KR101063843B1 - Horizontal Separation System of Space Launch Vehicle Separator - Google Patents

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KR101063843B1 KR1020080120321A KR20080120321A KR101063843B1 KR 101063843 B1 KR101063843 B1 KR 101063843B1 KR 1020080120321 A KR1020080120321 A KR 1020080120321A KR 20080120321 A KR20080120321 A KR 20080120321A KR 101063843 B1 KR101063843 B1 KR 101063843B1
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Abstract

본 발명은 우주 발사체 분리체의 수평분리 시스템에 관한 것이다.The present invention relates to a horizontal separation system of a space projectile separator.

통상적으로, 화약의 폭발압을 이용하여 우주 발사체에서 분리체를 분리시키는데, 이때 화약의 폭발압이나 화약의 폭발로 인한 충격량이 우주 발사체를 통해 전달되면 발사체 내에 장착된 전자부품의 고장을 일으킬 수 있다. Typically, the explosive pressure of the gunpowder is used to separate the separator from the space projectile, which can cause failure of the electronic components mounted within the projectile if the impact from the explosive pressure of the gunpowder or the explosion of the gunpowder is transmitted through the space projectile. .

분리체의 분리시 발생하는 폭발압은 페어링의 경우 위성이나 전자박스에 직접적으로 영향을 주기 때문에 기존에는 페어링이나 위성이 장착된 탑재부의 두께를 두껍게 하거나 다양한 폭발압 차단 구조물을 추가하여 이 문제를 해결하고자 하였는데, 이는 무게 경량화를 목표로 하는 우주 발사체의 설계를 어렵게 하는 요인이었다.Since the explosion pressure generated during separation of the separator directly affects the satellite or electronic box in the case of pairing, this problem is solved by thickening the mounting portion where the pairing or satellite is mounted or adding various explosion pressure blocking structures. This made it difficult to design a space projectile aimed at reducing weight.

본 발명은 우주 발사체의 페어링과 같이 수직분리와 수평분리가 동시에 발생하는 경우 수평 결합면에는 화약을 사용하지 않고, 기계적 조립을 사용하여 수평 결합면에서 발생하는 폭발압의 영향을 없애는 것을 특징으로 한다.The present invention is characterized in that when the vertical separation and the horizontal separation occurs at the same time, such as the pairing of the space projectile, without the use of gunpowder on the horizontal coupling surface, by using mechanical assembly to eliminate the effect of the explosion pressure generated on the horizontal coupling surface .

따라서 본 발명이 적용되면 우주 발사체가 경량화될 수 있고 폭발압에 의한 위성 및 전자박스의 고장도 방지할 수 있다.Therefore, when the present invention is applied, the space projectile can be reduced in weight, and failure of the satellite and the electronic box due to the explosion pressure can be prevented.

우주 발사체, 분리체, 위성, 페어링, 폭발압 Space Launch Vehicle, Separator, Satellite, Pairing

Description

우주 발사체 분리체의 수평분리 시스템{HORIZONTAL SEPARATION SYSTEM OF SEPARATING BODY OF SPACE LANCH VEHICLE}HORIZONTAL SEPARATION SYSTEM OF SEPARATING BODY OF SPACE LANCH VEHICLE

본 발명은 우주 발차체의 분리체의 수평분리 시스템에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 수직분리와 수평분리가 동시에 발생하는 우주 발사체의 페어링에서 수평 결합면에서 발생하는 폭발압의 영향을 저감시킨 우주 발차체의 분리체의 수평분리 시스템에 관한 것이다.The present invention relates to a horizontal separation system of a separator of a space vehicle, and more particularly, to a space foot which reduces the influence of the explosion pressure generated on a horizontal coupling surface in the pairing of a space projectile in which vertical separation and horizontal separation occur simultaneously. A horizontal separation system of a separator of a vehicle body.

일반적으로, 위성을 목표한 궤도로 진입시키기 위하여 사용되는 우주 발사체는 특정한 시점에 지상에서 원격명령을 주어 위성을 구속하고 있는 구속장치를 해제시켜야 한다. 이를 위해서는 화약을 이용한 기폭장치를 사용하는 경우가 대부분인데, 특히 소형 위성일 경우에는 구속장치로서 인장력을 충분히 견딜 수 있는 클램프 밴드를 사용하여 위성과 위성 발사체의 위성 어댑터를 구속하게 된다.In general, space projectiles used to enter satellites into their intended orbit must release the restraining device that constrains the satellite by giving a remote command from the ground at a specific time. For this purpose, gunpowder detonators are used in most cases. Especially in the case of small satellites, a clamp band capable of withstanding tensile force as a restraint device is used to restrain the satellite adapter of the satellite and the satellite projectile.

이러한 클램프 밴드는 통상 2개의 반원 형상의 띠로 나누어지며 인장력을 받는 볼트를 이용하여 연결된다. 위성 분리시점에서 발사체로부터 위성을 구속을 해 제하기 위해서는 클램프 밴드를 연결하고 있는 볼트를 절단하여야 하는 데, 이를 위한 수단으로 특정 전류에 착화되어 폭발압을 발생시키는 화약이 장착된 착화기를 사용하여 왔었다. 그런데 위성을 보호하는 위성보호 덮개인 페어링의 경우 위성 가까이에 위치한 수평분리장치의 화약의 큰 폭발력이 페어링 분리에 필요하였다. 왜냐하면 페어링 분리에 사용되는 화약은 위성분리장치보다 하중지지 능력이 매우 큰 체결볼트를 절단해야 하기 때문에 위성분리 장치보다 상대적으로 매우 큰 폭발압력이 필요하다.These clamp bands are usually divided into two semi-circular bands and connected using tensioned bolts. In order to release the satellite from the projectile at the time of satellite separation, the bolt connecting the clamp band must be cut. As a means for this, a ignition gun equipped with a gunpowder ignited by a specific current to generate an explosion pressure has been used. . However, in the case of the pairing, which is a satellite protective cover protecting the satellite, a large explosive force of the gunpowder of the horizontal separator located near the satellite was required for the pairing separation. Because the explosives used for the fairing separation have to cut fastening bolts that have a much higher load carrying capacity than the satellite separation device, the explosion pressure is relatively larger than the satellite separation device.

따라서, 이와 같은 종래의 화약을 이용한 분리 시스템은 화약의 폭발압이나 화약의 폭발압의 충격으로 인한 충격량이 상기 발차체를 통해 전달되면 발사체에 장착된 전자부품이나 위성체의 고장을 일으킬 수 있다. Therefore, such a conventional separation system using gunpowder may cause failure of electronic components or satellites mounted on the projectile when an impact amount due to the explosion pressure of the gunpowder or the impact of the explosion pressure of the gunpowder is transmitted through the vehicle body.

이하, 도면을 참조하여, 종래의 화약폭발을 이용한 분리장치를 보다 상세히 기술하기로 한다.Hereinafter, with reference to the drawings, a separation device using a conventional explosive explosion will be described in more detail.

도 1은 종래의 화약폭발을 이용한 우주 발사체의 분리장치의 개념을 도시한다.Figure 1 shows the concept of a separation device of a space projectile using a conventional explosives.

도 1을 참조하면, 분리체(1)와 비행체(2)가 볼트 너트 체결부(7)에 의해 상호 간에 체결되어 있다. 전기적 작동신호를 받는 착화기(도시되지 않음)에 의해 점화되는 기폭기(3)의 폭발압(4)에 따라 순간적으로 발생된 힘과 변위에 의해 분리체(1)에 형성된 노치부(8)가 절단되어 분리체(1)와 비행체(2)가 분리된다. 이 때, 기폭기(3)에 포함된 화약의 량이 적절해야 하는데, 만약 폭발압(4)이 커지면 분리체(1)와 비행체(2)에 장착된 전자부품의 고장을 야기시킬 수 있다. 여기서, 도 1은 도 2 및 도 3에 도시된 우주 발사체의 단면(14)에 해당한다.Referring to FIG. 1, the separating body 1 and the flying body 2 are fastened to each other by the bolt nut fastening part 7. Notched portion 8 formed in separator 1 by forces and displacements generated instantaneously in response to explosion pressure 4 of detonator 3 ignited by an igniter (not shown) receiving an electrical actuation signal. Is cut so that the separator 1 and the aircraft 2 are separated. At this time, the amount of gunpowder contained in the detonator 3 should be appropriate. If the explosion pressure 4 becomes large, it may cause failure of the electronic parts mounted on the separator 1 and the vehicle 2. 1 corresponds to a cross section 14 of the space launch vehicle shown in FIGS. 2 and 3.

도 2는 종래의 화약폭발을 이용하여 분리되는 분리체를 구비한 우주 발사체를 도시하며, 도 3은 종래의 화약폭발을 이용하여 분리되는 우주 발사체의 페어링을 예시한다.FIG. 2 shows a space projectile having a separator separated using a conventional explosive, and FIG. 3 illustrates a pairing of a space projectile separated using a conventional explosive.

도 2 및 도 3을 참조하면, 좌측 분리체(15)와 우측 분리체(10)로 이루어진 분리체(25)와; 좌측 분리체(15)와 우측 분리체(10) 간의 수직 결합면(12)과; 분리체(25)의 아래쪽에 형성된 비행체(11) 및; 분리체(25)와 비행체(11) 간의 수평 결합면(13)으로 우주 발사체가 도시되었다.2 and 3, a separator 25 consisting of a left separator 15 and a right separator 10; A vertical engagement surface 12 between the left separator 15 and the right separator 10; A flying body 11 formed below the separating body 25; The space projectile is shown with a horizontal engagement surface 13 between the separator 25 and the vehicle 11.

분리체(25)는 비행체(11)의 수평 결합면(13)은 도 1에 도시된 바와 같은 볼트 너트 체결 방식으로 조립되었다가, 필요시 지상에서의 원격명령에 의해 도 1에 도시된 바와 같은 기폭기(3)의 폭발압(4)에 의해 수직 결합면(12)과 수평 결합면(13)이 분리된다. 즉, 일정 궤도상에서 좌측 분리체(15)와 우측 분리체(10)의 수직 결합면(12)이 화약폭발에 의해 분리됨과 동시에 분리체(25)와 비행체(11) 간의 수평 결합면(13)도 화약폭발에 의해 분리됨으로써 좌측 분리체(15)와 우측 분리체(10)가 비행체(11)로부터 분리되어 낙하된다. 그 후 비행체(11)는 분리체(25)가 분리된 채 계속 비행한다. Separator 25 is assembled with a bolt nut fastening method as shown in Figure 1, the horizontal engagement surface 13 of the vehicle 11, as shown in Figure 1 by a remote command from the ground if necessary The vertical engagement surface 12 and the horizontal engagement surface 13 are separated by the explosion pressure 4 of the initiator 3. That is, the vertical coupling surface 12 of the left separator 15 and the right separator 10 is separated by a gunpowder explosion on a predetermined track and at the same time the horizontal coupling surface 13 between the separator 25 and the vehicle 11. By separating by the explosive explosion, the left separator 15 and the right separator 10 are separated from the vehicle 11 and dropped. The vehicle 11 then continues to fly with the separator 25 separated.

도 2의 좌측 분리체(15)와 우측 분리체(10)는 우주 발사체에 탑재된 위성을 보호하는 도 3의 페어링의 하단부(15, 10)와 동일하다. 통상적으로 위성과 비행체의 체결부위가 수평분리 방식으로 체결되게 설계되기 때문에, 수평 결합면(13)의 폭발압의 감소 또는 제거는 우주 발사체 분리체의 설계에 매우 중요하다. 만약 폭 발압이 커지면 비행체(11)에 장착된 전자부품의 고장을 야기시킬 수 있다The left separator 15 and the right separator 10 of FIG. 2 are identical to the lower ends 15, 10 of the pairing of FIG. 3 protecting the satellite mounted on the space launch vehicle. Since the joints of the satellite and the aircraft are usually designed to be fastened in a horizontal separation manner, the reduction or removal of the explosion pressure of the horizontal coupling surface 13 is very important for the design of the space projectile separator. If the explosion pressure is increased, it may cause the failure of the electronic components mounted on the vehicle 11.

따라서 폭발압을 줄이기 위해 페어링의 두께를 증가시키는 방법으로 충격량을 줄일 수 있는데 이는 무게 경량화를 목표로 하는 우주 발사체의 설계를 어렵게 하는 요인이다.Therefore, the amount of impact can be reduced by increasing the thickness of the fairing to reduce the explosion pressure, which makes it difficult to design a space projectile that aims at weight reduction.

따라서 본 발명의 목적은 상기와 같은 문제를 해결하기 위해 우주 발사체 분리체를 설계할 때 경량화 및 충격량 감소를 제공하는 것이다.Accordingly, an object of the present invention is to provide a weight reduction and a reduction in the amount of impact when designing a space projectile separator to solve the above problems.

본 발명의 다른 목적은 페어링과 같은 원통형 실린더 구조물의 수평 결합면에서 폭발압을 감소시키거나 제거하는 것이다.Another object of the present invention is to reduce or eliminate the explosion pressure at the horizontal engagement surface of a cylindrical cylinder structure such as fairing.

본 발명은 상기한 기술적 과제를 달성하기 위하여, 본 발명은 화약의 폭발압을 이용하여 우주 발사체에서 분리체를 분리시키는 우주 발사체 분리체의 수평분리 방법에 있어서, 화약을 사용한 기폭기의 폭발에 의해 발생된 상호 반발력에 의해 수직 결합면을 분리시키는 단계와; 상기 상호 반발력에 의해 경사진 구조의 접면을 가진 분리체와 비행체가 화약을 사용치 않고 분리되는 단계 및; 상기 분리체가 힌지를 중심으로 회전하면서 이탈되는 단계를 포함하는것을 특징으로 한다.The present invention to achieve the above technical problem, the present invention in the horizontal separation method of the space projectile isolator separating the separation from the space projectile by using the explosion pressure of the gunpowder, by the explosion of the detonator using the gunpowder Separating the vertical engagement surface by the generated mutual repulsive force; Separating the separating body and the flying body having a tangential structure inclined by the mutual repulsive force without using gunpowder; The separator is characterized in that it comprises a step of leaving while rotating around the hinge.

수직 결합면에 스프링을 장착하여, 부가적인 상호 반발력을 얻는 것을 특징 으로 한다.By mounting the spring on the vertical coupling surface, it is characterized in that additional mutual repulsive force is obtained.

경사진 구조의 접면은 상호 반발력의 벡터의 힘의 방향과 힌지의 벡터의 힘의 방향의 합의 방향을 반영한 것을 특징으로 한다.The interface of the inclined structure is characterized by reflecting the direction of the sum of the direction of the force of the vector of the mutual repulsive force and the direction of the force of the hinge vector.

합의 방향을 반영한 경사진 구조의 접면은 상기 상호 반발력에 의해 분리되는 것을 특징으로 한다.The contact surface of the inclined structure reflecting the direction of the sum is characterized by being separated by the mutual repulsive force.

본 발명은 우주 발사체 분리체의 수평 결합면에서 발생하는 폭발압을 제거할 수 있다. 수평 결합면에서 발생하는 폭발압은 페어링의 경우 위성이나 전자박스에 직접적으로 영향을 주기 때문에 기존에는 페어링이나 위성이 장착된 탑재부의 두께를 두껍게 하거나 다양한 폭발압 차단 구조물을 추가하여 이 문제를 해결하였다. 따라서 본 발명이 적용되면 우주 발사체가 경량화될 수 있고 폭발압에 의한 위성 및 전자박스의 고장도 방지할 수 있다.The present invention can eliminate the explosion pressure generated in the horizontal coupling surface of the space projectile separator. Since the explosion pressure generated on the horizontal coupling surface directly affects the satellite or electronic box in the case of pairing, this problem has been solved by thickening the mounting portion where the pairing or satellite is mounted or adding various explosion pressure blocking structures. . Therefore, when the present invention is applied, the space projectile can be reduced in weight, and failure of the satellite and the electronic box due to the explosion pressure can be prevented.

이하, 첨부한 도면을 참조하면서 본 발명의 우주 발사체 분리체의 수평분리 시스템을 보다 상세히 기술하기로 한다. 본 발명을 설명함에 있어서 관련된 공지기술 또는 구성에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략될 것이다. 그리고, 후술되는 용어들은 본 발명에서의 기능을 고려하여 정의된 용어들로서 이는 클라이언트나 운용자, 사용자의 의도 또는 관례 등에 따라 달라질 수 있다. 그러므로 정의는 본 명세서 전반에 걸친 내용을 토대로 내려져야 할 것이다.Hereinafter, the horizontal separation system of the space launch vehicle separator of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying 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, terms to be described below are terms defined in consideration of functions in the present invention, which may vary according to a client's or operator's intention or custom. Therefore, the definition should be based on the contents throughout this specification.

도면 전체에 걸쳐 같은 참조번호는 같은 구성 요소를 가리킨다.Like numbers refer to like elements throughout the drawings.

도 4는 본 발명의 화약폭발을 이용하지 않고 분리되는 수평 결합면을 구비한 우주 발사체의 단면을 개략적으로 도시한다.Figure 4 schematically shows a cross section of a space projectile with a horizontal mating surface separated without using the gunpowder explosion of the present invention.

도 4를 참조하면, 좌측 분리체(15)와 우측 분리체(10)로 이루어진 분리체(25)와; 좌측 분리체(15)와 우측 분리체(10) 간의 수직 결합면(12)과; 분리체(25)의 아래쪽에 형성된 비행체(11) 및; 분리체(25)와 비행체(11) 간의 수평 결합면(13)으로 우주 발사체가 도시되었다.Referring to Figure 4, a separator 25 consisting of a left separator 15 and a right separator 10; A vertical engagement surface 12 between the left separator 15 and the right separator 10; A flying body 11 formed below the separating body 25; The space projectile is shown with a horizontal engagement surface 13 between the separator 25 and the vehicle 11.

분리체(25)의 외면의 단면을 참조부호 숫자 "16"으로 표시된 바와 같이 형성하였으며, 비행체(11)의 외면의 단면도 참조부호 숫자 "17"로 표시된 바와 같이 형성하였으며, 분리체(25)와 비행체(11)의 접면을 참조부호 숫자 "20"으로 표시된 바와 같이 경사진 구조로 하였다(). 이 때, 분리체(25)와 비행체(11)의 조립 순서는 다음과 같다. 먼저, 비행체(11)를 길이방향으로 두 부분으로 나누어, 좌측 분리체(15)와 비행체(11)의 상부가 수평 결합면(13) 상에서 조립되고, 우측 분리체(10)와 비행체(11)의 상부가 수평 결합면(13) 상에서 조립된 후, 좌측 분리체(15)와 우측 분리체(10)가 수평 결합면(13) 상에서 조립되어 수직 결합면(12)을 형성한다. The cross section of the outer surface of the separator 25 was formed as indicated by the reference numeral "16", and formed as indicated by the cross-sectional reference numeral "17" of the outer surface of the aircraft 11, and the separator 25 and The contact surface of the vehicle 11 was inclined structure as indicated by the reference numeral "20" (). At this time, the assembly sequence of the separating body 25 and the flying body 11 is as follows. First, the air vehicle 11 is divided into two parts in the longitudinal direction, and the upper side of the left separating body 15 and the air body 11 are assembled on the horizontal coupling surface 13, and the right separating body 10 and the air body 11 are provided. After the top of the assembled on the horizontal coupling surface 13, the left separator 15 and the right separator 10 is assembled on the horizontal coupling surface 13 to form a vertical coupling surface (12).

좌측 분리체(15)와 우측 분리체(10) 간의 수직 결합면(12)은 종래의 방식대로 볼트 너트 체결방식으로 조립되었다가, 필요시 지상에서의 원격명령에 의해 도 1에 도시된 바와 같은 기폭기(3)의 폭발압(4)에 의해 수직 결합면(12)이 분리된다. 즉, 일정 궤도상에서 좌측 분리체(15)와 우측 분리체(10)의 수직 결합면(12)이 화약폭발에 의해 분리된다. 즉, 기폭기(3)의 폭발에 의해 참조부호 숫자 "18"로 표시된 바와 같은 상호 반발력이 발생하여 수직 결합면(12)이 분리된다.The vertical engagement surface 12 between the left separator 15 and the right separator 10 is assembled by a bolt nut fastening method in a conventional manner, and as shown in FIG. The vertical engagement surface 12 is separated by the explosion pressure 4 of the initiator 3. That is, the vertical coupling surface 12 of the left separator 15 and the right separator 10 is separated by a gunpowder explosion on a predetermined track. That is, by the explosion of the initiator 3, mutual repulsion force is generated as indicated by the reference numeral " 18 ", so that the vertical engagement surface 12 is separated.

분리체(25)와 비행체(11) 간의 수평 결합면(13)의 분리는 수직 결합면(12)의 분리와는 상이한 방식으로 진행된다. 분리체(25)와 비행체(11) 간의 수평 결합면(13)의 분리는 화약을 사용하지 않고, 기계적 조립을 사용하여 수평 결합면(13)에서 발생하는 폭발압의 영향을 없애는 방식을 사용하였다. 즉, 기폭기(3)의 폭발에 의해 발생된 참조부호 숫자 "18"로 표시된 바와 같은 상호 반발력에 의해, 참조부호 숫자 "20"으로 표시된 바와 같이 경사진 구조의 분리체(25)와 비행체(11)의 접면이 분리되어, 최종적으로 좌측 분리체(15)와 우측 분리체(10)가 수평 결합면(13)으로 분리된다.The separation of the horizontal engagement surface 13 between the separator 25 and the vehicle 11 proceeds in a different manner than the separation of the vertical engagement surface 12. Separation of the horizontal coupling surface 13 between the separator 25 and the vehicle 11 was performed by using a mechanical assembly to eliminate the effect of the explosion pressure generated on the horizontal coupling surface 13 without using gunpowder. . That is, by the mutual repulsive force as indicated by the reference numeral "18" generated by the explosion of the detonator 3, the separator 25 and the flying vehicle having the inclined structure as indicated by the reference numeral "20" ( 11) the contact surface is separated, and finally the left separator 15 and the right separator 10 are separated into the horizontal coupling surface 13.

이렇게 분리된 좌측 분리체(15) 및 우측 분리체(10)는 도 5에 도시된 바와 같이 이탈된다.The left separator 15 and the right separator 10 separated in this way are separated as shown in FIG. 5.

도 5는 본 발명의 화약폭발을 이용하지 않고 분리되는 수평 결합면의 분리 후의 동작을 예시한 단면도로, 도 5를 참조하면, 전술된 바와 같은 방식으로 분리된 좌측 분리체(15) 및 우측 분리체(10)는 힌지(21)를 중심으로 회전하면서 이탈되는데, 힌지 회전의 힘은 도 4에서 참조부호 숫자 "19"으로 표시된 바와 같은 스프링에 의해 발생된다. 좌측 분리체(15) 및 우측 분리체(10)는 회전하면서 이탈되기에 비행체(11)와의 충돌이 회피된다.Figure 5 is a cross-sectional view illustrating the operation after the separation of the horizontal coupling surface is separated without using the explosive explosion of the present invention, referring to Figure 5, the left separator 15 and the right separation separated in the manner as described above The sieve 10 is disengaged as it rotates about the hinge 21, the force of the hinge rotation being generated by a spring as indicated by the reference numeral "19" in FIG. 4. Since the left separator 15 and the right separator 10 are separated while rotating, collision with the vehicle 11 is avoided.

참고로, 도 4에 도시된 바와 같은 접면(20)을 경사진 구조로 한 이유는 수직 결합면(12)이 분리될 때 작동하는 힘의 방향인 참조부호 숫자 "18"과 "19"의 벡터(vector)의 합이 작동하는 방향을 반영하여, 기계적 결합된 분리체(25)와 비행체(11) 간의 수평 결합면(13)의 분리를 쉽게하기 위한 것이다.For reference, the inclined structure of the contact surface 20 as shown in FIG. 4 is a vector of reference numerals " 18 " and " 19 " which is the direction of force acting when the vertical engagement surface 12 is separated. Reflecting the direction in which the sum of the vectors operates, it is to facilitate the separation of the horizontal coupling surface 13 between the mechanically coupled separator 25 and the vehicle 11.

도 6은 본 발명의 화약폭발을 이용하지 않고 분리되는 수평 결합면의 분리 전 우주 발사체에 작용하는 하중을 나타낸 예시도로서, 도 6을 참조하면, 수직 결합면(12) 및 수평 결합면(13)이 분리되기전 우주 발사체의 하중지지를 도시한 것으로, 이 하중지지는 참조부호 숫자 "22"으로 표시된 바와 같은 인장하중과, 참조부호 숫자 "23"으로 표시된 바와 같은 압축하중 및, 참조부호 숫자 "24"으로 표시된 바와 같은 모멘트하중을 각각 지지할 수 있다. 이 중 모멘트 하중은 좌측 분리체(15)와 우측 분리체(10)가 체결되어 있기에 지지될 수 있다.6 is an exemplary view showing a load acting on the space projectile before the separation of the horizontal coupling surface is separated without using the explosive explosion of the present invention, referring to Figure 6, the vertical coupling surface 12 and the horizontal coupling surface 13 Shows the load support of a space projectile before the separation), which is a tensile load as indicated by reference numeral "22", a compressive load as indicated by reference numeral "23", and a reference numeral. Each moment load as indicated by "24" may be supported. Among them, the moment load may be supported because the left separator 15 and the right separator 10 are fastened.

본 발명의 체결 방식으로 체결된 우주 발사체의 페어링과 같이, 수직분리와 수평분리가 동시에 발생하는 경우 수평 결합면에는 화약을 사용하지 않고, 기계적 조립을 사용하여 수평 결합면에서 발생하는 폭발압의 영향을 저감시켰기에, 우주 발사체가 경량화될 수 있고 폭발압에 의한 위성 및 전자박스의 고장도 방지할 수 있다.Like the pairing of a space projectile fastened by the fastening method of the present invention, when vertical separation and horizontal separation occur at the same time, the explosive pressure generated on the horizontal coupling surface using mechanical assembly without using gunpowder on the horizontal coupling surface is used. Since the spacecraft can be reduced in weight and the failure of the satellite and the electronic box due to the explosion pressure can be prevented.

전술한 바와 같은 방식에 의해, 화약을 사용한 우주 발사체 분리체의 수평분리에서 발생하는 폭발압을 제거할 수 있다. 따라서, 본 발명의 우주 발사체 분리체의 수평분리 시스템은 우주 발사체를 경량화시킬 수 있고 폭발압에 의한 위성 및 전자박스의 고장도 방지할 수 있다.In the manner as described above, it is possible to eliminate the explosion pressure generated in the horizontal separation of the space projectile separator using gunpowder. Accordingly, the horizontal separation system of the space projectile separator of the present invention can lighten the space projectile and prevent failure of the satellite and the electronic box due to the explosion pressure.

이상과 같이 본 발명은 양호한 실시 예에 근거하여 설명하였지만, 이러한 실 시 예는 본 발명을 제한하려는 것이 아니라 예시하려는 것이므로, 본 발명이 속하는 기술분야의 숙련자라면 본 발명의 기술사상을 벗어남이 없이 위 실시 예에 대한 다양한 변화나 변경 또는 조절이 가능할 것이다. 그러므로, 본 발명의 보호 범위는 첨부된 청구범위에 의해서만 한정될 것이며, 변화 예나 변경 예 또는 조절 예를 모두 포함하는 것으로 해석되어야 할 것이다.As described above, the present invention has been described based on the preferred embodiments, but these embodiments are intended to illustrate the present invention, not to limit the present invention. Various changes, modifications, or adjustments to the embodiments will be possible. Therefore, the protection scope of the present invention shall be limited only by the appended claims and should be construed as including all changes, modifications or adjustments.

도 1은 종래의 화약폭발을 이용한 분리장치의 개념도.1 is a conceptual diagram of a separation device using a conventional explosive explosion.

도 2는 종래의 화약폭발을 이용하여 분리되는 결합면을 구비한 우주 발사체의 개략적 단면도.2 is a schematic cross-sectional view of a space projectile having a mating surface separated using a conventional explosive explosion.

도 3은 종래의 화약폭발을 이용하여 분리되는 수평 결합면을 구비한 우주 발사체 페어링 예시도.Figure 3 is an illustration of a space projectile pairing having a horizontal coupling surface separated using a conventional explosive explosion.

도 4는 본 발명의 화약폭발을 이용하지 않고 분리되는 수평 결합면을 구비한 우주 발사체의 개략적 단면도.4 is a schematic cross-sectional view of a space projectile having a horizontal engagement surface that is separated without using the gunpowder explosion of the present invention.

도 5는 본 발명의 화약폭발을 이용하지 않고 분리되는 수평 결합면의 분리 후의 동작을 예시한 단면도.Figure 5 is a cross-sectional view illustrating the operation after the separation of the horizontal coupling surface is separated without using the gunpowder explosion of the present invention.

도 6은 본 발명의 화약폭발을 이용하지 않고 분리되는 수평 결합면의 분리 전 우주 발사체에 작용하는 하중을 나타낸 예시도.Figure 6 is an exemplary view showing a load acting on the space projectile before separation of the horizontal coupling surface is separated without using the gunpowder explosion of the present invention.

* 도면 주요부분에 대한 부호의 설명 *Explanation of symbols on main parts of drawing

1, 25: 분리체 2, 11: 비행체1, 25: Separation 2, 11: Aircraft

3: 기폭기 4: 폭발압3: detonator 4: explosion pressure

7: 볼트 너트 체결부 8: 노치부7: Bolt nut connection part 8: Notch part

10: 우측 분리체 12: 수직 결합면10: right separator 12: vertical mating surface

13: 수평 결합면 15: 좌측 분리체13: horizontal mating surface 15: left separation

21: 힌지 25: 분리체21: hinge 25: separator

Claims (4)

좌측 분리체와 우측 분리체로 이루어진 분리체, 상기 분리체의 아래쪽에 형성된 비행체, 상기 좌측 분리체와 상기 우측 분리체의 하부와 상기 비행체가 맞닫는 부분의 비행체에 형성된 힌지 및 상기 좌측 분리체와 상기 우측 분리체가 접하는 일정한 형성된 기폭기를 포함하는 우주 발사체로부터 상기 분리체를 분리시키는 우주 발사체 분리체의 수평분리 방법에 있어서, A separator formed of a left separator and a right separator, a flying body formed below the separator, a hinge formed on a lower body of the left separating body and the right separating body and a part of the flying body which is in contact with the left separating body, and the left separating body and the In the horizontal separation method of the space projectile separator for separating the separator from the space projectile comprising a constant formed detonator contacting the right separator, 상기 기폭기에서의 폭발력을 이용하여 상기 좌측 분리체와 상기 우측 분리체의 수직 결합면을 분리시키는 단계; 및 Separating the vertical coupling surface of the left separator and the right separator by using the explosive force in the detonator; And 상기 기폭기에서의 폭발력에 의해 상기 분리체가 상기 힌지를 중심으로 회전하면서 상기 비행체의 수평 결합면과 분리되는 단계를 포함하는 우주 발사체 분리체의 수평분리 방법.And separating the separator from the horizontal engagement surface of the vehicle by rotating the separator about the hinge by the explosive force in the detonator. 제 1항에 있어서, 상기 우주 발사체는 상기 수직 결합면에 스프링이 더 장착되어 있고, The method of claim 1, wherein the space projectile is further mounted to a spring on the vertical coupling surface, 상기 기폭기의 폭발시 상기 좌측 분리체와 상기 우측 분리체 사이의 상기 스프링의 부가 반발력을 추가하는 반발력 추가단계를 더 포함하는 우주 발사체 분리체의 수평분리 방법. And a repulsive force adding step of adding an additional repulsive force of the spring between the left and right separators when the detonator explodes. 삭제delete 삭제delete
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