KR101024405B1

KR101024405B1 - 로켓용 분리 가능한 듀얼 안테나

Info

Publication number: KR101024405B1
Application number: KR1020090132617A
Authority: KR
Inventors: 이경원; 이무근
Original assignee: 한국항공우주연구원
Priority date: 2009-12-29
Filing date: 2009-12-29
Publication date: 2011-03-23

Abstract

본 발명은 데이터를 송수신하기 위해 로켓에 탑재되는 안테나에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 로켓에서 분리되는 노즈페어링의 내측과 외측에 안테나를 각각 구비하여 노즈페어링의 분리 전과 분리 후에도 수신감도를 최적으로 유지할 수 있게 되는 로켓용 분리 가능한 듀얼 안테나에 관한 것이다.

본 발명의 로켓용 분리 가능한 듀얼 안테나는 로켓의 내부를 형성하는 탑재부(10); 로켓으로부터 분리 가능하며, 상기 탑재부(10)를 감싸도록 형성되는 노즈페어링(20); 상기 탑재부(10)에 구비되는 송수신 시스템(30); 상기 노즈페어링(20)의 내측에 설치되며 상기 송수신 시스템(30)의 송수신감도 증폭을 위해 송수신 시스템(30)에 연결되는 내부안테나(40); 상기 노즈페어링(20)의 외면에 설치되며 상기 송수신 시스템(30)의 송수신감도 증폭을 위해 상기 내부안테나(40)에 연결되는 외부안테나(50); 를 포함하되, 상기 외부안테나(50)는 상기 노즈페어링(20)이 로켓으로부터 분리 시, 상기 내부안테나(40)에서 분리되는 것을 특징으로 한다.

상기와 같은 구성에 의한 본 발명의 로켓용 분리 가능한 듀얼 안테나는 노즈페어링의 내부와 외부에 각각의 안테나를 구비하고, 각각의 안테나는 분리 가능하도록 구성하여 로켓의 탑재물 고밀도화를 만족하면서 최적의 전파 민감도를 유지하게 되어 로켓의 발사 성공률을 높이는 효과가 있다.

로켓, 송수신, 안테나, 분리, 듀얼

Description

로켓용 분리 가능한 듀얼 안테나{Dual Antenna which can Separating for Rocket}

도 1에 도시된 바와 같이 대부분의 다단 로켓이나 인공위성 발사체의 경우 1단은 지상의 점화장치에 의해 점화되어 비행을 시작하고 1단 연소가 종료되면 1단을 분리시키고, 2단 점화, 2단 연소가 종료되면 노즈페어링 및 2단 분리 후, 3단 추진기관을 점화하여 페이로드(Payload)를 원하는 궤도에 올리게 된다.

도 2를 참조하면, 페이로드는 탑재부(10)과, 상기 탑재부(10)을 둘러싸고 있는 노즈페어링(20)으로 구성된다. 이때, 상기 노즈페어링(20)이 지상에서 궤도에 진입할 때까지 탑재부(10)을 보호하고 로켓의 저항을 줄이는 로켓의 표면 역할을 하게 되며, 탑재부(10)이 궤도에 도달 했을 때 그 임무를 다하고, 분리되어 낙하하게 된다.

로켓(Rocket)에는 발사대로부터 이륙한 순간부터 비행에 관련된 각종 데이터를 지상관제국과 교신하기 위한 시스템 즉, RF(Radio Frequency) 시스템이 탑재된다. RF시스템의 구성은 비행 중 로켓에서 수집된 원격계측자료를 지상으로 송신하기 위한 S-Band 송신기(Transmitter)를 이용한 원격계측시스템(Telemetry System), 지상관제국이 로켓의 비행궤적을 실시간으로 추적하기 위한 X-Band 송신기를 이용한 추적시스템(Tracking System), 추적시스템과는 별도로 운용되며 로켓의 비행궤도를 계산하도록 레인징(Range) 신호를 수신하는 UHF-Band 수신기(Receiver)를 이용한 레인징 시스템(Range System)으로 구성된다. 전술한 시스템에는 상기 시스템의 송신 및 수신기로의 데이터 전송을 용이하게 하기 위한 안테나가 로켓의 외부 표면에 장착 된다.

안테나 탑재 시에는 다음과 같은 사항을 고려해야 한다.

첫째, 안테나는 지상관제국과의 교신을 용이하게 하기 위해 전파 민감도가 좋은 로켓의 외부 표면 적정 위치에 탑재 장착되어야 한다.

둘째, RF 시스템은 로켓의 탑재물 부피를 줄이기 위해 다른 탑재물과 최대한 근접시켜 탑재함으로써 로켓의 고밀도 탑재물 배치에 방해가 되지 않아야 한다.

셋째, 안테나와 RF 시스템을 연결하는 결선 케이블은 전파 민감도 손실이 유 발되지 않도록 최대한 짧게 구성되어야 한다.

상기와 같은 모든 조건을 만족시키기 위해서 안테나는 RF 시스템이 구비되는 탑재물과 가장 가까운 노즈페어링의 외부 표면에 탑재되는 것이 가장 좋은 방법일 수 있으나, 로켓의 노즈페어링 표면에 안테나가 장착되면 노즈페어링 분리 시에 안테나도 같이 분리되는 문제점이 발생한다.

이를 해결하기 위해 안테나를 노즈페어링의 하단 외피 표면에 탑재하는 방법도 고려할 수 있으나, 안테나를 노즈페어링의 하단 외피 표면에 탑재하게 되면, RF 시스템도 안테나 근처에 탑재시키게 되고, 다른 탑재물과 분산 탑재되면 로켓의 고밀도 탑재물 배치에 어려움이 따르는 문제점이 있다.

안테나만을 노즈페어링 하단 외피 표면에 탑재하고 RF시스템과 결선 케이블로 연결하는 방법도 고려할 수 있으나, 이는 안테나와 RF 시스템의 거리로 인해 결선 케이블이 길어지게 되어 전파 민감도의 손실로 인해 로켓과 지상국의 교신 실패 위험성이 높아지게 된다.

또한, 안테나를 로켓의 노즈페어링 내부에 장착하는 방법도 있으나, 노즈페어링의 경량화 및 내열성 증대를 위해 복합재료로 개발되는 것이 일반적이어서 복합재료의 사용으로 인한 전파 투과 감소를 유발하여 전파 민감도를 감소시켜 지상관제국과의 교신 실패 위험성을 높일 수 있는 문제점이 있다.

위와 같이 로켓 비행시험에서 교신이 실패한다는 것은 로켓 추적에 실패하는 것이 되고, 로켓 추적의 실패는 로켓의 발사 실패를 의미하므로 로켓과 지상관제국의 교신 중요성을 감안할 때, 지상관제국과의 교신을 용이하게 하는 동시에 로켓에 탑재되는 탑재물의 고밀도화를 만족시킬 수 있는 안테나의 개발이 시급한 실정이다.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서 본 발명의 목적은, 로켓의 탑재물 고밀도화를 위해 노즈페어링의 내측에 안테나를 구비하고, 노즈페어링 외측에도 노즈페어링 분리 시 노즈페어링과 같이 분리되어 이탈될 수 있는 외부안테나를 구비하여 노즈페어링으로 인한 전파 민감도 저하를 극복하게 되는 로켓용 분리 가능한 듀얼 안테나를 제공함에 있다.

또한, 상기 내부안테나(40)는 분리수단(60)을 통해 상기 외부안테나(50)와 연결되는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 분리수단(60)은 탄성부재(61)를 구비하여 상기 탄성부재(61)의 탄성에 의해 상기 내부안테나(40)로부터 분리되는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 분리수단(60)은 상기 탄성부재(61)의 일측에 고정부(62)를 구비하여 상기 고정부(62)의 회동에 의해 상기 탄성부재(61)의 탄성이 제어되는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 분리수단(60)은 일측이 상기 노즈페어링(20)에 연결되고, 타측이 상기 고정부(62)에 연결되는 인장케이블(63)을 포함하며, 상기 인장케이블(63)의 인장력에 의해 상기 고정부(62)가 회동되는 것을 특징으로 한다.

이하, 상기와 같은 본 발명의 일실시예에 대하여 도면을 참조하여 상세히 설명한다.

도 2는 본 발명의 안테나가 적용되는 로켓의 페이로드 절개도이며, 도 3은 본 발명의 안테나 종단면도이고, 도 4는 본 발명의 안테나 횡단면도이다. 도 5는 본 발명의 안테나 작동상태 단면도(분리 전)이고, 도 6은 본 발명의 안테나 작동상태 단면도(분리 후)이다.

도 2를 참조하면, 본 발명의 안테나는 로켓의 상단 즉 3단부에 설치되게 되며, 3단부에는 탑재부(10)와 상기 탑재부(10)를 둘러싸고 있는 노즈페어링(20)이 포함될 수 있다. 여기서 탑재부(10)는 상단에 위성(11), 상기 위성의 하단에 결합되는 킥모터(12), 상기 킥모터(12)의 하단에 결합되는 3단 추진기관(13), 및 상기 3단 추진기관(13)상에 설치되는 3단 전자탑재대(14)로 이루어질 수 있다.

도 3을 참조하면, 본 발명의 안테나는 송수신 시스템(30), 내부안테나(40), 및 외부안테나(50)를 포함하여 이루어질 수 있다.

송수신 시스템(30)은 상기 3단 전자탑재대(14) 상에 설치될 수 있다. 상기 송수신 시스템(30)은 통상적으로 로켓에 사용되는 송수신 시스템(30)이 사용될 수 있는 바 이에 대한 상세한 설명은 생략하기로 한다.

도 3 내지 도 6을 참조하면, 상기 내부안테나(40)는 상기 노즈페어링(20)의 내측에 설치될 수 있다. 더욱 상세하게는 상기 내부안테나(40)는 상기 3단 전자탑재대(14)의 외면에 설치될 수 있다. 상기 내부안테나(40)는 상기 송수신 시스템(30)에 연결되어 상기 송수신 시스템(30)의 전파 민감도를 증폭시키는 역할을 수행한다. 상기 내부안테나(40)의 구성은 통상의 로켓용 안테나의 구성이 사용될 수 있다.

상기 외부안테나(50)는 상기 노즈페어링(20)의 외면에 설치될 수 있다. 상기 외부안테나(50)는 상기 노즈페어링(20)을 관통하는 연결부(51) 및 결선케이블(52)을 통해 상기 내부안테나(40)와 연결될 수 있다. 상기 외부안테나(50)는 상기 노즈페어링(20)으로 인해 상기 내부안테나(40)의 전파 민감도가 감소되는 것을 방지하기 위해 형성될 수 있다. 상기 외부안테나(50)는 상기 결선케이블(52)의 길이가 최대한 짧게 형성될 수 있도록 상기 내부안테나(40)와 가까운 위치의 노즈페어링(20)상의 외면에 설치될 수 있다.

이때 상기 내부안테나(40)에는 분리수단(60)이 구비될 수 있다. 상기 분리수단(60)은 상기 결선케이블(52)과 내부안테나(40)를 연결하며, 상기 노즈페어링(20) 분리 시에는 노즈페어링(20)에 설치되어 있는 외부안테나(50) 및 결선케이블(52)이 내부안테나(40)로부터 분리 이탈 될 수 있도록 하는 역할을 수행한다.

상기 외부안테나(50)의 결선케이블(52)을 내부안테나(40)에 직접 연결할 수도 있으나, 외부안테나(50) 분리 시 결선케이블(52)의 이탈과정에서 내부안테 나(40)가 손상될 수 있기 때문에 분리수단(60)을 마련하여 내부안테나(40)의 손상없이 안전하게 외부안테나(50)를 이탈시키기 위해 분리수단(60)이 구비되는 것이다.

분리수단(60)은 본체(60a), 탄성부재(61), 고정부(62) 및 인장케이블(63)을 포함하여 이루어질 수 있다. 상기 본체(60a)는 상기 내부안테나(40)의 측단에 결합되며 상기 결선케이블(52)과 내부안테나(40)를 연결한다. 상기 탄성부재(61)는 상기 본체(60a)에 내설되며 탄성에 의해 상기 본체(60a)를 내부안테나(40)로부터 분리시키는 역할을 수행한다. 상기 탄성부재(61)는 상기 고정부(62)에 의해 고정되어 있으며, 고정부(62)가 회동할 경우 탄성력이 발생되도록 설치할 수 있다. 상기 고정부(62)는 전단 핀(Shear Pin) 등이 사용될 수 있다. 상기 고정부(62)는 인장케이블(63)에 연결될 수 있다. 상기 인장케이블(63)은 일측이 상기 노즈페어링(20)에 연결되고, 타측이 상기 고정부(62)에 연결될 수 있다. 상기 인장케이블(63)은 노즈페어링(20)이 로켓으로부터 분리될 때, 상기 고정부(62)로 인장력을 발생시켜 상기 고정부(62)를 회동시키는 역할을 수행한다. 이는 상기 노즈페어링(20)이 분리됨과 동시에 분리수단(60)을 작동시켜 상기 외부안테나(50)를 내부안테나(40)로부터 안전하게 분리시키게 하기 위함이다.

이하에서는 상기와 같이 구성된 본 발명의 작용에 대하여 도면을 참조하여 설명한다.

도 5에 도시된 바와 같이, 노즈페어링(20)이 로켓으로부터 분리되기 전까지 는 외부안테나(50)를 통해 송수신 시스템(30)의 전파 민감도를 높일 수 있게 되된다.

또한, 도 6에 도시된 바와 같이, 노즈페어링(20)이 로켓으로부터 분리 될 때에는 노즈페어링(20)에 연결된 인장케이블(63)이 노즈페어링 분리 시 인장력을 발생시킨다. 인장케이블(63)의 인장력은 고정부(62)를 회동시키게 되고, 고정부(62)의 회동에 의해 탄성부재(61)의 탄성력을 발생시키게 된다. 탄성부재(61)의 탄성에 의해 분리수단(60)의 본체(60a)가 내부안테나(40)로부터 이탈되고, 외부안테나(50)를 내부안테나(40)로부터 분리시키게 되어 내부안테나(40)를 통해 송수신 시스템(30)의 전파 민감도를 높일 수 있게 된다.

본 발명의 상기한 실시예에 한정하여 기술적 사상을 해석해서는 안된다. 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 당업자의 수준에서 다양한 변형 실시가 가능하다. 따라서 이러한 개량 및 변경은 당업자에게 자명한 것인 한 본 발명의 보호범위에 속하게 된다.

도 1은 3단형 로켓의 임수수행 과정 개략도

도 2는 본 발명의 안테나가 적용되는 로켓의 페이로드 절개도

도 3은 본 발명의 안테나 종단면도

도 4는 본 발명의 안테나 횡단면도

도 5는 본 발명의 안테나 작동상태 단면도(분리 전)

도 6은 본 발명의 안테나 작동상태 단면도(분리 후)

<도면의 주요부분에 대한 부호의 설명>

10 : 탑재부 11 : 위성

12 : 킥모터 13 : 3단 추진기관

14 : 3단 전자탑재대

20 : 노즈페어링

30 : 송수신 시스템

40 : 내부안테나

50 : 외부안테나 51 : 연결부

52 : 결선케이블

60 : 분리수단 60a : 본체

61 : 탄성부재

62 : 고정부 63 : 인장케이블

Claims

로켓의 내부를 형성하는 탑재부(10);

로켓으로부터 분리 가능하며, 상기 탑재부(10)를 감싸도록 형성되는 노즈페어링(20);

상기 탑재부(10)에 구비되는 송수신 시스템(30);

상기 노즈페어링(20)의 내측에 설치되며 상기 송수신 시스템(30)의 송수신감도 증폭을 위해 송수신 시스템(30)에 연결되는 내부안테나(40);

상기 노즈페어링(20)의 외면에 설치되며 상기 송수신 시스템(30)의 송수신감도 증폭을 위해 상기 내부안테나(40)에 연결되는 외부안테나(50);

를 포함하되,

상기 외부안테나(50)는 상기 노즈페어링(20)이 로켓으로부터 분리 시, 상기 내부안테나(40)에서 분리되는 것을 특징으로 하는 로켓용 분리 가능한 듀얼 안테나.
제 1항에 있어서,

상기 내부안테나(40)는 분리수단(60)을 통해 상기 외부안테나(50)와 연결되는 것을 특징으로 하는 로켓용 분리 가능한 듀얼 안테나.
제 2항에 있어서,

상기 분리수단(60)은 탄성부재(61)를 구비하여 상기 탄성부재(61)의 탄성에 의해 상기 내부안테나(40)로부터 분리되는 것을 특징으로 하는 로켓용 분리 가능한 듀얼 안테나.
제 3항에 있어서,

상기 분리수단(60)은 상기 탄성부재(61)의 일측에 고정부(62)를 구비하여 상기 고정부(62)의 회동에 의해 상기 탄성부재(61)의 탄성이 제어되는 것을 특징으로 하는 로켓용 분리 가능한 듀얼 안테나.
제 4항에 있어서,

상기 분리수단(60)은 일측이 상기 노즈페어링(20)에 연결되고, 타측이 상기 고정부(62)에 연결되는 인장케이블(63)을 포함하며, 상기 인장케이블(63)의 인장력에 의해 상기 고정부(62)가 회동되는 것을 특징으로 하는 로켓용 분리 가능한 듀얼 안테나.