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KR-20260061858-A - AIR-COOLED ACTIVE ELECTRONICALLY SCANNING ARRAY RADAR ASSEMBLY FOR HEAT DISSIPATION AND AIRCRAFT COMPRISING THE SAME

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Abstract

공냉식 AESA (Active Electronically Scanning Array, 능동식 전자주사식 위상배열) 레이더 조립체 및 이를 포함하는 비행체를 제공한다. AESA 레이더 조립체는, 운항중인 비행체에 -50℃ 이하의 램 에어(ram air)를 유입시켜 그 냉각에 이용한다. AESA 레이더 조립체는, i) AESA 레이더, ii) AESA 레이더의 후면에 부착된 복수의 방열판들, iii) 방열판들에 각각 연결된 복수의 히트 파이프들, iv) 복수의 히트 파이프들과 연결되고, AESA 레이더의 양측에 각각 위치하는 한 쌍의 히트 싱크들, 및 v) AESA 레이더의 상측 후면과 연통되어 램 에어를 AESA 레이더에 유입시키는 냉각 공기 공급관을 포함한다.

Inventors

  • 조신영
  • 곽용길
  • 오현석
  • 주혜선
  • 박홍우

Assignees

  • 국방과학연구소

Dates

Publication Date
20260506
Application Date
20241028

Claims (16)

  1. 운항중인 비행체에 -50℃ 이하의 램 에어(ram air)를 유입시켜 그 냉각에 이용하도록 적용된 AESA (Active Electronically Scanning Array, 능동식 전자주사식 위상배열) 레이더 조립체로서, AESA 레이더, 상기 AESA 레이더의 후면에 부착된 복수의 방열판들, 상기 방열판들에 각각 연결된 복수의 히트 파이프들, 상기 복수의 히트 파이프들과 연결되고, 상기 AESA 레이더의 양측에 각각 위치하는 한 쌍의 히트 싱크들, 및 상기 AESA 레이더의 상측 후면과 연통되어 상기 램 에어를 상기 AESA 레이더에 유입시키는 냉각 공기 공급관 을 포함하는 AESA 레이더 조립체.
  2. 제1항에서, 상기 AESA 레이더, 상기 복수의 방열판들, 상기 복수의 히트 파이프들 및 상기 한 쌍의 히트 싱크들을 수납하고 상기 냉각 공기 공급관과 연통되는 하우징을 더 포함하는 AESA 레이더 조립체.
  3. 제2항에서, 상기 AESA 레이더는, 중심 영역, 상기 중심 영역과 연결되고, 상기 중심 영역의 양측으로 각각 연장된 한 쌍의 제1 연장 영역들, 및 상기 중심 영역과 연결되고, 상기 중심 영역의 상하로 각각 연장된 한 쌍의 제2 연장 영역들 을 포함하고, 상기 하우징은 그 모서리에 위치하여 상기 한 쌍의 제1 연장 영역들과 상기 한 쌍의 제2 연장 영역들을 함께 지지하는 4개의 단차부들을 포함하고, 상기 4개의 단차부들 중 하나 이상의 단차부에 상기 복수의 히트 파이프들이 설치된 AESA 레이더 조립체.
  4. 제3항에서, 상기 복수의 히트 파이프들은, 상기 4개의 단차부들 중 한 단차부에 설치된 제1 히트 파이프, 및 상기 제1 히트 파이프보다 길고, 상기 제1 히트 파이프와 병렬로 상기 한 단차부에 설치된 제2 히트 파이프 를 포함하는 AESA 레이더 조립체.
  5. 제4항에서, 상기 제1 히트 파이프는 하나 이상의 제1 절곡부를 포함하고, 상기 제2 히트 파이프는 하나 이상의 제2 절곡부를 포함하며, 상기 제2 절곡부의 수는 상기 제1 절곡부의 수보다 큰 AESA 레이더 조립체.
  6. 제5항에서, 상기 한 단차부는, 수평으로 연장된 제1면, 상기 제1면과 직각으로 교차하면서 만나는 제2면, 및 상기 제1면과 상기 제2면이 만나서 형성된 공유 모서리 를 포함하고, 상기 하나 이상의 제2 절곡부는 복수의 제2 절곡부들을 포함하고, 상기 복수의 제2 절곡부들 중에서 적어도 하나의 제2 절곡부는 상기 공유 모서리와 접하는 AESA 레이더 조립체.
  7. 제6항에서, 상기 제2 히트 파이프는 상기 제1면 및 상기 제2면에 접하는 AESA 레이더 조립체.
  8. 제7항에서, 상기 하우징은 상기 한 단차부와 연결되고, 상기 AESA 레이더를 지지하는 하부 지지부를 더 포함하고, 상기 제2 히트 파이프는, 상기 복수의 방열판들 중 한 방열판과 연결된 수직부, 상기 수직부와 연결되고, 사선 방향으로 절곡된 사선부, 및 상기 사선부와 연결되고, 상기 하부 지지부 위에 설치된 수평부 를 포함하는 AESA 레이더 조립체.
  9. 제6항에서, 상기 한 단차부는 상기 4개의 단차부들 중 상기 한 쌍의 제1 연장 영역들의 아래에 위치하는 AESA 레이더 조립체.
  10. 제9항에서, 상기 한 쌍의 제2 연장 영역들은, 상측 영역부, 및 상기 상측 영역부와 수직 방향으로 이격된 하측 영역부 를 포함하고, 상기 복수의 방열판들 중에서 상기 제2 히트 파이프와 연결된 방열판은 상기 하측 영역부 내에 위치하는 AESA 레이더 조립체.
  11. 제1항에서, 상기 AESA 레이더의 양측에 각각 위치하고, 상기 복수의 히트 파이프들 중 하나 이상의 히트 파이프와 연결된 한 쌍의 열전 반도체들을 더 포함하는 AESA 레이더 조립체.
  12. 제1항에서, 상기 외기의 온도는 -60℃ 내지 -50℃인 AESA 레이더 조립체.
  13. 제1항 내지 제12항 중 어느 한 항에 따른 AESA 레이더 조립체, 상기 AESA 레이더 조립체를 수납하는 방열 공간이 형성된 레이돔(ray dome), 상기 레이돔과 연결된 동체, 및 상기 동체 위에 설치되어 상기 램 에어가 유입되는 헤더 를 포함하는 비행체.
  14. 제13항에서, 상기 동체를 관통하여 상기 중공형 공간과 연결되어 상기 램 에어를 이송하는 수직관, 및 상기 수직관 및 상기 냉각 공기 공급관을 상호 연결하는 챔버 를 더 포함하는 비행체.
  15. 제14항에서, 상기 헤더는 경사져서 형성되고, 상하로 복수의 외기 유입구들이 상호 이격되어 형성된 외기 유입면, 및 상기 외기 유입면과 연결되고 상기 동체와 이격되어 상기 중공형 공간을 형성하는 상부면 을 포함하는 비행체.
  16. 제14항에서, 상기 비행체는 항공기 또는 미사일인 AESA 레이더 조립체.

Description

공냉식 능동형 전자주사식 위상배열 레이더 조립체 및 이를 포함하는 비행체 {AIR-COOLED ACTIVE ELECTRONICALLY SCANNING ARRAY RADAR ASSEMBLY FOR HEAT DISSIPATION AND AIRCRAFT COMPRISING THE SAME} 본 발명은 능동식 전자주사식 위상배열 레이더 조립체 및 이를 포함하는 비행체에 관한 것이다. 좀더 상세하게는, 본 발명은 입체적인 공냉각 구조를 가진 능동식 전자주사식 위상배열 레이더 조립체 및 이를 포함하는 비행체에 관한 것이다. AESA (Active Electronically Scanning Array, 능동식 전자주사식 위상배열) 레이더는 움직임이 없이도 빔을 전자적으로 조절하여 목표물의 더빠른 추적이 가능한 레이더이다. 즉, AESA 레이더는 목표물을 탐지 및 추적하기 위해 배열된 복수의 송수신 모듈(Transmit/Receive Module, TR Module)을 사용한다. 송수신 모듈은 다량의 RF(radio frequency, 무선 주파수) 신호를 방사하여 목표물에 반사된 RF 신호를 수신한다. 이러한 RF 신호의 송수신시, 송수신 모듈과 연결되어 반사된 RF 신호를 증폭하는 고출력 증폭기(High Power Amplifier, HPA)의 효율이 낮은 경우, 열에너지가 AESA 레이더 내부에 축적된다. 따라서 이러한 열을 충분히 발산시키지 못하면 원하는 RF 신호 출력을 얻을 수 없다. 도 1은 본 발명의 제1 실시예에 따른 비행체의 개략적인 분해 사시도이다. 도 2는 국제 표준 대기 그래프이다. 도 3은 상측으로부터 공기 냉각시의 AESA 레이더의 열분포를 나타내는 개략적인 도면이다. 도 4는 도 1의 비행체를 IV-IV 선을 따라 자른 개략적인 부분 단면도이다. 도 5는 도 4의 비행체에 포함된 AESA 레이더 조립체의 개략적인 사시도이다. 도 6은 도 5의 AESA 레이더 조립체의 개략적인 배면 부분 분해 사시도이다. 도 7은 도 5의 AESA 레이더 조립체의 개략적인 배면도이다. 도 8은 본 발명의 제2 실시예에 따른 AESA 레이더 조립체의 개략적인 배면 분해 사시도이다. 도 9는 도 8의 AESA 레이더 조립체의 개략적인 배면도이다. 도 10은 본 발명의 제2 실시예에 따른 비행체의 개략적인 도면이다. 아래에서는 첨부한 도면을 참고로 하여 본 개시의 실시예에 대하여 본 개시가 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 상세히 설명한다. 그러나 본 개시는 여러가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시예에 한정되지 않는다. 그리고 도면에서 본 개시를 명확하게 설명하기 위해서 설명과 관계없는 부분은 생략하였으며, 명세서 전체를 통하여 유사한 부분에 대해서는 유사한 도면 부호를 붙였다. 명세서에서, 어떤 부분이 어떤 구성요소를 "포함"한다고 할 때, 이는 특별히 반대되는 기재가 없는 한 다른 구성요소를 제외하는 것이 아니라 다른 구성요소를 더 포함할 수 있는 것을 의미한다. 또한, 명세서에 기재된 "……부", "……기", "……모듈" 등의 용어는 적어도 하나의 기능이나 동작을 처리하는 단위를 의미한다. 본 명세서에서, 제1, 제2 등과 같이 서수를 포함하는 용어들은 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 이러한 구성요소들은 이러한 용어들에 의해 한정되지 않는다. 이러한 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다. 예를 들면, 본 개시의 권리 범위를 벗어나지 않으면서 제1 구성요소는 제2 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제2 구성요소도 제1 구성요소로 명명될 수 있다. 본 명세서에서 도면을 참고하여 설명한 흐름도에서, 동작 순서는 변경될 수 있고, 여러 동작들이 병합되거나, 어느 동작이 분할될 수 있고, 특정 동작은 수행되지 않을 수 있다. 도 1은 본 발명의 제1 실시예에 따른 비행체(1000)를 분해하여 개략적으로 나타낸다. 즉, 도 1에서는 비행체(1000)의 앞쪽에 위치한 레이돔(200)을 열어서 비행체(1000)에 내장된 AESA 레이더 조립체(100)를 보여준다. 도 1은 예시로서 운행중인 도 1의 비행체(1000)는 단지 본 발명을 예시하기 위한 것이며, 본 발명이 여기에 한정되는 것은 아니다. 따라서 도 1의 비행체(1000)를 다르게 변형할 수 있다. 비행체(1000)는 항공기일 수 있다. 예를 들면, 항공기는 전투기, 조기 경보기 또는 전자전기일 수 있다. 도 1에 도시한 바와 같이, 비행체(1000)는, AESA 레이더 조립체(100), 레이돔(200) 및 동체(300)를 포함한다. 이외에, 비행체(1000)는 다른 부품들을 더 포함할 수 있다. 레이돔(200)은 AESA 레이더 조립체(100)를 수납하고, 동체(300)와 연결된다. 비행체(1000)에서는 램 에어(ram air)가 유입되어 AESA 레이더 조립체(100)를 냉각시킨다. 램 에어는 비행체(1000)의 진행 방향인 y축 방향을 따라 비행체(1000)에 유입될 수 있다. 비행체(1000)가 고고도에서 운행중인 경우, 램 에어는 초저온 상태에 놓인다. 이하에서는 도 2를 참조하여 이러한 외기에 대해 상세하게 설명한다. 도 2는 도 1의 외기에 대응하는 국제 표준 대기(International Standard Atmosphere)의 그래프를 나타낸다. 도 2에 도시한 바와 같이, 지상으로부터 11km까지 대기 온도가 -56.5℃까지 감소하고, 이로부터 20.1km까지는 이 온도가 유지된다. 그리고 지상으로부터 32.2km까지는 대기 온도가 약간 상승하여 -44.5℃까지 상승하고, 47.3km까지는 완만하게 상승하여 -2.5℃에 도달한다. 이로부터 52.4km까지는 이 온도가 유지되다가 지상으로부터 61.6km까지는 다시 -20.5℃까지 대기 온도가 낮아지고, 지상으로부터 80km까지는 대기 온도가 -92.5℃까지 급격하게 강하한다. 도 1의 항공기(1000)는 군용기로서 약 10.7km 내지 15.2km 정도의 고도에서 사용될 수 있다. 따라서 도 2에 도시한 바와 같이, 이러한 고도에서의 항공기(1000)의 대기 온도는 약 -56.5℃로서 약 -60℃ 내지 -50℃로 볼 수 있어서 그 온도가 매우 낮은 것을 알 수 있다. 즉, 비행고도에서는 대기온도가 영하가 된다. 기동에 의한 마찰열 등을 고려하여도 레이돔 내부의 온도는 15℃ 정도로 일반적인 항공기 ECS(Environmental Condition System)이 주는 냉각해주는 공기보다 10℃ 이상 낮다. 이와는 대조적으로, 항공기(1000)의 환경 제어 시스템(Environmental Control System, ECS)에서 제공하는 공기는 승객을 위한 온도 조절 및 화재 진압 등을 위해 인위적으로 제공되므로 전술한 대기 온도에 비해 훨씬 낮다. 따라서 도 1의 비행체(1000)에 대한 외기의 냉각 효율은 ECS가 제공하는 공기의 냉각 효율보다 훨씬 우수하다. 따라서 도 1의 비행체(1000)에서는 램 에어를 이용하여 AESA 레이더를 훨씬 효율적으로 냉각시킬 수 있다. 도 3은 상측으로부터 공기 냉각시의 AESA 레이더의 열분포를 개략적으로 나타낸다. 도 3은 AESA 레이더의 상부에 냉각 공기를 주입하여 AESA 레이더를 냉각시키고 그 하부로 배출되는 상태를 예시하여 나타낸다. 도 3에서는 냉각 공기의 온도가 높을수록 청색, 녹색, 황색, 적색으로 변화시켜서 나타낸다. 도 3에 도시한 바와 같이, 공냉식으로 AESA 레이더에 냉각 공기를 유입시켜 AESA 레이더를 냉각시킬 수 있다. 종래에는 수냉식으로 AESA 레이더를 냉각하였지만, 중소형의 AESA 레이더에는 공냉식을 적용할 수 있다. 중소형 AESA 레이다에 공냉식 냉각 방식을 적용시 냉각액의 무게를 줄일 수 있기 때문에 비행체(1000)의 경량화가 가능하다. 다만, 냉각 공기는 냉각액에 비해 냉각 효율이 상대적으로 낮고 균일한 냉각이 다소 어렵다. 따라서 비행체(1000)에서는 냉각 공기를 상부에서 하부로 직선화하여 공급하는 동시에 추가로 다른 냉각 방식을 적용하여 조합한 입체적인 냉각 방식에 의해 AESA 레이더의 냉각 효율을 향상시킨다. 도 4는 도 1의 비행체(1000)를 IV-IV선을 따라 자른 부분 단면 구조를 개략적으로 나타낸다. 도 4의 비행체(1000)의 단면 구조는 단지 본 발명을 예시하기 위한 것이며, 본 발명이 여기에 한정되는 것은 아니다. 따라서 도 4의 비행체(1000)의 단면 구조를 다르게 변형할 수 있다. 비행체(1000)는 헤더(400), 수직관(500), 챔버(600), 밸브(700) 및 고정대(800)를 포함한다. 이외에, 비행체(1000)는 다른 부품들을 더 포함할 수 있다. AESA 레이더 조립체는 고정대(800)에 견고하게 고정되어 설치된다. 헤더(400), 즉 벌크 헤드는 동체(300) 위에 설치된다. 점선 화살표로 도시한 바와 같이, 램 에어는 헤더(400)로 유입된다. 헤더(400)는 외기 유입면(4001) 및 상부면(4003)을 포함한다. 외기 유입면(4001)은 동체(300) 위에 경사져서 형성된다. 외기 유입면(4001)에는 상하로 외기 유입구들(4001a)이 상하로 상호 이격되어 형성된다. 외기 유입면(4001)은 동체(300)와 예각을 이루면서 경사진다. 따라서 y축 방향으로 흐르는 램 에어가 외기 유입구들(4001a)을 통하여 원활하게 헤더(400)로 유입된다. 상부면(4003)는 동체(300)와 z축 방향으로 상호 이격되어 형성되어 중공형 공간(S400)을 형성한다. 그 결과, 중공형 공간(S400)을 이용해 램 에어를 포집할 수 있다. 수직관(500)은 동체(300)를 관통하여 중공형 공간(S400)과 연결된다. 도 4에는 도시하지 않았지만, 수직관(500)의 상단에는 해치가 설치되어 중공형 공간(S400)과의 연결을 개폐할 수 있다. 한편, 수직관(500)에는 밸브(700)가 설치되어 챔버(600)로의 외기의 이송을 개폐할 수 있다. 챔버(600)는 수직관(500)과 냉각 공기 공급관(50)을 상호 연결한다. 도 4에는 도시하지 않았지만, 챔버(6