KR101670943B1 - 발사체 커넥터 밸브 시스템 - Google Patents

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Abstract

본 발명은 발사체 커넥터 밸브 시스템에 관한 것으로, 상세하게는 지상에서 발사체로 고압의 연료를 공급시에 발사체모듈과 지상측모듈이 연결부 내부에 밸브부를 구비함으로써 발사체모듈과 지상측모듈이 연결시에 연료가 통과하는 유로가 개방되며 분리시에 자동으로 유로가 차단되는 효과가 있는 것을 특징으로 하는 발사체 커넥터 밸브 시스템에 관한 것이다.

Description

발사체 커넥터 밸브 시스템{Valve connector system of launching vehicle}
본 발명은 발사체 커넥터 밸브 시스템에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 지상에서 발사체로 고압의 연료를 공급시에 발사체모듈과 지상측모듈이 연결부 내부에 밸브부를 구비함으로써 발사체모듈과 지상측모듈이 연결시에 연료가 통과하는 유로가 개방되며 분리시에 자동으로 유로가 차단되는 장치에 관한 것이다.
통상 산업용 가스 주입 배출 분리 밸브의 종래 기술은 고압가스 및 일반 유체에 적용할 수 있도록 구성되어 있으며 각 분리 부분이 체크밸브 형태로 구성되어 있고 분리는 수동으로 분리하도록 구성되어 있다.
또한, 기존의 장치는 고압가스용 주입 배출은 가능하나 이탈시 수동방식으로 이탈되므로 밸브의 신뢰성에 상당한 문제점이 있다.
그리고 로켓에 고압가스를 주입하고 나면 고압가스 및 추진제의 위험성 때문에 사람이 접근할 수 없어 이탈을 수동으로 하는 경우에는 사용할 수 없게 되는 것이므로 통상 사용되는 산업용 밸브는 적용할 수 없는 것이다.
그 일예로서, 동향/연구보고서 "3단형 과학로켓 개발사업(IV)에는 우주발사체의 이륙시 배꼽케이블의 탈락을 설명하고 있다.
상기에 기재된 발사체를 포함하여 일반적으로는 발사체와 발사대의 구조물과의 분리를 위해서 착화기 기폭에 의한 볼트의 파손에 의해 분리되는 분리너트나 분리볼트를 이용하여 배꼽케이블의 연결을 해제하였다.
이러한 경우 인장 볼트를 절단하기 위해서는 착화기에 유발되는 압이 커야하고 볼트의 파단에 의해 유발되는 파이로 충격이 매우 크며, 많은 파편이 발생하게 된다.
또한, 분리너트 또는 분리볼트 외에도 선형화약을 적용하여 분리를 수행하게 되는데, 상기와 같은 방법은 화약에 의해 유발되는 파이로 충격이 매우 크며, 파면이 많이 발생하게 된다.
위와 같은 방법은 큰 파이로충격을 유발하여 발사체나 탑재된 장비의 오작동을 유발할 수 있는 문제점이 있다.
또한, 연료 공급 및 차단시, 많은 장치가 필요함에 따라 발사체의 무게 또한 증가하며, 구성이 복잡해지는 문제점이 있다.
동향/연구보고서 한국항공우주연구원 "3단형 과학로켓 개발사업(IV)"
본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서 본 발명의 목적은, 지상에서 발사체로 고압의 연료를 공급시에 발사체모듈과 지상측모듈이 연결부 내부에 밸브부를 구비함으로써 발사체모듈과 지상측모듈이 연결시에 연료가 통과하는 유로가 개방되며 분리시에 자동으로 유로가 차단되는 발사체 커넥터 밸브 시스템을 제공하는 것이다.
본 발명의 일 실시예에 따른 발사체 커넥터 밸브 시스템은 발사체몸체;와 상기 발사체몸체 내부에 구비되는 밸브부;를 포함하는 발사체모듈; 및 상기 발사체모듈과 결합 및 분리되되, 내부에 연료가 통과되는 공간부가 형성된 지상측모듈;을 포함하되, 상기 지상측모듈의 내부는 상기 밸브부와 맞닿는 지지부;가 구비됨에 따라 상기 밸브부 일단이 상기 지지부 타단에 밀착되면 상기 발사체몸체 내부로 연료가 통과하는 유로가 형성되는 것을 특징으로 한다.
상기 발사체몸체는 내부가 빈 원통형으로 형성되되, 내측면이 단차지게 형성된 제 1 면과 상기 제 1 면과 일측방향으로 소정 간격만큼 이격된 제 2면; 및 일단부는 링형상으로 돌출되어 상기 지상측모듈과 연결되는 연결부;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 밸브부는 상기 제 2 면에 관통되어 구비되며 봉 형상으로 된 핀; 상기 제 1 면과 선택적으로 맞닿음에 따라 상기 제 1 면과 제 2면 사이의 공간을 밀폐하는 디스크; 및 상기 디스크의 타단과 결합되며 상기 발사체모듈의 길이방향으로 수축 및 팽창하는 스프링부;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 지지부는 상기 공간부에 상기 디스크와 평행하게 형성된 플레이트 형상이되, 둘레면에는 다수 개의 통공이 형성되며 중앙부는 평면으로 된 것을 특징으로 한다.
상기 핀은 상기 디스크의 일단 및 상기 제 2 면 사이에 탄성부재가 구비되는 것을 특징으로 한다.
상기 제 2 면은 다수 개의 관통홀이 형성된 것을 특징으로 한다.
상기와 같은 구성에 의한 본 발명에 따른 발사체 커넥터 밸브 시스템은 지상에서 발사체로 고압의 연료를 공급시에 발사체모듈과 지상측모듈이 연결부 내부에 밸브부를 구비함으로써 발사체모듈과 지상측모듈이 연결시에 연료가 통과하는 유로가 개방되며 분리시에 자동으로 유로가 차단되는 효과가 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 시스템의 사시도.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 시스템의 분해 사시도.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 시스템의 해체시 A-A'단면도.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 시스템의 결합시 A-A'단면도.
이하 첨부한 도면들을 참조하여 본 발명의 일 실시예에 따른 발사체 커넥터 밸브 시스템을 상세히 설명한다. 다음에 소개되는 도면들은 당업자에게 본 발명의 사상이 충분히 전달될 수 있도록 하기 위해 예로서 제공되는 것이다. 따라서, 본 발명은 이하 제시되는 도면들에 한정되지 않고 다른 형태로 구체화될 수도 있다. 또한, 명세서 전반에 걸쳐서 동일한 참조번호들은 동일한 구성요소들을 나타낸다.
이 때, 사용되는 기술 용어 및 과학 용어에 있어서 다른 정의가 없다면, 이 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 통상적으로 이해하고 있는 의미를 가지며, 하기의 설명 및 첨부 도면에서 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있는 공지 기능 및 구성에 대한 설명은 생략한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 시스템의 사시도이다.
도 1을 참조하면, 발사체 커넥터 밸브 시스템은 발사체몸체(110)에 연결부(113)가 형성된 발사체모듈(100)과 지상측모듈(200)이 결합된 장치일 수 있다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 시스템의 분해 사시도이다.
도 2를 참조하면, 상기 발사체모듈(100)은 일단부터 차례로 밸브부(10), 디스크(12) 및 핀(11)이 상기 발사체몸체(110) 내부에 삽입된 구조이며, 상기 연결부(113) 내주면과 상기 지상측모듈(200)의 일단부 외주면이 결합 가능한 구조일 수 있다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 시스템의 해체시 A-A'단면도이고, 도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 시스템의 결합시 A-A'단면도이다.
도 3 및 4를 참조하면, 발사체몸체(110);와 상기 발사체몸체(110) 내부에 구비되는 밸브부(10);를 포함하는 발사체모듈(100); 및 상기 발사체모듈(100)과 결합 및 분리되되, 내부에 연료가 통과되는 공간부(210)가 형성된 지상측모듈(200);을 포함하되, 상기 지상측모듈(200)의 내부는 상기 밸브부(10)와 맞닿는 지지부(20);가 구비되는 구성일 수 있다.
상기 발사체는 일반적인 우주발사체의 다양한 형상에 적용될 수 있다.
상기 발사체몸체(110)는 상기 발사체의 단부에 해당되는 하우징으로서 상기 지상측모듈(200)과 끼움 결합될 수 있다.
상기 지상측모듈(200)은 내부에 형성된 공간부(210)를 통해 상기 발사체몸체(110) 방향으로 연료가 유통될 수 있다.
상기 연료는 고압가스를 말한다.
또한, 상기 공간부(210)는 내부에 지지부(20)가 형성될 수 있다.
상기 지지부(20)는 상기 공간부(210)에 상기 디스크(12)와 평행하게 형성된 플레이트 형상이되, 둘레면에는 다수 개의 통공(21)이 형성되며 중앙부는 평면으로 된 것일 수 있다.
상기 발사체모듈(100)은 상기 발사체 몸체 및 밸브부(10)를 포함하는 구성일 수 있다.
상기 밸브부(10)는 상기 제 2 면(112)에 관통되어 구비되며 봉 형상으로 된 핀(11); 상기 제 1 면(111)과 선택적으로 맞닿음에 따라 상기 제 1 면(111)과 제 2 면(112) 사이의 공간을 밀폐하는 디스크(12); 및 상기 디스크(12)의 타단과 결합되며 상기 발사체모듈(100)의 길이방향으로 수축 및 팽창하는 스프링부(13);를 포함할 수 있다.
상기 핀(11)은 상기 디스크(12)와 일체 결합된 것으로서 단부가 상기 지지부(20)에 선택적으로 지지될 수 있다.
상기 디스크(12)는 상기 스프링부(13)와 일체 결합되며, 상기 스프링부(13)가 압축 및 팽창됨에 따라 길이방향으로 이동될 수 있다.
상기 스프링부(13)는 종래 기술인 피스톤이 적용될 수 있으며, 공압 또는 유압으로 작동될 수 있다.
상기 발사체몸체(110)는 내부가 빈 원통형으로 형성되되, 내측면이 단차지게 형성된 제 1 면(111)과 상기 제 1 면(111)과 일측방향으로 소정 간격만큼 이격된 제 2면; 및 일단부는 링형상으로 돌출되어 상기 지상측모듈(200)과 연결되는 연결부(113);를 포함할 수 있다.
상기 제 1 면(111)은 상기 디스크(12)의 둘레면이 닿는 면일 수 있다.
상기 제 2 면(112)은 다수 개의 관통홀(112a)이 형성될 수 있다.
상기 발사체모듈(100) 및 지상측모듈(200)이 결합시, 상기 발사체모듈(100)은 고정되어 있고 상기 지상측모듈(200)이 상기 발사체모듈(100)을 향하여 가압되며 끼워지면서 결합될 수 있다.
상기 핀(11)은 상기 디스크(12)의 일단 및 상기 제 2 면(112) 사이에 탄성부재(11a)가 구비될 수 있다.
상기 탄성부재(11a)는 스프링이 적용될 수 있으며, 상기 제 1 면(111) 및 제 2 면(112) 사이 공간만큼이 압축된 스프링으로 구비될 만한 길이로 설치될 수 있다. 이 때, 상기 탄성부재(11a)는 상기 핀(11)과 일체 결합될 수 있다.
도 4를 참조하면, 상기 발사체모듈(100) 및 지상측모듈(200)이 결합시, 상기 핀(11)의 일단이 상기 지지부(20) 타단에 밀착되면 상기 발사체몸체(110) 내부로 연료가 통과하는 유로(1)가 형성될 수 있다.
여기서, 상기 지상측모듈(200)의 일단 방향에서 상기 발사체모듈(100)의 내부방향으로 연료 즉, 고압가스가 통과될 수 있다.
상기 유로(1)는 상기 디스크(12)와 제 1 면(111) 사이의 간극으로 형성될 수 있다.
자세히 알아보면, 도 3을 참조하면, 상기 발사체모듈(100) 및 지상측모듈(200)이 분리되어 있다가, 도 4를 참조하면, 상기 연결부(113) 내측으로 상기 지상측모듈(200)이 삽입됨으로써 끼움 결합됨에 따라 결합될 수 있다.
이 때, 상기 발사체모듈(100) 및 지상측모듈(200)이 결합되기 전에 상기 디스크(12)는 상기 제 1 면(111)과 맞닿아 있는 구성일 수 있다.
이어서, 상기 발사체모듈(100) 및 지상측모듈(200)이 결합시, 상기 핀(11)이 상기 지지부(20)와 맞닿아 타단방향으로 밀려짐으로써 상기 스프링부(13)는 압축되며 상기 디스크(12)는 상기 제 1 면(111)과 이격되게 될 수 있다.
이 때, 상기 핀(11)의 탄성부재(11a)는 팽창될 수 있다.
여기서, 상기 디스크(12)와 제 1 면(111) 사이에 이격된 간극은 상기 지상측모듈(200)에서 상기 발사체모듈(100)로 통과되는 연료의 유로(1)일 수 있다.
또한, 상기 발사체모듈(100)이 상기 지상측모듈(200)과 분리시, 상기 스프링부(13)의 압축력이 해제되면서 팽창되어 상기 디스크(12)가 상기 제 1 면(111)과 맞닿게 되며, 상기 제 1 면(111)의 타단은 기밀이 유지될 수 있다.
다시 한 번 말하자면, 본 발명에 따른 발사체 커넥터 밸브 시스템은 지상에서 발사체로 고압의 연료를 공급시에 발사체모듈(100)과 지상측모듈(200)이 연결부(113) 내부에 밸브부(10)를 구비함으로써 발사체모듈(100)과 지상측모듈(200)이 연결시에 연료가 통과하는 유로(1)가 개방되며 분리시에 자동으로 유로(1)가 차단되는 효과가 있다.
따라서, 본 발명에 따른 발사체 커넥터 밸브 시스템은 간단한 밸브의 구성으로 연료가 통하는 유로(1)가 용이하게 개폐 가능하며, 상기 발사체모듈(100)이 상기 지상측모듈(200)로부터 분리시에 상기 발사체모듈(100)의 내부가 용이하게 기밀될 수 있는 효과가 있다.
이상과 같이 본 발명에서는 구체적인 구성 소자 등과 같은 특정 사항들과 한정된 실시예 도면에 의해 설명되었으나, 이는 본 발명의 보다 전반적인 이해를 돕기 위해서 제공된 것일 뿐, 본 발명은 상기의 일 실시예에 한정되는 것이 아니며, 본 발명이 속하는 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 이러한 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다.
따라서, 본 발명의 사상은 설명된 실시예에 국한되어 정해져서는 아니 되며, 후술되는 특허 청구 범위뿐 아니라 이 특허 청구 범위와 균등하거나 등가적 변형이 있는 모든 것들은 본 발명의 사상의 범주에 속한다고 할 것이다.
100 : 발사체모듈 200 : 지상측모듈
110 : 발사체몸체 210 : 공간부
10 : 밸브부 20 : 지지부
1 : 유로 111 : 제 1 면
112 : 제 2 면 113 : 연결부
11 : 핀 12 : 디스크
13 : 스프링부 21 : 통공
11a : 탄성부재 112a : 관통홀

Claims (6)

  1. 발사체몸체와, 상기 발사체몸체 내부에 구비되는 밸브부를 포함하는 발사체모듈; 및
    상기 발사체모듈과 결합 및 분리되되, 내부에 연료가 통과되는 공간부가 형성된 지상측모듈;을 포함하고,
    상기 지상측모듈의 내부는 상기 밸브부와 맞닿는 지지부가 구비됨에 따라 상기 밸브부 일단이 상기 지지부 타단에 밀착되면 상기 발사체몸체 내부로 연료가 통과하는 유로가 형성되되,
    상기 발사체몸체는
    내부가 빈 원통형으로 형성되되, 내측면이 단차지게 형성된 제 1 면과,
    상기 제 1 면과 일측방향으로 소정 간격만큼 이격된 제 2 면 및
    일단부는 링형상으로 돌출되어 상기 지상측모듈과 연결되는 연결부를 포함하고,
    상기 밸브부는
    상기 제 2 면에 관통되어 구비되며 봉 형상으로 된 핀과,
    상기 제 1 면과 선택적으로 맞닿음에 따라 상기 제 1 면과 제 2 면 사이의 공간을 밀폐하는 디스크 및
    상기 디스크의 타단과 결합되며 상기 발사체모듈의 길이방향으로 수축 및 팽창하는 스프링부를 포함하며,
    상기 핀은
    상기 디스크의 일단 및 상기 제 2 면 사이에 탄성부재가 구비되는 것을 특징으로 하는 발사체 커넥터 밸브 시스템.
  2. 삭제
  3. 삭제
  4. 제 1항에 있어서, 상기 지지부는
    상기 공간부에 상기 디스크와 평행하게 형성된 플레이트 형상이되,
    둘레면에는 다수 개의 통공이 형성되며 중앙부는 평면으로 된 것을 특징으로 하는 발사체 커넥터 밸브 시스템.
  5. 삭제
  6. 제 1항에 있어서, 상기 제 2 면은
    다수 개의 관통홀이 형성된 것을 특징으로 하는 발사체 커넥터 밸브 시스템.
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KR101690505B1 (ko) * 2015-09-25 2017-01-09 한국항공우주연구원 배관 마감 장치 개폐용 수동 밸브

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JP2010054041A (ja) * 2007-12-19 2010-03-11 Nifco Inc 結合確認機構

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