KR101192203B1 - 추진기관 및 이를 구비하는 로켓 - Google Patents

추진기관 및 이를 구비하는 로켓 Download PDF

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KR101192203B1
KR101192203B1 KR1020120048786A KR20120048786A KR101192203B1 KR 101192203 B1 KR101192203 B1 KR 101192203B1 KR 1020120048786 A KR1020120048786 A KR 1020120048786A KR 20120048786 A KR20120048786 A KR 20120048786A KR 101192203 B1 KR101192203 B1 KR 101192203B1
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이방업
김원훈
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국방과학연구소
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Abstract

본 발명은 실린더 형태로 형성되는 연소관과, 상기 연소관의 내부에 각각 충전되는 제1추진제와 제2추진제, 및 상기 제1추진제와 상기 제2추진제를 분리하고 상기 제1추진제와 상기 제2추진제 사이를 단열시키도록 상기 제1추진제와 상기 제2추진제 사이에 배치되는 단열부를 포함하며, 상기 단열부는 상기 제1추진제의 연소시 전달되는 열과 압력을 견디고 상기 제2추진제의 점화시 파열되도록 이루어지는 것을 특징으로 하는 추진기관, 그리고 이를 구비하는 로켓을 제공한다.

Description

추진기관 및 이를 구비하는 로켓{PROPULSIVE EQUIPMENT AND ROCKET HAVING THE SAME}
본 발명은 분리 저장된 추진제를 이용하여 추력의 조절이 가능한 추진기관 및 이를 구비하는 로켓에 관한 것이다.
추진기관은 탑재물을 목표 위치로 이동시키기 위한 동력을 제공하는 장치이다. 최근 항공우주 산업 및 유도무기 분야에서는 로켓(또는 미사일)을 보다 더 정확하게 이동시킬 수 있는 추진기관에 대해 많은 연구가 진행되고 있다.
종래의 고체 추진기관은 일단 점화가 되어 추진제가 연소되면 추력의 조절이 불가한 문제가 있다. 반면에, 멀티 펄스 로켓 모터(MPRM, Multi Pulse Rocket Motor)는 일회성 추력발생 방식이 아닌 연소중단/재점화를 통해 추력의 조절이 가능한 추진기관이다. 멀티 펄스 로켓 모터는 효울적인 에너지 배분을 통해 로켓의 비행 최고속도를 낮추어 항력을 감소시키고, 평균속도와 종말속도를 향상시켜 유도탄의 기동성과 명중률을 크게 향상시킬 수 있다.
멀티 펄스 로켓 모터는 분리 저장된 추진제를 이용하여 추력의 조절이 가능케 하기 위해 추진제의 분리 구조를 구비한다. 멀티 펄스 로켓 모터의 성능 및 안전성 향상을 위하여 새로운 추진제의 분리 구조가 고려될 수 있다.
본 발명은 멀티 펄스 로켓 모터의 성능 및 안전성을 향상시킬 수 있는 새로운 추진제의 분리 구조가 구비된 추진기관, 그리고 이를 구비하는 로켓을 제공하기 위한 것이다.
이와 같은 본 발명의 해결 과제를 달성하기 위하여, 본 발명의 일 실시예에 따르는 추진기관, 즉 격막형 다중 펄스 로켓 모터는 실린더 형태로 형성되는 연소관과, 상기 연소관의 내부에 각각 충전되는 제1추진제와 제2추진제, 및 상기 제1추진제와 상기 제2추진제를 분리하고 상기 제1추진제와 상기 제2추진제 사이를 단열시키도록 상기 제1추진제와 상기 제2추진제 사이에 배치되는 단열부를 포함하며, 상기 단열부는 상기 제1추진제의 연소시 전달되는 열과 압력을 견디고 상기 제2추진제의 점화시 파열되도록 이루어진다.
본 발명과 관련된 일 예에 따르면, 상기 단열부는 상기 연소관의 일 내측벽에 결합되고 상기 제1추진제와 상기 제2추진제를 지지하도록 이루어지는 제1단열부재, 및 상기 연소관의 다른 일 내측벽과 상기 제1단열부재에 각각 결합되는 제2단열부재를 포함하며, 상기 제1단열부재와 상기 제2단열부재는 상기 연소관의 내측벽과 함께 상기 제2추진제를 감싸도록 이루어진다.
본 발명과 관련된 다른 일 예에 따르면, 상기 제2추진제의 점화시 상기 단열부는 상기 제1단열부재와 상기 제2단열부재의 계면을 따라 파열되도록 형성될 수 있다.
본 발명과 관련된 다른 일 예에 따르면, 상기 추진기관은 상기 연소관에 결합되고 상기 제1추진제를 점화시키도록 이루어지며 상기 연소관의 축 상에 상기 제2단열부재에 의해 감싸지도록 배치되는 제1점화기를 더 포함한다.
본 발명과 관련된 다른 일 예에 따르면, 상기 추진기관은 상기 연소관에 결합되고 상기 제2추진제를 점화시키도록 이루어지며 상기 제1 및 제2단열부재의 결합 부분을 향하도록 배치되는 제2점화기를 더 포함한다.
상기 추진기관은 상기 제2점화기에 결합되고 상기 제2추진제의 점화시 상기 제1 및 제2단열부재의 결합 부분을 가압하도록 이루어지는 가압부를 더 포함할 수 있다. 또한, 상기 가압부는 서로 다른 밀도를 갖는 복수의 레이어로 형성될 수 있다.
본 발명과 관련된 다른 일 예에 따르면, 상기 추진기관은 상기 제1추진제가 충전되는 상기 연소관의 내측벽에 결합되고 상기 제2추진제의 점화시 상기 연소관이 화염에 노출되는 것을 방지하도록 단열시키는 단열 보강부를 더 포함한다. 상기 단열 보강부는 상기 제2단열부재와 일체로 형성될 수 있다.
본 발명과 관련된 다른 일 예에 따르면, 상기 단열부는 케브라(kevlar)가 함침된 탄성 변형 가능한 물질로 형성된다.
또한, 상기한 과제를 실현하기 위하여 본 발명은 분리 저장된 제1 및 제2추진제를 이용하여 추력의 조절이 가능하게 이루어지는 상기 추진기관, 및 상기 연소관에 장착되어 상기 제1 및 제2추진제의 점화 시점을 제어하도록 형성되는 제어유닛을 포함하는 로켓을 제안한다.
본 발명과 관련된 일 예에 따르면, 상기 제어유닛은 센서를 이용하여 이동을 가이드하도록 이루어지는 가이드부를 포함한다.
상기와 같은 구성의 본 발명에 의하면, 단열부는 제1추진제의 연소시 전달되는 압력을 견디고, 제2추진제의 점화시 제1단열부재와 제2단열부재의 계면을 따라 파열되도록 이루어지는바, 성능 및 안전성이 보다 향상된 추진기관 및 로켓이 제공될 수 있다. 뿐만 아니라, 제1 및 제2단열부재의 결합 부분을 향하도록 배치되는 제2점화기 및 상기 결합 부분을 가압하도록 이루어지는 가압부를 통해 단열부가 안전하게 파열될 수 있으며, 그 신뢰성 또한 확보될 수 있다.
아울러, 단열부는 케브라가 함침된 물질로 형성되어 향상된 내열 특성을 가지므로, 보다 얇은 두께로 구현될 수 있으며, 이에 따라 보다 많은 양의 추진제가 충전될 수 있다.
또한, 제2점화제의 점화시 단열 보강부가 제1추진제가 충전되었던 연소관이 화염에 노출되는 것을 방지하도록 단열시키므로 연소관의 열적 손상이 방지될 수 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예와 관련된 로켓의 추진기관을 보인 단면도.
도 2는 도 1에 도시된 라인 Ⅱ-Ⅱ를 따라 취한 단면도.
도 3은 도 1의 제1추진부가 작동된 후의 상태를 보인 단면도.
도 4는 도 1에 도시된 제2추진부를 보인 확대도.
도 5는 도 1의 제2추진부가 작동중인 상태를 보인 개념도.
이하, 본 발명에 관련된 추진기관 및 이를 구비하는 로켓에 대하여 도면을 참조하여 보다 상세하게 설명한다.
이하의 설명에서 사용되는 구성요소에 대한 접미사 "유닛" 및 "부"는 명세서 작성의 용이함만이 고려되어 부여되거나 혼용되는 것으로서, 그 자체로 서로 구별되는 의미 또는 역할을 갖는 것은 아니다. 본 명세서에서 사용되는 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한 복수의 표현을 포함한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예와 관련된 로켓의 추진기관(100)을 보인 단면도이다.
본 발명과 관련된 로켓은 우주 공간을 비행하는 비행체 또는 목표에 도달할 때까지 유도되는 미사일 등을 포함하는 개념으로 이해될 수 있다. 로켓은 추진기관 및 제어유닛을 포함한다.
추진기관(100)은 분리 저장된 제1 및 제2추진제(121, 131)를 이용하여 추력의 조절이 가능하게 이루어진다. 추진기관(100)에 대한 보다 구체적인 설명은 후술하기로 한다.
제어유닛은 추진기관(100)의 연소관(110)과 체결되어 제1 및 제2추진제(121, 131)의 점화 시점을 제어하도록 형성된다. 제어유닛은 센서를 이용하여 로켓의 이동을 가이드하도록 이루어지는 가이드부, 예를 들어, GCS(Guidance Control Section)를 포함할 수 있다.
도 1을 참조하면, 본 실시예에 의한 추진기관(100)은 연소관(110), 제1추진부(120), 제2추진부(130) 및 노즐(140)을 포함한다.
연소관(110)은 내부 공간을 갖는 실린더 형태로 형성된다. 연소관(110)의 내부에는 추력을 발생시키도록 이루어지는 제1 및 제2추진부(120, 130)가 각각 구비되고, 제1 및 제2추진부(120, 130)는 추력의 조절을 위해 독립적으로 작동 가능하게 이루어진다. 제1 및 제2추진부(120, 130)는 작동시 서로 다른 펄스를 발생하도록 이루어진다는 의미에서, 각각 제1 및 제2단 펄스 로켓 모터로 이해될 수 있다.
제1추진부(120)는 제1추진제(121) 및 제1점화기(122)를, 제2추진부(130)는 제2추진제(131) 및 제2점화기(132)를 포함한다.
제1 및 제2추진제(121, 131)는 연소관(110)의 내부에 각각 충전된다. 본 도면에서는 제1추진제(121)가 연소관(110)의 후방 영역, 즉 노즐(140)에 인접하게 배치되고, 제2추진제(131)가 연소관(110)의 전방 영역에 배치된 것을 예시하고 있다. 제1 및 제2추진제(121, 131)는 고체 형태로 형성될 수 있으며, 각각 상이한 추진제 및 그레인 설계를 통해 서로 다른 내탄도 성능을 갖도록 이루어질 수 있다.
제1 및 제2점화기(122, 132)는 연소관(110)에 각각 장착되고, 전기 신호에 의해 제1 및 제2추진제(121, 131)를 각각 점화시키도록 이루어진다. 도시된 바와 같이, 제1점화기(122)는 추진기관(100)의 전방 돔부위 중앙에 배치될 수 있으며, 제2점화기(132)는 복수 개로 구비되어 전방 돔부위 측면에 상기 제1점화기(122)를 사이에 두고 각각 배치될 수 있다.
연소관(110)의 일단에는 개구부가 형성되며, 상기 개구부에는 제1 및 제2추진부(120, 130)의 작동시 발생하는 연소가스가 배출되는 노즐(140)이 장착될 수 있다. 노즐(140)의 내부에는 연소관(110)의 내부를 밀폐하는 노즐 마개(141)가 설치되어, 제1 및 제2추진제(121, 131)로의 습기 유입이 방지될 수 있으며 제1추진부(120)의 점화 압력이 보다 상승될 수 있다.
본 발명의 추진기관(100)은 분리 저장된 제1 및 제2추진제(121, 131)를 이용하여 추력의 조절이 가능하며, 그 성능 및 안전성 향상을 위하여 추진제의 분리 구조를 포함한 새로운 구조를 제안한다. 이하에서는, 상기 구조에 대하여 보다 상세하게 설명하기로 한다.
제1추진제(121)와 제2추진에 사이에는 단열부(150)가 배치되어, 제1추진제(121)와 제2추진제(131)를 분리하고 제1추진제(121)와 제2추진제(131) 사이를 단열시키도록 이루어진다. 단열부(150)는 제1추진제(121)의 연소시 전달되는 열과 압력을 견디고, 제2추진제(131)의 점화시 파열되도록 이루어진다.
단열부(150)는 단독으로 또는 연소관(110)의 내측벽과 함께 제2추진제(131)를 감싸도록 구성될 수 있으며, 제2추진제(131)의 점화시 파열되는 부분을 예측할 수 있도록 분리된 구성이 서로 결합된 구조를 가진다.
일 예로, 도시된 바와 같이, 단열부(150)는 제1단열부재(151) 및 제2단열부재(152)를 포함할 수 있으며, 제1 및 제2단열부재(151, 152)는 소정 두께를 갖는 격막으로 이해될 수 있다. 제1단열부재(151)는 연소관(110)의 일 내측벽에 결합되고, 제1추진제(121)와 제2추진제(131)를 지지하도록 이루어진다. 또한, 제2단열부재(152)는 연소관(110)의 다른 일 내측벽과 제1단열부재(151)에 각각 결합된다. 따라서, 제1단열부재(151)와 제2단열부재(152)는 연소관(110)의 내측벽과 함께 제2추진제(131)를 감싸도록 이루어질 수 있다.
제2추진제(131)와 연소관(110)의 경계면에는 추진제를 연소관(110)에 접착시키고 소정의 단열 기능을 갖는 라이너(182)가 배치될 수 있다. 연소관(110)의 축과 인접한 제1추진제(121)의 내측에도 이와 같은 기능을 갖는 라이너(181)가 배치될 수 있다.
제1 및 제2단열부재(151, 152)는 케브라(kevlar)가 함침된 탄성 변형 가능한 물질(예를 들어, 내열 고무, 내열 우레탄 등)로 형성될 수 있으며, 연소관(110)의 내측벽에 용융 후 응고되어 부착될 수 있다. 제1 및 제2단열부재(151, 152)는 연소관(110)과의 경계 부분에서 발생할 수 있는 응력의 집중 방지를 위하여 단부에서 내측으로 갈수록 두께가 서서히 증가하도록 형성되는 것이 바람직하다.
상기 구조에 따라, 제1점화기(122)는 연소관(110)의 축 상에 제2단열부재(152)에 의해 감싸지도록 배치될 수 있다. 또한, 제2점화기(132)는 제2추진제(131)의 점화시 단열부(150)의 파열을 위해 제1단열부재(151)와 제2단열부재(152)의 결합 부분(A)을 향하도록 배치될 수 있다.
도 2는 도 1에 도시된 라인 Ⅱ-Ⅱ를 따라 취한 단면도이다.
도 1을 참조하면, 제1단열부재(151)는 연소관(110)의 내측벽에서 돌출되어 연소관(110)의 전방을 향하여 경사지게 형성된다. 따라서, 일부 영역에서는 연소관(110)의 폭 방향으로 제1추진제(121)와 제2추진제(131)가 함께 충전되는 형태를 갖는다.
도 2를 참조하면, 제2추진제(131)는 제1추진제(121)를 감싸도록 이루어지며, 제1추진제(121)와 제2추진제(131) 사이에는 단열부(150), 구체적으로 제1단열부재(151)가 배치되어 제1추진제(121)와 제2추진제(131)를 지지하도록 이루어진다.
도 3은 도 1의 제1추진부(120)가 작동된 후의 상태를 보인 단면도이다.
도 3을 참조하면, 제1점화기(122)가 전기 신호에 의해 제1추진제(121)를 점화시키고, 제1추진제(121)가 연소되어 추력을 발생시킨다. 제1추진제(121)가 연소되는 동안 단열부(150)는 전달되는 고열과 고압을 견디도록 이루어진다. 단열부(150)는 내열 특성을 확보하기 위해 케브라가 함침된 탄성 변형 가능한 물질로 형성될 수 있다.
도 4는 도 1에 도시된 제2추진부(130)를 보인 확대도이고, 도 5는 도 1의 제2추진부(130)가 작동중인 상태를 보인 개념도이다.
도 4 및 5를 참조하면, 제2추진제(131)의 점화시 단열부(150)는 제1단열부재(151)와 제2단열부재(152)의 계면을 따라 파열되도록 형성될 수 있다. 제2점화기(132)는 제1단열부재(151)와 제2단열부재(152)의 결합 부분(A)을 향하도록 배치되어 점화시 상기 결합 부분(A)을 향하여 힘이 가해지도록 구성될 수 있다.
또한, 제2점화기(132)에는 가압부(160)가 결합되어 제2추진제(131)의 점화시 제1 및 제2단열부재(151, 152)의 결합 부분(A)을 가압하도록 이루어질 수 있다. 가압부(160)는 점화시 파열되어 노즐(140)을 통해 분출될 수 있는 물질(예를 들어, 우레탄 폼)로 형성되는 것이 바람직하다.
또한, 가압부(160)는 서로 다른 밀도를 갖는 복수의 레이어들(161, 162, 163)로 구성될 수 있다. 예를 들어, 가압부(160)는 제2점화기(132)에 연결되고 제1단열부재(151)와 제2단열부재(152)의 결합 부분(A)을 향하여 연장되게 적층된 형태의 복수의 레이어들(161, 162, 163)을 포함할 수 있으며, 파열 시간 및 그에 따른 내부 압력 등의 조절을 위해 상기 복수의 레이어들(161, 162, 163)은 서로 다른 밀도를 갖도록 설계될 수 있다.
제2추진부(130)의 작동시 제1추진부(120)는 연소실 역할을 한다. 따라서 제2추진제(131)의 점화시 제1추진제(121)가 충전되었던 연소관(110)이 화염에 노출되는 경우 추진기관(100)에 열적 손상을 불러올 수 있다. 이를 방지하기 위해, 제1추진제(121)가 충전되는 연소관(110)의 내측벽에는 단열 보강부(170)가 상기 내측벽을 덮도록 배치될 수 있다.
단열 보강부(170)는 제1단열부재(151)와 결합되어 제1추진제(121)가 충전되었던 연소관(110)의 내측벽을 덮도록 이루어진다. 단열 보강부(170)는 제1단열부재(151)와 일체로 형성되어 단열부(150)가 상기 단열 보강부(170)의 기능을 함께 갖도록 구성될 수도 있다.
상기와 같은 구성의 본 발명에 의하면, 단열부(150)는 제1추진제(121)의 연소시 전달되는 압력을 견디고, 제2추진제(131)의 점화시 제1단열부재(151)와 제2단열부재(152)의 계면을 따라 파열되도록 이루어지는바, 성능 및 안전성이 보다 향상된 추진기관(100)이 제공될 수 있다. 뿐만 아니라, 제1 및 제2단열부재(151, 152)의 결합 부분(A)을 향하도록 배치되는 제2점화기(132) 및 상기 결합 부분(A)을 가압하도록 이루어지는 가압부(160)를 통해 단열부(150)가 안전하게 파열될 수 있으며, 그 신뢰성 또한 확보될 수 있다.
아울러, 단열부(150)는 케브라가 함침된 물질로 형성되어 향상된 내열 특성을 가지므로, 보다 얇은 두께로 구현될 수 있으며, 이에 따라 보다 많은 양의 추진제가 충전될 수 있다.
또한, 제2점화제의 점화시 단열 보강부(170)가 제1추진제(121)가 충전되었던 연소관(110)이 화염에 노출되는 것을 방지하도록 단열시키므로 연소관(110)의 열적 손상이 방지될 수 있다.
이상과 같이 구성되는 본 발명의 추진기관은 효울적인 에너지 배분을 통해 유도탄의 비행 최고속도를 낮추어 항력을 감소시키고, 평균속도와 종말속도를 향상시켜 유도탄의 기동성과 명중률을 크게 향상시킬 수 있다.
이상에서 설명한 추진기관 및 이를 구비하는 로켓은 위에서 설명된 실시예들의 구성과 방법에 한정되는 것이 아니라, 상기 실시예들은 다양한 변형이 이루어질 수 있도록 각 실시예들의 전부 또는 일부가 선택적으로 조합되어 구성될 수도 있다.
추진기관: 100 연소관: 110
제1추진부: 120 제1추진제: 121
제1점화기: 122 제2추진부: 130
제2추진제: 131 제3점화기: 132
노즐: 140 노즐 마개: 141
단열부: 150 제1단열부재: 151
제2단열부재: 152 가압부: 160
단열 보강부: 170 라이너: 181, 182

Claims (11)

  1. 실린더 형태로 형성되는 연소관;
    상기 연소관의 내부에 각각 충전되는 제1추진제와 제2추진제;
    상기 제1추진제와 상기 제2추진제를 분리하고 상기 제1추진제와 상기 제2추진제 사이를 단열시키도록 상기 제1추진제와 상기 제2추진제 사이에 배치되며, 상기 제1추진제의 연소시 전달되는 열과 압력을 견디고 상기 제2추진제의 점화시 파열되도록 이루어지며, 상기 연소관의 일 내측벽에 결합되고 상기 제1추진제와 상기 제2추진제를 지지하도록 이루어지는 제1단열부재와 상기 연소관의 다른 일 내측벽과 상기 제1단열부재에 각각 결합되어 상기 제1단열부재 및 상기 연소관의 내측벽과 함께 상기 제2추진제를 감싸도록 이루어지는 제2단열부재를 구비하는 단열부;
    상기 연소관에 결합되고, 상기 제2추진제를 점화시키도록 이루어지며, 상기 제1 및 제2단열부재의 결합 부분을 향하도록 배치되는 제2추진제 점화기; 및
    상기 제2추진제 점화기에 결합되고, 상기 제2추진제의 점화시 상기 제1 및 제2단열부재의 결합 부분을 가압하도록 이루어지는 가압부를 포함하는 것을 특징으로 하는 추진기관.
  2. 삭제
  3. 제 1항에 있어서,
    상기 제2추진제의 점화시 상기 단열부는 상기 제1단열부재와 상기 제2단열부재의 계면을 따라 파열되도록 형성되는 것을 특징으로 하는 추진기관.
  4. 제 1항에 있어서,
    상기 연소관에 결합되고, 상기 제1추진제를 점화시키도록 이루어지며, 상기 연소관의 축 상에 상기 제2단열부재에 의해 감싸지도록 배치되는 제1추진제 점화기를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 추진기관.
  5. 삭제
  6. 삭제
  7. 제 1항에 있어서,
    상기 가압부는 서로 다른 밀도를 갖는 복수의 레이어로 형성되는 것을 특징으로 하는 추진기관.
  8. 제 1항에 있어서,
    상기 제1추진제가 충전되는 상기 연소관의 내측벽에 결합되고, 상기 제2추진제의 점화시 상기 연소관이 화염에 노출되는 것을 방지하도록 단열시키는 단열 보강부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 추진기관.
  9. 제 8항에 있어서,
    상기 단열 보강부는 상기 제1단열부재와 일체로 형성되는 것을 특징으로 하는 추진기관.
  10. 제 1항에 있어서,
    상기 단열부는 케브라(kevlar)가 함침된 탄성 변형 가능한 물질로 형성되는 것을 특징으로 하는 추진기관.
  11. 분리 저장된 제1 및 제2추진제를 이용하여 추력의 조절이 가능하게 이루어지고, 제 1항, 제3항, 제4항 및 제7항 내지 제 10항 중 어느 한 항에 따르는 추진기관; 및
    상기 연소관에 장착되어 상기 제1 및 제2추진제의 점화 시점을 제어하도록 형성되는 제어유닛을 포함하는 것을 특징으로 하는 로켓.
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Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10400711B2 (en) 2017-01-18 2019-09-03 Agency For Defense Development Assembly including aft end igniter for rocket motor
CN111734553A (zh) * 2020-07-03 2020-10-02 宁波曙翔新材料股份有限公司 一种双脉冲发动机燃烧室壳体及成型方法
KR102380171B1 (ko) * 2021-12-13 2022-03-29 국방과학연구소 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치
KR102432385B1 (ko) * 2022-03-25 2022-08-12 국방과학연구소 격막 변형 모의 실험 방법 및 시스템
US11952968B2 (en) 2022-07-21 2024-04-09 Agency For Defense Development Safety ignition device for high altitude dual pulse motor including the same
US11952966B2 (en) 2022-06-17 2024-04-09 Agency for Defense Developement Compact safety ignition device for dual pulse motor

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005171970A (ja) 2003-12-15 2005-06-30 Nof Corp ２段推力型ロケットモータ
JP2006226201A (ja) 2005-02-18 2006-08-31 Asahi Kasei Chemicals Corp 二段推力ロケットモータ
JP2008280967A (ja) * 2007-05-14 2008-11-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ２パルスロケットモータ

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005171970A (ja) 2003-12-15 2005-06-30 Nof Corp ２段推力型ロケットモータ
JP2006226201A (ja) 2005-02-18 2006-08-31 Asahi Kasei Chemicals Corp 二段推力ロケットモータ
JP2008280967A (ja) * 2007-05-14 2008-11-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ２パルスロケットモータ

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10400711B2 (en) 2017-01-18 2019-09-03 Agency For Defense Development Assembly including aft end igniter for rocket motor
CN111734553A (zh) * 2020-07-03 2020-10-02 宁波曙翔新材料股份有限公司 一种双脉冲发动机燃烧室壳体及成型方法
CN111734553B (zh) * 2020-07-03 2021-06-18 宁波曙翔新材料股份有限公司 一种双脉冲发动机燃烧室壳体及成型方法
KR102380171B1 (ko) * 2021-12-13 2022-03-29 국방과학연구소 이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 고고도 진공점화성능 시험장치
KR102432385B1 (ko) * 2022-03-25 2022-08-12 국방과학연구소 격막 변형 모의 실험 방법 및 시스템
US11952966B2 (en) 2022-06-17 2024-04-09 Agency for Defense Developement Compact safety ignition device for dual pulse motor
US11952968B2 (en) 2022-07-21 2024-04-09 Agency For Defense Development Safety ignition device for high altitude dual pulse motor including the same

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