KR101923664B1 - 발사체를 위한 저렴한 유도 장치 및 작동 방법 - Google Patents

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Abstract

유도 어셈블리는 발사체에 연결되도록 되어 있고, 발사체의 전방 단부에 연결되는 후방 주 유닛, 및 후방 단부에서 후방 주 유닛의 전방 단부에 회전가능하게 연결되는 전방 주 유닛을 포함한다. 전방 주 유닛은 길이 방향 축선 둘레로 회전하도록 되어 있다. 상대 속도 제어 유닛이 후방 주 유닛과 전방 주 유닛 사이에서 작동가능하며, 스핀 제동력을 제공하여 상기 전방 주 유닛의 상대 회전 속도를 느리게 할 수 있다. 적어도 하나의 유도 핀(fin)이 전방 유닛으로부터 반경 방향으로 연장되어 있다. 핀의 피치각은 그 핀에 연결되어 있는 복귀 스프링에 의해 제어가능하며, 그래서 핀에 대한 공기역학적 압력이 낮아짐에 따라 상기 핀의 피치각은 커지고 또한 핀에 대한 상기 공기역학적 압력이 커짐에 따라 더 작아지게 되는, 발사체

Description

발사체를 위한 저렴한 유도 장치 및 작동 방법{LOW COST GUIDING DEVICE FOR PROJECTILE AND METHOD OF OPERATION}
탄도를 유도하고 발사체를 그의 목표물에 직접 겨냥하기 위해 사용되는 키트가 당업계에 알려져 있다. 이러한 키트는 일반적으로 높은 정밀도를 가지면서 매우 비싸거나, 또는 비교적 매우 낮은 정밀도를 가지면서 더 저렴하다. 가격(발사되는 군수품 유닛의 수)에 대한 원형 오차 확률(CEP)의 비를 개선하기 위해 "통계적 발사"(즉, 하나의 목표물을 타격하기 위해 낮은 정확도를 갖는 많은 수의 군수품 유닛이 그 목표물 쪽으로 발사되는 경우)가 예상되는 경우에 발사체 유도 키트의 사용이 적절한다. 이러한 개선이 가능하도록, 수치(유도 키트의 가격과 CEP) 중의 적어도 하나는 개선되어야 하는데, 즉 유도 키트의 가격이 더 낮아야 되고/되거나 유도 키트를 구비하는 발사체의 CEP가 개선되어야 하며, 그래서 두 수치의 곱은 개선된 효율을 입증한다. 비싼 유도 키트는 발사체의 효율적인 유도를 가능하게 하지만(유도 기동 때문에 발사체의 운동 에너지는 더 적게 소산됨), 당업계에 알려져 있는 저렴한 유도 키트는 발사체의 운동 에너지를 많이 소산시키게 되며, 그 결과 그 발사체의 사정 거리가 짧아지고 또한 그의 최종 속도가 느려져 발사체의 정확도가 떨어지게 된다. 일반적으로, 발사체용 유도 키트의 가격은 주로 그것을 이루는 많은 제어 변수에 의해 결정된다.
일 제어 변수는 발사체의 주 몸체와 일반적으로 이 몸체의 앞에서 축방향으로 그에 연결되어 있는 발사체 유도 키트 사이에 제공되는 회전에 대한 저항의 양이다. 대부분의 유도 키트는 발사체의 주 몸체와 그의 유도 키트 사이에 배치되는 얼터네이터(alternator)로 이루어진다. 유도 키트 전방 부재의 외피부에 설치되는 하나 이상의 핀(fin)에 의해 그 전방 부재가 발사체의 회전 속도와는 다른 속도(일반적으로 그 회전 속도 보다 낮음)로 회전하게 된다. 회전 속도의 차는 얼터네이터(또는 유사한 전기 발생 장치)의 고정자와 회전자를 회전시키는데 이용될 수 있다. 그 얼터네이터는 제어가능한 전기 부하를 받을 수 있다. 얼터네이터에 가해지는 전기 부하의 양이 변하면, 그 얼터네이터에 의해 발생되는 회전 저항의 양이 변하게 된다.
추가적인 제어 변수는, 지평선과 같은 외부 기준 프레임에 대한 유도 키트의 노즈의 회전을 안정화시키고 발사체를 그의 목표물로 유도하기 위해 양력 및/또는 공기역하적 회전력을 제공하는 것과 같은 다양한 제어 목표를 달성하기 위해 제어될 수 있는 받음각(angle of attack)을 갖는 하나 이상의 핀(또는 커나드(canard) 날개)으로 구현될 수 있다. 받음각을 제어할 필요가 있는 각 핀은 유도 키트의 가격을 크게 올리게 되는데, 왜냐하면, 제어가능한 액츄에이터가 유도 키트와 각 핀 사이에 제공되어 부착되어야 하고 또한 모든 비행 순간 마다 받음각을 제어해야 하기 때문이다.
클랜시(Clancy) 등의 US 6,981,672 에는, 두 쌍의 공기역학적 표면(또는 커나드 핀)을 갖는 유도 키트가 개시되어 있는데, 두쌍 모두는 고정된 받음각을 갖고 있다. 한쌍의 핀의 받음각은 발사체의 회전 방향과 반대 방향으로 유도 키트의 노즈를 회전시키도록 선택된다. 제 2 쌍의 핀의 받음각은, 노즈가 회전할 때 발사체의 비행에 대한 그 노즈의 정미(net) 효과가 없고 또한 발사체 노즈가 외부 기준 프레임에 대해 회전하지 않을 때는 그 쌍의 핀이 이들 핀의 면에 실질적으로 수직인 방향으로 발사체 비행 방향에 횡력과 모멘트를 유발하도록 선택된다. 이 유도 키트는 단지 하나의 제어 변수(회전 제어 커플링(예컨대, 얼터네이터)에 의해 제공되는 회전 저항의 양)만 이용한다. 이 유도 장치는, 궤적의 시작 부분에서 매우 높은 비행 속도에서 공기역학적 표면에 유발되는 높은 공기역학적 힘 때문에 궤적의 초기 부분에서 큰 스핀 억제력을 제공해야 한다. 이 높은 회전 억제력에 의해, 많은 양의 에너지가 소산된다(예컨대, 전기적 부하에 의해 소산되는 열로). 또한, 미리 설정된 받음각(실제로 어떤 평균적인 비행 속도에 맞게 조정될 필요가 있음)은 궤적의 제 1 부분 중에 높은 공기역학적 항력을 발생시키게 되며, 이 항력으로 인해, 스핀 억제 에너지 소산에 추가적으로 에너지 소산이 생기게 된다. 결과적으로, 궤적의 시작 부분에서, 핀이 낮은 속도에 맞게 조정되어 있는 미리 설정된 고정된 받음각을 갖기 때문에 많은 에너지가 소산된다. 소산되는 에너지는 발사체의 운동 에너지 및/또는 그 발사체의 회전 에너지로부터 소비되며, 두 경우에, 그로 인해 발사체의 궤적이 짧아지고 또한 발사체의 길이방향 안정성이 줄어들기 때문에 불리하다. 발사체가 궤적의 최고점(일반적으로 1000 ∼ 15,000 m)에 접근할 때, 발사체의 속도와 공기 밀도가 낮아지기 때문에 핀에 대한 공기역학적 효과는 그의 가장 낮은 공기역학적 효율점에 도달하게 된다. 예컨대, 20 km 의 사정 거리를 갖는 발사체는 대포를 떠날 때 700 m/s의 초기 속도에 도달할 수 있고, 지상 위로 6000 m의 최고 비행 높이에 도달하면 속도는 약 280 m/s 가 될 것이고, 발사체가 궤적의 끝에 도달할 때의 속도는 약 350 m/s가 될 수 있다. 알 수 있는 바와 같이, 발사체의 비행 속도는 그의 비행 중에 60% 이상 변하고, 공기 밀도는 궤적의 낮은 높이에서 정상으로 갈 때 50% 이상 변하게 된다. 40 km의 사정 거리에 도달하도록 되어 있는 발사체의 경우, 비행 파라미터의 변화 범위는 더 클 수 있다. 결과적으로, 발사체의 사정 거리가 연장됨에 따라, 고정된 받음각으로 설정된 공기역학적 표면을 갖는 유도 키트의 효율은 더욱 떨어지게 되고 또한 총 에너지 손실도 더 높게 된다. 더 양호한 제어 능력을 제공하기 위해 더 높은 양력 능력이 필요하다는 요건과, 발사시에 항력을 낮추기 위해 핀의 받음각을 제한해야 하는 요건은 서로 상충되며, 그러므로 설계자는 상기 두 요건 사이에서 선택해야 하며 더 높은 제어성에 대한 요건이 손상된다.
당업계에 알려져 있는 발사체용 유도 키트는 일반적으로 두 특징의 조합에 대한 필요한 개선을 입증하지 못한다. 따라서, 비행 궤적을 따른 비행 파라미터의 변화에 맞게 성능을 적응시킬 수 있는, 저렴하고 간단하며 정확한 발사체 유도 키트 또는 장치가 필요하다.
발사체에 연결되도록 되어 있는 유도 어셈블리가 개시되며, 이 유도 어셈블리는, 후방 측에서 상기 발사체의 전방 단부에 연결되고 길이 방향 중심 축선을 갖는 후방 주 유닛; 후방 단부에서 상기 후방 주 유닛의 전방 단부에 회전가능하게 연결되며 상기 길이 방향 중심 축선 둘레로 회전하도록 되어 있는 전방 주 유닛; 상기 후방 주 유닛과 전방 주 유닛 사이에서 작동가능하며, 제어가능한 스핀 제동력을 제공하여 상기 전방 주 유닛의 상대 회전 속도를 느리게 할 수 있는 상대 속도 제어 유닛; 및 상기 전방 주 유닛으로부터 반경 방향으로 연장되어 있는 단일 유도 핀(fin)을 포함하며, 상기 유도 핀은 납작한 공기역학적 요소로 형성되어 있고, 이 요소는, 상기 핀의 전방 단부로부터 그 핀의 후방 단부까지 연장되어 있고 상기 길이 방향 중심 축선에 평행한 평면 내에 있는 핀 익현을 가지며, 상기 핀의 익현은 상기 길이 방향 중심 축선에 평행한 상기 평면 내에서 그 길이 방향 중심 축선과 피치각(pitch angle)을 형성한다. 상기 핀의 피치각은 그 핀에 연결되어 있는 복귀 스프링에 제어가능하며, 그래서 핀에 대한 공기역학적 압력이 낮아짐에 따라 상기 핀의 피치각은 커지고 또한 핀에 대한 상기 공기역학적 압력이 커짐에 따라 더 작아지게 된다.
본 발명의 주제는 명세서의 말미에 구체적으로 언급되어 있고 또한 개별적으로 청구되어 있다. 그러나, 본 발명은 그의 목적, 특징 및 이점과 함께 작용의 조직화 및 방법과 관련하여, 첨부된 도면과 함께 이하의 상세한 설명으로부터 가장 잘 이해할 수 있을 것이다.
도 1a, 1b 및 1c 는 본 발명의 실시 형태에 따른 발사체 유도 키트를 각각 등각도, 정면도 및 측면도로 개략적으로 도시하며, 도 1d 는 핀(fin) 벡터의 등가를 나타낸다.
도 2a, 2b 및 2c는, 본 발명의 실시 형태에 따라 만들어지고 설치되며 또한 작동될 수 있는 유도 핀 어셈블리를 다양한 작동 조건에서 개략적으로 나타내고 있다.
도 3 은, 본 발명의 실시 형태에 따른 유도 핀 어셈블리의 전방 유닛을 정면 등각도로 개략적으로 나타낸 것이다.
도 4a 는 발사체가 이동하는 거리에 따른 속도와 고도의 변화를 정량적으로 나타내는 그래프이다.
도 4b 는 고정된 받음각을 갖는 핀을 사용하는 유도 키트에서 제동 수단에 의해 제공되는 토크의 변화, 및 본 발명의 실시 형태에 따른 유도 키트에 의해 제공되는 토크의 변화를 발사체가 이동하는 거리의 함수로 정량적으로 나타낸 그래프이다.
도 4c 는, 발사체 속도의 함수인, 본 발명의 실시 형태에 따라 만들어지고 작동하는 핀에 의해 제공되는 토크, 양력 및 공기역학적 항력의 변화, 및 발사체 속도의 함수인, 고정된 받음각을 갖는 핀을 갖는 유도 키트에 의해 제공되는 토크, 양력 및 항력의 변화 및 원하는 받음각의 변화를 정량적으로 나타내는 그래프이다.
도 5a 및 5b 는 본 발명의 실시 형태에 따른 단일 유도 핀을 포함하는 유도 핀 어셈블리의 전방 주 유닛에 작용하는 양력 및 모멘트를 개략적으로 나타낸다.
도 5c 는 본 발명의 실시 형태에 따른 핀의 속도 벡터 및 각도를 개략적으로 도시한다.
도 5d 는 본 발명의 실시 형태에 따른 상대 속도 제어 유닛에 의해 발생되는 모멘트의 크기를 도시하는 그래프이다.
이하의 상세한 설명에서, 본 발명에 대한 완전한 이해를 위해 많은 특정한 구체적인 내용들이 제시된다. 그러나, 당업자라면 본 발명은 이들 특정한 구체적인 내용 없이도 실시될 수 있음을 이해할 것이다. 다른 예에서, 본 발명이 흐려지지 않도록, 잘 알려져 있는 방법, 절차 및 요소들은 상세히 설명하지 않았다.
본원에서 용어 "발사체"는, 박격포, 대포 또는 로켓 발사기 등에서 발사되고 비행 중에 자신의 길이 방향 전향 축선 주위로 회전하게 되는 모든 종류의 군수품을 설명하기 위해 사용되는 것이다. 이제, 본 발명의 일 실시 형태에 따른 발사체 유도 키트 어셈블리(100)를 각각 등각도, 정면도 및 측면도로 개략적으로 도시하는 도 1a, 1b 및 1c를 참조한다. 유도 키트 어셈블리(100)는 외부 기준 프레임(5)에 대해 나타나 있는데, 이 기준 프레임의 x-축은 길이 방향 축선(101)에 실질적으로 평행하고 y-축은 그 x-축에 수직하고 수평면에 평행하며 그리고 z-축은 x-축과 y-축 및 수평면에 수직하다. 유도 키트 어셈블리(100)는 후방 주 유닛(102)과 전방 주 유닛(104)을 포함하는데, 이들 두 주 유닛은 유도 키트 어셈블리(100)의 길이 방향 축선(101) 둘레로 상대 회전이 일어나도록 서로에 회전가능하게 연결되어 있다. 유도 키트 어셈블리(100)는 일반적으로 발사체 몸체(10)의 전방 단부에서 그 발사체 몸체에 고정 연결되도록 되어 있다. 후방 주 유닛(102)은 동일한 회전 방향 및 동일한 회전 속도로 발사체(10)와 함께 축선(101) 둘레로 회전하게 된다. 전방 주 유닛(104)에는 하나 이상의 핀(fin)(106)이 제공되어 있다(도 1a, 1b 및 1c의 실시예에서는, 2개의 유도 핀(106A, 106B)이 나타나 있음). 핀(106A, 106B)은 길이 방향 중심 축선(101)에 대한 익현선(106D)의 일정한 고도각을 가질 수 있으며, 또는 길이 방향 중심 축선(101)에 대한 익현(106D)의 각도(δ) 변화의 정해진 범위에서 피치(pitch) 축선(106C) 둘레로 회전할 수 있다. 핀(106)이 회전가능할 때, 이들 핀은 축선(106C) 둘레로 회전할 수 있다. 피치 회전 축선(106C)은 길이 방향 중심 축선(101)에 실질적으로 수직이고 그 길이 방향 중심 축선을 통과해 가로지를 수 있는데, 하지만 특정의 설계 요건에 따라서는, 상기 피치 회전 축선(106C)은 길이 방향 중심 축선(101)에서 벗어나서 가로지를 수 있다. 유도 키트 어셈블리(100)와 관련된 제어 변수는 발사체 스핀 회전(20A), 유도 키트 어셈블리 스핀 억제 회전(20B), 스핀 감소력(20D) 및 발사체 유도 벡터(20C)이다. 핀(106)은 스핀 억제력(20B)을 제공할 수 있는데, 이 스핀 억제력은 발사체의 비행시에 발사체 회전(20A)으로 인한 마찰을 통해 발생되는 스핀 회전력 보다 적어도 약간 더 높을 필요가 있다. 스핀 억제력은 핀(106A, 106B)의 면적 및 그들 각각의 회전 받음각(angle of attack)의 적절한 선택으로 제공될 수 있다. 회전 받음각은, 예컨대 핀의 익현선과 동일한 회전 방향으로 모든 핀에 대해 측정되는 유도 키트 어셈블리의 중심선 점을 통과하는 반경 사이에 측정되는, 각 공기역학적 핀(106A, 106B)의 받음각으로 정의된다. 이러한 정의로, 도 1a, 1b 및 1c에 나타나 있는 것과 같은 두 핀(예컨대, 핀(106A, 106B))이 유도 키트 어셈블리(100) 주위에 배치되고 서로 반대의 회전 방향을 가지며 동일한 또는 다른 크기를 가질 수 있고 동일한 공기 역학적 면적 또는 다른 공기역학적 면적(핀(106A)의 공기역학적 면적이 핀(106B)의 것 보다 클 수 있음)을 갖는 경우, 107A ＞ 107B 의 양력 관계가 나타날 것이다. 따라서, 시계(CW) 방향의 회전 모멘트(M107A)는 반시계(CCW) 방향의 회전 모멘트(M107B) 보다 크다. 도 1d 는 양력(107A, 107B) 및 모멘트(M107A,M107B)의 대수적 합을 나타내는데, 여기서
20C = 107A + 107B
20B = M107A- M107B
유도 키트 어셈블리(100)의 후방 주 유닛(102)은 발사체와 함께 회전하게 된다. 유도 키트 어셈블리(100)의 전방 주 유닛(104)은 반대 방향으로 회전하게 되며, 스핀 속도 보다 더 높은 스핀 억제 속도를 얻을 수 있다. 상대 속도 제어 유닛(110)은 후방 속도 제어 유닛(110A) 및 전방 속도 제어 유닛(110B)을 가지며, 각 제어 유닛은 그의 각각의 주 유닛과 함께 회전하게 되는데, 후방 속도 제어 유닛(110A)은 발사체(10) 및 후방 주 유닛(102)과 함께 회전하고 전방 속도 제어 유닛(110B)은 전방 주 유닛(104)과 함께 회전하게 된다. 상대 속도 제어 유닛(110)은 예컨대 전기 얼터네이터로 실시될 수 있는데, 이 얼터네이터에서, 회전하는 일 부분과 회전하는 다른 부분 사이의 제동력 또는 제동 토크는 상기 얼터네이터에 전기적인 부하를 주어 얻어질 수 있으며, 그 결과 회전하는 부분들 사이에 제동력/토크가 얻어진다. 제동력의 크기에 대한 제어는, 부하의 양(예컨대, 얼터네이터에서 소비되는 전류의 양)을 제어하여 얻어질 수 있다. 상대 속도 제어 유닛(110)에 대한 제어는 후방 속도 제어 유닛(110A)과 전방 속도 제어 유닛 사이의 제동력을 가하는데 적합하게 될 수 있다. 제동력의 크기를 제어하여, 요구되는 토크를 가하여 원하는 제동 효과를 설정할 수 있다. 예컨대, 상대 속도 제어 유닛(110)을 조정하여, 스핀 억제 속도가 스핀 속도의 크기로 느려지도록 요구되는 양의 제동력을 가할 수 있다. 스핀 속도와 스핀-억제 속도의 크기가 동일하고 방향은 반대이면, 전방 유닛(104)은 외부 기준 프레임(5)에 대해 회전하지 않는다. 상대 속도 제어 유닛(110)에 의해 가해지는 제동력은 짧은 시간 동안 변할 수 있고(즉, 낮아지거나 상승될 수 있고) 결과적으로 길이 방향 축선(101)에 대한 전방 주 유닛(104)의 배향 각도가 변하게 된다. 이 각도는, z-y 평면에서 반경 방향 힘(20C, 134)이 외부 기준 프레임(5)에 대해 z-축으로부터 향하는 방향이다. 따라서, 상대 속도 제어 유닛(110)에 의해 가해지는 제동력을 제어하여, 반경 방향 힘(20C, 134)의 방향을 설정할 수 있다. 이러한 효과를 사용하여, 반경 방향 힘(20C, 134)의 작용 방향을 설정할 수 있다. 반경 방향 힘(20C, 134)이 x-z 평면에 평행하게 향하면, 벡터(20C, 134)의 공기역학적 힘은, 좌우 교정에 대한 영향이 실질적으로 없이, 발사체의 사정 거리를 연장시키기 위해(또는 벡터가 특정 크기 보다 작을 때는 그 사정 거리를 줄이기 위해) 양력을 발생시키는데 기여할 수 있다. 벡터(20C, 134)가 y 방향으로 x-z 평면에 대해 기울어지면, 그 벡터의 적어도 일 부분은 옆으로 발사체에 작용하는 측력을 제공하게 되며 측방 편차를 수정하는데 사용될 수 있다. 따라서, 발사체(10)가 원하는 비행 궤적으로부터 우측으로 벗어나면, 상대 속도 제어 유닛은 반경 방향 힘(20C, 134)이 궤적의 좌측으로 향하여 벡터(20C')로 나타나 있는 바와 같이 발사체(10)에 수정 벡터를 가하도록 전방 주 유닛(104)을 회전시키기 위해 제동력을 변화시킬 수 있다.
이제 도 2a, 2b 및 2c를 참조하면, 이들 도는 본 발명의 실시 형태에 따라 만들어지고 설치되며 또한 작동될 수 있는 유도 핀 어셈블리(200)를 다양한 작동 조건에서 개략적으로 나타내고 있다. 유도 핀 어셈블리(200)는 유도 핀(202), 핀 조향 레버(204), 핀 운동 의존 스트레인 요소(206) 및 스트레인 요소 연결 점(208)을 포함한다. 핀(202)은 양면형의 납작한 공기역학적 요소인데, 이는 발사체의 비행을 유도하기 위해 유도 키트 어셈블리(100)(도 1a)의 전방 주 유닛(104)과 같은 유도 키트 어셈블리의 전방 주 유닛에 회전가능하게 연결될 수 있다. 핀(202)은 측면도로 나타나 있는데, 그의 둘레 라인은 유도 키트 어셈블리의 전방 주 유닛의 외벽에 가까운 그의 형상을 나타낼 수 있다. 핀(202)은 유도 키트 어셈블리의 유도 요건으로부터 생기는 요건에 적합하게 될 수 있는 특정의 형상과 크기를 가질 수 있다. 유사하게, 핀(202)을 만들 때 사용되는 재료는 알루미늄 합금, 강합금 및 티타늄 합금에서 선택될 수 있다. 핀(202)의 형상, 크기 및 재료의 선택에 영향을 줄 수 있는 구속 조건들은, 당업계에 알려져 있는 바와 같이, 요구되는 기동 하중, 역학적 요건, 핀(202)의 허용 중량 등을 포함할 수 있다. 핀(202)은 피봇점(211)을 갖는 피봇 연결부에 의해 주 전방 유닛에 피봇식으로 연결될 수 있는데, 핀(202)은 전방 주 유닛에 연결되어 있는 기준 프레임에 대해 그의 회전 각도를 상기 피봇점을 중심으로 변화시킬 수 있다. 핀(202)은 그 주위로 흐르는 유체 유동(예컨대, 화살표 "AF"로 나타나 있는 바와 같은 유동)에 노출되면, 공기 역학적 힘(FL)을 발생시킬 수 있는데, 이 힘은 핀의 익현선(203)에 실질적으로 수직이고 그 핀(202)의 공기역학적 압력 중심점(212)으로부터 연장되어 있다. 핀의 익현선은 핀(202)의 최전방 단부(전연)(213)에서 핀(202)의 최후방 점(후연)(214)까지 연장되어 있다.
상기 핀 조향 레버(204)는 핀(202)의 전방 단부에 작동 연결될 수 있고, 그래서 핀 조향 레버(204)의 제 2 단부(204A)가 움직이면, 전방 주 유닛에 연결되어 있는 기준 프레임에 대한 익현(203)의 각도가 변하게 된다. 예컨대, 도면에서 조향 레버(204)의 제 2 단부(204A)가 도 2a 에 나타나 있는 그의 위치에서 좌우로 움직이면, 익현(203)의 각도가 피봇점(211)을 중심으로 변하게 된다. 당업자에게 명백한 바와 같이, 본 발명의 실시 형태에 따른 조향 레버의 정확한 형상 및 작동 방식은, 제 1 단부(204B)에서 핀(202)에 견고하게 연결되고 또한 작동되어 제 2 단부(204A)가 피봇점(211) 주위로 움직이면 익현(203)(및 그 익현을 갖는 핀(202))의 각도(β)를 변화시키는 곧은 레버(조향 레버(204))를 설치함으로써 얻어질 수 있다. 그러나, 당업계에 알려져 있는 바와 같이, 레버(204)의 제 2 단부(204A)와 같은 작동점이 움직이면 각도(β)를 변화시키도록 되어 있는 다른 구성의 조향 요소도 사용될 수 있다. 이 측면도에 나타나 있는 바와 같이 핀(202)의 프로파일에서의 피봇점(211)의 위치는 일반적으로 핀의 익현(203) 상에 있을 수 있고 최전방 점(213)(핀의 전연)으로부터 거리(LCR)에 있을 수 있다. 그 거리(LCR)는 설계 요건을 만족하도록 설정될 수 있다. 예컨대, 음속을 초과하는 발사체를 위해 설계된 유도 키트에서는, 발사체가 음속을 넘을 때 점(212)의 위치가 이동함으로 인해 너무 극적인 효과를 피하기 위해 상기 거리(LCR)는 일반적으로 매우 작게 될 것이다. 익현(203)을 따르는 양력 작용점(212)의 위치는 주로 핀(202)의 공기역학적 설계에 의해 설정되며 공기 속도와 받음각이 변함에 따라 다소 앞뒤로 이동하게 된다. 그러므로, 점(212)과 피봇점(211) 사이의 거리(LC)는 핀(202)의 공기역학적 설계 및 익현(203)을 따르는 피봇점의 위치에 의해 결정된다.
레버(202)의 제 2 끝점(204A)은 운동 의존 스트레인 요소(206)의 제 1 단부(206A)에 연결될 수 있고 그의 제 2 단부(206B)는 스트레인 요소 연결 점(208)에 연결될 수 있으며, 그 연결점은 피봇점(211)에 대해 고정되어 있다. 이하, 스프링 상수 또는 계수(k)를 갖는 스프링과 관련하여 운동 의존 스트레인 요소(206)의 작동을 설명할 것이지만, 다른 운동 의존 스트레인 요소도 사용될 수 있고, 그 각각의 요소는, 다음과 같은 식에 따라 레버(204)의 제 2 단부(204A)의 운동의 양에 의존하는 스트레인 힘(FS)을 제공한다:
FS(x) = F0 + KS × (X - L0)
여기서,
KS는 스프링 계수이고,
F0는 X = 0 일 때 스프링이 특정 출발점에서 받는 힘이고,
L0는 X = 0 일 때 특정 출발점에서 점(206A)과 점(206B) 사이의 스프링 거리이며,
X는 초기 출발(아이들) 위치에 대한 스프링의 제 2 단부(206B)로부터 제 1 단부(206A)의 변위량 또는 편향량이다.
본 발명의 일부 실시 형태에 따르면, 피봇(211)을 중심으로 하는 핀(202)의 회전 각도의 변화에 비례하는 복귀력을 제공하는 다른 장치도 사용될 수 있다.
변수 F0, LS1 및 X 각각은 양 또는 음의 값을 가질 수 있는 벡터이다. 당업자에게 명백한 바와 같이, 상기 변수 F0, LS1, KS 및 X 는, 설계 요전을 만족시키도록 설정될 수 있는 설계 의존적 변수이다. 유사하게, 핀(202)의 공기역학적 특성, 예컨대 그 핀의 유효 공기역학적 면적 및 형상, 핀의 공기역학적 프로파일의 설계, 핀을 만들 때 사용되는 재료, 및 특히 공기 속도(AF) 및 각도(β)에 대한 공기역학적 힘(FL)의 의존성, 그리고 발사체 유도 키트 어셈블리의 전체 작동 범위 내에서 작동하는 핀(202)의 적절성이 설계시의 고려 사항이 된다.
핀(202)은 20 ∼ 40 km의 사정 거리를 갖는 포 발사체의 경우 고속(600 ∼ 1000 m/s 이상)에서 탄도 궤적의 장상부에서 매우 낮은 속도(280 ∼ 300 m/s) 및 목표물에 의한 궤적의 끝에서의 낮은 속도(360 ∼ 380 m/s)의 매우 넓은 속도 범위에서 비행 중에 주위의 공기 유동과 같은 유체의 유동(AF)에 노출될 수 있다. 유사하게, 공기 밀도(또는 밀도 고도)는 해수면 근처에서 궤적의 정상부까지 80% 이상 변할 수 있다. 예컨대, 20 ∼ 40 km의 사정 거리를 갖는 발사체의 경우, 공기 밀도는 1.2 kg/m3 및 0.6 ∼ 0.2 kg/m3 사이에서 변할 수 있다. 이들 현상에 대한 즉각적인 효과로서, 비행 궤적을 따르는 핀(202)과 같은 핀의 공기역학적 성능이 크게 변하게 된다. 당업자에게 명백한 바와 같이, 더 높은 공기 속도와 더 높은 공기 밀도에서, 핀(202)과 같은 핀의 공기역학적 효과는, 더 낮은 공기 속도와 더 낮은 공기 밀도에서의 효과 보다 훨씬 더 높다.
핀(202)이 공기 유동(AF)을 받으면, 핀(202)의 표면에 공기역학적 힘(FL)이 발생된다. 뉴턴의 제 3 법칙(작용-반작용의 법칙)에 따르면, 핀(202)이 평형 상태에 있을 때, 반작용력(F'L)은 FL와 크기가 같고 방향은 반대이다. FL은 반시계 방향으로 피봇점(211)에 대해 모멘트(M1)를 일으키게 된다. 그 모멘트(M1)는 -(FL × LC) 이다. 이 모멘트는 레버(204)에 작용하는 스프링(206)의 힘(FS)에 의해 가해지는 모멘트(M2)와 평형을 이루게 된다. 따라서, M2는 (FS × LS2)와 같다. 비교적 높은 공기역학적 에너지(AFHE)(높은 공기 속도와 높은 공기 밀도 중의 하나 이상)가 핀(202) 주위로 흐를 때 그 핀은, 궤적의 제 1 부분에 대해 전형적인 것 처럼, 도 2b 에 나타나 있는 바와 같은 위치에 있게 되며, 여기서 발사체의 공기 속도는 높고 고도는 여전히 비교적 낮다. 공기 유동의 높은 공기역학적 에너지 때문에, 핀(202)에 발생되는 공기역학적 힘(FLHE)은 비교적 낮다. 이 상황에서, 핀(202)의 받음각(βHE)은 LHE의 길이로 연장되어 있는 운동 의존 스트레인 요소(206)로 모멘트(M1-M2)의 평형을 만족하게 된다. 탄도 궤적의 장상부에 가까워짐에 따라 전형적인 것 처럼, 공기 유동의 에너지가 더 낮아지면(예컨대, 공기 속도와 공기 밀도 중 적어도 하나의 에너지가 낮아짐에 따라), 핀(202)은 받음각(βLE) 및 LLE의 길이로 연장되어 있는 운동 의존 스트레인 요소(206)로 새로운 평형에 이르게 된다. 도 2b 및 2c에 나타나 있는 상태에서, 레버(204)가 도 2b 에 나타나 있는 공기 유동의 높은 에너지 위치에서 도 2c 에 나타나 있는 낮은 에너지 위치로 움직이면, 운동 의존 스트레인 요소(206)의 팽창이 일어나게 되며, 그래서, 핀(202)이 더 높은 에너지의 공기 유동을 받을 때 그 스트레인 요소에 저장되는 에너지는, 핀(202)이 더 낮은 에너지의 공기 유동의 영향을 받을 때 그 스트레인 요소에 저장되는 에너지 보다 높게 된다. 다음이 성립된다:
AFHE의 에너지 ＞ AFLE의 에너지
LLE1 ＞ LHE
βLE ＞ βHE
따라서, 유도 키트 어셈블리(100)와 같은 유도 어셈블리를 구비하는 발사체(10)와 같은 발사체가 비행 궤적의 초기 단계에서 매우 높은 공기 속도와 높은 밀도를 받게 되면, 공기 유동의 에너지가 더 낮아질 때 핀의 βHE 는 βLE 보다 작게 된다. 당업자라면 이해하는 바와 같이, 요소(206)의 초기 변위(L0)의 값, 초기 하중(F0)의 크기 및 방향 등과 같은 운동 의존 스트레인 요소(206)의 다른 초기 설정은 본 발명의 실시 형태에서 벗어남이 없이 선택될 수 있다.
이제 도 3 을 참조하면, 이 도는 본 발명의 실시 형태에 따른 유도 핀 어셈블리(300)의 전방 유닛을 정면 등각도로 개략적으로 나타낸 것이다. 그 유도 핀 전방 유닛 어셈블리(300)는 전방 유닛 요소(302), 피봇(305A, 305B)에 의해 유도 핀 전방 유닛 어셈블리(300)에 각각 피봇식으로 연결되어 있는 2개의 유도 핀(304A, 304B)을 포함할 수 있다. 상기 피봇(305A, 305B)은 각각의 레버(미도시)를 통해 스프링(306A, 306B)에 각각 작동 연결되어 있으며, 그래서 핀의 받음각 또는 피치각이 더 커지면, 각각의 스프링은 더 길어지게 된다. 스프링(306A, 306B)은 그들의 움직이지 않는 단부에서 연결 요소(303)에 연결되어 있고, 그 연결 요소는 유도 핀 전방 유닛 어셈블리(300)에 고정 연결된다. 당업자에에 명백한 바와 같이, 핀(304A, 304B)의 공기역학적 특성은 반드시 동일할 필요는 없다. 예컨대, 한 핀은 다른 핀과 비교해서, 더 큰 공기역학적 면적, 또는 공기역학적 힘의 중심과 유도 키트의 길이 방향 축선 및/또는 피봇 축선 사이의 더 긴 축방향 거리를 갖도록 설계될 수 있다. 유사하게, 각각의 핀을 그의 스프링에 연결하는 기구의 기계적 특성 및 스프링의 특성은 반드시 동일할 필요는 없다. 대응하는 특성의 차이는 얻도록 설계될 수 있다. 본 발명의 일부 실시 형태에 따르면, 제로의 공기역학적 면적을 갖는 하나의 핀을 갖는 것으로 생각될 수 있는 예컨대 2개의 핀 대신에 단지 하나의 핀을 사용하는 것 만큼 비대칭성이 클 수 있다.
공기 밀도는 양호한 근사화로 고도의 쌍곡 함수이며, 최대 값은 가장 낮은 고도에 있고 해수면 밀도의 절반은 대략 8000 m의 고도에 있다. 궤적을 따르는 탄도 발사체의 속도는 탄도 무마찰 계산(여기서는, 변하는 고도 및 운동 에너지에서 위치 에너지의 변화 및 그 반대로의 변화의 영향만 있음)과 발사체에 대한 공기의 공기역학적 항력(공기 속도 값의 제곱에 비례하여 커짐)의 영향의 조합 함수이다. 공기역학적 변수인 공기 유동 속도 및 발사체의 비행 궤적을 따르는 밀도에 대한 핀(202)과 같은 핀의 원하는 받음각의 의존성은 복잡한 형태를 가질 수 있지만, 받음각과 피치각에 대한 공기 속도와 공기 밀도 사이의 역 관계가 좋은 근사화가 될 수 있다. 핀(202)과 같은 핀의 받음각을 비행 궤적을 따라 연속적으로 설정하기 위한 본 발명의 실시 형태에 따른 기구로 인해, 비행 중에 공기역학적 변수의 변화의 순간적인 영향을 실제로 계산할 필요가 없게 된다. 대신에, 핀(202)과 같은 핀은, 공기역학적 변수가 핀에서 발생된 공기역학적 양력으로 나타날 때 그 변수를 변화시켜 받음각을 변화시킴으로써, 궤적을 따르는 이들 변수의 변하는 영향을 실제로 "샘플링"한다. 실용상의 이유로, 핀의 피치 각도는 0 ∼ 15 도의 범위를 넘지 않을 것이다. 영 보다 작으면, 핀의 효과가 반대로 될 것이고, 15도 보다 크면, 핀의 공기 역학적 표면에서 공기 실속(stall)이 일어날 수 있고, 그 결과 공기역학적 효율이 상실된다.
이제, 도 4a, 4b 및 4c를 참조하면, 도 4a 는 발사체가 이동하는 거리에 따른 속도와 고도의 변화를 정량적으로 나타내는 그래프이고, 도 4b는, 발사체가 이동하는 거리의 함수로, 고정된 받음각을 갖는 핀을 사용하는 유도 키트에서 제동 수단에 의해 제공되는 토크의 변화를 정량적으로 나타내는 그래프(412)와 본 발명의 실시 형태에 따른 유도 키트에 의해 제공되는 토크의 변화를 정량적으로 나타내는 그래프(414)이며, 도 4c 는, 발사체 속도의 함수로, 본 발명의 실시 형태에 따라 만들어지고 작동하는 핀에 의해 제공되는 토크(436)의 변화, 양력(434)의 변화 및 공기역학적 항력(432)의 변화를 정량적으로 나타내는 그래프, 그리고 고정된 받음각을 갖는 핀을 갖는 유도 키트에 의해 제공되는 토크, 양력 및 항력(424)의 변화 및 원하는 받음각(422)의 변화를 정량적으로 나타내는 그래프이고, 상기한 모두는 발사체 속도의 함수이다. 도 4a 에 나타나 있는 탄도 발사체의 속도 및 고도의 그래프는 당업계에 알려져 있고 도 4b 및 4c에 나타나 있는 그래프를 위한 표시 보조로서 주어져 있다. 도 4b 에서 보는 바와 같이, 고정된 받음각의 핀을 갖는 유도 키트는, 고정된 받음각의 핀이 매우 높은 공기 속도를 받음으로 인해 비행의 제 1 부분(412A)에서 매우 높은 토크를 제공한다. 이 매우 높은 토크는, 높은 공기 속도와 높은 공기 밀도에서 핀에 작용하는 매우 높은 공기역학적 힘의 면에서 수평선에 대해 실질적으로 고정된 배향으로 유도 키트의 전방 부재를 유지시키기 위해 필요한 것이다. 발사체의 고도가 높아지고 속도는 낮아질 때, 특히 발사체가 궤적의 정상부(412B) 근처에 있을 때 속도와 밀도가 떨어짐에 따라, 핀에 작용하는 매우 낮은 공기역학적 힘 때문에, 요구되는 토크는 최소가 된다. 물론, 궤적의 이 부분에서, 고정된 받음각의 핀은 과소 기동 능력을 가질 수 있다. 발사체가 궤적의 정상부를 넘어 가속하기 시작할 때, 핀에 작용하는 공기역학적 힘은 다시 커지게 되고 토크도 그와 더불어 커지게 된다. 그래프(412)에서 명백히 알 수 있는 바와 같이, 고정된 받음각의 핀 어셈블리가 수평선에 대해 실질적으로 고정된 각도로 유지될 수 있게 하기 위해, 제동 어셈블리, 예컨대 얼터네이터는 넓은 작동 범위에서 에너지를 일반적으로 열의 형태로 소산시킬 수 있어야 한다. 이는 설계적 부담이 되는데, 왜냐하면, 그러한 요건에 맞는 얼터네이터는 더 무거워야 하며 더 많은 철 재료와 더 많은 구리 재료가 사용되기 때문이다. 또한, 운동 에너지로부터 많은 에너지가 소산되어 소비되는데, 그리하여, 발사체의 사정 거리가 손실된다. 그래프(412)의 특성과는 달리, 그래프(414)는 그래프(414)에서 보는 바와 같이 유도 핀 어셈블리(200)와 같은 본 발명의 실시 형태에 따른 유도 핀 어셈블리에서 작동하는 상대 속도 제어 유닛(110)(도 1c)과 같은 제동 유닛에 의해 발생되는 토크를 나타낸다. 그래프(414)는 실질적으로 선형이고 평평한데, 이는 유도 핀 어셈블리(200)와 같은 본 발명의 실시 형태에 따른 유도 핀 어셈블리를 구비하는 발사체의 궤적을 따라 상대 속도 제어 유닛(110)에 의해 제공되는 토크가 실질적으로 일정함을 의미하고, 더욱 중요한 것은, 유도 핀 어셈블리에서 소산되는 에너지의 최대 값은, 고정된 받음각을 갖는 핀 어셈블리에서 소산되는 최대 에너지와 비교하여 매우 낮다. 이리하여, 더 작고 더 가벼운 상대 속도 제어 유닛을 사용할 수 있게 되고 또한 이러한 구성으로 훨씬 더 적은 에너지가 소산된다. 따라서, 본 발명의 실시 형태에 따른 유도 핀 어셈블리를 구비하는 발사체는, 고정된 받음각을 갖는 유도 핀 어셈블리를 구비하는 발사체 보다 긴 거리로 발사될 수 있을 것으로 예상된다.
도 4c 에서 보는 바와 같이, 요구되는 받음각, 즉 공기 속도에 따라 요구되는 공기역학적 성능을 주게 될 받음각은 쌍곡 함수의 형태를 취하고 있는데, 가장 높은 받음각의 값은 낮은 속도에서 나타나고 낮은 공기 밀도(여기서는 미도시)는 궤적의 정상부에서 얻어지며 그리고 속도가 커짐에 따라 받음각은 더 작게 된다. 본 발명의 실시 형태에 따른 핀의 받음각은 위에서 상세히 설명한 바와 같이 그래프(422)로 나타나 있는 요구되는 받음각과 부합하기 때문에, 결과적으로, 본 발명의 실시 형태에 따라 만들어져 작동하는 핀에 의해 제공되는 토크(436), 양력(434) 및 공기역학적 항력(432)의 속도에 따른 변화는 실질적으로 평평한 그래프를 갖는 실질적으로 일정한 값이다.
유도 핀 어셈블리(200)와 같은 본 발명의 실시 형태에 따른 유도 핀 어셈블리의 거동과는 달리, 그래프(424)로 정성적으로 나타나 있는 바와 같은 고정된 받음각을 갖는 유도 핀 어셈블리의 토크, 양력 및 항력의 변화는 공기 속도의 지수 함수이다. 공기 속도가 높을 수록, 어셈블리에서 발생되는 토크, 양력 및 항력도 커지게 된다.
이제 도 5a 및 5b 를 참조하면, 이들 도는 본 발명의 실시 형태에 따른 단일 유도 핀을 포함하는 유도 핀 어셈블리의 전방 주 유닛(500)에 작용하는 현재의 양력 및 모멘트를 개략적으로 나타낸다. 정면도로 나타나 있는 상기 전방 주 유닛(500)은, 본 발명의 실시 형태에 따른, 전방 주 유닛(500)의 몸체(502)로부터 반경 방향으로 연장되어 있는 단일 유도 핀(504)을 포함하는데, 이 단일 유도 핀은 핀의 공기역학적 힘과 스프링과 같은 억제 장치의 복귀력 사이의 균형으로서 공기역학적 받음각을 변화시킬 수 있다. 몸체(502)는 본 발명의 실시 형태에 따른 유도 키트 어셈블리의 후방 주 유닛(미도시)에 대해 축선(501)(도 5a 및 5b의 면에 수직임)을 중심으로 회전하도록 되어 있다. 유도 핀(504)은 도 2a, 2b 및 2c에 나타나 있는 종류의 스프링 제어식 핀일 수 있다. 따라서, 유도 핀(504)의 작동 방식은, 얼터네이터(미도시)와 같은 속도 제어 유닛에 의해 제공되는 스핀 감소력의 양으로 제어된다. 전방 주 유닛(500)은 회전 축선(501)에 대한 핀(504)의 역학적 균형을 동적으로 이루도록 되어 있는 카운터웨이트(506)를 더 포함하는데, 이 카운터웨이트는 시실상 공기역학적 효과는 없다. 얼터네이터가 제공할 수 있는 최소 스핀 감소 모멘트(MALT-MIN)는 유도 키트 시스템에서 소비되는 전기에 의해 유발되는 기계적 하중으로부터 유도되며 또한 그 하중과 같으며, 상기 전기는 얼터네이터에 의해 제공된다. 얼터네이터가 제공할 수 있는 최대 스핀 감소 모멘트(MALT-MAX)는 그에 연결될 수 있는 전기 부하에 의해 정해지며, 위에서 상세히 설명한 바와 같이 이 모멘트는, 외부 기준 프레임에 대한 전방 주 유닛(500)의 회전 방향을 역전시키거나 그의 회전을 멈출 수 있는 스핀 감소 모멘트를 제공하도록 설정된다.
이제 도 5c 를 잠조하면, 이 도는 본 발명의 실시 형태에 따른 핀의 속도 벡터 및 각도를 개략적으로 도시한다. 단지 하나의 핀을 갖는 유도 키트에서, 최소 공기역학적 항력은 핀의 공기역학적 특성에만 의존한다. 본 발명의 실시 형태에 따른 유도 키트에서, 얼터네이터에 의해 발생되는 모멘트가 최소일 때(즉, 양력이 발생되지 않고 전기 소비는 키트의 시스템을 위한 전기의 발생으로 인한 것일 때), 핀의 익현(522)과 유도 키트의 길이 방향 축선(521) 사이의 각도(δ)는 스프링의 힘에 의해 그의 최대값에 매우 가깝게 자동적으로 설정될 것이며, 얼터네이터에 대한 하중의 제동력에 의한 반력은 없다. 그러나, 이들 조건에서, 전방 주 유닛이 회전하기 시작하면, 핀이 경험하는 등가 속도 벡터(523)(발사체의 전진 공기 속도(vf)와 회전 공기 속도(vs)가 합해진 것임)와 핀의 익현(523) 사이에서 측정되는 유효(즉, 공기역학적) 받음각(γ)은, 높은 회전 속도 때문에 영에 매우 가깝게 된다.
이제 도 5d를 참조하면, 이 도는 본 발명의 실시 형태에 따른 도 1c의 유닛(110)과 같은 상대 속도 제어 유닛에 의해 발생되는 모멘트의 크기를 도시하는 그래프이다. 그 상대 속도 제어 유닛에 의해 제공되어야 하는 최소 모멘트는 "532"로 나타나 있는 MALT-MIN 이다. 위에서 상세히 설명한 바와 같이, 이 모멘트는 발사체 시스템에 전력을 제공하기 위해 얼터네이터에서 요구되는 모멘트와 같다. 얼터네이터에 의해 제공될 수 있는 최대 모멘트(MALT-MAX)는 "538"로 나타나 있다. 상기 모멘트(536)는 지구의 것과 같은 외부 기준 프레임에 대한 전방 유닛(500)의 회전을 멈추기 위해 필요한 모멘트이다. 모멘트(536)은 M504와 같을 때 MALT2 의 값이다. 모멘트(536)는 발사체의 회전 속도가 변함에 따라 변할 수 있다. 일반적으로 그 모멘트는 발사체의 회전 속도가 더 높으면 더 높게 되고, 발사체의 회전 속도가 더 낮아지면 더 낮게 된다. 모멘트(536)는 또한 발사체의 선형 속도(공기 속도) 및 공기 밀도가 변함에 따라 변할 수 있다. 일반적으로, 공기 속도와 공기 밀도가 높으면(즉, 공기역학적 효율이 높으면), 모멘트(536)의 값은, 공기 속도와 공기 밀도가 더 낮을 때 보다 더 높게 될 것이다. 그래프선(534)은 모멘트(536)의 값을 유도 장치의 공기역학적 효율의 함수로 개략적으로 나타낸 것이다. 그래프선(534)은 직선일 필요는 없다. 발사체의 탄도 궤적의 최고점에 가까워질 때 나타나는 바와 같이 공기 속도와 공기 밀도가 낮은 경우(542), 더 낮은 모멘트(536)가 요구된다. 발사 지점 또는 목표물에 가까워질 때 나타나는 바와 같이 공기 속도와 공기 밀도가 높은 경우(544)에는, 더 높은 모멘트(536)가 요구된다.
고정된 받음각(일반적으로, 요구되는 받음각의 범위의 중간 값으로 설정됨)을 갖는 하나의 핀을 구비하는 유도 키트에서, 사실상 전체 받음각 범위에 대해 최소 항력은 본 발명의 실시 형태에 따른 조정가능한 받음각을 갖는 핀의 항력 보다 더 높을 것이다. 추가로, 고정된 받음각을 갖는 핀을 포함하는 유도 키트에서, 회전 속도의 가속은 더 느리게 될 것인데, 왜냐하면, 본 발명의 실시 형태에 따른 조정가능한 받음각을 갖는 핀의 경우 처럼 회전 초기의 받음각은 최대가 아니기 때문이다. 단일 유도 핀을 포함하는 유도 키트에서(조정가능한 받음각을 갖든 고정된 받음각을 갖는 상관 없음), 수정력 벡터가 필요하지 않을 때(즉, 발사체는 원하는 궤적을 따름), 얼터네이터의 부하는 최소로 설정될 수 있고(즉, 얼터네이터가 유도 키트의 시스템에만 전기를 제공함), 결과적으로, 키트의 전방 주 유닛은 그의 길이 방향 축선을 중심으로 빠르게 회전하여 영의 유도 벡터 및 최소의 공기역학적 항력을 제공하게 된다.
2개의 핀을 갖는 유도 키트에서, 일반적으로 핀은 서로 다른 크기를 갖는 상반 모멘트를 발생시키는 받음각을 갖게 된다. 결과적으로, 최소 모멘트가 얼터네이터에 의해 발생되고 유도 키트의 전방 주 유닛이 발사체의 방향과 반대인 방향으로 빠르게 회전할 때에도, 핀들 중의 하나는 큰 받음각을 갖게 되고 그래서 높은 항력을 발생시키게 되며 그 결과 발사체의 공기역학적 효율이 낮아지게 된다. 당업자에게는 명백한 바와 같이, 하나 보다 많은 핀이 유도 키트에 있는 경우, 얼터네이터에 의해 발생되는 최소 모멘트는 단지 하나의 핀을 갖는 키트 보다 더 높게 된다. 따라서, 모멘트(534)의 값은 모멘트(532)의 값 보다 높다. 이러한 구성은 일반적으로, 전술한 바와 같이, 단일 핀으로 발생되는 양력과 비교하여 상기 핀들로 발생되는 양력을 크게 하고 또한 제동 목적으로 얼터네이터에서 소비될 수 있는 최대 파워를 줄이기 위해 사용될 수 있다. 그러나, 얼터네이터에 대한 요구되는 부하를 줄이는데 있어서의 개선은 공기역학적 항력의 증대를 감수해야 한다.
특정 종류의 유도 키트의 선택은 특정 용도의 특정한 요건에 의해 결정되는데, 각각 선택된 종류 및 구성의 유도 키트에서, 비용 절감 및 향상된 목표물 타격 정밀도는 가능한 한 높게 유지되어야 한다. 높은 고도에 도달하지 않고/않거나 궤적을 따라 큰 공기 속도 변화를 받지 않는 박격 포탄과 같은 군수품의 경우, 고정된 받음각을 갖는 단일 핀을 구비하는 유도 키트가 선택될 수 있다. 공기역학적 항력을 가능한 한 낮게 유지시켜, 궤적을 따른 공기역학적 힘이 충분히 높게 되어 요구되는 궤적 수정을 제공하는 것과 궤적을 따라 항상 유도 키트 시스템에 공급할 충분한 전기가 보장되도록 하는 것 사이에 최선의 절충이 제공되도록 받음각이 선택될 수 있다. 본 실시 형태의 추가적인 이점으로서, 둘 이상의 핀을 갖는 유도 키트와 비교하여 공기역학적 항력이 낮고, 궤적의 수정이 필요 없고 유도 키트의 전방 주 유닛이 빠르게 회전할 때 유도 발사체가 그의 길이 방향 축선 둘레로 흔들리는 것이 제한되며, 그리고 궤적의 초기 부분에서 유도 키트의 전방 주 유닛이 빠르게 회전하므로 얼터네이터에 의해 유도 키트 시스템에 제공되는 전력이 신속하게 발생될 수 있다.
긴 사정 거리(예컨대, 20 km 이상)용으로 사용되는 군수품의 경우(공기 속도 및 공기 밀도는 발사체의 궤적을 따라 크게 많이 변하게 됨), 받음각의 모터 제어를 사용하는 유도 키트와 비교하여 저렴하고 또한 공기역학적 파라미터의 변화에 맞게 핀의 받음각을 조정할 수 있는 방안을 제공하기 위해, 스프링으로 제어되는 조정가능한 받음각을 갖는 단일 핀을 갖는 유도 키트가 선택되며, 이는 낮은 공기역학적 항력을 발생시키며, 궤적의 수정이 없을 때 발사체의 낮은 흔들림을 유지하며, 또한 발사 직후에 많은 양의 전기를 제공할 수 있다.
비교적 낮은 공기 속도로 궤적을 출발하는 로켓과 같은 군수품의 경우, 단지 하나의 핀을 갖는 본 발명의 실시 형태에 따른 유도 키트는, 전방 주 유닛의 회전 속도를 빠르게 가속시킬 수 있으므로 로켓의 발사 직후에 필요한 양의 전기를 생성할 수 있다.
높은 질량 관성을 갖는 군수품의 경우(비교적 높은 수정력이 필요할 수 있음), 본 발명의 실시 형태에 따른 2개의 핀을 갖는 유도 키트가 선택될 수 있는데, 이 구성으로 더 높은 양력이 얻어지기 때문이다.
여기서 본 발명의 특정 실시 형태를 도시하고 설명했지만, 당업자라면 많은 수정, 대안, 변경 및 균등물을 생각할 수 있을 것이다. 그러므로, 첨부된 청구 범위는 본 발명의 사상에 속하는 그러한 모든 수정 및 변경도 포함하는 것이다.

Claims (11)

  1. 발사체에 연결되도록 되어 있는 유도 어셈블리로서,
    후방 측에서 상기 발사체의 전방 단부에 연결되고 길이 방향 중심 축선을 갖는 후방 주 유닛;
    후방 단부에서 상기 후방 주 유닛의 전방 단부에 회전가능하게 연결되며 상기 길이 방향 중심 축선 둘레로 회전하도록 되어 있는 전방 주 유닛;
    상기 후방 주 유닛과 전방 주 유닛 사이에서 작동가능하며, 제어가능한 스핀 제동력을 제공하여 상기 전방 주 유닛의 상대 회전 속도를 느리게 할 수 있는 상대 속도 제어 유닛; 및
    상기 전방 주 유닛으로부터 반경 방향으로 연장되어 있는 단일의 유도 핀(fin)
    을 포함하며,
    상기 유도 핀은 납작한 공기역학적 요소로 형성되어 있고,
    이 요소는, 상기 유도 핀의 전방 단부로부터 그 유도 핀의 후방 단부까지 연장되어 있고 상기 길이 방향 중심 축선에 평행한 평면 내에 있는 핀 익현을 가지며, 상기 핀 익현은 상기 길이 방향 중심 축선에 평행한 상기 평면 내에서 그 길이 방향 중심 축선과 피치각(pitch angle)을 형성하고,
    상기 유도 핀은 복귀 스프링에 작동가능하게 연결되어 있고, 그래서 상기 유도 핀에 대한 공기역학적 압력이 낮아짐에 따라 상기 유도 핀의 피치각은 커지고 또한 상기 유도 핀에 대한 공기역학적 압력이 커짐에 따라 상기 피치각은 더 작아지게 되도록, 상기 유도 핀의 피치각이 상기 복귀 스프링의 힘과 상기 유도 핀에 대한 공기역학적 압력 사이의 균형에 의해 설정되는, 발사체에 연결되도록 되어 있는 유도 어셈블리.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 유도 핀의 피치각은 0도와 15도 사이의 각도로 설정되는, 발사체에 연결되도록 되어 있는 유도 어셈블리.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 유도 핀의 피치각은, 0도 이상 15도 이하의 값으로 조정될 수 있는, 발사체에 연결되도록 되어 있는 유도 어셈블리.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 상대 속도 제어 유닛은 전기 얼터네이터(alternator)이고, 이 전기 얼터네이터의 제동력은 그 얼터네이터로부터 소비되는 전력의 양을 제어하여 제어될 수 있는, 발사체에 연결되도록 되어 있는 유도 어셈블리.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 유도 핀의 크기와 피치각은, 상기 발사체가 그의 궤적에 있을 때, 상기 발사체의 회전 속도 보다 빠르고 방향은 그와 반대인 회전 속도로 상기 전방 주 유닛이 스핀하도록 하기에 충분히 큰, 발사체에 연결되도록 되어 있는 유도 어셈블리.
  6. 제 1 항에 있어서,
    상기 유도 핀의 피치각은 제어가능한, 발사체에 연결되도록 되어 있는 유도 어셈블리.
  7. 발사체를 원하는 궤적을 따라 유도하기 위한 방법으로서,
    유도 어셈블리를 상기 발사체의 전방 단부에 제공하는 단계를 포함하고,
    상기 유도 어셈블리는,
    후방 측에서 상기 발사체의 전방 단부에 연결되고 길이 방향 중심 축선을 갖는 후방 주 유닛;
    후방 단부에서 상기 후방 주 유닛의 전방 단부에 회전가능하게 연결되며 상기 길이 방향 중심 축선 둘레로 회전하도록 되어 있는 전방 주 유닛;
    상기 후방 주 유닛과 전방 주 유닛 사이에서 작동가능하며, 제어가능한 스핀 제동력을 제공하여 상기 전방 주 유닛의 상대 회전 속도를 느리게 할 수 있는 상대 속도 제어 유닛; 및
    상기 전방 주 유닛으로부터 반경 방향으로 연장되어 있는 단일의 유도 핀(fin)을 포함하고,
    상기 유도 핀은 납작한 공기역학적 요소로 형성되어 있고, 이 요소는, 상기 유도 핀의 전방 단부로부터 그 유도 핀의 후방 단부까지 연장되어 있고 상기 길이 방향 중심 축선에 평행한 평면 내에 있는 핀 익현을 가지며, 상기 핀 익현은 상기 길이 방향 중심 축선에 평행한 상기 평면 내에서 그 길이 방향 중심 축선과 피치각을 형성하며,
    상기 방법은,
    상기 발사체를 발사시키는 단계;
    상기 궤적에 대한 수정이 필요할 때, 상기 전방 주 유닛의 회전 속도의 크기를 상기 발사체의 회전 속도와 실질적으로 동일하게 또한 방향은 그와 반대가 되도록 제어하고, 다른 때에는, 상기 상대 속도 제어 유닛에서 제동력이 없이 상기 전방 주 유닛을 회전시키는 단계; 및
    상기 유도 핀의 피치각을 복귀 스프링의 복귀력과 상기 유도 핀에 대한 공기역학적 압력 사이의 균형으로서 제어하는 단계를 더 포함하고,
    상기 유도 핀은 상기 복귀 스프링에 작동가능하게 연결되어 있고, 그래서 상기 유도 핀에 대한 공기역학적 압력이 낮아짐에 따라 상기 유도 핀의 피치각은 커지고 또한 상기 유도 핀에 대한 공기역학적 압력이 커짐에 따라 상기 피치각은 더 작아지게 되는, 발사체를 원하는 궤적을 따라 유도하기 위한 방법.
  8. 제 7 항에 있어서,
    상기 상대 속도 제어 유닛은 전기 얼터네이터인, 발사체를 원하는 궤적을 따라 유도하기 위한 방법.
  9. 제 8 항에 있어서,
    제어가능한 전기 부하를 상기 얼터네이터에 가하여 상기 전방 주 유닛의 회전 속도를 제어하는 단계를 더 포함하는, 발사체를 원하는 궤적을 따라 유도하기 위한 방법.
  10. 삭제
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