KR101891412B1 - 발사체 고정지그 - Google Patents

발사체 고정지그 Download PDF

Info

Publication number
KR101891412B1
KR101891412B1 KR1020160172483A KR20160172483A KR101891412B1 KR 101891412 B1 KR101891412 B1 KR 101891412B1 KR 1020160172483 A KR1020160172483 A KR 1020160172483A KR 20160172483 A KR20160172483 A KR 20160172483A KR 101891412 B1 KR101891412 B1 KR 101891412B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
projectile
support frame
adapter ring
launching platform
fixing jig
Prior art date
Application number
KR1020160172483A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20180070151A (ko
Inventor
조남경
김성혁
우성필
한영민
Original Assignee
한국항공우주연구원
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 한국항공우주연구원 filed Critical 한국항공우주연구원
Priority to KR1020160172483A priority Critical patent/KR101891412B1/ko
Publication of KR20180070151A publication Critical patent/KR20180070151A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101891412B1 publication Critical patent/KR101891412B1/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G5/00—Ground equipment for vehicles, e.g. starting towers, fuelling arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16B—DEVICES FOR FASTENING OR SECURING CONSTRUCTIONAL ELEMENTS OR MACHINE PARTS TOGETHER, e.g. NAILS, BOLTS, CIRCLIPS, CLAMPS, CLIPS OR WEDGES; JOINTS OR JOINTING
    • F16B5/00—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them
    • F16B5/02—Joining sheets or plates, e.g. panels, to one another or to strips or bars parallel to them by means of fastening members using screw-thread
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16F—SPRINGS; SHOCK-ABSORBERS; MEANS FOR DAMPING VIBRATION
    • F16F7/00—Vibration-dampers; Shock-absorbers

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)
  • Automatic Assembly (AREA)

Abstract

본 발명의 실시예에 따른 발사체 고정지그는, 몸통부; 및 상기 몸통부의 하단부에 연결되며 연소를 위한 노즐을 구비한 추력 발생부;를 포함한 발사체의 고정지그에 대한 것으로, 상기 발사체의 몸통부의 외경에 대응되는 내경의 관통홀을 구비하며, 상기 몸통부 및 상기 추력 발생부의 연결 부분에 고정되게 지지되는 어댑터 링; 상기 추력 발생부의 상기 노즐이 관통 배치되는 장착홀이 형성된 발사대의 지지 바닥에 장착되되 상기 장착홀을 두르며 장착되는 지지 프레임; 및 상기 어댑터 링과 상기 지지 프레임을 연결시키는 복수 개의 연결 아암을 구비한 연결부;를 포함하며, 상기 발사체가 상기 고정지그에 고정된 상태로 상기 발사대에 장착되는 경우, 상기 노즐의 하단이 상기 장착홀이 형성된 상기 발사대의 지지 바닥의 하단면과 일치되도록 상기 복수 개의 연결 아암은 길이가 미리 결정되거나 길이 조절될 수 있다.

Description

발사체 고정지그{Jig to fix launcher}
발사체 고정지그가 개시된다. 발사체 고정지그에 의해 발사대에 놓이는 발사체의 노즐의 하단이 발사대의 지지 바닥의 하면과 일치되는 구조를 가짐으로써, 고온부의 저온부의 영역을 분리할 수 있는, 발사체 고정지그가 개시된다.
발사체는 예를 들면 인공위성이나 우주선 등을 원하는 우주공간에 보내기 위한 일종의 운송기계로서, 크게 페이로드 페어링과 적어도 하나 또는 이상의 단(stage)로 구성된다. 우주발사체는 일반적으로 단의 내부에 인공위성을 조립하고, 대기권을 통과하는 비행과정에서 발생하는 열, 소음 등의 외부환경으로부터 인공위성을 보호하기 위해 일종의 보호덮개인 페어링을 단의 외부에 장착하여 구성하고 있다.
발사체 단은 예를 들면, 산화제 탱크, 연료탱크, 엔진 등 추진기관과 유도제어장치로 구성되며, 하부의 단이 먼저 점화되어 연료로 산화제를 모두 소진하면 무게 절감을 위해 단이 우주발사체로부터 분리되고, 상부의 다음 단이 점화하게 된다. 이러한 발사체 단은 각단별로 단 시험설비에서 시험을 수행하며 성능을 확인한 후 문제가 없을 시 발사체로 조립되는 것이다.
한편 발사체의 추진 시험을 위한 추진기관 시험대상체는 엔진 노즐을 경계로 해서 플룸의 방출이 없는 저온부와 제트 플룸이 방출되는 고온부로 나눌 수 있다. 저온부에는 특별한 냉각이 필요 없지만 고온부에는 3000도에 이르는 고열이 방출되기 때문에 후류가 냉각되어 제트 플룸이 직접 접촉하는 화염 유도로 인하여 면에 열손상이 발생되는 것을 방지할 수 있어야 한다.
그런데, 종래에 있어서는, 발사체를 기반 시설의 주 구조물에 지지시키는 추력 서포트 구조가 바로 기반 시설의 패드에 장착됨으로써 고온부와 저온부를 분리하지 않았으며 따라서 제트 플룸의 복사열이 전달되는 영역에는 별도로 단열을 해야 하기 때문에 단열 작업을 위한 비용 및 노동력이 사용되어야만 했다. 아울러, 발사체의 지지에 있어서도 고정 브라켓을 다수의 부분에 지지하는 방식을 사용하였기 때문에 고정 장치의 고정 작업의 신뢰성을 확보하는 데 한계가 있었다.
본 발명의 실시예에 따른 목적은, 발사체 고정지그에 의해 발사대에 놓이는 발사체의 노즐의 하단이 발사대의 지지 바닥의 하면과 일치되는 구조를 가짐으로써, 고온부의 저온부의 영역을 분리할 수 있을 뿐만 아니라 각 영역의 냉각을 효율적으로 할 수 있는, 발사체 고정지그를 제공하는 것이다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 다른 목적은, 아울러 발사체 고정지그를 이루는 어댑터 링, 연결부 및 지지 프레임이 상호 착탈 가능하도록 볼트 결합되고 아울러 발사체 및 발사대의 지지 바닥이 발사체 고정지그에 역시 볼트 결합됨으로써 강한 결속력을 가질 수 있음은 물론 분리 과정이 용이한, 발사체 고정지그를 제공하는 것이다.
본 발명의 실시예에 따른 발사체 고정지그는, 몸통부; 및 상기 몸통부의 하단부에 연결되며 연소를 위한 노즐을 구비한 추력 발생부;를 포함한 발사체의 고정지그에 대한 것으로, 상기 발사체의 몸통부의 외경에 대응되는 내경의 관통홀을 구비하며, 상기 몸통부 및 상기 추력 발생부의 연결 부분에 고정되게 지지되는 어댑터 링; 상기 추력 발생부의 상기 노즐이 관통 배치되는 장착홀이 형성된 발사대의 지지 바닥에 장착되되 상기 장착홀을 두르며 장착되는 지지 프레임; 및 상기 어댑터 링과 상기 지지 프레임을 연결시키는 복수 개의 연결 아암을 구비한 연결부;를 포함하며, 상기 발사체가 상기 고정지그에 고정된 상태로 상기 발사대에 장착되는 경우, 상기 노즐의 하단이 상기 장착홀이 형성된 상기 발사대의 지지 바닥의 하단면과 일치되도록 상기 복수 개의 연결 아암은 길이가 미리 결정되거나 길이 조절될 수 있다.
일측에 따르면, 상기 연결부는, 상기 복수 개의 연결 아암의 상단을 연결시키는 상단 연결부재; 및 상기 복수 개의 연결 아암의 하단을 연결시키는 하단 연결부재를 포함하며, 상기 상단 연결부재는 상기 어댑터 링에 착탈 가능하게 결합되고, 상기 하단 연결부재는 상기 지지 프레임에 착탈 가능하게 결합될 수 있다.
일측에 따르면, 상기 상단 연결부재 및 상기 하단 연결부재는 각각 상호 닮음꼴인 팔각형의 링 형상이며, 상기 하단 연결부재의 크기가 상기 상단 연결부재의 크기에 비해 클 수 있다.
일측에 따르면, 상기 복수 개의 연결 아암은 상기 발사체의 연소 시험에 대한 구조 해석을 통해 길이가 결정되고, 결정된 길이로 제작된 상기 연결부가 상기 어댑터 링 및 상기 지지 프레임에 착탈 가능하게 결합될 수 있다.
일측에 따르면, 상기 복수 개의 연결 아암 각각은 외면에 수나사산이 형성된 제1 아암부재 및 상기 수나사산에 대응되는 암나사산이 내면에 형성된 제2 아암부재를 포함하며, 상기 발사체의 연소 시험에 대한 구조 해석을 토대로 상기 제1 아암부재에 대한 상기 제2 아암부재의 위치를 조절하여 상기 연결 아암의 길이를 조절할 수 있다.
일측에 따르면, 상기 발사대의 상기 장착홀의 주변으로는 상기 지지 프레임이 인입되는 단차 부분이 형성되며 상기 단차 부분의 바닥과 상기 지지 프레임 사이에는 충격 흡수를 위한 패드가 개재될 수 있다.
일측에 따르면, 상기 발사체의 상기 몸통부 및 상기 추력 발생부의 연결 부분은 상기 어댑터 링에 볼트 결합될 수 있다.
일측에 따르면, 상기 어댑터 링과 상기 연결부의 상단 부분은 볼트 결합될 수 있다.
일측에 따르면, 상기 연결부의 하단 부분과 상기 지지 프레임은 볼트 결합될 수 있다.
일측에 따르면, 상기 지지 프레임은 상기 발사대의 바닥에 볼트 결합될 수 있다.
본 발명의 실시예에 따르면, 발사체 고정지그에 의해 발사대에 놓이는 발사체의 노즐의 하단이 발사대의 지지 바닥의 하면과 일치되는 구조를 가짐으로써, 고온부의 저온부의 영역을 분리할 수 있을 뿐만 아니라 각 영역의 냉각을 효율적으로 할 수 있다.
아울러 발사체 고정지그를 이루는 어댑터 링, 연결부 및 지지 프레임이 상호 착탈 가능하도록 볼트 결합되고 아울러 발사체 및 발사대의 지지 바닥이 발사체 고정지그에 역시 볼트 결합됨으로써 강한 결속력을 가질 수 있음은 물론 분리 과정을 용이하게 할 수 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 발사체 고정지그가 발사체에 장착된 상태를 도시한 도면이다.
도 2는 도 1에 도시된 발사체 고정지그의 사시도이다.
도 3은 도 1에 도시된 발사체 및 고정지그가 발사 시험을 위한 발사대의 고온부 및 저온부를 개략적으로 도시한 도면이다.
도 4a는 고정지그가 장착된 발사체가 이송 장치에 장착된 상태를 도시한 도면이고, 도 4b는 이송 장치의 기립 작동에 의해 발사체가 기립된 상태를 도시한 도면이다.
도 5는 도 4의 발사체 고정지그에 의해 발사체가 발사대에 장착된 상태를 도시한 도면이다.
도 6은 도 5의 평면도이다.
도 7은 도 6의 H-H 단면으로서 발사체와 어댑터 링의 볼트 결합을 도시한 단면도이다.
도 8은 도 6의 E-E 단면으로서 어댑터 링과 연결부의 상단 연결부재의 볼트 결합을 도시한 도면이다.
도 9는 C-C 단면으로서 연결부의 하단 연결부재와 지지 프레임의 볼트 결합을 도시한 도면이다.
도 10은 B-B 단면으로서 지지 프레임과 발사대의 패드의 볼트 결합을 도시한 도면이다.
이하, 첨부 도면을 참조하여 본 발명의 실시예에 따른 구성 및 적용에 관하여 상세히 설명한다. 이하의 설명은 특허 청구 가능한 본 발명의 여러 태양(aspects) 중 하나이며, 하기의 기술(description)은 본 발명에 대한 상세한 기술(detailed description)의 일부를 이룬다.
다만, 본 발명을 설명함에 있어서, 공지된 기능 혹은 구성에 관한 구체적인 설명은 본 발명의 요지를 명료하게 하기 위하여 생략하기로 한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 발사체 고정지그가 발사체에 장착된 상태를 도시한 도면이고, 도 2는 도 1에 도시된 발사체 고정지그의 사시도이고, 도 3은 도 1에 도시된 발사체 및 고정지그가 발사 시험을 위한 발사대의 고온부 및 저온부를 개략적으로 도시한 도면이며, 도 4a는 고정지그가 장착된 발사체가 이송 장치에 장착된 상태를 도시한 도면이고, 도 4b는 이송 장치의 기립 작동에 의해 발사체가 기립된 상태를 도시한 도면이고, 도 5는 도 4의 발사체 고정지그에 의해 발사체가 발사대에 장착된 상태를 도시한 도면이며, 도 6은 도 5의 평면도이다.
이들 도면에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 발사체 고정지그(100)는 발사체(10)가 관통되어 지지되는 지그로서, 도 1의 상태로 발사대(50)에 장착된다. 이에 대해서는 도 5에 단면도로 도시되어 있다.
도 1을 참조하면(아울러, 도 3a 및 3b)를 참조하면, 본 실시예에 발사체 고정지그(100)에 고정 지지되는 발사체(10)는, 몸통부(11)와, 몸통부(11)의 하단부에 연결되며 추진을 위한 엔진 및 노즐(13)을 구비한 추력 발생부(12)를 포함할 수 있다. 후술하겠지만, 몸통부(11)의 하단부 그리고 추력 발생부(12)의 상단부는 어댑터 링(110)에 예를 들면 볼트 결합되어 발사체(10)는 발사체 고정지그(100)에 견고하게 고정 지지될 수 있다.
또한, 발사체(10)가 고정 지지된 발사체 고정지그(100)는 도 3에 도시된 바와 같이, 발사대(50)에 고정될 수 있다. 발사대(50)는 발사체(10)가 고정 지지된 발사체 고정지그(100)가 놓이는 지지 바닥을 기준으로, 고온부와 저온부를 구분한다. 전술한 것처럼, 저온부에는 특별한 냉각이 필요 없지만 고온부에는 3000℃에 이르는 고열이 방출되기 때문에 후류가 냉각이 되어 발사체(10)의 노즐(13)로부터 발생되는 제트 플룸의 직접 접촉하는 화염 유도로 면에 열손상이 발생되는 것을 방지해야 한다. 이에 고온부는 저온부와 다른 특별한 냉각 방법이 적용되어야 한다.
그런데, 본 실시예의 경우, 발사체 고정지그(100)에 의해 발사대(50)에 놓이는 발사체(10)의 노즐(13)의 하단(13b, 도 5 참조)이 발사대(50)의 지지 바닥의 하면(50b)과 일치되는 구조를 가짐으로써, 연소에 의해 제트 플룸(10F, 도 3)이 발생될 때 발사체 고정지그(100)를 통해 외부로부터 공기가 유입되어 저온부를 효과적으로 냉각시킬 수 있다.
또한, 도 3에 도시된 것처럼, 발사대(50)의 지지 바닥의 하부 공간에서는, 고온 영역인 고온부로서 제트 플룸에 의한 열을 냉각시키기 위해 물 분사가 이루어지고 화염에 의한 벽 보호를 위해 20 내지 60mm의 스틸 벽(70)이 형성되어 있다. 하부 공간은 대략 30m의 깊이를 갖도록 형성될 수 있을 것이나 이에 한정되는 것은 아니다.
한편, 도 4a 및 4b에 도시된 것처럼, 발사체(10)는 발사체 고정지그(100)가 고정된 상태에서 이송 장치(210)에 의해 발사대(50)로 이송될 수 있다. 즉, 발사체(10)가 수평으로 누운 상태의 이송 장치(210)는 발사대(50)로 이송될 수 있는데, 이 때 발사체(10)가 기립되는 경우 발사체(10)의 노즐(13)이 관통 배치될 수 있도록 노즐(13)의 위치와 장착홀(50h, 도 5 참조)의 위치가 대응되도록 이송 장치(210)는 이송된다. 그리고, 도 4a의 상태에서 유압 실린더(220)를 이용하여 발사체(10)를 기립시킴으로써 도 4b의 형태로 위치 변환할 수 있으며, 이후 이송 장치(210)의 기립 부분(230)로부터 발사체(10)를 하강시킴으로써 발사체(10)가 고정 지지된 발사체(10)를 발사대(50)에 장착시킬 수 있다.
이러한 과정에 의해서, 도 5에 도시된 것처럼, 발사체(10)의 노즐(13)의 하단(13b)은 발사대(50)의 장착홀(50h)을 형성하는 지지 바닥의 하단면(50b)과 일치되는데, 이를 통해 도 3에 도시된 것처럼, 발사대(50)의 지지 바닥을 기준으로 고온부와 저온부를 분리시킬 수 있으며 이를 통해 저온부 및 고온부의 각 영역의 냉각을 효율적으로 수행할 수 있는 것이다. 따라서, 발사체 고정지그(100)는 발사체(10)를 고정 지지하되 발사체(10)가 발사대(50)에 배치될 때 발사체(10)의 노즐(13)의 하단(13b)이 발사대(50)의 지지 바닥의 하단면(50b)에 일치되도록 하여야 하는데, 본 실시예의 발사체 고정지그(100)는 이러한 구성을 갖는다. 이하에서는, 도 2 및 도 5를 참조하여, 발사체 고정지그(100)의 구성에 대해서 구체적으로 설명하고자 한다.
본 발명의 일 실시예에 따른 발사체 고정지그(100)는, 특히 도 1, 도 2 및 도 5에 도시된 바와 같이, 발사체(10)의 몸통부(11)의 외경에 대응되는 내경의 관통홀(110h)을 구비하며 몸통부(11) 및 추력 발생부(12) 연결 부분에 고정되게 지지되는 어댑터 링(110, adaptor ring)과, 추력 발생부(12)가 부분적으로 관통 배치되는 장착홀(50h)이 형성된 발사대(50)의 지지 바닥에 장착되되 장착홀(50h)을 두르며 장착되는 지지 프레임(130)과, 어댑터 링(110)과 지지 프레임(130)을 연결시키는 복수 개의 연결 아암(121)을 구비한 연결부(122)를 포함할 수 있다. 여기서, 복수 개의 연결 아암(121)은 길이 조절이 가능하여, 발사체(10)가 발사체 고정지그(100)에 고정되어 발사대(50)에 장착되는 경우, 노즐(13)의 하단(13b)이 장착홀(50h)이 형성된 발사대(50)의 지지 바닥의 하단면(50b)과 일치되도록 할 수 있다.
각각의 구성에 대해 설명하면, 먼저 본 실시예의 어댑터 링(110)은, 발사체(10)의 몸통부(11)의 외경에 대응되는 내경을 가진 관통홀(110h)을 구비하며, 전체적으로 원판 형상을 갖는다. 이러한 어댑터 링(110)은 상호 대칭되는 두 개의 부분이 결합되어 형성되는데, 이는 몸통부(11)의 외경과 관통홀(110h)의 내경이 갖기 때문에 일체형으로 마련되는 경우 몸통부에 어댑터 링(110)을 장착하는 것이 용이하지 않거나 불가능하기 때문이다.
도 2 및 도 5에는 비록 도시되어 있지는 않지만, 도 7에 도시된 바와 같이, 발사체(10)와 어댑터 링(110)은 볼트(110a) 및 너트(110b)를 이용한 볼트 결합이 이루어질 수 있다. 즉, 몸통부(11)의 하단에 형성된 날개 부분 및 추력 발생부(12)의 상단에 형성된 날개 부분이 상호 접면된 상태에서 어댑터 링(110)에 볼트 결합될 수 있다. 몸통부(11) 및 추력 발생부(12)의 날개 부분 및 어댑터 링(110)에는 볼트의 직경에 대응되는 나사홀이 형성되어 있어서, 우수한 강성을 가진 볼트(110a)가 나사홀에 관통 배치될 수 있고 어댑터 링(110)의 상면으로 돌출되는 볼트(110a)의 부분을 너트(110b)에 의해 조임으로써 어댑터 링(110)에 대한 발사체(10)의 고정을 견고하게 할 수 있다. 아울러, 볼트(110a)로부터 너트(110b)를 분리함으로써 필요에 따라 발사체(10)를 어댑터 링(110)으로부터 용이하게 분리시킬 수 있음은 당연하다.
한편, 본 실시예의 연결부(122)는, 도 1, 도 2, 도 5 및 도 6에 도시된 바와 같이, 복수 개의 연결 아암(121)과, 복수 개의 연결 아암(121)의 상단이 연결되며 연결 아암(121)과 가로 방향을 갖는 상단 연결부재(122)와, 복수 개의 연결 아암(121)의 하단이 연결되며 연결 아암(121)과 가로 방향을 갖는 하단 연결부재(123)를 포함할 수 있다.
도 2를 참조하면, 상단 연결부재(122)는 전체적으로 어댑터 링(110)의 크기에 대응되는 팔각형 링 형상을 갖고, 하단 연결부재(123)는 상단 연결부재(122)에 대응되는 팔각형 링 형상을 갖되 상단 연결부재(122)보다는 더 큰 크기를 갖는다. 따라서, 연결부(122)의 전체적인 형상은 예를 들면 창살이 나란하게 형성된 등변 사다리꼴의 창틀이 팔각 구조로 형성된 형상을 갖는다. 다만, 연결부(122)의 전체적인 형상이 이에 한정되는 것은 아니다.
또한, 어댑터 링(110)과 마찬가지로, 본 실시예의 연결부(122)는 전체적으로 두 부분으로 나뉘어져 제조될 수 있으며, 발사체(10)를 사이에 두고 결합됨으로써 연결부(122)를 형성할 수 있다. 두 부분이 접하여 결합될 때는, 도 2에 도시된 것처럼, 볼트(125)가 사용될 수 있다.
도 8을 참조하면, 전술한 어댑터 링(110)과, 연결 아암(121)의 상단이 연결되는 상단 연결부재(122)는 볼트 결합됨으로써 결합 시 강한 강성을 유지하면서도 또한 분리 과정을 용이하게 할 수도 있다. 어댑터 링(110)과 상단 연결부재(122)의 볼트 결합을 위해 볼트(112a) 및 너트(112b)가 구비됨으로써 이들을 강하게 결속시킬 수 있다.
한편, 본 실시예의 연결 아암(121)은 어댑터 링(110)과 지지 프레임(130)을 연결하는 것으로서 발사체(10)의 하중을 받치는 부분이라 할 수 있다. 이러한 연결 아암(121)이 어댑터 링(110) 및 지지 프레임(130)에 등간격으로 복수 개 배치됨으로써 복수 개의 연결 아암(121)은 큰 하중을 받칠 수 있으며 따라서 발사체(10)를 발사체 고정지그(100)에 견고하게 고정시킬 수 있다.
다만, 전술한 것처럼, 연결 아암(121)의 길이가 실질적으로 어댑터 링(110)과 지지 프레임(130) 사이의 간격을 결정하는 것이고, 이를 통해 발사체(10)의 노즐(13)의 위치를 결정하는 것이기도 하여, 발사체(10)의 노즐(13)의 하단(13b)이 발사대(50)의 지지 바닥의 하단면(50b)과 일치되도록 연결 아암(121)의 길이를 조절하는 것이 필수적이다.
이를 위해, 복수 개의 연결 아암(121)은 발사체(10)의 연소 시험에 대한 구조 해석을 통해 길이가 결정되고 결정된 길이로 제작된 연결부(122)가 어댑터 링(110) 및 지지 프레임(130)에 결합됨으로써 발사체 고정지그(100)가 제작될 수 있다.
한편, 연결 아암(121)을 미리 제조하는 것이 아니라, 연결 아암(121)을 길이 조절 가능한 구조로 제조함으로써 발사체(10)의 종류에 상관 없이 발사체(10)의 노즐(13)의 하단(13b)과 발사대(50)의 지지 바닥의 하단면(50b)과 일치시킬 수도 있다.
도시하지는 않았지만, 예를 들면, 복수 개의 연결 아암(121) 각각은 외면에 수나사산이 형성된 제1 아암부재 및 수나사산에 대응되는 암나사산이 내면에 형성된 제2 아암부재를 포함하며, 이러한 구성을 통해 발사체(10)의 연소 시험에 대한 구조 해석을 토대로 제1 아암부재에 대한 제2 아암부재의 위치를 조절하여 연결 아암(121)의 길이를 조절할 수 있다. 이 때 연결 아암(121)의 내구성을 강화하기 위해 제1 아암부재 및 제2 아암부재의 결속력을 강화하기 위한 강화부재가 적용될 수 있음은 물론이다.
아울러, 제1 아암부재 및 제2 아암부재가 유압 실린더 구조로 마련되어 연결 아암(121)의 길이를 조절할 수도 있다. 다만, 이에 한정되는 것은 아니며, 발사체(10)의 하중 및 시험 시 발생되는 외력을 견딜 수 있다면 연결 아암(121)의 구조는 다양하게 적용될 수 있음은 당연하다.
한편, 본 실시예의 지지 프레임(130)은, 연결부(122)의 하단 연결부재(123)가 결합되는 부분으로서, 본 실시예의 발사체 고정지그(100)를 발사대(50)의 지지 바닥에 견고하게 고정시키는 것이다. 이러한 지지 프레임(130)은 하단 연결부재(123) 및 장착홀(50h)의 형상에 대응되도록 전체적으로 팔각형의 링 형상을 갖는다.
도 9를 참조하면, 하단 연결부재(123)와 지지 프레임(130)은 볼트(123a)에 의해 볼트 고정된다. 즉, 볼트에 의해 하단 연결부재(123)는 지지 프레임(130)에 강하게 결속될 수 있는 것이며, 볼트(123a)를 제거함으로써 지지 프레임(130)에 대한 연결부(122)의 분리 역시 용이하게 수행할 수 있다.
도 5를 참조하면, 발사대(50)의 장착홀(50h)의 주변으로는 지지 프레임(130)이 인입되는 단차 부분이 형성되며 단차 부분의 바닥과 지지 프레임(130) 사이에는 충격 흡수를 위한 패드(51)가 개재될 수 있다. 따라서 발사체(10)의 시험 시 발사체(10) 및 발사체(10)가 고정된 발사체 고정지그(100)로부터 강한 하중이 발사대(50)의 지지 바닥에 가해지더라도 패드(51)가 어느 정도 충격을 흡수함으로써 발사대(50)의 바닥 또는 발사체 고정지그(100)가 파손되는 것을 어느 정도 방지할 수 있다.
도 10을 참조하면, 지지 프레임(130)과 패드(51)는 볼트(130a)에 의해 볼트 결합될 수 있다. 즉, 볼트(130a)에 의해 지지 프레임(130)은 발사대(50)의 패드(51)에 강하게 결속될 수 있는 것이며, 볼트(130a)를 제거함으로써 발사대(50)의 패드(51)에 대한 지지 프레임(130)의 분리 역시 용이하게 수행할 수 있다.
이와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따르면, 발사체 고정지그(100)에 의해 발사대(50)에 놓이는 발사체(10)의 노즐(13)의 하단(13b)이 발사대(50)의 지지 바닥의 하면(50b)과 일치되는 구조를 가짐으로써, 고온부의 저온부의 영역을 분리할 수 있을 뿐만 아니라 각 영역의 냉각을 효율적으로 할 수 있는 장점이 있다.
아울러 발사체 고정지그(100)를 이루는 어댑터 링(110), 연결부(122) 및 지지 프레임(130)이 상호 착탈 가능하도록 볼트 결합되고 아울러 발사체(10) 및 발사대(50)의 지지 바닥이 발사체 고정지그(100)에 역시 볼트 결합됨으로써 강한 결속력을 가질 수 있음은 물론 분리 과정이 용이하다는 장점이 있다.
한편, 전술한 실시예에서는, 발사체(10)가 발사체 고정지그(100)에 고정되는 경우에 대해 상술하였으나, 이에 한정되는 것은 아니며, 항공기 엔진 시험 시 본 발명의 고정지그(100)가 적용될 수 있음은 당연하다. 항공기 엔진 시험은 수평 방향으로 이루어지기 때문에 본 발명의 고정지그(100)가 보다 더 용이하게 적용될 수 있다.
한편, 본 발명은 기재된 실시예에 한정되는 것이 아니고, 본 발명의 사상 및 범위를 벗어나지 않고 다양하게 수정 및 변형할 수 있음은 이 기술의 분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 자명하다. 따라서 그러한 수정예 또는 변형예들은 본 발명의 특허청구범위에 속한다 하여야 할 것이다.
10 : 발사체
50 : 발사대
100 : 발사체 고정지그
110 : 어댑터 링
120 : 연결부
121 : 연결 아암
130 : 지지 프레임

Claims (10)

  1. 몸통부; 및 상기 몸통부의 하단부에 연결되며 연소를 위한 노즐을 구비한 추력 발생부;를 포함한 발사체의 고정지그에 있어서,
    상기 발사체의 몸통부의 외경에 대응되는 내경의 관통홀을 구비하며, 상기 몸통부 및 상기 추력 발생부의 연결 부분에 고정되게 지지되는 어댑터 링;
    상기 추력 발생부의 상기 노즐이 관통 배치되는 장착홀이 형성된 발사대의 지지 바닥에 장착되되 상기 장착홀을 두르며 장착되는 지지 프레임; 및
    상기 어댑터 링과 상기 지지 프레임을 연결시키는 복수 개의 연결 아암을 구비한 연결부;
    를 포함하며,
    상기 발사체가 상기 고정지그에 고정된 상태로 상기 발사대에 장착되는 경우, 상기 발사체의 노즐의 하단이 상기 발사대의 지지 바닥의 하단면과 일치되도록, 상기 복수 개의 연결 아암 각각은 외면에 수나사산이 형성된 제1 아암부재 및 상기 수나사산에 대응되는 암나사산이 내면에 형성된 제2 아암부재를 포함하며, 상기 제1 아암부재에 대한 상기 제2 아암부재의 위치를 조절하여 상기 연결 아암의 길이를 조절하며,
    상기 발사대의 상기 장착홀의 주변으로는 상기 지지 프레임이 인입되는 단차 부분이 형성되며 상기 단차 부분의 바닥과 상기 지지 프레임 사이에는 충격 흡수를 위한 패드가 개재되며, 상기 발사체의 시험 시 상기 발사체 고정지그로부터 발생되는 하중이 상기 발사대의 지지 바닥에 가해지는 경우 상기 패드가 충격을 흡수하여 상기 발사대의 지지 바닥 또는 상기 발사체 고정지그의 파손을 방지하는, 발사체 고정지그.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 연결부는,
    상기 복수 개의 연결 아암의 상단을 연결시키는 상단 연결부재; 및
    상기 복수 개의 연결 아암의 하단을 연결시키는 하단 연결부재를 포함하며,
    상기 상단 연결부재는 상기 어댑터 링에 착탈 가능하게 결합되고, 상기 하단 연결부재는 상기 지지 프레임에 착탈 가능하게 결합되는, 발사체 고정지그.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 상단 연결부재 및 상기 하단 연결부재는 각각 상호 닮음꼴인 팔각형의 링 형상이며, 상기 하단 연결부재의 크기가 상기 상단 연결부재의 크기에 비해 큰, 발사체 고정지그.
  4. 삭제
  5. 삭제
  6. 삭제
  7. 제1항에 있어서,
    상기 발사체의 상기 몸통부 및 상기 추력 발생부의 연결 부분은 상기 어댑터 링에 볼트 결합되는, 발사체 고정지그.
  8. 제1항에 있어서,
    상기 어댑터 링과 상기 연결부의 상단 부분은 볼트 결합되는, 발사체 고정지그.
  9. 제1항에 있어서,
    상기 연결부의 하단 부분과 상기 지지 프레임은 볼트 결합되는, 발사체 고정지그.
  10. 제1항에 있어서,
    상기 지지 프레임은 상기 발사대의 바닥에 볼트 결합되는, 발사체 고정지그.
KR1020160172483A 2016-12-16 2016-12-16 발사체 고정지그 KR101891412B1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020160172483A KR101891412B1 (ko) 2016-12-16 2016-12-16 발사체 고정지그

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020160172483A KR101891412B1 (ko) 2016-12-16 2016-12-16 발사체 고정지그

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20180070151A KR20180070151A (ko) 2018-06-26
KR101891412B1 true KR101891412B1 (ko) 2018-08-23

Family

ID=62788499

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020160172483A KR101891412B1 (ko) 2016-12-16 2016-12-16 발사체 고정지그

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR101891412B1 (ko)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102122785B1 (ko) 2020-03-27 2020-06-15 (주)연암테크 위성 발사체의 연료탱크 가공용 지그장치

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2882795A (en) 1956-03-15 1959-04-21 Alco Products Inc Erecting and launching apparatus
US20050063795A1 (en) 2003-09-24 2005-03-24 Jagos Roderick B. Solid motor transport trailer with rotatable chock supports
KR101644293B1 (ko) * 2015-12-31 2016-08-01 한국항공우주연구원 발사체 단 이송 및 기립장치

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20130006083A (ko) * 2011-07-08 2013-01-16 한국항공우주연구원 우주발사체 운용에서 운송기립발사대 이탈을 위한 이동대차 원격제어 인터페이스 장치

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2882795A (en) 1956-03-15 1959-04-21 Alco Products Inc Erecting and launching apparatus
US20050063795A1 (en) 2003-09-24 2005-03-24 Jagos Roderick B. Solid motor transport trailer with rotatable chock supports
KR101644293B1 (ko) * 2015-12-31 2016-08-01 한국항공우주연구원 발사체 단 이송 및 기립장치

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102122785B1 (ko) 2020-03-27 2020-06-15 (주)연암테크 위성 발사체의 연료탱크 가공용 지그장치

Also Published As

Publication number Publication date
KR20180070151A (ko) 2018-06-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP6773697B2 (ja) ペイロード供給システム
EP3290344B1 (en) Toroidal support structures
KR101891412B1 (ko) 발사체 고정지그
US10562640B2 (en) Turbine engine suspension device
CN101277870A (zh) 航空器发动机组件
CN108725844B (zh) 航天运载器的控制舱结构
US6547182B2 (en) Solid rocket motor bolted thrust takeout structure
US9989015B2 (en) Launcher stage comprising a temporary support structure for temporarily supporting nozzle sections allowing access to the core of the engine
KR20140062898A (ko) 대형로켓용 단 분리 장치
US9739568B2 (en) Methods of connecting testing equipment to a missile system
CN203285565U (zh) 一种抗冲击固冲发动机壳体连接支耳结构
KR101222864B1 (ko) 추진기관 연결장치 및 이를 구비한 유도탄
CN107176309B (zh) 一种海用无人机舰船发射设备
KR20190017058A (ko) 접촉 압력을 자체 조절하는 무기 홀더를 구비한 무기 트레이
CA2867047C (en) Blanket installation method and blanket unit
CN107121030A (zh) 尾推式弹射器单级柔性固弹与解锁装置及方法
RU184328U1 (ru) Адаптер для выведения нескольких космических аппаратов
KR101844518B1 (ko) 발사체 고정 시스템 및 발사체 고정 방법
RU2293689C2 (ru) Космическая головная часть для одиночного и группового запусков спутников
US10246198B2 (en) Alignment system for exhaust installation
CN211738417U (zh) 一种发动机支撑装置和运载火箭
JP5634785B2 (ja) 飛翔体
CN115615263A (zh) 一种火箭分离爆炸螺栓附近的电气元件减振装置
RU2527006C1 (ru) Рама четырехкамерного жидкостного ракетного двигателя
WO2024210872A1 (en) A canister transportation system with wire rope isolator damping elements

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
AMND Amendment
E601 Decision to refuse application
AMND Amendment
X701 Decision to grant (after re-examination)