KR101239637B1 - 비행체의 롤 진동 측정 장치 및 방법 - Google Patents

비행체의 롤 진동 측정 장치 및 방법 Download PDF

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국방과학연구소
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Abstract

비행체의 롤 진동 측정 장치 및 방법이 개시된다. 본 발명의 실시 예들은 간단하고 용이하게 비행체의 롤 진동을 측정할 수 있다. 특히, 본 발명의 실시 예들은 한 축을 고정한 후 토션 방향으로 모멘트를 부가할 수 있는 장비를 사용하지 아니하고, 비행체를 부유시킨 상태에서 가진기 또는 구동기를 이용하여 비행체에 일정 주파수를 인가함으로써 용이하게 롤 진동 모드를 측정할 수 있다. 본 발명의 실시 예들은 외부 가진을 통한 롤 진동 특성을 파악하기 위하여 구동기의 전원을 인가하지 않은 경우와 전원을 인가한 경우로 나누어 인식함으로써 더욱 정밀하게 비행체의 롤 진동 주파수를 측정할 수 있다.

Description

비행체의 롤 진동 측정 장치 및 방법{APPARATUS AND METHOD FOR MEASURING ROLL VIBRATION OF MISSILE}
본 발명은 비행체의 롤 진동을 측정하는 장치 및 이의 롤 진동 측정 방법에 관한 것이다.
포탄 또는 미사일과 같은 비행체에 대한 분야에서, 적절한 방향으로 비행하는 동안 방향을 변화시키기 위한 다양한 방법이 사용되어왔다. 현재, 상술한 분야에서 사용되는 방법은 예견되는 제어형태에 따라 하기와 같이 분류된다.
첫째로, 이른바 데카르트 방식 제어이다. 비행체는 비행체 자체 섹션의 직경방향에 대해 반대 측면에 배치된 네 개의 조종날개(fin) 표면을 가진다. 서로 대향된 제1 두 표면과 제2 두 표면을 움직임으로써, 미사일과 같은 비행체는 일체로 편주운동(yawing movement) 및 피칭 운동(pitching movement)을 제어한다. 한편, 롤링 운동(rolling movement)도 같은 방법으로 제어되므로, 조종날개 표면의 제1 및 제2 쌍이 서로 대향되어 움직이는 경우에는 상황이 달라진다.
두 쌍의 조종날개 표면을 가진 상기 배치에서, 제어 표면 자체의 운동을 수행하기 위해서는 다양한 운동이 필요하다. 대향하는 쌍의 조종날개 표면이 서로 연결되는 경우 더욱 정밀하게 두 모터들이 이용되어야 한다. 이에 따라 롤 축의 제어를 가진 개별 조종날개 표면을 제어하기 위해서는 서너 개의 모터들이 이용되어야 한다. 결과적으로, 모터의 위상배치가 실질적으로 이용되기는 상당히 복잡하다.
둘째로, 이른바 극성 방식(polar type) 제어이다. 두 제어표면만이 조종날개 형태와 조종날개 표면에서 이용가능하다. 이들이 배치된 평면에 따라 비행체의 편주 및 피칭 축이 제어된다. 이때, 둘 이상의 모터가 필요하다. 즉, 조종날개 표면의 경사를 제어하는 제1 모터와 롤 축을 따라 조종날개 표면 자체의 평면을 향하는 제2 모터가 필요하다.
셋째로, 이른바 혼합 방식 제어이다. 이 경우, 비행체의 동체를 따라 연속하여 배치된 두 다른 형태의 세트로 네 개의 조종날개 표면이 배치된다. 따라서, 비행체의 롤 축을 움직이는 제1 다른 연속표면이 존재한다. 이에 따라 남은 두 다른 연속표면은 편주 및 피칭운동에 관련된다. 이 경우에도 둘 이상의 모터가 한 쌍의 제어표면을 움직이기 위해 필요하다.
한편, 미사일, 유도탄 등과 같은 비행체는, 도 1에 도시한 바와 같이, 형상의 특성상 길이는 길지만 두께는 얇다. 즉, 비행체는 일반적으로 세장비(細長比)가 큰 형태가 많다. 또한 비행체는 큰 모멘트 발생을 위해 비행체의 앞부분이나, 뒷부분에 구동기가 설치되는 것이 일반적이다. 이와 같은 기체 구조적 특성 및 구동기의 비대칭적 거동이 있는 경우, 롤 방향의 진동이 여기될 가능성이 높다. 특히 고주파의 제어 루프가 연동되어 있으며, 구동기의 반응성이 큰 경우, 이러한 롤 진동이 발현될 가능성은 배가된다.
본 발명의 실시 예들은 간단하고 용이하게 비행체의 롤 진동을 측정할 수 있는 비행체의 롤 진동 측정 장치 및 방법을 제공함에 일 목적이 있다.
본 발명의 실시 예들은 비행체를 부유시킨 상태에서 가진기 또는 비행체 내의 구동기를 이용하여 일정 주파수를 인가한 다음 비행체로부터의 롤 진동 주파수를 측정하는 비행체의 롤 진동 장치 및 방법을 제공함에 다른 목적이 있다.
일 실시 예에 따른 비행체의 롤 진동 측정 장치는, 조종명령을 근거로 몸체에 구비된 조종날개를 구동하는 구동기를 포함하는 비행체와, 상기 비행체를 부유시켜 고정하는 고정기와, 상기 비행체에 측정 신호를 일정 대역의 주파수로 일정 시간 동안 인가하는 가진기와, 상기 측정 신호에 따른 상기 비행체의 롤 진동 주파수를 측정하는 주파수 측정기를 포함하여 구성된다.
다른 실시 예에 따른 비행체의 롤 진동 측정 장치는, 조종명령을 근거로 몸체에 구비된 조종날개를 구동하는 구동기를 구비하는 비행체와, 상기 비행체를 부유시켜 고정하는 고정기와, 상기 비행체의 롤 진동 주파수를 측정하는 주파수 측정기를 포함한다. 여기서, 상기 구동기는 일정 시간 동안 일정 대역의 주파수로 구동되고, 상기 주파수 측정기는 상기 구동기의 구동에 따른 상기 롤 진동 주파수를 측정하는 것을 특징으로 한다.
일 실시 예에 따른 비행체의 롤 진동 측정 방법은, 가진기를 이용하고, 비행체의 롤 진동을 측정하는 장치의 롤 진동 측정 방법에 있어서, 상기 가진기로부터 일정 시간 동안 일정 대역의 주파수의 측정 신호를 입력받는 단계와, 상기 비행체 고유의 롤 진동 주파수를 측정하는 단계와, 상기 비행체의 구동기에 전원을 인가하는 단계와, 상기 가진기로부터 상기 측정 신호를 입력받는 단계와, 상기 구동기의 전원 인가 전후의 측정결과를 근거로 상기 롤 진동 주파수를 추정하는 단계를 포함하여 구성된다.
다른 실시 예에 따른 비행체의 롤 진동 측정 방법은, 비행체의 롤 진동을 측정하는 장치의 롤 진동 측정 방법에 있어서, 상기 비행체 내부의 구동기가 일정 시간 동안 일정 대역의 주파수로 구동되는 단계와, 상기 구동기의 구동에 따른 상기 롤 진동 주파수를 측정하는 단계를 포함하여 구성된다.
본 발명의 실시 예들은 간단하고 용이하게 비행체의 롤 진동을 측정할 수 있다. 특히, 본 발명의 실시 예들은 한 축을 고정한 후 토션 방향으로 모멘트를 부가할 수 있는 장비를 사용하지 아니하고, 비행체를 부유시킨 상태에서 가진기 또는 구동기를 이용하여 비행체에 일정 주파수를 인가함으로써 용이하게 롤 진동 모드를 측정할 수 있다.
본 발명의 실시 예들은 외부 가진을 통한 롤 진동 특성을 파악하기 위하여 구동기의 전원을 인가하지 않은 경우와 전원을 인가한 경우로 나누어 인식함으로써 더욱 정밀하게 비행체의 롤 진동 주파수를 측정할 수 있다.
이에 따라, 본 발명의 실시 예들은 비행체의 롤 진동 주파수에 의한 명령 오류를 줄일 수 있고, 비행체의 안정성 및 효율을 제고한다.
도 1은 일반적인 비행체의 외관을 개략적으로 도시한 도;
도 2는 일 실시 예에 따른 비행체의 롤 진동 측정 장치의 구성을 개략적으로 도시한 블록도;
도 3은 일 실시 예에 따른 비행체의 세부 구성을 개략적으로 도시한 블록도;
도 4는 다른 실시 예에 따른 비행체의 롤 진동 측정 장치의 구성을 개략적으로 도시한 블록도;
도 5는 일 실시 예에 따른 비행체의 롤 진동 측정 방법을 개략적으로 도시한 흐름도; 및
도 6은 다른 실시 예에 따른 비행체의 롤 진동 측정 방법을 개략적으로 도시한 흐름도이다.
도 2를 참조하면, 일 실시 예에 따른 비행체의 롤 진동 측정 장치는, 조종명령을 근거로 몸체에 구비된 조종날개를 구동하는 구동기(400)를 포함하는 비행체(10)와, 상기 비행체(10)를 부유시켜 고정하는 고정기(20)와, 상기 비행체에 측정 신호를 일정 대역의 주파수로 일정 시간 동안 인가하는 가진기(30)와, 상기 측정 신호에 따른 상기 비행체의 롤 진동 주파수를 측정하는 주파수 측정기(40)를 포함하여 구성된다. 여기서, 가진기(30)는 일정 대역의 주파수, 예를 들어 15Hz부터 150Hz,의 신호를 일정 시간, 예를 들어 30초, 동안 비행체에 인가하여 비행체를 구동시킨다.
고정기(20)는 조립된 비행체를 일정 높이로 부유시킨 상태에서 고무밴드 등을 이용하여 고정한다.
일 실시 예에 있어서, 롤 진동 측정 장치는 외부 가진을 통한 롤 진동 특성을 파악하기 위해, 구동기의 전원을 인가하지 아니한 경우와 전원을 인가한 경우로 나누어 인식한다.
가진기(30)는, 구동기(400)의 전원이 인가되지 아니한 상태에서, 측정 신호를 비행체(10)에 인가한다. 이때, 주파수 측정기(40)는, 구동기(400)의 전원이 인가되지 아니한 상태에서, 측정된 롤 진동 주파수를 고유의 롤 진동 주파수로 판단한다.
또, 가진기(30)는, 구동기(400)에 전원을 인가한 후, 전원 인가 상태에서 측정 신호를 비행체(10)에 인가한다. 이때, 주파수 측정기(40)는, 구동기(400)의 전원이 인가된 상태에서 롤 진동 주파수를 다시 측정한다. 그런 다음, 주파수 측정기(20)는 고유의 롤 진동 주파수와, 구동기(400)에 전원을 인가한 상태에서의 롤 진동 주파수를 비교하고, 비교 결과를 근거로 롤 진동 주파수를 추정한다.
전원을 인가하지 않는 경우, 비행체 고유의 롤 진동 주파수를 검출해 낼 수 있고, 이는 비행체에 상존하는 롤 진동 주파수를 찾아내는 전통적인 인식 기법이다. 일반적인 경우라면 구동기의 전원 인가 유무와는 별개로 롤 진동 주파수는 일치해야 할 것이다. 하지만, 구동기(400)의 거동특성이 롤 축의 진동에 영향을 주는 경우라면, 구동기에 전원을 인가한 후 수행한 롤 진동 특성은 구동기에 전원을 인가하지 아니한 경우와 다를 것이다.
즉, 구동기 전원 유무에 따라 롤 진동 주파수가 다른 경우, 구동기의 전원을 인가하고 롤 진동 주파수를 추정한다. 이는 실제 비행체에서 구동기(400)는 항상 켜져 있어야 하기 때문이다.
도 3을 참조하고, 비행체 중 하나인 유도탄을 예로 들어 설명한다. 유도탄은 크게 기체, 제어장치, 탄두 및 추진기관으로 구성된다. 기체는 유도탄의 내부체를 보호하고, 비행 중 공기 저항을 최대한으로 줄여 추진력이 극대화되도록 설계된다. 여기서, 제어장치는, 유도 조종 장치(100), 구동기(400), 탐색기(300), 관성 항법 장치(200) 등으로 구성된다.
기체는 두부, 동체, 조종날개 및 조종면으로 구성된다. 두부에는 흔히 유도조종장치 및 탄두가 포함되고, 비행속도, 필요한 용적 및 레이더파의 굴절 등을 고려하여 그 형상이 선택되는데, 주로 원추형, 오자이브형, 반구형 등의 형상을 사용한다. 동체는 추진기관이 주가 되며, 조종날개는 속도범위, 항공역학 및 구조 등을 고려하여 평면형과 단면의 모양을 이룬다. 조종면은 날개 뒤 또는 동체에 부착된 작은 날개이고, 비행 중에 이 조종면을 움직여 공기의 흐름을 변경시킴으로써 기체에 회전력을 발생시켜 유도탄의 진로를 임의로 조종한다.
유도조종이란 표적과 유도탄에 대해 측정한 상대적 위치와 속도 등의 정보를 이용하여 유도탄이 표적에 명중되도록 유도탄의 비행경로를 수정하는 것을 의미한다. 도 3을 참조하면, 유도 조종 장치는, 유도기(110)와, 조종기(120)로 구성된다. 필요에 따라 롤 진동 주파수를 제거하는 필터가 내장될 수 있다.
유도기(110)는, 표적의 위치와, 비행체의 위치, 속도 및 자세 중 하나 이상의 정보를 이용하여 상기 비행체를 상기 표적으로 유도하는 유도명령을 산출한다. 유도기(110)는 비행 경로를 수정하여 유도탄을 표적에 명중시키기 위한 유도 명령을 산출하여 조종기(120)에 보낼 명령 신호를 발생시킨다.
즉, 유도기(110)는, 표적과 유도탄에 대해 측정한 상대적 위치와 속도 등의 표적 정보 및 비행체 정보를 이용하여 유도탄이 표적에 명중되도록 유도탄의 비행 경로를 수정하기 위한 유도명령을 산출한다. 유도 명령은 레이더나 탐색기(300)로 측정한 표적의 위치와 관성 항법 장치(200)나 레이더로 측정된 비행체의 위치, 속도, 그리고 항법 자료(비행체에 사전 입력된 각종 정보)를 이용하여 표적을 맞출 확률이 최대가 되도록 산출된다.
조종기(120)는, 상기 유도명령을 근거로 비행체의 조종날개를 조종하는 조종명령을 산출한다. 즉, 조종기(120)는, 상기 유도명령을 유도탄이 안정되게 비행하면서 가장 빠르게 조종할 수 있도록 조종명령을 산출하여 조종날개의 위치 또는 추력 방향을 제어한다.
조종기(120)는 유도기(110)로부터 전달된 유도명령을 수행하기 위한 조종명령을 발생시키는 것으로서, 비행체의 비행 안정성이 유지되면서 신속한 조종명령이 수행되도록 하여야 한다. 조종 명령은 유도기(110)로부터 입력된 유도명령과 비행체의 가속도, 각속도 등을 이용하여 산출되며, 조종명령의 산출은 조종날개의 변위 또는 추력의 방향을 나타내는 각도로 표시된다.
관성 항법 장치(200)는, 상기 각속도 또는 상기 가속도를 측정하고, 측정한 정보를 상기 유도 조종 장치에 출력하는 관성측정기(210)와, 상기 각속도 및 가속도를 이용하여 상기 비행체의 위치, 속도 및 자세 중 상기 하나 이상의 비행체 정보를 산출하고, 산출한 정보를 상기 유도 조종 장치에 출력하는 항법기(220)를 포함하여 구성된다. 관성측정기(210)는 3차원 관성공간에서 각속도를 측정하는 자이로스코프와 선형 가속도를 측정하는 가속도계로 구성된다. 항법기(220)는 각속도와 가속도 정보를 적분하여 비행체의 각 변위와 이동거리 및 자세를 산출한다. 항법기(220)는 위성측위시스템(Global Positioning System; GPS)이나 별추적기(Star tracker) 등을 보조 기기로 사용하여 항법성능을 향상시킬 수 있다.
구동기(400)는 조종명령 신호에 따라 비행체를 조종하기 위하여 동력을 공급한다. 구동기(400)는 조종날개(500)의 편향각(Deflection Angle) 또는 추력 방향(Thrust Vector)를 제어하는 것으로서, 유압식, 공압식, 전기식이 있다. 구동기(400)는 조종센서(위치센서 또는 속도센서) 등을 사용하여 일반적으로 되먹임 제어 체계를 구성한다.
일 실시 예에 따른 비행체의 롤 진동 측정 장치는, 상기 구동기(400)에 임펄스 명령을 입력하는 명령 입력기(미도시)를 더 포함할 수 있다. 이때, 상기 임펄스 명령은 상기 비행체의 개회로 형성 시에 입력된다. 즉, 제어 루프 하에서의 롤 진동 특성을 파악하기 위해 임펄스(Impulse) 응답 특성을 이용한다.
비행체(10)는, 구동기(400)에 임펄스 명령이 입력된 후, 폐회로 제어 루프를 형성한다. 즉, 구동기(400)에는 폐회로 제어 루프에 의한 명령이 인가된다. 이때, 일반적으로 비행체는 고도, 속도 등의 비행 상태 조건에 따른 시스템의 이득이 달라지므로, 가상의 비행 상태 조건이 설정되도록 폐회로 제어 루프를 구성한다. 이에 따라, 구동기(400)에는 가상의 조종명령이 인가될 수 있다. 이때, 주파수 측정기(40)는 롤 진동 주파수를 측정한다.
도 4를 참조하면, 다른 실시 예에 따른 비행체의 롤 진동 측정 장치는, 조종명령을 근거로 몸체에 구비된 조종날개를 구동하는 구동기(400)를 구비하는 비행체(10)와, 상기 비행체(10)를 부유시켜 고정하는 고정기(20)와, 상기 비행체의 롤 진동 주파수를 측정하는 주파수 측정기(40)를 포함한다. 여기서, 상기 구동기(400)는 일정 시간 동안 일정 대역의 주파수로 구동된다. 또, 상기 주파수 측정기(40)는 상기 구동기의 구동에 따른 상기 롤 진동 주파수를 측정한다.
다른 실시 예에 따른 비행기의 롤 진동 측정 장치는, 상기 일 실시 예에서 외부 가진기 없이 비행체 내의 구동기만으로 가진을 시켜 롤 진동 주파수를 인식한다. 이때, 구동기(400)는 측정 가능한 주파수까지 가진할 수 있다. 이때, 측정 신호는 하기 수학식 1과 같이 생성할 수 있다.
Figure 112011092037311-pat00001
여기서,
Figure 112011092037311-pat00002
이다.
구동기(400)는 일정 시간, 예를 들어 30초, 동안 일정 주파수 대역의 주파수로 구동된다. 예를 들어, 15Hz부터 150Hz까지 구동기를 가진하는 경우 f0 = 15Hz, f1 = 150Hz로 설정한다. 그런 다음 구동기(400)에 30초 동안 15Hz에서 150Hz의 주파수 대역을 가지는 조종명령을 입력한다.
일 실시 예에서 설명된 내용과 중복된 내용은 그에 갈음하고 생략한다.
도 4를 다시 참조하면, 다른 실시 예에 따른 비행체의 롤 진동 측정 장치는, 상기 구동기(400)에 임펄스 명령을 입력하는 명령 입력기(50)를 더 포함할 수 있다. 이때, 상기 임펄스 명령은 상기 비행체의 개회로 형성 시에 입력된다. 즉, 제어 루프 하에서의 롤 진동 특성을 파악하기 위해 임펄스(Impulse) 응답 특성을 이용한다.
비행체(10)는, 구동기(400)에 임펄스 명령이 입력된 후, 폐회로 제어 루프를 형성한다. 즉, 구동기(400)에는 폐회로 제어 루프에 의한 명령이 인가된다. 이때, 일반적으로 비행체는 고도, 속도 등의 비행 상태 조건에 따른 시스템의 이득이 달라지므로, 가상의 비행 상태 조건이 설정되고 폐회로 제어 루프를 구성한다. 이에 따라, 구동기(400)에는 가상의 조종명령이 인가될 수 있다. 이때, 주파수 측정기(40)는 롤 진동 주파수를 측정한다.
도 5를 참조하면, 일 실시 예에 따른 비행체의 롤 진동 측정 방법은, 가진기를 이용하고, 비행체의 롤 진동을 측정하는 장치의 롤 진동 측정 방법에 있어서, 상기 가진기로부터 일정 시간 동안 일정 대역의 주파수의 측정 신호를 입력받는 단계(S110)와, 상기 비행체 고유의 롤 진동 주파수를 측정하는 단계(S120)와, 상기 비행체의 구동기에 전원을 인가하는 단계(S130)와, 상기 가진기로부터 상기 측정 신호를 입력받는 단계와, 상기 구동기의 전원 인가 전후의 측정결과를 근거로 상기 롤 진동 주파수를 추정하는 단계(S140)를 포함하여 구성된다. 이하 장치의 구성은 도 2 및 도 3을 참조한다.
먼저, 롤 진동 측정 장치는, 조립된 비행체를 일정 높이로 부유시킨 상태에서 고무밴드 등의 고정기를 이용하여 고정한 후, 가진기로부터 측정 신호를 입력받는다(S110).
일 실시 예에 있어서, 롤 진동 측정 장치는 외부 가진을 통한 롤 진동 특성을 파악하기 위해, 구동기의 전원을 인가하지 아니한 경우와 전원을 인가한 경우로 나누어 인식한다.
롤 진동 측정 장치는, 가진기를 구비하고, 구동기에 전원을 인가하지 아니한 상태에서 가진기로부터 측정 신호를 비행체에 인가한다(S110). 롤 진동 측정 장치는 구동기에 전원을 인가하지 아니한 상태에서 롤 진동 주파수를 측정하고(S120), 구동기의 전원이 인가되지 아니한 상태에서 측정된 롤 진동 주파수를 고유의 롤 진동 주파수로 판단한다.
롤 진동 측정 장치는 구동기에 전원을 인가한 후(S130), 전원 인가 상태에서 측정 신호를 가진기를 통해 비행체에 인가한다. 롤 진동 측정 장치는 구동기에 전원을 인가한 상태에서 롤 진동 주파수를 다시 측정한다. 그런 다음, 롤 진동 측정 장치는, 고유의 롤 진동 주파수와, 구동기에 전원을 인가한 상태에서의 롤 진동 주파수를 비교하고, 비교 결과를 근거로 롤 진동 주파수를 추정한다(S140).
전원을 인가하지 않는 경우, 비행체 고유의 롤 진동 주파수를 검출해 낼 수 있고, 이는 비행체에 상존하는 롤 진동 주파수를 찾아내는 전통적인 인식 기법이다. 일반적인 경우라면 구동기의 전원 인가 유무와는 별개로 롤 진동 주파수는 일치해야 할 것이다. 하지만, 구동기의 거동특성이 롤 축의 진동에 영향을 주는 경우라면, 구동기에 전원을 인가한 후 수행한 롤 진동 특성은 구동기에 전원을 인가하지 아니한 경우와 다를 것이다.
즉, 구동기 전원 유무에 따라 롤 진동 주파수가 다른 경우, 구동기의 전원을 인가하고 롤 진동 주파수를 추정한다. 이는 실제 비행체에서 구동기는 항상 켜져 있어야 하기 때문이다.
도 5를 다시 참조하면, 일 실시 예에 따른 비행체의 롤 진동 측정 방법은, 상기 구동기가 임펄스 명령을 입력받는 단계(S150)와, 상기 비행체가 비행 상태 조건을 설정받는 단계(S160)와, 상기 구동기에 조종명령이 입력되면, 상기 롤 진동 주파수를 측정하는 단계(S170)를 더 포함하여 구성된다.
롤 진동 측정 장치는, 구동기에 임펄스 명령을 입력한다(S150). 이때, 상기 임펄스 명령은 상기 비행체의 개회로 형성 시에 입력된다. 즉, 제어 루프 하에서의 롤 진동 특성을 파악하기 위해 임펄스(Impulse) 응답 특성을 이용한다.
비행체는, 구동기에 임펄스 명령이 입력된 후, 폐회로 제어 루프를 형성한다. 즉, 롤 진동 측정 장치는 구동기에 폐회로 제어 루프에 의한 명령을 인가한다(S160). 이때, 일반적으로 비행체는 고도, 속도 등의 비행 상태 조건에 따른 시스템의 이득이 달라지므로, 가상의 비행 상태 조건이 설정되고 폐회로 제어 루프를 구성한다. 이에 따라, 구동기에는 가상의 조종명령이 인가될 수 있다. 이때, 롤 진동 측정 장치는 롤 진동 주파수를 측정한다(S170).
도 6을 참조하면, 다른 실시 예에 따른 비행체의 롤 진동 측정 방법은, 비행체의 롤 진동을 측정하는 장치의 롤 진동 측정 방법에 있어서, 상기 비행체 내부의 구동기가 일정 시간 동안 일정 대역의 주파수로 구동되는 단계(S210)와, 상기 구동기의 구동에 따른 상기 롤 진동 주파수를 측정하는 단계(S220)를 포함하여 구성된다. 이하 장치의 구성은 도 3 및 도 4를 참조한다.
먼저, 롤 진동 측정 장치는, 조립된 비행체를 일정 높이로 부유시킨 상태에서 고무밴드 등의 고정기를 이용하여 고정한 후 롤 진동 주파수를 측정한다(S10). 측정 신호의 인가는, 상기 비행체가 부유되고 고정된 상태에서 이루어진다.
다른 실시 예에 따른 비행기의 롤 진동 측정 장치는, 상기 일 실시 예에서 외부 가진기 없이 비행체 내의 구동기만으로 가진을 시켜 롤 진동 주파수를 인식한다. 이때, 구동기는 측정 가능한 주파수까지 가진할 수 있다. 이때, 측정 신호는 상기 수학식 1과 같이 생성할 수 있다.
롤 진동 측정 장치는 비행체 내의 구동기를 일정 시간, 예를 들어 30초, 동안 일정 주파수 대역의 주파수로 구동한다(S210). 예를 들어, 15Hz부터 150Hz까지 구동기를 가진하는 경우 f0 = 15Hz, f1 = 150Hz로 설정한다. 그런 다음 구동기에 30초 동안 15Hz에서 150Hz의 주파수 대역을 가지는 조종명령을 입력한다. 롤 진동 측정 장치는 구동기를 통한 가진 후, 롤 진동 주파수를 측정한다(S220).
일 실시 예에서 설명된 내용과 중복된 내용은 그에 갈음하고 생략한다.
그런 다음, 롤 진동 측정 장치는 구동기에 임펄스 명령을 입력한다(S230). 이때, 상기 임펄스 명령은 상기 비행체의 개회로 형성 시에 입력된다. 즉, 제어 루프 하에서의 롤 진동 특성을 파악하기 위해 임펄스(Impulse) 응답 특성을 이용한다.
비행체는, 구동기에 임펄스 명령이 입력된 후, 폐회로 제어 루프를 형성한다. 즉, 롤 진동 측정 장치는 구동기에 폐회로 제어 루프에 의한 명령을 인가한다(S240). 이때, 일반적으로 비행체는 고도, 속도 등의 비행 상태 조건에 따른 시스템의 이득이 달라지므로, 가상의 비행 상태 조건이 설정되고 폐회로 제어 루프를 구성한다. 이에 따라, 구동기에는 가상의 조종명령이 인가될 수 있다. 이때, 롤 진동 측정 장치는 롤 진동 주파수를 측정한다(S250).
이상 설명한 바와 같이, 본 발명의 실시 예들에 따른 비행체의 롤 진동 측정 장치 및 방법은 간단하고 용이하게 비행체의 롤 진동을 측정할 수 있다. 특히, 본 발명의 실시 예들은 한 축을 고정한 후 토션 방향으로 모멘트를 부가할 수 있는 장비를 사용하지 아니하고, 비행체를 부유시킨 상태에서 가진기 또는 구동기를 이용하여 비행체에 일정 주파수를 인가함으로써 용이하게 롤 진동 모드를 측정할 수 있다. 본 발명의 실시 예들은 외부 가진을 통한 롤 진동 특성을 파악하기 위하여 구동기의 전원을 인가하지 않은 경우와 전원을 인가한 경우로 나누어 인식함으로써 더욱 정밀하게 비행체의 롤 진동 주파수를 측정할 수 있다.
10: 비행체 20: 고정기
30: 가진기 40: 주파수 측정기
50: 명령 입력기 100: 유도 조종 장치
110: 유도기 120: 조종기
200: 관성 항법 장치 210: 관성 측정기
220: 항법기 300: 탐색기
400: 구동기 500, 510: 조종날개

Claims (17)

  1. 조종명령을 근거로 몸체에 구비된 조종날개를 구동하는 구동기를 포함하는 비행체;
    상기 비행체를 부유시켜 고정하는 고정기;
    상기 비행체에 측정 신호를 일정 대역의 주파수로 일정 시간 동안 인가하는 가진기; 및
    상기 측정 신호에 따른 상기 비행체의 롤 진동 주파수를 측정하는 주파수 측정기;를 포함하는 비행체의 롤 진동 측정 장치.
  2. 제1 항에 있어서, 상기 가진기는,
    상기 구동기의 전원이 인가되지 아니한 상태에서, 상기 측정 신호를 상기 비행체에 인가하는 것을 특징으로 하는 비행체의 롤 진동 측정 장치.
  3. 제2 항에 있어서, 상기 주파수 측정기는,
    상기 구동기의 전원이 인가되지 아니한 상태에서, 측정된 상기 롤 진동 주파수를 고유의 롤 진동 주파수로 판단하는 것을 특징으로 하는 비행체의 롤 진동 측정 장치.
  4. 제3 항에 있어서, 상기 가진기는,
    상기 구동기에 전원을 인가한 상태에서, 상기 측정 신호를 상기 비행체에 인가하는 것을 특징으로 하는 비행체의 롤 진동 측정 장치.
  5. 제4 항에 있어서, 상기 주파수 측정기는,
    상기 고유의 롤 진동 주파수와, 상기 구동기에 전원을 인가한 상태에서의 상기 롤 진동 주파수를 비교하고, 비교 결과를 근거로 상기 롤 진동 주파수를 추정하는 것을 특징으로 하는 비행체의 롤 진동 측정 장치.
  6. 제1 항 내지 제5 항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 비행체는,
    표적의 위치 또는 상기 표적의 위치 및 속도를 탐색하고, 탐색한 표적 정보를 출력하는 탐색기;
    상기 비행체의 구동에 따른 상기 비행체의 각속도 또는 가속도를 이용하여 하나 이상의 비행체 정보를 산출하고, 상기 하나 이상의 비행체 정보를 출력하는 관성 항법 장치;
    상기 탐색기가 탐색한 상기 표적 정보와 상기 하나 이상의 비행체 정보를 근거로 유도명령을 산출하고, 상기 유도명령을 수행하기 위한 조종명령을 산출하는 유도 조종 장치;를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 롤 진동 측정 장치.
  7. 제6 항에 있어서,
    상기 구동기에 임펄스 명령을 입력하는 명령 입력기;를 더 포함하고,
    상기 임펄스 명령은 상기 비행체의 개회로 형성 시에 입력되는 것을 특징으로 하는 비행체의 롤 진동 측정 장치.
  8. 제7 항에 있어서,
    상기 비행체는, 상기 구동기에 상기 임펄스 명령이 입력된 후, 폐회로 제어 루프를 형성하는 것을 특징으로 하는 비행체의 롤 진동 측정 장치.
  9. 조종명령을 근거로 몸체에 구비된 조종날개를 구동하는 구동기를 구비하는 비행체;
    상기 비행체를 부유시켜 고정하는 고정기; 및
    상기 비행체의 롤 진동 주파수를 측정하는 주파수 측정기;를 포함하고,
    상기 구동기는 일정 시간 동안 일정 대역의 주파수로 구동되고,
    상기 주파수 측정기는 상기 구동기의 구동에 따른 상기 롤 진동 주파수를 측정하는 것을 특징으로 하는 비행체의 비행체의 롤 진동 측정 장치.
  10. 제9 항에 있어서, 상기 구동기는,
    30초 동안 15Hz에서 150Hz까지 구동되는 것을 특징으로 하는 비행체의 롤 진동 측정 장치.
  11. 제9 항 또는 제10 항에 있어서, 상기 비행체는,
    표적의 위치 또는 상기 표적의 위치 및 속도를 탐색하고, 탐색한 표적 정보를 출력하는 탐색기;
    상기 비행체의 구동에 따른 상기 비행체의 각속도 또는 가속도를 이용하여 하나 이상의 비행체 정보를 산출하고, 상기 하나 이상의 비행체 정보를 출력하는 관성 항법 장치;
    상기 탐색기가 탐색한 상기 표적 정보와 상기 하나 이상의 비행체 정보를 근거로 유도명령을 산출하고, 상기 유도명령을 수행하기 위한 조종명령을 산출하는 유도 조종 장치;를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체의 롤 진동 측정 장치.
  12. 제11 항에 있어서,
    상기 구동기에 임펄스 명령을 입력하는 명령 입력기;를 더 포함하고,
    상기 임펄스 명령은 상기 비행체의 개회로 형성 시에 입력되는 것을 특징으로 하는 비행체의 롤 진동 측정 장치.
  13. 제12 항에 있어서,
    상기 비행체는, 상기 구동기에 상기 임펄스 명령이 입력된 후, 폐회로 제어 루프를 형성하는 것을 특징으로 하는 비행체의 롤 진동 측정 장치.
  14. 가진기를 이용하고, 비행체의 롤 진동을 측정하는 장치의 롤 진동 측정 방법에 있어서,
    상기 가진기로부터 일정 시간 동안 일정 대역의 주파수의 측정 신호를 입력받는 단계;
    상기 비행체 고유의 롤 진동 주파수를 측정하는 단계;
    상기 비행체의 구동기에 전원을 인가하는 단계;
    상기 가진기로부터 상기 측정 신호를 입력받는 단계; 및
    상기 구동기의 전원 인가 전후의 측정결과를 근거로 상기 롤 진동 주파수를 추정하는 단계;를 포함하는 비행체의 롤 진동 측정 방법.
  15. 비행체의 롤 진동을 측정하는 장치의 롤 진동 측정 방법에 있어서,
    상기 비행체 내부의 구동기가 일정 시간 동안 일정 대역의 주파수로 구동되는 단계; 및
    상기 구동기의 구동에 따른 상기 롤 진동 주파수를 측정하는 단계;를 포함하는 비행체의 롤 진동 측정 방법.
  16. 제14 항 또는 제15 항에 있어서,
    상기 측정 신호의 인가는, 상기 비행체가 부유되고 고정된 상태에서 이루어지는 것을 특징으로 하는 비행체의 롤 진동 측정 방법.
  17. 제16 항에 있어서,
    상기 구동기가 임펄스 명령을 입력받는 단계;
    상기 비행체가 비행 상태 조건을 설정받는 단계; 및
    상기 구동기에 조종명령이 입력되면, 상기 롤 진동 주파수를 측정하는 단계;를 더 포함하는 비행체의 롤 진동 측정 방법.
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110332985A (zh) * 2019-07-24 2019-10-15 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 一种叶片测量频率工装及其加工方法
KR20210015464A (ko) 2019-08-02 2021-02-10 엘아이지넥스원 주식회사 비행체 내부의 동적특성 측정장치 및 방법

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0643066A (ja) * 1992-06-03 1994-02-18 Westland Helicopters Ltd 航空機胴体の飛行中の揺動を試験する方法と装置
JPH07125699A (ja) * 1993-10-29 1995-05-16 Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency ヘリコプターの故障診断方法
JP3171893B2 (ja) 1990-12-07 2001-06-04 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション 自動ヘリコプタ保守モニタ

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3171893B2 (ja) 1990-12-07 2001-06-04 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション 自動ヘリコプタ保守モニタ
JPH0643066A (ja) * 1992-06-03 1994-02-18 Westland Helicopters Ltd 航空機胴体の飛行中の揺動を試験する方法と装置
JPH07125699A (ja) * 1993-10-29 1995-05-16 Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency ヘリコプターの故障診断方法

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110332985A (zh) * 2019-07-24 2019-10-15 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 一种叶片测量频率工装及其加工方法
KR20210015464A (ko) 2019-08-02 2021-02-10 엘아이지넥스원 주식회사 비행체 내부의 동적특성 측정장치 및 방법
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