KR101817178B1 - Apparatus for reducing drag and flight vehicle with the said apparatus - Google Patents

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Abstract

본 발명은 기저 항력을 감소시키기 위한 추진부를 구비하는 비행체 및 상기 비행체에 구비되는 항력 감소 장치를 제안한다. 본 발명에 따른 비행체는 기체; 기체의 일단에 구비되며, 추력을 발생시켜 기체를 목적지까지 비행시키는 제1 추진부; 및 제1 추진부의 기저에 형성되며, 기저 항력을 감소시키기 위해 제1 추진부와 동일한 방향으로 추력을 발생시키는 제2 추진부를 포함한다.The present invention proposes a flying body having a propelling unit for reducing the base drag and a drag reducing apparatus provided in the flying body. The air vehicle according to the present invention comprises: a gas; A first propelling unit provided at one end of the gas and generating a thrust to fly the gas to a destination; And a second propelling portion formed at the base of the first propelling portion and generating thrust in the same direction as the first propelling portion to reduce the base drag.

Description

항력 감소 장치 및 이를 구비하는 비행체 {Apparatus for reducing drag and flight vehicle with the said apparatus}Technical Field [0001] The present invention relates to a drag reduction device,

본 발명은 비행체의 항력(Drag)을 감소시키는 장치에 관한 것이다. 또한 본 발명은 상기한 장치를 구비하는 비행체에 관한 것이다.The present invention relates to an apparatus for reducing the drag of a flying object. The present invention also relates to a flight body having the above-described device.

유도탄이 비행하면서 받는 항력에는 마찰 항력(Skin friction), 압력 항력(Wave drag; 조파 항력), 기저 항력(Base drag) 등이 있다.The drag forces that the missile receives while flying include skin friction, wave drag, and base drag.

그런데 현재의 시험 기술로는 레이놀즈 수(점성)를 시험에서 정확히 구현하기가 어렵기 때문에 항력은 다른 공력 파라미터와는 달리 정확하게 예측하거나 측정하는 것이 쉽지 않다.However, it is not easy to accurately predict or measure drag, unlike other aerodynamic parameters, because current test techniques make it difficult to accurately model the Reynolds number (viscosity) in the test.

압력 항력과 표면 마찰 항력에 대해서는 여러 가지 경험식과 많은 시험 데이터가 있고, 전산 유체 역학(CFD)을 통한 연구 등으로 예측 정확도가 꾸준히 향상되어 왔다.There are various empirical equations and many test data for pressure drag and surface friction drag, and prediction accuracy has been steadily improved by CFD study.

그러나 기저 항력의 경우 시험의 기술적 한계 및 데이터의 부족으로 예측 및 측정이 가장 어렵다.However, in the case of baseline drag, prediction and measurement are most difficult due to technical limitations of the test and lack of data.

한국등록특허 제1,440,453호는 추진 장치를 구비한 비행체에 대하여 제안하고 있다. 그러나 상기한 비행체의 추진 장치는 기저 항력을 감소시키기 위한 것이 아니기 때문에 상기한 문제점을 해결할 수 없다.Korean Patent No. 1,440,453 proposes a flight vehicle equipped with a propulsion device. However, the above-mentioned problems can not be solved because the above-mentioned propulsion device of the air vehicle is not for reducing the base drag.

본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로서, 기저 항력을 감소시키기 위한 추진부를 구비하는 비행체 및 상기 비행체에 구비되는 항력 감소 장치를 제안하는 것을 목적으로 한다.SUMMARY OF THE INVENTION It is an object of the present invention to provide a flying body having a propelling unit for reducing a base drag and a drag reducing apparatus provided in the flying body.

그러나 본 발명의 목적은 상기에 언급된 사항으로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 또 다른 목적들은 아래의 기재로부터 당업자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.However, the objects of the present invention are not limited to those mentioned above, and other objects not mentioned can be clearly understood by those skilled in the art from the following description.

본 발명은 상기한 목적을 달성하기 위해 안출된 것으로서, 기체; 상기 기체의 일단에 구비되며, 추력(Thrust)을 발생시켜 상기 기체를 목적지까지 비행시키는 제1 추진부; 및 상기 제1 추진부의 기저(Base)에 형성되며, 기저 항력(Base drag)을 감소시키기 위해 상기 제1 추진부와 동일한 방향으로 상기 추력을 발생시키는 제2 추진부를 포함하는 것을 특징으로 하는 항력 감소 장치를 구비하는 비행체를 제안한다.SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in order to achieve the above object, A first propelling unit provided at one end of the base body and generating a thrust to fly the base body to a destination; And a second propelling portion formed at a base of the first propelling portion and generating the thrust in the same direction as the first propelling portion to reduce a base drag, The present invention proposes a flying body having an apparatus.

바람직하게는, 상기 제2 추진부는 상기 제1 추진부에 의해 연소가 발생하면 점화한다.Preferably, the second propelling unit ignites when combustion is generated by the first propelling unit.

바람직하게는, 상기 제2 추진부는 적어도 두 지점으로 연소 가스를 분출한다.Preferably, the second propelling unit sprays the combustion gas to at least two points.

바람직하게는, 상기 제2 추진부는 고리(Ring) 형태로 형성되며, 상기 제1 추진부의 외표면에 부착된다.Preferably, the second pushing portion is formed in the form of a ring and attached to the outer surface of the first pushing portion.

바람직하게는, 상기 제2 추진부는, 고리 형태의 몸체로 형성되며, 상기 몸체의 내부에 추진제를 내장하는 연소관; 및 상기 몸체의 일측에서 길이 방향으로 형성되며, 상기 추진제의 연소에 따라 발생하는 가스를 외부로 배출시키는 노즐을 포함한다.Preferably, the second propelling unit includes a combustion tube formed of a ring-shaped body and having a propellant built in the inside of the body; And a nozzle which is formed in a longitudinal direction at one side of the body and discharges the gas generated according to the combustion of the propellant to the outside.

또한 본 발명은 비행체에서 추력을 발생시키는 추진부의 기저에 형성되며, 기저 항력을 감소시키기 위해 상기 추진부와 동일한 방향으로 상기 추력을 발생시키는 것을 특징으로 하는 항력 감소 장치를 제안한다.Further, the present invention provides a drag reducing device, which is formed at the base of a propelling part that generates thrust in a flying body, and generates the thrust in the same direction as the propelling part to reduce the base drag.

바람직하게는, 상기 항력 감소 장치는 고리 형태로 형성되며, 상기 추진부의 외표면에 부착된다.Preferably, the drag reducing device is formed in a ring shape and attached to the outer surface of the propelling portion.

바람직하게는, 상기 항력 감소 장치는, 고리 형태의 몸체로 형성되며, 상기 몸체의 내부에 추진제를 내장하는 연소관; 및 상기 몸체의 일측에서 길이 방향으로 형성되며, 상기 추진제의 연소에 따라 발생하는 가스를 외부로 배출시키는 노즐을 포함한다.Preferably, the drag reducing device includes a combustion tube formed of a ring-shaped body and having a propellant built in the inside of the body; And a nozzle which is formed in a longitudinal direction at one side of the body and discharges the gas generated according to the combustion of the propellant to the outside.

본 발명은 상기한 목적 달성을 위한 구성들을 통하여 다음 효과를 얻을 수 있다.The present invention can achieve the following effects through the above-described configurations.

첫째, 유도탄 후부 단면적에 비례하여 항력이 발생하나, 본 발명 적용시 후면 와류를 제거함으로써 유도탄의 기저 항력을 획기적으로 감소시킬 수 있다.First, the drag force is generated in proportion to the cross-sectional area of the missile, but when the present invention is applied, the base drag of the missile can be drastically reduced by eliminating the rear vortex.

둘째, 종래 유도 무기의 사거리를 연장시킬 수 있다.Secondly, the range of conventional induction weapons can be extended.

세째, 급격한 항력 변화를 감소시킴으로써 유도 조종 알고리즘을 간소화시킬 수 있으며, 이에 따라 비행체의 제어도 용이해질수 있다.Third, it is possible to simplify the induction steering algorithm by reducing the sudden drag change, and thus control of the flying body can be facilitated.

네째, 유도탄 종말 속도 증가에 따른 기동력을 증대시킬 수 있다.Fourth, it is possible to increase the maneuverability according to the increase of the speed of the guided missile.

다섯째, 유도탄 비행 속도의 감소 방지로 추진제의 무게 및 부피를 감소시킬 수 있다.Fifth, the weight and volume of the propellant can be reduced by preventing the reduction of the speed of the missile.

도 1은 기저 항력 발생 개념을 설명하기 위한 참고도이다.
도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 비행 항력 감소 장치를 구비한 비행체의 단면도이다.
도 3은 본 발명에 따라 기저 항력이 감소되는 원리를 설명하기 위한 참고도이다.
도 4는 본 발명의 일실시예에 따른 비행체를 구성하는 제2 추진부의 개념도이다.1 is a reference diagram for explaining the concept of base drag generation.
FIG. 2 is a cross-sectional view of an aircraft having a drag reducing device according to an embodiment of the present invention. Referring to FIG.
3 is a reference diagram for explaining the principle of reducing the base drag according to the present invention.
4 is a conceptual diagram of a second propelling unit constituting a flight according to an embodiment of the present invention.

이하, 본 발명의 바람직한 실시예를 첨부된 도면들을 참조하여 상세히 설명한다. 우선 각 도면의 구성요소들에 참조 부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한한 동일한 부호를 가지도록 하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 본 발명을 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다. 또한, 이하에서 본 발명의 바람직한 실시예를 설명할 것이나, 본 발명의 기술적 사상은 이에 한정하거나 제한되지 않고 당업자에 의해 변형되어 다양하게 실시될 수 있음은 물론이다.Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. In the drawings, the same reference numerals are used to designate the same or similar components throughout the drawings. In the following description of the present invention, a detailed description of known functions and configurations incorporated herein will be omitted when it may make the subject matter of the present invention rather unclear. In addition, the preferred embodiments of the present invention will be described below, but it is needless to say that the technical idea of the present invention is not limited thereto and can be variously modified by those skilled in the art.

유도탄은 비행 중에 항력(Drag)이 발생한다. 유도탄의 특성상 기저부는 절단된 면의 형상을 가지고 있는데 특히 추진제의 연소가 완료되어 화염이 꺼지면 유도탄 기저부의 면적으로 인한 항력이 급격히 증가한다.The missile is dragged during flight. Due to the nature of the missile, the base has the shape of the cut surface. Especially, when the propane is burned and the flame is turned off, the drag due to the area of the base of the missile is drastically increased.

본 발명에서는 유도탄의 기저 항력을 감소시키는 방안에 대하여 제시하며, 본 발명의 적용시 유도탄의 사거리 증대, 비행 속도 감소 방지, 추진제의 무게 및 부피 감소 등의 효과를 얻을 수 있다.In the present invention, a method for reducing the base drag of the missile is presented, and when the present invention is applied, the effect of increasing the range of the missile, preventing the flight speed reduction, and reducing the weight and volume of the propellant can be obtained.

도 1은 기저 항력 발생 개념을 설명하기 위한 참고도이다.1 is a reference diagram for explaining the concept of base drag generation.

기저 항력(Base drag)은 유도탄(110)의 기저부(111) 형상에 의해 발생하는 항력을 말한다. 기저부(111)에서 압력은 자유류(Free stream; 120)의 전압(Total pressure)이 완전하게 회복되지 못하기 때문에 자유류(120)의 압력보다 낮으며, 초음속 조건에서는 기저부(111) 모서리에서 팽창파가 형성되어 압력이 감소하므로 기저 항력이 증가한다.Base drag refers to the drag force generated by the shape of the base 111 of the guide cylinder 110. The pressure in the base portion 111 is lower than the pressure in the free flow 120 because the total pressure of the free stream 120 is not completely recovered and the pressure in the base portion 111 is lower than the pressure in the free flow 120, The wave is formed and the pressure is decreased, so the base drag increases.

추력 화염이 존재하는 경우, 기저부(111) 유동과 제트 유동이 상호 작용하게 되고, 특정 마하수 및 제트 추력의 조건에서는 기저부(111) 압력이 추력으로 작용할 수 있다.In the presence of a thrust flame, the flow of the bottom portion 111 interacts with the jet flow, and under certain conditions of Mach number and jet thrust, the pressure of the bottom portion 111 can act as a thrust.

그러나 추진 기관이 모두 연소하고 나면 유도탄(110) 후면의 형상에 따라 항력이 급격하게 증가되어 유도탄(110)의 속도를 감소시키는 요인이 된다. 유도탄(110)의 급격한 속도 감소는 유도 조종 알고리즘이 비선형적으로 제어하게 만들고 종말 기동력을 감소시켜, 유도탄(110)의 유효 사거리가 짧아지게 된다.However, once all the propulsion engines are burned, the drag force is rapidly increased according to the shape of the rear surface of the guide car 110, which is a factor for reducing the speed of the guide car 110. The abrupt decrease in the speed of the guided vehicle 110 causes the induction steering algorithm to be controlled non-linearly and the trailing maneuvering force is reduced, resulting in a short effective range of the guided missile 110.

본 발명은 이러한 문제점을 해결하기 위하여 항력 감소용 추진 기관을 이용한 기저 항력 감소 방안을 제안한다.To solve this problem, the present invention proposes a base drag reducing method using a hammer propulsion engine.

도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 비행 항력 감소 장치를 구비한 비행체의 단면도이다.FIG. 2 is a cross-sectional view of an aircraft having a drag reducing device according to an embodiment of the present invention. Referring to FIG.

도 2에 따르면, 비행체(200)는 기체(210), 제1 추진부(220) 및 제2 추진부(230)를 포함한다. 비행체(200)는 도 1의 유도탄(110)에 대응하는 개념이다.Referring to FIG. 2, the air vehicle 200 includes a body 210, a first propelling unit 220, and a second propelling unit 230. The flying object 200 corresponds to the guided vehicle 110 of FIG.

기체(210)는 비행체(200)의 몸체를 구성하는 것으로서, 원통형으로 길게 형성될 수 있다. 이러한 기체(210)의 후단에는 비행체(200)의 비행을 위한 추진력을 제공하는 제1 추진부(220)가 결합된다.The base body 210 constitutes the body of the air body 200 and may be formed into a long cylindrical shape. At the rear end of the body 210, a first propelling unit 220 that provides a propulsion force for flying the air vehicle 200 is coupled.

제1 추진부(220)는 발사대(관)에서 발사 후 목표 지점까지 신속하게 도달할 수 있도록 추력을 제공한다. 즉 제1 추진부(220)는 주(Main) 추진 기관으로서, 기체(210)의 일단에 구비되며, 추력(Thrust)을 발생시켜 비행체(200)를 목적지까지 비행시키는 기능을 수행한다.The first propelling unit 220 provides a thrust force from the launching platform (tube) so as to quickly reach the target point after launching. That is, the first propelling unit 220 is a main propelling engine and is provided at one end of the airframe 210 to generate a thrust to fly the airplane 200 to a destination.

제2 추진부(230)는 항력 감소용 추진 기관으로서, 제1 추진부(220)의 기저(Base)에 형성되며, 기저 항력(Base drag)을 감소시키기 위해 제1 추진부(220)와 동일한 방향으로 추력을 발생시키는 기능을 수행한다. 본 발명에서 비행 항력 감소 장치는 이 제2 추진부(230)를 의미한다.The second propelling unit 230 is a hammer propulsion engine and is formed on the base of the first propelling unit 220 and has the same structure as the first propelling unit 220 to reduce the base drag To generate thrust in the direction of the arrow. In the present invention, the flying drag reducing device refers to the second propelling unit 230.

제2 추진부(230)는 제1 추진부(220)에 의해 연소가 발생하면 점화하는 것을 특징으로 한다. 본 발명에서는 제2 추진부(230)를 이용하여 기저 항력을 감소시키는 방안으로, 비행체(200)의 제1 추진부(220) 연소 후 제2 추진부(230)를 점화한다.The second propelling unit 230 is characterized in that it ignites when combustion is generated by the first propelling unit 220. In the present invention, the second propelling unit 230 is used to ignite the second propelling unit 230 after the first propelling unit 220 is combusted in order to reduce the base drag.

제2 추진부(230)는 적어도 두 지점으로 연소 가스를 분출하는 것을 특징으로 한다. 도 3은 본 발명에 따라 기저 항력이 감소되는 원리를 설명하기 위한 참고도이다. 본 발명에서는 제2 추진부(230)를 이용하여 기저 항력을 감소시키는 방안으로, 제2 추진부(230)에 의한 연소 가스(310)가 비행체(200) 후면의 원주 방향으로 분출되도록 함으로써 와류의 발생을 억제할 수 있으며, 와류 발생 억제로 항력을 감소시킬 수가 있다.The second propelling unit 230 is characterized by jetting the combustion gas to at least two points. 3 is a reference diagram for explaining the principle of reducing the base drag according to the present invention. In the present invention, in order to reduce the base drag using the second propelling unit 230, the combustion gas 310 generated by the second propelling unit 230 is ejected in the circumferential direction of the rear surface of the air body 200, It is possible to suppress the generation of the vortex, and the drag force can be reduced by suppressing vortex generation.

다시 도 2를 참조하여 설명한다.Referring again to FIG.

제2 추진부(230)는 고리(Ring) 형태로 형성되며, 제1 추진부(220)의 외표면에 부착되는 것을 특징으로 한다. 제2 추진부(230)는 도 4에 도시된 바와 같이 연소관(231) 및 노즐(232)을 포함할 수 있다.The second propelling unit 230 is formed in the form of a ring and is attached to the outer surface of the first propelling unit 220. The second propelling unit 230 may include a combustion tube 231 and a nozzle 232 as shown in FIG.

도 4는 본 발명의 일실시예에 따른 비행체를 구성하는 제2 추진부의 개념도이다. 도 4의 (a)는 제2 추진부(230)의 전체 형상을 도시한 것이고, 도 4의 (b)는 제2 추진부(230)의 단면 형상을 도시한 것이다.4 is a conceptual diagram of a second propelling unit constituting a flight according to an embodiment of the present invention. 4 (a) shows the overall shape of the second propelling unit 230, and FIG. 4 (b) shows the cross-sectional shape of the second propelling unit 230. FIG.

제2 추진부(230)는 추진제(233)(예컨대 산화제, 연료, 바인더 등으로 구성된 고체 추진제)를 연소시키고 노즐(232)로 가스를 분출시켜 추력을 발생시킨다. 제2 추진부(230)는 연소관(231), 추진제(233), 노즐(232), 점화 장치(미도시), 기밀/체결 부품(미도시) 등으로 구성될 수 있으며, 모두 열적/구조적으로 강건한 소재와 재료로 형상에 맞게 설계될 수 있다.The second propelling unit 230 generates propellant by burning a propellant 233 (for example, a solid propellant composed of an oxidant, a fuel, a binder, and the like) and ejecting gas to the nozzle 232. The second propelling unit 230 may include a combustion tube 231, a propellant 233, a nozzle 232, an ignition device (not shown), an airtight / fastening part (not shown) It can be designed to fit the shape with strong materials and materials.

추진체(233)는 고체 연료와 산화제를 포함할 수 있다. 고체 연료는 비행체(200)의 구조를 단순하게 설계할 수 있게 하며, 취급시 폭발 위험성이 적고, 휴대성과 보관성이 우수한 장점이 있다.The propellant 233 may comprise a solid fuel and an oxidant. The solid fuel makes it possible to design the structure of the air vehicle 200 in a simple manner, has a small risk of explosion during handling, and is excellent in portability and storage.

연소관(231)은 고리 형태의 몸체로 형성되며, 몸체의 내부에 추진제(233)를 내장한다. 연소관(231)은 추진제(233)의 연소에 따라 발생된 가스를 노즐(232)을 통해 외부로 배출시키는 것이다. 비행체(200)는 이렇게 배출된 가스의 반동에 따라 강한 추력을 얻을 수 있다.The combustion tube 231 is formed as a ring-shaped body, and a propellant 233 is embedded inside the body. The combustion tube 231 discharges the gas generated by the combustion of the propellant 233 to the outside through the nozzle 232. The flying body 200 can obtain a strong thrust according to the recoil of the discharged gas.

노즐(232)은 몸체의 일측에서 길이 방향으로 형성되며, 추진제(233)의 연소에 따라 발생하는 가스를 외부로 배출시킨다. 즉 노즐(232)은 연소관(231)을 통해 전달된 가스를 외부로 배출시키는 것이다.The nozzle 232 is formed in a longitudinal direction at one side of the body, and discharges the gas generated by the combustion of the propellant 233 to the outside. That is, the nozzle 232 discharges the gas delivered through the combustion tube 231 to the outside.

한편 제2 추진부(230)는 이니시에이터, 점화기, 라이너 등을 더 포함할 수 있다.Meanwhile, the second propelling unit 230 may further include an initiator, an igniter, a liner, and the like.

이니시에이터는 점화기의 발화를 제어하는 부품이다.The initiator is a part that controls ignition of the igniter.

점화기는 이니시에이터에 의해 발화되어 추진제(233)를 연소시키는 부품이다.The igniter is a component which is ignited by the initiator to burn the propellant 233.

라이너는 추진제(233)의 외측 둘레로 형성되는 것으로서, 추진제(233)가 연소되면서 발생되는 열에 의해 연소관(231), 백워드 하우징, 노즐(232) 등이 용융(melt)되지 않도록 단열재(thermal insulator)로 형성되거나 절연 기능을 하는 EPR(Ethylene Propylene Rubber) 물질, EPDM(Ethylene Propylene Diene monomer (Mclass)) rubber 물질 등을 포함할 수 있다.The liner is formed around the outer periphery of the propellant 233 and is made of a thermal insulator such that the combustion tube 231, the back word housing, the nozzle 232 and the like are not melted by the heat generated when the propellant 233 is burned. EPR (Ethylene Propylene Rubber) material, EPDM (Ethylene Propylene Diene Monomer (Mclass)) rubber material, or the like.

이상 설명한 본 발명은 유도탄 등의 유도 무기에 적용될 수 있다.The present invention described above can be applied to guided weapons such as guided missiles.

이상에서 설명한 본 발명의 실시예를 구성하는 모든 구성요소들이 하나로 결합하거나 결합하여 동작하는 것으로 기재되어 있다고 해서, 본 발명이 반드시 이러한 실시예에 한정되는 것은 아니다. 즉, 본 발명의 목적 범위 안에서라면, 그 모든 구성요소들이 하나 이상으로 선택적으로 결합하여 동작할 수도 있다. 또한, 그 모든 구성요소들이 각각 하나의 독립적인 하드웨어로 구현될 수 있지만, 각 구성요소들의 그 일부 또는 전부가 선택적으로 조합되어 하나 또는 복수개의 하드웨어에서 조합된 일부 또는 전부의 기능을 수행하는 프로그램 모듈을 갖는 컴퓨터 프로그램으로서 구현될 수도 있다. 또한, 이와 같은 컴퓨터 프로그램은 USB 메모리, CD 디스크, 플래쉬 메모리 등과 같은 컴퓨터가 읽을 수 있는 기록매체(Computer Readable Media)에 저장되어 컴퓨터에 의하여 읽혀지고 실행됨으로써, 본 발명의 실시예를 구현할 수 있다. 컴퓨터 프로그램의 기록매체로서는 자기 기록매체, 광 기록매체, 캐리어 웨이브 매체 등이 포함될 수 있다.It is to be understood that the present invention is not limited to these embodiments, and all elements constituting the embodiment of the present invention described above are described as being combined or operated in one operation. That is, within the scope of the present invention, all of the components may be selectively coupled to one or more of them. In addition, although all of the components may be implemented as one independent hardware, some or all of the components may be selectively combined to perform a part or all of the functions in one or a plurality of hardware. As shown in FIG. In addition, such a computer program may be stored in a computer readable medium such as a USB memory, a CD disk, a flash memory, etc., and read and executed by a computer to implement an embodiment of the present invention. As the recording medium of the computer program, a magnetic recording medium, an optical recording medium, a carrier wave medium, and the like can be included.

또한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함한 모든 용어들은, 상세한 설명에서 다르게 정의되지 않는 한, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미를 갖는다. 사전에 정의된 용어와 같이 일반적으로 사용되는 용어들은 관련 기술의 문맥상의 의미와 일치하는 것으로 해석되어야 하며, 본 발명에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다.Furthermore, all terms including technical or scientific terms have the same meaning as commonly understood by one of ordinary skill in the art to which this invention belongs, unless otherwise defined in the Detailed Description. Commonly used terms, such as predefined terms, should be interpreted to be consistent with the contextual meanings of the related art, and are not to be construed as ideal or overly formal, unless expressly defined to the contrary.

이상의 설명은 본 발명의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위 내에서 다양한 수정, 변경 및 치환이 가능할 것이다. 따라서, 본 발명에 개시된 실시예 및 첨부된 도면들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예 및 첨부된 도면에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구 범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.It will be apparent to those skilled in the art that various modifications, substitutions and substitutions are possible, without departing from the scope and spirit of the invention as disclosed in the accompanying claims. will be. Therefore, the embodiments disclosed in the present invention and the accompanying drawings are intended to illustrate and not to limit the technical spirit of the present invention, and the scope of the technical idea of the present invention is not limited by these embodiments and the accompanying drawings . The scope of protection of the present invention should be construed according to the following claims, and all technical ideas within the scope of equivalents should be construed as falling within the scope of the present invention.

Claims (8)

기체;
상기 기체의 일단에 구비되며, 추력(Thrust)을 발생시켜 상기 기체를 목적지까지 비행시키는 제1 추진부; 및
상기 제1 추진부의 기저(Base)에 형성되고, 기저 항력(Base drag)을 감소시키기 위해 상기 제1 추진부와 동일한 방향으로 상기 추력을 발생시키며, 고리 형태의 몸체로 형성되어 상기 몸체의 내부에 추진제를 내장하는 연소관; 상기 몸체의 일측에서 상기 몸체를 따라 길이 방향으로 길게 형성되어 상기 추진제의 연소에 따라 발생하는 가스를 외부로 배출시키는 노즐; 및 상기 추진제의 외측 둘레에 형성되며 단열재(thermal insulator), EPR(Ethylene Propylene Rubber) 물질 및 EPDM(Ethylene Propylene Dienemonomer (Mclass)) rubber 물질을 포함하는 라이너를 구비하는 제2 추진부
를 포함하며,
상기 제1 추진부는 원통형으로 형성되고, 상기 제2 추진부는 고리형으로 형성되어 상기 제1 추진부의 외표면에 부착되며, 상기 제2 추진부는 상기 기체의 후면의 원주 방향으로 연소 가스를 분출시키는 것을 특징으로 하는 항력 감소 장치를 구비하는 비행체.gas;
A first propelling unit provided at one end of the base body and generating a thrust to fly the base body to a destination; And
The thrust is generated in the same direction as the first pushing portion to reduce a base drag and is formed in a base of the first pushing portion. The pushing portion is formed in a ring-shaped body, A combustion tube containing a propellant; A nozzle formed at one side of the body and extending in the longitudinal direction along the body to discharge gas generated according to the combustion of the propellant to the outside; And a liner including a thermal insulator, an EPR (Ethylene Propylene Rubber) material and an EPDM (Ethylene Propylene Dienemonomer (Mclass)) rubber material formed around the periphery of the propellant,
/ RTI >
The first propelling unit is formed in a cylindrical shape, the second propelling unit is formed in an annular shape and attached to the outer surface of the first propelling unit, and the second propelling unit is configured to eject the combustion gas in the circumferential direction of the rear surface of the base Characterized by a drag reduction device. 제 1 항에 있어서,
상기 제2 추진부는 상기 제1 추진부에 의해 연소가 발생하면 점화하는 것을 특징으로 하는 항력 감소 장치를 구비하는 비행체.The method according to claim 1,
Wherein the second propelling unit ignites when combustion is generated by the first propelling unit. 제 1 항에 있어서,
상기 제2 추진부는 적어도 두 지점으로 연소 가스를 분출하는 것을 특징으로 하는 항력 감소 장치를 구비하는 비행체.The method according to claim 1,
Wherein the second propelling unit ejects the combustion gas to at least two points. 삭제delete 삭제delete 비행체에서 추력을 발생시키는 추진부의 기저에 형성되며, 기저 항력을 감소시키기 위해 상기 추진부와 동일한 방향으로 상기 추력을 발생시키는 것으로서,
고리 형태의 몸체로 형성되어 상기 몸체의 내부에 추진제를 내장하는 연소관;
상기 몸체의 일측에서 상기 몸체를 따라 길이 방향으로 길게 형성되어 상기 추진제의 연소에 따라 발생하는 가스를 외부로 배출시키는 노즐; 및
상기 추진제의 외측 둘레에 형성되며 단열재(thermal insulator), EPR(Ethylene Propylene Rubber) 물질 및 EPDM(Ethylene Propylene Dienemonomer (Mclass)) rubber 물질을 포함하는 라이너
를 구비하고,
고리형으로 형성되어, 원통형으로 형성되는 상기 추진부의 외표면에 부착되며, 상기 비행체의 후면의 원주 방향으로 연소 가스를 분출시키는 것을 특징으로 하는 항력 감소 장치.Wherein the thrust is generated in the base of the propelling unit that generates thrust in the air vehicle and generates the thrust in the same direction as the propelling unit to reduce the base drag,
A combustion tube formed into a ring-shaped body and containing a propellant in the body;
A nozzle formed at one side of the body and extending in the longitudinal direction along the body to discharge gas generated according to the combustion of the propellant to the outside; And
A liner comprising a thermal insulator, an EPR (Ethylene Propylene Rubber) material and an EPDM (Ethylene Propylene Dienemonomer (Mclass)) rubber material formed around the periphery of the propellant,
And,
And is attached to an outer surface of the pushing portion which is formed in a ring-like shape and which is formed in a cylindrical shape, and ejects the combustion gas in the circumferential direction of the rear surface of the airplane. 삭제delete 삭제delete
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KR101494393B1 (en) * 2014-05-23 2015-02-17 엘아이지넥스원 주식회사 Dual thrust rocket propulsion machinery

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