KR101378846B1

KR101378846B1 - 부가 하중이 고려된 발사체 사출 메커니즘 사출성능 분석 방법

Info

Publication number: KR101378846B1
Application number: KR1020130105363A
Authority: KR
Inventors: 박철현; 하재훈; 김일수
Original assignee: 국방과학연구소
Priority date: 2013-09-03
Filing date: 2013-09-03
Publication date: 2014-03-27

Abstract

본 발명의 부가 하중이 고려된 발사체 사출 메커니즘 사출성능 분석 방법에서는 발사체(1)가 수용된 발사관(10)을 제1챔버(20)와 제2챔버(30)로 구분하고, 상기 발사체(1)의 사출 시 상기 제1챔버(20)와 상기 제2챔버(30)에서 생성되는 조건이 부가하중이 고려되어 물리적으로 정의되며, 물리적인 정의의 수식표현에 의해 수학적 모델링되어 부가하중기반 사출 미케니즘의 설계 파라미터들이 정해지고, 설계 파라미터들이 GGMLsim(Gas Generator Missile Launcher Simulator)프로그램에 구축된 성능 분석 프로그램의 입력 조건으로 적용됨으로써 GGMLsim(Gas Generator Missile Launcher Simulator)이 계산량이 많은 유동해석 코드 대신 경험식(empirical equation)으로 발사체 사출 메커니즘 성능 분석이 수행될 수 있고, 특히 사출 메커니즘의 성능해석이 부가 하중을 고려한 결과로 획득되면서도 해석 시간 단축과 함께 설계 파라미터의 용이한 분석도 가능한 특징을 갖는다.

Description

부가 하중이 고려된 발사체 사출 메커니즘 사출성능 분석 방법{Ejecting Performance Analysis Method using Object Ejection Mechanism added Load}

본 발명은 발사체 사출 메커니즘 분석에 관한 것으로, 특히 발사체 사출 메커니즘의 성능 분석 시 부가 하중 모델링을 구현한 GGMLsim(Gas Generator Missile Launcher Simulator)을 통하여 발사체 사출 메커니즘의 성능 해석을 수행될 수 있는 사출성능 분석 방법에 관한 것이다.

일반적으로 미사일이나 유도탄과 같은 발사체가 발사관을 이용해 발사될 경우 크게 두가지 방식으로 발사된다.

예를 들어 발사관 내부에서 부스터를 점화함으로써 자체 추력으로 발사되는 핫 런치(Hot Launch)방식과, 발사관 내부에 설치되어 있는 사출장치에 의해 발사되는 콜드 런치(Cold Launch) 방식이 있다.

특히, 콜드 런치 방식을 이용한 미사일 발사 시 발사관으로부터 안정적으로 발사되어 적정 높이까지 상승시키기 위한 성능 분석이 필수적을 요구된다.

이를 위해 발사체 사출 메커니즘의 모델링이 이루어지고, 이를 전용 프로그램인 GGMLsim(Gas Generator Missile Launcher Simulator)에 적용함으로써 발사체 사출 메카니즘에 대한 성능 분석이 이루어진다.

통상, 사출 메커니즘을 정교하게 모델링하기 위해서는 유동해석 코드를 이용해 발사체 사출 메커니즘의 성능 분석이 수행됨으로써 많은 계산량이 요구된다.

따라서, 효율적인 사출 메커니즘의 성능 분석 시에 계산량을 줄이기 위해 사출 메커니즘의 단순화가 필요하다.

국내등록특허 10-0629930(2006년 9월 22일)

통상, 일반적인 사출 메커니즘은 부가하중이 존재하지 않는 경우가 많지만, 특별히 항력(Drag Force)과 같은 부가하중이 고려되는 경우 일반적인 사출 메커니즘에서는 고려되지 않는 부가하중을 모델링하여 해석에 반영해야 실제적인 사출성능 예측 및 분석이 가능하다.

하지만, 부가하중을 유동해석을 통해 반영할 수도 있으나 이는 계산량의 증가로 인해 사출성능의 다양한 분석에 시간이 많이 소요되므로 다양한 설계 변수를 고려한 초기단계의 사출 메커니즘의 설계에는 적절하지 않다.

이에 상기와 같은 단점을 극복하기 위해 발명된 본 발명은 계산량이 많은 유동해석 대신 경험식(empirical equation)을 이용한 부가하중 모델과 단순화된 사출메커니즘의 가스동역학 모델을 결합하여 사출 메커니즘 분석에 활용함으로써 부가하중이 고려된 발사체 사출 메커니즘의 성능 분석 방법을 제공하는데 목적이 있다.

상기와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명의 부가 하중이 고려된 발사체 사출 메커니즘 사출성능 분석 방법은 발사체가 수용된 발사관을 제1챔버와 제2챔버로 구분하고, 상기 발사체의 사출 시 상기 제1챔버와 상기 제2챔버에서 생성되는 조건이 부가하중이 고려되어 물리적으로 정의되며, 물리적인 정의의 수식표현에 의해 수학적 모델링되어 부가하중기반 사출 미케니즘의 설계 파라미터들이 정해지는 단계;

GGMLsim(Gas Generator Missile Launcher Simulator)프로그램에서, 계층 구조의 서브 루틴을 갖는 메인 프로그램, 실행파일, 입출력파일로 구분되어 성능 분석 프로그램이 구축되는 단계;

상기 설계 파라미터들이 상기 성능 분석 프로그램에 적용되어 상기 GGMLsim프로그램이 실행되면, 상기 GGMLsim프로그램은 주어진 입력 조건에 따라 상기 설계 파라미터들이 상기 발사체의 가스발생기 내탄도 설계 데이터나 부가 하중 기반 사출성능 예측 데이터나 부가하중이 존재하는 사출 메카니즘 모델링 해석 데이터로 각각 획득되는 단계; 가 포함된 것을 특징으로 한다.

상기 메인 프로그램은 소스 파일(Source File)과 헤더파일(Header File) 및 인풋파일(Input File)로 구분되고, 상기 서브 루틴은 상기 소스 파일(Source File)과 상기 헤더파일(Header File) 및 상기 인풋파일(Input File)에 각각 계층 구조를 이루는 다수의 서브파일로 이루어진다.

상기 입력 조건이 부가 하중 존재 시 사출장치에 의한 상기 발사체의 최대 가속도와 사출 속도이면, 상기 설계 데이터가 상기 설계 파라미터들로부터 획득된다.

상기 입력 조건이 지상연소 시험에서 얻어진 가스발생기의 추력 선도를 이용하여 부가 하중이 가정된 사출성능 조건이며, 상기 부가 하중 기반 사출성능 예측 데이터가 상기 설계 파라미터들로부터 획득된다.

상기 입력 조건이 사출종합 시험 실시전 부가하중 사출종합성능 조건이면, 부가하중이 존재하는 사출 메카니즘 모델링 해석 데이터가 상기 설계 파라미터들로부터 획득된다.

상기 데이터에는 BT(Burning Thickness)-T(Time)선도, BV(Burning Velocity)-T(Time)선도, BA(Burning Area)-T(Time)선도, P1(Pressure)-T(Time)선도, Vob(Velocity)-T(Time)선도, Aob(Acceleration)-T(Time)선도, P2(Pressure)-T(Time)선도, T2(Pressure)-T(Time)선도가 포함된다.

상기 발사체의 가스발생기 내탄도 설계 데이터, 상기 부가 하중 기반 사출성능 예측 데이터, 상기 부가하중이 존재하는 사출 메카니즘 모델링 해석 데이터중 어느 하나가 획득되면, 획득된 데이터가 상기 GGMLsim프로그램의 업그레이드에 이용되는 단계; 가 더 포함된다.

상기 GGMLsim프로그램의 업그레이드는 상기 입력조건의 보정이 요구될 때 이루어진다.

이러한 본 발명은 기존의 부가하중이 고려되지 않은 사출 메커니즘 분석 방법에 부가하중의 모델링을 추가하여 GGMLsim(Gas Generator Missile Launcher Simulator)의 사용성을 확장된 분석 도구로 전환하는 효과가 있다.

또한, 본 발명은 GGMLsim(Gas Generator Missile Launcher Simulator)이 계산량이 많은 유동해석 코드 대신 경험식(empirical equation)을 이용하여 부가 하중 모델링으로 구현된 발사체 사출 메커니즘의 성능 분석이 이루어짐으로써 해석 시간 단축과 함께 설계 파라미터의 용이한 분석이 가능하고, 특히 사출성능 시험을 통해 얻어진 각종 실험 계수 값을 보정함으로써 사출 시험의 횟수를 줄이는 효과가 있다.

또한, 본 발명은 발사체 사출 메커니즘의 성능 분석이 부가하중을 고려하여 수행됨으로써 발사체의 최대 가속도와 사출 속도 조건을 만족시키는 가스발생기의 내탄도 설계가 가능한 효과가 있다.

또한, 본 발명은 발사체 사출 메커니즘의 성능 분석이 부가하중을 고려하여 수행됨으로써 지상연소 시험에서 얻어진 가스발생기의 추력 선도를 이용한 부가 하중 가정과 그에 따른 사출성능 예측도 가능한 효과가 있다.

또한, 본 발명은 발사체 사출 메커니즘의 성능 분석이 부가하중을 고려하여 수행됨으로써 사출종합시험을 실시하기 전에 성능 분석된 모델링 결과로부터 사출 성능을 예측할 수 있고, 특히 사출종합시험의 시험결과에 대한 비교 및 분석이 가능한 효과가 있다.

도 1은 본 발명에 따른 부가 하중이 고려된 발사체 사출 메커니즘 사출성능 분석 방법의 동작 흐름도이고, 도 2는 본 발명에 따른 부가 하중을 고려한 사출 메커니즘의 개념 및 수학적 모델링의 예이며, 도 3,4는 본 발명에 따른 GGMLsim(Gas Generator Missile Launcher Simulator)프로그램의 메인 프로그램 과 서브 서브 프로그램 코드의 예이고, 도 5는 본 발명에 따른 GGMLsim(Gas Generator Missile Launcher Simulator)프로그램의 사출 메커니즘의 성능 해석 프로그램 플로우 차트의 예이며, 도 6은 본 발명에 따른 GGMLsim(Gas Generator Missile Launcher Simulator)프로그램의 실행 파일의 예이고, 도 7은 본 발명에 따른 GGMLsim(Gas Generator Missile Launcher Simulator)프로그램의 입출력 파일 형태와 해석 과정의 예이며, 도 8 및 9는 본 발명에 따른 GGMLsim(Gas Generator Missile Launcher Simulator)프로그램의 해석결과 데이터의 예이다.

이하 본 발명의 실시예를 첨부된 예시도면을 참조로 상세히 설명하며, 이러한 실시예는 일례로서 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으므로, 여기에서 설명하는 실시예에 한정되지 않는다.

도 1은 본 실시예에 따른 부가 하중이 고려된 발사체 사출 메커니즘 사출성능 분석 방법의 동작 흐름을 나타낸다.

S10에서 발사체 사출성능분석이 실행되면, S20과 같이 GGMLsim(Gas Generator Missile Launcher Simulator)프로그램이 가동되고, GGMLsim에는 S20-1의 수학적 모델링기반 부가 하중 성능 분석 프로그램 코드, S20-2의 성능 분석 프로그램 플로우 차트, S20-3의 성능 분석 실행파일이 포함된다.

S20-1의 수학적 모델링기반 부가 하중 성능 분석 프로그램 코드는 도 2, 3,4를 통해 예시된다.

도 2는 부가 하중기반 수학적 모델링 예로서, 도시된 바와 같이 발사체(1)의 사출은 발사관(10)에 발사체(1)가 수용된 상태에서 이루어지는 사출 미케니즘이다. 상기 제1챔버(20)에서 정의된 제1챔버 모델링수식(20-1)과 제2챔버(30)에서 정의된 제2챔버 모델링수식(30-1)의 예로서, 제1챔버 모델링수식(20-1)과 제2챔버 모델링수식(30-1)에서 물리적으로 정의된다.

그러므로, 발사체(1)가 수용된 발사관(10)을 제1챔버(20)와 제2챔버(30)로 구분하고, 상기 발사체(1)의 사출 시 상기 제1챔버(20)와 상기 제2챔버(30)에서 생성되는 조건이 부가하중이 고려되어 물리적으로 정의되며, 물리적인 정의의 수식표현에 의해 수학적 모델링되어 부가하중기반 사출 미케니즘의 설계 파라미터들이 정해진다.

여기서 물리적으로 정의된 각 수학식은 부가 하중 존재 시 사출장치에 의한 발사체의 최대 가속도와 사출 속도 조건을 만족시키는 가스발생기의 내탄도 설계 기법에 적용되거나, 지상연소 시험에서 얻어진 가스발생기의 추력 선도로부터 부가 하중을 가정하여 사출성능을 예측하는 기법에 적용되거나, 사출종합 시험을 실시하기 전에 부가하중이 존재하는 사출메카니즘의 모델링 해석 기법에 적용되는 주요 설계 파라미터를 의미한다.

도 3은 루틴 프로그램(100)의 예로서, 도시된 바와 같이 루틴 프로그램(100)은 메인 프로그램(200)과 서브 프로그램(300)으로 계층화된다.

일례로, 상기 메인 프로그램(200)은 소스 파일(Source File)(200-1), 헤더파일(Header File)(200-2), 인풋파일(Input File)(200-3)로 구성된다. 상기 서브 프로그램(300)은 제1서브루틴(300-1), 제2서브루틴(300-2), 제3서브루틴(300-3)으로 구성되고, 제1,2,3서브루틴(300-1,300-2,300-3)의 각각은 다수의 서브파일로 이루어진다.

도 4는 메인루틴을 이루는 메인파일(301), 제1서브파일(302), … , 제8서브파일(309)의 예로서, 메인루틴(301)과 서브루틴(302, … ,309)에 대한 각각의 의미는 도 4로 정의된 바와 같다.

S20-2의 성능 분석 프로그램은 도 5를 통해 플로우 차트로 예시된 성능 해석 프로그램(400)과 같으며, 이는 GGMLsim(Gas Generator Missile Launcher Simulator)프로그램에 포함됨으로써 각 단계에서 사용되는 데이터나 수치 값등은 본 실시예에서 구축된 부가 하중기반 수학적 모델링과, 이를 이용한 사출 메카니즘 성능 분석 시 적용되는 조건들로부터 산출된다.

S20-3의 성능 분석 실행파일은 실행파일(500)과 입출력파일(600)로 구분되고, 실행파일(500)은 도 6의 예와 같이 주지의 Visual studio를 이용한 프로그램 실행 파일로 생성되며, 입출력파일(600)은 도 7의 예와 같이 GGMLsim의 입출력 파일 형태로 실행됨을 나타낸다.

다시 도 1에서, S30은 성능 시험 종류에 대한 선택이 이루어지는 단계로서, 이는 S40의 부가 하중의 존재 시 사출장치에 의한 발사체의 최대 가속도와 사출 속도 조건, S50의 지상연소 시험에서 얻어진 가스발생기의 추력 선도를 이용하여 부가 하중이 가정된 사출성능 조건, S60은 사출종합 시험 실시전 부가하중 사출종합성능 조건으로 구분된다.

S40과 S50 및 S60의 조건들이 갖는 각각의 고유 데이터와 고유수치가 GGMLsim프로그램에 주어짐으로써 S41,S51,S61과 같이 GGMLsim프로그램이 실행된다.

이러한 GGMLsim프로그램 실행은 S40과 S50 및 S60의 조건들이 갖는 각각의 고유 데이터와 고유수치가 전술된 메인 프로그램(200), 서브 프로그램(300), 성능 해석 프로그램(400), 실행파일(500), 입출력파일(600)에 적용됨을 의미한다.

그러므로, S41과 S51 및 S61의 GGMLsim프로그램 실행은 각각 S42와 S52 및 S62와 같은 결과로 획득될 수 있다.

S42는 부가 하중이 존재시 사출장치에 의한 발사체의 최대 가속도와 사출 속도 조건에서 획득된 가스발생기의 내탄도 설계 데이터이고, S52는 지상연소 시험에서 얻어진 가스발생기의 추력 선도를 이용하여 부가 하중이 가정된 사출성능 조건에서 획득된 발사체의 사출성능 예측 데이터이며, S62는 사출종합 시험 실시 전 부가하중 사출종합성능 조건에서 획득된 사출종합 시험 예측 데이터이다.

S70은 데이터 비교 및 보정 여부가 판단되는 단계로서, 이는 주어진 조건에 따른 데이터 및 수치값이 정해지고, 이를 적용해 획득된 데이터에 대한 분석을 통해 수행된다.

GGMLsim프로그램 실행으로 획득되는 시험 결과 데이터의 예는 도 8과 도 9 를 통해 예시된다.

도 8은 BT(Burning Thickness)-T(Time)선도(가), BV(Burning Velocity)-T(Time)선도(나), BA(Burning Area)-T(Time)선도(다), P1(Pressure)-T(Time)선도(라)로서, 도 2에 예시된 제1챔버(20)에서 획득되는 데이터 예이다. 도 9는 Vob(Velocity)-T(Time)선도(가), Aob(Acceleration)-T(Time)선도(나), P2(Pressure)-T(Time)선도(다), T2(Pressure)-T(Time)선도(라)로서, 도 2에 예시된 제2챔버(30)에서 획득되는 데이터 예이다.

다시 도 1에서, S80은 GGMLsim프로그램을 업그레이드하는 단계로서, 이는 S70의 체크 결과로 데이터 비교 및 보정이 필요할 경우 수행됨으로써 GGMLsim프로그램이 지속적으로 개선될 수 있다.

특히, GGMLsim프로그램 업그레이드가 이루어짐으로써 비록 실험 계수의 값들이 초기 시험 결과를 바탕으로 튜닝되지만 사출 시험의 횟수가 크게 줄어들 수 있다.

반면, S100은 S70의 체크 결과로 데이터 비교 및 보정이 요구되지 않은 경우로서 데이터의 실 활용을 의미한다. 그러므로, 획득된 데이터는 부가하중 기반 사출 메카니즘 모델링의 주요 설계 파라미터를 정할 수 있다.

일례로, S40의 부가 하중이 존재시 사출장치에 의한 발사체의 최대 가속도와 사출 속도 조건에서 획득된 주요 설계 파라미터를 이용함으로써 부가 하중 존재 시 사출장치에 의한 발사체의 최대 가속도와 사출 속도 조건을 만족시키는 가스발생기의 내탄도 설계 기법에 적용될 수 있다.

또한, S50의 지상연소 시험에서 얻어진 가스발생기의 추력 선도를 이용하여 부가 하중이 가정된 사출성능 조건에서 획득된 주요 설계 파라미터를 이용함으로써 지상연소 시험에서 얻어진 가스발생기의 추력 선도로부터 부가 하중을 가정하여 사출성능을 예측하는 기법에 적용될 수 있다.

그리고, S60의 사출종합 시험 실시전 부가하중 사출종합성능 조건에서 획득된 주요 설계 파라미터를 이용함으로써 사출종합 시험을 실시하기 전에 부가하중이 존재하는 사출메카니즘의 모델링 해석 기법에 적용될 수 있다.

전술된 바와 같이, 본 실시예에 따른 부가 하중이 고려된 발사체 사출 메커니즘 사출성능 분석 방법에서는 발사체(1)가 수용된 발사관(10)을 제1챔버(20)와 제2챔버(30)로 구분하고, 상기 발사체(1)의 사출 시 상기 제1챔버(20)와 상기 제2챔버(30)에서 생성되는 조건이 부가하중이 고려되어 물리적으로 정의되며, 물리적인 정의의 수식표현에 의해 수학적 모델링되어 부가하중기반 사출 미케니즘의 설계 파라미터들이 정해지고, 설계 파라미터들이 GGMLsim(Gas Generator Missile Launcher Simulator)프로그램에 구축된 성능 분석 프로그램의 입력 조건으로 적용됨으로써 GGMLsim(Gas Generator Missile Launcher Simulator)이 계산량이 많은 유동해석 코드 대신 경험식(empirical equation)으로 발사체 사출 메커니즘 성능 분석이 수행될 수 있고, 특히 사출 메커니즘의 성능해석이 부가 하중을 고려한 결과로 획득되면서도 해석 시간 단축과 함께 설계 파라미터의 용이한 분석도 가능하다.

1 : 발사체 10 : 발사관
20 : 제1챔버 20-1 : 제1챔버 모델링수식
30 : 제2챔버 30-1 : 제2챔버 모델링수식
100 : 성능 분석 프로그램 200 : 메인 프로그램
200-1 : 소스 파일(Source File)
200-2 : 헤더파일(Header File)
200-3 : 인풋파일(Input File)
300 : 서브 프로그램 300-1,300-2,300-3 : 제1,2,3 서브루틴
301,...,309 : 제1,...,9 서브파일
400 : 성능 해석 프로그램 500 : 실행파일
600 : 입출력파일

Claims

발사체가 수용된 발사관을 제1챔버와 제2챔버로 구분하고, 상기 발사체의 사출 시 상기 제1챔버와 상기 제2챔버에서 생성되는 조건이 부가하중이 고려되어 물리적으로 정의되며, 물리적인 정의의 수식표현에 의해 수학적 모델링되어 부가하중기반 사출 미케니즘의 설계 파라미터들이 정해지는 단계;
GGMLsim(Gas Generator Missile Launcher Simulator)프로그램에서, 계층 구조의 서브 루틴을 갖는 메인 프로그램, 실행파일, 입출력파일로 구분되어 성능 분석 프로그램이 구축되는 단계;
상기 설계 파라미터들이 상기 성능 분석 프로그램에 적용되어 상기 GGMLsim프로그램이 실행되면, 상기 GGMLsim프로그램은 주어진 입력 조건에 따라 상기 설계 파라미터들이 상기 발사체의 가스발생기 내탄도 설계 데이터나 부가 하중 기반 사출성능 예측 데이터나 부가하중이 존재하는 사출 메카니즘 모델링 해석 데이터로 각각 획득되는 단계;
상기 발사체의 가스발생기 내탄도 설계 데이터, 상기 부가 하중 기반 사출성능 예측 데이터, 상기 부가하중이 존재하는 사출 메카니즘 모델링 해석 데이터중 어느 하나가 획득되면, 획득된 데이터가 상기 GGMLsim프로그램의 업그레이드에 이용되는 단계;가 포함되고,
상기 부가하중기반 사출 미케니즘의 설계 파라미터들이 정해지는 단계, 상기 성능 분석 프로그램이 구축되는 단계, 상기 사출 메카니즘 모델링 해석 데이터로 각각 획득되는 단계, 상기 GGMLsim프로그램의 업그레이드에 이용되는 단계는 GGMLsim(Gas Generator Missile Launcher Simulator)프로그램을 탑재한 컴퓨터에 의해 수행되는 것을 특징으로 하는 부가 하중이 고려된 발사체 사출 메커니즘 사출성능 분석 방법.
청구항 1에 있어서, 상기 메인 프로그램은 소스 파일(Source File)과 헤더파일(Header File) 및 인풋파일(Input File)로 구분되고, 상기 서브 루틴은 상기 소스 파일(Source File)과 상기 헤더파일(Header File) 및 상기 인풋파일(Input File)에 각각 계층 구조를 이루는 다수의 서브파일로 이루어진 것을 특징으로 하는 부가 하중이 고려된 발사체 사출 메커니즘 사출성능 분석 방법.
청구항 1에 있어서, 상기 입력 조건이 부가 하중 존재 시 사출장치에 의한 상기 발사체의 최대 가속도와 사출 속도이면, 상기 설계 데이터가 상기 설계 파라미터들로부터 획득되는 것을 특징으로 하는 부가 하중이 고려된 발사체 사출 메커니즘 사출성능 분석 방법.
청구항 1에 있어서, 상기 입력 조건이 지상연소 시험에서 얻어진 가스발생기의 추력 선도를 이용하여 부가 하중이 가정된 사출성능 조건이며, 상기 부가 하중 기반 사출성능 예측 데이터가 상기 설계 파라미터들로부터 획득되는 것을 특징으로 하는 부가 하중이 고려된 발사체 사출 메커니즘 사출성능 분석 방법.
청구항 1에 있어서, 상기 입력 조건이 사출종합 시험 실시전 부가하중 사출종합성능 조건이면, 부가하중이 존재하는 사출 메카니즘 모델링 해석 데이터가 상기 설계 파라미터들로부터 획득되는 것을 특징으로 하는 부가 하중이 고려된 발사체 사출 메커니즘 사출성능 분석 방법.
청구항 1내지 5항중 어느 한 항에 있어서, 상기 발사체의 내탄도 설계데이터, 상기 부가하중기반 사출성능예측데이터, 상기 부가하중이 존재하는 사출메카니즘 모델링 해석 데이터에는 BT(Burning Thickness)-T(Time)선도, BV(Burning Velocity)-T(Time)선도, BA(Burning Area)-T(Time)선도, P1(Pressure)-T(Time)선도, Vob(Velocity)-T(Time)선도, Aob(Acceleration)-T(Time)선도, P2(Pressure)-T(Time)선도, T2(Pressure)-T(Time)선도가 포함된 것을 특징으로 하는 부가 하중이 고려된 발사체 사출 메커니즘 사출성능 분석 방법.
삭제
청구항 1에 있어서, 상기 GGMLsim프로그램의 업그레이드는 상기 입력조건의 보정이 요구될 때 이루어지는 것을 특징으로 하는 부가 하중이 고려된 발사체 사출 메커니즘 사출성능 분석 방법.