KR20240034402A - 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치 - Google Patents
발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치 Download PDFInfo
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Abstract
본 발명은 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치에 관한 것으로, 이를 위해 중량체를 고정하는 중량플레이트;와, 상기 중량플레이트가 적재되는 낙하부;와, 상기 낙하부에 의해 위치에너지가 발생될 수 있도록 지상에서 일정 높이로 낙하부를 위치시키는 지지프레임;과, 상기 지지프레임에 고정된 고정플레이트에 의해 직립고정되고, 낙하부에 연결되는 입력로드에 의해 낙하부의 무게와 중력가속도에 의한 위치에너지를 전달받아 작동유체를 가압하는 제1유압실린더;와, 상기 제1유압실린더와 연통되어 제1유압실린더 내의 작동유체을 안내하는 연결관체;와, 상기 연결관체와 연통되고, 제1유압실린더의 작동유체를 전달받아 실제 발사체의 추력에 대해 축소된 추력이 모사되는 출력로드를 갖는 제2유압실린더;와, 상기 제2유압실린더의 출력로드를 구속한 상태에서 선택적으로 구속을 해제시키는 트리거부;와, 상기 제2유압실린더의 출력로드에 결합되어 실제 발사체의 해당하는 추력이 모사되게 이륙하는 모형발사체; 및 상기 모형발사체와, 상기 모형발사체에 연결되는 단일의 지상 고정기구와, 상기 지상 고정기구를 테스팅하는 테스팅설비를 설치하기 위한 데크테이블;을 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다.
Description
본 발명은 발사체를 지상에서 기립되게 고정하는 지상 고정기구(Vehicle Holding Device, VHD)를 테스팅 하기 위해 발사체의 이륙과정에서 적절한 시점에 고정해제되는지를 검증하기 위한 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치에 관한 것으로, 보다 상세하게는 중량체의 무게와 중력가속도를 이용하여 중량체 대비 수배의 추력이 발생되도록 발사체를 모사하는 한편, 중량체를 이적재시키는 이적재수단을 구비하여 지상 고정기구의 지속적인 반복 실험을 가능하도록 한 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치에 관한 것이다.
일반적으로 우주 발사체는 발사전 지상 발사운용단계에서 상당한 시간동안 지상에서 기립된 상태에서 준비작업을 수행한다.
이러한 우주 발사체는 발사 전 지상 발사운용단계에서 상당한 시간동안 지상에서 기립된 상태에서 준비작업을 수행한다.
기립된 발사체는 최대 12~15m/sec정도의 풍하중 및 각종 외란요소에 의해 전도되는 힘을 받게 되므로 이를 방지하기 위해 발사체의 하부에서 발사체를 고정시키는 장치가 필요하며 이를 “지상 고정기구(Vehicle Holding Device, VHD)”라 한다.
상기 기립된 발사체는 하부에 4개의 지상 고정기구가 장착되며 발사준비단계의 풍하중 등 각종 외부 하중으로부터 발사체를 견고하게 지지할 수 있도록 충분한 강도와 강성을 보유하여야 한다.
이후 발사단계에 이르면 발사체 엔진 점화 및 발사체 이륙이 수행되는데 이 시점에서 4개의 지상 고정기구는 동시에 고정을 해제하여야 한다.
4개중 하나라도 고정해제 시간이 지연되는 경우 또는 고정해제가 안되는 경우 발사체가 수직방향으로 이륙할 수 없고 심각한 영향을 발생시키게 되므로 동시 고정해제는 지상 고정장치의 대단히 중요한 요구조건이다.
또한 고정해제는 수직방향으로 상당한 발사체 추력이 발생된 시점에서 수행되므로 고정해제 동작 과정에서 발사체에 진동 및 기계적인 하중이 가해질 수 있으므로 이를 방지하기 위한 설계가 필요하다.
상술된 발사체 지상 고정기구는 특수한 경우를 제외하고는 거의 모든 발사체에 필요한 장치이다.
이러한 지상 고정기구는 도 10과 같이, 발사체핀(LAUNCH VEHICLE PIN)과, 상부 고정부(upper jaw), 고정 스프링 (holding spring), 삼각링크(triangular link) 유압실린더로 구성되는데,
종래의 특허문헌으로는 "로켓엔진의 추력측정장치 및 이를 이용한 추력측정 및 추력보정방법(대한민국 등록특허 제10-1473981호)"이 있다.
하지만 이러한 특허문헌은 실제 발사체 지상 고정기구를 검증하기 위해 추력을 발생시킬 수 없는 문제점이 있었다.
따라서 각 부품의 동작 여부를 저가의 비용으로 반복 실험하여 검증할 수 있는 발사체 모사장치가 요구되고 있는 실정이다.
본 발명은 상기와 같은 문제점을 감안하여 안출된 것으로, 본 발명의 제1목적은, 발사체를 지상에서 기립되게 고정하는 지상 고정기구(Vehicle Holding Device, VHD)를 테스팅 하기 위해 발사체의 이륙과정에서 적절한 시점에 고정해제되는지를 검증하기 위한 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치를 제공하는데 있다.
본 발명의 제2목적은, 실제 발사체의 추력이 모사되도록 한 것으로, 중량체의 무게와 중력가속도를 이용하여 중량체에 대비 수배의 추력이 발생되도록 발사체를 모사하는 한편, 중량체를 이적재시키는 이적재수단을 구비하여 지상 고정기구의 지속적인 반복 실험을 가능하도록 한 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치를 제공하는데 있다.
상기한 바와 같은 목적을 달성하기 위한 특징에 따르면, 제1발명은, 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치에 관한 것으로, 이를 위해 중량체를 고정하는 중량플레이트;와, 상기 중량플레이트가 적재되는 낙하부;와, 상기 낙하부에 의해 위치에너지가 발생될 수 있도록 지상에서 일정 높이로 낙하부를 위치시키는 지지프레임;과, 상기 지지프레임에 고정된 고정플레이트에 의해 직립고정되고, 낙하부에 연결되는 입력로드에 의해 낙하부의 무게와 중력가속도에 의한 위치에너지를 전달받아 작동유체를 가압하는 제1유압실린더;와, 상기 제1유압실린더와 연통되어 제1유압실린더 내의 작동유체을 안내하는 연결관체;와, 상기 연결관체와 연통되고, 제1유압실린더의 작동유체를 전달받아 실제 발사체의 추력에 대해 축소된 추력이 모사되는 출력로드를 갖는 제2유압실린더;와, 상기 제2유압실린더의 출력로드를 구속한 상태에서 선택적으로 구속을 해제시키는 트리거부;와, 상기 제2유압실린더의 출력로드에 결합되어 실제 발사체의 해당하는 추력이 모사되게 이륙하는 모형발사체; 및 상기 모형발사체와, 상기 모형발사체에 연결되는 단일의 지상 고정기구와, 상기 지상 고정기구를 테스팅하는 테스팅설비를 설치하기 위한 데크테이블;을 포함하여 구성되되, 상기 제2유압실린더는 유입되는 작동유체에 의해 실제 발사체의 추력에 해당하는 출력이 출력로드에 발생되도록 상기 제1유압실린더에 비해 단면적을 증대시키고 길이는 짧게 구성되는 것을 특징으로 한다.
제2발명은, 제1발명에서, 상기 데크테이블에는 상기 제2유압실린더의 출력로드가 상승될 경우 간섭을 피하기 위한 발사구가 더 형성되고, 상기 고정플레이트에는 낙하되는 낙하부의 충격을 흡수하기 위한 다수의 압쇼바가 더 장착되는 것을 특징으로 한다.
제3발명은, 제1발명에서, 상기 제2유압실린더의 출력로드에는 추력을 측정하는 로드셀이 더 장착되고, 상기 연결관체에는 작동유체의 유량을 제어하여 제2유압실린더의 추력을 제어하기 위한 밸브관체가 더 연결되는 특징으로 한다.
제4발명은, 제1발명에서, 상기 지지프레임의 외부 측면에는 발사체 지상 고정기구의 지속적인 반복 실험을 하기 위한 이적재수단이 더 설치되되, 상기 이적재수단은 낙하부와 함께 낙하되고 중량체가 고정된 중량플레이트를 외부로 이적시키기 위한 제1액츄에이터와, 상기 제1액츄에이터에 의해 이적되는 중량플레이트를 안착시키는 안착플레이트를 갖는 리프트와, 상기 안착플레이트의 측면에 고정되어 중량플레이트를 낙하부에 적재시키는 제2액츄에이터로 구성되는 것을 특징으로 한다.
제5발명은, 제1발명에서, 상기 낙하부는 상부에 배치되는 견인플레이트와, 하부에 배치되는 낙하플레이트가 연결프레임을 통해 상호 간 결합되어 구성되고, 상기 지지프레임의 상부에는 낙하된 낙하부를 상승시키기 위해 상기 견인플레이트에 연결되는 전동호이스트가 장착되는 것을 특징으로 한다.
제6발명은, 제1발명에서, 상기 트리거부는 상호 간 갭을 두고 직립고정되는 한쌍의 지지대와, 상기 각 지지대의 사이에 힌지 결합되고 일측단이 출력로드의 상승을 구속하는 회동트리거와, 상기 각 지지대의 사이에 수직방향으로 힌지 결합되고 상기 회동트리거의 타측단 하부에 밀착되어 회동트리거의 회동을 구속하는 선회바로 구성되는 것을 특징으로 한다.
제7발명은, 제6발명에서, 상기 선회바의 힌지축은 상부로 편심되게 결합되고, 상기 선회바의 하부에는 지지대의 외부로 노출되는 타격바가 더 연장되고, 상기 각 지지대의 사이에는 회동트리거의 회동을 제한하는 스토퍼판이 결합된 것을 특징으로 한다.
본 발명의 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치에 따르면, 중량체의 무게와 중력가속도를 이용하여 중량체에 대비 수배의 추력이 발생되도록 발사체를 모사함으로써, 고가의 발사체를 설치하기 위한 비용과 지상 고정기구의 테스팅 실험 위험성을 줄일 수 있는 효과가 있다.
또한 중량체를 이적재시키는 이적재수단을 구비하여 지상 고정기구의 지속적인 반복 실험을 가능하게 하는 효과가 있다.
도 1은 본 발명에 따른 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치의 구성도,
도 2는 이적재수단을 나타내는 도 1의 우측면도,
도 3은 본 발명에 따른 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치의 모형발사체의 이륙한 모습을 나타내는 작동도,
도 4는 본 발명에 따른 발사체 지상 고정기구의 트리거부 작동상태를 나타내는 작동도,
도 5 내지 도 9는 본 발명의 이적재수단의 작동상태를 나타내는 단계별 작동도,
도 10은 발사체 지상 고정기구를 나타내는 구성도이다.
도 2는 이적재수단을 나타내는 도 1의 우측면도,
도 3은 본 발명에 따른 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치의 모형발사체의 이륙한 모습을 나타내는 작동도,
도 4는 본 발명에 따른 발사체 지상 고정기구의 트리거부 작동상태를 나타내는 작동도,
도 5 내지 도 9는 본 발명의 이적재수단의 작동상태를 나타내는 단계별 작동도,
도 10은 발사체 지상 고정기구를 나타내는 구성도이다.
이하의 본 발명의 목적들, 다른 목적들, 특징들 및 이점들은 첨부된 도면과 관련된 이하의 바람직한 실시예들을 통해서 쉽게 이해될 것이다. 그러나 본 발명은 여기서 설명되는 실시예들에 한정되지 않고 다른 형태로 구체화될 수도 있다.
오히려, 여기서 소개되는 실시예들은 개시된 내용이 철저하고 완전해질 수 있도록 그리고 당업자에게 본 발명의 사상이 충분히 전달될 수 있도록 하기 위해 제공되는 것이다.
여기에 설명되고 예시되는 실시예들은 그것의 상보적인 실시예들도 포함한다.
본 명세서에서, 단수형은 문구에서 특별히 언급하지 않는 한 복수형도 포함한다. 명세서에서 사용되는 '포함한다(comprise)' 및/또는 '포함하는(comprising)'은 언급된 구성요소는 하나 이상의 다른 구성요소의 존재 또는 추가를 배제하지 않는다.
이하, 도면을 참조하여 본 발명을 상세히 설명하도록 한다. 아래의 특정 실시예들을 기술하는데 있어서, 여러가지의 특정적인 내용들은 발명을 더 구체적으로 설명하고 이해를 돕기 위해 작성되었다. 하지만 본 발명을 이해할 수 있을 정도로 이 분야의 지식을 갖고 있는 독자는 이러한 여러 가지의 특정적인 내용들이 없어도 사용될수 있다는 것을 인지할 수 있다. 어떤 경우에는, 발명을 기술하는 데 있어서 흔히 알려졌으면서 발명과 크게 관련 없는 부분들은 본 발명을 설명하는 데 있어 혼돈을 막기 위해 기술하지 않음을 미리 언급해 둔다.
이하에서는 본 발명에 따른 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치에 관하여 첨부되어진 도면과 함께 더불어 상세히 설명하기로 한다.
도 1은 본 발명에 따른 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치의 구성도이고, 도 2는 이적재수단을 나타내는 도 1의 우측면도이고, 도 3은 본 발명에 따른 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치의 모형발사체의 이륙한 모습을 나타내는 작동도이다.
도 1 내지 도 3에 도시된 바와 같이, 본 발명은 발사체를 지상에서 기립되게 고정하는 지상 고정기구(Vehicle Holding Device, VHD)를 테스팅 하기 위해 발사체의 이륙과정에서 적절한 시점에 고정해제되는지를 검증하기 위한 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치(100)에 관한 것이다.
더 나아가 본 발명은 실제 발사체의 1/2 내지 1/10로 축소된 추력이 모사되도록 한 것으로, 중량체의 무게와 중력가속도를 이용하여 중량체대비 수배의 추력이 발생되도록 발사체를 모사하는 한편, 중량체를 이적재시키는 이적재수단을 구비하여 지상 고정기구의 지속적인 반복 실험을 가능하도록 한 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치(100)에 관한 것이다.
또한 본 발명의 실시예에서는 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치(100)는 실제 발사체의 지상 고정기구가 4개로 이루어지는 바, 1개의 지상 고정기구를 검증 테스팅 할 수 있도록 실제 발사체의 1/4로 축소된 추력이 모사되도록 한 장치이다.
이를 위해 본 발명의 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치(100)는 크게 중량플레이트(10)와, 낙하부(20)와, 지지프레임(30)과, 제1유압실린더(40)와, 연결관체(50)와, 제2유압실린더(60)와, 트리거부(70)와, 모형발사체(82) 및 데크테이블(80)로 구성된다.
상기 중량플레이트(10)는 중량체의 무게를 가감하여 고정시키는 기능을 하며, 금속, 액체, 석재 중 하나일 수 있다.
상기 낙하부(20)는 중량플레이트(10)를 적재시켜 자유낙하에 의해 위치에너지가 발생되도록 하는 기능을 한다.
그리고 상기 지지프레임(30)은 상기 낙하부(20)에 의해 위치에너지가 발생될 수 있도록 지상에서 일정 높이로 낙하부(20)를 위치시키는 철골구조물 형태를 갖는 구조이다.
이러한 지지프레임(30)에는 제1유압실린더(40)를 직립시켜 고정하기 위한 고정플레이트(31)가 고정되어 구성될 수 있다.
또한 상기 지지프레임(30)은 낙하부(20)를 수직 방향으로 안내하는 4개의 가이드봉(32)이 결합되는데, 상기 각 가이드봉(32)은 하단은 상기 고정플레이트(31)에 고정되고, 상단은 지지프레임(30)의 상부에 연결되어 구성될 수 있다.
그리고 상기 고정플레이트(31)의 상부면에는 낙하부(20)의 낙하충격을 흡수하기 위해 복수의 압쇼바(311)가 장착되어 구성될 수 있다.
상기 제1유압실린더(40)는 상기 낙하부(20)에 연결되는 입력로드(41)에 의해 낙하부의 무게와 중력가속도에 의한 위치에너지를 전달받아 작동유체를 가압하는 기능을 한다.
상기 연결관체(50)는 상기 제1유압실린더(40)와 연통되어 제1유압실린더(40) 내의 작동유체을 안내하고, 더불어 모형발사체(82)의 설치 공간을 확보하는 부가적인 기능을 한다.
이러한 상기 연결관체(50)에는 작동유체의 유량을 조절하는 유압을 조절하는 밸브관체(51)가 더 결합되는데, 이를 통해 상기 제1유압실린더(40)의 작동유체의 유량을 조절하여 제2유압실린더(60)의 출력로드(61)의 출력(추력)을 조절할 수 있는 주기능을 하게 된다.
상기 제2유압실린더(60)는 제1유압실린더(40)의 작동유체를 전달받아 실제 발사체의 추력에 비해 1/4의 추력이 모사되는 출력로드(61)를 갖는 구조이다.
이를 위해 상기 제2유압실린더(60)는 상기 연결관체(50)와 연통되고, 유입되는 작동유체에 의해 실제 발사체의 추력에 해당하는 출력이 출력로드(61)에 발생되도록 상기 제1유압실린더(40)에 비해 단면적을 증대시키고 길이는 짧게 구성되어 구성될 수 있다.
한편 상기 제2유압실린더(60)의 출력로드(61)에는 출력로드(61)에 걸리는 추력을 측정하는 로드셀(62)이 더 장착되어 구성될 수 있다.
따라서 사용자는 로드셀(62)의 측정값을 이용하여 밸브관체(51)의 작동유체 유량을 조절하여 출력로드(61)의 추력을 정밀하게 셋팅할 수 있는 구조가 마련된다.
상기 트리거부(70)는 상기 제2유압실린더(60)의 출력로드(61)를 구속한 상태에서 선택적으로 구속해제할 수 있도록 기능을 한다.
이러한 트리거부(70)는 상호 간 갭을 두고 직립고정되는 한쌍의 지지대(71)와, 상기 각 지지대(71)의 사이에 힌지 결합되고 일측단이 출력로드(61)의 상승을 구속하는 회동트리거(72)와, 상기 각 지지대(71)의 사이에 수직방향으로 힌지 결합되고 상기 회동트리거(72)의 타측단 하부에 밀착되어 회동트리거(72)의 회동을 구속하는 선회바(73)로 구성될 수 있다.
이 때 상기 선회바(73)의 힌지축(731)은 상부로 편심되게 결합되어 있어 선회바(73)를 작은 에너지로 손쉽게 회동시킬 수 있도록 이루어진다.
또한 상기 선회바(73)의 하부에는 지지대(71)의 외부로 노출되는 타격바(732)가 더 연장되어 구성되는데, 이러한 상기 타격바(732)는 외부에서 타격바(732)에 충격을 가해 선회바(73)를 회전시킴으로써, 회동트리거(72)의 회동 구속이 손쉽게 해제되도록 하는 기능을 한다.
아울러 상기 각 지지대(71)의 사이에는 선회바(73)의 회동 정도를 제안하는 스토퍼판(711)이 더 결합되는데, 이러한 스토퍼판(711)은 선회바(73)가 지지대(71)의 반시계방향으로 노출되어 발생되는 안전사고를 방지하는 기능을 할 수 있다.
한편, 상기 모형발사체(82)에 연결되는 지상 고정기구(83)와, 상기 지상 고정기구(83)를 테스팅 하기 위한 테스팅설비(84)를 설치하기 위한 데크테이블(80)이 더 설치될 수 있다.
여기서 상기 데크테이블(80)은 제2유압실린더(60)의 출력로드(61)가 상승될 경우 간섭을 피하기 위한 발사구(81)가 형성되어 구성될 수 있다.
한편 상기 지지프레임(30)의 외부 측면에는 지상 고정기구(83)의 지속적인 반복 실험을 하기 위한 중량체 이적재(이적: 移積, 적재: 積載)수단(90)이 더 설치되어 구성될 수 있다.
이러한 상기 이적재수단(90)은 낙하부(20)와 함께 낙하되고 중량체(11)가 고정된 중량플레이트(10)를 외부로 이적시키기 위한 제1액츄에이터(91)와, 상기 제1액츄에이터(91)에 의해 이적되는 중량플레이트(10)를 안착시키는 안착플레이트(921)를 갖는 리프트(92)와, 상기 안착플레이트(921)의 측면에 고정되어 중량플레이트(10)를 낙하부(20)에 적재시키는 제2액츄에이터(93)로 구성될 수 있다.
여기서 상기 리프트(92)는 기계적 효율성이 뛰어나고, 상대적으로 전력 소비가 낮으며, 협소한 설치공간에도 설치가 용이한 스파이럴 리프트로 구성될 수 있다.
이 때 상기 중량플레이트(10)는 롤링에 의해 이적재가 용이하도록 저면에는 볼베어링(미부호)이 장착되어 구성될 수 있다.
그리고 상기 지지프레임(30)의 상부에는 낙하된 낙하부(20)를 상승시키기 위한 전동호이스트(33)가 장착되어 구성될 수 있다.
한편 상기 낙하부(20)는 상부에 배치되는 견인플레이트(21)와, 하부에 배치되는 낙하플레이트(22)가 연결프레임(12)을 통해 상호 간 결합되어 구성된다.
여기서 하부에 배치된 낙하플레이트(22)에는 중량체가 고정된 중량플레이트(10)가 이적재된다.
또한 상기 낙하부(20)의 견인플레이트(21)에는 상기 전동호이스트(33)의 후크(331)가 결합되는 견인고리(211)가 결합되어 구성될 수 있다.
이하에서는 본 발명에 따른 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치의 작동에 관하여 간단히 설명하기로 한다.
도 4는 본 발명에 따른 발사체 지상 고정기구의 트리거부 작동상태를 나타내는 작동도이고, 도 5 내지 도 9는 본 발명의 이적재수단의 작동상태를 나타내는 단계별 작동도이다.
먼저 낙하부(20)를 지지프레임(30)의 상부로 상승시킨 상태에서, 회동트리거(72)를 제2유압실린더(60)의 출력로드(61)에 걸쳐지게 설치하여 출력로드(61)를 구속한다.
그리고 낙하플레이트(22)의 상부에 중량체(11)가 고정된 중량플레이트(10)를 적재시킨다.
이상태에서 출력로드(61)와 모형발사체(82)를 연결한 후, 데크테이블(80)의 상부에 모형발사체(82)에 연결되는 단일의 지상 고정기구(83)를 설치한다.
그리고 발사체의 이륙과정에서 적절한 시점에 지상 고정기구(83)가 고정해제되는지를 검증하기 위한 테스팅설비(84)를 데크테이블(80)에 설치하여 셋팅을 완료한다.
셋팅이 완료된 상태에서 도 4와 같이, 타격바(732)를 타격하면, 선회바(73)가 회동트리거(72)에서 이탈되어 회동트리거(72)가 반시계방향으로 회전함으로써, 제2유압실린더(60)의 출력로드(61)는 구속이 해제된다.
그러면 낙하부(20)가 낙하됨으로써, 무게와 중력가속도에 의해 위치에너지가 발생된다.
이 때 낙하부(20)의해 발생되는 위치에너지는 제1유압실린더(40)의 입력로드(41)에 전달되어 작동유체을 가압하여 제2유압실린더(60)로 공급된다.
상기 제2유압실린더(60)는 상기 제1유압실린더(40)에 비해 단면적은↑ 크고, 길이는 ↓ 짧게 구성되게 때문에 실제 발사체의 추력에 해당하는 출력이 출력로드(61)에 발생된다.
그러면 상기 모형발사체(82)는 출력로드(61)와 함께 이륙되어 지상 고정기구(83)의 고정해제 여부를 테스팅설비(84)가 테스팅하여 검증할 수 있게 된다.
1차 테스팅이 끝난 시점에서 상기 낙하부(20)는 도 5와 같이, 고정플레이트(31)의 압쇼바(311)에 안착된 상태가 된다.
이 후 도 6과 같이, 상기 이적재수단(90)의 제1액츄에이터(91)가 가동하여 낙하부(20)의 낙하플레이트(22)에 적재된 중량플레이트(10)를 리프트의 안착플레이트(921)로 이적시킨다.
무게가 가벼워진 낙하부(20)는 도 7 및 도 8과 같이, 전동호이스트(33)의 후크(331)를 견인플레이트(21)의 견인고리(211)에 연결시켜 지지프레임(30)의 상부로 상승시킨다.
이 후 리프트(92)를 상승시켜 안착플레이트(921)에 안착된 중량플레이트(10)를 낙하부(20)의 낙하플레이트(22)와 수평한 상태가 되도록 한다.
이 상태에서 회동트리거(72)로 제2실린더(60)의 출력로드(61)를 구속하고, 더불어 상기 회동트리거(72) 역시 선회바(73)로 회동이 방지되도록 구속한다.
도 9와 같이, 안착플레이트(921)에 고정된 제2액츄에이터(93)를 가동시켜 중량플레이트(10)를 낙하부의 낙하플레이트(22)에 재적재시킨다.
이 후 일련의 과정을 통해 지상 고정기구(83)는 지속적으로 반복실험하여 N차 테스팅이 가능하게 된다.
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 변형 예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.
10: 중량플레이트
11: 중량체
20: 낙하부 21: 견인플레이트 211: 견인고리
22: 낙하플레이트 23: 연결프레임
30: 지지프레임 31: 고정플레이트 311: 압쇼바
32: 가이드봉 33: 전동호이스트
331: 후크
40: 제1유압실린더 41: 입력로드
50: 연결관체 51: 밸브관체
60: 제2유압실린더 61: 출력로드 62: 로드셀
70: 트리거부 71: 지지대 711: 스토퍼판
72: 회동트리거 73: 선회바
731: 힌지축 732: 타격바
80: 데크테이블 81: 발사구 82: 모형발사체
83: 지상 고정기구 84: 테스팅설비
90: 이적재수단 91: 제1액츄에이터 92: 리프트
921: 안착플레이트 93: 제2액츄에이터
100: 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치
20: 낙하부 21: 견인플레이트 211: 견인고리
22: 낙하플레이트 23: 연결프레임
30: 지지프레임 31: 고정플레이트 311: 압쇼바
32: 가이드봉 33: 전동호이스트
331: 후크
40: 제1유압실린더 41: 입력로드
50: 연결관체 51: 밸브관체
60: 제2유압실린더 61: 출력로드 62: 로드셀
70: 트리거부 71: 지지대 711: 스토퍼판
72: 회동트리거 73: 선회바
731: 힌지축 732: 타격바
80: 데크테이블 81: 발사구 82: 모형발사체
83: 지상 고정기구 84: 테스팅설비
90: 이적재수단 91: 제1액츄에이터 92: 리프트
921: 안착플레이트 93: 제2액츄에이터
100: 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치
Claims (7)
- 중량체(11)를 고정하는 중량플레이트(10);
상기 중량플레이트(10)가 적재되는 낙하부(20);
상기 낙하부(20)에 의해 위치에너지가 발생될 수 있도록 지상에서 일정 높이로 낙하부(20)를 위치시키는 지지프레임(30);
상기 지지프레임(30)에 고정된 고정플레이트(31)에 의해 직립고정되고, 낙하부(20)에 연결되는 입력로드(41)에 의해 낙하부(20)의 무게와 중력가속도에 의한 위치에너지를 전달받아 작동유체를 가압하는 제1유압실린더(40);
상기 제1유압실린더(40)와 연통되어 제1유압실린더(40) 내의 작동유체을 안내하는 연결관체(50);
상기 연결관체(50)와 연통되고, 제1유압실린더(40)의 작동유체를 전달받아 실제 발사체의 추력에 대해 축소된 추력이 모사되는 출력로드(61)를 갖는 제2유압실린더(60);
상기 제2유압실린더(60)의 출력로드(61)를 구속한 상태에서 선택적으로 구속을 해제시키는 트리거부(70);
상기 제2유압실린더(60)의 출력로드(61)에 결합되어 실제 발사체의 해당하는 추력이 모사되게 이륙하는 모형발사체(82); 및
상기 모형발사체(82)와, 상기 모형발사체(82)에 연결되는 단일의 지상 고정기구(83)와, 상기 지상 고정기구(83)를 테스팅하는 테스팅설비(84)를 설치하기 위한 데크테이블(80);을 포함하여 구성되되,
상기 제2유압실린더(60)는 유입되는 작동유체에 의해 실제 발사체의 추력에 해당하는 출력이 출력로드(61)에 발생되도록 상기 제1유압실린더(40)에 비해 단면적은 증대시키고 길이를 짧게 구성되는 것을 특징으로 하는 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치.
- 제1항에 있어서,
상기 데크테이블(80)에는 상기 제2유압실린더(60)의 출력로드(61)가 상승될 경우 간섭을 피하기 위한 발사구(81)가 더 형성되고,
상기 고정플레이트(31)에는 낙하되는 낙하부(20)의 충격을 흡수하기 위한 다수의 압쇼바(311)가 더 장착되는 것을 특징으로 하는 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치.
- 제1항에 있어서,
상기 제2유압실린더(60)의 출력로드(61)에는 추력을 측정하는 로드셀(62)이 더 장착되고,
상기 연결관체(50)에는 작동유체의 유량을 제어하여 제2유압실린더(60)의 출력을 제어하기 위한 밸브관체(51)가 더 연결되는 특징으로 하는 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치.
- 제1항에 있어서,
상기 지지프레임(30)의 외부 측면에는 발사체 지상 고정기구(83)의 지속적인 반복 실험을 하기 위한 이적재수단(90)이 더 설치되되,
상기 이적재수단(90)은
낙하부(20)와 함께 낙하되고 중량체(11)가 고정된 중량플레이트(10)를 외부로 이적시키기 위한 제1액츄에이터(91)와,
상기 제1액츄에이터(91)에 의해 이적되는 중량플레이트(10)를 안착시키는 안착플레이트(921)를 갖는 리프트(92)와,
상기 안착플레이트(921)의 측면에 고정되어 중량플레이트(10)를 낙하부(20)에 적재시키는 제2액츄에이터(93)로 구성되는 것을 특징으로 하는 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치.
- 제1항에 있어서,
상기 낙하부(20)는 상부에 배치되는 견인플레이트(21)와, 하부에 배치되는 낙하플레이트(22)가 연결프레임(12)을 통해 상호 간 결합되어 구성되고,
상기 지지프레임(30)의 상부에는 낙하된 낙하부(20)를 상승시키기 위해 상기 견인플레이트(21)에 연결되는 전동호이스트(33)가 장착되는 것을 특징으로 하는 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치.
- 제1항에 있어서,
상기 트리거부(70)는
상호 간 갭을 두고 직립고정되는 한쌍의 지지대(71)와,
상기 각 지지대(71)의 사이에 힌지 결합되고 일측단이 출력로드(61)의 상승을 구속하는 회동트리거(72)와,
상기 각 지지대(71)의 사이에 수직방향으로 힌지 결합되고 상기 회동트리거(72)의 타측단 하부에 밀착되어 회동트리거(72)의 회동을 구속하는 선회바(73)로 구성되는 것을 특징으로 하는 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치.
- 제6항에 있어서,
상기 선회바(73)의 힌지축(731)은 상부로 편심되게 결합되고,
상기 선회바(73)의 하부에는 지지대(71)의 외부로 노출되는 타격바(732)가 더 연장되고,
상기 각 지지대(71)의 사이에는 회동트리거(72)의 회동을 제한하는 스토퍼판(711)이 결합된 것을 특징으로 하는 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치.
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|---|---|---|---|
| KR1020220113347A KR20240034402A (ko) | 2022-09-07 | 2022-09-07 | 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치 |
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| KR1020220113347A KR20240034402A (ko) | 2022-09-07 | 2022-09-07 | 발사체 지상 고정기구를 테스팅 하기 위한 발사체 모사장치 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101473981B1 (ko) | 2013-04-09 | 2014-12-18 | 주식회사 한화 | 로켓엔진의 추력측정장치 및 이를 이용한 추력측정 및 추력보정방법 |
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2022
- 2022-09-07 KR KR1020220113347A patent/KR20240034402A/ko unknown
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