KR20170142903A - 관성 내비게이션 시스템 - Google Patents

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Abstract

선회 발사체를 위한 관성 측정 시스템은, 3차원 좌표 시스템을 정의하도록 배열된 축을 갖는 제1 (롤), 제2 및 제3 자이로; 적어도 제1 선형 가속도계; 제어기로서, 롤 각, 피치 각 및 빗놀이 각을 포함한 현재 발사체 자세를 계산하고; 가속도계로부터 현재 속도 벡터를 계산하고; 유사-속도 벡터를 형성하기 위해 상기 벡터에 대한 예상 방향과 상기 속도 벡터의 크기를 합산하고; 속도 벡터 및 유사-속도 벡터 사이에서의 차이의 함수로서 산출된 롤 자이로 스케일 인자 에러를 출력하는 칼만 필터에 속도 벡터 및 유사-속도 벡터를 제공하며; 롤 자이로의 출력에 대한 보정으로서 칼만 필터로부터의 롤 자이로 스케일 인자 에러를 적용하도록 배열된, 상기 제어기를 포함한다. 이 시스템은 오일러 레이트 필터에 의존하지 않으며, 대신에 보다 직접적이며 그러므로 보다 민감한 에러 관측 프로세스를 사용한다. 오일러 레이트 필터를 회피함으로써, 이러한 접근법은 상기 필터와 연관된 조정 요건을 회피하며 문제점이 칼만 필터 아키텍처 내에서 전체적으로 핸들링되도록 허용한다. 이러한 프로세스는 롤링 발사체가 일반적으로 제어된 유도를 겪지 않을 때 예측 가능한 궤적을 따른다는 사실을 이용한다.

Description

관성 내비게이션 시스템{INERTIAL NAVIGATION SYSTEM}
본 개시는 관성 내비게이션 시스템에 관한 것이며, 특히 발사체, 예로서 유도 로켓을 위해 사용된 것들에 관한 것이다. 관성 내비게이션 시스템은 결과적으로 그것을 올바른 목표를 향해 유지하도록 발사체의 항로를 보정하기 위해 사용될 수 있는 위치 정보를 제공하기 위해 유도된 발사체 상에서 사용될 수 있다.
내비게이션 시스템은 오브젝트의 모션 및 방위에 대한 변화를 검출하기 위해 다양한 상이한 센서를 사용할 수 있다. 예를 들면, 가속도계, 자이로 및 자력계가 종종 사용된다. 가속도계는 인가된 힘을 검출하고, 자이로는 회전비를 검출하며 자력계는 지구의 자기장을 검출하고 따라서 절대 방위를 결정하기 위해 사용될 수 있다.
관성 내비게이션 시스템은, 가속도계 및 자이로스코프에 기초하여, 단독으로 또는 GPS와 같은 다른 내비게이션 시스템과 함께 사용될 수 있다. 로켓 및 다른 탄환의 내비게이션/유도가 종종 그들의 작은 크기 및 낮은 비용으로 인해 마이크로-전자-기계(MEMS) 센서의 사용에 기초한다. 이들 센서의 정확도는 비교적 취약하며 외부 센서가 관성 센서 에러를 추정하고 보정하기 위해 사용되지 않는다면 통상적인 내비게이션 요건을 충족시키기에 충분하지 않다. 이러한 방식으로 부가적인 보조 센서를 사용하는 것은 '통합 내비게이션'으로서 알려진 것의 기초이다.
통합 내비게이션은 대개 그 프로세스가 최적의 방식으로 관성 센서 및 외부 보조 센서로부터의 데이터를 혼합하는, 칼만 필터링(Kalman Filtering)으로서 알려진 알고리즘 기술에 기초한다. 강력하게 동작하기 위한 이러한 기술에 대해, 내비게이션 에러는 항상 특정한 제한 내에서 유지되어야 하며 그렇지 않다면 칼만 필터가 발견되는 선형성 가정이 유효하지 않을 것이며 통합 내비게이션 해법은 극도로 부정확하게 될 수 있다. 발사체 비행 동안 내비게이션 에러 성장을 제한함으로써 이러한 상황을 회피하는 것이 바람직하다.
로켓, 미사일 및 다른 회전 플랫폼을 수반하는 적용분야를 위해 내비게이션 칼만 필터링을 고려할 때, 정확한 롤(경사(bank)) 각을 초기화하고 유지하는 것은 가장 큰 도전을 보여준다. 이러한 적용분야에서 관성 유도 기술의 사용과 연관된 문제점의 분석은 롤 자이로 스케일 인자 정확도가 중대하며 백만분의 5(ppm) 미만일 필요가 있다는 결론으로, J.S. Bird에 의해 문헌["Inertial Sensor Performance Requirements for a Long Range Artillery Rocket" (DTIC ADA279936)]에서 제공된다.
불운하게도, 저렴한 저 등급 MEMS 자이로스코프는 수천 ppm의 스케일 인자 에러를 갖는다. 5 ppm 미만의 스케일 인자 정확도를 가진 자이로스코프를 사용하는 것은 비용면에서 실현 가능하지 않을 것이다. 그러므로, 훨씬 더 낮은 스케일 인자 정확도를 가진 저렴한 센서를 사용하여 원하는 정확도를 달성할 수 있는 시스템에 대한 요구가 있다.
자이로스코프 센서에서의 에러는 광범위하게 바이어스 에러 및 스케일 인자 에러로 나뉜다. 이것들 및 다른 에러가 공장 교정 프로세스의 부분으로서 측정되고 제거되지만, 센서가 실제로 사용될 때 존재하는 잔여 에러가 항상 있을 것이다. 이것들은 온도 및 습도 변화, 뿐만 아니라 유닛에 영향을 주는 다른 물리적 스트레스와 같은 다양한 이유로 발생한다. 일반적으로, 이들 에러는 유닛이 스위칭 온될 때마다 상이할 수 있다.
스트랩다운 관성 내비게이션 시스템(즉, 센서가 자유롭게 회전하며 따라서 항상 평평한 채로 있는 짐볼 플랫폼상에 장착되는 것들과 대조적으로 관성 센서가 기체의 몸체에 고정되는 것들)에서, J.S. Bird에 의해 상기 언급된 문서에서 논의된 바와 같이, 최대 문제점 중 하나는 높은 롤 레이트(roll rate)에 기인한다. 통상적으로 탄도 발사체를 위한 롤 레이트는 초당 약 10 내지 20 완전 회전수, 즉 초당 약 수천 도의 회전 레이트일 수 있다. 그러므로, 1000ppm의 통상적인 롤 레이트 스케일 인자 에러를 갖고, 이러한 자이로로부터 산출된 롤 각(roll angle)(경사각)은 초당 수도의 에러를 누적시킬 것이다. 30 내지 60km의 통상적인 발사체 범위 및 1 내지 2분의 통상적인 비행 시간에 대해, 이러한 에러는 수용 가능하지 않도록 빠르게 증가한다.
자이로 바이어스 에러는 자이로가 비-회전 상태에 있는 것으로 알려져 있는 동안 일련의 판독을 평균화함으로써 사용하기 직전에, 예로서 로켓 또는 미사일과 같은 발사체의 경우에 발사하기 전에 쉽게 보상받을 수 있다. 그러나, 스케일 인자 에러는 레이트-의존적이며 정지된 동안 측정되고 보정되지 않을 수 있다. 이것은 완전히 독립적 방식으로, 비행-중에 동작하는 스케일 인자 에러 보정 프로세스에 대한 요구를 제안한다. 본 개시는 이러한 프로세스를 상세히 알린다.
롤 정확도를 유지하려는 시도에서 사용되어 온 대안적인 기술은 자력계, 광 센서, GPS 및/또는 서모파일과 같은 비-관성 센서 보조의 사용을 포함한다. 이들 접근법은 복잡도 및 비용을 부가하며 부가적인 성능 제약을 도입한다. 예를 들면, 문헌["Attitude Determination with Magnetometers for un-Launched Munitions", M.J. Wilson, DTIC ADA425992]; 및 문헌["On the Viability of Magnetometer-Based Projectile Orientation Measurements", T.E. Harkins, DTIC ADA474475]을 참조하면 된다.
L.D. Fairfax 및 F.E. Fresconi에 의한 문헌["Position Estimation for Projectiles Using Low-cost Sensors and Flight Dynamics" (DTIC ADA560811)]은 위치 및 속도를 추정하기 위해 다중-상태 확장 칼만 필터에 의존하는 포-발사 박격포에 대한 이러한 문제점에 대한 또 다른 해법을 설명하지만, 롤 각은 추가의 자세 보조(additional attitude aiding)를 통해 결정된다. 이러한 기술은 통상적인 포병 로켓보다 더 많은 양성 롤 레이트 프로파일을 가진 응용분야에 적용된다.
US 8047070은 포-발사 발사체의 롤 각을 추정하기 위한 프로세스를 설명한다. US 8047070은 도출된 오일러(Euler) 각과 대조적으로 그것의 측정치로서 몸체 각도 레이트 데이터를 사용한다. 그것은 또한 롤 레이트 스케일 인자 에러를 추정하거나 또는 보정하지 않으며 그것은 고도 및 선수 방위(heading) 정확도를 보존하도록 동작하지 않는다.
본 개시에 따르면, 선회 발사체(spinning projectile)를 위한 관성 측정 시스템이 제공되고 있으며, 상기 관성 측정 시스템은,
상기 발사체의 스핀 축에 실질적으로 평행하게 배향될 제1, 롤 자이로;
3차원 좌표 시스템을 정의하도록 상기 롤 자이로에 대하여 배열된 축을 갖는 제2 자이로 및 제3 자이로;
적어도 제1 선형 가속도계;
제어기로서,
상기 제1, 제2, 및 제3 자이로의 출력으로부터 현재 발사체 자세(current projectile attitude)를 계산하되, 계산된 자세는 롤 각, 피치 각(pitch angle) 및 빗놀이 각(yaw angle)을 포함하고;
적어도 상기 제1 선형 가속도계의 출력으로부터 현재 발사체 속도 벡터를 계산하고;
현재 발사체 유사-속도 벡터를 형성하기 위해 상기 벡터에 대한 예상 방향과 상기 속도 벡터의 크기를 합산하고;
상기 속도 벡터 및 상기 유사-속도 벡터 사이에서의 차이의 함수로서 산출된 롤 자이로 스케일 인자 에러를 출력하는 칼만 필터에 상기 속도 벡터 및 상기 유사-속도 벡터를 제공하고; 그리고
상기 롤 자이로의 출력에 대한 보정(correction)으로서 상기 칼만 필터로부터 상기 롤 자이로 스케일 인자 에러를 적용하도록 배열된, 상기 제어기를 포함한다.
상기 롤 축 자이로 스케일 인자를 교정하기 위한 이전 노력과 달리, 본 시스템은 오일러 레이트 필터에 의존하지 않으며, 대신에 보다 직접적이며 그러므로 보다 민감한 에러 관측 프로세스를 사용한다. 오일러 레이트 필터를 회피함으로써, 이러한 접근법은 오일러 레이트 필터와 연관된 조정 요건을 회피하며 그것은 문제점이 칼만 필터 아키텍처 내에서 완전히 핸들링되도록 허용한다. 오일러 레이트 필터의 조정 요건은 이러한 개선된 접근법이 이러한 구성 없이 보다 일반적으로 적용될 수 있는 동안 용도-특정 소프트웨어 구성에 대한 요구를 초래한다.
이러한 프로세스는 유도된 탄환과 같은 롤링 발사체가 일반적으로 제어된 유도를 겪지 않을 때 예측 가능한 궤적을 따른다는 사실을 이용한다. 예를 들면, 이들은 고정된 선수 방향에 대해, 또는 비행 시간의 함수로서 예측 가능한 방식으로 달라지는 선수 방향에 대해 이동할 수 있다. 많은 이러한 플랫폼은 자세 해법을 유지하기 위해 저-비용의, 비교적 저-성능 MEMS 자이로를 이용한다. 롤링 모션 하에서, 상당한 롤 각 에러가 보조 센서로부터의 임의의 독립적인 도움의 부재 시 발생할 것이다. 이러한 에러의 결과는 종축에서 겪은 항력이 몸체 프레임으로부터 내비게이션 프레임으로 변환될 때 잘못 분해되어, 교차-추적 및 수직 속도 에러를 초래한다는 것이다. 예를 들면, 발사체는 탄도 궤적을 따르는 것을 가정될 수 있으며, 따라서 옆에서 보여질 때, 피치 각이 점진적으로 감소함에 따라 친숙한 아킹 모션(arcing motion)이 있으며 - 그것은 양의 피치 각, 예로서 +45도로 시작하며 음의 각, 예로서 -45도에서 끝난다. 이러한 피칭 모션은 탑재된 자이로에 의해 측정되지만, 측정된 각도 레이트가 내비게이션 프레임으로 분해될 때, 롤 각에서의 임의의 에러는 피칭 모션의 일부가 잘못된 축에서 나타나게 하며 - 하나의 결과는 추정된 선수 방향이 벗어나기 시작하며 실제 선수 방향과 오정렬된다는 것이다. 점진적으로 증가하는 선수 방향 에러의 결과는, 상기 설명된 바와 같이, 발사체의 종축에 따라 동작하는 항력이 내비게이션 프레임으로 잘못 분해된다는 것이다. 속도 에러의 크기는 롤 각 에러에 및 그에 따라 롤 자이로 스케일 인자 에러에 직접 관련된다. 후자는 따라서 속도 에러가 검출/관측될 수 있다면 추정될 수 있다.
이러한 접근법은 교차-추적 속도 에러(즉, 이동 방향에 수직인 속도 에러)가 속도 '의사-측정치'를 합성함으로써 검출될 수 있다는 것을 인지한다. 이들 의사-측정치는 내비게이션 프레임에서의 발사체의 예상 방향과 몸체 프레임에서의 측정된 속도 벡터의 크기(즉, 발사체의 측정 속도)를 합산함으로써 생성된다. 이들 의사 측정치 및 내비게이션 프로세스로부터의 속도 추정치 사이에서의 차이는 교차-추적 속도 에러의 직접 관측 가능성을 제공한다. 칼만 필터 아키텍처 내에서 이들 알고리즘 특징을 통합하는 것은 롤 자이로 스케일 인자 에러의 최적의 추정으로 이어질 수 있다. 이들 속도 의사-측정치를 칼만 필터에 공급하는 것은 적은 조정 요건을 갖고 또는 그것 없이 내비게이션 해법을 제공한다는 것이 발견되어 왔다. 이러한 프로세스는 롤 레이트와 및 그에 따라 롤 자이로 스케일 인자 에러와 가장 직접 상관되는 에러(즉, 그것에 대한 정보)의 가시성을 칼만 필터에 제공한다. 뿐만 아니라, 그것은 완전한 해법이 훨씬 더 간단하며 보다 효율적인 아키텍처(유지하며 확장하기에 더 용이한)를 야기하는 칼만 필터 내에서 형성되도록 허용한다.
간단한 해법이 롤 축을 따라 정렬된 단일 선형 가속도계에 기초하여 동작할 수 있지만, 보다 정확한 발사체 속도는 복수의 선형 가속도계로부터 산출될 수 있다. 그러므로, 바람직한 예에서, 관성 측정 시스템은 이들이 제2 및 제3 선형 가속도계를 추가로 포함하며, 여기에서 제1, 제2 및 제3 가속도계는 3차원 좌표 시스템을 정의하도록 배열된 감지 축을 갖는다. 제1 선형 가속도계는 바람직하게는 발사체의 스핀 축을 따라 그것의 감지 축을 갖는다. 제2 및 제3 가속도계(존재한다면)는 제1 가속도계와 직교하는 감지 축과 함께 배열될 수 있다.
의사-측정치는 '예상 선수 방향'(예로서, 전적으로 탄도 비행의 경우에 또는 이것이 시간의 함수로서 비행 계획으로부터 취해진 선수 방향일 수 있는 보다 일반적인 경우에 초기 발사 선수 방향)을 사용하여 북 및 동 성분(또는 다른 편리한 성분)으로 플랫폼의 추정된 속도를 분해함으로써 생성될 수 있다. 몇몇 바람직한 예에서, 단지 두 개의 성분만이 2-차원 유사-속도 벡터(예로서, 북 및 동 성분)를 형성하기 위해 사용된다. 이것은 산출을 단순화하며 수평 평면이 교차-추적 에러에 가장 민감함에 따라 대부분의 목적에 대해 충분하다. 그러나, 다른 예에서, 완전한 3차원 프로세싱이 수행될 수 있어서, 유사-속도를 3개의 성분(예로서, 북, 동, 및 하향 성분)으로 분해하여 칼만 필터로 모든 3개의 성분을 프로세싱한다.
이러한 시스템은 롤 축 레이트 자이로 스케일 인자의, 예로서 롤링 발사체에 맞춰진 관성 측정 유닛(Inertial Measurement Unit: IMU)의 개선된 교정을 제공한다. 상기 논의된 바와 같이, 롤 레이트 측정에서의 에러는 높은 롤 레이트 내비게이션 시스템에서의 에러의 가장 중요한 소스이다. 이전 시스템은 비행의 가장 빠른 단계, 즉 발사 직후 존재하는 높은 롤 레이트에 대처하기 위해 고투하여 왔으며, 이들 효과들을 완화시키기 위한 시도가 이루어져 왔다. 예를 들면 하나의 가능성은 초기 높은 롤 레이트가 보다 관리 가능한 레벨로 감소된 후 몇몇 시간 포인트에서 자세를 리셋하기 위해 중간 자세 리셋 기능을 이용하는 것일 수 있다. 이러한 자세 리셋 기능은 예를 들면 현재 속도의 측정을 제공하기 위해 선형 가속도계를 사용하며 그 후 측정된 속도에 기초하여 리셋을 트리거한다. 본 개시에 따른 시스템은 임의의 이러한 자세 리셋을 요구하지 않으며 대신에 발사로부터 바로 동작될 수 있어서, 발사 직후 높은 롤 레이트 단계 동안에도 양호한 롤 레이트 보정을 제공한다.
칼만 필터를 사용하여 온 기존의 시스템은 높은 롤 레이트 및 롤 각 에러의 빠른 누적으로 인해 필터에서 안정성을 달성하기 위해 고투하여 왔다. 여기에서 설명된 접근법은 칼만 필터가 안정되게 동작하도록 허용하여, 정확하고 안정된 롤 각 및 스케일 인자 보정을 생성한다.
칼만 필터는 통계적으로 최적인 방식으로, 예로서 센서로부터의, 측정치(관측치)와 현재 추정치를 조합함으로써 다양한 상태 파라미터를 추정한다. 수치 혼합은 외부에서 공급된 측정치의 품질 및 추정된 변수에서의 서서히 전개되는 불확정도(uncertainty)로부터 도출되는 칼만 이득 인자의 세트를 통해 실시된다. 이득은 시변적이며 이러한 통계적으로 최적의 혼합 프로세스는 고정된 이득을 사용하여 온 이전 시스템과 비교하여 광범위한 동작 조건하에서 롤 각 에러 및 롤 레이트 스케일 인자 에러의 보다 정확한 산출을 야기한다.
현재의 경우에 칼만 필터는 바람직하게는 그것의 하나의 성분이, 필터가 발사체에 인가된 힘이 기준 내비게이션 프레임으로 잘못 분해될 때 발생하는 속도 에러로부터 자세 에러를 추론할 수 있도록 속도 및 자세 에러 사이에서의 관계를 구체화하는, 표준 내비게이션 에러 모델을 포함한다.
칼만 필터에서, 속도 벡터 및 유사-속도 벡터 사이에서의 차이는 바람직하게는 칼만 필터 혁신(innovation) 벡터의 속도 성분으로서 처리된다. 칼만 필터에서, 새로운 정보는 일반적으로 몇몇 변수의 현재 추정치 및 동일한 변수의 독립적인 측정치 사이에서의 차이인 '혁신'을 통해 필터에 입력한다. 현재 경우에, 속도 혁신 벡터는 예상된 선수각을 통해 발사체의 추정 속도를 분해함으로써 생성된 유사-속도 벡터 및 관성 내비게이션 시스템으로부터의 속도의 현재 추정치를 사용하여 산출된다. 이러한 의사-측정 업데이트 프로세스는 발사체 비행의 초기 기간 동안 필터를 안정되게 유지한다. 물론 종래의 방식으로 산출되는 다른 혁신을 갖고, 칼맡 필터 내에서 다수의 관측 및 다수의 대응하는 혁신이 있을 수 있다.
칼만 필터는 바람직하게는 그것의 이득 매트릭스 및 혁신 벡터의 곱을 더함으로써 그것의 상태 벡터를 업데이트하도록 배열된다.
유사-속도 측정치는 본질적으로 칼만 필터에 의해 실제 측정치로서 처리되는 제조된 측정치이다. 다시 말해서, 이는 센서가 실제로 존재하지 않을지라도 센서로부터의 측정치로서 처리된다. 유사-속도 측정치는 단지 비율-메트릭 의미에서 정확하며 절대적 의미에서의 이의 정확도는 관성 내비게이션 시스템 내에서 발생하는 모든 일반적인 에러를 겪을 것이다. 그 결과, 위치 및 속도 변수의 추정치는 매우 부정확하게 될 수 있다. 이것은 비행의 초기 단계에서 훨씬 가장 중요한 문제점이 롤 각을 정확하게 추적하는 것이므로 문제가 아니다. 그러므로 이러한 접근법은 다른 추정이 롤 각의 보다 양호한 추적 대신에 드리프트하도록 허용한다. 다른 필터 상태 변수가 그 후 비행 중에 나중에 보정될 수 있다. 이러한 접근법의 결과는 유사-속도 측정치 업데이트 단계 동안 필터에 의해 산출된 상태 불확정도가 위치 및 속도 상태에 대해 거짓으로 낙관적이게 될 것이라는 것이다. 보다 정확한 측정치가, 예로서 GPS 시스템으로부터, 이용 가능할 때 비행에서 나중에, 잘못된 위치 및 속도 불확정도는 이용 가능한 정확한 측정치를 사용하여 이를 보정하기보다는 기존의 추정치를 우선적으로 전파하도록 필터를 이끌 것이다. 이러한 문제점을 다루기 위해, 관성 측정 시스템의 제어기는 바람직하게는 제2 비행 단계의 시작에서 필터에 시스템 잡음을 도입하도록 배열된다. 제2 비행 단계는 또 다른 위치결정 신호(GPS와 같은)의 획득에 대응할 수 있다. 이때 필터에의 시스템 잡음의 도입은 우세한 불확정도 값을 증가시킬 것이어서, 필터가 새롭게 획득된 위치 결정 측정치를 적절히 고려하도록 허용하며 빠른 수렴을 허용한다. 바람직하게는 잡음은 필터의 속도 상태에 대한 잡음으로서 도입된다. 이러한 증가된 속도 불확정도는 매우 자연스럽게 위치 상태로 전파하며 따라서 위치 불확정도를 명확하게 조작하기 위한 요구가 없다. 시스템 잡음은 필터로 하여금 부가적인 잡음이 소거되며 정상 필터 동작이 재개하기 전에 수렴되도록 허용하기 위해 제2 비행 단계의 시작 후 고정된 시간 기간 동안 도입될 수 있다.
따라서, 제어기는 바람직하게는 발사체 비행의 후속 단계가 시작될 때 칼만 필터에서 속도 불확정도를 증가시키도록 추가로 배열된다. 비행의 후속 단계는 GPS 신호(또는 다른 위치결정 신호)가 획득될 때 시작될 수 있다.
제어기는 필터로 하여금 실행 가능한 불확정도 추정치를 수렴하고 및/또는 수립하도록 허용하기에 충분한, 미리 결정된 시간 기간 동안, 예로서 후속 비행 단계가 시작된 후 특정한 시간 기간 동안 속도 불확정도를 증가시키도록 배열될 수 있다. 제어기는 칼만 필터에 시스템 잡음을 부가함으로써 속도 불확정도를 증가시키도록 배열될 수 있다. 상기 논의된 바와 같이, 이러한 잡음은 단지 칼만 필터의 속도 성분에만 부가될 필요가 있다.
칼만 필터에서의 모델은 가변적인 복잡도일 수 있다. 예를 들면, 그것은 롤 각 에러 및 롤 스케일 인자 에러를 모델링하도록 설계될 수 있거나 또는 그것은 측풍 효과에 대해 추정하며 보정하는 것과 같은 부가적인 복잡도를 수반할 수 있다. 모델은 많은 상이한 형태를 취할 수 있으며 적용분야에 따라 달라질 수 있다. 모델은 위치, 속도, 가속, 롤 레이트, 피치 레이트, 항력, 바람과 같은 기상 조건 중에서 다양한 필터 상태 파라미터의 사용을 수반할 수 있다.
칼만 필터는 바람직하게는 또한, 업데이트된 필터 상태를 생성하는데 사용될 수 있는, 다양한 탑재된 센서, 특히 제1, 제2, 및 제3 자이로 및/또는 제1, 제2 및 제3 선형 가속도계 및 선택적으로 온도 및/또는 바람 센서, GPS 센서 등과 같은 다른 센서로부터의 측정치를 수신한다.
몇몇 예에서, 제어기는 칼만 필터에 대한 초기 조건으로서 필터에 기상 데이터를 공급하도록 배열될 수 있다. 이러한 방식으로 프로세스는 이러한 데이터가 이용 가능할 때 기상 조건에 대한 이전 지식을 이용할 수 있다. 이것은 필터 내에 저장되는 측풍 속도의 선험적 추정치로서 제공될 수 있으며 필터는 그 후 이러한 선험적 추정치에서의 에러에 대해 추정하며 보정한다.
몇몇 바람직한 예에서, 발사체는 종축 발사체이며 스핀 축은 종축이다.
본 개시는 임무의 적어도 일부에 대해 몇몇 선회 동작이 있는 임의의 플랫폼에 관한 것임이 이해될 것이다. 그것은 항상 선회할 필요는 없다. 이들 플랫폼은 스핀-안정화될 수 있다(즉, 스핀은, 예를 들면, 포탄의 경우인 것과 같이, 고의로 안정성을 제공하기 위해 도입된다). 반대로, 스핀은 부수적일 수 있으며, 예를 들면 로켓 모터가 동작하는 방식의 부작용으로서 도입된다. 이들 후자의 플랫폼은 핀(fin)들을 가질 수 있으며 포탄보다 더 안정적일 수 있지만, 이는 보다 낮은 레이트에도 불구하고, 여전히 선회한다.
많은 적용분야에서, 플랫폼의 회전 레이트는 가변적일 수 있으며(예를 들면, 롤 레이트는, 예를 들면, 총신으로부터 발사된 발사체에 대한 경우인 것처럼, 공기를 가진 마찰 효과로 인해 비행 동안 감소할 수 있다) 근본적인 롤 자이로 스케일 인자는 롤 레이트와 상관되는 에러 효과를 생성한다. 칼만 필터에서의 모델은 바람직하게는 이러한 관계를 모델링한다.
제어기는 롤 자이로 출력에 직접 롤 레이트 스케일 인자 보정을 적용하도록 배열될 수 있으며, 롤 각 보정을 자세 통합 유닛에 적용하도록 배열될 수 있다.
바람직하게는 롤 자이로는 MEMS(마이크로 전자 기계 시스템) 자이로이다. 모든 3개의 자이로가 MEMS 자이로일 수 있다. 몇몇 예에서, 롤 자이로는 백만분의 100 이상의 레이트 스케일 인자 에러를 가진 MEMS 자이로일 수 있다. 몇몇 예에서, 레이트 스케일 인자 에러는 백만분의 1000 이상일 수 있다. 스케일 인자 에러가 피드백 시스템에 의해 보정될 수 있으므로, 높은 스케일 인자 에러가 용인될 수 있다. 따라서 보다 낮은 품질, 보다 덜 비싼 구성성분이 사용될 수 있어서, 우수한 정확도를 유지하면서 시스템의 비용을 감소시킨다. 특히 이들 저렴한 자이로는 궁극적으로 개선된 프로세싱 및 정확도를 달성하기 위해 칼만 필터와 함께 사용될 수 있다.
몇몇 예에서, 시간의 함수로서 선수각 및 앙각에 대한 예상 값은 평면 탄도 비행으로부터 예상된 것들에 대응할 수 있다. 평면 탄도 비행은 단지 기체에 따라 동작하는 상당한 힘이 종축에서 동작하는 중력 및 공기 항력일 때 발생하는 궤적을 나타낸다. 일반적으로, 존재하는 다른 힘이 항상 있을 것이다. 이것들 중 일부는 작을 것이거나 또는 기체의 롤링 모션으로 인해 중립 편향 효과를 가질 것이다. 측풍 효과와 같은, 다른 것들이 보정의 후속 단계에서 칼만 필터에 의해 보상받을 수 있다.
그러나, 탄도 비행 궤적은 몇몇 예에서 실질적으로 하나의 평면에 있는 것으로 고려되며 이러한 비행 동안 선수각(빗놀이 각)은 상기 비행의 지속 기간 동안 변하는 것으로 예상되지 않는다. 동시에, 앙각(피치 각)은 선회 발사체(통상적으로 세로인)가 그것의 궤적에 대해 탄젠트에서 스스로 배향하려는 경향이 있음에 따라 비행 전체에 걸쳐 알려진 레이트로 감소하는 것으로 예상된다. 이러한 비행은 보다 복잡한 비행 계획 중 하나의 단계일 수 있으며, 후속 단계는 평면 궤적으로부터 벗어나는 보정 동작을 수반한다는 것을 주의하자.
전적으로 평면 궤적을 따르지 않지만, 여전히 예측 가능한 궤적을 따르는 발사체의 경우에, 비행 전체에 걸쳐 예상된 선수각 및 앙각(또는 각도 레이트)은 여전히 기준 값으로서 사용될 수 있다. 하나의 이러한 예는 매우 높은 레이트(초당 100 회전수 이상)에서 스핀하는 스핀-안정화 포탄일 것이며, 이것은 포탄의 항로의 방향을 바꾸도록 동작하는 많은 힘을 야기한다. 기준 값으로부터의 선수각 및 앙각(또는 각도 레이트)의 임의의 일탈은 롤 각 산출에서의 에러에서 비롯되는 것으로 취해질 수 있다. 이러한 경우에, 사전-계산된 비행 궤적 정보는 탑재된 내비게이션 시스템으로 로딩된다. 이것은 비행 경로 보조 테이블(flight path aiding table: FPAT) 또는 유사한 것의 형태에 있을 수 있다. 많은 발사체/탄환에 대해, 발사 포인트에서 타겟으로의 있음직한 비행 궤적이 사전-발사 임무 계획 프로세스 동안 수립된다. 이 프로세스는 보통 비행의 함수로서(FPAT) 발사체의 예상된 위치, 속도 및 자세를 기술하는 표로 나타낸 데이터를 산출한다. 이 데이터는 발사체로 전달될 수 있으며 내비게이션/유도에 관련된 다양한 목적을 위해 비행 동안 사용될 수 있다. 예상된 빗놀이 및 피치 값은 요구에 따라 비행 동안 계속해서 검색될 수 있다. 그러므로, 시간의 함수로서 피치 및 빗놀이 각에 대한 예상된 값은 비-평면일 수 있는 사전-계산된 비행 궤적 정보로부터 취해질 수 있다. 각도 레이트는, 사용된다면, 이러한 정보에 포함되거나 또는 그것으로부터 산출될 수 있다.
롤 축 자이로 스케일 인자 에러 및 롤 각 보정을 보정하기 위해 여기에서 설명된 프로세스는 다른 시스템에 보완적이며 이러한 다른 시스템과 조합하여 사용될 수 있거나, 또는 그것은 독립형 시스템으로서 사용될 수 있다. 시스템은 단순한 또는 복잡한 시스템과 함께 사용될 수 있으며, 롤 스케일 인자 에러 보정은 유일한 피드백 요소이거나 또는 다른 보정 및/또는 피드백 메커니즘에 보완적이다.
몇몇 예에서, 롤 각 보정 및 롤 스케일 인자 보정은 단지 임의의 유도 동작(guidance action)이 개시되기 전에 적용될 수 있다.
또 다른 양상에 따르면, 본 개시는 선회 발사체를 위한 관성 측정 시스템에서 롤 각을 보정하는 방법을 제공하며, 상기 방법은,
제1, 제2 및 제3 자이로의 출력으로부터 현재 발사체 자세를 계산하는 단계로서, 상기 계산된 자세는 롤 각, 피치 각 및 빗놀이 각을 포함하는, 상기 현재 발사체 자세 계산 단계;
적어도 제1 선형 가속도계의 출력으로부터 현재 발사체 속도 벡터를 계산하는 단계;
현재 발사체 유사-속도 벡터를 형성하기 위해 상기 벡터에 대한 예상 방향과 상기 속도 벡터의 크기를 합산하는 단계;
상기 속도 벡터 및 상기 유사-속도 벡터 사이에서의 차이의 함수로서 산출된 롤 자이로 스케일 인자 에러를 출력하는 칼만 필터에 상기 속도 벡터 및 상기 유사-속도 벡터를 제공하는 단계; 및
롤 자이로의 출력에 대한 보정으로서 상기 칼만 필터로부터 상기 롤 자이로 스케일 인자 에러를 적용하는 단계를 포함한다.
시스템에 관련하여 상기 설명된 바람직한 특징 모두는 대응하는 방법에 동일하게 적용 가능하다. 바람직한 예에서, 방법 및 시스템은 특히 높은 롤 레이트 발사체, 즉 비행 동안 높은 롤 레이트, 예로서 초당 5 이상, 10 이상 또는 15 이상의 회전수를 제공받도록 의도된 발사체에 적용 가능하다.
하나 이상의 비-제한적 예가, 단지 예로서, 및 첨부된 도면을 참조하여 이제 설명될 것이다:
도 1a는 비행 중인 발사체를 도시한 도면;
도 1b는 발사체의 자세를 예시한 도면;
도 1c는 발사체 비행의 상이한 가능한 단계를 예시한 도면;
도 2는 롤 제어 프로세스를 가진 관성 내비게이션 시스템을 도시한 도면; 및
도 3은 칼만 필터 동작의 부분을 개략적으로 도시한 도면.
다음은 롤링 발사체(100)에 맞춰진 관성 측정 유닛(IMU)을 위한 롤 축 레이트 자이로 스케일 인자의(즉, 이를 측정 및 보정하기 위한) 비행-중 교정을 수행하기 위한 방법을 설명한다.
도 1a는 비행 중인 로켓(100)을 예시한다. 그것의 궤적(110)은 파선으로 도시된다. 로켓(100)은, 노즈(101), 핀(103)들을 가진 테일(102)을 갖는다. 핀(103)들은 정적일 수 있거나 또는 이들은 로켓(100)의 비행 경로를 변경하도록 방향 제어를 제공하기 위해 이동 가능할 수 있다.
관성 내비게이션 전문 용어에서, 몸체/플랫폼의 방위는 3개의 오일러 각 '선수 방향(heading)', '고도'(elevation) 및 '경사(bank)'에 대하여 설명된다. 동일한 용어 '빗놀이', '피치' 및 '롤'이 또한 사용 중이다. 몸체 방위는 일반적으로 용어 '자세'를 사용하여 나타내어진다. 엄격하게 말하면 용어 '자세'는 단지 앙각 및 경사 각을 나타내지만, 본 문서에서 보다 일반적인 정의가 사용된다. 그러므로 본 문서에서, 용어 '자세'는 선수 방향, 고도 및 경사(또는 동등하게 빗놀이, 피치 및 롤) 3개 모두를 나타낸다.
도 1b에서 로켓(100)의 자세(125)는 기준 내비게이션 프레임의 축(120)에 대하여 도시된다. 수평 평면으로의 자세(125)의 발사가 점선(126)으로 도시된다. 로켓의 선수각 또는 빗놀이 각은 각도(121)에 의해 도시되고, 로켓의 앙각 또는 피치 각은 각도(122)에 의해 도시되며 그것의 종축에 대한 로켓의 경사 또는 롤 각은 화살표(123)에 의해 표시된다. 로켓(100)은 도시된 바와 같이 뒤에서 보여질 때 시계 반대 방향으로 회전하고 있다.
도 1c는 본 개시에 의해 다루어지는 광범위한 문제점을 예시한다. 선회 발사체(100)는 발사체(100)가 주로 단지 중력 및 항력을 겪는 탄도 단계(131), 및 발사체가 예를 들면 보다 정확한 타겟팅을 위해 그것의 비행을 변경하도록 제어 핀을 사용하여 보다 활발히 지향될 수 있는 유도 비행 단계(132)로 나뉘어질 수 있는 궤적(130)을 따른다. 이러한 핀은 내비게이션 시스템의 산출에 기초하여 탑재된 컴퓨터에 의해 제어될 수 있다.
궤적(130)은 또한 그 동안 내비게이션이 단지 탑재된 자이로 및 가속도계로부터의 관성 센서 판독과 조합된 발사체(100) 사전-발사로 로딩된 초기 상태 정보에 기초하는 자유 관성 내비게이션 단계(134)로 나뉘어질 수 있다. GPS 신호는 예를 들면 통상적인 탄환에 대한 비행으로 약 20 내지 25초일 수 있는 135에서 표시된 포인트 주위까지 획득되지 않는다. 그것은 이러한 초기 자유 관성 단계 동안, 그렇지 않다면 후속 GPS-보조 내비게이션 단계가 실패할 것이므로 관성 내비게이션 에러를 제한하는 것이 가장 중요하다는 것이다. 저-등급 MEMS 센서를 갖고, 내비게이션 에러(적절히 제한되지 않는다면)는 이 포인트만큼 큰 정도로 누적될 수 있다. 롤 축 자이로 스케일 인자 에러는 이들 에러에 대한 주요 영향이며 그러므로 이것은 제약하기 위한 가장 중요한 에러이다. 포인트(135)에서 GPS 획득 후, 발사체(100)는 내비게이션이 탑재된 센서에 의해 보조된 GPS에 기초하는 보조 내비게이션 단계(136)에 들어간다.
도 2는 관성 내비게이션 시스템(200)의 롤 각 제어 프로세스를 예시한다. 관성 내비게이션 시스템(200)의 원래 입력은 각각 (210, 211 및 212)으로 표시된 몸체 장착 자이로스코프 및 각각 (213, 214 및 215)로 표시된 x, y 및 z 축에 대한 선형 몸체 장착 가속도계로부터의 롤, 피치 및 빗놀이 레이트이다.
표준 내비게이션 시스템(잠깐 동안은 이 예의 부가적인 롤 제어 기능을 무시하는)의 부분으로서, 자이로스코프 출력(210, 211, 212)은 자세 통합 기능(225)에 의해 통합되며 몸체 장착 가속도계(213, 214, 215)는 속도 통합 기능(230)에 의해 통합된다.
도 2는 표준 관성 스트랩다운 프로세스를 갖고 존재하는 보통의 자세 통합 기능(225) 및 속도 통합 기능(230)과 함께 이 예의 롤 제어 프로세스를 수반하는, 전체 아키텍처를 나타낸다.
보다 복잡한 시스템에서, 자세 통합 기능은 또한 지구 레이트 보정(Earth Rate Correction), 수송 레이트 보정, 코리올리 & 구심성(Coriolis & Centripetal) 보정 및 중력 보정과 같은 다른 보정을 고려할 수 있다. 기준 프레임 사이에서의 이들 보정 및 연관된 변환은 모두 잘 알려져 있으며 이해되고 그러므로 여기에서 추가로 설명되지 않을 것이다. 그러나, 이해를 돕기 위해, 도 2에서의 심볼은 다음의 의미를 갖는다:
Figure pat00001
변환 매트릭스 - 몸체 대 내비게이션 기준 프레임
Figure pat00002
몸체 기준 프레임에서의 몸체 회전 레이트
Figure pat00003
공칭 선수각
Figure pat00004
관성 측정된 롤 레이트
Figure pat00005
유사-속도 측정의 북 성분
Figure pat00006
유사-속도 측정의 동 성분
Figure pat00007
유사-속도 측정의 하향 성분
Figure pat00008
관성 통합 속도의 북 성분
Figure pat00009
관성 통합 속도의 동 성분
Figure pat00010
관성 통합 속도의 하향 성분
자세 통합 모듈(225)로부터 출력된 자세 각도는 입력으로서 칼만 필터(270)로 전달된다. 유사하게, 속도 통합 모듈(230)로부터 출력된, 속도 성분(VN, VE, VD)은 입력으로서 칼만 필터(270)로 전달된다. 관성 측정 롤 레이트(
Figure pat00011
)는 또한 롤 자이로(210)로부터 직접 칼만 필터(270)로 전달된다.
칼만 필터(270)는 (280)에서 보정으로서 롤 자이로에 직접 적용되는 롤 스케일 인자 에러를 출력한다. 칼만 필터(270)는 또한 자세 통합 유닛(225)으로 롤 각, 피치 각 및 빗놀이 각 보정의 형태로 자세 보정을 출력한다.
속도 통합 유닛(230)으로부터 출력된, 통합 속도 성분(즉, 속도 벡터), VN, VE, VD는 또한 유사-속도 산출 유닛(300)으로 전달된다.
이러한 유닛(300) 내에서, 발사체의 추정된 속도는 속도 성분의 제곱된 루트 합(즉,
Figure pat00012
)으로서 (250)에서 산출된다. 이 예에서, 3개의 속도 성분, VN, VE, VD(북, 동 및 하향 성분임)이 존재하지만, 상기 논의된 바와 같이, 단일 성분 또는 두 개의 성분(통상적으로 VN 및 VE, 즉 수평 성분)이 몇몇 단순화된 시스템에서 사용될 수 있다는 것이 이해될 것이다.
또한 유닛(300) 내에서, 공칭 선수 방향이 240에서 제공된다. 이것은 간단히 발사 선수 방향을 나타내는 발사 이전에 내비게이션 시스템으로 프로그램된 저장된 값일 수 있다. 이것은 비행의 초기 단계에서 주로 탄도 궤적을 따르는 것으로 예상되는, 즉 그것의 선수 방향이 변할 것으로 예상되지 않는, 발사체의 경우에 대해 적절할 것이다. 선수 방향이 알려진 및 예측 가능한 방식으로 변할 수 있는 다른 경우에서, 240에서 제공된 공칭 선수 방향은 비행 시간의 함수로서, 예로서 룩-업 테이블로부터 제공될 수 있거나 또는 내비게이션 시스템으로 프로그램된 알려진 기능으로부터 산출될 수 있다.
박스(260)에서, 추정 속도(스칼라 값) 및 공칭 선수 방향(단위 벡터)은 속도 의사-측정치(
Figure pat00013
,
Figure pat00014
)를 형성하기 위해 함께 조합된다. 이들 속도 의사-측정치(
Figure pat00015
,
Figure pat00016
)는 북 및 동 성분으로서(상기 논의된 바와 같이, 보다 복잡한 시스템에서 하향 성분(
Figure pat00017
)이 여기에 포함될 수 있지만, 보다 단순한 시스템에서 제외될 수 있다), 내비게이션 프레임으로 분해된 속도 성분으로서 제공된다. 이들 유사-속도 성분(
Figure pat00018
,
Figure pat00019
)은 북쪽 대 동쪽 속도의 비가 예상된 선수 방향으로부터 예상될 것이도록 예상된 선수 방향에 따라 북 및 동 성분으로 측정 속도를 분해한다.
속도 의사-측정치(
Figure pat00020
,
Figure pat00021
)는 롤 각 및 롤 스케일 인자 에러 보정의 산출 시 사용을 위해 칼만 필터(270)에 제공된다.
칼만 필터(270)의 몇몇 양상이 도 3에 예시된다.
도 3은 유사-속도 발생기(300)로 그것의 속도 추정치를 출력하는 관성 내비게이션 유닛(310)(속도 통합 유닛(230) 및 자세 통합 유닛(225)을 포함)을 도시한다. 공칭 선수 방향은 또한 도 2와 동일한 방식으로 유사-속도 발생기(300)에 제공된다.
칼만 필터(270)에서, 유사-속도 성분(
Figure pat00022
,
Figure pat00023
) 및 관성 내비게이션 속도 성분(VN, VE, VD)(모두 동일한 기준 프레임에서 제공된다, 이 예에서 북-동-하향)은 차이 산출기(320)에 제공된다. 차이 산출기(320)는 관성 내비게이션 유닛(310)으로부터의 각각의 속도 추정 성분(VN, VE)으로부터 유사-속도 성분(
Figure pat00024
,
Figure pat00025
)을 감산하여, 벡터(△Z)를 출력한다. △Z는 '혁신(innovation)', 즉 잔여 에러 측정치로서 칼만 필터(270)에 의해 처리된다. 칼만 필터 상태는 그 후 (350)에서 산출된, 칼만 이득 매트릭스(K)로 '혁신' △Z를 곱함으로써 산출되는 보정 벡터(340)를 가산함으로써 업데이트된다.
칼만 필터 동작의 다른 양상은 표준이며 그러므로 여기에서 설명되지 않는다.
정상 칼만 필터 동작에서, '혁신'은 센서 또는 다른 측정 소스에 의해 제공된 동일한 변수의 독립 측정치 및 변수의 현재 추정치 사이에서의 차이로서 산출된다. 그러므로, 이 예에서, 유사-속도 측정치(
Figure pat00026
,
Figure pat00027
)는 속도 측정의 독립 소스로서 취해진다. 어떤 다른 보조 센서 측정치도 이용 가능하지 않을 때 초기 비행 단계에서 유사-속도 측정치 업데이트를 적용하는 것은 시스템 내에서 자세 에러의 성장을 제한한다. 비행의 나중 단계에서 GPS 측정치가 이용 가능할 수 있을 때 이것들은 칼만 필터 내에서 유사-속도 측정치 대신에 사용될 것임이 이해되어야 한다.
유사-속도 측정치 업데이트 단계 동안 및 GPS 획득 이전에, 유사-속도 업데이트는 롤 자이로 스케일 인자 추정에서의 에러를 끊임없이 추정하고 보정함으로써 그리고 자세 각도에 대한 직접 보정을 함으로써 자세 에러의 성장을 제한하도록 작용한다. 필터(270)는 또한 이때 위치 및 속도 보정을 추정하며 적용할 것이지만, 이것들은 정확하지 않을 것이며; 이것에 대한 이유는 유사-속도 측정치가 비율 메트릭 의미에서만 정확하며 - 속도의 스칼라 추정은 알려진, 실제 선수 방향을 사용하여 북 및 동 속도 성분으로 정확하게 분할되지만, 속도 추정치 자체는 정확하지 않을 것이며 따라서 유사-속도 측정치가 절대적 의미로 정확하지 않을 것이라는 것이다.
이러한 효과는 명확하게 모델링되지 않으며 위치 및 속도 불확정도의 칼만 필터의 추정치는 그러므로 낙관적일 것이며 - 필터(270)는 그것이 의사-측정치로부터 속도의 양호한 추정치를 얻는다고 믿지만, 그것은 그렇지 않다. 대신에, 그것은 단지 북쪽 속도 대 동쪽 속도의 비의 양호한 표시를 수신하고 있다.
이것이 갖는 문제점은 필터가 GPS가 획득되며 정확한 위치 및 속도 업데이트가 이용 가능하게 되는 시간 포인트에서 열악하게 조절될 것이라는 것이다. 필터(270) 내에서의 현재 위치 및 속도 추정치 및 GPS-공급 업데이트 사이에서의 차이는 클 수 있으며 일반적으로 필터(270)에 의해 산출된 우세한 불확정도 레벨보다 상당히 더 클 것이다. 이러한 상황을 회피하는 것이 바람직하며 해법은 GPS 획득의 포인트에서 필터(270)에서 위치 및 속도 상태 불확정도를 조작하는 것이다. Q-부스팅(Q-boosting)이라 불리는 기술이 사용될 수 있다. Q 매트릭스(또는 '시스템 잡음 매트릭스')는 다양한 시스템 상태가 시간에 걸쳐 전파하는 방식으로 불확정도를 도입하기 위한 메커니즘이다. Q-매트릭스에서 비-제로 값을 갖는 것은 필터(270)가 전파 특성의 모델을 갖지만, 모델은 완벽하지 않으며 몇몇 '퍼지니스(fuzziness)'가 요구된다는 것을 인식한다.
그러므로, GPS 획득의 포인트에서 및 그 후 몇몇 고정 기간 동안, 속도 상태에 부가된 시스템 잡음은 예로서 곱셈 인자를 사용하여, 인위적으로 증가된다. 이러한 증가된 속도 불확정도는 위치 불확정도를 명확하게 조작하기 위한 요구가 없도록 위치 상태로 매우 자연스럽게 전파한다.
이러한 프로세스는 시스템 잡음 매트릭스(360)에 의해 도 3에서 예시된다. 트리거가 발생할 때(예로서, 미리 결정된 시간 기간 또는 GPS 획득 신호), 타이머(370)는 Q 부스터(380)가 제한된 시간 기간 동안 시스템 잡음 매트릭스(360)로(구체적으로, 시스템 잡음 매트릭스(360)의 속도 성분으로) 잡음을 주입하게 한다.

Claims (16)

  1. 선회 발사체(spinning projectile)를 위한 관성 측정 시스템으로서,
    상기 발사체의 스핀 축에 실질적으로 평행하게 배향될 제1 롤 자이로(first, roll gyro);
    3차원 좌표계를 규정하도록 상기 롤 자이로에 대하여 배열된 축을 갖는 제2 자이로 및 제3 자이로;
    적어도 제1 선형 가속도계;
    제어기로서,
    상기 제1, 제2, 및 제3 자이로의 출력으로부터 현재 발사체 자세(current projectile attitude)를 계산하되, 계산된 상기 자세는 롤 각(roll angle), 피치 각(pitch angle) 및 빗놀이 각(yaw angle)을 포함하고;
    적어도 상기 제1 선형 가속도계의 출력으로부터 현재 발사체 속도 벡터를 계산하고;
    현재 발사체 유사-속도 벡터를 형성하기 위해 상기 벡터에 대한 예상 방향과 상기 속도 벡터의 크기를 합산하고;
    상기 속도 벡터 및 상기 유사-속도 벡터 사이에서의 차이의 함수로서 산출된 롤 자이로 스케일 인자 에러를 출력하는 칼만 필터에 상기 속도 벡터 및 상기 유사-속도 벡터를 제공하고; 그리고
    상기 롤 자이로의 출력에 대한 보정(correction)으로서 상기 칼만 필터로부터 상기 롤 자이로 스케일 인자 에러를 적용하도록 배열된, 상기 제어기를 포함하는, 관성 측정 시스템.
  2. 제1항에 있어서, 상기 속도 벡터 및 상기 유사-속도 벡터 각각은 속도의 둘 이상의 성분을 포함하는, 관성 측정 시스템.
  3. 제2항에 있어서, 상기 성분은 기준 내비게이션 프레임에서의 성분인, 관성 측정 시스템.
  4. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 속도 벡터 및 상기 유사-속도 벡터 사이에서의 차이는 칼만 필터 혁신 벡터(Kalman filter innovation vector)의 속도 성분으로서 처리되는, 관성 측정 시스템.
  5. 제4항에 있어서, 상기 칼만 필터는 이득 매트릭스와 상기 혁신 벡터의 곱을 가산함으로써 상태 벡터를 업데이트하도록 배열되는, 관성 측정 시스템.
  6. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 제어기는 발사체 비행의 후속 단계가 시작될 때 상기 칼만 필터에서 속도 불확정도(velocity uncertainty)를 증가시키도록 추가로 배열되는, 관성 측정 시스템.
  7. 제6항에 있어서, 상기 비행의 후속 단계는 GPS 신호가 획득될 때 시작되는, 관성 측정 시스템.
  8. 제6항에 있어서, 상기 제어기는 미리 결정된 시간 기간 동안 속도 불확정도를 증가시키도록 배열되는, 관성 측정 시스템.
  9. 제6항에 있어서, 상기 제어기는 상기 칼만 필터에 시스템 잡음을 부가함으로써 속도 불확정도를 증가시키도록 배열되는, 관성 측정 시스템.
  10. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 발사체는 종축 발사체이며 상기 스핀 축은 상기 종축인, 관성 측정 시스템.
  11. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 제어기는 상기 롤 레이트 스케일 인자 보정을 상기 롤 자이로 출력에 직접 적용하도록 배열되며, 상기 롤 각 보정을 자세 통합 유닛에 적용하도록 배열되는, 관성 측정 시스템.
  12. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 롤 자이로는 MEMS 자이로인, 관성 측정 시스템.
  13. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 비행 시간의 함수로서 상기 속도 벡터에 대한 예상 방향은 평면 탄도 비행으로부터 예상된 방향에 대응하거나; 또는 비행 시간의 함수로서 상기 속도 벡터에 대한 상기 예상 방향은 비-평면일 수 있는 사전-계산된 비행 궤적으로부터 취해지는, 관성 측정 시스템.
  14. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 롤 각 보정 및 롤 스케일 인자 보정은 단지 임의의 유도 동작(guidance action)이 개시되기 전에만 적용되는, 관성 측정 시스템.
  15. 제2항에 있어서, 상기 속도 벡터 및 상기 유사-속도 벡터는 각각 수평 평면에서 두 개의 속도 성분을 포함하는, 관성 측정 시스템.
  16. 선회 발사체를 위한 관성 측정 시스템에서 롤 각을 보정하는 방법으로서,
    제1, 제2 및 제3 자이로의 출력으로부터 현재 발사체 자세를 계산하는 단계로서, 계산된 상기 자세는 롤 각, 피치 각 및 빗놀이 각을 포함하는, 상기 현재 발사체 자세를 계산하는 단계;
    적어도 제1 선형 가속도계의 출력으로부터 현재 발사체 속도 벡터를 계산하는 단계;
    현재 발사체 유사-속도 벡터를 형성하기 위해 상기 벡터에 대한 예상 방향과 상기 속도 벡터의 크기를 합산하는 단계;
    상기 속도 벡터 및 상기 유사-속도 벡터 사이에서의 차이의 함수로서 산출된 롤 자이로 스케일 인자 에러를 출력하는 칼만 필터에 상기 속도 벡터 및 상기 유사-속도 벡터를 제공하는 단계; 및
    롤 자이로의 출력에 대한 보정으로서 상기 칼만 필터로부터 상기 롤 자이로 스케일 인자 에러를 적용하는 단계를 포함하는, 롤 각을 보정하는 방법.
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