WO2016072547A1 - 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자 및 그 제어방법 - Google Patents

도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자 및 그 제어방법 Download PDF

Info

Publication number
WO2016072547A1
WO2016072547A1 PCT/KR2014/010913 KR2014010913W WO2016072547A1 WO 2016072547 A1 WO2016072547 A1 WO 2016072547A1 KR 2014010913 W KR2014010913 W KR 2014010913W WO 2016072547 A1 WO2016072547 A1 WO 2016072547A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
azimuth
average value
gyro
azimuth angle
coarse
Prior art date
Application number
PCT/KR2014/010913
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
이태규
장석원
이진승
최재건
문홍기
Original Assignee
국방과학연구소
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 국방과학연구소 filed Critical 국방과학연구소
Priority to EP14905474.4A priority Critical patent/EP3217140B1/en
Priority to US15/506,219 priority patent/US10222214B2/en
Publication of WO2016072547A1 publication Critical patent/WO2016072547A1/ko

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G11/00—Details of sighting or aiming apparatus; Accessories
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
    • G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
    • G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
    • G01C21/165—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation combined with non-inertial navigation instruments
    • G01C21/1654—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation combined with non-inertial navigation instruments with electromagnetic compass
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41F—APPARATUS FOR LAUNCHING PROJECTILES OR MISSILES FROM BARRELS, e.g. CANNONS; LAUNCHERS FOR ROCKETS OR TORPEDOES; HARPOON GUNS
    • F41F1/00—Launching apparatus for projecting projectiles or missiles from barrels, e.g. cannons; Harpoon guns
    • F41F1/06—Mortars
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G1/00—Sighting devices
    • F41G1/46—Sighting devices for particular applications
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G1/00—Sighting devices
    • F41G1/46—Sighting devices for particular applications
    • F41G1/50—Sighting devices for particular applications for trench mortars or for other mortars
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G11/00—Details of sighting or aiming apparatus; Accessories
    • F41G11/001—Means for mounting tubular or beam shaped sighting or aiming devices on firearms
    • F41G11/004—Mountings with clamping means on the device embracing at least a part of the firearm, e.g. the receiver or a dustcover
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G3/00—Aiming or laying means
    • F41G3/02—Aiming or laying means using an independent line of sight
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G3/00—Aiming or laying means
    • F41G3/14—Indirect aiming means
    • F41G3/16—Sighting devices adapted for indirect laying of fire
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/34—Direction control systems for self-propelled missiles based on predetermined target position data
    • F41G7/36—Direction control systems for self-propelled missiles based on predetermined target position data using inertial references
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C17/00—Compasses; Devices for ascertaining true or magnetic north for navigation or surveying purposes
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C19/00—Gyroscopes; Turn-sensitive devices using vibrating masses; Turn-sensitive devices without moving masses; Measuring angular rate using gyroscopic effects
    • G01C19/02—Rotary gyroscopes
    • G01C19/34—Rotary gyroscopes for indicating a direction in the horizontal plane, e.g. directional gyroscopes
    • G01C19/38—Rotary gyroscopes for indicating a direction in the horizontal plane, e.g. directional gyroscopes with north-seeking action by other than magnetic means, e.g. gyrocompasses using earth's rotation
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
    • G01P15/00—Measuring acceleration; Measuring deceleration; Measuring shock, i.e. sudden change of acceleration
    • G01P15/14—Measuring acceleration; Measuring deceleration; Measuring shock, i.e. sudden change of acceleration by making use of gyroscopes

Definitions

  • the present invention relates to a digital scale and a control method thereof for a frequency carrier bubble, and more particularly, to a digital scale and a control method for a frequency carrier bubble having a high accuracy and low cost.
  • the firing weapons system includes equipment that can measure the direction in which it is intended to fire.
  • the direction of fire is usually determined by the angle (azimuth) of the target to the north.
  • the compass is used to measure the azimuth, which has the advantage of being able to estimate the azimuth at a relatively low cost, but the accuracy is further deteriorated because it is not high accuracy and depends on the surrounding environment. do.
  • Inertial navigation systems can be used to solve this problem of accuracy, but they are expensive and inadequate in weight and volume. Also, like GPS
  • Azimuth can be obtained using satellite navigation system
  • the operating procedure is very complex and as far as possible to achieve accuracy
  • Difficulties in use include the need for additional satellite navigation receivers. In addition, it is affected by the surrounding environment such as the terrain, buildings, etc., and also by the deliberate and unintentional electromagnetic environment. .
  • the inertial navigation system is composed of three gyros, and azimuth measuring equipment using one or two gyros for the construction of small, light and low cost azimuth measuring equipment.
  • the desired accuracy Gyro to get is expensive.
  • the price is still high compared to the inertial navigation system. Therefore, the multi-position azimuth estimation technique and the rotary azimuth estimation technique using low-cost mid- and low-grade gyro have been studied.
  • Multi-position estimating technique is very well known as a 2-position estimating technique using two gyros as a method of changing the position of the gyro measurement axis and removing the gyro bias which is the main cause of the azimuth error.
  • 2-position estimation using one gyro there is a problem that the inverse trigonometric function is a multifunction function and the azimuth estimation error is dependent on the actual azimuth. Therefore, multi-position more than 3-position is required, and the increase of position increases the error of estimation due to gyro random walk which is another error factor of gyro.
  • Rotation type estimation method is to rotate the gyro at a constant speed and to remove the gyro bias by using the gyro output and rotation position / speed information.
  • the difficulty in precisely configuring rotating equipment, environmental constraints, and price increases.
  • the present invention has been made to solve the above problems, and an object of the present invention is to provide a digital scale and a control method for a frequency-carrying catching projectile having a low estimated error while using one low-cost mid-range gyro. will be.
  • the digital enabler for the carrier carrying type projectile includes an inertial sensor package 200 and a manual rotating device 300.
  • the inertial sensor package 200 includes a gyro 210 and accelerometers 220. It features.
  • the accelerometers 220 may include a horizontal accelerometer 221 disposed horizontally with the gyro 210, a vertical accelerometer 222 disposed vertically with the gyro, and a geomagnetic sensor 223. .
  • the inertial sensor package 200 further includes any one or more of a gyro signal processing board 230, an accelerometer-type signal processing board 240, a wired / wireless communication board 250, or an antenna 260. .
  • the manual rotation device 300 is characterized in that it comprises azimuth control device 310, elevation control device 320, digital scale bracket 330 and mounting bracket 340.
  • a control method of a digital scale for a power carrier type projectile is prepared by aligning a gyro measurement axis and a firing direction after leveling using a vertical accelerometer and a horizontal accelerometer (S100). ; A first schematic azimuth obtaining step (S200) of obtaining a first schematic azimuth from auxiliary information after the preparation step (S100); A second coarse azimuth angle calculation step (S300) for calculating a second coarse azimuth angle after the first coarse azimuth angle obtaining step (S200); And a first precision azimuth calculation step (S400) for calculating a first precision azimuth after the second schematic azimuth calculation step (S300).
  • the second coarse azimuth calculation step (S300) includes a first coarse azimuth usefulness determining step (S310) for determining the usefulness of the first coarse azimuth obtained in the first coarse azimuth obtaining step (S200); A first rotation step (S320) of rotating the gyro measurement axis to coincide in the forward direction based on the first approximate azimuth angle, when it is determined that it is useful in the first azimuth usefulness judging step (S310); A first average value acquisition step (S330) of obtaining a first average value ( ⁇ ) of the gyro measurement value of the digital scale for the carrier vehicle-type projectile during the preset first time (7;) after the first rotation step (S320).
  • a second rough azimuth calculation step of calculating an azimuth angle from the first average value () and the second average value ( ⁇ 3 ⁇ 4) when the latitude information of the current position is held in the determination of whether the latitude information is held (S370).
  • S380 characterized in that it comprises a.
  • the first precision azimuth calculation step (S400) comprises: a second schematic azimuth usefulness determining step (S410) for determining the usefulness of the second azimuth azimuth calculated in the second azimuth azimuth operation step (S300); If it is determined that the second schematic azimuth usefulness step (S410) is useful, obtain a third average value ( ⁇ 3 ⁇ 4) of the gyro measurement value of the digital scale for the frequency-bearing projectile for a preset second time ( ⁇ 2 ).
  • a third average value (S420); A third rotation step S430 of rotating the gyro measurement axis 180 ° after the second average value acquisition step S420; A fourth average value acquiring step for acquiring a third rotation step (S430) and then group the fourth mean value of the gyro measurement value of a digital scale for diopter transportable Four projectile for a second time ( ⁇ 2) set (/ 3 ⁇ 4) ( S440); A first precision bias calculation step (S450) of calculating a bias from the third average value ( ⁇ 3 ⁇ 4) and the fourth average value; And a first precision azimuth angle calculation step (S460) for calculating an azimuth angle from the third average value ( ⁇ 3 ⁇ 4) and the fourth average value (/).
  • the second precision azimuth operation step (S500) is a fifth average value acquisition step (S510) of obtaining a fifth average value () of the gyro measurement value of the digital scale for the power carrier type projectile for a preset second time (). ); A fifth rotation step (S520) of rotating the gyro measurement axis by 90 ° after the fifth average value acquisition step (S510); A sixth average value acquisition step (S530) of acquiring a sixth average value ( 3 ) of the gyro measurement value of the digital scale for the frequency-bearing projectile after the fifth rotation step (S520) for a preset second time ( ⁇ 2 ).
  • the second precision azimuth angle calculation step S500 is performed even when the latitude information is not held in the latitude information determination step S370.
  • At least one of the second coarse azimuth angle, the first precision azimuth angle, or the second precision azimuth angle is used as auxiliary information in the first coarse azimuth angle acquisition step (S200).
  • the present invention by using a low-cost gyro of low-cost gyro, such as mortar, using a low-intensity gyro, by replacing the digital scale for the low-precision error-type carrier projectile Accurate and rapid hitting and operability of the artillery can be improved.
  • the durability of the environment is increased by minimizing the electronic equipment by using the manual rotating device, and the rapid mounting and detachment of the digital scale for the power carrier firing body is possible. Can be preserved.
  • FIG. 1 is a view for explaining the configuration of the digital scale for the carrier carrying projectile according to an embodiment of the present invention.
  • Figure 2 is a view illustrating the operation of a digital enabler for the carrier carrying projectile according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 3 is a view illustrating an inertial sensor package among digital scales for a power carrier type projectile according to an embodiment of the present invention
  • 4 and 5 is a flow chart of a digital scale control method for a carrier carrying gun catching body according to another embodiment of the present invention
  • FIG. 6 is a conceptual diagram illustrating a multifunction problem occurring when estimating an azimuth angle using only one gyro.
  • FIG. 7 is a conceptual diagram for a multi-position rotation method for solving multi-function problems and improved performance.
  • FIG. 1 is a view for explaining the configuration of the digital scale for the carrier carrying the projectile according to an embodiment of the present invention
  • Figure 2 is a digital scale for the carrier carrying ball projectile according to an embodiment of the present invention
  • 3 is a view illustrating an operation
  • FIG. 3 is a diagram illustrating an inertial sensor package among digital scales for a power carrier type projectile according to an embodiment of the present invention.
  • the digital scale 100 for the frequency carrier type projectile according to an embodiment of the present invention includes an inertial sensor package 200 and a manual rotating device 300.
  • the inertial sensor package 200 consists of an accelerometer module 220 including one gyro 210, two accelerometers 221, 222, and a geomagnetic sensor 223, a gyro signal processing board 230, and an accelerometer.
  • the module further includes a signal processing board 240, a wired / wireless communication board 250, and an antenna 260.
  • the geomagnetic sensor 223 may be used as an auxiliary sensor.
  • the manual rotating device 300 is azimuth control device 310, the elevation control device 320 and the digital scale brackets respectively installed on the digital scale and the projectile so that the digital scale according to the present invention can be easily mounted on and off the firing target ( 330 and the mounting bracket 340.
  • the arrangement of sensors in the present invention places one gyro 210 and two accelerometers 221, 222 on the same plane. In this case, one accelerometer 221 is horizontal, and the other accelerometer 222 is disposed perpendicular thereto.
  • the low-cost small gyro was implemented by using a low-mid-range gyro 210 and a manual rotary device 300, and the multi-position technique was developed to improve the azimuth estimation performance.
  • the environmental performance is improved by minimizing the electronic equipment according to the use of the manual rotating device 300, and the inertial sensor package 200 can be quickly detached and detached from the manual rotating device 300 so that it is a core component in an extreme environment. It can be preserved.
  • FIG. 4 and 5 are flowcharts of a digital scale control method for a carrier-type catching artillery body according to another embodiment of the present invention
  • FIG. 6 is a conceptual diagram illustrating a multifunction problem occurring when estimating an azimuth angle using only one gyro
  • 7 is a conceptual diagram of a multi-position rotation method for solving a multifunction function and improving performance.
  • the digital scale control method for the frequency-bearing catch projectile includes a preparation step (S100); A first schematic azimuth obtaining step (S200) of obtaining a first schematic azimuth from auxiliary information after the preparation step (S100); A second rough azimuth calculation step (S300) for calculating a second rough azimuth after the first rough azimuth obtaining step (S200); And a first precision azimuth angle calculation step (S400) for calculating a first precision azimuth angle after the second coarse azimuth angle calculation step (S300).
  • the preparation step (S100) is a step of aligning the gyro measurement axis and the firing direction after adjusting the horizontal using a vertical accelerometer and a horizontal accelerometer, in the preparation step the gyro measurement axis of the firing direction and the digital scale.
  • the purpose of the digital scale is to find the firing direction of the barrel. Since the gyro measuring axis rotates for the multi-position gyro, the barrel azimuth angle can be obtained by processing the gyro axis.
  • the preparation step (S100) may include installing a mounting bracket 330 on the projectile, and installing the digital scale on the projectile using the digital scale bracket 340.
  • the first coarse azimuth angle obtaining step S200 is a step of obtaining a first coarse azimuth angle from the auxiliary information after the preparation step S100 .
  • Supplementary information is compass, year, It includes a star and a feature, and can obtain the first coarse azimuth using the auxiliary information as described above.
  • the digital scale basically includes the geomagnetic sensor 223 as an auxiliary sensor, auxiliary information may be obtained from the digital scale.
  • any one or more of a second schematic azimuth angle, a first precision azimuth angle, or a second precision azimuth angle, which will be described later, may be utilized as auxiliary information.
  • the second coarse azimuth calculation step (S300) may include a first coarse azimuth usefulness determination step (S310), a first electrolysis step (S320), a first average value acquisition step (S330), a second rotation step (S340), and a second average value.
  • An acquisition step S350, a rough bias calculation step S360, and a second rough azimuth calculation step S380 are included.
  • the first coarse azimuth usefulness determination step (S310) is a step of determining the usefulness of the first coarse azimuth angle obtained in the first coarse azimuth angle obtaining step (S200).
  • the difference between the first coarse azimuth angles obtained by the at least one beam adjustment beam is within a preset error range, it is determined that the first coarse azimuth angle is useful.
  • the preset error range may be set differently depending on the operating conditions of the digital scale for the frequency-carrying projectile according to the present invention.
  • the first rotation step (S320) is a step of rotating the gyro measurement axis to coincide in the forward direction based on the first coarse azimuth angle when it is determined to be useful in the first coarse azimuth usefulness determination step (S310). For example, if the current first azimuth angle is 30 degrees, it rotates 60 degrees further to approximately coincide with the gyro measurement axis to the east.
  • the first average value obtaining step S330 is a first average value ⁇ of a gyro measurement value of a digital scale for a frequency-carrying projectile for a preset first time ⁇ ; after the first rotating step S320. Obtaining, that is, the first rotation. If the rotation angle of step (S320) is defined as ⁇ , and defined as the first average value of the gyro measurement value obtained for 7 hours from the position after the rotation as Equation 1 below.
  • Equation 1 In order to obtain the azimuth angle, first, the gyro error, ⁇ and ⁇ ( ⁇ ⁇ , should not affect the accuracy of the azimuth angle to be obtained, and the cosine function must be solved.
  • the approximate bias calculation step S360 is a step of calculating a rough bias from the first average value and the second average value ( ⁇ 2 ), Latitude
  • the information holding determination step (S370) is a step of determining whether the latitude information of the current position is held after the rough bias calculation step (S360), and the second schematic azimuth calculation step (S380) is whether the latitude information is held In the case of holding the latitude information of the current position in the determination step (S370), the first average value ⁇ ⁇ and the first
  • Step 2 Calculate the approximate azimuth angle from the mean value (3 ⁇ 4).
  • the randomwork which is the last term of Equation 1 and Equation 2, may have different values even though the same gyro is a probabilistic value. But the stochastic standard deviation is the same. Equation 1 and Equation 2 are summed to Equation 3 to obtain a bias.
  • Equation 4 The randomwork term, which is the last term of Equation 3, has a correlation between the randomwork of Equation 1 and Equation 2, and the error size is reduced by V times by the process of Equation 3. From Equation 3, the bias estimate ⁇ can be obtained as Equation 4 below.
  • Equation 5 Equation 5>
  • Equation 5 2sin (y) i2 ⁇ sin (i7 +) +
  • the random walk is reduced by ⁇ " time regardless of the sum and difference of Equation 1 and Equation 2. If . Sin (c3 ⁇ 4 / 2) ⁇ If it is 0, that is, if we have rotated and if we know iv, that is, if we know the latitude, we can get a rough azimuth ⁇ as shown in mathematics 6 below, including the error.
  • Equation 7 Equation 7 below.
  • Equation 7 it can be seen that the estimated error is dependent on the rotation amount ⁇ and the azimuth angle H, except for the gyro error.
  • Equation 8 Equation 8 below must be satisfied to minimize Equation 7.
  • the first precision azimuth calculation step (S400) is a second rough azimuth usefulness determination step (S410), the third average value acquisition step (S420), the third rotation step (S430), the fourth average value acquisition step (S440), the third 1 precision bias calculation step (S450), crab 1 precision azimuth calculation step (S460).
  • the second coarse azimuth usefulness determination step (S410) is a step of determining the usefulness of the second coarse azimuth angle calculated in the second coarse azimuth calculation step (S300).
  • the azimuth angle obtained by the above equation (6) should be in the east (90 ° ). This is because the gyro measurement axis has already been moved east by rotating by? Using the auxiliary information in the first rotation step (S320). If there is no gyro measurement axis near the east, that is, if the obtained azimuth is significantly different from 90 ° (out of 45 ° to 135 ° ), the secondary information is judged to be an error in the second azimuth usefulness determination step (S410). It is determined that the second coarse azimuth is not useful.
  • the second coarse azimuth usefulness determination step (S410) is performed only when it is determined that the first coarse azimuth usefulness determination step (S310) is useful. If there is a gyro measurement axis near the east (if the azimuth angle is within 45 ° to 135 ° ), the auxiliary information is useful, and the second coarse azimuth is determined to be useful. Therefore, the result of minimizing Equation 7 using the auxiliary information was obtained. That is, the error is minimized by approximately satisfying Equation (8).
  • the third average value obtaining step (S420) when determined to be useful in the second azimuth usefulness determination step (S410), measures the gyro of the digital scale for the frequency-bearing projectile for a preset second time (T 2 ).
  • the fourth average value obtaining step (S440) is a fourth average value (/) of the gyro measurement value of the digital scale for the frequency-carrying projectile for a preset second time ( ⁇ 2 ) after the third rotating step (S430). It is a step of obtaining.
  • the first tablet Mill bias calculation step (S450) is a step of calculating a precise bias from the third average value (3 ⁇ 4) and the fourth average value (3 ⁇ 4)
  • the first precision azimuth calculation step (S460) is the third average value ( ⁇ 3 ⁇ 4) and Calculating the precise azimuth angle 2 from the fourth average value).
  • the performance of the digital scale according to the present invention is determined by the error of the gyro, and since the randomwork among the gyro errors is inversely proportional to the square root of time, the average over a long time should be used to improve the performance. As a result, it can be carried out for a short time (7;) to switch to the precision azimuth measurement for a relatively long time ( ⁇ 2 ) after a rough judgment.
  • the data is rotated after obtaining data for a long time (S420) compared to the time of obtaining data in the entire process at the last position of the previous process.
  • the data is obtained again (S440) to obtain a first precision azimuth angle and a first precision bias (S450 and S460).
  • the third average value ⁇ 3 ⁇ 4 can be obtained by substituting 7 ⁇ in Equation 1 above.
  • the fourth average value 3 ⁇ 4) may be obtained by substituting Equation 2.
  • the first precision bias can be obtained by substituting J3 ⁇ 4, ⁇ , in Equations 3 and 4 above.
  • the first precision azimuth angle can be obtained by substituting ⁇ 3 ⁇ 4, ⁇ , 7 ⁇ 2 in Equations 4 to 8.
  • the digital scale control method for the frequency-carrying catching projectile performs the second precision azimuth calculation step (S500) when the latitude information is not held in the latitude information determination step (S370). It is characterized by.
  • the second precision azimuth calculation step (S500) is the fifth average value acquisition step (S510), the fifth rotation step (S520), the sixth average value acquisition step (S530), the second precision bias calculation step (S540), the second Precision azimuth calculation step (S550) is included.
  • the fifth average value obtaining step (S510) is a fifth average value of the gyro measurement value of the digital scale for the carrier carrier projectile for a preset second time ⁇ 2 .
  • the second precision bias calculation step (S540) is performed in the fifth average value.
  • Equation 10 Equation 10 below.
  • Equation 11 a second precision azimuth angle S550 can be obtained as shown in Equation 11 below.
  • Equation 11 The azimuth measurement error of Equation 11 is equal to Equation 12 below. '
  • Equation 13 when the actual azimuth angle is ⁇ 45 ° to 135 °, it is possible to obtain an accurate value when rotated by 180 °, and when rotated by 90 ° , otherwise. However, in the case of 90 ° rotation, the bias estimation by 180 ° rotation should be preceded to remove the bias. Thus, the two methods have tradeoffs between time and accuracy.
  • the present invention We have developed a digital scale that efficiently uses.
  • the second schematic azimuth angle is 45 degrees to 135 degrees when the gyro measurement axis is rotated 90 degrees or -90 degrees.
  • the fourth rotation step (S480) is a two azimuth angle between 45 ° to 135 ° when rotating the gyro measuring axis 90 ° or -90 ° in the rotation determination step (S470) If it is determined that the position is to rotate the gyro measuring axis 90 ° or ⁇ 90 ° , characterized in that the third average value acquisition step (S420) is performed after the fourth rotation step (S480).
  • the second coarse azimuth angle 210 has a problem of a multivalent function and to solve this problem, the rotation of the gyro measurement axis is required.
  • the conceptual diagram of the rotation of the gyro measurement axis is shown in FIG. First, second to an area of an absolute value of a schematic bearing to rotate the 90 ° is less than 45 °, 45 ° ⁇ 135 ° is large when rotating the eu 90 °. Polyvalent measurement axis gyro trouble-free function than 135 ° (S480). As a result, the gyro measurement axis is located on the east side, and the multifunction problem is solved. In this area, since the first equation of Equation 13 is advantageous, the data is obtained (S420), rotated (S430), and the data is acquired again. After calculating (S440), azimuth and bias are calculated (S450, S460).
  • any one or more of the second schematic azimuth angle, the first precision azimuth angle, or the second precision azimuth angle obtained in the above process may be used as auxiliary information in the first schematic azimuth angle acquisition step (S200).

Abstract

본 발명은 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자 및 그 제어방법에 관한 것이다. 본 발명의 일 실시 예에 따른 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자는 관성센서패키지 (200) 및 수동회전장치(300)를 구비하는 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자(100)에 있어서, 상기 관성센서패키지(200)는 자이로(210) 및 가속도계모듈(220)을 포함하는 것을 특징으로 한다. 본 발명에 따르면, 박격포와 같은 도수운반형 포발사체의 사격방향 측정장비를 저가의 중저급 자이로 1개를 이용하면서도 추정오차가 적은 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자로 대체하여 포발사체의 정확하고 신속한 타격 및 운용성 개선이 가능하다. 또한 수동회전장치 이용에 따른 전자장비의 최소화에 의하여 환경에 대한 내구성을 증대되고, 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 신속한 장탈착이 가능하여 포발사로 의한 고층격 등의 극한 환경에서 핵심부품을 보존할 수 있다.

Description

명세서
발명의 명칭
도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가능자 및 그 제어방법
기술분야
본 발명은 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자 및 그 제어방법에 관한 것으로， 보다 상세하게는 정확도가 높으면서도， 비용 부담이 적은 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자 및 그 제어방법에 관한 것이다.
배경기술
포발사 무기체계는 발사하고자 하는 방향을 측정할 수 있는 장비를 포함한다. 발사방향은 일반적으로 목표물이 북쪽과 이루는 각 (방위각)에 의하여 결정된다. 박격포와 같은 도수운반형 무기체계인 경우 방위각을 측정하기 위하여 나침반이 사용되고 있는데 비교적 저가로 방위각을 추정할 수 있다는 장점이 있으나 , 정확도가 높지 않을 뿐만 아니라 주변 환경에 영향올 받기 때문에 그 정확도는 더욱 저하된다. 이러한 정확도의 문제를 해결하기 위하여 관성항법장치가 이용될 수 있으나 고가이며， 무게와 부피가 도수운반형 무기체계에는 부적당하다. 또한， GPS와 같은
위성항법시스템을 이용하여 방위각을 구할 수 있으나， 이를 위한
운용절차가 매우 복잡하며， 정확도를 얻기 위하여 가능한 원거리에
부가적인 위성항법수신기를 장착하여야 하는 등 사용상의 어려움이 따른다. 또한， 지형, 건물 등의 주변 환경에 영향을 받게 되며， 고의적 /비고의적 전자파 환경에 영향을 받는다. .
이에 따라， 박격포와 같은 도수운반형 무기체계가 요구하는 소형 /경 량 /저가의 방위각 측정기법에 대한 다양한 연구가 종래 이루어지고 있다. 일반적으로 관성항법장치는 3개의 자이로를 이용하여 구성되는데， 소형， 경 량, 저가의 방위각 측정 장비 구성을 위하여 1개 또는 2개의 자이로를 이용 한 방위각 측정 장비를 구성하는 것이다. 그런데 일반적으로 원하는 정확도 를 얻기 위한 자이로는 고가이다. 결국, 관성항법장치에 비하여 가격은 저 하될지라도 여전히 고가이다. 따라서 저가의 중저급 자이로를 이용한 다위 치 방위각 추정기법과 회전형 방위각 추정기법이 연구되고 있다.
다위치 추정기법은 자이로 측정축의 위치를 변경시키며 방위각 오차 발생의 주원인이 되는 자이로 바이어스를 제거한 후 방위각을 추정하는 방 법으로 2개의 자이로를 이용한 2—위치 추정기법이 매우 잘 알려져 있다. 그 런데 1개의 자이로를 이용하여 2-위치 추정을 할 경우 역삼각함수가 다가함 수인 문제와 방위각 추정오차가 실제 방위각에 종속된다는 문제점이 있어 실제로 방위각을 구할 수 없다. 따라서 3-위치 이상의 다위치가 필요하게 되는데 위치의 증가는 자이로의 또 다른 오차요인인 자이로 랜덤 웍에 의하 여 추정오차가 증가한다. 회전형 추정기법은 자이로를 일정한 속도로 회전 시키몌 자이로의 출력과 회전 위치 /속도 정보를 이용하여 자이로 바이어스 를 제거하는 방법이다. 그러나 회전 장비를 정밀하게 구성하는 어려움과 환 경적 제한이 따르며 가격 또한 상승한다.
발명의 상세한설명
기술적 과제
본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로， 본 발명의 목적은 저가의 중저급 자이로 1개를 이용하면서도 추정오차가 적은 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자 및 그 제어방법을 제공하는 것이다.
기술적 해결방법
본 발명의 일 실시 예에 따른 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가능자는 관성센서패키지 (200) 및 수동회전장치 (300)를 구비하는
도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자 ( 100)에 있어서， 상기
관성센서패키지 (200)는 자이로 (210) 및 가속도계모들 (220)을 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 가속도계모들 (220)은 상기 자이로 (210)와 수평으로 배치된 수평 가속도계 (221 )， 상기 자이로와 수직으로 배치된 수직가속도계 (222) 및 지자 기센서 (223)를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 관성센서패키지 (200)는 자이로 신호처리보드 (230) , 가속도계모 들 신호처리보드 (240)， 유무선 통신보드 (250) 또는 안테나 (260) 중 어느 하 나 이상을 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 수동회전장치 (300)는 방위각 조절장치 (310) , 고각조절장치 (320) , 디지털가늠자브라켓 (330) 및 장착브라켓 (340)을 포함하는 것을 특징 으로 한다.
본 발명의 또 다른 실시 예에 따른 도수운반형 포발사체를 위한 디지 털 가늠자의 제어방법은 수직가속도계 및 수평가속도계를 이용하여 수평을 맞춘 후 자이로 측정축과 포발사방향을 정렬하는 준비단계 (S100) ; 상기 준 비단계 (S100) 후 보조정보로부터 제 1 개략방위각을 획득하는 제 1 개략방 위각획득단계 (S200) ; 상기 제 1 개략방위각획득단계 (S200) 후 제 2 개략방 위각을 연산하는 제 2 개략방위각연산단계 (S300) ; 및 상기 제 2 개략방위각 연산단계 (S300) 후 제 1 정밀방위각을 연산하는 제 1 정밀방위각연산단계 (S400) ;를 포함한다.
상기 제 2 개략방위각연산단계 (S300)는 상기 제 1 개략방위각획득단 계 (S200)에서 획득된 상기 제 1 개략방위각의 유용성을 판단하는 제 1 개략 방위각 유용성판단단계 (S310) ; 상기 제 1 개략방위각 유용성판단단계 (S310) 에서 유용하다고 판단된 경우에는 상기 자이로 측정축을 상기 제 1 개략방 위각을 기준으로 정동방향으로 일치하도록 회전하는 제 1 회전단계 (S320) ; 상기 제 1 회전단계 (S320) 후 기 설정된 제 1 시간 ( 7; )동안 도수운반형 포 발사체를 위한 디지털 가늠자의 자이로 측정값의 제 1 평균값 ( ^^을 획득하 는 제 1 평균값획득단계 (S330) ; 상기 제 1 평균값획득단계 (S330) 후 상기 자이로 측정축을 180도 회전하는 제 2 회전단계 (S340) ; 상기 제 2 회전단계 (S340) 후 기 설정된 제 1 시간 (7;)동안 도수운반형 포발사체를 위한 디지 털 가늠자의 자이로 측정값의 제 2 평균값 ¾)을 획득하는 제 2 평균값획득 단계 (S350); 상기 제 1 평균값 ( ) 및 상기 제 2 평균값 (^2)으로부터 바이 어스를 계산하는 개략 바이어스 계산단계 (S360); 상기 개략 바이어스 계산 단계 (S360) 후 현위치의 위도정보를 보유하고 있는지 여부를 판단하는 위도 정보 보유여부 판단단계 (S370); 및 상기 위도정보 보유여부 판단단계 (S370) 에서 현위치의 위도정보를 보유하고 있는 경우에는 상기 제 1 평균값 ( ) 및 상기 제 2 평균값 (^¾)으로부터 방위각을 계산하는 제 2 개략방위각계산 단계 (S380);를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 제 1 정밀방위각연산단계 (S400)는 상기 제 2 개략방위각연산단 계 (S300)에서 연산된 상기 제 2 개략방위각의 유용성을 판단하는 제 2 개략 방위각 유용성판단단계 (S410); 상기 제 2 개략방위각 유용성판단단계 (S410) 에서 유용하다고 판단된 경우에는 기 설정된 제 2 시간 (Γ2)동안 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 자이로 측정값의 제 3 평균값 (ί¾)을 획득 하는 제 3 평균값획득단계 (S420); 상기 제 2 평균값획득단계 (S420) 후 상기 자이로 측정축을 180°회전하는 제 3 회전단계 (S430); 상기 제 3 회전단계 (S430) 후 기 설정된 제 2 시간 (Γ2)동안 도수운반형 포발사체를 위한 디지 털 가늠자의 자이로 측정값의 제 4 평균값 (/¾)을 획득하는 제 4 평균값획득 단계 (S440); 상기 제 3 평균값 (ί¾) 및 상기 제 4 평균값 으로부터 바이 어스를 계산하는 제 1 정밀 바이어스 계산단계 (S450); 및 상기 제 3 평균값 (ί¾) 및 상기 제 4 평균값 (/ )으로부터 방위각을 계산하는 제 1 정밀 방위 각 계산단계 (S460);를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 제 2 개략방위각 유용성판단단계 (S410)에서 유용하지 않다고 판 단된 경우에는 상기 자이로 측정축을 90°또는 ᅳ 90°회전시 제 2 개략방위 각이 45°에서 135°사이에 위치하는지 판단하는 회전여부판단단계 (S470.); 및 상기 회전여부판단단계 (S470)에서 상기 자이로 측정축을 90°또는 一 90° 회전시 제 2 개략방위각이 45°에서 135°사이에 위치한다고 판단된 경우에 는 상기 자이로 측정축을 90°또는 —90°회전시키는 제 4 회전단계 (S480); 를 포함하고 , 상기 제 4 회전단계 (S480) 후 상기 제 3 평균값획득단계 (S420)를 수행하는 것을 특징으로 한다.
상기 회전여부판단단계 (S470)에서 상기 자이로 측정축을 90°또는 -90° 회전시 제 2 개략방위각이 45°에서 135° 사이에 위치하지 않는다고 판단된 경우에는 제 2 정밀방위각을 연산하는 제 2 정밀방위각연산단계 (S500)를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 제 2 정밀방위각연산단계 (S500)는 기 설정된 제 2 시간 ( )동 안 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 자이로 측정값의 제 5 평 균값 ( )을 획득하는 제 5 평균값획득단계 (S510); 상기 제 5 평균값획득단 계 (S510) 후 상기 자이로 측정축을 90°회전하는 제 5 회전단계 (S520); 상기 제 5 회전단계 (S520) 후 기 설정된 제 2 시간 (Γ2)동안 도수운반형 포발사체 를 위한 디지털 가늠자의 자이로 측정값의 제 6 평균값 ( 3)을 획득하는 제 6 평균값획득단계 (S530); 상기 제 5 평균값 (β2) 및 상기 게 6 평균값 23) 으로부터 바이어스를 계산하는 제 2 정밀 바이어스 계산단계 (S540); 및 상 기 제 5 평균값 (ί22) 및 상기 제 6 평균값 (β3)으로부터 방위각을 계산하는 제 2 정밀 방위각 계산단계 (S550);를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 위도정보 보유여부 판단단계 (S370)에서 현위치의 위도정보를 보 유하고 있지 않은 경우에도 상기 제 2 정밀방위각연산단계 (S500)를 수행하 는 것을 특징으로 한다.
상기 제 2 개략방위각， 상기 제 1 정밀방위각 또는 상기 제 2 정밀방 위각 중 어느 하나 이상이 상기 제 1 개략방위각획득단계 (S200)에서의 보조 정보로 사용되는 것을 특징으로 한다. 유리한 효과
상기에서 살펴본 바와 같이 본 발명에 따르면， 박격포와 같은 도수운반형 포발사체의 사격방향 측정장비를 저가의 증저급 자이로 1개를 이용하면서도 추정오차가 적은 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자로 대체하여 포발사체의 정확하고 신속한 타격 및 운용성 개선이 가능하다. 또한 수동회전장치 이용에 따른 전자장비의 최소화에 의하여 환경에 대한 내구성을 증대되고, 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 신속한 장탈착이 가능하여 포발사로 의한 고층격등의 극한 환경에서 핵심부품을 보존할 수 있다.
도면의 간단한 설명
도 1은 본 발명의 일 실시 예에 따른 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 구성을 설명한 도면.
도 2는 본 발명의 일 실시 예에 따른 도수운반형 포발사체를 위한 디 지털 가능자의 작동을 설명한 도면.
도 3은 본 발명의 일 실시 예에 따른 도수운반형 포발사체를 위한 디 지털 가늠자 중 관성센서패키지를 설명한 도면ᅳ
도 4 및 도 5는 본 발명의 또 다른 실시 예에 따른 도수운반형 포발 사체를 위한 디지털 가늠자 제어방법의 순서도ᅳ
도 6는 1개의 자이로만으로 방위각을 추정시 발생하는 다가함수 문제 를 나타내는 개념도.
도 7은 다가함수 문제해결 및 성능개선을 위한 다위치 회전방법에 대 한 개념도.
발명의 실시를 위한 최선의 형태
본 명세서 및 청구범위에서 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정되어서는 아니 되며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다. 따라서， 본 명세서에 기재된 실시 예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 실시 예에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로， 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형 예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다. 또한， 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있는 공지 기능 및 구성에 대한 상세한 설명은 생략한다..이하 본 발명의 바람직한 실시 예를 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명하기로 한다 .
도 1은 본 발명의 일 실시 예에 따른 도수운반형 포발사체를 위한 디 지털 가늠자의 구성을 설명한 도면이고， 도 2는 본 발명의 일 실시 예에 따 른 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 작동을 설명한 도면이며, 도 3은 본 발명의 일 실시 예에 따른 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자 중 관성센서패키지를 설명한 도면이다. 도 1 내지 도 3을 참조하면， 본 발명의 일 실시 예에 따른 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자 ( 100)는 관성센서패키지 (200)와 수동회전장치 (300)로 구성된다. 관성센서패 키지 (200)는 1개의 자이로 (210)와 2개의 가속도계 (221 , 222) 및 지자기센서 (223)를 포함하는 가속도계모듈 (220)로 이루어지며， 자이로 신호처리보드 (230)， 가속도계모들 신호처리보드 (240) , 유무선 통신보드 (250) 및 안테나 (260)를 더 포함한다. 상기 지자기센서 (223)는 보조센서로 이용할 수 있다. 수동회전장치 (300)는 방위각조절장치 (310)， 고각조절장치 (320) 그리고 본 발명에 따른 디지털가늠자를 포발사체에 손쉽게 장탈착할 수 있도록 디지털 가늠자및 포발사체에 각각 설치되는 디지털가늠자브라켓 (330) 및 장착브라 켓 (340)를 포함한다.
본 발명에서 센서의 배치는 1개의 자이로 (210)와 2개의 가속도계 (221 , 222)를 같은 평면상에 배치한다. 이때, 1개의 가속도계 (221)는 수평 이며, 다른 1개의 가속도계 (222)는 이에 수직으로 배치한다. 본 발명에서는 중저급의 1개 자이로 (210)와 수동회전장치 (300)를 이용함으로써 저가의 소 형 자이로컴퍼스를 구현하였으며 방위각 추정성능을 향상시키기 위한 다위 치 기법을 발명하였다. 또한, 수동회전장치 (300) 이용에 따른 전자장비의 최소화에 의하여 환경성능을 개선하였으며, 관성센서패키지 (200)가 수동회 전장치 (300)로부터 신속하게 장탈착이 가능하여 극한 환경에서 핵심 부품을 보존할 수 있도록 하였다.
도 4 및 도 5는 본 발명의 또 다른 실시 예에 따른 도수운반형 포발 사체를 위한 디지털 가늠자 제어방법의 순서도이고， 도 6는 1개의 자이로만 으로 방위각을 추정시 발생하는 다가함수 문제를 나타내는 개념도이며， 도 7은 다가함수 문제해결 및 성능개선을 위한 다위치 회전방법에 대한 개념도 이다. 도 4 내지 도 7을 참조하면， 본 발명의 또 다른 실시 예에 따른 도수 운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자 제어방법은 준비단계 (S100) ; 상기 준비단계 (S100) 후 보조정보로부터 제 1 개략방위각을 획득하는 제 1 개략 방위각획득단계 (S200) ; 상기 제 1 개략방위각획득단계 (S200) 후 제 2 개략 방위각을 연산하는 제 2 개략방위각연산단계 (S300) ; 및 상기 제 2 개략방위 각연산단계 (S300) 후 제 1 정밀방위각을 연산하는 제 1 정밀방위각연산단계 (S400) ;를 포함한다.
상기 준비단계 (S100)는 수직가속도계 및 수평가속도계를 이용하여 수 평을 맞춘 후 자이로 측정축과 포발사방향을 정렬하는 단계로서 , 준비단계 에서는 포발사 방향과 디지털가늠자의 자이로 측정축은 일치한다. 디지털가 늠자의 목적은 포신이 지향하는 발사방향을 구하는 것이다. 이하 자이로 측 정축이 다위치 자이로컴퍼스를 위하여 회전하므로 이를 처리하면 포신 방위 각을 알 수 있다. 상기 준비단계 (S100)는 포발사체에 장착 브라켓 (330)을 설치하고, 디지털 가늠자 브라켓 (340)를 이용하여 포발사체에 상기 디지털 가늠자를 설치하는 것을 포함할 수 있다.
상기 제 1 개략방위각획득단계 (S200)는 상기 준비단계 ( S100 ) 후 보조 정보로부터 제 1 개략방위각을 획득하는 단계이다. 보조정보는 나침반， 해， 별 그리고 지형지물 등을 포함하며， 상기와 같은 보조정보를 이용하여 제 1 개략방위각의 획득할 수 있다. 또한， 무기체계의 경우는 사격지휘소나 관측 병으로부터 개략적인 방위각 정보를 얻는 것이 가능하다. 디지털가늠자는 기본적으로 보조센서로 지자기센서 (223)를 포함하므로, 이로부터 보조정보 를 획득할 수도 있다. 또한, 후술할 제 2 개략방위각， 제 1 정밀방위각 또 는 제 2 정밀방위각 중 어느 하나 이상이 보조정보로 활용될 수도 있다. 상기 제 2 개략방위각연산단계 (S300)는 제 1 개략방위각 유용성판단 단계 (S310) , 제 1 희전단계 (S320) , 제 1 평균값획득단계 (S330) , 제 2 회전 단계 (S340) , 제 2 평균값획득단계 (S350) , 개략 바이어스 계산단계 (S360) , 제 2 개략방위각계산단계 (S380)를 포함한다.
상기 제 1 개략방위각 유용성판단단계 (S310)는 상기 제 1 개략방위각 획득단계 (S200)에서 획득된 상기 제 1 개략방위각의 유용성을 판단하는 단 계이다. 상기와 같이 최초의 보조정보 (나침반, 해， 별 그리고 지형지물 등 에 의한 보조정보)에 의해 획득된 제 1 개략방위각과 상기와 같이 제 2 개 략방위각, 제 1 정밀방위각 또는 제 2 정밀방위각 중 어느 하나 이상의 보 조정보에 의해 획득된 제 1 개략방위각의 차이가 기 설정된 오차범위 이내 인 경우에는 상기 제 1 개략방위각이 유용하다고 판단한다. 상기 기 설정된 오차범위는 본 발명에 따른 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 운용조건 등에 따라 다르게 설정될 수 있다.
상기 제 1 회전단계 (S320)는 상기 제 1 개략방위각 유용성판단단계 (S310)에서 유용하다고 판단된 경우에는 상기 자이로 측정축을 상기 제 1 개략방위각을 기준으로 정동방향으로 일치하도록 회전하는 단계이다. 예를 들어， 현재의 제 1 개략방위각이 30도인 경우에는 60도를 더 회전시켜 자이 로 측정축을 근사적으로 동쪽으로 일치시키는 것이다.
상기 제 1 평균값획득단계 (S330)는 상기 제 1 회전단계 (S320) 후 기 설정된 제 1 시간 ( τ; )동안 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 자 이로 측정값의 제 1 평균값 ( ^ 을 획득하는 단계이다. 즉， 상기 제 1 회전 단계 (S320)의 회전각을 β로 정의하고, 회전 후 위치에서 7시간 동안 획득 한 자이로 측정값의 제 1 평균값을 이라 정의하면 하기의 수학식 1과 같 다.
<수학식 1〉
a{RW)
Qx = nNcos( )+ B +
T
여기서， i^-^cosG 은 북쪽방향 지구회전각속도이며 β= 15.041 [deg//ir]이다. 그리고 는 그 위치에서의 위도이며， H는 북쪽과 자이로 측정축이 시계방향으로 이루는 각으로 방위각이다. 그리고 ^와 σ(Λ1끼는 각각 자이로의 바이어스와 랜덤웍의 표준편차이다. 랜덤웍은 상기 수학식 1에서 알 수 있듯이 측정시간의 제곱근 /^에 의하여 크기가 결정됨 을 알 수 있다.
상기 제 2 회전단계 (S340)는 상기 제 1 평균값획득단계 (S330) 후 상 기 자이로 측정축을 기 설정된 각도 (α(=ΐ80° )) 회전하는 단계이고, 상기 제 2 평균값획득단계 (S350)는 상기 제 2 회전단계 (S340) 후 기 설정된 제 1 시간 (7 동안 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 자이로 측정값 의 제 2 평균값 (/¾)을 획득하는 단계이다. 상기 수학식 1을 이용하여 방위 각을 구할 경우 먼저 자이로의 오차인， ^와 σ(Λ^가 구하고자 하는 방위 각의 정확도에 영향을 미치지 않아야 하며， 코사인 함수가 다가함수인 문제 를 해결하여야 한다. 이를 위한 방법으로, 상기 수학식 1에서 자이로 측정 축을 α(=18(Γ)만큼 회전시키고 7시간 동안 측정한 자이로의 측정값의 제 2 평균값을 라 정의하면 하기의 수학식 2와 같다.
<수학식 2>
Ω2 = nN os{H+a) + B+ ^^ψ~ 상기 개략 바이어스 계산단계 (S360)는 상기 제 1 평균값 ) 및 제 2 평균값 (^2)으로부터 개략적인 바이어스를 계산하는 단계이고， 상기 위도 정보 보유여부 판단단계 (S370)는 상기 개략 바이어스 계산단계 (S360) 후 현 위치의 위도정보를 보유하고 있는지 여부를 판단하는 단계이며， 상기 제 2 개략방위각계산단계 (S380)는 상기 위도정보 보유여부 판단단계 (S370)에서 현위치의 위도정보를 보유하고 있는 경우에는 상기 제 1 평균값 (ί^) 및 제
2 평균값 ( ¾)으로부터 개략적인 방위각을 계산하는 단계이다. 상기 수학식 1과 상기 수학식 2의 마지막 항인 랜덤웍은 같은 자이로일지라도 확률적인 값이므로 다른 값을 가질 수 있다. 그러나 확률적인 표준편차는 같다. 바이 어스를 구하기 위해 상기 수학식 1과 상기 수학식 2를 합하면 하기의 수학 식 3과 같다.
<수학식 3>
a(RW)
J7, + β2 = ^(cos {H) + cos{ + )) + 2B +
'2Τ
■(RW)
2cos (-^)^cos (H+ + 2B+
2 1 2 " ^ 1 rr
상기 수학식 3의 마지막 항인 랜덤웍 항은 상기 수학식 1과 상기 수 학식 2의 랜덤웍이 상관관계가 없으므로 상기 수학식 3의 처리에 의하여 오 차 크기가 V 배 줄어든다. 상기 수학식 3으로부터 바이어스 추정치 ^를 하기의 수학식 4와 같이 구할 수 있다.
<수학식 4>
Βλ = ᅳ스^ᅳ --
Figure imgf000013_0001
^ B+ o RW)_ 상기 수학식 4에서 α=±180°이면 첫 번째 식의 우변 두 번째 항에 대한 처리는 불필요하다. 만약 α=±180°가 아니면 방위각에 대한 정보가 필요하다. 결국, 바이어스를 구하기 위해서는 α=±180°를 선정하여야 한 다ᅳ 이때 바이어스 추정오차는 σ(^1 ) 이다. 다음으로， 자이로 오차의 바이어스를 제거하기 위하여 상기 수학식 1과 상기 수학식 2의 차를 구하면 하기의 수학식 5와 같다. ：수학식 5>
a(RW)
Ω2 = nN(cos{H)- cos(H+a)) +
V2T
(RW)
= 2sin(y)i2^sin(i7+ ) + 상기 수학식 5에서 랜덤웍은 상기 수학식 1과 상기 수학식 2의 합과 차에 관계없이 ^"배 줄어든다. 만약 . sin(c¾/2)≠ 0라면， 즉 회전을 했다면 그리고 i v을 알고 있다면， 즉 위도를 안다면， 오차를 포함하기는 하지만 하 기의 수학삭 6과 같이 개략 방위각 ^을 구할 수 있다.
<수학식 6>
2sin (―) a{RW) Ί a
= sin_1{sin( +— ) +
2 . , , I T
sm(¥) 그리고 상기 수학식 6의 방위각 추정오차 는 하기의 수학식 7과 같이 된다.
<수학식 7> δΗ、：
Figure imgf000014_0001
상기 수학식 7에서 알 수 있듯이 자이로 오차를 제외하고도 추정오차 는 회전량 α와 방위각 H에 종속됨을 알 수 있다. 결국, 상기 수학식 7을 최소화하기 위해서는 하기의 수학식 8이 만족되어야 한다.
<수학식 8> cos( + y) = sin(y) = 1 만약 α=±180°일 때, H=+90°이면 상기 수학식 8을 만족시킬 수 있으나， H는 구하고자 하는 값이므로 임의로 정할 수 없다. 결국, 상기 수 학식 7은 ft =±180°일 때 최소의 오차를 가진다. 상기 제 1 정밀방위각연산단계 (S400)는 제 2 개략방위각 유용성판단 단계 (S410), 제 3 평균값획득단계 (S420), 제 3 회전단계 (S430), 제 4 평균 값획득단계 (S440), 제 1 정밀 바이어스 계산단계 (S450), 게 1 정밀 방위각 계산단계 (S460)를 포함한다.
상기 제 2 개략방위각 유용성판단단계 (S410)는 상기 제 2 개략방위각 연산단계 (S300)에서 연산된 상기 제 2 개략방위각의 유용성을 판단하는 단 계이다. 상기 수학식 6에 의하여 구한 방위각은 동쪽 (90° )에 존재하여야 한 다. 왜냐하면， 상기 제 1 회전단계 (S320)에서 보조정보를 이용하여 ?만큼 회전시켜 이미 자이로 측정축을 동쪽으로 놓았기 때문이다. 만약 동쪽 근처 에 자이로 측정축이 없다면, 즉 구한 방위각이 90°와 큰 차이를 가진다면 (45°~ 135°를 벗어나는 경우)， 제 2 개략방위각 유용성판단단계 (S410)에서 보조 정보를 오류로 판단하고， 제 2 개략방위각이 유용하지 않은 것으로 판 단한다. 이때 상기 제 2 개략방위각 유용성판단단계 (S410)는 상기 제 1 개 략방위각 유용성판단단계 (S310)에서 유용하다고 판단한 경우에만 수행한다. 만약 동쪽 근처에 자이로 측정축이 있다면 (방위각이 45 ° ~ 135°내인 경우) 보조정보는 유용하고， 상기 제 2 개략방위각이 유용한 것으로 판단한다. 따 라서 보조정보를 이용하여 상기 수학식 7을 최소화 한 결과를 얻었다. 즉, 상기 수학식 8을 근사적으로 만족시켜 오차를 최소화 한 것이다.
상기 제 3 평균값획득단계 (S420)는 상기 제 2 개략방위각 유용성판단 단계 (S410)에서 유용하다고 판단된 경우에는 기 설정된 제 2 시간 (T2)동안 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 자이로 측정값의 제 3 평균값 )을 획득하는 단계이고， 상기 제 3 회전단계 (S430)는 상기 제 2 평균값 획득단계 (S420) 후 상기 자이로 측정축을 기 설정된 각도 (α = 180° ) 회전하 는 단계이다.
상기 제 4 평균값획득단계 (S440)는 상기 제 3 회전단계 (S430) 후 기 설정된 제 2 시간 (Τ2)동안 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 자 이로 측정값의 제 4 평균값 (/ )을 획득하는 단계이다. 또한， 상기 제 1 정 밀 바이어스 계산단계 (S450)는 상기 제 3 평균값 ¾) 및 제 4 평균값 ( ¾)으 로부터 정밀한 바이어스를 계산하는 단계이고， 상기 제 1 정밀 방위각 계산 단계 (S460)는 상기 제 3 평균값 (ί¾) 및 제 4 평균값 )으로부터 정밀한 방 위각 ( 2)을 계산하는 단계이다.
자이로의 오차에 의하여 본 발명에 따른 디지털 가늠자의 성능이 결 정되고， 자이로 오차 중 랜덤웍은 시간에 제곱근에 반비례하므로 성능을 향 상시키기 위해서는 오랜 시간 동안의 평균을 이용하여야 한다. 결국， 짧은 시간 (7;) 동안 수행하여 개략적인 판단 후 비교적 긴 시간 (Τ2) 동안 정밀 방위각 측정으로 전환할 수 있다. 이때 회전수를 줄이기 위하여 앞 과정의 마지막 위치에서 전 과정에서 데이터를 획득한 시간에 비하여 긴 시간 동안 의 데이터를 획득 (S420) 후에 회전 (S430)시킨다. 그리고 다시 데이터를 획 득 (S440)하여 제 1 정밀 방위각과 제 1 정밀바이어스를 구한다 (S450, S460).
상기 제 3 평균값 (ί¾)은 상기 수학식 1에 7^를 대입하여 구할 수 있 다. 상기 제 4 평균값 ¾)은 상기 수학식 2에 대입하여 구할 수 있다. 상기 제 1 정밀 바이어스는 상기 수학식 3 및 수학식 4에， J¾, Ω , 를 대입하여 구할 수 있다. 상기 제 1 정밀 방위각은 상기 수학식 4 내지 수학 식 8에 ί¾, ί , 7^ 2를 대입하여 구할 수 있다.
상기 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자 제어방법은 상기 위 도정보 보유여부 판단단계 (S370)에서 현위치의 위도정보를 보유하고 있지 않은 경우에는 상기 제 2 정밀방위각연산단계 (S500)를 수행하는 것을 특징 으로 한다. 상기 제 2 정밀방위각연산단계 (S500)는 제 5 평균값획득단계 (S510), 제 5 회전단계 (S520), 제 6 평균값획득단계 (S530) , 제 2 정밀 바이 어스 계산단계 (S540), 제 2 정밀 방위각 계산단계 (S550)를 포함한다.
상기 제 5 평균값획득단계 (S510)는 기 설정된 제 2 시간 (Γ2)동안 도 수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 자이로 측정값의 제 5 평균값 (^2)을 획득하는 단계이고, 상기 제 5 평균값획득단계 (S510) 후 상기 자이 로 측정축을 기 설정된 각도 (α = 180° ) 회전하는 단계이며， 상기 게 5 회전 단계 (S520) 후 기 설정된 제 2 시간 (Τ2)동안 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 자이로 측정값의 제 6 평균값 ( 3)을 획득하는 단계이다ᅳ 또한， 제 2 정밀 바이어스 계산단계 (S540)는 상기 제 5 평균값 (β2) 및 상기 제 6 평균값 (/ )으로부터 정밀한 바이어스를 계산하는 단계이고, 제 2 정밀 방위각 계산단계 (S550)는 상기 제 5 평균값 (ί?2) 및 상기 제 6 평균값 (β3) 으로부터 정밀한 방위각을 계산하는 단계이다. 보조정보로부터 제공받은 방 위각이 유용하지 않다면 상기 수학식 6에 의하여 구한 방위각은 회전량 α 와 방위각 H에 종속되는 것 이외에 아크사인 함수가 도 6에 나타낸 것과 같은 다가함수라는 문제점을 가지게 된다. 또한, 여기서 α=±180°인 경우는 아 크코사인 함수가 다가함수라는 문제를 가진다. 상기 문제를 해결하기 전에 위도에 대한 정보가 없을 경우 (S370)에 대하여 살펴본다. 일반적으로 위도 의 정확한 값을 요구하지 않으나， 무기체계 운용상황인 전시에는 배제할 수 없는 조건이다. 위도를 알 수 없을 경우 수학식 6에서 ΩΝ 구할 수 없으므 로 방위각을 계산할 수 없다. 이와 같은 문제 해결을 위하여 일단 수학식 2 의 위치 (α=±180° )에서 , 획득한 자이로 측정값의 평균값을 2라 하고.， 자 이로 측정축을 추가적으로 90°회전 (S520)시켜 (α = 270° ) 측정한 자이로 측 정값의 평균값을 3라 하면 이들에 대한 수학식은 하기의 수학식 9와 같다. <수학식 9>
J72' =- ?^cos ( ) + B+ (jiR^f) (Q= 180° )
v T
ΩΆ' = Nsln (H) + B+ <J<^) (a = 270 ° )
그리고 상기 수학식 9에서 상기 수학식 4의 바이어스 추정치를 제거 하면 하기의 수학식 10과 같다.
<수학식 10> Ω2" =- Ncos(H) + a^^j^
■(RW)
T
상기 수학식 10으로부터 하기의 수학식 11과 같이 제 2 정밀방위각 (S550)을 구할 수 있다.
<수학식 11>
Figure imgf000018_0001
그리고 상기 수학식 11의 방위각 측정오차는 하기의 수학식 12와 같 다. '
<수학식 12> 쒜 ᅳ
결국， 위도를 알 수 없을 경우 그 위치에서 자이로 측정값의 평균값 을 획득 한 후 (S510), 회전 (S520)시키고 다시 자이로 측정값의 평균값을 획 득하여 (S530) 이미 구한 바이어스 추정치 (S360)를 보정한 후 상기 수학식 11에 의하여 방위각을 구할 수 있다 (S550). 여기서 상기 수학식 7의 180°을 회전한 경우와 상기 수학식 12의 90°를 회전한 경우 측정 오차를 다시 쓰면 하기의 수학식 13과 같다.
<수학식 13>
- _ 1 1 1 a(RW)
Figure imgf000018_0002
상기 수학식 13으로부터 알 수 있듯이 실제 방위각이 ±45° 〜土 135°이면 180°회전한 경우가 정확한 값을 얻을 수 있으며 그 외 의 경우는 90°회전한 경우가 정확하다. 그런데 90°회전한 경우는 바이어스 를 제거하기 위하여 180°회전에 의한 바이어스 추정이 선행되어야 한다. 따 라서 두 방법은 시간과 정확도 사이에 상호 장단점을 가진다. 본 발명은 이 를 효율적으로 이용하는 디지털가늠자를 개발하였다.
다음으로， 위도를 알고 있으나 제 2 개략방위각 유용성판단단계 (S410)에서 유용하지 않다고 판단한 경우에 대하여 살펴본다. 회전여부판단 단계 (S470)는 상기 제 2 개략방위각 유용성판단단계 (S410)에서 유용하지 않 다고 판단된 경우에는 상기 자이로 측정축을 90도 또는 -90도 회전시 제 2 개략방위각이 45도에서 135도 사이에 위치하는지 판단하는 단계이고， 제 4 회전단계 (S480)는 상기 회전여부판단단계 (S470)에서 상기 자이로 측정축을 90°또는 —90°회전시 게 2 개략방위각이 45°에서 135°사이에 위치한다고 판단된 경우에는 상기 자이로 측정축을 90°또는 ᅳ 90° 회전시키는 단계이 며 , 상기 제 4 회전단계 (S480) 후 상기 제 3 평균값획득단계 (S420)를 수행 하는 것을 특징으로 한다.
제 2 개략 방위각 (210)은 다가함수라는 문제점을 가지며 이를 해결하 기 위해 자이로 측정축의 회전이 필요하다. 자이로 측정축의 회전에 대한 개념도를 도 7에 나타내었다. 먼저， 제 2 개략방위각의 절대치가 45°보다 작을 때 90°를 회전시키고， 135°보다 클 때 ᅳ 90°.를 회전시켜 자이로 측정 축을 다가함수의 문제가 없는 45° 〜 135°의 영역으로 이동시킨다 (S480). 결 국 자이로 측정축이 동쪽 반면에 존재하게 되어 다가함수 문제가 해결되 며, 이 영역에서는 상기 수학식 13의 첫 번째 식이 유리하므로 데이터 획득 (S420) 후， 회전 (S430) 시키고， 데이터를 다시 획득 (S440) 한 후 방위각과 바이어스를 계산 (S450, S460)한다.
상기 회전여부판단단계 (S470)에서 상기 자이로 측정축을 90° 또는 -90° 회전시 제 2 개략방위각이 45도에서 135도 사이에 위치하지 않는다고 판단된 경우에는 제 2 정밀방위각을 연산하는 제 2 정밀방위각연산단계 (S500)를 수행한다. 즉， 제 2 개략방위각이 ±45° 〜士 135°영역에 있는 경 우에는 다가함수를 해결하기 위하여 필요한 90°회전을 하면， 상기 수학식 13의 첫 번째 식에서 성능이 저하되는 영역에 존재하게 되므로， 회전 없이 위도에 대한 정보가 없을 경우의 과정 (S500)과 같은 방법을 취한다. 그리고 최종적으로 위 과정에서 구한 상기 제 2 개략방위각， 상기 제 1 정밀방위각 또는 상기 제 2 정밀방위각 중 어느 하나 이상이 상기 제 1 개략방위각획득단계 (S200)에서의 보조정보로 사용될 수 있다.
앞서 살펴본 실시 예는 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식 을 가진 자 (이하 '당업자'라 한다)가 본 발명을 용이하게 실시할 수 있도록 하는 바람직한 실시 예일 뿐， 전술한 실시 예 및 첨부한 도면에 한정되는 것은 아니므로 이로 인해 본 발명의 권리범위가 한정되는 것은 아니다. 따 라서, 본 발명의 기술적 사상을 벗어나지 않는 범위 내에서 여러 가지 치 환， 변형 및 변경이 가능하다는 것이 당업자에게 있어 명백할 것이며， 당업 자에. 의해 용이하게 변경 가능한 부분도 본 발명의 권리범위에 포함됨은 자 명하다.

Claims

청구의 범위
【청구항 1】
관성센서패키지 (200) 및 수동회전장치 (300)를 구비하는 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자 ( 100)에 있어서,
상기 관성센서패키지 (200)는 자이로 (210) 및 가속도계모들 (220)을 포 함하는 것을 특징으로 하는 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자.
【청구항 2】
제 1항에 있어서,
상기 가속도계모들 (220)은 상기 자이로 (210)와 수평으로 배치된 수평 가속도계 (221) , 상기 자이로와 수직으로 배치된 수직가속도계 (222) 및 지자 기센서 (223)를 포함하는 것을 특징으로 하는 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가놈자.
【청구항 3】
제 1항에 있어서,
상기 관성센서패키지 (200)는 자아로 신호처리보드 (230)， 가속도계모 들 신호처리보드 (240) , 유무선 통신보드 (250) 또는 안테나 (260) 증 어느 하 나 이상을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 도수운반형 포발사체를 위한 디 지털 가능자.
【청구항 4】
제 1항에 있어서,
상기 수동회전장치 (300)는 방위각 조절장치 (310)， 고각조절장치 (320) , 디지털가늠자브라켓 (330) 및 장착브라켓 (340)을 포함하는 것을 특징 으로 하는 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자.
【청구항 5】
수직가속도계 및 수평가속도계를 이용하여 수평을 맞춘 후 자이로 측정축과 포발사방향을 정렬하는 준비단계 (S100) ;
상기 준비단계 (S100) 후 보조정보로부터 제 1 개략방위각을 획득하는 제 l 개략방위각획득단계 (S200);
상기 제 1 개략방위각획득단계 (S200) 후 제 2 개략방위각을 연산하는 제 2 개략방위각연산단계 (S300); 및
상기 제 2 개략방위각연산단계 (S300) 후 제 1 정밀방위각을 연산하는 제 1 정밀방위각연산단계 (S400);
를 포함하는 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 제어방법.
【청구항 6】
제 5항에 있어서,
상기 제 2 개략방위각연산단계 (S300)는 상기 제 1 개략방위각획득단 계 (S200)에서 획득된 상기 제 1 개략방위각의 유용성을 판단하는 제 1 개략 방위각 유용성판단단계 (S310);
상기 제 1 개략방위각 유용성판단단계 (S310)에서 유용하다고 판단된 경우에는 상기 자이로 측정축을 상기 제 1 개략방위각올 기준으로 정동방향 으로 일치하도록 회전하는 제 1 회전단계 (S320);
. 상기 제 1 회전단계 (S320) 후 기 설정된 제 1 시간 (7；)동안 도수운 반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 자이로 측정값의 제 1 평균값 ( )을 획득하는 제 1 평균값획득단계 (S330);
상기 제 1 평균값획득단계 (S330) 후 상기 자이로 측정축을 180°회전 하는 제 2 회전단계 (S340);
상기 제 2 회전단계 (S340) 후 기 설정된 제 1 시간 (2 )동안 도수운 반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 자이로 측정값의 제 2 평균값 ( 2)을 획득하는 제 2 평균값획득단계 (S350);
상기 제 1 평균값 ( ) 및 상기 계 2 평균값 ¾)으로부터 바이어스를 계산하는 개략 바이어스 계산단계 (S360);
상기 개략 바이어스 계산단계 (S360) 후 현위치의 위도정보를 보유하 고 있는지 여부를 판단하는 위도정보 보유여부 판단단계 (S370); 및
상기 위도정보 보유여부 판단단계 (S370)에서 현위치의 위도정보를 보 유하고 있는 경우에는 상기 제 1 평균값 및 상기 제 2 평균값 (ί¾)으로 부터 방위각을 계산하는 제 2 개략방위각계산단계 (S380);
를 포함하는 것을 특징으로 하는 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 제어방법 .
【청구항 7】
제 5항에 있어서,
상기 제 1 정밀방위각연산단계 (S400)는 상기 제 2 개략방위각연산단 계 (S300)에서 연산된 상기 제 2 개략방위각의 유용성을 판단하는 제 2 개략 방위각 유용성판단단계 (S410);
상기 제 2 개략방위각 유용성판단단계 (S410)에서 유용하다고 판단된 경우에는 기 설정된 제 2 시간 (Τ2)동안 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 자이로 측정값의 제 3 평균값 (ί¾)을 획득하는 제 3 평균값획득단 계 (S420);
상기 제 2 평균값획득단계 (S420) 후 상기 자이로 측정축을 180°회전 하는 제 3 회전단계 (S430);
상기 제 3 회전단계 (S430) 후 기 설정된 제 2 시간 (Γ2)동안 도수운 반형 포발사체를 위한 디지털 가능자의 자이로 측정값의 제 4 평균값 (^¾)을 획득하는 제 4 평균값획득단계 (S440);
. 상기 제 3 평균값 (r¾) 및 상기 제 4 평균값 으로부터 바이어스를 계산하는 제 1 정밀 바이어스 계산단계 (S450); 및
상기 제 3 평균값 (ί ) 및 상기 제 4 평균값 (/¾)으로부터 방위각을 계산하는 제 1 정밀 방위각 계산단계 (S460);
를 포함하는 것을 특징으로 하는 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 제어방법ᅳ.
【청구항 8】
제 7항에 있어서,
상기 제 2 개략방위각 유용성판단단계 (S410)에서 유용하지 않다고 판 단된 경우에는 상기 자이로 측정축을 90°또는 ᅳ 90°회전시 제 2 개략방위 각이 45°에서 135°사이에 위치하는지 판단하는 회전여부판단단계 (S470); 및
상기 회전여부판단단계 (S470)에서 상기 자이로 측정축을 90°또는 一 90° 회전시 제 2 개략방위각이 45°에서 135°사이에 위치한다고 판단된 경우에는 상기 자이로 측정축을 90°또는 一 90°회전시키는 제 4 회전단계 (S480);를 포함하고,
상기 제 4 회전단계 (S480) 후 상기 제 3 평균값획득단계 (S420)를 수 행하는 것을 특징으로 하는 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 제어방법.
【청구항 9】
제 8항에 있어서，
상기 회전여부판단단계 (S470)에서 상기 자이로 측정축을 90°또는 ᅳ 90°회전시 제 2 개략방위각이 45°에서 135°사이에 위치하지 않는다고 판 단된 경우에는 제 2 정밀방위각을 연산하는 제 2 정밀방위각연산단계 (S500) 를 포함하는 것을 특징으로 하는 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠 자의 제어방법.
【청구항 10]
제 9항에 있어서，
상기 제 2 정밀방위각연산단계 (S500)는 기 설정된 제 2 시간 (Γ2)동 안 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 자이로 측정값의 제 5 평 균값 (/22 )을 획득하는 제 5 평균값획득단계 (S510);
상기 제 5 평균값획득단계 (S510) 후 상기 자이로 측정축을 90°회전 하는 제 5 회전단계 (S520);
. 상기 제 5 회전단계 (S520) 후 기 설정된 제 2 시간 ( Γ2)동안 도수운 반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 자이로 측정값의 제 6 평균값 ( 3)을 획득하는 제 6 평균값획득단계 (S530); 상기 제 5 평균값 (β2) 및 상기 제 6 평균값 (β3)으로부터 바이어스 를 계산하는 제 2 정밀 바이어스 계산단계 (S540); 및
상기 제 5 평균값 (ί22) 및 상기 제 6 평균값 (β3)으로부터 방위각을 계산하는 제 2 정밀 방위각 계산단계 (S550);
를 포함하는 것을 특징으로 하는 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 제어방법 .
【청구항 11】.
제 6항에 있어서,
상기 위도정보 보유여부 판단단계 (S370)에서 현위치의 위도정보를 보 유하고 있지 않은 경우에도 상기 제 2 정밀방위각연산단계 (S500)를 수행하 는 것을 특징으로 하는 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 제어 방법 .
【청구항 12】
제 6항, 제 7항 또는 제 10항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 제 2 개략방위각， 상기 게 1 정밀방위각 또는 상기 제 2 정밀방 위각 중 어느 하나 이상이 상기 제 1 개략방위각획득단계 (S200)에서의 보조 정보로 사용되는 것을 특징으로 하는 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자의 제어방법 .
PCT/KR2014/010913 2014-11-05 2014-11-13 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자 및 그 제어방법 WO2016072547A1 (ko)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP14905474.4A EP3217140B1 (en) 2014-11-05 2014-11-13 Control method for digital sight
US15/506,219 US10222214B2 (en) 2014-11-05 2014-11-13 Digital sight for hand-carried projectile-firing device and method of controlling the same

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR10-2014-0152674 2014-11-05
KR1020140152674A KR101520360B1 (ko) 2014-11-05 2014-11-05 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자 및 그 제어방법

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2016072547A1 true WO2016072547A1 (ko) 2016-05-12

Family

ID=53394734

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/KR2014/010913 WO2016072547A1 (ko) 2014-11-05 2014-11-13 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자 및 그 제어방법

Country Status (4)

Country Link
US (1) US10222214B2 (ko)
EP (1) EP3217140B1 (ko)
KR (1) KR101520360B1 (ko)
WO (1) WO2016072547A1 (ko)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101567770B1 (ko) * 2015-06-26 2015-11-20 국방과학연구소 도수 운반형 포 발사체의 실시간 자세 결정을 위한 디지털 가늠자
KR101939920B1 (ko) * 2017-10-16 2019-04-11 현대위아 주식회사 도수운반형 박격포의 보정 방법
CN112268551B (zh) * 2020-10-15 2022-06-28 航天科工微电子系统研究院有限公司 一种基于光学内通道和双密封圈动密封的光电跟瞄装置

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20130061331A (ko) * 2011-12-01 2013-06-11 국방과학연구소 적응필터와 외란검출기법을 적용한 관성항법장치용 견실 급속 정렬 메커니즘
KR101359563B1 (ko) * 2013-08-21 2014-02-06 대한민국 가늠자 연장관이 접합된 곡사화기 가늠자
KR101386643B1 (ko) * 2014-01-15 2014-04-18 국방과학연구소 무기 방렬 보조 장치 및 무기 방렬 보조 방법
KR101389174B1 (ko) * 2012-12-12 2014-04-24 현대위아 주식회사 디지털 나침의를 구비하는 도수 운반형 박격포

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5481957A (en) * 1992-07-06 1996-01-09 Alliedsignal Inc. Aiming and pointing system for ground based weapons equipment
US7248964B2 (en) 2003-12-05 2007-07-24 Honeywell International Inc. System and method for using multiple aiding sensors in a deeply integrated navigation system
US20050268521A1 (en) 2004-06-07 2005-12-08 Raytheon Company Electronic sight for firearm, and method of operating same
US8239162B2 (en) 2006-04-13 2012-08-07 Tanenhaus & Associates, Inc. Miniaturized inertial measurement unit and associated methods
US20100269681A1 (en) * 2006-04-19 2010-10-28 Honeywell International Inc. Pointing Device Inertial Isolation and Alignment Mounting System
US8311757B2 (en) * 2007-08-14 2012-11-13 American Gnc Corporation Miniaturized smart self-calibration electronic pointing method and system
US8548766B2 (en) 2009-09-14 2013-10-01 Honeywell International Inc. Systems and methods for gyroscope calibration
US20120059575A1 (en) * 2010-02-05 2012-03-08 Honeywell International Inc. Target locator device and methods
US9052159B2 (en) * 2012-10-29 2015-06-09 Teledyne Scientific & Imaging, Llc System for determining the spatial orientation of a movable apparatus

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20130061331A (ko) * 2011-12-01 2013-06-11 국방과학연구소 적응필터와 외란검출기법을 적용한 관성항법장치용 견실 급속 정렬 메커니즘
KR101389174B1 (ko) * 2012-12-12 2014-04-24 현대위아 주식회사 디지털 나침의를 구비하는 도수 운반형 박격포
KR101359563B1 (ko) * 2013-08-21 2014-02-06 대한민국 가늠자 연장관이 접합된 곡사화기 가늠자
KR101386643B1 (ko) * 2014-01-15 2014-04-18 국방과학연구소 무기 방렬 보조 장치 및 무기 방렬 보조 방법

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP3217140A4 *

Also Published As

Publication number Publication date
EP3217140A1 (en) 2017-09-13
EP3217140A4 (en) 2017-09-27
US10222214B2 (en) 2019-03-05
KR101520360B1 (ko) 2015-05-15
EP3217140B1 (en) 2018-10-31
US20180216938A1 (en) 2018-08-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2360137T3 (es) Procedimiento de verificación de una unidad de medida inercial de vehículos, especialmente de vehículos aéreos, en estado estacionario.
EP2567192B1 (en) Device and method for orientation sensor calibration
EP1949016B1 (en) Precision targeting
US9791278B2 (en) Navigating with star tracking sensors
US10309786B2 (en) Navigational and location determination system
EP1582840A1 (en) Inertial navigation system error correction
US9886040B1 (en) System and method for platform alignment, navigation or targeting
EP2354752A1 (en) Target locator device and methods
IL132191A (en) Method for calibrating and verifying the attitude of a compass
US9395187B2 (en) Portable device for determining azimuth
US8782913B2 (en) Method of determining heading by turning an inertial device
WO2016072547A1 (ko) 도수운반형 포발사체를 위한 디지털 가늠자 및 그 제어방법
CN111366144A (zh) 一种陀螺寻北仪多位置寻北方法
US20150285660A1 (en) Az/el gimbal housing characterization
US9217639B1 (en) North-finding using inertial navigation system
WO2017066750A1 (en) Triple difference formulation for formation flight
US20180164122A1 (en) Electronic Control Device for Controlling a Drone, Related Drone, Controlling Method and Computer Program
WO2018122838A1 (en) Method and system of determining miss-distance
WO2018055619A1 (en) Celestial compass and method of calibrating
RU2649063C1 (ru) Способ определения азимута платформы трёхосного гиростабилизатора по отклонению угла поворота гироскопа от расчётного значения
EP3109585B1 (en) Digital sight for real-time position control of manually-portable mortar barrel
CN109813302A (zh) 最佳可用导航星快速确定方法
US11054262B2 (en) Method for reducing in-transit navigational errors
KR102093888B1 (ko) 보조 항법 장치 및 보조 항법 장치의 제어 방법
Zhao et al. The error analysis and correction method research of the attitude data for the UAV remote sensing images

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 14905474

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

REEP Request for entry into the european phase

Ref document number: 2014905474

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2014905474

Country of ref document: EP

Ref document number: 15506219

Country of ref document: US

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE