KR101364636B1 - Tube launched guided missile having four curved wing - Google Patents

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KR101364636B1
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안승기
강경태
이경용
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국방과학연구소
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Abstract

본 발명은 원통형 발사관에 사용될 수 있으며, 유도조종 성능이 우수하도록 롤링 모멘트를 줄이고 기동성을 향상시킨 유도탄을 위한 네 개의 접이식 곡면날개에 관한 것으로, 본 발명의 접이식 곡면날개의 일 실시예는, 곡면날개; 상기 곡면날개의 하부에 구비되어 상기 곡면형 날개를 회동가능하게 유도탄에 결합시키는 연결부;를 포함하고, 상기 곡면형 날개는 만곡된 내부를 형성하는 내부면과 외부면을 포함하고, 상기 곡면날개의 상단부는 곡면날개의 상단과 후단을 연결하는 중심선을 중심으로 외부면이 사각으로 절단되어 있는 것을 특징으로 한다. The present invention may be used in a cylindrical launch tube, and relates to four folding curved wings for guided missiles with reduced rolling moment and improved maneuverability for excellent guided steering performance, one embodiment of the folded curved wings of the present invention, curved wings ; A connection part provided below the curved wing to couple the curved wing to the missile rotatably; the curved wing includes an inner surface and an outer surface forming a curved interior, and the curved wing The upper end is characterized in that the outer surface is cut in a square around the center line connecting the upper and rear ends of the curved wing.

Description

네 개의 접이식 곡면날개를 가지고 원통형 발사관에서 발사되는 유도탄{TUBE LAUNCHED GUIDED MISSILE HAVING FOUR CURVED WING}TUBE LAUNCHED GUIDED MISSILE HAVING FOUR CURVED WING with four folding curved wings

본 발명은 원통형 발사관에서 발사되는 유도탄에 적용가능한 네개의 접이식 곡면날개에 관한 것으로, 보다 상세하게는 원통형 발사관에 사용될 수 있으며, 유도조종 성능이 우수하도록 롤링 모멘트를 줄이고 기동성을 향상시킨 유도탄의 접이식 곡면날개에 관한 것이다.The present invention relates to four foldable curved wings that can be applied to guided missiles fired from a cylindrical launching tube, and more particularly, can be used in cylindrical launching tubes. It's about wings.

현재 국내외에서 기존에 개발된 로켓을 정밀 타격이 가능하도록 저가의 유도무기화하는 연구가 활발하게 진행되고 있다. 기존의 탄도탄 등의 로켓들은 일반적으로 원통형 발사관을 사용하여 발사된다.At present, researches are being actively conducted on low-cost guided weapons to accurately hit rockets developed at home and abroad. Rockets, such as conventional ballistic bombs, are generally fired using cylindrical launch tubes.

따라서, 기존의 탄도탄과 같은 로켓의 경우 원통형 발사관에 로켓을 장입하기 용이하게 하면서 공력 안정성을 향상시키기 위해 롤링 모멘트를 유발시키도록 세 개의 접이식 날개를 구비하고 있다. Therefore, the existing rockets such as ballistics are provided with three folding wings to induce a rolling moment to improve aerodynamic stability while making it easy to load the rocket into the cylindrical launch tube.

세 개의 접이식 날개를 구비한 로켓의 경우, 큰 롤링 모멘트를 가지고 높은 정안정성을 가지게 되어, 탄도탄과 같이 일정한 궤도로 순항해야 하는 로켓의 경우에는 적합한 공력특성을 가진다. A rocket with three folding wings has a high rolling stability with a large rolling moment, and has a suitable aerodynamic characteristic for a rocket that must cruise at a constant orbit such as a ballistic bomb.

현재 개발되고 있는 원통형 발사관에서 발사되는 유도무기들은 기존의 로켓을 유도무기화 하는 방향으로 연구가 진행되고 있기 때문에, 전술한 세개의 날개를 사용한 구조를 유도무기화에 적용할 경우, 큰 롤링 모멘트와 높은 정안정성에 의해 유도조종성능을 현저하게 떨어뜨리는 문제점을 가진다.The guided weapons fired from the cylindrical launch tubes currently being developed are being studied in the direction of guided weapons of existing rockets. Therefore, when the aforementioned three-wing structure is applied to the guided weapons, a large rolling moment and high static force are applied. There is a problem of significantly lowering the induced steering performance by stability.

본 발명은 전술한 기존의 세 개의 날개를 사용한 유도무기의 구조적인 문제점을 해결하기 위한 것으로, 유도조종성능을 향상시키기 위해 롤링 모멘트를 적게 발생시키고, 기동성을 높인 접이식 곡면날개를 구비한 유도탄을 제공하는 것을 목적으로 한다.The present invention is to solve the structural problems of the conventional guided weapons using the three wings described above, to provide a guided missile with a folding curved wing that generates less rolling moment and improves maneuverability to improve guided steering performance. It aims to do it.

본 발명은 전술한 과제를 달성하기 위해 다음과 같은 기술적인 구성을 제공한다.The present invention provides the following technical configuration to achieve the above object.

본 발명의 접이식 곡면날개의 일 실시예는, 곡면날개; 상기 곡면날개의 하부에 구비되어 상기 곡면형 날개를 회동가능하게 유도탄에 결합시키는 연결부;를 포함하고, 상기 곡면형 날개는 만곡된 내부를 형성하는 내부면과 외부면을 포함하고, 상기 곡면날개의 상단부는 곡면날개의 상단과 후단을 연결하는 중심선을 중심으로 외부면이 사각으로 절단되어 있는 것을 특징으로 한다. One embodiment of the folding curved wing of the present invention, the curved wing; A connection part provided below the curved wing to couple the curved wing to the missile rotatably; the curved wing includes an inner surface and an outer surface forming a curved interior, and the curved wing The upper end is characterized in that the outer surface is cut in a square around the center line connecting the upper and rear ends of the curved wing.

여기서, 상기 곡면날개의 전단부는 곡면날개의 내부면과 외부면에 대칭적인 형상을 가진다. Here, the front end of the curved blade has a symmetrical shape on the inner surface and the outer surface of the curved blade.

한편, 본 발명의 접이식 곡면날개를 구비한 유도탄은, 원통형 몸체; 상기 몸체의 후방에 구비되는 네개의 접이식 곡면날개;를 포함하고, 상기 네개의 접이식 곡면날개는 상기 원통형 몸체의 축을 중심으로 대칭적으로 장착되는 것을 특징으로 한다. On the other hand, guided missile having a foldable curved wing of the present invention, the cylindrical body; And four foldable curved wings provided at the rear of the body, wherein the four foldable curved wings are symmetrically mounted about an axis of the cylindrical body.

상기 곡면날개는 상기 몸체의 외측면에 회동가능하게 연결되어, 상기 몸체에 밀착된 밀착위치와 상기 몸체에서 펴지는 비행위치로 회동될 수 있다. The curved wing is rotatably connected to the outer surface of the body, it can be rotated to a close position in close contact with the body and the flight position to be extended from the body.

상기 곡면날개의 전단부는 곡면날개의 내부면과 외부면에 대칭적인 형상을 가진다.The front end of the curved wing has a symmetrical shape on the inner and outer surfaces of the curved wing.

상기 곡면날개의 상단부는 곡면날개의 상단과 후단을 연결하는 중심선을 중심으로 대칭적인 단면 형상을 가진다. The upper end of the curved wing has a symmetrical cross-sectional shape about a center line connecting the upper end and the rear end of the curved wing.

보다 상세하게는 상기 곡면날개는 상기 몸체의 둘레를 따라 순차적으로 장착되는 제1날개, 제2날개, 제3날개, 제4날개로 구성되고, 상기 제1날개와 제3날개는 상기 몸체의 축을 중심으로 180°이격된 축대칭적 위치에 장착되고, 상기 제1날개는 상기 제2날개 및 제4날개와 상기 몸체의 축을 중심으로 90°이격된 위치에 장착되는 것을 특징으로 한다. In more detail, the curved wing includes a first wing, a second wing, a third wing, and a fourth wing which are sequentially mounted along the circumference of the body, and the first wing and the third wing are formed in the axis of the body. It is mounted in an axisymmetric position spaced 180 degrees from the center, the first wing is characterized in that the second wing and the fourth wing and the 90 degrees around the axis of the body is characterized in that it is mounted.

한편, 상기 몸체의 전방에 구비되어 유도탄의 방향을 조종하는 네개의 카나드;를 더 포함된다. Meanwhile, four canads provided at the front of the body to control the direction of the missile are further included.

상기 네개의 카나드는 상기 원통형 몸체의 축을 중심으로 대칭적으로 장착되되, 상기 각각의 카나드는 상기 각각의 곡면날개와 동일선상에 정렬된다. The four canads are symmetrically mounted about an axis of the cylindrical body, with each canad aligned with the respective curved wing.

본 발명은 접이식 곡면날개를 중심축에 대해 대칭적으로 장착하여 롤링 모멘트를 감소시킨다. 그에 따라 유도탄이 비행시 불필요한 롤 제어를 위해 조종날개인 카나드를 사용하는 것을 방지할 수 있어서 유도 조종 효율이 향상되는 공력특성을 가지게 한다.The present invention reduces the rolling moment by mounting the foldable curved wing symmetrically about the central axis. Accordingly, it is possible to prevent the guided missile from using a canad, which is a control blade, for unnecessary roll control in flight, thereby having an aerodynamic characteristic that improves guided steering efficiency.

또한, 본 발명은 네 개의 작은 곡면날개를 사용하여 유도탄에 작용되는 공기에 의한 압력의 중심이 세 개의 날개보다 전방으로 이동하게 된다. 그에 따라 유도탄의 정적 안정성이 감소되어 높은 기동성을 확보할 수 있다.In addition, the present invention uses the four small curved wings to move the center of pressure by the air acting on the missile to move forward than the three wings. Accordingly, the static stability of the missile can be reduced to ensure high maneuverability.

도 1은 본 발명의 유도탄의 외관을 개략적으로 보여주는 개략도.
도 2는 본 발명의 접이식 곡면날개의 사시도.
도 3은 도 2의 접이식 곡면날개의 측면도.
도 4는 도 3의 접이식 곡면날개의 부분 단면도.
도 5는 본 발명의 유도탄의 정면에서 바라본 접이식 곡면날개와 카나드의 배열을 보여주는 정면도.
도 6은 유도탄에 사용되는 다양한 접이식 날개의 마하수에 따른 압력 중심의 변화를 보여주는 그래프.
도 7은 조종날개인 카나드의 변위각이 없을 경우 롤링 모멘트의 변화를 보여주는 그래프.
도 8은 조종날개인 카나드의 피치 변위각 5°일 경우의 롤링 모멘트 변화를 보여주는 그래프.
도 9는 받음각 0°에서 마하수에 따른 롤링 모멘트 변화를 보여주는 그래프.1 is a schematic view showing the appearance of the missile of the present invention.
Figure 2 is a perspective view of the folding curved wing of the present invention.
3 is a side view of the folding curved wing of FIG.
4 is a partial cross-sectional view of the folding curved blade of FIG.
Figure 5 is a front view showing the arrangement of the folding curved wing and canard viewed from the front of the missile missile of the present invention.
Figure 6 is a graph showing the change in the center of pressure according to the Mach number of the various foldable wings used in guided missiles.
Figure 7 is a graph showing the change in the rolling moment when there is no displacement angle of the canard as a steering blade.
8 is a graph showing a change in rolling moment when the pitch displacement angle of the control blade canad 5 °.
9 is a graph showing the rolling moment change with Mach number at the attack angle of 0 °.

이하에서는 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 일 실시예를 통해 본 발명을 실시하기 위한 구체적인 내용에 대해서 설명한다.
Hereinafter, with reference to the accompanying drawings will be described a specific content for practicing the present invention through an embodiment of the present invention.

본 발명의 접이식 곡면날개를 구비한 유도탄(10)은 원통형 몸체(20), 상기 몸체의 후방에 구비되는 네개의 접이식 곡면날개(30)를 포함하고, 상기 네개의 접이식 곡면날개(30)는 상기 원통형 몸체의 축을 중심으로 대칭적으로 장착되는 것을 특징으로 한다.Guided missile 10 having a foldable curved wing of the present invention includes a cylindrical body 20, four foldable curved wings 30 provided at the rear of the body, the four foldable curved wings 30 are It is characterized by being mounted symmetrically about the axis of the cylindrical body.

도 1은 본 발명의 유도탄을 개략적으로 보여준다. 도 1에서는 개략적으로 유도탄을 보여주기 위해 접이식 곡면날개(30)를 곡면으로 도시하지는 않았다.Figure 1 shows schematically the missile of the present invention. In FIG. 1, the curved curved wing 30 is not illustrated as a curved surface to schematically show the missile.

유도탄(10)은 원통형 몸체(20)를 구비하고 있으며, 전방에 탐색기(50)를 구비하고 있으며, 후방에 추진체(60)가 구비된다. 상기 원통형 몸체(20) 내부에는 추진연료(미도시)가 채워진다.The missile 10 has a cylindrical body 20, has a searcher 50 at the front, and a propellant 60 at the rear. Propellant fuel (not shown) is filled in the cylindrical body 20.

상기 유도탄(10)의 전방에는 복수개의 카나드(40)가 원통형 몸체의 둘레를 따라 장착된다. 유도탄을 조종하는 방법에는 날개를 이용하는 방법과 추진기관에서 발생하는 분사가스의 힘으로 조종하는 방법이 있는데, 날개를 이용하는 방법을 공력제어라고 하며, 대부분의 중·단거리용 유도탄의 방식으로 채택되고 있다. 이러한 공력제어의 일종으로 카나드 제어 방식이 있다. 카나드는 유도탄의 전방에 설치되는 작은 날개를 말하며, 이를 이용한 공력제어는 좌우 방향전환이 용이하고 기동성이 양호하며, 유도 조종장치와 구동장치를 유도탄 전방에 함께 설치할 수 있으므로 장착이 수월한 장점이 있다.In front of the missile 10, a plurality of canards 40 are mounted along the circumference of the cylindrical body. There are two methods of maneuvering guided missiles: the use of a wing and the control of the injection gas generated from a propulsion engine. The method of using a wing is called aerodynamic control. . One kind of aerodynamic control is a canard control method. Canard refers to a small wing installed in the front of the missile, the aerodynamic control using it is easy to change the left and right direction, the maneuverability is good, and can be installed in the front of the guided missile and the driving device together because it is easy to install.

상기 유도탄은 원통형 발사관에 장입되어 있다가 발사된다. 따라서, 원통형 발사관에 유도탄이 효율적으로 장입된 후 발사되기 위해서는 유도탄의 날개가 접히는 구조를 가지는 것이 바람직하다. 본 발명의 경우, 전술한 카나드(40)와 후술할 곡면날개(30)는 발사관에서 유도탄이 발사된 후 펴지는 구조를 가진다.The missile is loaded into a cylindrical launch tube and then fired. Therefore, it is preferable to have a structure in which the wing of the guided missile is folded in order for the guided missile to be loaded into the cylindrical launch tube efficiently. In the case of the present invention, the above-described canard 40 and the curved wing 30 to be described later has a structure that is unfolded after the missile is launched from the launch tube.

접이식 곡면날개는 발사관의 내부에서 외부의 진동이나 충격에 의해 발사관이나 유도탄에 결함이 생기지 않게 하기 위하여 곡선형 날개형태를 가진다. 도 2와 도 3은 이러한 곡면날개를 보여준다. The foldable curved wing has a curved wing shape to prevent defects in the launch tube or missile due to external vibrations or impacts inside the launch tube. 2 and 3 show this curved wing.

상기 곡면날개(30)는 상기 원통형 몸체(20)의 외측면에 회동가능하게 연결되어, 상기 몸체에 밀착된 밀착위치와 상기 몸체에서 펴지는 비행위치로 회동될 수 있다. 도 1은 비행위치에서의 유도탄을 보여준다.The curved wing 30 is rotatably connected to the outer surface of the cylindrical body 20, it can be rotated to a close position in close contact with the body and the flight position to be extended from the body. 1 shows a missile at the flight position.

상기 접이식 곡면날개(30)는 상기 몸체의 후방에 구비되는데, 본 실시예에서는 네 개가 구비된다. 즉, 네 개의 접이식 곡면날개(30)는 상기 원통형 몸체의 축을 중심으로 대칭적으로 장착된다. 도 5에서는 이렇게 장착된 네 개의 접이식 곡면날개(30)를 보여준다. The folding curved wing 30 is provided at the rear of the body, four in this embodiment is provided. That is, four folding curved wings 30 are symmetrically mounted about the axis of the cylindrical body. 5 shows four folding curved wings 30 mounted in this way.

도 5를 참고하면, 보다 상세하게는 상기 곡면날개(30)는 상기 몸체의 둘레를 따라 순차적으로 장착되는 제1날개(30a), 제2날개(30b), 제3날개(30c), 제4날개(30d)로 구성되고, 상기 제1날개(30a)와 제3날개(30c)는 상기 몸체의 축을 중심으로 180°이격된 대칭적 위치에 장착된다. 또한, 상기 제1날개(30a)는 상기 제2날개(30b) 및 제4날개(30d)와 상기 몸체의 축을 중심으로 90°이격된 위치에 장착되어 있다. Referring to FIG. 5, in more detail, the curved wing 30 may include a first wing 30a, a second wing 30b, a third wing 30c, and a fourth which are sequentially mounted along the circumference of the body. Consists of a wing 30d, the first wing 30a and the third wing 30c are mounted in a symmetrical position spaced 180 ° about the axis of the body. In addition, the first wing 30a is mounted at a position spaced 90 ° about the axis of the body and the second wing 30b and the fourth wing 30d.

한편, 상기 몸체의 전방에는 유도탄의 방향을 조종하는 카나드(40)가 구비되어 있는데, 본 실시예에서 상기 카나드도 상기 몸체의 둘레를 따라 네 개가 구비된다. 도 5에는 이러한 네 개의 카나드(40)가 몸체에 장착된 상태를 보여준다.On the other hand, the front of the body is provided with a canard 40 for controlling the direction of the guided missile, in this embodiment four canads are provided along the circumference of the body. 5 shows a state in which these four canards 40 are mounted to the body.

여기서, 상기 네개의 카나드는 전술한 곡면날개와 같이 상기 원통형 몸체의 축을 중심으로 대칭적으로 장착되되, 상기 각각의 카나드(40a,40b,40c,40d)는 대응되는 각각의 곡면날개(30a,30b,30c,30d)와 동일선상에 정렬된다. 도 5에는 카나드와 곡면날개가 정렬된 상태를 보여준다.Here, the four canads are symmetrically mounted about the axis of the cylindrical body like the above-described curved wings, and each canad 40a, 40b, 40c, 40d is corresponding to each curved wing 30a, 30b. And 30c, 30d). 5 shows the canad and the curved wings are aligned.

도 6 내지 도 9는 본 실시예에서와 같이 네 개의 접이식 곡면날개를 대칭적으로 사용한 효과를 대칭적으로 사용하지 않은 경우와 대비한 효과를 보여준다.6 to 9 show an effect in contrast with the case in which the symmetrical use of the four folding curved wings symmetrically as in this embodiment.

도 6은 비대칭적인 3개의 접이식 곡면날개를 사용하는 경우와의 대비 및 4개의 직선날개를 사용하는 경우와의 대비를 보여준다. 도 4에서는 유도탄의 무게 중심(Xcg)에 대한 상대적인 유도탄의 압력중심(Xcp)의 위치를 보여준다. 유도탄의 무게중심(Xcg)는 추진연료가 소모될수록 유도탄의 전방으로 이동하게 된다. 압력중심(Xcp)는 곡면날개에 작용하는 공기에 의한 압력의 중심을 보여준다. 도 4에서 볼 수 있듯이, 4개의 접이식 곡면날개를 사용하는 경우가 3개의 접이식 곡면날개를 사용하는 경우보다 압력중심이 무게중심에 가까운 유도탄의 전방에 형성됨을 알 수 있다. 이는 3개의 날개를 사용하는 경우가 4개의 날개를 사용하는 경우보다 개개의 날개의 표면적 또는 스팬 면적이 넓어져서 압력중심이 날개가 있는 유도탄의 후방에 형성되기 때문이다. 압력중심이 유도탄의 전방으로 이동함에 따라 유도탄은 정적 안정성이 감소되는 특성을 보여준다. 이는 감소된 정적 안정성만큼 유도탄이 높은 기동성을 확보할 수 있도록 하는 효과를 발생시킨다. 도 6에서 4개의 직선날개를 사용하는 경우도 보여준다. 이러한 경우 압력중심의 위치가 곡면날개를 사용하는 경우보다 유도탄의 전방에 형성된다. 따라서, 높은 기동성을 확보한다는 측면에서는 직선날개를 사용하는 것이 더 효율적일 수 있으나, 전술한 바와 같이 유도탄이 원통형 발사관에서 발사되는 점을 고려한다면, 직선날개보다는 곡면날개가 보다 효율적이다.Figure 6 shows the contrast with the case of using three asymmetrically curved curved wings and the case of using four straight wings. Figure 4 shows the position of the pressure center (Xcp) of the missile relative to the center of gravity (Xcg) of the missile. The center of gravity of the guided missile (Xcg) moves forward of the missile as the fuel is consumed. The center of pressure (Xcp) shows the center of pressure by the air acting on the curved wing. As can be seen in Figure 4, it can be seen that the case of using four folding curved wings is formed in the front of the missile near the center of gravity than the case of using three folding curved wings. This is because the use of three wings increases the surface area or span area of each wing than the case of using four wings, so that a pressure center is formed behind the winged missile. As the center of pressure moves forward of the missile, the missile shows a decrease in static stability. This has the effect of allowing the missile to achieve high maneuverability as well as reduced static stability. In FIG. 6, four straight wings are used. In this case, the position of the pressure center is formed in front of the missile rather than using the curved wing. Therefore, in terms of securing high maneuverability, it may be more efficient to use a straight wing. However, considering the fact that the missile is launched from a cylindrical launch tube as described above, the curved wing is more efficient than the straight wing.

도 7과 도 8에서는 조종날개인 카나드의 변위각에 따른 유도탄의 롤링 모멘트 계수를 비교하고 있다. 도 7은 조종날개의 변위각이 없을 경우를 보여주는데, 대칭적인 4개의 곡면날개를 사용하는 경우가 비대칭적인 3개의 곡면날개를 사용하는 경우보다 롤링모멘트 계수가 작음을 알 수 있다. 도 8도 마찬가지로, 조종날개의 피치 변위각이 5°인 경우를 보여주는데, 대칭적인 4개의 곡면날개를 사용하는 경우가 비대칭적인 3개의 곡면날개를 사용하는 경우보다 롤링모멘트 계수가 작음을 알 수 있다. 즉, 대칭적인 4개의 접이식 곡면날개를 사용하는 경우 롤링모멘트가 작아지는 것을 확인할 수 있다.7 and 8 compare the rolling moment coefficients of guided missiles according to the displacement angle of the canard, which is a steering blade. FIG. 7 shows a case in which there is no displacement angle of the steering blade. It can be seen that the rolling moment coefficient is smaller in the case of using four symmetrical curved blades than in the case of using three asymmetric curved blades. 8 also shows a case in which the pitch displacement angle of the steering blade is 5 °, and the rolling moment coefficient is smaller in the case of using four symmetrical curved blades than in the case of using three asymmetric curved blades. . That is, when using four symmetrically curved curved wings can be seen that the rolling moment is reduced.

도 9는 받음각 0°인 경우 마하수에 따른 롤링 모멘트 계수의 변화를 비교하고 있다. 도 9에서 볼 수 있듯이, 비대칭적인 3개의 곡면날개를 사용하는 경우보다 대칭적인 4개의 곡면날개를 사용하는 경우가 마하수에 따른 롤링 모멘트 변화가 작은 것을 알 수 있다.9 compares the change of the rolling moment coefficient according to the Mach number when the angle of attack is 0 °. As can be seen in Figure 9, it can be seen that the use of four symmetrical curved wings than the case of using three asymmetric curved wings, the rolling moment change according to the Mach number is smaller.

도 7 내지 도 9의 결과를 참고하면, 대칭적인 곡면날개를 사용하는 것이 비대칭적인 곡면날개를 사용하는 것보다 롤링 모멘트가 작고, 변화도 작음을 알 수 있다. 이러한 공력 특성을 가지는 본 실시예에 의해 유도탄은 비행시 롤링모멘트가 감소되는 효과를 가지게 되고, 불필요한 롤 제어를 위해 조종날개를 사용하여야 하는 비효율을 방지할 수 있다. 나아가, 카나드를 대칭적인 곡면날개와 정렬되도록 하여 이러한 롤 발생을 더욱 감소시키게 된다.Referring to the results of FIGS. 7 to 9, it can be seen that using a symmetrical curved wing has a smaller rolling moment and a smaller change than using an asymmetric curved wing. By this embodiment having such aerodynamic characteristics, the missile has the effect of reducing the rolling moment during flight, it is possible to prevent the inefficiency of using the steering blade for unnecessary roll control. Furthermore, the canard is aligned with the symmetrical curved wings to further reduce this roll generation.

한편, 전술한 롤링 모멘트 감소 효과를 더욱 극대화 시키기 위해, 곡면날개의 단면도 대칭적으로 형성된다. 도 2는 곡면날개의 내측과 외측을 개략적으로 보여주는 사시도이다. 도 2를 참고하면, 곡면날개(30)는 만곡된 내부를 형성하는 내부면(32)과 외부를 형성하는 외부면(33)을 구비하고 있으며, 하측에 몸체에 연결되는 연결부(31)를 구비하고 있다. 전방인 유도탄의 진행방향측에는 내부면과 외부면의 경계지점에 전단부(34)가 형성되어 있고, 측면방향에 상단부(35)가 형성되어 있다. 여기서 경계지점에 날이 형성된 부분은 유도탄의 진행방향에 따라 공기와 접촉되어 날개에 외력이 작용될 수 있는 전방과 측면에 해당된다.On the other hand, in order to further maximize the above-described rolling moment reduction effect, the cross section of the curved wing is formed symmetrically. Figure 2 is a perspective view schematically showing the inside and the outside of the curved wing. Referring to FIG. 2, the curved wing 30 has an inner surface 32 that forms a curved interior and an outer surface 33 that forms an exterior, and has a connecting portion 31 connected to a body at a lower side thereof. Doing. A front end portion 34 is formed at a boundary point between the inner surface and the outer surface of the guided missile, which is forward, and an upper end portion 35 is formed in the lateral direction. Here, the blades formed at the boundary points correspond to the front and the side where the external force can be applied to the wing in contact with the air according to the direction of the missile.

도 3은 곡면날개의 상단부(35) 부분을 보여준다. 도 3의 좌측은 상단부의 단면을 보여주며, 곡면을 따라 형성된 중심선(A)를 기준으로 측면날의 외측(35a)은 원통형 발사관에 유도탄이 장착되어 운용될 때, 진동에 의해 발사관 내부 및 날개 끝의 손상을 방지하기 위하여 날개 외부면을 사각으로 절단하였다. 3 shows a portion of the upper end 35 of the curved wing. The left side of Figure 3 shows a cross-section of the upper portion, the outer side 35a of the side blades based on the center line (A) formed along the curved surface when the guided missile is mounted and operated in the cylindrical launch tube, the inside of the launch tube and the wing tip by vibration The outer surface of the wing was cut square to prevent damage.

도 4는 곡면날개의 전단부(34) 부분을 보여준다. 전단부의 양측(34a,34b)은 곡면날개의 내부면과 외부면에 대칭적인 형상을 가진다. 이는 유도탄의 진행에 따라 곡면날개와 접촉되는 공기에 의해 형성되는 외력에 의해 롤링의 발생을 최소화시키기 위해 대칭적인 형상을 가지도록 형성한 것이다.
4 shows the front end portion 34 of the curved wing. Both sides 34a and 34b of the front end portion have a symmetrical shape on the inner and outer surfaces of the curved wing. This is formed to have a symmetrical shape in order to minimize the occurrence of rolling due to the external force formed by the air in contact with the curved wing as the missile proceeds.

이상 첨부도면을 참조하여 본 발명의 양호한 실시예에 대하여 설명하였지만, 본 발명의 권리범위는 그러한 실시예 및/또는 도면에 제한되는 것으로 해석되어서는 아니되고 후술하는 특허청구범위에 기재된 사항에 의하여 결정된다. 그리고 특허청구범위에 기재되어 있는 발명의 당업자에게 자명한 개량, 변경, 수정 등도 본 발명의 권리범위에 포함된다는 점이 명백하게 이해되어야 한다. Although the preferred embodiments of the present invention have been described above with reference to the accompanying drawings, the scope of the present invention is not to be construed as limited to such embodiments and / or drawings, and is determined by the matters set forth in the claims below. do. In addition, it should be clearly understood that improvements, changes, modifications, and the like apparent to those skilled in the art described in the claims are included in the scope of the present invention.

10 : 유도탄 20 : 몸체
30 : 접이식 곡면날개 40 : 카나드
50 : 탐색기 60 : 추진체10: guided missile 20: body
30: curved surface wing 40: canard
50: Explorer 60: Propellant

Claims (8)

삭제delete 삭제delete 원통형 발사관에 장입 가능하도록 원통형으로 형성되는 몸체;
상기 몸체의 후방에 구비되며, 서로 대칭적으로 배치되도록 상기 몸체의 축을 중심으로 90°이격된 위치마다 장착되는 네 개의 접이식 곡면날개;를 포함하고,
각각의 상기 접이식 곡면날개는,
상기 접이식 곡면날개의 하부에 구비되어 상기 곡면날개를 회동가능하게 상기 몸체에 결합시키는 연결부;
만곡된 내부를 형성되는 내부면과 외부면;
진동에 의해 상기 원통형 발사관의 내부 및 상기 접이식 곡면날개 끝의 손상을 방지하도록 상기 접이식 곡면날개의 상단과 후단을 연결하는 중심선을 중심으로 상기 외부면이 사각으로 절단된 상단부; 및
상기 곡면날개와 접촉되는 공기에 의해 형성되는 외력에 의한 롤링의 발생을 제한하도록 양측이 절단되어 상기 내부면과 외부면에 대칭적인 형상을 가지는 전단부;를 포함하는 것을 특징으로 하는,
접이식 곡면날개를 구비한 유도탄.
A body formed in a cylindrical shape so as to be loaded into the cylindrical launch tube;
Included at the rear of the body, four foldable curved wings are mounted in each position spaced 90 ° about the axis of the body so as to be symmetrically disposed with each other;
Each of the folding curved wings,
A connection part provided at a lower portion of the foldable curved wing to couple the curved wing to the body rotatably;
An inner surface and an outer surface forming a curved interior;
An upper end of which the outer surface is cut in a square with a center line connecting the upper end and the rear end of the folding curved wing to prevent damage to the inside of the cylindrical launch tube and the end of the folding curved wing by vibration; And
It characterized in that it comprises a; front end having a symmetrical shape on the inner surface and the outer surface is cut on both sides to limit the occurrence of rolling due to the external force formed by the air in contact with the curved wing;
Guided missile with foldable curved wings.
제3항에 있어서,
상기 곡면날개는 상기 몸체의 외측면에 회동가능하게 연결되어, 상기 몸체에 밀착된 밀착위치와 상기 몸체에서 펴지는 비행위치로 회동될 수 있는 것을 특징으로 하는,
접이식 곡면날개를 구비한 유도탄.
The method of claim 3,
The curved wing is rotatably connected to the outer surface of the body, it can be rotated to a close position in close contact with the body and the flight position to be extended from the body,
Guided missile with foldable curved wings.
삭제delete 삭제delete 제3항 또는 제4항에 있어서,
상기 곡면날개는 상기 몸체의 둘레를 따라 순차적으로 장착되는 제1날개, 제2날개, 제3날개, 제4날개로 구성되고,
상기 제1날개와 제3날개는 상기 몸체의 축을 중심으로 180°이격된 대칭적 위치에 장착되고, 상기 제1날개는 상기 제2날개 및 제4날개와 상기 몸체의 축을 중심으로 90°이격된 위치에 장착되는 것을 특징으로 하는,
접이식 곡면날개를 구비한 유도탄.
The method according to claim 3 or 4,
The curved wing is composed of a first wing, a second wing, a third wing, a fourth wing which is sequentially mounted along the circumference of the body,
The first and third wings are mounted in a symmetrical position spaced 180 ° about the axis of the body, and the first wing is 90 ° about the axis of the second and fourth wings and the body. Characterized in that it is mounted in position,
Guided missile with foldable curved wings.
제3항에 있어서,
상기 몸체의 전방에 구비되어 유도탄의 방향을 조종하는 네 개의 카나드;를 더 포함하고,
상기 네 개의 카나드는 상기 원통형 몸체의 축을 중심으로 대칭적으로 장착되되, 상기 각각의 카나드는 상기 각각의 곡면날개와 동일선상에 정렬되는 것을 특징으로 하는,
접이식 곡면날개를 구비한 유도탄.
The method of claim 3,
Four canads provided at the front of the body to steer the direction of the missile; further includes,
The four canads are symmetrically mounted about an axis of the cylindrical body, wherein each canad is aligned with the respective curved wings.
Guided missile with foldable curved wings.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2809446C1 (en) * 2023-05-02 2023-12-11 Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" имени А.Н. Ганичева" Supersonic spin-stabilized missile

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101616373B1 (en) * 2016-02-15 2016-04-28 국방과학연구소 Bending type control wing of missile
KR102105107B1 (en) * 2018-04-13 2020-05-29 백민형 Flying Apparatus using Propellers

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4165847A (en) 1976-06-25 1979-08-28 Societe Europeenne De Propulsion Tail unit for a missile
JPH05157497A (en) * 1991-12-06 1993-06-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Flying object
US20040217227A1 (en) 2001-05-08 2004-11-04 Michael Alculumbre Cartridge with fin deployment mechanism
US7004425B2 (en) * 2002-02-07 2006-02-28 Diehl Munitionssysteme Gmbh & Co. Kg Flying body for firing from a tube with over-caliber stabilizers

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4165847A (en) 1976-06-25 1979-08-28 Societe Europeenne De Propulsion Tail unit for a missile
JPH05157497A (en) * 1991-12-06 1993-06-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Flying object
US20040217227A1 (en) 2001-05-08 2004-11-04 Michael Alculumbre Cartridge with fin deployment mechanism
US7004425B2 (en) * 2002-02-07 2006-02-28 Diehl Munitionssysteme Gmbh & Co. Kg Flying body for firing from a tube with over-caliber stabilizers

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2809446C1 (en) * 2023-05-02 2023-12-11 Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" имени А.Н. Ганичева" Supersonic spin-stabilized missile

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