KR101699263B1 - 소형 발사체 음향 시험 장치 - Google Patents
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Abstract
본 발명은 일면에 발사체 시편(10)이 삽입되기 위한 삽입홀(101)이 형성되는 챔버(100); 상기 챔버(100)의 내부에 서로 다른 진동수를 가진 다중 음향을 공급하는 음향발생기(200); 상기 챔버(100)의 내부에 설치되어 상기 다중 음향을 측정하는 음향측정센서(300); 및 상기 삽입홀(101)을 밀폐하는 밀폐부(400);를 포함하는 것을 특징으로 하는 소형 발사체 음향 시험 장치(1000)에 관한 것이다.
Description
본 발명은 소음이 발사체와 그 내부에 탑재된 위성 본체에 끼치는 영향을 실시간으로 확인하기 위한 소형 발사체 음향 시험 장치에 관한 것이다.
발사체의 이륙시 발사체 주위에서 발생하는 150dB 이상의 소음이 발생하여 발사체 자체의 부품은 물론 발사체 내부에 탑재된 위성 본체에 진동을 야기 시킨다.
이에 따라 발사체의 패어링 내부는 음향소음 잔향실(Reverberant Chamber)과 같은 환경아래에 놓이게 되며, 이로 인한 높은 소음 레벨은 발사체 자체의 부품 및 발사체 내부에 탑재된 위성 본체에 악영향을 미친다. 이러한 소음은 수천 Hz의 주파수 범위까지 분포하며, 위성 본체의 임무 수행에 필요한 제어, 통신 및 광학 장비등의 피로 파괴의 원인이 될 수 있다.
이러한 음향 환경에 의한 발사체와 그 내부에 탑재된 위성 본체의 피로 파괴 여부를 확인하기 위하여 발사체와 그 내부에 탑재된 위성 본체는 개발단계에서부터 음향 환경에 대한 검증시험을 필요로 한다.
종래의 발사체 음향 시험 시설은 발사체 시편(10)을 음향소음진동 잔향실 내부에 설치한 후, 인위적으로 생성한 매우 높은 음향에너지를 시험대상물에 부과하여, 시험대상물의 성능을 검증하는 장비이다.
이 때, 종래의 발사체 음향 시험 시설에서 필수적인 잔향실은 높은 음향에너지를 부과하기 위한 혼(Horn)과 음원 시스템이 고압의 가스 및 설비에 의해 작동됨으로써, 고가의 비용이 소요되는 문제점이 있었다.
따라서 상술한 문제점을 해결하기 위한 다양한 소형 발사체 음향 시험 장치의 개발이 필요한 실정이다.
한편, 이와 관련된 기술로는 일본공개특허 제2005-067556호의 우주 비상체에 대한 시험을 수행하는 시험 장치를 포함한 우주 비상체 시험 실시간 자동 감시제어 시스템으로서, 상기 시험장치를 제어하고 상기 시험장치로부터 데이터를 수집하는 정보 처리 장치와 상기 정보처리장치에 상기 시험장치로의 명령을 발행하고 상기 정보처리장치로부터 전송되는 데이터를 처리하는 단말과 상기 정보처리장치와 상기 단말을 접속하는 네트워크를 가져, 상기 단말에 있어서 상기 시험장치의 제어 및 감시, 상기 시험장치로부터 수집된 데이터의 평가 및 판정, 상기 시험장치의 시험 상황의 파악을 실시간으로 실시하는 것을 특징으로 하는 우주 비상체 시험 실시간 자동 감시제어 시스템이 제시된 적이 있었다.
이에 따라 발사체의 패어링 내부는 음향소음 잔향실(Reverberant Chamber)과 같은 환경아래에 놓이게 되며, 이로 인한 높은 소음 레벨은 발사체 자체의 부품 및 발사체 내부에 탑재된 위성 본체에 악영향을 미친다. 이러한 소음은 수천 Hz의 주파수 범위까지 분포하며, 위성 본체의 임무 수행에 필요한 제어, 통신 및 광학 장비등의 피로 파괴의 원인이 될 수 있다.
이러한 음향 환경에 의한 발사체와 그 내부에 탑재된 위성 본체의 피로 파괴 여부를 확인하기 위하여 발사체와 그 내부에 탑재된 위성 본체는 개발단계에서부터 음향 환경에 대한 검증시험을 필요로 한다.
종래의 발사체 음향 시험 시설은 발사체 시편(10)을 음향소음진동 잔향실 내부에 설치한 후, 인위적으로 생성한 매우 높은 음향에너지를 시험대상물에 부과하여, 시험대상물의 성능을 검증하는 장비이다.
이 때, 종래의 발사체 음향 시험 시설에서 필수적인 잔향실은 높은 음향에너지를 부과하기 위한 혼(Horn)과 음원 시스템이 고압의 가스 및 설비에 의해 작동됨으로써, 고가의 비용이 소요되는 문제점이 있었다.
따라서 상술한 문제점을 해결하기 위한 다양한 소형 발사체 음향 시험 장치의 개발이 필요한 실정이다.
한편, 이와 관련된 기술로는 일본공개특허 제2005-067556호의 우주 비상체에 대한 시험을 수행하는 시험 장치를 포함한 우주 비상체 시험 실시간 자동 감시제어 시스템으로서, 상기 시험장치를 제어하고 상기 시험장치로부터 데이터를 수집하는 정보 처리 장치와 상기 정보처리장치에 상기 시험장치로의 명령을 발행하고 상기 정보처리장치로부터 전송되는 데이터를 처리하는 단말과 상기 정보처리장치와 상기 단말을 접속하는 네트워크를 가져, 상기 단말에 있어서 상기 시험장치의 제어 및 감시, 상기 시험장치로부터 수집된 데이터의 평가 및 판정, 상기 시험장치의 시험 상황의 파악을 실시간으로 실시하는 것을 특징으로 하는 우주 비상체 시험 실시간 자동 감시제어 시스템이 제시된 적이 있었다.
본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로, 본 발명의 목적은 소음이 발사체와 그 내부에 탑재된 위성 본체에 끼치는 영향을 저가의 비용으로 확인할 수 있는 소형 발사체 음향 시험 장치를 제공하기 위한 것이다.
본 발명에 따른 소형 발사체 음향 시험 장치(1000)는 일면에 발사체 시편(10)이 삽입되기 위한 삽입홀(101)이 형성되는 챔버(100); 상기 챔버(100)의 내부에 서로 다른 진동수를 가진 다중 음향을 공급하는 음향발생기(200); 상기 챔버(100)의 내부에 설치되어 상기 다중 음향을 측정하는 음향측정센서(300); 및 상기 삽입홀(101)을 밀폐하는 밀폐부(400);를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 밀폐부(400)는 상기 챔버(100)에서 삽입홀(101)이 형성된 일면에 결합되는 활주대(410)와, 상기 활주대(410)에 활주 가능하게 설치되어 상기 삽입홀(101)을 덮거나 노출시키는 이동도어(420)를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 밀폐부(400)는 상기 이동도어(420)에서 상기 삽입홀(101)에 대향하는 대향면에 근접하게 설치되는 밀착도어(430)와, 상기 밀착도어(430)에서 상기 이동도어(420)에 대향하는 대향면에 결합되는 선형베어링(440)과, 상기 이동도어(420)에 관통 나사 결합되며 일단이 상기 선형베어링(440)의 내부에 탈착가능하게 고정되는 웜스크류(450)를 더 포함하며, 상기 웜스크류(450)가 회전되면서 상기 선형베어링(440)과 이동도어(420)를 상기 삽입홀(101)로 푸싱하여 상기 이동도어(420)가 상기 삽입홀(101)에 밀착되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 챔버(100)는 투명한 아크릴 재질로 이루어지는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 챔버(100)는 하면에 서로 일정간격 이격되게 결합되는 이동바퀴(110) 및 완충스프링(120)과, 측면에 결합되는 손잡이(130)를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 밀폐부(400)는 상기 챔버(100)에서 삽입홀(101)이 형성된 일면에 결합되는 활주대(410)와, 상기 활주대(410)에 활주 가능하게 설치되어 상기 삽입홀(101)을 덮거나 노출시키는 이동도어(420)를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 밀폐부(400)는 상기 이동도어(420)에서 상기 삽입홀(101)에 대향하는 대향면에 근접하게 설치되는 밀착도어(430)와, 상기 밀착도어(430)에서 상기 이동도어(420)에 대향하는 대향면에 결합되는 선형베어링(440)과, 상기 이동도어(420)에 관통 나사 결합되며 일단이 상기 선형베어링(440)의 내부에 탈착가능하게 고정되는 웜스크류(450)를 더 포함하며, 상기 웜스크류(450)가 회전되면서 상기 선형베어링(440)과 이동도어(420)를 상기 삽입홀(101)로 푸싱하여 상기 이동도어(420)가 상기 삽입홀(101)에 밀착되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 챔버(100)는 투명한 아크릴 재질로 이루어지는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 챔버(100)는 하면에 서로 일정간격 이격되게 결합되는 이동바퀴(110) 및 완충스프링(120)과, 측면에 결합되는 손잡이(130)를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
이에 따라, 본 발명에 따른 소형 발사체 음향 시험 장치는 소음이 발사체와 그 내부에 탑재된 위성 본체에 끼치는 영향을 저가의 비용으로 확인할 수 있는 효과가 있다.
도 1은 본 발명에 따른 소형 발사체 음향 시험 장치의 사시도
도 2 내지 도 3은 본 발명에 따른 소형 발사체 음향 시험 장치에서 밀폐부의 작동도
도 4는 본 발명에 따른 소형 발사체 음향 시험 장치에서 밀폐부의 일 예의 단면도
도 2 내지 도 3은 본 발명에 따른 소형 발사체 음향 시험 장치에서 밀폐부의 작동도
도 4는 본 발명에 따른 소형 발사체 음향 시험 장치에서 밀폐부의 일 예의 단면도
이하, 본 발명의 기술적 사상을 첨부된 도면을 사용하여 더욱 구체적으로 설명한다.
첨부된 도면은 본 발명의 기술적 사상을 더욱 구체적으로 설명하기 위하여 도시한 일예에 불과하므로 본 발명의 기술적 사상이 첨부된 도면의 형태에 한정되는 것은 아니다.
도 1은 본 발명에 따른 소형 발사체 음향 시험 장치의 사시도이다.
도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 소형 발사체 음향 시험 장치(1000)는 챔버(100), 음향발생기(200), 음향측정센서(300), 밀폐부(400)를 포함하여 구성된다.
상기 챔버(100)는 직육면체 구조로 형성될 있으며, 일면에 발사체 시편(10)이 삽입되기 위한 삽입홀(101)이 형성된다. 이 때, 상기 삽입홀(101)은 상기 챔버(100)의 수평방향 일면에 형성될 수 있으나, 본 발명은 이에 한정되지 아니한다.
상기 음향발생기(200)는 상기 챔버(100)의 내부에 서로 다른 진동수를 가진 다중 음향을 공급한다. 이 때, 상기 음향발생기(200)는 상기 챔버(100)의 상면에 설치되며 소정 진동수를 가진 음향을 공급하는 저음음향발생부재(210), 상기 챔버(100)의 수평방향 일면에 설치되며 상기 저음음향발생부재다 높은 진동수를 가진 음향을 공급하는 중음음향발생부재(220), 상기 챔버(100)의 수평방향 타면에 설치되며 상기 중음음향발생부재보다 높은 진동수를 가진 음향을 공급하는 고음음향발생부재(230)를 포함할 수 있다.
또한, 상기 음향발생기(200)는 상기 저음음향발생부재(210), 중음음향발생부재(220), 및 고음음향발생부재(230)가 모두 동시에 작동되거나, 적어도 하나 이상 작동될 수 있다.
상기 음향측정센서(300)는 상기 챔버(100)의 내부에 설치되어 상기 음향발생기(200)가 챔버(100)로 가한 다중 음향을 측정하는 역할을 한다. 이 때, 상기 음향측정센서(300)는 상기 다중 음향을 측정한 값을 디스플레이하는 디스플레이를 더 포함할 수 있다.
또한, 상기 밀폐부(400)는 상기 삽입홀(101)을 밀폐하는 역할을 한다.
이에 따라, 본 발명에 따른 소형 발사체 음향 시험 장치(1000)는 챔버(100), 음향발생기(200), 음향측정센서(300), 밀폐부(400)를 포함하는 매우 간단한 구조로 구성됨으로써, 소음이 발사체와 그 내부에 탑재된 위성 본체에 끼치는 영향을 저가의 비용으로 확인할 수 있는 효과가 있다.
도 2 내지 도 3은 본 발명에 따른 소형 발사체 음향 시험 장치에서 밀폐부의 작동도이다.
도 2 내지 도 3에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 발사체 음향 시험 장에서 밀폐부(400)는 활주대(410), 이동도어(420), 밀착도어(430), 선형베어링(440), 웜스크류(450)를 더 포함할 수 있다.
상기 활주대(410)는 상기 챔버(100)에서 삽입홀(101)이 형성된 일면에 결합된다. 이 때, 상기 활주대(410)는 한 쌍으로 구성되어 서로 평행하게 배열되어 상기 챔버(100)에서 삽입홀(101)이 형성된 일면에 지지대(415)를 통해 결합될 수 있다. 또한, 상기 활주대(410)는 봉형태로 형성될 수 있다. 한편, 상기 지지대(415)는 상기 챔버(100)에서 삽입홀(101)이 형성된 일면에 결합된다. 또한, 상기 활주대(410)는 상기 지지대(415)에 관통 결합된다.
상기 이동도어(420)는 상기 활주대(410)에 활주 가능하게 설치되어 상기 삽입홀(101)을 덮거나 노출시킨다.
상기 밀착도어(430)는 상기 이동도어(420)에서 상기 삽입홀(101)에 대향하는 대향면에 근접하게 설치된다. 이 때, 상기 밀착도어(430)는 상기 삽입홀(101)에 대응하는 형태로 형성될 수 있으며, 상기 삽입홀(101)에 밀착이 용이하도록 고무재질로 이루어질 수 있다. 또한, 상기 밀착도어(430)는 상기 이동도어(420)에 이동가능하게 관통된 관통관(432)에 연접되어 상기 이동도어(420)와 일정간격 이격되게 배치될 수 있다.
이 때, 상기 관통관(432)과 상기 이동도어(420) 사이에는 부싱(434)이 더 설치될 수 있다.
상기 선형베어링(440)은 상기 밀착도어(430)에서 상기 이동도어(420)에 대향하는 대향면에 결합된다.
상기 웜스크류(450)는 상기 이동도어(420)에 관통 나사결합되며 일단이 상기 선형베어리의 내부에 탈착가능하게 고정된다. 이때, 상기 웜스크류(450)가 회전되면서 상기 선형베어링(440)과 이동도어(420)를 상기 삽입홀(101)로 푸싱하여 상기 이동도어(420)가 상기 삽입홀(101)에 밀착되어 상기 삽입홀(101)을 밀폐한다. 한편, 상기 웜스크류(450)의 타단에는 상기 웜스크류(450)를 수동으로 회전시키기 위한 웜핸들(460)이 설치될 수 있다.
한편, 상기 챔버(100)는 상기 챔버(100)의 내부에 삽입된 발사체 시편(10)의 파손정도를 육안으로 확인할 수 있도록 투명한 아크릴 재질로 이루어질 수 있다.
상기 챔버(100)는 하면에 서로 일정간격 이격되게 결합되는 이동바퀴(110) 및 완충스프링(120)과, 측면에 결합되는 손잡이(130)를 더 포함하여 구성된다.
상기 이동바퀴(110)는 상기 챔버(100)의 지면 이동을 좀 더 용이하게 하며, 상기 완충스프링(120)은 상기 챔버(100)의 하면과 지면 사이에 밀착되어 상기 챔버(100)의 진동을 흡수하는 역할을 한다.
또한, 상기 손잡이(130)는 상기 챔버(100)가 수동으로 지면 이동될 때, 손잡이(130)의 역할을 한다.
한편, 본 발명에 따른 소형 발사체 음향 시험 장치(1000)는 상기 음향발생기(200)에 발생한 음향을 증폭시키는 음향증폭기(500)를 더 포함할 수 있다.
도 4는 본 발명에 따른 소형 발사체 음향 시험 장치에서 밀폐부의 일 예의 단면도이다.
도 4에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 소형 발사체 음향 시험 장치(1000)에서 밀폐부(400)는 상기 밀착도어(430)와 챔버(100) 사이에 설치되는 튜브(470)를 더 포함할 수 있다.
상기 튜브(470)는 내부에 압축공기가 주입되어 팽창되어 상기 밀착도어(430)가 챔버(100)에 밀착될때, 상기 밀착도어(430)와 챔버(100) 사이의 기밀을 강화하는 역할을 한다.
본 발명은 상기한 실시예에 한정되지 아니하며, 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 다양한 변형 실시가 가능한 것은 물론이다.
첨부된 도면은 본 발명의 기술적 사상을 더욱 구체적으로 설명하기 위하여 도시한 일예에 불과하므로 본 발명의 기술적 사상이 첨부된 도면의 형태에 한정되는 것은 아니다.
도 1은 본 발명에 따른 소형 발사체 음향 시험 장치의 사시도이다.
도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 소형 발사체 음향 시험 장치(1000)는 챔버(100), 음향발생기(200), 음향측정센서(300), 밀폐부(400)를 포함하여 구성된다.
상기 챔버(100)는 직육면체 구조로 형성될 있으며, 일면에 발사체 시편(10)이 삽입되기 위한 삽입홀(101)이 형성된다. 이 때, 상기 삽입홀(101)은 상기 챔버(100)의 수평방향 일면에 형성될 수 있으나, 본 발명은 이에 한정되지 아니한다.
상기 음향발생기(200)는 상기 챔버(100)의 내부에 서로 다른 진동수를 가진 다중 음향을 공급한다. 이 때, 상기 음향발생기(200)는 상기 챔버(100)의 상면에 설치되며 소정 진동수를 가진 음향을 공급하는 저음음향발생부재(210), 상기 챔버(100)의 수평방향 일면에 설치되며 상기 저음음향발생부재다 높은 진동수를 가진 음향을 공급하는 중음음향발생부재(220), 상기 챔버(100)의 수평방향 타면에 설치되며 상기 중음음향발생부재보다 높은 진동수를 가진 음향을 공급하는 고음음향발생부재(230)를 포함할 수 있다.
또한, 상기 음향발생기(200)는 상기 저음음향발생부재(210), 중음음향발생부재(220), 및 고음음향발생부재(230)가 모두 동시에 작동되거나, 적어도 하나 이상 작동될 수 있다.
상기 음향측정센서(300)는 상기 챔버(100)의 내부에 설치되어 상기 음향발생기(200)가 챔버(100)로 가한 다중 음향을 측정하는 역할을 한다. 이 때, 상기 음향측정센서(300)는 상기 다중 음향을 측정한 값을 디스플레이하는 디스플레이를 더 포함할 수 있다.
또한, 상기 밀폐부(400)는 상기 삽입홀(101)을 밀폐하는 역할을 한다.
이에 따라, 본 발명에 따른 소형 발사체 음향 시험 장치(1000)는 챔버(100), 음향발생기(200), 음향측정센서(300), 밀폐부(400)를 포함하는 매우 간단한 구조로 구성됨으로써, 소음이 발사체와 그 내부에 탑재된 위성 본체에 끼치는 영향을 저가의 비용으로 확인할 수 있는 효과가 있다.
도 2 내지 도 3은 본 발명에 따른 소형 발사체 음향 시험 장치에서 밀폐부의 작동도이다.
도 2 내지 도 3에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 발사체 음향 시험 장에서 밀폐부(400)는 활주대(410), 이동도어(420), 밀착도어(430), 선형베어링(440), 웜스크류(450)를 더 포함할 수 있다.
상기 활주대(410)는 상기 챔버(100)에서 삽입홀(101)이 형성된 일면에 결합된다. 이 때, 상기 활주대(410)는 한 쌍으로 구성되어 서로 평행하게 배열되어 상기 챔버(100)에서 삽입홀(101)이 형성된 일면에 지지대(415)를 통해 결합될 수 있다. 또한, 상기 활주대(410)는 봉형태로 형성될 수 있다. 한편, 상기 지지대(415)는 상기 챔버(100)에서 삽입홀(101)이 형성된 일면에 결합된다. 또한, 상기 활주대(410)는 상기 지지대(415)에 관통 결합된다.
상기 이동도어(420)는 상기 활주대(410)에 활주 가능하게 설치되어 상기 삽입홀(101)을 덮거나 노출시킨다.
상기 밀착도어(430)는 상기 이동도어(420)에서 상기 삽입홀(101)에 대향하는 대향면에 근접하게 설치된다. 이 때, 상기 밀착도어(430)는 상기 삽입홀(101)에 대응하는 형태로 형성될 수 있으며, 상기 삽입홀(101)에 밀착이 용이하도록 고무재질로 이루어질 수 있다. 또한, 상기 밀착도어(430)는 상기 이동도어(420)에 이동가능하게 관통된 관통관(432)에 연접되어 상기 이동도어(420)와 일정간격 이격되게 배치될 수 있다.
이 때, 상기 관통관(432)과 상기 이동도어(420) 사이에는 부싱(434)이 더 설치될 수 있다.
상기 선형베어링(440)은 상기 밀착도어(430)에서 상기 이동도어(420)에 대향하는 대향면에 결합된다.
상기 웜스크류(450)는 상기 이동도어(420)에 관통 나사결합되며 일단이 상기 선형베어리의 내부에 탈착가능하게 고정된다. 이때, 상기 웜스크류(450)가 회전되면서 상기 선형베어링(440)과 이동도어(420)를 상기 삽입홀(101)로 푸싱하여 상기 이동도어(420)가 상기 삽입홀(101)에 밀착되어 상기 삽입홀(101)을 밀폐한다. 한편, 상기 웜스크류(450)의 타단에는 상기 웜스크류(450)를 수동으로 회전시키기 위한 웜핸들(460)이 설치될 수 있다.
한편, 상기 챔버(100)는 상기 챔버(100)의 내부에 삽입된 발사체 시편(10)의 파손정도를 육안으로 확인할 수 있도록 투명한 아크릴 재질로 이루어질 수 있다.
상기 챔버(100)는 하면에 서로 일정간격 이격되게 결합되는 이동바퀴(110) 및 완충스프링(120)과, 측면에 결합되는 손잡이(130)를 더 포함하여 구성된다.
상기 이동바퀴(110)는 상기 챔버(100)의 지면 이동을 좀 더 용이하게 하며, 상기 완충스프링(120)은 상기 챔버(100)의 하면과 지면 사이에 밀착되어 상기 챔버(100)의 진동을 흡수하는 역할을 한다.
또한, 상기 손잡이(130)는 상기 챔버(100)가 수동으로 지면 이동될 때, 손잡이(130)의 역할을 한다.
한편, 본 발명에 따른 소형 발사체 음향 시험 장치(1000)는 상기 음향발생기(200)에 발생한 음향을 증폭시키는 음향증폭기(500)를 더 포함할 수 있다.
도 4는 본 발명에 따른 소형 발사체 음향 시험 장치에서 밀폐부의 일 예의 단면도이다.
도 4에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 소형 발사체 음향 시험 장치(1000)에서 밀폐부(400)는 상기 밀착도어(430)와 챔버(100) 사이에 설치되는 튜브(470)를 더 포함할 수 있다.
상기 튜브(470)는 내부에 압축공기가 주입되어 팽창되어 상기 밀착도어(430)가 챔버(100)에 밀착될때, 상기 밀착도어(430)와 챔버(100) 사이의 기밀을 강화하는 역할을 한다.
본 발명은 상기한 실시예에 한정되지 아니하며, 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 다양한 변형 실시가 가능한 것은 물론이다.
1000 : 본 발명에 따른 소형 발사체 음향 시험 장치
100 : 챔버
101 : 삽입홀
110 : 이동바퀴
120 : 완충스프링
130 : 손잡이
200 : 음향발생기
300 : 음향측정센서
400 : 밀폐부
410 : 활주대
415 : 지지대
420 : 이동도어
430 : 밀착도어
432 : 관통관
434 : 부싱
440 : 선형베어링
450 : 웜스크류
460 : 웜핸들
500 : 음향증폭기
100 : 챔버
101 : 삽입홀
110 : 이동바퀴
120 : 완충스프링
130 : 손잡이
200 : 음향발생기
300 : 음향측정센서
400 : 밀폐부
410 : 활주대
415 : 지지대
420 : 이동도어
430 : 밀착도어
432 : 관통관
434 : 부싱
440 : 선형베어링
450 : 웜스크류
460 : 웜핸들
500 : 음향증폭기
Claims (5)
- 일면에 발사체 시편(10)이 삽입되기 위한 삽입홀(101)이 형성되는 챔버(100);
상기 챔버(100)의 내부에 서로 다른 진동수를 가진 다중 음향을 공급하는 음향발생기(200);
상기 챔버(100)의 내부에 설치되어 상기 다중 음향을 측정하는 음향측정센서(300); 및
상기 삽입홀(101)을 밀폐하는 밀폐부(400)를 포함하되,
상기 밀폐부(400)는
상기 챔버(100)에서 삽입홀(101)이 형성된 일면에 결합되는 활주대(410);
상기 활주대(410)에 활주 가능하게 설치되어 상기 삽입홀(101)을 덮거나 노출시키는 이동도어(420);
상기 이동도어(420)에서 상기 삽입홀(101)에 대향하는 대향면에 근접하게 설치되는 밀착도어(430);
상기 밀착도어(430)에서 상기 이동도어(420)에 대향하는 대향면에 결합되는 선형베어링(440);
상기 이동도어(420)에 관통 나사 결합되며 일단이 상기 선형베어링(440)의 내부에 탈착가능하게 고정되는 웜스크류(450); 및
상기 밀착 도어(430)와 챔버(100) 사이에 설치되는 튜브(470)를 포함하며,
상기 웜스크류(450)가 회전되면서 상기 선형베어링(440)과 이동도어(420)를 상기 삽입홀(101)로 푸싱하여 상기 이동도어(420)가 상기 삽입홀(101)에 밀착되고, 상기 튜브(470)는 기체 주입에 의해 팽창하여 밀착도어(430)와 챔버(100) 사이의 기밀을 강화하는 것을 특징으로 하는 소형 발사체 음향 시험 장치(1000).
- 삭제
- 삭제
- 제1항에 있어서, 상기 챔버(100)는
투명한 아크릴 재질로 이루어지는 것을 특징으로 하는 소형 발사체 음향 시험 장치(1000).
- 제1항에 있어서, 상기 챔버(100)는
하면에 서로 일정간격 이격되게 결합되는 이동바퀴(110) 및 완충스프링(120)과,
측면에 결합되는 손잡이(130)를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 소형 발사체 음향 시험 장치(1000).
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1020150099605A KR101699263B1 (ko) | 2015-07-14 | 2015-07-14 | 소형 발사체 음향 시험 장치 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1020150099605A KR101699263B1 (ko) | 2015-07-14 | 2015-07-14 | 소형 발사체 음향 시험 장치 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| KR101699263B1 true KR101699263B1 (ko) | 2017-01-24 |
Family
ID=57992959
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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| KR1020150099605A KR101699263B1 (ko) | 2015-07-14 | 2015-07-14 | 소형 발사체 음향 시험 장치 |
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| Country | Link |
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| KR (1) | KR101699263B1 (ko) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| CN108593231A (zh) * | 2018-03-28 | 2018-09-28 | 上海宇航系统工程研究所 | 运载火箭随机振动试验条件确定方法 |
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| KR102555893B1 (ko) * | 2022-11-30 | 2023-07-14 | 한화시스템 주식회사 | 위성 시험 장치, 이를 포함하는 위성 시험 설비 및 위성의 시험 방법 |
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-
2015
- 2015-07-14 KR KR1020150099605A patent/KR101699263B1/ko active IP Right Grant
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