KR20050026693A - 프로그램가능한 포탄 뇌관 - Google Patents

Abstract

본 발명은 포탄 뇌관, 특히 뇌관 제동 기능을 가진 포탄 뇌관에 관한 것이다. 이러한 유형의 뇌관(12)이 구비된 포탄을 발사하기 위하여 곡사포에 장착하는 도중에, 본 발명의 뇌관(12)에 자신의 원뿔형상의 캡(11) 근방으로 조사되는 적외선에 민감하며 커플링 요소(16)와 양방향으로 협동하는 적어도 하나의 데이터 인터페이스(13)가 구비된 경우, 종래의 타이밍 정보보다 실질적으로 더 많은 양의 데이터가 포탄이 발사된 후 실행될 탑재 위성 네비게이션에 대한 개시 정보와 같은 종래의 유도 타이밍 동작으로서 동시에 발사체에 공급될 수 있다. 트랜시버가 양방향 데이터 통신을 위하여 뇌관(12) 상에 배치되는 것이 바람직한 반면, 상기 뇌관의 선단부(14) 상에 배치될 수 있는 링(15)에는 상기 링의 원주 둘레에 분산된 적어도 세 개의 트랜시버가 커플링 요소(16)로서 구비된다.

Description

프로그램가능한 포탄 뇌관 {PROGRAMMABLE ARTILLERY FUSE}

본 발명은 특허청구범위 제1항의 전제부에 따른 프로그램가능한 포탄 뇌관에 관한 것이다.

곡사포에 장착하는 도중에 뇌관 설정 데이터를 수용하는 커플링 코일이 자신의 선단 영역에 동축으로 위치되어 있는 뇌관은 나토 표준으로서, 예를 들면, 뇌관 시리즈 ANNZ DM74 및 ZDZ DM52에 대하여 1997년 발간된 DE-Z SOLDIER & TECHNOLOGY} 3판에 상세하게 기재되어 있다. 상기 표준 전도성 인터페이스는 주파수 100 kHz 및 프로그래밍 사이클 775 ms로 동작하고, 최대 30비트가 전송되고 사이클 내에 승인될 수 있다. 이러한 데이터 속도는 일반적인 뇌관-설정 정보, 특히 비행 시간에 좌우되는 타깃 거리 및 트리거링 근접성, 또는 임팩트 지연 및/또는 폭발 높이 및 가능하게는 영공 비행 안전성 및 자폭 기준을 입력시키기에 아주 충분하다.

EP 0 451 522 A1에 따르면, 뇌관 설정 정보를 뇌관 선단부 내에 동축으로 원의 1/3에 걸쳐 연장되어 위치된 포탄의 뇌관 설정 코일 내에 유도 전달하는 전달 코일 시스템이 곡사포 내에 내장되어 있고, 상기 코일 시스템을 따라 발사체가 무기의 포미에 공급되는 동시에 그 뇌관이 유도적으로 설정, 즉 트리거 정보가 제공된다.

상기와 반대로, U.S. 4,788,899 A에 따르면, 8비트 디지털 정보를 사용하여 나타내어 질 수 있는 더 적은 정보 범위의 뇌관 설정 정보는, 예를 들면, 뇌관 선단부 정면으로부터 뇌관 축과 평행인 광섬유를 거쳐 빛이 인가된 광전지를 통해 뇌관 선단부 내에 장전된 커패시터에 비트별로 기억된다. 뇌관 설정 정보를 입력하기 위하여, 즉 개별 커패시터를 장전하기 위하여, 뇌관 정면 상에는 개별적으로 릴리스가능한 채널을 거쳐 광전지에 국부적으로 할당된 이들 광섬유를 발광하는 광원을 포함하는 후드를 일시적으로 배치한다. 따라서, 이렇게 전달가능한 정보 범위는 뇌관 내에 포함된 프로그래밍 코일을 거쳐 설정되는 유도성 뇌관의 경우보다 현저하게 적거나, 또는 장착 도중에 유도 정보 전달로서 용이하게 곡사포 내에 일체화되지 않을 수 있다.

U.S. 4,091,734 A 및 EP 0 806 625 A2에는 포탄 뇌관 설정 뿐만 아니라, 항공모함으로부터 발사된 로켓에 케이블이 없는 정보 전송에 대하여 제공되어 있고, 상기 로켓 각각에는 비행체로부터 로켓이 발사될 시 플러그가 로켓 선체의 개시 방향을 가로지르는 케이블 커플링부로부터 여전히 먼저 빼내어져야 할 때 발생될 수 있는 발사 고장을 방지하기 위하여 광전자 정보 전송을 위한 적어도 하나의 광전자 수신기가 장착된다.

도 1은 원뿔형상의 뇌관 선단부를 개략적으로 도시한 축방향 정면도이다.

차세대 무기에 있어서, 타격 정밀도 향상에 따라 요구되는 무기를 감소시키기 위하여, 표적에 좌우되는 위성 지원식 경로 유도를 특히 사용한다. U.S. 5,467,940 A에 따르면, 포탄에는 탄도 개시 커브의 최고점 이후 평평한 활공 비행으로 들어감으로써 사정거리를 증가시키도록 커나드 키가 장착되고, 또는 DE 197 40 888 A1에 따르면, 예를 들면 탄도 개시 커브로부터 하강 속도를 급강하시키도록 제동 낙하산이 제공될 수 있다. 후자의 경우, 발사체의 최종 위상 제어를 위한 표적 위치가 포탄이 발사되기 전에 유도 데이터 전송 시스템을 사용하여 포탄에 전송된 다음, 발사체 조종을 위한 수정 데이터를 얻기 위하여 상기 소정의 표적 데이터를 장착된 포탄 발사체가 얻어진 위성 비행 데이터에 의하여 발사된 후 비교한다. 미리 설정될 수 있는 이러한 표적 좌표는 일반적인 뇌관-설정 정보의 데이터만을 갖지만, 위성 비행을 가속화시키기 위하여 가능한 현재의 발사 데이터를 곡사포의 비행에 필요한 속도로 장착 도중에 이러한 유형의 유도 시스템을 거쳐 무기 내에 확실하게 도입시킬 필요는 없고, 수정 데이터 전송을 다시 확인할 수 있다.

이것은 포탄이 길이방향으로 분산되는 것을 감소시킴으로써 타격 정밀도가 증가되도록 수정 뇌관을 사용하는데도 또한 적용된다. 상기 뇌관으로, 소정의 경로 지점에 도달 시, 포탄 발사체는 DE 100 23 345 A에 기재된 장치 및 DE 199 57 363 A에 기재된 기능과 관련하여 상세하게 개시된 바와 같이 뇌관 내에 일체로 구성된 공기역학식 제동 장치에 의하여 가파른 강하 경로 내로 편향된다. DE 198 24 288 A1에는 이러한 유형의 수정 뇌관의 다른 예가 개시되어 있고, 여기에는 뇌관의 선단부 전방에 GPS 안테나가 위치되고, 후방에는 위성 비행 기능을 실행하는 전자 기기가 내부에 위치된다. 수정 유닛의 제동 기능을 위한 접을 수 있는 멘틀 세그멘트가 전자 기기와 뇌관 안전 장치 사이의 발사체 뇌관의 가장 큰 하단 직경 영역에 위치된다. 사용 시 뇌관이 구비된 포탄은 필요한 경우 일반적인 시한 뇌관 대신에 제동 뇌관을 사용하여 발사된다. 실제로 비행하는 탄도 비행 경로 상의 기능 임계 제동 지점은 현재의 경로 데이터를 소정의 경로 기준과 비교함으로써 편리하게 형성되며, 현재의 비행 경로에 관한 정보는 위성 항법을 사용하여 탑재된 발사체에서 얻어진다.

그러나, 이러한 위성 지원 경로 결정은, 다수의 항법 위성이 지평선 상을 검출하여 순간 경로 데이터를 분석해야 하기 때문에, 비행 중 교전 가능성 도중에 발사체의 정시 제동과 같은 짧은 연산 시간을 고려해 볼 때 매우 시간이 많이 걸린다. 그러나, 비행 경로 상의 순차적인 위치를 현재 결정하기 위한 상기 컴퓨터 네비게이션 작업은 네비게이션 위성을 사용하여 미리 검출될 수 있는 위치 결정에 관한 가능한 많은 발사 데이터가 탑재된 발사체의 네비게이션 컴퓨터에 또한 제공될 수 있는 경우 결정적으로 단축될 수 있다. 통용되도록, 상기 데이터는 잡지에 미리 제공될 수 없지만, 선체에서 경로 결정에 필요한 연산 시간을 실제로 주목할 만큼 단축시킬 수 있도록 하기 위하여 포탄 발사 시간에 근접하여 발생되어야 한다. 그러나, 짧은 시간 내에 다수의 위성에 대한 네비게이션 정보를 전송하는데 필요한 데이터 속도는 장착 시스템의 유도 커플링 코일을 거쳐 훨씬 높게 실행될 수 있다.

일반적인 뇌관 설정 사전 세트 외에 유도적으로 입력될 추가 정보에 대한 보다 높은 데이터 속도로 최적화된 제2 코일 시스템을 뇌관 내에 일체로 구성하는 것도 고려될 수 있다. 그러나, 뇌관 오자이브 하측의 설치 공간이 두 개의 유도 커플링 시스템이 별개로 동작하기에는 불충분하고, 이로써 설치 조건 때문에 유도적으로 커플링된 두 개의 시스템의 간섭없는 별개의 동작에 관한 문제는 고려될 수 없다. EP 0 992 762 B1에 공지된 바와 같이, 포탄 말미의 센서를 거쳐 추가 정보의 보다 높은 데이터 속도를 구현하는 제안 또한 적어도 기존의 포탄에서는 달성가능한 해법이 되지 못한다. 이것은 이를 위하여는 포탄 선단부의 전자 어셈블리에 탄두를 통한 확실하고 신속한 정보 커플링이 필요하기 때문이고, 이는 기존의 포탄을 개조하여 구현될 수 없고 오히려 새로운 구조가 필요하게 된다. 포탄 공급 중에 이러한 정보를 발사체 바닥에 커플링시키는 것도 장착 도중에 도입된 뇌관 설정과 겸용될 수 없다. 이러한 겸용 요구 때문에, 일반적인 유도 뇌관 설정 성능은 어떤 경우에도 간섭없이 유지되어야 한다.

이들 조건을 고려하여, 본 발명은 곡사포로부터 포탄을 발사하기 바로 직전에 현재 뇌관 설정 시스템의 데이터 범위를 현저하게 초과하는 데이터 속도를 구현할 수 있는, 특히 이와 같은 방식으로 장착하는 도중에 형성된 유도 뇌관 설정과 간섭없이 탑재된 발사체의 신속한 위성 지원 비행 경로 결정을 위하여 상당한 초기화 데이터를 전송할 수 있는 기술적인 목적에 따르는 것이다.

상기 목적은 특허청구범위에 정의된 필수적인 특징부를 조합함으로써 본 발명에 따라 달성된다. 상기 특허청구범위에 있어서, 예를 들면 DE 10037886 A에 상세하게 기재된 바와 같이, 위성 네비게이션 수신기 및 위성 안테나로 네비게이션 전자 기기에 커플링되는 적어도 하나의 IR 수신기 형태의 적외선 데이터 인터페이스가 뇌관 선단부의 레이돔 하측, 즉 동축으로 또한 배치된 유도 뇌관-설정 표준용 프로그래밍 코일 전방(가능하게는 적외선 통과 플라스틱재로 제조된 보호 캡 후측)에 위치된다.

이하, 본 발명 및 그 상세를 첨부 도면을 참조하여 상세하게 설명한다.

뇌관(12)의 선단부(11) 내부에는, 필연적으로 중공의 원뿔 형상을 가지며 제동 수단을 릴리스하도록 횡방향으로 개방될 수 있는, 적어도 하나의 적외선 데이터 인터페이스(13a 및/또는 13b)가 위치된다. 상기 인터페이스는 편평한 뇌관 선단부(14) 후측에 동축으로 설치된 공지된 바와 같은 시판 중인 적외선 수신 다이오드이고, 상기 다이오드를 거쳐 10,000비트 까지의 데이터 흐름이 더 이상 아무것도 없이 구현될 수 있으며, 상기 인터페이스는 장착 도중에 위성 네비게이션에 대한 모든 이용가능한 개시 정보를 유도 뇌관 설정 시간과 평행으로 포탄 내에 전송하기에 완전하게 충분하므로, 선체 상에서의 연산 소비 시간을 최소로 감소시킬 수 있다.

이와 같은 방식으로, 상기 뇌관(12) 내에 뇌관 설정 코일을 유지함으로써, 곡사포 내에 장착하는 도중에 광범위하게 형성되고 표준화된 유도 뇌관 설정 처리 기능이 확보되는 한편, 위성 네비게이션에 대한 개시 정보의 바람직한 펄스-주파수-모듈식 전송이 전방, 뇌관 선단부(14)의 바로 후측에 배치된 추가의 적외선 데이터 인터페이스를 거쳐 동시에 실행된다. 따라서, 이들 두 개의 경로는 상이한 전송 원리 때문에(유도 전송 및 광 전송), 공간 상에서 인접함에도 불구하고 서로 방해하지 않을 수 있다.

적외선 데이터 인터페이스(13a)가, 도시된 바와 같이, 장착 처리 도중에 개시 정보의 광 전송을 위하여 적외선 조사에 민감한 수신 다이오드 형태의 뇌관 선단부(14)의 작은 원뿔형 베이스 중앙의 후측에 동축으로 배치되는 경우, 장착 처리 도중에 개시 정보를 전송할 수 있도록 커플링 요소로서 적외선 조사 전송기가 구비된 무기 내의 스러스트 베어링에 뇌관 선단부(14)를 상대적으로 접근시키는 것이 필요하다. 형성된 장착 기술에서, 포탄은 브리치에 도달하기 전에 축방향으로 배치되지 않기 때문에, 적외선 커플링 요소를 갖는 상기 스러스트 베어링은 보다 짧은 포탄인 경우에도 장착 처리 도중에 광 데이터 전송을 위하여 데이터 인터페이스에 충분하게 근접하여 접근할 수 있도록 축방향으로 배치되어야 하며, 이것은 무기 제작 시 상당한 간섭이 요구될 수 있다.

이러한 문제는, 본 발명의 상세에 따라, 또한 첨부 도면에 도시된 바와 같이, 링(15)이 적외선 전송 경로의 커플링 요소를 수신하는 스러스트 베어링으로서 제공되는 경우 극복되며, 상기 링의 내경은 원뿔형상을 갖는 뇌관(12)의 가장 작은 직경과 가장 큰 직경 사이에 있으므로 상기 링은 편평한 선단부(14) 내로 자체 중심조정 방식으로 문제없이 밀어 넣어질 수 있다.

적외선 데이터 인터페이스(13b)는 변조된 IR 조사를 공급하도록 편평한 선단부(14)가 아닌 캡(11)의 원뿔형 횡방향면에서 접근가능하며, 이를 위하여 링(15)에는 도면에 도시된 바와 같이 적어도 하나의 방사 커플링 요소(16)가 구비된다. 링(15)이 인터페이스(13b)에 대하여 공차가 적게 배치되지 않도록, 평행으로 동작하는 다수의 전송 경로를 링(15)의 원주 둘레에 분산시킬 수 있다. 큰 구경 각도가 인터페이스(13b) 및 커플링 요소(16)를 위해 제공되는 경우, 뇌관(12) 자체 내의 좁은 설치 공간 때문에, 단지 하나의 데이터 인터페이스(13b)를 제공하기에 충분한 반면, 작어도 세 개의 커플링 요소(16)는 링(15) 둘레에 균등하게 분산된다.

일반적인 유도 뇌관 설정은 전송 전체의 검사 승인을 위하여는 적합하지 않고, 전송 속도에 대한 데이터 처리 능력 때문에, 적어도 검사 합계의 승인에는 적합하다. 반대로, 신속한 적외선 전송으로 인하여 위성 네비게이션에 대한 기능적으로 중요한 개시 정보를 위하여 공급된 데이터 세트를 완전하게 승인할 수 있고, 이를 위하여 인터페이스(13b) 및 커플링 요소(16) 양자 모두는 트랜시버 유닛으로 각각 구성된다.

따라서, 현재의 포탄 뇌관(12)에 있어서, 상기 뇌관(12)이 구비된 포탄의 발사를 위하여 곡사포를 장착하는 도중에 유도적으로 전송되는 뇌관 설정 정보보다 현저하게 많은 데이터를 공급할 수 있고, 특히 탄도 비행 도중에 포탄 탑재 선체의 위성 네비게이션에 대한 개시 정보를 공급할 수 있으며, 뇌관(12)에는 본 발명에 따라 자신의 편평한 레이돔 선단부(14) 후측에, 예를 들면, 적외선 조사에 민감한 수신 다이오드 형태의 적외선 데이터 인터페이스(13)가 구비되고, 상기 다이오드를 거쳐 위성 네비게이션 수신기를 위한 개시 정보가 간섭없이 유도 뇌관 설정 정보에 시간 내에 평행으로 광학적으로 공급될 수 있다. 그러나, 트랜시버 인터페이스(13b)는 데이터 전송을 위하여 뇌관 선단부(14)가 통과하여 돌출하는 평행으로 양방향 동작형인 링(15) 상의 다수의 트랜시버 커플링 요소(16) 중 하나와 함께 작용하는 뇌관 캡(11)의 원뿔 영역에 설치되는 것이 바람직하다.

Claims (6)

1. 포탄 뇌관(12)에 있어서,

   상기 뇌관은 캡(11) 내부에 위치된 커플링 코일을 거쳐 장착 처리 도중에 설정될 수 있고,

   상기 뇌관은 중공의 원뿔 형상을 가지며,

   상기 뇌관의 캡(11) 영역에는 뇌관 설정 처리와 동시에 대부분이 뇌관 설정 정보에 관한 데이터인 다량의 데이터를 수신하기 위한 적외선 데이터 인터페이스(13)를 또한 갖고,

   상기 데이터는 발사 후 탑재 포탄에 사용되는 위성 네비게이션에 대한 개시 정보로서 예측 데이터 형태인

   것을 특징으로 하는 포탄 뇌관.
2. 제1항에 있어서,

   데이터 인터페이스(13a)가 상기 뇌관(12)의 편평한 선단부(14) 후측 중앙 위치에 배치되는 것을 특징으로 하는 포탄 뇌관.
3. 제1항에 있어서,

   데이터 인터페이스(13b)가 상기 캡(11)의 횡방형 표면에 배치되는 것을 특징으로 하는 포탄 뇌관.
4. 제3항에 있어서,

   상기 캡(11) 상에 배치될 수 있고, 상기 데이터 인터페이스(13b)와 통신을 위한 적어도 하나의 커플링 요소(16)를 갖는 링(15)이 제공되는 것을 특징으로 하는 포탄 뇌관.
5. 제4항에 있어서,

   작어도 세 개의 커플링 요소(16)가 상기 링(15)의 원주 둘레에 분산되어 배치되는 것을 특징으로 하는 포탄 뇌관.
6. 제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 있어서,

   상기 데이터 인터페이스(13)와 상기 커플링 요소(16) 사이에는 트랜시버를 거쳐 양방향으로 통신되는 것을 특징으로 하는 포탄 뇌관.