KR20100060470A - 발사체 ｈｉｌｓ 시험용 신호 인터페이스 시스템 - Google Patents

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Abstract

본 발명에 따르면, 발사체의 비행 모의시험을 평가하기 위한 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템에 있어서, 미리 설정된 기준좌표로 발사체가 유도되도록, 항법 및 자세제어 알고리듬을 연산하는 관성항법유도 모듈; 관성항법유도 모듈 또는 RTS 모듈로부터 연산된 정보를 전송받아, 발사체의 자세제어, 가스 추력 및 공력핀을 제어하여 발사체의 비행 항로를 조절하는 유도제어구동 모듈; 관성항법유도 모듈로부터 입력받은 디스크릿 구동명령 신호 중 유효 구동명령A를 선택하여 유도제어구동 모듈로 전달하는 DSC 모듈; 관성항법유도 모듈로부터 입력받은 아날로그 구동명령 신호 중 유효 구동명령B를 선택하여 유도제어구동 모듈로 전달하는 ASC 모듈; 관성항법유도 모듈과 유도제어구동 모듈 및 외부 연결장치와, DSC 모듈 및 ASC 모듈을 상호 신호 연결시키는 인터페이스 연결용 모듈인 TBB 모듈; 관성항법유도 모듈과 유도제어구동 모듈의 사이에 전기적으로 연결되어, 비행 모의시험에 대한 비행환경 및 외란 조건에 대한 데이터를 제공하며, 관성항법유도 모듈의 구동 명령값과 유도제어구동 모듈의 궤환 명령값을 측정하는 RTS 모듈을 포함하는 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템이 개시된다.
발사체, 인터페이스, 시스템

Description

발사체 ＨＩＬＳ 시험용 신호 인터페이스 시스템{Signal Interface System for Launch Vehicle HILS}
본 발명은 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템에 관한 것으로, 보다 상세하게는 발사체 실시간 모의시험(HILS ; Hardware In The Loop Simulation)시 각 서브 시스템간 전기적 신호의 범용 인터페이스를 최적화한 발사체 실시간 모의시험용 신호 인터페이스 시스템에 관한 것이다.
종래의 발사체 실시간 모의시험 시에는 실시간 컴퓨터, 관성항법유도 장치(INGU ; Inertial Navigation Guidance Unit), 가스추력 제어 시스템(RCS ; Reaction Control System), 추력벡터 제어 시스템(TVCS ; Thrust Vector Control System) 및 공력핀 제어 시스템(AFCS ; Aerodynamic Fin Control System) 등의 각 서브시스템을 사전 제작된 하니스(Wire Harness)를 직접 연결하여 시험을 진행하였다.
그러나, 발사체의 실제 비행간 발생 가능한 다양한 비행환경 묘사를 위해서는 HILS 시험 시나리오를 변경하여 상기 발사체의 비행환경 및 외란조건 등을 적용하는 것은 필수적으로 시행되어야 하며, 상기 HILS 시험 시나리오를 변경하기 위해 서는 상기 각 서브시스템의 하니스 연결조건을 실시간 변경해야 하므로, 하니스의 교체에 따른 경제적, 시간적 낭비가 발생하였다.
또한, 상기 실시간 컴퓨터 및 관성항법유도 장치로부터 출력되는 신호는, 디스크릿 신호(Discrete Signal)와 아날로그 신호(Analog Signal)가 처리되는 과정에 있어서, 상기 디스크릿 신호의 경우에는 상기 각 서브시스템에 따라 작동 기준 전압 레벨이 상이하여 이에 대응하기 위한 별도의 보상회로가 장착되어야 했었다.
그리고, 상기 아날로그 신호의 경우에는 상기 실시간 컴퓨터를 포함한 각 서브시스템의 연결을 위한 하니스 설치 등과 같이 실제 발사체에 장착되는 온 보드(On Board) 회로 외의 모의시험을 위한 부가적인 회로 장착으로 인하여 노이즈 신호가 발생하여 구동시스템이 오작동될 수 있는 가능성이 잠재되는 문제점이 있었다.
본 발명은 상술한 문제점을 해결하기 위하여 창출된 것으로,
디스크릿 신호를 처리하는 디스크릿 신호 변환부(DSC)에는, 입력된 디스크릿 신호가 전송되는 서브 시스템에 따라 내부 점퍼(Jumper) 회로에 의해 선택적으로 작동 기준 전압 레벨로 변환된 상태로 출력되도록 디스크릿 출력신호 변환부가 구비되며, 아날로그 신호를 처리하는 아날로그 신호 변환부(ASC)에는, 입력된 아날로그 신호를 미리 설정된 주파수 대역을 기준으로 필터링하는 노이즈 제거 필터가 구비됨으로써, 다양한 신호 특성에 대응 가능한 발사체 HILS 시험용 범용 신호 입출력 인터페이스 시스템을 제공하는데 그 목적이 있다.
상기의 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템은, 발사체의 비행 모의시험을 평가하기 위한 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템에 있어서, 미리 설정된 기준좌표로 상기 발사체가 유도되도록, 항법 및 자세제어 알고리듬을 연산하는 관성항법유도 모듈; 상기 관성항법유도 모듈 또는 RTS 모듈로부터 연산된 정보를 전송받아, 상기 발사체의 자세제어, 가스 추력 및 공력핀을 제어하여 상기 발사체의 비행 항로를 조절하는 유도제어구동 모듈; 상기 관성항법유도 모듈로부터 입력받은 디스크릿 구동명령 신호 중 유효 구동명령A를 선택하여 상기 유도제어구동 모듈로 전달하는 DSC 모듈; 상기 관성항법유도 모듈로부터 입력받은 아날로그 구동명령 신호 중 유효 구동명령B를 선택하여 상 기 유도제어구동 모듈로 전달하는 ASC 모듈; 상기 관성항법유도 모듈과 유도제어구동 모듈 및 외부 연결장치와, 상기 DSC 모듈 및 ASC 모듈을 상호 신호 연결시키는 인터페이스 연결용 모듈인 TBB 모듈; 상기 관성항법유도 모듈과 유도제어구동 모듈의 사이에 전기적으로 연결되어, 상기 비행 모의시험에 대한 비행환경 및 외란 조건에 대한 데이터를 제공하며, 상기 관성항법유도 모듈의 구동 명령값과 유도제어구동 모듈의 궤환 명령값을 측정하는 RTS 모듈을 포함한다.
여기서, 상기 RTS 모듈은, 측정된 상기 관성항법유도 모듈의 구동 명령값 및 유도제어구동 모듈의 궤환 명령값을 상호 비교하여, 시스템의 제어효율을 측정할 수 있다.
또한, 상기 TBB 모듈에 장착되어 상기 관성항법유도 모듈과 유도제어구동 모듈의 사이에 전기적으로 연결되며, 상기 관성항법유도 모듈로부터 전송된 구동 명령값과 상기 유도제어구동 모듈로부터 전송된 궤환 명령값을 상호 비교하여, 시스템의 제어효율을 측정하는 외부측정 모듈을 더 포함할 수 있다.
게다가, 상기 관성항법유도 모듈 및 RTS 모듈로부터 생성된 디스크릿 구동 명령 중 상기 유효구동 명령A는, 상기 DSC 모듈에 구비된 디스크릿 신호 선택부를 통하여 선택되며, 상기 선택된 유효구동 명령A는 상기 DSC 모듈에 구비된 디스크릿 출력신호 변환부를 거쳐 상기 유도제어구동 모듈을 구동시키거나, 상기 외부측정 모듈로 전달되어 처리되는 것이 바람직하다.
아울러, 상기 관성항법유도 모듈 및 RTS 모듈로부터 생성된 아날로그 구동 명령 중 상기 유효구동 명령B는, 상기 ASC 모듈에 구비된 아날로그 신호 선택부를 통하여 선택되며, 상기 선택된 유효구동 명령B는 상기 ASC 모듈에 구비된 아날로그 출력신호 변환부를 거쳐 상기 유도제어구동 모듈을 구동시키거나, 상기 외부측정 모듈로 전달되어 처리되는 것이 바람직하다.
더불어, 상기 유도제어구동 모듈은 상기 선택된 유효구동 명령B에 의해 구동되며 TVC 노즐각 및 RCS 노즐 추력 측정압을 생성하며, 상기 생성된 TVC 노즐각 및 RCS 노즐 추력 측정압은, 상기 TBB 모듈에 구비된 아날로그 입력부를 거쳐서 상기 ASC 모듈에 구비된 노이즈 제거 필터부로 입력되어, 미리 설정된 채널의 신호 특성에 따라 필터링되는 것이 바람직하다.
한편, 상기 노이즈 제거 필터부는, 미리 설정된 채널의 신호 특성에 따라 필터링하되, 전송된 아날로그 신호를 50HZ, 100Hz 및 200Hz 중 내부 회로 점퍼에 의해 선택된 하나의 주파수 대역으로 구분하여 필터링하는 것이 바람직하다.
또한, 상기 RTS 모듈로부터 동기신호를 전달받아 타이머 디스플레이부를 구동시키는 타이머 제어 모듈을 더 포함할 수 있다.
게다가, 상기 타이머 제어 모듈은, 시스템의 가동 시작 시간을 나타내는 타이머 디스플레이부의 가동모드를 수동모드(Manual Mode) 또는 자동모드(Auto Mode)로 가동할 것인지를 설정하는 모드 전환 스위치와, 상기 수동모드에서의 시스템의 가동 시간을 설정하는 시작시간 설정 스위치 및, 상기 시작시간 설정 스위치를 통해 시작시간 설정시 시작 시간의 개시 또는 정지여부를 설정하는 시작시간 개시/정지 스위치를 포함할 수 있다.
아울러, 상기 모드 전환 스위치를 자동모드로 전환시, 상기 RTS 모듈로부터 생성된 시각 동기 신호와 상기 모드 전환 스위치가 동기화되어 상기 타이머 디스플레이부가 구동을 수행할 수 있다.
더불어, 상기 TBB 모듈은, 터미널 블록 집합체의 형태를 가질 수 있다.
본 발명에 따른 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템에 의하면,
첫째, 발사체 HILS 시험의 다양한 비행환경 묘사를 위해 각 서브시스템이 서로 연결된 하니스의 연결조건을 변경할 필요가 없으므로, 경제적·시간적 효용 가치가 상승하는 장점이 있다.
둘째, 디스크릿 신호 변환 모듈(DSC)을 통해 각 서브시스템으로 전송되는 디스크릿 신호가 갖는 작동 기준 전압 레벨이 자동적으로 변환되므로, 별도의 부가적인 작동 기준 전압 레벨의 보상을 위한 보상회로의 장착이 불필요하다.
셋째, 상기 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템을 구성하는 각 모듈이 규격화되어 렉 캐비넷에 장착 가능하도록 구비되며, 외부연결 장치와의 연결은 하니스 배선 작업이 필요없도록 터미널 블럭 집합체(TBB)를 통해 연결됨으로써, 아날로그 신호에 부가되는 노이즈가 최소화됨과 동시에 아날로그 신호 변환 모듈(ASC)에는 다양한 아날로그 신호 입력조건에 부합되도록 주파수 대역을 구분하여 필터링하는 노이즈 제거 필터가 구비됨으로써, 구동시스템이 오작동되는 것을 사전에 방지할 수 있는 장점이 있다.
이하 첨부된 도면을 참조하면서 본 발명에 따른 바람직한 실시예를 상세히 설명하기로 한다. 이에 앞서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정해서 해석되어서는 아니 되며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여, 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다.
따라서, 본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 일 실시예에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.
도 1은 본 발명의 바람직한 일 실시예에 따른 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템의 디스크릿 신호 입출력 제어블록 구성도, 도 2는 도 1의 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템의 아날로그 신호 입출력 제어블록 구성도, 도 3은 도 1의 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템에 포함된 타이머 제어 모듈을 나타낸 구성도이며, 도 4는 도 1의 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템이 장착된 렉 케비넷의 구성을 나타낸 개략도이다.
먼저, 본 발명의 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템은, 발사체의 실시간 모의시험(HILS ; Hardware In The Loop Simulation) 시 각 서브 시스템간의 전기적 신호 인터페이스를 위한 발사체 실시간 모의시험용 신호 인터페이스 시스템을 제공한다.
도 1 내지 도 3에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 발사체 HILS 시험용 신 호 인터페이스 시스템은 관성항법유도 모듈(200), 유도제어구동 모듈(220), DSC 모듈(110), ASC 모듈(120), TBB 모듈(140), RTS 모듈(150), 외부측정 모듈(210) 및 타이머 제어 모듈(130)을 포함하여 구비된다.
이하에서는, 도 1 내지 도 3을 참조하여, 본 발명에 따른 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템의 구성을 설명하기로 한다.
상기 관성항법유도 모듈(INGU ; Inertial Navigation Guidance Unit module, 200)은, 발사체가 미리 설정된 기준좌표로 유도될 수 있도록, 발사체의 항법(Navigation) 및 자세제어(Attitude Control) 알고리듬을 연산하는 구성으로서, 연산된 정보를 상기 유도제어구동 모듈(220)로 전송한다.
여기서, 상기 관성항법유도 모듈(200)을 통해 전송되는 연산된 정보는 디스크릿 신호(Discrete Signal)와 아날로그 신호(Analog Signal)의 형태로 구분되며, 상기 관성항법유도 모듈(200)과 유도제어구동 모듈(220)의 신호 입출력은 수십 내지 수백 채널의 디스크릿/아날로그 신호로 상호 인터페이스가 이루어진다.
상기 유도제어구동 모듈(220)은, 상기 관성항법유도 모듈(200) 또는 RTS 모듈(150)로부터 연산된 정보를 전송받아, 상기 발사체의 자세제어, 가스 추력 및 공력핀을 제어하여 상기 발사체의 비행 항로를 조절하는 기능을 담당한다.
이러한 유도제어구동 모듈(Actuator module ; 220)에는 실제 자세제어 수행을 위한 추력벡터 제어 시스템(TVCS ; Thrust Vector Control Sytem), 가스추력 제어 시스템(RCS ; Reaction Control System) 및 공력핀 제어 시스템(AFCS ; Aerodynamic Fin Control System) 등과 같은 구동기 시스템이 포함될 수 있다.
먼저, 상기 추력벡터제어 시스템을 이용한 발사체의 자세제어는, 자세 안정화를 위해 탑재된 자세제어 알고리듬 소프트웨어에 의해, 액체 혹은 고체 엔진이 연소되는 추력 비행구간에서 엔진 노즐에 90도 간격으로 부착된 작동기를 움직임으로써 엔진 노즐각을 변화시켜 발사체의 피치(Pitch)/요(Yaw) 자세제어를 수행한다.
또한, 상기 가스추력 제어 시스템을 이용한 발사체의 자세제어는, 무추력 비행구간 3축 자세제어 또는 추력 비행구간에서 롤(Roll) 자세제어시 적용되는 자세제어 방식으로서, 발사체에 구비된 내부 저장탱크에 고압의 질소 혹은 하이드라진 가스(Hydrazine Gas)를 충진시켜 추력기 노즐에 부착된 밸브를 On-Off 구동 명령신호에 의해 여닫음으로써 분사된 가스의 반작용으로 자세제어를 수행하는 방식이다.
한편, 공력핀 제어 시스템을 이용한 발사체의 자세제어는, 발사체가 이륙한 후 대기가 존재하는 구간에서 발사체의 하단부에 부착된 공력핀의 변위각을 변화시켜 자세제어를 수행하는 방식이다.
상기 관성항법유도 모듈(200)에서는 실시간 모의시험시 발생하는 발사체의 자세운동을 측정하여, 아날로그 신호 형태로 노즐 구동각을 계산하여 상기 추력벡터 제어 시스템에 전송하고, 가스추력기 구동에 필요한 On-Off 특성을 계산하여 디스크릿 신호 형태로 상기 가스추력 제어 시스템에 전달하게 된다.
한편, 상기 관성항법유도 모듈(200)안에 탑재되는 자세제어 알고리듬 소프트웨어는 비행용으로서의 적합성 판단을 위하여, 상기 RTS 모듈(Real Time System ; 150)의 내부에 동일한 자세제어 알고리듬 소프트웨어를 탑재하도록 한다.
이와 같이, 관성항법유도 모듈(200)과 RTS 모듈(150)에 각각 탑재된 자세제 어 알고리듬 소프트웨어는, 실시간 모의시험을 진행하면서 동시에 계산이 이루어짐으로써, 상기 유도제어 구동 모듈(220)에 구비된 각각의 구동기 시스템에 관한 구동명령 신호를 독립적으로 생성하게 된다.
상기 DSC 모듈(Discrete Signal Converer module ; 110)은 상기 관성항법유도 모듈(200) 또는 RTS 모듈(150)로부터 입력받은 디스크릿 구동명령 신호 중 유효 구동명령 신호A를 선택하여 상기 유도제어구동 모듈(220)로 전달하며, 상기 ASC 모듈(Analog Signal Converter module ; 120)은 상기 관성항법유도 모듈(200) 또는 RTS모듈(150)로부터 입력받은 아날로그 구동명령 신호 중 유효 구동명령 신호B를 선택하여 상기 유도제어구동 모듈(220)로 전달한다.
이러한 상기 유효 구동명령 신호A, B는, DSC 모듈(110) 및 ASC 모듈(120)의 전면 판넬(미도시)에 위치한 스위치 조작 또는 자동 인식 선택에 의해, 관성항법 유도 모듈(200)의 구동명령 신호 또는 RTS 모듈(150)의 구동명령 신호 중에 선택된 구동명령 신호를 의미한다.
그리고, 상기 유효 구동명령 신호A와 유효 구동명령 신호B에 의해 유도제어구동 모듈(220)은 구동되면서 TVC 노즐각 및 RCS 노즐 추력 측정압을 생성하는데, 이러한 상기 TVC 노즐각 및 RCS 노즐 추력 측정압은 디스크릿 신호 및 아날로그 신호 형태로 변환되어, 상기 디스크릿 신호는 DSC 모듈(110)의 디스크릿 입력신호 변환부(111) 및 디스크릿 입력신호 변환부(114)를 거쳐 RTS 모듈(150)로 입력되며, 상기 아날로그 신호는 ASC 모듈(120)의 노이즈제거 필터부(121)를 거쳐 RTS 모듈(150)로 입력된다.
한편, 상기 TBB 모듈(Terminal Block Box ; 140)은, 상기 관성항법유도 모듈(200)과 유도제어구동 모듈(220) 및 외부 연결장치와, 상기 DSC 모듈(110) 및 ASC 모듈(120)을 상호 신호 연결시키는 인터페이스 연결용 모듈로서, 터미널 블록 집합체의 형태를 가질 수 있다.
이때, 상기 외부 연결장치는, 본 발명의 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템과 외부적으로 연결되는 서브 시스템 또는 서브 장치를 의미하며, 상기 TBB 모듈(140)을 통해 상기 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템과 신호 연결된다.
상기 RTS 모듈(Real Time System module ; 150)은 상기 관성항법유도 모듈(200)과 유도제어구동 모듈(220)의 사이에 전기적으로 연결되어, 상기 비행 모의시험(HILS)에 대한 비행환경 및 외란 조건에 대한 데이터를 제공한다.
여기서, 상기 RTS 모듈(150)은, 상기 관성항법 유도 모듈(200)과 동일한 자세제어 알고리듬이 탑재되어 관성항법유도 모듈(200)과는 독립적으로 유도제어 구동모듈(220)에 대한 구동명령 신호를 생성하는 한편, 상기 관성항법유도 모듈(200)의 구동 명령값과 유도제어구동 모듈(220)의 궤환 명령값을 실시간으로 측정한다.
여기서, 상기 구동 명령값은, 상기 관성항법유도 모듈(200)로부터 연산된 정보 중 선택된 유효 구동명령 신호 A와 유효 구동명령 신호 B를 의미한다.
또한, 상기 궤환 명령값은, 유효 구동명령 신호A와 유효 구동명령 신호B에 의해 상기 유도제어구동 모듈(220)이 구동된 동작 수행 결과값이 디스크릿 신호 및 아날로그 신호로 변환된 정보를 의미한다.
게다가, RTS 모듈(150)은, 실시간 모의시험을 주관하고 비행시퀀스 및 비행 시나리오 선택 및 실시간 모의시험을 진행하는 역할을 수행하는데, 유도제어구동 모듈(220)로부터 궤환된 TVC 노즐각, RCS 모듈 가스 측정압 등의 궤환 명령값은 RTS 모듈(150) 내부에 탑재된 발사체 6자유도 시뮬레이션 프로그램에 입력이 된다.
상기 궤환 명령값이 입력되어 상기 발사체 6자유도 시뮬레이션 프로그램으로부터 계산된 자세 운동 데이터 및 비행 조건 데이터를 바탕으로 관성항법유도 모듈(200)이 장착된 모션테이블을 운동시켜, 관성항법유도 모듈(200)에 탑재된 자세제어 알고리듬 소프트웨어로부터 생성된 구동명령 신호를 측정하고, RTS 모듈(150) 내부 자세제어 알고리듬 소프트웨어와 실시간 비교를 통하여 관성항법유도 모듈(200) 소프트웨어에 대한 타당성 검증을 수행한다.
예를 들어, 추력벡터 제어 시스템의 경우, RTS 모듈(150) 또는 관성항법 모듈(200)로부터 생성된 노즐 구동 명령각과, 측정된 유도제어 구동모듈(220)의 측정 노즐각 또는 궤환된 유도제어 구동모듈(220)의 궤환 노즐각의 값을 비교함으로써, 시간지연 또는 신호의 절대적 크기 차이가 발생하는지 여부를 확인할 수 있다.
즉, RTS 모듈(150)과 관성항법 유도 모듈(200)의 구동명령신호에 대응하여 유도제어 구동모듈(220)이 동작했는지에 대한 궤환신호 측정치 비교를 통하여 상기 타당성 검증을 확인할 수 있게 되는 것이다.
또한, 상기 RTS 모듈(150)은, 상기 비행 모의시험(HILS) 시 발사체의 비행궤적, 자세운동 및 비행 환경 묘사를 위하여 발사체 6자유도 시뮬레이션 프로그램을 실행하고, 데이터 저장 및 처리를 위한 스크립트 명령 실행을 위하여 RTS(Real Time System ; 실시간 컴퓨터 시스템)가 사용된다.
상기 RTS에 사용되는 컴퓨터는 실시간 OS(Operation Software)를 탑재하고, 정밀 타이머의 클럭 소스를 기반으로 관련 연산이 수행되도록 하여 엄격한 실시간 성능이 보장되는 사양을 갖는 것이 바람직한데, 일실시예로는 CE-5500, CE-2604 싱글 보드 컴퓨터가 듀얼로 장착되고, 정밀 클럭소스 제공을 위한 IRIG Timer 보도와 외부 신호 인터페이스를 위한 SCRAMNET, AD, D/A 및 DIO 보드, IEEE GPIB 488 통신 보드로 컴퓨터 시스템을 구성할 수 있다.
한편, 본 발명의 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템의 시스템 효율을 측정하는 장치로서는 상술한 RTS 모듈(150)이외에, 상기 TBB 모듈(140)과의 연결을 통해 상기 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템의 외부에서 외부측정 모듈(210)를 통해 시스템의 효율을 측정할 수 있다.
상기 외부측정 모듈(210)은, 상술한 외부 연결장치의 하나로서 상기 TBB 모듈(140)에 장착되어, 상기 관성항법유도 모듈(200)과 유도제어구동 모듈(220)의 사이에 전기적으로 연결되며, 상기 관성항법유도 모듈(200)로부터 전송된 구동 명령값과 상기 유도제어구동 모듈(220)로부터 전송된 궤환 명령값을 서로 비교하여, 상기 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템의 시스템 제어 효율을 측정할 수 있다.
또한, 본 발명의 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템은, 발사체 실시간 모의시험(HILS) 시 발사 시퀀스 및 시험 진행 시간의 확인을 위한 타이머 제어 모듈(130)을 포함한다.
도 3에 도시된 바와 같이, 상기 타이머 제어 모듈(130)은, 시스템의 가동 시작 시간을 나타내는 타이머 디스플레이부(132)의 가동모드를 수동모드(Manual Mode) 또는 자동모드(Auto Mode)로 가동할 것인지를 설정하는 모드 전환 스위치(133)와, 수동모드에서의 시스템의 가동 시간을 설정하는 시작시간 설정 스위치(134) 및, 상기 시작시간 설정 스위치(134)를 통해 시작시간 설정시 시작 시간의 개시 또는 정지여부를 설정하는 시작시간 개시/정지 스위치(136)를 포함하여 구비된다.
이러한, 타이머 제어 모듈(130)은, 상기 모드 전환 스위치(133)를 수동으로 전환 시에는 상기 시작시간 설정 스위치(134)를 통해 기존에 설정되어 있는 시작시간을 리셋(Reset)한 후, 시작 시간 조정 스위치(135)를 통해 새로운 시작시간으로 조정한 후, 상기 시작시간 설정 스위치(134)를 통해 상기 조정된 시간을 설정된 시작시간으로 정하여(Set) 상기 시작시간 개시/정지 스위치(136)를 통해 시작시간을 개시 또는 정지함으로써 타이머를 제어할 수 있다.
한편, 상기 모드 전환 스위치(133)를 자동모드로 전환 시에는 RTS 모듈(150)로부터 생성된 시각 동기 신호와 상기 모드 전환 스위치(133)가 동기화되어 타이머 디스플레이부(132)가 구동을 수행하게 된다.
다음으로는, 도 1 내지 도 3을 참조하여 본 발명의 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템의 동작원리에 대하여 설명한다.
먼저, DSC 모듈(110)에서의 디스크릿 신호 입출력 흐름을 살펴보면, 도 1에 나타낸 바와 같이, DSC 모듈(110)은 실시간 모의시험(HILS)을 위한 RTS 모듈(150) 및 TBB 모듈(140)과 인터페이스를 수행하게 되며, 상기 TBB 모듈(140)은 관성항법유도 모듈(200), 유도제어구동 모듈(220) 및 외부측정 모듈(210)과 신호 연결됨으로써, 상기 RTS 모듈(150)이 관성항법유도 모듈(200), 유도제어구동 모듈(220) 및 외부측정 모듈(210)과 신호 연결되도록 구비된다.
상기 RTS 모듈(150) 및 관성항법유도 모듈(200)로부터 생성된 디스크릿 구동 명령 신호는 상기 DSC 모듈(110)에 구비된 디스크릿 신호 선택부(113)를 통해 선택되며, 선택된 유효구동명령 신호A는 상기 디스크릿 출력신호 변환부(112)를 거쳐 외부측정 모듈(210)로 전달되거나, 추력벡터 제어시스템, 가스추력 제어 시스템 및 공력핀 제어 시스템과 같은 유도제어구동 모듈(220)로 전달되어 상기 유도제어구동 모듈(220)을 구동시킨다.
이때, 상기 디스크릿 출력신호 변환부(112)는, 상기 유효구동명령 신호A가 전달될 외부측정 모듈(210) 및 유도제어구동 모듈(220)에서 수용 가능한 신호의 특성에 따라 상기 유효구동명령 신호A의 신호 특성을 양분화하여 변환시킨다.
즉, 상기 디스크릿 출력신호 변환부(112)에는 OV/24V, Open/Short 및 0V/5V 등 과 같이, 상기 구동명령 신호A가 변환될 수 있는 신호의 특성에 따라 다양한 신호값을 갖는 변환기(Converter)가 구비될 수 있는데, 상기 디스크릿 출력신호 변환부(112)에서는 전달된 유효구동명령 신호A를 내부 점퍼(Jumper)로 선택 가능한 신호 특성에 따라 변환시킨다.
예를 들어 설명하면, 상기 외부측정 모듈(210)에서는 0V/24V의 신호 특성을 요구하며, 상기 유도제어구동 모듈(220)에서는 0V/5V의 신호 특성을 요구한다고 가정할 때, 상기 디스크릿 출력신호 변환부(112)로 전달된 상기 구동명령 신호A는 0V/24V의 신호 특성을 갖는 신호와 상기 0V/5V의 신호 특성을 갖는 신호로 양분되어, 상기 0V/24V의 구동명령 신호A는 상기 외부측정 모듈(210)로 전달되며, 상기 0V/5V의 구동명령 신호A는 유도제어구동 모듈(220)로 전달되는 것이다.
한편, 상기 관성항법유도 모듈(200)로부터 생성되어 상기 TBB 모듈(140)을 통해 DSC 모듈(110)로 입력된 디스크릿 신호는, 상기 DSC 모듈(110)에 구비된 디스크릿 입력신호 변환부(111)와 RTS 인식용 디스크릿 입력신호 변환부(114)를 통해 상기 RTS 모듈(150)에서 처리 가능한 신호 특성에 맞게 변환되어 상기 RTS 모듈(150)로 전달되는 구조를 갖는다.
즉, 상기 디스크릿 입력신호 변환부(111)에는 Open/Short 및 0V/5V 등 과 같이, 상기 디스크릿 신호가 변환될 수 있는 신호의 특성에 따라 다양한 신호값을 갖는 변환기(Converter)가 구비될 수 있는데, 상기 디스크릿 입력신호 변환부(112)에서는 입력된 디스크릿 신호를 내부 점퍼(Jumper)로 선택 가능한 신호 특성에 따라 변환시키는 것이다.
다음으로 ASC 모듈(120)에서의 아날로그 신호 입출력 흐름을 살펴보면, 상술한 DSC 모듈(110)과 마찬가지로 도 2와 같이, ASC 모듈(120)은 실시간 모의시험(HILS)을 위한 RTS 모듈(150) 및 TBB 모듈(140)과 인터페이스를 수행하게 되며, 상기 TBB 모듈(140)은 관성항법유도 모듈(200), 유도제어구동 모듈(220) 및 외부측정 모듈(210)과 신호 연결됨으로써, 상기 RTS 모듈(150)은 관성항법유도 모 듈(200), 유도제어구동 모듈(220) 및 외부측정 모듈(210)과 신호 연결되도록 구비된다.
상기 RTS 모듈(150) 및 관성항법유도 모듈(200)로부터 생성된 아날로그 구동 명령 신호는, 상기 ASC 모듈(120)에 구비된 아날로그 신호 선택부(122)를 통해 선택되며, TBB 모듈(140)의 아날로그 출력부를 통하여 유도제어구동 모듈(220)을 구동시킴과 동시에 상기 외부측정 모듈(210)로 전달된다.
한편, 상기 유도제어구동 모듈(220)은 상기 선택된 아날로그 신호인 유효구동명령 신호B에 의해 구동되며 TVC 노즐각 및 RCS 노즐 추력 측정압을 생성하며, 상기 생성된 TVC 및 RCS 노즐 추력 측정압은 상기 TBB 모듈(140)에 구비된 아날로그 입력부를 거쳐서 상기 ASC 모듈(120)에 구비된 노이즈 제거 필터부(121)로 입력되어, 미리 설정된 채널의 신호 특성인 RTS 모듈(150)에서 처리 가능한 주파수 대역폭의 범위에 맞게 필터링되어 상기 RTS 모듈(150)로 전달된다.
즉, 상기 노이즈 제거 필터부(121)는, 미리 설정된 채널의 신호 특성에 따라 필터링하되, 전송된 구동명령 신호B를 50Hz, 100Hz 및 200Hz 중 내부 회로 점퍼에 의해 선택된 하나의 주파수 대역으로 구분되어 필터링하도록 구비되는 것이다.
이때, 상기 노이즈 제거 필터부(121)에서 상기 RTS 모듈(150)로 필터링된 아날로그 신호가 전송되는 루트에는 필터링된 아날로그 신호 선택부(123)가 더 구비될 수 있다.
따라서, 상기 노이즈 제거 필터부(121)을 거친 유효구동명령 신호B는 상기 필터링된 아날로그 신호 선택부(123)를 통하여 선택적으로 필터링되어, RTS 모 듈(150)의 입력부에 전달하게 된다.
여기서, 상기 아날로그 신호 선택부(123)를 통과하여 RTS 모듈(150)로 입력된 아날로그 신호 채널 일부는. RTS 모듈(150) 내부에 탑재되는 발사체 6자유도 시뮬레이션 프로그램 자세운동 생성 알고리듬의 입력에 입력되어, 실시간 모의시험 조건 및 신호 특성에 따라서 유도제어 구동모듈(220) 및 연결 하니스에 의해 실제 비행환경에서 발생하지 않는 다양한 성분의 노이즈 성분이 발생할 가능성이 존재한다.
이러한 노이즈 성분이 증폭될 경우, 실시간 모의시험 진행시 실제 발사환경과는 다른 조건의 시험이 이루어질 가능성이 존재하는 바, 노이즈 특성에 맞추어 노이즈 제거를 위한 고유 주파수 선택을 회로내부 점퍼 셋팅을 통하여 변환할 수 있도록 구비되는 것이 바람직하다.
한편, 상기 발사체 6자유도 시뮬레이션 프로그램의 입력으로 사용되지 않는 측정 아날로그 신호 채널은 신호의 왜곡 방지를 위하여 필터링를 거치지 않도록 각 아날로그 채널마다 점퍼를 통하여 필터 통과 여부를 선택하도록 구비될 수 있다.
본 발명의 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템은 도 4에 도시된 바와 같이 규격화된 렉 케비넷에 장착될 수 있다.
도 4를 참조하면, 상기 렉 케비넷은 상기 DSC 모듈(110), ASC 모듈(120), 타이머 제어 모듈(130), TBB 모듈(140) 및 RTS 모듈(150)이 각각 장착되는 복수 개의 콘솔(Consol)이 구비된다.
또한, 상기 각 모듈(110, 120, 130, 140 및 150)은 각각의 콘솔에 내장되어 장착되는데, 상기 각 모듈이 장착된 상태로 상기 렉 케비넷의 내부에서 각 모듈은 하니스로 상호 신호 연결되도록 구비되는 것이 바람직하다.
따라서, 본 발명의 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템은 상기 렉 케비넷에 장착이 가능하여, 상기 하니스의 연결된 길이가 최소화되므로, 상기 하니스의 연결에 따른 잡음 신호 발생을 감소시킬 수 있으며, 상기 하니스의 연결 및 조정 작업이 간소화되고 용이해지는 효과를 구현할 수 있다.
이상과 같이, 본 발명은 비록 한정된 실시예와 도면에 의해 설명되었으나, 본 발명은 이것에 의해 한정되지 않으며 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 본 발명의 기술 사상과 아래에 기재될 청구범위의 균등 범위 내에서 다양한 수정 및 변형이 가능함은 물론이다.
도 1은 본 발명의 바람직한 일 실시예에 따른 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템의 디스크릿 신호 입출력 제어블록 구성도,
도 2는 도 1의 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템의 아날로그 신호 입출력 제어블록 구성도,
도 3은 도 1의 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템의 타이머 제어 모듈을 나타낸 구성도이며,
도 4는 도 1의 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템이 장착된 렉 케비넷의 구성을 나타낸 개략도이다.
<도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명>
110...DSC 모듈 111...디스크릿 입력신호 변환부
112...디스크릿 출력신호 변환부 113...디스크릿 신호 선택부
120...ASC 모듈 121...노이즈제거 필터부
122...아날로그 신호 선택부 140...TBB 모듈
150...RTS 모듈 200...관성항법유도 모듈
210...외부측정 모듈 220...유도제어구동 모듈

Claims (11)

  1. 발사체의 비행 모의시험을 평가하기 위한 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템에 있어서,
    미리 설정된 기준좌표로 상기 발사체가 유도되도록, 항법 및 자세제어 알고리듬을 연산하는 관성항법유도 모듈;
    상기 관성항법유도 모듈 또는 RTS 모듈로부터 연산된 정보를 전송받아, 상기 발사체의 자세제어, 가스 추력 및 공력핀을 제어하여 상기 발사체의 비행 항로를 조절하는 유도제어구동 모듈;
    상기 관성항법유도 모듈로부터 입력받은 디스크릿 구동명령 신호 중 유효구동명령 신호A를 선택하여 상기 유도제어구동 모듈로 전달하는 DSC 모듈;
    상기 관성항법유도 모듈로부터 입력받은 아날로그 구동명령 신호 중 유효구동명령 신호B를 선택하여 상기 유도제어구동 모듈로 전달하는 ASC 모듈;
    상기 관성항법유도 모듈과 유도제어구동 모듈 및 외부 연결장치와, 상기 DSC 모듈 및 ASC 모듈을 상호 신호 연결시키는 인터페이스 연결용 모듈인 TBB 모듈;
    상기 관성항법유도 모듈과 유도제어구동 모듈의 사이에 전기적으로 연결되어, 상기 비행 모의시험에 대한 비행환경 및 외란 조건에 대한 데이터를 제공하며, 상기 관성항법유도 모듈의 구동 명령값과 유도제어구동 모듈의 궤환 명령값을 측정하는 RTS 모듈을 포함하는 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템.
  2. 제 1항에 있어서, 상기 RTS 모듈은,
    측정된 상기 관성항법유도 모듈의 구동 명령값 및 유도제어구동 모듈의 궤환 명령값을 상호 비교하여, 시스템의 제어효율을 측정하는 것을 특징으로 하는 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템.
  3. 제 2항에 있어서,
    상기 TBB 모듈에 장착되어 상기 관성항법유도 모듈과 유도제어구동 모듈의 사이에 전기적으로 연결되며,
    상기 관성항법유도 모듈로부터 전송된 구동 명령값과 상기 유도제어구동 모듈로부터 전송된 궤환 명령값을 상호 비교하여, 시스템의 제어효율을 측정하는 외부측정 모듈을 더 포함하는 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템.
  4. 제 3항에 있어서,
    상기 관성항법유도 모듈 및 RTS 모듈로부터 생성된 디스크릿 구동 명령 중 상기 유효구동명령 신호A는, 상기 DSC 모듈에 구비된 디스크릿 신호 선택부를 통하여 선택되며,
    상기 선택된 유효구동명령 신호A는 상기 DSC 모듈에 구비된 디스크릿 출력신호 변환부를 거쳐 상기 유도제어구동 모듈을 구동시키거나, 상기 외부측정 모듈로 전달되어 처리되는 것을 특징으로 하는 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템.
  5. 제 3항에 있어서,
    상기 관성항법유도 모듈 및 RTS 모듈로부터 생성된 아날로그 구동 명령 중 상기 유효구동명령 신호B는, 상기 ASC 모듈에 구비된 아날로그 신호 선택부를 통하여 선택되며,
    상기 선택된 유효구동명령 신호B는 상기 ASC 모듈에 구비된 아날로그 출력신호 변환부를 거쳐 상기 유도제어구동 모듈을 구동시키거나, 상기 외부측정 모듈로 전달되어 처리되는 것을 특징으로 하는 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템.
  6. 제 5항에 있어서,
    상기 유도제어구동 모듈은 상기 선택된 유효구동 명령B에 의해 구동되며 TVC 노즐각 및 RCS 노즐 추력 측정압을 생성하며,
    상기 생성된 TVC 노즐각 및 RCS 노즐 추력 측정압은, 상기 TBB 모듈에 구비된 아날로그 입력부를 거쳐서 상기 ASC 모듈에 구비된 노이즈 제거 필터부로 입력되어, 미리 설정된 채널의 신호 특성에 따라 필터링되는 것을 특징으로 하는 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템.
  7. 제 6항에 있어서, 상기 노이즈 제거 필터부는,
    미리 설정된 채널의 신호 특성에 따라 필터링하되, 전송된 아날로그 신호를 50HZ, 100Hz 및 200Hz 중 내부 회로 점퍼에 의해 선택된 하나의 주파수 대역으로 구분하여 필터링하는 것을 특징으로 하는 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템.
  8. 제 1항에 있어서,
    상기 RTS 모듈로부터 동기신호를 전달받아 타이머 디스플레이부를 구동시키는 타이머 제어 모듈을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템.
  9. 제 8항에 있어서, 상기 타이머 제어 모듈은,
    시스템의 가동 시작 시간을 나타내는 타이머 디스플레이부의 가동모드를 수동모드(Manual Mode) 또는 자동모드(Auto Mode)로 가동할 것인지를 설정하는 모드 전환 스위치와,
    상기 수동모드에서의 시스템의 가동 시간을 설정하는 시작시간 설정 스위치 및,
    상기 시작시간 설정 스위치를 통해 시작시간 설정시 시작 시간의 개시 또는 정지여부를 설정하는 시작시간 개시/정지 스위치를 포함하는 것을 특징으로 하는 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템.
  10. 제 9항에 있어서,
    상기 모드 전환 스위치를 자동모드로 전환시, 상기 RTS 모듈로부터 생성된 시각 동기 신호와 상기 모드 전환 스위치가 동기화되어 상기 타이머 디스플레이부가 구동을 수행하는 것을 특징으로 하는 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템.
  11. 제 1항에 있어서, 상기 TBB 모듈은,
    터미널 블록 집합체의 형태를 갖는 것을 특징으로 하는 발사체 HILS 시험용 신호 인터페이스 시스템.
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