KR101159630B1

KR101159630B1 - 비행중 전개가능한 낙하산 전개장치

Info

Publication number: KR101159630B1
Application number: KR1020100036733A
Authority: KR
Inventors: 황인성; 장용하
Original assignee: 국방과학연구소
Priority date: 2010-04-21
Filing date: 2010-04-21
Publication date: 2012-06-27
Also published as: KR20110117339A

Abstract

본 발명은 비행중 전개가능한 낙하산 전개장치에 관한 것으로, 지상에서 초고아음속(300m/s 이상) 환경하에서 안정되게 비행하면서 낙하산을 전개할 수 있도록 하는 것을 목적으로 한다.
이를 위해, 본 발명은 비행에 필요한 공력형상 및 중량을 갖고 후방 내부공간에 후면이 개방된 낙하산 용기(30)를 갖는 비행 전방체(10); 상기 낙하산 용기(30) 내에 설치되어, 낙하산을 수납시킴과 동시에 낙하산 용기(30)의 후면으로부터 방출시켜 낙하산을 전개시키도록 하는 낙하산 전개낭(31); 상기 낙하산 전개낭(31) 후방에 결합되어 상기 낙하산 용기(30)를 밀폐하는 낙하산 용기덮개(32); 상기 비행 전방체(10)의 내부공간과 함께 하나의 밀폐공간을 이루도록 상기 낙하산 용기(30) 일부를 수용하는 내부공간을 갖고 상기 비행 전방체(10)의 후방에 결합되는 비행 후방체(20)로서, 비행 후방체(20)의 뒤편에서 발사장치로부터 점화되는 화약의 폭발력에 의해 상기 비행 전방체(10)와 함께 비행되다가 상기 비행 전방체(10)로부터 이탈되되 공력하중을 받으면서 비행하도록 상기 낙하산 용기덮개(32)의 후방에 일정 길이의 낙하산 당김줄(33)에 의해 연결되어 있는 비행 후방체(20); 를 포함하는 것을 특징으로 한다.

Description

비행중 전개가능한 낙하산 전개장치{APPARATUS FOR DEPLOYING A PARACHUTE DEPLOYABLE DURING FLYING}

본 발명은 비행중 전개가능한 낙하산 전개장치에 관한 것으로, 특히 지상에서 초고아음속(300m/s 이상) 환경하에서 안정되게 비행하면서 낙하산을 전개할 수 있도록 한 낙하산 전개장치에 관한 것이다.

일반적으로 고중량(200Kg 이상)의 낙하산조립체를 유도무기 등의 개발과정에서 필요한 초고아음속(300m/s 이상) 환경에서 낙하산 전개를 구현하기 위해서는, 로켓을 이용한 비행시험 방법, 항공기를 이용한 항공기 투하시험 방법 또는 슬레드 시험(Sled test) 방법이 있지만, 고비용과 반복시험의 어려움 및 슬레드 시험장 건설과 같은 막대한 시설투자비가 발생한다.

그래서 지상에서 초고아음속을 구현하여 낙하산 전개성능을 시험하는 방법들이 여러 가지 제시되었지만, 이 또한 대부분 많은 비용과 시간이 필요하여 반복시험이 어려운 문제가 있다. 저렴한 비용과 반복시험이 가능하고 낙하산 전개과정의 영상을 획득하는 것이 가능한 시험방법으로는 화약에 의한 폭발력을 이용하는 방안이 있으나, 이 경우에 고온 및 고압으로부터 낙하산을 보호하고, 비행중인 탄체가 스스로 낙하산을 안정되게 전개시키는 장치가 요망되고 있다.

따라서, 본 발명은 상기한 종래의 문제점을 감안하여 이루어진 것으로, 지상에서 초고아음속(300m/s 이상) 환경하에서 안정되게 비행하면서 낙하산을 전개할 수 있도록 한 낙하산 전개장치를 제공하는 것을 목적으로 한다.

상기 목적을 달성하기 위해, 본 발명은 비행에 필요한 공력형상 및 중량을 갖고 후방 내부공간에 후면이 개방된 낙하산 용기를 갖는 비행 전방체;

상기 낙하산 용기 내에 설치되어, 낙하산을 수납시킴과 동시에 낙하산 용기의 후면으로부터 방출시켜 낙하산을 전개시키도록 하는 낙하산 전개낭;

상기 낙하산 전개낭 후방에 결합되어 상기 낙하산 용기를 밀폐하는 낙하산 용기덮개;

상기 비행 전방체의 내부공간과 함께 하나의 밀폐공간을 이루도록 상기 낙하산 용기 일부를 수용하는 내부공간을 갖고 상기 비행 전방체의 후방에 결합되는 비행 후방체로서, 비행 후방체의 뒤편에서 발사장치로부터 점화되는 화약의 폭발력에 의해 상기 비행 전방체와 함께 비행되다가 상기 비행 전방체로부터 이탈되되 공력하중을 받으면서 비행하도록 상기 낙하산 용기덮개의 후방에 일정 길이의 낙하산 당김줄에 의해 연결되어 있는 비행 후방체;

를 포함하는 것을 특징으로 한다.

바람직하게는, 상기 비행 전방체는 상기 비행 후방체의 전방 둘레면에 설치된 복수의 힌지부에 의해 각각 힌지결합되어 비행시 항력을 받는 복수의 항력날개에 의해 상기 비행 후방체와 분리가능하게 결합되어 있되, 상기 비행 전방체의 후방 둘레면에는 상기 항력날개의 선단부에 형성된 갈고리형 록킹부를 록킹하기 위한 걸림부가 각각 돌출 형성되어 있는 것을 특징으로 한다.

바람직하게는, 상기 항력날개의 선단부 부근에는 상기 비행 전방체의 후방 둘레면으로 탄성적으로 지지되게 하는 전개스프링이 설치되어 있는 것을 특징으로 한다.

바람직하게는, 상기 비행 전방체의 후방 단부에는 제1 단차부가 형성되어 있고, 상기 비행 후방체의 전방 단부에는 상기 비행 후방체를 비행 전방체에 결합시 상기 제1 단차부와 정합되도록 상기 제1 단차부에 대응되는 제2 단차부를 갖는 것을 특징으로 한다.

바람직하게는, 상기 낙하산 용기 후방 단부에는 제1 단차부가 형성되어 있고, 상기 낙하산 용기 덮개의 전방 단부에는 상기 낙하산 용기덮개를 상기 낙하산 용기에 결합시 상기 제1 단차부와 정합되도록 상기 제1 단차부에 대응되는 제2 단차부를 갖는 것을 특징으로 한다.

바람직하게는, 상기 힌지부에는 상기 비행 후방체가 상기 비행 전방체로부터 이탈시 수평방향에서 수직방향으로 전개되는 상기 항력날개의 전개각도를 일정 각도 범위에서 유지하도록 하는 스토퍼가 설치되어 있는 것을 특징으로 한다.

삭제

본 발명에 의하면, 발사장치 내의 화약의 폭발력에 의해 발사되어 비행되면서 낙하산을 전개하는 낙하산 전개장치를 비행 전방체와 비행 후방체로 분할 형성하고 비행 전방체 내에 낙하산을 수용 설치하되, 그 낙하산을 고온 및 고압으로부터 보호하기 위해 비행 전방체와 비행 후방체를 밀폐구조로 형성하여 비행 후방체가 비행 전방체와 한 몸체로 비행하다가 낙하산 전개시 비행 전방체로부터 분리되도록 하는 구조를 채택함으로써, 유도무기 개발과정에서 필요한 초고아음속(300m/s 이상) 환경에서의 낙하산의 전개성능 및 강도 등을 확인할 수 있다.

도 1은 본 발명에 따른 낙하산 전개장치의 사시도.
도 2는 본 발명에 따른 낙하산 전개장치의 주요부 구성도.
도 3은 본 발명에 따른 낙하산 전개장치로부터의 낙하산 전개 과정을 설명하기 위한 설명도.

이하, 첨부한 도면을 참조하여 본 발명을 상세히 설명한다.

도 1은 본 발명에 따른 낙하산 전개장치의 사시도이고, 도 2는 본 발명에 따른 낙하산 전개장치의 주요부 구성도이며, 도 3은 본 발명에 따른 낙하산 전개장치로부터의 낙하산 전개 과정을 설명하기 위한 개념도이다.

도 1에 도시한 바와 같이, 본 발명에 따른 낙하산 전개장치는 크게는 비행 전방체(10)와 비행 후방체(20)로 분할 형성되어 있다. 비행 전방체(10)는 비행 시험에 필요한 공력형상 및 중량을 위해 필요하며, 비행 후방체(20)는 낙하산의 전개를 위해 필요한 것이다.

이러한 비행 전방체(10)와 비행 후방체(20)는 낙하산을 수납한 상태로 밀폐구조로 조립되어 한 몸체로 비행하다가 낙하산 전개시 분리되는 구조로 되어 있다. 이러한 구조의 낙하산 전개장치의 낙하산 전개는, 지상에 경사지게 설치된 발사장치의 발사관 내에 낙하산 전개장치를 설치하고, 그 낙하산 전개장치의 비행 후방체(20) 뒤편에 장전된 화약을 점화하여 폭발시킴으로써 이루어진다. 즉, 비행 전방체(10)와 비행 후방체(20)를 조립하여 된 낙하산 전개장치는 발사장치로부터의 화약의 폭발력에 의해 공중으로 스스로 비행하게 되면서 낙하산을 전개한다.

낙하산 전개장치의 구조를 보다 구체적으로 설명하면 다음과 같다.

먼저, 도 1 및 도 2에 도시한 바와 같이, 비행 전방체(10)는 전방이 탄두같은 형상을 갖는 원통형 구조로, 그 후방 내부공간에는 후면이 개방된 낙하산 용기(30)가 구비되어 있다. 낙하산 용기(30) 내에는, 낙하산(도 3의 '50' 참조)을 수납시킴과 동시에 낙하산 용기(30)의 개방된 후면으로부터 방출시켜 낙하산을 전개시키도록 하는 낙하산 전개낭(31)이 설치되어 있다. 그리고, 낙하산 전개낭(31) 후방에는, 낙하산 용기(30)의 후면에 결합되어 낙하산 용기(30)를 밀폐하는 낙하산 용기덮개(32)가 결합되어 있다.

한편, 비행 전방체(10)의 후방에 결합되는 비행 후방체(20)는 원통형 구조로, 비행 전방체(10)의 내부공간과 함께 하나의 밀폐공간을 이루도록 낙하산 용기(30) 일부를 수용하는 내부공간을 갖는다. 또한, 비행 후방체(20)는 비행 후방체(20)의 뒤편에서 폭발되는 화약의 폭발력에 의해 함께 비행되다가 일정 시간 경과 후 비행 전방체(10)로부터 이탈되도록 구성되어 있다. 이를 위해, 비행 후방체(20)는 비행 시 비행 전방체(10)와 함께 한 몸체로 비행하다가 공력하중에 의해 감속되는 상태로 분리 비행하도록 낙하산 용기덮개의 후방에 일정 길이의 낙하산 당김줄(33)에 의해 연결되어 있다.

여기서, 비행 전방체(10)는 비행시 항력을 받는 항력날개(40)에 의해 비행 후방체(20)와 분리가능하게 결합되어 있는데, 항력날개(40)는 도 2로부터 알 수 있는 바와 같이 대략 일자형 구조로서, 그 일단부가 비행 후방체(20)의 전방 둘레면에 설치된 힌지부(41)에 의해 힌지결합되어 있다. 또한, 상기 항력날개(40)의 선단부에는 갈고리형 록킹부(42)가 형성되어 있고, 비행 전방체(10)의 후방 둘레면에는 상기 항력날개의 갈고리형 록킹부(42)를 록킹하기 위한 걸림부(11)가 돌출 형성되어 있다. 상기 항력날개(40)는 비행 후방체(20)의 둘레면에 일정 간격을 두고 적어도 2개 이상 설치되어 있는 것이 바람직하다.

또한, 항력날개(40)의 선단부 부근에는, 비행 전방체(10)와의 결합시 비행 전방체(10)의 후방 둘레면으로 탄성적으로 지지되게 하는 전개스프링(43)이 설치되어 있다. 그리고, 상기 힌지부(41)에는 비행 후방체(20)가 비행 전방체(10)로부터 이탈시 수평방향에서 수직방향으로 전개되는 항력날개(40)의 전개각도를 일정 각도 범위에서 유지하도록 하기 위한 스토퍼(미도시)가 설치되어 있다.

한편, 비행 전방체(10)의 후방 단부에는 제1 단차부(12)가 형성되어 있고, 비행 후방체(20)의 전방 단부에는 비행 후방체(20)를 비행 전방체(10)에 결합시 제1 단차부와 정합되도록 제1 단차부에 대응되는 제2 단차부(21)를 갖는다.

마찬가지로, 낙하산 용기(30) 후방 단부에는 제1 단차부가 형성되어 있고, 낙하산 용기 덮개(32)의 전방 단부에는 낙하산 용기덮개(32)를 낙하산 용기(30)에 결합시 제1 단차부와 정합되도록 제1 단차부(12)에 대응되는 제2 단차부(21)를 갖는다.

이와 같이, 본 발명은 비행 후방체(20)가 비행 전방체(10)와 결합되어 한 몸체로 움직이면서 비행하다가 일정 시간이 경과하면 비행 전방체(10)로부터 분리되어 비행 전방체(10)와 상대적으로 멀어지게 되고, 이에 따라 비행 후방체(20)가 멀어지면서 낙하산 용기(30)에 수납된 낙하산을 방출시켜 낙하산이 전개되도록 한 것이다. 그 결과, 지상에서 초고아음속(300m/s 이상) 환경하에서 안정되게 비행하면서 낙하산을 전개할 수 있다.

상술한 바와 같은 본 발명에 따른 낙하산 전개장치의 전개과정을 도 3을 참조하여 설명하면 다음과 같다.

도 3(a)에 도시한 바와 같이, 비행 전의 낙하산 전개장치는, 비행 전 항력날개(40)에 의해 비행 전방체(10)와 비행 후방체(20)가 서로 결합된 상태로 한 몸체로 움직인다. 이에 의해, 비행 전방체(10)와 비행 후방체(20)는 고온 및 고압으로부터 낙하산을 보호하기 위해 밀폐구조를 형성한다.

이 상태에서, 비행 후방체(20)를 지상으로부터 일정 각도로 경사진 발사장치의 발사관 내에 설치함과 동시에, 비행 후방체(20)의 뒷편에 화약을 장전하여 폭발시키게 되면, 그 화약의 폭발력에 의해 낙하산 전개장치가 경사방향으로 공중으로 발사되면서 비행하게 된다. 이때, 낙하산 전개장치는 도 3(b)에 도시한 바와 같이, 비행을 시작하면서 비행 전방체(10)의 걸림부(11)로부터 일단이 해제된 항력날개(40)가 힌지부(41)를 중심으로 수평방향에서 수직방향을 향해 전개된다. 항력날개(40)의 초기 전개는 전개스프링(43)에 의해 시작된다. 항력날개(40)가 전개되면서, 비행 전방체(10)는 계속 진행하지만 비행 후방체(20)는 항력날개(40)에 의해 발생하는 공력하중에 의해 감속이 시작된다. 이에 따라, 비행 전방체(10)와 비행 후방체(20)의 상대속도 차이에 의해 상대적인 이격이 발생하여 시간이 경과할수록 비행 후방체(20)는 도 3(c)에 도시한 봐 같이 비행 전방체(10)로부터 멀어지게 된다.

이 후, 도 3(d)에 도시한 바와 같이, 항력날개(40)가 수직방향으로 완전히 전개되면, 비행 후방체(20)는 비행 전방체(10)로부터 더 멀어지게 되는데, 이때 항력날개(40)는 항력날개(40)의 힌지부(41)에 설치된 스토퍼에 의해 더 이상 전개되지 않고 그 전개각도를 유지하게 되고, 낙하산 당김줄(33)이 비행 후방체(20)와 함께 풀어지게 된다.

이어서, 도 3(e)에 도시한 바와 같이, 비행 후방체(20)는 비행 전방체(10)로부터 더 멀어져서 팽팽해진 낙하산 당김줄(33)에 의해 낙하산 용기덮개(32)를 개방하게 된다. 이때, 낙하산 용기덮개(32)에 고정된 낙하산 전개낭(31)은 도 3(f)에 도시한 바와 같이 낙하산 용기덮개(32)와 함께 후방으로 진행하면서 낙하산 용기(30)로부터 방출되면서 낙하산 전개낭(31)이 완전히 방출되고, 이에 의해 낙하산 전개낭(31)은 바람을 받아 낙하산을 전개시킨다.

이와 같이, 낙하산은 비행 전방체(10)에 장착되어 비행 전방체(10)의 비행에 따라 항력을 받기 때문에, 유도무기 개발과정에서 필요한 초고아음속(300m/s 이상) 환경에서의 낙하산의 전개성능 및 강도 등을 충분히 확인할 수 있다.

이상, 바람직한 실시예를 통하여 본 발명에 관하여 상세히 설명하였으나, 본 발명은 이에 한정되는 것은 아니며, 본 발명의 기술적 사상을 벗어나지 않는 범위 내에서 다양하게 변경, 응용될 수 있음은 당업자에게 자명하다. 따라서, 본 발명의 진정한 보호 범위는 다음의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술적 사상은 본 발명의 권리 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.

10 : 비행 전방체
11 : 걸림부
12 : 제1 단차부
20 : 비행 후방체
21 : 제2 단차부
30 : 낙하산 용기
31 : 낙하산 전개낭
32 : 낙하산 용기덮개
33 : 낙하산 당김줄
40 : 항력날개
41 : 힌지부
42 : 록킹부
43 : 전개스프링

Claims

비행에 필요한 공력형상 및 중량을 갖고 후방 내부공간에 후면이 개방된 낙하산 용기(30)를 갖는 비행 전방체(10);
상기 낙하산 용기(30) 내에 설치되어, 낙하산을 수납시킴과 동시에 낙하산 용기(30)의 후면으로부터 방출시켜 낙하산을 전개시키도록 하는 낙하산 전개낭(31);
상기 낙하산 전개낭(31) 후방에 결합되어 상기 낙하산 용기(30)를 밀폐하는 낙하산 용기덮개(32);
상기 비행 전방체(10)의 내부공간과 함께 하나의 밀폐공간을 이루도록 상기 낙하산 용기(30) 일부를 수용하는 내부공간을 갖고 상기 비행 전방체(10)의 후방에 결합되는 비행 후방체(20)로서, 비행 후방체(20)의 뒤편에서 발사장치로부터 점화되는 화약의 폭발력에 의해 상기 비행 전방체(10)와 함께 비행되다가 상기 비행 전방체(10)로부터 이탈되되 공력하중을 받으면서 비행하도록 상기 낙하산 용기덮개(32)의 후방에 일정 길이의 낙하산 당김줄(33)에 의해 연결되어 있는 비행 후방체(20);
를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행중 전개가능한 낙하산 전개장치.
제1항에 있어서,
상기 비행 전방체(10)는 상기 비행 후방체(20)의 둘레면에 설치된 복수의 힌지부에 의해 각각 결합되어 비행시 항력을 받는 복수의 항력날개(40)에 의해 상기 비행 후방체(20)와 분리가능하게 결합되어 있되, 상기 비행 전방체(10)의 둘레면에는 상기 항력날개(40)의 선단부에 형성된 갈고리형 록킹부(42)를 록킹하기 위한 걸림부(11)가 각각 돌출 형성되어 있는 것을 특징으로 하는 비행중 전개가능한 낙하산 전개장치.
제2항에 있어서,
상기 항력날개(40)의 선단부 부근에는 상기 비행 전방체(10)의 후방 둘레면으로 탄성적으로 지지되게 하는 전개스프링(43)이 설치되어 있는 것을 특징으로 하는 비행중 전개가능한 낙하산 전개장치.
제1항에 있어서,
상기 비행 전방체(10)의 후방 단부에는 제1 단차부(12)가 형성되어 있고, 상기 비행 후방체(20)의 전방 단부에는 상기 비행 후방체(20)를 상기 비행 전방체(10)에 결합시 상기 제1 단차부와 정합되도록 상기 제1 단차부(12)에 대응되는 제2 단차부(21)를 갖는 것을 특징으로 하는 비행중 전개가능한 낙하산 전개장치.
제1항에 있어서,
상기 낙하산 용기 후방 단부에는 제1 단차부가 형성되어 있고, 상기 낙하산 용기 덮개의 전방 단부에는 상기 낙하산 용기덮개를 상기 낙하산 용기에 결합시 상기 제1 단차부와 정합되도록 상기 제1 단차부에 대응되는 제2 단차부를 갖는 것을 특징으로 하는 비행중 전개가능한 낙하산 전개장치.
제2항에 있어서,
상기 힌지부(41)에는, 상기 비행 후방체(20)가 상기 비행 전방체(10)로부터 이탈시 수평방향에서 수직방향으로 전개되는 상기 항력날개(40)의 전개각도를 일정 각도 범위에서 유지하도록 하는 스토퍼가 설치되어 있는 것을 특징으로 하는 비행중 전개가능한 낙하산 전개장치.
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