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문제 정의
- 본 논문에서는 GPS 유도 폭탄묭 복합 항법 모듈의 비행시험 결과를 제시하였다. 복합 항법 모듈욯 내장한 GAK를 모의 폭탄에 결합하여 항공기에 장착하고 실제 GPS 유도 폭탄의 투하를 모의하는 시험을 수행하였다.
- 본 논문에서는 GPS 유도 폭탄묭 복합 항법 모듈의 비행시험 결과를 제시한다. 비행 시험의 목적은 크게 두 가지로첫째는 항법 모듈 하드웨어 및 소프트웨어의 기본 동작점검이다.
제안 방법
- 이용하였다. DGPS 데이터를 생성하기 위하여 복합항법 모듈의 GPS 수신기로부터 위성 위치 및 의사 거리측정치를 획득하였으며 비행 시험을 수행한 지점과 약 20 km 떨어진 기준점에서 DGPS 보정 정보를 획득하여 후처리로 DGPS 궤적을 계산하였다. 그림 6은 위치 오차를 나타낸다.
- 항법 모듈용 MEMS IMU은 지구자전 각속도를 측정할 수 없으므로 IMU 정보만을 이용하여 방위각 정렬을 수행할 수 없다. 따라서 IMU의 가속도계 정보를 이용하여 수평축 정렬을 수행하고 방위각 정렬은 내장한 GPS 수신기 또는 외부에서 입력한 방위각 정보를 초기 방위각으로 설정하여 수행한다. 순수 항법 알고리즘은 항체의 위치, 속도 및 자세를 계산한다.
- 결과를 제시하였다. 복합 항법 모듈욯 내장한 GAK를 모의 폭탄에 결합하여 항공기에 장착하고 실제 GPS 유도 폭탄의 투하를 모의하는 시험을 수행하였다. 복합 항법 장치의 성능을 평가하기 위해 원격 측정 장치로부터 획득한 GPS 수신기의 원시 측정치를 사용하여 DGPS 궤적을 획득하였으며 이를 통합항법 결과와 비교하였다.
- 모의 폭탄과 GAK를 결합하여 비행 시험용 항공기 날개의 파일런(pylon)에 장착하였으며 모의 폭탄 내부에 설치한 원격측정 장치(telemetry system)를 통하여 지상으로 데이터를 전송함으로써 항법 데이터를 수집하였다. 복합 항법 모듈의 성능 평가를 위해 DGPS 기준국을 설치하였으며 비행 시험종료 후 DGPS 데이터를 후처리 하여 기준 비행 궤적을 획득하였다. 시험 항공기를 점검하는 동안 통합 항법 모듈의 자체 점검과 초기 정렬을 수행하였다.
- 시험 항공기를 점검하는 동안 통합 항법 모듈의 자체 점검과 초기 정렬을 수행하였다. 수평축 정렬은 가속도계정보를 이용하는 자체 정렬을 수행하였으며 방위각 정렬은 지상 점검 장비를 통하여 마그네틱 컴파스에서 획득한 방위각정보를 직접 입력함으로써 수행하였다.
- 나타낸다. 시험 항공기가 비행 시험 영역에 진입한 다음 룩서 방향으로 선회 비행을 수행하였다. 이후 시험 항공기가 GPS 유도 픅탄의 투하를 모의하기 위하여 고도 2, 913 m에서 759 m까지 하강비행을 수행하였다.
- 복합 항법 모듈의 성능 평가를 위해 DGPS 기준국을 설치하였으며 비행 시험종료 후 DGPS 데이터를 후처리 하여 기준 비행 궤적을 획득하였다. 시험 항공기를 점검하는 동안 통합 항법 모듈의 자체 점검과 초기 정렬을 수행하였다. 수평축 정렬은 가속도계정보를 이용하는 자체 정렬을 수행하였으며 방위각 정렬은 지상 점검 장비를 통하여 마그네틱 컴파스에서 획득한 방위각정보를 직접 입력함으로써 수행하였다.
- 이러한 요구 조건을 만족하기 위하여 통합 모듈의 운용 소프트웨어는 상용의 실시간 운영 체제하에서 멀티스레드 구조를 기반으로 설계하였다.
- 시험 항공기가 비행 시험 영역에 진입한 다음 룩서 방향으로 선회 비행을 수행하였다. 이후 시험 항공기가 GPS 유도 픅탄의 투하를 모의하기 위하여 고도 2, 913 m에서 759 m까지 하강비행을 수행하였다.
- 전체 소프트웨어는 FCC 스레드, 초기 정렬 스레드, 자세 계산 스레드, 속도 및 위치 계산 스레드, 통합 칼만 필터 스레드, GPS 스레드와 데이터 입춯력 처리를 위한 ISR로구성된다. 각각의 스레드는 실시간 운영체제에서 지원하는 세마포어(semaphore) 서비스에 의하여 동기화를 수행하며 각 스레드는 구조체 형태의 전역 변수와 메시지 큐(message que니e)를 이용하여 데이터 교환을 수행한다.
- CPU 부는 항법 소프트웨어를 저장하기 위하여 Flash ROM을 사용하며 실시간 연산 데이터를 저장하기 위하여 SRAM을 사용한다. 항법 컴퓨터는 FCC 및 센서와의 인터페이스를 위하여 4 채널의 UART 인터페이스와 2 채널의 SDLC 인터페이스를 설계하였다. UART는 PXA255에 내장되어있는 것을 사용하며 SDLC는 Infineon 사의 PEF20532 통신 컨트롤러를 사용한다.
대상 데이터
- 항법 컴퓨터는 FCC 및 센서와의 인터페이스를 위하여 4 채널의 UART 인터페이스와 2 채널의 SDLC 인터페이스를 설계하였다. UART는 PXA255에 내장되어있는 것을 사용하며 SDLC는 Infineon 사의 PEF20532 통신 컨트롤러를 사용한다. 두 채널의 UART는 TTL 방식으로 GPS 수신기와의 통신에 사용한다.
- 실시하였다. 모의 폭탄과 GAK를 결합하여 비행 시험용 항공기 날개의 파일런(pylon)에 장착하였으며 모의 폭탄 내부에 설치한 원격측정 장치(telemetry system)를 통하여 지상으로 데이터를 전송함으로써 항법 데이터를 수집하였다. 복합 항법 모듈의 성능 평가를 위해 DGPS 기준국을 설치하였으며 비행 시험종료 후 DGPS 데이터를 후처리 하여 기준 비행 궤적을 획득하였다.
- 비행 시험은 2006년 8월에 OO 비행시험장에서 실시하였다. 모의 폭탄과 GAK를 결합하여 비행 시험용 항공기 날개의 파일런(pylon)에 장착하였으며 모의 폭탄 내부에 설치한 원격측정 장치(telemetry system)를 통하여 지상으로 데이터를 전송함으로써 항법 데이터를 수집하였다.
- 위치 오차를 확인하기 위한 기준 궤적을 얻기 위하여 DGPS 데이터를 이용하였다. DGPS 데이터를 생성하기 위하여 복합항법 모듈의 GPS 수신기로부터 위성 위치 및 의사 거리측정치를 획득하였으며 비행 시험을 수행한 지점과 약 20 km 떨어진 기준점에서 DGPS 보정 정보를 획득하여 후처리로 DGPS 궤적을 계산하였다.
- 나타내었다. 항공기의 날개로 인하여 4개의 안테나 중전 방 안테나만 위성 신호를 획득할 수 있었다. PDOP은 가시 위성 개수의 변화로 인하여 최소 1.
데이터처리
- 복합 항법 모듈욯 내장한 GAK를 모의 폭탄에 결합하여 항공기에 장착하고 실제 GPS 유도 폭탄의 투하를 모의하는 시험을 수행하였다. 복합 항법 장치의 성능을 평가하기 위해 원격 측정 장치로부터 획득한 GPS 수신기의 원시 측정치를 사용하여 DGPS 궤적을 획득하였으며 이를 통합항법 결과와 비교하였다. 비행 시험 동안 항법 모듈이 실시간으로 정상적인 동작을 수행하였으며 또한 항법 오차가 10m CEP 이내로 GPS 유도 폭탄의 유도 조종에 적합한 항법 정보를 제공하였음을 확인하였다.
이론/모형
- MEMS IMU는 여러 가지 장점으로 인하여 현재 정밀 유도 무기의 적용에 관한 연구가 활발히 진행 중이다[8][9]. GAK 항법 모듈용 IMU는성능 및 물리적 규격을 고려하여 BAE Systems 사의 MEMS IMU를 사용하였다. BAE Systems의 MEMS IMU는 항법, 유도조종 및 자세 제어 등의 적용을 목적으로 개발된 전술급 IMU이다.
- 항법 모듈의 칼만 필터는 약결합 방식의 확장 칼만 필터 구조로서 오차 모델은 위치오차, 속도 오차, 자세 오차, 자이로 및 가속도계 바이어스 오차의 15개의 상태 변수를 고려하였다[13]. 칼만 필터의 샘플링 주기는 1초이며 수치 연산의 안정성을 위하여 U-D 공분산 분해 알고리즘을 사용한다[14].
- RS-232 방식의 UART 채널은 항법 컴퓨터의 모니터링에 사용하며 RS-422 방식의 UART채널은 IMU 데이터 수신에 사용한다. 항법 컴퓨터와 FCC의 통신은 1 Mbps의 전송 속도를 갖는 RS-422 방식의 SDLC 인터페이스를 사용한다.
성능/효과
- 항공기의 날개로 인하여 4개의 안테나 중전 방 안테나만 위성 신호를 획득할 수 있었다. PDOP은 가시 위성 개수의 변화로 인하여 최소 1.9에서 최대 5.2까지 변화하였으나 평균 3.3으로 비행 시험 동안 연속적인 3차원 항법을 수행하기에 양호한 환경이었다.
- 복합 항법 장치의 성능을 평가하기 위해 원격 측정 장치로부터 획득한 GPS 수신기의 원시 측정치를 사용하여 DGPS 궤적을 획득하였으며 이를 통합항법 결과와 비교하였다. 비행 시험 동안 항법 모듈이 실시간으로 정상적인 동작을 수행하였으며 또한 항법 오차가 10m CEP 이내로 GPS 유도 폭탄의 유도 조종에 적합한 항법 정보를 제공하였음을 확인하였다.
- 위의 오차를 검토한 결과 위치 오차의 CEP (Circular Error Probability)는 10 m이내였다.
- 그림에서 롤각을 살펴보면 -25 deg 이상의 자세를 유지하며 좌측으로 세 번 선회 비행을 수행하였음을 확인할 수 있다. 피치각을 살펴보면 시험용 항공기가 GPS 유도 픅탄의 투하를 모사하기 위하여 GPS 시각 220, 770 초부터 220, 870 초까지 약 -10 deg의 자세로 급강하를 수행하였음을 볼 수 있으며 그림 5의 속도 결과를 살펴보면 이때 down 방향의 속도가 증가하였음을 확인할 수 있다.
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