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문제 정의
- CMWDS는 함정과 대함유도탄의 상대거리가 3500m인 순간부터 기만하고, 함정의 온도는 전체적으로 15℃ 감소한다고 가정한다. Flare는 함정에서 가장 높은 온도를 구성하는 연돌 부분이 25m 높이에 위치하기 때문에, 연돌의 영향을 알아보기 위해서 다음의 두 가지 운용기법에 대해 고려하였다. 또한 함정을 가리기 위하여 10개의 Flare 구체가 일렬 배치되고, 70℃의 온도를 가진다고 가정하였다.
- 본 연구에서는 적외선 영상탐색기를 기만하기 위하여, soft kill의 일종인 CMWDS와 flare를 모델링하였다. CMWDS는 함정에 해수를 무상으로 분사하여 함정의 온도를 급속 냉각시키는 기만기이다.
- 이러한 실태에 따라, 적외선 영상탐색기를 탑재한 대함유도탄과 이를 기만하기 위한 함정 간의 교전모의 프로그램을 개발하였다. 대함유도탄을 모델링하고, 획득된 적외선 영상자료에 표적의 탐지, 추적 기법을 적용한 탐색기의 유도 정보를 바탕으로 함정 방어용 기만 체계 영향도를 분석하였다.
가설 설정
- CMWDS는 함정과 대함유도탄의 상대거리가 3500m인 순간부터 기만하고, 함정의 온도는 전체적으로 15℃ 감소한다고 가정한다. Flare는 함정에서 가장 높은 온도를 구성하는 연돌 부분이 25m 높이에 위치하기 때문에, 연돌의 영향을 알아보기 위해서 다음의 두 가지 운용기법에 대해 고려하였다.
- 독일에서 개발한 차세대 유도탄 기만 체계(Multi Ammunition Soft-kill System, MASS)를 대상으로 모델링 하였다[12]. Flare는 열원을 중심으로 구체를 이루고, 구체는 동일한 온도분포를 가진다고 가정한다. 또한 flare의 지속시간 동안 중력과 바람의 영향으로 인하여 그 위치가 매시간 조금씩 변하게 된다.
- CMWDS는 함정에 해수를 무상으로 분사하여 함정의 온도를 급속 냉각시키는 기만기이다. 냉각시킬 온도를 선택할 수 있도록 구성하였고, 기동 시에 함정 전체의 온도 분포가 감소한다고 가정하였다. Table 4의 조건을 바탕으로 CMWDS를 구현하였을 때, 적외선 영상탐색기가 촬영하고 있는 영상정보를 나타낸 그림은 Fig.
- 따라서 Table 11의 오차 요소 및 flare 작동 시점에 따른 시간 변수 3개, flare 고도에 따른 변수 4개를 고려하여 3600(4 × 3 × 300)회의 시뮬레이션을 수행하였다. 단일 시뮬레이션 결과를 통하여 함정은 대함유도탄이 함정의 측면을 바라보며 유도될 때 더 많이 격추되므로, 대함유도탄은 함정의 측면을 향해 비행하고 있다고 가정한다.
- 또한 구동기 모델은 1차 응답으로 가정하였고, 구동기 변위 한계는 ± 25°이다.
- Flare는 함정에서 가장 높은 온도를 구성하는 연돌 부분이 25m 높이에 위치하기 때문에, 연돌의 영향을 알아보기 위해서 다음의 두 가지 운용기법에 대해 고려하였다. 또한 함정을 가리기 위하여 10개의 Flare 구체가 일렬 배치되고, 70℃의 온도를 가진다고 가정하였다.
- 함정 표면에서 태양 복사에너지의 반사에 대한 적외선 신호를 생성하기 위해서는 함정 표면에 도달하는 태양 복사에너지와 함정 표면의 광학적 특성인 반사율(Reflectivity, ρ) 2가지 요소를 고려해야 한다. 본 논문에서는 태양 복사에너지를 간략화하여 태양상수(Sc = 1353[W/m2])로 가정하였다. 반사율은 표면에 입사되는 복사에너지에 대한 반사 비율을 의미하는데, 이는 함정을 구성하는 물체 표면의 광학적 특성에 따라 다른 값을 가진다.
- 본 연구에서는 대기에 의한 손실 계수를 1로 가정하고(a = 1) 거리에 따른 손실효과만 고려하였다.
- 운동방정식은 질량 모델, 추력 모델, 환경 모델, 공력 모델, 구동장치 모델 등의 모든 힘과 모멘트를 고려해야 한다. 유도탄은 4개의 조종면을 가지고 있으며, xy평면과 xz평면에 대하여 대칭형 동체라고 가정하여 공력 모델링을 하였다. 대함유도탄에 작용하는 힘과 모멘트를 계산하기 위해 필요한 동체 좌표계의 공력 계수들은 엑조세의 2차원 평면도를 스케일링하여 Missile DATCOM을 통해 구하였다[4].
- 대함유도탄에 작용하는 힘과 모멘트를 계산하기 위해 필요한 동체 좌표계의 공력 계수들은 엑조세의 2차원 평면도를 스케일링하여 Missile DATCOM을 통해 구하였다[4]. 추력모델은 대함유도탄의 속도를 300m/s로 유지하기 위하여, 추력을 2682N으로 일정하다고 가정하였다. 또한 구동기 모델은 1차 응답으로 가정하였고, 구동기 변위 한계는 ± 25°이다.
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