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Heat Source Identification Technique of Aircraft and Flare using 2-color Detectable Infrared Sensors
Heat Source Identification Technique of Aircraft and Flare using 2-color Detectable Infrared Sensors
The Transactions of The Korean Institute of Electrical Engineers. 2015. Jul, 64(7): 1031-1039
Copyright © 2015, The Korean Institute of Electrical Engineers
This is an Open-Access article distributed under the terms of the Creative Commons Attribution Non-Commercial License (http://creativecommons.org/licenses/by-nc/3.0/)which permits unrestricted non-commercial use, distribution, and reproduction in any medium, provided the original work is properly cited.
  • Received : March 04, 2015
  • Accepted : June 01, 2015
  • Published : July 01, 2015
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동시 이
Graduate School of IT Convergence, Ajou University, Korea
기근 이
Corresponding Author : Dept. of Electrical and Computer Engineering, Ajou University, Korea E-mail :keekeun@ajou.ac.kr

Abstract
Present guided missiles are equipped with infrared seeker to find the infrared sources radiating from target plane and then chase, which results in an improvement of the hitting success rate when in striking target objects. To interrupt the chases from the guided missile, the target plane spreads the flare, avoiding the missile attracts. Our research is to develop a 2-color infrared identification technique to discern the flare and real thermal source from target plane. Considering flare radiation properties and EM atmosphere transmission rates, two channels were selected, in which main channel (MC) was in a range of 3.7 μ m∼4.8 μ m and auxiliary channel (AC) in 1.7 μ m∼2.3 μ m. A 2500K heat source was used for an artificial flare source, while a 570K heat source was utilized for airplane infrared source in experimental testing. Two infrared sensors detectable only at each chanel were employed in order to measure the voltage ratio from two channels, identifying the flare and real target plane via comparison the voltage ratio. Several experimental conditions were imported in order to prove that our proposed 2-color infrared identification technique is very efficient way to discern heat sources from aircraft and flare, demonstrating that our proposed technique is very promising means for our force’s InfraRed Counter Counter Measure (IRCCM) in order to countermeasure opposite force’s InfraRed Counter Measures (IRCM).
Keywords
1. 서 론
전쟁에서의 제공권 장악은 전쟁의 성패를 좌우할 만큼 매우 중요한 가치를 가진다. 유도미사일은 목표물 격추를 위해 미사일에 적외선 추적기(IR seeker)를 탑재하여 항공기에서 방사되는 적외선을 탐지하고 추적함으로써 명중률을 높이고 있다. 그림 1 은 비행하는 비행기에서 방사되는 주요 방사원과 방사원별 적외선 파장대역을 나타낸 것이다. 항공기의 주요 방사원은 금속으로 제작된 높은 온도의 배기관, 열 기둥인 플룸(plume), 태양빛을 반사하는 항공기 표면, 그리고 공기와의 마찰에 의한 가열부분 등이 있다. 이 중 배기관은 온도가 약 900℃까지 상승할 정도로 높기 때문에 항공기의 가장 중요한 방사원 중의 하나이다. 배기관 중에서도 배기관 내부는 특히 가장 높은 온도를 가진 곳으로 항공기가 재연소를 하지 않았을 때 복사에너지가 가장 높게 방출되는 곳이다. 플룸(plume)은 배기관에서 뿜어져 나오는 가스 기둥으로 그 복사량은 배기관의 1/25 수준으로 알려져 있다. 일반적인 항공기의 경우 플룸의 길이는 배기관 끝부분으로부터 약 40 m 정도이다. 플룸의 온도는 배기관에 비해 낮으며, 배기노즐을 거치고 나오기 때문에 복사휘도가 상대적으로 낮다. 적외선 유도미사일은 항공기 표적 방사원에서 방출되는 적외선을 추적하여 목표물에 명중하게 된다. 그러나 초기의 유도미사일은 하나의 센서만을 사용한 적외선 추적기(IR seeker)를 탑재하고 있었기 때문에 치명적 단점이 있었다. 하나의 센서만을 사용한 적외선 추적기(IR seeker)는 시계범위(field of view, FOV)안의 가장 큰 열원을 목표물로 간주하여 추적하는 방식이었기 때문에 시계범위 내에 항공기의 열원보다 더 큰 열원이 생기면 더 큰 열원을 목표물로 간주하여 추적하게 되므로 유도미사일이 항공기 표적에 명중할 수 없게 된다 [1 , 2] . 이러한 적외선 유도미사일의 단점에 기인하여 항공기들은 위협이 있다고 판단되면 플레어(flare)와 같은 항공기의 열원과 유사한 고열의 물체를 살포하여 적외선 추적 미사일을 기만함으로써 미사일 공격을 회피하고 있다( 그림 2 ). 플레어(flare)는 항공기와 매우 유사한 열원을 가지고 있어 적외선 추적 미사일을 교란시키기에 매우 효과적인 방법이기 때문에 현재의 항공기들이 가장 유용하게 사용하고 는 전술이다. 이러있한 항공기 표적의 적외선 방해 방식을 InfraRed Counter Measures(IRCM)라고 명칭한다. 이에 대응하기 위해 유도미사일은 IR seeker가 항공기와 플레어(flare)를 효과적으로 분리하여 항공기만을 추적할 수 있도록 하는 기술을 연구하게 되었으며, 이를 적외선 방해 방어책(InfraRed Counter Counter Measure, IRCCM)이라고 한다 [3] . 현재까지 연구된 유도미사일에 사용되는 IRCCM 방식은 항공기의 열원과 플레어의 방사특성을 적외선(IR)과 자외선(UV)의 다른 두 영역으로 구분하는 UV&IR 2-color 방식을 적용하고 있다. 이 방식은 UV를 보조채널로 사용하여 플레어에서 방사되는 UV의 값을 측정하고 UV값이 음의 대조비를 가지면 항공기로 간주하고, 양의 대조비를 가지면 플레어로 간주하여 배제시키는 방식이다 [4] . 그러나 이 방식은 구름이나 비와 같은 배경에서 태양광이 크게 반사되어 UV값이 커질 경우에 배경(구름, 비 등) 속을 비행하는 항공기를 플레어로 착각하게 되어 추적을 멈추기 때문에 항공기를 더 이상 추적할 수 없게 되는 단점이 있다.
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(a) 항공기의 주요 복사원 및 (b) 항공기 주요 복사원의 방사량 Fig. 1 (a) Main radiation sources of the aircraft and (b) radiation emissions from aircraft in terms of wavelength
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(a) 항공기로부터 플레어(flare) 방사[5] 및 (b) flare와 항공기 열원의 복사특성 Fig. 2 (a) Flare releases from airplane[5] and (b) radiative properties of flare and aircraft
기존의 UV&IR 2-color 방식을 포함한 현재까지의 유도무기기술은 아직 완벽한 IRCCM 능력을 구비하지 못하고 있다. 이에 본 논문에서는 2-color 적외선 탐색기술로 플레어와 항공기 표적에서 방사되는 열원을 UV와 IR 두 대역에서 구분하던 기존의 기술과는 달리 플레어와 태양광이 표적으로부터 방사되는 열원에 비해 매우 높은 열원을 가지고 있고 또한 그림 2(b) 와 같이 최대 파장대역도 표적(항공기)의 최대 파장대역에 비해 매우 짧다는 것에 기인하여 적외선(IR) 대역 내에서 2가지 영역으로 구분하는 방안을 제안한다. IR 대역 내에서 플레어와 표적의 구분 가능한 적절한 파장대역만 선정하여 이 원리를 적용한다면 플레어와 표적을 효과적으로 구분 할 뿐 아니라 태양광 반사체를 효과적으로 분별할 수 있게 되어 UV&IR 2-color 방식이 구름이나 비와 같은 배경화면에서 표적을 잃게 되는 문제점을 해결할 수 있어 IRCCM의 핵심적인 기술로 적합하다. 본 논문에서는 적외선 내에서 2-color 탐색원리를 적용하기 위해 플레어와 표적의 적외선 방사특성을 연구하여 적절히 구분할 수 있는 대역을 선정함으로써 플레어와 표적을 효과적으로 구분할 수 있는 원리를 제안한다. 이 논문은 특성상 실제 항공기와 플레어를 이용한 실험이 불가능하여 성능평가를 위해 플레어와 항공기의 IR대역에 해당하는 적외선을 제작된 IR 센서에 모의 방사하고 그 값을 측정하여 측정된 신호의 크기를 비교함으로써 제안된 이론이 플레어와 항공기의 신호를 효과적으로 구분할 수 있음을 증명한다.
2. 동작원리
- 2.1 온도와 파장과의 관계
군사용에서 가장 많이 사용되는 IR 영역은 근적외선, 중적외선, 원적외선의 세 가지 영역으로 구분하여 사용하고 있는데 적외선 유도미사일에서는 대기 중에 있는 가스(O 2 , H 2 O 등)에 의해 전달되지 못하는 파장대역을 제외하고 근적외선과 중적외선 영역중 우수한 전달특성을 보이는 부분만을 선택적으로 사용하고 있다. 그림 3(a) 는 적외선파장의 분광 투과율을 그래프로 나타낸 것이다. 이러한 적외선 파장대별 분광 투과율을 고려하여 탐색기에 사용되는 IR센서가 개발되었으며 플레어 역시 IR 센서 교란을 위해 유사한 파장 대역을 사용하고 있다. 그림 3(b) 는 파장에 따른 흑체(black body) 복사량 그래프를 보이고 있다. 정확한 복사량과는 차이가 있지만 일반 물체의 복사량을 추정해 볼 수 있는 충분한 이론이라 생각된다. 흑체는 그 자체가 매우 이상적 복사체이므로 적외선 무기 연구에 매우 중요하게 사용된다. 플랑크 복사 법칙에 따라 흑체의 복사량 L (λ, T ) 은 다음과 같이 표기된다.
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  • λ: 파장[μm],T: 온도[K], 복사상수 C1, C2
  • C1= 1.191×104[Wcm−2μm2sr−1]
  • C2= 1.428×104[μmK]
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(a) 적외선 대역의 분광 투과율[6] 및 (b) 흑체의 복사량 Fig. 3 (a) Spectral transmittance of infrared source in air[6] and (b) radiation spectrum of black body at each temperature
흑체에서 방출되는 세기가 가장 큰 빛의 파장은 절대온도에 반비례 한다는 Wien의 법칙에 따라 흑체의 최대복사파장 λ m
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이다. 온도 T 에서의 총 복사량 M은 전체 복사에너지가 절대온도의 4제곱에 비례한다는 Stefan- Boltzmann의 복사법칙에 의해
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이다. 이 때, σ 는 Stefan-Boltzmann 상수로
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이다. 위의 관계식들에서 온도(T)에 의해 총 복사량을 알 수 있고, T의 증가가 λ m 을 짧게 만든다는 것을 알 수 있다.
- 2.2 항공기 적외선 방사 특성
앞에서 언급한 바와 같이 항공기의 주요 방사원은 금속으로 제작된 높은 온도의 배기관, 열 기둥인 플룸(plume), 태양빛을 반사하는 표면, 공기와의 마찰에 의한 가열부분 등이 있다. 온도가 약 900℃까지 상승하는 배기관은 항공기의 가장 중요한 방사원 중의 하나이며 플룸(plume)은 그 복사량은 배기관의 1/25 수준으로 알려져 있지만 일반적인 항공기의 경우 플룸의 길이는 배기관으로부터 약 40m 정도 뻗어져 나오기 때문에 역시 중요한 복사원이다. 주변 환경에 의한 복사원 중 항공기가 태양광을 반사시켜 생기는 복사는 발생할 확률이 매우 낮아 무시한다면 항공기의 적외선 방사대역은 1 μ m∼10 μ m 사이에 있음을 알 수 있다. 그러나 전체 방사량이 온도(T)의 4제곱에 비례한다는 Stefan-Boltzmann의 복사법칙에 의해 온도가 낮은 물체는 실제 복사량이 매우 낮아 표적대역으로 선정하기는 부적절하며 후미에서만 검출이 가능한 배기관(engine)을 제외한다면 실제 유효한 방사영역은 2 μ m∼9 μ m 정도로 볼 수 있다. 여기서 대기에는 많은 가스가 포함되어 있으며 대기 중의 가스로 인해 흡수되거나 산란되어 감쇠되는 대역이 존재하는데 특히 적외선 영역에서 H 2 O, CO 2 에 의해 복사에너지가 흡수되는 범위가 넓다 [7] . 그림 3(a) 에서 살펴보았듯이 1.5 μ m∼1.7 μ m, 2.1 μ m∼2.7 μ m, 3.2 μ m∼4.8 μ m, 8 μ m∼14 μ m에서 투과율이 매우 높은 것을 볼 수 있다. 이들 영역 중에서 engine과 body를 제외하고 유효한 표적의 방사영역만 선택하면 2.1 μ m∼2.7 μ m, 3.2 μ m∼4.8 μ m로 좁혀진다. 여기서 우리는 표적을 바라보는 방향. 즉, 방위각에 따라 복사세기가 달라질 수 있음을 주목해야 한다. 그림 4 는 방위각과 파장에 따른 표적의 복사량을 나타낸 그래프이다. Aspect:0은 표적을 정면에서 바라 본 경우이다. 이 그래프에서 표적을 바라본 각에 따라 파장별 에너지의 분포와 최대 복사세기에도 큰 변화가 있음을 알 수 있다 [8] . 특히 Aspect:80이하에서는 엔진이나 플룸이 보이지 않거나 아주 조금 보이기 때문에 2 μ m대에서의 에너지 방사량이 매우 낮아 표적대역으로 선정하기에는 부적절함을 알 수 있다. 위에서 분석된 여러 가지 조건과 Aspect를 고려하여 표적 대역을 선정하였을 때 항공기(표적)대역이 3.7 μ m∼4.8 μ m가 가장 이상적임을 알 수 있다.
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방위각과 파장에 따른 표적의 복사량[9] Fig. 4 Radiation intensity of aircraft(target) in terms of the azimuth angle and wavelength[9]
- 2.3 플레어(flare)의 적외선 방사 특성
적외선 유도미사일을 회피하기위해 항공기 표적은 매우 짧은 시간안에 높은 열원(플레어)을 방출하고 있다. 플레어는 표적이 시계범위(field of view, FOV)를 벗어날 때까지 유효한 열원을 계속 유지해야 하므로 1초 이내에 유효한 세기에 도달하여 약 5초가량 연소되도록 설계한다 [10] . 이를 위해 플레어는 항공기와 유사한 스펙트럼 분포를 가질 수 있도록 설계되지만 그 면적이 항공기 보다 훨씬 작기 때문에 면적의 불리함을 극복하기 위하여 통상의 플레어는 2000∼2500K가량의 매우 높은 온도를 가지게 만들어 진다. 보통의 항공기가 573K의 온도를 가지는 것에 비하면 이는 아주 높은 온도로 Stefan- Boltzmann의 복사법칙에 의해 총복사량을 계산해보면 360배가 넘는 차이를 보인다. 또한 플레어를 흑체(black body)로 가정했을 때 Wien의 법칙에 의해 흑체 최대복사파장 λ m 이 1.16 μ m∼1.45 μ m에서 방출량이 최대가 되지만 그림 3(a) 적외선의 대기투과도에서 1 μ m∼1.6 μ m의 영역에서는 적외선의 대기투과가 확실히 보장되지 않기 때문에 플레어의 효과적인 탐지가 어렵다. 그렇기 때문에 플레어 탐지를 위한 가장 적절한 IR 영역은 복사 파장이 비교적 강하며 투과도가 우수한 1.7 μ m∼2.3 μ m영역을 플레어 영역으로 선정한다.
- 2.4 항공기와 플레어를 구별하는 2-color 분별 이론
2-color 분별기법의 기본이 되는 원리는 항공기와 플레어가 방사하는 온도 차를 이용하는 것이다. 선택된 두 개의 파장을 λ 1 , λ 2 이라 할 때 두 파장대에서의 방출량 비를 구해 온도 T를 추산하여 표적과 플레어를 구분하는 것이다. 그 식은
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  • W: 방사발산도, C2: Plank 상수(=14,388[μmK])
즉, 검출하고자 하는 두 파장 대역을 적절히 선택하여 각 대역에서 얻어진 에너지를 비교함으로써 표적과 플레어를 구별해낼 수 있는 것이다. 플레어는 작은 면적의 불리함을 극복하기 위해 표적에 비해 매우 높은 온도를 발산하기 때문에 표적과 플레어의 온도차를 정확히 측정할 필요는 없을 것이며 어느 정도 구분 가능한 지점만을 정의하는 것만으로도 충분한 것이다. 표적대역과 플레어대역은 앞에서 살펴본 바와 같이 적외선 방사특성이나 대기투과도 등의 요소를 고려할 때 가장 이상적인 대역이 각각 3.7 μ m∼4.8 μ m대역과 1.7 μ m∼2.3 μ m임을 알 수 있었다. 2-color 분별원리에서는 표적대역을 MC(Main Channel), 플레어대역을 AC(Auxiliary Channel)라 정의한다. 이 두 개의 파장에 대해 1.7∼2.3 μ m(AC), 3.7∼4.8 μ m(MC) 대역을 각각 감지하여 두 에너지의 크기를 AC와 MC의 비로 값을 추산하면 플레어와 표적을 구분할 수 있다. 그림 5 는 2500K 플레어와 573K 항공기(표적)의 복사특성에서 MC/AC비를 이용하여 플레어와 항공기를 구분 방법 할 수 있는 방법을 나타낸 그래프이다. 2500K 플레어에서 방사하는 적외선 파장이 넓은 영역대에 나타난다. 플레어의 흑체 최대복사파장 λ m 이 1.16 μ m∼1.45 μ m에서 방출량이 최대가 되고있다. 플레어에서 방사되는 열원분포로부터 방사량비 n을 추출하면 플레어의 넓은 파장대역에서는 AC(1.7 μ m∼2.3 μ m)에서 검출되는 방사량 값이 MC(3.7 μ m∼4.8 μ m)에서 검출되는 값보다 크므로 MC/AC가 n<1의 값을 보인다. 동일한 원리로써 573K 항공기에서 방사하는 적외선 파장은 ∼5 μ m 근처에서 방출량이 최대가 되고 있다. 항공기에서 방사되는 열원분포로부터 방사량비 n(=MC/AC)을 추출하면 MC에서 검출되는 방사량의 값이 AC에서 검출되는 값보다 크므로 MC/AC이 n>1이 됨을 쉽게 알 수 있다. 따라서 항공기와 플레어를 구별하기 위한 경계선의 기준을 n=1로 하여 n<1이면 플레어, n>1이면 항공기가 되어 쉽게 구분할 수 있게 된다.
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MC/AC비를 이용한 flare와 항공기 구분 Fig. 5 Distintion between flare and aircraft using the MC/AC ratio
3. 실험방법 및 측정셋업
그림 6 은 본 실험에서 사용한 2-color 적외선 분별 기법의 측정을 위한 전체 측정시스템이다. 측정시스템은 두 대의 IR source, AC(1.7∼2.3 μ m 영역)대역을 감지할 수 있는 InAs 기반 IR센서 및 MC(3.7∼4.8 μ m 영역)대역을 감지할 수 있는 HgCdTe 기반 IR센서, 증폭기, 계측기 등으로 구성된다. 모든 실험은 공기중 형광등 조명하에서 실시하였고, 실내 주변 온도는 300K로 유지하였다.
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실험 장치의 전체 시스템 Fig. 6 Overall system of experimental setup
IR source: 두 대의 동일한 IR 소스가 사용되었으며, 파워 세기를 조절하여 적외선 파장대를 설정하였다. 적외선 소스는 ON/OFF 제어가 가능하고 빛의 세기를 조절할 수 있는 노브가 장착되어 있어 필요에 따라 원하는 세기를 선택할 수 있었다. 측정 시 IR source와 센서들 간의 수평상태를 유지시켰고 흔들림에 의한 에러를 최소화시키기 위해 고정장치를 도입하였다. IR 소스의 파워 세기를 조정하여 온도를 2500K로 설정함으로써 플레어에 해당하는 적외선 파장이 방사되도록 하였고, 또 다른 IR 소스에서 570K로 조정함으로써 항공기에 해당하는 파장이 방사되도록 한다.
센서: 2-color 분별원리는 MC대역과 AC대역에서 복사량비를 각각 탐지하여 비교함으로써 플레어와 표적을 구분하기 때문에 2대의 IR센서가 필요하다. 두 IR센서는 선정된 파장대역에서만 반응해야하고 두 물체의 구분이 MC/AC의 비에 의해 결정되므로 두 센서간 초기 신호비율은 일정하게 유지되면서 입사되는 IR 복사량에 따른 시그널 변화는 선형성을 지녀야한다. 이는 반응에 대한 선형도가 동일해야 가능하기 때문에 두 센서를 모두 같은 형태를 사용하여야 한다. 즉, 광량의 증가에 따라 포화현상을 보이는 광도전형을 선택하든, 선형성을 유지하는 광기전력형을 선택하든 두 detector가 같은 종류여야 한다는 것이다. 광기전력형은 광량이 크면 발생되는 신호 역시 매우 커지게 되어 이를 보상할 수 있도록 Auto Gain Control(AGC) 회로의 설계가 어렵고 다른 설계적 측면에서의 불리한 면이 있기는 하나 감도가 매우 좋기 때문에 아주 약한 빛도 감지가 가능할 뿐 아니라 광량에 대해 선형성이 매우 우수하므로 두 detector를 일정하게 맞추기에는 가장 적절하여 광기전력형을 사용하는 것이 타당하다 [11] . 그림 7 에서와 같이 IR detector들의 반응 파장대역을 참조하여 AC대역 detector는 InAs기반 IR센서를, MC대역 detector로는 HgCdTe IR센서를 선택하였다. AC 대역의 센서는 1.7∼2.3 μ m 영역의 대역에서 감지가 가능하게 하고 MC대역의 센서는 3.7∼4.8 μ m 대역에서 감지가 가능하도록 구성하였다.
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IR detector 소자별 반응 파장 대역[11] Fig. 7 IR detectors depending on specific reaction wavelength band[11]
그림 8 는 사용된 InAs(P3257-30), HgCdTe(P10090-01) IR센서를 보이고 있으며 센서의 창(window)은 0.15∼5.5 μ m의 파장대역만 투과될 수 있도록 sapphire window를 사용하였으며 window 접합부는 기밀 유지를 위해 sealant 처리하였다.
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측정에 사용된 적외선 센서의 파장대별 detectivity. (a) InAs IR센서, (b) HgCdTe IR센서, (c) InAs 센서의 detectivity, (d) HgCdTe 센서의 detectivity. Fig. 8 Detectivities of sensors used at measurements (a) InAs IR sensor, (b) HgCdTe IR sensor, (c) detectivity of InAs sensor, (d) detectivity of HgCdTe sensor.
측정방법: 각각의 센서에 감지된 에너지는 신호증폭기를 거쳐 계측기에 의해 측정하였다. 먼저 플레어 파장대의 적외선을 입사하고 두 센서의 전압값을 측정하고 측정된 값에서 두 신호의 비를 계산하여 n(=MC/AC)값을 산출한다. 동일한 방법으로 항공기 파장대의 적외선 입사 후 두 센서의 전압값의 비를 산출하여 n을 구한다. 항공기와 플레어를 구별하기 위한 경계선의 기준을 n=1로 하여 n<1이면 플레어, n>1이면 항공기로 구분 할 수 있게 된다( 그림 5 ). 각각의 소자에서 검출된 신호의 증폭을 위해 그림 9 과 같은 증폭기를 각각 사용하였다.
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(a) 센서 출력 신호 증폭에 사용된 증폭기 (b) 사용된 증폭기 회로도 Fig. 9 (a) Amplifier used for sensor output signal amplification and (b) utilized amplifier circuit
4. 실험 결과
- 4.1 플레어 (flare) 파장 대역을 지닌 IR source 입사
IR source의 세기를 조정하여 온도를 2500K로 조정함으로써 플레어에 해당하는 적외선이 방사되도록 하였다. InAs 센서와 HgCdTe 센서에 의해 각각의 감지 가능한 파장대역에서 해당하는 값이 얻어지고 증폭기에 의해 증폭되어 계측기로 측정하였다. 측정된 값에 의해 두 신호의 비를 계산하여
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값을 산출하였다. 모든 실험은 공기 중 형광등 조명하에서 실시하였다. 실내 주변 온도는 300K로 유지하였다. 그림 10(a) 은 AC대역(1.7∼2.3 μ m 영역)을 측정하는 InAs 센서에 의해 측정된 값을 보인다. 외부환경(형광등, 열변화 등)에 의한 배경잡음이 일부 있었으나 대부분의 구간에서 3.4V의 일정한 값을 보이고 있다. 그림 10(b) 은 동일한 방법으로 MC대역(3.7∼4.8 μ m 영역)에서 HgCdTe 센서에 조사 시 얻어진 결과이다. 열원의 방사시 대부분의 구간에서 3.02V의 값이 측정되었다. 그림 10(c) 의 비교 그림에서와같이 AC대역 센서인 InAs에서 얻어진 전압은 3.4V DC이고 MC 대역 센서인 HgCdTe에서 얻어진 전압은 3.02V DC이므로 두 전압 값의 비는 n<1이 된다. 외부환경(형광등 등)에 의한 배경잡음으로 인해 겹치는 일부 구간을 제외하면 측정된 플레어의 파장이 2-color 분별원리의 이론과 같이 n<1로 잘 일치하고 있어 플레어로 구분됨을 알 수 있다. 배경잡음의 문제는 센서를 낮은온도로 유지시킨다면 더욱 높은 detectivity를 얻음으로써 해결 가능하다.
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(a) AC센서에서 flare 파장 대역의 측정값. (b) MC센서 에서 flare 파장 대역의 측정값. (c) AC대역과 MC대역 의 측정값 비교(flare 파장) Fig. 10 (a) Measured values at AC sensor under flare wavelength radiation. (b) Measured values at MC sensor under flare wavelength radiation. (c) Measured value comparison between AC band and MC band
- 4.2 항공기 파장 대역을 지닌 IR source 입사
IR source 세기를 조정하여 온도를 570K로 조정함으로써 항공기에 해당하는 대역의 파장이 방사되도록 한다. 항공기의 파장 분포에 해당하는 빛이 AC센서와 MC센서에 방사된다. AC와 MC센서에 의해 각각의 파장대역에서 값이 얻어지고 증폭되어 계측기로 출력된다. 그림 11(a) 는 AC대역 센서에서 얻어진 측정값을 보이고 있다. 대부분의 구간에서 일정한 값(0.5V)이 측정되었다. 그림 11(b) 은 MC대역(3.7∼4.8 μ m 영역)에서 HgCdTe 센서에 조사 시 얻어진 결과이다. 배경잡음이 일부 있으나 대부분의 구간에서 일정한 값(1.77V)이 측정되었다. 그림 11(c) 의 값에서 보면 AC 대역에서 얻어진 전압은 0.5V DC이고 MC 대역에서 얻어진 전압은 1.77V DC이므로 두 전압 값의 비는 n>1이 된다. 위 실험에서 AC와 MC대역에서 측정된 값을 이용하여
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의 값(n값)을 구했을 때 측정된 항공기의 파장이 2-color 분별원리의 이론과 같이 n>1로 잘 일치하고 있어 항공기로 구분됨을 알 수 있다.
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(a) AC센서에서 항공기 파장 대역의 측정값 (b) MC센 서에서 항공기 파장 대역의 측정값 (c) AC대역과 MC대 역의 측정값 비교(항공기 파장) Fig. 11 (a) Measured values at AC sensor under aircraft wavelength radiation (b) Measured values at MC sensor under aircraft wavelength radiation (c) Measured value comparison between AC band and MC band
- 4.3 거리에 따른 측정 결과 및 분석
IR source로부터 플레어 온도인 2500K와 항공기 온도인 570K의 빛이 방사되도록 한다. AC센서와 MC센서를 IR source로부터 위 시험의 2배에 해당하는 거리에 위치시켰다. 동일 세기에 비해 원거리에서 플레어와 항공기에 해당하는 AC 및 MC대역의 파장이 방사되도록 한다. AC와 MC센서에 의해 각각 2배 이격된 거리에 해당하는 값이 얻어지고 증폭되어 계측기에 출력된다. 플레어 열원소스에 의한 AC대역에서 얻어진 전압은 1.94V DC이고 MC대역에서 얻어진 전압은 1.58V DC이므로 두 전압의 비를 구해보면 n<1이 된다. 계측기에 얻어진 전압값은 감소하였으나 n의 비는 동일하였다. 항공기 열원소스에서는 AC대역에서 얻어진 전압은 0.33V DC이고 MC대역에서 얻어진 전압은 0.63V DC이므로 두 전압의 비를 구해보면 n>1이 된다. 위 실험에서 AC와 MC대역에서 측정된 값을 이용하여
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의 값(n값)을 구했을 때 거리가 변화되면 전달되는 에너지가 줄어 측정되는 전압값 역시 줄어들지만 그 값의 변화 비율이 일정하여 거리가 변화되어도 플레어대역에서는 n<1이 되고 항공기 대역에서는 n>1이 됨으로써 2-color 분별원리 이론과 잘 일치되고 있음을 알 수 있다.
- 4.4 태양광 파장 대역을 지닌 광 source 입사
IR source의 세기를 조정하여 온도를 5900K로 셋팅함으로써 태양광에 해당하는 AC 및 MC대역의 파장이 방사되도록 한다. 배경잡음이 일부 있으나 대부분의 구간에서 일정한 값이 측정되었으며, AC대역에서 얻어진 전압은 0.46V DC이고 MC대역에서 얻어진 전압은 0.25V DC이므로 두 전압 값의 비는 n<1이 된다( 그림 12 ). 배경잡음으로 인해 겹치는 일부 구간을 제외하면 측정된 태양광의 파장이 n<1로 잘 일치하고 있어 태양광으로 구분되어 항공기로 식별되지 않고 플레어와 같은 원리로 구분되고 있음을 알 수 있다. 이 실험을 통해 태양광도 플레어와 같은 분별 원리가 적용되고 있음이 확인되어 UV&IR 2-color 방식이 태양광과 항공기를 구분하지 못하던 문제를 해결 할 수 있음을 알 수 있다. 배경잡음의 문제는 센서를 낮은 온도로 유지시키고 더욱 높은 detectivity를 얻음으로써 해결 가능하다.
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AC대역과 MC대역의 측정값 비교(태양광 파장) Fig. 12 Measured value comparison between AC band and MC band under sunlight wavelength
- 4.5. 외부환경 간섭에 의한 영향 및 분석
외부환경 요소의 간섭을 없애기 위해 형광등을 끄고 무조명 상태에서 실험을 실시하였다. IR source 세기를 조정하여 온도를 570K로 조정하고 AC 및 MC대역의 파장이 방사되도록 한다. 측정된 무조명 상태에서 항공기 파장대역(570K)의 AC 및 MC 측정 값은 각각 그림 13 (a) , (b) 와 같이 측정되었다. 형광등을 끈 무조명 상태에서의 항공기의 에너지 측정값은 배경잡음이 거의 사라지고 일정한 값이 AC센서와 MC센서에 의해 각각 출력되어 0.57V DC와 1.86V DC가 측정되었다. 두 전압 값의 비는 n>1이 되어 n값의 오류가 확인되지 않았다. 이는 배경잡음이 없을 경우 항공기의 파장이 잡음에 의해 중복되던 구간이 없어지게 되어 2-color 분별원리의 이론과 같이 n>1로 전 구간이 일치하게 되어 항공기 식별이 더욱 정확해 짐을 알 수 있다.
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(a) AC센서에서 항공기 파장 대역의 측정값(무조명) (b) MC센서에서 항공기 파장 대역의 측정값(무조명) Fig. 13 (a) Measured values of aircraft wavelength in the AC sensor(Non-lighting) (b) Measured values of aircraft wavelength in the MC sensor(Non-lighting)
5. 결 론
본 논문에서는 적외선 2-color 대역에서 표적과 플레어를 효과적으로 구분하기 위한 방법을 제시하였다. 이를 위해 표적과 플레어의 방사특성과 대기환경을 고려한 두 대역을 MC와 AC로 구분하여 선정하였으며 두 물체에서 측정된 MC와 AC 값의 비를 구하여 n 값을 도출하고 비교함으로써 플레어와 표적을 효과적으로 구분할 수 있는 원리를 제안하였다. 또한 구현된 실험시스템을 통해 적외선 2-color 분별 원리가 매우 효율적임을 증명하였다. 기존의 UV&IR 2-color 방식에 비해 태양광이 반사되는 배경에서 플레어와 표적의 구별 문제를 해결할 수 있는 원리로도 적용이 가능함을 증명하였다. 기존의 UV&IR 2-color 방식은 UV값을 AC로 활용하는 기술을 적용하여 UV값이 양의 대조비를 가지는 모든 물체를 플레어로 간주하여 모두 배제하게 된다. 따라서 구름과 같은 태양광을 반사하는 물체에 대한 구분이 매우 어렵다. 이러한 문제는 구름에서 반사되는 UV값으로 인해 그 속을 비행하는 항공기를 플레어로 간주하게 되고 결국 표적을 잃어버리게 된다. 반면 본 연구의 적외선 2-color 방식은 실험을 통해 태양광에 해당하는 적외선대역에서도 플레어 배제 원리가 그대로 적용되고 있어 태양광 반사체와 항공기를 효과적으로 구분해 낼 수 있는 원리로 적합함을 확인하였다. 그러나 적외선 유도미사일에 IRCCM 기능을 완벽히 구현하기 위해서는 본 논문에서 제시된 두 대역을 감지해 내는 것만으로는 불가능한 일이다. 적외선 2-color 방법은 기본 원리가 두 대역의 신호를 비교하여 동작하는 것이므로 표적 추적 시 단색 탐색기에서는 고려하지 않아도 되는 더욱 정밀한 신호처리 시스템의 구현이 필요하다. 특히 본 실험에서 본 바와 같이 실온에서의 적외선 센서는 신호에 매우 많은 잡음이 혼합되어 입력되기 때문에 상온에서 동작하는 적외선 센서를 장착한 유도미사일은 항공기를 정확히 추적하지 못할 가능성이 매우 크다. 이러한 적외선 센서에서 오는 잡음의 특성을 향상시켜 항공기를 더욱 안정되게 추적하기 위해서는 극저온에서 동작하는 적외선 센서를 사용할 수 있는 방법에 대한 연구가 앞으로 더욱 많이 진행되어야 할 것이다. 또한 적외선 2-color 분별원리를 위해선 두 개의 적외선 센서가 필요하다. 두 IR센서는 선정된 파장대역에서만 반응해야하고, 두 물체의 구분이 MC/AC 비에 의해 결정되므로 두 센서간의 초기 신호비율은 일정하게 유지되면서 입사되는 IR 복사량에 따른 시그널변화는 선형성을 지녀야한다. 파장대역이 다른 광자량의 입사이지만 또한 두 센서간의 물질은 다르지만 입사되는 광자량에따른 센서들의 반응선형도는 동일해야한다. 이 부분에 대한 집약적 연구가 또한 필요하다. 현대 과학은 매우 빠르게 발전하고 있다. 그만큼 표적의 IRCM 능력도 매우 빠른 속도로 발전하고 있다. 적외선 2-color 분별원리는 빠르게 발전하고 있는 IRCM에 대응하기 위한 하나의 IRCCM 방법으로 매우 적합한 원리이다
BIO
이 동 시(Dong-Si Lee)
1987년 12월 12일생, 1996년~2010년 육군 부사관, 2015년 아주대학교 IT융합대학원 졸업(석사), 2010년~현재 육군 준사관
관심분야 : 광센서, 자이로, AO
E-mail : lds834@naver.com
이 기 근(Kee-Keun Lee)
1968년 7월 25일생, 1993년 University of Florida 전자공 졸업, 2000년 Arizona State University 전자공 졸업(박사), 2004년~현재 아주대학교 전자공학과 교수
관심분야 : MEMS, 센서, SAW, AO
E-mail : keekeun@ajou.ac.kr
References
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