KR100639045B1 - 발사체속도측정시스템및속도계산방법 - Google Patents

Abstract

본 발명은 발사체(18)에 탑재되는 속도 측정 시스템을 제공한다. 속도는 발사체(18)가 포신(12)을 따라 두 개의 고정점들(20, 21)을 통과하는 데 필요한 시간 크기의 계산에 기초하여 상기 발사체(18)에 탑재되는 마이크로 프로세서로 결정된다. 상기 고정점들(20, 21)은 외부 전원이 필요없는 패시브(passive) 신호원들이다. 발사체(18)가 포신(12)을 통과하는 시간 동안 마이크로 프로세서의 계산이 완전히 끝나지 않아도 되기 때문에 고도의 속도 정밀도가 달성된다.

Description

발사체 속도 측정 시스템 및 속도 계산 방법

본 발명은 대포 또는 발사 장치에서 발사되는 발사체에 관한 것이다. 특히, 본 발명은 발사체의 속도가 포구(gun muzzle) 또는 발사 장치(launcher)로부터 이탈할 때 정확하게 측정되는 패시브 시스템(passive system)을 제공한다. 이 때 속도 데이터는 비행 시간, 폭발 시점 예측 및 센서 초기화에 국한되지 않고, 발사체 내에서 내부 계산을 위해 사용된다.

반지능형(semi-smart) 탄약은 의도된 기능에 관한 논리적 결정을 행할 수 있는 능력을 가진다. 논리적 결정은 비행 중에 수신되는 정보에 의거하여 논리적 결정을 수행하는 지능형 발사체와는 반대로, 통상 발사시 탄약에 주어지는 정보에 의거한다.

반지능형 탄약은 발사체, 폭탄, 또는 로켓 등과 같은 어떠한 형태의 탄약이라도 좋다. 본원에서 발사체가 포신 내에 있을 경우에만 작용하는 추진력으로 포신에서 발사되는 탄약의 하위 분류인 발사체에 대해 기술하였지만, 본 발명의 발사체는 모든 형태의 탄약 및 관련 장치를 포함하도록 의도된다.

반지능형 발사체 분야에서, 발사체 또는 탄약의 최종 위치 측정시의 오류의 주요 원인은 발사체의 초기 속도를 정확하게 알 수 없는데 있다. 발사체를 발사하기 위한 가장 양호한 추진 시스템에서도 환경 요인 또는 추진체 입자 크기의 미묘한 변화에 기인하여 발사 속도에 허용할 수 없는 편차가 발생한다. 주어진 범위 또는 일련의 조건들로 작용할 수 있는 지능형 신관 작용에 대해 증가하는 수요에 따라, 정확한 초기 속도 데이터는 이동중인 발사체 또는 탄약내의 신관에 전송될 필요가 있다. 초기 속도 데이터는 이후 비행 시간을 비행 거리와 관련시키는데 사용된다.

발사체의 속도를 측정하기 위한 많은 시스템들이 개시되었으나, 몇 개의 시스템만이 속도 데이터를 신관에 전달할 수 있는 능력을 가진다. 에텔(Ettel) 등의 미국 특허 제4,677,376호는 무기의 포신을 에워싸는 전후방의 유도 코일을 개시하고 있다. 발사된 발사체는 먼저 제 1 펄스를 발생시키는 후방 코일을 통과한다. 이어서 상기 발사체는 제 2 펄스를 발생시키는 전방 코일을 통과한다. 두 코일 사이의 거리와 두 펄스 사이의 시간을 알면, 발사체의 속도를 측정할 수 있다.

레이더에 의해 발사체를 추적하고 도플러 효과로 인한 주파수 편이를 측정함으로써 무기로부터 멀리 이동하는 발사체의 속도를 측정하는 것도 공지되어 있다. 상기 기술은 톨루즈(Toulios) 등의 미국 특허 제4,283,989호에 개시되어 있다.

슈미트(Schmidt)의 미국 특허 제4,649,796호는 포신 단부에 장착되고, 제어된 주파수로 발진하는 송신기 코일에 의해 발사체에 전송되는 신관 시간 지연과 같은 정보를 개시하고 있다. 상기 발사체는 발진 주파수를 검출하여 이 정보를 특정 시간 지연을 설정하는데 사용하는 내부 코일을 구비한다.

시간 지연 신관의 주목적은 대포로부터 주어진 거리에서 발사체가 작용하도록 하는데 있다. 거리를 측정하기 위해 비행 시간을 사용하는 것은 단지 초기 속도가 정확하게 알려져 있을 때만 정확한 방법이 될 수 있다. 대포에서 발사되는 발사체의 속도는 매우 변동이 크며, 비행 시간 데이터에 대한 정확한 범위를 필요로 하는 반지능형 발사체에서 큰 오류를 발생시킬 수 있다. 추진체내의 작은 변화, 온도 또는 습도의 변화, 포신의 온도 및 발사체 자체의 크기와 중량 변화 등을 포함하는 많은 요인들이 발사체 속도에 영향을 미친다.

한 쌍의 이격된 유도 코일을 사용하여 발사체의 통과를 측정하고 이격된 펄스를 무기 시스템의 탄도 컴퓨터에 전송하여 발사체의 속도를 측정하는 시스템이 이미 알려져 있다. 탄도 컴퓨터는 발사체의 속도를 계산하고, 수정된 시간 지연이 제 3 유도 코일을 통해 발사체 신관에 전송되어, 계산된 발사 속도에 기초하여 시간 지연을 조절한다.

종래 시스템들은 몇 가지 문제점들이 있다. 대다수의 종래 기술의 시스템들은 단지 발사체의 발사 속도만을 측정하며, 이 정보를 신관에 전달하지 않는다. 수정된 속도 데이터를 신관에 전달하는 시스템은 상기 시스템을 구동하기 위해 외부 전원이 필요한 포신에 장착된 다수의 코일들과 함께 물리적으로 큰 시스템들이다. 상기 시스템들은 제 1 코일에서 포신 출구까지의 거리와 발사체 속도에 의해 규정되는 제한된 시간 간격에서 측정, 계산 및 전송 기능을 수행할 필요가 있다. 제한된 시간 간격은 상기 시스템이 처리할 수 있는 발사체의 최대 속도 및 탄도 컴퓨터에서 수행되는 신호 처리량에 제한을 가하게 된다. 상기 시스템들은 수정된 속도 데이터를 신관에 전송하기 위해 준비하는 시간 전에 발사체가 통신 범위를 벗어나 있는 경우 무용지물이 된다.

따라서 본 발명의 목적은 발사체의 속도를 측정하며 적절한 시간 지연을 갖는 신관을 갖춘 시스템을 제공하는 것이다. 일 실시예에 있어서 본 발명의 특징은 패시브 신호원들이 포신을 따라 정확히 배치되고, 신호원들의 통과를 정확히 검출하는 수신기가 발사체에 탑재되는 것이다. 신호원 및 수신기의 적당한 조합은 (1) 자기원(magnetic source) 및 유도 코일 수신기와, (2) 금속원들(metallic sources) 및 자력계 수신기를 포함한다.

이후에 발사체의 신관 시스템은 내부적으로 (1) 발사체에 의한 신호원들의 통과 사이의 시간 지연을 계산하고, (2) 탑재된 마이크로 프로세서를 통해 발사체의 발사 속도를 계산하며, (3) 신관에 대해 시간 지연 방법을 갱신한다.

유리하게 본 발명의 시스템은 무기에서 정교한 감지 코일들 및 전송 코일들의 필요성을 제거한다. 다른 이점은 무기에서 전원의 필요성을 제거하며, 이는 중량이 중요한 휴대용 시스템들에서 상당한 이점을 제공한다. 또 다른 이점으로는 신호 처리가 발사체에 탑재되어 수행되므로, 신호 처리는 포구 이탈시 즉각적으로 수행될 필요가 없다. 마이크로 프로세서는 발사 속도를 측정하고, 수정된 시간 지연을 계산하며, 상기 시간 지연을 신관에 전달하기 위해 종래의 시스템들과 비교해서 10 내지 1,000 배 정도의 상당히 큰 시간 기간을 가진다.

본 발명에 따라, 발사체의 속도를 측정하기 위한 시스템이 제공된다. 상기 시스템은 발사체를 발사하는 포신을 포함한다. 포신에 의해 지지되는 적어도 하나의 패시브 신호원은 발사체에 탑재된 수신기와 통신한다. 발사체에 탑재되는 마이크로 프로세서는 검출기와 전기적으로 연결된다. 상기 마이크로 프로세서는 발사체의 속도를 계산하도록 프로그램된다.

상술한 목적과 특징 및 이점은 후술하는 명세서 및 도면으로부터 분명해진다.

도 1은 본 발명의 제 1 실시예에 따른 속도 측정 시스템을 포함하는 무기(10)의 일부 단면도이다. 도시한 부분(10)은 임의의 크기의 포신(12) 또는 발사관(launcher tube)의 최종 이동 부분을 나타낸다. 본원에서 사용하는 "포신"은 발사관 또는 관련 장치들을 포함한다.

포신(12)은 안내 및 압력 밀봉을 제공하도록 회전 밴드(rotating band)(19) 또는 밀폐 장치를 사용하여 발사체(18)를 안내하는데 유효한 직경의 중심적으로 배치되는 구경(14)을 포함한다.

포신(12)은 발사체(18)를 위한 지지와 안내를 제공하고 또한 발사체를 추진하는 추진 가스를 포함할 수 있는 어떠한 재료로도 형성 가능하다. 포신(12)의 재료는, 고압 포 시스템들에 적합한 예를 들면 AISI/SAE 4340과 같은 고강도 합금강으로부터, 저압 발사 시스템들의 예를 들면 그래파이트 충전 에폭시와 같은 경량 복합물까지 범위 내에 든다.

AISI/SAE(미국 철강 협회/미국 자동차 기술 학회) 4340은 중량으로, 0.38% 내지 0.43% 탄소, 0.60% 내지 0.80% 망간, 0.20% 내지 0.35% 실리콘, 0.70% 내지 0.90% 크롬, 1.65% 내지 2.0% 니켈, 0.20% 내지 0.30% 몰리브덴 및 밸런스 철(balance iron)인 명목상의 조성물을 가진 중탄소(medium carbon), 저합금강이다.

포신의 출구 단부에 인접한 구경(14)에는 하나 이상의 신호원이 고정된다. 바람직하게는 제 1 신호원(20)과 제 2 신호원(21)이 고정되며, 둘다 비신호원 재료(22)에 매립되어 있다.

일 실시예에서 신호원들(20, 21)은 영구 자석들이며, 비신호원 재료(22)는 예를 들면 알루미늄 합금 7075(중량으로 1.2% 내지 2.0% 구리, 2.1% 내지 2.9% 마그네슘, 0.18% 내지 0.28% 크롬, 5.1% 내지 6.1% 아연 및 밸런스 알루미늄인 명목상의 조성물을 갖는 알루미늄 합금 7075)와 같은 비자성 재료이다.

대안적으로, 비신호원 재료는 포신(12)의 일부를 구성할 수도 있다. 비신호원 재료의 주요 조건은 제 1 신호원(20)과 제 2 신호원(21) 사이의 명백한 분리를 제공하는 것이다. 비신호원 재료는 발사체(18)가 두 개의 신호원(20, 21)을 통과할 때, 발사체(18)에 내장된 수신기(23)가 두 개의 별개 신호를 수신하도록 보장한다.

하기에 상세히 설명되는 본 발명의 다른 실시예에 따르면, 신호원들(20, 21)은 중량으로 0.36% 내지 0.44% 탄소, 0.60% 내지 0.90% 망간 및 밸런스 철인 명목상의 조성물을 가진 금속, 예를 들면 AISI/SAE 1040 강이다. 비신호원 재료(22)는 예를 들면 에폭시 그래파이트 복합물과 같은 비금속 재료이다.

본 발명의 모든 실시예들에서, 제 1 신호원(20)은 포신(12)의 주재료를 구성할 수 있고 비신호원 재료(22)는 포신(12)으로부터 제 2 신호원(21)을 분리한다.

실시된 본 발명은 발사체(18)의 포신(12) 이탈 속도를 정확하게 계산할 목적으로 발사체(18)에 고유 타이밍 신호를 제공하기 위해, 공지된 일정 거리("X")만큼 떨어진 두 개의 패시브 신호원(20, 21)의 사용을 다룬다. 발사체(18)는 발사체(18)가 제 1 신호원(20)과 제 2 신호원(21) 양자를 통과하는지를 확인하는 수신기(23)를 구비한다. 일 실시예에서, 신호원들은 자석이며, 수신기는 자장을 통과할 때 반응하는 유도 코일 또는 유사한 장치이다. 다른 실시예에서 신호원들은 금속이며, 수신기(23)는 자력계이다.

신호원이 영구 자석인 경우, 영구 자석을 위한 적합한 재료는 제 1 철 재료(ferrous materials)와 희토류계 자석들을 포함한다. 통상 이들 영구 자석은 500 가우스 내지 5000 가우스 사이의 강도를 가진다.

적합하게는, 정확히 알려진 거리("X")만큼 떨어진 적어도 두 개의 신호원(20, 21)이 존재한다. "X" 값은 임의일 수 있지만, 통상 약 51mm(2인치) 내지 508 mm(20인치) 정도이며, X를 결정하는 정밀도는 매우 중요하다. X를 이동하는데 걸린 발사체(18)의 시간은 속도 계산에 사용된다. 발사체(18)가 통상 152.4 m/sec(500ft./sec) 내지 1524 m/sec(5000 ft./sec) 사이의 포구 이탈 속도를 가지므로, X를 측정하기 위한 정밀도는 적어도 ±0.25mm(±0.01 in.)이고, 적합하게는 ±0.13mm(±0.005 in.)이며, 가장 적합하게는 ±0.025mm(±0.001 in.)이다.

도 2에 도시한 바와 같이, 발사체(18)는 발사체 몸체(30) 내부 또는 둘레에 내장된 수신기(23)와 발사체 몸체(30) 내에 내장된 마이크로 프로세서 기반 전자 모듈(26)을 구비한다. 적합하게는 마이크로 프로세서(26), 또는 선택적으로 수신기(23)는 신관 조립체(24)의 일부로서 발사체(18)의 후방부내에 내장된다.

발사체(18)의 일례는 폭발물류이며, 안전 및 무장 장치(28)와, 폭발성 탑재물(32)을 가진다. 신호원(20, 21)이 영구 자석이며 수신기가 유도 코일인 실시예에서, 수신기(23)는 발사체 몸체(30)의 비자성부 내에 내장되거나 또는 대안으로 발사체 하우징의 외측에 감긴다.

유도 코일(23)은 전도성 와이어를 다수 회 감아서 구성된다. 와이어 게이지 및 감긴 횟수는 신호원(20, 21)의 강도 및 마이크로 프로세서(26)의 민감도에 의존한다. 하나의 적합한 유도 코일은 발사체(18)의 세로축을 둘러싸는 0.079mm(40 게이지) 직경의 36 동심 루프를 가진다.

마이크로 프로세서(26)는 신호원들(20, 21)에 의한 수신기(23)의 통과 사이의 시간 차이를 측정하기 위해 사용되는 타이밍 회로와 신호원(20, 21)으로부터 방사되는 자기장에 의해 유도 코일(23)에 유도되는 전압 신호의 함수로서 타이밍 회로를 기동 및 정지시키는 논리 회로를 최소한으로 구비한다.

안전 및 무장 장치(28)는 임의의 종래의 안전 및 무장 장치일 수 있고, 통상 개방 전기 회로의 일부로서 기폭 장치를 포함한다. 금속 와이어는 폭발성 발사체의 가속도 및 회전 운동이 특정 범위 내에 있다면, 적합한 위치에 기계적으로 결합된다. 금속 와이어는 폭발성 발사체를 무장하는 전기 회로를 완성한다. 마이크로 프로세서(26)로부터의 신호는 폭발성 발사체(18)를 폭발시키도록 기폭 장치를 활성화시키기에 필요한 전류를 제공한다.

도 3은 외부 이벤트와 함께 프로그래밍 단계뿐만 아니라 마이크로 프로세서에 제공되는 일례의 일련의 프로그래밍 단계들을 블록 다이어그램으로 나타낸다.

제 1 외부 이벤트는 순서에 무관하게, 발사체(18)의 발사(34)와 신관(36)에 전력을 공급하는 단계이다. 제 1 이벤트는 적합한 수단에 의해서 완성된다. 예를 들면, 발사체(18)의 발사는 통상적인 총 또는 대포와 같은 종래의 추진체에 의해 이루어질 수 있다. 로케트 추진과 같은 보다 색다른 방법이 채택될 수도 있다. 발사 수단에 필요한 조건은 단지 발사체가 신호원을 통과하고 무기의 포구를 지나도록 구동하기에 적합한 속도가 달성되기만 하면 된다.

신관(36)에 전력을 공급하는 단계는 용량성 축전지와 결합된 유도 전력 트랜스퍼(inductive power transfer) 또는 다른 어떤 적합한 수단에 의해 발사체에 탑재되는 배터리에 의해서 달성될 수 있다. 전력 공급 단계(36)의 일차적인 요구는 발사체가 신호원을 통과할 때 마이크로 프로세서 및 수신기가 작동하는 것이다.

발사(34) 및 신관(36)의 전력 공급이 끝난 후에 마이크로 프로세서를 갖는 신관은 발사체에 탑재된 수신기를 모니터하기 시작한다(38). 제 1 신호원을 통과하면(40), 마이크로 프로세서는 수신기에서 제 1 신호를 수신한다(42). 수신기가 유도 코일이고 신호원이 자석이면, 제 1 신호는 전압 스파이크이다(42). 수신기 신호를 감지하면, 마이크로 프로세서는 타이머를 기동하고(44), 이후에 제 2 신호에 대한 수신기를 모니터하기 위해 복귀한다(46).

제 2 신호원을 통과하면(48), 마이크로 프로세서는 수신기에서 제 2 신호를 수신하고(50), 타이머를 정지시킨다(52). 제 2 신호원을 동시에 통과하거나(48), 또는 어떤 시간차를 두거나 간에, 발사체는 무기의 포구를 이탈한다(54). 그런 다음 마이크로 프로세서는 타이밍 데이터를 사용하며, 신호원 간격으로서 프로그램되어 있는 "X"를 이용하여, 발사체 속도를 계산한다(58).

도 4에는 마이크로 프로세서가 수신기에서 수신한 전형적인 신호 패턴이 도시되어 있다. 신호를 처리하는 마이크로 프로세서에는 다양한 방법이 사용될 수 있다. 도 4에 도시된 방법은 특정 문턱 전압값(64)을 초과하는 함수로서 타이머 기동(44)과 타이머 정지(52)의 작동을 포함한다. 상기 방법은 기동과 정지 사이의 시간차("t")를 발생시킨다.

대안적으로 신호 처리로 신호 피크들(66, 68)을 결정할 수 있고, 상기 두 점 사이의 시간 차이를 얻을 수 있다.

거리("X")와 시간 차이("t")의 가산이 프로그램된 마이크로 프로세서(26)는 포신으로부터의 발사체의 실제 이탈 속도를 계산한다.

통상 "X"는 51 mm(2 in.) 내지 508 mm(20 in.)이며, 발사체의 속도는 152.4 m/sec(500 ft/sec) 내지 1524 mm/sec(5000 ft/sec)의 정도이다. 신호원의 통과는 몇 밀리초(통상 1 내지 10 밀리초) 내에 발생한다. 타이밍 정보가 탑재된 발사체에서 획득되고 저장되기 때문에, 마이크로 프로세서는 시간 데이터를 처리하고, 실제 이탈 속도를 계산하는데 통과 시간의 10 내지 1000 배 정도의 시간이 필요하다. 마이크로 프로세서는 비행 데이터 시간을 예측하거나 갱신, 또는 신관 시간 지연과 같은 실제 포신 이탈 속도의 지식을 요구하는 발사체의 어떤 기능을 더 높은 정밀도로 수행하기 위해 이탈 속도를 사용할 수 있다.

도 5에는 본 발명의 다른 실시예가 도시되어 있다. 도 5에서, 포신(12)은 AISI/SAE 4340 스틸과 같은 금속 재료로 형성된다. 본 실시예에서, 포신은 제 1 신호원이다. 포신(12)의 이탈 단부(78)에 에폭시/그래파이트 복합 재료와 같은 적합한 재료로 형성되는 비금속 포구(80)가 부착되어 있다. 이탈 단부(78)에 대향인 비금속 포구(80)의 단부는 AISI/SAE 4340 스틸과 같은 제 2 신호원의 금속 고리(82)로 둘러싸인다.

비금속 포구(80)는 신호원(78, 82) 사이의 분명한 분리를 제공하는 비신호 재료이다. 발사체에 탑재된 수신기는 존재 여부에 의해 작동되는 자력계 또는 발사체와 나란히 있는 금속 재료이다.

본 발명은 포신내에 두 개의 신호원을 포함하는 것으로 설명되었지만, 추가적인 신호원이 시간을 갖는 속도 프로파일(profile)을 얻도록 추가될 수 있다. 속도 프로파일이 유용하지만, 본 발명의 기본적인 목적, 즉 포구 이탈 속도 측정에 필요하지 않다.

상술한 신호원이 고리 형상으로 기술되었지만, 이들은 포신의 벽에 매립되는 상자 형상의 자석들 또는 발사체가 통과하는 환상 고리(annular ring) 등과 같은 임의의 원하는 형상이어도 된다. 마찬가지로 발사체 신관이 단일 수신기를 구비하는 것으로 기술되었지만, 다수 수신기들도 본 발명의 범위내에 속한다.

상술한 바와 같이 본 발명의 목적, 특징과 이점을 완전히 만족하는 본 발명에 따른 패시브 속도 계산 시스템이 제공되어 있는 것이 명백하다. 본 발명은 특정 실시예와 결부되어 설명되었지만, 많은 대안, 변경 및 변이가 후술하는 설명에 비추어 볼 때, 당업자에게 명백함은 분명하다. 따라서 그와 같은 모든 대안, 변경 및 변형은 첨부된 특허청구의 범위의 정신과 넓은 범위에 포함되도록 의도된다.

본 발명에 의하면, 발사체의 속도를 측정하며 적절한 시간 지연을 갖는 신관을 갖춘 시스템을 제공할 수 있다.

도 1은 본 발명의 제 1 실시예에 따른 속도 측정 시스템의 단면도.

도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 신관(fuze) 조립체의 단면도.

도 3은 탑재 마이크로 프로세서의 프로그램의 개략도.

도 4는 본 발명에 따른 폭발성 발사체에 제공되는 정보의 일 실시예의 그래프.

도 5는 본 발명의 다른 실시예에 따른 속도 측정 시스템의 단면도.

* 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명 *

10 : 무기 12 : 포신

18 : 발사체 20 : 제 1 신호원

21 : 제 2 신호원 22 : 비신호원 재료

26 : 마이크로 프로세서 30 : 발사체 몸체

Claims (17)

1. 발사체의 속도를 측정하기 위한 시스템에 있어서,

   상기 발사체를 발사하는 포신;

   상기 포신에 의해 모두 지지되는 적어도 제 1 신호원 및 제 2 신호원으로서, 이들 사이에는 비신호원 재료가 배치되는, 상기 적어도 제 1 신호원 및 제 2 신호원;

   상기 발사체에 탑재되어 상기 적어도 제 1 신호원 및 제 2 신호원의 통과를 검출하는 적어도 하나의 수신기; 및

   상기 수신기와 전기적으로 통신하는 상기 발사체에 탑재된 마이크로 프로세서로서, 타이밍 회로와 논리 회로를 포함하고 상기 발사체의 속도를 계산하도록 프로그램된, 상기 마이크로 프로세서를 포함하는, 발사체 속도 측정 시스템.
2. 제 1 항에 있어서, 상기 제 1 신호원과 상기 제 2 신호원 사이의 거리는 약 2인치(51mm) 내지 약 20인치(508mm)인, 발사체 속도 측정 시스템.
3. 제 1 항에 있어서, 상기 제 1 신호원과 상기 제 2 신호원은 모두 자석들인, 발사체 속도 측정 시스템.
4. 제 3 항에 있어서, 상기 수신기는 유도 코일인, 발사체 속도 측정 시스템.
5. 제 4 항에 있어서, 상기 비신호원 재료는 상기 포신의 일부인, 발사체 속도 측정 시스템.
6. 제 4 항에 있어서, 상기 비신호원 재료는 알루미늄 합금인, 발사체 속도 측정 시스템.
7. 제 1 항에 있어서, 상기 포신은 상기 제 1 신호원이고, 상기 비신호원 재료로 형성되는 포구는 상기 포신의 출구 단부(exit end)에 고정되고, 상기 제 2 신호원은 상기 출구 단부와 이격된 관계로 상기 포구에 의해 지지되는, 발사체 속도 측정 시스템.
8. 제 7 항에 있어서, 상기 포신과 상기 제 2 신호원은 금속으로 형성되고 상기 포구는 비금속으로 형성되는, 발사체 속도 측정 시스템.
9. 제 7 항에 있어서, 상기 포신과 상기 제 2 신호원은 모두 스틸인, 발사체 속도 측정 시스템.
10. 제 1 항에 있어서, 상기 수신기는 자력계인, 발사체 속도 측정 시스템.
11. 포신에서 발사되는 발사체에 탑재되는 서브 조립체에 있어서,

    상기 포신 위에 지지되는 다수의 신호원들의 존재를 검출하고 다수의 신호들을 상기 발사체 내에 수납된 마이크로 프로세서에 전송하는 수신기를 구비하며;

    상기 마이크로 프로세서는 상기 다수의 신호원들 사이의 거리로 프로그램되고 상기 다수의 신호들간의 시간 지연과 상기 프로그램된 거리로부터 상기 발사체의 발사 속도를 계산하도록 구성된, 발사체 탑재 서브 조립체.
12. 제 11 항에 있어서, 상기 마이크로 프로세서는 타이밍 회로와 논리 회로를 갖는, 발사체 탑재 서브 조립체.
13. 제 12 항에 있어서, 상기 수신기는 유도 코일들과 자력계들로 구성되는 그룹으로부터 선택되는, 발사체 탑재 서브 조립체.
14. 발사체의 속도를 탑재된 상태에서 계산하기 위한 방법에 있어서,

    (a) 미지의 속도로 포신에서 상기 발사체를 발사하는 단계와;

    (b) 상기 발사체가 상기 포신에 의해 지지되는 제 1 신호원을 통과하게 하고 상기 발사체 상의 수신기가 상기 제 1 신호원을 검출할 때 상기 발사체에 탑재된 마이크로 프로세서에 제 1 신호를 전송하는 단계와;

    (c) 상기 발사체가 상기 포신에 의해 지지되며 상기 제 1 신호원으로부터 알려진 거리로 이격된 제 2 신호원을 통과하게 하고 상기 수신기가 상기 제 2 신호원을 검출할 때 상기 마이크로 프로세서에 제 2 신호를 전송하는 단계와;

    (d) 상기 제 1 신호와 상기 제 2 신호간의 시간 간격과 상기 알려진 거리로부터 상기 발사체에 탑재된 마이크로 프로세서를 이용하여 상기 미지의 속도를 계산하는 단계를 포함하는, 발사체 속도 계산 방법.
15. 제 14 항에 있어서, 상기 계산 단계에 이어, 상기 발사체에 탑재된 신관의 시간 지연이 갱신되는, 발사체 속도 계산 방법.
16. 제 13 항에 있어서, 상기 서브 조립체를 작동하도록 구성된 탑재 전원(on-board power supply)을 더 포함하는 발사체 탑재 서브 조립체.
17. 제 16 항에 있어서, 상기 탑재 전원은 용량성 축전지(capacitive storage)와 결합된 유도 전력 트랜스퍼(inductive power transfer) 및 배터리들로 구성되는 그룹으로부터 선택되는, 발사체 탑재 서브 조립체.