KR20140113922A - 항공 전자 센서용 검사 장치 및 항공 전자 센서의 검사 방법 - Google Patents

항공 전자 센서용 검사 장치 및 항공 전자 센서의 검사 방법 Download PDF

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항공 전자 센서(avionic sensor)용 검사 장치는 헬리콥터, 적어도 하나의 항공 전자 센서를 갖춘 항공 전자 센서 검사 포드(avionic sensor test pod) 및 헬리콥터에 검사 포드를 연결하는 케이블 현수 시스템(cable suspension system)을 포함한다.

Description

항공 전자 센서용 검사 장치 및 항공 전자 센서의 검사 방법{TEST APPARATUS FOR AVIONIC SENSORS AND METHOD OF TESTING AVIONIC SENSORS}
본 발명은 항공 전자 센서(avionic sensors)용 검사 장치 및 항공 전자 센서의 검사 방법에 관한 것이다.
알려진대로, 내장된 많은 항공 기기는 이용하기 위해 설치되기 전 검사 동작을 필요로한다. 특히, 전파 센서(radar sensors) 및 다른 항공 전자 센서는 목적에 맞게 변경될 수 있는, 항공기에 장착된 제공된 포드(pods)를 이용하여 비행 중에 검사될 수 있다. 이 방식으로, 장치가 설계되는 효과적인 이용 조건과 유사한 조건으로 장치의 기능을 검사하는 기회를 가지는 것으로 예상된다.
일반적으로, 항공 전자 센서용 검사 포드(test pods)는 예를 들어 군사용 항공기의 경우, 탱크 또는 무기 대신에 항공기의 날개에 고정된다.
이러한 타입의 검사 포드는 효과적이나, 일반적으로 상당한 비용을 수반하며, 가끔 베어링이 어렵다. 사실상, 이러한 목적을 위하여 적합한 항공기의 구입 또는 장기 대여는 매우 비싸다. 또한, 아음속기(subsonic plane)의 날개에 연결된 검사 포드 또는 초음속기(supersonic plane)의 날개에 연결된 검사 포드는 비행 중 위기 상황을 방지하기 위하여 엄격한 공기 역학 및 중량 조건을 만족시켜야 한다. 이러한 조건으로 설계되는 포드에 관련된 실제 비용외에 종종 동시에 하나 이상의 센서를 검사할 수 없다. 따라서, 검사 동작은 길고 복수의 항공편을 필요로 하여 비용이 비싸다.
대안적으로, 검사되는 센서는 검사를 수행하도록 변경된 항공기에 직접 설치될 수 있다. 그러나, 항공기의 유지 및 변경 비용은 이 경우에도 매우 높다.
본 발명의 목적은 항공 전자 센서용 검사 장치 및 기술된 제한을 극복할 수 있으며 알려진 검사 포드로 야기된 것 보다 낮은 비용으로 항공 전자 센서가 검사되는 것을 허용하는 항공 전자 센서의 검사 방법에 관한 것이다.
본 발명에 따라, 항공 전자 센서의 검사 장치 및 항공 전자 센서의 검사 장치는 각각 청구항 제 1항 및 제 12항에 정의된대로 제공된다.
본 발명의 이해를 돕기 위하여, 실시예가 비제한 예시 및 첨부된 도면을 참조하여 기술될 것이다:
도 1는 본 발명의 실시에 따르며 항공 전자 센서 검사 포드를 포함하는 항공 전자 센서용 검사 장치의 측면도이다;
도 2는 도 1의 항공 전자 센서 검사 포드의 평면도이다;
도 3는 도 1의 항공 전자 센서 포드의 길이 방향 평면(longitudinal plane)에 따른 도식적인 부분 측면도이며,
도 4는 도 1의 항공 전자 센서용 검사 장치의 일부의 단순화된 블럭 다이어그램이다.
도 1~도3을 참고하여, 참고 번호 1로 전체적으로 나타낸 항공 전자 센서용 검사 장치는 헬리콥터(2) 및 케이블 현수 시스템(cable suspension system, 4)에 의해 상기 헬리콥터(2)에 연결된 항공 전자 센서 검사 포드(avionic sensor test pod, 3)를 포함한다. 특히, 케이블 현수 시스템(4)은 주케이블(main cable, 5) 및 복수의 로프(6)를 포함하며, 각각 하나의 로프는 주케이블(5) 및 포드(3)의 각각의 장착 포인트 사이에 연결된다.
한 실시예에서, 본선(5)은 헬리콥터(2)에 내장된 윈치(winch)(단순화를 위해 미도시된)에 고정될 수 있는 금속 케이블(metal cable)이다.
포드(3)는 검사되는 하나 이상의 항공 전자 센서가 내장된 케이싱(casing, 7)을 포함한다(도 3).
케이싱(7)(도 1~3)은 노즈(nose, 7a)로 정의된 단부가 유선형인 연장된 박스형 몸체(elongated box-like body)의 형상을 가진다. 케이싱(7)은 예를 들어 알루미늄, 강철, 섬유 유리(fibreglass), 탄소 섬유 또는 다른 유사 물질로 형성될 수 있다.
노즈(7a)의 반대쪽 단부에서, 케이싱(7)은 비행 중, 특히 요축 주위에서 포드(3)의 회전을 방지하는 꼬리 어셈블리(tail assembly, 8)를 갖춘다.
한 실시예에서, 꼬리 어셈블리(8)는 주요 핀(main fin, 10)(도 1 및 도 3), 추가 핀(11)(도 1 및 도 2) 및 안정 장치(stabilizers, 12)(도 2)를 포함한다. 주요 핀(10) 및 안정 장치(12)는 케이싱(7)에 직접 고정된다. 추가 핀(11)은 케이싱(7)의 꼬리에서 뒤쪽으로 돌출하는 지지 바(support bar, 13)의 한 단부에 대신 배치된다. 또한, 추가 핀(11)이 지지되어서, 추가핀(11)은 주요 핀(10)에 일렬로 정렬된다.
이전에 언급된대로, 포드(3)의 케이싱(7)은 케이블 현수 시스템(4)에 대한 복수의 장착 포인트(도 1에 참고 번호 15로 나타낸)를 갖춘다.
여기에 기술된 실시예에서, 장착 포인트(mounting points, 15)는 케이싱(7)의 상면(upper face, 7b)에 고정된 링(rings)이며, 각각 하나의 장착 포인트는 케이블 현수 시스템(4)의 각각의 로프(6)의 한 단부를 수용한다. 예를 들어 여기에 도시되지 않은 스프링 캐치(spring catch) 또는 급속 링크 커넥터(quick link connector)에 의해 장착 포인트(15)에 로프(6)가 연결된다. 장착 포인트(15)가 분포되어서 포드(3)는 비행 중 균형을 이룬다.
또한, 케이싱(7)은 여기에 기술된 실시예에서 하면(lower face, 7c)의 바깥쪽으로 연장된 레이돔(radome, 17)을 포함한다. 레이돔(17)은 강성 물질(rigid material)로 형성된 돔(dome)에 의해 형성되며, 실질적으로 검사되는 전파 센서(radar sensor)의 작동 주파수대(frequency band), 예를 들어 약 200~1500MHz에서 전자기 방사선(electromagnetic radiation)을 통과시킨다. 레이돔(17)은 예를 들어 다층 구조의 케블러(multi-layered Kevlar) 유리 및 벌집 구조(honeycomb structure)로 형성되며, 하기에 기술되는 대로 레이더 안테나(radar antenna)가 내부에 내장되는 형상이다.
한 실시예에서, 케이싱(7) 내부에 포함된 항공 전자 센서는 레이더 시스템(18) 및 작전적 또는 전략적 타입의 전기 광학 시스템(electro-optical system, 20)을 포함한다.
레이더 시스템(18)은 레이돔(17) 내부에 장착된 레이더 안테나(21) 및 케이싱(7) 내부에 배치되고 레이터 안테나(21)에 연결된 레이더 처리 모듈(radar processing module, 22)을 포함한다.
전기 광학 시스템(20)은 광학창(24)에 가까운, 케이싱(7)의 전방부(forward portion)에 배치되며, 먼 거리(약 수십 킬로미터)에서 광학적 판독을 가능하게 한다.
기술된 센서는 비 제한적인 예시로 언급되었다. 포드(3)는 예를 들어 초분광(hyperspectral), IRST, FLIR, 위성 데이터-링크(satellite data-link) 및 LOS 센서와 같이 언급된 것 뿐 아니라 그 대신에 SIGINT 및 전자전 시스템 및 비콘 응답기(beacon transponders)를 포함한다.
센서 이외에, 보조 장치(auxiliary devices)는 도 2에 도식적으로 나타낸대로 및 도 1에 부분적으로 나타낸대로 케이싱(7) 내부에 내장된다.
보조 장치는 전원(electric power source, 25), 전력 공급 장치(power supply unit, 26), 네비게이션 시스템(navigation system, 27), 고속 데이터 로거(high-speed data logger) 및 통신 인터페이스(communications interface, 28)을 포함한다. 이 외에, 한 실시예에서, 포드(3)는 헬리콥터(2)에 내장되어 배치된 외부 전원(31)을 연결하는 전기 커넥터(30)를 포함한다. 두 번째 경우에서, 전력 케이블(power cable, 32)은 주케이블(5)을 따라 전원(31) 및 커넥터 사이에서 구동된다.
전력 공급 장치(26), 예를 들어 인버터(inverter)는 헬리콥터(2e)에 내장된 내부 전원(25) 또는 전원(30)에 의해 제공된 전기 공급을 변환하며, 변환된 전기를 사용자(센서 및 보조 장치)에게 할당한다.
또한 케이싱(7) 내부에 배치된 통신 인터페이스(33)는 헬리콥터(2)에 내장되어 배치된 처리 장치(processing unit, 35)와 통신하여 포드(3)의 항공 전자 센서를 결합시키며, 수용된 데이터를 처리하고 판독 결과를 표시하는 센서를 제어하도록 형성되며, 특히 검사 절차를 수행하도록 형성된다. 특히, 통신 인터페이스(33)는 헬리콥터(2) 및 헬리콥터(2)에 연결되는 포드(3)의 비행 중 오퍼레이터(operator)가 검사 절차를 수행할 수 있는 레이더 처리 모듈(22) 및 전기 광학 시스템(20)에 처리 장치(35)를 연결한다. 한 실시예에서, 통신 인터페이스(35)는 주케이블(5)를 따라 구동하는 네트워크 케이블(38)에 의해 처리 장치(35)에 연결된다. 대안적인 실시예에서, 통신 인터페이스(35) 및 처리 장치(35) 사이의 연결은 무선이다.
바람직하게, 기술된 포드는 항공 전자 센서의 검사 동작의 실질적인 비용 감소 및 이들의 수행을 단순화하는 것을 허용한다.
사실상, 케이블 현수 시스템에 의하여 연결되는 성향은 검사 동안 포드를 운송하는 항공기 대신에 헬리콥터를 이용하는 것을 허용한다.
항공기를 이용하여 시행된 공기 역학 조건으로 및 크기 및 중량 둘 다에 의하여 모든 제한이 극복된다. 또한, 실험 및 검사를 위해 변경된 항공기용 비행 자격 및 증명서가 필요하지 않다.
한편, 포드의 설계는 매우 단순하여 덜 비싸다. 사실상, 포드의 공기 역학 조건은 기초적인 것이며, 복잡한 계산을 필요로하지 않고 쉽게 직면할 수 있다. 종종 종래의 포드를 운송하는데 이용된 항공기는 어느 정도로 변경되야 한다. 그러나, 이러한 타입의 변경은 매우 부담스러우며 높은 검사 동작 비용을 야기한다. 헬리콥터에서 케이블 현수를 위한 포드의 경향은 다른 값비싼 변경의 필요성을 제거한다.
한편, 크기 및 중량으로 조금 엄격한 제한은 동시에 검사 동작의 준비에서 포드 내부에 내장된 더 많은 항공 전자 센서를 허용한다. 따라서, 다양한 항공 전자 센서는 동일한 비행 중에 검사될 수 있다. 이 방식으로, 검사 동작의 기간 및 복수의 센서를 검사하는데 필요한 비행편 수는 매우 감소된다.
다른 중요한 이점은 현수 시스템의 단순성을 따라 헬리콥터를 이용하는 유연성을 유도한다. 사실상, 헬리콥터는 실질적으로 어디든 착륙 및 이륙할 수 있고, 포드의 연결은 특정 수단 및 특정 기구 둘 다를 필요로 하지 않는다. 로프 연결 시스템은 헬리콥터가 비행중일 때 포드의 장착 포인트에 연결될 수 있다.
마지막으로, 첨부된 청구항에 정의된대로 본 발명의 보호 범위 안에서 여기에 기술되고 설명된 장치로 수정 및 변경될 수 있는 것은 명백하다.

Claims (13)

  1. 항공 전자 센서용 검사 장치로서,
    헬리콥터(helicopter, 2);
    적어도 하나의 상기 항공 전자 센서(avionic sensor)를 포함하는 항공 전자 센서 검사 포드(avionic sensor test pod, 3); 및
    상기 헬리콥터에 상기 검사 포드(3)를 연결하는 케이블 현수 시스템(cable suspension system, 4);을 포함하는, 항공 전자 센서용 검사 장치.
  2. 제 1항에 있어서,
    상기 항공 전자 센서 검사 포드(3)는 상기 헬리콥터(2)로부터 케이블이 현수되는 장착부(mounts, 15)를 가지는 케이싱(7)을 포함하며,
    상기 적어도 하나의 항공 전자 센서(18, 20)는 상기 케이싱(7)에 내장되는, 항공 전자 센서용 검사 장치.
  3. 제 2항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 항공 전자 센서(18, 20)는 레이더 안테나(radar antenna, 21)를 가지는 레이더 시스템(radar system, 18)을 포함하며,
    상기 케이싱(7)은 상기 레이더 안테나(21)를 내장하는 레이돔(17)을 포함하는, 항공 전자 센서용 검사 장치.
  4. 제 3항에 있어서,
    상기 레이더 안테나(21)에 연결되고 상기 케이싱(7)에 내장된 레이더 처리 모듈(radar processing module, 22)을 포함하는, 항공 전자 센서용 검사 장치.
  5. 제 3항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 항공 전자 센서(18, 20)는 전기 광학 시스템(electro-optical system, 20)을 포함하는, 항공 전자 센서용 검사 장치.
  6. 제 1항에 있어서,
    동시에 케이싱(7)에 내장된 복수의 항공 전자 센서(18, 20)을 포함하는, 항공 전자 센서용 검사 장치.
  7. 제 1항에 있어서,
    헬리콥터(2)에 내장된 처리 장치(35)를 포함하며,
    상기 처리 장치(35)는 상기 검사 포드(3)에서 상기 적어도 하나의 항공 전자 센서(18, 20)와 통신하도록 결합되며, 상기 적어도 하나의 항공 전자 센서(18, 20)에 검사 절차를 수행하도록 형성된, 항공 전자 센서용 검사 장치.
  8. 제 1항에 있어서,
    케이싱(7)은 연장되며, 꼬리 어셈블리(tail assembly, 8)를 가지는, 항공 전자 센서용 검사 장치.
  9. 제 8항에 있어서,
    상기 꼬리 어셈블리(8)는 주요 핀(10); 바람직하게 안정 장치(12); 및 바람직하게 케이싱(7)의 뒤쪽에 있고 상기 주요 핀(10)에 일렬로 정렬된 추가 핀(11);을 포함하는, 항공 전자 센서용 검사 장치.
  10. 제 1항에 있어서,
    상기 케이블 현수 시스템은 복수의 로프(6)를 포함하며,
    각각의 로프는 상기 검사 포드의 각각의 장착부(15)에 연결되고,
    주케이블(5)은 상기 헬리콥터(2)로 상기 로프(6)를 연결하는, 항공 전자 센서용 검사 장치.
  11. 제 1항에 있어서,
    상기 헬리콥터(2)에 내장된 외부 전원(31) 및 상기 외부 전원(31)에 연결되고 상기 검사 포드(3)로 연장되는 전력 케이블(32)을 포함하는, 항공 전자 센서용 검사 장치.
  12. 항공 전자 센서의 검사 방법으로서,
    검사 포드(3) 내부에 적어도 하나의 항공 전자 센서(18, 20)를 장착하는 단계;
    케이블 현수 시스템(4)을 통하여 헬리콥터(2)에 상기 검사 포드(3)를 연결하는 단계; 및
    상기 헬리콥터(2)에 의해 상기 검사 포드(3)를 들어올리는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는, 항공 전자 센서의 검사 방법.
  13. 제 12항에 있어서,
    비행 중에 상기 적어도 하나의 항공 전자 센서를 검사하는 단계를 포함하는, 항공 전자 센서의 검사 방법.
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