KR20190095296A

KR20190095296A - 로켓 구성의 자동 결정

Info

Publication number: KR20190095296A
Application number: KR1020197017063A
Authority: KR
Inventors: 데이빗 제이. 쇼어; 매튜 다미아노; 제임스 에이치. 스틴슨
Original assignee: 배 시스템즈 인포메이션 앤드 일렉트로닉 시스템즈 인티크레이션, 인크.
Priority date: 2016-11-21
Filing date: 2017-11-20
Publication date: 2019-08-14
Also published as: US10371494B2; US20180142997A1; EP3541702B1; KR102035631B1; JP6633253B1; WO2018140124A2; WO2018140124A3; AU2017396506B2; SA519401820B1; JP2020504280A; EP3541702A2; EP3541702A4; AU2017396506A1

Abstract

로켓 모터 번 아웃 및 온도 동안 가속도에 기초한 로켓 구성의 자동 결정을위한 기술이 제공된다. 로켓 구성은 로켓에 부착된 탄두의 클래스와 관련이 있다. 실시예에 따른 기술을 구현하는 방법은 로켓의 비행과 관련된 시구간 동안 로켓의 가속도를 측정하는 단계를 포함한다. 이 방법은 또한 로켓 모터 번 아웃의 시작과 관련된 측정된 가속도와 로켓 모터 번 아웃의 종료와 관련된 측정된 가속도 사이의 가속도 차이를 계산하는 단계를 포함한다. 이 방법은 로켓의 내부 온도를 측정하고 측정된 온도에 기초하여 델타 가속도 임계값을 선택하는 단계를 더 포함한다. 이 방법은 로켓 구성을 추정하기 위해, 계산된 가속도 차이를 선택된 델타 가속도 임계값과 비교하는 단계를 더 포함한다. 추정된 로켓 구성은 오토파일럿 파라미터를 선택하기 위해 유도 및 제어 회로에 의해 사용된다.

Description

로켓 구성의 자동 결정

본 출원은 2016년 11월 21일에 출원된 미국 특허 출원 제15/357,407호의 우선권을 주장하며 이것은 그 전체가 참조로서 본 명세서 포함된다.

본 발명은 로켓 구성의 자동 결정(automated determination)에 관한 것으로, 구체적으로는 가속도 및 온도의 측정에 기초한 로켓 구성의 자동 결정에 관한 것이다.

로켓은 종종 서로 다른 유형 또는 클래스(class)의 탄두(warhead)를 운반하기 위한 능력을 갖도록 설계된다. 임무의 구체적인 요구사항에 기초한 선택에 따라, 탄두는 임무가 시작될 때나 발사 전에 언제든지 로켓에 상호 교환 가능하게 부착될 수 있다. 탄두의 각 클래스는 전형적으로, 예를 들어 질량 및 공기역학 특성과 같은 상이한 물리적 특성을 나타낼 것이다. 또한, 구성 및 옵션에 대한 광범위한 표준 없이 다양한 소스에서 나온 많은 다른 탄두가 있다. 비행 파라미터는 이러한 특성에 의존하므로, 로켓 유도 및 제어 시스템은 탄두가 부착되었는지 여부를 결정할 필요가 있다. 이러한 문제의 한 가지 해결수단은 로켓에 추가 외부 스위치를 제공하는 것이며(또는 기존 스위치의 용도 변경), 이 스위치는 탄두를 로켓에 구성하는 사람에 의해 설정될 수 있다. 스위치 설정은 탄두를 식별할 수 있으므로 로켓 구성을 정의할 수 있다. 그러나, 이러한 접근은 제공되는 각각의 추가 스위치가 운영자 오류의 가능성을 증가시키며, 기존 스위치의 용도 변경은 그 스위치와 관련된 일부 기능이 손실될 수 있기 때문에 바람직하지 않다. 또한, 그러한 접근법은 수동 조작을 필요로 하며, 특히 전투 상황 중에 그러한 수동 기술을 최소화하는 것이 일반적으로 바람직하다.

본 발명의 일 실시예는 로켓 구성의 결정을 위한 프로세서 구현 방법을 제공한다. 이 방법은 로켓의 비행과 관련된 시구간 동안 로켓의 가속도를 측정하는 단계를 포함한다. 이 방법은 또한 이하에서 더 상세히 설명되는 바와 같이, 로켓 모터 번 아웃(burn-out)의 시작과 관련된 측정된 가속도와 로켓 모터 번 아웃의 종료와 관련된 측정된 가속도 사이의 가속도 차이를 계산하는 단계를 포함한다. 이 방법은 로켓의 내부 온도를 측정하고 측정된 온도에 기초하여 델타 가속도 임계값을 선택하는 단계를 더 포함한다. 본 발명에 비추어 알 수 있는 바와 같이, 주어진 로켓에 대한 델타 가속도 임계값은 그 로켓에 대해, 로켓 모터 번 아웃의 시작과 관련된 측정된 가속도와 로켓 모터 번 아웃의 종료와 관련된 측정된 가속도 사이의 가속도 차이를 지칭한다. 본 발명에 비추어 더욱 이해되는 바와 같이, 주어진 로켓의 내부 온도는 그 로켓에 대해 대응하는 델타 가속도 임계값과 독특하게 비교적 잘 관련된다. 따라서, 온도가 알려지면, 예측된 델타 가속도 임계값이 찾아질 수 있거나 식별될 수 있다. 이 방법은 로켓 구성을 추정하기 위해 계산된 가속도 차이를 선택된 델타 가속도 임계값과 비교하는 단계를 더 포함한다. 추정된 로켓 구성은 로켓에 대한 오토파일럿(autopilot) 파라미터를 선택하기 위해 유도 및 제어 회로에 의해 사용된다.

본 발명의 다른 예시적인 실시예는 로켓 구성의 결정을 위한 시스템을 제공한다. 이 시스템은 로켓의 비행과 관련하여 시구간 동안 로켓의 가속도를 측정하도록 구성된 가속도계를 포함한다. 이 시스템은 또한 로켓 모터 번 아웃의 시작과 관련된 측정된 가속도와 로켓 모터 번 아웃의 종료와 관련된 측정된 가속도 사이의 가속도 차이를 계산하도록 구성된 델타 계산 회로를 포함한다. 이 시스템은 로켓의 내부 온도를 측정하도록 구성된 온도 센서와 측정된 내부 온도에 기초하여 델타 가속도 임계값을 선택하도록 구성된 임계값 선택 회로를 더 포함한다. 이 시스템은 로켓 구성을 추정하기 위해 계산된 가속도 차이를 선택된 델타 가속도 임계값과 비교하도록 구성된 비교기 회로를 더 포함한다.

본 발명의 또 다른 예시적인 실시예는, 하나 이상의 프로세서에 의해 실행되는 경우, 로켓 구성의 결정을 위한 작동을 초래하는 인코딩된 명령을 갖는 컴퓨터 판독 가능 저장 매체를 제공한다. 이 작동은 로켓의 비행과 관련하여 시구간 동안 로켓의 가속도를 측정하는 단계를 포함한다. 이 작동은 또한 로켓 모터 번 아웃의 시작과 관련된 측정된 가속도와 로켓 모터 번 아웃의 종료와 관련된 측정된 가속도 사이의 가속도 차이를 계산하는 단계를 포함한다. 이 작동은 로켓의 내부 온도를 측정하고 측정된 온도에 기초하여 델타 가속도 임계값을 선택하는 단계를 더 포함한다. 이 작동은 로켓 구성을 추정하기 위해 계산된 가속도 차이를 선택된 델타 가속도 임계값과 비교하는 단계를 더 포함한다. 추정된 로켓 구성은 로켓에 대한 오토파일럿 파라미터를 선택하기 위해 유도 및 제어 회로에 의해 사용된다.

청구된 주제의 실시예의 특징 및 이점은 다음의 상세한 설명이 진행됨에 따라 명백해질 것이며, 동일한 도면 부호는 유사한 부분을 나타내는 도면을 참조한다.
도 1은 본 명세서에 개시된 특정 실시예에 따라 구성된 로켓의 컴포넌트를 도시한다.
도 2는 본 명세서에 개시된 특정 실시예에 따른 로켓 비행 경로의 세그먼트를 도시한다.
도 3은 본 명세서에 개시된 특정 실시예에 따른 2개의 로켓 구성에 대한 로켓 가속도 대 시간 및 온도의 플롯을 도시한다.
도 4는 본 명세서에 개시된 특정 실시예에 따른 상이한 온도에서 2개의 로켓 구성에 대한 델타 가속도의 히스토그램을 도시한다.
도 5는 본 명세서에 개시된 특정 실시예에 따라 구성된 로켓 구성 결정 시스템의 보다 상세한 블록도이다.
도 6은 본 명세서에 개시된 특정 실시예에 따른 로켓 저크(jerk) 대 시간 및 온도의 플롯을 도시한다.
도 7은 본 명세서에 개시된 특정 실시예에 따라 구성된 다른 로켓 구성 결정 시스템의 보다 상세한 블록도이다.
도 8은 본 명세서에 개시된 특정 실시예에 따른 로켓 구성의 결정을 위한 방법을 도시한 흐름도이다.
도 9는 본 명세서에 개시된 특정 실시예에 따라 구성된 로켓 구성을 결정하도록 구성된 시스템 플랫폼을 개략적으로 도시한 블록도이다.
다음의 상세한 설명은 예시적인 실시예를 참조하여 진행하지만, 많은 대안, 수정 및 변형이 당업자에게 명백할 것이다.

일반적으로, 본 개시는, 예를 들어 탄두의 유형 또는 클래스를 포함하는 로켓의 구성의 자동 결정을 위한 기술을 제공한다. 그 결정은 비행 중에 그리고 인간 개입 없이 행해질 수 있다. 그 결정은 로켓 모터의 번 아웃(burn-out) 단계 중에 로켓 가속도 및 온도의 측정에 기초한다. 서로 다른 유형의 로켓 탄두는 피크 가속도, 속도 및 대기 항력에서 큰 차이를 보이는 질량 및 공기역학적 특성에서 크게 달라질 수 있다. 발사 조건은 또한 이러한 변수에 영향을 줄 수 있지만, 그러나 자동화된 탄두 결정에 대해서는, 스스로, 적합하지 않게 만든다. 그러나, 개시된 기술은 로켓 모터 번 아웃 바로 전후에 항력이 비교적 일정하게 유지된다는 사실을 이용하므로, 번 아웃 중에 로켓의 측정된 감속도는 주어진 유형의 탄두(주어진 온도에서)에 대해 비교적 일정하게 유지되고 탄두 유형의 추정을 위해 사용될 수 있다. 로켓이라는 용어의 사용은 정밀 유도 군수품의 임의의 형태를 커버하기 위한 것임을 이해해야 한다.

실시예에 따르면, 개시된 기술들은 예를 들어 컴퓨팅 시스템 또는 그러한 시스템에 의해 실행 가능하거나 그렇지 않으면 제어 가능한 소프트웨어 제품에서 구현될 수 있다. 컴퓨팅 시스템은 로켓에 탑재되거나 외부 컴퓨팅 시스템과 통신할 수 있다. 시스템 또는 제품은 로켓의 비행과 관련된 시구간 동안 로켓의 가속도를 측정하도록 구성된다. 시스템은 또한 로켓 모터 번 아웃의 시작과 관련하여 측정된 가속도와 로켓 모터 번 아웃의 종료와 관련하여 측정된 가속도 사이의 가속도 차이를 계산하도록 구성된다. 시스템은 로켓의 내부 온도를 측정하고 측정된 내부 온도에 기초하여 델타 가속도 임계값을 선택하도록 추가로 구성된다. 측정된 온도에서 로켓 모터의 번 아웃 단계 동안의 로켓의 델타 가속도에 기초하여 로켓 구성을 추정하기 위해, 시스템은 계산된 가속도 차이를 선택된 델타 가속도 임계값과 비교하도록 추가로 구성된다.

본 개시에 비추어 이해될 수 있는 바와 같이, 본 명세서에서 제공되는 기술은, 특히 스트레스가 많은 전투 상황 하에서 조작자의 실수를 받기 쉬운 외부의 수동 스위치에 대한 요구사항 없이 로켓 구성의 자동 결정을 제공할 수 있다. 개시된 기술은 또한 가속도계, 온도 센서 및 처리 회로를 포함하는 비교적 저비용의 컴포넌트를 사용하여 효율적인 방식으로 복잡성을 감소시키도록 구현될 수 있다. 또한, 이들 기술 중 적어도 일부는 하드웨어 또는 소프트웨어 또는 이들의 조합으로 구현될 수 있다.

도 1은 본 명세서에서 개시된 특정 실시예에 따라 구성된 로켓(100)의 컴포넌트를 도시한다. 유도 군수품인, 로켓 또는 미사일(100)은 모터(102), 유도 및 제어 시스템(104) 및 탄두(108)를 포함하는 것으로 도시되어 있다. 유도 및 제어 시스템(104)은 구성 결정 시스템(106)을 더 포함하는 것으로 도시된다. 모터(102)는, 로켓이 가속하도록 로켓을 위한 추진력을 제공하기 위해, 발사시에 점화되고 소모될 때까지 연소되는(예를 들면, 번 아웃) 연료를 포함한다. 일반적으로 모터 섹션의 꼭대기에 위치하는 유도 및 제어 시스템(104)은 제어 회로 및 의도된 타깃을 향해 로켓을 유도하도록 구성된 관련 컴포넌트를 포함한다. 일반적으로 로켓 어셈블리의 상부에 부착되는 탄두(108)는 폭발물을 제공한다. 다양한 파괴 능력을 갖는 상이한 구성을 제공하기 위해 상이한 유형 또는 클래스의 탄두(108)가 로켓에 실장될 수 있다. 이들 상이한 탄두는 일반적으로 다양한 질량과 공기역학적 특성을 갖는다.

일부 실시예에서, 구성 결정 시스템(106)은 유도 및 제어 시스템(104)에 통합될 수 있고, 로켓 구성(예를 들어, 탄두의 유형)의 자동 결정을 제공하도록 구성된다. 그 판정은 모터의 번 아웃 동안의 로켓 가속도 및 온도의 측정에 기초하며, 이하에서 보다 상세하게 설명될 것이다.

도 2는 본 명세서에서 개시된 특정 실시예에 따른 로켓 비행 경로의 세그먼트를 도시한다. 로켓(100)은 예를 들어 고정 날개 또는 회전 날개 항공기와 같은 플랫폼(200)으로부터 발사되고, 의도된 타킷(210)을 향해 이동한다. 로켓 모터 섹션(102)이 연소함에 따라, 로켓은 모터가 번 아웃될 때까지 계속되는 가속 단계(202)를 통해 가속된다. 모터가 번 아웃되는 시점에서, 로켓은 추진력이 중단되고 대기 항력이 로켓에 작용하는 주요 힘이 됨에 따라 가속에서 감속으로 급속한 전이(번 아웃 단계(204))를 겪는다. 그 후, 로켓은 감속이 끝나고 로켓이 타깃까지 유도되는 (예를 들어, 비행 표면의 조작을 통해) 최종 단계(206)로 진입한다.

도 3은 본 명세서에서 개시된 특정 실시예에 따른 2개의 로켓 구성에 대한 로켓 가속도 대 시간 및 온도의 플롯(plot)을 도시한다. 이 플롯은 g's(g-force)에서의 로켓 가속도 대 밀리 초 단위의 시간을 나타낸다. 음의 가속도 값은 감속을 나타낸다. 상단 그래프는 섭씨 63도의 온도 조건(로켓 내부)에 대응하고, 하단 그래프는 섭씨 -43도의 온도에 대응한다. 먼저 상단 그래프를 주목하면, 로켓 가속도는 두 가지 상이한 유형의 탄두의 경우에 대해 도시된다. 이 예에서 하나의 플롯(302)은 M151 탄두에 대응하고, 다른 플롯(304)은 M282 탄두에 대응한다. 이들 특정 탄두는 예시적인 예로서 사용되며 본 명세서에서 개시된 기술은 다른 유형의 탄두 또는 페이로드에도 적용 가능하다는 것을 알 수 있을 것이다.

알 수 있는 바와 같이, 가속도에서의 급격한 감소가 모터 번 아웃 단계(204) 동안 발생한 후에, 가속 단계(202) 동안 연료가 연소함에 따라, 탄두 유형 모두에 대해 로켓 가속도가 증가한다. 피크 로켓 가속도는 질량, 발사 플랫폼의 유형, 고도, 발사 플랫폼 속도 및 기타 여러 요인에 따라 크게 달라질 수 있으므로, 주어진 온도에서 특정 클래스의 탄두에 대해 번 아웃이 끝날 때의 가속도 변화는 비교적 일정하게 유지된다. 단계 204 동안, 가속도 또는 델타 가속도는 각 탄두 유형에 대해 표시되고, 306은 탄두 M151에 대해, 308은 탄두 M282에 대해 표시된다. 보시다시피, 더 무거운 탄두인 M282가 더 작은 델타 가속도와 관련된다.

이제 아래의 그래프를 참조하면, 동일한 정보가 저온의 경우에 대해 제시된다. 여기서, 플롯(312)은 M151에 대응하고 플롯(314)은 M282에 대응한다. 알 수있는 바와 같이, 델타 가속도 값(316 및 318)은 저온에서 감소되지만, 그러나 M282는 여전히 M151에 비해 더 작은 델타 가속도와 관련된다.

도 4는 본 명세서에서 개시된 특정 실시예에 따라 상이한 온도에서 2개의 로켓 구성에 대한 델타 가속도의 히스토그램을 도시한다. 알 수 있는 바와 같이, 상단 그래프와 하단 그래프를 비교하면, 내부 로켓 온도는 델타 가속도 값에 영향을 미친다. 그러나, 이러한 값은 로켓 구성(예를 들어, 탄두 유형)에 대응하는 상대적으로 구별되는 그룹으로 묶여 있다. 예를 들어, 클러스터(402)(M282 탄두 용)는 클러스터(404)(M151 용) 탄두와 잘 분리되어 있다. 이러한 예에서, 약 68 g's의 델타 가속도 임계값(406)이 탄두를 분류하는 데 사용될 수 있다. 동일한 상황이 하단 그래프에서의 저온 예에서 존재하며, 여기서 클러스터(412)(M282 탄두용)는 클러스터(414)로부터 잘 분리되어 있고, 56 g's의 델타 가속도 임계값(416)이 분류를 위해 채택될 수 있다. 따라서, 온도에 대한 지식이 주어진다면, 적절한 델타 가속도 임계값은 탄두 유형의 자동 결정을 제공하기 위해 선택될 수 있다.

도 5는 본 명세서에서 개시된 특정 실시예에 따라 구성된 로켓 구성 결정 시스템(106a)의 보다 상세한 블록도이다. 로켓 구성은 로켓에 부착된 탄두의 클래스와 관련이 있다. 로켓 구성 결정 시스템(106a)은 가속도계(502), 래칭 회로(latching circuit)(504), 델타 계산 회로(506), 온도 센서(508), 임계값 선택 회로(510) 및 비교기 회로(512)를 포함하는 것으로 도시된다.

가속도계(502)는 발사 후 로켓의 비행과 관련된 시구간 동안 로켓의 가속도(예를 들어, 이동 방향을 따른 축 가속도)를 측정하도록 구성된다. 래칭 회로(504)는 측정된 가속도의 최대 및 후속 최소값을 결정하도록 구성된다. 예를 들어, 래칭 회로는 이들 값을 검출하여 "최대 유지"및 "최소 유지"로 저장할 수 있다. 일부 실시예에서, 래칭 회로는 최대 가속도 후 선택된 시구간 내에 후속의 최소 가속도를 검출하도록 추가로 구성될 수 있다.

델타 계산 회로(506)는 로켓 모터 번 아웃의 시작과 관련되어 측정된 가속도와 로켓 모터 번 아웃의 종료와 관련되어 측정된 가속도 사이의 가속도 차이를 계산하도록 구성된다. 일부 실시예에서, 델타 계산 회로는 최대 가속도와 최소 가속도 사이의 이러한 가속도 차이(예를 들어, 최대 홀드 값 - 최소 홀드 값)을 계산하도록 구성된다.

온도 센서(508)는 로켓의 내부 온도를 측정하도록 구성된다. 일부 실시예에서, 온도 센서는 로켓의 유도 및 제어 회로 모듈 내의 내부 온도 측정값을 획득하는데, 이는 연료 연소 레이트(fuel burn rate) 특성과 관련된 로켓의 온도를 나타낼 수 있다. 일부 실시예에서, 온도는 로켓 내의 임의의 다른 적절한 위치에서 획득될 수 있다.

임계값 선택 회로(510)는 측정된 내부 온도에 기초하여 델타 가속도 임계값을 선택하도록 구성된다. 예를 들어, 일부 실시예에서, 데이터 베이스 또는 룩업 테이블은 관심있는 특정 로켓 구성에 대한 온도의 함수로서 델타 가속도 임계값을 저장하기 위해 사용될 수 있다. 비교기 회로(512)는 로켓 구성을 추정하기 위해 계산된 가속도 차이를 선택된 델타 가속도 임계값과 비교하도록 구성된다. 일부 실시예에서, 그 후에 추정된 로켓 구성은 비행의 나머지 부분에 대한 오토파일럿(autopilot) 파라미터를 선택할 수 있게 하기 위해 로켓 유도 및 제어 시스템/회로 (104)에 제공될 수 있다. 그러한 파라미터는, 예를 들어, 마하 속도 및 적어도 부분적으로 탄두의 유형에 의해 결정되는 로켓의 동압력(dynamic pressur) 추정에 의존할 수 있다.

도 6은 본 명세서에서 개시된 특정 실시예에 따른 로켓 저크(rocket jerk) 대 시간 및 온도의 플롯을 도시한다. 본 명세서에서 로켓 가속도의 1차 도함수로 정의되는 로켓 저크 신호는 가속도의 변화를 시간의 함수(예를 들어 초당 g's)로 나타내며, 일부 실시예에서, 이하 보다 상세하게 설명될, 모터 번 아웃 단계의 식별에 유용할 수 있다. 저크 신호(602, 612)는 모터 번 아웃 단계(204) 동안 비교적 급격한 딥(dip)을 겪도록 이들 플롯에서 보여질 수 있다. 그러한 저크 임계값(604, 614)은 모터 번 아웃 단계(204)를 결정하도록 선택될 수 있다.

도 7은 본 명세서에서 개시된 특정 실시예에 따라 구성된 다른 로켓 구성 결정 시스템(106b)의 보다 상세한 블록도이다. 로켓 구성 결정 시스템(106b)은 로켓 저크 신호를 사용하도록 구성되며, 가속도계(502), 미분기 회로(differentiator circuit)(702), 트리거 회로(704), 적분 회로(706), 온도 센서(508), 임계값 선택 회로(510) 및 비교기 회로(512)를 포함하도록 예시된다.

가속도계(502)는, 전술한 바와 같이, 발사 후 비행 이동 시간에 대한 로켓의 가속도를 측정하도록 구성된다. 미분기 회로(702)는 저크 신호(602, 612)를 생성하기 위해 측정된 가속도의 1차 도함수를 계산하도록 구성된다.

트리거 회로(704)는 선택된 저크 임계값(604, 614) 아래로 감소하는 저크 신호에 기초하여 로켓 모터 번 아웃의 시작과 관련된 제1 시간을 결정하도록 구성된다. 트리거 회로는 선택된 저크 임계값 이상으로 증가하는 저크 신호에 기초하여 로켓 모터 번 아웃의 종료와 관련된 제2 후속 시간을 결정하도록 추가로 구성된다.

로켓 모터 번 아웃과 관련된 가속도 차이 또는 델타 가속도를 추정하기 위해, 적분 회로(706)는 저크 신호가 임계값 아래인 경우 제1 시간과 제2 시간 사이의 저크 신호를 적분하도록 구성된다.

전술한 바와 같이, 온도 센서(508)는 로켓의 내부 온도를 측정하도록 구성되고, 임계값 선택 회로(510)는 측정된 내부 온도에 기초하여 델타 가속도 임계값을 선택하도록 구성된다. 비교기 회로(512)는 로켓 구성을 추정하기 위해 계산된 가속도 차이를 선택된 델타 가속도 임계값과 비교하도록 구성된다. 일부 실시예에서, 그 다음, 비행의 나머지 부분에 대한 오토파일럿 파라미터를 선택할 수 있게 하기 위해, 추정된 로켓 구성은 로켓 유도 및 제어 시스템/회로(104)에 제공된다.

방법론(Methodology)

도 8은 본 발명의 실시예에 따른 로켓 구성의 결정을 위한 예시적인 방법(800)을 나타내는 흐름도이다. 알 수 있는 바와 같이, 예시적인 방법(800)은 다수의 단계 및 서브 프로세스를 포함하며, 그 시퀀스는 실시예마다 다를 수 있다. 그러나, 집합적으로 고려되는 경우, 이들 단계 및 서브 프로세스는 본 명세서에서 개시된 특정 실시예에 따른 자동 로켓 구성 결정을 위한 프로세스를 형성한다. 이들 실시예는, 예를 들어 상기한 도 5 및 도 7에 도시된 시스템 구조를 사용하여 구현될 수 있다. 그러나, 본 개시 내용에 비추어 명백한 바와 같이, 다른 시스템 구조가 다른 실시예에서 사용될 수 있다. 이를 위해, 도 8에 도시된 다양한 기능과 도 5 및 도 7에 도시된 특정 컴포넌트와의 상관관계는 임의의 구조적 및/또는 사용상 제한을 함축하는 것으로 의도되지 않는다. 오히려 다른 실시예가, 예를 들어, 다수의 기능이 하나의 시스템에 의해 효과적으로 수행되는 통합의 정도를 변화시키는 것을 포함할 수 있다. 예를 들어, 다른 실시예에서, 단일 모듈은 방법(800)의 모든 기능을 수행하는 데 사용될 수 있다. 따라서, 다른 실시예는 구현의 입도(granularity)에 따라 더 적거나 또는 더 많은 모듈 및/또는 서브 모듈을 가질 수 있다. 다수의 변형 및 대안적인 구성이 본 명세서에 비추어 명백할 것이다.

도 8에 도시된 바와 같이, 일 실시예에서, 로켓 구성 결정을 위한 방법(800)은, 작동(810)에서, 로켓의 비행과 관련된 시구간, 예를 들어 발사에서부터 충격까지 동안 로켓의 가속도를 측정함으로써 시작된다.

작동 820에서, 가속도 차이(또는 델타)는 로켓 모터의 번 아웃의 시작과 관련되어 측정된 가속도와 번 아웃의 종료와 관련되어 측정된 가속도 사이에서 계산된다. 일부 실시예에서, 델타는 최대 가속도와 후속 최소 가속도(예를 들어, 최대 감속도) 사이의 차이로서 추정된다. 일부 실시예에서, 델타는 전술한 바와 같이 가속도의 도함수(예를 들어, 로켓의 가속도 또는 저크의 변화)로부터 추정된다.

다음, 작동 830에서, 온도 측정은, 예를 들어 유도 및 제어 모듈에서 로켓의 내부 영역으로부터 획득된다. 온도는 로켓 연료의 연소 레이트의 지시를 제공하며, 이는 델타 가속도와 로켓 구성 사이의 관계에 차례로 영향을 미친다. 작동(840)에서, 델타 가속도 임계값은 측정된 내부 온도에 기초하여 선택된다.

작동(850)에서, 로켓 구성(예를 들어, 탄두 또는 페이로드의 유형)을 추정하기 위해, 계산된 가속도 차이는 선택된 델타 가속도 임계값과 비교된다. 계산된 가속도 차이가 델타 임계값보다 크면, 한 가지 유형의 탄두가 추정될 수 있고, 그렇지 않으면 대체 유형의 탄두가 가정될 수 있다.

물론, 일부 실시예들에서, 시스템과 관련하여 이전에 설명된 바와 같이 추가 작동들이 수행될 수 있다. 이러한 추가 작동은 예를 들어 오토파일럿 파라미터를 선택할 수 있도록 로켓의 유도 및 제어 회로에 추정된 로켓 구성을 제공하는 것을 포함할 수 있다.

예시 시스템

도 9는, 여기에서 설명된 바와 같이, 로켓의 구성(예를 들어, 탄두 유형)을 결정하도록 구성된 예시 시스템(900)을 도시한다. 일부 실시예에서, 시스템(900)은 로켓의 유도 및 제어 모듈을 관리하거나, 또는 그렇지 않으면 로켓의 유도 및 제어 모듈로 통합될 수 있는 플랫폼(910)을 포함한다.

일부 실시예에서, 플랫폼(910)은 여기에서 설명된 바와 같이, 구성 결정 시스템(106)과 함께, 프로세서(920), 메모리(930), 네트워크 인터페이스(940), 입/출력(I/O) 시스템(950), 가속도계(502), 온도 센서(508) 및 저장 시스템(970)의 임의의 조합을 포함할 수 있다. 추가로 알 수 있는 바와 같이, 버스 및/또는 상호 접속부(992)는 또한 상기에서 열거된 다양한 컴포넌트들 및/또는 도시되지 않은 다른 컴포넌트들 사이의 통신을 허용하기 위해 제공된다. 플랫폼(910)은 네트워크 인터페이스(940)를 통해 네트워크(994)에 결합되어 로켓 상의 다른 컴퓨팅 시스템 및 플랫폼 또는 다른 지상 또는 무선 기반 자원, 예를 들어 무선 통신을 통해 통신할 수있게 한다. 도 9의 블록도에 반영되지 않은 다른 컴포넌트 및 기능은 본 개시에 비추어 명백할 것이며, 다른 실시예가 임의의 특정 하드웨어 구성에 한정되지 않는다는 것이 이해될 것이다.

프로세서(920)는 임의의 적절한 프로세서일 수 있고, 시스템(900)과 관련된 제어 및 처리 작동을 돕기 위해 하나 이상의 코프로세서 또는 제어기를 포함할 수 있다. 일부 실시예에서, 프로세서(920)는 임의의 개수의 프로세서 코어로서 구현될 수 있다. 프로세서(또는 프로세서 코어)는 예를 들어, 마이크로 프로세서, 내장형 프로세서, 디지털 신호 프로세서(DSP), 그래픽 프로세서(GPU), 네트워크 프로세서, 필드 프로그래머블 게이트 어레이 또는 코드를 실행하도록 구성된 다른 장치와 같은 임의 유형의 프로세서일 수 있다. 프로세서는 코어 당 하나 이상의 하드웨어 스레드 컨텍스트(또는 "로직 프로세서")를 포함할 수 있다는 점에서 멀티스레드 코어일 수 있다. 프로세서(920)는 CISC(complex instruction set computer) 또는 RISC(reduced instruction set computer) 프로세서로서 구현될 수 있다.

메모리(930)는 예를 들어 플래시 메모리 및/또는 랜덤 액세스 메모리(RAM)를 포함하는 임의의 적합한 유형의 디지털 스토리지를 사용하여 구현될 수 있다. 일부 실시예에서, 메모리(930)는 당업자에게 공지된 메모리 계층구조 및/또는 메모리 캐시의 다양한 계층을 포함할 수 있다. 메모리(930)는 RAM, DRAM(dynamic RAM) 또는 SRAM(static RAM) 장치와 같은 휘발성 메모리 장치로서 구현될 수 있지만, 이에 한정되는 것은 아니다. 저장 시스템(970)은 하나 이상의 하드 디스크 드라이브(HDD), SSD(solid state drive), USB(universal serial bus) 드라이브, 광학 디스크 드라이브, 테이브 드라이브, 내부 저장 장치, 부착형 저장 장치, 플래시 메모리, 배터리 백업 SDRAM(synchronous DRAM) 및/또는 네트워크 액세스 가능 저장 장치와 같은 비 휘발성 저장 장치로 구현될 수 있으나 이에 한정되지는 않는다. 일부 실시예에서, 저장장치(970)는 다수의 하드 드라이브가 포함되는 경우 중요한 디지털 미디어에 대한 스토리지 성능 향상 보호를 증가시키는 기술을 포함할 수 있다.

프로세서(920)는 예를 들어, 구글 안드로이드(Google Inc., Mountain View, CA), 마이크로소프트 윈도우(Microsoft Corp., Redmond, WA), 리눅스, 애플 OS X(Apple Inc., Cupertino, CA) 및/또는 다양한 실시간 운영 시스템과 같은 임의의 적절한 운영 시스템을 포함할 수 있는 운영 시스템(OS)(980)를 실행하도록 구성될 수 있다. 본 개시에 비추어 이해되는 바와 같이, 본 명세서에서 제공되는 기술은 시스템(900)과 관련하여 제공된 특정 운영 시스템에 관계없이 구현될 수 있으므로, 임의의 적절한 기존 또는 후속 개발된 플랫폼을 사용하여 구현될 수도 있다.

네트워크 인터페이스 회로(940)는 컴퓨터 시스템(900) 및/또는 네트워크(994)의 다른 컴포넌트들 사이의 유선 및/또는 무선 연결을 가능하게 하는 임의의 적절한 네트워크 칩 또는 칩셋일 수 있으며, 이에 의해 시스템(900)이 다른 로컬 및/또는 원격 컴퓨팅 시스템, 서버 및/또는 자원과 통신하도록 할 수 있다. 유선 통신은 예를 들어 이더넷과 같은 기존의 (또는 아직 개발되지 않은) 표준을 따를 수 있다. 예시적인 무선 네트워크는 위성 네트워크를 포함할 수 있지만, 이에 한정되는 것은 아니다.

I/O 시스템(950)은 다양한 I/O 장치와 컴퓨터 시스템(900)의 다른 컴포넌트들 사이를 인터페이스하도록 구성될 수 있다. I/O 장치는 가속도계(502), 온도 센서(508) 및 테스트 포트, 키보드 및 디스플레이 엘리먼트와 같은 도시되지 않은 다른 장치를 포함할 수 있으나, 이에 한정되는 것은 아니다.

일부 실시예에서, 시스템(900)의 다양한 컴포넌트는 시스템 온 칩(system-on-a-chip, SoC) 구조에서 결합되거나 통합될 수 있음을 알 것이다. 일부 실시예에서, 컴포넌트는 하드웨어 컴포넌트, 펌웨어 컴포넌트, 소프트웨어 컴포넌트 또는 하드웨어, 펌웨어 또는 소프트웨어의 임의의 적합한 조합일 수 있다.

구성 결정 시스템(106)은 로켓 모터 번 아웃 동안의 가속도 변화에 기초하고 그리고 로켓의 내부 온도에 더 기초하여 로켓 구성의 자동 결정을 제공한다. 로켓 구성은 본 발명의 실시예에 따라 로켓에 부착된 탄두의 클래스와 관련된다. 구성 결정 시스템(106)은 도 5 및 도 7에 도시되고 상기한 임의의 또는 모든 컴포넌트를 포함할 수 있다. 구성 결정 시스템(106)은 시스템(900)의 일부에 결합되거나 또는 시스템(900)의 일부를 형성하는 다양한 적절한 소프트웨어 및/또는 하드웨어와 함께 구현되거나 달리 사용될 수 있다.

다양한 실시예에서, 시스템(900)은 무선 시스템, 유선 시스템, 또는 이들의 조합으로서 구현될 수 있다. 무선 시스템으로서 구현되는 경우, 시스템(900)은 하나 이상의 안테나, 전송기, 수신기, 트랜시버, 증폭기, 필터, 제어 로직 등과 같은 무선 공유 매체를 통해 통신하기에 적합한 컴포넌트 및 인터페이스를 포함할 수 있다. 무선 공유 매체의 일례는 무선 주파수 스펙트럼과 같은 무선 스펙트럼의 일부를 포함할 수 있다. 유선 시스템으로서 구현되는 경우, 시스템(900)은 입력/출력 어댑터, 입력/출력 어댑터를 대응하는 유선 통신 매체와 연결하기 위한 물리적 커넥터, 네트워크 인터페이스 카드(NIC) 등과 같은 유선 통신 매체를 통해 통신하기에 적합한 컴포넌트 및 인터페이스를 포함할 수 있다. 유선 통신 매체의 일예는 유선, 케이블 금속 리드, 인쇄 회로 기판(PCB), 백플레인, 스위치 패브릭, 반도체 재료, 연선, 동축 케이블, 광섬유 등을 포함할 수 있다.

다양한 실시예들은 하드웨어 엘리먼트, 소프트웨어 엘리먼트, 또는 이들의 조합을 사용하여 구현될 수 있다. 하드웨어 엘리먼트의 예로는 프로세서, 마이크로프로세서, 회로, 회로 엘리먼트(예를 들어, 트랜지스터, 레지스터, 커패시터, 인덕터 등), 집적 회로, ASIC, 프로그래머블 로직 장치, 디지털 신호 프로세서, FPGA, 논리 게이트, 레지스터, 반도체 소자, 칩, 마이크로칩, 칩셋 등이 포함될 수 있다. 소프트웨어의 예로는 소프트웨어 컴포넌트, 프로그램, 애플리케이션, 컴퓨터 프로그램, 애플리케이션 프로그램, 시스템 프로그램, 기계 프로그램, 운영 시스템 소프트웨어, 미들웨어, 펌웨어, 소프트웨어 모듈, 루틴, 서브루틴, 기능, 방법, 절차, 소프트웨어 인터페이스, 애플리케이션 프로그램 인터페이스, 명령 세트, 컴퓨팅 코드, 컴퓨터 코드, 코드 세그먼트, 컴퓨터 코드 세그먼트, 단어, 값, 심볼, 또는 이들의 임의의 조합이 포함될 수 있다. 실시예가 하드웨어 엘리먼트 및/또는 소프트웨어 엘리먼트를 사용하여 구현되는지 여부를 결정하는 것은 원하는 계산 레이트, 전력 레벨, 열 허용 오차, 처리 사이클 예산, 입력 데이터 레이트, 출력 데이터 레이트, 메모리 자원, 데이터 버스 속도, 및 다른 설계 또는 성능 제한과 같은 임의의 개수의 인자에 따라 변할 수 있다.

일부 실시예들은 그 파생어와 함께 "결합된다" 및 "접속된다"라는 표현을 사용하여 설명될 수 있다. 이들 용어는 서로 동의어로 의도되지는 않는다. 예를 들어, 몇몇 실시예는 2개 이상의 엘리먼트가 서로 직접 물리적 또는 전기적으로 접촉하고 있음을 지시하기 위해 "접속된다" 및/또는 "결합된다"라는 용어를 사용하여 설명될 수 있다. 그러나, "결합된다"라는 용어는 둘 이상의 엘리먼트가 서로 직접 접촉하지는 않지만, 여전히 서로 협력하거나 상호 작용한다는 것을 의미할 수도 있다.

여기에서 개시된 다양한 실시예는 하드웨어, 소프트웨어, 펌웨어 및/또는 특정 목적 프로세서의 다양한 형태로 구현될 수 있다. 예를 들어, 일 실시예에서, 적어도 하나의 비일시적 컴퓨터 판독 가능 저장 매체는 하나 이상의 프로세서에 의해 실행되는 경우 여기에서 개시된 로켓 구성 결정 방법들 중 하나 이상이 구현되도록하는 인코딩된 명령을 구비한다. 그 명령은 C, C++, 객체 지향 C, Java, JavaScript, Visual Basic .NET, 초보자용 다목적 심볼 명령 코드(Beginner's All-Purpose Symbolic Instruction Code, BASIC)와 같은 적합한 프로그래밍 언어를 사용하거나, 또는 다르게는, 주문형 또는 독점 명령 세트를 사용하여 인코딩될 수 있다. 그 명령은 메모리 장치 상에 명백하게 구체화되고 임의의 적합한 구조를 갖는 컴퓨터에 의해 실행될 수 있는 하나 이상의 컴퓨터 소프트웨어 애플리케이션 및/또는 애플릿의 형태로 제공될 수 있다. 여기에서 개시된 컴퓨터 소프트웨어 애플리케이션은 임의의 개수의 상이한 모듈, 서브 모듈, 또는 별개의 기능성의 다른 컴포넌트를 포함할 수 있고, 여전히 다른 컴포넌트에 정보를 제공하거나 다른 컴포넌트로부터 정보를 수신할 수 있다. 설명에 반영되지 않은 다른 컴포넌트 및 기능은 본 개시에 비추어 명백할 것이며, 다른 실시예는 임의의 특정 하드웨어 또는 소프트웨어 구성으로 한정되지 않는다는 것을 이해할 것이다. 따라서, 다른 실시예에서, 시스템(900)은 도 9의 예시적인 실시예에 포함된 것들과 비교하여 추가, 더 적은 또는 대안의 서브 컴포넌트들을 포함할 수 있다.

전술한 비일시적 컴퓨터 판독 가능 매체는 하드 드라이브, 서버, 플래시 메모리 및/또는 랜덤 액세스 메모리(RAM) 또는 메모리들의 조합과 같은 디지털 정보를 저장하기 위한 임의의 적합한 매체일 수 있다. 대안의 실시예들에서, 여기에서 개시된 컴포넌트들 및/또는 모듈들은 FPGA(field-programmable gate array)와 같은 게이트 레벨 로직을 포함하는 하드웨어, 또는 다르게는 주문형 집적 회로(ASIC)와 같은 특수 목적의 반도체로 구현될 수 있다. 또 다른 실시예는 데이터를 수신하고 출력하기 위한 다수의 입력/출력 포트 및 여기에서 개시된 다양한 기능을 수행하기 위한 다수의 내장 루틴을 갖는 마이크로컨트롤러로 구현될 수 있다. 하드웨어, 소프트웨어 및 펌웨어의 임의의 적절한 조합이 사용될 수 있고, 다른 실시예는 임의의 특정 시스템 구조에 한정되지 않는다는 것이 명백할 것이다.

일부 실시예는, 예를 들어, 기계에 의해 실행되는 경우, 기계로 하여금 실시예에 따른 방법 및/또는 작동을 수행하게 할 수 있는 명령 또는 명령의 세트를 저장할 수 있는 기계 판독 가능 매체 또는 물품을 사용하여 구현될 수 있다. 이러한 머신은 예를 들어 임의의 적절한 처리 플랫폼, 컴퓨팅 플랫폼, 컴퓨팅 장치, 처리 장치, 컴퓨팅 시스템, 처리 시스템, 컴퓨터, 프로세스 등을 포함할 수 있으며, 하드웨어 및/또는 소프트웨어의 임의의 적절한 조합을 사용하여 구현될 수 있다. 기계 판독 가능 매체 또는 물품은 예를 들어, 메모리, 제거 가능 또는 비 제거 가능 매체, 소거 가능 또는 비 소거 가능 매체, 기록 가능 또는 재기록 가능 매체, 디지털 또는 아날로그 매체, 하드 디스크, 플로피 디스크, 콤팩트 디스크 전용 메모리(CD-ROM), 컴팩트 디스크 기록 가능(CD-R) 메모리, 컴팩트 디스크 재기록 가능(CR-RW) 메모리, 광 디스크, 자기 매체, 광 자기 매체, 착탈식 메모리 카드 또는 디스크, 다양한 유형의 디지털 다용도 디스크(DVD), 테이프, 카세트 등과 같은, 메모리 유닛, 메모리 장치, 메모리 물품, 메모리 매체, 저장 장치, 저장 아티클, 저장 매체 및/또는 저장 유닛을 포함할 수 있다. 그 명령은 소스 코드, 컴파일된 코드, 해석된 코드, 실행 가능한 코드, 정적 코드, 동적 코드, 암호화된 코드 등과 같은 임의의 적절한 유형의 코드를 포함할 수 있으며, 임의의 적절한 고레벨, 저레벨, 객체 지향형, 시각적, 컴파일된 그리고/또는 해석된 프로그래밍 언어를 사용하여 구현된다.

달리 구체적으로 언급되지 않는 한, "처리(프로세싱)", "컴퓨팅(computing)", "계산(calculating)", "결정(determining)"등과 같은 용어는 컴퓨터나 컴퓨팅 시스템 또는 유사한 전자 컴퓨팅 장치의 동작 및/또는 프로세스를 지칭하며, 컴퓨터 시스템의 레지스터 및/또는 메모리 유닛 내의 물리량(예를 들어, 전자)으로서 표현된 데이터를 레지스터, 메모리 유닛 또는 다른 정보 저장 트랜스미션 또는 컴퓨터 시스템의 디스플레이 내의 물리량으로 유사하게 표현되는 다른 데이터로 조작하고 그리고/또는 변환한다. 실시예들은 본 내용에서 한정되지 않는다.

여기에서 임의의 실시예에서 사용된 "회로(circuit)"또는 "회로(circuitry)"라는 용어는 기능적이며, 예를 들어, 단일 또는 임의의 조합으로, 하드와이어드 회로, 하나 이상의 개별 명령 처리 코어를 포함하는 컴퓨터 프로세서와 같은 프로그램 가능한 회로, 상태 머신 회로, 및/또는 프로그램 가능한 회로에 의해 실행되는 명령들을 저장하는 펌웨어를 포함할 수 있다. 회로(circuitry)는 여기에 설명된 하나 이상의 작동을 수행하기 위해 하나 이상의 명령을 실행하도록 구성된 프로세서 및/또는 제어기를 포함할 수 있다. 명령들은 예를 들어 회로가 전술한 작동들 중 임의의 것을 수행하게 하도록 구성된 애플리케이션, 소프트웨어, 펌웨어 등으로서 구체화될 수 있다. 소프트웨어는 컴퓨터 판독 가능 저장 장치 상에 기록된 소프트웨어 패키지, 코드, 명령, 명령 세트 및/또는 데이터로서 구체화될 수 있다. 소프트웨어는 임의의 개수의 프로세스를 포함하도록 구체화되거나 구현될 수 있으며, 프로세스는 차례로 계층적 방식으로 임의의 개수의 스레드 등을 포함하도록 구체화되거나 구현될 수 있다. 펌웨어는 메모리 장치에 하드 코딩(예를 들어,비휘발성)되는 코드, 명령 또는 명령 세트 및/또는 데이터로서 구체화될 수 있다. 회로는, 집합적으로 또는 개별적으로, 예를 들어 집적 회로(IC), 주문형 집적 회로(ASIC), 시스템 온칩(SoC) 등과 같은 보다 큰 시스템의 일부를 형성하는 회로로서 구체화될 수 있다. 다른 실시예들은 프로그램 가능 제어 장치에 의해 실행되는 소프트웨어로서 구현될 수 있다. 그러한 경우, "회로(circuit)" 또는 "회로(circuitry)"라는 용어는 프로그래밍 가능 제어 장치 또는 소프트웨어를 실행할 수 있는 프로세서와 같은 소프트웨어와 하드웨어의 조합을 포함하도록 의도된다. 여기에서 설명된 바와 같이, 다양한 실시예들은 하드웨어 엘리먼트, 소프트웨어 엘리먼트 또는 이들의 임의의 조합을 사용하여 구현될 수 있다. 하드웨어 엘리먼트의 예로는 프로세서, 마이크로프로세서, 회로, 회로 엘리먼트(예를 들어, 트랜지스터, 레지스터, 커패시터, 인덕터 등), 집적 회로, ASIC(Application Specific Integrated Circuit), PLD(Programmable Logic Device), 디지털 신호 프로세서(DSP), 필드 프로그래머블 게이트 어레이(FPGA), 로직 게이트, 레지스터, 반도체 장치, 칩, 마이크로 칩, 칩 세트 등이 포함될 수 있다.

실시예들의 완전한 이해를 제공하기 위해 다수의 특정 세부 사항들이 여기에서 설명되었다. 그러나, 당업자는 이러한 특정 세부 사항없이 실시예들이 실시될 수 있음을 이해할 것이다. 다른 예들에서, 잘 알려진 작동들, 컴포넌트들 및 회로들은 실시예들을 모호하게 하지 않기 위해 상세히 설명되지 않았다. 여기에서 개시된 특정 구조적 및 기능적 세부 사항은 대표적일 수 있고 실시예들의 범위를 반드시 한정하지 않는다는 것을 알 수 있다. 또한, 비록 주제가 구조적 특징들 및/또는 방법론적 행위들에 특정한 언어로 설명되었지만, 첨부된 청구범위에서 정의된 주제가 여기에서 설명된 특정 특징들 또는 행위들에 반드시 한정되는 것은 아니라는 것을 이해해야 한다. 오히려, 여기에서 설명된 특정 특징들 및 행위들은 청구범위를 구현하는 예시적인 형태로서 개시된다.

추가 예시 실시예

다음의 예시는 수많은 변형 및 구성이 명백해지는 추가 실시예에 관한 것이다.

본 발명 개시의 일 실시예는 로켓 구성의 결정을 위한 프로세서 구현 방법을 제공한다. 이 방법은 로켓의 비행과 관련된 시구간 동안 로켓의 가속도를 획득하는 단계를 포함한다. 이 방법은 또한 로켓 모터 번 아웃의 시작과 관련되어 획득된 가속도와 로켓 모터 번 아웃의 종료와 관련되어 획득된 가속도 사이의 가속도 차이를 계산하는 단계를 포함한다. 이 방법은 로켓의 내부 온도를 측정하는 단계; 측정된 내부 온도에 기초하여 델타 가속도 임계값을 선택하는 단계; 및 로켓 구성을 결정하기 위해 계산된 가속도 차이를 선택된 델타 가속도 임계값과 비교하는 단계를 더 포함한다. 일부의 경우에, 이 방법은 획득된 가속도의 최대값을 결정하는 단계; 획득된 가속도의 최소값을 결정하는 단계; 및 최대 가속도와 최소 가속도 사이의 가속도 차이를 계산하는 단계를 더 포함한다. 일부 그러한 경우에, 획득된 가속도의 최소값은 최대 가속도 후 선택된 시구간 내에 발생한다. 일부 경우에, 가속도 차이의 계산은 저크 신호를 생성하기 위해 획득된 가속도의 1차 도함수를 계산하는 단계; 선택된 저크 임계값 아래로 감소하는 저크 신호에 기초하여 로켓 모터 번 아웃의 시작과 관련된 제1 시간을 결정하는 단계; 선택된 저크 임계값을 초과하여 증가하는 저크 신호에 기초하여 로켓 모터 번 아웃의 종료와 관련된 제2 시간을 결정하는 단계; 및 가속도 차이를 추정하기 위해 제1 시간과 제2 시간 사이에서 저크 신호를 적분하는 단계를 포함한다. 일부 경우에, 로켓 구성은 로켓에 부착된 탄두의 클래스와 관련된다. 일부 경우에, 이 방법은 오토파일럿 파라미터의 선택을 가능하게 하기 위해 로켓의 유도 및 제어 회로에 추정된 로켓 구성을 제공하는 단계를 더 포함한다. 일부 경우에, 온도 측정은 로켓의 유도 및 제어 회로 모듈의 내부 온도와 관련된다.

본 발명의 다른 예시적인 실시예는 로켓 구성의 결정을 위한 시스템을 제공한다. 이 시스템은 로켓의 비행과 관련된 시구간 동안 로켓의 가속도를 측정하는 가속도계를 포함한다. 이 시스템은 또한 로켓 모터 번 아웃의 시작과 관련되어 측정된 가속도와 로켓 모터 번 아웃의 종료와 관련되어 측정된 가속도 사이의 가속도 차이를 계산하는 델타 계산 회로를 포함한다. 이 시스템은 로켓의 내부 온도를 측정하는 온도 센서; 측정된 내부 온도에 기초하여 델타 가속도 임계값을 선택하는 임계값 선택 회로; 및 로켓 구성을 결정하기 위해 계산된 가속도 차이를 선택된 델타 가속도 임계값과 비교하는 비교기 회로를 더 포함한다. 일부 경우에, 이 시스템은 측정된 가속도의 최대값 및 측정된 가속도의 최소값을 결정하는 래칭 회로를 더 포함하며, 델타 계산 회로는 최대 가속도와 최소 가속도 사이의 가속도 차이를 더 계산한다. 일부 그러한 경우에, 측정된 가속도의 최소값은 최대 가속도 후 선택된 시구간 내에 발생한다. 일부 경우에, 이 시스템은 저크 신호를 생성하기 위해 측정된 가속도의 1차 도함수를 계산하는 미분 회로; 선택된 저크 임계값 아래로 감소하는 저크 신호에 기초하여 로켓 모터 번 아웃의 시작과 관련된 제1 시간을 결정하는 트리거 회로; 선택된 저크 임계값 이상으로 증가하는 저크 신호에 기초하여 로켓 모터 번 아웃의 종료와 관련된 제2 시간을 추가로 결정하는 트리거 회로; 및 가속 차이를 추정하기 위해 제1 시간과 제2 시간 사이에 저크 신호를 적분하는 적분 회로를 더 포함한다. 일부 경우에, 로켓 구성은 로켓에 부착된 탄두의 종류와 관련된다. 일부 경우에, 로켓은 오토파일럿 파라미터의 선택을 가능하게 하기 위해 추정된 로켓 구성을 수신하는 유도 및 제어 회로를 더 포함한다. 일부 경우에, 온도 센서는 로켓의 유도 및 제어 회로 모듈의 내부 온도 측정을 획득하는 것이다.

본 개시의 또 다른 예시적인 실시예는, 하나 이상의 프로세서에 의해 실행되는 경우, 로켓 구성의 결정을 위한 작동을 초래하는 인코딩된 명령을 갖는 컴퓨터 판독 가능 저장 매체를 제공한다. 이 작동은 로켓의 비행과 관련된 시수간 동안 로켓의 가속도를 측정하는 단계를 포함한다. 이 작동은 또한 로켓 모터 번 아웃의 시작과 관련되어 측정된 가속도와 로켓 모터 번 아웃의 종료와 관련되어 측정된 가속도 사이의 가속도 차이를 계산하는 단계를 포함한다. 이 작동은 또한 로켓의 내부 온도를 측정하는 단계; 측정된 내부 온도에 기초하여 델타 가속도 임계값을 선택하는 단계; 및 로켓 구성을 결정하기 위해 계산된 가속도 차이를 선택된 델타 가속도 임계값과 비교하는 단계를 더 포함한다. 일부의 경우에, 가속도 차이의 계산은 측정된 가속도의 최대값을 결정하는 단계; 측정된 가속도의 최소값을 결정하는 단계; 및 최대 가속도와 최소 가속도 사이의 가속도 차이를 계산하는 단계의 작동을 더 포함한다. 일부 그러한 경우에, 측정된 가속도의 최소값은 최대 가속도 후 선택된 시구간 내에 발생한다. 일부 경우에, 가속도 차이의 계산은 저크 신호를 생성하기 위해 측정된 가속도의 1차 도함수를 계산하는 단계; 선택된 저크 임계값 아래로 감소하는 저크 신호에 기초하여 로켓 모터 번 아웃의 시작과 관련된 제1 시간을 결정하는 단계; 선택된 저크 임계값을 초과하여 증가하는 저크 신호에 기초하여 로켓 모터 번 아웃의 종료와 관련된 제2 시간을 결정하는 단계; 및 가속도 차이를 추정하기 위해 제1 시간과 제2 시간 사이에서 저크 신호를 적분하는 단계의 작동을 더 포함한다. 일부 경우에, 로켓 구성은 로켓에 부착된 탄두의 클래스와 관련된다. 일부 경우에, 이 작동은 오토파일럿 파라미터의 선택을 가능하게 하기 위해 로켓의 유도 및 제어 회로에 추정된 로켓 구성을 제공하는 단계를 더 포함한다.

본 명세서에서 사용된 용어 및 표현은 설명의 용어로서 사용되는 것이지 제한하고자 하는 것이 아니고, 그러한 용어 및 표현의 사용에 있어서 도시되고 설명된 특징(또는 그 일부)의 임의의 등가물을 배제하는 의도는 없으며, 청구범위의 범위 내에서 다양한 변형이 가능하다는 것이 인정된다. 따라서, 청구범위는 그러한 모든 등가물을 포함하도록 의도된다. 다양한 특징들, 측면들 및 실시예들이 여기에서 설명되었다. 특징들, 측면들 및 실시예들은 당업자가 이해할 수 있는 바와 같이, 서로 조합 될뿐만 아니라 변형 및 수정에 영향받기 쉽다. 따라서, 본 개시는 그러한 조합, 변형 및 수정을 포함하는 것으로 간주되어야 한다. 본 개시의 범위는 이러한 상세한 설명이 아니라 여기에 첨부된 청구범위에 의해 한정되는 것으로 의도된다. 본 출원에 우선권을 주장하는 미래의 출원은 서로 다른 방식으로 개시된 주제를 청구할 수 있으며, 일반적으로 여기에서 다양하게 개시되거나 달리 시사된 임의의 세트의 하나 이상의 엘리먼트를 포함할 수 있다.

Claims

로켓 구성의 결정을 위한 프로세서 구현 방법으로서,
프로세서에 의해, 상기 로켓의 비행과 관련된 시구간 동안 상기 로켓의 가속도를 획득하는 단계;
상기 프로세서에 의해, 로켓 모터 번 아웃(burn-out)의 시작과 관련된 획득된 가속도와 로켓 모터 번 아웃의 종료와 관련된 획득된 가속도 사이의 가속도 차이를 계산하는 단계;
상기 프로세서에 의해, 상기 로켓의 내부 온도를 측정하는 단계;
상기 프로세서에 의해, 상기 측정된 내부 온도에 기초하여 델타 가속도 임계값을 선택하는 단계; 및
상기 프로세서에 의해, 상기 로켓 구성을 결정하기 위해 상기 계산된 가속도 차이를 상기 선택된 델타 가속도 임계값과 비교하는 단계
를 포함하는, 로켓 구성의 결정을 위한 프로세서 구현 방법.
제1항에 있어서,
상기 가속도 차이의 계산은,
상기 획득된 가속도의 최대값을 결정하는 단계;
상기 획득된 가속도의 최소값을 결정하는 단계; 및
상기 최대 가속도와 상기 최소 가속도 사이의 가속도 차이를 계산하는 단계
포함하는, 로켓 구성의 결정을 위한 프로세서 구현 방법.
제2항에 있어서,
상기 획득된 가속도의 최소값은 상기 최대 가속도 후 선택된 시구간 내에 발생하는, 로켓 구성의 결정을 위한 프로세서 구현 방법.
제1항에 있어서,
상기 가속도 차이의 계산은,
저크 신호(jerk signal)를 생성하기 위해 상기 획득된 가속도의 1차 도함수를 계산하는 단계;
선택된 저크 임계값 아래로 감소하는 상기 저크 신호에 기초하여 로켓 모터 번 아웃의 시작과 관련된 제1 시간을 결정하는 단계;
상기 선택된 저크 임계값 위로 증가하는 상기 저크 신호에 기초하여 로켓 모터 번 아웃의 종료와 관련된 제2 시간을 결정하는 단계; 및
상기 가속도 차이를 추정하기 위해 상기 제1 시간과 상기 제2 시간 사이에서 상기 저크 신호를 적분하는 단계
를 포함하는, 로켓 구성의 결정을 위한 프로세서 구현 방법.
제1항에 있어서,
상기 로켓 구성은 상기 로켓에 부착된 탄두(warhead)의 클래스와 관련되는, 로켓 구성의 결정을 위한 프로세서 구현 방법.
제1항에 있어서,
오토파일럿(autopilot) 파라미터의 선택을 가능하게 하기 위해 상기 로켓의 유도 및 제어 회로에 추정된 상기 로켓 구성을 제공하는 단계
를 더 포함하는, 로켓 구성의 결정을 위한 프로세서 구현 방법.
제1항에 있어서,
상기 온도 측정은 상기 로켓의 유도 및 제어 회로 모듈의 내부 온도와 관련되는, 로켓 구성의 결정을 위한 프로세서 구현 방법.
로켓 구성의 결정을 위한 시스템으로서,
상기 로켓의 비행과 관련된 시구간 동안 상기 로켓의 가속도를 측정하는 가속도계;
로켓 모터 번 아웃(burn-out)의 시작과 관련된 측정된 가속도와 로켓 모터 번 아웃의 종료와 관련된 측정된 가속도 사이의 가속도 차이를 계산하는 델타 계산 회로;
상기 로켓의 내부 온도를 측정하는 온도 센서;
상기 측정된 내부 온도에 기초하여 델타 가속도 임계값을 선택하는 임계값 선택 회로; 및
상기 로켓 구성을 결정하기 위해 상기 계산된 가속도 차이를 상기 선택된 델타 가속도 임계값과 비교하는 비교기 회로
를 포함하는, 로켓 구성의 결정을 위한 시스템.
제8항에 있어서,
상기 측정된 가속도의 최대값 및 상기 측정된 가속도의 최소값을 결정하는 래칭 회로(latching circuit)를 더 포함하고,
상기 델타 계산 회로는 상기 최대 가속도와 상기 최소 가속도 사이의 가속도 차이를 더 계산하는, 로켓 구성의 결정을 위한 시스템.
제9항에 있어서,
상기 측정된 가속도의 최소값은 상기 최대 가속도 후 선택된 시구간 내에 발생하는, 로켓 구성의 결정을 위한 시스템.
제8항에 있어서,
저크 신호(jerk signal)를 생성하기 위해 상기 측정된 가속도의 1차 도함수를 계산하는 미분기 회로;
선택된 저크 임계값 아래로 감소하는 상기 저크 신호에 기초하여 로켓 모터 번 아웃의 시작과 관련된 제1 시간을 결정하는 트리거 회로 － 상기 트리거 회로는 상기 선택된 저크 임계값 위로 증가하는 상기 저크 신호에 기초하여 로켓 모터 번 아웃의 종료와 관련된 제2 시간을 추가로 결정함 －; 및
상기 가속도 차이를 추정하기 위해 상기 제1 시간과 상기 제2 시간 사이에서 상기 저크 신호를 적분하는 적분 회로
를 더 포함하는, 로켓 구성의 결정을 위한 시스템.
제8항에 있어서,
상기 로켓 구성은 상기 로켓에 부착된 탄두(warhead)의 클래스와 관련되는, 로켓 구성의 결정을 위한 시스템.
제8항에 있어서,
상기 로켓은 오토파일럿(autopilot) 파라미터의 선택을 가능하게 하기 위해 추정된 상기 로켓 구성을 수신하는 유도 및 제어 회로
를 더 포함하는, 로켓 구성의 결정을 위한 시스템.
제8항에 있어서,
상기 온도 센서는 상기 로켓의 유도 및 제어 회로 모듈의 내부 온도를 획득하는, 로켓 구성의 결정을 위한 시스템.
하나 이상의 프로세서에 의해 실행되는 경우, 로켓 구성의 결정을 위한 다음의 작동을 초래하는, 인코딩된 명령을 갖는 적어도 하나의 비일시적 컴퓨터 판독 가능 저장 매체(non-transitory computer readable storage medium)로서,
상기 작동은,
상기 로켓의 비행과 관련된 시구간 동안 상기 로켓의 가속도를 측정하는 단계;
로켓 모터 번 아웃(burn-out)의 시작과 관련된 측정된 가속도와 로켓 모터 번 아웃의 종료와 관련된 측정된 가속도 사이의 가속도 차이를 계산하는 단계;
상기 로켓의 내부 온도를 측정하는 단계;
상기 측정된 내부 온도에 기초하여 델타 가속도 임계값을 선택하는 단계; 및
상기 로켓 구성을 결정하기 위해, 상기 계산된 가속도 차이를 상기 선택된 델타 가속도 임계값과 비교하는 단계
를 포함하는, 컴퓨터 판독 가능 저장 매체.
제15항에 있어서,
상기 가속도 차이의 계산은,
상기 측정된 가속도의 최대값을 결정하는 단계;
상기 측정된 가속도의 최소값을 결정하는 단계; 및
상기 최대 가속도와 상기 최소 가속도 사이의 가속도 차이를 계산하는 단계
의 작동을 더 포함하는, 컴퓨터 판독 가능 저장 매체.
제16항에 있어서,
상기 측정된 가속도의 최소값은 상기 최대 가속도 후 선택된 시구간 내에 발생하는, 컴퓨터 판독 가능 저장 매체.
제15항에 있어서,
상기 가속도 차이의 계산은,
저크 신호(jerk signal)를 생성하기 위해 상기 측정된 가속도의 1차 도함수를 계산하는 단계;
선택된 저크 임계값 아래로 감소하는 상기 저크 신호에 기초하여 로켓 모터 번 아웃의 시작과 관련된 제1 시간을 결정하는 단계;
상기 선택된 저크 임계값 위로 증가하는 상기 저크 신호에 기초하여 로켓 모터 번 아웃의 종료와 관련된 제2 시간을 결정하는 단계; 및
상기 가속도 차이를 추정하기 위해 상기 제1 시간과 상기 제2 시간 사이에서 상기 저크 신호를 적분하는 단계
의 작동을 더 포함하는, 컴퓨터 판독 가능 저장 매체.
제15항에 있어서,
상기 로켓 구성은 상기 로켓에 부착된 탄두(warhead)의 클래스와 관련되는, 컴퓨터 판독 가능 저장 매체.
제15항에 있어서,
상기 작동은,
오토파일럿(autopilot) 파라미터의 선택을 가능하게 하기 위해 상기 로켓의 유도 및 제어 회로에 추정된 상기 로켓 구성을 제공하는 단계
를 더 포함하는, 컴퓨터 판독 가능 저장 매체.