KR20130037765A - 발사체 분리 시스템의 분리 시점 확인 장치 및 방법 - Google Patents

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Abstract

본 발명은 발사체 분리 시스템의 분리 시험 확인 장치에 관한 것이다. 발사체 분리 시스템의 분리 시점 확인 장치는 발사체(미사일, 로켓)의 추진기관과 발사체를 연결하고, 각 단 분리장치의 체결기구; 상기 체결기구에 연결되는 전기적 도선(T_E+, T_E-); 상기 체결기구 전체 개수 이상의 각각 다른 복수의 저항(R1~R5); 및 상기 복수의 저항 값을 각 상황에 따른 전압 값으로 변환하여 무선으로 송신하는 발사체의 원격측정(TLM) 송신 장치를 포함하고, 상기 원격측정(TLM) 송신 장치는 복수의 저항(R1~R5)의 합성 저항 값을 입력받아 전압값으로 변환하여 디지털 신호로 출력하는 데이터 수집 유닛(Data Acquistion Unit); 상기 데이터 수집 유닛에서 출력된 변환된 전압값에 해당하는 디지털 신호를 전송하는 지상의 원격측정(TLM) 수신 장치로 전송하는 데이터 전송 유닛(Data Transmitting Unit)로 구성된다.
이에 따라, 발사체(미사일, 로켓)의 단 분리시 무선으로 분리 시점을 확인하기 위한 발사체의 추진기관의 분리 시점 확인 장치(separation time confirmation apparatus)에서 부가적인 장치를 최대한 줄이고 무게를 경량화하며 디자인을 단순화하여 발사체의 성능과 조립성을 높이는, 발사체 분리 시스템의 분리 시점 확인 장치를 제공한다.

Description

발사체 분리 시스템의 분리 시점 확인 장치 및 방법{Separation time confirmation apparatus and method of projectile separation system}
본 발명은 발사체 분리 시스템의 분리 시점 확인 장치 및 방법에 관한 것으로, 보다 구체적으로는 발사체(미사일, 로켓)의 단 분리시 무선으로 정확한 분리 시점을 확인하기 위한 발사체 추진기관의 분리 시점 확인 장치에서 부가적인 장치를 최대한 줄이고 무게를 경량화하며 디자인을 단순화하여 발사체의 성능과 조립성을 높이는, 발사체 추진기관의 분리 시점 확인 장치 및 방법에 관한 것이다.
발사체(미사일, 로켓)는 비행경로 안의 정해진 지점으로 효율적으로 비행하기 위해 다수의 단으로 분리될 수 있도록 만들어진다. 과거 많은 분리 장치들은 발사체에서 하나의 발사체 단을 분리하기 위해 또는 발사체 사출시 지상의 원격측정(TLM) 수신 장치와의 전기적인 연결을 분리하고, 단의 체결이 수개의 체결기구로 결합된 구조에서 발사체(미사일, 로켓)의 단 분리시 각 체결기구의 분리 시점(separation time)이 발사체의 성능에 밀접한 영향을 주기 때문에 정확한 분리 시점 파악이 요구된다.
도 1은 일반적인 발사체 분리시스템의 분리 시점 확인 장치의 ON/OFF 스위치 회로를 나타내는 도면이다.
지금까지 이용되고 있는 전형적인 발사체의 분리 시스템의 분리 시점 확인 장치는 도 1과 같은 ON/OFF 스위치 회로이다. 이러한 발사체 추진기관의 분리 시점 확인 장치들은 발사체(미사일, 로켓)가 발사관을 사출시 지상의 원격측정(TLM) 수신 장치와의 연결을 분리하는 배꼽연결기에 주로 사용되었으며 정확한 분리 시점을 제공하는 것으로 알려져 있다. 그리고, 발사체 추진기관의 분리 시점 확인 장치는 발사체 스테이징에서 발사체의 단 분리시 분리 시점 확인에도 사용되었으나, 단의 체결부위가 많아질수록 그 수만큼의 ON/OFF 스위치 회로가 필요하고, 체결부위에 각각 센서 출력이나 전압 출력을 측정하기 위한 장비가 필요하기 때문에 시험비용이 증가하고 전기적 도선의 연결과 장착 공간 문제 때문에 지상시험에서 주로 사용되며 비행시험 시 무선계측에는 어려움이 있다.
발사체 비행 중 분리 시점 확인을 위해 발사체의 분리 시스템의 체결부위에 압력센서나 진동 및 충격센서 등과 같은 상용센서를 부착하여 분리 시점을 확인하는 방법이 있다. 상용 센서 자체는 성능에 대한 신뢰도가 높으나 체결부위가 수개일 경우 센서도 그만큼 늘어나야 하고 전기/기계 인터페이스도 복잡해지며 센서 장착공간을 확보해야 하는 문제점이 있다. 따라서, 시험비용이 증가하고 설계 마진이 줄어들게 된다. 특히 이 방법은 직접적인 분리 시점 확인이 아니라 분리반응을 통한 간접적인 유추이기 때문에 ON/OFF 스위치 회로 보다 정확성이 떨어진다.
그러므로, 발사체를 발사관에서 사출하는 지상시험이나 비행시험시 무선으로 단의 각 체결기구의 정확한 분리 시점 측정이 가능하며 단순한 디자인의 경량, 저비용, 분리 시점 확인 장치가 필요하다.
종래 기술의 문제점을 해결하기 위한 본 발명의 목적은 발사체(미사일, 로켓)의 단 분리시 무선으로 분리 시점을 확인하기 위한 발사체의 추진기관의 분리 시점 확인 장치(separation time confirmation apparatus)에서 부가적인 장치를 최대한 줄이고 무게를 경량화하며 디자인을 단순화하여 발사체의 성능과 조립성을 높이는, 발사체 분리 시스템의 분리 시점 확인 장치를 제공하는 것이다.
또한, 본 발명은 상용센서를 분리장치로 사용할 때 발생할 수 있는 문제점을 해소하고 비용을 줄일 수 있으며 정확성을 높이고, 연구용 발사체나 공격용 발사체 외에 다양한 시스템의 분리 및 결합장치에 응용될 수 있는 효율적인 방식의 발사체 추진기관의 분리 시점 확인 장치를 제공하는데 목적이 있다.
본 발명의 다른 목적은 발사체(미사일, 로켓)의 단 분리시 무선으로 분리 시점을 확인하기 위한 분리 시점 확인 장치에서 발사체 추진기관의 분리 시점 확인 장치를 제공하는, 발사체 분리 시스템의 분리 시점 확인 방법을 제공하는 것이다.
본 발명의 목적을 달성하기 위해, 본 발명에 일 측면에 따른 발사체 분리 시스템의 분리 시점 확인 장치는, 발사체(미사일, 로켓)의 추진기관과 발사체를 연결하고, 각 단 분리장치의 체결기구; 상기 체결기구에 연결되는 전기적 도선(T_E+, T_E-); 상기 체결기구 전체 개수 이상의 각각 다른 복수의 저항(R1~R5); 및 상기 복수의 저항의 값을 각 상황에 따른 전압 값으로 변환하여 무선으로 송신하는 발사체의 원격측정(TLM) 송신 장치를 포함한다.
본 발명의 다른 목적을 달성하기 위해, 본 발명에 다른 측면에 따른 발사체 분리 시점 확인 방법은, (a) 발사체 추진기관의 분리 시험 확인 장치인 원격측정(TLM) 송신 장치의 데이타 수집 유닛(Data Acquistion Unit)의 각 단자(T_E+.T_E-)에서 측정되는 합성저항을 측정하는 단계; (b) 신호 조건 증폭기(Signal Conditioning Amplifier)에 의해 상기 측정된 합성저항을 전압 값으로 변환하는 단계; (c) PCM 인코더에 의해 전압 값을 측정하여 A/D 변환하여 데이터 전송 유닛(Data Transmitting Unit)의 FM 송신기(FM Transmitter)에 의해 FM 신호로 변조하여 RF 전력 분리기(RF Power divider)를 통해 상기 PCM 인코더에 의해 측정된 전압 값을 지상 원격측정(TLM) 수신 장치로 전송하는 단계; 및 (d) 지상 원격측정(TLM) 수신 장치로 수신된 상기 PCM 인코더에 의해 측정된 전압 값을 수신받고, 측정된 전압 값의 변동에 의해 분리 시점을 확인하는 단계를 포함한다.
본 발명의 발사체 분리 시스템의 분리 시점 확인 장치는 발사체(미사일, 로켓)의 단 분리시 무선으로 정확한 분리 시점을 확인하기 위한 발사체 추진기관의 분리 시점 확인 장치에서 시스템 구성을 위한 부가 장치를 최대한 줄이고 무게를 경량화하며 디자인을 단순화하여 이에 발사체의 성능과 조립성을 높이고 비용을 절감하는 효과가 있다.
또한, 본 발명의 발사체 추진기관 분리 확인 장치는, 압력, 진동, 충격 센서 등을 사용하여 간접적인 반응으로 분리 시점을 확인함으로써 시점 확인에 대한 정확성이 떨어지는 문제점을 줄이고 제작비용을 줄일 수 있다.
또한, 본 발명의 발사체 추진기관 분리 시점 확인 장치는, 기존의 분리 시점 확인 장치들과 달리 비행 중 또는 지상 시험 시 분리 시점을 무선으로 측정할 수 있는 방안으로 시험 환경의 제약을 덜 받는 강건성을 가진다.
또한, 본 발명의 발사체 추진기관 분리 시점 확인 장치는, 연구용 발사체나 공격용 발사체 외에도 다양한 시스템의 분리 및 결합장치에 응용할 수 있고 상용 보안시스템에도 응용 가능하다.
도 1은 종래의 발사체 분리시스템의 분리 시점 확인 장치의 ON/OFF 스위치 회로를 나타내는 도면이다.
도 2는 발사체 후방에 장착된 저항 배열을 나타내는 도면이다.
도 3은 도 2의 ON/OFF 스위치 회로의 등가 회로를 나타내는 도면이다.
도 4는 원격측정(TLM) 송신 장치의 기능 블럭도이다.
도 5는 원격측정(TLM) 송신 장치의 신호 조건 증폭기(Signal Conditioning Amplifier)에 구성된 브릿지 회로(저항 값을 전압 값으로 변환시키는 브리지 회로)를 나타낸 도면이다.
도 6은 체결기구 4개인 분리장치의 분리 시점 확인 장치를 나타내는 도면이다.
도 7은 추진기관 점화 시간 및 발사체 사출 시점을 나타내는 그래프이다.
도 8은 발사체와 추진기관의 분리 시점을 나타내는 그래프이다.
이하, 본 발명의 바람직한 실시예를 첨부된 도면을 참조하여 구성 및 동작을 상세하게 설명한다.
본 발명의 발사체 추진기관 분리 시점 확인 장치는 발사체(미사일, 로켓)의 추진기관과 발사체를 연결하고, 각 단 분리장치의 체결기구; 상기 체결기구에 연결되는 전기적 도선(T_E+, T_E-); 상기 체결기구 전체 개수 이상의 각각 다른 복수의 저항(R1~R5); 및 상기 복수의 저항의 값을 각 상황에 따른 전압 값으로 변환하여 무선으로 송신하는 발사체의 원격측정(TLM) 송신 장치로 구성되고, 상기 원격측정(TLM) 송신 장치는 복수의 저항(R1~R5)의 합성 저항 값을 입력받아 전압값으로 변환하여 디지털 신호로 출력하는 데이터 수집 유닛(Data Acquistion Unit); 상기 데이터 수집 유닛에서 출력된 변환된 전압값에 해당하는 디지털 신호를 전송하는 지상의 원격측정(TLM) 수신 장치로 전송하는 데이터 전송 유닛(Data Transmitting Unit)로 구성된다.
본 발명의 발사체 추진기관 분리 시점 확인 장치에 따르면, 상기 체결기구는 개수만큼 전기적 도선과 각각 전기적으로 연결되어야 하며 분리시 체결기구의 파단으로 전기적 연결이 끊어지는 것을 특징으로 한다.
상기 체결기구는 상기 발사체(미사일, 로켓)의 발사시, 나사로써 분리력에 의해 체결나사가 파단되는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 발사체 추진기관 분리 시점 확인 장치에 따르면, 상기 전기적 도선에 연결된 복수의 저항들(R1-R5)은 각 체결기구의 연쇄적인 파단시 다른 전압 값을 낼 수 있도록 각 저항 값의 차이가 큰 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명의 발사체 추진기관 분리 시점 확인 장치에 따르면, 상기 전기적 도선은 발사체 안에 장착된 원격측정(TLM) 송신 장치와 연결되어 비행중이나 지상시험시 무선으로 지상에 전압 값의 변화를 전송해 주는 것을 특징으로 한다.
이하, 일실시예로 발사체 추진기관의 분리장치의 체결기구 개수가 4개인 경우 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 발사체 추진기관 분리장치를 설명하면 다음과 같다.
도 2는 발사체 후방에 장착된 저항 배열을 나타내는 도면이다.
도 3은 도 2의 ON/OFF 스위치 회로의 등가 회로를 나타내는 도면이다.
도 2는 발사체 후방에 장착된 저항 배열이고, T_E+/T_S+, T_E-는 발사체의 원격측정(TLM: Telemetry) 송신 장치의 브리지 회로의 Rm 단자에 연결된다. 발사체 사출 전에는 발사체의 동체와 추진 기관이 체결되는 부분이 모두 연결되어 있으므로, 저항 Rm은 도 3과 같은 등가 저항을 가진다. 반면, 발사체 사출 후에는 체결 부위가 모두 떨어져나감으로써 전기적으로 open(저항 무한대) 된다.
만약, 발사체의 추진 기관에 의해 발사체 후방에 가해지는 힘이 고르게 가해지지 않으면, 발사체 동체와 추진기관의 접점들이 떨어져나가는 시점이 각각 달라지고, 그에 따른 저항 값의 변화도 있을 것이다. 발사체 사출 후 접점들이 완전히 떨어져 나갈 때까지 나타낼 수 있는 저항 값의 종류는
Figure pat00001
(n은 접점 수)이고, n=4일 때, 경우에 따른 저항 Rm은 표1과 같다.
Figure pat00002
도 4는 원격측정(TLM) 송신 장치의 기능 블럭도를 나타낸다.
발사체 분리 시스템의 분리 시점 확인 장치는 발사체(미사일, 로켓)의 추진기관과 발사체를 연결하고, 각 단 분리장치의 체결기구; 상기 체결기구에 연결되는 전기적 도선(T_E+, T_E-); 상기 체결기구 전체 개수 이상의 각각 다른 복수의 저항(R1~R5); 및 각 상황에 따른 저항 값을 전압 값으로 변환하여 무선으로 송신하는 발사체의 원격측정(TLM) 송신 장치를 포함하고,
원격측정(TLM) 송신 장치는, 복수의 저항(R1~R5)의 합성 저항 값을 입력받아 전압값으로 변환하여 디지털 신호로 출력하는 데이터 수집 유닛(Data Acquistion Unit)(10); 상기 데이터 수집 유닛(Data Acquistion Unit)에서 출력된 변환된 전압값에 해당하는 디지털 신호를 FM 신호로 전송하는 지상의 원격측정(TLM) 수신 장치로 전송하는 데이터 전송 유닛(Data Transmitting Unit)(20)로 구성된다.
상기 데이터 수집 유닛(Data Acquistion Unit)(10)은 상기 복수의 저항(R1~R5)의 합성 저항 값에 해당하는 아날로그 신호 입력(Analog Signal input)과 디스크리트 신호 입력(Discrete Signal input)을 수신받아 전압값으로 변환하고, 다양한 외부 입력 신호의 크기를 PCM 인코더의 정격 이력 범위내 (+/-5V)로 조절하는 신호 조건 증폭기(Signal Conditioning Amplifier)(11); 0V, +5V의 기준 전압원을 공급하는 기준 전압 소스(Reference Voltage Source)(12); 및 상기 기준 전압 소스(12)로부터 기준 전압을 입력받고, 상기 신호 조건 증폭기(Signal Conditioning Amplifier)(11)로부터 상기 복수의 저항(R1~R5)의 합성 저항 값에 해당하는 전압값(아날로그 신호) 및 디스크리트 신호를 수신받아 샘플링 주파수(400Hz, 800Hz, 1600Hz)에 의해 측정된 전압값에 해당하는 디지털 신호로 출력하도록, 입력되는 각각의 신호들을 채널당 10bit의 디지털 신호로 변환되고, 변환된 신호들을 다시 serial 형태로 묶은 NRZ-L 신호 형태로 FM 송신기로 전송하는 PCM 인코더(PCM Encoder)(13)로 구성된다.
상기 PCM 인코더(13)는 분리 시점 확인을 위한 원격측정(TLM) 송신 장치의 샘플링 레이트는 400Hz 이상인 것을 사용하는 것을 특징으로 한다.
상기 데이터 전송 유닛(Data Transmitting Unit)(20)은 상기 데이터 수집 유닛(Data Acquistion Unit)(10)의 상기 PCM 인코더(13)로부터 디지털 부호화된 출력을 입력받아 FM 방식으로 변조 및 증폭하여 변조된 FM 신호를 제공하는 FM 송신기(FM Transmitter)(21); 및 상기 FM 송신기(21)로부터 입력된 변조된 FM 신호를 탑재용 안테나에 초고주파 신호를 출력하여 지상의 원격측정(TLM) 수신 장치로 전송하는 RF 전력 분리기(RF Power divider)(22)로 구성된다.
신호 조건 증폭기(Signal Conditioning Amplifier)는 다양한 외부 입력 신호의 크기를 PCM 인코더의 정격 이력 범위내 (+/-5V)로 조절하는 역할을 한다. PCM 인코더에 입력되는 각각의 신호들은 채널당 10bit의 디지털 신호로 변환되고, 변환된 신호들은 다시 serial 형태로 묶은 NRZ-L 신호 형태로 FM 송신기에 입력으로 전송된다.
FM 송신기는 PCM Encoder의 디지털 부호화된 출력을 받아 FM 방식으로 변조/증폭하여 탑재용 안테나에 초고주파 신호를 출력하여 지상의 원격측정(TLM) 수신 장치로 전송한다.
발사체 분리 시점 확인 방법은 (a) 발사체 추진기관의 분리 시험 확인 장치인 원격측정(TLM) 송신 장치의 데이타 수집 유닛(Data Acquistion Unit)의 각 단자(T_E+.T_E-)에서 측정되는 합성저항을 측정하는 단계; (b) 신호 조건 증폭기(Signal Conditioning Amplifier)에 의해 상기 측정된 합성저항을 전압 값으로 변환하는 단계; (c) PCM 인코더에 의해 전압 값을 측정하여 A/D 변환하여 데이터 전송 유닛(Data Transmitting Unit)의 FM 송신기(FM Transmitter)에 의해 FM 신호로 변조하여 RF 전력 분리기(RF Power divider)를 통해 상기 PCM 인코더에 의해 측정된 전압 값을 지상 원격측정(TLM) 수신 장치로 전송하는 단계; 및 (d) 지상 원격측정(TLM) 수신 장치로 수신된 상기 PCM 인코더에 의해 측정된 전압 값을 수신받고, 측정된 전압 값의 변동에 의해 분리 시점을 확인하는 단계를 포함한다.
상기 분리 시점을 확인하는 단계에서, 분리 시점 확인을 위한 상기 원격측정(TLM) 송신 장치의 샘플링 레이트는 400Hz 이상인 것을 특징으로 한다.
상기 분리 시점을 확인하는 단계에서, 분리 시점 확인을 위한 원격측정(TLM) 송신 장치의 샘플링 레이트는 400Hz, 800Hz, 1600Hz인 것을 사용하는 것을 특징으로 한다.
도 5는 원격측정(TLM) 송신 장치의 신호 조건 증폭기(signal conditioning amplifier)에 구성된 브리지 회로이다.
표 1에서 나타낸 것과 같이 발사체와 추진기관 간의 각각의 체결 부위가 분리되는 것에 따른 저항값 Rm이 되고, Rm에 의한 브릿지 회로의 출력 Vo는 식 (1)로 계산 가능하다. 브리지 회로의 출력 Vo는 증폭기 또는 감쇄기를 거쳐, PCM Encoder의 정격 입력 범위 내로 신호가 조절되고, PCM Encoder와 FM 송신기를 통해 특정한 디지털 신호로 변환되어, 무선으로 지상 장비로 전송된다. 지상 장비는 원격측정장비로부터 실시간으로 수신한 데이터와 식(2)를 이용하여, 저항 값 Rm을 역추산할 수 있다. 따라서 발사체의 사출 전/후, 어느 환경에서도 발사체와 추진기관 간의 분리 시점을 확인할 수 있다.
Figure pat00003
상기 추진기관 분리 시점 확인 장치의 개념을 발사체에 장착하여 비행시험을 수행하였다. 분리장치는 총 4개의 체결나사가 장착되어 있고 분리력에 의해 체결나사가 파단되는 방식이다.
도 6은 상기의 장치를 적용하여 발사체에 장착된 분리 시점 확인 장치이다. 총 5개의 저항(R1,R2,R3,R4,R5)이 연결되어 체결나사에 각각의 전기적 도선이 연결된다.
도 7은 추진기관 점화 시간 및 발사체 사출 시점을 나타내는 그래프이다.
도 8은 발사체와 추진기관의 분리 시점을 나타내는 그래프이다.
도 7과 8은 비행시험시 발사체와 추진기관의 분리 시점을 확인한 데이터이다. 추진기관 점화 신호가 발생한 시점으로부터 약 50ms 이후에 발사체와 추진기관의 체결 부위가 분리 시작되면서, 약 5ms 이내에 완전히 분리됨을 확인할 수 있다.
본 시험에서는 원격측정(TLM) 송신 장치가 체결 부위의 저항 측정을 200Hz (5ms)로 샘플링하여 데이터를 처리하였으므로, 5ms 동안 실제 어떤 이벤트가 일어났는지는 정확하게 알 수 없다. 즉, 본 시험에서는 추진기관 점화 신호 발생 이후에 모든 체결 부위가 동시에 분리되었는지 그렇지 않으면, 각 체결 부위가 5ms 동안 각각 다른 시간에 분리되었는지는 확인하기 어렵다.
하지만, 원격측정(TLM) 송신 장치에서 발사체와 추진기관의 분리 시점을 확인하기 위한 채널을 400Hz, 800Hz, 1600Hz로 PCM 인코더의 샘플링 레이트(sampling rate)를 높이면, 각각의 체결 부위의 분리 시점을 보다 정확하게 확인 가능하다. 따라서, 제안하는 체결부위의 분리 시점 확인 장치를 통해 추진기관에 의해 가해지는 힘의 unbalance 정도에 따라 추진기관과 인접한 구성품과 초기 비행 안정성에 미치는 영향 분석에 기초 자료가 될 것이다.
이상에서 설명한 바와 같이, 발사체의 후방에 설치되어 최소한의 공간과 비용으로 정확한 분리 시점을 확인할 수 있도록 하는 것에 대하여 설명하였으나, 다단로켓이나 다단구조의 발사체에도 상기한 기술을 응용할 수 있다.
이상에서 설명한 바와 같이, 본 발명의 바람직한 실시예를 참조하여 설명하였지만, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진자가 하기의 특허청구범위에 기재된 본 발명의 기술적 사상 및 영역으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서 본 발명을 다양하게 수정 또는 변형하여 실시할 수 있다.
10: 데이터 수집 유닛 11: 신호 조건 증폭기
12: 기준 전압 소스 13: PCM 인코더
20: 데이터 전송 유닛 21: FM 송신기
22: RF 전력 분리기

Claims (12)

  1. 발사체 단 분리시 분리 시험 확인 장치에 있어서,
    발사체(미사일, 로켓)의 추진기관과 발사체를 연결하고, 각 단 분리장치의 체결기구;
    상기 체결기구에 연결되는 전기적 도선(T_E+, T_E-);
    상기 체결기구 전체 개수 이상의 각각 다른 복수의 저항(R1~R5); 및
    상기 복수의 저항의 값을 각 상황에 따른 전압 값으로 변환하여 무선으로 송신하는 발사체의 원격측정(TLM) 송신 장치;
    를 포함하는 발사체 분리 시스템의 분리 시험 확인 장치.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 체결기구는,
    개수만큼 전기적 도선과 각각 전기적으로 연결되고 분리시 체결기구의 파단으로 전기적 연결이 끊어지는 것을 특징으로 하는 발사체 분리 시스템의 분리 시험 확인 장치.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 체결기구는,
    상기 발사체(미사일, 로켓)의 발사시, 나사로써 분리력에 의해 체결나사가 파단되는 것을 특징으로 하는 발사체 분리 시스템의 분리 시험 확인 장치.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 복수의 저항(R1~R5)은,
    각 체결기구의 연쇄적인 파단시, 다른 전압 값을 낼 수 있도록 각 저항 값의 차이가 큰 것을 특징으로 하는 발사체 분리 시스템의 분리 시험 확인 장치.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 전기적 도선은
    상기 발사체 안에 장착된 상기 원격측정(TLM) 송신 장치와 연결되어 비행중이나 지상시험시 무선으로 지상에 전압 값의 변화를 전송해 주는 것을 특징으로 하는 발사체 분리 시스템의 분리 시험 확인 장치.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 원격측정(TLM) 송신 장치는,
    상기 복수의 저항(R1~R5)의 합성 저항 값을 입력받아 전압값으로 변환하여 디지털 신호로 출력하는 데이터 수집 유닛(Data Acquistion Unit);
    상기 데이터 수집 유닛(Data Acquistion Unit)에서 출력된 변환된 전압값에 해당하는 디지털 신호를 FM 신호로 전송하는 지상의 원격측정(TLM) 수신 장치로 전송하는 데이터 전송 유닛(Data Transmitting Unit);
    을 포함하는 발사체 분리 시스템의 분리 시험 확인 장치.
  7. 제6항에 있어서,
    상기 데이터 수집 유닛은,
    상기 복수의 저항(R1~R5)의 합성 저항 값에 해당하는 아날로그 신호 입력(Analog Signal input)과 디스크리트 신호 입력(Discrete Signal input)을 수신받아 전압값으로 변환하고, 다양한 외부 입력 신호의 크기를 PCM 인코더의 정격 이력 범위내 (+/-5V)로 조절하는 신호 조건 증폭기(Signal Conditioning Amplifier);
    0V, +5V의 기준 전압원을 공급하는 기준 전압 소스(Reference Voltage Source); 및
    상기 기준 전압 소스로부터 기준 전압을 입력받고, 상기 신호 조건 증폭기(Signal Conditioning Amplifier)로부터 상기 복수의 저항(R1~R5)의 합성 저항 값에 해당하는 전압값(아날로그 신호) 및 디스크리트 신호를 수신받아 샘플링 주파수(400Hz, 800Hz, 1600Hz)에 의해 측정된 전압값에 해당하는 디지털 신호로 출력하도록, 입력되는 각각의 신호들을 채널당 10bit의 디지털 신호로 변환되고, 변환된 신호들을 다시 serial 형태로 묶은 NRZ-L 신호 형태로 FM 송신기로 전송하는 PCM 인코더(PCM Encoder);
    를 포함하는 발사체 분리 시스템의 분리 시험 확인 장치.
  8. 제9항에 있어서,
    상기 PCM 인코더는,
    분리 시점 확인을 위한 원격측정(TLM) 송신 장치의 샘플링 레이트는 400Hz 이상인 것을 사용하는 것을 특징으로 하는 발사체 분리 시스템의 분리 시점 확인 장치.
  9. 제6항 또는 제7항에 있어서,
    상기 데이터 전송 유닛은.
    상기 데이터 수집 유닛(Data Acquistion Unit)의 PCM 인코더로부터 디지털 부호화된 출력을 입력받아 FM 방식으로 변조 및 증폭하여 변조된 FM 신호를 제공하는 FM 송신기(FM Transmitter); 및
    상기 FM 송신기로부터 입력된 변조된 FM 신호를 탑재용 안테나에 초고주파 신호를 출력하여 지상의 원격측정(TLM) 수신 장치로 전송하는 RF 전력 분리기(RF Power divider);
    를 포함하는 발사체 분리 시스템의 분리 시험 확인 장치.
  10. 발사체 분리 시점 확인 방법에 있어서,
    (a) 발사체 추진기관의 분리 시험 확인 장치인 원격측정(TLM) 송신 장치의 데이타 수집 유닛(Data Acquistion Unit)의 각 단자(T_E+.T_E-)에서 측정되는 합성저항을 측정하는 단계;
    (b) 신호 조건 증폭기(Signal Conditioning Amplifier)에 의해 상기 측정된 합성저항을 전압 값으로 변환하는 단계;
    (c) PCM 인코더에 의해 전압 값을 측정하여 A/D 변환하여 데이터 전송 유닛(Data Transmitting Unit)의 FM 송신기(FM Transmitter)에 의해 FM 신호로 변조하여 RF 전력 분리기(RF Power divider)를 통해 상기 PCM 인코더에 의해 측정된 전압 값을 지상 원격측정(TLM) 수신 장치로 전송하는 단계; 및
    (d) 지상 원격측정(TLM) 수신 장치로 수신된 상기 PCM 인코더에 의해 측정된 전압 값을 수신받고, 측정된 전압 값의 변동에 의해 분리 시점을 확인하는 단계;
    를 포함하는 발사체 분리 시점 확인방법.
  11. 제10항에 있어서,
    상기 분리 시점을 확인하는 단계에서, 분리 시점 확인을 위한 상기 원격측정(TLM) 송신 장치의 샘플링 레이트는 400Hz 이상인 것을 특징으로 하는 발사체 분리 시점 확인 방법.
  12. 제10항에 있어서,
    상기 분리 시점을 확인하는 단계에서, 분리 시점 확인을 위한 원격측정(TLM) 송신 장치의 샘플링 레이트는 400Hz, 800Hz, 1600Hz인 것을 사용하는 것을 특징으로 하는 발사체 분리 시점 확인 방법.
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101528904B1 (ko) * 2015-01-12 2015-06-12 엘아이지넥스원 주식회사 시간 지연을 이용한 비행체 분리 제어 방법
KR101528903B1 (ko) * 2015-01-12 2015-06-12 엘아이지넥스원 주식회사 시간 지연을 이용한 비행체 분리 제어 장치
CN111638644A (zh) * 2020-05-13 2020-09-08 上海航天控制技术研究所 一种基于轴向过载的两级飞行器分离时刻判别方法

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR0161252B1 (ko) * 1995-12-21 1998-12-15 배순훈 원격 측정을 위한 신관 송신 시험장치
JPH10300393A (ja) * 1997-04-21 1998-11-13 Japan Radio Co Ltd 飛翔体発射装置および飛翔体分離判定方法
JPH10309986A (ja) * 1997-05-09 1998-11-24 Yazaki Corp 灯火系断線検出装置
KR200287578Y1 (ko) * 2002-05-29 2002-08-30 한국항공우주연구원 위성발사체용 너트 분리형 분리 볼트

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101528904B1 (ko) * 2015-01-12 2015-06-12 엘아이지넥스원 주식회사 시간 지연을 이용한 비행체 분리 제어 방법
KR101528903B1 (ko) * 2015-01-12 2015-06-12 엘아이지넥스원 주식회사 시간 지연을 이용한 비행체 분리 제어 장치
CN111638644A (zh) * 2020-05-13 2020-09-08 上海航天控制技术研究所 一种基于轴向过载的两级飞行器分离时刻判别方法

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