KR101420310B1 - 미사일 기만기 - Google Patents

Abstract

본 발명은 기체; 상기 기체의 선단에 배치되며, 접이식 제1 로터와 상기 제1 로터를 회전시키는 모터부를 포함하는 추력부; 상기 기체의 후단에 배치되며, 접이식 제2 로터를 포함하는 토크상쇄부; 상기 기체 내부에 배치되어 상대방 미사일의 주파수 신호를 수신하고 수신한 주파수 신호를 증폭하여 송신하는 기만장치; 상기 기체 내부에 배치되는 관성측정부;및 상기 추력부와 상기 토크상쇄부를 제어하는 제어부를 포함하는 미사일 기만기를 제공하여, 기체의 상단에 형성된 로터블레이드를 포함하는 추력부와 기체의 하단에 형성된 테일붐을 포함하는 토크상쇄부를 구비하여, 제트엔진을 사용하는 기체보다 최대출력을 낼 때까지의 반응시간이 짧으며, 제작성이 용이하고, 비용을 절감할 수 있는 유리한 효과를 제공한다. 또한, 고체추진 방식보다 비용, 제작성, 재활용성 등에서 큰 이점을 가지며, 다른 기체보다 소형으로 제작될 수 있는 장점이 있다.

Description

미사일 기만기{Missile Decoy}

본 발명은 미사일 기만기에 관한 것으로, 더욱 상세하게는, 로터를 통해 움직이는 미사일 기만기에 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.

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 이러한 미사일 기만기는 기체 후단에 설치된 분사되는 공기의 방향을 변화시켜 비행방향이나 자세가 조절되기 때문에 정밀한 자세 제어나 방향 제어가 어려운 문제점이 있다.

또한, 미사일을 효과적으로 기만하기 위해서는 발사초기 함정과 충분히 이격시킨 후 미사일 기만신호를 방사하기 위해 추진모터를 사용하여야 하지만 제트엔진형 기만기는 제트엔진 연소가스를 토출하기 위한 노즐이 기체후단에 장착되어야 하므로 추진모터를 장착하기 어려운 구조를 가진다.

대한민국 등록특허 제10-1159648호(2012.06.25. 공고)

이에, 본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위한 것으로, 보다 정밀한 자세제어나 방향제어가 가능한 기만기를 제공하는 것을 그 목적으로 한다.

상기 목적을 달성하기 위한 본 발명은, 기체와, 상기 기체의 선단에 배치되며, 접이식 제1 로터와 상기 제1 로터를 회전시키는 모터부를 포함하는 추력부와, 상기 기체의 후단에 배치되며, 접이식 제2 로터를 포함하는 토크상쇄부와, 상기 기체 내부에 배치되어 상대방 미사일의 주파수 신호를 수신하고 수신한 주파수 신호를 증폭하여 송신하는 기만장치와, 상기 기체 내부에 배치되는 관성측정부 및 상기 추력부와 상기 토크상쇄부를 제어하는 제어부를 포함하는 미사일 기만기를 제공할 수 있다.

바람직하게는, 로터는, 상기 모터부의 회전축에 연결되어 요잉방향으로 회전하는 로터허브조립체와, 상기 로터허브조립체에 피칭방향으로 접힘 가능하게 결합하는 로터블레이드와, 상기 모터부 위에 결합되는 작동기 조립체 및 상기 작동기 조립체 위에 결합되어 상기 로터블레이드의 컬렉티브 피치각과 사이클릭 피치각을 가변시키는 스와시 조립체를 포함할 수 있다.

바람직하게는, 상기 스와시 조립체는, 작동기 조립체에 고정되는 하부 스와시와 상기 하부 스와시에 회전 가능하게 결합하는 상부 스와시를 포함할 수 있다.

바람직하게는, 상기 로터블레이드와 연결되어, 선택적으로 상기 로터블레이드를 상기 기체에 고정시켜 잠금 하거나, 상기 로터블레이드가 전개되도록 잠금을 해제하는 다운락 장치를 더 포함할 수 있다.

바람직하게는, 상기 다운락 장치는, 상기 로터블레이드에 결합되는 락킹핀 브라켓과, 상기 기체에 결합된 락킹핀 하우징과, 상기 락킹핀 브라켓에 상기 락킹핀 하우징이 부착된 상태에서 상기 락킹핀 하우징에 삽입되어 상기 락킹핀 브라켓과 상기 락킹핀 하우징을 고정시키는 잠금핀과, 상기 락킹핀 하우징에 삽입되어 상기 잠금핀이 상기 락킹핀 하우징 밖으로 사출되도록 탄성력을 부여하는 탄성부재와, 상기 락킹핀 하우징에 회동 가능하게 결합되고 상기 잠금핀에 걸리도록 형성되어 선택적으로 상기 잠금핀을 구속하거나 해제하는 락킹레버를 포함하는 락킹부 및 상기 락킹레버와 연결되어 상기 락킹레버의 회동을 조절하는 작동부를 포함할 수 있다.

바람직하게는, 상기 로터블레이드의 개수만큼 복수 개의 상기 락킹부가 구비되고, 각각의 상기 락킹부의 락킹레버는 와이어로 연결되어 상기 작동부에 연동할 수 있다.

바람직하게는, 상기 로터블레이드와 상기 로터허브조립체 사이에는 상기 로터허브조립체의 단부에 힌지 결합하는 폴딩그립이 형성되고, 상기 로터허브조립체의 단부의 내부에는 길이 방향으로 확장 가능하게 형성되는 스프링핀이 설치되며, 상기 폴딩그립 내부에는 상기 로터블레이드가 전개되었을 때, 상기 스프링핀이 확장되어 삽입되는 삽입홀이 형성될 수 있다.

바람직하게는, 상기 폴딩 그립의 표면에는 상기 로터블레이드가 접힌 상태에서 상기 스프링핀의 단부와 접촉하는 라운드 형태의 접촉면을 포함하는 가압돌출부가 형성될 수 있다.

바람직하게는, 상기 제어부는 미리 설정된 비행프로파일데이터와 상기 관성측정부에서 측정된 상기 기체의 현재 자세, 방향 및 위치 중 적어도 어느 하나에 대한 실시간 데이터와 비교하여 오차를 산출하고 산출된 오차를 보상하도록 상기 모터부를 제어할 수 있다.

바람직하게는, 상기 제2 로터는 상기 기체에 결합하는 테일베이스와, 상기 테일베이스에 회동 가능하게 결합하는 한 쌍의 테일붐을 포함하는 테일붐 조립체 및 상기 테일붐 조립체 위에서 상기 기체에 결합하며, 상기 테일붐이 접힌 상태에서 상기 테일붐을 선택적으로 잠금 하거나 잠금 해제하는 테일붐업락조립체를 포함할 수 있다.

바람직하게는, 테일붐업락조립체는, 상기 기체에 결합하며 테일붐이 안착되는 안착홈이 형성된 고정벌크헤드와, 길이 방향으로 길게 형성되며, 상기 고정벌크헤드에 결합하는 베이스프레임과, 상기 베이스프레임에 결합하는 작동기와, 상기 작동기에 결합하여 회전하며, 상기 베이스프레임의 길이 방향 중심에 설치되는 작동기 혼과, 상기 베이스프레임의 양단에 회동 가능하게 결합하여 각각 테일붐과 걸림 가능하게 형성되는 한 쌍의 후크와, 상기 베이스프레임에 결합하고 상기 후크에 연결되어 상기 후크에 복원력을 제공하는 스프링을 탄성부재 및 상기 작동기 혼과 상기 후크와 연결하는 링크를 포함할 수 있다.

바람직하게는, 제어부는 미리 설정된 비행프로파일데이터와 상기 관성측정부에서 측정된 상기 기체의 현재 자세, 방향 및 위치 중 적어도 어느 하나에 대한 실시간 데이터와 비교하여 오차를 산출하고 산출된 오차를 보상하도록 상기 작동기를 제어할 수 있다.

바람직하게는, 상기 기만장치에는 지향성 안테나와 상대방 미사일을 탐색하는 미사일 탐색부를 구비하고, 상기 제어부는 상기 미사일 탐색부에서 측정된 상대방 미사일의 위치정보에 기초하여 상대방 미사일 방향으로 상기 지향성 안테나의 지향 방향을 조절할 수 있다.

본 발명의 일 실시예에 따르면, 기체의 상단에 형성된 로터블레이드를 포함하는 추력부와 기체의 하단에 형성된 테일붐을 포함하는 토크상쇄부를 구비하여, 제트엔진을 사용하는 기체보다 최대출력을 낼 때까지의 반응시간이 짧으며, 제작성이 용이하고, 비용을 절감할 수 있는 유리한 효과를 제공한다. 또한, 고체추진 방식보다 비용, 제작성, 재활용성 등에서 큰 이점을 가지며, 다른 기체보다 소형으로 제작될 수 있는 장점이 있다.

또한, 본 발명의 일 실시예에 따르면, 로터블레이드를 접이식으로 구비하고 로터블레이드를 선택적으로 전개하고 고정하는 다운락 장치를 포함하여, 안정적으로 로터블레이드를 작동시킬 수 있는 유리한 효과를 제공한다.

또한, 본 발명의 일 실시예에 따르면, 관성측정부를 통해 현재 기체의 비행방향과 자세를 측정하고, 제어부는 이를 기 설정된 비행프로파일과 비교하여 오차를 보상하도록 추력부와 토크상쇄부를 제어함으로써, 보다 정밀하게 기체의 비행방향이나 자세를 조절할 수 있는 유리한 효과를 제공한다.

또한, 본 발명의 일 실시예에 따르면, 발사 후, 테일붐을 자동으로 전개시키는 테일붐 조립체와 테일붐업락조립체를 포함함으로써, 추력부에서 발생하는 토크를 상쇄시키는 구성을 효과적으로 구성하여 보다 정밀하게 기체의 비행방향이나 자세를 조절할 수 있는 유리한 효과를 제공한다.

도 1은 본 발명의 바람직한 일 실시예에 따른 미사일 기만기를 도시한 도면,
도 2는 도 1에서 도시한 추력부를 도시한 도면,
도 3은 도 1에서 도시한 미사일 기만기의 로터허브조립체를 도시한 도면,
도 4는 로터그립의 스토퍼를 도시한 도면,
도 5는 로터그립에 힌지 결합하는 폴딩그립을 도시한 도면,
도 6은 로터그립과 폴딩그립을 고정하는 스프링핀을 도시한 도면,
도 7은 다운락 장치를 도시한 도면,
도 8은 로터블레이드와 테일붐이 접힌 상태의 미사일 기만기를 도시한 도면,
도 9는 도 1에서 도시한 추력부의 스와시 조립체를 도시한 도면,
도 10은 도 1에서 도시한 토크상쇄부를 도시한 도면,
도 11은 도 10에서 도시한 토크상쇄부의 분해도,
도 12는 도 10에서 도시한 토크상쇄부의 테일붐베이스를 도시한 도면,
도 13은 도 12에서 도시한 테일붐 조립체의 테일 프롭을 도시한 도면,
도 14는 도 10에서 도시한 토크상쇄부의 테일붐업락조립체를 도시한 도면,
도 15는 도 14에서 도시한 테일붐업락조립체의 분해도,
도 16은 추력부에서 발생하는 토크와 이를 상쇄하는 토크상쇄부의 토크를 도시한 도면,
도 17은 도 1에서 도시한 기만장치를 도시한 도면,
도 18은 제어부를 도시한 블록도,
도 19는 본 함에서 발사되는 미사일 기만기를 도시한 도면,
도 20은 본 함에서 발사되는 미사일 기만기의 운용과정을 도시한 도면,
도 21은 배꼽커넥터를 도시한 도면이다.

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)와, 추력부(200)와, 토크상쇄부(300)와, 기만장치(400)와, 관성측정부(500)와, 제어부(600)를 포함할 수 있다.

기체(100)는 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. 또한, 기체(100)의 후단에는 분리장치와 복수개의 안정화 날개가 설치될 수 있다. 그리고 기체(100)에는 사전 발사통제장치로부터 통제명령, 제어데이터 및 IMU 초기 위치 정보를 수신하고, 전원을 공급받고, 발사명령 수신 후 비행체가 발생될 시 발사관(대)와의 분리가 용이한 배꼽커넥터 모듈을 포함할 수 있다.

도 2는 도 1에서 도시한 추력부를 도시한 도면이다.

도 2를 참조하면, 추력부(200)는 기체(100)가 호버링(hovering)할 수 있도록 추력을 제공하는 역할을 한다. 이러한 추력부(200)는 제1 로터(210)와 모터부(220)를 포함할 수 있다. 제1 로터(210)는 로터허브조립체(211)와, 로터블레이드(212)와, 작동기 조립체(213)와, 스와시 조립체(214)를 포함할 수 있다.

도 3은 도 1에서 도시한 미사일 기만기의 로터허브조립체를 도시한 도면이고, 도 4는 로터그립의 스토퍼를 도시한 도면이다.

도 3을 참조하면, 로터허브조립체(211)는 모터부(220)의 회전축과 연결되는 기둥부(211a)와 로터블레이드(212)와 연결체(240)를 통해 연결되는 허브축(211b)을 포함하여 모터부(220)의 회전력을 로터블레이드(212)에 전달하는 역할을 한다.

도 4를 참조하면, 로터허브조립체(211)에는 스토퍼(211c)가 장착되어 회전방향으로 토크가 전달되는 것을 차단하며, 콜렉티브 피치 상승 시는 로터허브조립체(211)와 간섭이 발생하지 않도록 구성 할 수 있다.

로터블레이드(212)는 피칭방향으로 접힘 가능하게 결합할 수 있다.

작동기 조립체(213)는 모터부(220) 위에 결합될 수 있다. 작동기 조립체(213)에는 RPM센서 및 모터감속기 등이 구성될 수 있다.

도 5는 로터그립에 힌지 결합하는 폴딩그립을 도시한 도면이다.

도 5에서 도시한 바와 같이, 연결체(240)는 로터그립(242)와 로터그립(242)에 힌지 결합하는 폴딩그립(241)을 포함할 수 있다. 로터그립(242)은 로터허브조립체(211)의 허브축(211b)에 연결되며 폴딩그립(241)은 로터블레이드(212)와 연결될 수 있다. 이에, 로터그립(242)에 폴딩그립(241)이 힌지 결합됨으로써, 로터브레이드(212)가 접이식으로 구성될 수 있다.

도 6은 로터그립과 폴딩그립을 고정하는 스프링핀을 도시한 도면이다.

도 6을 참조하면, 로터그립(242)의 내부에는 길이 방향으로 확장 가능하게 형성되는 스프링핀(250)이 형성될 수 있다. 그리고, 폴딩그립(241)의 내부에는 삽입홀(241a)이 형성될 수 있다. 삽입홀(241a)에는 로터블레이드(212)가 전개되었을 때, 스프링핀(250)이 확장되어 삽입될 수 있다. 삽입홀(241a)에 삽입된 스프링핀(250)은 폴딩그립(241)이 전개된 상태를 유지하도록 폴딩그립(241)을 고정시킨다.

구체적으로, 도 6의 (a)에서 도시한 바와 같이, 로터블레이드(212)가 접힌 상태에서는 폴딩그립(241)의 표면에 형성된 가압돌출부(242)에 의해 수축된 상태로 로터그립(242) 내부에 위치하게 된다. 가압돌출부(242)에는 스프링핀(250)의 단부와 접촉하는 라운드 형태의 접촉면이 돌출 형성될 수 있다. 로터블레이드(212)가 전개되는 경우에는 도 6의 (b) 및 (c)에서 도시한 바와 같이, 스프링핀(250)이 삽입홀(241a)에 삽입되어 로터블레이드(212)가 전개된 상태에서 폴딩그립(241)을 고정할 수 있다.

도 7은 다운락 장치를 도시한 도면이다.

다운락 장치(230)는 로터블레이드(212)가 접힌 상태에서 로터블레이드(212)를 전개를 선택적으로 잠금 하거나 잠금 해제하는 장치이다. 도 7을 참조하면, 이러한 다운락 장치(230)는 락킹핀 브라켓(231a)과 락킹핀 하우징(231b)과 잠금핀(231c)과 탄성부재(231d)와 락킹레버(231e)로 이루어지는 락킹부(231)와 작동부(232)를 포함할 수 있다.

락킹핀 브라켓(231a)은 로터블레이드(212)에 결합될 수 있다. 구체적으로, 락킹핀 브라켓(231a)는 로터블레이드(212)에 결합된 폴딩그립(241)에 결합될 수 있다. 락킹핀 하우징(231b)은 기체(100)에 결합될 수 있다. 그리고, 잠금핀(231c)은 락킹핀 브라켓(231a)에 락킹핀 하우징(231b)이 부착된 상태에서 락킹핀 하우징(231b)에 삽입되어 락킹핀 브라켓(231a)과 락킹핀 하우징(231b)을 고정시킴으로써, 로터블레이드(212)의 접힌 상태를 유지시킬 수 있다. 탄성부재(231d)는 락킹핀 하우징(231b)에 삽입되어 잠금핀(231c)이 락킹핀 하우징(231b) 밖으로 사출되도록 탄성력을 부여할 수 있다. 락킹레버(231e)는 락킹핀 하우징(231b)에 회동 가능하게 결합되어 잠금핀(231c)에 걸리도록 형성되어 선택적으로 잠금핀(231c)을 구속하거나 해제시키는 역할을 한다.

작동부(232)는 락킹레버(231e)와 연결되어 락킹레버(231e)의 회동을 조절할 수 있다.

한편, 락킹부(231)는 로터블레이드(212)의 개수만큼 복수 개의 락킹부(231)가 구비되고, 각각의 락킹부(231)의 락킹레버(231e)는 전부 하나의 와이어(233)로 연결되어 작동부(232)와 연동되도록 구성될 수 있다. 이에, 작동부(232)가 작동하는 경우, 와이어(233)를 당기면서 각각의 락킹부(231)의 잠금핀(231c)을 락킹핀 하우징(231b) 밖으로 사출시킴으로써 로터블레이드(212)를 전개시킬 수 있다.

도 8은 로터블레이드와 테일붐이 접힌 상태의 미사일 기만기를 도시한 도면이다.

도 8에서 도시한 바와 같이, 본 함에서 발사 전 미사일 기만기(100)는 기체(100)를 따라 로터블레이드(212)가 접힌 상태로 유지되고, 토크상쇄부(300)도 기체(100)를 따라 접힌 상태로 유지된다.

도 9는 도 1에서 도시한 추력부의 스와시 조립체를 도시한 도면이다.

스와시 조립체(214)는 작동기 조립체(213) 위에 결합되어 로터블레이드(212)의 컬렉티브 피치각과 사이클릭 피치각을 가변시키는 역할을 한다. 도 9를 참조하면, 스와시 조립체(214)는, 작동기 조립체(213)에 고정되는 하부 스와시(214a)와 하부 스와시(214a)에 회전 가능하게 결합하는 상부 스와시(214b)를 포함할 수 있다. 스와시 조립체(214)의 제어는 4서보 90도 CCPM(Cyclic Collective Pitch Mixing) 방식을 적용하여 기체의 신뢰성 향상을 도모할 수 있다. 기존의 3서보 방식은 서보 하나가 고장 날 경우 제어가 불가능하나 4서보 방식은 서보 하나가 고장 나도 제어가 가능한 이점이 있다.

도 10은 도 1에서 도시한 토크상쇄부를 도시한 도면이고, 도 11은 도 10에서 도시한 토크상쇄부의 분해도이다.

토크상쇄부(300)는 추력부(200)에서 발생하는 토크를 상쇄시키는 역할을 한다. 도 10 및 도 11을 병행 참조하면, 토크상쇄부(300)는 기체(100)의 후단에 배치되며 제2 로터(310)를 포함할 수 있다.

제2 로터(310)는 테일붐 조립체(311)와 테일붐업락조립체(312)를 포함할 수 있다. 테일붐 조립체(311)는 기체(100)에 결합하는 테일붐베이스(311a)와, 테일붐베이스(311a)에 회동 가능하게 결합하는 한 쌍의 테일붐(311b)을 포함할 수 있다.

도 12는 도 10에서 도시한 토크상쇄부의 테일붐베이스를 도시한 도면이다. 도 12를 참조하면, 테일붐베이스(311a)에는 테일붐(311b)의 전개 동기화를 위한 샤프트(311aa)와 기어(311ab)가 설치될 수 있으며, 테일붐(311b) 전개를 제어하는 테일모터컨트롤러(311ac)가 구비될 수 있다.

도 13은 도 12에서 도시한 테일붐 조립체의 테일 프롭을 도시한 도면이다.

도 13을 참조하면, 테일붐(311b)은 길이 방향으로 길게 형성되며, 테일붐(311b)의 단부에는 테일모터(311ba)와, 테일모터마운트(311bb)와, 테일프롭(311bc)과, 테일프롭어댑터(311bd)를 포함할 수 있다.

도 14는 도 10에서 도시한 토크상쇄부의 테일붐업락조립체를 도시한 도면이고, 도 15는 도 14에서 도시한 테일붐업락조립체의 분해도이다.

테일붐업락조립체(312)는 테일붐 조립체(311)의 위쪽으로 기체(100)에 결합하며, 테일붐(311b)이 접힌 상태에서 테일붐(311b)을 선택적으로 잠금 하거나 잠금 해제하는 역할을 한다. 도 14를 참조하면, 테일붐업락조립체(312)는 고정벌크헤드(312a)와, 베이스프레임(312b)과, 작동기(313c)와, 작동기 혼(314d)과, 후크(314e)와, 탄성부재(315f)와, 링크(316g)를 포함할 수 있다.

고정벌크헤드(312a)는 기체(100)에 결합하며 테일붐(311b)이 안착되는 안착홈(312aa)이 형성될 수 있다.

베이스프레임(312b)은 길이 방향으로 길게 형성되며, 고정벌크헤드(312a)에 결합할 수 있다.

작동기(313c)는 베이스프레임(312b)에 결합할 수 있다.

작동기 혼(314d)은 작동기(313c)에 결합하여 회전하며, 베이스프레임(312b)의 길이 방향 중심에 설치될 수 있다.

후크(314e)는 베이스프레임(312b)의 양단에 회동 가능하게 결합하여 각각 테일붐(311b)과 걸림 가능하게 형성될 수 있다.

탄성부재(315f)는 베이스프레임(312b)에 결합하고 후크(314e)에 연결되어 후크(314e)에 복원력을 제공할 수 있다.

링크(316g)는 작동기 혼(314d)과 후크(314e)를 연결하여, 작동기(313c)의 회전력을 후크(314e)에 전달하는 역할을 한다.

테일붐(311b)을 접을 시에는 후크(314e)가 밀어 올려져 잠금 상태가 된다.그리고, 작동기(313c)가 작동되는 경우 잠금 상태가 해제된다. 잠금 상태에서는 작동기(313c)에 부하가 걸리지 않기 때문에 전원이 공급되지 않아도 잠금을 유지할 수 있다.

도 16은 추력부에서 발생하는 토크와 이를 상쇄하는 토크상쇄부의 토크를 도시한 도면이다.

도 16을 참조하면, 추력부(200)에 의한 순방향토크(T1)와 양 쪽 테일붐(311b)의 종단에 위치한 테일프롭회전에 의한 토크상쇄부(300)의 반토크(T2 + T3)의 크기에 따라 기체(100)의 비행이 달라질 수 있다. 순방향토크(T1)와 반토크(T2 + T3)의 크기가 같은 경우, 기체(100)는 안정적으로 제자리에서 비행을 하게 된다. 그리고 순방향토크(T1)와 반토크(T2 + T3)가 상이한 경우, 토크의 크기가 큰 쪽으로 회전하게 된다. 이때, 토크상쇄부(300)에 의해 발생하는 토크 크기는 제어부(600)를 통해 가변이 가능하기 때문에 상대방 미사일이 날아오는 방향으로 송수신 안테나의 지향 방향을 조절할 수 있게 된다.

도 17은 도 1에서 도시한 기만장치를 도시한 도면이다.

기만장치(400)는 기체(100) 내부에 배치되어 상대방 미사일의 주파수 신호를 수신하고 수신한 주파수 신호를 증폭하여 송신하는 장치이다. 도 17을 참조하면, 기만장치(400)는 수신안테나와, 수신기와, 제어기와, 신호발생기와, 고주파증폭기와, 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 기만장치(400)의 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 18은 제어부를 도시한 블록도이다.

한편, 제어부(600)는 미리 설정된 비행프로파일데이터와 관성측정부(500)(IMU, Inertial Measurement Unit)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)의 모터부(220)와 토크상쇄부(300)의 작동기(313c)를 제어할 수 있다. 구체적으로, 도 18을 참조하면, 제어부(600)는 자세제어센서를 통하여 Roll, pitch, yaw 정보를 받아 실시간적으로 비행체 자세, 방향, 위치를 계산할 수 있다. 그리고 제어부(600)는 발사전 장입된 초기 위치 및 Roll, pitch, yaw 정보를 기준으로 발사 후 실시간적으로 계산되는 자세, 방향, 위치 정보와 비행프로파일 정보를 비교하여 오차값을 산출하고 메인로터 피치각, 테일로터 회전속도, 스와시 플레이트 각을 제어하여 비행프로파일에 따라 비행하게 된다.

또한, 기만장치(400)에는 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 19는 본 함에서 발사되는 미사일 기만기를 도시한 도면이다.

도 19를 참조하면, 상대방 미사일(M)로부터 송출되는 RF주파수가 수신되면 기만장치(400)에서 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.

이러한 미사일 기만기의 운용 단계는 다음과 같다.

도 20은 본 함에서 발사되는 미사일 기만기의 운용과정을 도시한 도면이다.

도 20을 참조하면, 본 함에서 상대방 미사일을 탐지하면(도 20의 (a)), 미사일 기만기를 발시킨다.(도 20의 (b)) 이후, 테일붐을 전개시킨다.(도 20의 (C)) 다음으로, 로터블레이드를 전개시키고 추력부를 구동시킨다.(도 20의 (d)) 다음으로, 부스터를 기체에서 분리시킨다.(도 20의 (e)) 다음으로, 기만신호를 상대방 미사일에 송신한다.(도 20의 (f))

도 21은 배꼽커넥터를 도시한 도면이다.

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.

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.

10: 미사일 기만기
100: 기체
200: 추력부
210: 제1 로터
211: 로터허브조립체
211a: 기둥부
211b: 허브축
211c: 스토퍼
212: 로터블레이드
213: 작동기 조립체
214: 스와시 조립체
214a: 하부 스와시
214b: 상부 스와시
220: 모터부
230: 다운락 장치
231: 락킹부
231a: 락킹핀 브라켓
231b: 락킹핀 하우징
231c: 잠금핀
231d: 탄성부재
231e: 락킹레버
232: 작동부
240: 연결체
250: 스프링핀
241: 폴딩그립
241a: 삽입홀
242: 로터그립
300: 토크상쇄부
310: 제2 로터
311: 테일붐 조립체
311a: 테일붐베이스
311b: 테일붐
312: 테일붐업락조립체
400: 기만장치
500: 관성측정부
600: 제어부
700: 배꼽커넥터

Claims (13)

1. 기체;
   상기 기체의 선단에 배치되며, 접이식 제1 로터와 상기 제1 로터를 회전시키는 모터부를 포함하는 추력부;
   상기 기체의 후단에 배치되며, 접이식 제2 로터를 포함하는 토크상쇄부;
   상기 기체 내부에 배치되어 상대방 미사일의 주파수 신호를 수신하고 수신한 주파수 신호를 증폭하여 송신하는 기만장치;
   상기 기체 내부에 배치되는 관성측정부; 및
   상기 추력부와 상기 토크상쇄부를 제어하는 제어부
   를 포함하되, 상기 제어부는 미리 설정된 비행프로파일데이터와 상기 관성측정부에서 측정된 상기 기체의 현재 자세, 방향 및 위치 중 적어도 어느 하나에 대한 실시간 데이터와 비교하여 오차를 산출하고 산출된 오차를 보상하도록 상기 모터부를 제어하는 것을 특징으로 하는 미사일 기만기.
2. 제1 항에 있어서,
   상기 제1 로터는,
   상기 모터부의 회전축에 연결되어 요잉방향으로 회전하는 로터허브조립체;
   상기 로터허브조립체에 피칭방향으로 접힘 가능하게 결합하는 로터블레이드;
   상기 모터부 위에 결합되는 작동기 조립체; 및
   상기 작동기 조립체 위에 결합되어 상기 로터블레이드의 컬렉티브 피치각과 사이클릭 피치각을 가변시키는 스와시 조립체
   를 포함하는 미사일 기만기.
3. 제2 항에 있어서,
   상기 스와시 조립체는, 작동기 조립체에 고정되는 하부 스와시와 상기 하부 스와시에 회전 가능하게 결합하는 상부 스와시를 포함하는 미사일 기만기.
4. 제2 항에 있어서,
   상기 로터블레이드와 연결되어, 선택적으로 상기 로터블레이드를 상기 기체에 고정시켜 잠금 하거나, 상기 로터블레이드가 전개되도록 잠금을 해제하는 다운락 장치를 더 포함하는 미사일 기만기.
5. 제4 항에 있어서,
   상기 다운락 장치는,
   상기 로터블레이드에 결합되는 락킹핀 브라켓과, 상기 기체에 결합된 락킹핀 하우징과, 상기 락킹핀 브라켓에 상기 락킹핀 하우징이 부착된 상태에서 상기 락킹핀 하우징에 삽입되어 상기 락킹핀 브라켓과 상기 락킹핀 하우징을 고정시키는 잠금핀과, 상기 락킹핀 하우징에 삽입되어 상기 잠금핀이 상기 락킹핀 하우징 밖으로 사출되도록 탄성력을 부여하는 탄성부재와, 상기 락킹핀 하우징에 회동 가능하게 결합되고 상기 잠금핀에 걸리도록 형성되어 선택적으로 상기 잠금핀을 구속하거나 해제하는 락킹레버를 포함하는 락킹부; 및
   상기 락킹레버와 연결되어 상기 락킹레버의 회동을 조절하는 작동부
   를 포함하는 미사일 기만기.
6. 제5 항에 있어서,
   상기 로터블레이드의 개수만큼 복수 개의 상기 락킹부가 구비되고, 각각의 상기 락킹부의 락킹레버는 와이어로 연결되어 상기 작동부에 연동하는 미사일 기만기.
7. 제2 항에 있어서,
   상기 로터블레이드와 상기 로터허브조립체 사이에는 상기 로터허브조립체의 단부에 힌지 결합하는 폴딩그립이 형성되고, 상기 로터허브조립체의 단부의 내부에는 길이 방향으로 확장 가능하게 형성되는 스프링핀이 설치되며, 상기 폴딩그립 내부에는 상기 로터블레이드가 전개되었을 때, 상기 스프링핀이 확장되어 삽입되는 삽입홀이 형성되는 미사일 기만기.
8. 제7 항에 있어서,
   상기 폴딩 그립의 표면에는 상기 로터블레이드가 접힌 상태에서 상기 스프링핀의 단부와 접촉하는 라운드 형태의 접촉면을 포함하는 가압돌출부가 형성된 미사일 기만기.
9. 삭제
10. 제1 항에 있어서,
    상기 제2로터는,
    상기 기체에 결합하는 테일베이스와, 상기 테일베이스에 회동 가능하게 결합하는 한 쌍의 테일붐을 포함하는 테일붐 조립체; 및
    상기 테일붐 조립체 위에서 상기 기체에 결합하며, 상기 테일붐이 접힌 상태에서 상기 테일붐을 선택적으로 잠금 하거나 잠금 해제하는 테일붐업락조립체
    를 포함하는 미사일 기만기.
11. 제10 항에 있어서,
    상기 테일붐업락조립체는,
    상기 기체에 결합하며 테일붐이 안착되는 안착홈이 형성된 고정벌크헤드;
    길이 방향으로 길게 형성되며, 상기 고정벌크헤드에 결합하는 베이스프레임;
    상기 베이스프레임에 결합하는 작동기;
    상기 작동기에 결합하여 회전하며, 상기 베이스프레임의 길이 방향 중심에 설치되는 작동기 혼;
    상기 베이스프레임의 양단에 회동 가능하게 결합하여 각각 테일붐과 걸림 가능하게 형성되는 한 쌍의 후크;
    상기 베이스프레임에 결합하고 상기 후크에 연결되어 상기 후크에 복원력을 제공하는 탄성부재; 및
    상기 작동기 혼과 상기 후크와 연결하는 링크
    를 포함하는 미사일 기만기.
12. 제11 항에 있어서,
    상기 제어부는 미리 설정된 비행프로파일데이터와 상기 관성측정부에서 측정된 상기 기체의 현재 자세, 방향 및 위치 중 적어도 어느 하나에 대한 실시간 데이터와 비교하여 오차를 산출하고 산출된 오차를 보상하도록 상기 작동기를 제어하는 미사일 기만기.
13. 제1 항에 있어서,
    상기 기만장치에는 지향성 안테나와 상대방 미사일의 탐색하는 미사일 탐색부 구비하고, 상기 제어부는 상기 미사일 탐색부에서 측정된 상대방 미사일의 위치정보에 기초하여 상대방 미사일 방향으로 상기 지향성 안테나의 지향 방향을 조절하는 미사일 기만기.

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