KR102234219B1 - 비행체 내부의 동적특성 측정장치 및 방법 - Google Patents
비행체 내부의 동적특성 측정장치 및 방법 Download PDFInfo
- Publication number
- KR102234219B1 KR102234219B1 KR1020190094343A KR20190094343A KR102234219B1 KR 102234219 B1 KR102234219 B1 KR 102234219B1 KR 1020190094343 A KR1020190094343 A KR 1020190094343A KR 20190094343 A KR20190094343 A KR 20190094343A KR 102234219 B1 KR102234219 B1 KR 102234219B1
- Authority
- KR
- South Korea
- Prior art keywords
- driving
- angle
- drive
- wing
- value
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 27
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims abstract description 42
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 12
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 claims description 11
- 230000006698 induction Effects 0.000 claims description 7
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 claims description 4
- 230000005856 abnormality Effects 0.000 claims description 3
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 11
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 7
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 5
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 3
- 230000004044 response Effects 0.000 description 3
- 230000014509 gene expression Effects 0.000 description 2
- 238000011897 real-time detection Methods 0.000 description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000007667 floating Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 238000001228 spectrum Methods 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
- F41G7/001—Devices or systems for testing or checking
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
- F42B15/01—Arrangements thereon for guidance or control
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01H—MEASUREMENT OF MECHANICAL VIBRATIONS OR ULTRASONIC, SONIC OR INFRASONIC WAVES
- G01H17/00—Measuring mechanical vibrations or ultrasonic, sonic or infrasonic waves, not provided for in the preceding groups
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P21/00—Testing or calibrating of apparatus or devices covered by the preceding groups
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
- Vibration Prevention Devices (AREA)
Abstract
본 발명은 비행체 내부의 동적특성 측정장치 및 방법에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 날개 각도에 따른 동적특성을 측정하는 비행체 내부의 동적특성 측정장치 및 방법에 관한 것이다. 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 내부의 동적특성 측정장치는, 비행체의 구동날개를 구동축 연결하고, 구동축을 회전시켜서 구동날개의 각도를 조절하는 구동장치; 및 구동장치를 자신의 상부에 올려놓고, 비행환경에 맞는 주파수를 제공하여 구동장치를 진동시키는 진동 가진기를 포함하고, 구동장치는, 구동날개의 모든 회전각도에 대하여 주파수별 가속도값을 측정하는 구동제어기 회로카드를 내부에 탑재하고, 구동제어기 회로카드는 멤스형 가속도센서를 이용하여 검출된 진동값과 기설정되고 있는 허용진동범위에 기초하여 구동장치 내부의 동적특성을 설정한다.
Description
본 발명은 비행체 내부의 동적특성 측정장치 및 방법에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 날개 각도에 따른 동적특성을 측정하는 비행체 내부의 동적특성 측정장치 및 방법에 관한 것이다.
이 부분에 기술된 내용은 단순히 본 실시예에 대한 배경 정보를 제공할 뿐 종래기술을 구성하는 것은 아니다.
유도탄과 같은 비행체는 비행 중에 다양한 외력의 영향을 받는다. 이를 테면, 추진기관의 연소 시의 외력, 유도탄 동체에 부과되는 공력 변화에 따른 외력, 구동장치의 조종날개에 걸리는 공력 등이 있다. 이와 같은 다양한 외력에 대한 비행체의 비행 방향의 변형을 측정하기 위해서는 동적 탄성 상수에 대한 정보가 필요하다.
대한민국등록특허 제10-1239637호(발명의 명칭 : 비행체의 롤 진동 측정 장치 및 방법)는 비행체의 롤 진동을 측정하는 구성을 개시하고 있다.
상기 등록 특허는 조종명령을 근거로 몸체에 구비된 조종날개를 구동하는 구동기를 포함하는 비행체; 상기 비행체를 부유시켜 고정하는 고정기; 상기 비행체에 측정 신호를 일정 대역의 주파수로 일정 시간 동안 인가하는 가진기; 및 상기 측정 신호에 따른 상기 비행체의 롤 진동 주파수를 측정하는 주파수 측정기를 포함하고, 비행체를 부유시킨 상태에서 가진기 또는 구동기를 이용하여 비행체에 일정 주파수를 인가하고, 비행체의 롤 진동을 측정하고 있다.
즉, 상기 등록특허는 비행체를 부유시킨 상태에서 가진기 또는 구동기를 이용하여 비행체에 일정 주파수를 인가하고 비행체의 롤 진동을 측정하고 있다.
그러나 유도탄과 같은 비행체는 여러개의 집합체로 이루어져 있기 때문에, 유도탄 조립 후에 주파수에 따른 진동을 주고, 유도탄에 부착된 가속도 센서 등을 이용하여 동적 탄성을 분석할 경우, 구동날개에 걸리는 동적 특성 만을 분석하기가 어렵다.
유도탄은 구동날개에 걸리는 공력이 유도탄의 비행 방향 제어시에 외력으로 매우 크게 작용한다. 유도탄의 비행방향 전환시에도 구동날개에 상당한 공력이 걸린다. 즉, 구동날개가 바람에 맞는 면에 따라서 걸리는 공력이 달라지면, 그에 따른 동적응력에 대한 응답도 달라질 수 밖에 없다.
따라서 본 발명의 목적은 비행체 구동날개의 모든 각도 범위에 따른 비행체 내부의 동적특성 정보를 얻을 수 있는 비행체 내부의 동적특성 측정장치 및 방법을 제공함에 있다.
본 발명의 다른 목적은 비행체의 비행 운행 중에 구동날개의 각도에 따라 걸리는 동적 부하를 실시간 모니터링하고, 비행체 구동날개의 각도를 조절할 수 있는 비행체의 운행 제어장치를 제공함에 있다.
상기와 같은 기술적 과제를 해결하기 위해 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 내부의 동적특성 측정장치는, 비행체의 구동날개를 구동축 연결하고, 구동축을 회전시켜서 구동날개의 각도를 조절하는 구동장치; 및 구동장치를 자신의 상부에 올려놓고, 비행환경에 맞는 주파수를 제공하여 구동장치를 진동시키는 진동 가진기를 포함하고, 구동장치는, 구동날개의 모든 회전각도에 대하여 주파수별 가속도값을 측정하는 구동제어기 회로카드를 내부에 탑재하고, 구동제어기 회로카드는 멤스형 가속도센서를 이용하여 검출된 진동값과 기설정되고 있는 허용진동범위에 기초하여 구동장치 내부의 동적특성을 설정하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게는 구동제어기 회로카드와 통신 연결되고, 구동날개의 각도 제어 및 구동장치 내부 진동을 감시하는 감시시스템을 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게는 구동제어기 회로카드는, 구동장치 내부의 진동에 따른 가속도값을 검출하는 멤스형 가속도센서; 구동날개의 각도를 조절하는 구동날개 드라이브; 구동날개의 각도를 디지털신호로 변환하는 아날로그디지털변환기; 구동날개 각도에 대응되는 가속도값을 감시시스템으로 전달하는 디지털신호처리기를 포함하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게는 디지털신호처리기와 감시시스템은 이더넷 통신 전달하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게는 구동날개의 각도를 검출하는 포텐쇼미터를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게는 디지털신호처리기와 감시시스템은 무선 통신 전달하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게는 감시시스템은, 구동날개의 모든 각도에 대하여 주파수별 가속도값에 기반해서 비행체 내부의 동적특성을 설정하고, 임의의 유도 비행체에서 요구하는 주파수별 허용 진동범위를 만족하는지를 확인하는 것을 특징으로 한다.
상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 내부의 동적특성 측정방법은, 비행체 구동날개의 각도를 조절하는 구동장치와, 구동장치 내부에 탑재된 구동제어기 회로카드와 감시시스템을 통신 연결하는 1단계; 구동축을 회전시켜서 구동날개의 각도를 조절하고, 진동가진기에서 비행환경에 맞는 주파수를 제공하여 구동장치를 진동시키는 2단계; 구동날개의 모든 회전각도에 대하여 주파수별 가속도값을 측정하는 3단계; 및 구동날개의 각도값 및 주파수값에 대응되어 검출되는 가속도값과 기설정되고 있는 허용진동범위에 기초하여 비행체 내부의 동적특성을 테이블화하는 4단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게는 4단계의 테이블화는, 구동날개의 모든 각도 및 모든 주파수별에 대해서 수행되는 것을 특징으로 한다.
바람직하게는 가속도값 측정은, 구동제어기 회로카드에 탑재된 가속도센서로부터 측정되는 것을 특징으로 한다.
바람직하게는 가속도값 측정은, 구동축에 탑재된 가속도센서로부터 측정되는 것을 특징으로 한다.
상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 내부의 동적특성 측정장치는, 비행체의 구동날개와 구동축 연결하고, 구동축을 회전시켜서 구동날개의 각도를 조절하는 구동장치; 및 비행체를 유도 조종하는 유도조종장치를 포함하고, 구동장치는, 비행체 내부의 진동에 따른 가속도값을 검출하기 위한 구동제어기 회로카드를 내부에 탑재하고, 구동제어기 회로카드는, 구동축 가까운 위치에 장착된 멤스형 가속도센서; 구동날개의 각도를 조절하는 구동날개 드라이브; 검출된 구동날개의 각도를 디지털신호로 변환하는 아날로그디지털변환기; 비행체의 비행시에 구동날개 각도에 대응되는 가속도센서 값을 실시간 검출하여 유도조종장치로 제공하는 디지털신호처리기를 포함하고, 유도조종장치는, 기설정된 비행체 내부 동적특성값을 기반으로 제공받은 가속도센서 값을 비교하여 구동날개의 받음각을 조절하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게는 디지털신호처리기와 유도조종장치는 캔통신을 수행하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게는 디지털신호처리기는 구동날개 각도에 대응하는 가속도값에 기반해서 비행체 내부의 동적특성을 감시하고, 이상감지시에 유도조종장치에 경보신호를 제공하는 것을 특징으로 한다.
바람직하게는 유도조종장치는, 비행체를 유도 조종하는 유도조종 알고리즘을 포함하고, 유도조종 알고리즘에 기반해서 구동날개에 걸리는 항력을 작게 조절하기 위하여 구동날개의 받음각을 줄이는 제어를 수행하는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 내부의 동적특성 측정장치 및 방법은 비행체 구동날개의 모든 각도 범위에 따른 비행체 내부의 동적특성 정보를 실험을 통해서 얻을 수 있다.
또한 본 발명은 비행체의 비행 운행 중에 구동날개의 각도에 따라 걸리는 동적 부하를 실시간 모니터링할 수 있다.
따라서 본 발명은 유도탄의 비행 운행 조건에 따른 구동장치 내부의 동적특성을 사전에 확인 및 점검하는 것이 가능하고, 유도탄의 비행 운행 중에 구동날개에 걸리는 동적 부하를 실시간 모니터링하여 구동축 및 구동날개의 파손을 사전에 예방할 수 있도록 비행체 비행날개의 각도를 조절하는 것이 가능하다.
도 1은 일반적인 유도탄 구동날개의 받음각 상태를 보여주기 위한 예시도이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 내부의 동적특성 측정장치의 전체적인 구성도이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 내부의 동적특성 측정방법의 동작 과정도이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 내부의 동적특성을 실시간 검출하기 위한 전체적인 구성도이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 내부의 동적특성 측정장치의 전체적인 구성도이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 내부의 동적특성 측정방법의 동작 과정도이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 내부의 동적특성을 실시간 검출하기 위한 전체적인 구성도이다.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 명세서에 개시된 실시 예를 상세히 설명하되, 도면 부호에 관계없이 동일하거나 유사한 구성요소는 동일한 참조 번호를 부여하고 이에 대한 중복되는 설명은 생략하기로 한다. 이하의 설명에서 사용되는 구성요소에 대한 접미사 "부"와 "기", "모듈"과 "부", "유닛"과 "부", "장치"와 "시스템", "단말"과 "노드"와 "디지털 무전기" 등은 명세서 작성의 용이함 만이 고려되어 부여되거나 혼용되는 것으로서, 그 자체로 서로 구별되는 의미 또는 역할을 갖는 것은 아니다.
또한, 본 명세서에 개시된 실시 예를 설명함에 있어서 관련된 공지 기술에 대한 구체적인 설명이 본 명세서에 개시된 실시 예의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우 그 상세한 설명을 생략한다. 또한, 첨부된 도면은 본 명세서에 개시된 실시 예를 쉽게 이해할 수 있도록 하기 위한 것일 뿐, 첨부된 도면에 의해 본 명세서에 개시된 기술적 사상이 제한되지 않으며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.
제1, 제2 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.
어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어" 있다거나 "접속되어" 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다. 반면에, 어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "직접 연결되어" 있다거나 "직접 접속되어" 있다고 언급된 때에는, 중간에 다른 구성요소가 존재하지 않는 것으로 이해되어야 할 것이다.
단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다.
본 출원에서, "포함한다" 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.
이하, 도면들을 참조하여 본 발명의 실시 예에 대해 상세히 설명하기로 한다. 본 발명은 본 발명의 정신 및 필수적 특징을 벗어나지 않는 범위에서 다른 특정한 형태로 구체화될 수 있음은 당업자에게 자명하다.
일반적으로 유도탄의 구동날개는 비행하면서 공기에 대한 저항을 많이 받는다. 유도탄의 방향을 전환 및 속도 조절시에 도 1에 도시하고 있는 바와 같이, 구동날개의 받음각을 변화시키게 된다.
일 예로 저속비행의 경우에는 양력이 발생하기 쉽도록 비행방향에 대해 기수를 올려 받음각을 크게 하고, 속도가 붙으면 기수를 내려 받음각을 작게 하며, 비행 상태에서의 구동날개의 받음각은 0~15도 사이에서 조절된다.
따라서 구동날개의 움직임 각도에 따라서 구동날개가 받는 공력은 다양하게 나타나므로 비행체의 구동날개의 각도에 따른 동적 특성을 측정하고, 이를 적용하여 비행체의 구동날개 및 구동축이 파손되는 것을 미연에 방지할 수 있도록 제어 가능하다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 내부의 동적특성 측정장치의 전체적인 구성도를 도시하고 있다.
본 발명은 비행체의 구동날개에 대한 동적특성을 측정한다. 따라서 본 발명은 구동날개(300), 구동날개(300)를 구동시키기 위하여 필요한 회로 및 장치들을 포함하고 있는 구동장치 하우징(400), 구동장치 하우징(400) 내부의 DSP와 이더넷으로 연결되고 있는 노트북(100), 그리고 구동장치 하우징(470)을 구동시키는 진동 가진기(200)를 포함한다.
구동날개(300)는 구동장치 하우징(400)과 구동축(350)에 의해서 축 결합되고, 구동축(350)의 회전량에 비례하여 구동날개 받음각의 각도가 조절된다.
노트북(100)은 본 발명의 실시예에 따른 비행체 내부의 동적특성 측정장치를 모니터링하는 감시시스템이다.
진동 가진기(200)는 유도탄의 비행 환경을 조성하기 위한 장치로, 진동 가진기(200)의 상부에 구동장치 하우징(400)을 올려놓고, 구동장치 하우징(400)에 20 ~ 2000 hz 주파수 범위의 진동조건을 인가하여 구동장치 하우징을 진동시킨다.
그리고 구동장치 하우징(400)은 구동날개(300)를 구동시키기 위한 구동날개드라이브(440), 구동날개(300)의 초기 영점 조절을 제어하고, 구동날개의 구동시에 구동날개의 각도를 검출하는 포텐쇼미터(460 ; Potentiometer), 검출된 구동날개의 각도를 디지털신호로 변환하는 아날로그디지털변환기(ADC ; 430), 그리고 디지털신호처리부(420 ; DSP), 구동장치 하우징(470)의 진동에 의한 가속도를 검출하는 멤스(MEMS)타입의 저가의 센서부(410)를 포함한다.
디지털신호처리부(420)는 아날로그디지털변환기(430)에서 출력되는 구동날개각도, 센서부(410)에서 출력되는 가속도값을 입력한다. 그리고 디지털신호처리부(420)는 노트북(100)과 통신 연결되고 있다. 디지털신호처리부(420)는, 구동날개를 0도에서부터 최대각까지의 각도 조절을 제어하면서 센서부(410)의 검출값을 측정하고, 이를 통신을 통해서 노트북(100)으로 전달한다. 디지털신호처리부(420)와 노트북(100) 사이의 통신을 무선으로도 가능하다.
센서부(410)는 구동날개(300)의 회전 가능한 모든 각도 범위에서 구동장치 하우징(400)의 진동을 검출하는 구성이다. 센서부(410)는 구동날개의 모든 각도에 대해서 주파수별 진동값을 검출하는 구성으로, 저가의 멤스(MEMS) 타입의 가속도계 센서를 이용한다. 멤스 타입의 가속도계 센서는 초저가이므로, 제품의 제조원가에 영향을 거의 미치지 않기 때문에, 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 내부의 동적 특성을 측정에 이용하기 매우 바람직하다. 센서부(410)는 구동장치 하우징(400)의 내부에 장착 가능하고, 구동날개 변위에 따른 공진을 가장 많이 검출할 수 있도록 구동축(350)에도 탑재 가능하다.
본 발명에서 센서부(410), 디지털신호처리부(420), 구동날개드라이브(440), 포텐쇼미터(460), 아날로그디지털변환기(430)는, 구동장치 하우징(400) 내부의 구동제어기 회로카드(450)에 탑재되고 있는 구성이다. 그리고 구동날개(300)는 구동장치 하우징(400)의 외부에 위치하고, 구동축(350)에 의해서 구동장치 하우징(400)에 결합되고 있다.
상기와 같이 구성되는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 내부의 동적특성 측정장치는 다음과 같이 동작 제어된다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 내부의 동적특성 측정을 위한 동작 흐름도이다.
우선적으로 노트북(100)과 구동제어기 회로카드(450)를 통신 연결하고, 필요한 정보를 주고받을 수 있는 상태로 설정한다(S1). 이때의 통신 연결은, 유무선 어떤 방법을 사용하여도 상관없다.
운용자는 노트북(100)을 이용하여 구동제어기 회로카드(450)에 구동날개의 각도를 조절하는 신호를 출력한다(S2). S2 단계에서의 구동날개의 각도 조절은, 비행체가 비행 중에 조절 가능한 모든 각도 범위를 순차적으로 이루어지는 것이 바람직하다. 일 예로 비행체 구동날개의 각도 조절은 0도에서 90도, 0도에서 -90도 범위에서 0도, 1도, 2도,...., 90도 그리고 0도, -1도, -2도, ....,-90도의 단계로 제어 가능하다. 본 발명의 이해를 돕기 위하여 S2 단계에서 구동날개 각도는 20도로 조절했다고 가정하고, 이하의 설명을 개진한다.
디지털신호처리기(420)는 설정된 각도로 구동날개의 각도가 조절될 수 있도록 구동날개 드라이브(440)를 구동시킨다. 그리고 포텐쇼미터(460) 및 아날로그디지털변환기(430)를 통해서 피드백되는 구동날개 각도 신호를 확인하여, 구동날개(300)가 설정된 각도로 조절되었는지를 확인한다.
그리고 운용자는 노트북을 통해서 진동 가진기(200)를 구동시킨다(S3). 진동 가진기(200)는 구동장치 하우징(400)에 주파수별로 진동을 제공한다. 진동 가진기(200)는 20 Hz 에서 2000Hz의 범위서 진동주파수를 순차적으로 변화시키면서 제공 가능하다. 본 발명의 이해를 돕기 위하여 S3 단계에서 진동가진기에서 제공되는 주파수는 100Hz로 진동을 가한다고 가정하고, 이하의 설명을 개진한다.
디지털신호처리기(420)는 구동날개의 각도가 20도로 조절되고, 진동주파수가 100Hz인 상태에서, 센서부(410)를 통해서 검출되는 진동값을 검출한다(S4). 이때 센서부(410)는 진동값으로 가속도값을 측정할 수 있다. 도시하고 있는 도 2에서 센서부(410)는 구동제어기 회로카드(450)에 탑재되고 있음을 보여주고 있으나, 주파수에 따른 진동이 취약한 구동축(350)에도 멤스형 가속도센서를 장착하고, 그 값을 취합하여 이용하는 것도 가능하다. 즉, 구동장치 하우징(400)의 여러 곳에 멤스형 가속도센서를 장착하고, 그 값들을 취합하여 이용하는 것도 가능하다.
그리고 S4 단계에서 검출된 진동값은, S2 단계에서 설정된 구동날개 각도값, S3 단계에서 조절한 진동가진기 주파수값과 함께 테이블화 되어서 별도의 메모리(도시하지 않음)에 저장되어진다.
그리고 S2 단계의 구동날개 각도값(20도)이 설정된 상태에서, 진동가진기의 주파수값을 110Hz로 변화시키고, 구동장치의 진동을 측정한다(S6).
S6 단계는, 구동날개의 각도값이 20도로 설정되어 있는 상태에서, 진동가진기 주파수값을 100Hz에서부터 110Hz, 120Hz, .... 계속해서 변화시키면서 센서부(410)로부터 진동값을 측정하고 저장한다.
그리고 구동날개의 각도값이 20도로 설정되어 있는 상태에서, 진동가진기의 운용 가능한 모든 주파수별 진동값 측정이 완료되면, S2 단계로 복귀하여, 구동날개의 각도를 21도로 변경하고, 다시 진동가진기의 주파수값을 100Hz, 110Hz, 120Hz,.... 변경하면서 이후의 모든 과정을 반복 수행하여 센서부로부터 진동값을 측정하고 저장한다.
또한 구동날개의 각도를 21도에서 모든 주파수별 진동값 측정이 완료되면, 구동날개의 각도를 22도로 변경하고, 다시 진동가진기의 주파수값을 100Hz, 110Hz, 120Hz,.... 변경하면서 이후의 모든 과정을 반복 수행하여 센서부로부터 진동값을 측정하고 저장한다.
이와 같은 과정으로 구동날개(300)가 회전 가능한 모든 각도(0도 90도, 0도 -90도)와, 비행체의 동적특성을 실험하기 위하여 진동가진기에서 운용되는 모든 주파수값(20Hz ~ 2000Hz)에 대해서 센서부(410)를 통해서 진동값을 검출하는 과정을 반복해서 수행한다. 이 과정을 통해서 얻어진 가속도값은, 설정된 각도 값 및 주파수값과 연계되어서 테이블화되어 저장되어진다. 이렇게 해서 저장된 값을 동적특성 테이블 값, 또는 응답특성 PSD 테이블값 등으로 설명 가능하다.
즉, 상기의 실험과정을 통해서 얻어진 값에 기반해서, 구동날개의 모든 각도에 대하여 주파수별 진동에 따른 응답특성 PSD(Power Spectrum Density)를 확인하고, 이를 테이블화하여 저장한다. 물론 상기의 실험과정에서 특정 유도탄에서 요구하는 주파수별 기설정된 허용진동범위 아래로 진동가진기에서 제공한 진동에 대하여 안전한 상태로 반응하는지 확인한다.
그리고 설정된 각도값 및 주파수값과 연계되어서 기설정된 허용진동범위보다 큰 진동값이 검출되는 경우의 수에 대해서는 실제 비행시에 해당 각도 값이 적용되지 않도록 소프트웨어적으로 구현하여 조절한다. 이 과정은 디지털 신호처리부 (420) 또는 노트북(100)에서 설정된 프로그램을 통하여 진행 가능하고, 이더넷 통신을 통해서 정보를 공유 가능하다.
이와 같은 과정으로 유도 비행체의 비행환경에서 발생 가능한 비행진동을 구동장치가 견디는지를 확인하고, 구동날개의 모든 각도에 대해서 주파수별 기설정된 허용진동범위를 만족하는지를 확인할 수 있다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체의 비행 중에 동적특성을 실시간 검출하기 위한 전체적인 구성도이다.
비행체에 포함된 구동장치는 캔통신을 이용하여 유도조종장치(700)와 통신 연결된다. 유도조종장치(700)는 유도조정알고리즘에 기반해서 비행체의 유도 비행을 조절한다. 유도조종장치는, 유도조정알고리즘에 기반해서 제공받은 가속도센서 값을 기반으로 구동날개의 받음각을 조절한다.
구동장치 하우징(600)은 구동날개(500)와 구동축(550) 연결하고, 구동축을 회전시켜서 구동날개의 각도를 조절한다. 구동장치 하우징(600) 내부에는, 비행체 내부의 진동에 따른 가속도값을 검출하기 위한 구동제어기 회로카드(650)가 탑재된다. 구동제어기 회로카드(650)는, 구동축 가까운 위치에 장착된 멤스 타입의 저가의 가속도계(610), 구동날개의 각도를 조절하는 구동날개 드라이브(640), 구동날개의 각도를 검출하는 포텐쇼미터(660), 검출된 구동날개 각도를 디지털신호로 변환하는 아날로그디지털변환기(630), 비행체의 비행시에 구동날개 각도에 대응되는 가속도센서 값을 실시간 검출하여 유도조종장치(700)로 제공하는 디지털신호처리기(620)를 포함한다.
상기와 같이 구성되는 비행체의 구동장치는 다음과 같이 동작된다.
비행체의 구동장치는 구동축 가까운 위치에 저가의 멤스타입의 가속도센서(610)를 장착하고 있다. 구동날개의 받음각을 크게 하거나 초기 유도탄 추진기관의 추력 때문에 구동날개에 많은 공력이 작용하면, 구동날개의 떨림이 많이 발생하여 공진이 되고, 이로 인하여 구동축 및 구동날개가 파손될 우려가 있다.
이러한 문제를 미연에 방지하기 위하여, 본 발명에서는 유도탄의 비행 중에 구동장치가 받는 고주파 진동을 감시하고, 비행체 구동날개의 받음각 조절을 제어한다.
즉, 유도조종장치(700) 내 유도조종 알고리즘(710)에 의해서 비행체 구동날개(500)의 각도 조절 및 기타 유도탄의 비행 조건을 설정하고, 그에 따른 조건으로 유도탄은 비행을 하게 된다.
이와 같이 유도탄이 비행 상태일 때, 멤스 타입의 저가의 가속도계(610)는, 구동날개 각도에 대응하여 구동축을 통해서 들어오는 진동을 실시간 검출하고, 그에 따른 가속도값을 디지털신호처리기(620)에 전달한다.
디지털신호처리기(620)는 도 3에서 검출된 비행체 내부의 동적특성 테이블 값을 기저장하고 있다. 그리고 구동날개의 각도에 대응하여 가속도계(610)에서 검출되는 가속도값과 동적특성 테이블값에 기반해서 이상상태를 감시한다.
디지털신호처리기(620)의 동적특성 판단 동작은, 유도조종장치(700)에서 수행할 수도 있다. 즉, 유도조종장치(700)는 유도탄의 비행 중에, 가속도계(610)에서 실시간 검출되는 가속도값을 디지털신호처리기(620)를 통해서 실시간 입력할 수도 있다. 그리고 도 3에서 검출된 비행체 내부의 동적특성 테이블값을 이용하여, 이상상태를 판단하고, 필요한 제어를 수행 제어할 수 있다.
한편, 현재 검출되는 가속도값이 구동축 또는 구동날개의 파손을 야기할 수 있는 상태의 조건에 해당되면, 디지털신호처리기(620)는 유도조종장치(700)에 경보신호를 전달한다. 이때 경보발생을 판단하기 위한 구동축 또는 구동날개의 파손을 야기할 수 있는 상태의 조건값도 앞서 실험과정을 통하여 얻어진 값으로부터 기초한 기설정되어 있는 값으로 설명 가능하다.
유도조종장치(700)는 디지털신호처리기(620)에서 제공하는 경보신호에 기반하여, 구동날개에 걸리는 항력이 크다고 판단한다. 그리고 구동날개에 걸리는 항력을 작게 조절하기 위하여, 유도조정 알고리즘(710)에 기반해서 구동날개의 받음각을 줄이는 제어를 수행한다.
이상의 상세한 설명은 모든 면에서 제한적으로 해석되어서는 아니되고 예시적인 것으로 고려되어야 한다. 본 발명의 범위는 첨부된 청구항의 합리적 해석에 의해 결정되어야 하고, 본 발명의 등가적 범위 내에서의 모든 변경은 본 발명의 범위에 포함된다.
100 : 노트북 200 : 진동 가진기
300 : 구동날개 400 : 구동장치 하우징
410 : 센서부 420 : 디지털신호처리부
430 : 아날로그디지털변환기 440 : 구동날개 드라이브
450 : 구동제어기 회로카드 460 : 포텐쇼미터
300 : 구동날개 400 : 구동장치 하우징
410 : 센서부 420 : 디지털신호처리부
430 : 아날로그디지털변환기 440 : 구동날개 드라이브
450 : 구동제어기 회로카드 460 : 포텐쇼미터
Claims (15)
- 비행체의 구동날개와 구동축 연결하고, 구동축을 회전시켜서 구동날개의 각도를 조절하는 구동장치; 및
비행체를 유도 조종하는 유도조종장치를 포함하고,
구동장치는, 비행체 내부의 진동에 따른 가속도값을 검출하기 위한 구동제어기 회로카드를 내부에 탑재하고,
구동제어기 회로카드는, 구동제어기 회로카드에 탑재된 멤스형 가속도센서; 구동날개의 각도를 조절하는 구동날개 드라이브; 구동날개의 각도를 검출하는 포텐쇼미터; 검출된 구동날개의 각도를 디지털신호로 변환하는 아날로그디지털변환기;비행체의 비행시에 구동날개 각도에 대응되는 가속도센서 값을 실시간 검출하여 유도조종장치로 제공하는 디지털신호처리기를 포함하고,
유도조종장치는 실험과정에서 얻은 비행체 내부의 동적특성 테이블값을 저장하고, 이에 기반해서 제공되는 가속도센서 값을 비교하여 구동날개의 받음각을 조절하고,
디지털신호처리기는 실험과정에서 얻은 비행체 내부의 동적특성 테이블값을 저장하고, 이에 기반해서 검출되는 가속도센서 값을 비교하여 이상상태를 감시하고, 이상감지시에 유도조종장치에 경보신호를 전달하는 비행체의 운행 제어장치. - 청구항 1에 있어서,
디지털신호처리기와 유도조종장치는 캔통신을 수행하는 비행체의 운행 제어장치. - 청구항 2에 있어서,
유도조종장치는, 비행체를 유도 조종하는 유도조종 알고리즘을 포함하고, 유도조종 알고리즘에 기반해서 구동날개에 걸리는 항력을 작게 조절하기 위하여 구동날개의 받음각을 줄이는 제어를 수행하는 비행체의 운행 제어장치. - 청구항 3에 있어서,
유도조종장치와 디지털신호처리기에 저장된 실험과정에서 얻은 비행체 내부의 동적특성 테이블값은, 구동날개 각도값과 진동 주파수값을 가변하면서 얻어진 가속도센서 값이 대응되어 저장되고,
구동날개의 각도값은 0 ~ 90도, 0 ~ -90도의 범위에서 조절되고,
진동 주파수값은 20 ~ 2000Hz의 범위에서 조절되는 비행체의 운행 제어장치. - 청구항 4에 있어서,
실험과정에서 얻은 비행체 내부의 동적특성 테이블값은, 유도탄에서 요구하는 주파수별 기설정된 허용진동범위에 포함되도록 설정된 비행체의 운행 제어장치. - 청구항 5에 있어서,
실험과정에서 얻은 비행체 내부의 동적특성 테이블값은, 진동가진기의 상부에 구동장치를 올려놓고, 비행환경에 맞는 주파수를 제공하여 구동장치를 진동시켜서 얻은 값인 비행체의 운행 제어장치. - 청구항 6에 있어서,
디지털신호처리기는 설정된 각도로 구동날개의 각도가 조절되도록 구동날개 드라이브를 제어하고,
포텐쇼미터 및 아날로그디지털변환기를 통해서 피드백되는 구동날개 각도신호를 확인하여 구동날개가 설정된 각도로 조절되었는지를 확인하는 비행체의 운행 제어장치. - 청구항 7에 있어서,
디지털신호처리기는 실험과정에서 얻어진 구동축 또는 구동날개의 파손을 야기할 수 있는 상태의 조건값에 기반해서 현재 검출되는 가속도센서 값이 구동축 또는 구동날개의 파손을 야기할 수 있는 상태의 조건에 해당되면, 유도조종장치에 경보신호를 전달하는 비행체의 운행 제어장치. - 청구항 8에 있어서,
유도조종장치는 실험과정에서 얻은 비행체 내부의 동적특성 테이블값에 기반해서 디지털신호처리기에서 제공되는 가속도센서 값을 비교하여 비행체의 이상상태를 감시하고, 이상감지시에 경보신호를 발생하는 비행체의 운행 제어장치. - 삭제
- 삭제
- 삭제
- 삭제
- 삭제
- 삭제
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1020190094343A KR102234219B1 (ko) | 2019-08-02 | 2019-08-02 | 비행체 내부의 동적특성 측정장치 및 방법 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1020190094343A KR102234219B1 (ko) | 2019-08-02 | 2019-08-02 | 비행체 내부의 동적특성 측정장치 및 방법 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| KR20210015464A KR20210015464A (ko) | 2021-02-10 |
| KR102234219B1 true KR102234219B1 (ko) | 2021-03-31 |
Family
ID=74560734
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| KR1020190094343A KR102234219B1 (ko) | 2019-08-02 | 2019-08-02 | 비행체 내부의 동적특성 측정장치 및 방법 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| KR (1) | KR102234219B1 (ko) |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101239637B1 (ko) | 2011-11-21 | 2013-03-11 | 국방과학연구소 | 비행체의 롤 진동 측정 장치 및 방법 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101842966B1 (ko) * | 2016-03-30 | 2018-03-29 | 한국과학기술원 | 자기력을 활용한 비행체의 동안정 미계수 추출방법 |
-
2019
- 2019-08-02 KR KR1020190094343A patent/KR102234219B1/ko active IP Right Grant
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101239637B1 (ko) | 2011-11-21 | 2013-03-11 | 국방과학연구소 | 비행체의 롤 진동 측정 장치 및 방법 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| '강제진동기법을 이용한 비행체의 롤 동안정미계수 측정', 문상우 등, 한국항공우주학회 학술발표회 초록집, 2013, 49-52* |
| '접는 미사일 조종날개의 비선형 동특성', 김대관 등, 한국소음진동공학회 논문집, 2002, 12(10), 808-815* |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| KR20210015464A (ko) | 2021-02-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3058429B1 (en) | Global airframe health characterization | |
| US10424134B2 (en) | Diagnostic method, system and device for a rotorcraft drive system | |
| CN109073140B (zh) | 用于自适应云台的方法和系统 | |
| US9797801B2 (en) | Frequency-adaptable structural health and usage monitoring system | |
| US4519743A (en) | Helicopter individual blade control system | |
| US20190308721A1 (en) | Integrated smart sensing systems and methods | |
| US10666181B2 (en) | Mechanical devices and method of creating prescribed vibration | |
| US11460002B2 (en) | Blade vibration suppression system for a wind turbine and associated method | |
| US20140116123A1 (en) | Test rig | |
| US10323999B2 (en) | Variable load and load vector application system | |
| US7933691B2 (en) | System for and method of monitoring free play of aircraft control surfaces | |
| EP2280264B1 (en) | Standard exciter | |
| US20180031448A1 (en) | Engine test apparatus | |
| US7851973B1 (en) | Using piezo-electric material to simulate a vibration environment | |
| KR102234219B1 (ko) | 비행체 내부의 동적특성 측정장치 및 방법 | |
| KR101416518B1 (ko) | 항공기 동력 전달 기어박스의 타이 바에 관한 진동 방지 현가 수단, 진동 방지 현가 장치, 및 항공기 | |
| US6427815B1 (en) | Method and device for reducing vibrations | |
| EP3055207B1 (en) | Helicopter flap angle measurement system and method | |
| US20140042746A1 (en) | Shock sensor for wind turbine generator | |
| EP3052384A1 (en) | Dual-frequency active vibration control | |
| WO2021258310A1 (zh) | 测试设备、测试方法和飞行测试系统 | |
| KR20180092334A (ko) | 드론의 특성 측정 방법 | |
| CN108005961B (zh) | 具有转子在线动平衡功能的离心压缩机 | |
| CN108845553B (zh) | 一种针对细长飞行器的伺服弹性振动抑制综合检验方法 | |
| KR101201818B1 (ko) | 항공기 조종면의 유격 측정장치 및 그 측정방법 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PA0109 | Patent application |
Patent event code: PA01091R01D Comment text: Patent Application Patent event date: 20190802 |
|
| PA0201 | Request for examination | ||
| PE0902 | Notice of grounds for rejection |
Comment text: Notification of reason for refusal Patent event date: 20201118 Patent event code: PE09021S01D |
|
| PG1501 | Laying open of application | ||
| E701 | Decision to grant or registration of patent right | ||
| PE0701 | Decision of registration |
Patent event code: PE07011S01D Comment text: Decision to Grant Registration Patent event date: 20210323 |
|
| GRNT | Written decision to grant | ||
| PR0701 | Registration of establishment |
Comment text: Registration of Establishment Patent event date: 20210325 Patent event code: PR07011E01D |
|
| PR1002 | Payment of registration fee |
Payment date: 20210325 End annual number: 3 Start annual number: 1 |
|
| PG1601 | Publication of registration | ||
| PR1001 | Payment of annual fee |
Payment date: 20240221 Start annual number: 4 End annual number: 4 |
|
| PR1001 | Payment of annual fee |
Payment date: 20250210 Start annual number: 5 End annual number: 5 |