KR101892727B1 - 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 장치 및 그 방법 - Google Patents

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Abstract

본 발명의 일 실시예에 따르면, 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 마찰력을 측정하는, 유도 비행체 발사 장치에 있어서, 상기 유도 비행체의 일단에 연결되어 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 인장 변형이 발생하고, 상기 변형 정도에 따라 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시의 마찰력을 센싱하는, 마찰력 측정 센서; 및 권양기의 회전 수를 센싱하여, 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시, 상기 유도 비행체가 움직인 이동 거리를 측정할 수 있도록 하는, 위치 측정 센서를 포함하는, 유도 비행체 발사 장치가 제공된다.

Description

유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 장치 및 그 방법{APPARATUS FOR MEASURING INSERTION OR REMOVAL OFGUIDED AIR VEHICLE AND METHOD THEREOF}
본 발명은 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 장치 및 그 방법에 관한 것으로, 특히, 유도 비행체의 장입/장탈 시험을 통해 유도 비행체와 발사관 사이의 마찰력을 측정하여 임계치 이상의 마찰력 발생 여부 및 그 위치를 판단하는 장치 및 그 방법에 관한 것이다.
유도 비행체 발사 시스템은 유도비행체 체계에서 비행체의 발사와 관련된 일련의 절차들을 제어하는 시스템이다. 또한, 유도 비행체 발사 시스템은 임무 계획을 생성하고 생성된 임무계획에 따라 발사통제 장비 및발사 장치를 제어하여 유도 비행체에 대한 발사절차를 수행한다.
유도 비행체 발사 시스템에서 유도 비행체는 지령에 의해 목표물로 유도 가능한 로켓 추진식 발사체를 말한다.
이러한 유도 비행체는 관성 유도 방식 또는 추적 유도 방식에 따라 목표물까지의 방향과 거리가 계산되면 계산된 방향과 거리에 따라 비행 특성 조절을 통해 목표물로 유도된다.
이러한 유도 비행체가 발사관으로부터 발사될 때 발생하는 마찰력이 예측되는 값의 범위를 초과하는 경우, 오차가 발생하여 유도 비행체 발사 시스템의 계산 결과에 따라 유도 비행체가 목표물에 정확히 발사될 수 없다는 문제점이 있다.
그러나, 종래 유도 비행체 발사 시스템의 경우, 유도 비행체의 장입/장탈 시 발생되는 단순한 힘의 크기만을 측정할 수 있을 뿐이어서, 유도 비행체 발사 장치의 문제 발생 여부의 정확한 점검이 어렵다는 문제가 있다.
선행문헌 1은 유도탄의 실제 운동과 유사한 데이터를 측정할 수 있도록 발사 고각을 자유로이 조절하고, 마찰력 효과를 고려하는 시험 장치를 제공하고 있으나, 이 경우에도, 유도 비행체의 실제 발사관 장입/장탈시 측정되는 마찰력 값 및 마찰력이 발생되는 위치 값을 정확히 산출할 수 없다는 문제점이 그대로 존재한다.
선행문헌 1: 한국 등록특허공보 제10-0750947호 (2007.08.14등록)
본 발명의 목적은 전술한 종래기술의 문제점을 해결하기 위한 것으로, 유도 비행체의 장입/장탈 시, 발생하는 마찰력과 각 마찰력이 측정되는 발사관의 위치를 측정함으로써, 유도 비행체 발사 장치의 문제 발생 여부를 주기적으로 점검하고, 문제 발생 위치를 정확하게 검출할 수 있도록 하는 것이다.
본 발명의 다른 목적은, 유도 비행체의 발사 동작 수행 전, 유도 비행체 장입/장탈 시험을 통해, 마찰력의 임계값 초과 여부를 확인함으로써, 유도 비행체 발사 시 발생할 수 있는 문제를 조기에 발견하고,효율적으로 해결할 수 있도록 하는 것이다.
상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 일 실시예에 따르면, 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 마찰력을 측정하는, 유도 비행체 발사 장치에 있어서, 상기 유도 비행체의 일단에 연결되어 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시인장 변형이 발생하고, 상기 변형 정도에 따라 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시의 마찰력을 센싱하는, 마찰력 측정 센서; 및 권양기의 회전 수를 센싱하여, 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시, 상기 유도 비행체가 움직인 이동 거리를 측정할 수 있도록 하는, 위치 측정 센서를 포함하는, 유도 비행체 발사 장치가 제공된다.
상기 마찰력 측정 센서는, 상기 유도 비행체의 움직임에 따라,인장 변형이 이루어지는 금속 물질로 구성되고, 상기 금속 물질의 변형에 따른 저항 값의 변화 또는 전압 값의 변화를 감지하는 것을 특징으로 하는,유도 비행체 발사 장치가 제공된다.
상기 위치 측정 센서는, 고정된 영구 자석 물질;및 상기 고정 영구 자석 물질과 이격되어 복수개의 자성 물질 톱니들로 구성되는 톱니 바퀴 형태의 물체를 포함하는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 발사 장치가 제공된다.
상기 위치 측정 센서는, 상기 권양기의 회전에 의해 상기 각 톱니들이 상기 고정 영구 자석 물질을 지날 때 발생되는 신호의 수를 센싱하여, 상기 발생되는 신호의 수와 상기 각 톱니 간 거리의 곱을 통해, 상기 유도 비행체의 이동 거리를 산출할 수 있도록 하는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 발사 장치가 제공된다.
상기 위치 측정 센서는, 상기 산출된 유도 비행체의 이동 거리 및 발사관의 길이 관계를 기반으로, 상기 마찰력이 센싱된 위치를 산출할 수 있도록 하는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 발사 장치가 제공된다.
상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 다른 실시예에 따르면, 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 마찰력을 점검하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템에 있어서, 금속 물질의 변형에 따른 저항 변화를 이용하여, 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 발사관에 가해지는 힘을 센싱하는, 마찰력 측정 센서; 권양기의 회전 수를 감지하여, 상기 유도 비행체의 이동 거리를 센싱하는, 위치 측정 센서; 상기 마찰력 측정 센서 또는 상기 위치 측정 센서에서 센싱된 값을 수신하여, 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시, 상기 발사관에 작용하는 마찰력 또는 상기 유도 비행체의 이동 거리 값을 계산하는 신호값 산출부; 및 상기 신호값 산출부에서 계산된 유도 비행체의 이동 거리 값 및 기 측정된 상기 발사관의 길이 정보를 기반으로, 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시, 발생하는 마찰력의 발생 위치 값을 산출하는 분석부를 포함하는,유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템이 제공된다.
상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시, 계산된 마찰력 데이터, 상기 유도 비행체의 이동 거리 데이터, 또는 상기 분석부에서 산출된 상기 마찰력 발생 위치 값을 수신하여 디스플레이 하는 디스플레이부를 포함하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템이 제공된다.
상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시, 계산된 마찰력이 임계치 이상의 값을 나타내는 경우, 경고음을 발생하는 경고음 발생부를 포함하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템이 제공된다.
상기 경고음 발생부는, 상기 임계치 이상의 마찰력이 측정된 상기 발사관의 위치에서 경고음을 발생시키는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템이 제공된다.
상기 분석부는, 상기 신호값 산출부에서 계산된 마찰력 값을 수신하여, 상기 마찰력 값이 임계치 이상의 값을 나타내는 경우, 상기 디스플레이부에 경고 정보를 전송하여 상기 디스플레이부에서 디스플레이 할 수 있도록 하는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템이 제공된다.
상기 분석부는, 상기 신호값 산출부에서 계산된 마찰력 값을 수신하여, 상기 마찰력 값이 임계치 이상의 값을 나타내는 경우, 상기 경고음 발생부에 경고음 발생 명령 또는 상기 마찰력 발생 위치 값을 전송하는 것을 특징으로 하는 , 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템이 제공된다.
상기 분석부는, 상기 신호값 산출부에서 계산된 마찰력 값을 수신하여, 상기 마찰력 값이 임계치 이상의 값을 나타내는 경우, 상기 유도 비행체의 발사 동작을 제어하는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템이 제공된다.
본 발명의 또 다른 실시예에 따르면, 유도 비행체 발사 장치에 유도 비행체를 장입 또는 장탈 시, 발사관에 작용하는 마찰력을 측정하는 방법에 있어서, 상기 유도 비행체의 일단에 연결된 마찰력 측정 센서의 저항 변화 또는 전압 변화를 측정하는 단계; 발사관 레일에 부착된 권양기의 회전 수를 센싱하여, 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 이동 거리를 측정하는 단계;상기 측정된 저항 변화 또는 전압 변화를 기반으로 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 마찰력을 산출하는 단계; 상기 측정된 유도 비행체의 이동 거리와 상기 발사관의 길이를 토대로, 상기 마찰력이 발생된 위치 값을 산출하는 단계; 및 상기 산출된 마찰력 값이 임계치 이상의 값을 나타내는 경우, 상기 유도 비행체 발사 장치에 문제가 발생하였음을 판단하는 단계를 포함하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 방법이 제공된다.
따라서, 본 발명의 실시예에 따르면, 유도 비행체의 장입/장탈 시, 발생하는 마찰력과 각 마찰력이 측정되는 발사관의 위치를 측정함으로써, 유도 비행체 발사 장치의 문제 발생 여부를 주기적으로 점검하고, 문제 발생 위치를 정확하게 검출할 수 있다.
또한, 본 발명의 일 실시예에 따르면, 유도 비행체의 발사 동작 수행 전, 유도 비행체 장입/장탈 시험을 통해, 마찰력의 임계값 초과 여부를 확인함으로써, 유도 비행체 발사 시 발생할 수 있는 문제를 조기에 발견하고, 효율적으로 해결할 수 있다.
도1은 본 발명의 일 실시예에 따른 유도 비행체 장입/장탈 측정 시스템의 개략적인 구성을 도시한 블록도이다.
도2는 본 발명의 일 실시예에 따른 유도 비행체 발사 장치의 구조를 개략적으로 도시한 도면이다.
도3은 본 발명의 일 실시예에 따른 유도 비행체 발사 장치의 위치 측정 센서 구조를 도시한 도면이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 유도 비행체 장입/장탈 측정 방법을 시간에 따라 도시한 흐름도이다.
본 발명과 본 발명의 동작상의 이점 및 본 발명의 실시에 의하여 달성되는 목적을 충분히 이해하기 위해서는 본 발명의 바람직한 실시예를 예시하는 첨부 도면 및 첨부 도면에 기재된 내용을 참조하여야만 한다.
이하, 첨부한 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예를 설명함으로써, 본 발명을 상세히 설명한다. 그러나, 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며, 설명하는 실시예에 한정되는 것이 아니다. 그리고, 본 발명을 명확하게 설명하기 위하여 설명과 관계 없는 부분은 생략되며, 도면의 동일한 참조부호는 동일한 부재임을 나타낸다.
명세서 전체에서, 어떤 부분이 어떤 구성요소를 “포함” 한다고 할 때, 이는 특별히 반대되는 기재가 없는 한 다른 구성요소를 제외하는 것이 아니라, 다른 구성요소를 더 포함할 수 있는 것을 의미한다. 또한, 명세서에 기재된“...부”, “...기”, “모듈”, “블록” 등의 용어는 적어도 하나의 기능이나 동작을 처리하는 단위를 의미하며, 이는 하드웨어나 소프트웨어 또는 하드웨어 및 소프트웨어의 결합으로 구현될 수 있다.
도1은 본 발명의 일 실시예에 따른 유도 비행체 장입/장탈 측정 시스템의 개략적인 구성을 도시한 블록도이다.
도 1을 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 유도 비행체 장입/장탈 측정 시스템은 유도 비행체 발사 장치(100), 신호값 산출부(200), 분석부(300), 디스플레이부(400) 및 경고음 발생부(500)를 포함할 수 있다.
유도 비행체 발사 장치(100)는 비행체를 발사시키기 위한 장치로서, 관성 유도 방식 또는 추적 유도 방식을 이용하여 발사대로부터 유도 비행체를 이탈시키는 장치로서, 발사 이전에 유도 비행체를 발사관 내에서 고정하도록 구성된다.
상기 유도 비행체는 지령에 의해 목표물로 유도 가능한 로켓 추진식 발사체로서, 유도탄을 포함하는 개념이다. 이러한 유도 비행체는 관성 유도 방식 또는 추적 유도 방식에 따라 목표물까지의 방향과 거리가 계산되면 계산된 방향과 거리에 따라 비행 특성 조절을 통해 목표물로 유도된다.
일 실시예에 따른 유도 비행체 발사 장치(100)는 마찰력 측정 센서(110) 및 위치 측정 센서(120)를 포함할 수 있는데, 상기 두 센서를 통해 유도 비행체를 발사대에 장입 또는 장탈 할 때 발사관 레일에 가해지는 힘과 마찰력이 커지는 구간의 위치 및 거리를 측정할 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 유도 비행체 발사 장치(100)는 유도 비행체의 장입 또는 장탈시의 마찰력을 측정함으로써, 유도 비행체 발사시 발사관 레일에 가해지는 마찰력을 사전에 점검하기 위한 시험을 수행할 수 있다.
마찰력 측정 센서(110)는 유도 비행체의 움직임에 따라 발사관 레일에 가해지는 힘, 즉, 마찰력을 측정하는 센서로서, 마찰력 측정 센서(110)에서 측정된 마찰력이 일정 값 이상을 초과할 경우, 유도 비행체 발사 시 문제가 발생할 것을 예측할 수 있도록 한다.
위치 측정 센서(120)는 유도 비행체의 움직임에 따른 유도 비행체 이동 거리를 측정할 수 있어 마찰력 측정 구간의 거리 또는 그 위치를 산출할 수 있도록 한다.
이에 따라, 본 발명의 실시예에 따른 유도 비행체 발사 장치(100)는 유도 비행체 발사 시 발사대에 가해지는 마찰력을 측정할 수 있을 뿐만 아니라, 문제 발생 예측 및 문제 발생 위치 산출을 함으로써, 유도 비행체 발사 수행 이전에 사전 점검 및 문제점 해결을 가능하게 한다.
신호값 산출부(200)는 마찰력 측정 센서(110) 또는 위치 측정 센서(120)에서 센싱되어 발생되는 신호값을 수신하여 마찰력 또는 유도 비행체의 이동 거리를 계산할 수 있다.
일 실시예에 따른 신호값산출부(200)는 아두이노(Arduino)를 통해 마찰력 측정 센서(110) 또는 위치 측정 센서(120)로부터 입력값을 받아들이고, 분석부(300), 디스플레이부(400) 또는 경고음 발생부(500)로의 출력을 제어할 수 있다.
즉, 신호값산출부(200)는 마찰력 측정 센서(110)에서 센싱된 저항 또는 전압 변화에 따라 유도 비행체와 발사대 간의 마찰력을 산출하고, 위치 측정 센서(120)로부터의 신호 값을 계산하여 장입/장탈시유도 비행체가 움직인 거리를 산출할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 분석부(300)는 신호값산출부(200)로부터 산출된 마찰력 또는 유도 비행체 이동 거리 값을 수신하여 유도 비행체의 발사시 문제점을 예측하고 문제 발생 위치 등을 판단할 수 있다.
구체적으로, 일 실시예에 따른 분석부(300)는 신호값산출부(200)에서 수신된 마찰력 또는 이동 거리 값을 데이터베이스화 하여 통계적 분석을 수행할 수도 있고, 유도 비행체 발사에 허용되는 마찰력의 최대치, 즉, 임계값을 설정할 수도 있다.
분석부(300)는 신호값산출부(200)에서 수신된 유도 비행체의 장입/장탈시 이동 거리를 기반으로 각각의 마찰력 값들이 측정된 위치를 산출할 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 유도 비행체 발사 장치(100)의 발사관은 고정된 값으로서,기 측정된 발사관의 길이와, 각각의 마찰력 측정시 산출된 유도 비행체의 이동 거리를 통해,상기 발사관에 대한 유도 비행체의 위치를 알 수 있다.
또한, 분석부(300)는 신호값산출부(200)에서 산출된 유도 비행체 장입/장탈 마찰력 값을 디스플레이부(400)에 출력할 수 있으며, 상기 마찰력 값이 기 설정된 임계치 이상의 값에 해당할 경우, 디스플레이부(400) 또는 경고음 발생부(500)에 경고 정보 또는 경고음 발생 명령을 전송할 수 있다.
뿐만 아니라, 분석부(300)는 신호값산출부(200)로부터 각 마찰력 값이 측정된 발사대의 위치 값을 수신함으로써, 유도 비행체의 장입/장탈시 임계치 이상의 마찰력이 가해진 발사대 위치 및 이동 거리를 분석하고, 디스플레이부(400)에 출력할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 분석부(300)는 유도 비행체 발사 장치(100)의 장입/장탈 측정 시험을 통해 임계치 이상의 마찰력 값이 산출된 경우, 유도 비행체 발사 동작을 제어할 수도 있다.
즉, 분석부(300)는 유도 비행체 발사 장치(100)에 유도 비행체 발사 명령이 수신된 경우라도, 임계치 이상의 마찰력 값이 측정됨에 따라, 유도 비행체 발사 동작에 문제 발생이 예측되는 경우, 발사 동작을 제어함으로써, 유도 비행체의 오발을 미연에 방지할 수 있다.
한편, 분석부(300)는 유도 비행체 발사 시험용 측정 값 산출을 위한 유도 비행체의 장입/장탈에 따른 마찰력 측정시, 일정 시간이 지연된 후 최초로 발생되는 마찰력에 대한 데이터를 필터링 할 수도 있는데, 이는, 정지 마찰력과 운동 마찰력에 기한 오차를 보정하기 위함이다.
요약하면, 분석부(300)는 신호값산출부(200)에서 산출된 마찰력 데이터 또는 이동 거리 데이터를 수신하여, 유도 비행체의 위치 값을 산출하고,상기 데이터들을 통계적으로 분석하여 유도 비행체 발사시 문제 발생 여부를 조기에 판단할 수 있다. 또한, 분석부(300)는 데이터 분석 결과 및 문제 발생 여부를 디스플레이부(400) 또는 경고음 발생부(500)로 전달함으로써, 관리자 또는 사용자로 하여금 유도 비행체 발사 동작 전에 사전 점검, 문제점 인식 및 그 해결을 수행할 수 있도록 하고, 유도 비행체 발사 동작 제어 명령을 전송할 수 있다.
일 실시예에 따른 디스플레이부(400)는 분석부(300)로부터 수신된 데이터 값들을 출력 장치를 통해 디스플레이할 수 있다.
디스플레이부(400)는 본 발명의 일 실시예에 따른 유도 비행체의 장입/장탈 시험 시 측정된 마찰력 데이터, 각 마찰력 값이 측정된 위치 값 데이터, 및 유도 비행체가 움직인 이동 거리 데이터 등을 디스플레이할 수 있으며, 일 이상의 장입/장탈 시험에 대한 데이터 값들의 통계 분석 결과를 출력할 수도 있다.
또한, 임계치 이상의 마찰력 값 측정에 따라 분석부(300)로부터 문제 발생 정보가 수신된 경우, 디스플레이부(400)는 경고 정보를 출력함으로써, 관리자에게 유도 비행체 발사 장치(100)에 이상이 발생하였음을 알릴 수 있으며, 분석부(300)에서 자체적으로 유도 비행체 발사 동작 제어가 수행된 경우, 상기 발사 동작 제어 정보를 출력할 수도 있다.
경고음 발생부(500)는 분석부(300)로부터 경고음 발생 명령을 수신하게 되면, 경고음을 발생시켜 유도 비행체 발사 장치(100)의 발사 동작 수행에 문제가 발생하였음을 경고할 수 있다.
이에 따라, 관리자는 유도 비행체 발사 장치(100)의 문제 발생 여부 및 그 위치를 즉각적으로 인지할 수 있으며, 이에 대한 신속한 조치를 취할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 경고음 발생부(500)는 유도 비행체 발사 장치(100) 외부에 구성될 수도 있으나, 다른 실시예에 따르면, 경고음 발생부(500)가 유도 비행체 발사 장치(100)의 내부에 구성됨으로써, 임계치 이상의 마찰력이 측정된 위치에서 경고음을 발생하도록 할 수도 있다.
도 1에서는 신호값산출부(200), 분석부(300), 디스플레이부(400) 및 경고음 발생부(500)가 유도 비행체 발사 장치(100)와 별도로 구성되는 것을 도시하고 있으나, 본 발명의 다른 실시예에 따르면, 상기 신호값산출부(200), 분석부(300), 디스플레이부(400) 및 경고음 발생부(500)는 유도 비행체 발사 장치(100)와 일체적으로 구성될 수도 있다.
도2는 본 발명의 일 실시예에 따른 유도 비행체 발사 장치(100)의 구조를 개략적으로 도시한 도면이다.
도 2를 참조하면, 유도 비행체 발사 장치(100)는 유도 비행체 고정 프레임에 부착되어 유도 비행체 일단에 연결되는 마찰력 측정 센서(110) 및 발사대의 발사관 레일 일단에 구비되는 위치 측정 센서(120)를 포함할 수 있다.
마찰력 측정 센서(110)는 물체로부터 가해지는 힘을 측정하는 센서로서, 본 발명의 실시예에 따른 유도 비행체의 장입 또는 장탈에 의한 움직임으로부터 발생하는 마찰력을 측정할 수 있다.
일 실시예에 따른 마찰력 측정 센서(110)는 스트레인 게이지(Strain Gauge)의 원리를 이용한 센서일 수 있는데, 상기 센서는 물체에 부착되어 물체가 외력으로 인해 변형될 때 상기 변형을 측정하는 측정기에 해당할 수 있다.
환언하면, 발사대의 유도 비행체 고정 프레임에 부착된 마찰력 측정 센서(110)는 유도 비행체의 일단에 연결되어, 유도 비행체가 장입/장탈되는 경우, 즉, 유도 비행체의 움직임이 발생하면, 유도 비행체와 발사대 간의 마찰력을 측정할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따르면, 유도 비행체의 움직임에 따라 유도 비행체의 일단에 부착된 금속 성분의 마찰력 측정 센서(110)가 인장 변형을 받게 되고, 이와 같은 마찰력 측정 센서(110)의 변형으로 인해, 합금선은 인장 방향으로 길이가 증가하여 단면적이 감소함으로써, 전기 저항이 증가하게 된다.
마찰력 측정 센서(110)는 이와 같은 저항의 변화에 비례하여 전압 또한 변하는 것을 이용해 상기 전압 변화량 또는 저항 변화량을 센싱함으로써, 상기 마찰력 측정 센서(110)에 가해지는 힘, 즉, 유도 비행체의 움직임에 따른 마찰력을 측정할 수 있다.
일 실시예에 따른 마찰력 측정 센서(110)는 브리지 회로(Bridge Circuit)를 이용한 힘 측정 센서일 수 있다.
유도 비행체 발사 장치 내, 유도 비행체 고정 프레임에 부착되어 있는 마찰력 측정 센서(110)는 유도 비행체 장입 시, 유도 비행체에 연결되며, 상기 유도 비행체에 연결되어 있던 마찰력 측정 센서(110)는 유도 비행체 장탈 시 유도 비행체로부터 분리될 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 위치 측정 센서(120)는 권양기의 회전 수를 감지하여 이동 거리를 측정하는 회전 수 감지 센서로 구성될 수 있다.
위치 측정 센서(120)의 권양기 회전 수 센싱으로부터 유도 비행체의 이동 거리를 측정할 수 있으므로, 산출된 이동 거리를 통해 유도 비행체의 장입/장탈 동작시 발사대에서의 유도 비행체 위치 또한 산출할 수 있다.
유도 비행체 발사 장치(100)의 발사대의 길이는 고정 값에 해당하는 바, 유도 비행체의 이동 거리를 통해 각 시점에서의 유도 비행체 위치 값을 산출할 수 있으며, 이에 따라, 임계치 이상의 마찰력 측정시, 해당 마찰력이 발생되는 발사관 레일의 위치를 정확히 측정할 수 있다.
따라서, 유도 비행체 발사 장치(100)는 위치 측정 센서(120)에서 측정된 유도 비행체 이동 거리로부터 문제가 야기되는 발사관 레일의 위치를 검출할 수 있다.
도3은 본 발명의 일 실시예에 따른 유도 비행체 발사 장치(100)의 위치 측정 센서(120) 구조를 도시한 도면이다.
도 2에서 상술한 바와 같이, 위치 측정 센서(120)는 회전 수 감지 센서로 구성될 수 있다.일 실시예에 따른 위치 측정 센서(120)는 일 측면에 고정된 영구 자석 물질을 포함하고,타 측면에는 상기 고정 영구 자석 물질과 이격 되어 회전 운동을 하는 톱니 바퀴 모양의 물체를 포함할 수 있으며,상기 톱니 바퀴 모양의 물체에는선이 연결되어 있을 수 있다.또한,상기 톱니 바퀴를 구성하는 각각의 톱니들은 자성 물질로 이루어질 수 있다.
도 3을 참고하면, 위치 측정 센서(120)의 중심부에 영구 자석 성분의 철심을 삽입하여, 자성 물질의 톱니들로 구성되는 하단의 톱니 바퀴가 회전함에 따라, 톱니 철심이 상기 영구 자석 성분의 철심을 지나갈 때 변하는 자기장의 강도 변화를 측정함으로써, 권양기의 회전 수를 센싱할 수 있다.
즉, 위치 측정 센서(120)의 권양기를 회전시키면, 자성 물질의 각각의 톱니가 상기 영구 자석 성분의 철심을 지나갈 때마다 자기장 변화 신호가 발생되는데, 유도 비행체의 최초 장입 시, 위치 측정 센서(120)의 거리 측정기를 0으로 세팅한 후, 권양기를 회전시켜, 톱니가 지나갈 때 발생되는 신호의 수를 측정하여 유도 비행체의 거리를 산출할 수 있다.
구체적으로, 위치 측정 센서(120)의 하단부를 구성하는 상기 톱니 바퀴의 각 톱니 사이 거리를 측정하고, 각각의 톱니가 상기 영구 자석 성분의 철심을 지나갈 때 발생하는 신호의 수를 측정하여, 상기 톱니 사이의 거리와 발생 신호의 수를 곱하면, 유도 비행체의 이동 거리를 산출할 수 있다.
요약하면, 위치 측정 센서(120)는 톱니 사이의 거리 및 톱니 회전에 따른 자기장 변화 신호의 수를 통해, 각 권양기 회전 수에 대하여권양기에 연결된 선이 움직인 길이를 산출함으로써, 유도 비행체의 장입/장탈 시 유도 비행체의 이동 거리, 마찰력이 커지는 구간 및 문제 발생 위치를 알 수 있다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 유도 비행체 장입/장탈 측정 방법을 시간에 따라 도시한 흐름도이다.
본 발명의 실시예에 따른 유도 비행체 장입/장탈 시스템은 유도 비행체와 발사관의 간섭으로 인한 장입/장탈의 어려움 또는 유도 비행체 발사시 발생할 수 있는 문제를 조기에 점검하기 위해 사전에 유도 비행체 장입/장탈 시험을 수행할 수 있다.
먼저, 유도 비행체 발사 장치의 발사관에 유도 비행체를 장입 또는 장탈한다(S410).
유도 비행체가 장입 또는 장탈되면, 유도 비행체에 연결되어 있는 마찰력 측정 센서는 전압 변화 또는 저항 변화를 센싱한다(S420).
또한, 유도 비행체 발사 장치의 위치 측정 센서는 권양기의 회전 수를 센싱함으로써, 위치 측정 센서를 구성하는 톱니 바퀴의 각 자성 물질의 톱니 간 거리 및 상기 권양기 회전 수를 기반으로 유도 비행체의 장입/장탈에 따라 유도 비행체가 이동한 거리를 측정할 수 있도록 한다(S430).
이때, 위치 측정 센서는 유도 비행체 발사 장치에 유도 비행체가 최초로 장입되는 경우,거리 측정기를 0으로 조절하여,각 유도 비행체의 장입 또는 장탈시의 이동 거리를 정확히 측정할 수 있다.
상기 단계 S420 및 S430에서 센싱된 전압 변화 및 권양기 회전 수를 기반으로, 유도 비행체 장입/장탈 측정 시스템은 유도 비행체의 장입/장탈시 발생되는 마찰력 값을 산출할 수 있으며(S440), 각 마찰력 값이 측정될 때의 유도 비행체 위치 값을 산출할 수 있다(S450).
유도 비행체의 위치 값은, 기 측정된 발사관의 길이를 토대로,상기 단계 S430에서 측정된 이동 거리에 따라 측정될 수 있다.
단계 S440에서 산출된 마찰력 값이 기 설정된 임계치 이상의 값을 나타내는 경우, 유도 비행체 장입/장탈 시스템은 유도 비행체 발사 장치의 문제 발생 여부를 판단할 수 있으며(S460), 상기 단계 S450에서 산출된 위치 값을 토대로 문제 발생 위치 또한 판단할 수 있다(S470).
유도 비행체 장입/장탈 측정 시스템은 유도 비행체 장입/장탈 시험에 따라 측정된 마찰력 값 또는 그 위치 값에 대한 데이터와 상기 데이터 분석 결과를 디스플레이할 수 있으며, 유도 비행체 발사 장치의 장입/장탈 또는 발사 동작에 문제 발생이 감지되는 경우에는 상기 문제 발생 정보 및 경고 정보를 디스플레이할 수 있고, 경고음을 출력할 수도 있다(S480).
이에 따라, 본 발명의 실시예에 따른 유도 비행체 장입/장탈 측정 방법은 주기적인 유도 비행체의 장입/장탈 시험을 통해, 유도 비행체 발사 시 발생될 수 있는 문제점을 조기에 발견하고, 즉각적인 조치를 취할 수 있도록 한다.
전술한 본 발명의 설명은 예시를 위한 것이며, 본 발명이 속하는 기술분야의 통상의 지식을 가진 자는 본 발명의 기술적 사상이나 필수적인 특징을 변경하지 않고서 다른 구체적인 형태로 쉽게 변형이 가능하다는 것을 이해할 수 있을 것이다. 그러므로 이상에서 기술한 실시예들은 모든 면에서 예시적인 것이며 한정적이 아닌 것으로 이해해야만 한다. 예를 들어, 단일형으로 설명되어 있는 각 구성 요소는 분산되어 실시될 수도 있으며, 마찬가지로 분산된 것으로 설명되어 있는 구성 요소들도 결합된 형태로 실시될 수 있다.
본 발명의 범위는 후술하는 특허청구범위에 의하여 나타내어지며, 특허청구범위의 의미 및 범위 그리고 그 균등 개념으로부터 도출되는 모든 변경 또는 변형된 형태가 본 발명의 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 한다.
100 : 유도 비행체 발사 장치
110 : 마찰력 측정 센서
120 : 위치 측정 센서
200 : 신호값산출부
300 : 분석부
400 : 디스플레이부
500 : 경고음 발생부

Claims (13)

  1. 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 마찰력을 측정하는, 유도 비행체 발사 장치에 있어서,
    상기 유도 비행체의 일단에 연결되어 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 인장 변형이 발생하고, 상기 변형 정도에 따라 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시의 마찰력을 센싱하는, 마찰력 측정 센서; 및
    권양기의 회전 수를 센싱하여, 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시, 상기 유도 비행체가 움직인 이동 거리를 측정할 수 있도록 하는, 위치 측정 센서를 포함하되,
    상기 마찰력 측정 센서는, 상기 유도 비행체의 움직임에 따라, 인장 변형이 이루어지는 금속 물질로 구성되고, 상기 금속 물질의 변형에 따른 저항 값의 변화 또는 전압 값의 변화를 감지하는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 발사 장치.
  2. 삭제
  3. 제1항에 있어서,
    상기 위치 측정 센서는,
    고정된 영구 자석 물질; 및
    상기 고정 영구 자석 물질과 이격되어 복수개의 자성 물질 톱니들로 구성되는 톱니 바퀴 형태의 물체를 포함하는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 발사 장치.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 위치 측정 센서는,
    상기 권양기의 회전에 의해 상기 각 톱니들이 상기 고정 영구 자석 물질을 지날 때 발생되는 신호의 수를 센싱하여, 상기 발생되는 신호의 수와 상기 각 톱니 간 거리의 곱을 통해, 상기 유도 비행체의 이동 거리를 산출할 수 있도록 하는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 발사 장치.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 위치 측정 센서는,
    상기 산출된 유도 비행체의 이동 거리 및 발사관의 길이 관계를 기반으로, 상기 마찰력이 센싱된 위치를 산출할 수 있도록 하는 것을 특징으로 하는,유도 비행체 발사 장치.
  6. 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 마찰력을 점검하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템에 있어서,
    상기 유도 비행체의 일단에 연결되어 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 인장 변형이 발생하고, 상기 변형 정도에 따라 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시의 발사관에 가해지는 힘을 센싱하는, 마찰력 측정 센서;
    권양기의 회전 수를 감지하여, 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시, 상기 유도 비행체가 움직인 이동 거리를 센싱하는, 위치 측정 센서;
    상기 마찰력 측정 센서 또는 상기 위치 측정 센서에서 센싱된 값을 수신하여, 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시, 상기 발사관에 작용하는 마찰력 또는 상기 유도 비행체의 이동 거리 값을 계산하는 신호값 산출부; 및
    상기 신호값 산출부에서 계산된 유도 비행체의 이동 거리 값 및 기 측정된 상기 발사관의 길이 정보를 기반으로, 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시, 발생하는 마찰력의 발생 위치 값을 산출하는 분석부를 포함하되,
    상기 마찰력 측정 센서는, 상기 유도 비행체의 움직임에 따라, 인장 변형이 이루어지는 금속 물질로 구성되고, 상기 금속 물질의 변형에 따른 저항 값의 변화 또는 전압 값의 변화를 감지하는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템.
  7. 제6항에 있어서,
    상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시, 계산된 마찰력 데이터,상기 유도 비행체의 이동 거리 데이터,또는 상기 분석부에서 산출된 상기 마찰력 발생 위치 값을 수신하여 디스플레이 하는 디스플레이부를 포함하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템.
  8. 제6항에 있어서,
    상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시, 계산된 마찰력이 임계치 이상의 값을 나타내는 경우, 경고음을 발생하는 경고음 발생부를 포함하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템.
  9. 제8항에 있어서,
    상기 경고음 발생부는,
    상기 임계치 이상의 마찰력이 측정된 상기 발사관의 위치에서 경고음을 발생시키는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템.
  10. 제7항에 있어서,
    상기 분석부는,
    상기 신호값 산출부에서 계산된 마찰력 값을 수신하여, 상기 마찰력 값이 임계치 이상의 값을 나타내는 경우, 상기 디스플레이부에 경고 정보를 전송하여 상기 디스플레이부에서 디스플레이 할 수 있도록 하는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템.
  11. 제8항 또는 제9항에 있어서,
    상기 분석부는,
    상기 신호값 산출부에서 계산된 마찰력 값을 수신하여, 상기 마찰력 값이 임계치 이상의 값을 나타내는 경우, 상기 경고음 발생부에 경고음 발생 명령 또는 상기 마찰력 발생 위치 값을 전송하는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템.
  12. 제6항에 있어서,
    상기 분석부는,
    상기 신호값 산출부에서 계산된 마찰력 값을 수신하여, 상기 마찰력 값이 임계치 이상의 값을 나타내는 경우, 상기 유도 비행체의 발사 동작을 제어하는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템.
  13. 유도 비행체 발사 장치에 유도 비행체를 장입 또는 장탈 시, 발사관에 작용하는 마찰력을 측정하는 방법에 있어서,
    마찰력 측정 센서가 상기 유도 비행체의 일단에 연결되어 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 인장 변형이 발생하고, 상기 변형 정도에 따라 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시의 발사관에 가해지는 힘에 따라 발생하는 저항 변화 또는 전압 변화를 측정하는 단계;
    위치 측정 센서가 발사관 레일에 부착된 권양기의 회전 수를 센싱하여, 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 이동 거리를 측정하는 단계;
    신호값 산출부가 상기 측정된 저항 변화 또는 전압 변화를 기반으로 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 마찰력을 산출하는 단계;
    분석부가 상기 측정된 유도 비행체의 이동 거리와 상기 발사관의 길이를 토대로, 상기 마찰력이 발생된 위치 값을 산출하는 단계; 및
    상기 분석부가 상기 산출된 마찰력 값이 임계치 이상의 값을 나타내는 경우, 상기 유도 비행체 발사 장치에 문제가 발생하였음을 판단하는 단계를 포함하되,
    상기 마찰력 측정 센서는, 상기 유도 비행체의 움직임에 따라, 인장 변형이 이루어지는 금속 물질로 구성되고, 상기 금속 물질의 변형에 따른 저항 값의 변화 또는 전압 값의 변화를 감지하는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 방법.
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