KR20160098985A - 간섭계 레이더 고도계를 이용한 속도 및 자세 추정 - Google Patents

간섭계 레이더 고도계를 이용한 속도 및 자세 추정 Download PDF

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벤자민 제이. 윈스테드
아담 모야
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허니웰 인터내셔날 인코포레이티드
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Abstract

항공기의 속도를 추정하기 위한 방법 및 시스템이 제공된다. 그 방법은 도플러 빔 샤프닝된 레이더 고도계를 이용하여 항공기로부터 표면을 향해 빔을 송신하는 단계, 표면에 의해 반사되는 송신된 빔의 부분에 대응하는 복수의 반사된 신호를 수신하는 단계, 및 수신된 신호를 필터링하는 것에 의해 복수의 도플러 빔을 형성하는 단계를 포함한다. 레인지 빈의 복소 값의 배열이 레이더 고도계의 적어도 하나의 안테나 구경으로부터 도플러 빔의 주파수에 관하여 계산되고, 도플러 빔의 각각에 대한 레인지가 추정된다. 항공기를 위한 속도 벡터 크기는 도플러 빔의 주파수에 관하여 레인지의 곡선 맞춤에 의해 추정된다.

Description

간섭계 레이더 고도계를 이용한 속도 및 자세 추정{VELOCITY AND ATTITUDE ESTIMATION USING AN INTERFEROMETRIC RADAR ALTIMETER}
본원은 2015년 2월 11일자로 출원된 미국 가출원 번호 제62/114,694호에 대한 우선권의 혜택을 주장하며, 그의 개시는 참조에 의해 본원에 원용된다.
오늘날 많은 항공기는 운항을 위한 정확한 위치 데이터를 제공하기 위해 위성 위치확인 시스템 (GPS) 에 의존한다. 이는 특히, 지상 기반 무선 운항 소스가 없는 해양 횡단과 같은 장거리에 유용하다. GPS 가 이용가능하지 않으면, 항공기는 또한 그의 위치를 시간이 지남에 따라 추정하기 위하여 관성 운항 시스템을 이용한다. 하지만, 단독으로 관성 운항 시스템의 위치 오차는 시간이 지남에 따라 변동하게 될 것이고, 그의 변동률 (drift rate) 은 플랫폼 속도의 부정확한 추정에 기인하여 일정 기간에 걸쳐 증가될 것이다. 위치 오차는 해양 횡단 비행의 시간에 걸쳐 수 킬로미터 만큼 증가할 수 있다. 독립적인 속도 정보 소스를 제공하는 도플러 운항 시스템을 이용하는 것에 의해 변동이 감소될 수 있다.
종래 도플러 운항 시스템은, 각 방향에서 도플러 주파수 시프트의 정확한 측정을 달성하기 위하여 다수의 방향으로 겨누어지는 좁은 레이더 빔을 필요로 한다. 도플러 주파수 시프트는 특정 방향에서 속도에 비례한다. 3개 이상의 방향에서 속도를 측정함으로써 도플러 운항 시스템은 속도 벡터를 생성할 수 있고, 이 속도 벡터는 항공기의 위치의 변화를 계산하기 위해 시간에 대해 적분될 수 있다. 이 속도 벡터는 또한, 관성 네비게이터에 입력되는 추가적인 속도 추정치로서 사용될 수 있다.
도플러 운항 시스템에서 사용되는 좁은 레이더 빔은 큰 안테나 표면 및/또는 보다 높은 송신 주파수를 필요로 한다. 보다 큰 안테나 표면은 특히 소형 항공기에 바람직하지 않다. 보다 높은 송신 주파수는 도플러 운항 시스템을 대기 또는 구름을 통한 신호 손실에 더 취약하게 만든다.
항공기의 속도를 추정하기 위한 방법 및 시스템이 제공된다. 그 방법은 도플러 빔 샤프닝된 레이더 고도계 (Doppler beam sharpened radar altimeter) 를 이용하여 항공기로부터 표면을 향해 빔을 송신하는 단계, 표면에 의해 반사되는 송신된 빔의 부분에 대응하는 복수의 반사된 신호를 수신하는 단계, 및 수신된 신호를 필터링하는 것에 의해 복수의 도플러 빔을 형성하는 단계를 포함한다. 레인지 빈 (range bin) 의 복소 값의 배열 (complex-valued array) 이 레이더 고도계의 적어도 하나의 안테나 구경 (antenna aperture) 으로부터 도플러 빔의 주파수에 관하여 계산되고, 도플러 빔의 각각에 대한 레인지가 추정된다. 항공기를 위한 속도 벡터 크기는 도플러 빔의 주파수에 관하여 레인지의 곡선 맞춤 (curve fit) 에 의해 추정된다.
본 발명의 특징들은 도면을 참조하여 이하의 설명으로부터 당업자에게 분명해질 것이다. 도면들은 통상적인 실시형태만을 도시하고 따라서 범위를 제한하는 것으로 고려되지 않아야 한다는 것을 이해하면서, 본 발명은 첨부 도면의 이용을 통하여 추가적으로 특수하게 그리고 상세하게 설명될 것이고, 여기서:
도 1은 항공기를 위한 종래 도플러 레이더 운항 체계의 평면도이다;
도 2는 일 실시형태에 따른 속도 추정을 채용하는 항공기를 위한 도플러 레이더 운항 체계의 측면도이다;
도 3은 속도 예에 대한 도플러 주파수에 관한 상대적인 레인지 측정의 그래프이다;
도 4는 항공기를 위한 또 다른 종래 도플러 레이더 운항 체계의 평면도이다;
도 5는 일 실시형태에 따른 속도 및 자세를 추정하기 위한 도플러 빔 샤프닝된 레이더 고도계 내의 시스템의 블록도이다;
도 6은 또 다른 실시형태에 따른 속도 추정을 채용하는 항공기를 위한 도플러 레이더 운항 체계의 평면도이다;
도 7은 항공기를 위한 표준 동체 고정 기준 프레임의 사시도이다;
도 8은 일 실시형태에 따른 항공기를 위한 속도 및 자세 추정 방법의 흐름도이다; 그리고
도 9는 또 다른 실시형태에 따른 항공기를 위한 자세 추정 방법의 흐름도이다.
이하의 상세한 설명에서, 실시형태가 당업자로 하여금 본 발명을 실시하는 것을 가능하게 할 정도로 충분히 자세하게 설명되어 있다. 다른 실시형태가 본 발명의 범위로부터 벗어남이 없이 이용될 수도 있다는 것이 이해될 것이다. 그러므로, 이하의 상세한 설명은 제한적인 의미로 받아들여져서는 안된다.
항공기의 속도 및 자세 (attitude) 를 추정하기 위한 방법 및 시스템이 제공된다. 본 방법은, 항공기가 물 위를 비행하고 있을 때, 좁은 빔을 형성하기 위하여 높은 무선 주파수 또는 큰 안테나를 필요로 하지 않는 독립적인 속도 벡터의 소스를 제공한다. 추가적으로, 본 방법은 충분한 거리에 걸쳐 평균내어질 때 충분히 평탄한 육지 위에서 채용될 수 있다.
일반적으로, 그 시스템 및 방법은 수직 속도를 계산하기 위해 수평선 위의 속도 벡터의 각도를 결정하는데 레인지 대 도플러 주파수 플롯을 이용한다. 또한, 위상 모노펄스 (다수의 안테나를 갖는 간섭계 측정) 가 속도 벡터의 방향의 결정을 가능하게 하는데 사용될 수 있다. 그 방법은 또한, 항공기 피치 (pitch) 및 롤 (roll) 각도의 결정에서 간섭계 측정을 이용할 수 있다. 그 방법은 또한 도플러 빔에 걸친 레인지 변동 (range variation) 에 기초하여 추정 불확실성 (estimated uncertainty) 을 출력할 수 있다.
본 접근법은 도플러 네비게이터의 기능을 수행하기 위해 보다 작은 안테나로 그리고 보다 낮은 주파수에서 동작하는 시스템으로 구현될 수 있다. 레이더 고도계는 표준 도플러 네비게이터보다 더 낮은 송신 주파수 및 작은 안테나 구경에 기인하여 그러한 시스템을 제공한다. 넓은 안테나 빔은 속도 추정에 대한 아주 상이한 접근법을 필요로 하는데, 이에 대해서는 후술한다.
하나의 실시형태에서, 시스템은 도플러 빔 샤프닝된 간섭계 레이더 고도계로 구현될 수 있다. 그러한 레이더 고도계는 물 위의 속도의 실시간 추정을 획득하는데 채용될 수 있고, 이는 종래 도플러 네비게이터에서 사용된 좁은 빔 안테나에 대한 필요성을 없앤다.
그 방법 및 시스템은 속도 추정의 정확성을 향상시키기 위해 다양한 입력을 보조로 활용할 수 있다. 예를 들어, 평탄한 해양 가정이 유효할 것을 확인하기 위하여 항공기가 물 위에 있다는 표시가 제공될 수 있다. 속도 추정에 있어서 예상되는 노이즈 또는 오차를 결정하는데 도움이 되는 바다 상태의 표시가 또한 제공될 수 있다. 해양 파도에 주요한 원인인 파람에 기인한 노이즈 또는 오차 기여의 제거를 돕기 위하여, 바람의 방향 및/또는 속도 표시자가 제공될 수 있다. 경사 지도가 경사 지형에 기인한 속도 추정 편향 (velocity estimation bias) 을 없애는데 사용하기 위해 채용될 수 있다. 또한, 어떤 지역이 속도 측정을 위해 적합한 것으로 고려되야 하는지를 표시하는, 적합성 표시 입력 또는 적합성의 지도가 제공될 수 있다. 이 적합성 입력은 여기에 설명된 방법과 또 다른 시스템 기능 사이에서 전환하기 위하여 사용될 수 있다.
본 방법 및 시스템의 추가 상세들이 이하에서 도면들을 참조하여 설명된다.
하나의 실시형태에서, 속도 및 자세 추정 방법은, 당업자에게 의해 잘 이해되는 기법인 도플러 빔 샤프닝 (Doppler beam sharpening) 에 의존한다. 도 1은,가정된 평탄한 표면과의 일정한 도플러 콘 (Doppler cone) 의 교차에 의해 Isodop (동등한 도플러 주파수 시프트 선)가 생성되는 다수의 도플러 빔(12, 14, 16, 및 18) (빔 I-IV) 을 이용하는 항공기 (10) 를 위한 종래 도플러 레이더 운항 시스템을 도시한다. 항공기 (10) 는 지면을 향해 빔 (12, 14, 16 및 18) 을 송신하고 그로부터 반사를 수신한다. 빔 (12, 14) 및 빔 (16, 18) 의 각각의 쌍은 항공기 (10) 의 전방 및 후방에 대칭적으로 배치된다. 항공기 (10) 의 지면 트랙 (20) 이 항공기 (10) 의 헤딩과 일치되는, 도 1에 도시된 "무 변동" 조건 하에서, isodop 의 패턴은 항공기 (10) 의 세로축 및 횡축 양자 모두에 관하여 대칭적으로 배치된다. 그러므로, 전방 빔 (12 및 14) (빔 I 및 II) 쌍의 각각은 서로 동일 isodop 상에 놓이고, 후방 빔 (16 및 18) (빔 III 및 IV) 쌍의 각각은 또한 서로 동일한 isodop 상에 놓인다.
도플러 콘은 정점이 레이더 안테나의 중심에 배치되고 축이 항공기의 속도 벡터와 정렬된다. 콘의 축과 콘의 표면 사이의 각도는 도플러 주파수 및 속도에 의존하고, 당업자에게 잘 알려져 있다. 평탄한 표면 위에서, 각각의 도플러 빔에서 측정된 레인지는 도 1에 있는 isodop 선이 속도 벡터 바로 아래를 통과하는 지점까지의 거리를 나타낼 것이다.
도 2는, 도플러 빔 샤프닝된 간섭계 레이더 고도계를 사용할 수 있는, 본 접근법에 따른 속도 추정을 채용하는 항공기 (100) 를 위한 도플러 레이더 운항 시스템을 예시한다. 도 2는, 잔잔한 바다 (평균 해수면) 와 비교하여 해양 표면 (122) 상의 파도 (120) 가 항공기 (100) 로부터 도플러 빔 (110) 에서 측정되는 레인지의 변이를 일으킬 것이라는 것을 보여준다. 본 방법은, 충분히 긴 기간에 걸쳐 평균 내어질 때, 해양 위의 비행 동안 관측되는 레인지 측정이 평탄한 표면을 나타낼 것이라고 가정한다. 다음으로, 레인지 대 도플러 주파수의 관측은 속도에 의존하는 알려진 관계를 따를 것이다.
도 3의 그래프는, 파도 존재시와 비존재시, 500 노트 및 600 노트의 속도 예에 대해 도플러 주파수에 따라 레인지 측정이 어떻게 달라지는 지의 예시를 제공한다. 해수면 위 높이는 500 미터로 시뮬레이션되었고 추정된 레인지 측정으로부터 감산되었다. 항공기가 직선 그리고 수평으로 비행하고 있다고 가정되었다. 파도는 피크 대 골 차이가 5 미터이고 피크간 거리가 20 미터인 사인파로 시뮬레이션되었다.
도 3의 그래프에 의해 도시된 바처럼, 속도 크기는 데이터에 최선 맞춤되는 레인지 대 도플러 주파수의 곡선을 결정하는 것에 의해 추정될 수 있다. 도 3은 직선 및 수평 비행의 결과를 예시한다. 항공기가 상승 또는 하강하고 있다면, 곡선은 추가적인 비스듬한 움직임을 나타날 것이다. 비스듬한 움직임은 예측가능하고 수평선 위의 속도 벡터의 각도를 결정하는데 사용될 수 있다.
본 방법은 추가적으로, 도플러 빔의 도달 각도를 결정하기 위하여, 2개 이상의 안테나 구경을 이용한, 위상 모노펄스 레이더 기술을 채용할 수 있다. 이 접근법은 좁은 빔을 형성하는 것에 의존하지 않으므로, 더 작은 안테나로 작동될 것이다. 시간 또는 거리에 걸쳐 평균 내어질 때 해양의 표면은 평탄한 것으로 가정되기 때문에, 평균내어지는 도달 각도는 속도 벡터의 추정된 헤딩 각도 성분을 제공한다. 이것은, 바람이 항공기에 작용하기 때문에, 특히 중요하다. 예를 들어, 도 4에 예시된 바처럼, 바람 조건은 항공기 (200) 가 따라가는 트랙이 항공기 (200) 의 기수 (nose) (즉, "헤딩") 과 정렬되지 않는 크랩 각도 (crab angle; δ) 를 생성할 수 있다. 여기서, 도플러 빔 (1, 2, 및 3) 의 각각 내의 (즉, 각각의 isodop 선을 따라) 가장 가까운 타겟이 항공기 (200) 의 트랙을 따라 생긴다. 위상 각도, 레인지 및 도플러 값이 항공기 (200) 의 트랙을 따라 속도 벡터 (V) 의 추정에서 사용될 수 있다. 추가적으로, 다수의 안테나 구경으로부터 측정된 간섭계 각도는 평탄한 표면에 대하여 항공기 (200) 의 자세를 결정하는데 사용될 수 있다.
이 설명의 초점은 해양 위의 비행에 두고 있지만, 본 방법은 또한, 충분한 거리에 걸쳐 평균내어질 때 평탄한 것으로 고려될 수 있는 육지의 임의의 영역 위의 비행에 적용가능하다. 이 방법은 또한, 일부 경우에서 경사진 육지 위에 적용가능할 수도 있다. 예를 들어, 육지의 평균 경사가 운항 시스템의 현재 가정된 위치를 둘러싸는 불확실성의 영역에 걸쳐 충분히 일관되고, 운항 시스템이 이 영역에서 육지의 평균 경사를 표시하는 지도에 접근할 수 있는 경우에, 경사가 속도 추정치에 존재하는 속도 편향을 소거하는데 사용될 수도 있다.
추가적으로, 적합성의 지도는, 본 방법이 신뢰성있는 업데이트를 계산하는 것으로 예상되는 지리적 위치 위에 운항 시스템이 있을 때를 표시하기 위해 사용될 수 있다. 다음으로, 이것은 계산된 속도 입력을 신뢰할 때의 표시를 운항 시스템에 제공할 것이다.
레이더 고도계의 기본 구성 요소는 당업자에 의해 잘 이해되고 여기서 상세히 제공되지 않을 것이다. 일반적으로, 레이더 고도계는 송신 구경 및 하나 이상의 수신 구경을 포함하고, 각각의 수신 구경에 대해 하나의 수신기 채널을 갖는다. 송신기는, 통상적으로 서큘레이터 (circulator) 를 통해, 수신 채널 중의 하나와 단일 구경을 공유할 수도 있다. 본 개시의 목적을 위해, 채널은 수신기 무선 주파수 (RF) 및 중간 주파수 (IF) 회로, 그리고 수신 구경에서 수신된 RF를 수신기에서 처리될 디지털화된 샘플로 변환하는데 필요한, 아날로그-디지털 (A/D) 컨버터의 집합인 것으로 가정된다.
본 속도 추정 방법은, 2015년 2월 4일자로 출원되었고 발명의 명칭이 SYSTEMS AND METHODS FOR MEASURING VELOCITY WITH A RADAR ALTIMETER 인 미국 출원 번호 제14/613,879호에 개시된 것과 같은 레인지 대 도플러 배열을 생성하기 위한 도플러 빔 샤프닝된 레이더 고도계로 구현될 수 있고, 그의 개시는 참조에 의해 본원에 원용된다.
도 5는 속도를 추정하기 위한 도플러 빔 샤프닝된 레이더 고도계 내의 시스템 (400) 을 예시한다. 시스템 (400) 은 2개의 채널을 갖는 것으로 도시되어 있지만, 2개 보다 많은 채널이 있을 수 있다는 것이 이해되야 한다. 각각의 채널에 대한 처리는 A/D 컨버터 (410) 에서 시작되고, 여기서 아날로그 베이스라인 또는 IF 신호가 디지털화된다. 정합 필터링 및 게이팅 (420) 이 수행되어 각각의 단일 펄스 반복 인터벌 (PRI) 을 각각의 레인지 빈 (양자화된 레인지 위치) 에서 복소 값의 샘플로 분리시킨다. 다수의 PRI 가 배열 (434) 을 형성하기 위하여 버퍼 (430) 에서 수집된다. 각각의 레인지 빈에서 주파수 스펙트럼 (즉, 다수의 도플러 빔) 을 계산하기 위하여 고속 푸리에 변환 (FFT) (440) 이 윈도우 (442) 를 통해 스케일링되는 배열 (434) 의 각각의 열에 대해 수행된다. 레인지 및 위상 프로세서 (450) 는 454 에서 레인지 대 주파수의 각각의 채널에 대해 복제 배열 (duplicate array) 을 형성하기 위하여 버퍼 (452) 에서 결과를 수집한다.
FFT 출력의 과거 배열은, 시간이 지남에 따라 배열에서 개개의 셀의 평균 크기를 계산하는데 사용될 수도 있다. 이것은 신호 대 노이즈 비를 향상시킬 수 있으므로, 도플러 빔 내에서 표면까지의 레인지의 추정을 향상시킬 수 있다. 본 기술에서, 배열은 다수의 안테나 사이에서 측정되는 위상 각도의 비교에 사용하기 위한 복소 값의 값을 포함한다. 셀에 있는 값의 크기는 각각의 도플러 빔 (배열에 있는 각각의 행) 에서 가장 가까운 타겟의 위치를 검출하는데 사용된다. 도 5에 있는 454 에서의 배열은, 사용되는 안테나 구경의 각각에 대해 생성될 수 있다.
다음으로, 위상 처리가 각각의 도플러 빔 (즉, 483-1 에서의 레인지/도플러 배열의 각각의 행) 내에서 가장 가까운 타겟을 나타내는 레인지/도플러 셀에 대해 456 에서 수행된다. 위상 처리는 빔의 도달 방향을 결정하기 위하여 다수의 구경간의 비교를 행한다. 경시적으로 그리고 도플러 빔에 걸쳐 이루어진 간섭계 각도 추정치를 조합함으로써 속도 벡터의 방향의 정확한 추정이 가능하다.
속도 및 자세 프로세서 (460) 는, 레인지 및 위상 프로세서 (450) 로부터 레인지, 주파수, 및 위상 각도 정보를 버퍼 (462) 에 수용하고 주파수 빈 (464) 을 생성한다. 주파수 빈 (464) 은, 466 에서 속도 벡터 및 자세 추정에 사용되는 레인지 및 각도 추정치의 벡터를 출력한다. 특히, 속도 벡터 크기는, 레인지 대 주파수 데이터에 대한 최선의 맞춤을 결정하는 것에 의해 계산될 수 있다. 이것은 또한, 수평선 위의 속도 벡터의 각도의 결정을 가능하게 한다. 수평 평면에서 속도 벡터의 각도는 후술되는 바와 같이 결정될 수 있다. 필요할 때, 지형 경사 보정이 468 에서 산출될 수 있다. 다음으로, 속도 벡터 추정치가 프로세서 (460) 로부터 출력된다.
본 방법은 또한, 2개 이상의 안테나 구경 사이에 위상 각도의 간섭계 측정을 이용할 수 있다. 이상적으로, 2개 안테나의 경우에, 이들 안테나는, 그 2개 안테나의 위상 중심을 통과하는 선이 항공기의 피치 축에 평행하도록 배치된다. 첫째, 이것은 항공기 피치 각도와 속도 벡터의 수평 각도 성분의 계산간의 상호작용을 최소화한다. 둘째, 이것은 도플러 빔 내에서 측정되는 가장 가까운 레인지의 도달 각도의 최대 관측가능성을 허용한다.
동위상 선 (Iso-phase line) 은, 2개 안테나에서 수신된 신호를 비교할 때 수신기가 동일한 위상 각도 차이를 관측하게 될 표면을 따른 지점의 선을 나타낸다. 위에서 설명된 isodop 선의 형성과 유사하게, 동위상 선은 항공기가 위에서 비행하고 있는 평탄한 표면과의 콘의 교차로서 예시될 수 있다. 표면까지의 거리가 안테나 사이의 거리보다 훨씬 더 크다고 가정하면, 콘의 정점은 2개 안테나의 위상 중심 사이의 중간점에 배치되고, 그의 축은 위상 중심을 연결하는 선과 정렬된다.
위에 설명된 바처럼 항공기가 곧고 수평으로 비행하고 있고 안테나가 피치 축을 따라 정렬되는 경우에, 동위상 선은 이전에 설명된 isodop 선의 무리에 수직인 선의 무리를 형성할 것이다. 이것은 항공기 (500) 에 대해 도 6 에 예시되어 있고, 여기서 isodop 선 (510) 이 동위상 선 (520) 과 교차한다. 이 배치는 항공기의 기수에 대해 속도 벡터의 각도의 최적 추정을 가능하게 한다. 트랙 방향이 헤딩 방향으로부터 벗어나기 시작함에 따라, isodop 라인은 항공기의 트랙과 정렬된 상태로 머무르는 한편, 동위상 선은 항공기의 동체와 정렬된 상태로 머무를 것이다. 이로부터, 위상 각도 측정이 항공기의 동체에 대해 속도 벡터의 각도의 추정치를 제공할 것이라는 것은 명확하다.
이전에 설명된 바처럼 정렬된 2개의 안테나로, 항공기의 롤 각도는 항공기 아래의 가장 가까운 타겟으로 측정된 간섭계 위상 각도에 기초하여 추정될 수 있다. 땅의 평탄한 표면 위의 가장 가까운 지점에 대한 각도는 바로 항공기의 롤 각도를 제공할 것이다. 제 3 안테나가 추가되는 경우에, 피치 각도 및 롤 각도 양자 모두가 해결될 수 있다. 피치 각도 및 롤 각도 양자 모두를 획득하기 위하여, 제 3 안테나의 위상 중심은 다른 2개의 안테나의 위상 중심과 정렬되지 않는다. 하나의 실시형태에서, 3개 안테나의 위상 중심은 서로 등거리에 있는 지점이고, 이들 3개의 지점은 평면을 정의한다. 이상적으로, 이 평면은 항공기의 동체 고정 기준 프레임의 X-Y 평면에 평행할 것이다. 이 동체 고정 기준 프레임은 당업자에게 잘 알려져 있고 항공기 (600) 를 위해 도 7 에 예시되어 있다. X-축은 항공기 (600) 의 세로 축이고 항공기 기수의 방향과 정렬된다. Y-축은 항공기 (600) 의 가로 축이고 항공기 날개를 통과한다. Z-축은 항공기 (600) 의 동체를 지나는 수직 축이다. 항공기 (600) 의 롤, 피치 및 요 (yaw) 는 X, Y 및 Z 축을 따라 각각 일어난다.
피치 및 롤의 추정을 더 향상시키기 위하여, 본 방법은 각각의 도플러 스와스 (Doppler swath) 내 간섭계법 기반 도달 방향 및 레인지 측정을 조합하여, 다수의 레인지 벡터를 형성할 수도 있다. 3차원 공간에서 이들 지점은 대략 직선을 따라 놓일 것이다. 다음으로, 이들 지점에 대한 최선의 직선 맞춤이 계산될 수 있다. 이 직선은 항공기 아래의 이상적으로 평탄한 표면을 정의하는 평면 상에 놓이는 것으로 가정될 수 있다. 표면에 수직인 벡터는 항공기에 대한 가장 가까운 접근에서 그 선을 따라 지점으로부터 연장되는 것으로 추정될 수 있다. 다음으로, 항공기에 대한 이 수직 벡터의 각도는 바로, 해양 표면에 대한 항공기의 피치 및 롤 각도를 제공한다.
속도 및 자세 프로세서는 속도의 계산을 돕기 위한 다수의 추가적인 입력을 취할 수 있다. "물 위" 의 표시자가 포함되는 경우에, 운항 시스템은 이것을 이용하여 본 속도 추정 방법을 가능하게 할 수 있다. 바다 상태 및/또는 바람 방향 및/또는 속도가 제공되는 경우에, 운항 시스템은 바람 방향 및 속도에 기인한 속도 추정에 대한 알려진 영향에 기초하여 속도 벡터 정보에 보정을 적용할 수 있다. 이 보정은 속도 벡터의 방향 및/또는 크기의 변화의 형태일 수 있거나, 또는 속도 추정치의 예상되는 정확성의 표시를 제공할 수 있는 정확성 또는 불확실성 값의 형태일 수 있다. "물 위" 가 표시되지 않으면, 운항 시스템은 물 위가 아닐 때 적용가능하지 않으므로 바다 상태 및 바람 정보를 무시할 수도 있다.
경사된 육지 위를 비행하는 경우에, 지형 경사를 위한 입력이 지형 경사에 기인한 속도 추정에 대한 알려진 영향에 대해 보정하는데 사용될 수도 있다. 본 기술은 비행하는 표면이 평탄하다고 가정하고 그 가정에 기초하여 속도 및 자세 정보를 생성할 것이다. 예를 들어, 지형이 5 도로 잡혀지면, 결과적인 자세 및 속도 벡터 방향은, 진정하게 평탄한 표면 위에 계산되는 해와 비교하여 5 도로 잡혀질 것이다. 그러므로, 본 방법에 의해 출력되는 각도 정보에 적용되는 단순 보정은 운항 시스템에서 정의되는 타원체에 평행한 수평 평면을 갖는 프레임 내에 좌표를 옮길 것이다.
또한, 적합성의 표시는, 운항 시스템이 위치된 위치가 본원에 기재된 속도 추정 방법을 이용한 속도의 추정에 적합하다는 것을 운항 시스템에 표시하기 위해 사용될 수도 있다. 적합성 입력이, 이 위치는 적합하지 않다고 표시할 때, 운항 시스템은, 디폴트로 고도의 단순 측정을 할 수도 있거나, 또는 속도의 추정치를 제공할 미국 출원 번호 제14/613,879호에 개시된 것과 같은 속도 추정 방법으로 전환할 수도 있지만, 일반적으로 출력에 있어서 레이턴시가 더 길어지고 신호 처리가 더 많아질 수 있다.
도 8은 일 실시형태에 따른 도플러 빔로 구현될 수 있는 속도 및 자세 추정 방법 (700) 의 흐름도이다. 초기에, 도플러 빔을 위한 도플러 주파수 및 대역폭의 세트가 선정된다 (블록 710). 그 방법은 적어도 하나의 구경으로부터 레인지 빈 대 주파수의 복소 값의 배열을 계산하고 (블록 712), 각각의 도플러 빔에 대해 레인지 및 간섭계 위상 각도를 추정한다 (블록 714). 다음으로, 그 방법은 레인지 대 주파수의 곡선 맞춤에 의해 속도 벡터 크기 및 수평선 위의 각도를 추정한다 (블록 716). 또한, 그 방법은 간섭계 위상 각도에 기초하여 속도 벡터 수평 방향을 추정하고 (블록 718), 간섭계 위상 각도에 기초하여 자세 정보를 계산한다 (블록 720). 그 방법은 필요할 때 지형 경사에 기초하여 속도 벡터 및 자세 해를 보정할 수 있다 (블록 722).
도 9는 도플러 빔 샤프닝을 필요로 하지 않는 항공기의 자세를 추정하기 위한 방법 (800) 의 흐름도이다. 빔은 레이더 고도계를 이용하여 항공기로부터 표면을 향해 송신된다 (블록 810). 표면에 의해 반사되는 송신된 빔의 부분에 대응하는 복수의 반사된 신호가 항공기에서 수신된다 (블록 820). 다음으로, 표면 상의 가장 가까운 지점까지의 레인지가 추정된다 (블록 830). 그 방법 (800) 은 표면 상의 가장 가까운 지점까지의 레인지에서 레이더 고도계의 적어도 2개 안테나 구경 사이의 적어도 하나의 간섭계 위상 각도를 계산한다 (블록 840). 다음으로, 항공기 자세의 적어도 하나의 성분이 적어도 하나의 간섭계 위상 각도를 이용하여 추정된다 (블록 850).
본 방법 및 시스템에서 사용된 컴퓨터 또는 프로세서는 당업자에게 잘 알려져 있는 바처럼, 소프트웨어, 펌웨어, 하드웨어, 또는 이들의 임의의 조합을 이용하여 구현될 수 있다. 이것들은, 특수 설계 주문형 집적 회로 (ASIC) 또는 필드 프로그램 가능 게이트 어레이 (FPGA) 에 의해 보충될 수도 있거나, 또는 포함될 수도 있다. 컴퓨터 또는 프로세서는, 기능을 소프트웨어 프로그램, 펌웨어, 또는 본 방법 및 시스템에 사용된 다양한 프로세스 태스크, 산출, 및 제어 기능을 수행하기 위한 다른 컴퓨터 판독가능 명령어와 함께 포함할 수 있다.
본 방법은, 적어도 하나의 프로세서에 의해 실행되는 프로그램 모듈 또는 컴포넌트와 같은, 컴퓨터 실행가능 명령어에 의해 구현될 수 있다. 일반적으로, 프로그램 모듈은 특정 태스크을 수행하거나 또는 특정 추상 (abstract) 데이터 타입을 구현하는 루틴, 프로그램, 오브젝트, 데이터 컴포넌트, 데이터 구조, 알고리즘 등을 포함한다.
본원에 기재된 방법의 동작에 사용되는 다양한 프로세스 태스크, 산출 및 다른 데이터의 생성을 수행하기 위한 명령어는 소프트웨어, 펌웨어, 또는 다른 컴퓨터- 또는 프로세서- 판독가능 명령어에서 구현될 수 있다. 이들 명령어는 통상적으로, 컴퓨터 판독가능 명령어 또는 데이터 구조의 저장에 사용되는 컴퓨터 판독가능 매체를 포함하는 임의의 적절한 컴퓨터 프로그램 제품 상에 저장된다. 그러한 컴퓨터 판독가능 매체는, 범용 또는 전용 컴퓨터 또는 프로세서, 또는 임의의 프로그램가능 로직 디바이스에 의해 접근될 수 있는 임의의 이용가능한 매체일 수 있다.
적합한 프로세서 판독가능 매체는 자기 또는 광학 매체와 같은 저장 또는 메모리 매체를 포함할 수도 있다. 예를 들어, 저장 또는 메모리 매체는 종래 하드 디스크, 컴팩트 디스크, DVD, Blu-ray 디스크, 또는 다른 광학 저장 디스크 ; 휘발성 또는 비휘발성 매체 이를테면 랜덤 액세스 메모리 (RAM); 읽기 전용 메모리 (ROM), 전기 소거가능 프로그램가능 ROM (EEPROM), 플래시 메모리 등; 또는 컴퓨터 실행가능 명령어 또는 데이터 구조의 형태로 원하는 프로그램 코드를 나르거나 또는 저장할 수 있는 임의의 다른 매체를 포함할 수도 있다.
실시예
예 1은, 항공기의 속도를 추정하는 방법으로서, 상기 방법은 도플러 빔 샤프닝된 레이더 고도계를 이용하여 항공기로부터 표면을 향해 빔을 송신하는 단계; 표면에 의해 반사되는 송신된 빔의 부분에 대응하는 복수의 반사된 신호를 수신하는 단계; 수신된 신호를 필터링하는 것에 의해 복수의 도플러 빔을 형성하는 단계; 레이더 고도계의 적어도 하나의 안테나 구경으로부터 도플러 빔의 주파수에 관하여 레인지 빈의 복소 값의 배열을 계산하는 단계; 도플러 빔의 각각에 대해 레인지를 추정하는 단계; 및 도플러 빔의 주파수에 관하여 레인지의 곡선 맞춤에 의해 항공기를 위한 속도 벡터 크기를 추정하는 단계를 포함하는, 항공기의 속도를 추정하는 방법을 포함한다.
예 2는, 예 1의 방법에 있어서, 추정된 속도 벡터 크기가 물 위의 항공기의 속도의 실시간 추정치를 포함하는, 항공기의 속도를 추정하는 방법을 포함한다.
예 3은, 예 1 내지 예 2 중 어느 것의 방법에 있어서, 도플러 빔에 걸친 레인지 변동에 기초하여 추정 불확실성을 결정하는 단계를 더 포함하는, 항공기의 속도를 추정하는 방법을 포함한다.
예 4는, 예 1 내지 예 3 중 어느 것의 방법에 있어서, 수평선 위의 각도가 수직 속도를 산출하는데 사용되는, 항공기의 속도를 추정하는 방법을 포함한다.
예 5는, 예 1 내지 4 중 어느 것의 방법에 있어서, 레이더 고도계의 적어도 2개의 안테나 구경을 이용하여 도플러 빔의 각각에 대해 간섭계 위상 각도를 추정하는 단계; 및 도플러 빔의 간섭계 위상 각도에 기초하여 항공기의 속도 벡터 수평 방향을 추정하는 단계를 더 포함하는, 항공기의 속도를 추정하는 방법을 포함한다.
예 6은, 예 1 내지 5 중 어느 것의 방법에 있어서, 레이더 고도계의 적어도 2개의 안테나 구경을 이용하여 도플러 빔의 각각에 대해 간섭계 위상 각도를 추정하는 단계; 및 도플러 빔의 간섭계 위상 각도에 기초하여 항공기의 자세를 계산하는 단계를 더 포함하는, 항공기의 속도를 추정하는 방법을 포함한다.
예 7은, 예 1 내지 예 6 중 어느 것의 방법에 있어서, 표면의 지형 경사에 기초하여 속도 벡터 크기를 보정하는 단계를 더 포함하는, 항공기의 속도를 추정하는 방법을 포함한다.
예 8은, 예 5 내지 예 7 중 어느 것의 방법에 있어서, 표면의 지형 경사에 기초하여 속도 벡터 수평 방향을 보정하는 단계를 더 포함하는, 항공기의 속도를 추정하는 방법을 포함한다.
예 9는, 예 6 내지 예 8 중 어느 것의 방법에 있어서, 표면의 지형 경사에 기초하여 항공기의 자세를 보정하는 단계를 더 포함하는, 항공기의 속도를 추정하는 방법을 포함한다.
예 10은, 예 1 내지 9 중 어느 것의 방법에 있어서, 도플러 빔의 주파수에 관하여 레인지의 곡선 맞춤에 의해 항공기를 위한 수평선 위의 각도를 추정하는 단계를 더 포함하는, 항공기의 속도를 추정하는 방법을 포함한다.
예 11은, 예 1 내지 10 중 어느 것에 따른 항공기의 속도를 추정하는 방법을 수행하기 위하여 프로세서에 의해 실행가능한 명령어가 저장된 비일시적 컴퓨터 판독가능 매체를 포함하는 컴퓨터 프로그램 제품을 포함한다.
예 12는 항공기의 속도를 추정하기 위한 시스템으로서, 상기 시스템은 항공기 내의 적어도 하나의 프로세서; 및 명령어가 저장된 프로세서 판독가능 매체를 포함하고, 상기 명령어는 : 도플러 빔 샤프닝된 레이더 고도계를 이용하여 항공기로부터 표면을 향해 빔을 송신하고; 표면에 의해 반사되는 송신된 빔의 부분에 대응하는 복수의 반사된 신호를 수신하고; 수신된 신호를 필터링하는 것에 의해 복수의 도플러 빔을 형성하고; 레이더 고도계의 적어도 하나의 안테나 구경으로부터 도플러 빔의 주파수에 관하여 레인지 빈의 복소 값의 배열을 계산하고; 도플러 빔의 각각에 대해 레인지를 추정하고; 그리고 도플러 빔의 주파수에 관하여 레인지의 곡선 맞춤에 의해 항공기를 위한 속도 벡터 크기를 추정하도록 프로세서에 의해 실행가능한, 항공기의 속도를 추정하기 위한 시스템을 포함한다.
예 13은, 예 12 의 시스템에 있어서, 프로세서 판독가능 매체는 또한, 레이더 고도계의 적어도 2개의 안테나 구경을 이용하여 도플러 빔의 각각에 대해 간섭계 위상 각도를 추정하고; 그리고 도플러 빔의 간섭계 위상 각도에 기초하여 항공기의 속도 벡터 수평 방향을 추정하도록 프로세서에 의해 실행가능한 명령어를 포함하는, 항공기의 속도를 추정하기 위한 시스템을 포함한다.
예 14는, 예 12 내지 예 13 의 어느 것의 시스템에 있어서, 프로세서 판독가능 매체는 또한, 레이더 고도계의 적어도 2개의 안테나 구경을 이용하여 도플러 빔의 각각에 대해 간섭계 위상 각도를 추정하고; 그리고 도플러 빔의 간섭계 위상 각도에 기초하여 항공기의 자세를 계산하도록 프로세서에 의해 실행가능한 명령어를 포함하는, 항공기의 속도를 추정하기 위한 시스템을 포함한다.
예 15는 예 12 내지 14 중 어느 것의 시스템에 있어서, 프로세서 판독가능 매체는 또한, 표면의 지형 경사에 기초하여 속도 벡터 크기를 보정하도록 프로세서에 의해 실행가능한 명령어를 포함하는, 항공기의 속도를 추정하기 위한 시스템을 포함한다.
예 16은 항공기의 자세를 추정하는 방법으로서, 상기 방법은 레이더 고도계를 이용하여 항공기로부터 표면을 향해 빔을 송신하는 단계; 표면에 의해 반사되는 송신된 빔의 부분에 대응하는 복수의 반사된 신호를 수신하는 단계; 표면 상의 가장 가까운 지점까지의 레인지를 추정하는 단계; 표면 상의 가장 가까운 지점까지의 레인지에서 레이더 고도계의 적어도 2개의 안테나 구경간의 적어도 하나의 간섭계 위상 각도를 계산하는 단계; 및 적어도 하나의 간섭계 위상 각도를 이용하여 항공기 자세의 적어도 하나의 성분을 추정하는 단계를 포함하는, 항공기의 자세를 추정하는 방법을 포함한다.
예 17은 예 16의 방법에 있어서, 항공기 자세의 적어도 하나의 성분이 피치 각도 또는 롤 각도를 포함하는, 항공기의 자세를 추정하는 방법을 포함한다.
예 18은, 예 16 내지 예 17 중 어느 것의 방법에 있어서, 표면의 지형 경사에 기초하여 항공기 자세의 추정된 적어도 하나의 성분을 보정하는 단계를 더 포함하는, 항공기의 속도를 추정하는 방법을 포함한다.
예 19는, 예 16 내지 18 중 어느 것에 따른 항공기의 자세를 추정하는 방법을 수행하기 위하여 프로세서에 의해 실행가능한 명령어가 저장된 비일시적 컴퓨터 판독가능 매체를 포함하는 컴퓨터 프로그램 제품을 포함한다.
본 발명은 그의 본질적인 특징으로부터 벗어나지 않고서 다른 특정 형태에서 구체화될 수도 있다. 설명된 실시형태는 모든 면에서 제한적인 것이 아니라 예시적인 것으로만 고려되야 한다. 그러므로, 본 발명의 범위는 전술된 설명에 의해서보다는 오히려 첨부된 청구항에 의해 표시된다. 청구항의 등가의 범위 및 의미 내에 속하는 모든 변경은 그들의 범위 내에 포함되야 한다.

Claims (3)

  1. 항공기의 속도 추정 방법에 있어서,
    도플러 빔 샤프닝된 레이더 고도계(Doppler beam sharpened radar altimeter)를 이용하여 상기 항공기로부터 표면을 향하여 빔을 송신하는 단계;
    상기 표면에 의해 반사되는 송신된 상기 빔의 부분에 대응하는 복수의 반사된 신호를 수신하는 단계;
    수신된 상기 신호를 필터링하는 것에 의해 복수의 도플러 빔을 형성하는 단계;
    상기 레이더 고도계의 적어도 하나의 안테나 구경으로부터 상기 도플러 빔의 주파수에 관하여 레인지 빈(range bin)의 복소 값의 배열을 계산하는 단계;
    상기 도플러 빔의 각각에 대해 레인지를 추정하는 단계; 및
    상기 도플러 빔의 주파수에 관하여 상기 레인지의 곡선 맞춤에 의해 상기 항공기를 위한 속도 벡터 크기를 추정하는 단계
    를 포함하는, 항공기의 속도 추정 방법.
  2. 항공기의 속도 추정을 위한 시스템에 있어서,
    상기 항공기 내의 적어도 하나의 프로세서; 및
    명령어가 저장된 프로세서 판독가능 매체
    를 포함하고,
    상기 명령어는,
    도플러 빔 샤프닝된 레이더 고도계(Doppler beam sharpened radar altimeter)를 이용하여 상기 항공기로부터 표면을 향하여 빔을 송신하고;
    상기 표면에 의해 반사되는 송신된 상기 빔의 부분에 대응하는 복수의 반사된 신호를 수신하고;
    수신된 상기 신호를 필터링하는 것에 의해 복수의 도플러 빔을 형성하고;
    상기 레이더 고도계의 적어도 하나의 안테나 구경으로부터 상기 도플러 빔의 주파수에 관하여 레인지 빈(range bin)의 복소 값의 배열을 계산하고;
    상기 도플러 빔의 각각에 대해 레인지를 추정하고;
    상기 도플러 빔의 주파수에 관하여 상기 레인지의 곡선 맞춤에 의해 상기 항공기를 위한 속도 벡터 크기를 추정하도록, 상기 프로세서에 의해 실행가능한 것인, 항공기의 속도 추정을 위한 시스템.
  3. 항공기의 자세 추정 방법에 있어서,
    레이더 고도계를 이용하여 상기 항공기로부터 표면을 향하여 빔을 송신하는 단계;
    상기 표면에 의해 반사되는 송신된 상기 빔의 부분에 대응하는 복수의 반사된 신호를 수신하는 단계;
    상기 표면 상의 가장 가까운 지점까지의 레인지를 추정하는 단계;
    상기 표면 상의 상기 가장 가까운 지점까지의 상기 레인지에서 상기 레이더 고도계의 적어도 2개 안테나 구경 사이의 적어도 하나의 간섭계 위상 각도를 계산하는 단계; 및
    상기 적어도 하나의 간섭계 위상 각도를 이용하여 항공기 자세의 적어도 하나의 성분을 추정하는 단계
    를 포함하는, 항공기의 자세 추정 방법.
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