KR100722829B1 - Device of thrust cut off for rocket motor - Google Patents

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박성한
강문중
장홍빈
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국방과학연구소
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    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
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Abstract

본 발명은 로켓 모터의 추력중단장치에 관한 것으로서, 로켓 모터의 추력중단구멍을 통해 연소가스를 토출시켜, 로켓 모터의 추력을 중단시키고자 할 경우, 상기 추력중단구멍을 막고 있는 마개와 스냅링에 대한 구조적인 안정성을 향상시키는 것을 목적으로 한다. The present invention relates to a thrust interruption device of a rocket motor, and when the combustion gas is discharged through the thrust stop hole of the rocket motor to stop the thrust of the rocket motor, It aims at improving structural stability.

본 발명의 추력중단장치는, 로켓 모터의 연소실(104)과 통하도록 연소관 도움부(120)에 형성된 추력중단구멍(122)을 막도록, 상기 추력중단구멍의 내주면에 삽입되어 지지되는 마개(210)와; 상기 마개의 앞쪽에서 상기 마개를 지지하도록 상기 추력중단구멍의 내주면에 결합되는 스냅링(230);을 구비한다. 상기 스냅링은 그 개구부(232)의 반대쪽에 지지리브(234)가 형성된다. 상기 스냅링의 개구부에는 쐐기(240)가 삽입된다. 상기 마개(210)에는 상기 쐐기의 일부가 삽입되는 삽입홈(216)이 형성된다. 상기 마개(210)의 외주면에는, 기밀용 오링(220, 222)이 각각 결합되는 2개의 링홈(212, 214)이 형성되고, 상기 마개중 스냅링(230)과 접촉하는 부분은 다른 부분보다 두껍게 형성된다. The thrust interruption device of the present invention includes a stopper 210 inserted into and supported by an inner circumferential surface of the thrust interruption hole so as to block a thrust interruption hole 122 formed in the combustion pipe helper 120 so as to communicate with the combustion chamber 104 of the rocket motor. )Wow; And a snap ring 230 coupled to an inner circumferential surface of the thrust interruption hole so as to support the stopper at the front of the stopper. The snap ring has a support rib 234 formed opposite the opening 232. The wedge 240 is inserted into the opening of the snap ring. The stopper 210 is formed with an insertion groove 216 into which a portion of the wedge is inserted. On the outer circumferential surface of the stopper 210, two ring grooves 212 and 214, to which the airtight O-rings 220 and 222 are coupled, are respectively formed, and the part of the stopper contacting the snap ring 230 is formed thicker than the other parts. do.

로켓, 모터, 추력, 중단, 역추력, 마개, 스냅링, 쐐기 Rocket, Motor, Thrust, Suspension, Back Thrust, Stopper, Snap Ring, Wedge

Description

로켓 모터의 추력중단장치 {DEVICE OF THRUST CUT OFF FOR ROCKET MOTOR}Thrust Breaker for Rocket Motors {DEVICE OF THRUST CUT OFF FOR ROCKET MOTOR}

도 1은, 종래 추력중단장치가 적용된 로켓 모터(Rocket Motor)의 예를 나타내는 일부 단면도이다. 1 is a partial sectional view showing an example of a rocket motor to which a conventional thrust stopping device is applied.

도 2는, 본 발명에 따른 추력중단장치가 적용된 로켓 모터의 예를 나타내는 일부 단면도이다. 2 is a partial cross-sectional view showing an example of a rocket motor to which a thrust stopping device according to the present invention is applied.

도 3은, 도 2의 일부 확대도이다. 3 is a partially enlarged view of FIG. 2.

도 4는, 본 발명에 따른 추력중단장치가 적용된 로켓 모터를 앞쪽에서 본 단면도이다. 4 is a sectional view of the rocket motor to which the thrust interruption device according to the present invention is applied from the front.

도 5는, 본 발명에 따른 로켓 모터의 추력중단장치를 구성하는 스냅링(Snap Ring)을 나타내는 평면도이다. 5 is a plan view illustrating a snap ring constituting a thrust stopping device of the rocket motor according to the present invention.

도 6 및 도 7은, 각각 본 발명에 따른 로켓 모터의 추력중단장치를 구성하는 마개를 나타내는 정면도 및 평면도이다. 6 and 7 are a front view and a plan view showing a stopper constituting the thrust interruption device of the rocket motor according to the present invention, respectively.

도 8은, 본 발명에 따른 추력중단장치가 적용된 로켓 모터와 종래 추력장치가 적용된 로켓 모터에 있어서의, 압력에 따른 마개의 변형을 비교한 그래프이다. 8 is a graph comparing the deformation of the stopper according to the pressure in the rocket motor to which the thrust stopping device according to the present invention is applied and the rocket motor to which the conventional thrust device is applied.

<도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명><Explanation of symbols for the main parts of the drawings>

104 : 연소실, 120 : 연소관 도움부, 104: combustion chamber, 120: combustion tube helper,

122 : 추력중단구멍, 200 : 추력중단장치, 122: thrust interruption hole, 200: thrust interruption device,

210 : 마개, 212, 214 : 링홈(Ring Groove), 210: stopper, 212, 214: ring groove,

216 : 삽입홈, 220, 222 : 오링(O-Ring), 216: insertion groove, 220, 222: O-ring,

230 : 스냅링(Snap Ring), 232 : 스냅링의 개구부, 230: snap ring, 232: opening of the snap ring,

234 : 지지리브(Rib), 240 : 쐐기(Wedge).234: Rib, 240: Wedge.

본 발명은 로켓 모터(Rocket Motor)의 추력중단장치에 관한 것으로서, 특히 로켓 모터의 추력중단구멍(Trust Termination Port)을 통해 연소가스를 토출시켜, 로켓 모터의 추력을 중단시키고자 할 경우, 상기 추력중단구멍을 막고 있는 마개와 스냅링(Snap Ring)에 대한 구조적인 안정성을 향상시킴으로써, 낮은 내압에서 상기 마개를 고정하는 스냅링이 이탈하거나, 상기 마개가 비스듬하게 기울어지는 현상을 방지할 수 있는 로켓 모터의 추력중단장치에 관한 것이다. BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a thrust interruption device of a rocket motor, and in particular, when the combustion gas is discharged through a thrust termination port of the rocket motor to stop the thrust of the rocket motor. By improving the structural stability of the stopper and the snap ring blocking the interruption hole, the rocket motor can prevent the snap ring from holding the stopper at low internal pressure or prevent the plug from tilting obliquely. Thrust interruption device.

일반적으로, 로켓 모터는 추진제를 연소시키는 연소실과, 상기 연소실에서 추진제의 연소로 발생하는 가스를 가속하여 방향성을 갖게 하기 위한 노즐(Nozzle)을 구비하는데, 가스를 노즐에서 가속하면 그 반작용으로 상기 가스가 가속되는 방향과 반대방향으로 추력이 생겨 로켓 모터가 발사된다. 이 로켓 모터는 추진기관으로서의 로켓 엔진(Rocket Engine)이라 할 수 있다. In general, a rocket motor has a combustion chamber for burning propellant and a nozzle for accelerating and directing a gas generated by combustion of the propellant in the combustion chamber. The thrust is generated in the opposite direction to which is accelerated and the rocket motor is fired. This rocket motor can be referred to as a rocket engine as a propulsion engine.

이러한 로켓 모터에는 많은 종류가 있고, 추진원리나 메커니즘(Mechanism)이 제각기 다르다. 그 가운데 현재 가장 많이 이용되고 있는 로켓 모터는, 고체추진제 또는 액체추진제의 화학반응(즉, 연소)을 에너지 발생원으로 하는 화학 로켓 모터이다. 즉, 이러한 화학 로켓 모터는, 고체 또는 액체상태의 화학추진제를 연소실 내에서 연소시키면, 이 때 발생하는 열에 의하여 가스 상태가 되고, 상기 가스가 팽창하여 운동에너지를 가진다. 연소실이 밀폐상태이면 팽창한 가스에 의해 연소실 내부는 고압이 되지만, 연소실의 후측에는 압력이 낮은 노즐이 있으므로 가스는 노즐을 향해 흐르게 되고, 노즐을 통해 토출되면서 고속으로 가속되며, 그 반작용으로 로켓 모터가 가스의 흐름방향과는 반대방향으로 움직이게 되는 것이다. There are many different types of rocket motors, each with different propulsion principles or mechanisms. Among them, the most widely used rocket motor is a chemical rocket motor which uses a chemical reaction (ie, combustion) of a solid propellant or a liquid propellant as an energy source. That is, when such a chemical rocket motor burns a solid or liquid chemical propulsion agent in a combustion chamber, it becomes a gas state by the heat generated at this time, and the gas expands to have kinetic energy. If the combustion chamber is closed, the inside of the combustion chamber becomes high pressure by the expanded gas, but since there is a low pressure nozzle at the rear of the combustion chamber, the gas flows toward the nozzle, and is discharged through the nozzle to accelerate at high speed. Is moved in the opposite direction to the flow direction of the gas.

한편, 상기한 바와 같은 로켓 모터는, 역추력을 작용시켜 그 추력을 정지시킬 수 있도록, 노즐과는 반대쪽에 설치되는 추력중단장치를 가질 수 있다. 이러한 추력중단장치는, 예컨대 기계식 구조로 설치될 수 있다. On the other hand, the rocket motor as described above may have a thrust interruption device which is provided on the opposite side to the nozzle so that the reverse thrust to act to stop the thrust. Such a thrust stopping device can be installed, for example, in a mechanical structure.

이러한 추력중단장치를 구비하는 종래 로켓 모터를 구체적으로 살펴보면, 도 1에 도시된 바와 같이, 내부에 추진제(12)가 내장되고 연소실(14)을 형성하는 연소관(10)과; 상기 연소관(10)의 후측에 설치되는 노즐(20)과; 상기 연소관(10)의 앞쪽에 설치되는 연소관 도움부(30)와; 상기 연소관 도움부(30)의 중앙에 상기 연소실(14) 쪽으로 설치되는 점화기(40)와; 그리고, 상기 연소관 도움부(30)에 로켓 모터의 중심축(Center Axis, C)에 대하여 대칭구조로 설치되는 2개의 추력중단장치(50, 50);가 구비된다. Looking at the conventional rocket motor having such a thrust stop device in detail, as shown in Figure 1, the combustion tube 10 is built in the propellant 12 and to form a combustion chamber 14; A nozzle 20 installed at a rear side of the combustion tube 10; A combustion tube helper 30 installed in front of the combustion tube 10; An igniter (40) installed in the center of the combustion tube helper (30) toward the combustion chamber (14); In addition, two thrust stop devices 50 and 50 are installed in the combustion tube helper 30 in a symmetrical structure with respect to the center axis C of the rocket motor.

상기 추력중단장치(50)는, 기계식의 구조를 가진 것으로서, 상기 연소실(14)과 통하도록 상기 연소관 도움부(30)에 형성된 추력중단구멍(32)을 막도록 상기 연 소관 도움부(30)에 지지되는 마개(52)와, 상기 마개(52)의 앞쪽에서 상기 마개(52)를 지지하도록 상기 연소관 도움부(30)에 결합되는 스냅링(54)을 구비하여 이루어진다. The thrust interruption device 50 has a mechanical structure, and the combustion pipe helper 30 blocks the thrust stop hole 32 formed in the combustion pipe helper 30 so as to communicate with the combustion chamber 14. And a snap ring 54 coupled to the combustion tube helper 30 so as to support the stopper 52 at the front of the stopper 52.

따라서, 로켓 모터의 추력을 중단하기 위하여 점화기(40)에 의해 추진제(12)가 점화되면, 연소가스의 압력이 마개(52)에 작용함에 따라, 상기 마개(52)와 접촉하고 있는 스냅링(54)의 가장자리에 과도한 모멘트(Moment)가 발생하여 상기 스냅링(54)의 단부가 굽힘 변형된다. 상기 스냅링(54) 단부의 굽힘 변형에 의하여 상기 스냅링(54)이 연소관 도움부(30)로부터 이탈되고, 스냅링(54)에 의한 마개(52)의 지지상태가 해소되어 상기 마개(52)도 이탈됨에 따라 추력중단구멍(32)이 개방되므로, 상기 추력중단구멍(32)을 통해 가스가 가속 배출되어 로켓 모터의 추력이 중단될 수 있는 것이다. Therefore, when the propellant 12 is ignited by the igniter 40 to stop the thrust of the rocket motor, as the pressure of the combustion gas acts on the stopper 52, the snap ring 54 in contact with the stopper 52. Excessive moment (Moment) is generated at the edge of the) and the end of the snap ring 54 is bent deformation. The snap ring 54 is released from the combustion tube helper 30 by the bending deformation of the end of the snap ring 54, and the support state of the stopper 52 by the snap ring 54 is eliminated, so that the stopper 52 is also removed. As the thrust interruption hole 32 is opened, the gas is accelerated and discharged through the thrust interruption hole 32 to stop the thrust of the rocket motor.

그런데, 상기한 바와 같은 종래 로켓 모터의 추력중단장치(50)에 있어서는, 연소관 도움부(30)의 추력중단구멍(32)에 고정되는 스냅링(54)과 상기 추력중단구멍(32)의 구조가 비대칭적으로 이루어짐으로써, 마개(52) 및 스냅링(54)의 구조적 안정성이 떨어진다. 예컨데, 도 1의 점선으로 표시된 원의 부분에 대한 고정상태가 취약하여, 연소가스의 압력이 마개(52)에 작용하여 압력을 받을 때 낮은 내압에서도 상기 원의 부분이 연소관 도움부(30)로부터 쉽게 이탈될 수 있다. 즉, 스냅링(54)의 고정을 위하여, 스냅링(54)의 개구부 쪽(점선으로 표시된 원의 부분)과, 상기 개구부의 반대쪽을 추력중단구멍(32)의 내주면에 삽입하게 되는데, 이 경우, 축방향 하중지지 단면적으로 감소로 인해 스냅링(54)의 원주방향 변형이 증가하며, 스냅링(54)의 개구부 쪽에서의 내압 지지 능력이 크게 감소되므로, 상기 스냅링(54)의 개구부 쪽이 낮은 내압에서도 연소관 도움부(30)로부터 쉽게 이탈되는 것이다. 따라서, 낮은 내압에서도 상기 마개(52)가 비스듬하게 기울어지게 되므로, 스냅링(54)과 마개(52)가 추력중단구멍(32)으로부터 이탈되기 전부터 가스가 누설됨은 물론, 로켓 모터의 추력 중단을 정밀하게 제어할 수 없게 되는 문제점이 발생한다. By the way, in the thrust interruption device 50 of the conventional rocket motor as described above, the structure of the snap ring 54 and the thrust interruption hole 32 fixed to the thrust interruption hole 32 of the combustion pipe helper 30 By being asymmetric, the structural stability of the stopper 52 and the snap ring 54 is poor. For example, the fixed state of the portion of the circle indicated by the dotted line of Figure 1 is weak, even when the pressure of the combustion gas acts on the stopper 52 and the portion of the circle from the combustion tube helper 30 even at low internal pressure Easily released. That is, in order to fix the snap ring 54, the opening side of the snap ring 54 (part of the circle indicated by the dotted line) and the opposite side of the opening are inserted into the inner circumferential surface of the thrust stopping hole 32, in this case, the shaft The circumferential deformation of the snap ring 54 is increased due to the reduction in the directional load bearing cross-section, and the pressure-bearing capacity at the opening side of the snap ring 54 is greatly reduced, so that the opening side of the snap ring 54 helps the combustion tube even at low internal pressure. It is easily separated from the unit (30). Therefore, the stopper 52 is obliquely inclined even at a low internal pressure, so that the gas leaks before the snap ring 54 and the stopper 52 are separated from the thrust stop hole 32, and the thrust interruption of the rocket motor is precisely prevented. The problem arises that it can not be controlled.

본 발명은 상기한 문제점을 고려하여 이루어진 것으로서, 로켓 모터의 추력중단구멍을 통해 연소가스를 토출시켜, 로켓 모터의 추력을 중단시키고자 할 경우, 상기 추력중단구멍을 막고 있는 마개와 스냅링에 대한 구조적인 안정성을 향상시킴으로써, 낮은 내압에서 상기 마개를 고정하는 스냅링이 이탈하거나, 상기 마개가 비스듬하게 기울어지는 현상을 방지할 수 있는 로켓 모터의 추력중단장치를 제공하는 것을 목적으로 한다. The present invention has been made in view of the above problems, and when the combustion gas is discharged through the thrust stop hole of the rocket motor to stop the thrust of the rocket motor, the stopper and the snap ring structure blocking the thrust stop hole structure It is an object of the present invention to provide a thrust stopping device for a rocket motor capable of preventing the snap ring securing the plug at low internal pressure, or preventing the plug from obliquely tilting by improving its stability.

상기 목적을 달성하기 위하여, 본 발명은, 로켓 모터 앞쪽에 설치되는 연소관 도움부에 로켓 모터의 연소실과 통하도록 형성된 추력중단구멍을 막도록, 상기 추력중단구멍의 내주면에 삽입되어 지지되는 마개와; 상기 마개의 앞쪽에서 상기 마개를 지지하도록 상기 추력중단구멍의 내주면에 결합되는 스냅링;을 포함하여 이 루어지는 로켓 모터의 추력중단장치에 있어서: 상기 스냅링은 그 개구부의 반대쪽에 지지리브(Rib)가 형성되어 이 지지리부가 상기 추력중단구멍의 내주면에 삽입되고; 상기 스냅링의 개구부에 쐐기가 삽입되어, 상기 쐐기의 외측 가장자리가 상기 추력중단구멍의 내주면에 삽입되어 있는 것을 특징으로 한다. In order to achieve the above object, the present invention includes a stopper inserted into and supported on the inner circumferential surface of the thrust interruption hole to block the thrust interruption hole formed to communicate with the combustion chamber of the rocket motor to the combustion tube helper provided in front of the rocket motor; A snap ring coupled to an inner circumferential surface of the thrust stop hole to support the stopper at the front of the stopper, wherein the thrust stop device of the rocket motor comprising: the snap ring has a support rib (Rib) opposite the opening; Formed to be inserted into the inner circumferential surface of the thrust interruption hole; A wedge is inserted into an opening of the snap ring, and an outer edge of the wedge is inserted into an inner circumferential surface of the thrust interruption hole.

본 발명에 따르면, 상기 쐐기와 대응하는 마개의 면에는, 상기 쐐기의 일부가 삽입되는 삽입홈이 형성되는 것이 바람직하다. According to the present invention, it is preferable that the insertion groove into which a part of the wedge is inserted is formed on the surface of the stopper corresponding to the wedge.

또한, 상기 마개의 외주면에는, 상기 마개를 추력중단구멍의 내주면에 지지하기 위한 기밀용 오링이 각각 결합되는 2개의 링홈이 형성되고, 상기 마개중 스냅링과 접촉하는 부분은 다른 부분보다 두껍게 형성되는 것이 바람직하다. In addition, the outer peripheral surface of the stopper is formed with two ring grooves are respectively coupled to the airtight O-ring for supporting the stopper on the inner peripheral surface of the thrust stop hole, the portion of the stopper contacting the snap ring is formed thicker than other parts desirable.

본 발명의 특징 및 이점들은 첨부도면에 의거한 다음의 상세한 설명으로 더욱 명백해질 것이다. 이에 앞서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는, 발명자가 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다. The features and advantages of the present invention will become more apparent from the following detailed description based on the accompanying drawings. Prior to this, the terms or words used in the present specification and claims are based on the principle that the inventor can appropriately define the concept of terms in order to explain the invention in the best way. It should be interpreted as meanings and concepts corresponding to

도 2에는 본 발명에 따른 추력중단장치가 적용된 로켓 모터의 예가 도시되어 있다. 2 shows an example of a rocket motor to which a thrust stopping device according to the present invention is applied.

본 발명에 따른 추력중단장치(200)가 적용된 로켓 모터는, 내부에 추진제(102)가 내장되고 연소실(104)을 형성하는 연소관(100)과; 상기 연소관(100)의 후측에 설치되는 노즐(110)과; 상기 연소관(100)의 앞쪽에 설치되는 연소관 도움부(120)와; 상기 연소관 도움부(120)의 중앙에 상기 연소실(104) 쪽으로 설치되는 점 화기(130)와; 그리고, 상기 연소관 도움부(120)에 로켓 모터의 중심축(C)에 대하여 대칭구조로 설치되는 2개의 추력중단장치(200)를 구비한다. The rocket motor to which the thrust stopping device 200 according to the present invention is applied includes: a combustion tube 100 having a propellant 102 therein and forming a combustion chamber 104; A nozzle 110 installed at a rear side of the combustion tube 100; A combustion tube helper 120 installed in front of the combustion tube 100; An igniter (130) installed in the center of the combustion tube helper (120) toward the combustion chamber (104); In addition, the thrust interruption device 200 is installed in the combustion tube helper 120 in a symmetrical structure with respect to the central axis C of the rocket motor.

본 발명에 따른 추력중단장치(200)는, 기계식의 구조를 가진 것으로서, 상기 연소실(104)과 통하도록 상기 연소관 도움부(120)에 형성된 추력중단구멍(122)을 막고 있다가, 추력을 중단시키고자 점화기(130)에 의하여 추진제(102)를 점화시켜 발생하는 연소가스의 압력이 상기 추력중단구멍(122) 쪽으로 작용할 때, 상기 추력중단구멍(122)을 개방하도록 이루어진다. The thrust interruption device 200 according to the present invention, having a mechanical structure, blocks the thrust interruption hole 122 formed in the combustion pipe helper 120 so as to communicate with the combustion chamber 104, and stops thrust. When the pressure of the combustion gas generated by igniting the propellant 102 by the igniter 130 acts toward the thrust stop hole 122, the thrust stop hole 122 is opened.

즉, 본 발명의 추력중단장치(200)는, 상기 추력중단구멍(122)을 막도록 그 내주면에 삽입되어 상기 추력중단구멍(122)에 지지되는 마개(210)와, 상기 마개(210)의 앞쪽에서 상기 마개(210)를 지지하도록 상기 추력중단구멍(122)의 내주면에 결합되는 스냅링(230)을 구비한다. That is, the thrust interruption device 200 of the present invention includes a stopper 210 inserted into an inner circumferential surface of the thrust stopper hole 122 and supported by the thrust stopper hole 122 and the stopper 210. It is provided with a snap ring 230 coupled to the inner circumferential surface of the thrust stop hole 122 to support the stopper 210 from the front.

도 3 및 도 6에 도시된 바와 같이, 상기 마개(210)의 외주면에는 2개의 링홈(212, 214)이 형성되어 있고, 상기 링홈(212, 214)에 각각 오링(220, 222)이 결합된 상태로 상기 추력중단구멍(122)에 마개(210)가 삽입된다. 따라서, 도 3에 도시된 바와 같이, 상기 오링(220, 222)과 추력중단구멍(122)의 내주면과의 마찰력에 의하여, 상기 마개(210)가 추력중단구멍(122)에 삽입된 채 기밀하게 지지될 수 있다. 3 and 6, two ring grooves 212 and 214 are formed on the outer circumferential surface of the stopper 210, and O-rings 220 and 222 are coupled to the ring grooves 212 and 214, respectively. The stopper 210 is inserted into the thrust stop hole 122 in a state. Accordingly, as shown in FIG. 3, the stopper 210 is hermetically sealed while being inserted into the thrust stopping hole 122 by the frictional force between the O-rings 220 and 222 and the inner circumferential surface of the thrust stopping hole 122. Can be supported.

또한, 도 3 및 도 6에 도시된 바와 같이, 상기 마개(210)중 스냅링(230)과 접촉하는 부분은 다른 부분보다 두껍게 형성되는 것이 바람직하다. 이와 같이, 상기 스냅링(230)과 접촉하는 부분에 대하여 마개(210)의 두께를 증가시키면, 마개 (210)의 강성이 감소하여 그 굽힘 변형은 증가하고, 스냅링(230)이 받는 내압 지지능력이 향상되므로, 스냅링(230)의 구조적 안정성이 향상될 수 있다. 3 and 6, a portion of the stopper 210 contacting the snap ring 230 may be formed thicker than other portions. As such, when the thickness of the stopper 210 is increased with respect to the portion in contact with the snap ring 230, the rigidity of the stopper 210 decreases, the bending deformation thereof increases, and the withstand pressure bearing capacity of the snap ring 230 is increased. As a result, the structural stability of the snap ring 230 may be improved.

헌편, 상기 스냅링(230)은, 도 5에 도시된 바와 같이, 한 쪽이 개구되어 이루어지는 것으로서, 그 개구부(232)와는 반대쪽에 형성되는 지지리브(234)를 구비한다. 즉, 상기 지지리브(234)가, 도 4에 도시된 바와 같이 상기 추력중단구멍(122)의 내주면에 삽입됨으로써, 상기 스냅링(230)이 추력중단구멍(122)에 삽입된 채 지지될 수 있으며, 상기 스냅링(230)의 개구부(232) 쪽의 양단부도 추력중단구멍(122)의 내주면에 삽입된다. The old piece, the snap ring 230, as shown in Figure 5, one side is opened, and has a support rib 234 formed on the opposite side to the opening 232. That is, the support rib 234 is inserted into the inner circumferential surface of the thrust interruption hole 122 as shown in FIG. 4, so that the snap ring 230 may be supported while being inserted into the thrust interruption hole 122. Both ends of the opening 232 of the snap ring 230 are also inserted into the inner circumferential surface of the thrust stop hole 122.

본 발명에 따르면, 상기 추력중단구멍(122)에 설치되는 스냅링(230)의 구조적 안정성을 높이기 위하여, 도 2 및 도 4에 도시된 바와 같이, 상기 스냅링(230)의 개구부(232)에 쐐기(240)가 삽입되고, 상기 쐐기(240)의 외측 가장자리가 상기 추력중단구멍(122)의 내주면에 삽입되어 있다. 즉, 180°간격으로 배치된 쐐기(240) 및 스냅링(230)의 지지리브(234)에 의한 이중구조에 의하여 마개(210)가 지지되는 것이다. According to the present invention, in order to increase the structural stability of the snap ring 230 installed in the thrust interruption hole 122, as shown in Figures 2 and 4, the wedge (w) in the opening 232 of the snap ring 230 240 is inserted, and the outer edge of the wedge 240 is inserted into the inner circumferential surface of the thrust interruption hole 122. That is, the stopper 210 is supported by the dual structure by the support ribs 234 of the wedge 240 and the snap ring 230 disposed at 180 ° intervals.

상기 마개(210)에 고압이 작용할 때, 상기 스냅링(230)과 상기 쐐기(240)의 하중전달 중심이 일치되지 못하면, 쐐기(240)와 스냅링(230)과의 접촉면에서 불균일 변형이 발생하고, 쐐기(240)와 스냅링(230)의 면접촉도 완벽하게 달성되기 어려워 스냅링(230)이 낮은 내압에서 이탈될 수 있는데, 이러한 점을 고려하여, 본 발명에 있어서는, 상기 쐐기(240)와 대응하는 마개(210)의 면에, 상기 쐐기(240)의 일부가 삽입되는 삽입홈(216)이 형성된다. 따라서, 도 7에 도시된 바와 같이, 상기 쐐기(240)가 상기 마개(210)의 삽입홈(216) 속으로 약간 들어가 장착됨으로써, 스냅링(230)과 맞닿는 쐐기(240)의 면 중심이 일치되어, 상호간의 접촉면이 완벽하게 접촉될 수 있고, 이에 따라 스냅링(230)의 구조적 안정성이 크게 향상될 수 있다. 구조시험 결과, 상기 마개(210)에 삽입홈(216)이 없는 경우와 비교하여, 구조안전계수가 크게 증가되는 것으로 나타났다. When high pressure is applied to the stopper 210, if the load transfer center of the snap ring 230 and the wedge 240 does not match, a non-uniform deformation occurs in the contact surface between the wedge 240 and the snap ring 230, The surface contact between the wedge 240 and the snap ring 230 is also difficult to achieve perfectly, so that the snap ring 230 may be released at a low internal pressure. In view of this, in the present invention, the wedge 240 corresponds to the wedge 240. On the surface of the stopper 210, an insertion groove 216 into which a portion of the wedge 240 is inserted is formed. Thus, as shown in Figure 7, the wedge 240 is slightly inserted into the insertion groove 216 of the stopper 210, so that the surface center of the wedge 240 in contact with the snap ring 230 is matched In this case, the contact surfaces may be perfectly in contact with each other, and thus the structural stability of the snap ring 230 may be greatly improved. As a result of the structural test, the structural safety coefficient was significantly increased as compared with the case where the plug 210 does not have the insertion groove 216.

다음에, 상기한 바와 같이 구성된 본 발명에 따른 로켓 모터의 추력중단장치의 작용에 대하여 설명한다. Next, the operation of the thrust interruption device of the rocket motor according to the present invention configured as described above will be described.

점화기(130)에 의해 추진제(102)를 연소시키고, 그 연소가스를 추력중단구멍(122)을 통해 가속 배출시킴으로써 로켓 모터의 추력을 중단시키고자 할 경우, 연소가스에 의한 압력이 마개(210)에 작용하여 상기 마개(210)가 변형되기 시작한다. 이러한 마개(210)의 상세 변형 거동에 따라 압력을 받는 면이 넓은 스냅링(230)의 단부, 즉 지지리브(234)에 과도한 모멘트가 발생하여 상기 지지리브(234)가 굽힘 변형함과 아울러, 스냅링(230)의 개구부(232)에 삽입되어 있는 쐐기(240)의 단부도 비슷한 굽힘 변형을 보인다. 즉, 도 4에 도시된 바와 같이, 연소관 도움부(120)에 형성된 추력중단구멍(122)의 내주면에 대하여, 서로 마주보는 위치, 즉 강성이 약한 부위를 고려하여 180°대칭적인 구조로 설계하여 삽입시킨 지지리브(234)의 분할선(236)과 쐐기(240)의 분할선(242)을 기준으로, 상기 지지리브(234) 및 쐐기(240)가 굽힘 변형 거동을 보이다가, 먼저 상기 쐐기(240)가 이탈되고, 그 다음에 상기 스냅링(230)이 이탈되며, 마지막으로 상기 마개(210)가 이탈되어 추력중단구멍(122)이 개방된다. 이 개방된 추력중단구멍(122)을 통하여 연소가스가 고속으로 배출함으로써, 역추력에 의해 로켓 모터의 추력을 중단시킬 수 있는 것이다. When the propellant 102 is burned by the igniter 130 and the combustion gas is accelerated and discharged through the thrust stop hole 122 to stop the thrust of the rocket motor, the pressure caused by the combustion gas stops 210. Acts on the stopper 210 to begin to deform. According to the detailed deformation behavior of the stopper 210, an excessive moment occurs at the end of the snap ring 230 having a wide surface under pressure, that is, the support rib 234, and the support rib 234 is bent and deformed, and the snap ring The ends of the wedges 240 inserted in the openings 232 of 230 also show similar bending deformations. That is, as shown in Figure 4, with respect to the inner circumferential surface of the thrust interruption hole 122 formed in the combustion pipe helper 120, in consideration of the position facing each other, that is, weak rigidity by designing in a 180 ° symmetrical structure Based on the dividing line 236 of the supporting rib 234 and the dividing line 242 of the wedge 240, the support rib 234 and the wedge 240 exhibit bending deformation behavior, and then the wedge first. 240 is released, and then the snap ring 230 is released, and finally, the stopper 210 is released to open the thrust interruption hole 122. The combustion gas is discharged at high speed through the open thrust interruption hole 122, whereby the thrust of the rocket motor can be stopped by the reverse thrust.

본 발명에서는, 상기한 바와 같이, 스냅링(230)과 쐐기(240)의 두 분할선이 대칭적인 구조로 설계됨으로써, 마개(210)에 고압이 작용할 때, 두 개의 180°대칭 분할선(236, 242)에 의해 스냅링(230)의 강성이 전체적으로 비슷해지도록 하는 효과가 얻어질 수 있으므로, 마개(210)가 비스듬하게 기울어지는 것을 방지할 수 있으며, 이에 따라 기밀성능을 향상시킬 수 있다. 따라서, 스냅링(230), 쐐기(240) 및 마개(210)가 추력중단구멍(122)으로부터 이탈되기 전부터 가스가 누설되어, 로켓 모터의 추력 중단을 정밀하게 제어할 수 없게 되는 문제점을 방지할 수 있는 것이다. In the present invention, as described above, the two dividing lines of the snap ring 230 and the wedge 240 are designed in a symmetrical structure, so that when the high pressure acts on the stopper 210, two 180 ° symmetric dividing lines 236, Since the effect of making the stiffness of the snap ring 230 become similar as a whole by 242 can be obtained, it is possible to prevent the plug 210 from tilting obliquely, thereby improving the airtight performance. Therefore, the gas leaks before the snap ring 230, the wedge 240, and the stopper 210 are separated from the thrust interruption hole 122, thereby preventing the problem that the thrust interruption of the rocket motor cannot be precisely controlled. It is.

예컨대, 추력중단구멍(122)의 내주면에 대한 오링(220, 222)들의 기밀 거동은 연소가스 배출방향(즉, 마개(210)의 축방향)에 대한 마개(210)의 변형에 따라 달라지는데, 마개(210)의 축방향 변형 차이가 클수록 마개(210)가 기울어지며 이에 따라 오링(220, 222)의 원주방향 압축률의 차이가 커져 기밀 성능이 저하되지만, 본 발명에서는 2개의 대칭적 분할선에 의한 내압 지지구조를 채용함으로써, 기밀 성능을 향상시킬 수 있는 것이다. For example, the airtight behavior of the O-rings 220, 222 with respect to the inner circumferential surface of the thrust interruption hole 122 depends on the deformation of the stopper 210 with respect to the combustion gas discharge direction (ie, the axial direction of the stopper 210). The larger the difference in the axial deformation of 210, the more the plug 210 is inclined. Accordingly, the difference in the circumferential compression ratio of the O-rings 220 and 222 is increased, so that the airtight performance is degraded. By employing the pressure resistant support structure, the airtight performance can be improved.

이러한 점은 도 8의 그래프를 보면 잘 알 수 있는데, 도 8의 그래프는, 본 발명에 따른 추력중단장치(200)가 적용된 로켓 모터와 종래 추력중단장치가 적용된 로켓 모터에 대하여, 연소가스의 압력에 따라 가스배출방향 쪽에 대한 마개(210)의 변형정도를 서로 비교한 것이다. This can be seen in the graph of FIG. 8. The graph of FIG. 8 shows the pressure of the combustion gas with respect to the rocket motor to which the thrust stopping device 200 according to the present invention is applied and the rocket motor to which the conventional thrust stopping device is applied. By comparing the deformation degree of the stopper 210 with respect to the gas discharge direction.

도 8의 그래프에는, 마개(210)의 축방향 변위(변형)가 위치별(스냅링(230)의 개구부(232) 반대쪽(즉, 지지리브(234)쪽), 중앙쪽 및 스냅링(230)의 개구부(232)쪽)로 각각 비교되어 있는데, 종래 추력중단장치의 경우가, 본 발명의 추력중단장치(200)의 경우에 비하여, 추력중단구멍(122)의 중심 축선에 대하여 더 기울어진다는 것을 알 수 있다.In the graph of FIG. 8, the axial displacement (deformation) of the stopper 210 is determined by position (opposite the opening 232 of the snap ring 230 (ie, the support rib 234 side), the center side, and the snap ring 230. Openings 232, respectively, which is more inclined with respect to the center axis of the thrust stopping hole 122 than in the case of the thrust stopping device 200 of the present invention. Able to know.

상기한 바와 같이 구성된 본 발명에 따른 로켓 모터의 추력중단장치에 의하면, 마개(210)에 고압이 작용할 때, 스냅링(230)과 쐐기(240)의 변형되는 두 분할선의 위치가 대칭적인 구조로 설계되어 스냅링(230)의 강성이 전체적으로 비슷해지는 결과를 얻을 수 있으므로, 마개(210)가 비스듬하게 기울어지는 것을 방지하여 기밀성능을 향상시킬 수 있다. 따라서, 스냅링(230), 쐐기(240) 및 마개(210)가 추력중단구멍(122)으로부터 이탈되기 전부터 가스가 누설되어, 로켓 모터의 추력 중단을 정밀하게 제어할 수 없게 되는 문제점을 방지할 수 있다. According to the thrust stop device of the rocket motor according to the present invention configured as described above, when the high pressure is applied to the stopper 210, the position of the two dividing lines deformed of the snap ring 230 and the wedge 240 is designed in a symmetrical structure Since the stiffness of the snap ring 230 can be similarly obtained as a whole, the stopper 210 can be prevented from tilting obliquely, thereby improving the airtight performance. Therefore, the gas leaks before the snap ring 230, the wedge 240, and the stopper 210 are separated from the thrust interruption hole 122, thereby preventing the problem that the thrust interruption of the rocket motor cannot be precisely controlled. have.

Claims (3)

로켓 모터 앞쪽에 설치되는 연소관 도움부(120)에 로켓 모터의 연소실(104)과 통하도록 형성된 추력중단구멍(122)을 막도록, 상기 추력중단구멍의 내주면에 삽입되어 지지되는 마개(210)와; 상기 마개의 앞쪽에서 상기 마개를 지지하도록 상기 추력중단구멍의 내주면에 결합되는 스냅링(230);을 포함하여 이루어지는 로켓 모터의 추력중단장치에 있어서: A stopper 210 inserted into and supported by an inner circumferential surface of the thrust stopping hole so as to block a thrust stopping hole 122 formed to communicate with the combustion chamber 104 of the rocket motor in the combustion tube helper 120 installed in front of the rocket motor; ; In the thrust interruption device of the rocket motor comprising: a snap ring 230 coupled to the inner circumferential surface of the thrust interruption hole to support the stopper in front of the stopper. 상기 스냅링은 그 개구부(232)의 반대쪽에 지지리브(234)가 형성되어 이 지지리브가 상기 추력중단구멍의 내주면에 삽입되고; The snap ring has a support rib 234 formed opposite the opening 232 so that the support rib is inserted into the inner circumferential surface of the thrust interruption hole; 상기 스냅링의 개구부에 쐐기(240)가 삽입되어, 상기 쐐기의 외측 가장자리가 상기 추력중단구멍의 내주면에 삽입되어 있는 것을 특징으로 하는 로켓 모터의 추력중단장치.The wedge 240 is inserted into the opening of the snap ring, the outer edge of the wedge is the thrust interruption device of the rocket motor, characterized in that inserted into the inner peripheral surface of the thrust interruption hole. 제 1 항에 있어서, The method of claim 1, 상기 쐐기(240)와 대응하는 마개(210)의 면에는, 상기 쐐기의 일부가 삽입되는 삽입홈(216)이 형성되어 있는 것을 특징으로 하는 로켓 모터의 추력중단장치.The thrust interruption device of the rocket motor, characterized in that the insertion grooves (216) for inserting a portion of the wedge is formed on the surface of the stopper (210) corresponding to the wedge (240). 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, The method according to claim 1 or 2, 상기 마개(210)의 외주면에는, 상기 마개를 추력중단구멍(122)의 내주면에 지지하기 위한 기밀용 오링(220, 222)이 각각 결합되는 2개의 링홈(212, 214)이 형 성되고, 상기 마개중 스냅링(230)과 접촉하는 부분은 다른 부분보다 두껍게 형성되어 있는 것을 특징으로 하는 로켓 모터의 추력중단장치.On the outer circumferential surface of the stopper 210, two ring grooves 212 and 214 are formed to which airtight O-rings 220 and 222 are respectively coupled to support the stopper to the inner circumferential surface of the thrust stop hole 122. Thrust stopper portion of the stopper of the rocket motor, characterized in that the contact portion is formed thicker than the other portion of the stopper.
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