KR101528904B1 - Method for controlling separating flight vehicle using time delay - Google Patents

Method for controlling separating flight vehicle using time delay Download PDF

Info

Publication number
KR101528904B1
KR101528904B1 KR1020150004346A KR20150004346A KR101528904B1 KR 101528904 B1 KR101528904 B1 KR 101528904B1 KR 1020150004346 A KR1020150004346 A KR 1020150004346A KR 20150004346 A KR20150004346 A KR 20150004346A KR 101528904 B1 KR101528904 B1 KR 101528904B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
power source
time
supplying
electric energy
signal
Prior art date
Application number
KR1020150004346A
Other languages
Korean (ko)
Inventor
이동훈
송민철
최원석
조영기
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 KR1020150004346A priority Critical patent/KR101528904B1/en
Application granted granted Critical
Publication of KR101528904B1 publication Critical patent/KR101528904B1/en

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42AMMUNITION; BLASTING
    • F42BEXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/36Means for interconnecting rocket-motor and body section; Multi-stage connectors; Disconnecting means
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64GCOSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

The present invention provides a method for controlling separation of a flying object using time delay capable of detonating a separation device by generating a loading signal and a detonating signal by hardware, and generating a detonating signal with time difference. According to the present invention, the method comprises: a step of determining whether the current state of a flying object is normal; a step of generating and outputting electric energy for separating a body part of the flying object from a propulsion part of the flying object in order based on predetermined time difference when determining that the current state of the flying object is abnormal; a step of separating the body part from the propulsion part on the basis of the electric energy input in order; and a step of outputting an image by using a terminal formed outside the flying object by obtaining the image containing a process, wherein the body part is separated from the propulsion part.

Description

시간 지연을 이용한 비행체 분리 제어 방법 {Method for controlling separating flight vehicle using time delay}TECHNICAL FIELD [0001] The present invention relates to a method and apparatus for separating flight vehicles using time delay,

본 발명은 비행체를 바디부와 추진부로 분리시키는 방법에 관한 것이다. 보다 상세하게는, 비상 상황 발생시 비행체를 바디부와 추진부로 분리시키는 방법에 관한 것이다.The present invention relates to a method for separating a flying body into a body part and a propulsion part. More particularly, the present invention relates to a method for separating a flight body into a body part and a propulsion part in the event of an emergency.

유도탄 비행 시험시 유도탄의 비정상 거동 및 안전 영역 이탈과 같은 비상 상황에 대비하기 위하여 유도탄에는 비상 종료 시스템이 탑재되어 있다.Emergency stop system is installed in the missile to prepare for the emergency situation such as the abnormal behavior of the missile and the escape of safety zone during the missile flight test.

기존의 비상 종료 시스템은 신관 및 폭약으로 구성되어 있으며, 신관 내부에 폭약을 기폭시키기 위한 전자적/물리적 장치를 내장하고 있다. 또한 신관은 몇가지 장전 신호들로 안전 장치를 구성한다.The existing emergency shutdown system consists of new buildings and explosives, and electronic / physical devices are installed inside the fuse to detonate explosives. The fuse also constitutes a safety device with several loading signals.

그런데 이러한 비상 종료 시스템은 다음과 같은 문제점이 있다.However, such an emergency termination system has the following problems.

첫째, 비상 폭파 시스템의 장전 및 기폭 허가를 유도탄 내 연산 제어 장치의 프로세서 판단에 의해 수행하는 시스템의 경우 비행 중 프로세서에 문제가 발생할 때에는 비상 폭파 시스템이 정상적으로 작동하는 것이 불가능해진다.First, in the case of a system executed by the processor judgment of the operation control device of the missile gun, the emergency explosion system can not be normally operated when a problem occurs in the flight while the emergency explosion system is loaded and allowed to fire.

둘째, 전자적 신관의 경우 여러 폭약을 기폭할 때에 일시적으로 폭약 수에 비례하는 양의 기폭 전류를 필요로 한다.Second, in the case of an electronic fuse, when exploding a number of explosives, it requires a temporary amount of a snubber current proportional to the number of explosives.

한국등록특허 제1,063,843호는 비행체 분리 제어 장치에 대하여 제안하고 있다. 그러나 이 장치는 폭발압에 따른 충격량을 없애기 위해 폭약을 사용하지 않고 기계적 조립에 의한 수평 분리를 수행하는 것이기 때문에 상기한 문제점을 해결할 수 없다.Korean Patent No. 1,063,843 proposes an air bag separation control device. However, the above-mentioned problem can not be solved because the apparatus performs horizontal separation by mechanical assembly without using explosives in order to eliminate an impact amount due to the explosion pressure.

본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로서, 하드웨어적으로 장전 신호와 기폭 신호를 발생시켜 단분리 장치를 기폭하며, 기폭 신호를 시간차를 두고 발생시키는 시간 지연을 이용한 비행체 분리 제어 방법을 제안하는 것을 목적으로 한다.Disclosure of Invention Technical Problem [8] The present invention has been devised in order to solve the above-described problems, and it is an object of the present invention to provide a flight object separation control method using a time delay generated by generating a loading signal and an awake signal by hardware, .

그러나 본 발명의 목적은 상기에 언급된 사항으로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 또 다른 목적들은 아래의 기재로부터 당업자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.However, the objects of the present invention are not limited to those mentioned above, and other objects not mentioned can be clearly understood by those skilled in the art from the following description.

본 발명은 상기한 목적을 달성하기 위해 안출된 것으로서, 비행체의 현재 상태가 정상인지 여부를 판단하는 비행체 상태 판단부; 상기 비행체의 현재 상태가 비정상인 것으로 판단되면 미리 정해진 시간차를 기초로 상기 비행체의 바디부와 상기 비행체의 추진부를 분리시키기 위한 전기 에너지를 순차적으로 생성 출력하는 전기 에너지 생성부; 및 순차적으로 입력되는 상기 전기 에너지를 기초로 상기 바디부와 상기 추진부를 분리시키는 비행체 분리 제어부를 포함하는 것을 특징으로 하는 시간 지연을 이용한 비행체 분리 제어 장치를 제안한다.SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in order to achieve the above-mentioned object, and it is an object of the present invention to provide an air conditioner, An electric energy generating unit sequentially generating and outputting electric energy for separating the body of the air vehicle and the propulsion unit of the air vehicle based on a predetermined time difference when the current state of the air vehicle is determined to be abnormal; And a flying body separation control unit for separating the body unit and the propulsion unit based on the electric energy sequentially input to the flying body separation control unit.

바람직하게는, 상기 비행체 상태 판단부는 상기 비행체에 입력된 조종 제어 정보와 상기 비행체의 움직임 정보를 비교하여 상기 비행체의 현재 상태가 정상인지 여부를 판단하거나, 상기 비행체가 미리 정해진 비행 경로를 따라 주행하고 있는지 여부를 기초로 상기 비행체의 현재 상태가 정상인지 여부를 판단한다.Preferably, the flight status determination unit compares the steering control information input to the flight and the motion information of the flight to determine whether the current status of the flight is normal, or the flight travels along a predetermined flight path Based on whether or not the current state of the air vehicle is normal.

바람직하게는, 상기 전기 에너지 생성부는 적어도 두개의 시간 지연 회로부와 각 시간 지연 회로부에 연결된 정전류 회로부를 이용하여 상기 전기 에너지를 순차적으로 생성 출력한다.Preferably, the electric energy generating unit sequentially generates and outputs the electric energy using at least two time delay circuit units and a constant current circuit unit connected to each time delay circuit unit.

바람직하게는, 상기 바디부와 상기 추진부의 연결부에 적어도 두개의 기폭 장치들이 부착되며, 상기 비행체 분리 제어부는 상기 전기 에너지가 입력될 때마다 상기 전기 에너지를 이용하여 기폭 장치를 순차적으로 기폭시켜 상기 바디부와 상기 추진부를 최종적으로 분리시킨다.Preferably, at least two detonators are attached to the connecting portion between the body and the propulsion unit, and the air bag separation control unit sequentially ignites the detonator using the electric energy whenever the electric energy is inputted, And finally separates the propulsion section and the propulsion section.

바람직하게는, 상기 비행체 분리 제어 장치는 현재 시점에서 상기 전기 에너지가 생성 출력되었는지 여부를 판단하는 제1 판단부; 상기 현재 시점에서 상기 전기 에너지가 생성 출력되지 않은 것으로 판단되면 상기 비행체의 현재 상태가 비정상인 것으로 판단된 시점부터 상기 현재 시점까지의 경과 시간이 기준 시간 이상인지 여부를 판단하는 제2 판단부; 및 상기 경과 시간이 상기 기준 시간 이상인 것으로 판단되면 외부로부터 상기 전기 에너지의 순차적 생성을 요청하는 신호를 수신하는 신호 수신부를 더 포함한다.Preferably, the air bag separation control apparatus includes a first determination unit for determining whether or not the electric energy is generated and output at a current time point; A second determination unit for determining whether the elapsed time from the time when the current state of the airplane is determined to be abnormal to the current time is greater than or equal to a reference time when it is determined that the electric energy is not generated and output at the present time; And a signal receiving unit for receiving a signal requesting the sequential generation of the electric energy from the outside if it is determined that the elapsed time is equal to or longer than the reference time.

바람직하게는, 상기 비행체 분리 제어 장치는 상기 비행체 상태 판단부가 작동하는 데에 필요한 제1 전원을 공급하는 제1 전원 공급부; 및 상기 전기 에너지 생성부가 작동하는 데에 필요한 제2 전원을 공급하는 제2 전원 공급부를 더 포함한다.Preferably, the air bag separation control device includes a first power supply unit for supplying the first power supply necessary for the air conditioner determination unit to operate; And a second power supply unit for supplying a second power supply necessary for the electric energy generation unit to operate.

바람직하게는, 상기 비행체 분리 제어 장치는 상기 제2 전원을 상기 제1 전원으로 이용 가능하게 상기 제1 전원 공급부와 상기 제2 전원 공급부를 연결하는 공급 연결 라인을 더 포함하며, 상기 공급 연결 라인의 일측에는 상기 제1 전원이 상기 제2 전원으로 공급되는 것을 방지하기 위한 쇼트키 다이오드가 형성된다.Preferably, the air bag separation control apparatus further includes a supply connection line connecting the first power supply unit and the second power supply unit so as to make the second power supply available as the first power supply, And a Schottky diode is formed on one side to prevent the first power source from being supplied to the second power source.

바람직하게는, 상기 제2 전원 공급부는 상기 비행체가 비행을 시작하기 전에 상기 공급 연결 라인을 이용하여 상기 제2 전원을 상기 제1 전원으로 이용 가능하게 공급한다.Advantageously, the second power supply utilizes the supply connection line to supply the second power source to the first power source before the airplane starts flying.

바람직하게는, 상기 제2 전원 공급부는 상기 제2 전원으로 상기 제1 전원보다 더 큰 전압을 가지는 전원을 공급한다.Preferably, the second power supply unit supplies power to the second power source having a higher voltage than the first power source.

또한 본 발명은 비행체의 현재 상태가 정상인지 여부를 판단하는 단계; 상기 비행체의 현재 상태가 비정상인 것으로 판단되면 미리 정해진 시간차를 기초로 상기 비행체의 바디부와 상기 비행체의 추진부를 분리시키기 위한 전기 에너지를 순차적으로 생성 출력하는 단계; 순차적으로 입력되는 상기 전기 에너지를 기초로 상기 바디부와 상기 추진부를 분리시키는 단계; 및 상기 바디부와 상기 추진부가 분리되는 과정을 촬영한 영상을 획득하여 상기 비행체의 외부에 구비된 단말을 이용하여 상기 영상을 출력하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 시간 지연을 이용한 비행체 분리 제어 방법을 제안한다.According to another aspect of the present invention, Sequentially generating and outputting electric energy for separating the body part of the air vehicle and the propulsion part of the air vehicle based on a predetermined time difference when it is determined that the current state of the air vehicle is abnormal; Separating the body and the propulsion unit based on the electrical energy sequentially input; And a step of acquiring an image of the process of separating the body part and the propulsion part and outputting the image using a terminal provided outside the air vehicle, .

바람직하게는, 상기 판단하는 단계는 상기 비행체에 입력된 조종 제어 정보와 상기 비행체의 움직임 정보를 비교하여 상기 비행체의 현재 상태가 정상인지 여부를 판단하거나, 상기 비행체가 미리 정해진 비행 경로를 따라 주행하고 있는지 여부를 기초로 상기 비행체의 현재 상태가 정상인지 여부를 판단한다.The controller may determine whether the current state of the airplane is normal by comparing the manipulation control information input to the airplane and the motion information of the airplane or may determine whether the airplane travels along a predetermined flight path Based on whether or not the current state of the air vehicle is normal.

바람직하게는, 상기 순차적으로 생성 출력하는 단계는 적어도 두개의 시간 지연 회로부와 각 시간 지연 회로부에 연결된 정전류 회로부를 이용하여 상기 전기 에너지를 순차적으로 생성 출력한다.Preferably, the sequentially generating and outputting step sequentially generates and outputs the electric energy using at least two time delay circuit parts and a constant current circuit part connected to each time delay circuit part.

바람직하게는, 상기 바디부와 상기 추진부의 연결부에 적어도 두개의 기폭 장치들이 부착되며, 상기 분리시키는 단계는 상기 전기 에너지가 입력될 때마다 상기 전기 에너지를 이용하여 기폭 장치를 순차적으로 기폭시켜 상기 바디부와 상기 추진부를 최종적으로 분리시킨다.Preferably, at least two detonators are attached to the connecting portion of the body portion and the propulsion portion, and the separating step consecutively expels the detonator using the electric energy each time the electric energy is inputted, And finally separates the propulsion section and the propulsion section.

바람직하게는, 상기 순차적으로 생성 출력하는 단계와 상기 분리시키는 단계 사이에, 현재 시점에서 상기 전기 에너지가 생성 출력되었는지 여부를 판단하는 단계; 상기 현재 시점에서 상기 전기 에너지가 생성 출력되지 않은 것으로 판단되면 상기 비행체의 현재 상태가 비정상인 것으로 판단된 시점부터 상기 현재 시점까지의 경과 시간이 기준 시간 이상인지 여부를 판단하는 단계; 및 상기 경과 시간이 상기 기준 시간 이상인 것으로 판단되면 외부로부터 상기 전기 에너지의 순차적 생성을 요청하는 신호를 수신하는 단계를 더 포함한다.Preferably, the step of determining whether or not the electric energy is generated and outputted at the present time between the step of sequentially generating and outputting and the step of separating comprises: Determining whether the elapsed time from the time when the current state of the airplane is determined to be abnormal to the current time is equal to or longer than a reference time when it is determined that the electric energy is not generated and output at the present time; And receiving a signal requesting sequential generation of the electric energy from the outside if it is determined that the elapsed time is equal to or longer than the reference time.

바람직하게는, 상기 판단하는 단계 이전에, 상기 판단하는 단계를 수행하는 데에 필요한 제1 전원을 공급하는 단계를 더 포함하며, 상기 순차적으로 생성 출력하는 단계 이전에, 상기 순차적으로 생성 출력하는 단계를 수행하는 데에 필요한 제2 전원을 공급하는 단계를 더 포함한다.Preferably, the method further comprises a step of supplying a first power source necessary for performing the determining step prior to the determining step, wherein the step of sequentially generating and outputting, before the step of sequentially generating and outputting, And supplying a second power source necessary for performing the second power supply.

바람직하게는, 상기 제2 전원을 공급하는 단계는 상기 비행체가 비행을 시작하기 전에 상기 제1 전원을 공급하는 구성과 상기 제2 전원을 공급하는 구성을 연결하는 공급 연결 라인을 이용하여 상기 제2 전원을 상기 제1 전원으로 이용 가능하게 공급한다.Preferably, the step of supplying the second power supply may include supplying the second power source to the second power source using a supply connection line that connects the configuration for supplying the first power source and the configuration for supplying the second power source before the air vehicle starts flying, And supplies power to the first power source.

바람직하게는, 상기 제1 전원을 공급하는 단계는 상기 제1 전원을 공급하는 구성과 상기 제2 전원을 공급하는 구성을 연결하는 공급 연결 라인의 일측에 형성된 쇼트키 다이오드를 이용하여 상기 제1 전원이 상기 제2 전원으로 공급되는 것을 방지한다.Preferably, the supplying of the first power is performed by using a Schottky diode formed on one side of a supply connection line connecting the configuration for supplying the first power and the configuration for supplying the second power, To the second power source.

바람직하게는, 상기 제2 전원을 공급하는 단계는 상기 제2 전원으로 상기 제1 전원보다 더 큰 전압을 가지는 전원을 공급한다.Preferably, the step of supplying the second power supplies a power source having a voltage higher than that of the first power source to the second power source.

본 발명은 시간 지연을 이용한 비행체 분리 제어 방법에 관한 것으로서 다음 효과를 얻을 수 있다.The present invention relates to a method for controlling flight separation using time delay, and the following effects can be obtained.

첫째, 본 발명은 하드웨어적으로 장전 신호와 기폭 신호를 발생시켜 단분리 장치를 기폭한다. 본 발명은 이를 통해 연산 제어 장치 프로세서에 오류가 발생하더라도 하드웨어적 장전과 기폭 신호를 발생하는 것이 가능해진다.First, the present invention generates a loading signal and an awakening signal by hardware, thereby exploiting a single separation device. The present invention makes it possible to generate a hardware load and a malfunction signal even if an error occurs in the operation control device processor.

둘째, 본 발명은 신관 회로 오동작 방지를 위한 안전 설계를 제안한다. 본 발명은 이를 통해 Power Ramp 구간에서 신관 회로부 오동작에 의한 기폭 신호 발생을 방지할 수 있다.Second, the present invention proposes a safety design for preventing erroneous circuit operation of a new pipe. The present invention can prevent the occurrence of an erroneous signal due to a malfunction of a new pipe circuit in a power ramp interval.

세째, 본 발명은 단분리 장치 신관 회로를 내장한 연산 제어 장치 설계 및 운영 방법을 이용한다. 본 발명은 이를 통해 연산 제어 장치에 신관 장치를 내장하여 단분리 장치를 경량화할 수 있고, 별도의 신관 장치가 불필요해진다.Third, the present invention utilizes a design and operation method of an arithmetic and control unit having a built-in circuit for a single stage unit. The present invention can reduce the weight of the end separating device by incorporating a new pipe device into the operation control device, thereby eliminating the need for a separate pipe device.

네째, 본 발명은 기폭 신호를 시간차를 두고 발생시킨다. 본 발명은 이를 통해 두개 이상의 단분리 장치 기폭시 시간차 기폭 신호 발생 기능으로 시스템의 순간 최대 요구 전력을 줄일 수 있다.Fourth, the present invention generates an ignition signal with a time lag. The present invention can reduce the instantaneous maximum required power of the system through the function of generating two or more single separation unit detonating time difference signals.

도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 단분리 장치 신관 시스템을 내장한 연산 제어 장치의 내부 구성과 연결 관계를 도시한 개념도이다.
도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 단분리 장치 신관 시스템을 내장한 연산 제어 장치의 작동 방법을 설명하기 위한 흐름도이다.
도 3은 본 발명의 일실시예에 따른 연산 제어 장치를 구성하는 신관 회로부의 내부 구성을 도시한 개념도이다.
도 4는 본 발명의 일실시예에 따른 신관 회로부의 작동 방법을 설명하기 위한 흐름도이다.
도 5는 본 발명의 일실시예에 따른 실험 결과를 도시한 참고도이다.
도 6은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 시간 지연을 이용한 비행체 분리 제어 장치를 도시한 블록도이다.
도 7은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 시간 지연을 이용한 비행체 분리 제어 방법을 도시한 흐름도이다.
FIG. 1 is a conceptual diagram illustrating an internal configuration and a connection relationship of an operation control device incorporating a single stage device fuze system according to an embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a flowchart illustrating an operation method of an operation control device incorporating a simplex separation device system according to an embodiment of the present invention. Referring to FIG.
3 is a conceptual diagram showing an internal configuration of a fuse circuit unit constituting an operation control device according to an embodiment of the present invention.
4 is a flowchart illustrating a method of operating a new tube circuit according to an embodiment of the present invention.
5 is a reference diagram showing experimental results according to an embodiment of the present invention.
FIG. 6 is a block diagram illustrating an apparatus for controlling flight separation using a time delay according to a preferred embodiment of the present invention.
FIG. 7 is a flowchart illustrating an air vehicle separation control method using a time delay according to a preferred embodiment of the present invention.

이하, 본 발명의 바람직한 실시예를 첨부된 도면들을 참조하여 상세히 설명한다. 우선 각 도면의 구성요소들에 참조 부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한한 동일한 부호를 가지도록 하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 본 발명을 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다. 또한, 이하에서 본 발명의 바람직한 실시예를 설명할 것이나, 본 발명의 기술적 사상은 이에 한정하거나 제한되지 않고 당업자에 의해 변형되어 다양하게 실시될 수 있음은 물론이다.Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. In the drawings, the same reference numerals are used to designate the same or similar components throughout the drawings. In the following description of the present invention, a detailed description of known functions and configurations incorporated herein will be omitted when it may make the subject matter of the present invention rather unclear. In addition, the preferred embodiments of the present invention will be described below, but it is needless to say that the technical idea of the present invention is not limited thereto and can be variously modified by those skilled in the art.

본 발명에서는 단분리 장치 시간차 기폭 비상 종료 신관 시스템에 대하여 제안한다.The present invention proposes a system for short-ended time-delayed emergency termination.

비상 종료 시스템은 단분리 장치를 이용한 시스템으로서, 유도탄의 전방부와 후방부를 단분리 장치로 연결하고 시스템 비상 종료가 필요할 경우 단분리 장치를 기폭시켜 전방부와 후방부를 분리함으로써 유도탄의 기능을 상실시켜 시스템을 비상 종료한다. 또한 비상 종료 시스템은 단분리 장치를 기폭시키기 위하여 전자적/물리적 신관과 안전을 고려한 장전 및 기폭 방법이 필요하다.Emergency shutdown system is a system using a single separation device, which connects the front part and the rear part of the missile with a single separation device. When the system emergency shutdown is required, the single separation device is detonated to separate the front part and the rear part, Emergency shutdown of the system. Emergency shutdown systems also require loading and disarming methods that consider electronic / physical fuse and safety to detonate a single disconnect device.

도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 단분리 장치 신관 시스템을 내장한 연산 제어 장치의 내부 구성과 연결 관계를 도시한 개념도이다.FIG. 1 is a conceptual diagram illustrating an internal configuration and a connection relationship of an operation control device incorporating a single stage device fuze system according to an embodiment of the present invention.

본 발명은 기본적으로 발사 장치(110), 축전지(120), 전원 공급기(130), 데이터 원격 수신 장치(150) 등으로 구성된 시스템(100)에서 연산 제어 장치(140)를 통한 단분리 장치 1(161), 단분리 장치 2(162) 등을 기폭하는 시스템으로 한정하며, 연산 제어 장치(140) 기능 중 신관 시스템과 관련된 사항만을 나타낸다.The present invention is basically the same as the first embodiment of the present invention except that the system 100 including the launch device 110, the battery 120, the power supply 130, the data remote receiving device 150, 161, a single separation device 2 162, and the like, and only the items related to the new system among functions of the operation control device 140 are shown.

발사 장치(110)는 유도탄을 발사하기 위한 거치 장치이다.The launch device 110 is a mounting device for launching the missile.

축전지(120)는 유도탄에 전원을 공급하는 전지이다.The battery 120 is a battery that supplies power to the missile.

전원 공급기(130)는 유도탄에 전원을 공급하는 전원 장치이다.The power supply 130 is a power supply for supplying power to the missile.

연산 제어 장치(140)는 유도탄이 동작하기 위한 연산 처리와 제어를 수행하는 장치이다.The arithmetic and control unit 140 is an apparatus for performing arithmetic processing and control for operating the missile.

본 실시예에서 연산 제어 장치(140)는 프로세서부(141), 전원 회로부(142), 신관 회로부(143) 및 쇼트키 다이오드(144)를 포함한다.The arithmetic and control unit 140 includes a processor unit 141, a power supply circuit unit 142, a fuse circuit unit 143 and a Schottky diode 144.

프로세서부(141)는 프로세서를 탑재하고 있는 회로부이다.The processor unit 141 is a circuit unit on which a processor is mounted.

전원 회로부(142)는 연산 제어 장치(140)에서 사용하는 전원을 생성하기 위한 회로부이다.The power supply circuit portion 142 is a circuit portion for generating power used in the operation control device 140.

신관 회로부(143)는 신관 기능을 수행하는 회로부이다.The new pipe circuit part 143 is a circuit part that performs the new pipe function.

쇼트키 다이오드(144)는 시스템 전원(173)이 기폭 전원(172)과 축전지(120)로 흘러 들어가는 것을 방지하는 다이오드이다.The Schottky diode 144 is a diode that prevents the system power supply 173 from flowing into the ignition power supply 172 and the battery 120.

데이터 원격 수신 장치(150)는 원격으로 비상 폭파하기 위한 비상 폭파 명령 수신 장치이다.The data remote receiving device 150 is an emergency explosion command receiving device for remote emergency explosion.

단분리 장치 1(161)과 단분리 장치 2(162)는 유도탄의 전방부와 후방부를 연결할 수 있는 장치로 폭발 가능하도록 화약을 내장한 장치이다.The first stage separator 161 and the second stage separator 162 are devices that can connect the front part and the rear part of the guide car with explosives so that they can be exploded.

장전 신호(171)는 발사 장치(110)에서 유도탄 발사시 발생되는 신호이다.The loading signal 171 is a signal generated at the launch device 110 when the guided vehicle is fired.

기폭 전원(172)은 축전지(120)에서 공급하는 전원으로서, 신관 회로부(143)의 기폭 전원으로 사용된다.The ignition power source 172 is a power source supplied from the battery 120 and is used as an ignition power source for the new pipe circuit part 143. [

시스템 전원(173)은 전원 회로부(142)에 공급되는 전원이다.The system power supply 173 is a power supply to the power supply circuit 142.

신관 전원(174)은 신관 회로부(143)의 전자 회로에 공급되는 전원이다.The new pipe power source 174 is a power source supplied to the electronic circuit of the new pipe circuit portion 143.

자폭 신호 1(175)은 프로세서부(141)가 자체 판단하여 발생시키는 기폭 허가 신호이다.The self-length signal 1 (175) is an initiation permission signal generated by the processor unit 141 itself.

자폭 신호 2(176)는 데이터 원격 수신 장치(150)가 폭파 명령 수신시 발생시키는 기폭 허가 신호이다.The self-destructing signal 2 (176) is an enabling permission signal generated when the data remote receiving apparatus 150 receives the demolition command.

기폭 전류 1(177)은 단분리 장치 1(161)을 기폭시키기 위해 신관 회로부(143)로부터 단분리 장치 1(161)로 입력되는 전류이다.The ceiling current 1 177 is a current input from the trunk circuit portion 143 to the single separator 1 161 to ignite the single separator 1 161.

기폭 전류 2(178)는 단분리 장치 2(162)를 기폭시키기 위해 신관 회로부(143)로부터 단분리 장치 2(162)로 입력되는 전류이다.The awakening current 2 178 is a current input from the fuse circuit 143 to the short-circuit separator 2 162 to ignite the short-circuit separator 2 162.

도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 단분리 장치 신관 시스템을 내장한 연산 제어 장치의 작동 방법을 설명하기 위한 흐름도이다.FIG. 2 is a flowchart illustrating an operation method of an operation control device incorporating a simplex separation device system according to an embodiment of the present invention. Referring to FIG.

전원 공급기(130)는 연산 제어 장치(140)의 전원 회로부(142)를 통하여(S205, S210) 신관 회로부(143)에 신관 전원(174)을 공급하여 정상 동작 상태로 만든다(S215).The power supply 130 supplies the power supply 174 to the power supply circuit portion 143 of the operation control device 140 via the power supply circuit portion 142 in steps S205 and S210 to bring the power supply circuit 174 into a normal operation state in step S215.

여기서는 축전지(120)에 의한 기폭 전원(172)이 초기에 공급되지 않는다. 또한 쇼트키 다이오드(144)에 의해 전원 공급기(130)의 전원이 기폭 전원(172)에 공급되지 않는다. 따라서 전원 공급기(130)를 통한 초기 전원 공급시 신관 회로부(143)의 회로 설계 정도에 따라 발생할 수 있는 power ramp 구간에서의 오동작이 발생하더라도 단분리 장치 1(161), 단분리 장치 2(162)는 안전하다.Here, the ignition power supply 172 by the battery 120 is not initially supplied. The power of the power supply 130 is not supplied to the ignition power supply 172 by the Schottky diode 144. [ Therefore, even if there is a malfunction in the power ramp interval that may occur depending on the degree of circuit design of the new pipe circuit part 143 during the initial power supply through the power supply 130, the short-circuiting device 161, Is safe.

유도탄은 전원 공급기(130)로부터 시스템 전원(173)을 공급받다가 발사 준비가 완료되면 사용자 조작에 의한 축전지(120)의 동작으로(S220) 기폭 전원(172)과 시스템 전원(173)을 공급받는다(S225, S230). 단, 축전지(120)의 전압이 전원 공급기(130)가 공급하는 전압보다 높아야 한다. 부가적으로 전원 공급기(130)는 내부에 또다른 쇼트키 다이오드를 내장하고 있어야 한다.The missile is supplied with the system power supply 173 from the power supply 130 and then supplied with the ignition power supply 172 and the system power supply 173 by the operation of the battery 120 by the user operation S225, S230). However, the voltage of the battery 120 should be higher than the voltage supplied by the power supply 130. In addition, the power supply 130 must have another Schottky diode internally.

발사 장치(110)는 유도탄이 발사되기 위한 기구 장치이다. 발사 장치(110)는 유도탄이 발사되어 발사 장치(110)를 벗어난 것을 연산 제어 장치(140)가 감지할 수 있도록 장전 신호(171)를 제공한다(S235). 장전 신호(171)는 신관 회로부(143)로 전달되고 유도탄 발사시 신관 회로부(143)를 장전할 수 있는 신호원으로 활용된다.The launch device 110 is a mechanism device for launching the missile. The launching device 110 provides a loading signal 171 so that the arithmetic and control unit 140 can detect that the missile is fired and out of the launching device 110 (S235). The charging signal 171 is transmitted to the new pipe circuit 143 and utilized as a signal source for charging the new pipe circuit 143 when the charcoal is fired.

유도탄 비행중 프로세서부(141)가 비정상 거동 및 안전 영역 이탈을 감지할 경우 자폭 신호 1(175)을 신관 회로부(143)에 전달하거나(S240), 유도탄 비행중 데이터 원격 수신 장치(150)를 통해 원격으로 자폭 신호 2(176)를 신관 회로부(143)에 전달한다(S245).When the processor unit 141 detects abnormal behavior and departure from the safety zone during flight of the missile, it transmits the self-length signal 1 175 to the new tube circuit 143 (S240) And transmits the self-destructing signal 2 176 to the new pipe circuit 143 remotely (S245).

적어도 하나의 자폭 신호를 받은 신관 회로부(143)는 활성화되어(S247) 기폭 전류 1(177), 기폭 전류 2(178)를 발생시켜(S250, S255) 단분리 장치 1(161), 단분리 장치 2(162) 등을 기폭함으로써(S260, S265) 유도탄을 분리시켜 비상 종료한다(S270).The new pipe circuit part 143 receiving the at least one self-wide-width signal is activated (S247) to generate the aerobic current 1 177 and the aerobic current 2 178 (S250 and S255) 2 162 and the like (S260, S265), and emergency fire is terminated (S270).

도 3은 본 발명의 일실시예에 따른 연산 제어 장치를 구성하는 신관 회로부의 내부 구성을 도시한 개념도이다. 이하에서는 신관 회로부(143)를 구성하는 각 구성의 기능과 동작에 대하여 설명한다.3 is a conceptual diagram showing an internal configuration of a fuse circuit unit constituting an operation control device according to an embodiment of the present invention. Hereinafter, the function and operation of each component constituting the novel tube circuit portion 143 will be described.

회로 전원 공급부(310)는 전원 회로부(350)를 통해 신관 전원(174)을 공급받는다. 회로 전원 공급부(310)로 공급된 신관 전원(174)은 신관 회로부(143)가 작동하는 데에 이용된다.The circuit power supply unit 310 receives the fuse power supply 174 through the power supply circuit unit 350. The fuse power supply 174 supplied to the circuit power supply unit 310 is used for the fuse circuit unit 143 to operate.

시간 지연 회로 1(320a)과 시간 지연 회로 2(320b)는 기폭 허가 신호(372)를 시간 지연하여 출력하도록 하는 회로이다. 본 실시예에서는 일례로 신관 회로부(143)에 2개의 시간 지연 회로가 구성되도록 하였으나, 본 발명에서는 시간 지연 회로의 개수는 이에 한정되지 않는다.The time delay circuit 1 (320a) and the time delay circuit 2 (320b) are circuits for delaying and outputting the detonation permission signal 372 with a time delay. In this embodiment, for example, two time delay circuits are formed in the new pipe circuit 143. However, the number of time delay circuits in the present invention is not limited to this.

기폭 허가 신호(372)는 자폭 신호 1(175)과 자폭 신호 2(176)가 OR 연산 처리된 후 출력되는 신호이다.The detonation permission signal 372 is a signal output after the self-length-width signal 1 (175) and the self-length-width signal 2 (176) are OR-processed.

Buffer 활성화 신호(371)는 3-state Buffer(330)를 활성화 또는 비활성화하는 신호이다. Buffer 활성화 신호(371)는 장전 신호(171)를 기초로 한다.Buffer enable signal 371 is a signal that activates or deactivates 3-state buffer 330. Buffer activation signal 371 is based on loading signal 171.

3-state Buffer(330)는 활성화시 시간 지연 회로 1(320a)과 시간 지연 회로 2(320b)에 의해 시간 지연된 채 입력된 신호를 기폭 허가 지연 신호 1(374)과 기폭 허가 지연 신호 2(375)로 출력한다. 또한 3-state Buffer(330)는 비활성시 상기한 출력을 하이임피던스 상태로 전환한다.The 3-state buffer 330 receives the input signals delayed by the time delay circuit 1 320a and the time delay circuit 2 320b at the time of activation into the delayed enable signal 1 374 and the delayed enable signal 2 375 . In addition, the 3-state buffer 330 switches the above output to a high impedance state when inactive.

기폭 허가 지연 신호 1(374)과 기폭 허가 지연 신호 2(375)는 시간 지연 회로 1(320a)과 시간 지연 회로 2(320b)에 의해 기폭 허가 신호(372)가 지연되어 출력되는 신호이다.The detonation permission delay signal 1 374 and the detonation permission delay signal 2 375 are signals delayed and outputted by the time delay circuit 1 320a and the time delay circuit 2 320b.

기폭 전원 전자 스위치(350)는 기폭 전원 활성화 신호(373)에 의해 활성화시 스위치를 ON시켜 기폭 전원(172)을 기폭 전류용 전원(376)으로 출력하는 전자 스위치이다. 기폭 전원 전자 스위치(350)는 기폭 전원 활성화 신호(373)에 의해 비활성시 기폭 전원(172)이 기폭 전류용 전원(376)으로써 정전류 회로 1(360a)과 정전류 회로 2(360b)로 입력되는 것을 차단한다.The ignition power supply electronic switch 350 is an electronic switch for turning on the switch upon activation by the ignition power supply activating signal 373 and outputting the ignition power supply 172 to the ignition current power supply 376. The ignition power supply electronic switch 350 is configured such that the ignition power supply 172 is input to the constant current circuit 1 360a and the constant current circuit 2 360b as the ignition current power supply 376 when inactivated by the ignition power activation signal 373 .

기폭 전원 활성화 신호(373)는 기폭 전원 전자 스위치(350)를 활성화 또는 비활성화하는 신호이다.The ignition power activation signal 373 is a signal to activate or deactivate the ignition power electronic switch 350.

기폭 전류용 전원(376)은 정전류 회로 1(360a)과 정전류 회로 2(360b)에서 발생시키는 기폭 전류 1(177)과 기폭 전류 2(178)를 생성하기 위한 소스이다.The ignition current source 376 is a source for generating the ignition current 1 177 and the ignition current 2 178 generated in the constant current circuit 1 360a and the constant current circuit 2 360b.

정전류 회로 1(360a)과 정전류 회로 2(360b)는 기폭 허가 지연 신호 1(374)과 기폭 허가 지연 신호 2(375)의 인가시 기폭 전류용 전원(376)을 소스로 기폭 전류 1(177)과 기폭 전류 2(178)를 발생시키는 회로이다.The constant current circuit 1 360a and the constant current circuit 2 360b generate a ceasing current 1 177 as a source when the ceasing permission delay signal 1 374 and the ceasing permission delay signal 2 375 are applied, And an awakening current 2 (178).

한편 3-state Buffer(330)와 기폭 전원 전자 스위치(350)의 연결 라인 일측에는 풀다운 저항(340)이 걸리며, 3-state Buffer(330)와 정전류 회로 1(360a)의 연결 라인, 3-state Buffer(330)와 정전류 회로 2(360b)의 연결 라인 등의 일측에도 풀다운 저항(340)이 걸린다.On the other hand, a pull-down resistor 340 is applied to one side of the connection line between the 3-state buffer 330 and the ignition power supply electronic switch 350, and a connection line between the 3-state buffer 330 and the constant current circuit 1 360a, A pull-down resistor 340 is also applied to one side of the connection line of the buffer 330 and the constant current circuit 2 (360b).

도 4는 본 발명의 일실시예에 따른 신관 회로부의 작동 방법을 설명하기 위한 흐름도이다.4 is a flowchart illustrating a method of operating a new tube circuit according to an embodiment of the present invention.

신관 회로부(143)는 신관 전원(174)을 입력받아 모든 전자회로를 정상 동작 상태로 만든다(S405). 여기서 기폭 전원(172)은 입력되어 있지 않음으로써 신관 회로부(143)의 각종 신호들이 power ramp에서 오동작을 하더라도 기폭 전류 1(177)과 기폭 전류 2(178)는 발생하지 않는다.The new pipe circuit 143 receives the new pipe power supply 174 and turns all the electronic circuits into a normal operation state (S405). Here, since the ignition power source 172 is not inputted, the awakening currents 1 177 and the awakening currents 2 178 do not occur even if various signals of the new tube circuit 143 malfunction in the power ramp.

이후 신관 회로부(143) 외부의 각종 신호가 정상 초기 상태가 된 후 기폭 전원(172)이 인가되면 비상 폭파하기 위한 준비가 완료된다(S410).Thereafter, when the ignition power source 172 is applied after various signals outside the new pipe circuit 143 are set to a normal initial state, preparation for emergency explosion is completed (S410).

① 장전 절차① Loading procedure

장전 신호(171)가 발생하면(S415) Buffer 활성화 신호(371)를 통하여(S420) 3-state Buffer(330)가 활성화된다(S425).When the loading signal 171 is generated (S415), the 3-state buffer 330 is activated (S425) through the buffer activation signal 371 (S420).

3-state Buffer(330)가 활성화되면 자폭 신호 1(175) 또는 자폭 신호 2(176)에 의한 기폭 허가 신호(372)의 입력이 기폭 전원 활성화 신호(373)로 출력되는 상태로 전환된다.When the 3-state buffer 330 is activated, the input of the explosion enable signal 372 by the self-explosion signal 1 (175) or the self-explosion signal 2 (176) is switched to the state of outputting by the explosion power supply activating signal 373.

또한 시간 지연 회로 1(320a)과 시간 지연 회로 2(320b)의 출력이 기폭 허가 지연 신호 1(374)과 기폭 허가 지연 신호 2(375)로 출력되는 상태로 전환된다.And the output of the time delay circuit 1 (320a) and the time delay circuit 2 (320b) is switched to a state of being output to the ignition permission delay signal 1 (374) and the ignition permission delay signal 2 (375).

② 기폭 신호 발생 절차② Procedure for generating an aerial signal

자폭 신호 1(175) 또는 자폭 신호 2(176)가 입력되면(S430, S435) 하드웨어적인 OR 연산을 통하여 기폭 허가 신호(372)가 발생된다(S440).When the self-length signal 1 (175) or the self-length signal 2 (176) is input (S430 and S435), an exploitation permission signal 372 is generated through a hardware OR operation (S440).

기폭 허가 신호(372)는 3-state Buffer(330)을 통하여 기폭 전원 활성화 신호(373)를 발생시키며(S445) 시간 지연 회로 1(320a)과 시간 지연 회로 2(320b)를 활성화시킨다(S460, S480).The detonation enable signal 372 generates the awakening power source activation signal 373 through the 3-state buffer 330 and activates the time delay circuit 1 320a and the time delay circuit 2 320b (S460, S480).

시간 지연 회로 1(320a)과 시간 지연 회로 2(320b)는 각기 다른 시간 지연을 가지며 서로 다른 시점에 기폭 허가 신호를 출력하고 출력된 신호는 3-state Buffer(330)를 거쳐 기폭 허가 지연 신호 1(374)과 기폭 허가 지연 신호 2(375)를 발생시킨다(S465, S485).The time delay circuit 1 (320a) and the time delay circuit 2 (320b) have different time delays and output an awake permission signal at different time points, and the output signal is passed through a 3-state buffer 330, (Step S465 and step S485).

예컨대 시간 지연 회로 1(320a)은 시간 T1을 지연시키며, 시간 지연 회로 2(320b)는 시간 T2를 지연시킨다. T1과 T2는 서로 다른 값을 가진다.For example, time delay circuit 1 320a delays time T1 and time delay circuit 2 320b delays time T2. T1 and T2 have different values.

시간 지연 회로 1(320a)과 시간 지연 회로 2(320b)에서 신호가 지연되는 동안 기폭 전원 활성화 신호(373)는 기폭 전원 전자 스위치(350)를 작동시켜(S450) 기폭 전류용 전원(376)이 정전류 회로 1(360a)과 정전류 회로 2(360b)에 공급되도록 한다(S455).While the signal is delayed in the time delay circuit 1 (320a) and the time delay circuit 2 (320b), the awakening power supply activation signal 373 activates the awning power supply electronic switch 350 (S450) And is supplied to the constant current circuit 1 (360a) and the constant current circuit 2 (360b) (S455).

여기서 신관 회로부(143)의 장전이 완료되더라도 기폭 전원 전자 스위치(350)의 동작 여부에 따라 기폭 전류용 전원(376)을 공급함으로써 장전 이후에도 실제 기폭할 시에만 기폭 전류용 전원(376)이 인가되도록 하여 안전을 강화한다.Here, even if the charging of the new tube circuit part 143 is completed, the awkward current power source 376 is supplied according to whether the ignition power source electronic switch 350 is operated or not so that the ignition current power source 376 is applied only after actual charging Thereby enhancing safety.

기폭 허가 지연 신호 1(374)과 기폭 허가 지연 신호 2(375)가 발생하면 정전류 회로 1(360a)과 정전류 회로 2(360b)가 활성화된다(S470, S490). 이때 기폭 전류용 전원(376)이 인가된 상태에서만 기폭 전류 1(177)과 기폭 전류 2(178)가 발생된다(S475, S495).When the detonation permitting delay signal 1 374 and the detonation permitting delay signal 2 375 are generated, the constant current circuit 1 360a and the constant current circuit 2 360b are activated (S470, S490). At this time, the awakening current 1 (177) and the awakening current 2 (178) are generated only when the power source 376 for the awakening current is applied (S475, S495).

본 실시예에서는 기폭 전류 1(177)과 기폭 전류 2(178)는 기폭 허가 지연 신호 1(374)과 기폭 허가 지연 신호 2(375)의 시간 지연 정도에 따라 다른 시점에 발생함으로써 2개를 기폭하지만 순간적으로는 1개의 기폭 전류만을 필요함으로써 시스템의 순시 최대 전력 요구 사양을 줄일 수 있는 효과가 있다.In this embodiment, the awakening current 1 (177) and the awakening current 2 (178) are generated at different times according to the time delay of the explosion permitting delay signal 1 374 and the explosion permitting delay signal 2 375, However, only one instantaneous current is required to reduce the instantaneous maximum power requirement of the system.

위와 같은 설계를 통해 유도탄 비행중 프로세서부(141)의 비정상 동작시에도 데이터 원격 수신 장치(150)를 통해 시간차 기폭이 가능하다.Through the above-described design, the time difference can be exploited through the data remote receiver 150 even during the abnormal operation of the processor unit 141 during the missile flight.

도 5는 본 발명의 일실시예에 따른 실험 결과를 도시한 참고도이다.5 is a reference diagram showing experimental results according to an embodiment of the present invention.

도 5는 기폭 허가 지연 신호를 계측한 결과를 도식화한 것으로서, 도 5에 도시된 바와 같이 자폭 신호 1(175)에 따라 서로 다른 값(T1, T2)으로 시간 지연된 기폭 허가 지연 신호 1(374)과 기폭 허가 지연 신호 2(375)를 확인할 수 있다. 기폭 허가 신호(372)는 OR 게이트를 이용하여 기폭 허가 지연 신호 1(374)과 기폭 허가 지연 신호 2(375)를 연산하여 얻은 신호이다.FIG. 5 is a graphical representation of the result of measurement of the delayed permit signal. As shown in FIG. 5, the delayed enable signal 1 374 delayed in time with different values T1 and T2 according to the self- And the detonation permission delay signal 2 (375). The detonation permission signal 372 is a signal obtained by calculating the detonation permission delay signal 1 374 and the detonation permission delay signal 2 375 using the OR gate.

이상 설명한 본 발명의 일실시예는 단분리 장치를 이용한 비상 종료 시스템, 안전 장치가 필요한 각종 신관 시스템 등에 적용될 수 있다.The above-described embodiment of the present invention can be applied to an emergency shutdown system using a single separation device, various fuse systems requiring a safety device, and the like.

이상 도 1 내지 도 5를 참조하여 본 발명의 일실시 형태에 대하여 설명하였다. 이하에서는 이러한 일실시 형태로부터 추론 가능한 본 발명의 바람직한 형태에 대하여 설명한다.1 to 5, an embodiment of the present invention has been described. Best Mode for Carrying Out the Invention Hereinafter, preferred forms of the present invention that can be inferred from the above embodiment will be described.

도 6은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 시간 지연을 이용한 비행체 분리 제어 장치를 도시한 블록도이다.FIG. 6 is a block diagram illustrating an apparatus for controlling flight separation using a time delay according to a preferred embodiment of the present invention.

본 발명의 바람직한 실시예에 따른 시간 지연을 이용한 비행체 분리 제어 장치(600)는 비행체 상태 판단부(605), 전기 에너지 생성부(610), 비행체 분리 제어부(615), 전원부(620) 및 주제어부(625)를 포함한다.The air bag separation control apparatus 600 using time delay according to the preferred embodiment of the present invention includes a flight state determination unit 605, an electric energy generation unit 610, a flight separation control unit 615, a power supply unit 620, (625).

전원부(620)는 비행체 분리 제어 장치(600)를 구성하는 각 구성에 전원을 공급하는 기능을 수행한다.The power supply unit 620 performs a function of supplying power to each configuration of the air bag separation control apparatus 600.

주제어부(625)는 비행체 분리 제어 장치(600)를 구성하는 각 구성의 전체 작동을 제어하는 기능을 수행한다.The main control unit 625 controls the overall operation of each component constituting the air vehicle separation control apparatus 600. [

비행체 상태 판단부(605)는 비행체의 현재 상태가 정상인지 여부를 판단하는 기능을 수행한다. 비행체 상태 판단부(605)는 도 1의 프로세서부(141)에 대응하는 개념이다.The flight status determination unit 605 determines whether the current status of the flight is normal or not. The flight status determination unit 605 is a concept corresponding to the processor unit 141 of FIG.

비행체 상태 판단부(605)는 비행체에 입력된 조종 제어 정보와 비행체의 움직임 정보를 비교하여 비행체의 현재 상태가 정상인지 여부를 판단하거나, 비행체가 미리 정해진 비행 경로를 따라 주행하고 있는지 여부를 기초로 비행체의 현재 상태가 정상인지 여부를 판단할 수 있다.The flight state determination unit 605 compares the steering control information input to the airplane with the motion information of the airplane to determine whether the current state of the airplane is normal or whether the airplane travels along a predetermined flight path It is possible to judge whether the current state of the air vehicle is normal or not.

비행체에 입력된 조종 제어 정보와 비행체의 움직임 정보를 비교하여 비행체의 현재 상태가 정상인지 여부를 판단하는 경우 비행체 상태 판단부(605)는 조종 제어 정보와 움직임 정보가 일치하는 것으로 판단되면 비행체의 현재 상태가 정상인 것으로 판단하며, 조종 제어 정보와 움직임 정보가 일치하지 않는 것으로 판단되면 비행체의 현재 상태가 비정상인 것으로 판단한다.When it is determined whether the current state of the air vehicle is normal by comparing the steering control information input to the air vehicle and the motion information of the air vehicle, the air conditioner state determination unit 605 determines whether the steering control information matches the motion information And determines that the current state of the flying object is abnormal if it is determined that the steering control information does not match the motion information.

또한 비행체가 미리 정해진 비행 경로를 따라 주행하고 있는지 여부를 기초로 비행체의 현재 상태가 정상인지 여부를 판단하는 경우 비행체 상태 판단부(605)는 비행체가 비행 경로를 준수하고 있는 것으로 판단되면 비행체의 현재 상태가 정상인 것으로 판단하며, 비행체가 비행 경로를 준수하고 있지 않은 것으로 판단되면 비행체의 현재 상태가 비정상인 것으로 판단한다.In addition, when it is determined whether the current state of the air vehicle is normal based on whether the air vehicle is traveling along a predetermined flight path, the air conditioner state determination unit 605 determines whether the air vehicle It is judged that the state is normal. If it is judged that the flight body is not observing the flight route, it is judged that the current state of the flight body is abnormal.

전기 에너지 생성부(610)는 비행체의 현재 상태가 비정상인 것으로 판단되면 미리 정해진 시간차를 기초로 비행체의 바디부와 비행체의 추진부를 분리시키기 위한 전기 에너지를 순차적으로 생성 출력하는 기능을 수행한다. 전기 에너지 생성부(610)는 도 1의 신관 회로부(143)에 대응하는 개념이다.The electric energy generating unit 610 sequentially generates and outputs electrical energy for separating the body of the air vehicle and the propulsion unit of the air vehicle based on a predetermined time difference when it is determined that the current state of the air vehicle is abnormal. The electric energy generating unit 610 corresponds to the new tube circuit unit 143 of FIG.

전기 에너지 생성부(610)는 적어도 두개의 시간 지연 회로부와 각 시간 지연 회로부에 연결된 정전류 회로부를 이용하여 전기 에너지를 순차적으로 생성 출력할 수 있다.The electric energy generating unit 610 may sequentially generate and output electric energy using at least two time delay circuit units and a constant current circuit unit connected to each time delay circuit unit.

비행체 분리 제어부(615)는 순차적으로 입력되는 전기 에너지를 기초로 바디부와 추진부를 분리시키는 기능을 수행한다. 비행체 분리 제어부(615)는 도 1의 단분리 장치 1(161)과 단분리 장치 2(162)에 대응하는 개념이다.The air body separation control unit 615 performs a function of separating the body part and the propulsion part based on sequentially inputted electric energy. The aircraft body separation control unit 615 corresponds to the concept of the stage separating apparatus 1 (161) and the stage separating apparatus 2 (162) shown in Fig.

본 실시예에서는 바디부와 추진부의 연결부에 적어도 두개의 기폭 장치들이 부착될 수 있다. 이때 비행체 분리 제어부(615)는 전기 에너지가 입력될 때마다 전기 에너지를 이용하여 기폭 장치를 순차적으로 기폭시켜 바디부와 추진부를 최종적으로 분리시킬 수 있다. 본 실시예에서 기폭 장치들은 바디부와 추진부의 연결부에 종렬 형태로 부착될 수 있다.In this embodiment, at least two detonators may be attached to the connection between the body and the propulsion unit. At this time, the air body separation control unit 615 can sequentially detonate the detonator using electrical energy whenever electric energy is input, thereby finally separating the body and the propelling unit. In this embodiment, the detonators may be attached to the connection portion of the body portion and the propulsion portion in a columnar form.

비행체 분리 제어 장치(600)는 제1 판단부(630), 제2 판단부(635) 및 신호 수신부(640)를 더 포함할 수 있다.The air vehicle separation control apparatus 600 may further include a first determination unit 630, a second determination unit 635, and a signal reception unit 640.

본 실시예에서는 원칙적으로 프로세서부가 신관 회로부로 자폭 신호를 전달한다. 그런데 프로세서부가 오작동을 일으키면 이러한 자폭 신호는 신관 회로부로 정상적으로 전달되지 못할 수 있다. 상기한 제1 판단부(630), 제2 판단부(635) 및 신호 수신부(640)는 이러한 문제점을 해결하기 위한 것으로서, 프로세서부가 정상적으로 작동하지 못하더라도 데이터 원격 수신 장치를 통해 자폭 신호가 정상적으로 전달될 수 있도록 한다.In the present embodiment, in principle, the processor section transmits the self-length signal to the new tube circuit section. However, if the processor part malfunctions, such a self-explanatory signal may not be normally transmitted to the new tube circuit part. The first judging unit 630, the second judging unit 635 and the signal receiving unit 640 are provided for solving the above problems. Even if the processor unit does not operate normally, the self-length signal is normally transmitted .

제1 판단부(630)는 현재 시점에서 전기 에너지가 생성 출력되었는지 여부를 판단하는 기능을 수행한다.The first determination unit 630 determines whether electric energy is generated and output at the current time.

제2 판단부(635)는 현재 시점에서 전기 에너지가 생성 출력되지 않은 것으로 판단되면 비행체의 현재 상태가 비정상인 것으로 판단된 시점부터 현재 시점까지의 경과 시간이 기준 시간 이상인지 여부를 판단하는 기능을 수행한다.The second determination unit 635 determines whether the elapsed time from the time when the current state of the air vehicle is determined to be abnormal to the current time is greater than or equal to the reference time, .

신호 수신부(640)는 경과 시간이 기준 시간 이상인 것으로 판단되면 외부로부터 전기 에너지의 순차적 생성을 요청하는 신호를 수신하는 기능을 수행한다. 신호 수신부(640)는 도 1의 데이터 원격 수신 장치(150)에 대응하는 개념이다.If it is determined that the elapsed time is equal to or longer than the reference time, the signal receiving unit 640 receives a signal requesting sequential generation of electrical energy from the outside. The signal receiving unit 640 corresponds to the data remote receiving apparatus 150 of FIG.

비행체 분리 제어 장치(600)가 제1 판단부(630), 제2 판단부(635) 및 신호 수신부(640)를 더 포함한다면, 전기 에너지 생성부(610)는 외부로부터 전기 에너지의 순차적 생성을 요청하는 신호가 수신되면 바디부와 추진부를 분리시키기 위한 전기 에너지를 순차적으로 생성 출력할 수 있다.If the air vehicle separation control apparatus 600 further includes the first determination unit 630, the second determination unit 635 and the signal reception unit 640, the electric energy generation unit 610 may sequentially generate electric energy from the outside Upon receipt of the request signal, electric energy for separating the body part from the propulsion part can be sequentially generated and output.

비행체 분리 제어 장치(600)는 제1 전원 공급부(645)와 제2 전원 공급부(650)를 더 포함할 수 있다.The air vehicle separation control apparatus 600 may further include a first power supply unit 645 and a second power supply unit 650.

제1 전원 공급부(645)는 비행체 상태 판단부(605)가 작동하는 데에 필요한 제1 전원을 공급하는 기능을 수행한다. 제1 전원 공급부(645)는 도 1의 전원 공급기(130)에 대응하는 개념이다.The first power supply unit 645 functions to supply the first power source necessary for the operation of the flight state determination unit 605. The first power supply unit 645 corresponds to the power supply 130 of FIG.

제2 전원 공급부(650)는 전기 에너지 생성부(610)가 작동하는 데에 필요한 제2 전원을 공급하는 기능을 수행한다. 제2 전원 공급부(650)는 도 1의 축전지(120)에 대응하는 개념이다.The second power supply unit 650 performs a function of supplying a second power required for the electric energy generation unit 610 to operate. The second power supply unit 650 corresponds to the battery 120 of FIG.

한편 비행체 분리 제어 장치(600)는 제2 전원을 제1 전원으로 이용 가능하게 제1 전원 공급부(645)와 제2 전원 공급부(650)를 연결하는 공급 연결 라인을 더 포함하며, 이 공급 연결 라인의 일측에는 제1 전원이 제2 전원으로 공급되는 것을 방지하기 위한 쇼트키 다이오드가 형성될 수 있다.The air vehicle separation control apparatus 600 further includes a supply connection line for connecting the first power supply unit 645 and the second power supply unit 650 so that the second power supply can be used as the first power supply, A Schottky diode may be formed on one side of the first power source to prevent the first power source from being supplied to the second power source.

제2 전원 공급부(650)는 비행체가 비행을 시작하기 전에 공급 연결 라인을 이용하여 제2 전원을 제1 전원으로 이용 가능하게 공급할 수 있다.The second power supply 650 may be operable to supply the second power source to the first power source using the supply connection line before the airplane starts flying.

제2 전원 공급부(650)는 제2 전원으로 제1 전원보다 더 큰 전압을 가지는 전원을 공급할 수 있다.The second power supply unit 650 may supply a second power supply having a higher voltage than the first power supply.

다음으로 비행체 분리 제어 장치의 작동 방법에 대하여 설명한다.Next, an operation method of the air bag separation control apparatus will be described.

도 7은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 시간 지연을 이용한 비행체 분리 제어 방법을 도시한 흐름도이다. 이하 설명은 도 6 및 도 7을 참조한다.FIG. 7 is a flowchart illustrating an air vehicle separation control method using a time delay according to a preferred embodiment of the present invention. The following description refers to Fig. 6 and Fig.

먼저 비행체 상태 판단부(605)가 비행체의 현재 상태가 정상인지 여부를 판단한다(S710).First, the flight status determination unit 605 determines whether the current status of the flight is normal (S710).

비행체의 현재 상태가 비정상인 것으로 판단되면, 전기 에너지 생성부(610)가 미리 정해진 시간차를 기초로 비행체의 바디부와 비행체의 추진부를 분리시키기 위한 전기 에너지를 순차적으로 생성 출력한다(S720).If it is determined that the current state of the airplane is abnormal, the electric energy generating unit 610 sequentially generates and outputs electric energy for separating the body of the airplane and the propulsion unit of the airplane based on a predetermined time difference (S720).

이후 비행체 분리 제어부(615)가 순차적으로 입력되는 전기 에너지를 기초로 바디부와 추진부를 분리시킨다(S730).Then, the air bag separation control unit 615 separates the body and the propelling unit based on the sequentially inputted electrical energy (S730).

이후 비행체 분리 제어 장치의 외부에 구비된 디스플레이 제어 장치가 바디부와 추진부가 분리되는 과정을 촬영한 영상을 획득하여 비행체의 외부에 구비된 단말을 이용하여 상기한 영상을 출력한다(S740).Thereafter, the display control device provided outside the air bag separation control device obtains the captured image of the process of separating the body part and the propelling part, and outputs the image using the terminal provided outside the air vehicle (step S740).

한편 본 실시예에서는 제1 판단부(630)가 현재 시점에서 전기 에너지가 생성 출력되었는지 여부를 판단하는 단계, 현재 시점에서 전기 에너지가 생성 출력되지 않은 것으로 판단되면 제2 판단부(635)가 비행체의 현재 상태가 비정상인 것으로 판단된 시점부터 현재 시점까지의 경과 시간이 기준 시간 이상인지 여부를 판단하는 단계, 및 경과 시간이 기준 시간 이상인 것으로 판단되면 신호 수신부(640)가 외부로부터 전기 에너지의 순차적 생성을 요청하는 신호를 수신하는 단계 등이 차례대로 수행될 수 있다.In the present embodiment, it is determined whether or not the first determination unit 630 generates and outputs electric energy at the current time. If it is determined that no electric energy is generated and output at the present time, the second determination unit 635 determines Determining whether the elapsed time from the time when the current state of the current state is abnormal to the present time is equal to or longer than a reference time, and if the elapsed time is greater than the reference time, A step of receiving a signal requesting generation, and so on.

이상 언급한 세 단계들은 본 실시예에서 순차적으로 생성 출력하는 단계와 분리시키는 단계 사이에 수행될 수 있다. 상기한 세 단계들이 차례대로 수행되면, 그 후에 (전기 에너지의 순차적 생성을 요청하는 신호가 수신되면) 비행체의 바디부와 추진부를 분리시키기 위한 전기 에너지를 순차적으로 생성 출력하는 단계가 수행될 수 있다.The three steps mentioned above can be performed between the step of sequentially generating and outputting in this embodiment and the step of separating. When the above three steps are performed sequentially, a step of successively generating and outputting electric energy for separating the body part and the propulsion part of the air vehicle (when a signal requesting sequential generation of electric energy is received) can be performed .

한편, 판단하는 단계 이전에, 제1 전원 공급부(645)가 판단하는 단계를 수행하는 데에 필요한 제1 전원을 공급하는 단계를 수행할 수 있으며, 순차적으로 생성 출력하는 단계 이전에, 제2 전원 공급부(650)가 순차적으로 생성 출력하는 단계를 수행하는 데에 필요한 제2 전원을 공급하는 단계를 수행할 수 있다.Meanwhile, before the step of determining, the first power supply unit 645 may perform the step of supplying the first power supply necessary for performing the step of determining, and before the step of sequentially generating and outputting, And supplying the second power source necessary for performing the step of sequentially generating and outputting by the supplying unit 650. [

제1 전원을 공급하는 단계는 제1 전원을 공급하는 구성과 제2 전원을 공급하는 구성을 연결하는 공급 연결 라인의 일측에 형성된 쇼트키 다이오드를 이용하여 제1 전원이 제2 전원으로 공급되는 것을 방지할 수 있다.The step of supplying the first power source may include supplying the first power source to the second power source using a Schottky diode formed on one side of the supply connection line connecting the configuration for supplying the first power source and the configuration for supplying the second power source .

제2 전원을 공급하는 단계는 비행체가 비행을 시작하기 전에 제1 전원을 공급하는 구성과 제2 전원을 공급하는 구성을 연결하는 공급 연결 라인을 이용하여 제2 전원을 제1 전원으로 이용 가능하게 공급할 수 있다.The step of supplying the second power may use the second power as the first power by using the supply connection line connecting the configuration for supplying the first power and the configuration for supplying the second power before the flight starts to fly Can supply.

제2 전원을 공급하는 단계는 제2 전원으로 제1 전원보다 더 큰 전압을 가지는 전원을 공급할 수 있다.The step of supplying the second power source may supply a power source having a higher voltage than the first power source to the second power source.

이상에서 설명한 본 발명의 실시예를 구성하는 모든 구성요소들이 하나로 결합하거나 결합하여 동작하는 것으로 기재되어 있다고 해서, 본 발명이 반드시 이러한 실시예에 한정되는 것은 아니다. 즉, 본 발명의 목적 범위 안에서라면, 그 모든 구성요소들이 하나 이상으로 선택적으로 결합하여 동작할 수도 있다. 또한, 그 모든 구성요소들이 각각 하나의 독립적인 하드웨어로 구현될 수 있지만, 각 구성요소들의 그 일부 또는 전부가 선택적으로 조합되어 하나 또는 복수개의 하드웨어에서 조합된 일부 또는 전부의 기능을 수행하는 프로그램 모듈을 갖는 컴퓨터 프로그램으로서 구현될 수도 있다. 또한, 이와 같은 컴퓨터 프로그램은 USB 메모리, CD 디스크, 플래쉬 메모리 등과 같은 컴퓨터가 읽을 수 있는 기록매체(Computer Readable Media)에 저장되어 컴퓨터에 의하여 읽혀지고 실행됨으로써, 본 발명의 실시예를 구현할 수 있다. 컴퓨터 프로그램의 기록매체로서는 자기 기록매체, 광 기록매체, 캐리어 웨이브 매체 등이 포함될 수 있다.It is to be understood that the present invention is not limited to these embodiments, and all elements constituting the embodiment of the present invention described above are described as being combined or operated in one operation. That is, within the scope of the present invention, all of the components may be selectively coupled to one or more of them. In addition, although all of the components may be implemented as one independent hardware, some or all of the components may be selectively combined to perform a part or all of the functions in one or a plurality of hardware. As shown in FIG. In addition, such a computer program may be stored in a computer readable medium such as a USB memory, a CD disk, a flash memory, etc., and read and executed by a computer to implement an embodiment of the present invention. As the recording medium of the computer program, a magnetic recording medium, an optical recording medium, a carrier wave medium, and the like can be included.

또한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함한 모든 용어들은, 상세한 설명에서 다르게 정의되지 않는 한, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미를 갖는다. 사전에 정의된 용어와 같이 일반적으로 사용되는 용어들은 관련 기술의 문맥상의 의미와 일치하는 것으로 해석되어야 하며, 본 발명에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다.Furthermore, all terms including technical or scientific terms have the same meaning as commonly understood by one of ordinary skill in the art to which this invention belongs, unless otherwise defined in the Detailed Description. Commonly used terms, such as predefined terms, should be interpreted to be consistent with the contextual meanings of the related art, and are not to be construed as ideal or overly formal, unless expressly defined to the contrary.

이상의 설명은 본 발명의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위 내에서 다양한 수정, 변경 및 치환이 가능할 것이다. 따라서, 본 발명에 개시된 실시예 및 첨부된 도면들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예 및 첨부된 도면에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구 범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.It will be apparent to those skilled in the art that various modifications, substitutions and substitutions are possible, without departing from the scope and spirit of the invention as disclosed in the accompanying claims. will be. Therefore, the embodiments disclosed in the present invention and the accompanying drawings are intended to illustrate and not to limit the technical spirit of the present invention, and the scope of the technical idea of the present invention is not limited by these embodiments and the accompanying drawings . The scope of protection of the present invention should be construed according to the following claims, and all technical ideas within the scope of equivalents should be construed as falling within the scope of the present invention.

Claims (9)

비행체의 현재 상태가 정상인지 여부를 판단하는 단계;
상기 비행체의 현재 상태가 비정상인 것으로 판단되면 미리 정해진 시간차를 기초로 상기 비행체의 바디부와 상기 비행체의 추진부를 분리시키기 위한 전기 에너지를 순차적으로 생성 출력하는 단계;
순차적으로 입력되는 상기 전기 에너지를 기초로 상기 바디부와 상기 추진부를 분리시키는 단계; 및
상기 바디부와 상기 추진부가 분리되는 과정을 촬영한 영상을 획득하여 상기 비행체의 외부에 구비된 단말을 이용하여 상기 영상을 출력하는 단계
를 포함하며,
상기 순차적으로 생성 출력하는 단계와 상기 분리시키는 단계 사이에,
현재 시점에서 상기 전기 에너지가 생성 출력되었는지 여부를 판단하는 단계;
상기 현재 시점에서 상기 전기 에너지가 생성 출력되지 않은 것으로 판단되면 상기 비행체의 현재 상태가 비정상인 것으로 판단된 시점부터 상기 현재 시점까지의 경과 시간이 기준 시간 이상인지 여부를 판단하는 단계; 및
상기 경과 시간이 상기 기준 시간 이상인 것으로 판단되면 외부로부터 상기 전기 에너지의 순차적 생성을 요청하는 신호를 수신하는 단계
를 포함하는 것을 특징으로 하는 시간 지연을 이용한 비행체 분리 제어 방법.
Determining whether the current state of the air vehicle is normal;
Sequentially generating and outputting electric energy for separating the body part of the air vehicle and the propulsion part of the air vehicle based on a predetermined time difference when it is determined that the current state of the air vehicle is abnormal;
Separating the body and the propulsion unit based on the electrical energy sequentially input; And
A step of acquiring an image of a process of separating the body part and the propulsion part and outputting the image using a terminal provided outside the air vehicle
/ RTI >
Between the step of sequentially generating and outputting and the step of separating,
Determining whether or not the electric energy is generated and outputted at a current time point;
Determining whether the elapsed time from the time when the current state of the airplane is determined to be abnormal to the current time is equal to or longer than a reference time when it is determined that the electric energy is not generated and output at the present time; And
Receiving a signal requesting the sequential generation of the electric energy from the outside if it is determined that the elapsed time is equal to or longer than the reference time
The method of claim 1,
제 1 항에 있어서,
상기 판단하는 단계는 상기 비행체에 입력된 조종 제어 정보와 상기 비행체의 움직임 정보를 비교하여 상기 비행체의 현재 상태가 정상인지 여부를 판단하거나, 상기 비행체가 미리 정해진 비행 경로를 따라 주행하고 있는지 여부를 기초로 상기 비행체의 현재 상태가 정상인지 여부를 판단하는 것을 특징으로 하는 시간 지연을 이용한 비행체 분리 제어 방법.
The method according to claim 1,
The determining step may include determining whether the current state of the airplane is normal by comparing steering control information input to the airplane and motion information of the airplane, or determining whether the airplane travels along a predetermined flight path, And determining whether the current state of the air vehicle is normal or not.
제 1 항에 있어서,
상기 순차적으로 생성 출력하는 단계는 적어도 두개의 시간 지연 회로부와 각 시간 지연 회로부에 연결된 정전류 회로부를 이용하여 상기 전기 에너지를 순차적으로 생성 출력하는 것을 특징으로 하는 시간 지연을 이용한 비행체 분리 제어 방법.
The method according to claim 1,
Wherein the sequentially generating and outputting step sequentially generates and outputs the electric energy using at least two time delay circuit parts and a constant current circuit part connected to each time delay circuit part.
제 1 항에 있어서,
상기 바디부와 상기 추진부의 연결부에 적어도 두개의 기폭 장치들이 부착되며,
상기 분리시키는 단계는 상기 전기 에너지가 입력될 때마다 상기 전기 에너지를 이용하여 기폭 장치를 순차적으로 기폭시켜 상기 바디부와 상기 추진부를 최종적으로 분리시키는 것을 특징으로 하는 시간 지연을 이용한 비행체 분리 제어 방법.
The method according to claim 1,
At least two detonators are attached to the connecting portion of the body portion and the pushing portion,
Wherein the separating step sequentially detonates the detonator using the electric energy each time the electric energy is input, thereby finally separating the body and the propulsion unit.
삭제delete 제 1 항에 있어서,
상기 판단하는 단계를 수행하는 데에 필요한 제1 전원을 공급하는 단계; 및
상기 순차적으로 생성 출력하는 단계를 수행하는 데에 필요한 제2 전원을 공급하는 단계
를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 시간 지연을 이용한 비행체 분리 제어 방법.
The method according to claim 1,
Supplying a first power source necessary for performing the determining step; And
A step of supplying a second power source necessary for performing the step of sequentially generating and outputting
Further comprising the step of determining whether the time delay is greater than a predetermined time.
제 6 항에 있어서,
상기 제2 전원을 공급하는 단계는 상기 비행체가 비행을 시작하기 전에 상기 제1 전원을 공급하는 구성과 상기 제2 전원을 공급하는 구성을 연결하는 공급 연결 라인을 이용하여 상기 제2 전원을 상기 제1 전원으로 이용 가능하게 공급하는 것을 특징으로 하는 시간 지연을 이용한 비행체 분리 제어 방법.
The method according to claim 6,
Wherein the step of supplying the second power supplies the second power source to the second power source using a supply connection line that connects the configuration for supplying the first power source and the configuration for supplying the second power source before the flight starts, 1 power source. 2. The method of claim 1,
제 6 항에 있어서,
상기 제1 전원을 공급하는 단계는 상기 제1 전원을 공급하는 구성과 상기 제2 전원을 공급하는 구성을 연결하는 공급 연결 라인의 일측에 형성된 쇼트키 다이오드를 이용하여 상기 제1 전원이 상기 제2 전원으로 공급되는 것을 방지하는 것을 특징으로 하는 시간 지연을 이용한 비행체 분리 제어 방법.
The method according to claim 6,
Wherein the supplying of the first power is performed by using a Schottky diode formed on one side of a supply connection line connecting a configuration for supplying the first power and a configuration for supplying the second power, And the power supply is prevented from being supplied to the power source.
제 6 항에 있어서,
상기 제2 전원을 공급하는 단계는 상기 제2 전원으로 상기 제1 전원보다 더 큰 전압을 가지는 전원을 공급하는 것을 특징으로 하는 시간 지연을 이용한 비행체 분리 제어 방법.
The method according to claim 6,
Wherein the step of supplying the second power supplies a power source having a higher voltage than the first power source to the second power source.
KR1020150004346A 2015-01-12 2015-01-12 Method for controlling separating flight vehicle using time delay KR101528904B1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020150004346A KR101528904B1 (en) 2015-01-12 2015-01-12 Method for controlling separating flight vehicle using time delay

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020150004346A KR101528904B1 (en) 2015-01-12 2015-01-12 Method for controlling separating flight vehicle using time delay

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR101528904B1 true KR101528904B1 (en) 2015-06-12

Family

ID=53503762

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020150004346A KR101528904B1 (en) 2015-01-12 2015-01-12 Method for controlling separating flight vehicle using time delay

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR101528904B1 (en)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH10245000A (en) * 1997-03-04 1998-09-14 Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency Emergency separation device of joined part
KR20110134176A (en) * 2010-06-08 2011-12-14 국방과학연구소 Firing device for electric detonator, blasting apparatus having the same and firing method for electric detonator
KR20130037765A (en) * 2011-10-07 2013-04-17 국방과학연구소 Separation time confirmation apparatus and method of projectile separation system

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH10245000A (en) * 1997-03-04 1998-09-14 Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency Emergency separation device of joined part
KR20110134176A (en) * 2010-06-08 2011-12-14 국방과학연구소 Firing device for electric detonator, blasting apparatus having the same and firing method for electric detonator
KR20130037765A (en) * 2011-10-07 2013-04-17 국방과학연구소 Separation time confirmation apparatus and method of projectile separation system

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9115970B2 (en) High voltage firing unit, ordnance system, and method of operating same
US6295932B1 (en) Electronic safe arm and fire device
US9250051B1 (en) Squib initiation sequencer
US9366518B2 (en) System for triggering a plurality of electronic detonator assemblies
JPH049600A (en) Modular electronic safety device release device
US9127918B2 (en) Distributed ordnance system, multiple stage ordnance system, and related methods
US11047340B2 (en) Integrated warhead ESAD/multi-pulse rocket motor EISD device
KR101528903B1 (en) Apparatus for controlling separating flight vehicle using time delay
US7654186B1 (en) Fuze module
EP3341675B1 (en) Firing arrangement
US5936188A (en) Missile with a safe rocket ignition system
KR101528904B1 (en) Method for controlling separating flight vehicle using time delay
KR101885730B1 (en) General purpose electronic safety and arming device with flight environment and target collision detection function
US3722416A (en) Fuze function selection and firing system
KR101600990B1 (en) The shock-sensing and unlocking circuits of the safety and arming device for the missile fuze
CN107270788B (en) Sensor redundancy type trigger fuze
US4833991A (en) Submunition incorporating a fuze
CN109855495B (en) Safety circuit, control method thereof and initiator
US11988172B2 (en) Ignition safety device for a multi-pulse or multi-stage rocket motor system
KR102618178B1 (en) Apparatus and method for controlling and operating a plurality of detonation modules
JP5121064B2 (en) Detonation system
CN118424049A (en) Multistage electric safety design method based on box-packaged guided rocket projectile initiating explosive device
CN115790290A (en) Tactical missile initiating explosive device delay ignition circuit and control method
CN114018110A (en) Large-caliber grenade fuse electronic safety system control system
Qiao et al. A Satellite Safety Logic Control System and its Safety State Precise Transition Control Method

Legal Events

Date Code Title Description
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20190527

Year of fee payment: 5