 수 있는데, 이 경우 발사체의 원하는 궤도는 타겟의 변경 궤도를 따르도록 이루어진다. 발사체가 중앙 원형 영역에 있는 경우에, 그 발사체는 원하는 경로 상에 있다. 원하는 경로로부터 소정 편차가 검출된 경우에, 발사체가 그 영역의 외측에 있다면 궤도가 교정되어야 한다. 이러한 교정을 위해, 발사체 뒤에 발사체의 중심 주위에 선택적으로 변조된 시준 레이저 비임이 보내진다.

영역 타겟의 경우, 표준 교정이 확실히 적합하다. 반대로, 비교적 작은 타겟의 경우에 보다 정밀하고 정확한 교정이 필요하다. 이를 위해, 펄스 드라이브(들)가 그 강도를 변화시킬 수 있도록 설계되거나, 일정한 임펄스 출력을 갖는 펄스 드라이브/펄스 드라이브들이 타겟에서의 예상 충돌 시점에 대해 상이한 시점에 점화될 수 있다. 이러한 선택 사항의 조합도 가능하다. 비교적 작은 편차의 교정이 요구되는 경우, 펄스 드라이브(들)는 단지 타겟에서의 예상 충돌 시점 바로 전에 점화되며, 큰 교정을 위해서는 펄스 드라이브가 그에 대응하여 비교적 얼마간의 비행 시간이 남도록 보다 일찍이 점화된다.

그러한 과정이 개시될 수 있도록 하기 위해, 제1 레이저 플래시가 특정 영역에 걸쳐 트리거되고, 바람직하게는 이와 동시에 시간 카운팅의 개시를 트리거한다. 이어서, 제2 레이저가 중심원을 중심으로, 바람직하게는 일정한 회전 주파수로 회전한다. 그 발사체는 소정 시간 후에 제2 레이저를 검출한다. 그 시간은 중심원 주위에서의 위치 또는 각도에 상응한다. 발사체가 정지 공간 위치(geostationary position in space)를 검출한 후에, 적어도 하나의 펄스 드라이브(하나보다 많은 펄스 드라이브가 포함된 경우)가 센서를 통해 시동되어, 발사체가 타겟에 대한 원하는 경로 상에 있고 이에 따라 그 타겟을 타격하도록 한다.

충돌 시간에 대한 교정 점화 시간을 계산하기 위해, 발사체는 그 자신의 편차의 크기뿐만 아니라, 이에 상응하는 펄스 드라이브(들)의 조기 또는 지연 점화를 검출한다.

이를 위해, 본 발명의 다른 실시예에서는 레이저 비임이 편차 의존 방식으로 코딩된다. 이는 가장 간단한 변형예에서는 레이저 비임을 그리드 형태로 밝은 구역 및 어두운 구역으로 분할함으로써 행해진다. 발사체가 중앙 코어 영역 외측에 위치하지만 그에 인접하는 경우, 발사체는 센서(바람직하게는 후미 센서)를 이용하여 외측 영역에서보다 보다 적은 수의 어두운 라인을 감지한다. 그러면, 이는 비교적 큰 편차로서 해석된다. 그러면, 이러한 코딩 또는 비임의 세트에 따라, 편차의 크기가 구해지며, 편차가 큰 경우에는 교정이 즉시 개시되거나, 편차가 비교적 작은 경우에는 그에 대응하게 지연되어 개시된다. 편차를 구하고 교정을 개시하기 위해, 발사체는 그 내부에 관련 시간 지연이 미리 프로그래밍되거나 저장된 프로세서를 갖고 있다.

대안적인 코딩이 당업자들에게 공지되어 있어, 레이저 영상의 패턴이 스트라프에 한정되지 않고 라인의 폭으로서도 평가될 수도 있다. 대체로 당업자들에 공지된 방법의 예로는 시변 코딩, 편광, 또는 캐리어 웨이브 상에 변조된 신호를 포함한다.

이러한 방법은 폭발성 탄약 외에도 중공 장약 발사체 등에서 그 용례를 찾을 수 있다. 이러한 식으로, 박격포탄에 대응하게 높은 관통력 및 높은 온도가 가능할 수 있다.

요약하면, 본 발명은 발사체 자체가 편차를 검출하여 자체 교정을 수행하도록 시준 레이저 비임을 발사체의 원하는 순간 경로의 중심 주위로 안내 또는 회전시키도록 제안된다. 이를 위해, 제1 레이저 비임이 발사체의 원하는 경로 주위의 특정 영역에 걸쳐 전송되고, 이와 동시에 레이저 비임은 또한 시간 카운팅의 시작을 트리거할 수 있다. 이어서, 일정한 회전 주파수를 갖는 제2 회전 레이저 비임이 그 영역의 주위에, 예를 들면 동시에 배치된다. 이어서, 발사체는 제2 비임을 이용하여 원하는 경로에 대한 그 자신의 편차를 검출하고, 구해진 편차에 기초하여 교정을 개시한다. 그 경우, 구해진 편차의 크기는 시간 설정된 교정의 개시를 수행하는 데에 이용된다. 이를 위해, 트리거의 시간 지연이 발사체에서 이루어진다.

본 발명을 도면과 함께 예시적인 실시예를 이용하여 상세하게 설명할 것이다. 도면에서,
도 1은 본 발명의 방법의 발사체의 기본 구조를 나타내는 도면이고,
도 2는 본 발명의 방법을 무기 상에 구현한 실시예를 나타내는 도면이며,
도 3은 본 발명의 방법을 개략적으로 나타내는 도면이고,
도 4는 본 발명의 방법의 변형예를 나타내는 도면이다.

도 1은 수신 윈도우(본 예에서는 후미에 장착), 후미 센서(2), 센서(3), 폭약(4), 및 교정용 자세 제어 장치(correction thruster)(6)로서의 발사 요소(discharge element)(5)를 갖는 발사체 또는 비행체(1)를 도시하고 있다. 다른 요소들과 기능적 연결 관계로 있는 내장 프로세서가 도면 부호 7로 나타내어져 있다.

코딩에 따른 펄스 드라이브(6)의 시동을 위한 시간 지연이 프로세서(7)에 저장된다. 센서(3)로서는 자기장 센서가 바람직하다.

예를 들면 화기(100)에 포함된 된 센서(레이더, 광 센서 등)들은 도면 부호 10으로서 표시되어 있고, 도면 부호 11 및 12는 예를 들면 2개의 레이저 장치(13, 14)에 의해 생성된 2개의 레이저 비임을 나타낸다.

그 작동 모드는 다음과 같다.

자기장 센서(3)는 발사체(1)의 회전 속도(롤 레이트) 및 기본적으로 알고 있는 지구 자기장의 발사체(1)에 대한 방향을 검출할 수 있다. 발사체(1) 자체는 상세하게 도시하지 않은 화기의 배럴을 떠난 후에 적어도 하나의 센서(10)에 의해 그 자신의 경로를 따라가며, 그 실제 궤도는 원하는 궤도와 지속적으로 비교된다. 편차가 확인되면, 선택적으로 공간적으로 변조된 시준 레이저 비임(12)이 원하는 순간 궤도의 중심 주위로 전송되어, 발사체(1) 자체가 그 자신의 편차를 검출하고 펄스 드라이브(6)를 시동시킴으로써 교정을 수행할 수 있도록 한다. 이 과정 중에, 시준 비임(12)은 후미 센서(12)에 의해 감지된다.

도 3에서는 발사체의 궤도에 직교하는 평면에서 시준 레이저 비임(11)에 의해 형성된 다양한 영역(15)과 관련한 발사체(1)를 도시하고 있다. 발사체가 도면에서 수직 해칭선으로 도시한 중앙 원형 영역(13)에 있는 경우에, 그 발사체는 원하는 경로 상에 있는 것이다. 반면, 발사체가 그 영역(13)의 외측에 있다면 궤도가 교정되어야 한다.

이를 위해 제1 단계에서는 제1 레이저 플래시(1)가 특정 영역에 걸쳐 트리거되고, 바람직하게는 이와 동시에 시간 카운팅의 개시를 트리거할 수 있다. 이어서, 레이저, 바람직하게는 제2 레이저가 영역(16)으로 도시한 바와 같이 영역(15)의 주위에 일정한 회전 주파수(Ω)를 갖고 시간 t=0에 시작하는 회전 레이저 비임(12)(화살표 방향)을 전송한다. 예시적인 실시예에서 하부 우측 영역(17)에 위치하는 발사체(1)는 시간 t=t₁ 후에 제2 레이저 비임(12)을 검출한다. 그 시간은 각도 α₁에서 중심원(13) 주위에서의 공간 위치에 상응한다. 자기장 센서(3)를 통해 정지 공간 위치를 검출한 후에, 발사체(1)는 펄스 드라이브(6)를 시동시켜, 타겟(상세히 도시하진 않음)에 대한 원하는 경로에 다시 위치하게 하고 이에 따라 타겟을 타격할 수 있게 된다.

하나의 변형예에서, 비교적 작은 타겟에 대해 정밀하고 정확한 교정을 실행하도록 될 수 있다. 이는 가장 단순한 구조에서는 펄스 드라이브(6)의 가변 강도를 통해 달성될 수 있다. 다른 가능성은, 일정한 펄스 출력을 갖는 펄스 드라이브를 타겟에 대한 예상 충돌 시점에 대해 상이한 시점에 점화시키는 것이다.

따라서, 그러한 변형예에 기초할 때, 펄스 드라이브(6)는 비교적 작은 편차의 경우에는 단지 타겟에 대한 예상 충돌 시점 바로 전에 점화된다. 반면, 비교적 큰 편차는 비교적 얼마간의 비행 시간이 남도록 보다 일찍이 점화가 이루어지게 한다.

이를 위해, 레이저 비임(12)은 추가적으로 코딩된다. 이러한 코딩은 레이저 비임(12)에서 라인(도 4 참조), 점(도 3 참조), 또는 이들 둘의 조합 등에 의해 이루어질 수 있다.

도 4는 편차 의존 위치 확인의 또 다른 방식을 도시하고 있다. 회전 레이저 비임(12)은 (편차에 걸쳐) 비대칭 형태(다시 말해, 그 비임은 원하는 궤도를 중심으로 반경 방향으로 가변적인 형태로, 예를 들면 외측 가장자리를 향한 방향으로 좁아지거나 도시한 바와 같이 중심을 향한 방향으로 좁아지도록 부여됨)로 부여되고, 밝은 구역(19) 및 어두운 구역(20)으로 그리드(18)에 의해 분할된다. 발사체(1)가 중앙 코어 영역(13) 외측에 위치하지만 그에 인접하는 경우, 발사체(1)는 후미 센서(2)에 의해 예를 들면 2개 내지 3개의 어두운 라인을 감지한다. 그러나, 발사체(1)가 외측 영역에 위치하게 되면, 보다 많은 수의 어두운 라인(예를 들면, 5개)이 감지되며, 이는 프로세서(7)에서 큰 편차를 갖는 것으로 해석된다. 따라서, 코딩에 따라 발사체(1)는 편차가 큰 경우에는 보다 일찍, 심지어는 즉시 교정을 개시해야 하는 반면, 비교적 작은 편차의 경우에는 교정이 지연되어 이루어질 수도 있다. 이러한 정보는 예를 들면 이전의 동일한 상황들의 비교로부터 프로세서(7)에 저장되는데, 다시 말해 그에 대응하여 관련 시간 지연들이 프로세서(7)에 프로그래밍된다.

본 발명의 방법의 이용이 중구경 범위의 발사체 또는 탄약에 제한되는 것이 아니라, 구경에 관계없이 이용될 수 있다.

Claims (10)

1. 발사체(1), 특히 최종 단계 유도 중의 발사체(1)의 궤도를, 특히 무기 상의 센서(10)에 의해 발사체(1)의 편차를 검출한 후에 교정하는 방법으로서,
   - 제1 레이저 비임(11)을 발사체(1)의 원하는 경로 주위의 특정 영역(5)에 걸쳐 트리거하고, 이와 동시에 시간 카운팅의 시작을 트리거하는 단계;
   - 상기 영역(15)의 주위에 고정 회전 주파수(Ω)를 갖는 추가적인 회전 레이저 비임(12)을 전송하는 단계;
   - 상기 발사체(1)에 의해 제2 레이저 비임(12)을 검출하는 단계;
   - 상기 원하는 경로에 대한 발사체(1)의 편차를 구하는 단계; 및
   - 구해진 편차에 기초하여 교정을 개시하는 단계
   를 포함하는 발사체의 궤도 교정 방법.
2. 제1항에 있어서, 상기 회전 레이저 비임(12)은 시간 t=0에 시작하며, 상기 발사체(1)는 시간 t=t₁후에 제2 레이저 비임(12)을 검출하는 것인 발사체의 궤도 교정 방법.
3. 제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 교정은, 편차가 큰 경우에는 보다 일찍 또는 심지어 즉시 개시하는 반면, 비교적 작은 편차의 경우에는 지연된 시점에 이루어질 수 있는 것인 발사체의 궤도 교정 방법.
4. 제3항에 있어서, 상기 구해진 편차에 따른 상기 교정의 개시에 대한 시간 지연은 발사체(1)에 저장되어 있는 것인 발사체의 궤도 교정 방법.
5. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 회전 레이저 비임(12)은 코딩되는 것인 발사체의 궤도 교정 방법.
6. 제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 코딩은 라인(19, 20), 점, 또는 이들 둘의 조합 등에 의해 이루어질 수 있는 것인 발사체의 궤도 교정 방법.
7. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서, 회전 레이저 비임(12)은 원하는 궤도를 중심으로 반경 방향으로 변화하도록 비대칭적인 형태로 부여되며, 예를 들면, 외측 가장자리를 향한 방향으로 좁아지거나 도시한 바와 같이 중심을 향한 방향으로 좁아지도록 부여될 수 있는 것인 발사체의 궤도 교정 방법.
8. 제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 따른 교정 방법을 수행하기 위한 발사체(1)로서,
   적어도 후미 센서(2), 폭약(4), 교정용 자세 제어 장치(correction thruster)(6)로서의 발사 요소(5), 및 원하는 경로로부터 발사체의 편차를 구하는 프로세서(7)를 포함하며, 상기 후미 센서(2)가 레이저 비임(11, 12)을 수신하는 것인 발사체.
9. 제8항에 있어서, 추가적인 자기장 센서(3) 발사체(1)의 회전 속도(롤 레이트) 및 발사체(1)에 대한 자기장의 방향을 검출하는 것인 발사체.
10. 제7항 또는 제8항에 있어서, 상기 프로세서(7) 내에 시간 지연이 프로그래밍되거나 저장되며, 이에 의해 구해진 편차의 크기에 따라 관련 시간에 교정을 개시하는 것인 발사체.

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