KR101310117B1 - Separation time confirmation apparatus and method of projectile separation system - Google Patents
Separation time confirmation apparatus and method of projectile separation system Download PDFInfo
- Publication number
- KR101310117B1 KR101310117B1 KR1020110102177A KR20110102177A KR101310117B1 KR 101310117 B1 KR101310117 B1 KR 101310117B1 KR 1020110102177 A KR1020110102177 A KR 1020110102177A KR 20110102177 A KR20110102177 A KR 20110102177A KR 101310117 B1 KR101310117 B1 KR 101310117B1
- Authority
- KR
- South Korea
- Prior art keywords
- projectile
- separation
- tlm
- telemetry
- signal
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
- F42B15/36—Means for interconnecting rocket-motor and body section; Multi-stage connectors; Disconnecting means
-
- G—PHYSICS
- G08—SIGNALLING
- G08C—TRANSMISSION SYSTEMS FOR MEASURED VALUES, CONTROL OR SIMILAR SIGNALS
- G08C17/00—Arrangements for transmitting signals characterised by the use of a wireless electrical link
- G08C17/02—Arrangements for transmitting signals characterised by the use of a wireless electrical link using a radio link
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Arrangements For Transmission Of Measured Signals (AREA)
Abstract
본 발명은 발사체 분리 시스템의 분리 시험 확인 장치에 관한 것이다. 발사체 분리 시스템의 분리 시점 확인 장치는 발사체(미사일, 로켓)의 추진기관과 발사체를 연결하고, 각 단 분리장치의 체결기구; 상기 체결기구에 연결되는 전기적 도선(T_E+, T_E-); 상기 체결기구 전체 개수 이상의 각각 다른 복수의 저항(R1~R5); 및 상기 복수의 저항 값을 각 상황에 따른 전압 값으로 변환하여 무선으로 송신하는 발사체의 원격측정(TLM) 송신 장치를 포함하고, 상기 원격측정(TLM) 송신 장치는 복수의 저항(R1~R5)의 합성 저항 값을 입력받아 전압값으로 변환하여 디지털 신호로 출력하는 데이터 수집 유닛(Data Acquistion Unit); 상기 데이터 수집 유닛에서 출력된 변환된 전압값에 해당하는 디지털 신호를 전송하는 지상의 원격측정(TLM) 수신 장치로 전송하는 데이터 전송 유닛(Data Transmitting Unit)로 구성된다.
이에 따라, 발사체(미사일, 로켓)의 단 분리시 무선으로 분리 시점을 확인하기 위한 발사체의 추진기관의 분리 시점 확인 장치(separation time confirmation apparatus)에서 부가적인 장치를 최대한 줄이고 무게를 경량화하며 디자인을 단순화하여 발사체의 성능과 조립성을 높이는, 발사체 분리 시스템의 분리 시점 확인 장치를 제공한다. The present invention relates to a separation test confirmation device of the projectile separation system. Separation time identification device of the projectile separation system is connected to the projectile and the projectile of the projectile (missile, rocket), fastening mechanism of each stage separation device; Electrical conductors T_E + and T_E- connected to the fastening mechanism; A plurality of resistors R1 to R5 different from each other in total number of the fastening mechanisms; And a telemetry (TLM) transmitter of a projectile which converts the plurality of resistance values into voltage values according to each situation and transmits them wirelessly. The telemetry (TLM) transmitter includes a plurality of resistors R1 to R5. A data acquisition unit configured to receive the synthesized resistance value and convert the voltage into a voltage value and output the digital signal; And a data transmitting unit for transmitting a digital signal corresponding to the converted voltage value output from the data collecting unit to a terrestrial telemetry (TLM) receiving device.
Accordingly, in the separation time confirmation apparatus of the propulsion engine of the projectile for wirelessly confirming the time of separation when the projectile (missile, rocket) is detached, the additional device is minimized, the weight is reduced, and the design is simplified. Thus, to improve the performance and assembling of the projectile, to provide a separation time confirmation device of the projectile separation system.
Description
본 발명은 발사체 분리 시스템의 분리 시점 확인 장치 및 방법에 관한 것으로, 보다 구체적으로는 발사체(미사일, 로켓)의 단 분리시 무선으로 정확한 분리 시점을 확인하기 위한 발사체 추진기관의 분리 시점 확인 장치에서 부가적인 장치를 최대한 줄이고 무게를 경량화하며 디자인을 단순화하여 발사체의 성능과 조립성을 높이는, 발사체 추진기관의 분리 시점 확인 장치 및 방법에 관한 것이다.The present invention relates to an apparatus and method for identifying a separation point of a projectile separation system, and more particularly, to an additional point in a separation point checking device of a projectile propulsion engine for wirelessly confirming an accurate separation point when a projectile (missile or rocket) is detached. The present invention relates to an apparatus and a method for identifying a projecting point of a projectile propulsion engine, which enhances projectile performance and assemblability by minimizing a conventional device, reducing weight, and simplifying a design.
발사체(미사일, 로켓)는 비행경로 안의 정해진 지점으로 효율적으로 비행하기 위해 다수의 단으로 분리될 수 있도록 만들어진다. 과거 많은 분리 장치들은 발사체에서 하나의 발사체 단을 분리하기 위해 또는 발사체 사출시 지상의 원격측정(TLM) 수신 장치와의 전기적인 연결을 분리하고, 단의 체결이 수개의 체결기구로 결합된 구조에서 발사체(미사일, 로켓)의 단 분리시 각 체결기구의 분리 시점(separation time)이 발사체의 성능에 밀접한 영향을 주기 때문에 정확한 분리 시점 파악이 요구된다. Projectiles (missiles, rockets) are made to be separated into multiple stages to efficiently fly to a given point in the flight path. Many separation devices in the past have separated electrical connections from ground-based telemetry (TLM) receivers to separate one projectile stage from a projectile or when projectiles were ejected, and the fastening of the stages was combined with several fasteners. When the projectiles (missiles, rockets) are separated, the separation time of each fastener has a close effect on the performance of the projectiles.
도 1은 일반적인 발사체 분리시스템의 분리 시점 확인 장치의 ON/OFF 스위치 회로를 나타내는 도면이다.1 is a view showing the ON / OFF switch circuit of the separation time confirmation device of a typical projectile separation system.
지금까지 이용되고 있는 전형적인 발사체의 분리 시스템의 분리 시점 확인 장치는 도 1과 같은 ON/OFF 스위치 회로이다. 이러한 발사체 추진기관의 분리 시점 확인 장치들은 발사체(미사일, 로켓)가 발사관을 사출시 지상의 원격측정(TLM) 수신 장치와의 연결을 분리하는 배꼽연결기에 주로 사용되었으며 정확한 분리 시점을 제공하는 것으로 알려져 있다. 그리고, 발사체 추진기관의 분리 시점 확인 장치는 발사체 스테이징에서 발사체의 단 분리시 분리 시점 확인에도 사용되었으나, 단의 체결부위가 많아질수록 그 수만큼의 ON/OFF 스위치 회로가 필요하고, 체결부위에 각각 센서 출력이나 전압 출력을 측정하기 위한 장비가 필요하기 때문에 시험비용이 증가하고 전기적 도선의 연결과 장착 공간 문제 때문에 지상시험에서 주로 사용되며 비행시험 시 무선계측에는 어려움이 있다.A detachment timing checking device of a typical system for detaching a projectile used until now is an ON / OFF switch circuit as shown in FIG. 1. These launch point propulsion engines are known to provide precise separation points when the projectiles (missiles, rockets) are disconnected from the ground telemetry (TLM) receiver when projectiles are ejected. have. In addition, the detachment timing checking device of the projectile propulsion engine was also used to check the detachment timing when the projectile stage is detached from the projectile staging, but as the number of fastening stages increases, the number of ON / OFF switch circuits is required. The test cost increases due to the need for equipment to measure the sensor output or voltage output respectively, and it is mainly used in ground tests because of the connection and mounting space problems of electrical conductors.
발사체 비행 중 분리 시점 확인을 위해 발사체의 분리 시스템의 체결부위에 압력센서나 진동 및 충격센서 등과 같은 상용센서를 부착하여 분리 시점을 확인하는 방법이 있다. 상용 센서 자체는 성능에 대한 신뢰도가 높으나 체결부위가 수개일 경우 센서도 그만큼 늘어나야 하고 전기/기계 인터페이스도 복잡해지며 센서 장착공간을 확보해야 하는 문제점이 있다. 따라서, 시험비용이 증가하고 설계 마진이 줄어들게 된다. 특히 이 방법은 직접적인 분리 시점 확인이 아니라 분리반응을 통한 간접적인 유추이기 때문에 ON/OFF 스위치 회로 보다 정확성이 떨어진다.There is a method of checking the separation point by attaching a commercial sensor such as a pressure sensor or a vibration and impact sensor to the fastening part of the separation system of the projectile to check the separation point during the flight of the projectile. The commercially available sensor itself has high reliability in performance, but when there are several fastening parts, the sensor must be increased as well, and the electric / mechanical interface becomes complicated and there is a problem in that a space for mounting the sensor is secured. This increases test costs and reduces design margins. In particular, this method is less accurate than the ON / OFF switch circuit because it is indirect inference through the separation reaction, not the direct separation point confirmation.
그러므로, 발사체를 발사관에서 사출하는 지상시험이나 비행시험시 무선으로 단의 각 체결기구의 정확한 분리 시점 측정이 가능하며 단순한 디자인의 경량, 저비용, 분리 시점 확인 장치가 필요하다.Therefore, it is possible to measure the precise separation point of each fastener of the stage wirelessly during the ground test or flight test that emits the projectile from the launch tube, and a lightweight, low cost, separation point checking device with simple design is required.
종래 기술의 문제점을 해결하기 위한 본 발명의 목적은 발사체(미사일, 로켓)의 단 분리시 무선으로 분리 시점을 확인하기 위한 발사체의 추진기관의 분리 시점 확인 장치(separation time confirmation apparatus)에서 부가적인 장치를 최대한 줄이고 무게를 경량화하며 디자인을 단순화하여 발사체의 성능과 조립성을 높이는, 발사체 분리 시스템의 분리 시점 확인 장치를 제공하는 것이다. An object of the present invention for solving the problems of the prior art is an additional device in the separation time confirmation apparatus of the propulsion engine of the projectile for wirelessly confirming the time of separation during stage separation of the projectile (missile, rocket). It provides a point of time separation device for a projectile separation system that minimizes the weight, reduces the weight, and simplifies the design.
또한, 본 발명은 상용센서를 분리장치로 사용할 때 발생할 수 있는 문제점을 해소하고 비용을 줄일 수 있으며 정확성을 높이고, 연구용 발사체나 공격용 발사체 외에 다양한 시스템의 분리 및 결합장치에 응용될 수 있는 효율적인 방식의 발사체 추진기관의 분리 시점 확인 장치를 제공하는데 목적이 있다.In addition, the present invention can solve the problems that may occur when using a commercial sensor as a separation device, reduce the cost and increase the accuracy, and in an efficient manner that can be applied to the separation and coupling device of various systems in addition to the research projectile or attack projectile It is an object of the present invention to provide a device for checking the time of separation of the projectile propulsion engine.
본 발명의 다른 목적은 발사체(미사일, 로켓)의 단 분리시 무선으로 분리 시점을 확인하기 위한 분리 시점 확인 장치에서 발사체 추진기관의 분리 시점 확인 장치를 제공하는, 발사체 분리 시스템의 분리 시점 확인 방법을 제공하는 것이다.Another object of the present invention is to provide a separation point confirmation method of the projectile propulsion engine in the separation point confirmation device for wirelessly confirming the separation point when the stage of the projectile (missile, rocket) stage separation, projecting time separation method of the projectile separation system. To provide.
본 발명의 목적을 달성하기 위해, 본 발명에 일 측면에 따른 발사체 분리 시스템의 분리 시점 확인 장치는, 발사체(미사일, 로켓)의 추진기관과 발사체를 연결하고, 각 단 분리장치의 체결기구; 상기 체결기구에 연결되는 전기적 도선(T_E+, T_E-); 상기 체결기구 전체 개수 이상의 각각 다른 복수의 저항(R1~R5); 및 상기 복수의 저항의 값을 각 상황에 따른 전압 값으로 변환하여 무선으로 송신하는 발사체의 원격측정(TLM) 송신 장치를 포함한다. In order to achieve the object of the present invention, an apparatus for checking the separation time of a projectile separation system according to an aspect of the present invention, connecting the propulsion engine and the projectile of the projectile (missile, rocket), fastening mechanism of each stage separation device; Electrical conductors T_E + and T_E- connected to the fastening mechanism; A plurality of resistors R1 to R5 different from each other in total number of the fastening mechanisms; And a telemetry (TLM) transmission apparatus for a projectile converting the values of the plurality of resistors into voltage values according to respective situations and transmitting wirelessly.
본 발명의 다른 목적을 달성하기 위해, 본 발명에 다른 측면에 따른 발사체 분리 시점 확인 방법은, (a) 발사체 추진기관의 분리 시험 확인 장치인 원격측정(TLM) 송신 장치의 데이타 수집 유닛(Data Acquistion Unit)의 각 단자(T_E+.T_E-)에서 측정되는 합성저항을 측정하는 단계; (b) 신호 조건 증폭기(Signal Conditioning Amplifier)에 의해 상기 측정된 합성저항을 전압 값으로 변환하는 단계; (c) PCM 인코더에 의해 전압 값을 측정하여 A/D 변환하여 데이터 전송 유닛(Data Transmitting Unit)의 FM 송신기(FM Transmitter)에 의해 FM 신호로 변조하여 RF 전력 분리기(RF Power divider)를 통해 상기 PCM 인코더에 의해 측정된 전압 값을 지상 원격측정(TLM) 수신 장치로 전송하는 단계; 및 (d) 지상 원격측정(TLM) 수신 장치로 수신된 상기 PCM 인코더에 의해 측정된 전압 값을 수신받고, 측정된 전압 값의 변동에 의해 분리 시점을 확인하는 단계를 포함한다.In order to achieve another object of the present invention, a method for identifying a projectile separation time according to another aspect of the present invention includes: (a) a data acquisition unit of a telemetry (TLM) transmission device which is a separation test confirmation device of a projectile propulsion engine; Measuring a combined resistance measured at each terminal T_E + .T_E- of a unit; (b) converting the measured synthetic resistance into a voltage value by a Signal Conditioning Amplifier; (c) A / D conversion by measuring the voltage value by the PCM encoder and modulating the signal into an FM signal by an FM transmitter of a data transmission unit, and through the RF power divider. Transmitting the voltage value measured by the PCM encoder to a terrestrial telemetry (TLM) receiving device; And (d) receiving a voltage value measured by the PCM encoder received by a terrestrial telemetry (TLM) receiving device and confirming a separation time by a change in the measured voltage value.
본 발명의 발사체 분리 시스템의 분리 시점 확인 장치는 발사체(미사일, 로켓)의 단 분리시 무선으로 정확한 분리 시점을 확인하기 위한 발사체 추진기관의 분리 시점 확인 장치에서 시스템 구성을 위한 부가 장치를 최대한 줄이고 무게를 경량화하며 디자인을 단순화하여 이에 발사체의 성능과 조립성을 높이고 비용을 절감하는 효과가 있다.Separation time confirmation device of the projectile separation system of the present invention is to reduce the weight of the additional device for the system configuration as much as possible in the separation point confirmation device of the projectile propulsion engine for wirelessly confirming the accurate separation time when the projectile (missile, rocket) stage of separation. It has the effect of lightening the weight and simplifying the design, thereby increasing projectile performance, assemblability and reducing costs.
또한, 본 발명의 발사체 추진기관 분리 확인 장치는, 압력, 진동, 충격 센서 등을 사용하여 간접적인 반응으로 분리 시점을 확인함으로써 시점 확인에 대한 정확성이 떨어지는 문제점을 줄이고 제작비용을 줄일 수 있다.In addition, the projectile propulsion engine separation confirmation apparatus of the present invention, by using a pressure, vibration, shock sensor, etc. to check the separation point in an indirect reaction, it is possible to reduce the problem of falling accuracy of the point of view confirmation and reduce the production cost.
또한, 본 발명의 발사체 추진기관 분리 시점 확인 장치는, 기존의 분리 시점 확인 장치들과 달리 비행 중 또는 지상 시험 시 분리 시점을 무선으로 측정할 수 있는 방안으로 시험 환경의 제약을 덜 받는 강건성을 가진다.In addition, the projectile propulsion engine separation time confirmation device of the present invention, unlike the conventional separation time confirmation device has a robustness that is less restricted by the test environment in a way that can measure the separation time during flight or ground test wirelessly. .
또한, 본 발명의 발사체 추진기관 분리 시점 확인 장치는, 연구용 발사체나 공격용 발사체 외에도 다양한 시스템의 분리 및 결합장치에 응용할 수 있고 상용 보안시스템에도 응용 가능하다.In addition, the launch vehicle propulsion engine separation time confirmation apparatus of the present invention can be applied to the separation and coupling device of various systems in addition to the research projectiles or attack projectiles, it is also applicable to commercial security systems.
도 1은 종래의 발사체 분리시스템의 분리 시점 확인 장치의 ON/OFF 스위치 회로를 나타내는 도면이다.
도 2는 발사체 후방에 장착된 저항 배열을 나타내는 도면이다.
도 3은 도 2의 ON/OFF 스위치 회로의 등가 회로를 나타내는 도면이다.
도 4는 원격측정(TLM) 송신 장치의 기능 블럭도이다.
도 5는 원격측정(TLM) 송신 장치의 신호 조건 증폭기(Signal Conditioning Amplifier)에 구성된 브릿지 회로(저항 값을 전압 값으로 변환시키는 브리지 회로)를 나타낸 도면이다.
도 6은 체결기구 4개인 분리장치의 분리 시점 확인 장치를 나타내는 도면이다.
도 7은 추진기관 점화 시간 및 발사체 사출 시점을 나타내는 그래프이다.
도 8은 발사체와 추진기관의 분리 시점을 나타내는 그래프이다.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS Fig. 1 is a view showing an ON / OFF switch circuit of a detachment timing checking apparatus of a conventional projectile separating system.
2 is a diagram showing an array of resistors mounted behind the projectile.
3 is a diagram illustrating an equivalent circuit of the ON / OFF switch circuit of FIG. 2.
4 is a functional block diagram of a telemetry (TLM) transmitter.
FIG. 5 is a diagram illustrating a bridge circuit (bridge circuit for converting a resistance value into a voltage value) configured in a signal conditioning amplifier of a telemetry (TLM) transmitter.
6 is a view showing a separation time confirmation device of the separation device of the four fasteners.
7 is a graph showing the propulsion engine ignition time and the projectile injection time.
8 is a graph showing the separation time of the projectile and the propulsion engine.
이하, 본 발명의 바람직한 실시예를 첨부된 도면을 참조하여 구성 및 동작을 상세하게 설명한다. Hereinafter, with reference to the accompanying drawings, preferred embodiments of the present invention will be described in detail the configuration and operation.
본 발명의 발사체 추진기관 분리 시점 확인 장치는 발사체(미사일, 로켓)의 추진기관과 발사체를 연결하고, 각 단 분리장치의 체결기구; 상기 체결기구에 연결되는 전기적 도선(T_E+, T_E-); 상기 체결기구 전체 개수 이상의 각각 다른 복수의 저항(R1~R5); 및 상기 복수의 저항의 값을 각 상황에 따른 전압 값으로 변환하여 무선으로 송신하는 발사체의 원격측정(TLM) 송신 장치로 구성되고, 상기 원격측정(TLM) 송신 장치는 복수의 저항(R1~R5)의 합성 저항 값을 입력받아 전압값으로 변환하여 디지털 신호로 출력하는 데이터 수집 유닛(Data Acquistion Unit); 상기 데이터 수집 유닛에서 출력된 변환된 전압값에 해당하는 디지털 신호를 전송하는 지상의 원격측정(TLM) 수신 장치로 전송하는 데이터 전송 유닛(Data Transmitting Unit)로 구성된다. The launch vehicle propelling engine separation time confirmation apparatus of the present invention connects the propulsion engine and the projectile of the projectile (missile, rocket), the fastening mechanism of each stage separation device; Electrical conductors T_E + and T_E- connected to the fastening mechanism; A plurality of resistors R1 to R5 different from each other in total number of the fastening mechanisms; And a telemetry (TLM) transmitter of a projectile which converts the values of the plurality of resistors into voltage values according to each situation and transmits them wirelessly. The telemetry (TLM) transmitter comprises a plurality of resistors R1 to R5. A data acquisition unit configured to receive a synthesis resistance value of a), convert it into a voltage value, and output it as a digital signal; And a data transmitting unit for transmitting a digital signal corresponding to the converted voltage value output from the data collecting unit to a terrestrial telemetry (TLM) receiving device.
본 발명의 발사체 추진기관 분리 시점 확인 장치에 따르면, 상기 체결기구는 개수만큼 전기적 도선과 각각 전기적으로 연결되어야 하며 분리시 체결기구의 파단으로 전기적 연결이 끊어지는 것을 특징으로 한다. According to the apparatus for checking the detachment point of the projectile propelling engine of the present invention, the fastening mechanism must be electrically connected to each of the electric conductors as many as the number of the fastening mechanisms.
상기 체결기구는 상기 발사체(미사일, 로켓)의 발사시, 나사로써 분리력에 의해 체결나사가 파단되는 것을 특징으로 한다. The fastening mechanism is characterized in that when the launching of the projectile (missile, rocket), the fastening screw is broken by the separation force by the screw.
본 발명의 발사체 추진기관 분리 시점 확인 장치에 따르면, 상기 전기적 도선에 연결된 복수의 저항들(R1-R5)은 각 체결기구의 연쇄적인 파단시 다른 전압 값을 낼 수 있도록 각 저항 값의 차이가 큰 것을 특징으로 한다.According to the apparatus for identifying a projectile detachment point of the present invention, the plurality of resistors R1-R5 connected to the electrical conductors have a large difference in the values of the resistors so as to generate different voltage values at the time of breaking of each fastener. It is characterized by.
또한, 본 발명의 발사체 추진기관 분리 시점 확인 장치에 따르면, 상기 전기적 도선은 발사체 안에 장착된 원격측정(TLM) 송신 장치와 연결되어 비행중이나 지상시험시 무선으로 지상에 전압 값의 변화를 전송해 주는 것을 특징으로 한다.In addition, according to the projecting device separation time confirmation device of the present invention, the electrical conductor is connected to a telemetry (TLM) transmission device mounted in the projectile to transmit a change in voltage value to the ground wirelessly during flight or ground test It is characterized by.
이하, 일실시예로 발사체 추진기관의 분리장치의 체결기구 개수가 4개인 경우 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 발사체 추진기관 분리장치를 설명하면 다음과 같다.Hereinafter, when the number of fastening mechanisms of the separating device of the projectile propelling engine is one example, the projectile propelling engine separating device of the present invention will be described with reference to the accompanying drawings.
도 2는 발사체 후방에 장착된 저항 배열을 나타내는 도면이다.2 is a diagram showing an array of resistors mounted behind the projectile.
도 3은 도 2의 ON/OFF 스위치 회로의 등가 회로를 나타내는 도면이다.3 is a diagram illustrating an equivalent circuit of the ON / OFF switch circuit of FIG. 2.
도 2는 발사체 후방에 장착된 저항 배열이고, T_E+/T_S+, T_E-는 발사체의 원격측정(TLM: Telemetry) 송신 장치의 브리지 회로의 Rm 단자에 연결된다. 발사체 사출 전에는 발사체의 동체와 추진 기관이 체결되는 부분이 모두 연결되어 있으므로, 저항 Rm은 도 3과 같은 등가 저항을 가진다. 반면, 발사체 사출 후에는 체결 부위가 모두 떨어져나감으로써 전기적으로 open(저항 무한대) 된다.2 is a resistor array mounted behind the projectile, with T_E + / T_S +, T_E- connected to the Rm terminal of the bridge circuit of the telemetry (TLM) transmission device of the projectile. Before the projectile injection, since both the fuselage and the part of the projecting body are fastened to each other, the resistance Rm has an equivalent resistance as shown in FIG. 3. On the other hand, after the projectile injection, all of the fastening parts fall off, thereby being electrically open (resistance infinity).
만약, 발사체의 추진 기관에 의해 발사체 후방에 가해지는 힘이 고르게 가해지지 않으면, 발사체 동체와 추진기관의 접점들이 떨어져나가는 시점이 각각 달라지고, 그에 따른 저항 값의 변화도 있을 것이다. 발사체 사출 후 접점들이 완전히 떨어져 나갈 때까지 나타낼 수 있는 저항 값의 종류는 
도 4는 원격측정(TLM) 송신 장치의 기능 블럭도를 나타낸다. 4 shows a functional block diagram of a telemetry (TLM) transmitter.
발사체 분리 시스템의 분리 시점 확인 장치는 발사체(미사일, 로켓)의 추진기관과 발사체를 연결하고, 각 단 분리장치의 체결기구; 상기 체결기구에 연결되는 전기적 도선(T_E+, T_E-); 상기 체결기구 전체 개수 이상의 각각 다른 복수의 저항(R1~R5); 및 각 상황에 따른 저항 값을 전압 값으로 변환하여 무선으로 송신하는 발사체의 원격측정(TLM) 송신 장치를 포함하고, Separation time identification device of the projectile separation system is connected to the projectile and the projectile of the projectile (missile, rocket), fastening mechanism of each stage separation device; Electrical conductors T_E + and T_E- connected to the fastening mechanism; A plurality of resistors R1 to R5 different from each other in total number of the fastening mechanisms; And a telemetry (TLM) transmission apparatus for a projectile converting a resistance value according to each situation into a voltage value and transmitting wirelessly.
원격측정(TLM) 송신 장치는, 복수의 저항(R1~R5)의 합성 저항 값을 입력받아 전압값으로 변환하여 디지털 신호로 출력하는 데이터 수집 유닛(Data Acquistion Unit)(10); 상기 데이터 수집 유닛(Data Acquistion Unit)에서 출력된 변환된 전압값에 해당하는 디지털 신호를 FM 신호로 전송하는 지상의 원격측정(TLM) 수신 장치로 전송하는 데이터 전송 유닛(Data Transmitting Unit)(20)로 구성된다. The telemetry (TLM) transmitting apparatus includes: a
상기 데이터 수집 유닛(Data Acquistion Unit)(10)은 상기 복수의 저항(R1~R5)의 합성 저항 값에 해당하는 아날로그 신호 입력(Analog Signal input)과 디스크리트 신호 입력(Discrete Signal input)을 수신받아 전압값으로 변환하고, 다양한 외부 입력 신호의 크기를 PCM 인코더의 정격 이력 범위내 (+/-5V)로 조절하는 신호 조건 증폭기(Signal Conditioning Amplifier)(11); 0V, +5V의 기준 전압원을 공급하는 기준 전압 소스(Reference Voltage Source)(12); 및 상기 기준 전압 소스(12)로부터 기준 전압을 입력받고, 상기 신호 조건 증폭기(Signal Conditioning Amplifier)(11)로부터 상기 복수의 저항(R1~R5)의 합성 저항 값에 해당하는 전압값(아날로그 신호) 및 디스크리트 신호를 수신받아 샘플링 주파수(400Hz, 800Hz, 1600Hz)에 의해 측정된 전압값에 해당하는 디지털 신호로 출력하도록, 입력되는 각각의 신호들을 채널당 10bit의 디지털 신호로 변환되고, 변환된 신호들을 다시 serial 형태로 묶은 NRZ-L 신호 형태로 FM 송신기로 전송하는 PCM 인코더(PCM Encoder)(13)로 구성된다.The
상기 PCM 인코더(13)는 분리 시점 확인을 위한 원격측정(TLM) 송신 장치의 샘플링 레이트는 400Hz 이상인 것을 사용하는 것을 특징으로 한다. The
상기 데이터 전송 유닛(Data Transmitting Unit)(20)은 상기 데이터 수집 유닛(Data Acquistion Unit)(10)의 상기 PCM 인코더(13)로부터 디지털 부호화된 출력을 입력받아 FM 방식으로 변조 및 증폭하여 변조된 FM 신호를 제공하는 FM 송신기(FM Transmitter)(21); 및 상기 FM 송신기(21)로부터 입력된 변조된 FM 신호를 탑재용 안테나에 초고주파 신호를 출력하여 지상의 원격측정(TLM) 수신 장치로 전송하는 RF 전력 분리기(RF Power divider)(22)로 구성된다. The
신호 조건 증폭기(Signal Conditioning Amplifier)는 다양한 외부 입력 신호의 크기를 PCM 인코더의 정격 이력 범위내 (+/-5V)로 조절하는 역할을 한다. PCM 인코더에 입력되는 각각의 신호들은 채널당 10bit의 디지털 신호로 변환되고, 변환된 신호들은 다시 serial 형태로 묶은 NRZ-L 신호 형태로 FM 송신기에 입력으로 전송된다.Signal Conditioning Amplifiers control the size of various external input signals within the rated hysteresis range of the PCM encoder (+/- 5V). Each signal input to the PCM encoder is converted into a digital signal of 10 bits per channel, and the converted signals are transmitted as inputs to the FM transmitter in the form of serial NRZ-L signals.
FM 송신기는 PCM Encoder의 디지털 부호화된 출력을 받아 FM 방식으로 변조/증폭하여 탑재용 안테나에 초고주파 신호를 출력하여 지상의 원격측정(TLM) 수신 장치로 전송한다. The FM transmitter receives the digitally coded output of the PCM Encoder, modulates and amplifies it by the FM method, and outputs a high frequency signal to the onboard antenna, which is then transmitted to a TLM receiver on the ground.
발사체 분리 시점 확인 방법은 (a) 발사체 추진기관의 분리 시험 확인 장치인 원격측정(TLM) 송신 장치의 데이타 수집 유닛(Data Acquistion Unit)의 각 단자(T_E+.T_E-)에서 측정되는 합성저항을 측정하는 단계; (b) 신호 조건 증폭기(Signal Conditioning Amplifier)에 의해 상기 측정된 합성저항을 전압 값으로 변환하는 단계; (c) PCM 인코더에 의해 전압 값을 측정하여 A/D 변환하여 데이터 전송 유닛(Data Transmitting Unit)의 FM 송신기(FM Transmitter)에 의해 FM 신호로 변조하여 RF 전력 분리기(RF Power divider)를 통해 상기 PCM 인코더에 의해 측정된 전압 값을 지상 원격측정(TLM) 수신 장치로 전송하는 단계; 및 (d) 지상 원격측정(TLM) 수신 장치로 수신된 상기 PCM 인코더에 의해 측정된 전압 값을 수신받고, 측정된 전압 값의 변동에 의해 분리 시점을 확인하는 단계를 포함한다. The method of confirming the projectile separation point (a) measures the combined resistance measured at each terminal (T_E + .T_E-) of the data acquisition unit of the telemetry (TLM) transmitting device, which is a detachment test confirmation device of the projectile propulsion engine. Making; (b) converting the measured synthetic resistance into a voltage value by a Signal Conditioning Amplifier; (c) A / D conversion by measuring the voltage value by the PCM encoder and modulating the signal into an FM signal by an FM transmitter of a data transmission unit, and through the RF power divider. Transmitting the voltage value measured by the PCM encoder to a terrestrial telemetry (TLM) receiving device; And (d) receiving a voltage value measured by the PCM encoder received by a terrestrial telemetry (TLM) receiving device and confirming a separation time by a change in the measured voltage value.
상기 분리 시점을 확인하는 단계에서, 분리 시점 확인을 위한 상기 원격측정(TLM) 송신 장치의 샘플링 레이트는 400Hz 이상인 것을 특징으로 한다. In the step of checking the separation time, the sampling rate of the telemetry (TLM) transmission apparatus for identifying the separation time is characterized in that more than 400Hz.
상기 분리 시점을 확인하는 단계에서, 분리 시점 확인을 위한 원격측정(TLM) 송신 장치의 샘플링 레이트는 400Hz, 800Hz, 1600Hz인 것을 사용하는 것을 특징으로 한다.In the step of checking the separation time, the sampling rate of the telemetry (TLM) transmission apparatus for identifying the separation time is characterized in that the use of 400Hz, 800Hz, 1600Hz.
도 5는 원격측정(TLM) 송신 장치의 신호 조건 증폭기(signal conditioning amplifier)에 구성된 브리지 회로이다. 5 is a bridge circuit configured in a signal conditioning amplifier of a telemetry (TLM) transmitter.
표 1에서 나타낸 것과 같이 발사체와 추진기관 간의 각각의 체결 부위가 분리되는 것에 따른 저항값 Rm이 되고, Rm에 의한 브릿지 회로의 출력 Vo는 식 (1)로 계산 가능하다. 브리지 회로의 출력 Vo는 증폭기 또는 감쇄기를 거쳐, PCM Encoder의 정격 입력 범위 내로 신호가 조절되고, PCM Encoder와 FM 송신기를 통해 특정한 디지털 신호로 변환되어, 무선으로 지상 장비로 전송된다. 지상 장비는 원격측정장비로부터 실시간으로 수신한 데이터와 식(2)를 이용하여, 저항 값 Rm을 역추산할 수 있다. 따라서 발사체의 사출 전/후, 어느 환경에서도 발사체와 추진기관 간의 분리 시점을 확인할 수 있다.As shown in Table 1, the resistance value Rm according to the separation of the respective fastening sites between the projectile and the propulsion engine is obtained, and the output Vo of the bridge circuit by Rm can be calculated by equation (1). The output Vo of the bridge circuit, via an amplifier or attenuator, adjusts the signal within the rated input range of the PCM Encoder, converts it into a specific digital signal via the PCM Encoder and FM transmitter, and transmits it wirelessly to the ground equipment. The ground equipment can use the data received in real time from the telemetry equipment and equation (2) to back estimate the resistance value Rm. Therefore, before and after the injection of the projectile, it is possible to check the separation point between the projectile and the propulsion engine in any environment.
상기 추진기관 분리 시점 확인 장치의 개념을 발사체에 장착하여 비행시험을 수행하였다. 분리장치는 총 4개의 체결나사가 장착되어 있고 분리력에 의해 체결나사가 파단되는 방식이다. Flight test was performed by mounting the concept of the propulsion engine separation time confirmation device to the projectile. The separating device is equipped with four fastening screws and breaks the fastening screw by the separating force.
도 6은 상기의 장치를 적용하여 발사체에 장착된 분리 시점 확인 장치이다. 총 5개의 저항(R1,R2,R3,R4,R5)이 연결되어 체결나사에 각각의 전기적 도선이 연결된다. Figure 6 is a separation point confirmation device mounted on the projectile by applying the above device. A total of five resistors (R1, R2, R3, R4, R5) are connected, and each electrical lead is connected to the fastening screw.
도 7은 추진기관 점화 시간 및 발사체 사출 시점을 나타내는 그래프이다.7 is a graph showing the propulsion engine ignition time and the projectile injection time.
도 8은 발사체와 추진기관의 분리 시점을 나타내는 그래프이다.8 is a graph showing the separation time of the projectile and the propulsion engine.
도 7과 8은 비행시험시 발사체와 추진기관의 분리 시점을 확인한 데이터이다. 추진기관 점화 신호가 발생한 시점으로부터 약 50ms 이후에 발사체와 추진기관의 체결 부위가 분리 시작되면서, 약 5ms 이내에 완전히 분리됨을 확인할 수 있다.7 and 8 are data confirming the separation time of the projectile and the propulsion engine during the flight test. 50 ms after the propulsion engine ignition signal is generated, the connection between the projectile and the propulsion engine starts to be separated, and it can be confirmed that the separation is completed within about 5 ms.
본 시험에서는 원격측정(TLM) 송신 장치가 체결 부위의 저항 측정을 200Hz (5ms)로 샘플링하여 데이터를 처리하였으므로, 5ms 동안 실제 어떤 이벤트가 일어났는지는 정확하게 알 수 없다. 즉, 본 시험에서는 추진기관 점화 신호 발생 이후에 모든 체결 부위가 동시에 분리되었는지 그렇지 않으면, 각 체결 부위가 5ms 동안 각각 다른 시간에 분리되었는지는 확인하기 어렵다. In this test, the telemetry (TLM) transmitter processed the data by sampling 200Hz (5ms) of the resistance measurement of the fastening site, so it is not known exactly what event occurred in 5ms. That is, in this test, it is difficult to determine whether all fastening parts are separated at the same time after the propulsion engine ignition signal is generated, or if each fastening part is separated at different times for 5 ms.
하지만, 원격측정(TLM) 송신 장치에서 발사체와 추진기관의 분리 시점을 확인하기 위한 채널을 400Hz, 800Hz, 1600Hz로 PCM 인코더의 샘플링 레이트(sampling rate)를 높이면, 각각의 체결 부위의 분리 시점을 보다 정확하게 확인 가능하다. 따라서, 제안하는 체결부위의 분리 시점 확인 장치를 통해 추진기관에 의해 가해지는 힘의 unbalance 정도에 따라 추진기관과 인접한 구성품과 초기 비행 안정성에 미치는 영향 분석에 기초 자료가 될 것이다. However, when the sampling rate of the PCM encoder is increased to 400 Hz, 800 Hz, or 1600 Hz, the channel for checking the separation time of the projectile and the propulsion engine in the telemetry (TLM) transmitting device is increased. It can be checked accurately. Therefore, it will be a basic data to analyze the effect on the component and the initial flight stability according to the degree of unbalance of force applied by the propulsion engine through the disconnection point checking device of the proposed fastening part.
이상에서 설명한 바와 같이, 발사체의 후방에 설치되어 최소한의 공간과 비용으로 정확한 분리 시점을 확인할 수 있도록 하는 것에 대하여 설명하였으나, 다단로켓이나 다단구조의 발사체에도 상기한 기술을 응용할 수 있다. As described above, it has been described that the precise separation time can be confirmed at the rear of the projectile with minimal space and cost, but the above technique can be applied to a projectile having a multistage rocket or a multistage structure.
이상에서 설명한 바와 같이, 본 발명의 바람직한 실시예를 참조하여 설명하였지만, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진자가 하기의 특허청구범위에 기재된 본 발명의 기술적 사상 및 영역으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서 본 발명을 다양하게 수정 또는 변형하여 실시할 수 있다.As described above, although described with reference to a preferred embodiment of the present invention, those skilled in the art without departing from the spirit and scope of the present invention described in the claims In the present invention can be carried out by various modifications or variations.
10: 데이터 수집 유닛 11: 신호 조건 증폭기
12: 기준 전압 소스 13: PCM 인코더
20: 데이터 전송 유닛 21: FM 송신기
22: RF 전력 분리기10: Data Acquisition Unit 11: Signal Conditioning Amplifier
12: reference voltage source 13: PCM encoder
20: data transmission unit 21: FM transmitter
22: RF power separator
Claims (12)
발사체(미사일, 로켓)의 추진기관과 발사체를 연결하고, 각 단 분리장치의 체결기구;
상기 체결기구에 연결되는 전기적 도선(T_E+, T_E-);
상기 체결기구 전체 개수 이상의 각각 다른 복수의 저항(R1~R5); 및
상기 복수의 저항의 값을 각 상황에 따른 전압 값으로 변환하여 무선으로 송신하는 발사체의 원격측정(TLM) 송신 장치;
를 포함하되,
상기 원격측정(TLM) 송신 장치는, 상기 복수의 저항(R1~R5)의 합성 저항 값을 입력받아 전압값으로 변환하여 디지털 신호로 출력하는 데이터 수집 유닛(Data Acquistion Unit); 및 상기 데이터 수집 유닛(Data Acquistion Unit)에서 출력된 변환된 전압값에 해당하는 디지털 신호를 FM 신호로 전송하는 지상의 원격측정(TLM) 수신 장치로 전송하는 데이터 전송 유닛(Data Transmitting Unit)을 포함하며,
상기 데이터 수집 유닛은, 상기 복수의 저항(R1~R5)의 합성 저항 값에 해당하는 아날로그 신호 입력(Analog Signal input)과 디스크리트 신호 입력(Discrete Signal input)을 수신받아 전압값으로 변환하고, 다양한 외부 입력 신호의 크기를 PCM 인코더의 정격 이력 범위내 (+/-5V)로 조절하는 신호 조건 증폭기(Signal Conditioning Amplifier); 0V, +5V의 기준 전압원을 공급하는 기준 전압 소스(Reference Voltage Source); 및 상기 기준 전압 소스로부터 기준 전압을 입력받고, 상기 신호 조건 증폭기(Signal Conditioning Amplifier)로부터 상기 복수의 저항(R1~R5)의 합성 저항 값에 해당하는 전압값(아날로그 신호) 및 디스크리트 신호를 수신받아 샘플링 주파수(400Hz, 800Hz, 1600Hz)에 의해 측정된 전압값에 해당하는 디지털 신호로 출력하도록, 입력되는 각각의 신호들을 채널당 10bit의 디지털 신호로 변환되고, 변환된 신호들을 다시 serial 형태로 묶은 NRZ-L 신호 형태로 FM 송신기로 전송하는 PCM 인코더(PCM Encoder);
를 포함하는 발사체 분리 시스템의 분리 시험 확인 장치. In the separation test confirmation device at the time of projectile stage separation,
Connecting the propulsion engine of the projectile (missile, rocket) and the projectile, the fastening mechanism of each stage separation device;
Electrical conductors T_E + and T_E- connected to the fastening mechanism;
A plurality of resistors R1 to R5 different from each other in total number of the fastening mechanisms; And
A telemetry (TLM) transmitter of a projectile which converts the values of the plurality of resistors into voltage values according to respective situations and transmits them wirelessly;
Including but not limited to:
The telemetry (TLM) transmitting device may include: a data acquisition unit configured to receive the combined resistance values of the plurality of resistors R1 to R5, convert the converted resistance values into voltage values, and output the converted digital signals; And a data transmitting unit for transmitting a digital signal corresponding to the converted voltage value output from the data acquisition unit to a terrestrial telemetry (TLM) receiving device that transmits a digital signal as an FM signal. ,
The data collection unit receives an analog signal input and a discrete signal input corresponding to the synthesized resistance values of the plurality of resistors R1 to R5 and converts them into voltage values. A Signal Conditioning Amplifier which adjusts the magnitude of the input signal within the rated hysteresis range of the PCM encoder (+/- 5V); A reference voltage source for supplying a reference voltage source of 0V and + 5V; And receiving a reference voltage from the reference voltage source and receiving a voltage value (analog signal) and a discrete signal corresponding to the combined resistance values of the plurality of resistors R1 to R5 from the signal conditioning amplifier. Each input signal is converted into a digital signal of 10 bits per channel, and the converted signals are serialized again so as to output a digital signal corresponding to the voltage value measured by the sampling frequency (400 Hz, 800 Hz, 1600 Hz). PCM encoder for transmitting to the FM transmitter in the form of an L signal (PCM Encoder);
Separation test check device of the projectile separation system comprising a.
상기 체결기구는,
개수만큼 전기적 도선과 각각 전기적으로 연결되고 분리시 체결기구의 파단으로 전기적 연결이 끊어지는 것을 특징으로 하는 발사체 분리 시스템의 분리 시험 확인 장치. The method of claim 1,
The fastening mechanism,
Separation test confirmation device of the projectile separation system, characterized in that the electrical connection is electrically connected to each of the number of electrical wires and the electrical connection is broken by the breakage of the fastening mechanism.
상기 체결기구는,
상기 발사체(미사일, 로켓)의 발사시, 나사로써 분리력에 의해 체결나사가 파단되는 것을 특징으로 하는 발사체 분리 시스템의 분리 시험 확인 장치. The method of claim 1,
The fastening mechanism,
When the projectile (missile, rocket) is launched, the separation test confirmation device of the projectile separation system, characterized in that the fastening screw is broken by the separation force with the screw.
상기 복수의 저항(R1~R5)은,
각 체결기구의 연쇄적인 파단시, 다른 전압 값을 낼 수 있도록 각 저항 값의 차이가 큰 것을 특징으로 하는 발사체 분리 시스템의 분리 시험 확인 장치. The method of claim 1,
The plurality of resistors (R1 ~ R5),
Separation test confirming device of the projectile separation system, characterized in that the difference in the value of each resistance is large so as to give a different voltage value at the time of chain failure of each fastener.
상기 전기적 도선은
상기 발사체 안에 장착된 상기 원격측정(TLM) 송신 장치와 연결되어 비행중이나 지상시험시 무선으로 지상에 전압 값의 변화를 전송해 주는 것을 특징으로 하는 발사체 분리 시스템의 분리 시험 확인 장치. The method of claim 1,
The electrical lead is
Isolating test confirmation device of the projectile separation system, characterized in that connected to the telemetry (TLM) transmission device mounted in the projectile and transmits the change of the voltage to the ground wirelessly during flight or ground test.
상기 PCM 인코더는,
분리 시점 확인을 위한 원격측정(TLM) 송신 장치의 샘플링 레이트는 400Hz 이상인 것을 사용하는 것을 특징으로 하는 발사체 분리 시스템의 분리 시점 확인 장치.The method of claim 1,
The PCM encoder,
Separating time confirmation device of the projectile separation system, characterized in that the sampling rate of the remote measurement (TLM) transmission device for checking the separation time is that the 400Hz or more.
상기 데이터 전송 유닛은.
상기 데이터 수집 유닛(Data Acquistion Unit)의 PCM 인코더로부터 디지털 부호화된 출력을 입력받아 FM 방식으로 변조 및 증폭하여 변조된 FM 신호를 제공하는 FM 송신기(FM Transmitter); 및
상기 FM 송신기로부터 입력된 변조된 FM 신호를 탑재용 안테나에 초고주파 신호를 출력하여 지상의 원격측정(TLM) 수신 장치로 전송하는 RF 전력 분리기(RF Power divider);
를 포함하는 발사체 분리 시스템의 분리 시험 확인 장치. The method of claim 1,
The data transmission unit is.
An FM transmitter receiving a digitally encoded output from the PCM encoder of the data acquisition unit and modulating and amplifying the signal in an FM manner to provide a modulated FM signal; And
An RF power divider for outputting an ultra-high frequency signal to a mounted telemetry (TLM) receiving device by transmitting the modulated FM signal input from the FM transmitter to a mounting antenna;
Separation test check device of the projectile separation system comprising a.
(a) 발사체 추진기관의 분리 시험 확인 장치인 원격측정(TLM) 송신 장치의 데이타 수집 유닛(Data Acquistion Unit)의 각 단자(T_E+.T_E-)에서 측정되는 합성저항을 측정하는 단계;
(b) 신호 조건 증폭기(Signal Conditioning Amplifier)에 의해 상기 측정된 합성저항을 전압 값으로 변환하는 단계;
(c) PCM 인코더에 의해 전압 값을 측정하여 A/D 변환하여 데이터 전송 유닛(Data Transmitting Unit)의 FM 송신기(FM Transmitter)에 의해 FM 신호로 변조하여 RF 전력 분리기(RF Power divider)를 통해 상기 PCM 인코더에 의해 측정된 전압 값을 지상 원격측정(TLM) 수신 장치로 전송하는 단계; 및
(d) 지상 원격측정(TLM) 수신 장치로 수신된 상기 PCM 인코더에 의해 측정된 전압 값을 수신받고, 측정된 전압 값의 변동에 의해 분리 시점을 확인하는 단계;
를 포함하는 발사체 분리 시점 확인방법.In the projectile separation time confirmation method,
(a) measuring the combined resistance measured at each terminal (T_E + .T_E-) of the data acquisition unit of the telemetry (TLM) transmitting device, which is a separate test confirming device of the projectile propulsion engine;
(b) converting the measured synthetic resistance into a voltage value by a Signal Conditioning Amplifier;
(c) A / D conversion by measuring the voltage value by the PCM encoder and modulating the signal into an FM signal by an FM transmitter of a data transmission unit, and through the RF power divider. Transmitting the voltage value measured by the PCM encoder to a terrestrial telemetry (TLM) receiving device; And
(d) receiving a voltage value measured by the PCM encoder received by a terrestrial telemetry (TLM) receiving device and confirming a separation point by a change in the measured voltage value;
Projection separation point check method comprising a.
상기 분리 시점을 확인하는 단계에서, 분리 시점 확인을 위한 상기 원격측정(TLM) 송신 장치의 샘플링 레이트는 400Hz 이상인 것을 특징으로 하는 발사체 분리 시점 확인 방법.The method of claim 10,
In the step of confirming the separation time, the sampling rate of the projectile separation time confirmation method, characterized in that the sampling rate of the telemetry (TLM) transmission device for identifying the separation time is 400Hz or more.
상기 분리 시점을 확인하는 단계에서, 분리 시점 확인을 위한 원격측정(TLM) 송신 장치의 샘플링 레이트는 400Hz, 800Hz, 1600Hz인 것을 사용하는 것을 특징으로 하는 발사체 분리 시점 확인 방법.
The method of claim 10,
In the step of checking the separation time, the sampling rate of the telemetry (TLM) transmitting apparatus for identifying the separation time is 400Hz, 800Hz, 1600Hz, characterized in that the use of projectile separation time confirmation method.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1020110102177A KR101310117B1 (en) | 2011-10-07 | 2011-10-07 | Separation time confirmation apparatus and method of projectile separation system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1020110102177A KR101310117B1 (en) | 2011-10-07 | 2011-10-07 | Separation time confirmation apparatus and method of projectile separation system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| KR20130037765A KR20130037765A (en) | 2013-04-17 |
| KR101310117B1 true KR101310117B1 (en) | 2013-09-23 |
Family
ID=48438618
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| KR1020110102177A KR101310117B1 (en) | 2011-10-07 | 2011-10-07 | Separation time confirmation apparatus and method of projectile separation system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| KR (1) | KR101310117B1 (en) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101528903B1 (en) * | 2015-01-12 | 2015-06-12 | 엘아이지넥스원 주식회사 | Apparatus for controlling separating flight vehicle using time delay |
| KR101528904B1 (en) * | 2015-01-12 | 2015-06-12 | 엘아이지넥스원 주식회사 | Method for controlling separating flight vehicle using time delay |
| CN111638644B (en) * | 2020-05-13 | 2021-12-21 | 上海航天控制技术研究所 | Two-stage aircraft separation time discrimination method based on axial overload |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH10300393A (en) * | 1997-04-21 | 1998-11-13 | Japan Radio Co Ltd | Projectile launcher and method for judging separation of projectile |
| JPH10309986A (en) * | 1997-05-09 | 1998-11-24 | Yazaki Corp | Lamp system disconnection detector |
| KR0161252B1 (en) * | 1995-12-21 | 1998-12-15 | 배순훈 | Fuse checking apparatus for telemetry |
| KR200287578Y1 (en) * | 2002-05-29 | 2002-08-30 | 한국항공우주연구원 | a |
-
2011
- 2011-10-07 KR KR1020110102177A patent/KR101310117B1/en active IP Right Grant
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR0161252B1 (en) * | 1995-12-21 | 1998-12-15 | 배순훈 | Fuse checking apparatus for telemetry |
| JPH10300393A (en) * | 1997-04-21 | 1998-11-13 | Japan Radio Co Ltd | Projectile launcher and method for judging separation of projectile |
| JPH10309986A (en) * | 1997-05-09 | 1998-11-24 | Yazaki Corp | Lamp system disconnection detector |
| KR200287578Y1 (en) * | 2002-05-29 | 2002-08-30 | 한국항공우주연구원 | a |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| KR20130037765A (en) | 2013-04-17 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4738133A (en) | Vehicular testing system | |
| KR101310117B1 (en) | Separation time confirmation apparatus and method of projectile separation system | |
| EP0685700B1 (en) | Missile simulator apparatus | |
| CN101357688B (en) | Improved emergency beacon | |
| EP1626246B1 (en) | Networked electronic ordnance system | |
| KR101401295B1 (en) | Satellite test apparatus | |
| US10563967B2 (en) | Electronic detonator initiation | |
| US20140142788A1 (en) | System and method for providing accuracy in airdrop missions | |
| US8352184B2 (en) | Message formatting system to improve GPS and IMU positional reporting for a vehicle | |
| US3830103A (en) | Rain impact gage | |
| US20090267799A1 (en) | Arrangement of a recorder for an aircraft more particularly adapted to the general aviation | |
| US4819216A (en) | Integrated hydrophone preamplifier telemetry assembly | |
| CN103823174B (en) | The detecting system of carrier rocket electric detonation circuit | |
| KR20050095329A (en) | System for on-board decentralized data acquisition with the star network, the method thereof | |
| Sajin et al. | A Miniaturised Low-Cost Telemetry System for Small Satellite Launch Vehicles | |
| US4119913A (en) | Projectile in-bore memory system | |
| WO2001088658A3 (en) | Piezoelectric cable sensor having remote monitoring self test capability | |
| US20210144854A1 (en) | Data acquisition device for the instrumentation of a structure | |
| GB2455490A (en) | Military aircraft bomb arming system | |
| US20180128785A1 (en) | Interface for a measuring transducer | |
| US10109893B2 (en) | System and corresponding method for managing a battery comprising a plurality of battery cells | |
| KR102021591B1 (en) | High-frequency sensor for digital signal output and the operation method | |
| CN116989621B (en) | Carrier rocket separation test system and method | |
| KR100372607B1 (en) | a | |
| Pathak et al. | Design and implementation of flight computer for sounding rockets-s3fc |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A201 | Request for examination | ||
| E902 | Notification of reason for refusal | ||
| E701 | Decision to grant or registration of patent right | ||
| GRNT | Written decision to grant | ||
| FPAY | Annual fee payment |
Payment date: 20160901 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Annual fee payment |
Payment date: 20170904 Year of fee payment: 5 |
|
| FPAY | Annual fee payment |
Payment date: 20180904 Year of fee payment: 6 |