KR100964986B1 - Apparatus for unlocking wing of missile - Google Patents

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    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/02—Stabilising arrangements
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Abstract

본 발명은 유도탄용 고정 날개 전개 장치에 관한 것이다. 보다 상세하게는 유도탄의 비행 안정성을 유지하기 위한 고정 날개를 신속하게 전개 가능하며 전개 후에는 다시 접히지 않도록 하는 것이 가능한 유도탄용 고정 날개 전개 장치에 관한 것이다.The present invention relates to a fixed wing deployment device for guided missiles. More specifically, the present invention relates to a fixed wing deployment device for guided missiles capable of rapidly deploying a fixed wing for maintaining flight stability of a missile and not to be folded again after deployment.

본 발명은 유도탄용 고정 날개 전개 장치에 있어서, 유도탄 몸체에 결합되는 베이스부; 상기 베이스부와 소정의 간격만큼 이격되어 상기 유도탄 몸체에 결합되는 제1 스프링; 및 상기 베이스부와 결합되며, 상기 제1 스프링의 상부에 놓여 상기 제1 스프링을 압박하는 고정 날개를 포함하는 것을 특징으로 한다.The present invention, the fixed wing deployment device for guided missiles, base portion coupled to the guided missile body; A first spring spaced apart from the base by a predetermined distance and coupled to the guided missile body; And a fixing wing coupled to the base and positioned on the first spring to press the first spring.

본 발명에 의하면 고정 날개의 전개 과정이 고정 날개의 자체의 탄성 복원력 및 스프링의 탄성 복원력에 의해 신속하게 이루어지므로 최단 시간 내에 유도탄의 비행 안정성을 담보하는 것이 가능한 효과를 가진다.According to the present invention, since the deployment process of the fixed wing is made quickly by the elastic restoring force of the fixed wing itself and the elastic restoring force of the spring, it is possible to ensure flight stability of the missile within the shortest time.

유도탄, 고정 날개, 전개 Guided missile, fixed wing, deployment

Description

유도탄용 고정 날개 전개 장치{Apparatus for unlocking wing of missile}Fixed wing deployment device for guided missiles {Apparatus for unlocking wing of missile}

본 발명은 유도탄용 고정 날개 전개 장치에 관한 것이다. 보다 상세하게는 유도탄의 비행 안정성을 유지하기 위한 고정 날개를 신속하게 전개 가능하며 전개 후에는 다시 접히지 않도록 하는 것이 가능한 유도탄용 고정 날개 전개 장치에 관한 것이다.The present invention relates to a fixed wing deployment device for guided missiles. More specifically, the present invention relates to a fixed wing deployment device for guided missiles capable of rapidly deploying a fixed wing for maintaining flight stability of a missile and not to be folded again after deployment.

일반적으로 유도탄은 로켓 또는 제트엔진 등으로 추진되며, 유도장치로 목표에 도달할 때까지 유도되는 무기를 의미하며 유도탄은 외형적으로 유선형으로 형성되는 유도탄 몸체와 유도탄이 발사된 후 목표물을 향하여 비행하는 과정에서 비행의 안정성을 담보하는 역할을 하는 고정 날개 및 유도탄의 방향 및 위치 제어를 담당하는 구동 날개로 구성된다.In general, guided missiles are propelled by rockets or jet engines, and are weapons that are guided until the targets are reached by guided devices. It consists of a fixed wing that serves to ensure the stability of the flight in the process and a drive wing that is responsible for the direction and position control of the guided missile.

대부분의 유도탄들은 유도탄 몸체를 형성함에 있어서 안정성을 위해 각종 공기역학적인 표면을 채용하며 유도탄의 적재 및 발사되는 방식에 의거하여 유도탄의 체적을 감소시키기 위해 유도탄 몸체를 제외한 구성 요소들 즉 고정 날개 및 구동 날개를 절첩식으로 형성하거나 유도탄 몸체 내측으로 접은 상태에서 필요시 전개가 가능하도록 설계하고 있다.Most missiles employ various aerodynamic surfaces for stability in shaping missiles, and components other than guided missiles, ie fixed wings and drives, to reduce the volume of missiles based on how missiles are loaded and fired. It is designed to be able to be deployed as needed when the wings are folded or folded inside the guided missile body.

또한, 발사대에 장착된 후 목표물을 향하여 발사가 이루어지는 유도탄은 발사가 이루어져 발사대를 이탈한 직후 유도탄의 고정 날개 및 구동 날개가 신속하게 전개된 후 고정되어야 유도탄의 비행에 필요한 공기력을 지지하여 유도탄 몸체에 전달하는 것이 가능해진다.In addition, guided missiles that are fired toward the target after being mounted on the launch pad must be fixed immediately after the missiles are released and the fixed wing and guided wings of the missile are deployed quickly to support the aerodynamic force required for the flight of the missile. It becomes possible to deliver.

따라서 유도탄용 고정 날개의 전개 및 고정 장치는 유도탄의 발사후에 신속하게 전개될 수 있도록 유도탄 몸체 표면에 설치되지만 유도탄의 체적을 최소화하기 위하여 유도탄의 발사 직전까지 절첩된 상태를 유지하게 되며, 고정 날개의 전개를 위하여 유도탄 몸체에 회동축을 결합하고 회동축에 구동 날개를 결합한 후 구동 날개를 유도탄 몸체 측으로 절첩 시킨 상태에서 유도탄이 발사되면 구동 날개가 회동축에 따라 회동하여 유도탄 몸체의 외측으로 전개되는 방식의 장치를 주로 사용하였다.Therefore, the deploying and fixing device for the missile is installed on the surface of the missile so that it can be deployed quickly after the launch of the missile, but in order to minimize the volume of the missile, it is kept folded until just before the launch of the missile. When the guided missiles are fired while the drive blades are folded to the guided body body after combining the rotating shaft to the guided missile body and the driving blades to the guided shaft body, the driving blade rotates along the rotating shaft to develop the outside of the guided missile body. The device was mainly used.

그러나 상기와 같은 장치의 경우 고정 날개의 전개가 신속하게 이루어지지 못하여 유도탄이 발사된 후 목표물로의 비행시에 비행 안정성을 담보하기 위한 시간이 소요되는 문제점이 있었다.However, in the case of the device as described above, there is a problem in that it takes time to ensure flight stability during flight to the target after the guided missile is not deployed quickly.

또한, 고정 날개가 전개된 후에도 고정 날개가 견고하게 고정되지 못하여 유도탄의 고속 비행에 따라 유도탄 몸체에 가해지는 외력에 의해 다시 유도탄 몸체 측으로 접혀지는 현상이 발생하여 유도탄의 비행 장애를 야기하는 발생하는 문제점이 있었다.In addition, even after the fixed wing is deployed, the fixed wing is not firmly fixed and the folding of the guided missile body due to the external force applied to the guided missile body due to the high speed flight of the missile occurs, causing problems of flying missiles. There was this.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하고자 안출된 것으로 유도탄의 비행 안정성을 유지하기 위한 고정 날개를 신속하게 전개 가능하며 전개 후에는 다시 접히지 않도록 하는 것이 가능한 유도탄용 고정 날개 전개 장치를 제공하는 것을 목적으로 한다.An object of the present invention is to provide a fixed wing deployment device for guided missiles capable of rapidly deploying a fixed wing for maintaining the flight stability of the guided missile, and not to be folded again after deployment. do.

상기 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 유도탄용 고정 날개 전개 장치는 유도탄용 고정날개 전개 장치에 있어서, 유도탄 몸체에 결합되는 베이스부; 상기 베이스부와 소정의 간격만큼 이격되어 상기 유도탄 몸체에 결합되는 제1 스프링; 및 상기 제1 스프링의 상부에 놓여 상기 제1 스프링을 압박하며 상기 베이스부에 결합되는 고정 날개를 포함하는 것을 특징으로 한다.In accordance with an aspect of the present invention, there is provided a fixed wing deployment device for guided missiles, comprising: a base portion coupled to a guided missile body; A first spring spaced apart from the base by a predetermined distance and coupled to the guided missile body; And a fixing wing placed on an upper portion of the first spring and compressing the first spring and coupled to the base part.

또한, 상기 베이스부는 상기 유도탄 몸체에 결합되는 제1 고정부, 상기 제1 고정부에 결합되는 회전핀, 상기 회전핀과 결합되는 제2 고정부, 상기 회전핀과 소정의 간격만큼 이격되어 상기 제2 고정부에 결합되는 고정핀, 상기 제2 고정부에 결합되는 제2 스프링, 및 상기 제2 고정부에 결합되어 상기 제2 고정부와 연동되는 지지판을 포함할 수 있다.The base part may include a first fixing part coupled to the guided missile body, a rotating pin coupled to the first fixing part, a second fixing part coupled to the rotating pin, and spaced apart from the rotating pin by a predetermined interval. 2 may include a fixing pin coupled to the fixing unit, a second spring coupled to the second fixing unit, and a support plate coupled to the second fixing unit and interlocked with the second fixing unit.

또한, 상기 지지판은 상기 고정 날개의 일측과 결합될 수 있다.In addition, the support plate may be coupled to one side of the fixed wing.

또한, 상기 제1 고정부는 상기 고정핀이 삽입되는 삽입홈이 형성될 수 있다.In addition, the first fixing part may have an insertion groove into which the fixing pin is inserted.

또한, 상기 제2 고정부와 상기 고정핀 및 상기 회전핀은 각각 한 쌍씩 구비 될 수 있다.In addition, the second fixing part, the fixing pin and the rotating pin may be provided in pairs, respectively.

또한, 상기 제2 스프링은 상기 한 쌍의 제2 고정부 사이에 구비될 수 있다.In addition, the second spring may be provided between the pair of second fixing portions.

또한, 상기 제1 스프링은 판 스프링일 수 있다.In addition, the first spring may be a leaf spring.

본 발명에 의하면 고정 날개의 전개 과정이 고정 날개의 자체 탄성 복원력 및 스프링의 탄성 복원력에 의해 신속하게 이루어지므로 유도탄의 목표물까지의 비행 안정성을 신속하게 담보하는 것이 가능한 효과를 가진다.According to the present invention, since the deployment process of the fixed wing is made quickly by the elastic restoring force of the fixed wing and the elastic restoring force of the spring, it is possible to quickly secure the flight stability to the target of the missile.

또한, 고정 날개의 전개가 완료되면 고정핀이 삽입홈에 끼워져서 고정 날개를 견고하게 지지하므로 유도탄의 고속 비행에 따라 발생하는 외력에 의해 고정 날개가 다시 접히는 것을 방지하여 고정 날개의 전개 상태를 안정적으로 유지하는 것이 가능한 효과를 가진다.In addition, when the fixed wing is completed, the fixed pin is inserted into the insertion groove to firmly support the fixed wing, thereby preventing the fixed wing from being folded again by the external force generated by the high speed flight of the missile, thereby stably deploying the fixed wing. It is possible to maintain the effect.

이하, 본 발명의 실시예를 첨부된 도면들을 참조하여 상세하게 설명한다. 우선 각 도면의 구성 요소들에 참조 부호를 첨가함에 있어서, 동일한 구성 요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 가지도록 하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 본 발명을 설명함에 있어서, 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 실시될 수 있음은 물론이다.Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. First, in adding reference numerals to the components of each drawing, it should be noted that the same reference numerals are used as much as possible even if displayed on different 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, preferred embodiments of the present invention will be described below, but the technical idea of the present invention may be implemented by those skilled in the art without being limited or limited thereto.

도 1a는 일반적인 유도탄의 평면도, 도 1b는 사봇이 결합된 유도탄의 평면도이다. 도 1a 및 도 1b에 도시된 바와 같이 일반적인 유도탄(M)은 원통형으로 형성된 유도탄 몸체(B)와 고정 날개(L1) 및 구동 날개(L2)를 포함한다. 고정 날개(L1)는 유도탄 몸체(B)에 결합되어 유도탄(M)이 발사된 후 목표물을 향하여 비행시에 유도탄(M)이 안정적으로 비행하도록 한다. 구동 날개는 유도탄 몸체(B)에 결합되어 유도탄(M)이 발사되기 전까지는 유도탄 몸체(B)의 내측으로 접혀 있다가 목표물을 향해 유도탄(M)이 발사되면 유도탄 몸체(B)의 외측으로 전개되어 목표물을 향하여 비행중인 유도탄(M)의 방향 및 위치를 조절한다.FIG. 1A is a plan view of a general guided missile, and FIG. 1B is a plan view of a missile coupled to a sabot. As illustrated in FIGS. 1A and 1B, a general guided missile (M) includes a guided missile body (B) formed in a cylindrical shape, a fixed wing (L1), and a driving wing (L2). The fixed wing (L1) is coupled to the guided missile body (B) to ensure that the guided missile (M) when flying toward the target after the guided missile (M) is launched stably. The drive wing is coupled to the missile body (B) and folded inside the missile body (B) until the missile (M) is fired, but when the missile (M) is fired toward the target, it is deployed out of the missile (B). To adjust the direction and position of the guided missile M in flight towards the target.

사봇(Sabot)(S)은 유도탄에 따라 발사대를 교체해야하는 번거로움 없이 하나의 발사대로 다양한 종류의 유도탄을 발사하는 것이 가능하도록 발사대의 직경과 유도탄의 직경간의 차이를 보상하기 위하여 유도탄 몸체(B)에 결합되는 장치이다.Sabot (S) is a guided missile body (B) to compensate for the difference between the diameter of the launch pad and the guided missile so that it is possible to fire various types of guided missiles with one launch pad without the hassle of changing the launch pad according to the guided missile. The device is coupled to.

사봇(S)의 소재로는 경량의 목재, 플라스틱, 및 알루미늄 등을 사용하며 형태에 따라 컵형 사봇(Cup sabot), 확장 컵형 사봇(Extended cup sabot), 베이스형 사봇(Base sabot), 스핀들형 사봇(Spindle sabot), 및 링형 사봇(Ring sabot) 등으로 구분할 수 있다.The material of the sabot (S) is lightweight wood, plastic, and aluminum, and depending on the shape, cup sabot, extended cup sabot, base sabot, spindle sabot (Spindle sabot), Ring sabot (Ring sabot) and the like.

일반적으로 사봇(S)은 고정 날개(L1) 부분에 결합되어 고정 날개(L1)를 가압함으로써 유도탄(M)이 발사되기 전 고정 날개(L1)가 유도탄 몸체(B)측으로 접철되어 있는 상태가 유지되도록 하며, 유도탄(M)이 발사된 후에는 사봇(S)이 유도탄 몸체(B)로부터 분리되어 유도탄 몸체(B)측으로 절첩되어 있던 고정 날개(L1)가 유도탄 몸체(B)의 외측으로 전개될 수 있다.In general, the sabot (S) is coupled to the fixed wing (L1) portion by pressing the fixed wing (L1) to maintain the state that the fixed wing (L1) is folded to the guided missile body (B) side before the missile (M) is launched. After the missile (M) is fired, the sabot (S) is separated from the missile (B) and the fixed wing (L1), which is folded toward the missile (B) side, to be deployed to the outside of the missile (B). Can be.

도 2는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 유도탄용 고정 날개 전개 장치에 대한 사시도 이다.Figure 2 is a perspective view of the fixed wing deployment device for guided missile according to a preferred embodiment of the present invention.

도 2에 도시된 바와 같이 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 유도탄용 고정 날개 전개 장치(1)는 베이스부(10), 제1 스프링(20), 및 고정 날개(30)를 포함한다.As shown in FIG. 2, the fixed wing deployment device 1 for a missile according to a preferred embodiment of the present invention includes a base 10, a first spring 20, and a fixed wing 30.

베이스부(10)는 유도탄 몸체(B)에 결합되며, 고정 날개(30)의 일측과 결합되어 고정 날개(30)가 유도탄 몸체(B)의 외측으로 절첩되었을 시에 고정 날개(30)를 지지한다.Base portion 10 is coupled to the guided missile body (B), is coupled to one side of the fixed wing 30 to support the fixed wing (30) when the fixed wing 30 is folded out of the guided missile body (B) do.

베이스부(10)는 유도탄 몸체(B)에 결합되는 제1 고정부(12), 제1 고정부(12)에 결합되는 회전핀(14), 회전핀(14)과 결합되는 제2 고정부(16), 회전핀(14)과 소정의 간격만큼 이격되어 제2 고정부(16)에 결합되는 고정핀(15), 제2 고정부(16)에 결합되는 제2 스프링(18), 및 제2 고정부(16)에 결합되는 지지판(19)을 포함한다.Base portion 10 is the first fixing part 12 is coupled to the guided missile body (B), the rotating pin 14 is coupled to the first fixing part 12, the second fixing part is coupled to the rotating pin 14 16, a fixing pin 15 spaced apart from the rotation pin 14 by a predetermined interval and coupled to the second fixing unit 16, a second spring 18 coupled to the second fixing unit 16, and And a support plate 19 coupled to the second fixing part 16.

이때, 제1 고정부(12)는 고정핀(15)이 삽입되는 삽입홈(13)이 형성될 수 있다. In this case, the first fixing part 12 may have an insertion groove 13 into which the fixing pin 15 is inserted.

또한, 지지판(19)은 제2 고정부(16)와 연동될 수 있으며, 고정 날개(30)와 결합된다.In addition, the support plate 19 may be interlocked with the second fixing part 16 and coupled with the fixing wing 30.

또한, 도 2에 도시된 바와 같이, 제1 고정부(12), 회전핀(14), 고정핀(15), 및 제2 고정부(16)는 각각 한 쌍씩 구비될 수 있으며, 제2 스프링(18)은 상기 한 쌍의 제2 고정부(16) 사이에 구비될 수 있다.In addition, as shown in FIG. 2, the first fixing part 12, the rotating pin 14, the fixing pin 15, and the second fixing part 16 may be provided in pairs, respectively, and the second spring may be provided. 18 may be provided between the pair of second fixing portions 16.

제1 스프링(20)은 베이스부(10)와 소정의 간격만큼 이격되어 유도탄 몸체(B) 에 결합되며, 고정 날개(30)가 유도탄 몸체(B)의 외측으로 전개될 시에 고정 날개(30) 전체에 충분한 탄성 복원력을 가할 수 있도록 넓은 면적을 가지는 판스프링을 사용하는 것이 바람직하다.The first spring 20 is coupled to the guided missile body B by being spaced apart from the base portion 10 by a predetermined interval, and the fixed wing 30 when the fixed wing 30 is deployed to the outside of the guided missile body B. FIG. It is preferable to use a leaf spring having a large area so that sufficient elastic restoring force can be applied to the whole.

고정 날개(30)는 베이스부(10)에 결합되며 유도탄 몸체(B)의 외측으로 전개 되기 전에는 유도탄 몸체(B) 측으로 절첩된 상태에서 제1 스프링(20)의 상부에 위치하여 제1 스프링(20)을 압축시킨다.The fixed wing 30 is coupled to the base portion 10 and is positioned on the upper portion of the first spring 20 in the folded state to the guided missile body B side before being deployed to the outside of the guided missile body B. 20).

도 3은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 유도탄용 고정 날개 전개 장치가 동작하여 고정 날개가 전개된 상태에 대한 참고도이다.Figure 3 is a reference diagram for a state in which the fixed blade deployed by operating the fixed wing deployment device for guided missile according to a preferred embodiment of the present invention.

본 발명의 바람직한 실시예에 따른 유도탄용 고정 날개 전개 장치(1)의 동작 과정은 다음과 같다. 먼저, 사봇(S)이 결합되어 있는 상태로 발사대에 장착되어 있는 유도탄(M)이 목표물을 향해 발사되면 사봇(S)이 유도탄 몸체(B)로부터 분리된다.Operation process of the fixed wing deployment device 1 for guided missile according to the preferred embodiment of the present invention is as follows. First, when the guided missile M mounted on the launch pad in the state where the sabot S is coupled is fired toward a target, the sabot S is separated from the guided missile body B.

사봇(S)이 유도탄 몸체(B)로부터 분리됨에 따라 사봇(S)에 의해 유도탄 몸체(B)측으로 절첩되어 있던 고정 날개(30)는 고정 날개(30)의 자체 탄성 복원력 및고정 날개(30)의 하부에 위치하여 고정 날개(30)에 의해 압축되어 있던 제1 스프링(30)의 탄성 복원력에 의해 유도탄 몸체(B)의 외측으로 전개된다.As the sabot S is separated from the missile body B, the fixed wing 30 that is folded toward the guided coal body B by the sabot S has a self-resilient restoring force and a fixed wing 30 of the fixed wing 30. Located in the lower portion of the first spring 30, which was compressed by the fixed wing 30, and is deployed to the outside of the guided missile body (B) by the elastic restoring force.

고정 날개(30)가 유도탄 몸체(B)의 외측으로 전개됨에 따라 고정 날개(30)의 일측과 결합된 지지판(19)이 유도탄 몸체(B)의 외측으로 전개되며, 지지판(19)과 결합되어 있는 제2 고정부(16)이 지지판(19)과 연동되어 유도탄 몸체(B)의 외측으로 전개된다.As the fixed wing 30 is deployed to the outside of the guided missile body B, the support plate 19 coupled to one side of the fixed wing 30 is developed to the outside of the guided missile body B, and is coupled to the support plate 19. The second fixing portion 16 is interlocked with the support plate 19 to be deployed to the outside of the missile body B.

또한, 지지판(19)과 제2 고정부(16)가 유도탄 몸체(B)의 외측으로 전개됨에 따라 제2 고정판(16)에 결합되어 있는 고정핀(15)은 제1 고정부(12) 및 제2 고정ㅂ부6)에 결합되어 있는 회동부(14)를 축으로 하여 유도탄 몸체(B)의 외측으로 회동하게 된다.In addition, as the support plate 19 and the second fixing part 16 are deployed to the outside of the missile body B, the fixing pin 15 coupled to the second fixing plate 16 may include the first fixing part 12 and It rotates to the outer side of the missile body B by making the rotation part 14 couple | bonded with the 2nd fixed fan part 6 the axis | shaft.

최종적으로 고정 날개(30)의 전개가 완료되면 고정핀(15)은 제2 고정부(16)에 결합되어 있는 제2 스프링(18)의 탄성 복원력에 의해 제1 고정부(12)에 형성된 삽입홈(13)에 삽입되어 전개가 완료된 고정 날개(30)를 고정하는 것이 가능해진다.Finally, when the expansion of the fixing blade 30 is completed, the fixing pin 15 is inserted into the first fixing portion 12 by the elastic restoring force of the second spring 18 coupled to the second fixing portion 16. It becomes possible to fix the fixed blade 30 inserted in the groove 13 and completed deployment.

본 발명의 유도탄용 고정 날개 전개 장치(1)는 유도탄(M)이 발사대에 장착된 상태에서는 유도탄 몸체(B)에 결합된 사봇(S)에 의하여 유도탄 몸체(B)에 측으로 절첩되어 있으며, 유도탄(M)이 목표물을 향하여 발사된 후에는 사봇(S)이 유도탄 몸체(B)로 부터 분리되고 사봇(S)의 분리에 따라 고정 날개(30)는 고정 날개(30) 자체의 탄성 복원력 및 고정 날개(30)의 하부에 위치하며 고정 날개(30)에 의해 압축되어 있던 제1 스프링(20)의 탄성 복원력에 의해 유도탄 몸체(B)의 외측으로 신속한 전개가 이루어져 유도탄이 발사된 후 목표물로의 비행 안정성을 확보하는 것이 가능한 효과를 가진다.The fixed wing deployment device 1 for guided missile of the present invention is folded to the side of the guided missile body (B) by a sabot (S) coupled to the guided missile body (B) in the state where the guided missile (M) is mounted to the launch pad. After (M) is fired toward the target, the sabot (S) is separated from the guided missile body (B) and according to the separation of the sabot (S) fixed wing 30 is the elastic restoring force and fixed of the fixed wing 30 itself Located in the lower part of the wing 30 and by the elastic restoring force of the first spring 20, which was compressed by the fixed wing 30, the rapid deployment to the outside of the missile body (B) to be launched after the missile is launched to the target It is possible to secure flight stability.

또한, 고정 날개(30)의 전개 과정에서 고정 날개(30)가 유도탄 몸체(B)의 외측으로 전개됨에 따라 고정 날개(30)의 일측에 결합되어 있는 지지판(19), 지지판(19)과 결합 및 연동되는 제2 고정부(16), 및 제2 고정부(16)와 결합되어 있는 고정핀(15)이 유도탄 몸체(B)의 외측으로 전개되어 고정 날개(30)의 전개가 완료되면 고정핀(15)은 제1 고정부(12)에 형성된 삽입홈(13)에 삽입되어 상기 전개가 완 료된 고정 날개(30)를 고정하는 것이 가능해진다.In addition, as the fixed wing 30 is deployed to the outside of the guided missile body B during the deployment of the fixed wing 30, the support plate 19 and the support plate 19 coupled to one side of the fixed wing 30 are coupled. And the second fixing part 16 to be interlocked, and the fixing pin 15 coupled to the second fixing part 16 are deployed to the outside of the missile body B so that the expansion of the fixing wing 30 is completed. The pin 15 is inserted into the insertion groove 13 formed in the first fixing part 12, so that it is possible to fix the fixed wing 30 is completed.

따라서 고정 날개(30)가 전개된 이후 유도탄의 고속비행에 따라 발생하는 외력에 의해서 고정 날개(30)가 다시 접히는 것을 방지하므로 유도탄의 비행중에 고정 날개(30)의 전개 상태가 안정적으로 유지되는 것이 가능한 효과를 가진다.Therefore, since the fixed wing 30 is prevented from being folded again by the external force generated by the high-speed flight of the guided missile after the fixed wing 30 is deployed, the deployment state of the fixed wing 30 is stably maintained during the flight of the missile. Has the possible effect.

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 도면들에 의해서 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구 범위에 의해서 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.The above description is merely illustrative of the technical idea of the present invention, and various modifications, changes, and substitutions may be made by those skilled in the art without departing from the essential characteristics of the present invention. It will be possible. Accordingly, the embodiments disclosed in the present invention and the accompanying drawings are not intended to limit the technical spirit of the present invention but to describe the present invention, and the scope of the technical idea of the present invention is not limited by the embodiments and the accompanying drawings. . The protection scope of the present invention should be interpreted by the following claims, and all technical ideas within the scope equivalent thereto should be construed as being included in the scope of the present invention.

본 발명에 의하면 고정 날개의 전개 과정이 고정 날개의 자체의 탄성 복원력 및 스프링의 탄성 복원력에 의해 신속하게 이루어지는 것이 가능하므로 종래의 유도탄용 고정 날개 전개 장치를 대체하여 활용할 수 있다.According to the present invention, since the deployment process of the fixed wing can be made quickly by the elastic restoring force of the fixed wing itself and the elastic restoring force of the spring, it can be used to replace the conventional guided fixed blade deployment device.

도 1a는 일반적인 유도탄의 평면도, 1a is a plan view of a typical missile;

도 1b는 사봇이 결합된 유도탄의 평면도,1b is a plan view of a missile coupled to a sabot;

도 2는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 유도탄용 고정 날개 전개 장치의 사시도, 및Figure 2 is a perspective view of a fixed wing deployment device for guided missile according to a preferred embodiment of the present invention, and

도 3은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 유도탄용 고정 날개 전개 장치를 동작하여 고정 날개가 전개된 상태에 대한 사시도 이다.3 is a perspective view of a state in which the fixed wing is deployed by operating the fixed wing deployment device for guided missile according to a preferred embodiment of the present invention.

<도면의 주요 부위에 대한 간단한 설명><Brief description of the main parts of the drawings>

(1) : 유도탄용 고정 날개 전개 장치 (10) : 베이스부(1): Fixed wing deployment device for guided missiles (10): Base portion

(12) : 제1 고정부 (13) : 삽입홈(12): first fixing portion (13): insertion groove

(14) : 회전핀 (15) : 고정핀(14): rotating pin (15): fixed pin

(16) : 제2 고정부 (18) : 제2 스프링16: second fixing portion 18: the second spring

(20) : 제1 스프링 (30) : 고정 날개20: first spring 30: fixed wing

Claims (7)

유도탄용 고정 날개 전개 장치에 있어서,In the fixed wing deployment device for guided missiles, 유도탄 몸체에 결합되는 베이스부;A base portion coupled to the missile; 상기 베이스부와 소정의 간격만큼 이격되어 상기 유도탄 몸체에 결합되는 제1 스프링; 및A first spring spaced apart from the base by a predetermined distance and coupled to the guided missile body; And 상기 베이스부와 결합되며, 상기 제1 스프링의 상부에 놓여 상기 제1 스프링을 압박하는 고정 날개를 포함하는 것을 특징으로 하는 유도탄용 고정 날개 전개 장치.And a fixed wing coupled to the base and positioned on the first spring to press the first spring. 제 1항에 있어서,The method of claim 1, 상기 베이스부는 상기 유도탄 몸체에 결합되는 제1 고정부, 상기 제1 고정부에 결합되는 회전핀, 상기 회전핀과 결합되는 제2 고정부, 상기 회전핀과 소정의 간격만큼 이격되어 상기 제2 고정부에 결합되는 고정핀, 상기 제2 고정부에 결합되는 제2 스프링, 및 상기 제2 고정부에 결합되어 상기 제2 고정부와 연동되는 지지판을 포함하는 것을 특징으로 하는 유도탄용 고정 날개 전개 장치.The base portion may include a first fixing portion coupled to the guided missile body, a rotating pin coupled to the first fixing portion, a second fixing portion coupled to the rotating pin, and spaced apart from the rotating pin by a predetermined distance. Fixed pin deployment device for guided missiles, comprising a fixing pin coupled to the government, a second spring coupled to the second fixing portion, and a support plate coupled to the second fixing portion and interlocked with the second fixing portion. . 제 2항에 있어서,3. The method of claim 2, 상기 지지판은 상기 고정 날개의 일측과 결합되는 것을 특징으로 하는 유도탄용 고정 날개 전개 장치.The support plate is fixed wing deployment device for guided missiles, characterized in that coupled to one side of the fixed wing. 제 2항에 있어서,3. The method of claim 2, 상기 제1 고정부는 상기 고정핀이 삽입되는 삽입홈이 형성되는 것을 특징으로 하는 유도탄용 고정 날개 전개 장치.The first fixing part is fixed blade deployment device for guided missiles, characterized in that the insertion groove is formed is inserted into the fixing pin. 제 2항에 있어서,3. The method of claim 2, 상기 제1 고정부 및 상기 제2 고정부와 상기 고정핀 및 상기 회전핀은 각각 한 쌍씩 구비되는 것을 특징으로 하는 유도탄용 고정 날개 전개 장치.The first fixed part and the second fixed part, the fixed pin and the rotary pin are fixed blade deployment device for guided missiles, characterized in that each provided by a pair. 제 5항에 있어서,The method of claim 5, 상기 제2 스프링은 양 끝이 각각 상기 한 쌍의 제2 고정부에 결합되는 것을 특징으로 하는 유도탄용 고정 날개 전개 장치.The second spring is fixed wing deployment device for guided missiles, characterized in that both ends are respectively coupled to the pair of second fixing portion. 제 1항에 있어서,The method of claim 1, 상기 제1 스프링은 판 스프링인 것을 특징으로 하는 유도탄용 고정 날개 전개 장치.The first wing is a fixed blade deployment device for missiles, characterized in that the leaf spring.
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