발사체의 트리거 시간의 비행중 프로그래밍

발사체의 트리거 시간의 비행중 프로그래밍 {In-flight programming of trigger time of a projectile}

본 발명은 발사체가 포신으로부터 발사된 후 발사체의 트리거 시간(trigger time)을 프로그래밍하기 위한 시스템 및 방법에 관한 것이다.

포신에서 발포된 발사체들은 잘 규정된 또는 예측가능한 탄도들(trajectories)을 추종한다. 사용시, 발포 제어 또는 탄도 컴퓨터(ballistic computer)는 필요한 충격지점, 포신 상태, 풍속 등이 제공될 때 특정 발사체 형태를 위한 포신의 경사각(α)을 판단한다. 하지만, 각각의 발사체의 카트리지에 장치된 신관의 양의 변동, 드라이빙 밴드(driving band)의 공차 및 관련된 포신의 마모 및 열 팽창, 포신의 청결도, 습도 변화 등 때문에, 포신을 탈출한 후 각각의 발사체의 포구속력은(muzzle velocity)은 일부 일탈(deviatons)이 발생한다. 이러한 포구속력에서의 일탈은 충격지점이 필요한 목표물 위치로부터 이탈되도록 한다. 또한, 발사체가 공기 중으로 발사된 후 풍속 및 환경 변수들의 변동은 충격 또는 폭파 위치에 악영향을 미친다.

대형 발사체들에서는 목표물 위치의 능동적인 추적(active tracking)을 채용하기에 충분한 공간 및 유효 탑재량(payload)이 있을 수 있다. 목표물 추적은 위성위치 확인 시스템(global position system), 레이저 등, 및 보충 부스터(booster) 및/또는 조향 핀과 브레이크들을 사용할 수 있다. 하지만, 소형 및 저비용 발사체에서는 목표물 추적이 채용되지 않는다. 예를 들면, 미합중국 육군에 양도된 미합중국 특허 제7,021,187호는 일반적인 탄약의 트리거 시간이 내부에 내장된 퓨즈에 영구 프로그래밍된 탄약 발사장치를 서술한다. 포구속력 및 환경 변수들에서의 일탈은 탄약의 트리거 시간을 설정하는 데 감안될 수 없다.

소형 발사체의 트리거 시간을 갱신하기 위한 공지의 방법은, 예를 들면, 도플러(Doppler) 또는 레이저 타코메타(tachometer)에 의해 각각의 발사체의 속도를 추적하고, 물표물 위치에 대한 잔여 비행시간에 따라 트리거 시간을 다시 프로그래밍하는 것이다. 예를 들면, 지아트 인더스트리즈(Giat industries)에 양도된 미합중국 특허 제6,215,595호는 그러한 방법을 서술하고 있다. 따라서, 각각의 발사체의 트리거 시간이 프로그램되거나 갱신되어 발사체의 효과를 최적화될 수 있도록 소형 발사체들의 속도들을 추적하거나 판단하는 다른 방법들이 요구되고 있다.

본 발명의 목적은 발사체가 포신으로부터 발사된 후 발사체의 트리거 시간을 프로그래밍하기 위한 시스템 및 방법을 제공하는 데 있다.

다음은 본 발명의 기본적인 이해를 제공하는 간략한 요약을 나타낸다. 이 요약은 본 발명의 광범위한 개요가 아니므로, 본 발명의 핵심 특징들을 확인하는 것으로 의도되지 않는다. 정확히 말하면, 아래에 서술되는 상세한 설명에 대한 서두 부분으로서 본 발명의 발명 개념의 일부를 일반화하는 형태로 나타내는 것이다.

작은 발사체들을 위해 발사체의 효과(effectiveness)를 개선하는 접근법은 목표물 위치에 대한 잔여 비행시간 동안 각각의 발사체의 트리거 시간(trigger time) 또는 폭발 시간을 갱신하거나 변경시키는 것이다. 이러한 접근법에 따라 풍속의 변화 및 환경 변수들이 감안될 수 있다.

일실시예에서, 본 발명은 발사체의 트리거 시간을 프로그래밍하는 방법을 제공하며, 이 방법은 발사체가 관련된 포신(gun barrel)으로부터 탈출된 후 발사체의 포구속력(muzzle velocity)을 판단하는 단계; 발사체가 발포된 후 선결된 시간에 상기 발사체의 비행속도를 판단하는 단계; 및 발사체가 목표물에 도달하고 있을 때 잔여 비행시간 동안, 관련된 탄도 컴퓨터에 의해 판단된 발사체의 포구속력 및 비행속도에 대한 상기 발사체의 포구속력 및 비행속도의 일탈을 확인하고 트리거 시간을 프래그래밍하여 발사체의 효과(effectiveness)를 최적화시키는 단계;를 포함한다.

다른 실시예에서, 발사체는 발포된 후 적절한 선결된 시간에 주기적인 신호를 발신하고, 탄도 컴퓨터에 연결된 안테나에 의해 수신된 신호 강도가 판단된 다음, 탄도 컴퓨터에 저장된 신호 강도-거리 데이타로부터 발사체의 포구속력 및 비행속도가 판단된다.

또 다른 실시예에서, 발사체의 포구속력 및 비행속도는 유량 센서(flow sensor)로부터 획득된다. 다른 실시예에서, 발사체의 포구속력 및 비행속도는 MEMs (mocro-electromechanical syatem) 가속도계로부터 획득된다. 이러한 발사체의 포구속력 및 비행속도들은 발사체의 트리거 시간을 계산하기 위해 탄도 컴퓨터에 전송될 수 있다. 선택적으로, 발사체의 포구속력 및 비행속도들은 발사체 내의 마이크로프로세서에서 계산될 수 있다.

또 다른 실시예에서, 상기 과정들에 의해 독립적으로 획득된 발사체의 포구속력 및 비행속도들은 칼만 필터링(Kalman filtering)에 의해 반복적으로 획득될 수 있다. 또한, 각각 독립적으로 구해진 포구속력 및 비행속도에는 신뢰할 수 있는 가중 변수들(reliability weighting factors)이 적용될 수 있다.

본 발명은 첨부도면들에 관해 본 발명의 제한하지 않는 실시예들에 의해 서술될 것이다.
도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 대포 시스템(gun system)을 예시하며,
도 2는 도 1에 도시된 대포 시스템과 사용하기 위한 탄도 컴퓨터를 예시하며,
도 3은 도 1에 도시된 탄약의 부분을 형성하는 발사체의 제어회로를 예시하며;
도 4는 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 발사체의 트리거 시간을 갱신하기 위한 알고리즘을 예시한다.

이하, 본 발명의 하나 이상의 특정한 실시예 및 선택적인 실시예들이 첨부된 도면에 관하여 서술될 것이다. 하지만, 본 발명은 그러한 특정한 세부사항들 없이 실행될 수도 있음은 이 기술분야의 숙련된 기술자들에게는 자명할 것이다. 세부사항들의 일부는 본 발명을 모호하게 하지 않도록 길게 서술되지 않을 수도 있다. 참고하기 쉽게 하기 위해, 도면들에 대해 공통되는 동일 또는 유사한 특징들을 표시할 때는 공통 참조번호 또는 계통번호들이 도면 전체를 통해 사용될 것이다.

도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 대포 시스템(10)을 도시한다. 도 1에 도시된 바와 같이, 대포 시스템(10)은 포신(20), 탄도 컴퓨터(ballistic computer)(30) 및 탄도 컴퓨터(30)에 연결된 안테나(32)를 구비한다. 또 다른 실시예에서, 포신(20)은 수평축(x)에 관해 일정 각도(α)로 기울어지도록 작동될 수 있다. 또한, 포신(20)은 수직축(z)에 관해 일정 각도(θ)로 추가 회전될 수 있다.

도 2는 탄도 컴퓨터(30)의 개념도를 도시한다. 도 2에 도시된 바와 같이,탄도 컴퓨터(30)는 무선 주파수 아날로그(radio-frequency (RF) anolog) 전방 단부(front end)(34), 및 중앙 프로세서(40)를 구비한다. 탄도 컴퓨터(30)의 아날로그 전방단부(34)는 안테나(32) 및 중앙 프로세서(40)에 연결되어 있다. 아날로그 전방단부(34)와 중앙 프로세서(40) 사이의 연결부들은 수신 신호강도 표시(received signal strength indication: RSSI) 입력(41), 도플러 주파수 이동(Doppler frequency shift) 입력(42), 데이타 수신 입력(43), 및 데이타 송신 출력(44)들을 위한 채널들을 포함한다. 또한, 중앙 프로세서(40)는 사용자 입력(45) 채널도 포함한다. 사용자 입력(45)은 포신(20)에 관한 목표물 위치(P)의 좌표들 또는 거리, 풍속, 날씨 조건 등과 같은 복수 개의 입력들을 포함할 수 있다. 중앙 프로세서(40)의 또 다른 실시예에서, 중앙 프로세서는 레이저 거리 측정기(laser range finder)와의 연결을 위한 추가 채널(46)을 포함한다.

대포 시스템(10)은 탄약(50)을 발사하기 위해 사용된다. 도 1에 도시된 바와 같이, 각각의 탄약은 발사체(60), 및 카트리지(52)를 포함한다. 각각의 발사체(60)는 제어회로(70), 및 신관(explosive charge)(62)을 가진다. 도 3에 도시된바 같이, 제어회로(70)는 마이크로프로세서(72), 안테나(75)에 연결된 무선 주파수(RF) 아날로그회로(73), 및 폭파회로(80)를 포함한다. 또한, 도 3에 도시된 바와 같이, RF 아날로그회로(73)와 마이크로프로세서(72) 사이의 연결부들은 데이타 수신 입력(72a), 및 수신 신호강도 표시기(received signal strength indicator: RSSI) 입력(72b)을 포함한다. 또한, 마이크로프로세서(72)는 유량 센서(flow sensor)(92) 및 미세전자기계(mocro-electromechanical: MEM) 가속도계(94)와의 연결을 위한 채널들을 구비한다. 마이크로프로세서(72)의 출력은 폭발재(explosive material)(62)를 목표물 위치(P)(도면들에는 도시되지 않고 이해됨) 또는 그 근처에서 발화 또는 폭발시키는 데 사용되는 폭파회로(80)에 연결된다. 마이크로프로세서(72)의 또 다른 실시예에서, 데이타 수신 출력(72c)이 추가로 제공될 수 있다. 즉, 유량 센서(92) 및/또는 MEM 가속도계(94)로부터의 출력은 처리를 위해 탄도 컴퓨터(30)에 전송될 수 있고, 탄도 컴퓨터로부터의 결과는 테이타 입력(72a) 채널을 경유하여 발사체의 마이크로프로세서(72)에 전송될 수 있다.

제어회로(70)의 또 다른 실시예에서, RF 아날로그 회로(73)는 엔코더/디코더(74)를 포함한다. 선택적으로 또는 추가로, 마이크로프로세서(72)는 상기 엔코더/디코더(74)를 포함한다. 제어회로(70)의 다른 실시예에서, 마이크로프로세서(72)는 타이머(76)를 포함하며, 이 타이머(76)는 마이크로프로세서(72)의 출력에 응답하여 목표물 위치(P)에 대한 잔여 비행시간에 따라 카운트 다운(count down)되거나 카운트 업(count up)된 시간에 의해 폭파회로(80)의 트리거 시간을 설정한다. 제어회로(70)의 또 다른 실시예에서, 마이크로프로세서(72)는 탄도 컴퓨터(30)에 의해 사용되는 탄도변수들(ballistic parameters)을 저장하는 데이타 유닛(96)을 포함한다.

도 4는 발사체(60)의 비행중 프로그래밍 동안 프로세스 흐름(400)을 예시한다. 프로세스 박스(410)는 포신(20)의 발포실(firing chamber) 내부로의 탄약통(ammunition round)(50)의 장전 및 관련 카트리지(52)의 발포(firing)를 나타낸다. 카트리지(52)가 발포된 후, 발사체(60)는 포신(20)을 통해 고속 및 고 가속도로 발출된다. 카트리지(52)의 발포후 선결된 시간(T ₀ )에 발사체(60)는 포신(20)을 탈출한다. 이미 알고 있는 포신의 방향을 가지는 포신(20)의 출구에서의 발사체(60)의 속도는 발사체의 포구속력(muzzle velocity)(V ₀ )을 정의한다.

동일 시점(T ₀ )에서 발사체의 제어회로(70)는 신호(S ₀ )를 내보낸다. 카트리지의 발포후 또 다른 선결된 시간(T1)에 제어회로(70)는 추가 신호(S1)를 내보낸다. 마찬가지로, 다른 선결된 시간(T2)에 제어회로(70)는 또 다른 추가 신호(S2)를 발신한다. 카트리지의 발포후 선결된 시간에 신호들을 발신하는 것은 프로세스 박스(415)에 표시된다. 박스(420)로 표시된 다음 프로세스에서, 관련 선결된 시간주기들에서의 발사체(60)의 속도가 판단된다.

도 4에 도시된 바와 같이, 프로세스 박스(420)는 세 개의 독립 프로세스들을 예시한다. 박스(422)로 표시된 제1 프로세스에서, 각각의 선결된 시간 주기들에 상응하는 신호(S)가 안테나(32)에 의해 수신된다. 안테나(32)에 의해 수신된 신호는 입력(41)을 경유하여 탄도 컴퓨터(30)의 중앙 프로세서(40)에 전달된다. 중앙 프로세서(40)는 각각의 시간주기에서의 신호의 강도를 판단한다. 각각의 선결된 시간에서의 발사체(60)의 속도는 탄도 컴퓨터(30)에 저장된 신호 강도-거리 테이타를 검색하는 것에 의해 계산된다. 일실시예에서, 각각의 선결된 시간(T ₀ , T1, T2 등)에서의 발사체(60)의 계산된 실제 속도는 발사체가 공중에 있는 동안 안테나(32)를 경유하여 발사체(60)로 송신된다. 또 다른 실시예에서, 각각의 선결된 시간(T ₀ , T1, T2 등)에 상응하는 발사체(60)의 실제 속도들은 RSSI 입력(72b)를 경유하여 발사체(60)로 송신되는 신호로 코드화된다. 다른 실시예에서, 각각의 선결된 시간에서의 발사체(60)의 계산된 속도는 탄도 컴퓨터(30)에서 발사소요 시간(firing time)으로 변환된 다음, 발사체(60)가 안테나의 송신범위 내에 있는 동안 발사체(60)로 송신된다.

박스(424)로 표시된 제2프로세스에서, MEM 가속도계(94)로부터 획득된 발사체(60)의 가속도는 비행시간으로 적분된 다음, 각각의 선결된 시간(T ₀ , T1, T2 등)에서 실제 비행속도가 판단된다.

박스(426)로 표시된 제3프로세스에서, 각각의 선결된 시간(T ₀ , T1, T2 등)에서의 발사체(60)의 실제 비행속도가 유량 센서(92)로부터 획득된다.

이어서, 박스들(422, 424, 426)로 표시된 각각의 프로세스에 의해 판단된 발사체(60)의 실제 비행속도는 프로세스 박스(430)로 입력된다. 이 프로세스 박스(430)에서, 칼만 필터링 알고리즘(Kalman filtering algorithm)이 각각의 선결된 시간 주기(T ₀ , T1, T2 등)에서의 포로세스들(422, 424, 426)의 출력들을 결정하는 데 사용된다. 또한, 탄도 컴퓨터(30)에 의해 사용되는 이론적인 탄도변수들은 박스(435)에서 칼만 필터링 프로세스(430)로 입력될 수 있다. 칼만 필터의 반복적인 특성은 각각의 시간 주기에서 발사체(60)의 실제 속도의 더 양호한 추정을 제공한다. 또 다른 실시예에서, 각각의 출력이 칼만 필터링 알고리즘(430)에 의해 결정되기 전에 신뢰성 또는 가중 변수들이 프로세스들(422, 424, 426)의 출력들에 적용될 수 있다.

프로세스(440)에서, 발사체가 여전히 공중에 있는 동안, 선결된 시간, 예를 들면, T ₀ , T1, T2 등에서 발사체(60)의 실제 속도의 더 양호한 추정이 잔여 비행시간의 더 양호한 예측을 제공하는 데 사용된다. 이어서, 예측된 잔여 비행시간은 폭파회로(80)가 발화(FIRE) 출력을 발생시키는 트리거 시간을 설정하는데 사용된다.

도 4에 도시된 바와 같이, 발사체(60)가 여전히 공중에 있는 동안, 프로세스박스(45)에서 결정이 이루어진다. 결정 박스(445)에서, 트리거 시간이 경과하지 않았다면, 프로세스는 박스(420)로 되돌아가므로, 발사체의 실제 속도는 프로세스들(422, 424, 426)에서 다시 판단된다. 만일 안테나들(32, 75) 사이의 전송이 더 이상 유효하지 않다면, 칼만 필터링 프로세스(430)는 프로세스들(424, 426)의 결과를 토대로 발사체(60)의 실제 속도를 반복적으로 추정할 수 있다. 일단 트리거 시간에 도달하면, 마이크로프로세서(72) 또는 타이머(76)는 폭파회로(80)를 동작시키므로, 신관(62)이 발화된다.

본 발명의 상기 실시예에서, 각각의 선결된 시간에서 발사체(60)의 실제 속도의 계산과 칼만 필터링은 마이크로프로세서(72)에 의해 수행된다. 또 다른 실시예에서, 그러한 계산은 탄도 컴퓨터(30)에서 이루어질 수 있으므로, 계산 결과는 안테나들(32, 75) 사이의 무선 신호 전송으로 코드화될 수 있다. 다른 실시예에서, 이들 무선 신호들은 안테나들(32, 75)의 각각의 아날로그 단부(34, 73), 중앙 프로세서(40) 또는 마이크로프로세서(72)에 있는 엔코더/디코더(74)에 의해 암호화될 수 있다.

본 발명의 또 다른 실시예에서, 카트리지(52)가 발포된 후 대포 시스템(10)으로부터 안전한 거리에 상응하는 선결된 시간 후, 마이크로프로세서(72)는 폭파회로(80)를 폭파준비 모드(arm mode)로 설정한다.

특정한 실시예들이 서술되고 예시되었지만, 본 발명의 범위를 벗어나지 않고 본 발명에 대해 다양한 변경, 수정, 변형 및 그 조합들이 이루어질 수 있는 것으로 이해된다. 예를 들면, 대포 시스템(10)은 발사 차량(launch vehicle)에 탑재된 대구경 포일 수 있으므로, 탄도 컴퓨터(30) 내의 중앙 프로세서(40)는 안테나(32)로부터 떨어져 있는 다른 안테나와의 연결을 위한 추가 채널(47)을 포함할 수 있다. 추가 안테나에 의해 중앙 프로세서(40)는 또 다른 신호강도 입력 및/또는 속도 피드백을 수신하고, 이러한 탄도 컴퓨터(30)에서 알고 있는 거리에서의 추가 신호강도 입력은 발사체의 포구속력 및 비행중 속도/위치의 더 정확한 판단을 가능하게 한다. 또한, 발사체는 자폭 메카니즘을 포함하여, 폭발이 준비되어 발화된 후 폭발되지 않는 탄약이 자폭되도록 할 수 있다. 또 다른 예에서, 마이크로프로세서(72)는 도플러 주파수이동 입력(42)에서 발사체의 실제 속도를 추가로 판단할 수도 있다. 또 다른 실시예에서, 본 발명은 최루탄 또는 유사한 자극원을 점화시키기 위해 사용될 수 있다.

10: 대포 시스템 20: 포신
30: 탄도 컴퓨터 32, 75: 안테나
50: 탄약 52: 카트리지
60: 발사체 62: 신관
70: 제어회로 72: 마이크로프로세서
73: RF 아날로그회로 80: 폭파회로
92: 유량 센서 94: MEMs 가속도계