KR101906055B1 - Solid rocket motor with after-end ignition system having high separation accuracy - Google Patents

Solid rocket motor with after-end ignition system having high separation accuracy Download PDF

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KR101906055B1
KR101906055B1 KR1020170071412A KR20170071412A KR101906055B1 KR 101906055 B1 KR101906055 B1 KR 101906055B1 KR 1020170071412 A KR1020170071412 A KR 1020170071412A KR 20170071412 A KR20170071412 A KR 20170071412A KR 101906055 B1 KR101906055 B1 KR 101906055B1
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김한준
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Abstract

The present invention relates to a rocket propulsion apparatus including a rear ignition apparatus and, more specifically, to a rocket propulsion apparatus including a rear ignition apparatus with high separation accuracy, which is correctly separated in a preset range of separation pressure while being fixed to a nozzle without using an ignitor mount to provide uniform separation performance and prevent delayed ignition. According to the present invention, the rocket propulsion apparatus comprises: a propulsion tube to fill an inner space with a propellant; a nozzle unit including a nozzle neck extended to a rear side from the propulsion tube and having an inner diameter gradually reduced towards the rear side, and a nozzle extended to the rear side from the nozzle neck and having an inner diameter gradually increased towards the rear side; and the rear ignition apparatus filling an inner space with a propellant and including an ignition unit housing fixed to the inner space of the nozzle unit by an airtightness O-ring. When the inner pressure of the propulsion tube reaches a separation pressure, the rear ignition apparatus is separated from the nozzle unit.

Description

이탈정확도가 높은 후방점화장치가 구비된 로켓추진장치{SOLID ROCKET MOTOR WITH AFTER-END IGNITION SYSTEM HAVING HIGH SEPARATION ACCURACY}BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention [0001] The present invention relates to a rocket propulsion device having a rear ignition device with high departure accuracy,

본 발명은 후방점화장치가 구비된 로켓추진장치에 관한 것으로, 보다 상세하게는 점화기 마운트를 사용하지 않고 노즐에 고정되어 있다가 기설정된 이탈압력의 범위에서 정확하게 이탈됨으로써 이탈성능이 균일하고 점화지연현상이 방지된 이탈정확도가 높은 후방점화장치가 구비된 로켓추진장치에 관한 것이다.More particularly, the present invention relates to a rocket propulsion device provided with a rear ignition device. More specifically, the present invention relates to a rocket propulsion device provided with a rear ignition device, more precisely fixed to a nozzle without using an igniter mount, To a rocket propulsion device provided with a rear ignition device with a high degree of deviation prevention.

일반적으로 후방점화기는 점화기 마운트에 의해 로켓추진장치의 노즐 쪽에 결합되어 있으며, 추진제 연소 시, 추진장치의 내부압력이 기설정된 이탈압력의 범위에 도달할 때까지 이탈되지 않고 그 내부압력을 유지시켜주다가, 이탈압력의 범위에 도달하면 점화기 마운트가 파열되면서 추진장치로부터 이탈되어 비행 중량을 감소시키는 점화기를 말한다.Generally, the rear igniter is connected to the nozzle side of the rocket propulsion device by the igniter mount, and when the propellant is burned, the internal pressure of the propulsion device is not released until the internal pressure of the propulsion device reaches the predetermined release pressure range, , And when the range of release pressure is reached, the igniter mount ruptures and is detached from the propulsion unit to reduce the flying weight.

하지만, 종래의 점화기 마운트는 점화기 마운트를 이루고 있는 소재의 강도 및 제작 공차로 인해 부분별 파열강도의 편차가 존재하여 파열되는 압력이 일정하지 않은 문제가 있다. 이로 인해 결과적으로 후방점화기가 기설정된 이탈압력의 범위에서 정확하게 이탈되지 못함으로써 이탈성능이 불균일할 뿐 아니라, 점화지연현상을 발생시키게 된다.However, in the conventional igniter mount, there is a problem that the burst pressure is not constant due to the variation of the burst strength of each part due to the strength and manufacturing tolerance of the igniter mounting material. As a result, the rear igniter is not accurately deviated from the preset release pressure range, so that the departure performance is not uniform and the ignition delay phenomenon occurs.

이러한 점화지연현상은 기설정된 이탈압력의 범위보다 낮은 압력에서 점화기 마운트가 파열되어 이탈되는 경우 더욱 심각하게 발생하며, 특히 연소시간이 약 수 msec 이내여야 하는 단거리 대전차 무기(short range antitank weapon)의 경우 점화지연현상이 발생하게 되면 사수의 안전성에 심각한 영향을 끼치게 된다.This ignition delay phenomenon occurs more severely when the igniter mount ruptures at a pressure lower than the predetermined release pressure range, and particularly in the case of a short range antitank weapon in which the combustion time should be within about several msec If the ignition delay occurs, the safety of the shooter will be seriously affected.

또한, 종래의 후방점화기는 점화기 마운트에 의해 로켓추진장치 내에 결합되는 이유로, 로켓추진장치 내 공간을 차지하는 비율이 높을 뿐 아니라 비행 중량 증가의 원인이 되는 문제가 있다. Further, since the conventional rear igniter is incorporated in the rocket propulsion device by the igniter mount, the rear igniter is not only highly occupied in the space of the rocket propulsion device, but also causes a problem of increasing the flying weight.

대한민국등록특허공보 제10-1375859호Korean Patent Registration No. 10-1375859

이에 상기와 같은 문제를 해결하고자, 본 발명은 점화기 마운트를 사용하지 않고 노즐에 고정되어 있다가 기설정된 이탈압력의 범위에서 정확하게 이탈됨으로써 이탈성능이 균일하고 점화지연현상이 방지된 이탈정확도가 높은 후방점화장치가 구비된 로켓추진장치를 제공하는 데 목적이 있다.In order to solve the above problems, the present invention has been made to solve the above-mentioned problems, and it is an object of the present invention to provide a fuel injection valve for an internal combustion engine, which is fixed to a nozzle without using an igniter mount, It is an object of the present invention to provide a rocket propulsion device provided with an ignition device.

상기와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명의 로켓추진장치는, 내부공간에 추진제가 충전되는 추진관, 추진관에 후방으로 연장되어 형성되되 후방으로 갈수록 내경이 감소하는 노즐목과 노즐목에 후방으로 연장되어 형성되되 후방으로 갈수록 내경이 증가하는 노즐이 구비된 노즐부 및 내부공간에 점화제가 충전되고, 기밀용 오링에 의해 노즐부의 내부공간에 고정되는 점화부하우징이 구비된 후방점화장치를 포함하고, 추진관의 내부압력이 이탈압력에 도달하는 경우 후방점화장치가 노즐부로부터 이탈되는 것을 특징으로 한다.According to another aspect of the present invention, there is provided a rocket propulsion device including: a propulsion tube in which a propellant is charged in an inner space; a nozzle neck extending rearward from the propulsion tube and having an inner diameter reduced toward the rear; And a rear ignition device having an ignition part filled with an igniter in an inner space and fixed to an inner space of the nozzle part by an airtight O-ring, And the rear ignition device is detached from the nozzle portion when the internal pressure of the propelling tube reaches the release pressure.

또한, 점화부하우징은, 점화제를 충전하기 위해 전방이 개방되고, 기밀용 오링이 삽입되는 삽입홈이 외측면 둘레를 따라 형성되어 노즐목의 내측면과 기밀을 이루는 기밀부, 기밀부의 후방으로 연장되어 형성된 몸체부 및 몸체부의 후방으로 연장되어 형성되고, 후방이 막힌 머리부를 포함하는 것을 특징으로 한다.Further, the ignition part housing is opened frontward to fill the ignition agent, and an insertion groove into which the airtight o-ring is inserted is formed along the outer circumference of the nozzle so as to form an airtight part hermetically sealed with the inner surface of the nozzle neck, And a head portion which is formed to extend rearward from the body portion and has a closed rear portion.

또한, 몸체부는 후방으로 갈수록 외경이 감소하는 반원형상인 것을 특징으로 한다.Further, the body portion is characterized by being a semicircular shape whose outer diameter decreases toward the rear.

또한, 점화부하우징은, 점화제가 충전된 이후 기밀부의 전단면에 부착되는 덮개부를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.Further, the ignition part housing further includes a cover part attached to the front end surface of the airtight part after the igniter is charged.

또한, 덮개부는 폴리머 재질의 폼(foam)인 것을 특징으로 한다.Further, the lid part is characterized by being a foam made of a polymer material.

또한, 후방점화장치는, 머리부에 결합되고, 노즐의 내부공간에 고정되는 고정링을 포함하는 것을 특징으로 한다.Further, the rear ignition device is characterized in that it includes a fixing ring coupled to the head and fixed to the inner space of the nozzle.

또한, 고정링은 내측중심에 제1 홀이 형성된 원판형상으로, 제1 홀에 머리부가 나사결합을 이루며 삽입되는 것을 특징으로 한다.In addition, the fixing ring has a circular plate shape having a first hole formed at an inner center thereof, and the head is inserted into the first hole with a screw connection.

또한, 고정링에는 제1 홀을 중심으로 제2 홀이 더 형성된 것을 특징으로 한다.The stationary ring is further provided with a second hole around the first hole.

또한, 제2홀은 복수 개이며, 서로 이격되어 위치함으로써 브릿지부를 형성하는 것을 특징으로 한다.Further, a plurality of second holes are provided, and the bridges are formed by being spaced apart from each other.

또한, 고정링은 노즐의 내경과 동일하게 후방으로 갈수록 외경이 증가하는 것을 특징으로 한다.The fixing ring is characterized in that its outer diameter increases toward the rear in the same manner as the inner diameter of the nozzle.

또한, 기밀부에는 전방으로 갈수록 외경이 증가하는 경사부가 더 형성된 것을 특징으로 한다.The airtight portion is further provided with an inclined portion whose outer diameter increases toward the front.

또한, 경사부의 경사각도가 증가할수록 이탈압력이 높아지는 것을 특징으로 한다.Further, the release pressure is increased as the inclination angle of the inclined portion increases.

또한, 점화부하우징 및 고정링은 알루미늄재질인 것을 특징으로 한다.Further, the ignition part housing and the stationary ring are made of aluminum.

또한, 후방점화장치는 탄성변형 및 소성변형을 통해 부피가 축소됨으로써, 노즐부로부터 후방으로 이탈되는 것을 특징으로 한다.Further, the rear igniter is characterized in that the volume thereof is reduced through elastic deformation and plastic deformation, thereby leaving the rear portion from the nozzle portion.

본 발명의 로켓추진장치의 후방점화장치는 점화기 마운트를 사용하지 않고 기밀용 오링에 의해 노즐에 자체적으로 고정되어 있다가 추진관의 내부압력이 기설정된 이탈압력의 범위에 도달하면 소성변형을 통해 부피가 축소되고, 이를 통해 기설정된 시점에 정확하게 이탈됨으로써, 이탈성능이 균일하고 점화지연현상을 방지하는 효과가 있다. 나아가 이를 통해 사수의 안전성을 확보하는 효과가 있다.The rear ignition device of the rocket propulsion device of the present invention is fixed to the nozzle by the airtight o-ring without using the igniter mount, and when the internal pressure of the propellant reaches the predetermined release pressure range, So that the deviation performance is uniform and the ignition delay phenomenon is prevented. Furthermore, it has the effect of ensuring the safety of the shooter.

또한, 점화기 마운트를 사용하지 않음으로써, 로켓추진장치 내 차지하는 공간, 비행 중량 및 생산단가를 모두 감소시키는 효과가 있다. 나아가 경량화를 위한 구조 및 재질을 적용함으로써, 비행 중량을 보다 효과적으로 감소시킬 수 있다.In addition, by not using the igniter mount, it is possible to reduce the space occupied in the rocket propulsion device, the flying weight and the production cost. Furthermore, by applying the structure and the material for weight reduction, it is possible to more effectively reduce the flying weight.

도 1은 본 발명의 실시 예인 로켓추진장치의 모식도이다.
도 2는 본 발명의 실시 예인 로켓추진장치의 후방점화장치의 모식도이다.
도 3은 본 발명의 실시 예인 로켓추진장치의 후방점화장치의 고정링의 모식도이다.
도 4는 본 발명의 실시 예인 로켓추진장치의 후방점화장치의 실제 사진이다.
도 5는 본 발명의 실시 예인 로켓추진장치의 후방점화장치의 유한요소해석 프로그램을 실시한 결과이다. 1 is a schematic diagram of a rocket propulsion device according to an embodiment of the present invention.
2 is a schematic diagram of a rear ignition device of a rocket propulsion system according to an embodiment of the present invention.
3 is a schematic view of a stationary ring of a rear igniter of a rocket propulsion system, which is an embodiment of the present invention.
FIG. 4 is an actual photograph of a rear ignition device of a rocket propulsion system, which is an embodiment of the present invention.
FIG. 5 is a result of a finite element analysis program of a rear igniter of a rocket propulsion apparatus according to an embodiment of the present invention.

이하, 본 발명을 충분히 이해하기 위해서 본 발명의 바람직한 실시 예를 첨부된 도면을 참조하여 설명한다. 본 발명의 실시 예는 여러 가지 형태로 변형될 수 있으며, 본 발명의 범위가 아래에서 상세히 설명하는 실시 예로 한정되는 것으로 해석되어서는 안 된다. 본 실시 예는 당 업계에서 평균적인 지식을 가진 자에게 본 발명을 보다 완전하게 설명하기 위해서 제공되는 것이다. 따라서 도면에서의 요소의 형상 등은 보다 명확한 설명을 강조하기 위해서 과장되어 표현될 수 있다. 각 도면에서 동일한 구성은 동일한 참조부호로 도시한 경우가 있음을 유의하여야 한다. 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 공지 기능 및 구성에 대한 상세한 기술은 생략된다.Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described with reference to the accompanying drawings in order to fully understand the present invention. The embodiments of the present invention can be modified in various forms, and the scope of the present invention should not be construed as being limited to the embodiments described in detail below. The present embodiments are provided to enable those skilled in the art to more fully understand the present invention. Therefore, the shapes and the like of the elements in the drawings can be exaggeratedly expressed to emphasize a clearer description. It should be noted that the same components are denoted by the same reference numerals in the drawings. Detailed descriptions of well-known functions and constructions which may be unnecessarily obscured by the gist of the present invention are omitted.

도 1은 본 발명의 실시 예인 후방점화장치가 구비된 로켓추진장치의 모식도이고, 도 2는 본 발명의 실시 예인 후방점화장치의 모식도이며, 도 3은 본 발명의 실시 예인 후방점화장치의 고정링의 모식도이고, 도 4는 본 발명의 실시 예인 후방점화장치 및 이가 구비된 로켓추진장치의 실제 사진이며, 도 5는 본 발명의 실시 예인 로켓추진장치의 후방점화장치의 유한요소해석 프로그램을 실시한 결과이다. 이하, 도 1 내지 도 5를 참조하여 본 발명을 설명한다.FIG. 1 is a schematic view of a rocket propulsion device having a rear ignition device according to an embodiment of the present invention. FIG. 2 is a schematic view of a rear ignition device according to an embodiment of the present invention. FIG. 4 is a photograph of a rear ignition device and a rocket propulsion device having the same according to an embodiment of the present invention. FIG. 5 is a graph showing a result of a finite element analysis program of a rear ignition device of a rocket propulsion device to be. Hereinafter, the present invention will be described with reference to Figs. 1 to 5. Fig.

도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명의 로켓추진장치(1000)는 내부공간에 추진제(10)가 충전된 추진관(100), 상기 추진관(100)에 후방으로 연장되어 형성된 노즐부(200) 및 내부공간에 점화제(20)가 충전되고, 기밀용 오링(5)에 의해 상기 노즐부(200)의 내부공간에 고정되는 점화부하우징(30)이 구비된 후방점화장치(300)를 포함하여 구성된다.1, a rocket propulsion apparatus 1000 according to the present invention includes a propulsion tube 100 filled with a propellant 10 in an inner space, a nozzle unit 200 formed to extend rearward from the propulsion tube 100, And a rear ignition device 300 having an ignition part housing 30 filled with an ignition agent 20 in an inner space and fixed to an inner space of the nozzle part 200 by an airtight o- .

보다 구체적으로, 노즐부(200)는 도 1과 같이 추진관(100)에 후방으로 연장되어 형성되되 후방으로 갈수록 내경이 감소하는 노즐목(201)과 상기 노즐목(201)에 후방으로 연장되어 형성되되 후방으로 갈수록 내경이 증가하는 노즐(202)을 포함하여 구성된다.1, the nozzle unit 200 includes a nozzle body 201 extending rearward from the propulsion tube 100 and having an inner diameter reduced toward the rear, and a nozzle body 201 extending rearward from the nozzle body 201 And a nozzle 202 having an inner diameter increasing toward the rear.

그리고 점화부하우징(30)은 도 2에 도시된 바와 같이 점화제(20)를 내부공간에 충전하기 위해 전방이 개방되고, 상기 기밀용 오링(5)이 삽입되는 삽입홈(31a)이 외측면의 둘레를 따라 형성된 기밀부(31), 상기 기밀부(31)의 후방으로 연장되어 형성된 몸체부(32) 및 상기 몸체부(32)의 후방으로 연장되어 형성되고, 후방이 막힌 머리부(33)을 포함하여 구성된다.2, the ignition part housing 30 is opened frontward to fill the ignition agent 20 into the inner space, and the insertion groove 31a into which the airtight o-ring 5 is inserted is opened on the outer side surface A body portion 32 formed to extend rearward of the airtight portion 31 and a head portion 33 formed to extend rearward from the body portion 32 and having a rear end blocked by the airtight portion 31 ).

또한, 점화부하우징(30)은 전방이 개방된 기밀부(31)를 통해 점화부하우징(30)의 내부공간에 적정량으로 개량된 점화제(20)를 충전한 이후 이를 밀봉하기 위해, 도 2와 같이 기밀부(31)의 전단면에 부착되는 덮개부(34)를 더 포함하여 구성된다.The ignition part housing 30 is filled with the ignition agent 20 that has been improved to a proper amount in the internal space of the ignition part housing 30 through the airtight part 31 opened to the front, And a lid portion 34 attached to the front end surface of the airtight portion 31 as shown in Fig.

여기서 덮개부(34)는 소진성으로 화염에 노출 시 신속하게 연소될 수 있는 재질로 이루어진 것이 바람직하며, 도 4-(a)의 사진에서 볼 수 있듯이, 보다 구체적으로 우레탄폼(urethane foam) 또는 스티로폼(styrofoam)을 포함하는 폴리머(polymer) 재질의 폼(foam)인 것이 바람직하다.Here, the lid part 34 is preferably made of a material that can be burned quickly when exposed to a flame with a low exhaustion, and as shown in the photograph of FIG. 4- (a), more specifically, a urethane foam or It is preferable that the foam is a polymer-based foam including styrofoam.

점화제(20)가 충전된 점화부하우징(30)은 도 1 및 도 4-(a)와 같이 기밀부(31)의 삽입홈(31a)에 기밀용 오링(5)을 삽입한 뒤, 노즐부(200)의 내부공간에 전방에서 후방방향으로 삽입하여 끼워 넣는다.The ignition part housing 30 filled with the ignition agent 20 inserts the airtight o-ring 5 into the insertion groove 31a of the airtight portion 31 as shown in Figs. 1 and 4- (a) And inserted into the inner space of the unit 200 from the front to the rear.

그러면 후방으로 갈수록 내경이 작아지는 노즐목(201)에 걸리게 되고, 여기서 압력을 더 가해주게 되면 기밀용 오링(5)에 의해 기밀부(31)가 노즐목(201)의 내측면과 기밀을 이루게 됨으로써, 결과적으로 점화부하우징(30)이 노즐부(200)의 내부공간에 별도의 점화기 마운트 없이도 고정을 이루게 된다. When the pressure is further applied, the airtight portion 31 is hermetically sealed with the inner surface of the nozzle neck 201 by the airtight O-ring 5, As a result, the ignition housing 30 is fixed to the inner space of the nozzle unit 200 without a separate igniter mount.

이때, 상기 점화부하우징(30)의 기밀부(31)는 도 1과 같이 노즐목(201) 중 최소내경을 갖는 부분과 기밀을 이루는 것이 바람직하다.At this time, it is preferable that the airtight portion 31 of the ignition housing 30 is hermetically sealed with a portion of the nozzle neck 201 having a minimum inner diameter as shown in FIG.

이와 같이 본 발명의 후방점화장치(300)는 점화기 마운트를 사용하지 않고도 노즐부(200)의 내부에 자체적으로 고정됨으로써, 로켓추진장치(1000) 내 차지하는 공간, 비행 중량 및 생산단가를 모두 감소시킬 수 있게 된다.As described above, the rear igniter 300 of the present invention is fixed to the inside of the nozzle unit 200 without using the igniter mount, thereby reducing the space occupied in the rocket propelling apparatus 1000, the flying weight, .

한편, 본 발명의 후방점화장치(300)는 기밀용 오링(5)만으로는 노즐부(200)의 내부공간에 고정되기에 다소 약한 고정력을 보완하기 위해, 도 1,2 및 도 4-(b)와 같이 점화부하우징(30)의 머리부(33)에 결합되어 노즐(202)의 내부공간에 고정되는 고정링(40)을 더 포함할 수 있다.The back ignition device 300 of the present invention may be modified as shown in FIGS. 1, 2 and 4- (b) in order to compensate for a somewhat weaker fixing force in order to be fixed in the inner space of the nozzle unit 200, And a fixing ring 40 coupled to the head portion 33 of the ignition portion housing 30 and fixed to the inner space of the nozzle 202.

보다 구체적으로 상기 고정링(40)은 도 3에 도시된 바와 같이, 내측중심에 제1 홀(41)이 형성된 원판형상으로, 상기 제1 홀(41)에 점화부하우징(30)의 머리부(33)가 삽입되어 결합되며, 이때 고정링(40)과 머리부(33)는 나사결합을 이루는 것이 바람직하다.3, the stationary ring 40 is formed in a circular plate shape having a first hole 41 formed at an inner center thereof, and the first hole 41 is formed in the head portion 41 of the ignition portion housing 30, The fixing ring 40 and the head portion 33 may be screwed to each other.

따라서 이를 위해, 도 2와 같이 머리부(33)의 외측면에 둘레를 따라 나사선(L1)이 형성되어 있고, 도 2 및 도 3과 같이 상기 나사선(L1)과 대응되도록 고정링(40)의 내측면에 둘레를 따라 나사선(L2)이 형성되어 있으며, 이를 통해 나사결합을 이루게 된다.2, a thread L1 is formed along the periphery of the outer surface of the head 33 as shown in FIG. 2, and the threads L1 of the fixing ring 40 A thread L2 is formed on the inner side surface along the circumference to form a threaded connection therewith.

한편, 이와 같은 고정링(40)은 도 1과 같이 노즐목(201)을 통과할 수 없는 크기인 것이 바람직하다. 따라서 기밀용 오링(5)에 의해 점화부하우징(30)이 노즐목(201)에 먼저 고정된 뒤, 노즐(202)의 내부공간에 후방에서 전방방향으로 삽입되어 머리부(33)에 결합된다. It is preferable that the fixing ring 40 has such a size that it can not pass through the nozzle neck 201 as shown in FIG. The ignition housing 30 is first fixed to the nozzle neck 201 by the airtight O-ring 5 and then inserted into the inner space of the nozzle 202 from the rear in the forward direction and coupled to the head 33 .

이를 위해 상기 고정링(40)은 도 1과 같이 후방으로 갈수록 내경이 증가하는(전방으로 갈수록 내경이 작아지는) 노즐(202)의 내부공간에 삽입될 수 있도록, 도 2와 같이 상기 노즐(202)과 동일하게 후방으로 갈수록 외경이 증가하도록 형성된 것이 바람직하다.For this purpose, the fixing ring 40 may be inserted into the inner space of the nozzle 202, which has an inner diameter increasing toward the rear as shown in FIG. 1 (the inner diameter gradually decreases toward the front) It is preferable that the outer diameter increases as it goes backward.

또한, 이와 같이 형성된 이유로 고정링(40)의 외주면이 노즐(202)의 내측면과 면접촉을 이루게 되면서 기밀용 오링(5)만으로는 노즐부(200)의 내부공간에 고정되기에 다소 약한 고정력을 더욱 보완할 수 있게 된다.The outer circumferential surface of the stationary ring 40 is in surface contact with the inner surface of the nozzle 202, so that the airtight O-ring 5 is fixed to the inner space of the nozzle unit 200, So that it can be further supplemented.

한편, 이러한 고정링(40)은 비행 중량을 최소화하기 위해, 도 3과 같이 중심에 형성된 제1 홀(41)을 중심으로 제2 홀(42)이 더 형성된 것이 바람직하다.In order to minimize flying weight, the fixing ring 40 may further include a second hole 42 formed around the first hole 41 formed at the center thereof as shown in FIG.

또한, 상기 제2 홀(42)은 동일한 면적을 기준으로 하나로 크게 형성된 것보다 두 개 이상의 복수 개가 형성되되 서로 이격되어 위치함으로써 도 3과 같이 브릿지부(43)를 형성하는 것이 바람직하며, 이는 사용자가 고정링(40)을 머리부(33)에 나사결합 시키기 위해 고정링(40)을 잡고 회전시킬 때보다 용이하도록 하기 위함이다. In addition, the second holes 42 may be formed by two or more than two of the first and second holes 42 and 43, but may be spaced apart from each other, thereby forming the bridge portion 43 as shown in FIG. 3, Is easier than when the holding ring 40 is held by the holding ring 40 for screwing the holding ring 40 to the head 33. [

한편, 지금까지 설명한 본 발명의 로켓추진장치(1000)의 후방점화장치(300)는, 점화제(20)가 점화되고 이에 의해 추진제(10)가 연소됨으로써 발생하는 가스에 의해 도 1의 추진관(100)의 내부(S)압력이 기설정된 이탈압력의 범위에 도달할 때까지 탄성변형을 통해 견딤으로써 이탈되지 않고 그 내부(S)압력을 유지시킬 수 있다.In the rear ignition device 300 of the rocket propulsion apparatus 1000 of the present invention described so far, the ignition agent 20 is ignited and thereby the propellant 10 is burned, It is possible to maintain the internal pressure S of the internal pressure sensor 100 without being released by enduring the elastic deformation until the internal pressure S reaches a predetermined release pressure range.

그리고 내부(S)압력이 기설정된 이탈압력의 범위에 도달하면 가해지는 압력에 의해 탄성변형(elastic deformation) 및 소성변형(plastic deformation)이 일어나 형상이 찌그러지는 등 부피가 축소됨으로써, 더 이상 노즐부(200)에 기밀을 이루며 고정되어 있지 않고, 고정이 해제됨으로써 후방으로 이탈된다.When the inner pressure (S) reaches a predetermined releasing pressure range, elastic deformation and plastic deformation are caused by the applied pressure, and the volume is reduced, for example, the shape is distorted. Is not hermetically fixed to the main body 200 and is released backward by releasing the fixing.

이를 위해 본 발명의 후방점화장치(300)의 점화부하우징(30)과 고정링(40)은 탄성변형 및 소성변형이 가능한 금속재질로 이루어지며, 특히 다양한 금속 중 비행 중량을 최소화할 수 있는 경량금속재질인 알루미늄인 것이 바람직하다. To this end, the ignition housing 30 and the stationary ring 40 of the rear ignition device 300 of the present invention are made of a metal material capable of elastic deformation and plastic deformation. Particularly, among various metals, lightweight It is preferably aluminum which is a metal material.

나아가 재료의 차이로 인해 소성변형의 편차가 발생하지 않도록 점화부하우징(30)과 고정링(40)은 동일한 재질로 이루어지는 것이 바람직하다.Furthermore, it is preferable that the ignition part housing 30 and the stationary ring 40 are made of the same material so that the plastic deformation does not vary due to the difference of the material.

또한, 본 발명의 후방점화장치(300)의 몸체부(32)는 도 1 및 도 2와 같이 후방으로 갈수록 외경이 감소하는 반원형상으로, 이는 추진관(100)의 내부(S)압력이 점화부하우징(30)에 가해질 때, 후방으로 갈수록 균일하게 전달될 수 있도록 하기 위함이다. The body portion 32 of the rear igniter 300 of the present invention is a semicircular shape whose outer diameter decreases toward the rear as shown in FIGS. 1 and 2, So that they can be uniformly transferred to the rear housing 30 when they are applied to the housing 30.

이와 관련하여 실제로 본 발명인 로켓추진장치(1000)의 유한요소해석 프로그램을 실시한 결과, 도 5와 같이, 추진관(100)의 내부(S)압력이 점화부하우징(30)에 가해질 때, 전방에서 후방으로 갈수록 비교적 균일하게 전달되는 것을 볼 수 있다. (한편, 도 5에서 빨간색에 가까운 색일수록 압력이 높은 부분이고, 이와 반대로 파란색에 가까운 색일수록 상대적으로 압력이 낮은 부분이다.)As a result of the finite element analysis program of the rocket propulsion device 1000 of the present invention, when the internal pressure S of the propelling tube 100 is applied to the ignition part housing 30 as shown in FIG. 5, It can be seen that it is relatively uniformly transmitted toward the rear side. (On the other hand, in FIG. 5, the color closer to red is the higher pressure portion, and the color closer to blue is the lower pressure portion.)

덧붙여, 이는 도 5와 같이 점화부하우징(30)에 가해지는 압력이 응력(stress)으로 작용하여 탄성변형 및 소성변형이 일어날 때, 이 응력이 특정한 부분에 집중되어 가해지지 않고 균일하게 분포됨으로써, 부분별로 균일한 탄성변형 및 소성변형이 일어날 수 있도록 하기 위함이다.5, when the pressure applied to the ignition housing 30 acts as a stress to cause elastic deformation and plastic deformation, the stress is uniformly distributed without being concentrated on a specific portion, So that uniform elastic deformation and plastic deformation can be caused in each part.

다시 말해, 본 발명의 로켓추진장치(1000)의 후방점화장치(300)는 소재의 강도 및 제작 공차로 인해 부분별 파열강도의 편차가 존재하여 파열되는 압력이 일정하지 않은 점화기 마운트로 인해 이탈성능이 불균일한 종래의 후방점화장치와 달리, 점화기 마운트를 사용하지 않고 기밀용 오링(5)에 의해 노즐부(200) 내 자체적으로 고정되어 있다가 내부(S)압력이 기설정된 이탈압력의 범위에 도달하면 부분별로 균일한 탄성변형 및 소성변형을 통해 부피가 축소됨으로써 기밀용 오링(5) 및 고정링(40)에 의한 고정이 해제되고, 이를 통해 기설정된 시점에 정확하게 후방으로 이탈됨으로써, 점화지연현상을 방지하게 된다.In other words, the rear ignition device 300 of the rocket propulsion apparatus 1000 of the present invention has a deterioration in the rupture strength per part due to the strength of the material and manufacturing tolerance, Unlike the conventional non-uniform rear ignition device, the ignition device is fixed to the nozzle portion 200 by the airtight O-ring 5 without using the igniter mount, and the internal pressure S is maintained within a predetermined release pressure range The volume is reduced through the uniform elastic deformation and plastic deformation of each part, so that the fixing by the airtight o-ring 5 and the fixing ring 40 is released, Thereby preventing the phenomenon.

본 발명의 후방점화장치(300)의 이탈압력은 점화부하우징(30)의 형상 설계를 통해 조절될 수 있는데, 그 일 실시 예로 본 발명의 점화부하우징(30)의 기밀부(31)에는 도 2와 같이 전방으로 갈수록 외경이 증가하는 경사부(31b)가 형성될 수 있다.The release pressure of the rear igniter 300 of the present invention can be adjusted through the shape design of the ignition housing 30. In this embodiment, the airtight portion 31 of the ignition housing 30 of the present invention 2, an inclined portion 31b whose outer diameter increases toward the front side can be formed.

그리고 경사부(31b)의 경사각도(θ)를 조절할 수 있으며, 경사각도(θ)가 증가하면 증가할수록 노즐목(201)을 통과하기 어려워짐으로써 점화부하우징(30)의 이탈압력이 높아지게 된다.The inclination angle? Of the inclined portion 31b can be adjusted. As the inclination angle? Increases, it becomes difficult to pass through the nozzle neck 201, so that the release pressure of the ignition portion housing 30 is increased .

점화부하우징(30)의 형상 외에도 본 발명의 후방점화장치(300)의 이탈압력은 점화부하우징(30)의 재질, 점화제(20)의 종류, 점화제(20)의 충전량 등 다양한 조건들을 설계하여 조절될 수 있으며, 압력예측 SW와 유한요소해석 프로그램을 통해 설계될 수 있다.In addition to the shape of the ignition housing 30, the release pressure of the rear igniter 300 of the present invention may be varied depending on various conditions such as the material of the ignition housing 30, the type of the igniter 20, And can be designed through pressure prediction SW and finite element analysis program.

본 발명인 이탈정확도가 높은 후방점화장치가 구비된 로켓추진장치의 실시 예는 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 당업자가 본 발명을 용이하게 실시할 수 있도록 하는 바람직한 실시 예일 뿐, 전술한 실시 예 및 첨부한 도면에 한정되는 것은 아니므로 이로 인해 본 발명의 권리범위가 한정되는 것은 아니다. 따라서 본 발명의 진정한 기술적 보호 범위는 첨부된 특허청구범위의 기술적 사상에 의해 정해져야 할 것이다. 또한, 본 발명의 기술적 사상을 벗어나지 않는 범위 내에서 여러 가지 치환, 변형 및 변경이 가능하다는 것이 당업자에게 있어 명백할 것이며, 당업자에 의해 용이하게 변경 가능한 부분도 본 발명의 권리범위에 포함됨은 자명하다.The embodiment of the rocket propulsion device provided with the rear ignition device having high departure accuracy according to the present invention is a preferred embodiment for allowing a person skilled in the art to easily carry out the present invention. The present invention is not limited to the embodiments and the accompanying drawings, and thus the scope of the present invention is not limited thereto. Accordingly, the true scope of the present invention should be determined by the technical idea of the appended claims. It will be apparent to those skilled in the art that various substitutions, modifications and variations are possible within the scope of the present invention, and it is obvious that the parts easily changeable by those skilled in the art are included in the scope of the present invention .

1000 : 로켓추진장치
100 : 추진관
200 : 노즐부
201 : 노즐목
202 : 노즐
300 : 후방점화장치
5 : 기밀용 오링
10 : 추진제
20 : 점화제
30 : 점화부하우징
31 : 기밀부
31a : 삽입홈
31b : 경사부
32 : 몸체부
33 : 머리부
34 : 덮개부
40 : 고정링
41 : 제1 홀
42 : 제2 홀
43 : 브릿지부
S : 추진관 내부공간
L1,L2 : 나사선1000: Rocket propulsion unit
100: Propulsion tube
200:
201: Nozzle neck
202: nozzle
300: rear ignition device
5: O-ring for confidential
10: Propellant
20: Spotting agent
30: housing of ignition part
31:
31a: insertion groove
31b:
32:
33: Head
34:
40: Fixing ring
41: first hole
42: second hole
43:
S: Internal space of propulsion tube
L1, L2: thread

Claims (14)

내부공간에 추진제가 충전되는 추진관;
상기 추진관에 후방으로 연장되어 형성되되 후방으로 갈수록 내경이 감소하는 노즐목과 상기 노즐목에 후방으로 연장되어 형성되되 후방으로 갈수록 내경이 증가하는 노즐이 구비된 노즐부; 및
내부공간에 점화제가 충전되고, 기밀용 오링에 의해 상기 노즐부의 내부공간에 고정되는 점화부하우징이 구비된 후방점화장치; 를 포함하고,
상기 점화부하우징은,
상기 점화제를 충전하기 위해 전방이 개방되고, 상기 기밀용 오링이 삽입되는 삽입홈이 외측면 둘레를 따라 형성되어 상기 노즐목의 내측면과 기밀을 이루는 기밀부;
상기 기밀부의 후방으로 연장되어 형성된 몸체부; 및
상기 몸체부의 후방으로 연장되어 형성되고, 후방이 막힌 머리부; 를 포함하고,
상기 몸체부는 후방으로 갈수록 외경이 감소하는 반원형상이며,
상기 추진관의 내부압력이 이탈압력에 도달하는 경우 상기 후방점화장치가 상기 노즐부로부터 이탈되는 것을 특징으로 하는 이탈정확도가 높은 후방점화장치가 구비된 로켓추진장치.A propulsion tube in which propellant is charged into the internal space;
A nozzle unit having a nozzle neck extending rearward from the propelling tube and having an inner diameter reduced toward the rear and a nozzle extending rearward from the nozzle neck and having an inner diameter increasing toward the rear; And
A rear ignition device having an ignition part filled in an inner space and equipped with an ignition part housing fixed to an inner space of the nozzle part by an airtight O-ring; Lt; / RTI >
The ignition part housing,
An airtight portion that is opened frontward to fill the ignition agent and has an insertion groove into which the airtight O-ring is inserted, the airtight portion being formed along an outer circumference of the nozzle to form an airtight seal with an inner surface of the nozzle neck;
A body portion formed to extend rearward of the airtight portion; And
A head portion formed to extend rearward of the body portion and having a rear portion blocked; Lt; / RTI >
The body portion is a semi-circular shape whose outer diameter decreases toward the rear,
Wherein the rear ignition device is detached from the nozzle portion when the inner pressure of the propelling tube reaches the releasing pressure. 삭제delete 삭제delete 제1항에 있어서,
상기 점화부하우징은, 상기 점화제가 충전된 이후 상기 기밀부의 전단면에 부착되는 덮개부;를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 이탈정확도가 높은 후방점화장치가 구비된 로켓추진장치.The method according to claim 1,
Wherein the ignition part housing further comprises a lid part attached to a front surface of the airtight part after the igniter is charged. 제4항에 있어서,
상기 덮개부는 폴리머 재질의 폼(foam)인 것을 특징으로 하는 이탈정확도가 높은 후방점화장치가 구비된 로켓추진장치.5. The method of claim 4,
Wherein the lid is a foam made of a polymer material. The rocket propulsion device according to claim 1, wherein the lid is a polymer foam. 제1항에 있어서,
상기 후방점화장치는, 상기 머리부에 결합되고, 상기 노즐의 내부공간에 고정되는 고정링;을 포함하는 것을 특징으로 하는 이탈정확도가 높은 후방점화장치가 구비된 로켓추진장치.The method according to claim 1,
Wherein the rear ignition device includes a fixing ring coupled to the head and fixed to an inner space of the nozzle. 제6항에 있어서,
상기 고정링은 내측중심에 제1 홀이 형성된 원판형상으로, 상기 제1 홀에 상기 머리부가 나사결합을 이루며 삽입되는 것을 특징으로 하는 이탈정확도가 높은 후방점화장치가 구비된 로켓추진장치.The method according to claim 6,
Wherein the fixing ring is formed in a circular plate shape having a first hole formed at an inner center thereof and the head is inserted into the first hole with a screw connection therebetween. 제7항에 있어서,
상기 고정링에는 상기 제1 홀을 중심으로 제2 홀이 더 형성된 것을 특징으로 하는 이탈정확도가 높은 후방점화장치가 구비된 로켓추진장치.8. The method of claim 7,
Wherein the fixing ring is further formed with a second hole around the first hole. 제8항에 있어서,
상기 제2 홀은 복수 개이며, 서로 이격되어 위치함으로써 브릿지부를 형성하는 것을 특징으로 하는 이탈정확도가 높은 후방점화장치가 구비된 로켓추진장치.9. The method of claim 8,
Wherein a plurality of the second holes are formed and are spaced apart from each other to form a bridge portion. 제6항에 있어서,
상기 고정링은 상기 노즐의 내경과 동일하게 후방으로 갈수록 외경이 증가하는 것을 특징으로 하는 이탈정확도가 높은 후방점화장치가 구비된 로켓추진장치.The method according to claim 6,
Wherein the fixed ring has an outer diameter that increases toward the rear in the same direction as the inner diameter of the nozzle. 제1항에 있어서,
상기 기밀부에는 전방으로 갈수록 외경이 증가하는 경사부가 더 형성된 것을 특징으로 하는 이탈정확도가 높은 후방점화장치가 구비된 로켓추진장치.The method according to claim 1,
Wherein the airtight portion is further formed with an inclined portion having an increased outer diameter toward the front. 제11항에 있어서,
상기 경사부의 경사각도가 증가할수록 상기 이탈압력이 높아지는 것을 특징으로 하는 이탈정확도가 높은 후방점화장치가 구비된 로켓추진장치.12. The method of claim 11,
And the release pressure is increased as the inclination angle of the inclined portion increases. 제6항에 있어서,
상기 점화부하우징 및 상기 고정링은 알루미늄재질인 것을 특징으로 하는 이탈정확도가 높은 후방점화장치가 구비된 로켓추진장치. The method according to claim 6,
Wherein the ignition part housing and the stationary ring are made of aluminum. 삭제delete
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