KR20190056713A - 발사체의 위치 산출 방법, 장치 및 프로그램과 발사체의 위치 산출 시스템 - Google Patents

발사체의 위치 산출 방법, 장치 및 프로그램과 발사체의 위치 산출 시스템 Download PDF

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Abstract

본 발명의 일 실시예는 발사체가 송신한 신호의 도달시간 및 상기 발사체의 도래각에 기초하여 상기 발사체의 위치를 산출하는 방법으로, 상기 발사체가 상기 신호를 전송한 시점 및 지상국이 상기 신호를 수신한 시점 간의 차이인 도달시간을 산출하고, 상기 도달시간에 기초하여 상기 발사체와 상기 지상국 간의 거리를 산출하는 단계; 상기 발사체로부터 수신된 신호의 방위각 및 고각을 포함하는 도래각을 산출하는 단계; 및 상기 거리 및 상기 도래각에 기초하여 상기 발사체의 위치를 산출하는 단계;를 포함할 수 있다.

Description

발사체의 위치 산출 방법, 장치 및 프로그램과 발사체의 위치 산출 시스템{METHOD, APPARATUS AND PROGRAM FOR CALCULATING THE POSITION OF THE PROJECTILE, SYSTEM FOR CALCULATING THE POSITION OF THE PROJECTILE}
본 발명의 실시예들은 발사체의 위치 산출 방법, 장치 및 프로그램과 발사체의 위치 산출 시스템에 관한 것이다.
오늘날 다양한 목적과 임무를 위해 우주로 발사체들이 발사되고 있다. 이러한 발사체들의 목적과 임무의 달성을 위해서 발사체의 위치를 실시간으로 파악하는 것은 매우 중요하다.
종래에는 발사체의 위치를 파악하기 위하여 발사체 온보드(on-board)에서 보내주는 항법장치의 측정된 위치정보를 지상수신국에서 수신하여 위치정보를 파악하였다. 따라서 발사체에 항법장치를 별도로 탑재해야만 하는 문제점이 있었다. 한편, 추적레이더 시스템은 지상에서 독자적으로 발사체의 위치정보를 획득할 수 있으나, 위치파악의 용도로만 고가의 비용이 소요되는 추적레이더 시스템을 별도로 구축하여야 하는 문제점이 있었다.
본 발명은 상술한 문제점을 해결하기 위한 것으로, 발사체의 3차원 공간상에서의 위치를 보다 정확하게 파악할 수 있는 발사체의 위치 산출 방법, 장치 및 프로그램과 발사체의 위치 산출 시스템을 제공하고자 한다.
본 발명은 발사체에 탑재된 항법장치 혹은 추적레이더의 도움없이, 지상수신국 자체에서 발사체가 신호를 전송한 시점을 보다 간편하고 정확하게 확인하여, 발사체의 위치 산출 방법, 장치 및 프로그램과 발사체의 위치 산출 시스템을 제공하고자 한다.
또한 본 발명은 신호의 도달시간과 도래각 정보를 조합하여 실시간으로 발사체의 위치 산출 방법, 장치 및 프로그램과 발사체의 위치 산출 시스템을 제공하고자 한다.
또한 본 발명은 정확도가 보다 향상된 발사체의 위치를 획득할 수 있는 발사체의 위치 산출 방법, 장치 및 프로그램과 발사체의 위치 산출 시스템을 제공하고자 한다.
본 발명의 일 실시예에 따른 발사체가 송신한 신호의 도달시간 및 상기 발사체의 도래각에 기초하여 상기 발사체의 위치를 산출하는 방법은, 상기 발사체가 상기 신호를 전송한 시점 및 지상국이 상기 신호를 수신한 시점 간의 차이인 도달시간을 산출하고, 상기 도달시간에 기초하여 상기 발사체와 상기 지상국 간의 거리를 산출하는 단계; 상기 발사체로부터 수신된 신호의 방위각 및 고각을 포함하는 도래각을 산출하는 단계; 및 상기 거리 및 상기 도래각에 기초하여 상기 발사체의 위치를 산출하는 단계;를 포함할 수 있다.
상기 발사체는 소정의 시간 간격마다 신호를 상기 지상국으로 전송할 수 있다.
상기 지상국과 상기 발사체 사이의 거리가 일정할 때 상기 거리를 산출하는 단계는 상기 거리에 기초하여 상기 발사체가 제1 신호를 전송한 전송시점을 산출하는 단계; 및 상기 발사체가 전송한 하나 이상의 제2 신호에 기초하여, 상기 시간 간격을 확인하는 단계;를 포함할 수 있다.
상기 지상국과 상기 발사체 사이의 거리가 일정하지 않을 때 상기 거리를 산출하는 단계는 상기 발사체가 전송한 제3 신호의 순번, 상기 시간 간격 및 상기 제1 신호의 전송시간에 기초하여 상기 발사체가 상기 제3 신호를 전송한 전송시점을 산출하는 단계; 상기 제3 신호를 전송한 전송시점 및 상기 지상국이 상기 제3 신호를 수신한 시점간의 차이인 도달시간을 산출하는 단계; 및 상기 도달시간에 기초하여 상기 발사체와 상기 지상국 간의 거리를 산출하는 단계;를 더 포함할 수 있다.
상기 발사체는 소정의 시간 간격마다 상기 신호를 상기 지상국으로 전송하고, 상기 신호는 전송 순서에 따른 순번 정보를 포함할 수 있다.
상기 도래각을 산출하는 단계는 상기 발사체의 방향으로 안테나를 조정하는 단계; 및 상기 조정된 안테나를 통해 수신되는 신호의 레벨이 기 설정된 안정 레벨 이상인 경우의 안테나의 각도를 상기 도래각으로 결정하는 단계;를 포함할 수 있다.
상기 발사체의 위치를 산출하는 단계는 3차원 공간상에서 상기 도래각 방향으로의 직선 상의 점 중, 상기 지상국의 위치로부터 상기 발사체와 상기 지상국 간의 거리만큼 떨어진 위치의 지점을 상기 발사체의 위치로 산출할 수 있다.
상기 지상국은 복수이고, 상기 도래각을 산출하는 단계는 제1 지상국에 대한 제1 도래각 및 제2 지상국에 대한 제2 도래각을 산출할 수 있다.
상기 발사체의 위치를 산출하는 단계는 상기 제1 지상국에 대한 상기 거리 및 상기 제1 도래각에 기초하여 상기 발사체의 제1 위치를 산출하는 단계; 상기 제1 도래각에 대응되는 제1 평면과 상기 제2 도래각에 대응되는 제2 평면의 교선을 산출하는 단계; 3차원 공간상에서 상기 제2 도래각 방향의 직선으로 상기 제2 지상국의 위치를 지나는 직선과 상기 교선의 교점을 산출하고, 상기 교점을 상기 발사체의 제2 위치로 산출하는 단계; 및 상기 제1 위치 및 상기 제2 위치에 기초하여 상기 발사체의 제3 위치를 산출하는 단계;를 포함할 수 있다.
상기 발사체의 위치를 산출하는 단계는 상기 제1 지상국에 대한 상기 거리 및 상기 제1 도래각에 기초하여 상기 발사체의 제1 위치를 산출하는 단계; 상기 제2 지상국에 대한 상기 거리 및 상기 제2 도래각에 기초하여 상기 발사체의 제2 위치를 산출하는 단계; 및 상기 제1 위치 및 상기 제2 위치에 기초하여 상기 발사체의 제3 위치를 산출하는 단계;를 포함할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 발사체가 송신한 신호의 도달시간 및 상기 발사체의 도래각에 기초하여 상기 발사체의 위치를 산출하는 장치는 제어부를 포함하고, 상기 제어부는 상기 발사체가 상기 신호를 전송한 시점 및 지상국이 상기 신호를 수신한 시점 간의 차이인 도달시간을 산출하고, 상기 도달시간에 기초하여 상기 발사체와 상기 지상국 간의 거리를 산출하고, 상기 발사체로부터 수신된 신호의 방위각 및 고각을 포함하는 도래각을 산출하고, 상기 거리 및 상기 도래각에 기초하여 상기 발사체의 위치를 산출할 수 있다.
상기 발사체는 소정의 시간 간격마다 신호를 상기 지상국으로 전송할 수 있다.
상기 지상국과 상기 발사체 사이의 거리가 일정할 때 상기 제어부는 상기 거리에 기초하여 상기 발사체가 제1 신호를 전송한 전송시점을 산출하고, 상기 발사체가 전송한 하나 이상의 제2 신호에 기초하여 상기 시간 간격을 확인할 수 있다.
상기 지상국과 상기 발사체 사이의 거리가 일정하지 않을 때 상기 제어부는 상기 발사체가 전송한 제3 신호의 순번, 상기 시간 간격 및 상기 제1 신호의 전송시간에 기초하여 상기 발사체가 상기 제3 신호를 전송한 전송시점을 산출하고, 상기 제3 신호를 전송한 전송시점 및 상기 지상국이 상기 제3 신호를 수신한 시점간의 차이인 도달시간을 산출하고, 상기 도달시간에 기초하여 상기 발사체와 상기 지상국 간의 거리를 산출할 수 있다.
상기 발사체는 소정의 시간 간격마다 상기 신호를 상기 지상국으로 전송하고, 상기 신호는 전송 순서에 따른 순번 정보를 포함할 수 있다.
상기 제어부는 상기 발사체의 방향으로 안테나를 조정하고, 상기 조정된 안테나를 통해 수신되는 신호의 레벨이 기 설정된 안정 레벨 이상인 경우의 안테나의 각도를 상기 도래각으로 결정할 수 있다.
상기 제어부는 3차원 공간상에서 상기 도래각 방향으로의 직선 상의 점 중, 상기 지상국의 위치로부터 상기 발사체와 상기 지상국 간의 거리만큼 떨어진 위치의 지점을 상기 발사체의 위치로 산출할 수 있다.
상기 지상국은 복수이고, 상기 제어부는 제1 지상국에 대한 제1 도래각 및 제2 지상국에 대한 제2 도래각을 산출할 수 있다.
상기 제어부는 상기 제1 지상국에 대한 상기 거리 및 상기 제1 도래각에 기초하여 상기 발사체의 제1 위치를 산출하고, 상기 제1 도래각에 대응되는 제1 평면과 상기 제2 도래각에 대응되는 제2 평면의 교선을 산출하고, 3차원 공간상에서 상기 제2 도래각 방향의 직선으로 상기 제2 지상국의 위치를 지나는 직선과 상기 교선의 교점을 산출하고, 상기 교점을 상기 발사체의 제2 위치로 산출하고, 상기 제1 위치 및 상기 제2 위치에 기초하여 상기 발사체의 제3 위치를 산출할 수 있다.
상기 제어부는 상기 제1 지상국에 대한 상기 거리 및 상기 제1 도래각에 기초하여 상기 발사체의 제1 위치를 산출하고, 상기 제2 지상국에 대한 상기 거리 및 상기 제2 도래각에 기초하여 상기 발사체의 제2 위치를 산출하고, 상기 제1 위치 및 상기 제2 위치에 기초하여 상기 발사체의 제3 위치를 산출할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 발사체가 송신한 신호의 도달시간 및 상기 발사체의 도래각에 기초하여 상기 발사체의 위치를 산출하는 시스템은, 소정의 시간 간격마다 신호를 지상국으로 전송하는 발사체; 상기 발사체의 방향으로 조정되는 안테나를 포함하고, 상기 발사체로부터 신호를 수신하는 지상국; 및 상기 발사체가 상기 신호를 전송한 시점 및 지상국이 상기 신호를 수신한 시점 간의 차이인 도달시간을 산출하고, 상기 도달시간에 기초하여 상기 발사체와 상기 지상국 간의 거리를 산출하고, 상기 발사체로부터 수신된 신호의 방위각 및 고각을 포함하는 도래각을 산출하고, 상기 거리 및 상기 도래각에 기초하여 상기 발사체의 위치를 산출하는 발사체의 위치를 산출 장치;를 포함할 수 있다.
본 발명의 실시예들에 따르면 발사체의 3차원 공간상에서의 위치를 보다 정확하게 파악할 수 있는 발사체의 위치 산출 방법, 장치 및 프로그램과 발사체의 위치 산출 시스템을 구현할 수 있다.
또한 발사체와 관제센터의 시간의 동기화 없이도, 발사체가 신호를 전송한 시점을 보다 간편하고 정확하게 확인할 수 있는 발사체의 위치 산출 방법, 장치 및 프로그램과 발사체의 위치 산출 시스템을 구현할 수 있다.
또한 신호의 도달시간에 기반하여 실시간으로 발사체까지의 거리를 보다 간편하게 파악할 수 있는 발사체의 위치 산출 방법, 장치 및 프로그램과 발사체의 위치 산출 시스템을 구현할 수 있다.
또한 정확도가 보다 향상된 발사체의 위치를 획득할 수 있는 발사체의 위치 산출 방법, 장치 및 프로그램과 발사체의 위치 산출 시스템을 구현할 수 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 발사체의 위치 산출 시스템을 개략적으로 도시한다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 발사체의 위치 산출 장치의 구성을 개략적으로 도시한다.
도 3a 내지 도 3b는 지상국과 발사체 사이의 거리가 일정할 때 제어부가 도달시간을 산출하는 방법을 설명하기 위한 도면이다.
도 4a 내지 도 4b는 지상국과 발사체 사이의 거리가 일정하지 않을 때 제어부가 도달시간을 산출하는 방법을 설명하기 위한 도면이다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 제어부가 지상국을 기준으로 도래각을 산출하는 방법을 설명하기 위한 도면이다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 제어부가 발사체의 위치를 산출하는 방법을 설명하기 위한 도면이다.
도 7은 본 발명의 다른 실시예에 따른 제어부가 발사체의 위치를 산출하는 방법을 설명하기 위한 도면이다.
도 8 내지 도 9c는 본 발명의 일 실시예에 따른 발사체의 위치 산출 장치에 의해 수행되는 발사체의 위치 산출 방법을 설명하기 위한 흐름도이다.
본 발명은 다양한 변환을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세한 설명에 상세하게 설명하고자 한다. 본 발명의 효과 및 특징, 그리고 그것들을 달성하는 방법은 도면과 함께 상세하게 후술되어 있는 실시예들을 참조하면 명확해질 것이다. 그러나 본 발명은 이하에서 개시되는 실시예들에 한정되는 것이 아니라 다양한 형태로 구현될 수 있다.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예들을 상세히 설명하기로 하며, 도면을 참조하여 설명할 때 동일하거나 대응하는 구성 요소는 동일한 도면부호를 부여하고 이에 대한 중복되는 설명은 생략하기로 한다.
이하의 실시예에서, 제1, 제2 등의 용어는 한정적인 의미가 아니라 하나의 구성 요소를 다른 구성 요소와 구별하는 목적으로 사용되었다. 이하의 실시예에서, 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 이하의 실시예에서, 포함하다 또는 가지다 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 또는 구성요소가 존재함을 의미하는 것이고, 하나 이상의 다른 특징들 또는 구성요소가 부가될 가능성을 미리 배제하는 것은 아니다. 도면에서는 설명의 편의를 위하여 구성 요소들이 그 크기가 과장 또는 축소될 수 있다. 예컨대, 도면에서 나타난 각 구성의 크기 및 형태는 설명의 편의를 위해 임의로 나타내었으므로, 본 발명이 반드시 도시된 바에 한정되지 않는다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 발사체(200)의 위치 산출 시스템을 개략적으로 도시한다.
도 1을 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 발사체(200)의 위치 산출 시스템은 발사체(200), 발사체(200)의 발사를 위한 발사대(300), 발사체(200)의 관제를 위한 관제센터(100) 및 발사체(200)와 통신을 위한 하나 이상의 지상국(400A, 400B, 400C)을 포함할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 발사체(200)의 위치 산출 시스템은 발사체(200)가 송신한 신호의 도달시간 및 발사체(200)의 도래각에 기초하여 발사체(200)의 위치를 산출할 수 있다.
본 발명에서 발사체(200)는 3차원 공간상에서 이동하는 다양한 장치일 수 있다. 가령 발사체(200)는 도시된 바와 같이 지구에서 다른 행성 및/또는 우주를 향하여 발사되는 로켓(Rocket)과 같은 비행체일 수 있다. 이러한 경우 발사체(200)는 발사대(300)를 통하여 발사될 수 있다.
또한 발사체(200)는 대기권 내에서 소정의 목적 및/또는 용도에 따라 비행하는 비행체일 수도 있다. 이러한 경우 발사체(200)는 발사대(300) 없이도 이륙 및/또는 착륙할 수 있다. 다만 이는 예시적인 것으로 본 발명의 사상은 이에 한정되는 것은 아니다.
한편 본 발명의 일 실시예에 따른 발사체(200)는 소정의 시간 간격마다 신호를 지상국(400A, 400B, 400C)으로 전송할 수 있다. 바꾸어 말하면 발사체(200)는 일정한 시간 주기로 신호를 지상국(400A, 400B, 400C)으로 전송할 수 있다. 가령 발사체(200)는 5초 주기로 신호를 지상국(400A, 400B, 400C)으로 전송할 수 있다.
이 때 신호는 프레임(Frame) 및/또는 패킷(Packet)단위로 전송될 수 있다. 바꾸어 말하면 발사체(200)는 소정의 시간 간격마다 프레임 및/또는 패킷을 지상국(400A, 400B, 400C)으로 전송할 수 있다.
이 때 프레임 및/또는 패킷에는 해당 프레임 및/또는 패킷의 순번에 관한 정보가 포함될 수 있다. 가령 발사체(200)가 지상국(400A, 400B, 400C)에 10번째로 보내는 프레임 및/또는 패킷의 경우, 해당 프레임 및/또는 패킷 내에 해당 프레임 및/또는 패킷이 10번째로 전송되는 것임을 식별할 수 있는 정보가 포함될 수 있다. 물론 상술한 순번 정보 외에, 프레임 및/또는 패킷에는 발사체(200)의 상태에 관한 정보 등이 더 포함될 수 있다.
본 발명에서 지상국(400A, 400B, 400C)은 발사체(200)와 신호를 송수신하기 위한 장치를 의미할 수 있다. 이에 따라 지상국(400A, 400B, 400C)은 신호를 송수신 하기 위한 안테나와, 이러한 안테나의 각도 조절을 위한 안테나 구동부를 포함할 수 있다.
또한 발사체(200)로부터 수신한 신호를 후술하는 관제센터(100)로 송신하거나, 이와 반대로 관제센터(100)로부터 수신한 신호를 발사체(200)로 전송하기 위한 통신부를 더 포함할 수 있다. 이와 같은 지상국(400A, 400B, 400C)은 도 1에 도시된 바와 같이 복수일 수도 있고, 단수일 수도 있다.
한편 지상국(400A, 400B, 400C)과 발사체(200)는 다양한 무선통신 방식에 따라 신호를 송수신 할 수 있다.
본 발명에서 관제센터(100)는 발사체(200)를 관제하기 위한 것으로, 지상국(400A, 400B, 400C)이 발사체(200)로부터 수신한 신호들을 최종적으로 수신할 수 있다. 또한 관제센터(100)는 지상국(400A, 400B, 400C)을 통하여 발사체(200)의 제어 신호를 발사체(200)로 송신할 수도 있다.
관제센터(100)와 지상국(400A, 400B, 400C)은 통신망을 통해 신호를 송수신 할 수 있다. 이때 통신망은 예컨대 LANs(Local Area Networks), WANs(Wide Area Networks), MANs(Metropolitan Area Networks), ISDNs(Integrated Service Digital Networks) 등의 유선 네트워크나, 무선 LANs, CDMA, 블루투스, 위성 통신 등의 무선 네트워크를 망라할 수 있으나, 본 발명의 범위가 이에 한정되는 것은 아니다.
본 발명의 일 실시예에 따른 관제센터(100)는 발사체의 위치 산출 장치를 포함할 수 있다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 발사체의 위치 산출 장치(110)의 구성을 개략적으로 도시한다.
도 2를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 발사체의 위치 산출 장치(110)는 제어부(111)와 메모리(112)를 포함할 수 있다.
일 실시예에 따른 제어부(111)는 프로세서(processor)와 같이 데이터를 처리할 수 있는 모든 종류의 장치를 포함할 수 있다. 여기서, '프로세서(processor)'는, 예를 들어 프로그램 내에 포함된 코드 또는 명령으로 표현된 기능을 수행하기 위해 물리적으로 구조화된 회로를 갖는, 하드웨어에 내장된 데이터 처리 장치를 의미할 수 있다. 이와 같이 하드웨어에 내장된 데이터 처리 장치의 일 예로써, 마이크로프로세서(Microprocessor), 중앙처리장치(Central Processing Unit: CPU), 프로세서 코어(Processor Core), 멀티프로세서(Multiprocessor), ASIC(Application-Specific Integrated Circuit), FPGA(Field Programmable Gate Array) 등의 처리 장치를 망라할 수 있으나, 본 발명의 범위가 이에 한정되는 것은 아니다.
일 실시예에 따른 메모리(112)는 발사체의 위치 산출 장치(110)가 처리하는 데이터를 일시적 또는 영구적으로 저장하는 기능을 수행한다. 메모리(112)는 자기 저장 매체(Magnetic Storage Media) 또는 플래시 저장 매체(Flash Storage Media)를 포함할 수 있으나, 본 발명의 범위가 이에 한정되는 것은 아니다.
도면에는 도시되지 않았지만, 발사체의 위치 산출 장치(110)는 지상국(400A, 400B, 400C)과 신호를 송수신 하기 위한 통신부, 사용자의 입력을 획득하기 위한 입력부, 송수신 되는 신호 및/또는 데이터를 사용자에게 표시하기 위한 표시부 등을 더 포함할 수 있다. 다만 이는 예시적인 것으로 본 발명의 사상이 이에 한정되는 것은 아니다.
발사체의 위치 산출 장치(110)는 전술한 바와 같이 관제센터(100)에 구비될 수도 있고, 관제센터(100)와 별도로 구비될 수도 있고, 지상국(400A, 400B, 400C) 중 어느 하나의 지상국에 구비될 수도 있다. 다만 이하에서는 설명의 편의를 위하여 발사체의 위치 산출 장치(110)가 관제센터(100)에 구비됨을 전제로 설명한다.
또한 이하에서는 발사체의 위치 산출 장치(110)의 제어부(111)가 발사체(200)의 위치를 산출하는 방법을 중심으로 설명한다.
본 발명의 일 실시예에 따른 제어부(111)는 발사체가 신호를 전송한 시점 및 지상국이 신호를 수신한 시점 간의 차이인 도달시간을 산출할 수 있다.
도 3a 내지 도 3b는 지상국(400A)과 발사체(200) 사이의 거리(D)가 일정할 때 제어부(111)가 도달시간을 산출하는 방법을 설명하기 위한 도면이다. 이하에서는 도 3a와 도 3b를 함께 참조하여 설명한다.
또한 설명의 편의를 위하여, 도 3a에 도시된 바와 같이 지상국(400A)은 한 개이고, 발사체(200)는 발사대(300)에 거치되어 있는 상태라고 가정한다.
본 발명에서 '지상국(400A)과 발사체(200) 사이의 거리가 일정'한 것은 도 3a에 도시된 바와 같이 발사체(200)가 발사대(300)에 고정되어, 지상국(400A)과 발사체(200)의 상대적인 위치 관계가 고정된 것을 의미할 수 있다. 바꾸어 말하면 '지상국(400A)과 발사체(200) 사이의 거리가 일정'한 것은 발사체(200)의 발사 전을 의미할 수 있다.
전술한 바와 같이 발사체(200)는 소정의 시간 간격(B)마다 지상국(400A)으로 신호를 전송한다.
본 발명의 일 실시예에 따른 제어부(111)는 지상국(400A)과 발사체(200) 사이의 거리(D)에 기초하여, 발사체(200)가 제1 신호를 전송한 전송시점을 산출할 수 있다. 보다 상세히, 발사체(200)가 지상국(400A)으로 전송한 신호는 광속(즉 빛의 속도, 약 299792458 m/s)으로 전달 되므로, 제어부(111)는 지상국(400A)이 해당 신호를 수신한 시점에서 거리(D)를 광속으로 나눈 시간만큼 거슬러 올라감으로써 발사체(200)가 제1 신호를 전송한 전송시점을 산출할 수 있다.
이 때 제1 신호는 시점 판단의 기준이 되는 신호로, 발사체(200)가 전송한 복수의 신호 중 어느 하나의 신호일 수 있다. 가령 지상국이 9:00:07(Rx0)에 제1 신호를 수신한 경우, 제어부(111)는 수신 시점(9:00:07(Rx0))에서 거리(D)를 광속으로 나눈 시간(t0)만큼 거슬러 올라간 시점, 즉 9:00:00(Tx0)을 발사체(200)가 제1 신호를 전송한 전송시점을 산출할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 제어부(111)는 발사체가 전송한 하나 이상의 제2 신호에 기초하여 발사체(200)가 신호를 전송하는 시간 간격(B)을 확인할 수 있다.
전술한 바와 같이 지상국(400A)과 발사체(200) 사이의 거리(D)가 일정하므로, 지상국(400A)과 발사체(200) 사이의 거리(D)에 따른 지상국(400A)의 신호의 수신 지연 시간(t0)은 일정하다. 따라서 지상국(400A)도 소정의 시간 간격(B')마다 발사체(200)가 전송한 신호를 수신할 수 있다. 물론 이는 발사체(200)가 소정의 시간 간격(B)마다 지상국(400A)으로 신호를 전송하는 것을 전제로 한다.
가령 제어부(111)는 두 번째 신호의 수신시점(9:00:17(Rx2))과 세 번째 신호의 수신시점(9:00:22(Rx3)) 간의 간격(B')을 5초로 파악하고, 이에 기초하여 발사체(200)가 신호를 전송하는 시간 간격(B)을 5초로 확인할 수 있다.
이때 제어부(111)는 복수의 수신시점 간의 시간간격들의 평균 값을 발사체(200)가 신호를 전송하는 시간 간격(B)으로 사용할 수도 있다.
이로써 본 발명의 일 실시예에 따른 제어부(111)는 발사체(200)와 장치(110)간의 시간의 동기화 없이도, 발사체(200)가 신호를 전송한 시점을 보다 간편하고 정확하게 확인할 수 있다. 이와 같이 발사체(200)의 어떤 동작의 시점을 정확하게 파악하는 것은, 고속으로 이동하는 발사체(200)의 제어에 있어서 중요한 요소로 작용할 수 있다.
도 4a 내지 도 4b는 지상국(400A)과 발사체(200) 사이의 거리(d(n))가 일정하지 않을 때 제어부(111)가 도달시간을 산출하는 방법을 설명하기 위한 도면이다. 이하에서는 도 4a와 도 4b를 함께 참조하여 설명한다.
또한 설명의 편의를 위하여, 도 4a에 도시된 바와 같이 지상국(400A)은 한 개이고, 발사체(200)는 발사대(300)에서 발사되어 이동중이라고 가정한다.
본 발명에서 '지상국과 발사체 사이의 거리가 일정하지 않은것'은 도 4a에 도시된 바와 같이 발사체(200)가 발사대(300)로부터 발사되어 3차원 공간상에서 이동중인 것을 의미할 수 있다. 바꾸어 말하면 '지상국과 발사체 사이의 거리가 일정하지 않은것'은 발사체(200)의 발사 후를 의미할 수 있다.
발사체(200)가 발사된 후에도 발사체(200)가 소정의 시간 간격(B)마다 지상국(400A)으로 신호를 전송하는 것에은 변함이 없다.
본 발명의 일 실시예에 따른 제어부(111)는 발사체(200)가 전송한 제3 신호의 순번, 발사체(200)의 신호 전송 시간 간격(B) 및 제1 신호의 전송시간(Tx0)에 기초하여 발사체(200)가 제3 신호를 전송한 전송시점을 산출할 수 있다. 보다 상세히, 제어부(111)는 제1 신호의 전송시점(Tx0)에 시간 간격(B)과 순번 n을 곱한 만큼의 시간을 더하여 제3 신호의 전송시점(Txn)을 산출할 수 있다. 가령 지상국이 11:00:08(Rxn)에 n번째 신호를 수신한 경우, 제어부(111)는 제1 신호의 전송시점(09:00:00(Tx0))에 시간 간격(5초(B))과 순번 n을 곱한 만큼의 시간을 더하여 제3 신호의 전송시점(11:00:00(Txn))을 산출할 수 있다.
이어서 본 발명의 일 실시예에 따른 제어부(111)는 제3 신호를 전송한 시점(Txn)과 지상국이 제3 신호를 수신한 시점(Rxn)간의 차이인 도달시간을 산출할 수 있다. 가령 전술한 n번째 신호의 경우, 제어부(111)는 제3 신호의 전송시점(11:00:00(Txn))과 수신시점(11:00:08(Rxn))의 차이인 8초를 도달시간으로 산출할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 제어부(111)는 산출된 도달시간에 기초하여 발사체(200)와 지상국(400A)간의 거리(d(n))를 산출할 수 있다. 보다 상세히, 신호는 광속으로 전달되므로, 제어부(111)는 도달시간에 광속을 곱함으로써 발사체(200)와 지상국(400A)간의 거리(d(n))를 산출할 수 있다.
이로써 본 발명의 일 실시예에 따른 제어부(111)는 실시간으로 발사체(200)까지의 거리(d(n))를 보다 간편하게 파악할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 제어부(111)는 발사체로부터 수신된 신호의 방위각 및 고각을 포함하는 도래각을 산출할 수 있다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 제어부(111)가 지상국(400A)을 기준으로 도래각을 산출하는 방법을 설명하기 위한 도면이다.
도 5를 참조하여, 지상국(400A)의 위치를 원점으로 하고, 발사체(200)가 3차원 공간상에서 이동중이라고 가정한다. 또한 지상국(400A)의 위치를 원점으로 하는 3차원 좌표계에서, 발사체(200)의 방위각(ang1)과 고각(ang2)이 도시된 바와 같다고 가정한다.
전술한 가정 하에, 본 발명의 일 실시예에 따른 제어부(111)는 지상국(400A)의 안테나를 발사체(200)의 방향으로 조정할 수 있다. 또한 제어부(111)는 조정된 안테나를 통해 수신되는 신호의 레벨이 기 설정된 안정 레벨 이상인 경우의 안테나의 각도를 발사체(200)의 도래각으로 결정할 수 있다.
이 때 제어부(111)는 전술한 도래각 결정에 앞서서 별도의 추적부(미도시)로부터 발사체(200)의 대략적인 위치 정보를 획득하고, 이에 기초하여 안테나의 대략적인 방향을 조정할 수 있다. 이 때 추적부는 예컨대 추적레이더 장치일 수 있다.
이로써 제어부(111)는 발사체(200)의 도래각, 즉 방위각(ang1)과 고각(ang2)을 산출할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 제어부(111)는 3차원 공간상에서 도래각(즉 방위각 및 고각) 방향으로의 직선 상의 점 중, 지상국(400A)의 위치로부터 발사체(200)와 지상국(400A) 간의 거리만큼 떨어진 위치의 지점을 발사체(200)의 위치로 산출할 수 있다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 제어부(111)가 발사체(200)의 위치를 산출하는 방법을 설명하기 위한 도면이다.
전술한 바와 같이 본 발명의 일 실시예에 따른 제어부(111)는 3차원 공간상에서 도래각(즉 방위각(ang1) 및 고각(ang2)) 방향으로의 직선(610) 상의 점 중, 지상국(400A)의 위치로부터 발사체(200)와 지상국(400A) 간의 거리(d(n))만큼 떨어진 위치의 지점(611)을 발사체(200)의 위치로 산출할 수 있다. 이때 도래각 및 발사체(200)와 지상국(400A) 간의 거리(d(n))는 전술한 과정에 의해서 산출된 것일 수 있다.
바꾸어 말하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 제어부(111)는 지상국(400A)의 위치를 중심으로 하고, 발사체(200)와 지상국(400A) 간의 거리(d(n))를 반지름으로 하는 구와 도래각(즉 방위각(ang1) 및 고각(ang2)) 방향으로의 직선(610)의 교점(611)을 발사체(200)의 위치로 산출할 수 있다.
이로써 본 발명은 실시간으로 발사체(200)의 위치를 파악할 수 있다.
본 발명의 다른 실시예에 따른 제어부(111)는 전술한 과정에 의해서 산출된 발사체(200)의 위치 및 다른 지상국으로부터 산출된 도래각에 기초하여 보다 정확도가 향상된 발사체(200)의 위치를 산출할 수 있다.
도 7은 본 발명의 다른 실시예에 따른 제어부(111)가 발사체(200)의 위치를 산출하는 방법을 설명하기 위한 도면이다.
본 발명의 일 실시예에 제어부(111)는 제1 지상국(400A)에 대한 발사체(200)의 거리(d(n)) 및 제1 지상국(400A)에 대한 발사체의 도래각에 기초하여 발사체(200)의 제1 위치를 산출할 수 있다. 즉, 전술한 바와 같이 제어부(111)는 3차원 공간상에서 도래각 방향으로의 직선(610) 상의 점 중, 지상국(400A)의 위치로부터 발사체(200)와 지상국(400A) 간의 거리(d(n))만큼 떨어진 위치의 지점(611)을 발사체(200)의 제1 위치로 산출할 수 있다.
이와 유사하게 제어부(111)는 제2 지상국(400B)에 대한 발사체(200)의 제2 도래각을 산출할 수 있다.
또한 제어부(111)는 제1 도래각에 대응되는 제1 평면(620)과 제2 도래각에 대응되는 제2 평면(720)을 산출할 수 있다. 이 때 각 도래각에 대응되는 평면은 각 도래각에 대응되는 벡터와, 이러한 벡터의 고각만을 변경(예컨대 0도로)한 벡터 간의 외적 연산을 통해 생성된 벡터를 법선 벡터로 하는 평면일 수 있다.
이어서 본 발명의 일 실시예에 따른 제어부(111)는 제1 평면(620)과 제2 평면(720)의 교선(730)을 산출할 수 있다. 제어부(111)는 제2 지상국(400B)의 위치를 지나는 제2 도래각 방향의 직선(710)과 전술한 교선(730)의 교점(711)을 산출하고, 산출된 교점(711)을 발사체(200)의 제2 위치로 산출할 수 있다.
이후 본 발명의 일 실시예에 따른 제어부(111)는 산출된 두 지점(611, 711)에 기초하여 발사체(200)의 제3 위치를 산출할 수 있다. 가령 제어부(111)는 두 지점의 산술평균을 통하여 제3 위치를 산출할 수 있다.
이로써 본 발명의 정확도가 보다 향상된 발사체(200)의 위치를 획득할 수 있다.
한편 본 발명의 또 다른 실시예에 따르면, 제어부(111)는 제1 지상국(400A)으로부터 발사체(200)까지의 거리 및 제1 도래각에 기초하여 발사체(200)의 제1 위치를 산출하고, 제2 지상국(400B)으로부터 발사체(200)까지의 거리 및 제2 도래각에 기초하여 발사체의 제2 위치를 산출할 수 있다. 이 때 각 지상국에 대한 '거리' 및 '도래각'을 산출하는 방법은 전술하였으므로, 이에 대한 상세한 설명은 생략한다.
이어서 제어부(111)는 산출된 제1 위치 및 상기 제2 위치에 기초하여 발사체(200)의 제3 위치를 산출할 수 있다. 이 때 제어부(111)는 가령 두 위치의 중심점을 제3 위치로 결정할 수 있다.
도 8 내지 도 9c는 본 발명의 일 실시예에 따른 발사체의 위치 산출 장치(110)에 의해 수행되는 발사체의 위치 산출 방법을 설명하기 위한 흐름도이다. 이하에서는 도 1 내지 도 7을 통해 설명한 내용과 중복되는 내용의 설명은 생략한다. 또한 도 8 내지 도 9c를 함께 참조하여 설명한다.
본 발명의 일 실시예에 따른 발사체의 위치 산출 장치(110)는 발사체가 신호를 전송한 시점 및 지상국이 신호를 수신한 시점 간의 차이인 도달시간을 산출할 수 있다. (S810)
다시 도 3a 내지 도 3b를 참조하여, 지상국(400A)과 발사체(200) 사이의 거리(D)가 일정할 때 발사체의 위치 산출 장치(110)가 도달시간을 산출하는 방법을 설명한다.
본 발명에서 '지상국(400A)과 발사체(200) 사이의 거리가 일정'한 것은 도 3a에 도시된 바와 같이 발사체(200)가 발사대(300)에 고정되어, 지상국(400A)과 발사체(200)의 상대적인 위치 관계가 고정된 것을 의미할 수 있다. 바꾸어 말하면 '지상국(400A)과 발사체(200) 사이의 거리가 일정'한 것은 발사체(200)의 발사 전을 의미할 수 있다.
전술한 바와 같이 발사체(200)는 소정의 시간 간격(B)마다 지상국(400A)으로 신호를 전송한다.
본 발명의 일 실시예에 따른 발사체의 위치 산출 장치(110)는 지상국(400A)과 발사체(200) 사이의 거리(D)에 기초하여, 발사체(200)가 제1 신호를 전송한 전송시점을 산출할 수 있다.(S811) 보다 상세히, 발사체(200)가 지상국(400A)으로 전송한 신호는 광속(즉 빛의 속도, 약 299792458 m/s)으로 전달 되므로, 발사체의 위치 산출 장치(110)는 지상국(400A)이 해당 신호를 수신한 시점에서 거리(D)를 광속으로 나눈 시간만큼 거슬러 올라감으로써 발사체(200)가 제1 신호를 전송한 전송시점을 산출할 수 있다.
이 때 제1 신호는 시점 판단의 기준이 되는 신호로, 발사체(200)가 전송한 복수의 신호 중 어느 하나의 신호일 수 있다. 가령 지상국이 9:00:07(Rx0)에 제1 신호를 수신한 경우, 발사체의 위치 산출 장치(110)는 수신 시점(9:00:07(Rx0))에서 거리(D)를 광속으로 나눈 시간(t0)만큼 거슬러 올라간 시점, 즉 9:00:00(Tx0)을 발사체(200)가 제1 신호를 전송한 전송시점을 산출할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 발사체의 위치 산출 장치(110)는 발사체(200)가 전송한 하나 이상의 제2 신호에 기초하여 발사체(200)가 신호를 전송하는 시간 간격(B)을 확인할 수 있다.(S812)
전술한 바와 같이 지상국(400A)과 발사체(200) 사이의 거리(D)가 일정하므로, 지상국(400A)과 발사체(200) 사이의 거리(D)에 따른 지상국(400A)의 신호의 수신 지연 시간(t0)은 일정하다. 따라서 지상국(400A)도 소정의 시간 간격(B')마다 발사체(200)가 전송한 신호를 수신할 수 있다. 물론 이는 발사체(200)가 소정의 시간 간격(B)마다 지상국(400A)으로 신호를 전송하는 것을 전제로 한다.
가령 발사체의 위치 산출 장치(110)는 두 번째 신호의 수신시점(9:00:17(Rx2))과 세 번째 신호의 수신시점(9:00:22(Rx3)) 간의 간격(B')을 5초로 파악하고, 이에 기초하여 발사체(200)가 신호를 전송하는 시간 간격(B)을 5초로 확인할 수 있다.
이때 발사체의 위치 산출 장치(110)는 복수의 수신시점 간의 시간간격들의 평균 값을 발사체(200)가 신호를 전송하는 시간 간격(B)으로 사용할 수도 있다.
이로써 본 발명의 일 실시예에 따른 발사체의 위치 산출 장치(110)는 발사체(200)와 장치(110)간의 시간의 동기화 없이도, 발사체(200)가 신호를 전송한 시점을 보다 간편하고 정확하게 확인할 수 있다. 이와 같이 발사체(200)의 어떤 동작의 시점을 정확하게 파악하는 것은, 고속으로 이동하는 발사체(200)의 제어에 있어서 중요한 요소로 작용할 수 있다.
다시 도 4a 내지 도 4b를 참조하여, 지상국(400A)과 발사체(200) 사이의 거리(d(n))가 일정하지 않을 때 발사체의 위치 산출 장치(110)가 도달시간을 산출하는 방법을 설명한다. 설명의 편의를 위하여, 도 4a에 도시된 바와 같이 지상국(400A)은 한 개이고, 발사체(200)는 발사대(300)에서 발사되어 이동중이라고 가정한다.
본 발명에서 '지상국과 발사체 사이의 거리가 일정하지 않은것'은 도 4a에 도시된 바와 같이 발사체(200)가 발사대(300)로부터 발사되어 3차원 공간상에서 이동중인 것을 의미할 수 있다. 바꾸어 말하면 '지상국과 발사체 사이의 거리가 일정하지 않은것'은 발사체(200)의 발사 후를 의미할 수 있다.
발사체(200)가 발사된 후에도 발사체(200)가 소정의 시간 간격(B)마다 지상국(400A)으로 신호를 전송하는 것에은 변함이 없다.
본 발명의 일 실시예에 따른 발사체의 위치 산출 장치(110)는 발사체(200)가 전송한 제3 신호의 순번, 발사체(200)의 신호 전송 시간 간격(B) 및 제1 신호의 전송시간(Tx0)에 기초하여 발사체(200)가 제3 신호를 전송한 전송시점을 산출할 수 있다.(S813) 보다 상세히, 발사체의 위치 산출 장치(110)는 제1 신호의 전송시점(Tx0)에 시간 간격(B)과 순번 n을 곱한 만큼의 시간을 더하여 제3 신호의 전송시점(Txn)을 산출할 수 있다. 가령 지상국이 11:00:08(Rxn)에 n번째 신호를 수신한 경우, 발사체의 위치 산출 장치(110)는 제1 신호의 전송시점(09:00:00(Tx0))에 시간 간격(5초(B))과 순번 n을 곱한 만큼의 시간을 더하여 제3 신호의 전송시점(11:00:00(Txn))을 산출할 수 있다.
이어서 본 발명의 일 실시예에 따른 발사체의 위치 산출 장치(110)는 제3 신호를 전송한 시점(Txn)과 지상국이 제3 신호를 수신한 시점(Rxn)간의 차이인 도달시간을 산출할 수 있다.(S814) 가령 전술한 n번째 신호의 경우, 발사체의 위치 산출 장치(110)는 제3 신호의 전송시점(11:00:00(Txn))과 수신시점(11:00:08(Rxn))의 차이인 8초를 도달시간으로 산출할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 발사체의 위치 산출 장치(110)는 산출된 도달시간에 기초하여 발사체(200)와 지상국(400A)간의 거리(d(n))를 산출할 수 있다.(S815) 보다 상세히, 신호는 광속으로 전달되므로, 발사체의 위치 산출 장치(110)는 도달시간에 광속을 곱함으로써 발사체(200)와 지상국(400A)간의 거리(d(n))를 산출할 수 있다.
이로써 본 발명의 일 실시예에 따른 발사체의 위치 산출 장치(110)는 실시간으로 발사체(200)까지의 거리(d(n))를 보다 간편하게 파악할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 발사체의 위치 산출 장치(110)는 발사체로부터 수신된 신호의 방위각 및 고각을 포함하는 도래각을 산출할 수 있다.(S820)
도 5를 참조하여, 지상국(400A)의 위치를 원점으로 하고, 발사체(200)가 3차원 공간상에서 이동중이라고 가정한다. 또한 지상국(400A)의 위치를 원점으로 하는 3차원 좌표계에서, 발사체(200)의 방위각(ang1)과 고각(ang2)이 도시된 바와 같다고 가정한다.
전술한 가정 하에, 본 발명의 일 실시예에 따른 발사체의 위치 산출 장치(110)는 지상국(400A)의 안테나를 발사체(200)의 방향으로 조정할 수 있다.(S821) 또한 발사체의 위치 산출 장치(110)는 조정된 안테나를 통해 수신되는 신호의 레벨이 기 설정된 안정 레벨 이상인 경우의 안테나의 각도를 발사체(200)의 도래각으로 결정할 수 있다.(S822)
이 때 발사체의 위치 산출 장치(110)는 전술한 도래각 결정에 앞서서 별도의 추적부(미도시)로부터 발사체(200)의 대략적인 위치 정보를 획득하고, 이에 기초하여 안테나의 대략적인 방향을 조정할 수 있다. 이 때 추적부는 예컨대 추적레이더 장치일 수 있다.
이로써 발사체의 위치 산출 장치(110)는 발사체(200)의 도래각, 즉 방위각(ang1)과 고각(ang2)을 산출할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 발사체의 위치 산출 장치(110)는 3차원 -공간상에서 도래각(즉 방위각 및 고각) 방향으로의 직선 상의 점 중, 지상국(400A)의 위치로부터 발사체(200)와 지상국(400A) 간의 거리만큼 떨어진 위치의 지점을 발사체(200)의 위치로 산출할 수 있다.(S830)
다시 도 6을 참조하여, 본 발명의 일 실시예에 따른 발사체의 위치 산출 장치(110)가 발사체(200)의 위치를 산출하는 방법을 설명한다.
전술한 바와 같이 본 발명의 일 실시예에 따른 발사체의 위치 산출 장치(110)는 3차원 공간상에서 도래각(즉 방위각(ang1) 및 고각(ang2)) 방향으로의 직선(610) 상의 점 중, 지상국(400A)의 위치로부터 발사체(200)와 지상국(400A) 간의 거리(d(n))만큼 떨어진 위치의 지점(611)을 발사체(200)의 위치로 산출할 수 있다. 이때 도래각 및 발사체(200)와 지상국(400A) 간의 거리(d(n))는 전술한 과정에 의해서 산출된 것일 수 있다.
바꾸어 말하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 발사체의 위치 산출 장치(110)는 지상국(400A)의 위치를 중심으로 하고, 발사체(200)와 지상국(400A) 간의 거리(d(n))를 반지름으로 하는 구와 도래각(즉 방위각(ang1) 및 고각(ang2)) 방향으로의 직선(610)의 교점(611)을 발사체(200)의 위치로 산출할 수 있다.
이로써 본 발명은 실시간으로 발사체(200)의 위치를 파악할 수 있다.
본 발명의 다른 실시예에 따른 발사체의 위치 산출 장치(110)는 전술한 과정에 의해서 산출된 발사체(200)의 위치 및 다른 지상국으로부터 산출된 도래각에 기초하여 보다 정확도가 향상된 발사체(200)의 위치를 산출할 수 있다.
다시 도 7을 참조하여, 본 발명의 다른 실시예에 따른 발사체의 위치 산출 장치(110)가 발사체(200)의 위치를 산출하는 방법을 설명한다.
본 발명의 일 실시예에 발사체의 위치 산출 장치(110)는 제1 지상국(400A)에 대한 발사체(200)의 거리(d(n)) 및 제1 지상국(400A)에 대한 발사체의 도래각에 기초하여 발사체(200)의 제1 위치를 산출할 수 있다.(S831) 즉, 전술한 바와 같이 발사체의 위치 산출 장치(110)는 3차원 공간상에서 도래각 방향으로의 직선(610) 상의 점 중, 지상국(400A)의 위치로부터 발사체(200)와 지상국(400A) 간의 거리(d(n))만큼 떨어진 위치의 지점(611)을 발사체(200)의 제1 위치로 산출할 수 있다.
이와 유사하게 발사체의 위치 산출 장치(110)는 제2 지상국(400B)에 대한 발사체(200)의 제2 도래각을 산출할 수 있다.
또한 발사체의 위치 산출 장치(110)는 제1 도래각에 대응되는 제1 평면(620)과 제2 도래각에 대응되는 제2 평면(720)을 산출할 수 있다. 이 때 각 도래각에 대응되는 평면은 각 도래각에 대응되는 벡터와, 이러한 벡터의 고각만을 변경(예컨대 0도로)한 벡터 간의 외적 연산을 통해 생성된 벡터를 법선 벡터로 하는 평면일 수 있다.
이어서 본 발명의 일 실시예에 따른 발사체의 위치 산출 장치(110)는 제1 평면(620)과 제2 평면(720)의 교선(730)을 산출할 수 있다.(S832) 발사체의 위치 산출 장치(110)는 제2 지상국(400B)의 위치를 지나는 제2 도래각 방향의 직선(710)과 전술한 교선(730)의 교점(711)을 산출하고, 산출된 교점(711)을 발사체(200)의 제2 위치로 산출할 수 있다.(S833)
이후 본 발명의 일 실시예에 따른 발사체의 위치 산출 장치(110)는 산출된 두 지점(611, 711)에 기초하여 발사체(200)의 제3 위치를 산출할 수 있다.(S834) 가령 발사체의 위치 산출 장치(110)는 두 지점의 산술평균을 통하여 제3 위치를 산출할 수 있다.
이로써 본 발명의 정확도가 보다 향상된 발사체(200)의 위치를 획득할 수 있다.
한편 본 발명의 또 다른 실시예에 따르면, 발사체의 위치 산출 장치(110)는 제1 지상국(400A)으로부터 발사체(200)까지의 거리 및 제1 도래각에 기초하여 발사체(200)의 제1 위치를 산출하고, 제2 지상국(400B)으로부터 발사체(200)까지의 거리 및 제2 도래각에 기초하여 발사체의 제2 위치를 산출할 수 있다. 이 때 각 지상국에 대한 '거리' 및 '도래각'을 산출하는 방법은 전술하였으므로, 이에 대한 상세한 설명은 생략한다.
이어서 발사체의 위치 산출 장치(110)는 산출된 제1 위치 및 상기 제2 위치에 기초하여 발사체(200)의 제3 위치를 산출할 수 있다. 이 때 발사체의 위치 산출 장치(110)는 가령 두 위치의 중심점을 제3 위치로 결정할 수 있다.
이상 설명된 본 발명에 따른 실시예는 컴퓨터 상에서 다양한 구성요소를 통하여 실행될 수 있는 컴퓨터 프로그램의 형태로 구현될 수 있으며, 이와 같은 컴퓨터 프로그램은 컴퓨터로 판독 가능한 매체에 기록될 수 있다. 이때, 매체는 컴퓨터로 실행 가능한 프로그램을 저장하는 것일 수 있다. 매체의 예시로는, 하드 디스크, 플로피 디스크 및 자기 테이프와 같은 자기 매체, CD-ROM 및 DVD와 같은 광기록 매체, 플롭티컬 디스크(floptical disk)와 같은 자기-광 매체(magneto-optical medium), 및 ROM, RAM, 플래시 메모리 등을 포함하여 프로그램 명령어가 저장되도록 구성된 것이 있을 수 있다.
한편, 상기 컴퓨터 프로그램은 본 발명을 위하여 특별히 설계되고 구성된 것이거나 컴퓨터 소프트웨어 분야의 당업자에게 공지되어 사용 가능한 것일 수 있다. 컴퓨터 프로그램의 예에는, 컴파일러에 의하여 만들어지는 것과 같은 기계어 코드뿐만 아니라 인터프리터 등을 사용하여 컴퓨터에 의해서 실행될 수 있는 고급 언어 코드도 포함될 수 있다.
본 발명에서 설명하는 특정 실행들은 일 실시 예들로서, 어떠한 방법으로도 본 발명의 범위를 한정하는 것은 아니다. 명세서의 간결함을 위하여, 종래 전자적인 구성들, 제어 시스템들, 소프트웨어, 상기 시스템들의 다른 기능적인 측면들의 기재는 생략될 수 있다. 또한, 도면에 도시된 구성 요소들 간의 선들의 연결 또는 연결 부재들은 기능적인 연결 및/또는 물리적 또는 회로적 연결들을 예시적으로 나타낸 것으로서, 실제 장치에서는 대체 가능하거나 추가의 다양한 기능적인 연결, 물리적인 연결, 또는 회로 연결들로서 나타내어질 수 있다. 또한, “필수적인”, “중요하게” 등과 같이 구체적인 언급이 없다면 본 발명의 적용을 위하여 반드시 필요한 구성 요소가 아닐 수 있다.
따라서, 본 발명의 사상은 상기 설명된 실시예에 국한되어 정해져서는 아니 되며, 후술하는 특허청구범위뿐만 아니라 이 특허청구범위와 균등한 또는 이로부터 등가적으로 변경된 모든 범위는 본 발명의 사상의 범주에 속한다고 할 것이다.
100: 관제센터
110: 발사체의 위치 산출 장치
111: 제어부
112: 메모리
200: 발사체
300: 발사대
400A, 400B, 400C : 지상국

Claims (20)

  1. 발사체가 송신한 신호의 도달시간 및 상기 발사체의 도래각에 기초하여 상기 발사체의 위치를 산출하는 방법에 있어서
    상기 발사체가 상기 신호를 전송한 시점 및 지상국이 상기 신호를 수신한 시점 간의 차이인 도달시간을 산출하고, 상기 도달시간에 기초하여 상기 발사체와 상기 지상국 간의 거리를 산출하는 단계;
    상기 발사체로부터 수신된 신호의 방위각 및 고각을 포함하는 도래각을 산출하는 단계; 및
    상기 거리 및 상기 도래각에 기초하여 상기 발사체의 위치를 산출하는 단계;를 포함하는, 발사체의 위치 산출 방법.
  2. 제1 항에 있어서
    상기 발사체는
    소정의 시간 간격마다 신호를 상기 지상국으로 전송하고,
    상기 지상국과 상기 발사체 사이의 거리가 일정할 때
    상기 거리를 산출하는 단계는
    상기 거리에 기초하여 상기 발사체가 제1 신호를 전송한 전송시점을 산출하는 단계; 및
    상기 발사체가 전송한 하나 이상의 제2 신호에 기초하여, 상기 시간 간격을 확인하는 단계;를 포함하는, 발사체의 위치 산출 방법.
  3. 제2 항에 있어서
    상기 지상국과 상기 발사체 사이의 거리가 일정하지 않을 때
    상기 거리를 산출하는 단계는
    상기 발사체가 전송한 제3 신호의 순번, 상기 시간 간격 및 상기 제1 신호의 전송시간에 기초하여 상기 발사체가 상기 제3 신호를 전송한 전송시점을 산출하는 단계;
    상기 제3 신호를 전송한 전송시점 및 상기 지상국이 상기 제3 신호를 수신한 시점간의 차이인 도달시간을 산출하는 단계; 및
    상기 도달시간에 기초하여 상기 발사체와 상기 지상국 간의 거리를 산출하는 단계;를 더 포함하는, 발사체의 위치 산출 방법.
  4. 제1 항에 있어서
    상기 발사체는
    소정의 시간 간격마다 상기 신호를 상기 지상국으로 전송하고,
    상기 신호는
    전송 순서에 따른 순번 정보를 포함하는, 발사체의 위치 산출 방법.
  5. 제1 항에 있어서
    상기 도래각을 산출하는 단계는
    상기 발사체의 방향으로 안테나를 조정하는 단계; 및
    상기 조정된 안테나를 통해 수신되는 신호의 레벨이 기 설정된 안정 레벨 이상인 경우의 안테나의 각도를 상기 도래각으로 결정하는 단계;를 포함하는, 발사체의 위치 산출 방법.
  6. 제1 항에 있어서
    상기 발사체의 위치를 산출하는 단계는
    3차원 공간상에서 상기 도래각 방향으로의 직선 상의 점 중, 상기 지상국의 위치로부터 상기 발사체와 상기 지상국 간의 거리만큼 떨어진 위치의 지점을 상기 발사체의 위치로 산출하는, 발사체의 위치 산출 방법.
  7. 제1 항에 있어서
    상기 지상국은 복수이고,
    상기 도래각을 산출하는 단계는
    제1 지상국에 대한 제1 도래각 및 제2 지상국에 대한 제2 도래각을 산출하는, 발사체의 위치 산출 방법.
  8. 제7 항에 있어서
    상기 발사체의 위치를 산출하는 단계는
    상기 제1 지상국에 대한 상기 거리 및 상기 제1 도래각에 기초하여 상기 발사체의 제1 위치를 산출하는 단계;
    상기 제1 도래각에 대응되는 제1 평면과 상기 제2 도래각에 대응되는 제2 평면의 교선을 산출하는 단계;
    3차원 공간상에서 상기 제2 도래각 방향의 직선으로 상기 제2 지상국의 위치를 지나는 직선과 상기 교선의 교점을 산출하고, 상기 교점을 상기 발사체의 제2 위치로 산출하는 단계; 및
    상기 제1 위치 및 상기 제2 위치에 기초하여 상기 발사체의 제3 위치를 산출하는 단계;를 포함하는, 발사체의 위치 산출 방법.
  9. 제7 항에 있어서
    상기 발사체의 위치를 산출하는 단계는
    상기 제1 지상국에 대한 상기 거리 및 상기 제1 도래각에 기초하여 상기 발사체의 제1 위치를 산출하는 단계;
    상기 제2 지상국에 대한 상기 거리 및 상기 제2 도래각에 기초하여 상기 발사체의 제2 위치를 산출하는 단계; 및
    상기 제1 위치 및 상기 제2 위치에 기초하여 상기 발사체의 제3 위치를 산출하는 단계;를 포함하는, 발사체의 위치 산출 방법.
  10. 컴퓨터를 이용하여 제1 항 내지 제9 항 중 어느 한 항의 방법을 실행하기 위하여 매체에 저장된 컴퓨터 프로그램.
  11. 발사체가 송신한 신호의 도달시간 및 상기 발사체의 도래각에 기초하여 상기 발사체의 위치를 산출하는 장치에 있어서, 상기 장치는 제어부를 포함하고,
    상기 제어부는
    상기 발사체가 상기 신호를 전송한 시점 및 지상국이 상기 신호를 수신한 시점 간의 차이인 도달시간을 산출하고,
    상기 도달시간에 기초하여 상기 발사체와 상기 지상국 간의 거리를 산출하고,
    상기 발사체로부터 수신된 신호의 방위각 및 고각을 포함하는 도래각을 산출하고,
    상기 거리 및 상기 도래각에 기초하여 상기 발사체의 위치를 산출하는, 발사체의 위치 산출 장치.
  12. 제11 항에 있어서
    상기 발사체는
    소정의 시간 간격마다 신호를 상기 지상국으로 전송하고,
    상기 지상국과 상기 발사체 사이의 거리가 일정할 때
    상기 제어부는
    상기 거리에 기초하여 상기 발사체가 제1 신호를 전송한 전송시점을 산출하고,
    상기 발사체가 전송한 하나 이상의 제2 신호에 기초하여 상기 시간 간격을 확인하는, 발사체의 위치 산출 장치.
  13. 제12 항에 있어서
    상기 지상국과 상기 발사체 사이의 거리가 일정하지 않을 때
    상기 제어부는
    상기 발사체가 전송한 제3 신호의 순번, 상기 시간 간격 및 상기 제1 신호의 전송시간에 기초하여 상기 발사체가 상기 제3 신호를 전송한 전송시점을 산출하고,
    상기 제3 신호를 전송한 전송시점 및 상기 지상국이 상기 제3 신호를 수신한 시점간의 차이인 도달시간을 산출하고,
    상기 도달시간에 기초하여 상기 발사체와 상기 지상국 간의 거리를 산출하는, 발사체의 위치 산출 장치.
  14. 제11 항에 있어서
    상기 발사체는
    소정의 시간 간격마다 상기 신호를 상기 지상국으로 전송하고,
    상기 신호는
    전송 순서에 따른 순번 정보를 포함하는, 발사체의 위치 산출 장치.
  15. 제11 항에 있어서
    상기 제어부는
    상기 발사체의 방향으로 안테나를 조정하고,
    상기 조정된 안테나를 통해 수신되는 신호의 레벨이 기 설정된 안정 레벨 이상인 경우의 안테나의 각도를 상기 도래각으로 결정하는, 발사체의 위치 산출 장치.
  16. 제11 항에 있어서
    상기 제어부는
    3차원 공간상에서 상기 도래각 방향으로의 직선상의 점 중, 상기 지상국의 위치로부터 상기 발사체와 상기 지상국 간의 거리만큼 떨어진 위치의 지점을 상기 발사체의 위치로 산출하는, 발사체의 위치 산출 장치.
  17. 제11 항에 있어서
    상기 지상국은 복수이고,
    상기 제어부는
    제1 지상국에 대한 제1 도래각 및 제2 지상국에 대한 제2 도래각을 산출하는, 발사체의 위치 산출 장치.
  18. 제17 항에 있어서
    상기 제어부는
    상기 제1 지상국에 대한 상기 거리 및 상기 제1 도래각에 기초하여 상기 발사체의 제1 위치를 산출하고,
    상기 제1 도래각에 대응되는 제1 평면과 상기 제2 도래각에 대응되는 제2 평면의 교선을 산출하고,
    3차원 공간상에서 상기 제2 도래각 방향의 직선으로 상기 제2 지상국의 위치를 지나는 직선과 상기 교선의 교점을 산출하고, 상기 교점을 상기 발사체의 제2 위치로 산출하고,
    상기 제1 위치 및 상기 제2 위치에 기초하여 상기 발사체의 제3 위치를 산출하는, 발사체의 위치 산출 장치.
  19. 제17 항에 있어서
    상기 제어부는
    상기 제1 지상국에 대한 상기 거리 및 상기 제1 도래각에 기초하여 상기 발사체의 제1 위치를 산출하고,
    상기 제2 지상국에 대한 상기 거리 및 상기 제2 도래각에 기초하여 상기 발사체의 제2 위치를 산출하고,
    상기 제1 위치 및 상기 제2 위치에 기초하여 상기 발사체의 제3 위치를 산출하는, 발사체의 위치 산출 장치.
  20. 발사체가 송신한 신호의 도달시간 및 상기 발사체의 도래각에 기초하여 상기 발사체의 위치를 산출하는 시스템에 있어서,
    소정의 시간 간격마다 신호를 지상국으로 전송하는 발사체;
    상기 발사체의 방향으로 조정되는 안테나를 포함하고, 상기 발사체로부터 신호를 수신하는 지상국; 및
    상기 발사체가 상기 신호를 전송한 시점 및 지상국이 상기 신호를 수신한 시점 간의 차이인 도달시간을 산출하고, 상기 도달시간에 기초하여 상기 발사체와 상기 지상국 간의 거리를 산출하고,
    상기 발사체로부터 수신된 신호의 방위각 및 고각을 포함하는 도래각을 산출하고,
    상기 거리 및 상기 도래각에 기초하여 상기 발사체의 위치를 산출하는 발사체의 위치를 산출 장치;를 포함하는, 발사체의 위치 산출 시스템.
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20210026192A (ko) * 2019-08-29 2021-03-10 한국항공우주연구원 위치 추적 시스템을 시험하는 장치 및 방법
JP2021059190A (ja) * 2019-10-04 2021-04-15 川崎重工業株式会社 位置推定システム及び位置推定方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001056372A (ja) * 1999-08-18 2001-02-27 Hiroshi Nobusato 飛行体の位置確認装置
JP2004317157A (ja) * 2003-04-11 2004-11-11 National Institute Of Information & Communication Technology 電波発信源特定方法とその装置、システム
KR20090088190A (ko) * 2008-02-14 2009-08-19 영남대학교 산학협력단 두 개의 기지국 신호를 사용하여 ＡｏＡ방식과ＴｏＡ방식을 결합한 위치 측위 방법
KR101502550B1 (ko) * 2014-12-04 2015-03-12 엘아이지넥스원 주식회사 타겟의 이동 여부를 고려하여 타겟을 추적하기 위한 방법

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001056372A (ja) * 1999-08-18 2001-02-27 Hiroshi Nobusato 飛行体の位置確認装置
JP2004317157A (ja) * 2003-04-11 2004-11-11 National Institute Of Information & Communication Technology 電波発信源特定方法とその装置、システム
KR20090088190A (ko) * 2008-02-14 2009-08-19 영남대학교 산학협력단 두 개의 기지국 신호를 사용하여 ＡｏＡ방식과ＴｏＡ방식을 결합한 위치 측위 방법
KR101502550B1 (ko) * 2014-12-04 2015-03-12 엘아이지넥스원 주식회사 타겟의 이동 여부를 고려하여 타겟을 추적하기 위한 방법

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20210026192A (ko) * 2019-08-29 2021-03-10 한국항공우주연구원 위치 추적 시스템을 시험하는 장치 및 방법
JP2021059190A (ja) * 2019-10-04 2021-04-15 川崎重工業株式会社 位置推定システム及び位置推定方法

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