KR101997801B1 - 낙하 안전구역 예측 시스템 및 방법 - Google Patents

Abstract

본 발명에 따르면, 이동체 및 낙하물을 포함하는 발사체에 관한 낙하 안전구역 예측 시스템에 있어서, 상기 이동체에서 분리된 상기 낙하물에 대한 항력계수 및 상기 낙하물이 분리되는 위치 정보를 산출하는 정보 산출부, 상기 이동체가 비행되는 기상환경에 따른 기상 요소 및 비행 구역의 지형 데이터를 저장하는 데이터 저장부, 상기 정보 산출부 및 상기 데이터 저장부를 기반으로 낙하 예상 구역을 시뮬레이션 하여 낙하 예상 구역을 검출하는 구역 검출부를 포함하며, 상기 정보 산출부는 상기 분리되는 낙하물에 대한 상기 이동체와의 충돌감소 및 낙하 분포 범위를 최소화 시키는 최소 항력 낙하자세를 산출하여, 정확한 낙하 안전구역을 제시하는 낙하 안전구역 예측 시스템 및 방법이 개시된다.

Description

낙하 안전구역 예측 시스템 및 방법{System and Method for Safe Area Detection}

본 발명은 낙하 안전구역 예측 시스템 및 방법에 관한 것이다. 보다 상세하게는, 본 발명은 낙하된 낙하물의 구역을 확인하기 위한 낙하 안전구역 예측 시스템 및 방법에 관한 것이다.

종래의 대공 유도탄 사격 시험 및 유도탄 발사 시험 시 사용되는 표적, 유도탄 등의 이동체는 중간의 단분리, 페어링 분리, 비상폭파 등으로 인하여 지상으로 잔해물이 낙하될 수 있다.

일반적으로, 최근 비행체의 비행고도가 높아지고, 비행경로가 길어짐에 따라 비행 시험 시 발생하는 낙하물에 의한 위험구역이 확대되고 있으며, 비행체 낙하물에 의한 위험구역 확대는 시험비용의 증가, 위험구역 내 안전확인을 위한 시간 증가 등의 문제가 있다.

또한, 기존의 경우 실제 시험 시 확보한 데이터를 통계적 방법으로 가공하여 예상 낙하물의 낙하영역을 예측한 결과로 시험 데이터에 조건으로 사용된 영역 밖의 시험조건에 대해서는 정확한 예측이 어려운 측면이 있으며, 풍향 및 풍속에 따른 낙하물 예상 지역을 산출하는데 문제가 있기 때문에 낙하 안전구역 예측 시스템 및 방법이 시급히 필요한 상황이다.

대한민국 등록특허 제10-1672844호(탄도탄 요격고도에 따른 충돌하는 탄체의 분산정도 추정방법, 등록일자 2016년 10월 31일)

본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로서, 본 발명의 목적은 고고도 발사 시험 시 예상되는 다단분리, 페어링 분리 및 최종 탄두의 낙하지점을 정확히 예측하기 위한 낙하 안전구역 예측 시스템 및 방법을 제공함에 있다.

상술한 목적을 달성하기 위하여, 본 발명은 이동체 및 낙하물을 포함하는 발사체에 관한 낙하 안전구역 예측 시스템에 있어서, 상기 이동체에서 분리된 상기 낙하물에 대한 항력계수 및 상기 낙하물이 분리되는 위치 정보를 산출하는 정보 산출부, 상기 이동체가 비행되는 기상환경에 따른 기상 요소 및 비행 구역의 지형 데이터를 저장하는 데이터 저장부, 상기 정보 산출부 및 상기 데이터 저장부를 기반으로 낙하 예상 구역을 시뮬레이션 하여 낙하 예상 구역을 검출하는 구역 검출부를 포함하며, 상기 정보 산출부는 상기 분리되는 낙하물에 대한 상기 이동체와의 충돌감소 및 낙하 분포 범위를 최소화 시키는 최소 항력 낙하자세를 산출하는 것을 특징으로 하는 낙하 안전구역 예측 시스템을 제시한다.

바람직하게는. 상기 정보 산출부는 상기 이동체의 낙하물이 각각 분리되는 위치정보를 산출하기 위해 필요한 파라미터 정보를 입력하는 파라미터 입력부, 상기 파라미터 입력부에 입력된 파라미터 정보를 통해 각각의 분리가 이루어질 고도 및 경도를 포함하는 위치, 속도 정보를 계산하는 파라미터 계산부, 상기 분리된 낙하물의 낙하 궤적 계산에 사용되는 항력계수를 산출하여 상기 항력계수를 설정하는 항력계수 설정부를 포함한다.

바람직하게는. 상기 파라미터 입력부는 상기 이동체의 낙하물이 분리되는 개수를 포함하는 분리 개수 정보, 상기 이동체의 질량 및 상기 분리된 낙하물의 질량을 포함하는 질량 정보, 상기 이동체의 분리된 낙하물이 연소되기 위해 필요한 시간이 포함된 연소 시간 정보, 상기 이동체 및 상기 낙하물이 분리될 때 나아가는 방향과 반대 방향으로 작용하는 힘을 포함하는 추력 정보로 이루어진 군으로부터 선택되는 것을 적어도 하나 포함하는 것을 특징으로 한다.

바람직하게는. 상기 최소 항력 낙하자세는 분리되어 낙하되는 상기 낙하물의 자세에 따라 낙하 방향, 풍향 및 풍속에 대하여 공력계수가 최소가 되는 자세이며, 상기 공력계수가 최소가 되는 자세는 상기 항력계수 설정부로부터 확보되는 것을 특징으로 한다.

바람직하게는. 상기 항력계수의 산출은 풍동시험을 통해 산출되며, 상기 풍동시험은 상기 이동체의 분리되는 낙하물에 대한 형상 모형을 포함하고, 상기 형상 모형을 무게 중심으로 회전시키며 항력계수를 측정하는 풍동시험설비를 형성하는 것을 특징으로 한다.

바람직하게는. 상기 항력계수 설정부는 상기 풍동시험을 통해 산출된 낙하 각도, 속도에 따른 항력계수를 시뮬레이터 하여 각 조건에 대입할 수 있는 항력계수 테이블을 포함하는 것을 특징으로 한다.

바람직하게는. 데이터 저장부는 상기 이동체가 비행하게 될 예상 방향, 거리 및 고도를 포함하는 비행 구역부, 상기 이동체가 비행되는 고도에 따른 환경데이터를 수집하는 기상데이터 수집부를 포함한다.

바람직하게는. 상기 기상데이터 수집부는 인터넷 연결이 가능한 경우, 실시간으로 기상청을 통해 상기 이동체가 비행하는 환경데이터를 저장하며, 인터넷 연결이 불가능한 경우, 운용자가 상기 이동체가 비행하는 환경데이터를 입력하며, 상기 이동체가 비행하는 고도에 따라 상기 환경데이터 값이 변하는 것을 특징으로 한다.

바람직하게는. 상기 구역 검출부는 상기 정보 산출부 및 상기 데이터 저장부에서 산출 및 저장된 정보를 바탕으로 이동체에서 분리되는 낙하물의 예상 궤적을 추정하는 궤적 추정부를 포함하고, 상기 궤적 추정부에서 추정된 다수의 예상 궤적에 따른 낙하 구역을 결정하는 낙하구역 결정부를 포함하는 한다.

바람직하게는. 상기 분리되는 낙하물은 단분리 시, 상기 이동체의 추진력을 위한 연료를 포함하는 추진체, 상기 단분리 후, 2개 이상의 개수로 최종적으로 분리되며, 상기 이동체를 보호해주는 전방덮개를 포함하고, 상기 추진체 및 상기 전방덮개는 낙하 시 무게 중심 축으로 회전하여 낙하되는 것을 특징으로 한다.

또한, 본 발명은 이동체를 포함하는 낙하 안전구역 예측 방법에 있어서, 상기 분리된 낙하물의 회전에 따른 항력계수 및 상기 이동체의 분리 정보를 산출하는 단계, 상기 이동체가 비행되는 환경에 따른 환경 요소 및 비행 구역의 데이터를 저장하는 단계, 상기 저장된 데이터에 따른 낙하 예상 구역을 시험하여 낙하 예상 구역을 검출하는 단계를 포함하는 낙하 안전구역 예측 방법을 제안한다.

바람직하게는. 상기 항력계수 및 분리 정보를 산출하는 단계는 상기 이동체가 분리되는 고도 및 경도를 포함하는 위치, 속도 정보 및 상기 분리되는 낙하물의 항력계수를 산출하며, 상기 항력계수의 산출은 공기의 흐름이 상기 분리된 낙하물에 미치는 영향 또는 그 공기의 흐름 속에서 상기 분리된 낙하물의 운동을 확인하는 풍동시험을 통해 산출하는 것을 특징으로 한다.

바람직하게는. 상기 낙하 예상 구역을 검출하는 단계는 상기 형성되는 정보 및 저장된 환경 요소의 데이터를 바탕으로 분리된 낙하물의 낙하 궤적을 추정하고, 상기 추정된 낙하 궤적을 통해 낙하 예상 지점을 지도에 도시하는 것을 특징으로 한다.

본 발명의 일 실시 예에 따르면 고고도 이동체의 운동조건, 이동체에서 낙하되는 낙하물의 형상, 기상환경을 종합한 낙하물의 낙하 영역을 수학적 방법으로 획득함으로써, 종래의 통계적 방법을 통한 낙하 안전영역 예측보다 정확한 낙하 안전영역 산출이 가능해지는 효과를 제공할 수 있다.

또한, 낙하물의 초기 조건을 이동체의 운동 모델에 의하여 산출함으로써 기존의 통계적 방법으로 예측하는 방법보다 이동체의 속도, 고도 등의 파라미터 변화에 따라 통계적인 방법으로 예측할 경우 신회성이 떨어지는 영역에서의 낙하 안전영역 산출이 가능해질 수 있다.

또한, 단분리, 슈라우드 분리 등 다양한 낙하환경에 따른 낙하물의 낙하 영역을 계산할 수 있다.

또한, 본 발명의 일 실시 예에 다르면, 본 발명의 효과들은 이상에서 언급한 효과들로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 또 다른 효과들은 아래의 기재로부터 통상의 기술자에게 명확하게 이해 될 수 있을 것이다.

도 1은 본 발명의 일 실시 예에 따른 발사된 이동체의 비행궤적 및 낙하궤적을 도시한 도면이다.
도 2는 본 발명의 일 실시 예에 따른 낙하 안전구역 예측 시스템을 나타낸 블록도이다.
도 3은 본 발명의 일 실시 예에 따른 정보 산출부의 구성을 나타낸 구성도이다.
도 4는 본 발명의 일 실시 예에 따른 분리 낙하물의 항력계수 테이블을 나타낸 표이다.
도 5는 본 발명의 일 실시 예에 따른 데이터 저장부의 구성을 나타낸 구성도이다.
도 6은 본 발명의 일 실시 예에 따른 고도에 따른 낙하 안전구역 예측 방법을 구체적으로 설명하기 위한 흐름도이다.
도 7은 본 발명의 일 실시 예에 따른 구역 검출부의 구성을 나타낸 구성도이다.
도 8은 본 발명의 일 실시 예에 따른 낙하 안전구역 예측 방법을 설명하기 위한 흐름도이다.
도 9는 본 발명의 일 실시 예에 따른 낙하 안전구역 예측 방법을 구체적으로 설명하기 위한 흐름도이다.
도 10은 본 발명의 일 실시 예에 따른 유도탄을 적용하여 낙하 시점의 자세를 추정하는 흐름도이다.
도 11a는 본 발명의 일 실시 예에 따른 낙하초기 자세의 확률 분포도이며, 도 11b는 본 발명의 일 실시 예에 따른 낙하초기 속도 및 가속도의 확률 분포도이다.
도 12은 본 발명의 일 실시 예에 따른 페어링 분리 및 낙하구역 전시를 설명하기 위한 예시도이다.

이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시 예를 상세히 설명한다. 본 발명의 이점 및 특징, 그리고 그것들을 달성하는 방법은 첨부되는 도면과 함께 상세하게 후술되어 있는 실시 예들을 참조하면 명확해질 것이다. 그러나 본 발명은 이하에서 게시되는 실시 예들에 한정되는 것이 아니라 서로 다른 다양한 형태로 구현될 수 있으며, 단지 본 실시 예들은 본 발명의 게시가 완전하도록 하고, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공되는 것이며, 본 발명은 청구항의 범주에 의해 정의될 뿐이다. 명세서 전체에 걸쳐 동일 참조 부호는 동일 구성 요소를 지칭한다.

다른 정의가 없다면, 본 명세서에서 사용되는 모든 용어(기술 및 과학적 용어를 포함)는 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 공통적으로 이해될 수 있는 의미로 사용될 수 있을 것이다. 또 일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 용어들은 명백하게 특별히 정의되어 있지 않는 한 이상적으로 또는 과도하게 해석되지 않는다.

본 출원에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시 예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다, 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 출원에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.

제2, 제1 등과 같이 서수를 포함하는 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 상기 구성요소들은 상기 용어들에 의해 한정되지는 않는다. 상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다. 예를 들어, 본 발명의 권리 범위를 벗어나지 않으면서 제2 구성요소는 제1 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제1 구성요소도 제2 구성요소로 명명될 수 있다. 및/또는 이라는 용어는 복수의 관련된 기재된 항목들의 조합 또는 복수의 관련된 기재된 항목들 중의 어느 항목을 포함한다.

도 1은 본 발명의 일 실시 예에 따른 발사된 이동체의 비행궤적 및 낙하궤적을 도시한 도면이다.

도 1을 참조하면, 발사된 이동체의 비행궤적 및 낙하궤적은 발사체(100), 이동체(110), 추진체(200), 추진체 구역(210), 전방덮개(300), 제1 전방덮개 구역(310) 및 제2 전방덮개 구역(320)을 포함한다.

이동체(110)는 대공 유도탄 사격 시험 및 유도탄 발사 시험 시 사용되는 표적, 유도탄 등으로 중간의 단분리, 페어링 분리, 비상폭파 등으로 인하여 지상으로 잔해물이 낙하될 수 있다.

이동체(110)는 분리되는 고도 및 경도를 포함하는 위치, 속도 등을 계산하고 발사되며, 발사 시 외부환경에 따라 분리되는 고도 및 경도를 포함하는 위치, 속도 등은 변할 수 있다.

본 발명의 일 실시 예에 따르면, 추진체(200)는 발사된 이동체(110)가 처음으로 단분리 낙하되는 낙하물이며, 추진체(200) 내부의 연료가 모두 소비되면 이동체(110)의 추진체(200)가 단분리 되면서 추진력을 얻을 수 있다. 추진체(200)는 이동체(110)가 발사되는 발사체(100)의 형상인 원통형으로 형성될 수 있다.

본 발명의 일 실시 예에 따르면, 단분리가 되는 낙하물은 추진체(200) 하나인 것으로 기재하고 있으나, 반드시 이에 한정되는 것은 아니며, 발사되는 이동체(110)의 종류에 따라 단분리되는 낙하물인 추진체(200)는 하나 이상을 포함할 수 있다.

추진체 구역(210)은 이동체(110)에서 단분리되어 낙하궤적을 따라 낙하되며 추진체(200)가 떨어지는 구역으로서, 발사되기 전 추진체(200)가 낙하되어 떨어질 낙하 구역을 미리 계산할 수 있으며, 발사된 이동체(110)의 추진체(200)는 계산된 낙하 구역인 추진체 구역(210) 내부에 떨어질 수 있다.

본 발명의 일 실시 예에 따르면, 전방덮개(300)는 이동체(110)에서 마지막으로 페어링 분리되어 낙하되는 낙하물이며, 이동체(110)에 전방덮개(300)가 페어링 분리 되면서 마지막 추진력을 얻을 수 있다. 전방덮개(300)는 제1 전방덮개(302) 및 제2 전방덮개(304)로 이루어진 반원뿔 형상으로 이동체(110)의 양 옆에 붙어 형성될 수 있다.

전방덮개(300)는 공기 저항과 마찰열 등의 요소로부터 이동체(110)를 보호하는 덮개로서, 마지막 단계에서 발사된 이동체(110)를 감싸고 있던 양쪽의 덮개가 반으로 갈라지는 페어링 분리에 의해 낙하될 수 있다.

본 발명의 일 실시 예에 따르면, 전방덮개(300)는 제1 전방덮개(302) 및 제2 전방덮개(304) 두 개로 형성되어 있으나 반드시 이에 한정되는 것은 아니며, 전방덮개(300)는 두 개 이상의 덮개로 이루어질 수 있다.

제1 전방덮개 구역(310)은 이동체(110)에서 페어링 분리되어 낙하궤적을 따라 낙하되는 제1 전방덮개(302)가 떨어지는 구역으로서, 발사되기 전 제1 전방덮개(302)가 떨어지는 낙하 구역을 미리 계산할 수 있으며, 발사된 이동체(110)의 제1 전방덮개(302)는 계산된 낙하 구역인 제1 전방덮개 구역(310) 내부에 떨어질 수 있다.

제2 전방덮개 구역(320)은 이동체(110)에서 페어링 분리되어 낙하궤적을 따라 낙하되는 제2 전방덮개(304)가 떨어지는 구역으로서, 발사되기 전 제2 전방덮개(304)가 떨어지는 낙하 구역을 미리 계산할 수 있으며, 발사된 이동체(110)의 제2 전방덮개(304)는 계산된 낙하 구역인 제2 전방덮개 구역(320) 내부에 떨어질 수 있다.

추진체(200) 및 전방덮개(300)의 예상 낙하 궤적을 추정하기 위한 방법에 사용되는 변수는 추력, 분리개수, 발사각, 연소 시간 및 질량 등에 의해 결정되는 낙하물이 낙하되는 고도 및 경도를 포함하는 위치 및 속도 등을 포함하며, 초기 속도 정보, 기상청에서 전송 받거나 운용자가 직접 입력하는 바람속도 및 기압, 낙하 궤적을 추정하기 위한 중요한 변수로 다양한 각도에서 계산되어 예상 낙하 구역을 추정하는 단분리 및 페어링 분리 시 회전각, 회전각에 의하여 결정되는 항력계수 및 기준면적을 포함할 수 있다.

도 2는 본 발명의 일 실시 예에 따른 낙하 안전구역 예측 시스템을 나타낸 구성도이다.

도 2를 참조하면, 낙하 안전구역 예측 시스템은 정보 산출부(410), 데이터 저장부(420), 구역 검출부(430)를 포함한다.

정보 산출부(410)는 파라미터 입력부(412), 파라미터 계산부(414) 및 항력계수 설정부(416)를 포함할 수 있다.

정보 산출부(410)는 발사된 이동체(110)가 추진력을 얻기 위한 분리 과정을 거치게 될 때 발생하는 정보를 계산 및 설정하여 산출할 수 있다.

정보 산출부(410)는 분리되는 낙하물에 대한 비행경고 감소 및 낙하 분포 범위를 최소화 시키는 최소 항력 낙하자세를 산출할 수 있다.

파라미터 입력부(412)는 발사된 이동체(110)의 낙하물의 분리 시 필요한 연소 시간, 추력정보, 질량, 분리 개수 등을 입력할 수 있다.

파라미터 계산부(414)는 파라미터 입력부(412)에서 입력된 추진체(200) 및 전방덮개(300)의 정보를 통해 구하고자 하는 정보를 산출할 수 있다.

본 발명의 일 실시 예에 따르면, 파라미터 계산부(414)는 파라미터 입력부(412)에 입력된 정보를 통해 단분리가 이루어질 고도 및 경도를 포함하는 위치 정보 및 속도 정보를 계산할 수 있다.

본 발명의 일 실시 예에 따르면, 파라미터 계산부(414)는 파라미터 입력부(412)에 입력된 정보를 통해 페어링 분리가 이루어질 고도 및 경도를 포함하는 위치 정보 및 속도정보를 계산할 수 있다.

항력계수 정보 산출부(410)는 이동체(110)에서 분리되는 추진체(200) 및 전방덮개(300)가 무게 중식 축으로 회전하며 낙하하게 되며, 낙하 구역 계산 시 회전에 따른 항력의 변화가 영향을 미치게 될 수 있다. 따라서 향력계수 정보 산출부(410)는 분리되는 추진체(200) 및 전방덮개(300)의 각도에 따른 항력계수를 산출할 수 있다.

항력계수 정보 산출부(410)는 항력계수 정보 산출부(410)에서 산출된 항력계수를 각각의 각도에 따른 결과물을 정리해서 만든 항력계수 테이블을 포함할 수 있다.

데이터 저장부(420)는 비행 구역부(422) 및 기상데이터 수집부(424)를 포함한다.

비행 구역부(422)는 이동체(110)가 비행하게 될 구역을 말하며, 발사된 이동체(110)의 비행하게 될 예상 방향, 예상 거리 및 예상 고도 등을 포함할 수 있다.

기상데이터 수집부(424)는 발사된 이동체(110)가 비행하게 될 외부 환경요인인 풍속, 기압 및 온도 등을 수집할 수 있다.

구역 검출부(430)는 궤적 추정부(432) 및 낙하 구역 결정부(434)를 포함한다.

궤적 추정부(432)는 정보 산출부(410) 및 데이터 저장부(420)에 포함되는 정보를 통해 발사된 이동체(110)에서 낙하되는 추진체(200) 및 전방덮개(300)가 떨어지는 궤적을 추정할 수 있다.

낙하 구역 결정부(434)는 궤적 추정부(432)에서 추정된 궤적에 따른 낙하 구역을 결정할 수 있다.

도 3은 본 발명의 일 실시 예에 따른 정보 산출부의 구성을 나타낸 구성도이다.

도 3을 참조하면, 정보 산출부(410)는 파라미터 입력부(412), 파라미터 계산부(414) 및 항력계수 설정부(416)를 포함한다.

본 발명의 일 실시 예에 따르면, 파라미터 입력부(412)는 각 단분리 시 필요한 이동체(110)에서 분리되는 낙하물이 연소되는 연소 시간, 분리 시 이동체(110) 및 이동체(110)에서 분리되는 낙하물에 작용하는 추력정보, 이동체(110) 및 이동체(110)에서 분리되는 낙하물의 질량, 이동체(110)의 분리되는 낙하물의 분리 개수 등을 입력할 수 있다. 파라미터 입력부(412)에서 입력되는 정보는 반드시 이에 한정되는 것은 아니며, 이동체(110) 및 이동체(110)에서 낙하되는 낙하물에 영향을 받을 수 있는 정보를 포함할 수 있다.

파라미터 입력부(412)는 이동체(110)의 각각의 구성에 대한 정보를 미리 입력하여 낙하 안전구역을 확인하기 위해 사용될 수 있다. 파라미터 입력부(412)에 입력되는 정보는 이동체(110)의 정보뿐 아니라 이동체(110)의 단분리되는 추진체(200)의 정보 및 페어링 분리되는 전방덮개(300)의 정보를 포함할 수 있다.

파라미터 계산부(414)는 파라미터 입력부(412)에 입력된 정보를 통해 필요한 정보를 산출할 수 있다.

파라미터 계산부(414)는 파라미터 입력부(412)에 입력된 파라미터 정보를 통해 추진체(200)의 단분리가 이루어지는 고도 및 경도를 포함하는 위치, 속도 정보를 계산하여 추정할 수 있으며, 전방덮개(300)의 페어링 분리가 이루어지는 고도 및 경도를 포함하는 위치, 속도 정보를 계산하여 추정하고, 추정된 정보를 산출 할 수 있다. 파라미터 계산부(414)에서 계산 된 정보는 추진체(200) 및 전방덮개(300)가 낙하할 위치를 계산함에 있어 중요한 정보가 될 수 있다.

항력계수 설정부(416)는 분리된 낙하물의 낙하 궤적 계산에 사용되는 항력계수를 산출하여 항력계수를 설정할 수 있다.

발사된 이동체(110)에서 분리되는 추진체(200) 및 전방덮개(300)는 낙하 시 무게 중심 축으로 회전을 하며 낙하하게 되며, 회전에 따른 항력의 변화가 낙하 구역 계산 시 영향을 미칠 수 있다. 따라서 항력계수 설정부(416)는 이에 필요한 항력계수를 산출하여 항력계수를 설정할 수 있다. 이때, 항력계수를 산출하기 위해서 추진체(200) 및 전방덮개(300)의 모형을 만들어 풍동시험을 통해 추진체(200) 및 전방덮개(300)의 각도에 따른 항력계수를 설정할 수 있다.

풍동시험은 발사된 이동체(110)가 분리되는 추진체(200) 및 전방덮개(300)에 대한 형상 모형을 제작할 수 있다. 추진체(200)는 원통형, 전방덮개(300)는 반원뿔 형태를 나타낼 수 있다.

각 형상은 풍동시험설비에 설치할 수 있으며, 각 낙하물의 형상이 분리될 경우 회전에 의한 공기를 받는 각도인 받음각의 변화에 따른 항력계수를 측정하기 위해 각각의 낙하물의 형상을 무게 중심으로 회전시키며 측정할 수 있다. 받음각에 의한 항력계수의 정밀도는 풍동시험 시 각 모형의 각도 변화에 의해 결정될 수 있다.

본 발명의 일 실시 예에 따르면, 항력계수 설정부(416)는 풍동시험을 통해 산출된 낙하 각도, 속도에 따른 항력계수를 시뮬레이터 하여 각 조건에 대입할 수 있는 항력계수 테이블을 포함할 수 있으며, 속도는 최초 분리 시 속도까지 필요할 수 있다.

최소 항력 낙하자세는 분리되어 낙하되는 낙하물의 자세에 따라 낙하 방향, 풍향 및 풍속에 대하여 공력계수가 최소가 되는 자세로서, 공력계수가 최소가 되는 자세는 항력계수 설정부(416)로부터 확보될 수 있다.

도 4는 본 발명의 일 실시 예에 따른 분리 낙하물의 항력계수 테이블을 나타낸 표이다.

도 4를 참조하면, 항력계수 테이블(500)은 속도정보(510), 낙하 각도(520), 모멘트계수(530), 앙력계수(540), 항력계수(550) 및 항력계수 시뮬레이션(560)을 포함한다.

항력계수 테이블(500)은 항력계수 설정부(416)에서 형성될 수 있으며, 항력계수 설정부(416)에서 풍동시험을 통해 항력계수 테이블(500)에서의 값을 채울 수 있으며, 항력계수를 시뮬레이터 하여 각 조건에 대입할 수 있는 데이터 테이블이다.

항력계수 테이블(500)은 풍동시험을 통해 형성될 수 있다. 속도 및 낙하 각도를 변화시켜 풍동시험을 시행할 수 있으며, 풍동시험을 통해 얻은 정보를 통해 모멘트계수(530), 앙력계수(540), 항력계수(550) 및 항력계수 시뮬레이션(560)을 산출해낼 수 있다,

분리된 추진체(200) 및 전방덮개(300)의 항력계수 산출은 추진체(200) 및 전방덮개(300)의 형상을 단순화 하며, 이에 낙하각도 및 속도에 따른 항력계수(550)를 시뮬레이터 하며 각 조건에 대입할 수 있는 데이터 테이블을 확보할 수 있으며, 속도 정보의 경우 최초 분리 시 속도까지 필요로 한다.

항력계수 시뮬레이션(560)은 양력계수를 항력계수로 나눈 것이다.

도 5는 본 발명의 일 실시 예에 따른 데이터 저장부의 구성을 나타낸 구성도이다.

도 5를 참조하면, 데이터 저장부(420)는 비행 구역부(422) 및 기상데이터 수집부(424)를 포함한다.

비행 구역부(422)는 이동체(110)가 비행하게 되는 예상 방향, 거리 및 고도 등을 포함하며, 운용자가 이동체(110)가 발사되는 위치, 방향 및 발사각도를 설정하면, 이동체(110)가 비행하게 되는 예상 방향, 거리 및 고도가 계산될 수 있다.

비행 구역부(422)는 계산된 이동체(110)가 비행하게 되는 예상 방향, 거리 및 고도에 따라 이동체(110)의 비행 위치 및 범위가 결정될 수 있다

기상데이터 수집부(424)는 이동체(110)가 비행되는 고도에 따른 환경 데이터를 수집할 수 있다. 발사된 이동체(110)에서 분리되는 추진체(200) 및 전방덮개(300)가 낙하되는 예상 구역을 계산하기 전에 외부 변수 중 하나인 환경요인에 대한 정보가 필요할 수 있다. 이때 필요한 환경 요인은 풍속, 기압, 온도 등을 포함할 수 있다.

기상데이터 수집부(424)는 실시간으로 환경 데이터를 수집할 수 있으며, 인터넷 연결이 가능할 경우, 실시간으로 기상청을 통해 이동체(110)가 비행하는 환경 데이터를 저장할 수 있으며, 인터넷 연결이 불가능할 경우, 운용자가 직접 이동체(110)가 비행하는 구역의 환경 데이터를 입력할 수 있다.

도 6은 본 발명의 일 실시 예에 따른 고도에 따른 낙하 안전구역 예측 방법을 구체적으로 설명하기 위한 흐름도이다.

기상모델 적용에 있어서 이동체(110)는 운용되는 고도에 대한 설정이 필요할 수 있다. 이에 전방덮개의 분리는 대기권(0~20km) 이내 구간으로 판단되며, 분리되는 위치는 표적의 위치에 따라 변화하게 될 수 있다. 정확한 낙하 구역 항력계수는 공기밀도에 비례하기 때문에 전방덮개(300)의 항력계수 시뮬레이션 결과로 고도에 따른 공기밀도율을 적용하여 전방덮개(300)의 낙하 궤적을 계산할 수 있다.

항력식은 아래와 같이 나타낼 수 있으며, 고도에 따른 항력의 계산에서 공기 밀도는 대기압 상태에서 약 1.2kg/ m³이다.

5km 고도 구간별 평균 공기 밀도를 적용하여 고도에 따라 배율이 다음과 같이 변할 수 있다. (0~5km: 1, 5~10km: 0.75, 10~15km: 0.7, 15~20km: 0.55)

: 고도에 따른 항력,

: 공기 밀도, v: 유체에 대한 물체의 상대 속도, A: 기준 면적,

: 항력 계수,

: 속도의 방향을 나타내는 단위 벡터)

도 6은 최종적으로 낙하 궤적을 추산하는 방법이다.

단계 S610은 초기 값 입력 단계이다.

입력될 초기 값은 현재 이동체(110)의 자세, 위치, 속도, 고도, 질량 등의 정보 값을 입력할 수 있으며, 낙하 궤적을 계산하기 위한 파라미터이다.

단계 S620은 낙하 궤적을 계산하는 단계이다.

우선적으로 낙하 궤적을 계산할 수 있으며, 단계 S630으로 넘어가 속도 및 자세를 변화 시키며, 단계 S640에서 항력을 계산할 수 있다.

단계 S640에서의 항력 계산이 끝나면은 단계 S650에서 고도 변화율을 확인 할 수 있다. 고도 변화율의 값은 미리 설정 할 수 있으며, 설정된 고도 변화율의 값에 도달하는 경우, 단계 S660 고도에 따른 항력을 다시 계산할 수 있다.

단계 S670은 고도의 5KM 이하일 때 다음 단계로 넘어갈 수 있으며, 고도가 5KM 이하를 만족하지 못할 때, 단계 S620으로 돌아가 다시 단계를 수행할 수 있다.

단계 S680은 낙하물의 고도가 마지막 단계인 5KM 미만일 경우, 상대적으로 낙하물의 속도 대비 풍속이 미미하여 앞의 절차에서 무시된 풍속 파라미터를 추가하여 항력을 다시 계산할 수 있다.

단계 S690은 최종 낙하 궤적을 계산하는 단계이다.

최종 낙하 궤적의 계산은 앞선 낙하물의 속도 및 자세 변화를 감안한 계산 절차와 동일할 수 있다.

도 7는 본 발명의 일 실시 예에 따른 구역 검출부의 구성을 나타낸 구성도이다.

도 7을 참조하면, 구역 검출부(430)는 궤적 추정부(432) 및 낙하 구역 결정부(434)를 포함한다.

궤적 추정부(432)는 정보 산출부(410) 및 데이터 저장부(420)에서 산출 및 저장된 정보를 바탕으로 이동체(110)에서 분리되는 추진체(200) 및 전방덮개(300)의 낙하 예상 궤적을 추정할 수 있다.

궤적 추정부(432)는 단분리 및 페어링 분리가 이루어지는 위치, 회전, 속도 및 현상 정보와 발사되는 현재의 환경 데이터를 조합하여 추정 추락 비행궤적을 계산할 수 있다.

낙하 구역 결정부(434)는 궤적 추정부(432)에서 측정된 다수의 비행궤적에 따른 낙하 구역을 결정할 수 있다. 궤적 추정부(432)에서 추정된 궤적은 발사 방향 및 각도에 따라 달라질 수 있으며, 궤적 추정부(432)에서 측정된 다수의 낙하 구역을 확인하여 낙하 구역 결정부(434)에서 추진체(200) 및 전방덮개(300)가 낙하될 구역을 결정할 수 있다.

도 8은 본 발명의 일 실시 예에 따른 낙하 안전구역 예측 방법을 설명하기 위한 흐름도이다.

단계 S710은 항력계수 및 분리 형성 정보를 산출하는 단계이다.

항력계수는 항력계수 설정부(416)에서 설정될 수 있다. 항력계수 설정부(416)는 풍동시험을 통해 이동체(110)의 분리되는 추진체(200) 및 전방덮개(300)의 모형을 통해 추진체(200) 및 전방덮개(300)의 모형을 무게 중심으로 회전시키며 항력계수를 측정할 수 있다.

풍동실험은 공기의 흐름이 분리된 낙하물에 미치는 영향 또는 그 공기의 흐름 속에서 분리된 낙하물의 운동을 확인할 수 있다.

분리 형성 정보는 이동체(110)가 분리될 때 분리가 이루어지는 고도, 위치, 속도정보를 추정하기 위한 정보이다.

분리 형성 정보는 파라미터 입력부(412)에 입력된 이동체(110) 및 이동체(110)의 낙하물의 질량, 연소시간, 분리 개수 추력정보 등의 정보를 통해 파라미터 계산부(414)에서 분리 형성 정보를 계산할 수 있다.

항력계수 및 분리 형성 정보의 산출은 산출부에서 산출할 수 있으며, 산출된 정보는 추진체(200) 및 전방덮개(300)가 낙하할 위치를 계산함에 있어 중요한 정보가 될 수 있다.

단계 S720은 환경 요소 및 비행 구역의 데이터를 저장하는 단계이다.

환경요소의 데이터는 이동체(110)가 비행하는 환경에 대한 데이터를 의미하며, 환경요소는 풍속, 기압 및 온도 등을 포함할 수 있다. 환경요소 데이터는 기상청을 통해 인터넷 연결이 되었을 때 받을 수 있으며, 인터넷 연결이 불가할 때는 운용자가 직접 구역 내의 환경 데이터를 입력할 수 있다.

환경요소는 이동체(110)가 발사되어 분리될 때 분리되는 낙하물에 영향을 줄 수 있어, 정확한 낙하 구역을 계산하기 위해서는 환경요소를 적용하여 낙하 구역을 계산해야 한다.

비행 구역의 데이터는 이동체(110)가 비행하게 될 예상 방향, 거리 및 고도를 포함하며, 이동체(110)가 발사되는 발사 위치, 방향 및 발사각도를 설정하면 비행 구역이 계산될 수 있다.

계산된 이동체(110)의 비행 구역은 발사 위치, 방향 및 발사각도에 따라 데이터 저장부에 저장될 수 있다.

단계 S730은 낙하 예상 구역을 결정하는 단계이다.

단계 S710에서 산출된 정보 및 단계 S720에서 저장된 데이터를 통해 이동체(110)에서 분리되는 낙하물의 예상 궤적을 추정할 수 있다, 낙하 예상 구역은 산출된 정보 및 저장된 데이터의 변화에 따라 다수의 낙하 예상 구역이 발생할 수 있으며, 낙하 구역 결정부(434)에서 다수의 낙하 예상 구역 중 하나를 필요에 의해 선택할 수 있다.

도 9는 본 발명의 일 실시 예에 따른 낙하 안전구역 예측 방법을 구체적으로 설명하기 위한 흐름도이다.

단계 S810은 이동체(110) 형상 확인 단계이다.

본 발명의 일 실시 예에 따르면, 이동체(110)의 경우 추진체(200)는 추진력을 얻기 위하여 일반적으로 수직/병렬 단분리 형상을 포함하고 있으며, 전방덮개(300)는 이동체(110)의 전방부에 탑재되는 탐색기, 신관 또는 인공위성 등을 보호하기 위하여 포함될 수 있다.

이동체(110)의 형상 확인은 이동체(110)의 형상 및 구조에 따라 변할 수 있는 낙하 구역을 계산하는데 필요하다.

단계 S820은 분리 부스터 파라미터 입력 단계이다.

본 발명의 일 실시 예에 따르면, 단분리 시 필요한 연소 시간, 질량, 추력 정보, 분리 개수 등은 단분리가 이루어질 고도 및 경도를 포함하는 위치, 속도를 추정할 중요한 파라미터가 될 수 있다.

정보 산출부(410)의 파라미터 입력부(412)는 고도 및 경도를 포함하는 위치, 속도를 추정할 파라미터를 입력할 수 있다. 입력될 파라미터는 이동체(110) 및 이동체(110)에서 분리되는 추진체(200)의 연소 시간, 질량, 추력 정보, 분리 개수 등을 입력할 수 있다.

파라미터 입력부(412)에서 입력된 파라미터는 파라미터 계산부(414)에서 단분리가 이루어질 고도 및 경도를 포함하는 위치, 속도를 계산할 수 있다.

단계(S830)는 분리 전방덮개(300) 파라미터 입력 단계이다.

본 발명의 일 실시 예에 따르면, 단분리 후 최종적으로 분리되는 페어링 분리 시 필요한 연소 시간, 질량, 추력 정보, 분리 개수 등은 페어링 분리가 이루어질 고도 및 경도를 포함하는 위치, 속도를 추정할 중요한 파라미터가 될 수 있다.

정보 산출부(410)의 파라미터 입력부(412)는 고도 및 경도를 포함하는 위치, 속도를 추정할 파라미터를 입력할 수 있다. 입력될 파라미터는 이동체(110) 및 이동체(110)에서 분리되는 전방덮개(300)의 연소 시간, 질량, 추력 정보, 분리 개수 등을 입력할 수 있다.

파라미터 입력부(412)에서 입력된 파라미터는 파라미터 계산부(414)에서 페어링 분리가 이루어질 고도 및 경도를 포함하는 위치, 속도를 계산할 수 있다.

단계 S840은 분리 낙하물 항력계수 산출 단계이다.

각 분리된 추진체(200) 및 전방덮개(300)는 무게 중심을 축으로 회전을 하며 낙하하게 되며, 회전에 따른 항력의 변화가 실제 낙하구역 계산 시 영향을 미칠 수 있다. 따라서 이에 필요한 항력계수를 산출하기 위해 추진체(200) 및 전방덮개(300)의 모형을 만들어 풍동시험을 통해 추진체(200) 및 전방덮개(300)의 각도에 따른 항력계수를 항력계수 설정부(416)에서 설정할 수 있다.

항력계수를 산출하기 위한 풍동시험은 풍동 내에서 추진체(200) 및 전방덮개(300)의 모형을 이용하여 항력계수를 산출하는 방법이다.

풍동시험은 추진체(200) 및 전방덮개(300)의 대표 형상에 대한 모형을 제작할 수 있다. 추진체(200)는 원통형 형태를 가지며, 전방덮개(300)는 반원뿔 형태를 가진다. 제작된 형상을 풍동시험설비에 설치한 뒤 분리 시 회전에 의한 받음각 변화에 따른 항력계수 측정을 위해 무게 중심으로 모형을 회전시켜 측정할 수 있다.

각 받음각에 의한 항력계수의 정밀도는 풍동시험 시 각 모형의 각도 변화에 의하여 결정될 수 있으며, 각 받음각에 따른 항력 계수는 각 회전각에 따른 낙하물의 속도(직선/회전) 계산에 사용될 수 있다.

풍동시험은 낙하 각도의 변화에 따른 다수의 항력계수를 산출할 수 있으며, 각 조건의 변화에 바로 대입할 수 있도록 항력계수 설정부(416)는 항력계수 테이블을 포함할 수 있다.

단계 S850은 위치 및 범위설정 단계이다.

위치 및 범위설정은 이동체(110)가 발사되어 비행하게 될 예상 방향, 거리, 고도 등을 포함할 수 있으며, 운용자가 발사 위치, 방향 및 발사각도를 설정하면 자동으로 계산되어 이동체(110)가 발사되어 비행하게 될 예상 방향, 거리, 고도 등이 산출되어 위치 및 범위가 설정될 수 있다.

단계 S860은 인터넷 연결 가능 정보를 확인하는 단계이다.

단계S862는 인터넷 연결이 가능할 경우, 기상데이터 수집부(424)는 실시간으로 기상청에서 환경 데이터를 수집할 수 있다.

단계 S864는 수집한 환경 데이터를 적용하여 낙하궤적을 추정하기 위해 사용할 수 있다.

단계 S866은 인터넷 연결이 불가능 할 경우, 운용자는 기상데이터 수집부(424)에서 직접 환경 데이터를 입력할 수 있다.

환경 데이터는 풍속, 기압, 온도 등으로 이동체(110) 및 이동체(110)에서 분리되는 추진체(200) 및 전방덮개(300)에 영향을 줄 수 있는 외부 환경요소를 포함한다.

단계 S870은 위험구역 전시 단계이다.

위험구역 전시 단계는 단계 S810 내지 단계 S860에서 수집한 정보를 바탕으로 이동체(110)가 비행 될 예상 궤적을 추정하며, 단분리 및 페어링 분리가 이루어지는 위치, 회전, 속도 및 형상 정보와 현재의 환경 데이터를 조합하여 추정되는 낙하하는 추진체(200) 및 전방덮개(300)의 낙하궤적을 계산할 수 있다.

낙하하는 추진체(200) 및 전방덮개(300)의 낙하궤적은 최종적으로 지도상에 추진체(200) 및 전방덮개(300)의 예상 추락 구역이 전시되게 되며, 추진체(200) 및 전방덮개(300)가 분리되어 낙하하면서 발생하는 자세에 의하여 다수의 위치가 도시될 수 있다.

지도상에 도시된 낙하 구역은 위험구역으로 설정하여 민간인의 출입을 통제하는데 사용될 수 있다.

도 10은 본 발명의 일 실시 예에 따른 유도탄을 적용하여 낙하물 예상 분포를 추정하는 흐름도이다.

본 발명의 일 실시 예에 따르면, 이동체(110)는 유도탄으로 6-DOF 모델을 사용할 수 있다. 6-DOF는 항공기의 여섯 개의 운동방향을 말하며, 6자유도 중 3자유도는 위치이며, 나머지 3자유도는 자세를 뜻할 수 있다.

단계 S910은 낙하초기 위치, 자세, 속도, 가속도를 측정할 수 있다.

이동체(110)의 추진체(200) 및 전방덮개(300)가 분리되어 낙하되는 낙하초기 위치, 자세, 속도, 가속도는 추진체(200) 및 전방덮개(300)의 형상을 통한 풍동시험을 통해 측정할 수 있다. 풍동시험을 통해 측정된 낙하물의 다수의 낙하초기 자세 및 속도, 가속도는 결과 데이터를 저장할 수 있다.

단계 S920은 낙하초기 자세 분포 확률을 확인할 수 있다. 풍동시험을 통해 측정한 추진체(200) 및 전방덮개(300)의 낙하초기 자세는 다수의 데이터를 분포 그래프로 형성하여 분포 확률을 한눈에 확인할 수 있다.

단계 S930은 낙하초기 속도, 가속도의 확률 분포를 확인할 수 있다. 풍동시험을 통해 측정한 추진체(200) 및 전방덮개(300)의 낙하초기 속도 및 가속도는 다수의 데이터를 분포 그래프로 형성하여 확률 분포를 한눈에 확인할 수 있다.

단계 S942는 낙하물 형상을 생성할 수 있다.

단계 S944는 생성된 낙하물의 형상을 가지고 풍동시험에서 최소 항력 자세를 측정할 수 있다. 최소 항력 자세는 항력 최소화에 따른 추락 물체에 대한 비행경고 감소 및 낙하 분포 범위를 최소화 시킬 수 있다.

자유 낙하 시 낙하물의 자세는 낙하 방향 및 풍향, 풍속에 대하여 공력 계수가 최소가 되는 자세로 낙하를 수행할 수 있으며, 공력계수가 최소가 되는 자세는 풍동시험 또는 낙하물 형태에 따른 항력계수 프로그램을 통하여 공력 계수가 최소로 되는 낙하물 자세를 확보할 수 있다.

단계 S946은 기상환경을 적용할 수 있다. 이동체(110)의 추진체(200) 및 전방덮개(300)는 외부 환경의 영향을 받을 수 있으며, 이는 낙하 궤적 및 구역을 산출하는데 영향을 끼칠 수 있다. 따라서 기상환경을 미리 적용하여 적용된 상태의 추진체(200) 및 전방덮개(300)의 낙하 궤적 및 구역을 산출할 수 있다.

단계 S940은 기상환경을 포함한 최소 항력 자세 낙하를 시험할 수 있다.

단계 S940은 단계 S944에서 산출한 최소 항력 자세 및 단계 S646에서 저장한 기상환경 데이터를 통해 기상환경을 포함한 최소 항력 낙하 자세를 추출할 수 있다.

단계 S950은 추진체(200) 및 전방덮개(300)가 낙하된 낙하 분포를 계산할 수 있다.

단계 S950은 앞선 단계에서 산출되거나 저장된 데이터를 바탕으로 추진체(200) 및 전방덮개(300)의 낙하 분포를 계산할 수 있다. 계산된 추진체(200) 및 전방덮개(300)의 낙하 구역을 통해 낙하물 위험 구역을 확보할 수 있다.

도 11a는 본 발명의 일 실시 예에 따른 낙하초기 자세의 확률 분포도이며, 도 11b는 본 발명의 일 실시 예에 따른 낙하초기 속도 및 가속도의 확률 분포도이다.

도 11a는 낙하 초기 자세의 확률 분포도이다. 자유 낙하의 경우 낙하초기에 낙하물의 자세는 일정하지 않고 다양하게 변할 수 있다. 낙하물의 낙하초기의 자세의 변화의 횟수에 따른 확률을 낙하초기의 자세의 변화에 따라 산출해낼 수 있으며, 도 11a는 그 결과를 나타낸 분포도이다.

도 11b는 낙하초기 속도 및 가속도의 확률 분포도이다. 자유 낙하의 경우 낙하 초기의 낙하물의 속도 및 가속도는 일정하지 않고 변할 수 있다. 낙하물의 낙하초기의 속도 및 가속도가 발생하는 횟수에 따른 확률을 속도 및 가속도의 변화에 따라 산출해낼 수 있으며, 도 11b는 그 결과를 나타낸 분포도이다.

본 발명의 일 실시 예에 따르면, 속도 및 가속도는 관성 측정 장비의 시험 데이터 베이스를 활용한 속도 및 가속도에 대한 확률분포를 추정한 것으로, 이를 통해 낙하물 파라미터 조건에 따른 낙하물의 예상 분포를 추정할 수 있다.

도 12는 본 발명의 일 실시 예에 따른 페어링 분리 및 낙하구역 전시를 설명하기 위한 예시도이다.

도 11을 참조하면, 페어링 분리 예시도는 이동체(110), 제1 전방덮개(302) 및 제2 전방덮개(304)를 포함한다.

페어링 분리는 압력 및 열로부터 이동체(110)를 보호하기 위해 덮어둔 이동체(110) 맨 앞의 뽀족한 형상을 포함하는 전방덮개(300)를 분리하는 과정이며, 전방덮개(300)는 대기권을 돌파할 때 이동체(110)의 안전을 위해 구조적으로 충분히 강해야 하며, 공기의 압력이 거의 없을 때, 이동체(110)의 속도를 올리기 위해 분리될 수 있다.

페어링 분리는 이동체(110)에서 전방덮개(300)가 분리될 때 제1 전방덮개(302) 및 제2 전방덮개(304)로 분리될 수 있다. 이동체(110)의 전방덮개(300)는 분리 시 이동체(110) 또는 주위의 위성과 충돌하지 않기 위해 두 쪽으로 수직 분리될 수 있으며, 형상 또한 추진체(200)와 다르게 반원뿔 형태를 나타낼 수 있다.

낙하구역 전시는 정보 산출부(410)에서 산출된 정보 및 데이터 저장부(420)에 저장된 데이터를 통해 낙하구역이 정해질 수 있다. 낙하 구역은 고고도 이동체(110)의 운동조건, 이동체(110)에서 낙하되는 낙하물의 형상, 기상환경을 종합한 낙하물의 낙하 영역을 수학적으로 획득하여 정확한 낙하 안전영역을 예측할 수 있다.

최종적인 낙하예상 지점 표시는 본 예상 낙하지점과 낙하 시 충격에너지를 고려한 범위를 고려하여 연결한 원 또는 타원 형태로 전시될 수 있다. 추진체(200)는 발사지점으로부터 단분리가 이루어지는 거리에 추진체 구역(210)이 형성되며, 여러 조각으로 분리되는 전방덮개(300)에 대한 낙하지점도 제1 전방덮개 구역(310)과 제2 전방덮개 구역(320)으로 나뉠 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 실시 예 및 첨부된 도면들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시 예 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: 낙하 안전구역 예측 시스템
100: 발사체 110: 이동체
200: 추진체 300: 전방덮개
410: 정보 산출부 420: 데이터 저장부
430: 구역 검출부

Claims (13)

1. 이동체 및 낙하물을 포함하는 발사체에 관한 낙하 안전구역 예측 시스템에 있어서,
   상기 이동체에서 분리되는 상기 낙하물에 대한 항력계수 및 상기 낙하물이 분리되는 위치 정보를 산출하는 정보 산출부;
   상기 이동체가 비행되는 기상환경에 따른 기상 요소 및 비행 구역의 지형 데이터를 저장하는 데이터 저장부; 및
   상기 정보 산출부 및 상기 데이터 저장부를 기반으로 낙하 예상 구역을 시뮬레이션 하여 낙하 예상 구역을 검출하는 구역 검출부;를 포함하며,
   상기 정보 산출부는 상기 분리되는 낙하물에 대한 상기 이동체와의 충돌감소 및 낙하 분포 범위를 최소화 시키는 최소 항력 낙하자세를 산출하며,
   상기 데이터 저장부는 상기 이동체가 비행하게 될 예상 방향, 거리 및 고도를 포함하는 비행 구역부 및 상기 이동체가 비행되는 고도에 따른 환경데이터를 수집하는 기상데이터 수집부를 포함하는 낙하 안전구역 예측 시스템.
2. 제1항에 있어서,
   상기 정보 산출부는,
   상기 이동체에서 분리되는 상기 낙하물이 각각 분리되는 위치정보를 산출하기 위해 필요한 파라미터 정보를 입력하는 파라미터 입력부;
   상기 파라미터 입력부에 입력된 상기 파라미터 정보를 통해 각각의 분리가 이루어질 고도 및 경도를 포함하는 위치, 속도 정보를 계산하는 파라미터 계산부; 및
   상기 분리된 낙하물의 낙하 궤적 계산에 사용되는 항력계수를 산출하여 상기 항력계수를 설정하는 항력계수 설정부를 포함하는 낙하 안전구역 예측 시스템.
3. 제2항에 있어서,
   상기 파라미터 입력부는,
   상기 이동체에서 상기 낙하물이 분리되는 개수를 포함하는 분리 개수 정보;
   상기 이동체의 질량 및 상기 분리된 낙하물의 질량을 포함하는 질량 정보;
   상기 이동체에서 분리된 상기 낙하물이 연소되기 위해 필요한 시간이 포함된 연소 시간 정보; 및
   상기 이동체 및 상기 낙하물이 분리될 때 나아가는 방향과 반대 방향으로 작용하는 힘을 포함하는 추력 정보로 이루어진 군으로부터 선택되는 것을 적어도 하나 포함하는 것을 특징으로 하는 낙하 안전구역 예측 시스템.
4. 제2항에 있어서,
   상기 최소 항력 낙하자세는,
   분리되어 낙하되는 상기 낙하물의 자세에 따라 낙하 방향, 풍향 및 풍속에 대하여 공력계수가 최소가 되는 자세이며,
   상기 공력계수가 최소가 되는 자세는 상기 항력계수 설정부로부터 확보되는 것을 특징으로 하는 낙하 안전구역 예측 시스템.
5. 제2항에 있어서,
   상기 항력계수는 풍동시험을 통해 산출되며,
   상기 풍동시험은 상기 이동체에서 분리되는 낙하물에 대한 형상 모형을 포함하고, 상기 형상 모형을 무게 중심으로 회전시키며 상기 항력계수를 측정하는 풍동시험설비를 형성하는 것을 특징으로 하는 낙하 안전구역 예측 시스템.
6. 제5항에 있어서,
   상기 항력계수 설정부는 상기 풍동시험을 통해 산출된 낙하 각도, 속도에 따른 항력계수를 시뮬레이터 하여 각 조건에 대입할 수 있는 항력계수 테이블을 포함하는 것을 특징으로 하는 낙하 안전구역 예측 시스템.
7. 삭제
8. 제1항에 있어서,
   상기 기상데이터 수집부는,
   인터넷 연결이 가능한 경우, 실시간으로 기상청을 통해 상기 이동체가 비행하는 환경데이터를 저장하며,
   인터넷 연결이 불가능한 경우, 운용자가 상기 이동체가 비행하는 환경데이터를 입력하며,
   상기 이동체가 비행하는 고도에 따라 상기 환경데이터 값이 변하는 것을 특징으로 하는 낙하 안전구역 예측 시스템.
9. 제1항에 있어서,
   상기 구역 검출부는
   상기 정보 산출부 및 상기 데이터 저장부에서 산출 및 저장된 정보를 바탕으로 상기 이동체에서 분리되는 상기 낙하물의 예상 궤적을 추정하는 궤적 추정부를 포함하고,
   상기 궤적 추정부에서 추정된 다수의 예상 궤적에 따른 낙하 구역을 결정하는 낙하구역 결정부를 포함하는 낙하 안전구역 예측 시스템.
10. 제1항에 있어서,
    상기 분리되는 낙하물은,
    단분리 시, 상기 이동체의 추진력을 위한 연료를 포함하는 추진체; 및
    상기 단분리 후, 2개 이상의 개수로 최종적으로 분리되며, 상기 이동체를 보호해주는 전방덮개; 를 포함하고,
    상기 추진체 및 상기 전방덮개는 낙하 시 무게 중심 축으로 회전하여 낙하되는 것을 특징으로 하는 낙하 안전구역 예측 시스템.
11. 이동체 및 낙하물을 포함하는 발사체에 관한 낙하 안전구역 예측 방법에 있어서,
    상기 이동체에서 분리되는 상기 낙하물의 회전에 따른 항력계수 및 상기 이동체의 분리 정보를 산출하는 단계;
    상기 이동체가 비행되는 환경에 따른 환경 요소 및 비행 구역의 데이터를 저장하는 단계; 및
    상기 저장된 데이터에 따른 낙하 예상 구역을 시험하여 낙하 예상 구역을 검출하는 단계를 포함하고,
    상기 데이터를 저장하는 단계는 상기 이동체가 비행하게 될 예상 방향, 거리 및 고도를 포함하는 비행 구역의 정보를 저장하는 단계 및 상기 이동체가 비행되는 고도에 따른 환경데이터를 수집하여 기상데이터를 수집하는 단계를 포함하는
    낙하 안전구역 예측 방법.
12. 제11항에 있어서,
    상기 항력계수 및 상기 이동체의 분리 정보를 산출하는 단계는 상기 이동체가 분리되는 고도 및 경도를 포함하는 위치, 속도 정보 및 상기 분리되는 낙하물의 항력계수를 산출하며,
    상기 항력계수의 산출은 공기의 흐름이 상기 분리된 낙하물에 미치는 영향 또는 그 공기의 흐름 속에서 상기 분리된 낙하물의 운동을 확인하는 풍동시험을 통해 산출하는 것을 특징으로 하는 낙하 안전구역 예측 방법.
13. 제11항에 있어서,
    상기 낙하 예상 구역을 검출하는 단계는 상기 항력계수 및 분리 정보를 산출하는 단계에서 산출된 정보 및 상기 데이터를 저장하는 단계에서 저장된 환경 요소의 데이터를 바탕으로 분리된 낙하물의 낙하 궤적을 추정하고,
    상기 추정된 낙하 궤적을 통해 낙하 예상 지점을 지도에 도시하는 것을 특징으로 하는 낙하 안전구역 예측 방법.

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