KR101420299B1 - 관성 모멘트를 이용하여 자세를 안정화하는 미사일 기만기 및 이의 운용 방법 - Google Patents

관성 모멘트를 이용하여 자세를 안정화하는 미사일 기만기 및 이의 운용 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 관성 모멘트를 이용하여 자세를 안정화하는 미사일 기만기 및 이의 운용 방법를 제공한다. 본 발명의 미사일 기만기는 원통형 기체, 상기 기체의 후단부에 배치되며, 상기 기체의 추력을 제공하는 추력부, 상기 기체의 선단부에 배치되고, 상기 기체의 자세를 안정화하기 위해 관성 모멘트를 발생하는 관성 모멘트 발생부, 상기 기체 내부에 배치되어 상대방 미사일의 주파수 신호를 수신하고 수신한 주파수 신호를 증폭하여 송신하는 기만부, 상기 기체 내부에 배치되고, 복수개의 센서를 구비하여 자세 제어비행을 위한 자세 정보를 획득하는 관성측정부 및 상기 자세 정보를 수신하여 상기 추력부와 상기 기만부를 제어하는 제어부를 포함한다.

Description

관성 모멘트를 이용하여 자세를 안정화하는 미사일 기만기 및 이의 운용 방법{MISSILE DECOY FOR STABILIZATION USING MOMENT OF INERTIA AND OPERATION METHOD OF IT}
본 발명은 미사일 기만기 및 이의 운용 방법에 관한 것으로, 더욱 상세하게는, 관성 모멘트를 이용하여 자세를 안정화할 수 있는 제트 엔진 추력 미사일 기만기 및 이의 운용 방법에 관한 것이다.
미사일 기만기란, 함정이나 군사기지가 미사일 공격을 받을 경우 공중으로 발사되어 상대방의 미사일을 다른 곳으로 유도하거나 목표물을 오인하도록 기만하기 위한 것이다.
이러한 미사일 기만기는 상대방의 미사일이 발사되어 본 함을 향해 날라오면 발사된 미사일을 탐지하여 본 함에서 발사된 이후, 상대방의 미사일을 기만하는 RF 주파수를 상대방 미사일에 송출하여 미사일 기만기를 본 함으로 오인하게 만들어 본 함을 보호하게 한다. 이때, 미사일 기만기는 본 함 근처에서 발사되어 상대방의 미사일을 기만하기 위하여 본 함의 옆을 이동하면서 상대방의 미사일을 유도한다.
미사일 기만기는 미사일이 감지되면, 발사되어 지상 또는 해상 선상에서 지정된 목표고도에서 체류하며 미사일을 유도한다. 따라서 미사일 기만기는 빠르게 목표 위치에 도달하고, 목표 위치에 도달한 이후에는 안정적으로 자세를 유지할 수 있어야 한다.
대한민국 등록특허 제10-1159648호(2012.06.25. 공고, 이하, 본 문헌이라 한다)에서는 제트엔진이 탑재된 미사일 기만기를 기재하고 있다. 본 문헌의 미사일 기만기는 기체 후단에 설치된 제트엔진에서 토출되는 고속의 제트 기류를 통해 추력을 얻는다. 또한, 제트엔진에서 분사되는 공기의 방향을 변화시켜 비행방향을 조절하게 구성된다.
그러나 블레이드를 회전하여 이용하여 양력을 발생하는 로터 방식의 미사일 기만기와 달리 제트 엔진 추력 미사일 기만기는 기체 후단에 설치된 분사되는 공기의 방향을 변화시켜 비행방향이나 자세가 조절되기 때문에 정밀한 자세 제어나 방향 제어가 어려운 문제점이 있다.
특히 제트 엔진을 주 추력발생장치로 사용하여 특정 고도에서 체공 또는 수평비행을 하는 미사일 기만기(비행체)는 지상과는 달리 갑자기 불어오는 돌풍에 노출되는 경우가 많다. 일반적으로 제트 엔진을 사용하는 비행체는 대기가 안정된 상태에서 노즐을 통하여 제트 엔진으로부터 토출되는 고압의 연소가스의 방향을 제어하여 자세를 안정시킬 수 있으나, 해상과 같이 돌풍이 잦은 환경에서 비행시에 순간 돌풍에 의해 비행체가 특정 각도 이상으로 기울어지거나 짧은 시간에 자세가 불안정해지면, 노즐 방향 제어를 통한 자세 회복이 불가능하게 된다.
미사일 기만기는 접근하는 적의 미사일로부터 아군 함정의 RCS(유효 단면적)보다 큰 기만신호를 송신하므로써 미사일을 유인하여 함정을 보호한다. 기만기는 제한된 자원을 효과적으로 사용하기 위해 작은 안테나 빔폭으로 기만신호를 송신하여야 하므로 송신안테나의 지향성이 매우 중요하다.
따라서 돌풍에 의해 기만기의 자세가 불안정하여 추락 등으로 인한 손실 또는 안테나의 송신 방향이 미사일 접근방향에서 이탈하거나 할 경우, 기만 효과는 감소하고 아군 함정이 미사일의 표적이 될 수 있다.
대한민국 등록특허 제10-1159648호(2012.06.25. 공고)
본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위한 것으로, 회전 바 등을 이용하여 관성 모멘트를 발생함으로써, 자세를 안정화할 수 있는 제트 엔진 추력 미사일 기만기 및 이의 운용 방법를 제공하는 것을 그 목적으로 한다.
상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 일 예에 따른 미사일 기만기는 원통형 기체; 상기 기체의 후단부에 배치되며, 상기 기체의 추력을 제공하는 추력부; 상기 기체의 선단부에 배치되고, 상기 기체의 자세를 안정화하기 위해 관성 모멘트를 발생하는 관성 모멘트 발생부; 상기 기체 내부에 배치되어 상대방 미사일의 주파수 신호를 수신하고 수신한 주파수 신호를 증폭하여 송신하는 기만부; 상기 기체 내부에 배치되고, 복수개의 센서를 구비하여 자세 제어비행을 위한 자세 정보를 획득하는 관성측정부; 및 상기 자세 정보를 수신하여 상기 추력부와 상기 기만부를 제어하는 제어부;를 포함한다.
상기 추력부는 고속 제트 기류를 토출하여 상기 추력을 발생하는 제트 엔진으로 구현되는 것을 특징으로 한다.
상기 관성 모멘트 발생부는 상기 제어부의 제어에 따라 구동되는 모터; 상기 모터의 구동에 따라 회전하는 로터; 및 상기 로터에 일단 연결되는 복수개의 바; 를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 복수개의 바는 상기 접이식으로 구현되고, 상기 로터의 회전에 따라 발생하는 원심력에 의해 전개되는 것을 특징으로 한다.
상기 제어부는 상기 기체의 자세를 안정화하기 위해 상기 복수개의 바의 회전에 따라 발생하는 토크를 상쇄하도록 상기 추력부의 추력 방향을 제어하는 것을 특징으로 한다.
상기 미사일 기만기는 상기 기체 후단에 배치되고, 상기 미사일 기만기가 발사대로부터 발사된 후 추진제를 연소하여 상기 미사일 기만기의 추력을 제공하며, 상기 추진제가 완전 연소되거나, 목표 고도에 도달되면, 상기 기체로부터 분리되는 부스터; 및 상기 부스터의 추력에 의해 비행하는 미사일 기만기의 자세가 안정되도록 하는 복수개의 안정화 날개; 를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 일 예에 따른 미사일 기만기의 운용 방법은 원통형 기체, 상기 기체의 후단부에 배치되고 고속 제트 기류를 토출하여 추력을 발생하는 추력부, 상기 기체의 선단부에 배치되고, 모터와 상기 모터에 의해 회전하는 로터 및 상기 로터에 일단이 연결되는 복수개의 바를 구비하는 관성 모멘트 발생부, 기만부, 관성측정부 및 제어부를 포함하는 미사일 기만기의 운용 방법에 있어서, 상기 제어부가 발사통제장치로부터 통제명령, 제어데이터 및 상기 관성측정부의 초기 위치 정보를 수신하고, 상기 추력부를 제어하여 상기 미사일 기만기를 상기 발사대로부터 발사시키는 단계; 상기 제어부가 상기 관성 모멘트 발생부의 모터를 구동하여 상기 로터를 회전시켜 관성 모멘트를 발생시키는 단계; 상기 기만부가 상대방 미사일로부터 송출되는 상기 RF주파수를 수신하고 증폭하여 다시 상대방 미사일로 기만신호를 송신하여 미사일을 기만하는 단계;를 포함한다.
상기 미사일 기만기의 운용 방법은 상기 관성 모멘트를 발생시키는 단계 이후, 상기 제어부가 상기 기체의 자세를 안정화하기 위해 상기 복수개의 바의 회전에 따라 발생하는 토크를 상쇄하도록 상기 추력부의 추력 방향을 제어하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 발사시키는 단계는 상기 미사일 기만기가 상기 기체 후단에 부스터를 구비하는 경우, 상기 제어부가 부스터를 점화하여 상기 부스터의 추진제를 연소하여 1차 추력을 발생하는 단계; 상기 제어부가 상기 추진제가 완전 연소되거나, 목표 고도에 도달되면, 상기 부스터를 상기 기체로부터 분리하는 단계; 및 상기 추력부를 구동하여 2차 추력을 발생하는 단계; 를 포함하는 것을 특징으로 한다.
따라서, 본 발명의 관성 모멘트를 이용하여 자세를 안정화하는 미사일 기만기 및 이의 운용 방법은 급격한 자세 변화에 대응하기 어려운 제트 추력 엔진을 사용하는 미사일 기만기의 상단부에 바를 구비하고, 회전시켜 관성 모멘트를 발생시킴으로써, 기만기의 자세가 안정되도록 한다. 그러므로 공중이나 해상에서 자주 발생하는 돌풍에도 강인한 자세 제어가 가능하여, 추락 등에 의한 손실을 방지하고, 미사일 기만 효과의 신뢰도를 높일 수 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 미사일 기만기를 나타낸다.
도 2는 도 1에서 도시한 기만부의 일예를 나타낸다.
도 3은 본 함에서 발사되는 기만기를 도시한 도면이다.
도 4는 배꼽커넥터의 일예를 나타낸다.
도 5는 본 발명의 일실시예에 따른 미사일 기만기의 운용방법을 나타낸다.
이하, 본 발명의 바람직한 실시예를 첨부된 도면들을 참조하여 상세히 설명한다. 우선 각 도면의 구성 요소들에 참조 부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성 요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 가지도록 하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 이하에서 본 발명의 바람직한 실시예를 설명할 것이나, 본 발명의 기술적 사상은 이에 한정하거나 제한되지 않고 당업자에 의해 변형되어 다양하게 실시될 수 있음은 물론이다.
도 1은 본 발명의 바람직한 일 실시예에 따른 미사일 기만기를 도시한 도면이다. 이러한, 도 1은 본 발명을 개념적으로 명확히 이해하기 위하여, 주요 특징 부분만을 명확히 도시한 것이며, 그 결과 도해의 다양한 변형이 예상되며, 도면에 도시된 특정 형상에 의해 본 발명의 범위가 제한될 필요는 없다.
도 1을 참조하면, 본 발명의 바람직한 일 실시예에 따른 미사일 기만기(10)는 기체(100), 관성 모멘트 생생부(200), 추력부(300), 기만부(400, 관성측정부(500) 및 제어부(600)를 포함할 수 있다.
기체(100)는 공기 저항을 최소화하기 위해 표면이 매끈하고 길이 방향으로 원통형 길게 형성되며, 기체(100)의 후단에는 캐니스터 또는 발사대에서 발사되기 위한 추진력을 제공하는 부스터(1)가 결합될 수 있다. 부스터(1)는 발사대(관)에서 발사 후 목표 고도까지 신속하게 도달하도록 추력을 제공한다. 부스터(1)는 일예로 고체 연료 추진기로 구현될 수 있으며, 연료인 추진체가 완전 연소되면, 미사일 기만기의 무게를 줄이기 위해 기체(100)로부터 분리될 수 있다. 또한, 기체(100)의 후단에는 복수개의 안정화 날개가 설치될 수 있다. 안정화 날개(2)는 부스터(1)의 추력에 의해 미사일 기만기가 비행할 때, 자세를 안정되게 제어해주도록 한다. 안정화 날개(2)는 미사일 기만기가 발사되기 전 발사관(대) 내부에 수납된 상태에서는 원통형 기체(1)에 밀착되도록 접혀있다가 발사관(대)을 이탈하면 자동으로 전개되도록 구현될 수 있다. 그리고 안정화 날개(2)는 미사일 기만기가 부스터(1) 추력에 의한 비행시에 안정화시키는 것이 목적이므로, 부스터(1)가 분리되는 경우에 함께 분리되어야 한다. 이는 부스터(1)가 분리된 후, 제트 엔진 기반의 추력부(300)의 추력에 의해 미사일 기만기가 비행할 때, 안정화 날개(2)는 미사일 기만기가 바람의 영향을 많이 받도록 하여 자세 안정화에 장애가 되기 때문이다. 따라서 안정화 날개(2)는 부스터(1)가 분리될 때 함께 기체에서 분리될 수 있도록 부스터(1)에 결합되는 구조를 갖는 것이 바람직하다.
그리고 기체(100)에는 사전 발사통제장치로부터 통제명령, 제어데이터 및 관성측정장치(Inertial Measurement Unit : IMU)의 초기 위치 정보를 수신하고, 전원을 공급받고, 발사명령 수신 후 미사일 기만기가 발사 되는 경우에는 발사관(대)와의 분리가 용이한 배꼽커넥터 모듈(미도시)을 포함할 수 있다. 미사일 기만기는 통상적으로 전원 오프 상태로 유지되고, 발사되기 직전에 전원이 공급된다. 그러나 전원이 인가된 후, 미사일 기만기의 각종 장치들, 특히 IMU 위치 정보 등을 판별하기에는 초기 구동 시간을 필요로 한다. 이러한 초기 구동 시간은 미사일을 탐지후 긴급하게 발사되어야 하는 미사일 기만기의 목적에 치명적인 장애가 될 수 있다. 이에 미사일 기반기는 배꼽커넥터 모듈을 구비하여 초기 구동 시간을 최소화 할 수 있도록 함으로써 빠른 발사가 가능하도록 한다.
추력부(300)는 기체(100)의 후단부에 배치되어 미사일 기만기가 비행할 수 있도록 추력을 제공하며, 본 발명의 미사일 기만기에서 추력부(300)는 제트 엔진으로 구현될 수 있다. 추력부(300)는 미사일 기만기에 추력을 제공하는 유일한 장치일 수도 있으나, 부스터(1)과 함께 구비될 수도 있다. 미사일 기만기에 부스터(1)가 구비된 경우에는, 부스터(1)가 완전 연소되어 분리된 후 추력을 제공하도록 구현될 수 있다. 부스터(1)과 추력부(300)가 함께 제공되는 경우, 1차 추력은 부스터(1)가 공급하고, 2차 추력은 추력부(300)가 제공하는 2단 추력 미사일 기만기로 구현될 수 있다. 그리고 상기한 바와 같이, 제트 엔진은 고속의 제트 기류를 토출하여 비행 및 자세 제어가 가능하다. 그러나 제트 엔진 추력부(300) 상기한 바와 같이 돌풍과 같이 급격한 풍향의 변화에 대응이 어렵다는 문제가 있다. 이는 블레이드를 회전시킴으로써 양력을 발생하는 로터 방식의 추력 장치에 대해 제트 엔진 추력부(300)를 구비하는 미사일 기만장치의 가장 큰 문제점으로 지적되고 있다.
관성 모멘트 발생부(200)는 기체(100)의 선단부에 배치되고, 로터와 로터를 회전시키는 모터(또는 엔진) 및 로터에 연결된 복수개의 바를 구비한다. 관성 모멘트 발생부(200)는 모터를 구동하여 로터와 로터에 연결된 복수개의 바를 회전시킴으로써, 미사일 기만기에 관성 모멘트를 발생 시킨다. 관성 모멘트는 회전축을 중심으로 회전하는 물체가 계속해서 회전을 지속하려고 하는 성질을 의미하는 것으로 관성 모멘트 발생부(200)에 의해 관성 모멘트가 발생되면, 외력(예를 들면 풍력)에 대응하여 균일한 자세를 유지하려는 힘이 발생하기 때문에 미사일 기만기의 자세가 안정화된다. 즉 미사일 기만기의 자세를 안정화 시킬 수 있다. 다만, 관성 모멘트 발생부(200)에 의해 복수개의 바가 회전하게 되면, 작용-반작용 법칙에 의해 미사일 기만기 자체가 복수개의 바의 회전 방향에 반대 방향으로 회전하게 된다. 따라서 미사일 기만기의 자세를 안정화하기 위해서는 모멘트 발생부(200)의 복수개의 바의 회전에 의해 발생하는 토크를 상쇄해야한다. 복수개의 바의 회전에 의해 발생하는 토크는 돌풍과 같은 급격한 변화가 아니므로, 추력부(200)에서 추력 방향을 조절하여 토크를 상쇄할 수 있다. 여기서 복수개의 바는 미사일 기만기의 자세가 안정되도록 원통형 기체의 중심을 기준으로 대칭으로 배치되어야 한다. 그리고 복수개의 바의 길이나 굵기는 미사일 기만기의 형상 및 무게에 대응하는 관성 모멘트를 생성할 수 있도록 변경될 수 있다. 또한 복수개의 바는 안정화 날개(2)와 마찬가지로 미사일 기만기가 발사되기 전 발사관(대) 내부에 수납된 상태에서는 원통형 기체(1)에 밀착되도록 접혀있다가 발사관(대)을 이탈하면 전개되도록 구현될 수 있다. 여기서 복수개의 바는 로터가 구동되어 회전하게 되면, 원심력에 의해 자동으로 전개될 수 있다.
본 발명에서 관성 모멘트 발생부(200)는 양력을 획득하기 위해 복수개의 블레이드를 구비하는 로터 방식 미사일 기만기와 달리, 제트 엔진으로 구현되는 추력부(300)에서 출력을 제공하고, 관성 모멘트 발생부(200)는 단순히 관성 모멘트만을 발생하는 것을 목적으로 하므로, 블레이드가 아닌 바 형태로 구현되는 것이 바람직하다. 또한 로터 방식의 미사일 기만기의 경우에는 블레이드의 회전으로 미사일 기만기의
만일 관성 모멘트 발생부(200)가 블레이드를 구비하게 되면, 바람의 영향을 크게 받는 블레이드의 특성상, 오히려 미사일 기만기의 자세 제어에 어려움이 발생할 수 있다. 즉 본 발명의 관성 모멘트 발생부(200)는 바람의 영향을 최소화하고, 관성 모멘트를 생성할 수 있도록 복수개의 바를 구비한다.
기만부(400는 기체(100) 내부에 배치되어 상대방 미사일의 주파수 신호를 수신하고 수신한 주파수 신호를 증폭하여 상대방 미사일로 송신함으로써, 미사일을 유도한다.
관성측정부(500)는 콤파스 센서, 자이로스코프센서, GPS 등의 복수개의 센서를 구비하여 미사일 기만기의 자세 제어 및 특정 방향으로의 비행을 위한 자세 정보를 획득한다.
제어부(600)는 미리 설정된 비행프로파일데이터와 관성측정부(500)로부터 수신된 자세 정보에 따라 미사일 기만기의 자세를 안정화하기 위해 추력부(300)와 관성 모멘트 발생부(200)를 제어한다.
제어부(600)는 미리 설정된 비행프로파일데이터와 관성측정부(500)에서 측정된 기체(100)의 현재 자세, 방향 및 위치 중 적어도 어느 하나에 대한 실시간 데이터와 비교하여 오차를 산출하고 산출된 오차를 보상하도록 추력부(200)와 관성 모멘트 발생부(200)를 제어할 수 있다. 구체적으로, 제어부(600)는 관성측정부(500)를 통하여 자세 정보를 받아 실시간적으로 비행체 자세, 방향, 위치를 계산할 수 있다. 또한 관성 모멘트 발생부(200)의 로터의 회전 속도를 계산할 수 있다. 그리고 제어부(600)는 발사전 장입된 초기 위치 정보를 기준으로 발사 후 실시간적으로 계산되는 자세, 방향, 위치 정보와 비행프로파일 정보를 비교하여 오차값을 산출하고 추진부(300)의 추력 세기와 방향 제어하여 비행프로파일에 따라 비행하게 된다.
또한, 기만부(400에는 지향성 안테나와 상대방 미사일의 탐색하는 미사일 탐색부 구비하고, 제어부(600)는 미사일 탐색부에서 측정된 상대방 미사일의 위치정보에 기초하여 상대방 미사일 방향으로 지향성 안테나의 지향 방향을 조절할 수 있다. 이에, 송수신 안테나조립체의 구조를 단순화 시킬 수 있으며, 미사일 기만기의 중량을 감량함으로써, 미사일 기만기의 체공시간, 기동특성을 향상시킬 수 있다.
도 2는 도 1에서 도시한 기만부의 일예를 나타낸다.
기만부(400는 기체(100) 내부에 배치되어 상대방 미사일의 주파수 신호를 수신하고 수신한 주파수 신호를 증폭하여 송신하는 장치이다. 도 2를 참조하면, 기만부(400는 수신안테나, 수신기, 제어기, 신호발생기, 고주파증폭기 및 송신안테나를 포함할 수 있다.
여기서, 수신안테나는 접근하는 미사일의 탐색기신호를 수신하여 수신기로 전송할 수 있다. 지상으로부터 떨어져 특정고도의 공중에서 체공하며 동작하는 기만기의 경우 자세제어의 어려움과 미사일이 여러 각도에서 접근할 시 신호수신을 용이하게 하기 위해 회전형 안테나를 적용할 수 있다.
수신기는 수신안테나를 이용하여 고주파 신호를 수신한 후 신호분석이 용이하도록 낮은 주파수 대역으로 변환한 후 수신신호에 대한 주파수, 신호세기, 도착시간, 펄스폭과 같은 신호변수들을 측정하고 펄스 상세 정보를 생성하여 제어기로 전송할 수 있다.
제어기는 기만부(400의 동작을 제어하고 수신기로부터 수신한 펄스상세정보와 사용자에 의해 입력/저장된 위협정보와 비교하여 어떤 위협인지 식별한 후 식별된 위협에 대해 최적인 재밍기법을 선택한다. 제어기는 펄스상세정보를 근거로 미사일탐색기의 다음번 펄스가 수신되는 시점을 예측하여 기법발생 제어신호를 신호발생기로 전송할 수 있다. 신호수신감도 및 송신출력을 높이기 위해 회전형 수신 또는 송신안테나를 기만기에 적용할 경우에는 안테나 지향방향 명령을 안테나제어기로 전송하여 미사일 접근방향으로 안테나를 지향하도록 제어한다.
신호발생기는 제어기로부터 입력되는 기법발생 제어신호에 따라 고주파 재밍신호를 발생하여 고주파증폭기로 전송할 수 있다.
산호발생기에서 발생하는 재밍신호는 미사일을 기만하거나 유인하기에 낮은 출력이기 때문에 함정으로부터 반사되는 미사일탐색기 신호세기 보다 크게 하여 보다 더 효과적으로 상대방 미사일을 기만하기 위해 고주파증폭기를 이용하여 신호를 증폭한 후 송신안테나로 전송할 수 있다.
송신안테나는 고주파증폭기에서 증폭된 재밍신호를 자유공간상으로 송신할 수 있다. 효과적으로 미사일을 재밍하기 위해 높은 이득을 가지는 지향성 안테나를 적용하여 미사일접근 방향으로 송신할 수 있도록 회전형 구조를 가질 수 있다. 회전형 구조일 경우 제어기로부터 입력되는 제어신호를 받아 안테나 구동모터를 제어할 수 있다.
도 3은 본 함에서 발사되는 기만기를 도시한 도면이다.
도 3을 참조하면, 상대방 미사일(M)로부터 송출되는 RF주파수가 수신되면 기만부(400에서 상대방 미사일(M)이 송출하는 RF주파수 신호를 증폭시킨 RCS값의 기만신호를 상대방 미사일(M)로 송출시키면서 전함이나 군기지로부터 멀리 날아가게 되며 이를 목표물로 오인한 상대방 미사일(M)이 미사일 기만기(10)측으로 비행을 하게 되면 본 함이나 군기지는 위험에서 벗어나게 된다.
도 4는 배꼽커넥터의 일예를 나타낸다.
배꼽커넥터(700)는 미사일 기만기가 밀폐된 발사관(C)에 장입되어 발사대에 장착되어 있을 때, 기만기 발사통제기로부터 제어 명령 및 초기 비행프로파일 데이터 수신, 기만기 상태정보를 발사통제기로 전송하기 위한 통신기능을 제공하고, 발사관(C)내 장착시 전원을 공급받기 위한 장치이다.
배꼽커넥터(700)는 발사 명령에 따라 미사일 기만기가 발사관(C)으로부터 이탈시 쉽게 분리되는 구조를 가져야 한다. 배꼽커넥터(700)를 통해 미사일 기만기가 발사통제기로부터 함정 자세정보(롤, 피치, 속도, 함수방향 등), 함정에 탑재된 전자전장비가 탐지한 위협정보(주파수, 펄스반복률, 신호도래각(AOA) 등) 데이터 및 기상정보(풍향, 풍속, 기온 등)를 수신한다. 또한, 미사일 기만기는 발사통제기로 미사일 기만기의 정상동작 유무에 대한 상태정보를 전송하여 발사 가능한 상태임을 알릴 수 있다.
도 5는 본 발명의 일실시예에 따른 미사일 기만기의 운용방법을 나타낸다.
도 5를 참조하면, 본 발명의 미사일 기만기 운용방법은 우선 본 함에서 상대방 미사일이 탐지되는지 판별한다(S10). 만일 상대방 미사일이 탐지되면, 본함은 미사일 기만기를 발사한다(S20). 이때 배꼽커넥터(700)를 통해 전원을 공급받고, 사전 발사통제장치로부터 통제명령, 제어데이터 및 관성측정장치의 초기 위치 정보를 수신하는 초기 구동 동작이 수행될 수 있다. 이후, 부스터(1)가 존재하면, 부스터(1)의 연료가 완전 연소하거나, 미사일 기만기가 목표 고도에 도달하는지 판별한다(S30). 만일 부스터(1)의 연료가 완전 연소하거나, 미사일 기만기가 목표 고도에 도달한 것으로 판별되면, 부스터(1)를 분리한다(S40). 이후 미사일 기만기는 제트 엔진 기반의 추력부(300)를 구동하여 추력을 획득한다(S50). 만일 부스터 부스터가 존재하지 않는다면, 부스터 동작 단계들은 생략되고, 발사와 동시에 바로 추력부(300)가 구동하여 미사일 기만기의 추력을 확보할 수 있다.
그리고 추력부(300)가 구동되면, 관성 모멘트 발생부(200)를 구동시킨다(S60). 즉 관성 모멘트 발생부의 로터를 회전시켜, 복수개의 바가 회전하도록 한다.
다음으로, 상대방 미사일(M)로부터 송출되는 RF주파수를 수신하고 증폭하여 다시 상대방 미사일로 기만신호를 송신하여 미사일을 기만시킨다(S70).
결과적으로 본 발명의 미사일 기만기 및 미사일 기만기의 운용 방법은 제트 엔진 기반으로 추력을 획득하는 미사일 기만기에 관성 모멘트 발생부를 추가함으로써, 돌풍과 같이 갑작스런 바람의 변화에도 미사일 기만기가 안정적인 자세를 유지할 수 있도록 함으로써, 미사일 기만기의 신뢰도를 높일 수 있다.
이상의 설명은 본 발명의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위 내에서 다양한 수정, 변경 및 치환이 가능할 것이다. 따라서, 본 발명에 개시된 실시예 및 첨부된 도면들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예 및 첨부된 도면에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.

Claims (10)

  1. 원통형 기체;
    상기 기체의 후단부에 배치되며, 상기 기체의 추력을 제공하는 추력부;
    상기 기체의 선단부에 배치되고, 상기 기체의 자세를 안정화하기 위해 관성 모멘트를 발생하는 관성 모멘트 발생부;
    상기 기체 내부에 배치되어 상대방 미사일의 주파수 신호를 수신하고 수신한 주파수 신호를 증폭하여 송신하는 기만부;
    상기 기체 내부에 배치되고, 복수개의 센서를 구비하여 자세 제어비행을 위한 자세 정보를 획득하는 관성측정부; 및
    상기 자세 정보를 수신하여 상기 추력부와 상기 기만부를 제어하는 제어부;를 포함하고,
    상기 관성 모멘트 발생부는
    상기 제어부의 제어에 따라 구동되는 모터;
    상기 모터의 구동에 따라 회전하는 로터; 및
    상기 로터에 일단 연결되는 복수개의 바; 를 포함하는 것을 특징으로 하는 미사일 기만기.
  2. 제1 항에 있어서, 상기 추력부는
    고속 제트 기류를 토출하여 상기 추력을 발생하는 제트 엔진으로 구현되는 것을 특징으로 하는 미사일 기만기.
  3. 삭제
  4. 제1 항에 있어서, 상기 복수개의 바는
    접이식으로 구현되고, 상기 로터의 회전에 따라 발생하는 원심력에 의해 전개되는 것을 특징으로 하는 미사일 기만기.
  5. 제4 항에 있어서, 상기 제어부는
    상기 기체의 자세를 안정화하기 위해 상기 복수개의 바의 회전에 따라 발생하는 토크를 상쇄하도록 상기 추력부의 추력 방향을 제어하는 것을 특징으로 미사일 기만기.
  6. 제5 항에 있어서, 상기 미사일 기만기는
    상기 기체 후단에 배치되고, 상기 미사일 기만기가 발사대로부터 발사된 후 추진제를 연소하여 상기 미사일 기만기의 추력을 제공하며, 상기 추진제가 완전 연소되거나, 목표 고도에 도달되면, 상기 기체로부터 분리되는 부스터; 및
    상기 부스터의 추력에 의해 비행하는 미사일 기만기의 자세가 안정되도록 하는 복수개의 안정화 날개; 를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 미사일 기만기.
  7. 원통형 기체, 상기 기체의 후단부에 배치되고 고속 제트 기류를 토출하여 추력을 발생하는 추력부, 상기 기체의 선단부에 배치되고, 모터와 상기 모터에 의해 회전하는 로터 및 상기 로터에 일단이 연결되는 복수개의 바를 구비하는 관성 모멘트 발생부, 기만부, 관성측정부 및 제어부를 포함하는 미사일 기만기의 운용 방법에 있어서,
    상기 제어부가 발사통제장치로부터 통제명령, 제어데이터 및 상기 관성측정부의 초기 위치 정보를 수신하고, 상기 추력부를 제어하여 상기 미사일 기만기를 발사대로부터 발사시키는 단계;
    상기 제어부가 상기 관성 모멘트 발생부의 모터를 구동하여 상기 로터를 회전시켜 관성 모멘트를 발생시키는 단계;
    상기 기만부가 상대방 미사일로부터 송출되는 RF주파수를 수신하고 증폭하여 다시 상대방 미사일로 기만신호를 송신하여 미사일을 기만하는 단계;를 포함하는 미사일 기만기의 운용 방법.
  8. 제7 항에 있어서, 상기 복수개의 바는
    접이식으로 구현되고, 상기 로터의 회전에 따라 발생하는 원심력에 의해 전개되는 것을 특징으로 하는 미사일 기만기의 운용 방법.
  9. 제7 항에 있어서, 상기 미사일 기만기의 운용 방법은
    상기 관성 모멘트를 발생시키는 단계 이후, 상기 제어부가 상기 기체의 자세를 안정화하기 위해 상기 복수개의 바의 회전에 따라 발생하는 토크를 상쇄하도록 상기 추력부의 추력 방향을 제어하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 미사일 기만기의 운용 방법.
  10. 제7 항에 있어서, 상기 발사시키는 단계는
    상기 미사일 기만기가 상기 기체 후단에 부스터를 구비하는 경우, 상기 제어부가 부스터를 점화하여 상기 부스터의 추진제를 연소하여 1차 추력을 발생하는 단계;
    상기 제어부가 상기 추진제가 완전 연소되거나, 목표 고도에 도달되면, 상기 부스터를 상기 기체로부터 분리하는 단계; 및
    상기 추력부를 구동하여 2차 추력을 발생하는 단계; 를 포함하는 것을 특징으로 하는 미사일 기만기의 운용 방법.
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