KR101235033B1 - Method of additional thrust modeling and method of performance varification using the same - Google Patents

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KR101235033B1 KR1020100139584A KR20100139584A KR101235033B1 KR 101235033 B1 KR101235033 B1 KR 101235033B1 KR 1020100139584 A KR1020100139584 A KR 1020100139584A KR 20100139584 A KR20100139584 A KR 20100139584A KR 101235033 B1 KR101235033 B1 KR 101235033B1
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Abstract

본 발명은 부가추력의 모델링 방법 및 이를 이용한 보조 바닥판의 성능 검증방법으로서, 검증을 원하는 비행체의 질량, 최대 단면적, 부스터의 노즐의 면적, 발사관의 경사각을 측정하는 단계와, 비행체의 사출시험을 통해 발사관 내 비행체의 이동거리에 따라 부스터의 챔버의 압력과, 비행체의 가속도를 측정하는 단계 및 상기 측정된 비행체의 질량, 비행체의 최대 단면적, 비행체의 가속도, 부스터의 노즐의 면적, 부스터의 챔버의 압력 및 발사관의 경사각을 이용하여 발사관 내 비행체의 이동거리에 따라 총추력 계수의 값을 산출하는 단계를 포함함으로써 모든 조건을 적용한 기술시험을 수행하지 않고 보조 바닥판의 성능을 검증할 수 있다.The present invention is a method of modeling the additional thrust and the performance verification method of the auxiliary base plate using the same, the step of measuring the mass of the aircraft to be verified, the maximum cross-sectional area, the nozzle area of the booster, the inclination angle of the launch tube, and the injection test of the aircraft Measuring the pressure of the chamber of the booster and the acceleration of the vehicle according to the moving distance of the vehicle in the launch tube and the measured mass of the vehicle, the maximum cross-sectional area of the vehicle, the acceleration of the aircraft, the area of the nozzle of the booster, the chamber of the booster Using the pressure and the angle of inclination of the launch tube, calculating the value of the total thrust factor according to the moving distance of the vehicle in the launch tube can verify the performance of the auxiliary base plate without performing the technical test under all conditions.

Description

부가추력의 모델링 방법 및 이를 이용한 보조 바닥판의 성능 검증 방법{METHOD OF ADDITIONAL THRUST MODELING AND METHOD OF PERFORMANCE VARIFICATION USING THE SAME}Modeling method of additional thrust and performance verification method of auxiliary deck using the same {METHOD OF ADDITIONAL THRUST MODELING AND METHOD OF PERFORMANCE VARIFICATION USING THE SAME}

본 발명은 보조 바닥판에 가해지는 부가추력을 모델링하는 방법 및 모델링 된 부가추력을 이용하여 보조 바닥판의 성능을 검증하기 위한 방법에 관한 것이다.The present invention relates to a method for modeling additional thrust applied to the auxiliary base plate and a method for verifying the performance of the auxiliary base plate using the modeled additional thrust.

일반적으로 핫 런치(Hot launch) 방식을 채택한 발사체계(Launch system)의 경우, 비행체는 발사관 내부에서 부스터가 점화되어 자체 추력을 이용하여 발사관을 이탈하게 된다.In general, in the case of a launch system employing a hot launch method, the aircraft will ignite the booster inside the launch tube and leave the launch tube using its own thrust.

이러한 부스터 점화방식의 유도탄은 발사체계와 임무에 따라 부스터가 재설계된다. 초기 가속 능력의 증대가 필요한 임무 확장의 경우, 도 1에 도시한 바와 같이 원형 발사관(10)에 보조 바닥판(11)을 설치하여 부스터 화염의 방출을 제한함으로써 부스터의 재설계 없이 이를 충족시킬 수 있다.These booster ignition missiles are redesigned with boosters based on their firing system and mission. In the case of mission expansion that requires an increase in the initial acceleration capability, as shown in FIG. 1, the auxiliary bottom plate 11 may be installed in the circular launch tube 10 to limit the emission of the booster flame, thereby meeting this without redesigning the booster. have.

즉 도 2와 같이 부스터 화염이 발사관에 추가 설치된 보조 바닥판(11)으로 인해 외부로 화염이 발출되는 것이 제한이 되어, 발사관 하부의 내부 압력이 증대되고 이를 부가 추력(AThrust)으로 이용해 초기 가속 능력을 상승시킬 수 있다.That is, as shown in Fig. 2, the booster flame is limited to the outgoing flame due to the auxiliary bottom plate 11 additionally installed in the launch tube, so that the internal pressure of the bottom of the launch tube is increased, and this is used as an additional thrust, thereby accelerating the initial acceleration capability. Can be raised.

이 때 증대된 추력으로 인해 비행체가 설계 허용한도 이상의 하중을 받게 되는 것을 피하기 위하여, 일정량의 부스터 화염을 외부로 방출함으로써 이탈 과정중의 유도탄에 작용하는 하중을 조정할 수 있으며, 이는 보조 바닥판(11)에 일정 조합을 가지는 구멍 형상(11a)을 배열함으로써 이루어진다.In this case, in order to avoid the aircraft being subjected to a load exceeding the design allowance due to the increased thrust, by emitting a certain amount of booster flame to the outside, it is possible to adjust the load acting on the missile during the detachment process, which is an auxiliary bottom plate (11) Is arranged by arranging the hole shapes 11a having a predetermined combination.

이러한 보조 바닥판(11)의 최종 형상은 사출시험을 통하여 선정된다. 이 때 발사관 내 평균 가속도는 결과적으로 보조 바닥판(11)에 가해지는 하중(힘)을 결정하기 때문에 보조 바닥판(11)의 최종 형상 선정에 관련되는 요소이다.The final shape of the auxiliary bottom plate 11 is selected through an injection test. At this time, the average acceleration in the launch tube is a factor related to the final shape selection of the auxiliary bottom plate 11 because it determines the load (force) applied to the auxiliary bottom plate 11 as a result.

발사관 내 평균 가속도는 부스터에 따라 달라진다. 즉 부스터의 특성에 따라 발사관 내 평균가속도가 결정된다. 따라서 발사관 내 평균가속도를 결정하기 위해서는 조건을 달리하여 부스터를 시험하여야 한다.The average acceleration in the launch tube depends on the booster. That is, the average acceleration in the launch tube is determined by the characteristics of the booster. Therefore, to determine the average acceleration in the launch tube, the booster should be tested under different conditions.

하지만 부스터의 다양한 연소속도와 넓은 운용온도 등으로 인하여 모든 조건을 적용한 기술시험을 수행하는 것은 많은 예산과 시간을 소비하는 일이다.However, due to the various combustion speeds and wide operating temperatures of the boosters, it is very expensive and time consuming to carry out technical tests with all conditions.

본 발명은 상기와 같은 점을 감안하여 안출된 것으로서, 모든 조건을 적용한 기술시험을 수행하지 않고 보조 바닥판의 성능을 검증하기 위한 부가추력의 모델링 방법을 제공한다.The present invention has been made in view of the above, and provides a method of modeling additional thrust for verifying the performance of the auxiliary base plate without performing a technical test applying all conditions.

또한 본 발명은 부가추력의 모델링 방법을 이용하여 모든 조건을 적용한 기술시험을 수행하지 않고 발사관 내 평균가속도를 결정함으로써, 보조 바닥판의 성능을 검증할 수 있는 방법을 제공한다.In addition, the present invention provides a method that can verify the performance of the auxiliary base plate by determining the average acceleration in the launch tube without performing a technical test applying all the conditions using the modeling method of the additional thrust.

본 발명의 일 특징에 따른 부가추력의 모델링 방법은, 검증을 원하는 비행체의 질량 및 최대 단면적과, 부스터의 노즐의 면적과, 발사관의 경사각을 측정하는 단계와, 상기 비행체의 사출시험을 통해 발사관 내 비행체의 이동거리에 따라 부스터의 챔버의 압력과, 비행체의 가속도를 측정하는 단계 및 상기 측정된 비행체의 질량, 비행체의 최대 단면적, 비행체의 가속도, 부스터의 노즐의 면적, 부스터의 챔버의 압력 및 발사관의 경사각을 이용하여 발사관 내 비행체의 이동거리에 따라 총추력 계수의 값을 산출하는 단계를 포함한다.The method of modeling the additional thrust according to an aspect of the present invention, the mass and the maximum cross-sectional area of the aircraft to be verified, the area of the nozzle of the booster, the angle of inclination of the launch tube, and the injection test of the vehicle in the launch tube Measuring the pressure of the chamber of the booster and the acceleration of the vehicle according to the moving distance of the vehicle and the measured mass of the vehicle, the maximum cross-sectional area of the vehicle, the acceleration of the vehicle, the area of the nozzle of the booster, the pressure of the chamber of the booster and the launch tube Comprising a step of calculating the value of the total thrust factor according to the moving distance of the vehicle in the launch tube using the inclination angle of the.

상기 부가추력의 모델링 방법은, 상기 총추력 계수의 값을 산출하는 단계가, 추력과, 비행체 기저면에 가해지는 부가추력과, 대기에 의해 비행체에 가해지는 항력과, 비행체에 가해지는 중력과, 비행체와 발사관 사이의 마찰력으로 상기 비행체가 가지는 힘을 표시하는 단계와, 상기 비행체가 가지는 힘을 부스터의 챔버에 가해지는 힘으로 무차원화 하는 단계 및 상기 무차원화 된 힘을 추력계수의 형태로 정리하는 단계를 포함할 수 있다.In the method of modeling the additional thrust, the step of calculating the value of the total thrust coefficient, the thrust, the additional force applied to the base surface of the aircraft, the drag applied to the vehicle by the atmosphere, the gravity applied to the vehicle, the aircraft Displaying the force of the vehicle by the friction force between the and the launch tube; non-dimensionalizing the force of the vehicle into the force applied to the chamber of the booster; and arranging the non-dimensionalized force in the form of a thrust coefficient. It may include.

본 발명의 일 특징에 따른 보조 바닥판의 성능 검증방법은, 검증을 원하는 비행체의 질량 및 최대 단면적과, 부스터의 노즐의 면적과, 발사관의 경사각을 측정하는 단계와, 상기 비행체의 사출시험을 통해 발사관 내 비행체의 이동거리에 따라 부스터의 챔버의 압력과, 비행체의 가속도를 측정하는 단계 및 상기 측정된 비행체의 질량, 비행체의 최대 단면적, 비행체의 가속도, 부스터의 노즐의 면적, 부스터의 챔버의 압력 및 발사관의 경사각을 이용하여 발사관 내 비행체의 이동거리에 따라 총추력 계수의 값을 산출하는 단계와, 상기 산출된 총추력 계수를 이용하여 발사관 내 비행체의 이동거리에 따라 부스터의 챔버에 가해지는 압력에 대응하는 비행체의 가속도를 예측하는 단계 및 상기 가속도가 보조 바닥판의 허용 가속도를 초과하는지 검증하는 단계를 포함한다.In accordance with an aspect of the present invention, a method for verifying performance of an auxiliary bottom plate includes measuring a mass and a maximum cross-sectional area of a vehicle to be verified, an area of a nozzle of a booster, an inclination angle of a launch tube, and an injection test of the vehicle. Measuring the pressure of the chamber of the booster and the acceleration of the vehicle according to the moving distance of the vehicle in the launch tube and the measured mass of the vehicle, the maximum cross-sectional area of the vehicle, the acceleration of the vehicle, the area of the nozzle of the booster, the pressure of the chamber of the booster And calculating the total thrust factor value according to the moving distance of the vehicle within the launch tube using the inclination angle of the launch tube, and the pressure applied to the chamber of the booster according to the moving distance of the vehicle in the launch tube using the calculated total thrust factor. Predicting the acceleration of the vehicle corresponding to the and verifying that the acceleration exceeds the allowable acceleration of the secondary baseplate. Steps.

상기 보조 바닥판의 성능 검증방법은, 상기 총추력 계수의 값을 산출하는 단계가, 추력과, 비행체 기저면에 가해지는 부가추력과, 대기에 의해 비행체에 가해지는 항력과, 비행체에 가해지는 중력과, 비행체와 발사관 사이의 마찰력으로 상기 비행체가 가지는 힘을 표시하는 단계와, 상기 비행체가 가지는 힘을 부스터의 챔버에 가해지는 힘으로 무차원화 하는 단계 및 상기 무차원화 된 힘을 추력계수의 형태로 정리하는 단계를 포함할 수 있다.In the performance verification method of the auxiliary bottom plate, the step of calculating the value of the total thrust coefficient, the thrust, the additional thrust applied to the base surface of the aircraft, the drag applied to the vehicle by the atmosphere, the gravity applied to the aircraft and Displaying the force of the vehicle by the friction force between the vehicle and the launching tube; non-dimensionalizing the force of the vehicle into the force applied to the chamber of the booster; and arranging the non-dimensionalized force in the form of a thrust coefficient. It may include the step.

본 발명의 보조 바닥판의 성능 검증 방법에 따르면, 모든 조건을 적용한 기술시험을 수행하지 않고 발사관 내 평균가속도를 결정할 수 있다.According to the performance verification method of the auxiliary bottom plate of the present invention, it is possible to determine the average acceleration in the launch tube without performing a technical test applying all the conditions.

또한 본 발명의 보조 바닥판의 모델링 방법에 따르면, 모든 조건을 적용한 기술시험을 수행하지 않고 보조 바닥판의 성능을 검증할 수 있다.In addition, according to the modeling method of the auxiliary bottom plate of the present invention, it is possible to verify the performance of the auxiliary bottom plate without performing a technical test applying all conditions.

이에 따라 한정된 횟수의 기술시험, 즉 제한적인 부스터 조건에서 사출시험을 수행한 결과를 이용하여 모든 부스터 조건에서 보조바닥판의 성능의 만족여부를 판단할 수 있다.Accordingly, it is possible to determine whether the performance of the auxiliary bottom plate is satisfactory under all booster conditions by using a result of performing a limited number of technical tests, that is, injection tests under a limited booster condition.

도 1은 원형 발사관(10)에 보조바닥판이 설치된 상태를 나타내는 도면.
도 2는 부가추력의 원리를 도시한 도면.
도 3은 부스터를 사용한 사출시험에서 최소/최대 추력 조건에 대하여 보조 바닥판으로부터 일정 거리의 압력을 측정한 값을 나타내는 그래프로서, 도 3a는 발사관 이탈시간에 따른 측정압력을 도시한 그래프이고, 도 3b은 발사관 이동거리에 따른 측정압력를 도시한 그래프이고, 도 3c는 절대압력으로 변환한 측정압력과 부스터 챔버압력의 비를 발사관 이동거리에 따라 나타낸 그래프.
도 4는 발사관 내부에서 비행체의 운동을 도시한 개략도.
도 5는 사출시험으로부터 모델링한 총추력 계수와 네 차례의 성능시험에서 발사관 내의 비행체의 종가속도를 부스터의 추력 특성에 따라서 비행체 이동거리에 따른 총추력 계수로 산출한 결과를 나타내는 그래프.1 is a view showing a state in which the auxiliary bottom plate is installed in the circular launch tube (10).
2 shows the principle of additional thrust;
3 is a graph showing a value of measuring a certain distance pressure from the auxiliary bottom plate for the minimum / maximum thrust conditions in the injection test using a booster, Figure 3a is a graph showing the measured pressure according to the launch tube departure time, 3b is a graph showing the measured pressure according to the launch tube moving distance, Figure 3c is a graph showing the ratio of the measured pressure and the booster chamber pressure converted to the absolute pressure according to the launch tube moving distance.
4 is a schematic diagram illustrating the movement of a vehicle inside a launch tube.
FIG. 5 is a graph showing the results of calculating the total thrust factor modeled from the injection test and the longitudinal acceleration coefficient of the vehicle in the launch tube as the total thrust factor according to the vehicle moving distance according to the thrust characteristics of the booster in the four performance tests.

상술한 본 발명의 특징 및 효과는 첨부된 도면과 관련한 다음의 상세한 설명을 통하여 보다 분명해 질 것이며, 그에 따라 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 본 발명의 기술적 사상을 용이하게 실시할 수 있을 것이다. 본 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 형태를 가질 수 있는 바, 특정 실시 예들을 도면에 예시하고 본문에 상세하게 설명하고자 한다. 그러나 이는 본 발명을 특정한 개시형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다. 본 출원에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시 예들을 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The above and other features and advantages of the present invention will become more apparent from the following detailed description of the present invention when taken in conjunction with the accompanying drawings, It will be possible. The present invention is capable of various modifications and various forms, and specific embodiments are illustrated in the drawings and described in detail in the text. It is to be understood, however, that the invention is not intended to be limited to the particular forms disclosed, but on the contrary, is intended to cover all modifications, equivalents, and alternatives falling within the spirit and scope of the invention. The terminology used herein is for the purpose of describing particular embodiments only and is not intended to be limiting of the invention.

이하, 본 발명의 바람직한 실시 예를 첨부도면을 참조하여 상세히 설명한다.Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

도 3은 부스터를 사용한 사출 시험에서 최소/최대 추력 조건에 대하여 보조 바닥판으로부터 일정 거리의 압력(발사관 내부 측정압력)을 측정한 것이다.Figure 3 is a measure of the distance (measurement pressure inside the launcher) a certain distance from the auxiliary bottom plate for the minimum / maximum thrust conditions in the injection test using the booster.

도 3a는 발사관 이탈시간에 따른 측정압력(

Figure 112010087835679-pat00001
)을 도시한 것이고, 도 3b은 발사관 이동거리에 따른 측정압력를 도시한 것이며, 도 3c는 절대압력으로 변환한 측정압력과 부스터 챔버압력의 비를 발사관 이동거리에 따라 나타낸 도면이다.Figure 3a is the measured pressure according to the launch tube departure time (
Figure 112010087835679-pat00001
3b shows the measured pressure according to the launch tube moving distance, and FIG. 3c shows the ratio of the measured pressure and the booster chamber pressure converted to absolute pressure according to the launch tube moving distance.

도 3a를 참조하면 발사관 이탈시간에 따른 측정압력의 경우 부스터 압력조건이 최대조건인 경우와 부스터 압력조건이 최소조건인 경우에 서로 상이한 형태를 가지고 있음을 알 수 있다.Referring to FIG. 3A, it can be seen that the measured pressure according to the launch tube departure time has a different form when the booster pressure condition is the maximum condition and the booster pressure condition is the minimum condition.

즉 상세하게 설명하면 부스터 압력조건이 최대조건인 경우의 압력과 부스터 압력조건이 최소조건인 경우의 압력을 시간에 따라 상호 비교해 보면 특별한 연관관계를 찾을 수 없다. In detail, when comparing the pressure when the booster pressure condition is the maximum condition and the pressure when the booster pressure condition is the minimum condition with time, no special correlation can be found.

하지만 도 3b를 참조하면 발사관 이동거리에 따른 측정압력의 경우 발사관 이탈시간과는 달리 부스터의 최소/최대 압력조건에서의 측정압력의 형태가 대체로 비슷한 경향을 갖고 있음을 알 수 있다.However, referring to FIG. 3B, it can be seen that the measurement pressure according to the launch tube travel distance has a similar tendency in the form of the measured pressure under the minimum / maximum pressure condition of the booster unlike the launch tube departure time.

즉 상세하게 설명하면 부스터 압력조건이 최대조건인 경우의 압력과 부스터 압력조건이 최소조건인 경우의 압력을 발사관 이동거리에 따라 상호 비교해 보면 부스터 최소조건의 압력에 일정한 값을 더하면 대략 부스터 최대조건의 압력이 됨을 알 수 있다.That is, in detail, the pressure when the booster pressure condition is the maximum condition and the pressure when the booster pressure condition is the minimum condition are compared with each other according to the launch tube travel distance. It can be seen that the pressure.

또한 도 3c를 참조하면 발사관 이동거리에 따른 측정압력과 챔버압력의 비의 경우 부스터의 최소/최대 압력조건에서의 측정압력의 형태가 매우 유사함을 확인할 수 있다.In addition, referring to Figure 3c it can be seen that the shape of the measured pressure in the minimum / maximum pressure conditions of the booster in the case of the ratio of the measured pressure and the chamber pressure according to the launch tube moving distance.

즉 상세하게 설명하면 부스터 압력조건이 최대조건인 경우의 압력과 부스터 압력조건이 최소조건인 경우의 측정압력과 챔버압력의 비를 발사관 이동거리에 따라 상호 비교해 보면 부스터 최대조건의 경우와 부스터 최소조건의 경우의 값이 대략 일치함을 알 수 있다.In detail, the ratio of the measured pressure and the chamber pressure when the booster pressure condition is the maximum condition and the chamber pressure when the booster pressure condition is the minimum condition is compared with each other according to the launch tube travel distance. It can be seen that the values in the case of approximately match.

이 때 동일한 시간의 측정압력과 부스터 챔버압력의 비는 단위가 같기 때문에 무차원화된다.At this time, the ratio of the measured pressure and the booster chamber pressure at the same time is dimensionless because the units are the same.

이에 따라 특정한 발사관 이동거리에서 측정압력과 챔버압력의 비는 부스터 압력조건이 최대조건이거나 최소조건임에 무관하게 동일한 값을 가짐을 알 수 있다.Accordingly, it can be seen that the ratio of the measured pressure and the chamber pressure at the specific launching distance has the same value regardless of whether the booster pressure condition is the maximum condition or the minimum condition.

압력과 힘에 비례하고 힘은 가속도에 비례하므로 상기와 같은 압력의 상사성은 가속도 특성의 상사성에 적용할 수 있다. 즉

Figure 112010087835679-pat00002
인 무차원 계수의 상사성은
Figure 112010087835679-pat00003
(
Figure 112010087835679-pat00004
) 및
Figure 112010087835679-pat00005
에 적용이 가능하다.
Since the pressure is proportional to the force and the force is proportional to the acceleration, the similarity of the pressure can be applied to the similarity of the acceleration characteristic. In other words
Figure 112010087835679-pat00002
The similarity of the dimensionless coefficient
Figure 112010087835679-pat00003
(
Figure 112010087835679-pat00004
) And
Figure 112010087835679-pat00005
Applicable to

도4는 발사관 내부에서 비행체의 운동을 도시한 개략도이다.4 is a schematic diagram illustrating the movement of a vehicle inside a launch tube.

도면을 참조하면 비행체에는 추력

Figure 112010087835679-pat00006
과, 기저면에 작용하는 기저압력
Figure 112010087835679-pat00007
에 의한 기저 추력, 항력, 중력 등이 작용하여 수학식1과 같이 운동이 표현된다.Referring to the drawing, the aircraft has thrust
Figure 112010087835679-pat00006
And the base pressure acting on the base surface
Figure 112010087835679-pat00007
The base thrust, drag, and gravity caused by the action is expressed as shown in Equation (1).

Figure 112010087835679-pat00008
Figure 112010087835679-pat00008

(단,

Figure 112010087835679-pat00009
은 비행체의 질량,
Figure 112010087835679-pat00010
는 비행체의 가속도(
Figure 112010087835679-pat00011
),
Figure 112010087835679-pat00012
는 추력,
Figure 112010087835679-pat00013
는 비행체의 기저면에 작용하는 기저압력,
Figure 112010087835679-pat00014
는 비행체 기저면의 단면적,
Figure 112010087835679-pat00015
는 대기압,
Figure 112010087835679-pat00016
는 비행체의 최대 단면적
Figure 112010087835679-pat00017
: 중력 가속도
Figure 112010087835679-pat00018
: 발사관 의 경사각,
Figure 112010087835679-pat00019
은 발사관과 비행체 사이의 마찰력)
(only,
Figure 112010087835679-pat00009
Is the mass of the aircraft,
Figure 112010087835679-pat00010
Is the acceleration of the aircraft (
Figure 112010087835679-pat00011
),
Figure 112010087835679-pat00012
Thrust,
Figure 112010087835679-pat00013
Is the base pressure on the base of the aircraft,
Figure 112010087835679-pat00014
Is the cross-sectional area of the base of the aircraft,
Figure 112010087835679-pat00015
Is atmospheric pressure,
Figure 112010087835679-pat00016
Is the maximum cross-sectional area of the aircraft
Figure 112010087835679-pat00017
: Gravitational acceleration
Figure 112010087835679-pat00018
: Tilt angle of the launch tube,
Figure 112010087835679-pat00019
Is the friction between the launcher and the aircraft)

상술한 바와 같이 압력의 상사성은 힘의 상사성에 적용이 가능하므로 상기 식을 이용하면 힘의 상사성을 나타내는 식인

Figure 112010087835679-pat00020
(
Figure 112010087835679-pat00021
) 형태로 나타낼 수 있다.As described above, the similarity of pressure can be applied to the similarity of force.
Figure 112010087835679-pat00020
(
Figure 112010087835679-pat00021
)

즉 상기의 식의 좌측항은 측정힘을 나타내므로 양 변을 챔버에 가해지는 힘인 부스터 챔버 압력

Figure 112010087835679-pat00022
,과 부스터 노즐 목면적
Figure 112010087835679-pat00023
,의 곱으로 나누면 수학식2와 같이 된다.That is, the left term of the above equation represents the measurement force, so the booster chamber pressure, which is the force exerted on both sides of the chamber,
Figure 112010087835679-pat00022
And booster nozzles
Figure 112010087835679-pat00023
Dividing by the product of, gives Equation 2.

Figure 112010087835679-pat00024
Figure 112010087835679-pat00024

식을 정리하기 위해 양 변의 분자에

Figure 112010087835679-pat00025
와
Figure 112010087835679-pat00026
을 더하여 정리한다. 이 때 마찰력은 그 값이 적으므로 고려하지 않는다.To organize the expression
Figure 112010087835679-pat00025
Wow
Figure 112010087835679-pat00026
To sum up. At this time, the frictional force is not considered because it is small.

Figure 112010087835679-pat00027

Figure 112010087835679-pat00027

이는 추력에 해당하는 부분만 모아 정리한 형태가 된다.This is a form that gathered only the parts corresponding to the thrust.

이를 기존의 추력계수의 형태로 정리하면 수학식3의 형태가 된다. 결과적으로 상기의 식은 추력 계수를 정의하는 방식과 동일하며 추력에 부가 추력을 더한 전체 추력 성분을 무차원한 것이므로 이를 총추력 계수로 명명한다.If this is summarized in the form of the existing thrust coefficient becomes the form of equation (3). As a result, the above equation is the same as the method of defining the thrust coefficient, and since the total thrust component of the thrust plus the additional thrust is dimensionless, it is called the total thrust coefficient.

Figure 112010087835679-pat00028
Figure 112010087835679-pat00028

(

Figure 112010087835679-pat00029
는 총추력 계수
Figure 112010087835679-pat00030
는 추력계수
Figure 112010087835679-pat00031
는 부가추력계수)(
Figure 112010087835679-pat00029
Is the total thrust factor
Figure 112010087835679-pat00030
Is the thrust factor
Figure 112010087835679-pat00031
Is the added thrust factor)

추력을 추력 계수

Figure 112010087835679-pat00032
, 로 표현하는 것은 학계에 널리 인정받고 있으며 발사관 내 이동거리에 따른 총추력 계수
Figure 112010087835679-pat00033
의 값은 부스터의 압력조건과 무관하게 일정한 값을 가진다. Thrust factor
Figure 112010087835679-pat00032
In terms of the distance, the total thrust factor according to the distance in the launch tube is widely recognized by the academic community.
Figure 112010087835679-pat00033
Has a constant value regardless of the pressure condition of the booster.

이와 같은 방법으로 총추력 계수를 모델링 하는 것이 가능하다.In this way it is possible to model the total thrust factor.

도 5는 사출시험으로부터 모델링한 총추력 계수와 네 차례의 성능시험에서 발사관 내의 비행체의 종가속도를 부스터의 추력 특성에 따라서 비행체 이동거리에 따른 총추력 계수로 산출한 결과를 나타내는 그래프이다.5 is a graph showing the results of calculating the total thrust factor modeled from the injection test and the longitudinal acceleration of the vehicle in the launch tube as the total thrust factor according to the moving distance of the vehicle according to the thrust characteristics of the booster in the four performance tests.

도시된 바와 같이 사출시험으로부터 모델링한 총추력 계수는 네 차례의 성능시험으로부터 얻어진 결과로부터 계산된 값과 거의 동일한 특성을 보여주고 있어 보조 바닥판으로 인한 부가 추력 성능모델링 기법이 잘 이루어졌음을 알 수 있다.
As shown, the total thrust factor modeled from the injection test shows almost the same characteristics as those calculated from the results of the four performance tests, indicating that the additional thrust performance modeling technique due to the auxiliary bottom plate is well implemented. have.

다음으로 본 발명의 일실시예에 따른 부가추력의 모델링 방법을 이용하여 보조 바닥판의 성능을 검증하는 방법에 대하여 설명한다.Next, a method of verifying the performance of the auxiliary bottom plate by using the modeling method of the additional thrust according to an embodiment of the present invention will be described.

총추력계수를 명명한 수학식3을 가속도에 대하여 정리하면 다음과 같다.Equation 3, named the total thrust factor, is summarized as follows.

Figure 112010087835679-pat00034
Figure 112010087835679-pat00034

이 때 총추력계수

Figure 112010087835679-pat00035
는 모델링에 의해 예를 들면 도 5에 도시된 바와 같이 값을 알고 있다. 또한 부스터 챔버 압력
Figure 112010087835679-pat00036
를 제외한 나머지 요소들은 1회의 측정으로 그 값을 알 수 있다.Total thrust factor at this time
Figure 112010087835679-pat00035
Knows the value by modeling, for example as shown in FIG. Also booster chamber pressure
Figure 112010087835679-pat00036
All other elements except for can be determined by one measurement.

부스터 챔버압력

Figure 112010087835679-pat00037
는 예측치로서 제공이 되고 제공된 부스터 챔버 압력 예측치를 이용하면 수학식4의 계산에 의해 발사관 내 이동거리에 따른 발사관 내 가속도
Figure 112010087835679-pat00038
를 예측하는 것이 가능하다. 상기 예측된 가속도가 보조 바닥판의 허용 가속도를 초과하는지 확인하여 부스터 추력범위에 대한 성능의 분석과 검증을 수행할 수 있다.Booster chamber pressure
Figure 112010087835679-pat00037
Is provided as an estimate, and using the provided booster chamber pressure estimate, the acceleration in the launch tube according to the travel distance in the launch tube is calculated by the equation (4).
Figure 112010087835679-pat00038
It is possible to predict. By checking whether the predicted acceleration exceeds the allowable acceleration of the auxiliary bottom plate, it is possible to analyze and verify the performance of the booster thrust range.

이에 따라 총추력 계수를 이용한 부가 추력 모델링은 높은 신뢰도를 바탕으로 실제 시험을 대체하는 역할을 충실히 할 수 있으며 보조 바닥판을 이용한 발사관 및 비행체의 개발에 있어서 그 관련 시험 횟수를 현저히 줄임으로써 이와 관련한 기간과 예산을 현저히 줄일 수 있다.
Therefore, the additional thrust modeling using the total thrust factor can fulfill the role of replacing the actual test with high reliability, and the related period by significantly reducing the number of related tests in the development of the launch tube and the aircraft using the auxiliary bottom plate. And budgets can be significantly reduced.

앞서 설명한 본 발명의 상세한 설명에서는 본 발명의 바람직한 실시예들을 참조하여 설명하였지만, 해당 기술분야의 숙련된 당업자 또는 해당 기술분야에 통상의 지식을 갖는 자라면 후술될 특허청구범위에 기재된 본 발명의 사상 및 기술영역으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있음을 이해할 수 있을 것이다.In the detailed description of the present invention described above with reference to the preferred embodiments of the present invention, those skilled in the art or those skilled in the art having ordinary skill in the art will be described in the claims to be described later And it will be understood that various modifications and changes of the present invention can be made without departing from the scope of the art.

Claims (11)

비행체의 질량 및 최대 단면적과, 상기 비행체에 구비되는 부스터의 노즐 면적과, 내부에 상기 비행체를 수용하고 상기 부스터의 점화에 의한 화염의 방출을 제한하여 부가추력을 발생시키는 보조 바닥판이 설치되는 발사관의 경사각을 측정하는 단계;
상기 비행체가 상기 발사관으로부터 발사되는 사출시험을 통하여, 상기 비행체의 이동거리에 따른 상기 부스터의 챔버 압력과 상기 비행체의 가속도를 측정하는 단계; 및
상기 비행체의 질량, 상기 비행체의 최대 단면적, 상기 비행체의 가속도, 상기 부스터의 노즐 면적, 상기 부스터의 챔버 압력 및 상기 발사관의 경사각을 이용하여 상기 비행체의 이동거리에 따른 총추력 계수를 산출하는 단계를 포함하며,
상기 총추력 계수를 산출하는 단계는,
상기 부스터의 점화에 의한 상기 비행체의 추력과, 상기 보조 바닥판에 의해 상기 비행체의 기저면에 가해지는 상기 부가추력과, 대기에 의해 상기 비행체에 가해지는 항력과, 상기 비행체에 가해지는 중력과, 상기 비행체와 상기 발사관 사이의 마찰력을 이용하여 상기 비행체가 가지는 힘을 산출하는 단계;
상기 비행체가 가지는 힘을 상기 부스터의 챔버에 가해지는 힘으로 나누어 무차원화 하는 단계; 및
무차원화된 상기 비행체가 가지는 힘을 추력계수의 형태로 정리하는 단계를 포함하며,
상기 비행체가 가지는 힘을 산출하는 단계에서 상기 비행체가 가지는 힘은 아래의 수학식에 의해 계산되고,
Figure 112012084565713-pat00039

상기 무차원화 하는 단계에서 무차원화된 상기 비행체가 가지는 힘은 아래의 수학식에 의해 계산되며,
Figure 112012084565713-pat00051

상기 추력계수의 형태로 정리하는 단계에서 상기 총추력 계수는 아래의 수학식에 의해 계산되는 것을 특징으로 하는 부가추력의 모델링 방법.
Figure 112012084565713-pat00131

(단,
Figure 112012084565713-pat00052
은 비행체의 질량,
Figure 112012084565713-pat00053
는 비행체의 가속도(
Figure 112012084565713-pat00054
),
Figure 112012084565713-pat00055
는 추력,
Figure 112012084565713-pat00056
는 비행체의 기저면에 작용하는 기저압력,
Figure 112012084565713-pat00057
는 비행체 기저면의 단면적,
Figure 112012084565713-pat00058
는 대기압,
Figure 112012084565713-pat00059
는 비행체의 최대 단면적
Figure 112012084565713-pat00060
: 중력 가속도
Figure 112012084565713-pat00132
: 발사관 의 경사각,
Figure 112012084565713-pat00062
은 발사관과 비행체 사이의 마찰력,
Figure 112012084565713-pat00063
는 부스터 챔버압력,
Figure 112012084565713-pat00064
는 부스터 노즐 목면적,
Figure 112012084565713-pat00133
는 총추력 계수)The launch tube is provided with a mass and a maximum cross-sectional area of the vehicle, a nozzle area of the booster provided in the vehicle, and an auxiliary bottom plate for accommodating the vehicle therein and restricting the emission of the flame by ignition of the booster to generate additional thrust. Measuring an inclination angle;
Measuring chamber pressure of the booster and acceleration of the vehicle according to a moving distance of the vehicle through an injection test in which the vehicle is launched from the launch tube; And
Calculating a total thrust coefficient according to the moving distance of the vehicle using the mass of the vehicle, the maximum cross-sectional area of the vehicle, the acceleration of the vehicle, the nozzle area of the booster, the chamber pressure of the booster, and the inclination angle of the launch tube. Include,
The calculating of the total thrust factor,
The thrust of the vehicle by ignition of the booster, the additional thrust applied to the base surface of the vehicle by the auxiliary bottom plate, the drag applied to the vehicle by the atmosphere, the gravity applied to the vehicle, and Calculating a force of the vehicle using a friction force between the vehicle and the launch tube;
Dividing the force of the vehicle by the force applied to the chamber of the booster and dimensionlessly; And
Arranging the force of the non-dimensionalized vehicle in the form of a thrust coefficient,
In calculating the force of the vehicle, the force of the vehicle is calculated by the following equation,
Figure 112012084565713-pat00039

The force of the non-dimensionalized vehicle in the dimensionless step is calculated by the following equation,
Figure 112012084565713-pat00051

In the step of arranging in the form of the thrust coefficient, the total thrust coefficient modeling method of the additional thrust, characterized in that calculated by the following equation.
Figure 112012084565713-pat00131

(only,
Figure 112012084565713-pat00052
Is the mass of the aircraft,
Figure 112012084565713-pat00053
Is the acceleration of the aircraft (
Figure 112012084565713-pat00054
),
Figure 112012084565713-pat00055
Thrust,
Figure 112012084565713-pat00056
Is the base pressure on the base of the aircraft,
Figure 112012084565713-pat00057
Is the cross-sectional area of the base of the aircraft,
Figure 112012084565713-pat00058
Is atmospheric pressure,
Figure 112012084565713-pat00059
Is the maximum cross-sectional area of the aircraft
Figure 112012084565713-pat00060
: Gravitational acceleration
Figure 112012084565713-pat00132
: Tilt angle of the launch tube,
Figure 112012084565713-pat00062
Is the friction between the launch tube and the aircraft,
Figure 112012084565713-pat00063
Is the booster chamber pressure,
Figure 112012084565713-pat00064
Booster Nozzles Wood Area,
Figure 112012084565713-pat00133
Is the total thrust factor) 삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete 비행체의 질량 및 최대 단면적과, 상기 비행체에 구비되는 부스터의 노즐 면적과, 내부에 상기 비행체를 수용하고 상기 부스터의 점화에 의한 화염의 방출을 제한하여 부가추력을 발생시키는 보조 바닥판이 설치되는 발사관의 경사각을 측정하는 단계;
상기 비행체가 상기 발사관으로부터 발사되는 사출시험을 통하여, 상기 비행체의 이동거리에 따른 상기 부스터의 챔버 압력과 상기 비행체의 가속도를 측정하는 단계;
상기 비행체의 질량,상기 비행체의 최대 단면적, 상기 비행체의 가속도, 상기 부스터의 노즐 면적, 상기 부스터의 챔버 압력 및 상기 발사관의 경사각을 이용하여 상기 비행체의 이동거리에 따른 총추력 계수를 산출하는 단계;
상기 총추력 계수를 이용하여 상기 비행체의 가속도를 예측하는 단계; 및
상기 가속도가 상기 보조 바닥판의 허용 가속도를 초과하는지 여부를 검증하는 단계를 포함하며,
상기 총추력 계수를 산출하는 단계는,
상기 부스터의 점화에 의한 상기 비행체의 추력과, 상기 보조 바닥판에 의해 상기 비행체의 기저면에 가해지는 상기 부가추력과, 대기에 의해 상기 비행체에 가해지는 항력과, 상기 비행체에 가해지는 중력과, 상기 비행체와 상기 발사관 사이의 마찰력을 이용하여 상기 비행체가 가지는 힘을 산출하는 단계;
상기 비행체가 가지는 힘을 상기 부스터의 챔버에 가해지는 힘으로 나누어 무차원화 하는 단계; 및
무차원화된 상기 비행체가 가지는 힘을 추력계수의 형태로 정리하는 단계를 포함하며,
상기 비행체가 가지는 힘을 산출하는 단계에서 상기 비행체가 가지는 힘은 아래의 수학식에 의해 계산되고,
Figure 112012084565713-pat00134

상기 무차원화 하는 단계에서 무차원화된 상기 비행체가 가지는 힘은 아래의 수학식에 의해 계산되며,
Figure 112012084565713-pat00135

상기 추력계수의 형태로 정리하는 단계에서 상기 총추력 계수는 아래의 수학식에 의해 계산되고,
Figure 112012084565713-pat00136

상기 비행체의 가속도를 예측하는 단계에서 상기 가속도는 아래의 수학식에 의해 계산되는 것을 특징으로 하는 보조 바닥판의 성능 검증방법.
Figure 112012084565713-pat00137

(단,
Figure 112012084565713-pat00138
은 비행체의 질량,
Figure 112012084565713-pat00139
는 비행체의 가속도(
Figure 112012084565713-pat00140
),
Figure 112012084565713-pat00141
는 추력,
Figure 112012084565713-pat00142
는 비행체의 기저면에 작용하는 기저압력,
Figure 112012084565713-pat00143
는 비행체 기저면의 단면적,
Figure 112012084565713-pat00144
는 대기압,
Figure 112012084565713-pat00145
는 비행체의 최대 단면적
Figure 112012084565713-pat00146
: 중력 가속도
Figure 112012084565713-pat00147
: 발사관 의 경사각,
Figure 112012084565713-pat00148
은 발사관과 비행체 사이의 마찰력,
Figure 112012084565713-pat00149
는 부스터 챔버압력,
Figure 112012084565713-pat00150
는 부스터 노즐 목면적,
Figure 112012084565713-pat00151
는 총추력 계수)The launch tube is provided with a mass and a maximum cross-sectional area of the vehicle, a nozzle area of the booster provided in the vehicle, and an auxiliary bottom plate for accommodating the vehicle therein and restricting the emission of the flame by ignition of the booster to generate additional thrust. Measuring an inclination angle;
Measuring chamber pressure of the booster and acceleration of the vehicle according to a moving distance of the vehicle through an injection test in which the vehicle is launched from the launch tube;
Calculating a total thrust coefficient according to the moving distance of the vehicle using the mass of the vehicle, the maximum cross-sectional area of the vehicle, the acceleration of the vehicle, the nozzle area of the booster, the chamber pressure of the booster, and the inclination angle of the launch tube;
Predicting the acceleration of the vehicle using the total thrust factor; And
Verifying whether the acceleration exceeds the allowable acceleration of the auxiliary bottom plate,
The calculating of the total thrust factor,
The thrust of the vehicle by ignition of the booster, the additional thrust applied to the base surface of the vehicle by the auxiliary bottom plate, the drag applied to the vehicle by the atmosphere, the gravity applied to the vehicle, and Calculating a force of the vehicle using a friction force between the vehicle and the launch tube;
Dividing the force of the vehicle by the force applied to the chamber of the booster and dimensionlessly; And
Arranging the force of the non-dimensionalized vehicle in the form of a thrust coefficient,
In calculating the force of the vehicle, the force of the vehicle is calculated by the following equation,
Figure 112012084565713-pat00134

The force of the non-dimensionalized vehicle in the dimensionless step is calculated by the following equation,
Figure 112012084565713-pat00135

In the step of arranging the thrust coefficient in the form of the total thrust coefficient is calculated by the following equation,
Figure 112012084565713-pat00136

In the step of predicting the acceleration of the vehicle, the acceleration is a performance verification method of the auxiliary bottom plate, characterized in that calculated by the following equation.
Figure 112012084565713-pat00137

(only,
Figure 112012084565713-pat00138
Is the mass of the aircraft,
Figure 112012084565713-pat00139
Is the acceleration of the aircraft (
Figure 112012084565713-pat00140
),
Figure 112012084565713-pat00141
Thrust,
Figure 112012084565713-pat00142
Is the base pressure on the base of the aircraft,
Figure 112012084565713-pat00143
Is the cross-sectional area of the base of the aircraft,
Figure 112012084565713-pat00144
Is atmospheric pressure,
Figure 112012084565713-pat00145
Is the maximum cross-sectional area of the aircraft
Figure 112012084565713-pat00146
: Gravitational acceleration
Figure 112012084565713-pat00147
: Tilt angle of the launch tube,
Figure 112012084565713-pat00148
Is the friction between the launch tube and the aircraft,
Figure 112012084565713-pat00149
Is the booster chamber pressure,
Figure 112012084565713-pat00150
Booster Nozzles Wood Area,
Figure 112012084565713-pat00151
Is the total thrust factor) 삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete
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