KR20200047585A

KR20200047585A - 레이트 기반 자동조종을 위한 gbias

Info

Publication number: KR20200047585A
Application number: KR1020207007666A
Authority: KR
Inventors: 데이빗 제이 쇼어; 제레미 비 깁슨; 쥬니어 제임스 에이치 스틴슨
Original assignee: 배 시스템즈 인포메이션 앤드 일렉트로닉 시스템즈 인티크레이션, 인크.
Priority date: 2017-08-17
Filing date: 2017-08-17
Publication date: 2020-05-07
Also published as: EP3669248A4; EP3669248B1; KR102339273B1; AU2017427609B2; US10480904B2; WO2019035834A1; US20190265004A1; EP3669248A1; AU2017427609A1; JP7159294B2; JP2020531977A; SA520411374B1

Abstract

중력 바이어스인 Gbias를 채용하여 발사체의 궤적을 성형하는 디바이스, 시스템, 및 방법. 이러한 시스템은 탐색기, 유도 필터, 피치 레이트 필터, 액츄에이터, 피치/요/롤 커플링된 기체역학부, 및 측방향 레이트 센서를 포함한다. 이것은 유도 및 제어 자동조종으로의 롤 배향 입력을 수신한다; 이것은 유도 및 제어 자동조종 디바이스의 측방향 제어 루프로의 널 레이트 커맨드에 의해 생성된 것에 추가적 Gbias를 적용한다. 측방향 레이트 커맨드는 요구되는 추가적 Gbias가 발사체 속도의 추정으로 나누어진 것과 같다. 추가적 Gbias는 레이트 커맨드로 전환되고, 유도 루프 커맨드 내에 포함되어 타겟으로의 발사체의 궤적을 성형하도록 내재적 Gbias를 고양시킨다(boost).

Description

레이트 기반 자동조종을 위한 GBIAS

관련 출원들

본 출원은 2017 년 1 월 5 일에 출원되고 발명의 명칭이 "DETERMINATION OF GUIDED-MUNITION ROLL ORIENTATION"인 PCT 출원 번호 제 PCT/US2017/012290(대리인 문서 번호: 15-3479-PCT), 및 2017 년 4 월 10 일에 출원되고 발명의 명칭이 "DYNAMIC AUTOPILOT"인 PCT 출원 번호 제 PCT/US2017/026775, (대리인 문서 번호: 15-3482-PCT)에 관련되는데, 이들 각각은 모든 목적을 위하여 그 전체가 원용에 의해 포함된다.

본 출원은 발사체 유도를 위한 시스템, 방법, 및 디바이스 및 특히 유도된 발사체의 궤적을 형상화하는 시스템, 방법, 및 디바이스에 관한 것이다.

드론, 항공기, 및 군용 차량과 같은 모바일 자산에 대한 여러 타겟 획득 플랫폼이 존재한다. 일 예에서, 타겟은 군용 물표이고, 유도탄, 로켓 또는 미사일이 타겟에 있는 모바일 방어 자산으로부터 파견된다. 실시예들에서, 유도된 발사체는 유도탄, 로켓, 미사일, 곡사포(artillery round), 활강탄, 또는 유도식 폭탄일 수 있다. 로켓은 로켓 엔진으로부터 추력을 얻는 발사체 / 차량이다. 미사일은 자기-추진식 정밀-유도탄 시스템이다. 유도탄은 타겟의 일부 초기 추정치를 가질 수 있지만, 유도탄을 타겟 위치로 정확하게 유도하기 위해서 다른 메커니즘을 사용한다. 전달된 유도탄이 충격 시에 파괴되기 때문에, 정확하지만 저비용인 유도 시스템이 간절히 필요하고 이것은 유도탄이 오직 한 번만 사용되기 때문이다. 타게팅 정확도를 증가시키기 위한 많은 필요성이 있다. 그러면, 특히 한정된 구역 내에서 부수적인 피해가 감소될 수 있다. 이러한 정확도를 얻기 위한 궤적 제어 컴포넌트는 중력 바이어스, 또는 Gbias이다. 중력은 중력이 없을 경우의 궤적과 비교할 때 궤적을 하향으로 수정함으로써 발사체의 괘적을 유도하는 것에 영향을 준다. Gbias가 중력의 영향을 보상한다.

본 발명의 설계에서 레이트 기반 자동조종은, "상향 및 하향"의 배향에 대한 지식이 없이 0.7 내지 0.9의 내재적 Gbias를 초래하는 단순화된 형태의 Gbias를 가진다. 내재적 Gbias는 중력에 기인한 가속도를 부분적으로 정정한다. 본 발명의 방법의 내재적 Gbias가 1.0 이하이기 때문에, 더 긴 거리에서 결과적으로 얻어지는 궤적은 매우 평평하고, 일부 경우에는 실제로 최종적으로는 위로 견인하며, 타겟 전면의 수 십 미터 동안에는 지면으로부터 단지 수 피트 위에서 지나간다. 최종 결과는 종단 유도(terminal guidance) 중의 매우 낮고 평평한 비행 궤적과 최종적으로 에어프레임(airframe)에 대한 높은 상승 요구사항이 된다. 일부 경우에, 낮고 평평한 궤적 형상 때문에, 타겟의 전면에서의 지면 충돌, 탄두 스킵(skip) 및 신관(fuze) 오동작, 지면 근처에서의 빗나간 충돌에 기인한 탄두 영향력의 감소, 및 최대 범위의 감소가 생긴다. 궤적을 형상화하기 위한 이전의 이러한 시도들은 주로 상대적으로 낮은 비례형 네비게이션 이득으로 작동함으로써 이루어졌다. 낮은 운항 이득 때문에, 관성 시선(inertial line-of-sight; ILOS) 레이트 오차가 증가되면 로켓은 교전 중에 더 일찍 더 높은 상태를 유지할 수 있고, 비행 중 더 늦은 때에 타겟에 하향 견인되게 된다. 이러한 방법은 자동조종에 사용될 수 있는 데이터가 주어지면 다소 효과적이었다.

유도 및 제어 궤적을 재성형하여, 근거리 및 중거리 타겟에 교전할 때에 부정적인 영향이 없이, 명중 확률을 증가시키고, 원형 오차 확률(Circular Error Probability; CEP)을 감소시키고, 탄두 정밀도를 증가시키기 위해 종단 비행 경로 각도를 증가시키기 위한 기법이 요구된다.

요구되는 Gbias는 두 항인, 내재적 Gbias 및 추가적 Gbias로 구성된다. 내재적 Gbias는 측방향 제어 루프의 널 레이트 커맨드에 의해 생성된 내재적 수직 가속도 레벨이다. 추가적 Gbias는 궤적 성형을 위해 추가된 바이어스이다. 일 실시예는 발사체의 궤적을 성형(shaping)하는 방법으로서, 상기 발사체의 유도 및 제어 자동조종 시스템(870)으로의 입력을 획득하고, 상기 입력을 상기 유도 및 제어 자동조종 시스템(870)의 적어도 하나의 프로세서에 제공하는 단계 - 상기 입력은 중력에 대한 롤 배향(705), 및 상기 발사체의 속도의 추정(710)을 포함함 -; 추가적(Additional) 중력 바이어스(gravity bias; Gbias)(730)를 내재적(Inherent) Gbias(715)에 적용하는 단계; 및 상기 유도 및 제어 자동조종 시스템(870)의 적어도 하나의 프로세서에 의해, 총 레이트 커맨드(735)를 결정하는 단계 - 추가적 레이트 커맨드는 상기 추가적 Gbias(725)를 상기 발사체의 속도의 추정(710)으로 나눔으로써 결정됨 -를 포함하고, 상기 유도 및 제어 자동조종 시스템(870)은 상기 유도 및 제어 자동조종 시스템(870)의 총 레이트 커맨드를 사용하여, 상기 발사체를 타겟(740)으로 유도하도록 구성되는, 발사체 궤적 성형 방법을 제공한다. 실시예는, 상기 유도 및 제어 자동조종 시스템(870)의 널 유도 및 제어 측방향 레이트 제어 루프에 의해 생성되는 상기 내재적 Gbias 양(715)을 결정하는 단계를 포함한다. 다른 실시예는, 요구되는 Gbias 양(720)을 결정하는 단계; 및 상기 추가적 Gbias 양(725)을 결정하는 단계를 포함한다. 후속 실시예에서,

이고,

는 측방향 제어 루프에 의해 사용되기 위한 상기 추가적 레이트 커맨드(735)를 포함하고, a _m 은 상기 발사체의 추가적 측방향 가속도의 추정을 포함하며, V _m 은 상기 발사체의 속도의 추정(710)을 포함하고, G _bias 는 상기 추가적 Gbias(725)를 포함한다. 추가적 실시예의 경우, 중력에 대한 롤 관성 유도 좌표 프레임의 배향이, 추가적 Gbias를 피치 및 요 제어 루프로 분할하기 위하여 활용되는, 발사체 궤적 성형 방법. 다른 실시예에서, 유도 및 제어 자동조종 시스템은 가속도계를 포함하지 않음으로써, 상기 발사체의 복잡도 및 비용이 감소된다. 후속 실시예의 경우, 최종적으로 0에 가까운 G 에어프레임(airframe)을 생성하도록, 상기 요구되는 Gbias 크기는 궤적 상향(lofting)이 있는 유도 오차와 평형을 이룬다. 후속 실시예에서, 추가적 Gbias는 탐색기 레이저 획득 이후에 궤적을 상향시킨다(loft). 추가적 실시예에서, 에어프레임의 종단(terminal) 측방향 G 요구 사항은 탄도식(ballistic)이고, 0 G에 가까우며, 잔여 에어프레임 측방향 G는 다른 최종(endgame) 유도 오차를 흡수하기 위하여 사용가능하고, 상기 다른 최종 유도 오차는 중력에 대해 랜덤 배향을 가지는 레이트 센서 오차 및 탐색기 오차를 포함한다.

다른 실시예는, 발사체의 궤적을 성형하는 시스템으로서, 유도 및 제어 자동조종(870); 및 프로그램을 실행하는 상기 유도 및 제어 자동조종(870)의 적어도 하나의 프로세서를 포함하고, 상기 프로그램은, 중력에 대한 롤 배향(705) 및 상기 발사체의 속도의 추정(710)을 처리하고, 상기 유도 및 제어 자동조종(870)의 널 유도 및 제어 측방향 레이트 제어 루프에 의해 생성되는 내재적 Gbias 양(715)을 결정하는 것, 요구되는 Gbias 양(720)을 결정하는 것, 추가적 Gbias 양(725)을 결정하는 것, 상기 추가적 Gbias(730)를 상기 내재적 Gbias(715)에 적용하는 것, 상기 유도 및 제어 자동조종 시스템(870)의 적어도 하나의 프로세서에 의해 총 레이트 커맨드(735)를 결정하는 것 - 상기 총 레이트 커맨드는 상기 추가적 Gbias를 상기 발사체의 속도의 추정(710)으로 나눔으로써 결정됨 -, 및 상기 유도 및 제어 자동조종으로부터의 상기 총 레이트 커맨드를 사용하여, 상기 발사체를 타겟(740)으로 유도하는 것을 수행하는, 발사체 궤적 성형 시스템을 제공한다. 포함된 실시예에서, 유도 및 제어 자동조종(870)은, 측방향 가속도 센서(875); 측방향 선회율(lateral turn rate) 센서(880); 속도 센서(885); 및 배향 결정 시스템(890)을 포함하고, 상기 배향 결정 시스템(890)은 상기 측방향 가속도 센서(875), 측방향 선회율 센서(880), 및 속도 센서(885)로부터 입력을 수신한다. 또 다른 추가적인 실시예들에서 롤 배향(705)은 발사 후에 입력된다. 관련된 실시예에서,

이고,

는 측방향 제어 루프에 의해 사용되기 위한 상기 추가적 레이트 커맨드(735)를 포함하고, a _m 은 상기 발사체의 추가적 측방향 가속도의 추정을 포함하며, V _m 은 상기 발사체의 속도의 추정(710)을 포함하고, G _bias 는 상기 추가적 Gbias(725)를 포함한다. 추가적 실시예의 경우, 상기 중력에 대한 배향(705)을 결정하는 것은, 자력계를 포함한다. 다음 실시예에서, 상기 중력에 대한 롤 배향(705)을 결정하는 것은, 초기화된 관성 측정 유닛(IMU)을 포함한다. 또 다른 실시예의 경우, 상기 유도 및 제어 자동조종(870)의 센서는 레이트 센서만을 포함한다. 더 많은 실시예의 경우, 유도 및 제어 자동조종(870)은 탐색기를 포함한다. 계속된 실시예에서, 유도 및 제어 자동조종은 각도 레이트 기반 자동조종이다. 추가적 실시예의 경우, 시스템은 가속도계를 포함하지 않아서, 발사체의 복잡도 및 비용이 감소된다.

또 다른 실시예는 발사체의 궤적을 성형하기 위한 유도 및 제어 자동조종 디바이스로서, 피드 포워드 섹션; 유도 필터(216); 피치 / 요 / 롤 커플링된 기체역학부(aerodynamics; 234); 피드 포워드 섹션; 및 피치 레이트 센서를 포함하고, 프로세서가, 추가적 Gbias(725)가 상기 발사체의 속도의 추정(710)으로 나누어진 것과 같은 중력에 대한 롤 배향(705)을 포함하는 총 레이트 커맨드(735)를 결정하며, 상기 유도 및 제어 자동조종 디바이스는 상기 발사체를 타겟으로 유도하도록 구성되는 유도 및 제어 자동조종 디바이스를 제공한다.

본 명세서에서 설명되는 특징과 장점은 포괄적인(all-inclusive) 것이 아니고, 특히, 많은 추가적인 특징과 장점이 도면, 명세서, 및 청구항을 기초로 당업자에게 명백해질 것이다. 더욱이, 명세서에서 사용되는 용어가 쉽게 읽히고 정보를 제공하기 위하여 주로 선택되었고, 본 발명의 기술 요지의 범위를 한정하려는 것이 아님에 주의해야 한다.

도 1은 일 실시예에 따라 구성되는 궤적을 보여준다.
도 2는 일 실시예에 따라 구성되는 시스템 컴포넌트들의 도면이다.
도 3은 일 실시예에 따라 구성되는, Gbias 유무에 따른 명중 확률(Phit)을 보여주는 궤적 형상을 예시한다.
도 4는 일 실시예에 따라 구성되는, Gbias 유무에 따른 종단 궤적을 예시한다.
도 5는 일 실시예에 따라 구성되는, Gbias 유무에 따른 종단 비행 경로 각도를 예시한다.
도 6은 일 실시예에 따라 구성되는, Gbias 유무에 따른 종단 피치 각도를 예시한다.
도 7은 일 실시예에 따라 구성되는, 발사체 궤적을 성형하기 위한 방법에 대한 흐름도이다.
도 8은 일 실시예에 따라 구성되는, 로켓 배향을 결정하기 위한 방법론을 예시하는 흐름도이다.
본 발명의 실시예의 이러한 특징과 다른 특징은 본 명세서에서 설명된 도면과 함께 후속하는 상세한 설명을 정독함으로써 더 잘 이해될 것이다. 첨부 도면들은 척도에 맞춰서 도시되도록 의도되지 않는다. 명료성을 위하여, 모든 컴포넌트들이 모든 도면에서 명명되지 않을 수도 있다.

본 명세서에서 설명되는 특징과 장점은 포괄적인(all-inclusive) 것이 아니고, 특히, 많은 추가적인 특징과 장점이 도면, 명세서, 및 청구항을 기초로 당업자에게 명백해질 것이다. 더욱이, 명세서에서 사용되는 용어가 쉽게 읽히고 정보를 제공하기 위하여 주로 선택되었고, 어떤 경우에도 본 발명의 기술 요지의 범위를 한정하려는 것이 아님에 주의해야 한다. 본 발명은 많은 실시예를 허용한다. 본 발명의 범위를 예시하는 것이고 망라하는 것이 아닌 예들이 후술된다.

실시예는 수직 방향으로 작은 Gbias가 있는 레이트 루프 아키텍처를 확장한다. 실시예는 중력에 대한 롤 배향의 입력을 포함한다. 실시예들에서, 중력에 대한 롤 배향을 결정할 수 있으면, 수직 궤적을 더 재성형하여 거리, 명중 확률, 및 탄두 효과를 증가시키기 위한 직접적이고 효과적인 방식이 제공된다.

장점에는 단거리 및 중거리 타겟에 대한 부정적인 영향이 없이 최대 유효 거리가 크게 증가되는 것이 있다. 비행 경로 각도 및 로켓 피치 각도가 실질적으로 개선되고, 명중 확률이 높아지며, 수평 타겟에 대한 신관 성능이 개선되고, 가깝게 빗나가는 경우에 지면에서 더 가까이 충돌하고, 결과적으로 더 먼 거리의 타겟에 대하여 탄두 정확도 및 효과가 더 향상된다.

실시예는 임의의 레이트-기반 자동조종 디자인에 대해 궤적 성형 및 성능 개선을 제공한다.

도 1은 궤적(100)을 보여준다. 표준 궤적(105)이 개선된 궤적(110)과 비교된다. 더 먼 거리에서의 표준 궤적(105)은 매우 평평하고, 많은 경우 실제로 최종적으로는 위로 견인하며, 타겟 전면의 수 십 미터 동안에는 지면으로부터 단지 수 피트 위에서 지나간다. 최종 결과는 종단 유도(terminal guidance) 중의 매우 낮고 평평한 비행 궤적과 최종적으로 에어프레임에 대한 높은 상승 필요성이 된다. 많은 경우에, 낮고 평평한 궤적 형상 때문에, 성형된 궤적(120)과 비교하여, 타겟의 전면에서의 지면 충돌, 탄두 스킵(skip) 및 신관 오동작, 지면 근처에서의 빗나간 충돌(115)에 기인한 탄두 영향력의 감소, 및 최대 범위의 감소가 생긴다.

실시예들에서, 유도된 로켓 궤적을 성형하기 위하여 Gbias가 추가된다. 도입되는 총 레이트 바이어스는, 유도 및 제어 측방향 제어 루프의 널 레이트 커맨드에 의해 생성되는 내재적 레벨보다 높은 것이 바람직한 추가적 수직 G에 기반하여 결정된다. 1.0 미만의 Gbias 값은 새깅(sagging) 궤적, 열악한 비행 경로 각도, 타겟의 전방에서의 지면 충돌 및 감소된 정확도를 초래할 수 있다. 실시예들에서, 내재적인 낮은 Gbias를 1.0 이상으로 부스트하기 위해 추가적 Gbias를 추가하는 것이 목적이다. 추가적 Gbias는 다음과 같이 측방향 제어 루프에 의해 사용될 레이트 커맨드로 전환되는데, 여기에서 는 측방향 제어 루프에 의해 사용되기 위한 추가적 레이트 커맨드(735)이고, a _m 은 발사체의 추가적 가속도의 추정이며, V _m 은 발사체의 속도의 추정(710)이고, G _bias 는 추가적 Gbias(725)이다.

에어프레임에 도입되는 총 레이트 커맨드는 추가적 Gbias가 유도 루프 커맨드와 결합된 미사일 속도 Vm의 추정으로 나누어진 것과 같다. 추가적 Gbias에 의해 생성되는 통상적인 선회율 커맨드는 초당 1 도 아래이지만(즉(0.4Gs*9.81/(300m/s) =>0.75 도/초), 하지만 궤적 형상에는 많은 영향을 준다. 로켓의 롤 배향(중력 방향에 대한)은 알려져 있다. 중력에 대한 로켓의 배향은 바이어스를 피치 및 요 제어 루프로 분리하기 위하여 이용된다. 실시예들에서, 에어프레임 선회율 커맨드의 Gbias 성분은 유도 커맨드와 추가되어 에어프레임에 대한 총 선회율 커맨드를 생성한다.

도 2는 일 실시예의 경우의 유도 및 제어 자동조종 시스템(200)의 기능성 모듈 컴포넌트를 예시한다. 시스템은 스위치(212)로 가는 가산기(210)로의 입력 λp(208)를 포함한다. 스위치(212)는, 입력을 가산기(218)에 제공하는 유도 필터 Gg(S)(216)에 입력 λ를 제공하는 관성 시선(ILOS) 각도 모듈(214)에 입력을 제공한다. 유도 필터(216)는 입력(Mn(t)(216A) 및 WSNR(216B))을 더 가진다. 가산기(218)는 입력을 입력 Mn(t)(224)를 가지는 AP 모듈(222)로 제공하는 스위치(220)에 입력을 제공한다. AP 모듈(222)은 입력을 에어로(Aero) 모듈 피드 포워드 섹션(228)에 제공하는 제어 작동 시스템(CAS) 모듈(226)에 입력을 제공한다. 에어로 모듈(228)은 측방향 레이트 센서(234)에 입력을 제공하는 측방향 레이트 출력 q(230)를 제공하고, 이러한 센서는 측정된 측방향 레이트(236)를 자동조종에 제공한다. 레이트 센서 출력은 적분기 1/S(238)에도 입력되고, 이것이 ILOS 각도 모듈(214)에 의해 활용된다. 1/S(238)는 입력 θ를 가산기(210)에 거꾸로 제공한다. 레이트 센서 피드백 섹션(234)은 스위치(236) 및 1/S(238)에 입력을 제공한다. 스위치(236)는 가산기(218)에 입력을 제공한다. 1/S(238)는 θSen 입력을 ILOS 각도 모듈(214)에 제공한다. 가산기(218)는 다음 수학식 1(240)로부터 결과를 구현한다.

. 여기에서

는 측방향 제어 루프에 의해 사용되기 위한 추가적 레이트 커맨드이고, am은 미사일의 추가적 측방향 가속도이며, Vm은 미사일의 속도의 추정(710)이고, Gbias는 추가적 Gbias(725)이다.

도 3은 Gbias(300) 유무에 따른 종단 정확도를 보여주는 궤적 형상을 도시한다. 최적 Gbias 크기가 궤적 상향(lofting)이 있는 유도 오차와 평형을 이뤄서 최종적으로 0 G에 가까운 에어프레임을 생성하고, 최대 거리를 실질적으로 증가시키고 종단 비행 경로 각도를 개선한다. Gbias의 효과는 궤적 형상에서 관찰될 수 있다. 궤적은 0 내지 6,000 미터의 다운 거리(down range)에 걸쳐서 지상 고도 0 내지 350 미터로 도시된다. 'Gbias 있음'이 곡선(305)에 의해 표시되는데, 높은 종단 정확도를 보여준다. Gbias가 없는 미터 단위의 지상 궤적 고도는 곡선(310)으로 표시되고, 열악한 종단 정확도를 보여준다. 실시예들에서, 정확도는 약 15 내지 약 90 퍼센트로 개선되었다.

도 4는 도 3의 세부사항을 보여주면서 종단 비행 경로(400)를 도시한다. 곡선들은 Gbias 있음(405) 및 Gbias 없음(410)의 시뮬레이션 결과를 보여준다. 이러한 곡선들은 5,000 내지 6,000 미터(타겟 사이트)에 걸쳐서 0 내지 250 미터 고도에서 도 3의 세부사항을 더 분명하게 보여준다.

도 5는 제 1 모션으로부터 0 내지 30 초 동안에 -25 내지 +15 도 사이의 종단 수직 비행 경로 각도를 보여준다(500). 도 5는 도 3 및 도 4에 도시되는 궤적 형상에서 알 수 있는 것처럼, 종단 비행 경로 각도도 Gbias가 있으면 훨씬 더 가팔라진다는 것을 보여준다. 곡선들은 Gbias가 있는 경우 약 -18 도의 각도를 보여주고(505), Gbias가 없으면 약 -7.5 도의 각도를 보여준다(510). 비행 경로 각도가 더 가파르면(Gbias가 있는 경우) 적어도 두 가지 이유에서 타게팅 효과에 매우 유리하다. 첫째로, 에어프레임 거동성(maneuverability) 요건이 낮아지기 때문에 종단 정확도가 훨씬 높고, 둘째로, 가깝게 빗나가는 것(near miss)의 지상 풋프린트(ground footprint)가 종단 비행 경로 각도가 두 배 이상이 됨에 의하여 실질적으로 감소된다.

도 6은 제 1 모션으로부터 0 내지 30 초 동안 -30 내지 +15 도 사이의 종단 피치 각도를 보여준다(600). 곡선들은 Gbias가 있는 경우 약 -20.3 도의 각도를 보여주고(605), Gbias가 없으면 약 -4.4 도의 각도를 보여준다(610). 도 6은 로켓의 종단 피치 각도도 위의 궤적 형상에서 관찰되는 것처럼 훨씬 가파르다는 것을 보여주고, 이러한 궤적 형상에서 로켓 피치 각도도 보여준다. 수평 타겟을 향해 발사할 때 또는 타겟에 매우 가깝게 지상 충격이 있는 경우에, 피치 각도가 더 가파르다는 것은, 로켓의 노즈(nose)에 있는 신관이 우선 명중하고 정확하게 기능하도록 보장하는 데에 있어서 중요하다.

더 긴 거리에서 정확도가 크게 증가되는 것은, 주로 이러한 궤적 성형(shaping)에 기인하여 에어프레임에 대한 기동 요건이 크게 감소한다는 것에 의해서 초래된다. 탐색기 레이저 획득 이후에 궤적을 상향시켜서 비례하는 운항 유도 커맨드가 탄도 궤적과 유사한 레이트에서 에어프레임을 타겟으로 하향 견인할 수 있게 하는 Gbias가 선택되었다. Gbias가 추가되기 전에 요구되는 종단 유도 수직 G는 약 1G 이상인 반면에, Gbias가 있으면 에어프레임의 종단 측방향 G 요건은 0 G에 가깝다(탄도식). 결과적으로, 이제 중력에 대해 랜덤 배향을 가지는 레이트 센서 오차 및 탐색기 오차와 같은 다른 최종 유도 오차를 흡수하도록 잔여 에어프레임 측방향 G 성능(capability)이 이용가능하다.

도 7은 유도 및 제어 자동조종에서 발사체의 궤적을 성형하기 위한 방법의 단계들을 보여주는 흐름도(700)이다. 단계들은, 중력에 대한 롤 배향을 결정하는 것(705); 발사체의 속도의 추정을 결정하는 것(710); 유도 및 제어 자동조종의 널 유도 및 제어 측방향 레이트 제어 루프에 의해 생성되는 내재적 Gbias 값(715)을 결정하는 것; 요구되는 Gbias 값을 결정하는 것(720); 추가적 Gbias 값(725)을 적용하는 것; 추가적 Gbias 값(725)을 내재적 Gbias 값(715)에 적용하는 것(730); 요구되는 Gbias를 발사체 속도의 추정으로 나눔으로써 결정되는 총 레이트 커맨드를 결정하는 것(735); 및 발사체를 타겟으로 유도하는 것(740)을 포함한다. 실시예들에서, 추가적 Gbias 양은 연구를 통해 최적화/결정되고, 요구되는 궤적 효과, 예를 들어: 고고도 UAV 애플리케이션에서와 같이 중력에 의하여 얻어지는 것보다 더 공격적으로 궤적을 상향하거나 지면을 향해 선회하는 것을 달성하도록 선택된다. 이러한 콘텍스트에서 에어프레임의 내재적 Gbias는 측방향 레이트 제어기 및 널 레이트 커맨드 입력이 있는 에어프레임에 의하여 생기는(developed) 평균 수직 G이다. 결과적으로 얻어지는 내재적 Gbias는, 측방향 레이트 제어 루프의 유한 스티프니스 및 에어프레임이 감속할 때의 영각(angle of attack)이 증가함에 기인하여 보통 1.0 G 미만이다. 내재적 Gbias는 모델링 및 시뮬레이션 기법에 의하여 결정될 수 있고(715), 측방향 제어 루프 스티프니스, 비행 경로 각도(및 연관된 속도 및 영각의 시간 이력)의 함수이다. 요구되는 Gbias(720)는 모델링 및 시뮬레이션에 의하여 결정되고, 타겟에 충격하기 전 마지막 수 초 동안에 거의 0.0인 에어프레임 G 착지(landing)가 일어나도록 선택된다. 요구되는 Gbias를 결정하기 위한 하나의 방법은 증강된 비례 운항 방법(Augmented Proportional Navigation method)을 구현하는 것이다. 추가적 Gbias(725)를 결정하는 방법은 내재적 Gbias를 요구되는 Gbias로부터 감산하는 것이다(추가적 Gbias = 요구되는 Gbias - 내재적 Gbias). 추가적 Gbias는, 각각의 측방향 축에서의 요구되는 추가적 Gbias를 속도 추정으로 나눔으로써 측방향 레이트 커맨드로 전환된다(730). 각각의 측방향 레이트 제어 루프의 결과는 각각의 측방향 레이트 제어 루프에 대한 유도 커맨드 입력에 직접적으로 추가될 수 있는 각도 레이트 커맨드이다.

도 8은 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따른, 로켓 배향의 결정을 위한 예시적인 방법(800)을 예시하는 흐름도이다. 알 수 있는 바와 같이, 예시적인 방법(800)은 여러 단계 및 서브-프로세스를 보여주는데, 이들의 시퀀스는 실시예마다 변할 수 있다. 그러나, 종합하여 고려하면, 이러한 위상 및 서브-프로세스는 본 명세서에서 개시된 실시예들 중 특정 실시예에 따른 자동화된 로켓 배향 결정을 위한 프로세스를 형성한다. 오히려, 다른 실시예는, 예를 들어 다수의 기능들이 실효적으로 하나의 시스템에 의해 수행되는 변동하는 통합 정도를 포함할 수 있다. 예를 들어, 대안적인 실시예에서는 방법(800)의 기능 모두를 수행하기 위하여 단일 모듈이 사용될 수 있다. 따라서, 다른 실시예는 구현형태의 그래뉼래러티에 따라서 더 적거나 더 많은 모듈 및/또는 서브-모듈을 가질 수 있다. 다수의 변형예와 대안적인 구성이 본 명세서에 비추어 명백해질 것이다. 도 8에 도시된 바와 같이, 일 실시예에서, 로켓 롤 배향 결정 방법(800)은 동작 810에서, 예를 들어 로켓의 발사 및 충돌 사이의 다수의 시간에서 로켓의 측방향 가속도 벡터 측정치 및 속도 벡터 측정치를 획득함으로써(또는 저장된 속도 프로파일로부터 판독함으로써) 시작된다. 일부 실시예들에서, 측방향 가속도 벡터 측정치는 제 1 측방향 가속도 센서에 의해 제공된 데이터 및 제 2 측방향 가속도 센서에 의해 제공된 데이터의 벡터합으로서 계산되는데, 제 2 센서는 측방향 가속도를 제 1 센서에 의해 측정되는 것과 직교하는 방향에서 측정한다. (일부 실시예의 경우, 측방향 가속도 벡터 크기 및 방향이 구축될 수 있는 한 직교성은 특별하게 요구되지 않는다는 것에 주의한다.) 그렇지 않은 경우, 따라서, 실시예들에서는, 이것은 측방향 가속도 센서(875) 및 속도 센서(885)(또는 속도 프로파일)(815)로부터 계산된다. 동작 820에서, 속도 벡터 측정치에 대한 측방향 가속도 벡터 측정치의 비율이 계산되어 로켓의 추정된 선회율을 생성한다. 실시예들에서, 이것은 배향 결정 시스템(890) 내의 벡터 분할 회로(vector division circuit; 825)에서 계산된다. 그러므로, 실시예들에서, 측방향 가속도 센서(875)는 가속도계를 가지지 않는다. 다음으로, 동작 830에서, 추정된 선회율이 로켓의 비행과 연관된 시간 기간 동안 적분되어 제 1 타입의 예측된 자세 변화를 생성한다. 실시예들에서, 이것은 배향 결정 시스템(890) 내의 시간 적분 회로(temporal integration circuit; 835)에서 계산된다. 동작 840에서, 로켓의 측방향 선회율 벡터 측정치가, 예를 들어 로켓의 발사 및 충돌 사이의 다수의 시간에서 획득된다. 일부 실시예에서, 측방향 선회율 벡터 측정치는 역시 배향 결정 시스템(890) 내에 있는 제 1 측방향 선회율 센서에 의해 제공된 데이터 및 제 2 측방향 선회율 센서(845)(양자 모두는 880)에 의해 제공된 데이터의 벡터합으로서 계산된다. 제 2 센서는 제 1 센서에 의해 측정되는 것과 수직인 방향에서 선회율을 측정한다. 동작 850에서, 측방향 선회율 벡터 측정치는 로켓의 비행과 연관된 시간 기간 동안 적분되어 제 2 타입의 예측된 자세 변화를 생성한다. 실시예들에서, 이것은 배향 결정 시스템(890) 내의 제 2 시간 적분 회로(855)에서 계산된다. 동작 860에서, 중력 방향 벡터는 제 1 타입의 예측된 자세 변화와 제 2 타입의 예측된 자세 변화 사이의 차이에 기초하여 계산된다. 실시예들에서, 이것은 배향 결정 시스템(890) 내의 벡터 감산 회로(vector subtraction circuit; 865)에서 계산된다. 일부 실시예들에서, 그러면 지면-지향 배향 각도가 중력 방향 벡터에 기초하여 계산될 수 있다. 로켓 배향이 알려지면, 해당 배향은 도 7의 흐름도에서 단계 705에 의해 전술된 바와 같이 유도 및 제어 시스템에 제공되고, 궤적 성형 및, 로켓을 지면을 향해 선회시키는 것 및 유도탄의 종단 비행 경로 각도를 의도된 타겟을 향해 제어하는 것과 같은 로켓 기동의 실행을 위하여 사용될 수 있다. 또한, 이러한 기동은 로켓의 최대 거리를 연장하기 위해서 로켓의 수직 궤적의 성형(shaping)을 허용할 수 있다. 실시예들에서, 이러한 방법은, 배향 결정 시스템(890)에 입력을 각각 제공하는 측방향 가속도 센서(875), 측방향 선회율 센서(880), 및 속도 센서(885)를 포함하는 유도 및 제어(G&C) 시스템(870) 내에서 실행된다.

이러한 시스템 및/또는 방법에 대해서 전술된 동작 또는 기능을 수행(또는 제어)하기 위하여 중력 바이어스를 채용하는 발사체의 궤적을 성형하기 위하여 사용되는 컴퓨팅 시스템은 프로세서, I/O 디바이스, 메모리 시스템, 및 네트워크 어댑터를 포함할 수 있다. 컴퓨팅 시스템은 예시적인 실시예에 따른 시스템 및/또는 방법에 대해서 전술된 동작 또는 기능을 수행(또는 제어)하기 위한 프로그램 모듈(미도시)을 포함한다. 예를 들어, 프로그램 모듈은 특정 태스크를 수행하거나 특정 추상적 데이터 타입을 구현하는 루틴, 프로그램, 오브젝트, 컴포넌트, 로직, 데이터 구조체 등을 포함할 수 있다. 프로세서는 이러한 시스템 및/또는 방법에 대해서 전술된 동작 또는 기능을 수행(또는 제어)하도록 프로그램 모듈에 기록된 명령을 실행할 수 있다. 프로그램 모듈은 프로세서의 집적 회로 내에 프로그램될 수 있다. 예시적인 실시예에서, 프로그램 모듈은 메모리 시스템 내에 또는 원격 컴퓨터 시스템 저장 매체 내에 저장될 수 있다.

컴퓨팅 시스템은 다양한 컴퓨팅 시스템 판독가능 매체를 포함할 수 있다. 이러한 매체는 컴퓨터 시스템에 의해 액세스가능한 임의의 이용가능한 매체일 수 있고, 휘발성 및 비-휘발성 매체, 착탈식 및 비-착탈식 매체 양자 모두를 포함할 수 있다.

메모리 시스템은 랜덤 액세스 메모리(RAM) 및/또는 캐시 메모리 등과 같은 휘발성 메모리의 형태인 컴퓨터 시스템 판독가능 매체를 포함할 수 있다. 컴퓨터 시스템은 다른 착탈식/비-착탈식, 휘발성/비-휘발성 컴퓨터 시스템 저장 매체를 더 포함할 수 있다. 컴퓨터 시스템은 네트워크 어댑터를 사용하여 하나 이상의 디바이스와 통신할 수 있다. 네트워크 어댑터 인터넷, LAN, WAN 등에 기반하는 유선 통신, 또는 CDMA, GSM, 광대역 CDMA, CDMA-2000, TDMA, LTE, 무선 LAN, 블루투스 등에 기반하는 무선 통신을 지원할 수 있다.

본 발명은 임의의 가능한 세부적인 집적 기술의 수준을 가지는 시스템, 방법, 및/또는 컴퓨터 프로그램 제품을 기술한다. 컴퓨터 프로그램 제품은, 프로세서가 본 발명의 양태들을 수행하게 하는 컴퓨터 판독가능 프로그램 명령을 저장하는 컴퓨터 판독가능 저장 매체(또는 매체들)를 포함할 수 있다.

컴퓨터 판독가능 저장 매체는 명령 실행 디바이스에 의해 사용되기 위한 명령을 보유하고 저장할 수 있는 유형의(tangible) 디바이스일 수 있다. 예를 들어, 컴퓨터 판독가능 저장 매체는 전자적 저장 디바이스, 자기적 저장 디바이스, 광학적 저장 디바이스, 전자기 저장 디바이스, 반도체 저장 디바이스, 또는 이러한 것들의 임의의 적합한 조합일 수도 있지만 이들로 한정되는 것은 아니다. 컴퓨터 판독가능 저장 매체의 더 많은 특정한 예의 비-망라적인 목록은: 휴대용 컴퓨터 디스켓, 하드 디스크, 랜덤 액세스 메모리(RAM), 판독-전용 메모리(ROM), 소거가능 프로그래밍가능 판독-전용 메모리(EPROM 또는 플래시 메모리), 정적 랜덤 액세스 메모리(SRAM), 휴대용 콤팩트 디스크 판독-전용 메모리(CD-ROM), 디지털 다기능 디스크(DVD), 메모리 스틱, 플로피 디스크, 펀치-카드 또는 명령이 기록된 홈 내의 돌출된 구조체, 및 이들의 임의의 적합한 조합을 포함한다. 본 명세서에서 사용될 때, 컴퓨터 판독가능 저장 매체는 그 자체로서 일시적인 신호, 예컨대 무선 전파 또는 다른 자유롭게 전파되는 전자기 파, 도파관 또는 다른 전송 매질을 통과하여 전파되는 전자기 파(예를 들어, 광섬유 케이블을 통해 전달되는 광 펄스), 또는 배선을 통해 전송되는 전기 신호인 것으로 이해되어서는 안 된다.

본 명세서에서 설명되는 컴퓨터 판독가능 프로그램 명령은 컴퓨터 판독가능 저장 매체로부터 각각의 컴퓨팅/처리 디바이스로, 또는 네트워크, 예를 들어 인터넷, 근거리 네트워크, 광역 네트워크 및/또는 무선 네트워크를 통해 외부 컴퓨터 또는 외부 저장 디바이스로 다운로드될 수 있다. 네트워크는 구리 송신 케이블, 광송신 섬유, 무선 송신, 라우터, 방화벽, 스위치, 게이트웨이 컴퓨터 및/또는 에지 서버를 포함할 수 있다. 각각의 컴퓨팅/처리 디바이스 내의 네트워크 어댑터 카드 또는 네트워크 인터페이스는 네트워크로부터 컴퓨터 판독가능 프로그램 명령을 수신하고, 컴퓨터 판독가능 프로그램 명령을 각각의 컴퓨팅/처리 디바이스 내의 컴퓨터 판독가능 저장 매체에 저장되도록 전달한다.

본 발명의 동작을 수행하기 위한 컴퓨터 판독가능 프로그램 명령은 어셈블리 명령, 명령-세트-아키텍처(ISA) 명령, 머신 명령, 머신 의존적 명령, 마이크로코드, 펌웨어 명령, 상태-설정 데이터, 집적 회로에 대한 구성 데이터, 또는 Smalltalk, C++ 등과 같은 객체 지향 프로그래밍 언어 및 "C" 프로그래밍 언어 또는 유사한 프로그래밍 언어와 같은 절차적 프로그래밍 언어를 포함하는 하나 이상의 프로그래밍 언어의 임의의 조합으로 기록된 소스 코드 또는 오브젝트 코드일 수 있다. 프로그램 판독가능 프로그램 명령은 전체적으로 사용자의 컴퓨터에서, 부분적으로 사용자의 컴퓨터에서, 독립형 소프트웨어 패키지로서, 부분적으로 사용자의 컴퓨터에서 그리고 부분적으로 원격 컴퓨터에서 또는 전체적으로 원격 컴퓨터 또는 서버에서 실행될 수 있다. 후자의 시나리오에서, 원격 컴퓨터는 근거리 네트워크(LAN), 또는 광역 네트워크(WAN)를 포함하는 임의의 타입의 네트워크를 통하여 사용자의 컴퓨터에 접속될 수도 있고, 또는 접속은(예를 들어, 인터넷 서비스 제공자를 사용하는 인터넷을 통하여) 외부 컴퓨터로 이루어질 수도 있다. 일부 실시예들에서, 예를 들어 프로그래밍가능한 로직 회로, 필드-프로그래밍가능 게이트 어레이(FPGA), 또는 프로그래밍가능 로직 어레이(PLA)를 포함하는 전자 회로는, 본 발명의 양태들을 수행하기 위하여, 전자 회로를 개인화하기 위한 컴퓨터 판독가능 프로그램 명령의 상태 정보를 활용함으로써 컴퓨터 판독가능 프로그램 명령을 실행할 수 있다.

본 발명의 양태들은 본 명세서에서 본 발명의 실시예에 따르는 방법, 장치(시스템) 및 컴퓨터 프로그램 제품의 흐름도 예시 및/또는 블록도를 참조하여 설명된다. 흐름도 예시 및/또는 블록도의 각각의 블록, 및 흐름도 예시 및/또는 블록도에서의 블록들의 조합이 컴퓨터 판독가능 프로그램 명령에 의하여 구현될 수 있다는 것이 이해될 것이다.

이러한 컴퓨터 판독가능 프로그램 명령은 범용 컴퓨터, 특수 목적 컴퓨터, 또는 다른 프로그래밍가능한 데이터 프로세스 장치의 프로세서로 제공되어 머신을 생성함으로써, 컴퓨터 또는 다른 프로그래밍가능한 데이터 프로세스 장치의 프로세서를 통하여 실행되는 명령들이 흐름도 및/또는 블록도 블록 또는 블록 내에 규정된 기능/동작을 구현하기 위한 수단을 생성하게 할 수도 있다. 컴퓨터 판독가능 프로그램 명령은 또한, 명령들이 저장된 컴퓨터 판독가능 저장 매체가 흐름도 및/또는 블록도 블록 또는 블록 내에 규정된 기능/동작(act)의 양태들을 구현하는 명령들을 포함하는 제조물을 포함하도록, 컴퓨터, 프로그래밍가능 데이터 처리 장치, 및/또는 다른 디바이스가 특정한 방식으로 기능하도록 디렉팅할 수 있는 컴퓨터 판독가능 저장 매체 내에 저장될 수 있다.

컴퓨터 판독가능 프로그램 명령은 또한 컴퓨터, 다른 프로그래밍가능 데이터 처리 장치, 또는 다른 디바이스에 로딩되어, 일련의 동작 단계들이 컴퓨터, 다른 프로그래밍가능 장치 또는 다른 디바이스에서 수행되어 컴퓨터 구현 프로세스를 생성함으로써, 컴퓨터, 다른 프로그래밍가능 장치 또는 다른 디바이스에서 실행되는 명령들이 흐름도 및/또는 블록도 블록 또는 블록에 규정된 기능/동작을 구현하기 위한 프로세스를 제공하게 할 수도 있다.

도면에 있는 흐름도 및 블록도들은 본 발명의 다양한 실시예들에 따르는 시스템, 방법 및 컴퓨터 프로그램 제품의 가능한 구현형태의 아키텍처, 기능성, 및 동작을 예시한다. 이러한 관점에서, 흐름도 또는 블록도들 내의 각각의 블록은 모듈, 세그먼트, 또는 규정된 논리적 기능(들)을 구현하기 위한 하나 이상의 실행가능한 명령을 포함하는 명령의 일부를 나타낼 수도 있다. 일부 대안적 구현형태에서, 블록에서 표시된 기능들은 도면에 표시된 순서와 달리 발생될 수도 있다. 예를 들어, 연속하게 도시된 두 개의 블록들은 실제로는 실질적으로 동시에 실행될 수도 있고, 또는 블록들은 가끔 수반된 기능성에 의존하여 역순서로 실행될 수도 있다. 또한, 블록도 및/또는 흐름도 예시의 각각의 블록, 및 블록도 및/또는 흐름도 예시의 블록의 조합이, 규정된 기능 또는 동작을 수행하거나 특수 목적 하드웨어 및 컴퓨터 명령의 조합을 수행하는 특수 목적 하드웨어 기반 시스템에 의해 구현될 수 있다는 것에 주의하게 될 것이다.

실시예에 대한 전술된 설명은 예시와 설명을 위하여 제공되었다. 이것은 망라적인 것이거나 본 발명을 개시된 구체적인 형태로 한정하려는 것이 아니다. 많은 변경예 및 변형예가 이러한 개시 내용을 고려하여 구현될 수 있다. 본 발명의 범위는 이러한 상세한 설명이 아니라, 첨부된 청구항에 의해 한정되도록 의도된다.

다수의 구현형태들이 설명되었다. 그럼에도 불구하고, 다양한 변형이 본 발명의 범위에서 벗어나지 않으면서 이루어질 수도 있다는 것이 이해될 것이다. 동작들이 도면들에서 특정한 순서로 묘사되지만, 원하는 결과들을 획득하기 위하여 이러한 동작들이 도시된 특정한 순서로 또는 순차적인 순서로 수행되어야 하거나, 또는 도시된 모든 동작들이 수행되어야 한다고 요구하는 것으로 이해되어서는 안 된다.

본 명세서의 각각의 그리고 모든 페이지 및 기록된 모든 내용은, 어떻게 특징지어지거나 식별되거나 번호가 부여되는지와 관계 없이, 본 출원 내에서의 형태와 배치와 무관하게 모든 목적에 대해서 본원의 중요 부분이라고 간주된다. 본 명세서는 망라적인 의미를 가지거나 본 발명을 개시된 구체적인 형태로 한정하려는 것이 아니다. 많은 변경예 및 변형예가 이러한 개시 내용을 고려하여 구현될 수 있다. 다른 실시예와 다양한 실시예는, 상세한 설명, 도면, 및 후속 청구항으로부터 당업자들에게 쉽게 명백해질 것이다. 본 발명의 범위는 이러한 상세한 설명이 아니라, 첨부된 청구항에 의해 한정되도록 의도된다.

Claims

발사체의 궤적을 성형(shaping)하는 방법으로서,
상기 발사체의 유도 및 제어 자동조종 시스템(870)으로의 입력을 획득하고, 상기 입력을 상기 유도 및 제어 자동조종 시스템(870)의 적어도 하나의 프로세서에 제공하는 단계 - 상기 입력은 중력에 대한 롤 배향(705), 및 상기 발사체의 속도의 추정(710)을 포함함 -;
추가적(Additional) 중력 바이어스(gravity bias; Gbias)(725)를 내재적(Inherent) Gbias(715)에 적용하는 단계(730); 및
상기 유도 및 제어 자동조종 시스템(870)의 적어도 하나의 프로세서에 의해 총 레이트 커맨드(735)를 결정하는 단계 - 추가적 레이트 커맨드는 상기 추가적 Gbias를 상기 발사체의 속도의 추정(710)으로 나눔으로써 결정됨 -를 포함하고,
상기 유도 및 제어 자동조종 시스템(870)은 상기 유도 및 제어 자동조종 시스템(870)의 총 레이트 커맨드를 사용하여, 상기 발사체를 타겟(740)으로 유도하도록 구성되는, 발사체 궤적 성형 방법.
제 1 항에 있어서,
상기 방법은,
상기 유도 및 제어 자동조종 시스템(870)의 널(null) 유도 및 제어 측방향 레이트 제어 루프에 의해 생성되는 내재적 Gbias 양(715)을 결정하는 단계를 포함하는, 발사체 궤적 성형 방법.
제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
상기 방법은,
요구되는(Desired) Gbias 양(720)을 결정하는 단계; 및
상기 추가적 Gbias 양(725)을 결정하는 단계를 포함하는, 발사체 궤적 성형 방법.
제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,

이고,
는 측방향 제어 루프에 의해 사용되기 위한 상기 추가적 레이트 커맨드(735)를 포함하고,
a _m 은 상기 발사체의 추가적 측방향 가속도의 추정을 포함하며,
V _m 은 상기 발사체의 속도의 추정(710)을 포함하고,
G _bias 는 상기 추가적 Gbias(725)를 포함하는, 발사체 궤적 성형 방법.
제 1 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 있어서,
중력에 대한 롤 관성 유도 좌표 프레임의 배향이, 상기 요구되는 Gbias를 피치 및 요 제어 루프로 분할하기 위하여 활용되는, 발사체 궤적 성형 방법.
제 1 항 내지 제 5 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 유도 및 제어 자동조종 시스템은 가속도계를 포함하지 않음으로써, 상기 발사체의 복잡도 및 비용이 감소되는, 발사체 궤적 성형 방법.
제 1 항 내지 제 6 항 중 어느 한 항에 있어서,
최종적으로 0 G에 가까운 에어프레임(airframe)을 생성하도록, 상기 요구되는 Gbias 크기는 궤적 상향(lofting)이 있는 유도 오차와 평형을 이루는, 발사체 궤적 성형 방법.
제 1 항 내지 제 7 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 요구되는 Gbias는 탐색기 레이저 획득 이후에 상기 궤적을 상향시키는, 발사체 궤적 성형 방법.
제 1 항 내지 제 8 항 중 어느 한 항에 있어서,
에어프레임의 종단(terminal) 측방향 G 요구 사항은 탄도식(ballistic)이고, 0 G에 가까우며,
잔여 에어프레임 측방향 G는 다른 최종(endgame) 유도 오차를 흡수하기 위하여 사용가능하고,
상기 다른 최종 유도 오차는 중력에 대해 랜덤 배향을 가지는 레이트 센서 오차 및 탐색기 오차를 포함하는, 발사체 궤적 성형 방법.
발사체의 궤적을 성형하는 시스템으로서,
유도 및 제어 자동조종(870); 및
프로그램을 실행하는 상기 유도 및 제어 자동조종(870)의 적어도 하나의 프로세서를 포함하고, 상기 프로그램은,
중력에 대한 롤 배향(705) 및 상기 발사체의 속도의 추정(710)을 처리하는 것;
상기 유도 및 제어 자동조종(870)의 널 유도 및 제어 측방향 레이트 제어 루프에 의해 생성되는 내재적 Gbias 양(715)을 결정하는 것;
요구되는 Gbias 양(720)을 결정하는 것;
추가적 Gbias 양(725)을 결정하는 것;
상기 추가적 Gbias(730)를 상기 내재적 Gbias(715)에 적용하는 것;
상기 유도 및 제어 자동조종 시스템(870)의 적어도 하나의 프로세서에 의해 총 레이트 커맨드(735)를 결정하는 것 - 상기 총 레이트 커맨드는 상기 요구되는 Gbias를 상기 발사체의 속도의 추정(710)으로 나눔으로써 결정됨 -; 및
상기 유도 및 제어 자동조종으로부터의 상기 총 레이트 커맨드를 사용하여, 상기 발사체를 타겟(740)으로 유도하는 것을 수행하는, 발사체 궤적 성형 시스템.
제 10 항에 있어서,
상기 유도 및 제어 자동조종(870)은,
측방향 가속도 센서(875);
측방향 선회율(lateral turn rate) 센서(880);
속도 센서(885); 및
배향 결정 시스템(890)을 포함하고,
상기 배향 결정 시스템(890)은 상기 측방향 가속도 센서(875), 상기 측방향 선회율 센서(880), 및 상기 속도 센서(885)로부터 입력을 수신하는, 발사체 궤적 성형 시스템.
제 10 항 또는 제 11 항에 있어서,
상기 롤 배향(705)은 발사 이후에 입력되는, 발사체 궤적 성형 시스템.
제 10 항 내지 제 12 항 중 어느 한 항에 있어서,

이고,
는 측방향 제어 루프에 의해 사용되기 위한 상기 추가적 레이트 커맨드(735)를 포함하고,
a _m 은 상기 발사체의 추가적 측방향 가속도의 추정을 포함하며,
V _m 은 상기 발사체의 속도의 추정(710)을 포함하고,
G _bias 는 상기 추가적 Gbias(725)를 포함하는, 발사체 궤적 성형 시스템.
제 10 항 내지 제 13 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 중력에 대한 롤 배향(705)을 결정하는 것은, 자력계를 포함하는, 발사체 궤적 성형 시스템.
제 10 항 내지 제 14 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 중력에 대한 롤 배향(705)을 결정하는 것은, 초기화된 관성 측정 유닛(IMU)을 포함하는, 발사체 궤적 성형 시스템.
제 10 항 내지 제 15 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 유도 및 제어 자동조종(870)의 센서는 레이트 센서만을 포함하는, 발사체 궤적 성형 시스템.
제 10 항 내지 제 16 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 유도 및 제어 자동조종(870)은 탐색기를 포함하는, 발사체 궤적 성형 시스템.
제 10 항 내지 제 17 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 유도 및 제어 자동조종은 각도 레이트 기반 자동조종인, 발사체 궤적 성형 시스템.
제 10 항 내지 제 18 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 시스템은 가속도계를 포함하지 않음으로써, 상기 발사체의 복잡도 및 비용이 감소되는, 발사체 궤적 성형 시스템.
발사체의 궤적을 성형하기 위한 유도 및 제어 자동조종 디바이스로서,
피드 포워드 섹션;
유도 필터(216);
피치 / 요 / 롤 커플링된 기체역학부(aerodynamics; 234);
피드 포워드 섹션; 및
피치 레이트 센서를 포함하고,
적어도 하나의 프로세서가, 상기 발사체의 속도의 추정(710)으로 나누어진 것과 추가적 Gbias(725)와 같고 유도 루프 커맨드와 결합되며 중력에 대한 롤 배향(705)을 포함하는 총 레이트 커맨드(735)를 결정하며,
상기 유도 및 제어 자동조종 디바이스는 상기 발사체를 타겟으로 유도하도록 구성되는, 유도 및 제어 자동조종 디바이스.