1. 서 론
공중 플랫폼용 레일 발사기구의 잠금장치는 발사체의 고정 및 발사를 돕는 장치다. 이 장치는 발사체가 발사기구에 장착되어 있다가 이탈 명령이 인가되었을 때만 이탈이 되도록 하며, 그 이외의 경우엔 발사체가 이탈하지 못하도록 구속하는 잠금장치다. 일반적으로 발사기구에는 기계식 잠금장치 방식이 적용되고 있으며, 이 방식은 장치 내에 조립된 디텐트 스프링의 힘으로 고정되어 있다가 발사체의 추력이 디텐트 스프링 힘 보다 커지면 디텐트가 회전하면서 구속이 해제되고 발사체가 발사기구를 이탈하게 되는 방식이다.
그러나 이 방식은 발사체의 추력과 유사한 충격이나, 디텐트 스프링의 힘보다 큰 힘이 가해지면 의도치 않은 발사체의 이탈이 발생할 수 있는 문제점이 있다. 실제로 Fig. 1과 같이 미국 항공모함에서 F/A-18의 착륙 충격으로 AIM-9 Sidewinder가 비정상적으로 이탈했고[1], 또한 기계식 잠금장치를 적용한 발사기구의 시험 중 항공 플랫폼의 랜딩기어가 Fig. 2와 같은 도넛 형태의 초과저지장비(Barrier Arresting Kit, BAK)[2]를 밟고 통과하면서 발생한 충격에 의해 발사체가 비정상 이탈한 사례가 있었다. 이러한 발사체의 비정상적인 이탈은 공중 플랫폼의 생존성에 영향을 줄 수 있어서 잠금장치는 발사기구에서 매우 중요한 부분이다. 본 논문에서는 이러한 기계식 잠금장치의 문제점을 보완하기 위해, 솔레노이드를 활용한 전자기계식 안전잠금장치(Electromechanical Safety Locking Device, 이하 ESLD)를 제안하여, 공중 플랫폼의 생존성을 높인 방식으로 설계하였다. 그리고 운용진동 조건, 기능충격 조건, 초과저지장비 통과 조건에서의 발사체의 이탈 여부를 동역학 해석을 통해 검증하였으며, 시험을 통해 성능을 입증하였다.
2. 형상 및 설계구조
2.1 스프링을 활용한 기계식 잠금장치
2.2 전자기계식 안전잠금장치(ESLD)
2.2.1 구성 및 작동원리
ESLD는 디텐트, 디텐트 회전축, 디텐트 스프링, 솔레노이드 장치, 디텐트 지지구조, 고정블록 및 마이크로 스위치로 이루어져 있으며 Fig. 4(a)와 같다. 이 장치의 동작 순서는 Fig. 4(b)와 같이 발사체의 발사 시점에 먼저 전원 인가를 통해 솔레노이드를 동작시켜 솔레노이드 플런저가 왼쪽으로 이동하도록 한다. 솔레노이드 플런저 축에 의해 디텐트 지지구조의 하부가 눌리면서 지지구조가 시계방향으로 회전하게 된다. Fig. 4(c)와 같이 발사체의 추진기관을 점화시켜 발사체가 추력방향으로 이동하면 발사체의 행어가 디텐트 팁을 밀어내고, 디텐트 회전축을 중심으로 디텐트가 시계방향으로 회전한다. 그리고 발사체의 행어가 완전히 레일을 이탈하면, 디텐트 스프링에 의해 디텐트는 Fig. 4(a)와 같이 원래 상태로 돌아온다. 발사가 종료되면 전원 차단에 의해 솔레노이드의 동작은 종료되고, 지지구조 내부의 토션 스프링에 의해 원래 상태로 돌아오게 된다. 그리고 솔레노이드의 플런저도 초기 상태로 원복한다. 평상시에는 Fig. 4(a)와 같은 상태를 유지하고, 발사체에 가해지는 외부의 충격에도 디텐트는 지지구조에 의해 회전할 수 없는 상태를 유지하기 때문에, 의도치 않은 발사체의 이탈을 막을 수 있다[3].
3. 설계검증
3.1 동역학 해석
외력이 작용했을 때 ESLD의 디텐트 지지구조가 디텐트 회전을 방지하여 발사체의 이탈을 막는지 확인하기 위해 동역학 해석을 수행하였다. 해석 소프트웨어는 상용해석툴인 리커다인을 사용하였다.
3.1.1 해석모델
Fig. 6과 같이 해석모델을 정의하였다. ESLD가 적용된 모델은 총 8개의 몸체로 구성되었다. 움직임이 있는 몸체는 레일, 발사체, 디텐트, 디텐트 지지구조이고 고정된 몸체는 디텐트 지지블록, 고정블록, 전방행어, 후방행어이다. 후방행어는 그림에 보이진 않지만, 전방행어와 유사한 형상으로 발사체 후방에 있다. 디텐트 지지블록과 고정블록은 레일에 고정되어 있고 디텐트 및 디텐트 지지구조와 각각 pin joint로 연결되어 있다. 전방행어와 후방행어는 발사체에 고정되어 있다. 기계식 잠금장치 모델은 디텐트 지지구조와 고정블록이 제외된 형상이다. 레일은 ground와 translate joint로 연결되어 있다. 해당 구속조건들을 Table 1에 나타내었다. 디텐트와 레일 사이 및 디텐트 지지구조 핀 조인트에 각각 선형 스프링 힘 및 토션 스프링 힘을 적용하였다. 디텐트 선형 스프링 상수는 29.49 N/mm, 토션 스프링 상수는 0.5811 N·mm/deg를 적용하였다. 디텐트와 전방행어, 디텐트와 레일, 디텐트와 디텐트 지지구조, 레일과 전방행어, 레일과 후방행어 사이에는 접촉 정의가 되어있다. 접촉 계수들을 Table 2에 정리하였다. Table 2에서 Stiffness Coefficient는 접촉하는 두 대상 소재의 탄성계수와 포아송비, 접촉면의 곡률 반경을 이용하여 계산되었다[5]. 마찰력이 없는 상태가 악조건이므로 디텐트와 전방행어 사이를 제외한 다른 접촉 조건에는 마찰을 적용하지 않았다. Fig. 6에서 -X축 방향이 발사체가 전진하는 방향이다.
3.1.2 외력
플랫폼 운용진동 및 기능충격, 초과저지장비 통과 충격 등 총 세 가지 외력이 고려되었다. 운용진동은 발사체 운용 플랫폼에 따라 A형과 B형으로 나누어지고 MIL-STD-810G의 진동 프로파일을 테일러링한 데이터를 적용하였다. Fig. 7에 해당 프로파일을 나타내었다. A형 및 B형 운용진동 프로파일로부터 해석에 필요한 랜덤 진동가속도-시간 데이터를 추출하였다. 기능충격은 MIL-STD-810G의 20 g / 11 ms 톱니파[5]를 적용하였다. 초과저지장비 통과 충격은 플랫폼 운용 활주로에 설치된 BAK-14를 통과할 때 계측된 진동 데이터를 이용하였다. 외력은 레일의 translate joint 상에서 가속도 motion으로 적용하였다.
3.1.3 해석 결과
먼저 솔레노이드에 의한 디텐트 지지구조 및 디텐트가 정상 동작할 경우를 Fig. 8에 나타내었다. 디텐트 지지구조가 회전한 후 발사체가 추력에 의해 전진하면 디텐트가 회전하여 구속을 벗어나게 된다. 발사체가 해제되기 위한 디텐트 최소 각도는 3.25°이고, 디텐트 지지구조에 의해 디텐트 회전이 구속되면 디텐트는 0.6°만 회전하게 된다.
3.1.3.1 운용진동 해석 결과
Fig. 9에 A형 운용진동 입력에 대한 디텐트 지지구조 및 디텐트, 발사체의 거동을 나타내었다. Fig. 9(b)에는 기계식 잠금장치 모델의 디텐트와 발사체 운동을 나타내었고 Fig. 9(c)는 ESLD가 적용된 모델의 디텐트 지지구조, 디텐트, 발사체 운동을 나타내었다. A 형 운용진동은 ±20 g 사이의 진폭을 가진 랜덤 진동이다. 두 가지 모델 모두 발사체 이탈이 일어나지 않았다. Fig. 10에는 B형 운용진동 입력에 대한 거동을 나타내었다. Fig. 10(b)에는 기계식 잠금장치 모델의 디텐트와 발사체 운동을 나타내었고 Fig. 10(c)에는 ESLD가 적용된 모델의 디텐트 지지구조 및 디텐트, 발사체 운동을 나타내었다. B형 운용진동은 ±10 g 사이의 진폭을 가진 랜덤 진동이다. A형 운용진동 입력 시의 해석 결과와 마찬가지로 두 모델 모두 발사체 이탈이 일어나지 않았다. Fig. 9 ∼ 10에서 발사체 변위는 0 ∼ 5 mm 사이를 왕복하고 있는데, 이는 디텐트에 의한 전진 구속 및 후방행어 뒤쪽 멈춤 판에 의한 후진 구속 사이에 최대 5 mm의 틈새가 있기 때문이다. 따라서 5 mm 만큼 레일을 따라 앞뒤로 움직일 수 있다. 그래프에서 0 mm는 전방행어가 디텐트에 맞닿아 있을 때의 위치이고, 5 mm 움직인 위치는 후방 행어가 멈춤 판에 도달했을 때의 위치이다. 5 mm 후진했다가 다시 디텐트와 닿았을 때 발사체 가속에 의한 힘으로 디텐트가 회전하는데, 특히 Fig. 9(b)에서 간헐적으로 발사체가 0 mm 보다 작은 위치로 움직인다. 이는 기계식 잠금장치에는 스프링 이외의 별도의 잠금 장치가 없어서 발생하고 디텐트가 회전하는 각도만큼 발사체가 전진한다. 반면 ESLD가 있는 모델에서는 진동이 인가되더라도 디텐트가 최대 0.6° 회전한다.
3.1.3.2 기능충격 해석 결과
Fig. 11에 +X 방향 톱니파 충격 입력에 대한 디텐트 지지구조 및 디텐트, 발사체의 거동을 나타내었다. Fig. 11(b)는 기계식 잠금장치 모델의 디텐트와 발사체 운동을 나타내었고 Fig. 11(c)는 ESLD가 적용된 모델의 디텐트 지지구조, 디텐트, 발사체 운동을 나타내었다. Fig. 12에는 -X 방향 톱니파 충격 입력에 대한 디텐트 지지구조 및 디텐트, 발사체의 거동을 나타내었다. Fig. 12(b)는 기계식 잠금장치 모델의 디텐트와 발사체 운동을 나타내었고 Fig. 12(c)는 ESLD가 적용된 모델의 지지구조, 디텐트, 발사체 운동을 나타내었다. Fig. 11(b)와 같이 기계식 잠금장치만 있는 모델에 +X 방향 충격이 인가되었을 때는 디텐트가 해제되면서 발사체가 이탈한다. 반면 ESLD가 있는 모델은 Fig. 11(c)와 같이 디텐트 지지구조에 의해 디텐트가 0.6° 이상 회전하지 못하고 제자리로 돌아가는 것을 알 수 있다. -X 방향 톱니파 충격이 인가될 경우, Fig. 12(b) 및 Fig. 12(c)처럼 두 가지 모델 모두 충격이 인가되더라도 발사체는 5 mm 틈새 구간 내에서 움직일 뿐 이탈하지 않는다. 이것으로 -X축 방향 즉 발사체의 전진 방향으로 충격이 인가되면 기계식 잠금장치로도 이탈을 방지할 수 있지만 +X축 방향인 발사체의 후진 방향으로 충격이 인가될 때는 ESLD가 적용되어야 발사체 이탈을 방지할 수 있다는 것을 알 수 있다. 초과저지장비 통과 충격 해석 결과 Fig. 13에는 초과저지장비인 BAK-14 통과 충격 입력에 대한 디텐트 지지구조, 디텐트 및 발사체의 거동을 나타내었다. Fig. 13(b)에는 기계식 잠금장치 모델의 디텐트와 발사체 운동을 나타내었고 Fig. 13(c)에는 ESLD가 적용된 모델의 지지구조, 디텐트, 발사체의 거동을 나타내었다. BAK-14 통과 충격이 인가되었을 때는 Fig. 13(b)와 같이 기계식 잠금장치 모델의 발사체가 이탈한다. Fig. 13(a) 그래프 신호의 첫 번째 충격으로 디텐트가 회전하였다. 디텐트와 전방행어 충돌 및 발사체 거동에 의한 관성 영향으로 디텐트가 3.85° 회전하였고 발사체가 전방 이동하였다. 이후 레일의 반대 방향(전진 방향) 가속으로 발사체가 이탈되지 않고 다시 구속 상태로 돌아갔으나 두 번째 충격이 인가되자 발사체가 완전히 이탈하였다. 이때 디텐트는 3.59° 회전하였다. ESLD가 적용된 모델에 BAK-14 통과 충격이 인가되었을 때는 Fig. 13(c)와 같이 디텐트 지지구조에 의해 디텐트가 최대 0.6° 회전하여 발사체 이탈을 방지하였다.
3.2 진동 및 충격 검증시험
3.2.1 운용진동 시험
공중 플랫폼에 장착된 상태로 발사체가 비행할 때 발생하는 진동조건에서도 전자기계식 안전잠금장치가 발사체의 이탈을 방지하는지 확인하기 위해 진동시험을 수행하였다.
3.2.1.1 운용진동 시험 조건
3.2.1.2 운용진동 시험 결과
시험 전과 후에 육안 점검을 통해 발사체 이탈 여부를 확인하였다. 발사체와 발사기구에 띠를 둘러 육안 확인을 쉽게 하였고, 띠의 상대적인 위치를 확인하여 발사체의 이탈 여부를 판단하였다.
시험 결과, 발사체와 발사기구의 위치는 시험 전/후가 같음을 확인하였고, 발사체가 운용진동 조건에서 이탈하지 않음을 검증하였다. Fig. 15는 측면에서 바라본 발사기구와 발사체 형상으로 시험 전과 후에 촬영한 것이다.
3.2.2 기능충격 시험
발사체가 공중 플랫폼에 장착된 상태로 비행할 때 발생하는 외부의 충격 조건에서도 ESLD가 발사체의 이탈을 방지하는지 확인하기 위해 충격시험을 수행하였다. ESLD의 효과를 비교하기 위해 기존의 기계식 잠금장치의 충격시험 결과와 비교하였다.
3.2.2.1 기능충격 시험 조건
3.2.3 초과저지장비 통과 시험
3.2.3.1 초과저지장비 통과 시험 조건
발사체와 발사기구가 결합된 상태로 주행을 진행하면서 활주로 위의 초과저지장비인 BAK-14를 통과하여 통과 전/후의 발사체 장착상태를 육안으로 점검하였다.
3.2.3.2 초과저지장비 통과 시험 결과
육안 점검 결과는 Fig. 18과 같다. 기계식 잠금장치를 적용했을 때는 BAK-14 통과 후 발사체가 전방으로 이동하여 비정상 이탈하였고, ESLD를 적용했을 때는 발사체의 이동이 없으므로, 비정상 이탈이 없음을 확인하였다.
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