KR20180074184A - Apparatus for measuring insertion or removal ofguided air vehicle and method thereof - Google Patents

Apparatus for measuring insertion or removal ofguided air vehicle and method thereof Download PDF

Info

Publication number
KR20180074184A
KR20180074184A KR1020160178023A KR20160178023A KR20180074184A KR 20180074184 A KR20180074184 A KR 20180074184A KR 1020160178023 A KR1020160178023 A KR 1020160178023A KR 20160178023 A KR20160178023 A KR 20160178023A KR 20180074184 A KR20180074184 A KR 20180074184A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
frictional force
value
vehicle
guided vehicle
measuring
Prior art date
Application number
KR1020160178023A
Other languages
Korean (ko)
Other versions
KR101892727B1 (en
Inventor
백순철
Original Assignee
엘아이지넥스원 주식회사
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 엘아이지넥스원 주식회사 filed Critical 엘아이지넥스원 주식회사
Priority to KR1020160178023A priority Critical patent/KR101892727B1/en
Publication of KR20180074184A publication Critical patent/KR20180074184A/en
Application granted granted Critical
Publication of KR101892727B1 publication Critical patent/KR101892727B1/en

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41F—APPARATUS FOR LAUNCHING PROJECTILES OR MISSILES FROM BARRELS, e.g. CANNONS; LAUNCHERS FOR ROCKETS OR TORPEDOES; HARPOON GUNS
    • F41F3/00—Rocket or torpedo launchers
    • F41F3/04—Rocket or torpedo launchers for rockets

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

An embodiment of the present invention provides a guided flight vehicle launching apparatus for measuring a frictional force upon an insertion or a removal of a guided flight vehicle includes: a frictional force measuring sensor connected to one end of the guided flight vehicle to cause tensile deformation upon an insertion or a removal of the guided flight vehicle, and sensing a frictional force upon the insertion or the removal of the guided flight vehicle according to the degree of deformation; and a position measuring sensor for measuring a moved distance of the guided flight vehicle upon the insertion or the removal of the guided flight vehicle by sensing the number of revolutions of a winch. Thus, the apparatus periodically checks whether a problem has occurred in the apparatus and accurately detects a position of the problem.

Description

유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 장치 및 그 방법{APPARATUS FOR MEASURING INSERTION OR REMOVAL OFGUIDED AIR VEHICLE AND METHOD THEREOF}TECHNICAL FIELD [0001] The present invention relates to an apparatus and a method for measuring the distance between an object and an object,

본 발명은 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 장치 및 그 방법에 관한 것으로, 특히, 유도 비행체의 장입/장탈 시험을 통해 유도 비행체와 발사관 사이의 마찰력을 측정하여 임계치 이상의 마찰력 발생 여부 및 그 위치를 판단하는 장치 및 그 방법에 관한 것이다.The present invention relates to an apparatus and method for measuring the loading or unloading of an induction airplane, and more particularly, to an apparatus and method for measuring the friction force between an induction vehicle and a launching tube through charging / And a method thereof.

유도 비행체 발사 시스템은 유도비행체 체계에서 비행체의 발사와 관련된 일련의 절차들을 제어하는 시스템이다. 또한, 유도 비행체 발사 시스템은 임무 계획을 생성하고 생성된 임무계획에 따라 발사통제 장비 및발사 장치를 제어하여 유도 비행체에 대한 발사절차를 수행한다.Inductive flight system is a system that controls a series of procedures related to the launch of an aircraft in an induction system. In addition, the guidance vehicle launch system creates a mission plan and controls the launch control equipment and the launch device according to the generated mission plan, and executes the launch procedure for the guidance vehicle.

유도 비행체 발사 시스템에서 유도 비행체는 지령에 의해 목표물로 유도 가능한 로켓 추진식 발사체를 말한다.Inductive vehicles in an induction vehicle launch system are rocket propulsion vehicles that can be guided to a target by command.

이러한 유도 비행체는 관성 유도 방식 또는 추적 유도 방식에 따라 목표물까지의 방향과 거리가 계산되면 계산된 방향과 거리에 따라 비행 특성 조절을 통해 목표물로 유도된다.When the direction and distance to the target are calculated according to the inertial induction method or the tracking induction method, the guided vehicle is guided to the target by controlling the flight characteristics according to the calculated direction and distance.

이러한 유도 비행체가 발사관으로부터 발사될 때 발생하는 마찰력이 예측되는 값의 범위를 초과하는 경우, 오차가 발생하여 유도 비행체 발사 시스템의 계산 결과에 따라 유도 비행체가 목표물에 정확히 발사될 수 없다는 문제점이 있다. If the friction force generated when the guided vehicle is fired from the launching tube exceeds the range of the predicted value, an error occurs and the guided vehicle can not be fired accurately according to the calculation result of the guided vehicle launch system.

그러나, 종래 유도 비행체 발사 시스템의 경우, 유도 비행체의 장입/장탈 시 발생되는 단순한 힘의 크기만을 측정할 수 있을 뿐이어서, 유도 비행체 발사 장치의 문제 발생 여부의 정확한 점검이 어렵다는 문제가 있다.However, in the conventional induction vehicle launching system, it is difficult to precisely check whether or not a problem occurs in the induction vehicle launch device, since only the magnitude of the force generated when the induction vehicle is loaded / unloaded can be measured.

선행문헌 1은 유도탄의 실제 운동과 유사한 데이터를 측정할 수 있도록 발사 고각을 자유로이 조절하고, 마찰력 효과를 고려하는 시험 장치를 제공하고 있으나, 이 경우에도, 유도 비행체의 실제 발사관 장입/장탈시 측정되는 마찰력 값 및 마찰력이 발생되는 위치 값을 정확히 산출할 수 없다는 문제점이 그대로 존재한다.The prior art document 1 provides a test apparatus which freely adjusts the angle of fire and freely adjusts the frictional force so that data similar to the actual motion of the missile can be measured. In this case, however, The frictional force value and the position value at which the frictional force is generated can not be accurately calculated.

선행문헌 1: 한국 등록특허공보 제10-0750947호 (2007.08.14등록)Prior Art 1: Korean Patent Registration No. 10-0750947 (registered on Aug. 14, 2007)

본 발명의 목적은 전술한 종래기술의 문제점을 해결하기 위한 것으로, 유도 비행체의 장입/장탈 시, 발생하는 마찰력과 각 마찰력이 측정되는 발사관의 위치를 측정함으로써, 유도 비행체 발사 장치의 문제 발생 여부를 주기적으로 점검하고, 문제 발생 위치를 정확하게 검출할 수 있도록 하는 것이다.It is an object of the present invention to solve the above problems of the prior art and to provide a method and apparatus for measuring a frictional force and a position of a tube for measuring frictional force when charging / It is periodically checked and the problem occurrence position can be accurately detected.

본 발명의 다른 목적은, 유도 비행체의 발사 동작 수행 전, 유도 비행체 장입/장탈 시험을 통해, 마찰력의 임계값 초과 여부를 확인함으로써, 유도 비행체 발사 시 발생할 수 있는 문제를 조기에 발견하고,효율적으로 해결할 수 있도록 하는 것이다.Another object of the present invention is to provide a method and apparatus for detecting a problem that may occur when an induction air vehicle is fired by detecting a frictional force exceeding a threshold value through an induction air vehicle charging / So that it can be solved.

상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 일 실시예에 따르면, 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 마찰력을 측정하는, 유도 비행체 발사 장치에 있어서, 상기 유도 비행체의 일단에 연결되어 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시인장 변형이 발생하고, 상기 변형 정도에 따라 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시의 마찰력을 센싱하는, 마찰력 측정 센서; 및 권양기의 회전 수를 센싱하여, 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시, 상기 유도 비행체가 움직인 이동 거리를 측정할 수 있도록 하는, 위치 측정 센서를 포함하는, 유도 비행체 발사 장치가 제공된다.According to an aspect of the present invention, there is provided an induction vehicle launching apparatus for measuring a frictional force at the time of loading or unloading an induction vehicle, the induction vehicle launch device comprising: A frictional force measuring sensor for detecting a frictional force at the time of loading or unloading of the guide vehicle according to the degree of deformation; And a position measuring sensor for sensing the number of revolutions of the win- dow and making it possible to measure a moving distance of the guided vehicle when the guided vehicle is charged or removed.

상기 마찰력 측정 센서는, 상기 유도 비행체의 움직임에 따라,인장 변형이 이루어지는 금속 물질로 구성되고, 상기 금속 물질의 변형에 따른 저항 값의 변화 또는 전압 값의 변화를 감지하는 것을 특징으로 하는,유도 비행체 발사 장치가 제공된다.Wherein the friction force measuring sensor is constituted by a metallic material which is subjected to tensile deformation in accordance with the motion of the guided vehicle and detects a change in resistance value or a change in voltage value due to the deformation of the metallic material, A launch device is provided.

상기 위치 측정 센서는, 고정된 영구 자석 물질;및 상기 고정 영구 자석 물질과 이격되어 복수개의 자성 물질 톱니들로 구성되는 톱니 바퀴 형태의 물체를 포함하는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 발사 장치가 제공된다.Wherein the position measuring sensor comprises a fixed permanent magnet material and a gear wheel shaped object spaced apart from the fixed permanent magnet material and composed of a plurality of magnetic material teeth .

상기 위치 측정 센서는, 상기 권양기의 회전에 의해 상기 각 톱니들이 상기 고정 영구 자석 물질을 지날 때 발생되는 신호의 수를 센싱하여, 상기 발생되는 신호의 수와 상기 각 톱니 간 거리의 곱을 통해, 상기 유도 비행체의 이동 거리를 산출할 수 있도록 하는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 발사 장치가 제공된다.Wherein the position measuring sensor senses the number of signals generated when each of the toothed wheels passes the fixed permanent magnet material by rotation of the win- dow and calculates a difference between the number of generated signals and the inter- So that the travel distance of the guided vehicle can be calculated.

상기 위치 측정 센서는, 상기 산출된 유도 비행체의 이동 거리 및 발사관의 길이 관계를 기반으로, 상기 마찰력이 센싱된 위치를 산출할 수 있도록 하는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 발사 장치가 제공된다.Wherein the position measuring sensor is capable of calculating a position where the frictional force is sensed based on a relationship between the calculated travel distance of the guided vehicle and the length of the tube.

상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 다른 실시예에 따르면, 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 마찰력을 점검하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템에 있어서, 금속 물질의 변형에 따른 저항 변화를 이용하여, 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 발사관에 가해지는 힘을 센싱하는, 마찰력 측정 센서; 권양기의 회전 수를 감지하여, 상기 유도 비행체의 이동 거리를 센싱하는, 위치 측정 센서; 상기 마찰력 측정 센서 또는 상기 위치 측정 센서에서 센싱된 값을 수신하여, 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시, 상기 발사관에 작용하는 마찰력 또는 상기 유도 비행체의 이동 거리 값을 계산하는 신호값 산출부; 및 상기 신호값 산출부에서 계산된 유도 비행체의 이동 거리 값 및 기 측정된 상기 발사관의 길이 정보를 기반으로, 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시, 발생하는 마찰력의 발생 위치 값을 산출하는 분석부를 포함하는,유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템이 제공된다.According to another aspect of the present invention, there is provided a system for measuring the frictional force at the time of loading or unloading an induction vehicle, A friction force measuring sensor which senses the force applied to the tube during charging or disembarking of an induction vehicle; A position measuring sensor for sensing the number of revolutions of the winch and sensing the moving distance of the guide vehicle; A signal value calculating unit for receiving a sensed value from the friction force measuring sensor or the position measuring sensor and calculating a frictional force acting on the launch tube or a travel distance value of the guided vehicle when the guided vehicle is charged or removed; And an analysis unit for calculating a generation position value of a frictional force generated when the guide vehicle is charged or detached based on the travel distance value of the guide body calculated in the signal value calculation unit and the measured length information of the launch tube A system for measuring the loading or unloading of an induction vehicle is provided.

상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시, 계산된 마찰력 데이터, 상기 유도 비행체의 이동 거리 데이터, 또는 상기 분석부에서 산출된 상기 마찰력 발생 위치 값을 수신하여 디스플레이 하는 디스플레이부를 포함하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템이 제공된다.And a display unit for receiving and displaying the calculated frictional force data, the travel distance data of the guided vehicle, or the frictional force generating position value calculated by the analyzing unit when the guided vehicle is charged or removed, System is provided.

상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시, 계산된 마찰력이 임계치 이상의 값을 나타내는 경우, 경고음을 발생하는 경고음 발생부를 포함하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템이 제공된다.And a warning sound generating unit for generating a warning sound when the calculated frictional force shows a value greater than or equal to a threshold value at the time of loading or unloading the guided vehicle.

상기 경고음 발생부는, 상기 임계치 이상의 마찰력이 측정된 상기 발사관의 위치에서 경고음을 발생시키는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템이 제공된다.Wherein the warning sound generating unit generates a warning sound at a position of the launch tube at which the frictional force equal to or higher than the threshold value is measured.

상기 분석부는, 상기 신호값 산출부에서 계산된 마찰력 값을 수신하여, 상기 마찰력 값이 임계치 이상의 값을 나타내는 경우, 상기 디스플레이부에 경고 정보를 전송하여 상기 디스플레이부에서 디스플레이 할 수 있도록 하는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템이 제공된다.Wherein the analyzing unit receives the frictional force value calculated by the signal value calculating unit and transmits the warning information to the display unit so that the frictional force value can be displayed on the display unit when the frictional force value indicates a value equal to or larger than a threshold value A system for measuring the loading or unloading of an induction vehicle is provided.

상기 분석부는, 상기 신호값 산출부에서 계산된 마찰력 값을 수신하여, 상기 마찰력 값이 임계치 이상의 값을 나타내는 경우, 상기 경고음 발생부에 경고음 발생 명령 또는 상기 마찰력 발생 위치 값을 전송하는 것을 특징으로 하는 , 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템이 제공된다.Wherein the analyzing unit receives the frictional force value calculated by the signal value calculating unit and transmits a warning sound generating command or the frictional force generating position value to the warning sound generating unit when the frictional force value indicates a value that is equal to or larger than a threshold value , And a system for measuring the loading or unloading of an induction vehicle is provided.

상기 분석부는, 상기 신호값 산출부에서 계산된 마찰력 값을 수신하여, 상기 마찰력 값이 임계치 이상의 값을 나타내는 경우, 상기 유도 비행체의 발사 동작을 제어하는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템이 제공된다.Wherein the analysis unit receives the frictional force value calculated by the signal value calculation unit and controls the firing operation of the guided vehicle when the frictional force value indicates a value equal to or larger than a threshold value, / RTI >

본 발명의 또 다른 실시예에 따르면, 유도 비행체 발사 장치에 유도 비행체를 장입 또는 장탈 시, 발사관에 작용하는 마찰력을 측정하는 방법에 있어서, 상기 유도 비행체의 일단에 연결된 마찰력 측정 센서의 저항 변화 또는 전압 변화를 측정하는 단계; 발사관 레일에 부착된 권양기의 회전 수를 센싱하여, 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 이동 거리를 측정하는 단계;상기 측정된 저항 변화 또는 전압 변화를 기반으로 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 마찰력을 산출하는 단계; 상기 측정된 유도 비행체의 이동 거리와 상기 발사관의 길이를 토대로, 상기 마찰력이 발생된 위치 값을 산출하는 단계; 및 상기 산출된 마찰력 값이 임계치 이상의 값을 나타내는 경우, 상기 유도 비행체 발사 장치에 문제가 발생하였음을 판단하는 단계를 포함하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 방법이 제공된다.According to another embodiment of the present invention, there is provided a method for measuring a frictional force acting on a launch tube when an induction vehicle is loaded or unloaded into an induction vehicle launch device, the method comprising the steps of: Measuring a change; Sensing the number of revolutions of the winch attached to the tube rail and measuring a moving distance of the guided vehicle during loading or unloading of the guided vehicle, calculating frictional force when loading or unloading the guided vehicle based on the measured resistance change or voltage change ; Calculating a position value at which the frictional force is generated based on the measured travel distance of the guided vehicle and the length of the launch tube; And judging that a problem has occurred in the guidance object launching apparatus when the calculated frictional force value is equal to or more than a threshold value.

따라서, 본 발명의 실시예에 따르면, 유도 비행체의 장입/장탈 시, 발생하는 마찰력과 각 마찰력이 측정되는 발사관의 위치를 측정함으로써, 유도 비행체 발사 장치의 문제 발생 여부를 주기적으로 점검하고, 문제 발생 위치를 정확하게 검출할 수 있다.Therefore, according to the embodiment of the present invention, by measuring the frictional force generated when the guided vehicle is loaded / unloaded and the position of the launch tube where the frictional force is measured, it is periodically checked whether the problem of the guided vehicle launch device occurs, The position can be accurately detected.

또한, 본 발명의 일 실시예에 따르면, 유도 비행체의 발사 동작 수행 전, 유도 비행체 장입/장탈 시험을 통해, 마찰력의 임계값 초과 여부를 확인함으로써, 유도 비행체 발사 시 발생할 수 있는 문제를 조기에 발견하고, 효율적으로 해결할 수 있다.Also, according to the embodiment of the present invention, by checking whether the frictional force exceeds the threshold value through the test of the charging / discharging of the induction air vehicle before the launching operation of the guided air vehicle, And can solve it efficiently.

도1은 본 발명의 일 실시예에 따른 유도 비행체 장입/장탈 측정 시스템의 개략적인 구성을 도시한 블록도이다.
도2는 본 발명의 일 실시예에 따른 유도 비행체 발사 장치의 구조를 개략적으로 도시한 도면이다.
도3은 본 발명의 일 실시예에 따른 유도 비행체 발사 장치의 위치 측정 센서 구조를 도시한 도면이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 유도 비행체 장입/장탈 측정 방법을 시간에 따라 도시한 흐름도이다.FIG. 1 is a block diagram showing a schematic configuration of a system for measuring and controlling the loading / unloading of an induction vehicle according to an embodiment of the present invention.
2 is a schematic view illustrating the structure of an induction vehicle launch device according to an embodiment of the present invention.
3 is a view illustrating a structure of a position measuring sensor of an induction vehicle launching apparatus according to an embodiment of the present invention.
FIG. 4 is a flowchart illustrating a method for measuring the loading / unloading of an induction vehicle according to an exemplary embodiment of the present invention. Referring to FIG.

본 발명과 본 발명의 동작상의 이점 및 본 발명의 실시에 의하여 달성되는 목적을 충분히 이해하기 위해서는 본 발명의 바람직한 실시예를 예시하는 첨부 도면 및 첨부 도면에 기재된 내용을 참조하여야만 한다. In order to fully understand the present invention, operational advantages of the present invention, and objects achieved by the practice of the present invention, reference should be made to the accompanying drawings and the accompanying drawings which illustrate preferred embodiments of the present invention.

이하, 첨부한 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예를 설명함으로써, 본 발명을 상세히 설명한다. 그러나, 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며, 설명하는 실시예에 한정되는 것이 아니다. 그리고, 본 발명을 명확하게 설명하기 위하여 설명과 관계 없는 부분은 생략되며, 도면의 동일한 참조부호는 동일한 부재임을 나타낸다. BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION Hereinafter, the present invention will be described in detail with reference to the preferred embodiments of the present invention with reference to the accompanying drawings. However, the present invention can be implemented in various different forms, and is not limited to the embodiments described. In order to clearly describe the present invention, parts that are not related to the description are omitted, and the same reference numerals in the drawings denote the same members.

명세서 전체에서, 어떤 부분이 어떤 구성요소를 “포함” 한다고 할 때, 이는 특별히 반대되는 기재가 없는 한 다른 구성요소를 제외하는 것이 아니라, 다른 구성요소를 더 포함할 수 있는 것을 의미한다. 또한, 명세서에 기재된“...부”, “...기”, “모듈”, “블록” 등의 용어는 적어도 하나의 기능이나 동작을 처리하는 단위를 의미하며, 이는 하드웨어나 소프트웨어 또는 하드웨어 및 소프트웨어의 결합으로 구현될 수 있다.Throughout the specification, when an element is referred to as " including " an element, it does not exclude other elements unless specifically stated to the contrary. The terms "part", "unit", "module", "block", and the like described in the specification mean units for processing at least one function or operation, And a combination of software.

도1은 본 발명의 일 실시예에 따른 유도 비행체 장입/장탈 측정 시스템의 개략적인 구성을 도시한 블록도이다.FIG. 1 is a block diagram showing a schematic configuration of a system for measuring and controlling the loading / unloading of an induction vehicle according to an embodiment of the present invention.

도 1을 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 유도 비행체 장입/장탈 측정 시스템은 유도 비행체 발사 장치(100), 신호값 산출부(200), 분석부(300), 디스플레이부(400) 및 경고음 발생부(500)를 포함할 수 있다.Referring to FIG. 1, the system for measuring the loading / unloading of an inductive object according to an embodiment of the present invention includes an induction object launch device 100, a signal value calculation unit 200, an analysis unit 300, a display unit 400, And a generating unit 500.

유도 비행체 발사 장치(100)는 비행체를 발사시키기 위한 장치로서, 관성 유도 방식 또는 추적 유도 방식을 이용하여 발사대로부터 유도 비행체를 이탈시키는 장치로서, 발사 이전에 유도 비행체를 발사관 내에서 고정하도록 구성된다.The induction vehicle launch device 100 is a device for launching an air vehicle, and is an apparatus for releasing an induction vehicle from an launching platform by using an inertial induction method or a tracking induction method, and is configured to fix an induction air vehicle in a launch tube before launching.

상기 유도 비행체는 지령에 의해 목표물로 유도 가능한 로켓 추진식 발사체로서, 유도탄을 포함하는 개념이다. 이러한 유도 비행체는 관성 유도 방식 또는 추적 유도 방식에 따라 목표물까지의 방향과 거리가 계산되면 계산된 방향과 거리에 따라 비행 특성 조절을 통해 목표물로 유도된다.The guided vehicle is a rocket-propelled vehicle capable of being guided to a target by command, and includes a guided vehicle. When the direction and distance to the target are calculated according to the inertial induction method or the tracking induction method, the guided vehicle is guided to the target by controlling the flight characteristics according to the calculated direction and distance.

일 실시예에 따른 유도 비행체 발사 장치(100)는 마찰력 측정 센서(110) 및 위치 측정 센서(120)를 포함할 수 있는데, 상기 두 센서를 통해 유도 비행체를 발사대에 장입 또는 장탈 할 때 발사관 레일에 가해지는 힘과 마찰력이 커지는 구간의 위치 및 거리를 측정할 수 있다.The guidance vehicle launching apparatus 100 according to an embodiment may include a friction force measuring sensor 110 and a position measuring sensor 120. When the guide vehicle is loaded or unloaded through the two sensors, The position and distance of the section where the applied force and the frictional force are increased can be measured.

본 발명의 실시예에 따른 유도 비행체 발사 장치(100)는 유도 비행체의 장입 또는 장탈시의 마찰력을 측정함으로써, 유도 비행체 발사시 발사관 레일에 가해지는 마찰력을 사전에 점검하기 위한 시험을 수행할 수 있다.The guided vehicle launch apparatus 100 according to the embodiment of the present invention can perform a test for checking the frictional force applied to the launch tube rail in advance when the guided vehicle is launched by measuring the frictional force at the time of loading or unloading the guided vehicle .

마찰력 측정 센서(110)는 유도 비행체의 움직임에 따라 발사관 레일에 가해지는 힘, 즉, 마찰력을 측정하는 센서로서, 마찰력 측정 센서(110)에서 측정된 마찰력이 일정 값 이상을 초과할 경우, 유도 비행체 발사 시 문제가 발생할 것을 예측할 수 있도록 한다.When the frictional force measured by the frictional force measuring sensor 110 exceeds a predetermined value, the frictional force measuring sensor 110 measures the force applied to the tube rail, that is, the frictional force, Make it possible to predict that problems will occur when launching.

위치 측정 센서(120)는 유도 비행체의 움직임에 따른 유도 비행체 이동 거리를 측정할 수 있어 마찰력 측정 구간의 거리 또는 그 위치를 산출할 수 있도록 한다.The position measurement sensor 120 can measure the distance traveled by the guided vehicle in accordance with the movement of the guided vehicle, thereby calculating the distance or the position of the frictional force measuring section.

이에 따라, 본 발명의 실시예에 따른 유도 비행체 발사 장치(100)는 유도 비행체 발사 시 발사대에 가해지는 마찰력을 측정할 수 있을 뿐만 아니라, 문제 발생 예측 및 문제 발생 위치 산출을 함으로써, 유도 비행체 발사 수행 이전에 사전 점검 및 문제점 해결을 가능하게 한다.Accordingly, the guided vehicle firing device 100 according to the embodiment of the present invention not only can measure the frictional force applied to the launching platform when the guided vehicle is fired, but also predicts the occurrence of the problem and calculates the position of the problem occurrence, It enables advance checking and troubleshooting before.

신호값 산출부(200)는 마찰력 측정 센서(110) 또는 위치 측정 센서(120)에서 센싱되어 발생되는 신호값을 수신하여 마찰력 또는 유도 비행체의 이동 거리를 계산할 수 있다.The signal value calculation unit 200 may receive the signal value generated by sensing the friction force measurement sensor 110 or the position measurement sensor 120 and calculate the travel distance of the friction force or the guidance flight vehicle.

일 실시예에 따른 신호값산출부(200)는 아두이노(Arduino)를 통해 마찰력 측정 센서(110) 또는 위치 측정 센서(120)로부터 입력값을 받아들이고, 분석부(300), 디스플레이부(400) 또는 경고음 발생부(500)로의 출력을 제어할 수 있다.The signal value calculation unit 200 according to an embodiment receives an input value from the friction force measurement sensor 110 or the position measurement sensor 120 through an Arduino and transmits the input value to the analysis unit 300, Or the output to the warning sound generating unit 500 can be controlled.

즉, 신호값산출부(200)는 마찰력 측정 센서(110)에서 센싱된 저항 또는 전압 변화에 따라 유도 비행체와 발사대 간의 마찰력을 산출하고, 위치 측정 센서(120)로부터의 신호 값을 계산하여 장입/장탈시유도 비행체가 움직인 거리를 산출할 수 있다.That is, the signal value calculation unit 200 calculates the friction force between the guide body and the launch pad according to the resistance or voltage change sensed by the friction force measurement sensor 110, calculates the signal value from the position measurement sensor 120, It is possible to calculate the distance that the guided vehicle moves when a piece is taken.

본 발명의 일 실시예에 따른 분석부(300)는 신호값산출부(200)로부터 산출된 마찰력 또는 유도 비행체 이동 거리 값을 수신하여 유도 비행체의 발사시 문제점을 예측하고 문제 발생 위치 등을 판단할 수 있다.The analysis unit 300 according to an embodiment of the present invention receives the frictional force or the derived distance traveled distance value calculated from the signal value calculation unit 200 and predicts a problem when the guidance flight vehicle fires and determines a problem occurrence position or the like .

구체적으로, 일 실시예에 따른 분석부(300)는 신호값산출부(200)에서 수신된 마찰력 또는 이동 거리 값을 데이터베이스화 하여 통계적 분석을 수행할 수도 있고, 유도 비행체 발사에 허용되는 마찰력의 최대치, 즉, 임계값을 설정할 수도 있다.Specifically, the analysis unit 300 according to an embodiment may perform statistical analysis by converting the frictional force or the movement distance value received by the signal value calculation unit 200 into a database, and may perform a statistical analysis, That is, a threshold value.

분석부(300)는 신호값산출부(200)에서 수신된 유도 비행체의 장입/장탈시 이동 거리를 기반으로 각각의 마찰력 값들이 측정된 위치를 산출할 수 있다.The analysis unit 300 may calculate the positions where the frictional force values are measured on the basis of the travel distance of the guided vehicle received by the signal value calculation unit 200 during loading / unloading.

본 발명의 실시예에 따른 유도 비행체 발사 장치(100)의 발사관은 고정된 값으로서,기 측정된 발사관의 길이와, 각각의 마찰력 측정시 산출된 유도 비행체의 이동 거리를 통해,상기 발사관에 대한 유도 비행체의 위치를 알 수 있다.The launch tube of the induction vehicle launch device 100 according to the embodiment of the present invention is a fixed value and is a fixed value which is determined by the length of the measured launch tube and the distance of travel of the guidance vehicle calculated at the time of measuring each frictional force, You can see the location of the flight.

또한, 분석부(300)는 신호값산출부(200)에서 산출된 유도 비행체 장입/장탈 마찰력 값을 디스플레이부(400)에 출력할 수 있으며, 상기 마찰력 값이 기 설정된 임계치 이상의 값에 해당할 경우, 디스플레이부(400) 또는 경고음 발생부(500)에 경고 정보 또는 경고음 발생 명령을 전송할 수 있다.The analyzing unit 300 may output the value of the charged / discharged traction frictional force calculated by the signal value calculating unit 200 to the display unit 400. When the frictional force value is equal to or greater than a predetermined threshold value The display unit 400, or the warning sound generating unit 500. In this case,

뿐만 아니라, 분석부(300)는 신호값산출부(200)로부터 각 마찰력 값이 측정된 발사대의 위치 값을 수신함으로써, 유도 비행체의 장입/장탈시 임계치 이상의 마찰력이 가해진 발사대 위치 및 이동 거리를 분석하고, 디스플레이부(400)에 출력할 수 있다.In addition, the analyzer 300 receives the position value of the launch pad measured by the value of the frictional force from the signal value calculator 200, thereby analyzing the position of the launch pad and the travel distance at which the frictional force exceeding the threshold value is applied at the time of charging / And output it to the display unit 400.

본 발명의 일 실시예에 따른 분석부(300)는 유도 비행체 발사 장치(100)의 장입/장탈 측정 시험을 통해 임계치 이상의 마찰력 값이 산출된 경우, 유도 비행체 발사 동작을 제어할 수도 있다.The analyzing unit 300 according to an embodiment of the present invention may control the guided vehicle firing operation when a frictional force value equal to or larger than a threshold value is calculated through the loading / unloading measurement test of the guided vehicle launching apparatus 100. [

즉, 분석부(300)는 유도 비행체 발사 장치(100)에 유도 비행체 발사 명령이 수신된 경우라도, 임계치 이상의 마찰력 값이 측정됨에 따라, 유도 비행체 발사 동작에 문제 발생이 예측되는 경우, 발사 동작을 제어함으로써, 유도 비행체의 오발을 미연에 방지할 수 있다.That is, even when the induction vehicle launch command is received in the induction vehicle launch device 100, the analysis unit 300 may measure the frictional force value equal to or greater than the threshold value, It is possible to prevent the accidental flying of the guidance vehicle.

한편, 분석부(300)는 유도 비행체 발사 시험용 측정 값 산출을 위한 유도 비행체의 장입/장탈에 따른 마찰력 측정시, 일정 시간이 지연된 후 최초로 발생되는 마찰력에 대한 데이터를 필터링 할 수도 있는데, 이는, 정지 마찰력과 운동 마찰력에 기한 오차를 보정하기 위함이다.Meanwhile, the analysis unit 300 may filter the data on the friction force generated for the first time after a certain time delay when measuring the frictional force due to the loading / unloading of the guidance vehicle for calculating the measurement value for the test flight test, This is to correct errors due to frictional force and kinetic frictional force.

요약하면, 분석부(300)는 신호값산출부(200)에서 산출된 마찰력 데이터 또는 이동 거리 데이터를 수신하여, 유도 비행체의 위치 값을 산출하고,상기 데이터들을 통계적으로 분석하여 유도 비행체 발사시 문제 발생 여부를 조기에 판단할 수 있다. 또한, 분석부(300)는 데이터 분석 결과 및 문제 발생 여부를 디스플레이부(400) 또는 경고음 발생부(500)로 전달함으로써, 관리자 또는 사용자로 하여금 유도 비행체 발사 동작 전에 사전 점검, 문제점 인식 및 그 해결을 수행할 수 있도록 하고, 유도 비행체 발사 동작 제어 명령을 전송할 수 있다. In summary, the analysis unit 300 receives the friction data or the movement distance data calculated by the signal value calculation unit 200, calculates the position value of the guidance flight body, statistically analyzes the data, It is possible to judge early whether or not it occurs. In addition, the analysis unit 300 transmits the data analysis result and the occurrence of the problem to the display unit 400 or the warning sound generating unit 500, thereby allowing the manager or the user to perform a preliminary inspection, , And can transmit the guidance vehicle operation control command.

일 실시예에 따른 디스플레이부(400)는 분석부(300)로부터 수신된 데이터 값들을 출력 장치를 통해 디스플레이할 수 있다.The display unit 400 according to an exemplary embodiment may display data values received from the analysis unit 300 through an output device.

디스플레이부(400)는 본 발명의 일 실시예에 따른 유도 비행체의 장입/장탈 시험 시 측정된 마찰력 데이터, 각 마찰력 값이 측정된 위치 값 데이터, 및 유도 비행체가 움직인 이동 거리 데이터 등을 디스플레이할 수 있으며, 일 이상의 장입/장탈 시험에 대한 데이터 값들의 통계 분석 결과를 출력할 수도 있다.The display unit 400 displays the measured frictional force data at the time of the loading / unloading test of the guided vehicle according to the embodiment of the present invention, the measured position value data of the frictional force values, and the moving distance data moved by the guided vehicle And may also output statistical analysis results of data values for one or more charging / unloading tests.

또한, 임계치 이상의 마찰력 값 측정에 따라 분석부(300)로부터 문제 발생 정보가 수신된 경우, 디스플레이부(400)는 경고 정보를 출력함으로써, 관리자에게 유도 비행체 발사 장치(100)에 이상이 발생하였음을 알릴 수 있으며, 분석부(300)에서 자체적으로 유도 비행체 발사 동작 제어가 수행된 경우, 상기 발사 동작 제어 정보를 출력할 수도 있다.When the trouble occurrence information is received from the analysis unit 300 according to the frictional force value measurement not less than the threshold value, the display unit 400 outputs the warning information to the administrator so that an error occurs in the induction vehicle launch apparatus 100 And may output the fire operation control information when the analysis unit 300 itself performs the guidance flight operation control.

경고음 발생부(500)는 분석부(300)로부터 경고음 발생 명령을 수신하게 되면, 경고음을 발생시켜 유도 비행체 발사 장치(100)의 발사 동작 수행에 문제가 발생하였음을 경고할 수 있다.When receiving the warning sound generating command from the analyzing unit 300, the warning sound generating unit 500 generates a warning sound to warn that a problem occurs in performing the shooting operation of the guidance vehicle launching apparatus 100. [

이에 따라, 관리자는 유도 비행체 발사 장치(100)의 문제 발생 여부 및 그 위치를 즉각적으로 인지할 수 있으며, 이에 대한 신속한 조치를 취할 수 있다.Accordingly, the administrator can instantly recognize whether or not a problem occurs in the guidance vehicle launch device 100, and can promptly take measures against it.

본 발명의 일 실시예에 따른 경고음 발생부(500)는 유도 비행체 발사 장치(100) 외부에 구성될 수도 있으나, 다른 실시예에 따르면, 경고음 발생부(500)가 유도 비행체 발사 장치(100)의 내부에 구성됨으로써, 임계치 이상의 마찰력이 측정된 위치에서 경고음을 발생하도록 할 수도 있다.The warning sound generating unit 500 according to an embodiment of the present invention may be configured outside the guidance vehicle launch apparatus 100. According to another embodiment of the present invention, So that a warning sound can be generated at a position where the frictional force exceeding the threshold value is measured.

도 1에서는 신호값산출부(200), 분석부(300), 디스플레이부(400) 및 경고음 발생부(500)가 유도 비행체 발사 장치(100)와 별도로 구성되는 것을 도시하고 있으나, 본 발명의 다른 실시예에 따르면, 상기 신호값산출부(200), 분석부(300), 디스플레이부(400) 및 경고음 발생부(500)는 유도 비행체 발사 장치(100)와 일체적으로 구성될 수도 있다.1, the signal value calculation unit 200, the analysis unit 300, the display unit 400, and the beep sound generating unit 500 are separately configured from the induction vehicle launch apparatus 100, The signal value calculation unit 200, the analysis unit 300, the display unit 400, and the warning sound generating unit 500 may be integrally configured with the guidance vehicle launch apparatus 100 according to the embodiment.

도2는 본 발명의 일 실시예에 따른 유도 비행체 발사 장치(100)의 구조를 개략적으로 도시한 도면이다.2 is a view schematically showing the structure of an induction vehicle launch device 100 according to an embodiment of the present invention.

도 2를 참조하면, 유도 비행체 발사 장치(100)는 유도 비행체 고정 프레임에 부착되어 유도 비행체 일단에 연결되는 마찰력 측정 센서(110) 및 발사대의 발사관 레일 일단에 구비되는 위치 측정 센서(120)를 포함할 수 있다.2, the induction vehicle launch device 100 includes a friction force measurement sensor 110 attached to an induction vehicle fixed frame and connected to one end of an induction vehicle, and a position measurement sensor 120 provided at one end of a launch tube rail of the launch pad can do.

마찰력 측정 센서(110)는 물체로부터 가해지는 힘을 측정하는 센서로서, 본 발명의 실시예에 따른 유도 비행체의 장입 또는 장탈에 의한 움직임으로부터 발생하는 마찰력을 측정할 수 있다.The friction force measuring sensor 110 is a sensor for measuring a force applied from an object, and it is possible to measure a friction force generated from a motion caused by loading or unloading of an induction vehicle according to an embodiment of the present invention.

일 실시예에 따른 마찰력 측정 센서(110)는 스트레인 게이지(Strain Gauge)의 원리를 이용한 센서일 수 있는데, 상기 센서는 물체에 부착되어 물체가 외력으로 인해 변형될 때 상기 변형을 측정하는 측정기에 해당할 수 있다.The friction force measuring sensor 110 according to an embodiment may be a sensor using a principle of a strain gauge. The sensor may be attached to an object and corresponds to a measuring device that measures the strain when the object is deformed due to an external force can do.

환언하면, 발사대의 유도 비행체 고정 프레임에 부착된 마찰력 측정 센서(110)는 유도 비행체의 일단에 연결되어, 유도 비행체가 장입/장탈되는 경우, 즉, 유도 비행체의 움직임이 발생하면, 유도 비행체와 발사대 간의 마찰력을 측정할 수 있다.In other words, the friction force measuring sensor 110 attached to the guide frame fixed frame of the launching platform is connected to one end of the guided vehicle, and when the guided vehicle is charged / detached, that is, when the guided vehicle moves, Can be measured.

본 발명의 일 실시예에 따르면, 유도 비행체의 움직임에 따라 유도 비행체의 일단에 부착된 금속 성분의 마찰력 측정 센서(110)가 인장 변형을 받게 되고, 이와 같은 마찰력 측정 센서(110)의 변형으로 인해, 합금선은 인장 방향으로 길이가 증가하여 단면적이 감소함으로써, 전기 저항이 증가하게 된다.According to the embodiment of the present invention, the friction force measuring sensor 110 of the metal component attached to one end of the guided vehicle according to the motion of the guided vehicle is subject to tensile strain. Due to the deformation of the friction force measuring sensor 110 , The alloy wire is increased in length in the tensile direction and the cross-sectional area is decreased, thereby increasing the electrical resistance.

마찰력 측정 센서(110)는 이와 같은 저항의 변화에 비례하여 전압 또한 변하는 것을 이용해 상기 전압 변화량 또는 저항 변화량을 센싱함으로써, 상기 마찰력 측정 센서(110)에 가해지는 힘, 즉, 유도 비행체의 움직임에 따른 마찰력을 측정할 수 있다.The frictional force measuring sensor 110 senses the voltage change amount or the resistance change amount by using the change of the voltage in proportion to the change of the resistance, thereby detecting the force applied to the frictional force measuring sensor 110, that is, The friction force can be measured.

일 실시예에 따른 마찰력 측정 센서(110)는 브리지 회로(Bridge Circuit)를 이용한 힘 측정 센서일 수 있다.The frictional force measuring sensor 110 according to one embodiment may be a force measuring sensor using a bridge circuit.

유도 비행체 발사 장치 내, 유도 비행체 고정 프레임에 부착되어 있는 마찰력 측정 센서(110)는 유도 비행체 장입 시, 유도 비행체에 연결되며, 상기 유도 비행체에 연결되어 있던 마찰력 측정 센서(110)는 유도 비행체 장탈 시 유도 비행체로부터 분리될 수 있다.The friction force measuring sensor 110 attached to the guide frame fixing frame is connected to the guide body when the guide body is loaded and the friction force measuring sensor 110 connected to the guide body is mounted on the guide body Can be separated from the guidance vehicle.

본 발명의 실시예에 따른 위치 측정 센서(120)는 권양기의 회전 수를 감지하여 이동 거리를 측정하는 회전 수 감지 센서로 구성될 수 있다.The position measurement sensor 120 according to the embodiment of the present invention may be configured as a rotation number detection sensor for detecting the rotation number of the winch and measuring the movement distance.

위치 측정 센서(120)의 권양기 회전 수 센싱으로부터 유도 비행체의 이동 거리를 측정할 수 있으므로, 산출된 이동 거리를 통해 유도 비행체의 장입/장탈 동작시 발사대에서의 유도 비행체 위치 또한 산출할 수 있다.Since the travel distance of the guided vehicle can be measured from the win- dow rotation speed sensing of the position measuring sensor 120, the position of the guided vehicle at the launching platform can be calculated during the loading / unloading operation of the guided vehicle through the calculated travel distance.

유도 비행체 발사 장치(100)의 발사대의 길이는 고정 값에 해당하는 바, 유도 비행체의 이동 거리를 통해 각 시점에서의 유도 비행체 위치 값을 산출할 수 있으며, 이에 따라, 임계치 이상의 마찰력 측정시, 해당 마찰력이 발생되는 발사관 레일의 위치를 정확히 측정할 수 있다.Since the length of the launching rods of the guided vehicle launching apparatus 100 corresponds to a fixed value, it is possible to calculate the position of the guided vehicle at each point of view through the travel distance of the guided vehicle. Accordingly, The position of the tube rail on which the frictional force is generated can be accurately measured.

따라서, 유도 비행체 발사 장치(100)는 위치 측정 센서(120)에서 측정된 유도 비행체 이동 거리로부터 문제가 야기되는 발사관 레일의 위치를 검출할 수 있다.Therefore, the guidance vehicle launching apparatus 100 can detect the position of the tube rail caused by the travel distance of the guide body measured by the position measuring sensor 120. [

도3은 본 발명의 일 실시예에 따른 유도 비행체 발사 장치(100)의 위치 측정 센서(120) 구조를 도시한 도면이다.3 is a view showing the structure of a position measurement sensor 120 of an induction vehicle launch device 100 according to an embodiment of the present invention.

도 2에서 상술한 바와 같이, 위치 측정 센서(120)는 회전 수 감지 센서로 구성될 수 있다.일 실시예에 따른 위치 측정 센서(120)는 일 측면에 고정된 영구 자석 물질을 포함하고,타 측면에는 상기 고정 영구 자석 물질과 이격 되어 회전 운동을 하는 톱니 바퀴 모양의 물체를 포함할 수 있으며,상기 톱니 바퀴 모양의 물체에는선이 연결되어 있을 수 있다.또한,상기 톱니 바퀴를 구성하는 각각의 톱니들은 자성 물질로 이루어질 수 있다.2, the position measurement sensor 120 may be configured as a rotation number detection sensor. The position measurement sensor 120 according to an embodiment includes a permanent magnet material fixed to one side surface, The fixed permanent magnet material may include a cogwheel-shaped object spaced apart from the fixed permanent magnet material and rotating, and the cogwheel-shaped object may be connected to a line. The teeth may be made of magnetic material.

도 3을 참고하면, 위치 측정 센서(120)의 중심부에 영구 자석 성분의 철심을 삽입하여, 자성 물질의 톱니들로 구성되는 하단의 톱니 바퀴가 회전함에 따라, 톱니 철심이 상기 영구 자석 성분의 철심을 지나갈 때 변하는 자기장의 강도 변화를 측정함으로써, 권양기의 회전 수를 센싱할 수 있다.3, an iron core of a permanent magnet component is inserted into the center of the position measuring sensor 120, and as the lower gear of the magnetic material is rotated, a toothed iron core is inserted between the iron core of the permanent magnet component It is possible to sense the number of rotations of the win- dow.

즉, 위치 측정 센서(120)의 권양기를 회전시키면, 자성 물질의 각각의 톱니가 상기 영구 자석 성분의 철심을 지나갈 때마다 자기장 변화 신호가 발생되는데, 유도 비행체의 최초 장입 시, 위치 측정 센서(120)의 거리 측정기를 0으로 세팅한 후, 권양기를 회전시켜, 톱니가 지나갈 때 발생되는 신호의 수를 측정하여 유도 비행체의 거리를 산출할 수 있다.That is, when the winch of the position measuring sensor 120 is rotated, a magnetic field change signal is generated every time each tooth of the magnetic material passes through the iron core of the permanent magnet component. When the guided vehicle is charged for the first time, ) Is set to zero, and then the win- dow is rotated to measure the number of signals generated when the teeth pass, so that the distance of the guided vehicle can be calculated.

구체적으로, 위치 측정 센서(120)의 하단부를 구성하는 상기 톱니 바퀴의 각 톱니 사이 거리를 측정하고, 각각의 톱니가 상기 영구 자석 성분의 철심을 지나갈 때 발생하는 신호의 수를 측정하여, 상기 톱니 사이의 거리와 발생 신호의 수를 곱하면, 유도 비행체의 이동 거리를 산출할 수 있다.Specifically, the distance between each tooth of the toothed wheel constituting the lower end portion of the position measuring sensor 120 is measured, and the number of signals generated when each tooth passes the iron core of the permanent magnet component is measured, And the number of generated signals, the moving distance of the guided vehicle can be calculated.

요약하면, 위치 측정 센서(120)는 톱니 사이의 거리 및 톱니 회전에 따른 자기장 변화 신호의 수를 통해, 각 권양기 회전 수에 대하여권양기에 연결된 선이 움직인 길이를 산출함으로써, 유도 비행체의 장입/장탈 시 유도 비행체의 이동 거리, 마찰력이 커지는 구간 및 문제 발생 위치를 알 수 있다.In short, the position measuring sensor 120 calculates the length of movement of the line connected to the win- dow with respect to the number of rotations of the win- dow, through the distance between the teeth and the number of magnetic field change signals due to the tooth rotation, It is possible to know the moving distance of the guided vehicle, the section where the frictional force increases, and the location of the problem at the time of the disembarkation.

도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 유도 비행체 장입/장탈 측정 방법을 시간에 따라 도시한 흐름도이다.FIG. 4 is a flowchart illustrating a method for measuring the loading / unloading of an induction vehicle according to an exemplary embodiment of the present invention. Referring to FIG.

본 발명의 실시예에 따른 유도 비행체 장입/장탈 시스템은 유도 비행체와 발사관의 간섭으로 인한 장입/장탈의 어려움 또는 유도 비행체 발사시 발생할 수 있는 문제를 조기에 점검하기 위해 사전에 유도 비행체 장입/장탈 시험을 수행할 수 있다.The system for loading / unloading an induction body according to an embodiment of the present invention is a system for loading / unloading an induction body in advance in order to check the difficulties of loading / unloading due to interference between an induction body and a launching tube, Can be performed.

먼저, 유도 비행체 발사 장치의 발사관에 유도 비행체를 장입 또는 장탈한다(S410). First, the guided vehicle is loaded or unloaded into the launch tube of the guided vehicle launch device (S410).

유도 비행체가 장입 또는 장탈되면, 유도 비행체에 연결되어 있는 마찰력 측정 센서는 전압 변화 또는 저항 변화를 센싱한다(S420).When the guided vehicle is charged or detached, the friction force sensor connected to the guided vehicle senses a voltage change or a resistance change (S420).

또한, 유도 비행체 발사 장치의 위치 측정 센서는 권양기의 회전 수를 센싱함으로써, 위치 측정 센서를 구성하는 톱니 바퀴의 각 자성 물질의 톱니 간 거리 및 상기 권양기 회전 수를 기반으로 유도 비행체의 장입/장탈에 따라 유도 비행체가 이동한 거리를 측정할 수 있도록 한다(S430).In addition, the position measuring sensor of the induction vehicle launching device senses the number of revolutions of the win- dow, thereby detecting the distance between teeth of each magnetic material of the toothed wheel constituting the position measuring sensor, The distance traveled by the guidance vehicle is measured (S430).

이때, 위치 측정 센서는 유도 비행체 발사 장치에 유도 비행체가 최초로 장입되는 경우,거리 측정기를 0으로 조절하여,각 유도 비행체의 장입 또는 장탈시의 이동 거리를 정확히 측정할 수 있다.In this case, when the guided vehicle is loaded in the guided vehicle launcher for the first time, the position measuring sensor can accurately measure the moving distance of the guided vehicle during loading or unloading by adjusting the distance measuring device to zero.

상기 단계 S420 및 S430에서 센싱된 전압 변화 및 권양기 회전 수를 기반으로, 유도 비행체 장입/장탈 측정 시스템은 유도 비행체의 장입/장탈시 발생되는 마찰력 값을 산출할 수 있으며(S440), 각 마찰력 값이 측정될 때의 유도 비행체 위치 값을 산출할 수 있다(S450).Based on the voltage change sensed in steps S420 and S430 and the winch rotation speed, the system for measuring the charging / discharging performance of the guide body can calculate the frictional force value generated when charging / discharging the guided vehicle (S440) It is possible to calculate the position of the guided vehicle at the time of measurement (S450).

유도 비행체의 위치 값은, 기 측정된 발사관의 길이를 토대로,상기 단계 S430에서 측정된 이동 거리에 따라 측정될 수 있다.The position value of the guided vehicle can be measured in accordance with the moving distance measured in step S430 based on the length of the bullet tube measured in the past.

단계 S440에서 산출된 마찰력 값이 기 설정된 임계치 이상의 값을 나타내는 경우, 유도 비행체 장입/장탈 시스템은 유도 비행체 발사 장치의 문제 발생 여부를 판단할 수 있으며(S460), 상기 단계 S450에서 산출된 위치 값을 토대로 문제 발생 위치 또한 판단할 수 있다(S470).If the frictional force value calculated in step S440 indicates a value equal to or greater than a preset threshold value, the guidance-charging / unloading system can determine whether a problem has occurred in the guidance vehicle launching apparatus (S460), and the position value calculated in step S450 The location of the problem can also be determined on the basis of step S470.

유도 비행체 장입/장탈 측정 시스템은 유도 비행체 장입/장탈 시험에 따라 측정된 마찰력 값 또는 그 위치 값에 대한 데이터와 상기 데이터 분석 결과를 디스플레이할 수 있으며, 유도 비행체 발사 장치의 장입/장탈 또는 발사 동작에 문제 발생이 감지되는 경우에는 상기 문제 발생 정보 및 경고 정보를 디스플레이할 수 있고, 경고음을 출력할 수도 있다(S480).The guided vehicle loading / unloading measuring system can display the data of the frictional force value or the positional value measured according to the loading / unloading test of the guide body and the data analysis result, If the occurrence of the problem is detected, the trouble occurrence information and the warning information may be displayed and a warning sound may be output (S480).

이에 따라, 본 발명의 실시예에 따른 유도 비행체 장입/장탈 측정 방법은 주기적인 유도 비행체의 장입/장탈 시험을 통해, 유도 비행체 발사 시 발생될 수 있는 문제점을 조기에 발견하고, 즉각적인 조치를 취할 수 있도록 한다.Accordingly, the method for measuring the loading / unloading of the guided vehicle according to the embodiment of the present invention can detect the problems that may occur when the guided vehicle is fired at an early stage and take immediate action .

전술한 본 발명의 설명은 예시를 위한 것이며, 본 발명이 속하는 기술분야의 통상의 지식을 가진 자는 본 발명의 기술적 사상이나 필수적인 특징을 변경하지 않고서 다른 구체적인 형태로 쉽게 변형이 가능하다는 것을 이해할 수 있을 것이다. 그러므로 이상에서 기술한 실시예들은 모든 면에서 예시적인 것이며 한정적이 아닌 것으로 이해해야만 한다. 예를 들어, 단일형으로 설명되어 있는 각 구성 요소는 분산되어 실시될 수도 있으며, 마찬가지로 분산된 것으로 설명되어 있는 구성 요소들도 결합된 형태로 실시될 수 있다.It will be understood by those skilled in the art that the foregoing description of the present invention is for illustrative purposes only and that those of ordinary skill in the art can readily understand that various changes and modifications may be made without departing from the spirit or essential characteristics of the present invention. will be. It is therefore to be understood that the above-described embodiments are illustrative in all aspects and not restrictive. For example, each component described as a single entity may be distributed and implemented, and components described as being distributed may also be implemented in a combined form.

본 발명의 범위는 후술하는 특허청구범위에 의하여 나타내어지며, 특허청구범위의 의미 및 범위 그리고 그 균등 개념으로부터 도출되는 모든 변경 또는 변형된 형태가 본 발명의 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 한다.The scope of the present invention is defined by the appended claims, and all changes or modifications derived from the meaning and scope of the claims and their equivalents should be construed as being included within the scope of the present invention.

100 : 유도 비행체 발사 장치
110 : 마찰력 측정 센서
120 : 위치 측정 센서
200 : 신호값산출부
300 : 분석부
400 : 디스플레이부
500 : 경고음 발생부100: Inductive flight launcher
110: Friction measuring sensor
120: Position measuring sensor
200: Signal value calculation unit
300: Analysis section
400:
500:

Claims (13)

유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 마찰력을 측정하는, 유도 비행체 발사 장치에 있어서,
상기 유도 비행체의 일단에 연결되어 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 인장 변형이 발생하고, 상기 변형 정도에 따라 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시의 마찰력을 센싱하는, 마찰력 측정 센서; 및
권양기의 회전 수를 센싱하여, 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시, 상기 유도 비행체가 움직인 이동 거리를 측정할 수 있도록 하는, 위치 측정 센서를 포함하는, 유도 비행체 발사 장치.A guided vehicle launch device for measuring frictional force during loading or unloading of an induction vehicle,
A frictional force measuring sensor connected to one end of the guided vehicle to cause a tensile deformation when the guided vehicle is loaded or unloaded, and to sense frictional force when the guided vehicle is loaded or unloaded according to the degree of deformation; And
And a position measuring sensor for sensing the number of revolutions of the win- dow so as to measure a moving distance of the guided vehicle when the guided vehicle is charged or removed. 제1항에 있어서,
상기 마찰력 측정 센서는,
상기 유도 비행체의 움직임에 따라, 인장 변형이 이루어지는 금속 물질로 구성되고, 상기 금속 물질의 변형에 따른 저항 값의 변화 또는 전압 값의 변화를 감지하는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 발사 장치.The method according to claim 1,
Wherein the frictional force measuring sensor comprises:
Wherein the guide means is constituted by a metallic material in which the tensile deformation is performed according to the movement of the guide vehicle, and a change in resistance value or a change in voltage value due to the deformation of the metallic material is detected. 제1항에 있어서,
상기 위치 측정 센서는,
고정된 영구 자석 물질; 및
상기 고정 영구 자석 물질과 이격되어 복수개의 자성 물질 톱니들로 구성되는 톱니 바퀴 형태의 물체를 포함하는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 발사 장치.The method according to claim 1,
Wherein the position-
A fixed permanent magnet material; And
And an object in the form of a toothed wheel comprising a plurality of magnetic material teeth spaced apart from the fixed permanent magnet material. 제3항에 있어서,
상기 위치 측정 센서는,
상기 권양기의 회전에 의해 상기 각 톱니들이 상기 고정 영구 자석 물질을 지날 때 발생되는 신호의 수를 센싱하여, 상기 발생되는 신호의 수와 상기 각 톱니 간 거리의 곱을 통해, 상기 유도 비행체의 이동 거리를 산출할 수 있도록 하는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 발사 장치.The method of claim 3,
Wherein the position-
The number of signals generated when each of the cogs passes the fixed permanent magnet material by the rotation of the win- dow is sensed and the moving distance of the induction vehicle is multiplied by the product of the number of generated signals and the inter- So that it can be calculated. 제4항에 있어서,
상기 위치 측정 센서는,
상기 산출된 유도 비행체의 이동 거리 및 발사관의 길이 관계를 기반으로, 상기 마찰력이 센싱된 위치를 산출할 수 있도록 하는 것을 특징으로 하는,유도 비행체 발사 장치.5. The method of claim 4,
Wherein the position-
Wherein the guided vehicle launch device is capable of calculating a position where the frictional force is sensed based on a relationship between the calculated travel distance of the guided vehicle and the length of the launch tube. 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 마찰력을 점검하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템에 있어서,
금속 물질의 변형에 따른 저항 변화를 이용하여, 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 발사관에 가해지는 힘을 센싱하는, 마찰력 측정 센서;
권양기의 회전 수를 감지하여, 상기 유도 비행체의 이동 거리를 센싱하는, 위치 측정 센서;
상기 마찰력 측정 센서 또는 상기 위치 측정 센서에서 센싱된 값을 수신하여, 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시, 상기 발사관에 작용하는 마찰력 또는 상기 유도 비행체의 이동 거리 값을 계산하는 신호값산출부; 및
상기 신호값 산출부에서 계산된 유도 비행체의 이동 거리 값 및 기 측정된 상기 발사관의 길이 정보를 기반으로, 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시, 발생하는 마찰력의 발생 위치 값을 산출하는 분석부를 포함하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템.1. A system for measuring the load of an induction vehicle,
A friction force measuring sensor for sensing a force applied to the tube at the time of loading or unloading of the guidance vehicle using the resistance change caused by the deformation of the metal material;
A position measuring sensor for detecting the number of revolutions of the winch and sensing the moving distance of the guide vehicle;
A signal value calculating unit for receiving a sensed value from the friction force measuring sensor or the position measuring sensor and calculating a frictional force acting on the launch tube or a travel distance value of the guided vehicle when the guided vehicle is charged or removed; And
And an analyzer for calculating a position value of a frictional force generated when the guided vehicle is charged or removed based on the travel distance value of the guided vehicle calculated by the signal value calculator and the measured length of the launch tube, , A system for measuring or guiding flying objects. 제6항에 있어서,
상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시, 계산된 마찰력 데이터,상기 유도 비행체의 이동 거리 데이터,또는 상기 분석부에서 산출된 상기 마찰력 발생 위치 값을 수신하여 디스플레이 하는 디스플레이부를 포함하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템.The method according to claim 6,
And a display unit for receiving and displaying the calculated frictional force data, the travel distance data of the guided vehicle, or the frictional force generating position value calculated by the analyzing unit when the guided vehicle is charged or removed, system. 제6항에 있어서,
상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시, 계산된 마찰력이 임계치 이상의 값을 나타내는 경우, 경고음을 발생하는 경고음 발생부를 포함하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템.The method according to claim 6,
And a warning sound generating unit for generating a warning sound when the calculated frictional force is greater than or equal to a threshold value when the guide vehicle is charged or detached. 제8항에 있어서,
상기 경고음 발생부는,
상기 임계치 이상의 마찰력이 측정된 상기 발사관의 위치에서 경고음을 발생시키는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템.9. The method of claim 8,
Wherein the warning sound generating unit includes:
And a warning sound is generated at a position of the launch tube where the frictional force of the threshold value or more is measured. 제7항에 있어서,
상기 분석부는,
상기 신호값 산출부에서 계산된 마찰력 값을 수신하여, 상기 마찰력 값이 임계치 이상의 값을 나타내는 경우, 상기 디스플레이부에 경고 정보를 전송하여 상기 디스플레이부에서 디스플레이 할 수 있도록 하는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템.8. The method of claim 7,
The analyzing unit,
Wherein the control unit receives the frictional force value calculated by the signal value calculating unit and transmits the warning information to the display unit so that the frictional force value can be displayed on the display unit when the frictional force value indicates a value that is equal to or greater than a threshold value. Loading or detachment measurement system. 제8항 또는 제9항에 있어서,
상기 분석부는,
상기 신호값 산출부에서 계산된 마찰력 값을 수신하여, 상기 마찰력 값이 임계치 이상의 값을 나타내는 경우, 상기 경고음 발생부에 경고음 발생 명령 또는 상기 마찰력 발생 위치 값을 전송하는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템.10. The method according to claim 8 or 9,
The analyzing unit,
Wherein the control unit receives a frictional force value calculated by the signal value calculation unit and transmits a warning sound generation command or the frictional force generation position value to the warning sound generation unit when the frictional force value indicates a value of a threshold value or more. Or stolen measurement system. 제6항에 있어서,
상기 분석부는,
상기 신호값 산출부에서 계산된 마찰력 값을 수신하여, 상기 마찰력 값이 임계치 이상의 값을 나타내는 경우, 상기 유도 비행체의 발사 동작을 제어하는 것을 특징으로 하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 시스템.The method according to claim 6,
The analyzing unit,
Wherein the control unit receives the frictional force value calculated by the signal value calculation unit and controls the firing operation of the guided vehicle when the frictional force value indicates a value equal to or larger than a threshold value. 유도 비행체 발사 장치에 유도 비행체를 장입 또는 장탈 시, 발사관에 작용하는 마찰력을 측정하는 방법에 있어서,
상기 유도 비행체의 일단에 연결된 마찰력 측정 센서의 저항 변화 또는 전압 변화를 측정하는 단계;
발사관 레일에 부착된 권양기의 회전 수를 센싱하여, 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 이동 거리를 측정하는 단계;
상기 측정된 저항 변화 또는 전압 변화를 기반으로 상기 유도 비행체의 장입 또는 장탈 시 마찰력을 산출하는 단계;
상기 측정된 유도 비행체의 이동 거리와 상기 발사관의 길이를 토대로, 상기 마찰력이 발생된 위치 값을 산출하는 단계; 및
상기 산출된 마찰력 값이 임계치 이상의 값을 나타내는 경우, 상기 유도 비행체 발사 장치에 문제가 발생하였음을 판단하는 단계를 포함하는, 유도 비행체 장입 또는 장탈 측정 방법.A method of measuring a frictional force acting on a launch tube when an induction vehicle is charged or taken into an induction vehicle launch device,
Measuring a resistance change or a voltage change of a friction force measuring sensor connected to one end of the guide vehicle;
Sensing the number of revolutions of the winch attached to the tube rail and measuring the travel distance of the guided vehicle during loading or unloading;
Calculating frictional force at the time of loading or unloading of the guidance vehicle based on the measured resistance change or voltage change;
Calculating a position value at which the frictional force is generated based on the measured travel distance of the guided vehicle and the length of the launch tube; And
And judging that a problem has arisen in the guidance vehicle launching apparatus when the calculated frictional force value is greater than or equal to a threshold value.
KR1020160178023A 2016-12-23 2016-12-23 Apparatus for measuring insertion or removal ofguided air vehicle and method thereof KR101892727B1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020160178023A KR101892727B1 (en) 2016-12-23 2016-12-23 Apparatus for measuring insertion or removal ofguided air vehicle and method thereof

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020160178023A KR101892727B1 (en) 2016-12-23 2016-12-23 Apparatus for measuring insertion or removal ofguided air vehicle and method thereof

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20180074184A true KR20180074184A (en) 2018-07-03
KR101892727B1 KR101892727B1 (en) 2018-08-28

Family

ID=62918462

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020160178023A KR101892727B1 (en) 2016-12-23 2016-12-23 Apparatus for measuring insertion or removal ofguided air vehicle and method thereof

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR101892727B1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102205477B1 (en) * 2019-08-02 2021-01-20 엘아이지넥스원 주식회사 Apparatus and method for the insertion and removal of guided of air vehicle

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100713217B1 (en) * 2006-09-14 2007-05-02 국방과학연구소 Station for guided missile
KR100750947B1 (en) 2006-03-13 2007-08-22 국방과학연구소 Device and method for testing separation two cantilever type bodies
KR20140124890A (en) * 2012-04-24 2014-10-28 국방과학연구소 Measuring Equipment for Bore Erosion of Cannon Tube by Laser Displacement Sensor

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100750947B1 (en) 2006-03-13 2007-08-22 국방과학연구소 Device and method for testing separation two cantilever type bodies
KR100713217B1 (en) * 2006-09-14 2007-05-02 국방과학연구소 Station for guided missile
KR20140124890A (en) * 2012-04-24 2014-10-28 국방과학연구소 Measuring Equipment for Bore Erosion of Cannon Tube by Laser Displacement Sensor

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102205477B1 (en) * 2019-08-02 2021-01-20 엘아이지넥스원 주식회사 Apparatus and method for the insertion and removal of guided of air vehicle

Also Published As

Publication number Publication date
KR101892727B1 (en) 2018-08-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3354523B1 (en) Fault detection based on brake torque and temperature
HRP20221153T1 (en) Measuring system and measuring method for testing the catching device of an elevator
US8798817B2 (en) Methods and systems for requesting and retrieving aircraft data during flight of an aircraft
US10487683B2 (en) System for detecting an ephemeral event on a vane impeller of an aircraft engine
US8700235B2 (en) Estimation of a criterion of load to which a structural component of an aircraft is subjected, and assistance for the detection of a so-called “hard” landing by virtue of such a criterion
KR102427571B1 (en) Archery utilization monitoring system, monitoring device and monitoring method therefor
EP2686243B1 (en) Method and system for determining friction coefficient for an aircraft landing event
US7946165B2 (en) Over-speed, rough loads and hard landing detection system
CN104024070B (en) Method and apparatus for the brakes of the brake apparatus that monitors rail vehicle
CA2865181A1 (en) Methods and systems for aircraft health and trend monitoring
KR101892727B1 (en) Apparatus for measuring insertion or removal ofguided air vehicle and method thereof
US20200406483A1 (en) Malfunction-type determination device and malfunction-type determination method
US9697655B1 (en) Engine failure detection system
CN108139426A (en) For identifying the method for the failure of acceleration transducer and measuring system
US10495608B2 (en) System and method for detecting weakening of the adhesion strength between structural elements
CN105043759B (en) A kind of unmanned plane launcher detection method and device
CN108613819B (en) Test system
RU2502972C2 (en) Method to control tightness of spacecraft body in vacuum
RU2722400C1 (en) Method for diagnosis of glazing embedding of aircraft cockpit canopy
KR102198725B1 (en) Vehicle driving safety parts self-diagnostic apparatus
RU2365851C1 (en) Test bench to control aircraft missile starting device
US9483885B2 (en) Method for detecting a failure of at least one sensor onboard an aircraft implementing wind detection, and associated system
JP2009061901A (en) Monitoring method, and its device and program
CN113859307B (en) Vehicle running state detection method and device and vehicle
RU2564375C1 (en) Method to determine centre of mass of aircraft and device for realisation

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant