KR102381409B1 - Testing apparatus for wing of projectile and method thereof - Google Patents

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Abstract

일 실시 예에 따른 발사체의 날개 성능 시험 장치는, 구동 장치를 안착시킬 수 있도록, 상기 구동 장치에 형합하는 형상을 갖는 스테이지; 상기 구동 장치에서 발생된 동력에 의해 회전되는 날개의 실제 회전 변위에 관한 거리 정보를 측정하는 레이저 변위 센서; 상기 구동 장치의 구동 신호를 입력받는 입력 장치; 및 상기 입력 장치로 입력받은 상기 구동 신호를 상기 구동 장치에 입력하는 제어부를 포함하고, 상기 레이저 변위 센서는 상기 날개의 외부에 위치하여, 상기 날개에 비접촉한 상태에서, 상기 구동 신호에 따른 상기 날개의 회전 변위를 측정할 수 있다.An apparatus for testing wing performance of a projectile according to an embodiment includes: a stage having a shape matching the driving device so as to seat the driving device; a laser displacement sensor for measuring distance information about the actual rotational displacement of the blade rotated by the power generated by the driving device; an input device receiving a driving signal of the driving device; and a control unit for inputting the driving signal received through the input device to the driving device, wherein the laser displacement sensor is located outside the wing, and in a non-contact state with the wing, the wing according to the driving signal can measure the rotational displacement of

Description

발사체의 날개 성능 시험 장치 및 방법{TESTING APPARATUS FOR WING OF PROJECTILE AND METHOD THEREOF}Apparatus and method for wing performance testing of projectiles

아래의 설명은 발사체의 날개 성능 시험 장치 및 방법에 관한 것이다.The description below relates to an apparatus and method for testing the wing performance of a projectile.

유도탄을 소형화 시키는 연구개발은 국내외에서 활발히 진행되고 있다. 유도탄은 그 크기에 관계없이 탐색기, 관성항법센서, 유도조종장치, 추진제, 전원장치, 그리고 구동장치 등으로 구성된다. 특히 구동 장치는 구성 요소 중에서 소형화가 어려운 부분이다. 구동 장치는 동력을 발생시키는 구동기와 회전 변위를 인식하는 위치센서와 동력을 전달하는 동력전달 메커니즘과 제어장치로 구성된다. 여기서, 구동 장치는 구동기의 구동방식에 따라 압전식, 유압식, 전기식, 공압식 등으로 분류된다.Research and development to miniaturize guided missiles is being actively carried out at home and abroad. Regardless of its size, a guided missile consists of a searcher, an inertial navigation sensor, a guided control device, a propellant, a power supply, and a driving device. In particular, the drive device is one of the components that is difficult to miniaturize. The driving device is composed of an actuator that generates power, a position sensor that recognizes rotational displacement, and a power transmission mechanism and control device that transmits power. Here, the driving device is classified into a piezoelectric type, a hydraulic type, an electric type, a pneumatic type, and the like according to the driving method of the actuator.

초소형 구동 장치는 중량-부피 대비 출력효율을 고려하여 주로 압전식 혹은 전기식 구동방식으로 구동된다. 이 때, 압전식 구동장치와 전기식 구동장치는 공간의 제약 또는 제어장치의 여건에 따라 위치센서를 탑재하지 못하는 경우가 발생할 수 있다. 이와 같이, 위치센서를 내장하지 못하는 구동장치는 위치 피드백루프를 구성할 수 없어 개루프(open loop)로 위치제어 또는 각도제어를 수행해야한다. 이 경우 폐루프(closed loop) 방식보다 제어성능이 떨어진다. The miniature driving device is mainly driven by a piezoelectric or electric driving method in consideration of output efficiency compared to weight-volume. In this case, the piezoelectric drive device and the electric drive device may not be able to mount the position sensor depending on space constraints or conditions of the control device. As such, a driving device that does not have a built-in position sensor cannot form a position feedback loop, so position control or angle control must be performed with an open loop. In this case, the control performance is inferior to that of the closed loop method.

일반적으로 구동장치의 출력전력은 구동기의 크기에 비례한다. 따라서 구동장치의 부피대비 전력의 여유가 있다면 제어성능을 증대시키기 위해 출력전력의 손해를 감수하고, 구동기의 부피를 줄이며 위치센서를 내장시켜 폐루프 제어를 이용할 수 있다. 하지만 초소형 구동 장치의 경우 구동 장치에 할당된 공간의 제약이 크기 때문에 위치센서를 탑재하더라도 정밀도가 높은 센서를 채택할 수 없다. 이 경우, 위치센서의 정밀도가 낮아서 폐루프 제어를 수행한다고 하더라도, 개루프 제어 대비 제어성능 향상이 제한적일 수 있다. 또한, 낮은 정밀도의 위치센서 데이터를 기반으로 구동장치의 최대 구동 변위, 최대 각속도, 제어 정확도, 대역폭 등 성능시험을 수행할 경우에 확보된 성능시험결과는 신뢰성이 떨어지는 문제가 발생한다.In general, the output power of the driving device is proportional to the size of the driving device. Therefore, if there is a margin of power compared to the volume of the driving device, the loss of output power to increase the control performance can be taken, the volume of the actuator is reduced, and the closed-loop control can be used by embedding a position sensor. However, in the case of a micro drive device, the space allocated to the drive device is very limited, so even if a position sensor is mounted, a high-precision sensor cannot be adopted. In this case, even if closed-loop control is performed due to low precision of the position sensor, improvement in control performance compared to open-loop control may be limited. In addition, when performance tests such as maximum driving displacement, maximum angular velocity, control accuracy, and bandwidth of the driving device are performed based on low-precision position sensor data, the obtained performance test results have a problem of poor reliability.

전술한 배경기술은 발명자가 본 발명의 도출과정에서 보유하거나 습득한 것으로서, 반드시 본 발명의 출원 전에 일반 공중에 공개된 공지기술이라고 할 수는 없다.The above-mentioned background art is possessed or acquired by the inventor in the process of derivation of the present invention, and cannot necessarily be said to be a known art disclosed to the general public prior to the filing of the present invention.

일 실시 예에 따른 발사체의 날개 성능 시험 장치 및 방법의 목적은 레이저 변위 센서를 이용하여 비접촉식으로 날개의 회전 변위를 측정하는 시험 장치 및 그 장치를 이용한 시험 방법을 제공하는 것이다.An object of the apparatus and method for testing wing performance of a projectile according to an embodiment is to provide a test apparatus for measuring the rotational displacement of a wing in a non-contact manner using a laser displacement sensor, and a test method using the apparatus.

일 실시 예에 따른 발사체의 날개 성능 시험 장치는 구동 장치를 안착시킬 수 있도록, 상기 구동 장치에 형합하는 형상을 갖는 스테이지; 상기 구동 장치에서 발생된 동력에 의해 회전되는 날개의 실제 회전 변위에 관한 거리 정보를 측정하는 레이저 변위 센서; 상기 구동 장치의 구동 신호를 입력받는 입력 장치; 및 상기 입력 장치로 입력받은 상기 구동 신호를 상기 구동 장치에 입력하는 제어부를 포함하고, 상기 레이저 변위 센서는 상기 날개의 외부에 위치하여, 상기 날개에 비접촉한 상태에서, 상기 구동 신호에 따른 상기 날개의 회전 변위를 측정할 수 있다.An apparatus for testing wing performance of a projectile according to an embodiment includes a stage having a shape matching the driving device to seat the driving device; a laser displacement sensor for measuring distance information about the actual rotational displacement of the blade rotated by the power generated by the driving device; an input device receiving a driving signal of the driving device; and a control unit for inputting the driving signal received through the input device to the driving device, wherein the laser displacement sensor is located outside the wing, and in a non-contact state with the wing, the wing according to the driving signal can measure the rotational displacement of

상기 제어부는, 상기 거리 정보에 기초하여 결정된 상기 실제 회전 변위 및 상기 구동 신호에 따른 예상 회전 변위 사이의 차이를 산출할 수 있다. The controller may calculate a difference between the actual rotational displacement determined based on the distance information and an expected rotational displacement according to the driving signal.

상기 발사체의 날개 성능 시험 장치는, 상기 날개의 단부에 직접 또는 간접적으로 탈부착 가능하고, 상기 날개와 함께 일체로 회전하여, 상기 날개의 실제 회전 변위를 측정하는 절대각 엔코더를 더 포함하고, 상기 제어부는, 상기 레이저 변위 센서에서 측정된 거리 정보 및 상기 절대각 엔코더에서 측정된 실제 회전 변위를 서로 매칭시킨 정보를 저장함으로써, 상기 절대각 엔코더가 상기 날개의 단부로부터 분리된 상태에서도, 상기 레이저 변위 센서에서 측정된 거리 정보에 기초하여 상기 실제 회전 변위를 결정할 수 있다.The wing performance test apparatus of the projectile further comprises an absolute angle encoder that is directly or indirectly detachable from the end of the wing, rotates integrally with the wing, and measures the actual rotational displacement of the wing, the control unit By storing the distance information measured by the laser displacement sensor and the information matching the actual rotational displacement measured by the absolute angle encoder with each other, even in a state in which the absolute angle encoder is separated from the end of the wing, the laser displacement sensor The actual rotational displacement may be determined based on the measured distance information.

상기 발사체의 날개 성능 시험 장치는, 상기 절대각 엔코더 및 상기 날개를 연결하고, 상기 절대각 엔코더를 상기 날개에 대하여 정렬하는 캘리브레이션 치구를 더 포함할 수 있다.The wing performance testing apparatus of the projectile may further include a calibration jig connecting the absolute angle encoder and the wing, and aligning the absolute angle encoder with the wing.

상기 캘리브레이션 치구는, 상기 날개의 단부에 고정 가능한 날개 고정 클램프; 상기 구동 장치가 상기 스테이지 상에 안착된 상태에서, 상기 날개의 회전 축이 상기 구동 장치에 대하여 특정한 각도를 유지하도록, 상기 날개 고정 클램프의 위치를 정렬시킬 수 있는 축 정렬 블록; 및 상기 날개 고정 클램프 및 상기 절대각 엔코더를 상호 연결 가능한 커플링 치구를 더 포함할 수 있다.The calibration fixture may include: a wing fixing clamp capable of being fixed to an end of the wing; an axis alignment block capable of aligning the position of the blade fixing clamp so that the rotation axis of the blade maintains a specific angle with respect to the driving device in a state in which the driving device is seated on the stage; and a coupling jig capable of interconnecting the blade fixing clamp and the absolute angle encoder.

상기 레이저 변위 센서는, 상기 스테이지에 상기 구동 장치가 안착된 상태에서, 상기 날개의 길이 방향을 따라서 이동할 수 있다.The laser displacement sensor may move along the longitudinal direction of the wing in a state in which the driving device is seated on the stage.

일 실시 예에 따른 발사체의 날개 성능 시험 장치의 캘리브레이션 방법은, 절대각 엔코더를 날개에 장착 및 정렬하는 단계; 입력 장치를 통해 제어부에 구동 신호를 인가하는 단계; 상기 절대각 엔코더 및 레이저 변위 센서가 상기 구동 신호를 따라서 회전하는 날개의 회전 변위를 감지하여 각각 디지털 신호 및 아날로그 신호를 출력하는 단계; 상기 디지털 신호 및 상기 아날로그 신호를 메모리에 저장하는 단계; 및 상기 메모리에 저장된 신호를 비교하여, 상기 레이저 변위 센서를 캘리브레이션 시키는 단계를 포함할 수 있다.A method of calibrating a wing performance test apparatus of a projectile according to an embodiment includes: mounting and aligning an absolute angle encoder to a wing; applying a driving signal to the control unit through an input device; detecting, by the absolute angle encoder and the laser displacement sensor, the rotational displacement of the rotating blade according to the driving signal, and outputting a digital signal and an analog signal, respectively; storing the digital signal and the analog signal in a memory; and comparing the signals stored in the memory to calibrate the laser displacement sensor.

상기 메모리에 저장된 신호를 비교하여, 상기 레이저 변위 센서를 캘리브레이션 시키는 단계는, 상기 저장된 신호에 기초하여 결정된 실제 회전 변위 및 상기 구동 신호에 따른 예상 회전 변위 사이의 차이를 산출하는 단계; 및 상기 차이에 기초하여 상기 실제 회전 변위를 결정하는 단계를 포함할 수 있다.Comparing the signals stored in the memory to calibrate the laser displacement sensor may include: calculating a difference between an actual rotational displacement determined based on the stored signal and an expected rotational displacement according to the driving signal; and determining the actual rotational displacement based on the difference.

상기 절대각 엔코더를 날개에 장착 및 정렬하는 단계는, 축정렬 블록으로 상기 날개를 정렬하는 단계; 상기 날개의 단부에 날개 고정 클램프 및 커플링 치구를 장착하는 단계; 상기 커플링 치구 및 상기 절대각 엔코더를 연결하는 단계; 상기 날개 고정 클램프를 날개에 고정시키는 단계; 및 상기 축정렬 블록을 제거하는 단계를 포함할 수 있다.The step of mounting and aligning the absolute angle encoder to the wing includes: aligning the wing with an axis alignment block; Mounting a wing fixing clamp and a coupling fixture to an end of the wing; connecting the coupling fixture and the absolute angle encoder; fixing the wing fixing clamp to the wing; and removing the axis alignment block.

일 실시 예에 따른 발사체의 날개 성능 시험 방법은, 입력 장치를 통해 구동 신호를 입력 받는 단계; 상기 구동 신호에 따라 날개의 구동 장치를 작동시키는 단계; 및 상기 날개의 외부에 위치한 레이저 변위 센서가 상기 날개의 회전 변위를 측정하는 단계를 포함할 수 있다.A method for testing wing performance of a projectile according to an embodiment includes: receiving a driving signal through an input device; operating the wing drive device according to the drive signal; And it may include the step of measuring the rotational displacement of the wing by a laser displacement sensor located outside the wing.

상기 입력 장치를 통해 구동 신호를 입력 받는 단계는, 상기 구동 장치가 최대 구동 변위로 구동하도록 할 수 있다.The receiving of the driving signal through the input device may include driving the driving device with a maximum driving displacement.

상기 입력 장치를 통해 구동 신호를 입력 받는 단계는, 상기 구동 장치가 최대 음의 구동 변위에서 최대 양의 구동 변위로 구동하도록 하고, 상기 날개의 외부에 위치한 레이저 변위 센서가 상기 날개의 회전 변위를 측정하는 단계는, 상기 날개가 상기 구동 신호에 따라 회전하는 동안, 시간에 따른 회전 변위를 기록하는 단계를 포함할 수 있다.In the step of receiving the driving signal through the input device, the driving device is driven from the maximum negative driving displacement to the maximum positive driving displacement, and a laser displacement sensor located outside the wing measures the rotational displacement of the wing. The step of doing may include recording the rotational displacement with time while the blade rotates according to the driving signal.

상기 발사체의 날개 성능 시험 방법은, 상기 레이저 변위 센서 및 상기 입력 장치에서의 시간 지연을 보상하는 단계를 더 포함할 수 있다.The method for testing the wing performance of the projectile may further include compensating for a time delay in the laser displacement sensor and the input device.

상기 발사체의 날개 성능 시험 방법은, 상기 보상하는 단계에서, 상기 구동 신호로 단위 계단 명령을 입력하도록 할 수 있다.In the method of testing the wing performance of the projectile, in the step of compensating, a unit step command may be input as the driving signal.

상기 발사체의 날개 성능 시험 방법은, 절대각 엔코더를 이용하여 발사체의 날개 성능 시험 장치를 캘리브레이션하는 단계; 및 상기 절대각 엔코더를 탈거하는 단계를 더 포함할 수 있다.The method for testing the wing performance of the projectile includes: calibrating a wing performance testing apparatus of the projectile using an absolute angle encoder; and removing the absolute angle encoder.

일 실시 예에 따른 발사체의 날개 성능 시험 장치 및 방법에 따르면, 레이저 변위 센서를 이용하여 비접촉식으로 날개의 회전 변위를 측정할 수 있으므로 구동 장치의 출력 토크가 감쇄되지 않는 상태에서 성능 시험을 수행할 수 있다.According to the apparatus and method for testing the wing performance of a projectile according to an embodiment, since the rotational displacement of the wing can be measured in a non-contact manner using a laser displacement sensor, the performance test can be performed in a state in which the output torque of the driving device is not attenuated. there is.

도 1은 일 실시 예에 따른 발사체의 날개 성능 시험 장치의 사시도이다.
도 2는 일 실시 예에 따른 발사체의 날개 성능 시험 장치의 블록도이다.
도 3은 일 실시 예에 따른 발사체의 날개 성능 시험 장치의 캘리브레이션을 위한 절대각 엔코더가 장착된 모습을 나타낸 도면이다.
도 4는 일 실시 예에 따른 발사체의 날개 성능 시험 장치의 캘리브레이션 방법의 순서도이다.
도 5는 일 실시 예에 따른 절대각 엔코더를 날개에 장착 및 정렬하는 방법의 순서도이다.
도 6은 일 실시 예에 따른 발사체의 날개 성능 시험 장치의 캘리브레이션을 위한 절대각 엔코더 장착 및 정렬 과정을 나타낸 도면이다.
도 7은 일 실시 예에 따른 발사체의 날개 성능 시험 방법의 순서도이다.
도 8은 일 실시 예에 따른 레이저 변위 센서를 이용하여 날개의 성능을 시험하는 과정을 나타낸 도면이다.
도 9는 일 실시 예에 따른 레이저 변위 센서 및 절대각 엔코더를 이용하여 날개의 회전 변위를 산출하는 원리를 나타낸 도면이다.1 is a perspective view of an apparatus for testing wing performance of a projectile according to an embodiment.
2 is a block diagram of an apparatus for testing wing performance of a projectile according to an embodiment.
3 is a view showing a state in which the absolute angle encoder for calibration of the wing performance test apparatus of the projectile according to an embodiment is mounted.
4 is a flowchart of a calibration method of an apparatus for testing wing performance of a projectile according to an exemplary embodiment.
5 is a flowchart of a method of mounting and aligning an absolute angle encoder to a wing according to an embodiment.
6 is a view showing an absolute angle encoder mounting and alignment process for calibration of the wing performance test apparatus of a projectile according to an embodiment.
7 is a flowchart of a method for testing wing performance of a projectile according to an embodiment.
8 is a diagram illustrating a process of testing the performance of a wing using a laser displacement sensor according to an embodiment.
9 is a diagram illustrating a principle of calculating the rotational displacement of a blade using a laser displacement sensor and an absolute angle encoder according to an embodiment.

이하, 실시 예들을 예시적인 도면을 통해 상세하게 설명한다. 각 도면의 구성요소들에 참조부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 가지도록 하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 실시 예를 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 실시 예에 대한 이해를 방해한다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다.Hereinafter, embodiments will be described in detail with reference to exemplary drawings. In adding reference numerals to the components of each drawing, it should be noted that the same components are given the same reference numerals as much as possible even though they are indicated on different drawings. In addition, in the description of the embodiment, if it is determined that a detailed description of a related known configuration or function interferes with the understanding of the embodiment, the detailed description thereof will be omitted.

또한, 실시 예의 구성 요소를 설명하는 데 있어서, 제 1, 제 2, A, B, (a), (b) 등의 용어를 사용할 수 있다. 이러한 용어는 그 구성 요소를 다른 구성 요소와 구별하기 위한 것일 뿐, 그 용어에 의해 해당 구성 요소의 본질이나 차례 또는 순서 등이 한정되지 않는다. 어떤 구성 요소가 다른 구성요소에 "연결", "결합" 또는 "접속"된다고 기재된 경우, 그 구성 요소는 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되거나 접속될 수 있지만, 각 구성 요소 사이에 또 다른 구성 요소가 "연결", "결합" 또는 "접속"될 수도 있다고 이해되어야 할 것이다.In addition, in describing the components of the embodiment, terms such as first, second, A, B, (a), (b), etc. may be used. These terms are only for distinguishing the elements from other elements, and the essence, order, or order of the elements are not limited by the terms. When it is described that a component is "connected", "coupled" or "connected" to another component, the component may be directly connected or connected to the other component, but another component is between each component. It will be understood that may also be "connected", "coupled" or "connected".

어느 하나의 실시 예에 포함된 구성요소와, 공통적인 기능을 포함하는 구성요소는, 다른 실시 예에서 동일한 명칭을 사용하여 설명하기로 한다. 반대되는 기재가 없는 이상, 어느 하나의 실시 예에 기재한 설명은 다른 실시 예에도 적용될 수 있으며, 중복되는 범위에서 구체적인 설명은 생략하기로 한다.Components included in one embodiment and components having a common function will be described using the same names in other embodiments. Unless otherwise stated, descriptions described in one embodiment may be applied to other embodiments as well, and detailed descriptions within the overlapping range will be omitted.

도 1은 일 실시 예에 따른 발사체의 날개 성능 시험 장치의 사시도이고, 도 2는 일 실시 예에 따른 발사체의 날개 성능 시험 장치의 블록도이다.1 is a perspective view of an apparatus for testing wing performance of a projectile according to an embodiment, and FIG. 2 is a block diagram of an apparatus for testing wing performance of a projectile according to an embodiment.

도 1 및 도 2를 참조하면, 발사체의 날개 성능 시험 장치(1)는, 레이저 변위 센서(15)가 발사체(11)의 날개(112, 도 3 참조)에 접촉하지 않는 상태에서 발사체(11)의 성능을 측정할 수 있다. 여기서, 발사체(11)란, 예를 들어, 완전히 조립된 비행체 자체, 또는 비행체를 구성하는 적어도 일부의 조립체를 의미하는 것으로써, 날개(112) 및 날개(112)를 회전시키는 구동 장치(111, 도 3 참조)를 포함한다. 예를 들어, 날개(112)의 회전 축은 구동 장치(111)의 중심 축(다시 말하면, 발사체(11)의 중심 축)에 직교할 수 있다. 예를 들어, 도 1 등에 도시된 것처럼, 시험 장치(1)는, 비행체 중 일부인 조립체만을 안착시켜 성능을 시험할 수도 있지만, 비행체 자체를 그대로 안착시켜 성능을 시험할 수도 있다는 점을 밝혀 둔다. 이와 같은 시험 장치는, 날개(112)에 직접 센서가 부착되지 않으므로, 구동 장치(111)의 출력 토크가 감쇄되지 않는 성능 시험 결과를 도출할 수 있다. 다시 말하면, 센서 자체가 외란으로 작용하는 문제를 방지함으로써, 시험의 정확도를 향상시킬 수 있다. 예를 들어, 발사체의 날개 성능 시험 장치(1)는, 시험 테이블, 입력 장치(12), 절대각 엔코더(13), 메모리(14), 레이저 변위 센서(15), 제어부(16), 표시 장치(17) 및 스테이지(18)를 포함할 수 있다.1 and 2 , the wing performance testing apparatus 1 of the projectile is performed in a state in which the laser displacement sensor 15 does not contact the wing 112 of the projectile 11 (refer to FIG. 3 ). performance can be measured. Here, the projectile 11 means, for example, the fully assembled vehicle itself, or at least a part of the assembly constituting the vehicle, and the wing 112 and the driving device 111 for rotating the wing 112, 3) is included. For example, the axis of rotation of the vane 112 may be orthogonal to the central axis of the drive device 111 (ie, the central axis of the projectile 11 ). For example, as shown in FIG. 1 and the like, the test device 1 may test the performance by seating only a part of the assembly of the aircraft, but it is also noted that the performance may be tested by seating the aircraft itself as it is. Since the sensor is not directly attached to the blade 112 in such a test device, it is possible to derive a performance test result in which the output torque of the driving device 111 is not attenuated. In other words, by preventing the problem that the sensor itself acts as a disturbance, the accuracy of the test can be improved. For example, the projectile wing performance testing device 1 includes a test table, an input device 12 , an absolute angle encoder 13 , a memory 14 , a laser displacement sensor 15 , a control unit 16 , and a display device. (17) and a stage (18).

시험 테이블은, 스테이지(18), 레이저 변위 센서(15) 및 절대각 엔코더(13)를 지지할 수 있다. 예를 들어, 도 1에 도시한 것처럼, 스테이지(18), 레이저 변위 센서(15) 및 절대각 엔코더(13)는, 하나의 시험 테이블 상에 위치할 수 있다. The test table can support the stage 18 , the laser displacement sensor 15 and the absolute angle encoder 13 . For example, as shown in FIG. 1 , the stage 18 , the laser displacement sensor 15 and the absolute angle encoder 13 may be positioned on one test table.

스테이지(18)는 구동 장치(111)를 안착시킬 수 있도록, 구동 장치(111)의 외측면에 형합하는 형상을 가질 수 있다. 예를 들어, 구동 장치(111)의 외측면이 원기둥 형상인 경우, 스테이지(18)는, 구동 장치(111)의 외측면의 지름과 동일한 지름을 갖는 원기둥 형상의 내면을 가질 수 있다. 예를 들어, 스테이지(18)는, 2개의 스테이지 블록으로 구성될 수 있다. 이 경우, 어느 하나의 스테이지 블록에 구동 장치(111)를 안착시킨 상태에서, 상기 어느 하나의 스테이지 블록에 나머지 하나의 스테이지 블록을 체결함으로써, 구동 장치(111)를 일정한 방향으로 정확하게 정렬시킬 수 있다. The stage 18 may have a shape that conforms to the outer surface of the driving device 111 to seat the driving device 111 . For example, when the outer surface of the driving device 111 has a cylindrical shape, the stage 18 may have a cylindrical inner surface having the same diameter as that of the outer surface of the driving device 111 . For example, the stage 18 may be composed of two stage blocks. In this case, in a state in which the driving device 111 is seated on any one of the stage blocks, by fastening the other stage block to any one of the stage blocks, the driving device 111 can be precisely aligned in a certain direction. .

레이저 변위 센서(15)는, 구동 장치(111)에서 발생된 동력에 의해 회전되는 날개(112)의 실제 회전 변위에 관한 거리 정보를 측정할 수 있다. 예를 들어, 레이저 변위 센서(15)는 날개(112)의 외부에 위치하여, 날개(112)에 비접촉한 상태에서, 레이저 변위 센서(15)로부터 날개(112)까지의 거리를 감지함으로써, 구동 신호에 따른 날개(112)의 회전 변위를 측정할 수 있다. 이와 같은 구조에 따르면, 레이저 변위 센서(15)가 날개(112)에 직접 접촉하지 않으므로, 구동 장치(111)의 출력 토크가 감쇄되지 않을 수 있다. The laser displacement sensor 15 may measure distance information regarding the actual rotational displacement of the blade 112 rotated by the power generated by the driving device 111 . For example, the laser displacement sensor 15 is located on the outside of the wing 112 , in a state in which it is not in contact with the wing 112 , by sensing the distance from the laser displacement sensor 15 to the wing 112 , driving It is possible to measure the rotational displacement of the blade 112 according to the signal. According to this structure, since the laser displacement sensor 15 does not directly contact the blade 112 , the output torque of the driving device 111 may not be attenuated.

예를 들어, 레이저 변위 센서(15)는 스테이지(18)에 구동 장치(111)가 안착된 상태에서, 날개(112)의 길이 방향을 따라서 이동할 수 있다. 예를 들어, 레이저 변위 센서(15)가 배치된 시험 테이블에, 날개(112)의 길이 방향과 평행하게 레일(미도시)이 형성될 수 있고, 레이저 변위 센서(15)가 레일을 따라 이동할 수 있다. 예를 들어, 레일은 발사체(11)의 중심 축 방향과 직교할 수 있다. 이와 같은 구조에 따르면, 별도의 정렬 과정을 수행할 필요 없이, 발사체(11)가 설치된 위치를 유지한 상태에서, 레이저 변위 센서(15)를 이동시켜 발사체(11)의 좌측 날개(112) 및 우측 날개(112)의 성능을 교번하여 시험할 수 있다.For example, the laser displacement sensor 15 may move along the longitudinal direction of the wing 112 in a state in which the driving device 111 is seated on the stage 18 . For example, on the test table on which the laser displacement sensor 15 is disposed, a rail (not shown) may be formed parallel to the longitudinal direction of the wing 112 , and the laser displacement sensor 15 may move along the rail. there is. For example, the rail may be orthogonal to the central axis direction of the projectile 11 . According to this structure, without the need to perform a separate alignment process, the laser displacement sensor 15 is moved in a state where the projectile 11 is installed, and the left wing 112 and the right side of the projectile 11 are moved. The performance of the wings 112 can be tested by alternating.

입력 장치(12)는 구동 장치(111)의 구동 신호를 입력받을 수 있다. 예를 들어, 입력 장치(12)는 사용자 또는 단말기 등으로부터 명령 또는 정보 등을 수신할 수 있는 각종 수단을 포함하는 것으로 이해될 수 있다. The input device 12 may receive a driving signal from the driving device 111 . For example, the input device 12 may be understood to include various means capable of receiving commands or information from a user or a terminal or the like.

절대각 엔코더(13)는 날개(112)의 단부에 직접 또는 간접적으로 탈부착 가능하고, 날개(112)와 함께 일체로 회전하여, 날개(112)의 실제 회전 변위를 측정할 수 있다. 절대각 엔코더(13)는 레이저 변위 센서(15)를 캘리브레이션하기 위한 것으로써, 실제 성능 시험시에는 날개(112)에서 탈거될 수 있다. The absolute angle encoder 13 is detachable directly or indirectly from the end of the blade 112 and rotates integrally with the blade 112 to measure the actual rotational displacement of the blade 112 . The absolute angle encoder 13 is for calibrating the laser displacement sensor 15 and may be removed from the wing 112 during an actual performance test.

제어부(16)는 입력 장치(12)로 입력받은 구동 신호를 구동 장치(111)에 입력할 수 있다. 예를 들어, 제어부(16)는 레이저 변위 센서(15)에서 감지된 거리 정보에 기초하여 날개(112)의 실제 회전 변위를 결정할 수 있다. 구체적으로, 제어부(16)는 레이저 변위 센서(15)에서 측정된 거리 정보 및 절대각 엔코더(13)에서 측정된 실제 회전 변위를 서로 매칭시킨 정보를 메모리(14)에 미리 저장함으로써, 절대각 엔코더(13)가 날개(112)의 단부로부터 분리된 상태에서도, 레이저 변위 센서(15)에서 측정된 거리 정보에 기초하여 실제 회전 변위를 결정할 수 있다. The control unit 16 may input the driving signal received through the input device 12 to the driving device 111 . For example, the controller 16 may determine the actual rotational displacement of the wing 112 based on the distance information sensed by the laser displacement sensor 15 . Specifically, the control unit 16 stores in the memory 14 information obtained by matching the distance information measured by the laser displacement sensor 15 and the actual rotational displacement measured by the absolute angle encoder 13 in advance with each other in advance, so that the absolute angle encoder Even in a state where 13 is separated from the end of the wing 112 , the actual rotational displacement may be determined based on the distance information measured by the laser displacement sensor 15 .

제어부(16)는, 구동 신호에 따른 예상 회전 변위와, 실제 회전 변위 사이의 차이를 산출할 수 있다. 예를 들어, 상기 산출된 차이는 표시 장치(17)를 통하여 사용자에게 제공될 수 있다. 예를 들어, 제어부(16)는 상기 산출된 차이를 메모리(14)에 저장할 수 있다. 이와 같이 저장된 정보는 실제 발사체(11)의 운용시에 실제 구동 장치(111)에 입력될 구동 신호의 보정 값을 생성하는 데에 활용될 수 있다. 예를 들어, 입력 장치(12)로 날개(112)를 α만큼 회전하라는 구동 신호가 입력된 경우, 즉, 예상 회전 변위가 α인 경우에도, 제조 과정에서 발생되는 오차 및 부품 간에 발생되는 마찰력 등에 의해, 날개(112)의 실제 회전 변위는 α와 다른 β로 측정될 수도 있다. 제어부(16)는, 이와 같은 α 및 β의 차이를 메모리(14)에 저장해둘 수 있다. 예를 들어, 메모리(14)에 저장된 정보는 해당 발사체(11)를 포함하는 비행체의 메모리에 저장되고, 비행체의 제어부는 비행체의 메모리에 저장된 정보에 기초하여, 입력 받은 구동 신호를 그대로 입력하는 대신, 보정된 구동 신호를 생성하고 보정된 구동 신호를 구동 장치(111)에 입력되게 함으로써, 예상 회전 변위 및 실제 회전 변위를 일치시킬 수 있다. The controller 16 may calculate a difference between the expected rotational displacement according to the driving signal and the actual rotational displacement. For example, the calculated difference may be provided to the user through the display device 17 . For example, the controller 16 may store the calculated difference in the memory 14 . The information stored in this way may be utilized to generate a correction value of a driving signal to be input to the actual driving device 111 during the actual operation of the projectile 11 . For example, when a driving signal to rotate the blade 112 by α is input to the input device 12, that is, even when the expected rotational displacement is α, errors generated in the manufacturing process, frictional force generated between parts, etc. Accordingly, the actual rotational displacement of the blade 112 may be measured as β, which is different from α. The control unit 16 may store the difference between α and β in the memory 14 . For example, the information stored in the memory 14 is stored in the memory of the vehicle including the projectile 11, and the control unit of the vehicle is based on the information stored in the memory of the vehicle, instead of directly inputting the received driving signal. , by generating a corrected driving signal and allowing the corrected driving signal to be input to the driving device 111 , the expected rotational displacement and the actual rotational displacement can be matched.

표시 장치(17)는 디스플레이 패널과 같이 디지털 정보를 출력하는 모든 수단들을 포함한다.The display device 17 includes all means for outputting digital information, such as a display panel.

도 3은 일 실시 예에 따른 발사체의 날개 성능 시험 장치의 캘리브레이션을 위한 절대각 엔코더가 장착된 모습을 나타낸 도면이다.3 is a view showing a state in which the absolute angle encoder for calibration of the wing performance test apparatus of the projectile according to an embodiment is mounted.

도 3을 참조하면, 발사체의 날개 성능 시험 장치(1)는 절대각 엔코더(13) 및 날개(112)를 연결하고, 절대각 엔코더(13)를 날개(112)에 대하여 정렬할 수 있는 캘리브레이션 치구(19)를 포함할 수 있다. 예를 들어 캘리브레이션 치구(19)는 축 정렬 블록(191), 날개 고정 클램프(192) 및 커플링 치구(193)를 포함할 수 있다.Referring to FIG. 3 , the wing performance testing apparatus 1 of the projectile connects the absolute angle encoder 13 and the wing 112 , and a calibration jig capable of aligning the absolute angle encoder 13 with respect to the wing 112 . (19) may be included. For example, the calibration fixture 19 may include an axis alignment block 191 , a wing fixing clamp 192 , and a coupling fixture 193 .

날개 고정 클램프(192)는, 날개(112)와 일체로 회전될 수 있도록, 날개(112)의 단부에 고정될 수 있다. The wing fixing clamp 192 may be fixed to an end of the wing 112 so that it can be rotated integrally with the wing 112 .

축 정렬 블록(191)은, 구동 장치(111)가 스테이지(18) 상에 안착된 상태에서, 날개(112)의 회전 축이 구동 장치(111)에 대하여 특정한 각도를 유지하도록, 날개 고정 클램프(192)의 위치를 정렬시킬 수 있다. 예를 들어, "특정한 각도"란, 날개(112)가 중립 위치인 각도, 다시 말하면, 날개(112)의 회전 축 및 구동 장치(111)의 중심 축을 포함하는 가상의 평면이, 날개(112)의 면에 상호 평행을 이루는 각도일 수 있다. 예를 들어, 축 정렬 블록(191)은 날개 고정 클램프(192)의 외면에 형합하는 형상의 함몰부를 포함할 수 있다. 이와 같은 구조에 의하면, 날개 고정 클램프(192)를 함몰부에 안착시키는 간단한 동작만으로, 날개(112)가 특정한 각도를 유지하도록 정렬시킬 수 있다. 후술하는 것처럼, 축 정렬 블록(191)은 날개(112)를 회전시키기 전 단계에서 제거될 수 있다.The axis alignment block 191 includes a blade fixing clamp ( 192) can be aligned. For example, "a specific angle" means an angle at which the blade 112 is in a neutral position, that is, an imaginary plane including the axis of rotation of the blade 112 and the central axis of the drive device 111 is the blade 112 . may be an angle that is parallel to each other. For example, the shaft alignment block 191 may include a depression having a shape to match the outer surface of the wing fixing clamp 192 . According to this structure, only by a simple operation of seating the wing fixing clamp 192 in the depression, the wing 112 can be aligned to maintain a specific angle. As will be described later, the axis alignment block 191 may be removed in a step before rotating the blade 112 .

커플링 치구(193)는 날개 고정 클램프(192) 및 절대각 엔코더(13)를 상호 연결하고, 날개 고정 클램프(192)와 일체로 회전될 수 있다. The coupling fixture 193 interconnects the blade fixing clamp 192 and the absolute angle encoder 13 , and may rotate integrally with the blade fixing clamp 192 .

이상의 캘리브레이션 치구(19)의 구조에 의하면, 날개(112)의 형상이 달라지더라도, 날개(112)의 형상에 형합되는 날개 고정 클램프(192)만 교체함으로써, 캘리브레이션을 수행할 수 있다. According to the structure of the above calibration jig 19, even if the shape of the wing 112 is changed, by replacing only the wing fixing clamp 192 that matches the shape of the wing 112, calibration can be performed.

도 4는 일 실시 예에 따른 발사체의 날개 성능 시험 장치의 캘리브레이션 방법의 순서도이고, 도 8은 일 실시 예에 따른 레이저 변위 센서를 이용하여 날개의 성능을 시험하는 과정을 나타낸 도면이고, 도 9는 일 실시 예에 따른 레이저 변위 센서 및 절대각 엔코더를 이용하여 날개의 회전 변위를 산출하는 원리를 나타낸 도면이다.4 is a flowchart of a calibration method of an apparatus for testing wing performance of a projectile according to an embodiment, FIG. 8 is a diagram illustrating a process of testing the performance of a wing using a laser displacement sensor according to an embodiment, and FIG. 9 is It is a diagram showing the principle of calculating the rotational displacement of the blade using the laser displacement sensor and the absolute angle encoder according to an embodiment.

도 4, 도 8 및 도 9를 참조하면, 발사체의 날개 성능 시험 장치(1)의 캘리브레이션 방법은 절대각 엔코더(13)를 날개(112)에 장착 및 정렬하는 단계(21)와, 입력 장치(12)를 통해 제어부(16)에 구동 신호를 인가하는 단계(22)와, 절대각 엔코더(13) 및 레이저 변위 센서(15)가 구동 신호를 따라서 회전하는 날개(112)의 회전 변위를 감지하여 각각 신호를 출력하는 단계(23)와, 출력된 신호를 메모리(14)에 저장하는 단계(24)와, 메모리(14)에 저장된 신호를 비교하여, 레이저 변위 센서(15)를 캘리브레이션 시키는 단계(25)를 포함할 수 있다.4, 8 and 9, the calibration method of the wing performance testing apparatus 1 of a projectile includes the steps 21 of mounting and aligning the absolute angle encoder 13 to the wing 112, and the input device ( In step 22 of applying a driving signal to the control unit 16 through 12), the absolute angle encoder 13 and the laser displacement sensor 15 detect the rotational displacement of the rotating blade 112 according to the driving signal. Each of the steps of outputting a signal 23, storing the output signal in the memory 14 24, and comparing the signal stored in the memory 14, calibrating the laser displacement sensor 15 ( 25) may be included.

단계 21은, 도 5 및 도 6을 참조하여 후술하기로 한다.Step 21 will be described later with reference to FIGS. 5 and 6 .

단계 22에서, 제어부(16)는, 입력 장치(12)로부터 입력받은 구동 신호를 구동 장치(111)에 인가할 수 있다. 예를 들어, 제어부(16)는, 최대 음의 구동 변위에서 최대 양의 구동 변위까지 일정한 변위 간격으로 구동 신호를 인가할 수 있다.In operation 22 , the controller 16 may apply the driving signal input from the input device 12 to the driving device 111 . For example, the controller 16 may apply the driving signal at a constant displacement interval from the maximum negative driving displacement to the maximum positive driving displacement.

단계 23에서, 절대각 엔코더(13)는 단계 22에서 인가한 구동 신호에 따라서 회전하는 날개(112)의 회전 변위를 감지하고, 레이저 변위 센서(15)는 레이저 변위 센서(15)로부터 날개(112)까지의 거리 정보를 감지하고, 각각 감지된 정보를 신호로 출력할 수 있다. 예를 들어, 절대각 엔코더(13)가 감지하는 회전 변위는 디지털 신호이고, 레이저 변위 센서(15)가 감지하는 거리 정보는 아날로그 신호일 수 있다.In step 23 , the absolute angle encoder 13 detects the rotational displacement of the rotating blade 112 according to the driving signal applied in step 22 , and the laser displacement sensor 15 receives the blade 112 from the laser displacement sensor 15 . ) can be detected, and the detected information can be output as a signal. For example, the rotational displacement detected by the absolute angle encoder 13 may be a digital signal, and distance information detected by the laser displacement sensor 15 may be an analog signal.

단계 24에서, 제어부(16)는, 단계 23에서 출력된 신호를 메모리(14)에 저장할 수 있다. 예를 들어, 제어부(16)는, 절대각 엔코더(13) 및 레이저 변위 센서(15)에서 각각 같은 시각에 감지된 신호를 서로 매칭시켜 저장할 수 있다. In step 24 , the controller 16 may store the signal output in step 23 in the memory 14 . For example, the controller 16 may match and store signals detected at the same time by the absolute angle encoder 13 and the laser displacement sensor 15 , respectively.

단계 25에서는, 단계 24에서 확보한 데이터를 이용하여 레이저 변위 센서(15)를 캘리브레이션시킬 수 있다. 도 9와 같이, 레이저 변위 센서(15)는, 레이저 변위 센서(15)로부터 날개(112)까지의 거리(S)를 측정할 수 있다. 이와 같은 거리(S)에 대한 정보를 이용하면, 다음의 수학식을 통하여, 날개(112)가 중립 위치로부터 회전된 각도(θ)를 결정할 수 있다. 여기서, "중립 위치"란, 레이저가 조사되는 경로에 대하여 날개(112)가 수직한 방향으로 정렬된 위치인 것으로 이해할 수 있다. In step 25 , the laser displacement sensor 15 may be calibrated using the data obtained in step 24 . As shown in FIG. 9 , the laser displacement sensor 15 may measure the distance S from the laser displacement sensor 15 to the blade 112 . Using the information on the distance S, it is possible to determine the angle θ at which the wing 112 is rotated from the neutral position through the following equation. Here, the "neutral position" can be understood as a position in which the wing 112 is aligned in a vertical direction with respect to the path to which the laser is irradiated.

Figure 112020003555273-pat00001
Figure 112020003555273-pat00001

θe: 절대각 엔코더의 출력각(°)θ e : Absolute angle encoder output angle (°)

S: 레이저 변위 센서의 계측 변위(mm)S: Measured displacement of laser displacement sensor (mm)

S': 레이저 변위 센서의 오프셋(mm)S': Offset of laser displacement sensor (mm)

L: 날개의 회전축으로부터 레이저 변위 센서에서 조사되는 레이저 광선까지의 최단 거리(mm)L: The shortest distance from the axis of rotation of the blade to the laser beam irradiated from the laser displacement sensor (mm)

단계 21을 통하여, 절대각 엔코더(13)가 날개(112)와 함께 일체로 회전하도록 장착된 상태에서, 회전하기 전과 후의 날개(112)가 이루는 각을 θ라고 할 때, 절대각 엔코더(13)의 출력각(θe)은 θ와 같은 크기의 각도로 출력된다. 레이저 변위 센서(15)가 감지한 거리 정보(S, S')와, 절대각 엔코더(13)의 출력각(θe)과, 날개(112)의 회전축으로부터 레이저 변위 센서(15)에서 조사되는 레이저 광선까지의 최단 거리(L)는 [수학식1]의 관계를 갖는다. 여기서, 최단 거리(L)는 날개의 각도 변화와 무관하게 동일한 값을 갖는 값이다. 한편, 측정하고자 하는 날개(112)의 가동 영역에서, 레이저 변위 센서(15)가 날개(112)까지의 거리를 측정 가능하도록, 최단 거리(L)는, 날개(112)의 회전 축으로부터 단부까지의 길이보다 충분히 짧게 설정될 수 있다. 이와 같은 과정은, 레이저 변위 센서(15)가 날개(112)의 길이 방향과 평행하게 슬라이딩 가능하도록, 시험 테이블 상에 형성된 레일을 이용하여 쉽게 수행될 수 있다. Through step 21, when the absolute angle encoder 13 is mounted to rotate integrally with the blade 112, and the angle formed by the blade 112 before and after rotation is θ, the absolute angle encoder 13 The output angle θ e is output as an angle equal to θ. The distance information (S, S') detected by the laser displacement sensor 15, the output angle θ e of the absolute angle encoder 13, and the laser displacement sensor 15 from the rotation axis of the blade 112 are irradiated from The shortest distance L to the laser beam has the relation of [Equation 1]. Here, the shortest distance (L) is a value having the same value regardless of the change in the angle of the blade. On the other hand, in the movable area of the blade 112 to be measured, the shortest distance L is from the axis of rotation of the blade 112 to the end so that the laser displacement sensor 15 can measure the distance to the blade 112 . It can be set sufficiently shorter than the length of . Such a process can be easily performed using a rail formed on the test table so that the laser displacement sensor 15 can slide in parallel to the longitudinal direction of the blade 112 .

단계 21에서, 절대각 엔코더(13)의 기준 위치(0°인 위치)가 날개(112)의 중립 위치와 일치하도록 정렬시키고, 절대각 엔코더(13)의 값이 0°인 경우의 레이저 변위 센서(15)의 계측 변위(S)를 레이저 변위 센서의 오프셋(S')으로 설정하면, 삼각함수에 따라서 상술한 수학식 1이 도출된다.In step 21, the reference position (position of 0°) of the absolute angle encoder 13 is aligned to match the neutral position of the blade 112, and the laser displacement sensor when the value of the absolute angle encoder 13 is 0° If the measured displacement (S) in (15) is set as the offset (S') of the laser displacement sensor, the above-described Equation 1 is derived according to the trigonometric function.

이상의 수학식 1의 관계를 통하여, 레이저 변위 센서(15)에서 측정된 거리 정보 및 절대각 엔코더(13)에서 측정된 실제 회전 변위를 서로 매칭시킴으로써, 절대각 엔코더(13)가 날개(112)의 단부로부터 분리된 상태에서도, 레이저 변위 센서(15)에서 측정된 거리 정보에 기초하여 날개(112)의 실제 회전 변위(θ)를 결정할 수 있다. 단계 24에서 절대각 엔코더(13) 및 레이저 변위 센서(15)에서 각각 같은 시각에 감지된 신호를 서로 매칭시키는 과정은, 예를 들어, 도 8과 같이 최대 음의 구동 변위, 0°, 최대 양의 구동 범위를 포함하는 복수 개의 지점에서 측정된 값을 이용하여 선형 보간하여 캘리브레이션 할 수도 있다. Through the relationship of Equation 1 above, by matching the distance information measured by the laser displacement sensor 15 and the actual rotational displacement measured by the absolute angle encoder 13 with each other, the absolute angle encoder 13 of the blade 112 Even in a state separated from the end, the actual rotational displacement θ of the wing 112 may be determined based on the distance information measured by the laser displacement sensor 15 . In step 24, the process of matching the signals detected at the same time by the absolute angle encoder 13 and the laser displacement sensor 15 with each other is, for example, the maximum negative driving displacement, 0°, the maximum positive as shown in FIG. Calibration may also be performed by linear interpolation using values measured at a plurality of points including the driving range of .

도 5는 일 실시 예에 따른 절대각 엔코더를 날개에 장착 및 정렬하는 방법의 순서도이고, 도 6은 일 실시 예에 따른 발사체의 날개 성능 시험 장치의 캘리브레이션을 위한 절대각 엔코더 장착 및 정렬 과정을 나타낸 도면이다.5 is a flowchart of a method of mounting and aligning an absolute angle encoder to a wing according to an embodiment, and FIG. 6 is an absolute angle encoder mounting and alignment process for calibration of the wing performance test apparatus of a projectile according to an embodiment It is a drawing.

도 5 및 도 6을 참조하면, 절대각 엔코더(13)를 날개(112)에 장착 및 정렬하는 단계(21)는, 축 정렬 블록(191)으로 날개(112)를 정렬하는 단계(211)와, 날개(112)의 단부에 날개 고정 클램프(192) 및 커플링 치구(193)를 장착하는 단계(212)와, 커플링 치구(193) 및 절대각 엔코더(13)를 연결하는 단계(213)와, 날개 고정 클램프(192)를 날개(112)에 고정시키는 단계(214)와, 축 정렬 블록(191)을 제거하는 단계(215)를 포함할 수 있다.5 and 6, the step 21 of mounting and aligning the absolute angle encoder 13 to the blade 112 includes the step 211 of aligning the blade 112 with the axis alignment block 191 and , Step 212 of mounting the blade fixing clamp 192 and the coupling fixture 193 to the end of the blade 112, and the step of connecting the coupling fixture 193 and the absolute angle encoder 13 (213) And, it may include a step 214 of fixing the wing fixing clamp 192 to the wing 112 , and a step 215 of removing the shaft alignment block 191 .

단계 211에서는, 스테이지(18)에 구동 장치(111)가 안착되어 발사체(11)가 정렬되고, 날개(112)를 사이에 두고 한 쌍의 축 정렬 블록(191)이 놓일 수 있다. 축 정렬 블록(191)은 날개 고정 클램프(192)가 지면과 평행하게 장착될 수 있도록, 날개 고정 클램프(192)가 수용될 홈을 구비할 수 있다.In step 211 , the driving device 111 is seated on the stage 18 to align the projectile 11 , and a pair of axis alignment blocks 191 may be placed with the wings 112 interposed therebetween. The shaft alignment block 191 may have a groove in which the wing fixing clamp 192 is accommodated so that the wing fixing clamp 192 can be mounted in parallel with the ground.

단계 212에서는, 날개 고정 클램프(192)가 축 정렬 블록(191)의 홈에 안착된 상태에서 날개(112)를 클램핑 할 수 있다. 날개 고정 클램프(192)가 장착되면, 커플링 치구(193)를 이어서 연결 할 수 있다. In step 212, the wing fixing clamp 192 may clamp the wing 112 in a state seated in the groove of the shaft alignment block (191). When the wing fixing clamp 192 is mounted, the coupling jig 193 can be continuously connected.

단계 213에서는, 커플링 치구(193)에 절대각 엔코더(13)가 연결될 수 있다. In step 213 , the absolute angle encoder 13 may be connected to the coupling fixture 193 .

단계 214에서는 날개 고정 클램프(192)가 날개(112)를 클램핑한 상태에서 나사 등을 이용하여 고정되어 날개(112)와 결합할 수 있다. 단계 214는 반드시 절대각 엔코더(13)를 연결한 후에 수행되어야 하는 것은 아니다. 예를 들어, 단계 211 이후에 수행될 수 있다.In step 214 , the wing fixing clamp 192 is fixed using a screw or the like in a state in which the wing 112 is clamped to be coupled to the wing 112 . Step 214 is not necessarily performed after connecting the absolute angle encoder 13 . For example, it may be performed after step 211 .

단계 215에서는 축 정렬 블록(191)이 제거될 수 있다. 이와 같은 과정을 통하여, 간단한 방식으로, 절대각 엔코더(13)의 기준 위치(0°인 위치)가 날개(112)의 중립 위치와 일치하도록 정렬시킬 수 있다.In step 215, the axis alignment block 191 may be removed. Through this process, in a simple manner, the reference position (position of 0°) of the absolute angle encoder 13 can be aligned with the neutral position of the blade 112 .

도 7은 일 실시 예에 따른 발사체의 날개 성능 시험 방법의 순서도이다.7 is a flowchart of a method for testing wing performance of a projectile according to an embodiment.

도 7은 도 5에 도시된 캘리브레이션 과정이 종료된 상태에서, 날개(112)의 성능을 시험하는 방법을 나타내는 것이다. 도 7을 참조하면, 발사체의 날개 성능 시험 방법은, 입력 장치(12)를 통해 구동 신호를 입력 받는 단계(31)와, 구동 신호에 따라 날개(112)의 구동 장치(111)를 작동시키는 단계(32)와, 날개(112)의 외부에 위치한 레이저 변위 센서(15)가 날개(112)의 회전 변위를 측정하는 단계(33)를 포함할 수 있다.7 shows a method of testing the performance of the wing 112 in a state in which the calibration process shown in FIG. 5 is finished. Referring to FIG. 7 , the method for testing the wing performance of a projectile includes the steps of receiving a driving signal through an input device 12 as input 31 and operating the driving device 111 of the wing 112 according to the driving signal. (32) and the laser displacement sensor 15 located outside the wing 112 may include a step (33) of measuring the rotational displacement of the wing (112).

제어부(16)는 상술한 과정을 통하여 측정된 정보를 시간과 함께 메모리(14)에 기록하거나, 표시 장치(17)를 통하여 사용자에게 출력함으로써, 사용자는 날개(112)의 성능을 확인할 수 있다. The control unit 16 records the information measured through the above-described process together with time in the memory 14 or outputs it to the user through the display device 17 , so that the user can check the performance of the wing 112 .

예를 들어, 최대 구동 변위 시험을 위해서는 레이저 변위 센서(15)를 통하여 측정되는 값이 더 이상 증가하지 않을 때까지 구동 장치(111)에 인가되는 전압 또는 전류의 절대 값을 순차적으로 증가시키면서, 단계 31 내지 단계 33을 반복할 수 있다. 이와 같은 과정을 통하여, 최대 음의 구동 변위 및 최대 양의 구동 변위가 측정될 수 있다. For example, for the maximum driving displacement test, sequentially increasing the absolute value of the voltage or current applied to the driving device 111 until the value measured through the laser displacement sensor 15 no longer increases, step Steps 31 to 33 may be repeated. Through this process, the maximum negative driving displacement and the maximum positive driving displacement may be measured.

예를 들어, 최대 각속도 시험에서는 어느 한쪽의 최대 구동 변위(최대 음의 구동 변위 또는 최대 양의 구동 변위)의 위치로 날개(112)를 회전시킨 상태에서, 레이저 변위 센서(15)의 출력각을 시간과 함께 기록하며, 최대 각속도를 산출할 수 있다.For example, in the maximum angular velocity test, the output angle of the laser displacement sensor 15 is measured while the blade 112 is rotated to the position of the maximum driving displacement (maximum negative driving displacement or maximum positive driving displacement). It is recorded with time, and the maximum angular velocity can be calculated.

시간 지연을 보상하는 단계는 제어 정확도 및 대역폭을 확인하기 위해서, 제어부(16) 및 레이저 변위 센서(15)의 시간 지연을 보상할 수 있다. 이 때, 구동 신호로는 단위 계단 명령을 입력하고, 레이저 변위 센서의 출력각을 확인하여 시간 지연을 오프셋(off-set)시켜 데이터를 저장하는 방식으로 동작할 수 있다. 예를 들어, 제어 정확도를 확인하기 위해 발사체의 날개 성능 시험 장치(1)는 입력 장치(12)를 통하여 제어부(16)에 단위 계단 신호나 정현 신호를 인가하고 레이저 변위 센서(15)의 구동 각도를 저장하여 제어 오차를 확인할 수 있다. 대역폭을 확인하기 위해서는 제어부(16)에 처프 신호(chirp)를 인가하고, 레이저 변위 센서(15)의 시간 및 구동 각도를 기록할 수 있다. 기록된 인가 신호, 출력각 및 시간 정보를 고속 푸리에 변환(Fast Fourier Transform, FFT) 수행을 통해 보데 선도(Bode diagram)를 도출하고 이를 이용하여 대역폭을 기록할 수 있다.Compensating for the time delay may compensate for the time delay of the control unit 16 and the laser displacement sensor 15 in order to check control accuracy and bandwidth. In this case, a unit step command may be input as a driving signal, an output angle of the laser displacement sensor may be checked, and a time delay may be offset (off-set) to store data. For example, in order to check the control accuracy, the wing performance test apparatus 1 of the projectile applies a unit step signal or a sinusoidal signal to the control unit 16 through the input device 12 , and the driving angle of the laser displacement sensor 15 is applied. can be saved to check the control error. In order to check the bandwidth, a chirp signal may be applied to the controller 16 , and the time and driving angle of the laser displacement sensor 15 may be recorded. A Bode diagram can be derived by performing Fast Fourier Transform (FFT) on the recorded applied signal, output angle, and time information, and the bandwidth can be recorded using this.

이상과 같이 비록 한정된 도면에 의해 실시 예들이 설명되었으나, 해당 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 상기의 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다. 예를 들어, 설명된 기술들이 설명된 방법과 다른 순서로 수행되거나, 및/또는 설명된 구조, 장치 등의 구성요소들이 설명된 방법과 다른 형태로 결합 또는 조합되거나, 다른 구성요소 또는 균등물에 의하여 대치되거나 치환되더라도 적절한 결과가 달성될 수 있다.As described above, although embodiments have been described with reference to the limited drawings, various modifications and variations are possible from the above description by those of ordinary skill in the art. For example, the described techniques are performed in an order different from the described method, and/or the described components of structures, devices, etc. are combined or combined in a different form than the described method, or other components or equivalents are used. Appropriate results can be achieved even if substituted or substituted by

Claims (15)

구동 장치를 안착시킬 수 있도록, 상기 구동 장치에 형합하는 형상을 갖는 스테이지;
상기 구동 장치에서 발생된 동력에 의해 회전되는 날개의 실제 회전 변위에 관한 거리 정보를 측정하는 레이저 변위 센서;
상기 구동 장치의 구동 신호를 입력받는 입력 장치;
상기 입력 장치로 입력받은 상기 구동 신호를 상기 구동 장치에 입력하는 제어부; 및
상기 날개의 단부에 직접 또는 간접적으로 탈부착 가능하고, 상기 날개와 함께 일체로 회전하여, 상기 날개의 실제 회전 변위를 측정하는 절대각 엔코더를 포함하고,
상기 제어부는,
상기 레이저 변위 센서에서 측정된 거리 정보 및 상기 절대각 엔코더에서 측정된 실제 회전 변위를 서로 매칭시킨 정보를 저장하고,
상기 레이저 변위 센서는,
상기 날개의 외부에 위치하여, 상기 날개에 비접촉한 상태에서, 상기날개의 단부에 상기 절대각 엔코더가 탈거된 상태에서 상기 구동 신호에 따른 상기 날개의 회전 변위를 측정하는 것을 특징으로 하는 발사체의 날개 성능 시험 장치.
a stage having a shape matching the driving device so as to seat the driving device;
a laser displacement sensor that measures distance information about the actual rotational displacement of the blade rotated by the power generated by the driving device;
an input device receiving a driving signal of the driving device;
a control unit configured to input the driving signal received through the input device to the driving device; and
It is detachable directly or indirectly from the end of the blade, and rotates integrally with the blade, including an absolute angle encoder for measuring the actual rotational displacement of the blade,
The control unit is
storing information obtained by matching the distance information measured by the laser displacement sensor and the actual rotational displacement measured by the absolute angle encoder with each other;
The laser displacement sensor,
The wing of the projectile, which is located outside the wing and measures the rotational displacement of the wing according to the driving signal in a state in which the absolute angle encoder is removed from the end of the wing in a state in which the wing is not in contact with the wing performance test device.
 제 1 항에 있어서,
상기 제어부는, 상기 거리 정보에 기초하여 결정된 상기 실제 회전 변위 및 상기 구동 신호에 따른 예상 회전 변위 사이의 차이를 산출 가능한 것을 특징으로 하는 발사체의 날개 성능 시험 장치.
The method of claim 1,
The control unit, the wing performance testing apparatus of a projectile, characterized in that it is possible to calculate a difference between the actual rotational displacement determined based on the distance information and the expected rotational displacement according to the drive signal.
 제 2 항에 있어서,
상기 제어부는,
상기 절대각 엔코더가 상기 날개의 단부로부터 분리된 상태에서도, 상기 레이저 변위 센서에서 측정된 거리 정보에 기초하여 상기 실제 회전 변위를 결정할 수 있는 것을 특징으로 하는 발사체의 날개 성능 시험 장치.
3. The method of claim 2,
The control unit is
Even when the absolute angle encoder is separated from the end of the wing, the actual rotational displacement can be determined based on the distance information measured by the laser displacement sensor.
 제 3 항에 있어서,
상기 절대각 엔코더 및 상기 날개를 연결하고, 상기 절대각 엔코더를 상기 날개에 대하여 정렬하는 캘리브레이션 치구를 더 포함하는 발사체의 날개 성능 시험 장치.
4. The method of claim 3,
The wing performance testing apparatus of a projectile further comprising a calibration jig connecting the absolute angle encoder and the wing, and aligning the absolute angle encoder with the wing.
 제 4 항에 있어서,
상기 캘리브레이션 치구는,
상기 날개의 단부에 고정 가능한 날개 고정 클램프;
상기 구동 장치가 상기 스테이지 상에 안착된 상태에서, 상기 날개의 회전 축이 상기 구동 장치에 대하여 특정한 각도를 유지하도록, 상기 날개 고정 클램프의 위치를 정렬시킬 수 있는 축 정렬 블록; 및
상기 날개 고정 클램프 및 상기 절대각 엔코더를 상호 연결 가능한 커플링 치구를 포함하는 발사체의 날개 성능 시험 장치.
5. The method of claim 4,
The calibration jig,
a wing fixing clamp capable of being fixed to an end of the wing;
an axis alignment block capable of aligning a position of the blade fixing clamp so that the rotation axis of the blade maintains a specific angle with respect to the drive device in a state in which the driving device is seated on the stage; and
and a coupling fixture capable of interconnecting the wing fixing clamp and the absolute angle encoder.
 제 1 항에 있어서,
상기 레이저 변위 센서는,
상기 스테이지에 상기 구동 장치가 안착된 상태에서, 상기 날개의 길이 방향을 따라서 이동 가능한 것을 특징으로 하는 발사체의 날개 성능 시험 장치.
The method of claim 1,
The laser displacement sensor,
In a state in which the driving device is seated on the stage, the wing performance testing apparatus of a projectile, characterized in that it is movable along the longitudinal direction of the wing.
 제 1 항에 있어서,
상기 절대각 엔코더 및 레이저 변위 센서가 상기 구동 신호를 따라서 회전하는 날개의 회전 변위를 감지하여 출력하는 신호를 저장하는 메모리를 더 포함하고,
상기 제어부는,
상기 입력 장치를 통해 상기 구동 장치가 최대 음의 구동 변위에서 최대 양의 구동 변위로 구동하도록 구동 신호를 상기 구동 장치에 인가하고, 상기 날개가 상기 구동 장치에 따라 회전하는 동안, 시간에 따른 회전 변위를 상기 메모리에 기록하는 것을 특징으로 하는 발사체의 날개 성능 시험 장치.
The method of claim 1,
The absolute angle encoder and the laser displacement sensor further include a memory for storing a signal output by detecting the rotational displacement of the rotating blade according to the driving signal,
The control unit is
applying a drive signal to the drive device through the input device to drive the drive device from a maximum negative drive displacement to a maximum positive drive displacement, while the wing rotates according to the drive device, rotational displacement with time Wing performance testing apparatus of a projectile, characterized in that for recording in the memory.
 제 7 항에 있어서,
상기 제어부는,
상기 구동 신호로 단위 계단 명령을 입력하고, 상기 레이저 변위 센서의 출력각을 확인하여 시간 지연을 오프셋(off-set)시켜 데이터를 상기 메모리에 저장함으로써, 상기 레이저 변위 센서 및 상기 입력 장치에서의 시간 지연을 보상하는 것을 특징으로 하는 발사체의 날개 성능 시험 장치.8. The method of claim 7,
The control unit is
Time in the laser displacement sensor and the input device by inputting a unit step command as the driving signal, checking the output angle of the laser displacement sensor, offsetting the time delay, and storing the data in the memory A wing performance testing device for a projectile, characterized in that it compensates for the delay. 삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete
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