KR102096002B1 - 데이터 축약 통합 계측 장치, 이의 제어 방법, 그리고 이 방법을 저장한 컴퓨터 판독 가능 저장 매체 - Google Patents

데이터 축약 통합 계측 장치, 이의 제어 방법, 그리고 이 방법을 저장한 컴퓨터 판독 가능 저장 매체 Download PDF

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Abstract

데이터 축약 통합 계측 장치(100)가 제공된다. 데이터 축약 통합 계측 장치(100)는, 센서(111), 상기 센서(111)로부터 획득되는 계측 신호 정보를 미리 정해진 특정 물리량에 대응하도록 변환하고, 변환된 변환 신호 정보를 통합하여 축약 데이터로 생성하고, 상기 축약 데이터를 전송하는 통합 계측기(112), 및 상기 축약 데이터를 재조합하여 계측 데이터를 생성하는 지상 데이터 수집기(120)를 포함하는 것을 특징으로 한다.

Description

데이터 축약 통합 계측 장치, 이의 제어 방법, 그리고 이 방법을 저장한 컴퓨터 판독 가능 저장 매체{Measurement apparatus for integrating abbreviated data, Method for controlling the same, and computer readable storage medium having the method}
본 발명은 계측 기술에 관한 것으로서, 더 상세하게는 초고속 유도무기 및 고기동 발사체의 충격/진동/음향 특성을 계측하는 데이터 00축약 통합 계측 장치 및 이의 제어 방법에 대한 것이다.
유도무기 및 발사체는 발사시에는 수 초내(1~2초)에 급격히 변화하는 충격, 음향 및 진동이 발생되고, 초고속 비행 및 고기동 중에는 공력 및 외란에 의한 매우 높은 수준의 음향 및 진동환경에 노출된다.
종래에는 유도탄 및 발사체(이하 초고속 비행체) 비행 시험 시 상기와 같은 충격/진동/음향 환경의 측정을 위해 채널 수, 획득 데이터 크기 그리고 전송속도의 제약이 있는 무선 원격측정장치를 이용하여 비행 시 계측된 시간응답을 전송함으로써 충분한 정보를 확보하지 못하는 제약이 있었다.
특히, 10kHz 성분까지의 계측이 필요한 충격 및 음향 하중의 계측을 위해서는 최소 초당 약 50,000개(△t=0.02msec)의 데이터 획득이 필요하다. 이를 위해서는 초당 약 200 ~ 1,000개 수준의 데이터 전송이 가능한 현 수준의 무선전송 시스템으로는 터무니없이 많은 채널의 소요 및 충분한 데이터 전송이 불가한 상황이다.
최근에는 계측된 데이터를 고속 푸리에 변환을 통해 스펙트럼 정보를 전송하는 방식도 발표되고 있으나, 이는 시스템의 주파수 성분에 대한 정보를 획득할 수 있으나, 진동/음향/충격 등에 대한 정확한 물리량을 확보하기에는 한계가 있다.
1. 한국등록특허 제10-1749646호(등록일:2017.06.15) 2. 한국등록특허 제10-1465748호(등록일:2014.11.20) 3. 일본특허공개 제2017-204178호
본 발명은 위 배경기술에 따른 문제점을 해소하기 위해 제안된 것으로서, 많은 채널의 소요 및 충분한 데이터 전송이 가능하도록 고해상도의 충격/진동/음향의 시간영역의 데이터를 저장하여, 물리적인 의미를 갖는 주파수역 또는 대표 물리량으로 변환하여 전송할 수 있는 데이터 축약 통합 계측 장치 및 이의 제어 방법을 제공하는데 그 목적이 있다.
또한, 본 발명은 진동/음향/충격 등에 대한 정확한 물리량을 확보할 수 있는 데이터 축약 통합 계측 장치 및 이의 제어 방법을 제공하는데 다른 목적이 있다.
본 발명은 위에서 제시된 과제를 달성하기 위해, 많은 채널의 소요 및 충분한 데이터 전송이 가능한 데이터 축약 통합 계측 장치를 제공한다.
상기 데이터 축약 통합 계측 장치는,
센서;
상기 센서로부터 획득되는 계측 신호 정보를 미리 정해진 특정 물리량에 대응하도록 변환하고, 변환된 변환 신호 정보를 통합하여 축약 데이터로 생성하고, 상기 축약 데이터를 전송하는 통합 계측기; 및
상기 축약 데이터를 재조합하여 계측 데이터를 생성하는 지상 데이터 수집기;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
이때, 상기 계측 신호 정보는 충격 신호 정보, 진동 신호 정보 및 음향 신호 정보를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 변환 신호 정보는, 상기 충격 신호 정보를 지연된 시간 데이터 및 충격응답스펙트럼(SRS: Shock Response Spectrum)으로 변환한 변환 충격 신호 정보, 상기 진동 신호 정보를 주파수별 파워밀도(PSD: Power Spectral Density) 및 실효치 (RMS value: Root mean square value)로 변환한 변환 진동 신호 정보, 및 상기 음향신호 정보를 1/3 옥타브 음압 수준(SPL: Sound Pressure Level)의 축약 데이터 및 전대역 음압치(OASPL: Overall Sound Pressure Level)로 변환한 음향 신호 정보를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 변환 신호 정보는 다수개의 데이터 단위로 메모리에 저장되는 것을 특징으로 한다.
또한, 다수개의 데이터는 각 다수개의 데이터의 경계에 신호가 발생시 정보의 손실을 막기 위해 일부 중첩되어 획득 저장되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 일부 중첩은 10%인 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 충격 응답 스펙트럼은 주파수 20~5kHz 대역, 1/12 옥타브-밴드(Octave-band)에 대한 충격 응답 스펙트럼들을 계산하여 큰 값을 갖는 대표 데이터 또는 수 개 데이터 세트의 충격 응답 스펙트럼인 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 파워밀도는 시간 데이터에서 구한 평균 실효치(RMS)와 미리 설정되는 특정 주파수역에서 구한 평균 실효치를 비교하여 보상되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 1/3 옥타브 음압 수준의 축약 데이터 및 전대역 음압치는 동시에 계산되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 전송은 시분할 무선 전송인 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 전송은 1개의 통신 채널에 할당하여 데이터 분할 전송되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 시간 데이터는 비행 시 이벤트 발생 시간 확인을 위해 최대 충격 발생 시점 및 시간 데이터 샘플을 포함하는 것을 특징으로 한다.
다른 한편으로, 본 발명의 일실시예는, (a) 센서가 계측 신호 정보를 생성하는 단계; (b) 통합 계측기가 센서로부터 획득되는 계측 신호 정보를 미리 정해진 특정 물리량에 대응하도록 변환하는 단계; (c) 상기 통합 계측기가 변환된 변환 신호 정보를 통합하여 축약 데이터로 생성하는 단계; (d) 상기 통합 계측기가 상기 축약 데이터를 전송하는 단계; 및 (e) 지상 데이터 수집기가 상기 축약 데이터를 재조합하여 계측 데이터를 생성하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 데이터 축약 통합 계측 장치의 제어 방법을 제공한다.
또 다른 한편으로, 본 발명의 다른 일실시예는, 위에 기술된 데이터 축약 통합 계측 장치의 제어 방법을 실행하는 프로그램 코드를 저장한 컴퓨터 판독 가능한 저장 매체를 제공한다.
본 발명에 따르면, 축약된 데이터로 처리된 충격/진동/음향 정보가 비행체의 무선송수신 장치를 통해 획득됨으로써 무선원격 측정장치의 채널을 획기적으로 줄여 막대한 비용을 절감할 수 있다.
또한, 본 발명의 다른 효과로서는 시간 데이터의 중첩 샘플링, 평균화, 실효치, 전대역 음압 등을 실시간 계산 하여 주파수 역으로 변환된 데이터를 보상함으로써 기존의 주파수 정보만 획득할 수 있던 개념들과 달리 물리적으로 의미 있는 값을 계측할 수 있게 되었다는 점을 들 수 있다.
도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 데이터 축약 통합 계측 장치(100)의 구성 블럭도이다.
도 2는 도 1에 도시된 통합 계측기(112)의 세부 구성을 보여주는 구성 블럭도이다.
도 3은 도 2에 도시된 처리 저장부(210)에 의해 처리되어 메모리(212)에 저장되는 계측 데이터의 구조를 보여주는 개념도이다.
도 4는 도 1에 도시된 통합 계측기(110)에서 충격 데이터의 처리 개념도이다.
도 5는 도 1에 도시된 통합 계측기(110)에서 진동 데이터의 처리 개념도이다.
도 6은 도 1에 도시된 통합 계측기(110)에서 음향 데이터의 처리 개념도이다.
도 7은 본 발명의 일실시예에 따른 음향, 진동, 충격에 대한 실시간 데이터의 예시를 보여주는 선도이다.
도 8은 도 7에 도시된 실시간 데이터를 재조합한 재조합 데이터의 예시이다.
도 9는 본 발명의 일실시예에 따른 데이터 순차 전송 방식 및 데이터 분할 전송 방식을 보여주는 개념도이다.
도 10은 본 발명의 일실시예에 따른 데이터 처리 과정을 보여주는 흐름도이다.
본 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세한 설명에 구체적으로 설명하고자 한다. 그러나 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.
각 도면을 설명하면서 유사한 참조부호를 유사한 구성요소에 대해 사용한다. 제 1, 제 2등의 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 상기 구성요소들은 상기 용어들에 의해 한정되어서는 안 된다. 상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다.
예를 들어, 본 발명의 권리 범위를 벗어나지 않으면서 제 1 구성요소는 제 2 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제 2 구성요소도 제 1 구성요소로 명명될 수 있다. "및/또는" 이라는 용어는 복수의 관련된 기재된 항목들의 조합 또는 복수의 관련된 기재된 항목들 중의 어느 항목을 포함한다.
다르게 정의되지 않는 한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함해서 여기서 사용되는 모든 용어들은 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미가 있다.
일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥상 가지는 의미와 일치하는 의미를 가지는 것으로 해석되어야 하며, 본 출원에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않아야 한다.
이하 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 일실시예에 따른 데이터 축약 통합 계측 장치 및 이의 제어 방법에 대하여 설명하기로 한다.
도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 데이터 축약 통합 계측 장치(100)의 구성 블럭도이다. 도 1을 참조하면, 데이터 축약 통합 계측 장치(100)는 센서(111), 상기 센서(111)로부터 획득되는 계측 신호 정보를 미리 정해진 특정 물리량에 대응하도록 변환하고, 변환된 신호 정보를 통합하여 축약 데이터로 생성하고, 상기 축약 데이터를 1개의 통신 채널로 송신하는 통합 계측기(112), 상기 축약 데이터를 재조합하여 계측 데이터를 생성하는 지상 데이터 수집기(120) 등을 포함하는 것을 특징으로 한다.
센서(111) 및 통합 계측기(112)는 비행체(110)에 탑재된다. 비행체(110)는 유도무기, 초고속 비행체, 고속 비행체 등이 될 수 있다. 센서(111)는 BNC((Bayonet Neil-Concelman) 타입으로 통합 계측기(112)와 연결된다. 물론, 이를 위해 BNC 케이블, BNC 커넥터 등이 구성된다.
센서(111)는 충격을 측정하는 충격 가속도계(111-1), 진동을 측정하는 진동 가속도계(111-2), 음향을 측정하는 마이크 폰(111-3) 등을 들 수 있다. 충격 가속도계(111-1)는 압전효과를 이용하는 압전형 가속도계가 주로 사용되나, 이에 한정되는 것은 아니며 스트레인 게이지형 가속도계, 멤스(miniature electro-mechanical systems) 타입 가속도계 등도 가능하다. 진동 가속도계(111-1)는 IEPE(Integrated Electronic Piezo-Electric) 센서, 멤스 가속도계 등이 사용될 수 있다.
따라서, 충격 가속도계(111-1)는 충격을 측정하여 충격 신호 정보를 생성하고, 진동 가속도계(111-2)는 진동을 측정하여 진동 신호 정보를 생성하고, 마이크 폰(111-3)은 음향을 측정하여 음향 신호 정보를 생성한다.
통합 계측기(112)는 센서(111)에서 계측된 계측 데이터를 실시간으로 전송하지 않고, 충격 신호 정보는 지연된 시간 데이터 및 충격응답스펙트럼(SRS: Shock Response Spectrum), 진동 신호 정보는 주파수별 파워밀도(PSD: Power Spectral Density) 및 실효치 (RMS value, Root mean square value), 그리고 음향신호 정보는 1/3 옥타브 음압 수준(SPL: Sound Pressure Level) 및 전대역 음압치(OASPL: Overall Sound Pressure Level)로 지상 데이터 수집기(120)에 전송하여 정확하고, 필요한 물리량을 모두 확보할 수 있다.
지상 데이터 수집기(120)는 통합 계측기(112)로부터 축약 데이터를 전송받아 이를 재조합하여 계측 데이터를 생성하는 기능을 수행한다. 이를 위해, 지상 데이터 수집기(120)에는 통신을 위한 통신 회로(미도시), 신호 처리를 위한 프로세서(미도시), 데이터를 저장하는 메모리(미도시) 등이 구성된다.
도 2는 도 1에 도시된 통합 계측기(112)의 세부 구성을 보여주는 구성 블럭도이다. 도 2를 참조하면, 센서(111)로부터 생성되는 신호 정보를 수신하여 필터링하여 계측 신호 정보를 생성하고 이를 저장하는 처리 저장부(210), 처리 저장부(210)로부터 저장된 계측 신호 정보를 미리 정해진 특정 물리량에 대응하도록 변환하고, 변환된 변환 신호 정보를 통합하여 축약 데이터로 생성하는 신호 변환부(220), 축약 데이터를 분할하여 송신하는 무선 분할 전송기(250) 등을 포함하여 구성된다.
처리 저장부(210)는 획득된 신호 정보에서 노이즈를 필터링하여 계측 신호 정보를 생성하는 필터링 모듈(211), 생성된 계측 신호 정보를 저장하는 메모리(212) 등을 포함하여 구성될 수 있다.
필터링 모듈(211)은 anti-aliasing filter를 사용하여 필터링을 수행한다.
메모리(212)는 플래시 메모리 타입(flash memory type), 하드디스크 타입(hard disk type), 멀티미디어 카드 마이크로 타입(multimedia card micro type), 카드 타입의 메모리(예를 들어 SD 또는 XD 메모리 등), 램(Random Access Memory, RAM), SRAM(Static Random Access Memory), 롬(ReadOnly Memory, ROM), EEPROM(Electrically Erasable Programmable ReadOnly Memory), PROM(Programmable ReadOnly Memory), 자기 메모리, 자기 디스크, 광디스크 중 적어도 하나의 타입의 저장매체를 포함할 수 있다.
신호 변환부(220)는 데이터 샘플링 모듈(221), 밀도 계산 모듈(222), 음압 계산 모듈(223) 등을 포함하여 구성될 수 있다. 데이터 샘플링 모듈(221)은 계측 신호 정보 중 충격 신호 정보를 지연된 시간 데이터 및 충격응답스펙트럼(SRS, Shock Response Spectrum)으로 변환하여 변환 충격 신호 정보를 생성한다.
시간 데이터는 비행 시 이벤트 발생 시간 확인을 위해 최대 충격 발생 시점 및 시간 데이터 샘플을 포함한다. 획득되는 각 N개의 데이터(즉, 0.2초 데이터)를 모두 보내는 것이 아닌 일정 시간 즉 약 1초 중에 최대 충격이 발생하는 N개의 데이터(0.05 msec N=2048개 획득 시, 102.4msec초의 데이터)만을 1초 동안 전송가능한 데이터량의 수준으로 지연하여 전송한다.
밀도 계산 모듈(222)은 계측 신호 정보 중 진동 신호 정보를 주파수별 파워밀도(PSD: Power Spectral Density) 및 실효치(RMS value: Root mean square value)로 변환하여 변환 진동 신호 정보를 생성한다.
음압 계산 모듈(223)은 계측 신호 정보 중 음향신호 정보를 1/3 옥타브 음압 수준(SPL: Sound Pressure Level) 및 전대역 음압치(OASPL: Overall Sound Pressure Level)로 변환하여 음향 신호 정보를 생성한다.
데이터 샘플링 모듈(221), 밀도 계산 모듈(222), 음압 계산 모듈(223) 등은 적어도 하나의 기능이나 동작을 처리하는 단위를 의미하며, 이는 하드웨어나 소프트웨어 또는 하드웨어 및 소프트웨어의 결합으로 구현될 수 있다.
하드웨어 구현에 있어, 상술한 기능을 수행하기 위해 디자인된 ASIC(application specific integrated circuit), DSP(digital signal processing), PLD(programmable logic device), FPGA(field programmable gate array), 프로세서, 제어기, 마이크로프로세서, 다른 전자 유닛 또는 이들의 조합으로 구현될 수 있다. 소프트웨어 구현에 있어, 상술한 기능을 수행하는 모듈로 구현될 수 있다. 소프트웨어는 메모리 유닛에 저장될 수 있고, 프로세서에 의해 실행된다. 메모리 유닛이나 프로세서는 당업자에게 잘 알려진 다양한 수단을 채용할 수 있다
도 3은 도 2에 도시된 처리 저장부(210)에 의해 처리되어 메모리(212)에 저장되는 계측 데이터의 구조를 보여주는 개념도이다. 도 3을 참조하면, 하나의 저장 주기(203)는 kㅧN data(300)가 된다. N data(300)는 N개의 데이터 단위로 메모리(212)에 저장된다. N data(300)에는 연속적으로 획득된 계측 신호 정보(310)가 존재한다. 본 발명의 실시예에서는 각 N개의 데이터의 경계에 신호가 발생 시 정보의 손실을 막기 위해 N개의 Data는 10%의 중첩되어 획득 저장하도록 한다. 즉, 데이터 중첩 샘플링(320)이 이루어진다. 즉, 시간역에서 중첩하지 않고 데이터를 샘플링 할 경우 충격 신호가 샘플링 경계에서 발생하는 경우 각 샘플링 데이터를 이용하여 SRS(Shock Response Spectrum)를 구할시 충격 응답의 손실이 발생할 수 있다.
그러나 10% (예 0.05 msec, 2048개(즉 N=2048) 샘플링 데이터의 경우 102.4msec의 경우 비행 단계에서의 충격량은 경험적으로 100msec 미만의 응답을 보임) 중첩 획득을 통해 데이터 손실을 막을 수 있다.
도 4는 도 1에 도시된 통합 계측기(110)에서 충격 데이터의 처리 개념도이다. 도 4를 참조하면, 충격 신호 정보(400)는 저장 주기(도 3의 330) 내의 k개의 N data 세트(410)에 대해 충격 환경 규격(MIL-STD(Military Standards) 등)의 주파수 20~5kHz 대역, 1/12 Octave-band에 대한 충격 응답 스펙트럼(109개 Data)들을 계산하여 큰 값을 갖는 대표 데이터 또는 몇 개 데이터 세트의 충격 응답 스펙트럼(430)을 무선 데이터로 전송한다. 부연하면, 무선 데이터는 시간 데이터(440) 및 충격 응답 스펙트럼(430)으로 이루어진다.
1초 단위로 무선 데이터를 전송한다고 가정하면 약 50,000개의 계측 데이터를 충격 평가에 필요한 109개 또는 109ㅧk개의 축약된 data로 줄일 수 있다. 또한, 비행시 이벤트 발생 시점 등의 확인을 위해 로 데이터(Raw data)가 필요한 경우, 저장 주기(330) 내의 가장 큰 신호가 존재하는 N data세트의 시간 데이터(440)도 시간정보와 함께 전송함으로써 최대 가속도 값 및 시간 정보도 확보할 수 있다.
또한, 도 4의 SRS와 함께 전송되는 시간데이터는 1초에 kㅧN개의 데이터를 획득하여 가장 큰 값을 갖는 N개의 데이터를 그 다음 1초 동안에 지연 전송하는 데, 이 때 데이터의 맨앞에 대표 N 데이터의 발생 시간정보를 같이 전송하여 도9에 도시된 그래프(840)와 같이 최대 충격값을 갖는 N개의 시간 데이터와 발생시점을 단위 전송시간(매 1초) 마다를 획득할 수 있다. 이를 통해 이벤트 발생 시점 및 충격의 크기를 도9의 그래프(840)와 같이 파악할 수 있다.
도 5는 도 1에 도시된 통합 계측기(110)에서 진동 데이터의 처리 개념도이다. 도 5를 참조하면, 진동 신호 정보(500)는 k개의 N data세트(510)에 대해 푸리에 변환을 통해 단위 주파수당 파워밀도(PSD: Power Spectral Density)로 변환하고 저장 주기(330) 내에서 k번 평균화한 후, 시간 데이터에서 구한 평균 실효치(RMS)와 특정 주파수역에서 구한 평균 실효치를 비교하여 파워밀도의 값을 보상한 후 무선 데이터(530)로 전송한다. 진동 신호 또한 약 50,000개의 데이터를 약 2,000개 수준으로 감소시킬 수 있으며, 파워밀도를 실효치 값으로 보상하여 물리적으로 의미 있는 데이터를 확보할 수 있다.
시간 역에서의 평균 실효치(Grmst)는 시간데이터 제곱평균의 1/2승 값으로 나타낼 수 있으며, 이를 수학식으로 나타내면 다음과 같다.
[수학식 1]
Figure 112018079243817-pat00001
여기서, x는 진동 신호이고, n은 데이터 개수이다.
주파수 역에서의 평균 실효치(Grmsf)는 PSD 커브(curve) 내적의 1/2승 값으로 나타낼 수 있으며, 이를 수학식으로 나타내면 다음과 같다.
[수학식 2]
Figure 112018079243817-pat00002
여기서, f는 주파수이고, W는 PSD(Power Spectral Density) 커브 함수이다.
짧은 시간주기에서 PSD 값을 구하는 경우 신호 처리 과정에서 전체 파워에서의 손실이 발생할 수 있다. 따라서, 본 발명의 일실시예서는 시간 데이터에서 구한 평균 실효치(Grmst)와 특정 주파수역에서 구한 평균 실효치(Grmsf)를 비교하여 파워밀도의 값을 보상한다.
도 6은 도 1에 도시된 통합 계측기(110)에서 음향 데이터의 처리 개념도이다. 도 6을 참조하면, 음향 신호 정보(600)는 k개의 N data세트(610)에 대해 각각을 1/3 Octave-band에 대한 평균음압수준(SPL: Sound Pressure Level)을 계산하여 33ㅧk개의 축약된 축약 데이터(data)와 전체 주파수 대역에 대한 전대역 음압(OASPL: Overall Sound Pressure Level)치를 동시에 계산하여 생성된 무선 데이터(630)를 전송한다.
도 7은 본 발명의 일실시예에 따른 음향, 진동, 충격에 대한 실시간 데이터의 예시를 보여주는 선도이다. 도 7을 참조하면, 음향 신호 정보의 경우, 가로축은 음압치이고, 세로축은 dB를 나타내며, 진동 신호 정보의 경우, 가로축은 Hz이고, 세로축은 피크(1/Hz)이고, 충격 신호 정보의 경우, 가로축은 시간(msec)을 나타내며, 세로축은 가속도값(ACC[G])을 나타낸다.
도 8은 도 7에 도시된 실시간 데이터를 재조합한 재조합 데이터의 예시이다. 도 8을 참조하면, 지상 데이터 수집기(120)에서 재조합한 데이터이다. 부연하면, 재조합된 시간별 1/3 옥타브 음압 데이터(820), 재조합된 시간별 진동 파워밀도 데이터(830), 재조합된 충격 데이터(840), 재조합된 최대 충격량 선도 및 충격응답 선도(850)가 도시된다. 특히, 재조합된 충격 데이터(840)의 경우, 각 시간대별(매 1초) 대표 충격값(102.4msec 데이터)이 도시된다.
도 9는 본 발명의 일실시예에 따른 데이터 순차 전송 방식 및 데이터 분할 전송 방식을 보여주는 개념도이다. 도 9를 참조하면, 데이터 순차 전송방식(910)의 경우, 음향 축약 데이터, 진동 축약 데이터, 충격 축약 데이터 순으로 전송한다. 이와 달리, 데이터 분할 전송방식(930)의 경우, 음향 축약 데이터, 진동 축약 데이터, 충격 축약 데이터를 각각 n개로 분할하여, [음향1 진동1 충격1]1…[음향n 진동n 충격n]n으로 전송하는 것을 의미한다. 점선 박스(920)는 무선 통신 두절시 손실 데이터를 나타낸다.
부연하면, 순차 전송 시에는 충격관련 전체 데이터 손실 발생. 분할 전송 시 일부 주파수 데이터만 손실된다.
도 10은 본 발명의 일실시예에 따른 데이터 처리 과정을 보여주는 흐름도이다. 도 10을 참조하면, 센서(111)가 센싱을 통해 계측 신호 정보를 생성한다(단계 S1010).
이후, 통합 계측기(112)가 센서(111)로부터 획득되는 계측 신호 정보를 필터링을 통해 미리 정해진 특정 물리량에 대응하도록 변환하고 메모리(212)에 저장한다(단계 S1020).
이후, 상기 통합 계측기(112)가 변환된 변환 신호 정보를 통합하여 축약 데이터로 생성한다(단계 S1030).
이후, 상기 통합 계측기(112)가 지상 데이터 수집기(120)에 상기 축약 데이터를 전송하고, (e) 지상 데이터 수집기(120)가 상기 축약 데이터를 재조합하여 계측 데이터를 생성한다(단계 S1040).
또한, 여기에 개시된 실시형태들과 관련하여 설명된 방법 또는 알고리즘의 단계들은, 다양한 컴퓨터 수단을 통하여 수행될 수 있는 프로그램 명령 형태로 구현되어 컴퓨터 판독 가능 매체에 기록될 수 있다. 상기 컴퓨터 판독 가능 매체는 프로그램 (명령) 코드, 데이터 파일, 데이터 구조 등을 단독으로 또는 조합하여 포함할 수 있다.
상기 매체에 기록되는 프로그램 (명령) 코드는 본 발명을 위하여 특별히 설계되고 구성된 것들이거나 컴퓨터 소프트웨어 당업자에게 공지되어 사용 가능한 것일 수도 있다. 컴퓨터 판독 가능 기록 매체의 예에는 하드 디스크, 플로피 디스크 및 자기 테이프 등과 같은 자기 매체(magnetic media), CD-ROM, DVD, 블루레이 등과 같은 광기록 매체(optical media) 및 롬(ROM), 램(RAM), 플래시 메모리 등과 같은 프로그램 (명령) 코드를 저장하고 수행하도록 특별히 구성된 반도체 기억 소자가 포함될 수 있다.
여기서, 프로그램 (명령) 코드의 예에는 컴파일러에 의해 만들어지는 것과 같은 기계어 코드뿐만 아니라 인터프리터 등을 사용해서 컴퓨터에 의해서 실행될 수 있는 고급 언어 코드를 포함한다. 상기된 하드웨어 장치는 본 발명의 동작을 수행하기 위해 하나 이상의 소프트웨어 모듈로서 작동하도록 구성될 수 있으며, 그 역도 마찬가지이다.
100: 데이터 축약 통합 계측 장치
110: 비행체
111: 센서
112: 통합 계측기
120: 지상 데이터 수집기

Claims (14)

  1. 센서(111);
    상기 센서(111)로부터 획득되는 계측 신호 정보를 미리 정해진 특정 물리량에 대응하도록 변환하고, 변환된 변환 신호 정보를 통합하여 축약 데이터로 생성하고, 상기 축약 데이터를 전송하는 통합 계측기(112); 및
    상기 축약 데이터를 재조합하여 계측 데이터를 생성하는 지상 데이터 수집기(120);를 포함하며,
    상기 계측 신호 정보는 충격 신호 정보, 진동 신호 정보 및 음향 신호 정보를 포함하고,
    상기 변환 신호 정보는, 상기 충격 신호 정보를 지연된 시간 데이터 및 충격응답스펙트럼(SRS: Shock Response Spectrum)으로 변환한 변환 충격 신호 정보, 상기 진동 신호 정보를 주파수별 파워밀도(PSD: Power Spectral Density) 및 실효치 (RMS value: Root mean square value)로 변환한 변환 진동 신호 정보, 및 상기 음향신호 정보를 1/3 옥타브 음압 수준(SPL: Sound Pressure Level)의 축약 데이터 및 전대역 음압치(OASPL: Overall Sound Pressure Level)로 변환한 음향 신호 정보를 포함하는 것을 특징으로 하는 데이터 축약 통합 계측 장치(100).
  2. 삭제
  3. 삭제
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 변환 신호 정보는 다수개의 데이터 단위로 메모리(212)에 저장되는 것을 특징으로 하는 데이터 축약 통합 계측 장치.
  5. 제 4 항에 있어서,
    다수개(N)의 데이터는 각 다수개의 데이터의 경계에 신호가 발생시 정보의 손실을 막기 위해 일부 중첩되어 획득 저장되는 것을 특징으로 하는 데이터 축약 통합 계측 장치.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 일부 중첩은 10%인 것을 특징으로 하는 데이터 축약 통합 계측 장치.
  7. 제 1 항에 있어서,
    상기 충격 응답 스펙트럼은 주파수 20~5kHz 대역, 1/12 옥타브-밴드(Octave-band)에 대한 충격 응답 스펙트럼들을 계산하여 큰 값을 갖는 대표 데이터 또는 수 개 데이터 세트의 충격 응답 스펙트럼인 것을 특징으로 하는 데이터 축약 통합 계측 장치.
  8. 제 1 항에 있어서,
    상기 파워밀도는 시간 데이터에서 구한 평균 실효치(RMS:Root mean square)와 미리 설정되는 특정 주파수역에서 구한 평균 실효치를 비교하여 보상되는 것을 특징으로 하는 데이터 축약 통합 계측 장치.
  9. 제 1 항에 있어서,
    상기 1/3 옥타브 음압 수준의 축약 데이터 및 전대역 음압치는 동시에 계산되는 것을 특징으로 하는 데이터 축약 통합 계측 장치.
  10. 제 1 항에 있어서,
    상기 전송은 시분할 무선 전송인 것을 특징으로 하는 데이터 축약 통합 계측 장치.
  11. 제 1 항에 있어서,
    상기 전송은 1개의 통신 채널에 할당하여 데이터 분할 전송되는 것을 특징으로 하는 데이터 축약 통합 계측 장치.
  12. 제 1 항에 있어서,
    상기 시간 데이터는 비행 시 이벤트 발생 시간 확인을 위해 최대 충격 발생 시점 및 시간 데이터 샘플을 포함하는 것을 특징으로 하는 데이터 축약 통합 계측 장치.
  13. (a) 센서(111)가 계측 신호 정보를 생성하는 단계;
    (b) 통합 계측기(112)가 센서(111)로부터 획득되는 계측 신호 정보를 미리 정해진 특정 물리량에 대응하도록 변환하는 단계;
    (c) 상기 통합 계측기(112)가 변환된 변환 신호 정보를 통합하여 축약 데이터로 생성하는 단계;
    (d) 상기 통합 계측기(112)가 상기 축약 데이터를 전송하는 단계; 및
    (e) 지상 데이터 수집기(120)가 상기 축약 데이터를 재조합하여 계측 데이터를 생성하는 단계;를 포함하며,
    상기 계측 신호 정보는 충격 신호 정보, 진동 신호 정보 및 음향 신호 정보를 포함하고,
    상기 변환 신호 정보는, 상기 충격 신호 정보를 지연된 시간 데이터 및 충격응답스펙트럼(SRS: Shock Response Spectrum)으로 변환한 변환 충격 신호 정보, 상기 진동 신호 정보를 주파수별 파워밀도(PSD: Power Spectral Density) 및 실효치 (RMS value: Root mean square value)로 변환한 변환 진동 신호 정보, 및 상기 음향신호 정보를 1/3 옥타브 음압 수준(SPL: Sound Pressure Level)의 축약 데이터 및 전대역 음압치(OASPL: Overall Sound Pressure Level)로 변환한 음향 신호 정보를 포함하는 것을 특징으로 하는 데이터 축약 통합 계측 장치의 제어 방법.
  14. 제 13 항에 따른 데이터 축약 통합 계측 장치의 제어 방법을 실행하는 프로그램 코드를 저장한 컴퓨터 판독 가능한 저장 매체.
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Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100545837B1 (ko) * 2003-10-24 2006-01-24 한국항공우주연구원 인공위성의 발사소음 전송을 위한 데이터 압축장치
JP2008505004A (ja) 2004-06-30 2008-02-21 ザ・ボーイング・カンパニー センサ技術を用いる構造健全性管理アーキテクチャ
WO2014129071A1 (ja) 2013-02-25 2014-08-28 株式会社村田製作所 物理量測定装置、物理量測定システム
KR101749646B1 (ko) * 2015-12-16 2017-06-21 국방과학연구소 고기동 비행체 시스템의 음파 및 진동 스펙트럼 계측 장치
KR101837738B1 (ko) * 2017-11-22 2018-03-12 국방과학연구소 비행 가속도 신호 및 충격 신호의 이력을 제공하는 방법 및 장치

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101465748B1 (ko) 2013-10-31 2014-12-01 한국항공우주연구원 신호 처리 장치 및 그 방법
JP2017204178A (ja) 2016-05-12 2017-11-16 株式会社音力発電 制御システム

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100545837B1 (ko) * 2003-10-24 2006-01-24 한국항공우주연구원 인공위성의 발사소음 전송을 위한 데이터 압축장치
JP2008505004A (ja) 2004-06-30 2008-02-21 ザ・ボーイング・カンパニー センサ技術を用いる構造健全性管理アーキテクチャ
WO2014129071A1 (ja) 2013-02-25 2014-08-28 株式会社村田製作所 物理量測定装置、物理量測定システム
KR101749646B1 (ko) * 2015-12-16 2017-06-21 국방과학연구소 고기동 비행체 시스템의 음파 및 진동 스펙트럼 계측 장치
KR101837738B1 (ko) * 2017-11-22 2018-03-12 국방과학연구소 비행 가속도 신호 및 충격 신호의 이력을 제공하는 방법 및 장치

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