KR20220037520A - 펄스 비컨 및 저비용의 관성 측정 유닛에 의한 자세 결정 - Google Patents

펄스 비컨 및 저비용의 관성 측정 유닛에 의한 자세 결정 Download PDF

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제이슨 에이치. 배첼더
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배 시스템즈 인포메이션 앤드 일렉트로닉 시스템즈 인티크레이션, 인크.
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Abstract

펄스 비컨과 매우 저비용의 관성 측정 유닛에 의한 자세 결정 시스템 및 방법이다. 펄스 비컨은 도달 방향이 결정될 수 있도록 발사체 후면에 위치된 검출기 또는 수신기에 의해 검출된 복수의 펄스를 생성하는 데 사용된다. 동기화된 클록은 속도 및 범위 정보에 대해 입증되었다. 고도도 또한 결정될 수 있으며 고도계 등을 사용할 수 있다. 시스템에 의한 내부 교정으로 저비용의 IMU 사용이 가능하다. 실시간 자세 정보는 측풍 및 기타 드리프트에 대한 수정을 제공하여 낮은 하향 범위 분산을 가질 수 있도록 한다.

Description

펄스 비컨 및 저비용의 관성 측정 유닛에 의한 자세 결정
본 개시는 정밀 유도 및 타깃팅에 관한 것으로, 보다 구체적으로는, 펄스 비컨 및 저비용의 관성 측정 유닛을 사용한 자세 결정에 관한 것이다.
오늘날의 발사체 항법 시스템은 발사체의 자세를 측정하기 위해 고가의 관성 측정 장치(inertial measurement unit, IMU)를 사용한다. 자세는 이동 방향에 대한 객체(예를 들어, 발사체)의 방향이다. 값비싼 IMU에 필요한 비용, 무게 및 전력은 저비용의 작고 효과적인 발사체를 생산하기 위해 시스템의 성능 메트릭과 시스템의 능력을 압도한다.
따라서, 본 발명의 목적은 종래의 정밀 항법 시스템과 연관된 전술한 단점 및 결점을 극복하는 것이다.
본 개시의 일 측면은 자세 결정을 위한 시스템으로서, 사격 제어 시스템 상에 위치된 펄스 비컨 ― 비컨은 시간적 플러스(timed pluse)의 시퀀스를 전달하도록 구성됨 ―; 공중 객체 상에 위치된 후방 센서 ― 센서는 시간적 플러스의 시퀀스를 검출하도록 구성됨 ―; 공중 객체 상에 위치되고 펄스 비컨과 동기화된 정밀 클록(clock) ― 클록은 후방 센서에 의한 시간적 펄스의 검출시 타임 스탬프를 개시하도록 구성됨 ―; 공중 객체 상에 위치된 IMU ― IMU는 공중 객체의 자세를 결정하도록 구성되고 각도 랜덤 워크(angle random walk, ARW) < 0.1 0SQRT(Hz) 또는 전술 등급 정확도를 가짐 ―; 공중 객체 상에 위치된 기압계 또는 고도 센서 ― 기압계는 공중 객체의 고도 변화를 검출하도록 구성됨 ―; 및 공중 객체 상에 위치된 프로세서 ― 프로세서는 시간적 플러스의 시퀀스에 대한 도달 방향, 펄스 사이의 증가하는 시간 차이에 기초한 공중 객체에 대한 범위 및 속도, 및 공중 객체의 자세를 결정하기 위해 적어도 센서, 클록 및 IMU로부터의 데이터를 통합하고 공중 객체에 대한 범위, 위치 및 고도의 비행 전 스크립트와 비교하도록 구성됨 ―를 포함한다.
시스템의 일 실시예는, 공중 객체는 탄약 탄환(munition round)이거나 또는 정밀 유도된 탄약인 것이다. 시스템의 일부 실시예에서, 펄스 비컨은 RF 또는 IR 스펙트럼에서 작동한다.
시스템의 다른 실시예는, 센서는 검출기 어레이 또는 안테나인 것이다. 일부 경우에, 시스템은 센서에 의해 검출된 시간적 플러스의 시퀀스에 대한 도달 방향을 지구 기준을 사용하여 피치(pitch) 및 요(yaw)로 분해하도록 구성된 상향 탐색 장치를 더 포함한다.
시스템의 또 다른 실시예는, 상향 탐색 장치는 자력계, 온보드 이미저, 또는 편광 펄스 비컨인 것이다. 특정 실시예에서, 프로세서는 IMU를 교정하기 위해 지구 기준에서 피치 및 요를 계산하도록 추가로 구성된다.
본 개시의 또 다른 측면은 자세 결정 방법으로서, 공중 객체 상에 위치된 후방 센서를 통해 펄스 비컨으로부터 시간적 플러스의 시퀀스를 검출하는 단계; 공중 객체 상에 위치된 정밀 클록을 펄스 비컨과 동기화하는 단계; 후방 센서에 의한 시간적 펄스의 검출시 타임 스탬프를 개시시키는 단계; 공중 객체에 위치된 IMU를 통해 공중 객체의 자세를 결정하는 단계 ― IMU는 각도 랜덤 워크(ARW) < 0.1 0SQRT(Hz) 또는 전술 등급 정확도를 가짐 ―; 공중 객체 상에 위치된 기압계를 통해 공중 객체의 고도 변화를 검출하는 단계; 공중 객체 상에 위치된 프로세서를 통해 적어도 센서, 클록 및 IMU로부터의 데이터를 통합하는 단계; 적어도 센서, 클록 및 IMU로부터의 데이터를 공중 객체에 대한 범위, 위치 및 고도의 비행 전 스크립트와 비교하는 단계; 및 펄스 사이의 증가하는 시간 차이, 및 공중 객체의 자세에 기초하여 시간적 플러스의 시퀀스에 대한 도달 방향, 공중 객체에 대한 범위 및 속도를 결정하는 단계를 포함한다.
본 방법의 일 실시예는 측풍(crosswind) 및 공중 객체의 속도 변화를 처리하기 위해 조정을 계산하는 단계를 더 포함한다.
본 방법의 다른 실시예는, 펄스 비컨으로부터 전송된 펄스의 시간 간격은 공중 객체의 속도에 정비례하는 시간 지연을 증가시킴으로써 미스(miss) 거리 또는 원형 오류 가능성으로서 지칭되는 하향 범위 분산을 생성하는 것이다.
또 다른 실시예는, 100 Km 발사체에 대한 하향 범위 분산은 기존 시스템의 2-3 Km에 비해 10 내지 100 미터로 개선되는 것이다. 일부 경우에, 공중 객체는 탄약 탄환이다.
일부 경우에, 펄스 비컨은 RF 또는 IR 스펙트럼에서 작동한다. 특정 실시예에서, 센서는 검출기 어레이 또는 안테나이다.
또 다른 실시예에서, 본 방법은 센서에 의해 검출된 시간적 플러스의 시퀀스에 대한 도달 방향을 지구 기준을 사용하여 피치 및 요로 분해하도록 구성된 상향 탐색 장치를 더 포함한다. 일부 경우에, 상향 탐색 장치는 자력계, 온보드 이미저, 또는 편광 펄스 비컨이다. 특정 실시예에서, 프로세서는 IMU를 교정하기 위해 지구 기준에서 피치 및 요를 계산하도록 추가로 구성된다.
본 개시의 또 다른 측면은 자세 결정 방법으로서, 미리 결정된 펄스 타이밍 시퀀스에 기초하여 IR 또는 RF 에너지를 펄스화하는 단계; 공중 객체 상에 위치된 후방 센서에서 펄스화된 에너지를 수신하는 단계; 펄스화된 에너지에 대한 도달 방향(DOA)을 결정하는 단계; 펄스화된 에너지가 센서에 의해 수신되는 경우 정밀 클록을 사용하여 타임 스탬프를 개시시키는 단계; 비행 경로를 따라 증가된 범위로 인한 증가하는 차이로부터 공중 객체의 범위 및 속도를 결정하는 단계; 사격 제어 시스템에 대한 공중 객체의 고도 변화를 계산하는 단계; 측정된 센서 각도를 지구 기준의 피치 및 요로 분해하는 단계; 지구 기준의 피치 및 요를 계산하고 IMU를 교정하는 단계; 및 측풍 및 공중 객체의 속도 변화를 처리하기 위해 조정을 계산하는 단계를 포함한다.
본 개시의 이러한 측면들은 배타적인 것을 의미하지 않으며 본 개시의 다른 특징, 측면 및 이점은 하기 설명, 첨부된 청구범위 및 첨부 도면과 함께 읽을 때 당업자에게 쉽게 명백해질 것이다.
본 개시의 전술한 다른 목적, 특징 및 이점은 동일한 참조 부호가 상이한 도면 전체에 걸쳐 동일한 부분을 지칭하는 첨부 도면에 도시된 바와 같이 본 개시의 특정 실시예에 대한 다음의 설명으로부터 명백할 것이다. 도면은 반드시 축척에 맞춰진 것은 아니며, 대신에 본 개시의 원리를 설명하는 데 중점을 둔다.
도 1은 본 개시의 시스템의 일 실시예의 도면이다.
도 2는 피치를 나타내는 본 개시의 시스템의 일 실시예의 측면도이다.
도 3은 요를 나타내는 본 개시의 시스템의 일 실시예의 평면도이다.
도 4는 본 개시의 원리에 따른 온보드 레인징 시스템의 일 실시예의 도면이다.
도 5는 본 개시의 원리에 따른 방법의 일 실시예의 흐름도이다.
비행 중인 객체는 3차원으로 회전할 수 있다. 날개 달린 항공기와 관련하여, 차원은 1) 요(yaw), 위 아래로 움직이는 축 또는 객체에 수직인 축을 중심으로 왼쪽 또는 오른쪽 기수(nose); 2) 피치(pitch), 날개에서 날개 또는 객체의 측면으로 이어지는 축을 중심으로 위 아래의 기수; 3) 롤(roll), 기수에서 꼬리까지 또는 객체의 세로 방향으로 이어지는 축을 중심으로 한 회전이다. 이 세 가지 축은 일반적으로 객체의 자세로 지칭된다. 정밀 유도 및 타깃팅 또는 항법에서, 궤적을 따른 객체의 위치 거리(예를 들어, 사격 제어 시스템 또는 타깃으로부터의 범위), 객체의 속도, 고도(또는 지상 위의 거리)를 아는 것도 중요하다. 본 개시의 특정 실시예에서, 방위각 및 고도는 또한 (예를 들어, 사격 제어 시스템에서) 지상 기반 관측점에 대한 이동 객체의 가시위치를 정의하는 데 사용된다. 이것은 일반적으로 발사체에 위치된 수신기 또는 검출기 어레이에 의해 결정된다.
현재 범위 추적 시스템은 일반적으로 사격 제어 시스템에 위치된 RADAR 또는 LIDAR를 사용하여 측정된다. 이것은 범위의 결정을 위해 두 개의 경로 길이(첫 번째는 관심 대상으로 가는 것이고, 그리고 두 번째는 사격 제어 시스템으로 되돌아가는 것임)를 필요로 한다. 따라서, R2 전력 문제가 아니라 R4 전력 문제가 된다. 이러한 경우, 작은 타깃이나 멀리 있는 객체를 추적하기 위해 대형 RADAR/LIDAR 시스템이 필요하다.
대조적으로, 본 발명의 일 실시예는 펄스 신호의 검출을 위해 발사체의 온보드에 위치된 검출기를 사용하여 한 방향으로 조명하는 RF 또는 EO 신호를 사용한다. 이러한 시스템은 전체 비용을 감소시키고 사격 제어 시스템으로부터 자체 범위를 결정하는 능력을 갖는 발사체를 제공한다. 이러한 방법은 사격 제어에 관하여 발사체의 위치를 측정하는 수단으로서 통신 링크를 사용하여 대략적인 범위를 허용할 수 있다. 특정 실시예는 직접적인 가기선을 필요로 한다.
본 개시의 시스템의 특정 실시예에서, 사격 제어 시스템으로부터 범위를 결정하는 것은 발사체의 속도를 결정하는 것을 허용한다. 발사체의 속도는 부분적으로 발사 시 실제 폭발의 변화로 인해 상당한 양만큼 변할 수 있음이 이해된다. 이러한 변화는 폭발성 물질의 양, 연령, 습도 등에 기인할 수 있다. 이들은 발사 당시 발사체의 속도에서 약 2-3%의 변화에 이를 수 있는 모든 요소이다. 비행의 지속 기간 동안 이러한 속도 제곱 항은 실제 이동 거리에서 큰 오버샷(overshot)을 유발할 수 있으며 타깃을 놓치거나 발사체가 잘못된 타깃을 맞추게 할 수도 있다. 일부 경우에, 속도의 변화는 궤적의 처음 1%뿐만 아니라 나머지 99%에서 발생한다.
특히, 더 무거운 발사체 또는 탄환(round)의 경우, 탄환이 어디에 있고 얼마나 빨리 움직이는지를 정확하게 아는 것이 중요하다. 일부 탄환에서는 비행의 약 5%를 공중 영역에서 소비하므로, 비행 중 탄환의 초기 위치를 보다 정확한 타깃팅을 위한 중요한 정보로 만든다. 일부 경우에, 비행 초기에 정확도가 향상되면 탄환의 미스(miss) 거리가 약 1 km에서 수십 미터로 변경될 수 있다. 여기에서 사용된 바와 같이, 탄환은 발사체, 탄도탄, 총알, 탄약 등일 수 있다.
더 낮은 비용의 더 작은 IMU와 쌍을 이루는 제2 센서(예를 들어, GPS)로부터의 자세 및 위치 업데이트는 고가의 IMU(저가의 IMU의 10배 비용)의 사용에 대한 대안적인 접근을 제공한다는 것이 인식되어 왔다. 본 개시의 시스템의 일 실시예에서, 시스템은 항법 해결수단을 구축하기 위해 기압계 및/또는 "상향 탐색기(up finder)"와 결합될 수 있는 발사체 상의 후방 센서에 의해 검출되는 베어링을 갖는 사격 제어 시스템으로부터 발사체의 범위를 결정한다.
일 실시예에서, 상향 탐색기는 지구 좌표의 방위각 및 고도를 결정하기 위해 사격 제어 시스템에 대해 탄환(탄약, 발사체, 발사체 등)을 배향시킨다. 특정 실시예에서, 자이로스코프 데이터는 운항 중인 IMU/자이로 교정을 제공하여 임의의 바이어스 드리프트(bias drift)를 제거하기 위해 실시간 비교를 위한 후방 관찰 센서에 의해 결정된 Az 및 E1와 비교될 수 있다.
다른 실시예에서, 탄환은 Az 및 El, 자세 및/또는 사격 제어 시스템에 대한 위치를 결정하여 비행 경로에 대한 지상 기준을 제공하기 위한 비행 전 스크립트를 갖는다. 그런 다음, 비행 경로는 Az 기동 없이 직접 선형 경로에서 탄환을 유지하는 데 사용될 수 있거나 또는 발사 벡터에 대한 타깃 위치를 처리하기 위해 제어된 Az/El 조정을 제공하도록 스크립팅될 수 있다.
본 개시의 일 측면은 사격 제어 시스템 상의 EO/IR 또는 RF 펄스 비컨, 발사체 상의 후방 센서 어레이, 저가의 IMU, 기압계 및 프로세서를 포함하는 시스템이다. 일 실시예에서, 기압계, IMU 및 센서 어레이에 의해 수집된 데이터는 통합되고 발사체에 대한 범위, 위치 및 고도의 비행 전 스크립트와 비교된다. 탄도탄/대포의 경우, 측풍(crosswind), 총구 속도의 변화 등을 고려하여 약간의 조정이 계산된다. 특정 실시예에서, 사격 제어 펄스 빔으로부터 전송된 펄스의 시간 간격을 클록킹함으로써, 결과적으로 증가하는 시간 지연은 사격 제어 시스템으로부터 발사된 발사체의 속도에 정비례하며, 이는 하향 범위 분산을 생성한다. 일부 경우에, 하향 범위 분산은 미스(miss) 거리 또는 원형 오류 가능성으로서 지칭된다. 시간 지연 증가를 측정하고 후방 센서 어레이에 의해 검출된 사격 제어 시스템에 대한 Az 및 El 및/또는 자세를 앎으로써, 발사체는 하향 범위 분산(일반적으로 +/- 1 내지 3 Km)을 보상할 수 있다.
시스템의 일 실시예에서, 단거리(2 내지 5 Km) 25 내지 30 mm 탄도탄이 사용될 수 있어 여러 다른 위치에서 여러 UAS를 요격하기 위해 5 내지 10발의 일제 사격이 수행될 수 있다. 각각의 탄환에 별도의 비행 전 스크립트를 제공함으로써, 펄스 빔은 각각의 탄환이 독립적으로 작동하는 지상 기준 역할을 한다. 각각의 탄환에 대한 비행 동역학을 예측된 측풍 범위 제한과 결합함으로써, 항법 시스템은 후방 센서 어레이를 통해 검출된 범위 및 사격 제어 베어링에 기초하여 필요한 기동을 미리 결정할 수 있다.
본 개시의 시스템의 특정 실시예에서, 사격 제어 시스템에 대한 요(yaw) 및/또는 Az를 측정함으로써, 측풍의 양(크랩 궤적(crabbing trajectory))이 측정되고 항법 시스템에 의해 처리될 수 있다. 측풍은, 범위로 분할되는 경우, 사격 제어 시스템에 비해 요에서 작은 각도 변화가 생성되는 탄환의 측면 모션을 생성한다. 측풍이 없으면 요 자세에 변화가 없다.
도 1을 참조하면, 본 개시의 시스템의 일 실시예의 도면이 도시된다. 보다 구체적으로, RF 또는 EO 신호(4)를 투영하는 사격 제어 시스템(2)이 도시되어 있다. 일부 경우에, 신호는 펄스로 구성된다. 공중 객체(6)는 후방 장착 검출기(8)를 사용하여 사격 제어로부터 신호를 수신한다. 특정 실시예에서, 공중 객체는 탄환이다. 후방 장착 검출기를 사용하면, 사격 제어(fire control, FC) 시스템(2)으로부터의 범위(10)가 결정될 수 있다. 지구 위치(14)에 대한 범위도 또한 결정될 수 있다. 검출기(8) 또는 센서는 객체의 본체 프레임과 사격 제어 시스템 사이의 각도(12)를 측정한다. FC(10) 또는 지면(14)에 대한 범위를 추적함으로써, 기체의 자세를 결정할 수 있다.
본 개시의 특정 실시예는 자세 유지 또는 베어링 유지를 위한 관성 측정 유닛(inertial measuring unit, IMU)에 의존하지 않고 객체(예를 들어, 탄환)에 대한 지구 기준을 제공한다. 이러한 기능은 실시간으로 1 밀리라드(millirad) 이내의 자세 및 드리프트가 없는 절대 각도 위치를 결정하기 위해 펄스 비컨 및 저비용의 IMU를 사용하고 후방 추적 저비용 반 능동 레이저(semi-active laser, SAL) 탐색기를 사용하여 수행될 수 있다.
도 2를 참조하면, 피치를 나타내는 본 개시의 시스템의 일 실시예의 측면도가 도시되어 있다. 보다 구체적으로, 사격 제어 시스템(2)은 RF 또는 EO 신호(4)를 투영하는 사격 제어 시스템(2)이 도시되어 있다. 일부 경우에, 신호는 펄스로 구성된다. 공중 객체(6')는 후방 장착 검출기(8)를 사용하여 사격 제어(2)로부터 신호를 수신한다. 후방 장착 검출기(8)를 사용하면, 사격 제어(FC) 시스템(2)으로부터의 범위(10)가 결정될 수 있다. 지구 위치(14)에 대한 범위도 또한 결정될 수 있다. 검출기(8) 또는 센서는 객체의 본체 프레임과 사격 제어 시스템 사이의 각도(12')를 측정한다. FC(10) 또는 지상(14)에 대한 범위를 추적함으로써, 기체의 자세를 결정할 수 있다. 고도(18)는 고도계 센서로 측정된다.
특정 실시예에서, 타이밍은 탄환과 FC 사이에서 동기화된다. 일부 경우에, 지구 위치에 대한 범위는 GPS 또는 이미지 항법을 사용하여 측정된다. 일 실시예에서, 삼각형 정보(고도, 범위 및 자세)의 세 다리 중 2개를 앎으로써, 점선과 FC 펄스 비컨 사이의 각도를 결정할 수 있다. 센서는 실선과 FC(12') 사이를 측정한다. 차이점은 객체에 대한 자세 측정이며, 여기서는 객체의 피치이다. 특정 실시예에서, GPS 위치가 10 미터 이내이면, 2 Km에서 자세는 5 mrad 이내로 계산된다. 4 km에서, 자세는 2.5 mrad 이내로 계산된다.
현재의 저비용 SAL 탐색기는 탄환의 기수에 장착된 2D 어레이로 구성된다. 특정 실시예에서, SAL 탐색기 기능은 후방을 향하도록 회전되고 사격 제어로부터 방출되는 펄스 비컨과 결합된다. 거기에서, 센서(8)는 0.2 내지 1 mrad(광학에 따라 다름) 내에서 각도 비율을 측정하고 더 낮은 비용의 IMU와 결합하는 경우, 더 높은 수준의 IMU의 비용 없이 더 높은 수준의 IMU 성능을 산출할 것이다. 범위와 고도를 추적함으로써(예를 들어, 저비용의 압력 센서를 사용함으로써), 발사 플랫폼에 대한 자세가 결정될 수 있다. 이러한 접근 방식은 발사체에 대한 자세 측정과 광통신, 상향 탐색 또는 거리 측정을 혼합한다. 레이저 또는 펄스 다이오드를 사용하면, 낮은 시스템 비용으로 사격 제어 시스템에 대한 발사체의 자세를 정확하게 결정할 수 있다.
도 3을 참조하면, 요(yaw)를 나타내는 본 개시의 시스템의 일 실시예의 평면도가 도시되어 있다. 보다 구체적으로, 지상은 페이지이다. RF 또는 EO 신호(4)를 투영하는 사격 제어 시스템(2)이 도시되어 있다. 일부 경우에, 신호는 펄스로 구성된다. 공중 객체(6")는 후방 장착 검출기(8)를 사용하여 사격 제어(2)로부터 신호를 수신한다. 후방 장착 검출기(8)를 사용하면, 화재 제어(FC) 시스템(2)으로부터의 범위(10)가 결정될 수 있다. 지구 위치에 대한 범위도 또한 결정될 수 있다. 검출기(8) 또는 센서는 객체의 본체 프레임과 사격 제어 시스템 사이의 각도(12")를 측정하고, FC(10)까지의 범위를 추적함으로써, 기체 프레임의 자세를 결정할 수 있다.
특정 실시예에서, 타이밍은 탄환과 FC 사이에서 동기화된다. 일부 경우에, 지구 위치에 대한 범위는 GPS 또는 이미지 항법을 사용하여 측정된다. 일 실시예에서, 삼각형 정보(고도, 범위 및 자세)의 3개 다리 중 2개를 앎으로써, 점선과 FC 펄스 비컨 사이의 각도를 결정할 수 있다. 센서는 실선과 FC(12") 사이를 측정한다. 차이점은 객체의 자세 측정이며, 여기서는 객체의 요(yaw)이다. 특정 실시예에서, GPS 위치가 10 미터 이내이면, 2 Km에서 자세는 5 mrad 이내로 계산된다. 4 km에서, 자세는 2.5 mrad 이내로 계산된다.
본 개시의 시스템의 일 실시예에서, 사격 제어 시스템은 탄환의 궤적 또는 예상 비행 경로를 커버하는 RF 또는 IR/OE 스펙트럼에서 전방 룩킹(looking) 펄스 비컨을 제공한다. 펄스 비컨으로부터의 에너지는 탄환에 위치된 센서 어레이(RF 또는 IE/EO)에 의해 수신된다. 센서 어레이는 탄환으로부터 그리고 사격 제어 시스템에 대한 각도 측정(예를 들어,약 1 mrad까지)을 제공한다. 일 실시예에서, IR/EO는 더 높은 각도 정확도를 제공하고 약 2 Km에서 (맑은 날에) 최대 약 15 Km까지 효과적이다. 다른 실시예에서, RF는 IR/EO에 비해 확장된 범위를 제공하고 가시선(Line of Sight, LOS)에 의해서만 제한되지만, 이것은 각도 정확도(예를 들어, 약 4 내지 약 10 mrad까지)를 희생시킨다.
특정 실시예에서, 펄스 비컨의 에너지는 IR/EO 센서 어레이 또는 RF 안테나 어셈블리에 의해 수신된 다음, 인입 신호에 대한 도달 방향(direction of arrival, DOA)을 결정하도록 처리된다. 특정 실시예에서, 다른 센서는 펄스 도달 시간(Time of Arrival, TOA) 측정, 기압계 또는 활성 RF RADAR 또는 EO 레이저 거리 측정기(laser range finder, LRF)로부터의 고도를 통해 범위를 제공한다. 일부 실시예에서, 피치 자세는 측정된 센서 어레이와 사격 제어 시스템 사이의 각도에서 아크 코사인(고도/범위)을 뺀 각도를 통해 결정될 수 있으며, 예를 들어, 도 2를 참조한다.
특정 실시예에서, 요 또는 Az는 센서 어레이로부터 직접 측정될 수 있다. 예를 들어, 순수한 탄도 전투에서, 사격 제어 비컨은 센서 어레이의 중심에 있을 것이다. 비행에 수직인 측풍은 비행 경로를 따라 요 각도 드리프트를 추가할 것이다. 이것은 측정된 다음, 요 추적 지점에 수정 바이어스(correcting bias)를 추가하여 탄환이 바람에 약간 크랩(crab)되도록 하여 보상할 수 있다.
상하 센서는 발사체가 지구 환경에 대해 요 및 피치 방향의 모션을 분리할 수 있게 한다. 일부 경우에, Az 및/또는 요가 중력을 설명해야 하며, 여기서 피치와 제어는 모든 제어 기능에서 중력을 설명해야 한다.
도 4를 참조하면, 본 개시의 원리에 따른 온보드 레인징 시스템의 일 실시예의 도면이 도시된다. 보다 구체적으로, 펄스 비컨(30)은 RF 또는 IR 스펙트럼의 펄스 신호를 제공한다. 펄스 비컨은 사격 제어 시스템 상에 위치된다. 공중 객체에 위치된 검출기 또는 수신기(32)는 펄스 비컨에서 방출된 신호에 대한 도달 방향(DOA)을 결정한다. DOA 및 Az 및 El 측정(42)은 공중 객체에 대한 요(yaw)(44)의 계산을 제공한다. 일부 경우에, 각각의 펄스 이벤트(34)에 대해 정밀 클록(36)은 펄스 비컨(38)에 대한 객체의 범위뿐만 아니라 객체의 속도를 결정한다. 이러한 측정은 객체(40)에 대한 피치 계산을 제공한다. 특정 실시예에서, 고도계(46) 등은 발사 지점으로부터의 객체의 고도 및 비행 경로를 따라 객체(48)에 대한 고도의 임의의 델타를 제공한다. 고도계, 센서 어레이 또는 검출기 및 정밀 클록은 모두 IMU 교정(50)에 사용될 수 있으므로 저비용 IMU(52)의 사용이 높은 수준의 IMU가 시스템에서 사용되었지만 요구사항(비용, 전력 등)이 감소된 것처럼 강력한 정확도를 제공할 수 있다.
자세 결정의 본 개시의 원리에 따른 방법의 일 실시예에서, 펄스 비컨으로부터의 시간적 플러스의 시퀀스는 공중 객체에 위치된 후방 센서를 통해 검출된다. 공중 객체에 위치된 정밀 클록은 펄스 비컨과 동기화되고 후방 센서에 의해 시간 펄스가 감지되면 타임 스탬프가 시작된다. 공중 객체의 자세는 공중 객체에 위치된 IMU를 사용하여 결정되고, IMU는 각도 랜덤 워크(Angle Random Walk, ARW) < 0.1 0SQRT(Hz) 또는 전술 등급 정확도(tactical grade accuracy)를 갖는다. 특정 실시예에서, 100 Km 발사체에 대한 하향 범위 분산은 기존 시스템에 대한 2-3 Km에 비해 10 내지 100 미터로 개선된다. 공중 객체의 고도 변화는 공중 객체에 위치된 기압계 또는 고도계를 통해 검출된다. 특정 실시예에서, 적어도 센서, 클록 및 IMU로부터의 데이터는 공중 객체에 위치된 프로세서를 통해 통합된다. 그런 다음, 적어도 센서, 클록 및 IMU로부터의 데이터는 공중 객체에 대한 범위, 위치 및 고도의 비행 전 스크립트와 비교되고, 시간적 플러스 시퀀스에 대한 도달 방향, 펄스 사이의 증가하는 시간 차이에 기초한 공중 객체에 대한 범위 및 속도, 그리고 공중 객체의 자세가 결정될 수 있다.
도 5를 참조하면, 본 개시의 원리에 따른 방법의 일 실시예의 흐름도가 도시되어 있다. 보다 구체적으로, IR 또는 RF 에너지는 미리 결정된 펄스 타이밍 시퀀스(100)에 기초하여 펄스화되고 펄스화된 에너지는 공중 객체(102)에 위치된 후방 센서에서 수신된다. 펄스 에너지에 대한 도달 방향(DOA)이 결정된다(104). 일부 경우에, 펄스화된 에너지가 센서(106)에 의해 수신되는 경우 정밀 클록을 사용하는 타임 스탬프가 개시된다. 공중 객체의 범위 및 속도는 비행 경로를 따라 증가된 범위로 인한 증가하는 차이로부터 결정된다. 사격 제어 시스템에 관한 공중 객체의 고도 변화가 계산된다(108). 일부 경우에, 사격 제어 시스템에 관한 공중 객체의 고도 변화가 계산된다. 일부 경우에, 측정된 센서 각도는 지구 기준(110)의 피치 및 요로 분해되고 지구 기준의 피치 및 요가 계산되며 IMU(112)를 교정하는 데 사용된다. 일부 경우에, 측풍 및 공중 객체의 속도의 변화를 처리하기 위해 조정이 계산된다.
여기에서 설명된 바와 같이 컴퓨터 판독 가능 매체는 데이터 저장 장치, 또는 자기 디스크, 자기-광학 디스크, 광학 디스크, 또는 플래시 드라이브와 같은 유닛일 수 있다. 더 나아가, 여기에서 "메모리"라는 용어는 영구적이거나 일시적인 다양한 타입의 적절한 데이터 저장 매체, 예컨대 일시적 전자 메모리, 비-일시적 컴퓨터-판독 가능 매체 및/또는 컴퓨터-기록 가능 매체를 포함하는 것으로 의도된다는 것이 이해될 것이다.
위로부터, 본 발명은 저장 매체 상에 또는 근거리 통신망 또는 인터넷과 같은 광역 통신망과 같은 전송 매체를 통해 공급될 수 있는 컴퓨터 소프트웨어로서 구현될 수 있다는 것이 이해될 것이다. 첨부된 도면에 도시된 구성 시스템 컴포넌트 및 방법 단계 중 일부가 소프트웨어로 구현될 수 있기 때문에, 시스템 컴포넌트(또는 프로세스 단계) 간의 실제 연결은 본 발명이 프로그래밍되는 방식에 따라 다를 수 있다. 여기에서 제공된 본 발명의 교시가 주어지면, 관련 기술 분야의 통상의 기술자는 본 발명의 이들 및 유사한 구현 또는 구성을 고려할 수 있을 것이다.
본 발명이 다양한 형태의 하드웨어, 소프트웨어, 펌웨어, 특수 목적 프로세스, 또는 이들의 조합으로 구현될 수 있다는 것이 이해되어야 한다. 일 실시예에서, 본 발명은 컴퓨터 판독 가능 프로그램 저장 장치 상에 구현된 유형의 애플리케이션 프로그램으로서 소프트웨어로 구현될 수 있다. 애플리케이션 프로그램은 임의의 적절한 아키텍처를 포함하는 머신으로 업로드되고 실행될 수 있다.
본 발명의 다양한 실시예가 자세하게 설명되었지만, 그러한 실시예의 다양한 수정 및 변형이 나타나고 당업자들에게 쉽게 이해될 수 있다는 것이 명백하다. 그러나, 이러한 수정 및 변형이 첨부된 청구항에 기술된 본 발명의 범위와 사상에 속한다는 것이 명백하게 이해되어야 한다. 더 나아가, 여기에서 기술된 발명(들)은 다른 실시예도 구현할 수 있고, 다양한 관련된 다른 방법으로 실시되거나 실행될 수 있다. 또한, 여기에서 사용되는 어법 및 용어는 설명의 목적을 위한 것이고 한정하는 것으로 간주되어서는 안된다는 것이 이해되어야 한다. "포함하는(including)", "포함하는(comprising)", 또는 "갖는(having)", 및 그 변형을 본 명세서에서 사용하면, 그 이후에 나열된 아이템 및 그 균등물, 그리고 추가적인 아이템을 망라하는 것이 의도되는 반면에, "구성하는(consisting of)" 및 "구성하는(consisting only of)"의 용어만 제한적인 의미로 해석되어야 한다.
본 개시의 실시예에 대한 전술한 설명은 예시 및 설명의 목적으로 제공되었다. 이는 본 개시를 개시된 정확한 형태로 철저하게 제한하거나 제한하려는 의도가 아니다. 본 개시에 비추어 많은 수정 및 변형이 가능하다. 본 개시의 범위는 이러한 상세한 설명이 아니라, 첨부된 청구항에 의해 한정되도록 의도된다.
다수의 구현들이 설명되었다. 그럼에도 불구하고, 다양한 변형이 본 개시의 범위에서 벗어나지 않으면서 이루어질 수도 있다는 것이 이해될 것이다. 작동이 도면들에서 특정한 순서로 묘사되지만, 원하는 결과를 획득하기 위하여 이러한 작동이 도시된 특정한 순서로 또는 순차적인 순서로 수행되어야 하거나, 또는 도시된 모든 작동들이 수행되어야 한다고 요구하는 것으로 이해되어서는 안 된다.
본 개시의 원리가 본 명세서에서 설명되었지만, 이러한 설명은 오직 예를 들기 위해서 이루어진 것이고, 본 개시의 범위에 대한 제한으로서 이루어진 것이 아니라는 것이 이해되어야 한다. 본 명세서에서 도시되고 설명되는 예시적인 실시예에 추가하여, 다른 실시예가 본 개시의 범위에 속하는 것으로 고찰된다. 당업자에 의한 변경과 치환은 본 개시의 범위 안에 속하는 것으로 여겨진다.

Claims (20)

  1. 공중 객체의 자세 결정을 위한 시스템으로서,
    사격 제어 시스템 상에 위치된 펄스 비컨 ― 상기 비컨은 시간적 플러스(timed pluse)의 시퀀스를 전달하도록 구성됨 ―;
    상기 시간적 플러스의 시퀀스를 검출하도록 구성된 후방 센서;
    상기 펄스 비컨에 위치되고 상기 펄스 비컨과 동기화된 클록(clock) ― 상기 클록은 상기 후방 센서에 의한 시간적 펄스의 검출시 타임 스탬프를 개시하도록 구성됨 ―;
    상기 공중 객체의 자세를 결정하도록 구성된 관성 측정 유닛(inertial measurement unit, IMU);
    상기 공중 객체의 고도 변화를 검출하도록 구성된 기압계 또는 고도 센서; 및
    상기 시간적 플러스의 시퀀스에 대한 도달 방향, 펄스 사이의 증가하는 시간 차이에 기초한 공중 객체에 대한 범위 및 속도, 및 상기 공중 객체의 자세를 결정하기 위해 적어도 상기 센서, 상기 클록 및 상기 IMU로부터의 데이터를 통합하고 상기 공중 객체에 대한 범위, 위치 및 고도의 비행 전 스크립트와 비교하도록 구성된 프로세서
    를 포함하는 공중 객체의 자세 결정을 위한 시스템.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 공중 객체는 탄약 탄환인,
    공중 객체의 자세 결정을 위한 시스템.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 펄스 비컨은 RF 또는 IR 스펙트럼에서 작동하는,
    공중 객체의 자세 결정을 위한 시스템.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 센서는 검출기 어레이 또는 안테나인,
    공중 객체의 자세 결정을 위한 시스템.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 센서에 의해 검출된 시간적 플러스의 시퀀스에 대한 도달 방향을 지구 기준을 사용하여 피치(pitch) 및 요(yaw)로 분해하도록 구성된 상향 탐색 장치
    를 더 포함하는 공중 객체의 자세 결정을 위한 시스템.
  6. 제5항에 있어서,
    상기 상향 탐색 장치는 자력계, 온보드 이미저, 또는 편광 펄스 비컨인,
    공중 객체의 자세 결정을 위한 시스템.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 프로세서는 IMU를 교정하기 위해 지구 기준의 피치 및 요를 계산하도록 추가로 구성되는,
    공중 객체의 자세 결정을 위한 시스템.
  8. 자세 결정 방법으로서,
    공중 객체 상에 위치된 후방 센서를 통해 펄스 비컨으로부터 시간적 플러스의 시퀀스를 검출하는 단계;
    상기 공중 객체 상에 위치된 정밀 클록을 상기 펄스 비컨과 동기화하는 단계;
    상기 후방 센서에 의한 시간적 펄스의 검출시 타임 스탬프를 개시시키는 단계;
    상기 공중 객체 상에 위치된 IMU를 통해 상기 공중 객체의 자세를 결정하는 단계,
    상기 공중 객체 상에 위치된 기압계를 통해 상기 공중 객체의 고도 변화를 검출하는 단계;
    상기 공중 객체 상에 위치된 프로세서를 통해 적어도 상기 센서, 상기 클록 및 상기 IMU로부터의 데이터를 통합하는 단계;
    적어도 상기 센서, 상기 클록 및 상기 IMU로부터의 데이터를 상기 공중 객체에 대한 범위, 위치 및 고도의 비행 전 스크립트와 비교하는 단계; 및
    펄스 사이의 증가하는 시간 차이 및 상기 공중 객체의 자세에 기초하여 상기 시간적 플러스의 시퀀스에 대한 도달 방향, 상기 공중 객체에 대한 범위 및 속도를 결정하는 단계
    를 포함하는 자세 결정 방법.
  9. 제8항에 있어서,
    측풍(crosswind) 및 상기 공중 객체의 속도 변화를 처리하기 위해 조정을 계산하는 단계
    를 더 포함하는 자세 결정 방법.
  10. 제8항에 있어서,
    상기 펄스 비컨으로부터 전송된 펄스의 시간 간격은 상기 공중 객체의 속도에 정비례하는 시간 지연을 증가시킴으로써 미스(miss) 거리 또는 원형 오류 가능성으로서 지칭되는 하향 범위 분산을 생성하는,
    자세 결정 방법.
  11. 제9항에 있어서,
    100 Km 발사체에 대한 하향 범위 분산은 기존 시스템의 2-3 Km에 비해 10 내지 100 미터로 개선되는,
    자세 결정 방법.
  12. 제8항에 있어서,
    상기 공중 객체는 탄환인,
    자세 결정 방법.
  13. 제8항에 있어서,
    상기 펄스 비컨은 RF 또는 IR 스펙트럼에서 작동하는,
    자세 결정 방법.
  14. 제8항에 있어서,
    상기 센서는 검출기 어레이 또는 안테나인,
    자세 결정 방법.
  15. 제8항에 있어서,
    상기 센서에 의해 검출된 시간적 플러스의 시퀀스에 대한 도달 방향을 지구 기준을 사용하여 피치 및 요로 분해하도록 구성된 상향 탐색 장치를 더 포함하는,
    자세 결정 방법.
  16. 제15항에 있어서,
    상기 상향 탐색 장치는 자력계, 온보드 이미저, 또는 편광 펄스 비컨인,
    자세 결정 방법.
  17. 제8항에 있어서,
    상기 프로세서는 상기 IMU를 교정하기 위해 지구 기준의 피치 및 요를 계산하도록 추가로 구성되는,
    자세 결정 방법.
  18. 발사체의 자세 결정 방법으로서,
    미리 결정된 펄스 타이밍 시퀀스에 기초하여 IR 또는 RF 에너지를 펄스화하는 단계;
    상기 발사체 상에 위치된 후방 센서에서 펄스화된 에너지를 수신하는 단계;
    상기 펄스화된 에너지에 대한 도달 방향(DOA)을 결정하는 단계;
    상기 펄스화된 에너지가 상기 센서에 의해 수신되는 경우 정밀 클록을 사용하여 타임 스탬프를 개시시키는 단계;
    비행 경로를 따라 증가된 범위로 인한 증가하는 차이로부터 상기 발사체의 범위 및 속도를 결정하는 단계;
    사격 제어 시스템에 대한 상기 공중 객체의 고도 변화를 계산하는 단계;
    측정된 센서 각도를 지구 기준의 피치 및 요로 분해하는 단계;
    지구 기준의 피치 및 요를 계산하고 관성 측정 유닛(IMU)을 교정하는 단계; 및
    측풍 및 상기 발사체의 속도 변화를 처리하기 위해 조정을 계산하는 단계
    를 포함하는, 자세 결정 방법.
  19. 제1항에 있어서,
    상기 IMU는 각도 랜덤 워크(ARW) < 0.1 0SQRT(Hz) 또는 전술 등급 정확도를 갖는,
    자세 결정 방법.
  20. 제8항에 있어서,
    상기 IMU는 각도 랜덤 워크(ARW) < 0.1 0SQRT(Hz) 또는 전술 등급 정확도를 갖는,
    자세 결정 방법.
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