KR810001575B1 - 횡요동 미사일 기체의 자동 조종 장치 - Google Patents

Abstract

내용 없음.

Description

횡요동 미사일 기체의 자동 조종 장치

제1도는 본 발명의 장치를 설치한 미사일의 사시도.

제2도는 본 발명의 구성과 방향관계를 설명하기 위하여 미사일의 정면에서 후 미방향으로 본 개략도.

제3도는 본 발명에 의한 핏치율 감지기의 일부절개 정면도.

제4도는 제3도의 4-4선 단면도.

제5도는 조종계통의 개략도.

제6도는 a-g도는 본 발명에 의한 자동조종장치의 동작 파라미터를 설명한 그래프.

본 발명은 미사일의 횡요동(橫搖動) 기체를 자동으로 조종하는 자동조종장치에 관한 것이다.

자동조종장치는 단일직선 가속계 변환기와 단일핏치율(pitch rate) 감지기로 구성되고 가속계와 핏치율 감지기의 출력은 제어회로에서 명령신호로 적산되며, 서어보(servo)는 횡요동 기체에서 단일 콘트롤 프레인 조종계통의 영각(迎角)을 변화시키도록 수정된 조종신호에 의하여 제어된다.

종축에 대한 횡전율을 의도적으로 유도하고 유지할 수 있도록 설계된 기체는 횡전을 안정시킨 기체보다 중요한 이점을 갖는다. 횡요동 기체의 개념은 대공(對空) 또는 대지 미사일에 적용되어 왔는바, 이와 같은 미사일을 발사대에서 발사된다음 매초당 대략 5∼15회전의 횡전율을 유지하기위하여 경사조종익을 이용한다.

이와 같은 횡전율에 따라 지구에 관계된 세개의 측에 미사일을 유도하기 위하여 단일 콘트롤 프레인을 이용하는 것이 가능하다. 전형적인 예로서 조종 계통은 유도 명령신호의 명령에 따라 순간적인 회전방향으로 콘트롤 프레인에 대하여 미사일을 종전시키기 위하여 한쌍의 가변 영각 조종익을 사용한다. 또한 수평 비행자세에서 미사일을 상승시킬 경우에는 유도명령신호는 미사일의 횡전율과 동일한 주파수로 진폭을 변화시켜야 한다. 예를 들면 유도명령 신호는 기체의 콘트롤 프레인을 지구의 수직축에 가깝게 핏치업(pitchup)하고 콘트롤 프레인이 핏치업 후 반회전 가깝게 회전한후 핏치 다운하므로서 수직받음 각을 형성하는 정현파형(正弦波形)이다. 이 받음각은 동체를 상승케하고 미사일의 진로를 수평진로에서 상승진로로 변화시킨다. 또한 미사일의 진로를 오른쪽으로 변경할때에는 수직진로 변경에 요구된 신호로부터 90°전위된 정현신호에 의하여 변경시킬 수 있다.

횡요동 기체의 미사일은 간단한 조종 계통을 가지므로 안정화된 기체이상으로 경비가 절감되고 신뢰도 증가됨을 알 수 있다. 그러나 효과적이고 실질적인 자동조종장치는 횡요동 기체 미사일을 위하여 개발되지 않았으므로 현재까지 설계된 모든 것은 오픈 루프(open-Loop) 조종과 연관되어 왔다. 이 조종계통은 미사일 비행파라미터에서 나타나는 실질적인 변화에 대한 것과 같은 피드-백에 의하여 수정되지 아니하는 조종명령을 이용하는 오픈-루프로 설계되었다. 이와 같은 오픈-루프 조종은 미사일이 고도의 공기력 안정성을 가지도록 요구하는 바, 이 요구된 안전성은 조종압력에 제거된후에 항공기를 직선 수평 비행자세로 환원되도록 조절된 저성능 항공기에 관련된 것과 같은 것이다. 안전성의 요구는 미사일 풍압 중심이 종력의 중심후방에 오도록 지시한다. 이와 같은 정안정성은 조정익의 일정한 받음각을 이루도록 안정력을 보충하는 기체의 조종성을 감소시킨다. 더구나 피드백 계통의 결여가 선택된 조정 한계의 오우버-슈우트에 나타난다. 그러므로 이와같은 계통에 있어서의 기체의 모든 구성 요소와 작동 파라미터는 작동상태에서 기체의 구조적인 완전함을 보장할 수 있도록 하는 보존성이 있어야 한다.

종래의 자동조종기술은 횡요동 기체에 적합치 않다. 종래의 자동조종장치에서는 안전 비행과 조종운행이 세계의 축(즉, 핏칭축, 요윙축, 롤림축)에 관계되는 가속, 속도 및 비행자세를 감지하므로서 얻어진다. 이와 같은 자동조종장치는 비행진로에서 감지된 오차를 수정하기 위하여 세개의 조종계통을 통하여 기체에 명령한다. 이와 같은 직선 수평비행에 있어서의 자동조종의 목적은 지구에 관계된 세개의 각축에 대하여 기체의 제로속도를 유지하기 위한 것이다. 따라서 사용된 감지기들은 정확히 작동하여야 하고 제로 속도에서 DC전류편차를 가지지 않아야 한다. 이와 같은 자동조종장치는 민감하고 복잡한 메카니즘이 이용되므로 비용이 많이 들고 비교적 신뢰도가 낮다.

종래의 자동조종장치는 횡요동기체에 이를 적용하려면 더욱 복잡하게 될뿐 아니라 횡요동하지 않는 상황에서 사용할 수 있도록 된 감지기들의 횡요동 상황이 연속적으로 요구될때에는 효과적인 기능을 발휘할 수 없게 된다.

횡요동 기체에는 실질적인 자동조종장치가 결여되어 있어서 고도의 중요성을 응용하는 경우에는 그 사용이 제한된다. 그러므로 정공기력 안정성을 보완할 수 있는 횡요동기체의 자동조종장치가 요구되는 바, 특히 횡요동 기체의 자동조종장치는 횡요동하지 않는 통상적인 기체의 자동조종장치보다 복잡성이 낮은 것이 바람직한 것이다.

본 발명에 의한 횡요동 기체의 자동조종장치는 단일선 가속계가 횡요동기체를 안정시키기 위한 적당한 피드-백을 제공하도록 설계되었다. 더구나 본 발명에 의하면 핏치율 감지기가 조종신호를 감쇄시키고 그에 따라 기체 또는 부품들에 압력을 가함이 없이 고도의 조종성을 허용할 수 있도록 선가속계와 결합 사용된다.

본 발명의 실시예에 의하면 기체는 콘트롤 프레인이라고 명명한 단일 프레인에 영향을 미치는 조종계통을 가진 통상적인 원주형동체로 구성되었다. 콘트롤 프레인에서의 회동을 핏치(종전)라 한다. 조종 계통은 기체의 핏치 회동과 비행진로에 관계되는 받음각을 만드는 힘을 생성하기 위한 제트 또는 공기력 메카니즘을 사용한다. 또한 핏치각조종계통은 한쌍의 선미익으로 구성된다. 조종계통의 구동장치는 선미익의 영각을 변화시키므로서 자동조종의 출력에 감응하는 서어보의 형태로 한다. 핏치율 감지기는 콘트롤 프레인에서의 핏치각의 변화율을 탐지하기 위하여 기체에 부착된다.

본 발명에 의하면 기체가 핏치에 있어서 거의 정안정성을 가지므로 어떠한 핏치각의 교란도 공기역학적으로 수정할 필요가 없음을 알 수 있다. 유도명령신호는 콘트롤 서어보에 적당한 조종신호를 발생시키도록 가속계출력과 핏치율 감지기에 의하여 개선된다.

미사일이 수평 비행하고 유도명령신호가 없을 때에는 스페이스 프레인에 대한 수평 핏칭으로부터의 어떠한 교란도 기체가 회동하는데 따라 가속계로부터 주기적인 신호를 발생한다. 가속계는 콘트롤 프레인에서의 가속에만 감응하도록 맞추었으므로 가속계에 의하여 발생된 신호는 콘트롤 프레인이 예정된 받음각에 의하여 유도된 기체에 가속력을 나타내도록 맞춘 위치에 해당하는 최대 신호수준을 갖는 일반적인 정현파형으로 변화한다.

가속계는 그 출력이 기체가속에 반대되도록 배열되었다. 현재의 제로유도명령신호에 부가하여 가속 계 출력은 부피드-백을 일으켜 기체가 비행진로에 일직선상으로 복원되게 기체의 핏치회동을 유도하도록 조종 서보를 작동시킨다. 또한 가속계 신호는 정현변위이므로 조종익의 운동은 180°회동하도록 부의 영각으로 부터 정의 영각으로 180° 회동하는 정현파형을 변화시킬 것이다.

핏치율 감지기는 종전의 설계 한계를 초월하지 않으면서 기체의 최대 설계 한계에 접근 가능케 한다. 이 계기는 콘트롤 프레인에서의 각변화율 또는 속도를 측정하므로서 기체가 새로운 받음각을 취하는 속도를 측정한다.

유도명령신호의 감쇄신호로서 핏치율 감지기의 출력을 사용하므로서 감쇄 조종신호는 미사일의 오버슈우트를 최소한으로 하여 요구된 G력을 제공하는 받음각에 근접되게 한다.

본 발명의 목적은 새롭고 개선된 횡요동기체의 자동조종 장치를 제공하는 것이다. 본 발명의 다른 목적은 DC기구를 필요로 하지 아니하는 개선된 횡요동 기체의 자동조종장치를 제공하는 것이다.

또한 본 발명은 고도의 조종성을 달성할 수 있고 크기가 작고 가벼우며 안전성이 우수한 횡요동 기체의 자동 조종장치를 제공할 수 있도록 한 것이다.

본 발명을 첨부 도면에 의하여 상세히 설명하면 다음과 같다.

기체(10)는 회동하는 통상적인 원주상 동체로 되었고, 4개의 회전유도익 (12), 두개의 가변영각조종익(14) 및 두개의 고정영각 조종익(16)이 동체에 착설되어 있다.

조종익(14)는 보조구동장치(18)에 의하여 정의 영각 및 부의 영각으로 회동한다. 이 조종익(14)은 미사일의 종축을 통과하고 조종익의 회등축에 수직으로된 콘트롤 프레인에서 핏치를 조종한다. 이 콘트롤 프레인은 기체의 상승 하강 방향에 관계되는 바, 그 방위는 제2도의 20으로 나타내었다.

회전 유도익(12)는 발사대로부터 발사되는 순간 조종익에 대하여 매초 10회전 정도의 회전율을 부여하도록 되었고 기체의 조종은 콘트롤 프레인의 순간적인 위치에 부합되는 조종익(14)의 영각변화에 의하여 이루어진다. 예를 들면, 수평비행진로로 비행하는 비행체가 왼쪽으로 진로를 바꾸게 할 경우에는 조종익(14)는 콘트롤프레인의 상단이 왼쪽으로 180°회전할 때에 최대치로되는 양의 받음각(attack angle)으로 되고 조종의 반작용에 관계없이 양의 영각은 콘트롤 프레인(20)이 지구에 수평으로 될때 최대치에 도달한다. 다음의 90°회전 동안에는 조종익의 양의영각은 제로(0)로 감소되고 계속되는 90°회전에서는 콘트롤 프레인이 다시 수평으로 되고 비행체의 상단이 왼쪽에 올때에 최대치에 달하는 부의 받음각으로 이동되는 것이다.

이 조종익(14)의 운동은 횡전율과 일치되는 주파수를 갖고 요구하는 수정방향에 의하여 결정된 상대적인 위상을 갖는 정원변화에 해당된다.

제2도에는 선가속계(22)와 핏치율 감지기(24)가 설명되었다. 가속계(22)는 콘트롤 프레인의 가속에 해당하는 신호를 발생할 수 있도록 콘트롤 프레인에 놓이면서 기체에 대하여 수직으로 반전된 감지축을 갖도록 기체에 착설된다. 기체의 횡전율은 횡전 주파수로 가속계에 정현변화를 일으킨다. 이러한 현상은 가속중에 DC 변화를 감응하지 않고 그에 따라 DC 바이아스나 보상이 한정되지 아니하는 광범위한 가속계를 사용할 수 있도록 한다. 예를 들면 휘트 스톤 부릿지를 가진 압전저항 장치가 유동 부분이 없는 가속계를 얻기위하여 사용될 수 있다.

제3도와 제4도에서는 콘트롤 프레인에서의 핏치율을 감지할 수 있는 각변화율 감지기의 형태를 설명한 것으로 이 장치는 기부(30)의 축수(28)에 지지된 회동핀(32)과 회동핀(32)이 결합된 자기플랩퍼(26)를 갖고 있고 플랩퍼(26)의 회전축이 조종익(14)의 회동측으로부터 90°보정되게 기체의 종축상에 착설되어 있다. 유도 픽 오프장치(34)는 플랩퍼(26)상부에 부설되는바 내부에 제동유(36)용 저장조를 형성하도록 기부(30)에 대하여 밀봉되어 있다. 감지기가 기체와 같이 회동하면 제동유(36)에 의하여 그 위치가 안정화된 플랩퍼(26)에 자이로 효과가 일어나고 그 결과 유도 픽 오프장치(34)에 제로 출력이 발생된다. 그러나 조종익(14)의 작용이 기체를 콘트롤 프레인에 핏칭되도록할 경우 핏칭 운동의 각속도는 자 화된 플랩퍼(26)가 진행할 정도로 산출하여 자화된 물질을 유도 픽 오프장치(34)에 접근되게 하고 각속도 또는 핏치율에 상응하는 신호출력을 발생시킨다. 감지기에 의하여 발생된 신호는 횡전에 관계되는 것이다. 즉 기체의 횡전율에 일치하고 콘트롤 프레인의 방향성이 요구된 미사일 비행진로의 방향에 일치될때에 최대치를 갖는 감지기의 출력에 주기적인 변화가 나타난다.

제5도는 본 발명의 회로도를 설명하는 것으로 오픈-루프미사일의 조종 계통에 있는 것과 같은 유도 명령신호가 선(40)으로 유도된다. 가변영각 조종익(14)인 핏치각조종계통(42)는 자동조종장치의 출력에 의하여 제어된다. 조종익의 영각변화는 콘트롤 프레인에서 기체의 동체를 회동케하는 조종익에 양력을 발생시켜 기체를 기존의 비행진로에 대하여 받음각을 이루도록 한다. 받음각은 기체에 발생된 양력을 인가하여 요구된 비행진로를 향한 가속이 일어나게 한다. 유도명령신호의 최대크기는 최대 G력 또는 기체를 노출 되게 하는 받음각을 제어하도록 가변가속제어기(58)에 의하여 통제된다. 가속제어기는 발사(속도에 관계된)와 고도(공기밀도에 관계된)로부터 시간에 따라 통제받는 가변제어기이다. 가속은 콘트롤 프레인 가속계(44)에 의하여 탐지되고 핏치각 조종계통(42)에 의하여 생성된 핏치의 각속도는 핏치율 감지기(46)에 의하여 탐지된다.

콘트롤 프레인 가속계의 전도된 물리적 방향성은 선(48)을 통하여 부의 가속 피드-백신호를 발생하고 이 신호는 가속 피드-백총합계기(50)에서 선(41)을 통한 가속제어기 신호와 합산된다. 가속 피드-백 총합계기의 출력은 비감쇄조종신호를 구성하는 바, 이 신호는 선(52)을 통하여 핏치율 감쇄총합기기(54)에 유도된다. 선 (49)를 통한 칫치율 감지기출력은 선(52)을 통한 비감쇄 조종신호와 총합계기(54)에서 합산되어 선(56)으로 감쇄신호를 발생한다. 감쇄조종신호는 조종계통 구동장치 (62)에 선(56)으로 유도된다. 실시의 일형태에서는 조종 계통구동장치(62)가 가변 영각조종익(14)의 형태로 핏치각조종 계통(42)에 기계적으로 연결된 서보(18)를 포함한다. 조종익(14)이 받아들인 영각에 상응하는 신호는 핏치각 조종계통(42)로부터 유도되어 선(64)로 조종계통 제어기(66)에 유도된다. 조종익은 기계적으로 제어된다. 선(68)을 통한 조종 계통 제어기 출력은 전술한 범위를 벗어난 조종익 영각이 명령받지 않도록 조종계통 구동장치(62)를 제어한다.

제 6a-6g도는 전형적인 비행조종에 따른 본 발명의 적당한 조종익과 신호 파라미터를 도식적으로 설명한 것이다. 이 좌표의 목적은 기체가 수평 비행진로에 있고 유동명령신호가 지구에 대하여 수직상향 수정을 하도록 호출하는 자동조종 계통에 입력된다는 것을 가정한 것이다. 제6b도는 지구에 대한 기체의 횡전 방향성을 설명한 것이다. 선(70)은 콘트롤 프레인의 순간적인 위치를 나타낸 것이고 선상의 점(72)는 지구의 수직방향에 일치하는 콘트롤 프레인의 상측부에 상응하는 비행체의 수직위치상의 콘트롤 프레인을 나타내며, 점(74)는 지구와 관계된 수직선에 대하여 180°로 있는 비행체에서 수직방향 콘트롤 프레인에 해당된다. 전술한 횡전율은 매초당 10주기이다.

제6a도에 설명된 입력명령은 비행체를 수평 항로에서 상승하도록 한다. 선(76)은 횡전율에 따라 10Hz의 주기적인 변화를 갖고 콘트롤 프레인의 수직방향에 상응하는 점(78)에서 최대치에 도달한다. 제6도에 의하면 제6f도에 설명된 조종익의 영각은 유도명령신호, 가속계 신호 및 핏치율 감지신호의 결합에 의하여 총제된다는 것을 알 수 있다. 전술한 예에서는 핏치율과 가속은 최초에 제로이다. 따라서 입력명령에 대한 선(78)상의 초기 포지티브피크는 날개 영각선(82)의 점(80)으로 표현된 바와 같이 조종익(14)에 초기정편향 또는 양각의 각도를 이룬다. 조종계통의 조종익에 대한 초기편향은 콘트롤 프레인에서 상응하는 가속을 발생한다.

제6g도는 선(98)에 의하여 콘트롤 프레인의 가속을 설명한 것이다. 가속은 제로(0)로부터 기체의 약 2회전에 따른 최대치까지 이룸을 알 수 있다. 가속신호는 주파수가 동일하지만 입력명령의 것과는 반대이다. 따라서 가속 피드-백총합계기 (50)에 의하여 총합되면 그 이상의 회전에 따른 선(82)의 진폭감소에 의하여 반영되는 바와 같이 비람쇄 조종익 영각이 감소된다. 제6e도에 설명된 핏치율 감지기도 역시 조종익영각의 출력감쇄 또는 감소를 위한 것으로 선(86)에 의하여 반영된 초기의 높은 핏치율은 조종익으로 부터의 초기의 높은 편향에 의하여 나타난다. 따라서 핏치율 감지기의 출력은 비감쇄 조종신호를 감소시키고 선(86)의 부분(88)에서 예상되는 바와 같은 안정된 핏치율을 이루게한다.

조종익의 운동은 수직상향성의 비행진로를 상향방향을 갖는 콘트롤 프레인과 일치되므로 제6c도에서 선(90)에 의하여 설명된 바와 같이 지면에서 상측방향으로 향하여 비행체가 가속되게 된다. 이 선은 대략 1.5회전으로 최대수평치에 도달하고 매우 작은 오우버-슈우트의 탈선을 조종하는 동안 수평을 유지한다. 지구에 대하여 수평면을 유지하기 위한 이러한 제6d도의 선(92)은 모든 가속에 비행진로를 변경되도록 하는 방향에 있음을 보여준다. 제6a도의 점(94)로 설명된 바와 같이 입력명령이 영각조정을 끝내면 명령신호가 시작될때 일어나는 것과 반대로 조정이 시작된다. 이영각의 연속은 선(82)의 점(84)로서 제6f도에 설명되었다. 최대 신호는 콘트롤 프레인의 역위치에 상응하고 그에 따라 비행체를 본래의 비행자세를 향하도록 한다는 것을 알 수 있다. 날개의 영각을 끝낸 입력명령은 오로지 가속신호의 기능뿐이므로 이 가속신호는 조종신호없이 연속적으로 비행자세를 유지하는 오픈-루프 조종에 이용되는 바와 같은 동일한 정안정성이다. 제6e도에 있어서의 핏치율 신호의 부분(95)는 대항 각속도에 대한 핏치율 감지기에 감응하여 반응한다. 핏치율 감쇄총합계기(54)의 효과는 조종연속부분에 가속신호를 높이고 이에 의하여 명령된 영각을 감쇄할 뿐 아니라 그 결과 오우버-슈우트를 방지한다. 또한 제6c도의 부분(96)에 의하여 입증되는 바와 같이 수직가속의 최소 우우버-슈우트가 나타남을 알 수 있다. 영각과 핏치율은 5회전으로 감쇄되고 기체는 제로의 받음각과 안정비행으로의 환원을 의미하는 거의 동일점에서 제로(0)에 가깝게 된다.

Claims (1)

1. 콘트롤 프레인에서 가속을 검출하도록 기체의 종축에 대하여 가로로 장설되고 검출된 가속에 해당하는 가속 신호를 발생하도록된 주기적으로 변화하는 가속에 감응하는 가속 계장치, 조종명령 신호를 발생하기 위하여 전기한 가속신호와 유도명령신호를 가속신호가 유도명령신호에 대한 부의 피드 백으로서 합산되도록 하는 제어 회로상의 가속 피드백 총합장치 및 조종신호에 의하여 핏치받음 각에 변화를 일으키도록 조종계통을 구동하는 조종계통 구동장치를 포함하는 제어회로에 의하여 조종 계통에 대한 회동관계 유도 명령 신호에 감응하여 콘트롤 프레인에서 기체의 핏치 회동을 일으키도록된 핏치 각 조종계통을 갖는 축상 횡요동 미사일 기체의 자동조종장치.

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