KR102063328B1 - 발사체의 결합장치 - Google Patents
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Abstract
탄두부와 몸체부 또는 몸체부와 탄미부 사이의 결합영역에 위치하는 발사체 결합장치에 있어서, 상기 몸체부의 일면에 형성된 제 1 결합나사면과 대응되는 제 1 잠금면 및 상기 탄미부 일면에 형성된 제 2 결합나사면과 대응되는 제 2 잠금면을 구비하는 제 1 잠금링을 포함하고, 상기 제 1 잠금링은, 상기 제 1 잠금면과 상기 제 2 잠금면에 각각 형성된 나사의 회전방향이 서로 반대이되, 상기 몸체부와 상기 탄미부 사이에 위치하여 상기 몸체부와 상기 탄미부를 서로 반대 방향으로 회전하여 맞물림으로써 결합되는 것을 특징으로 하는 발사체 결합장치를 제공한다.
Description
본 발명은 발사체의 결합장치에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 탄두부터 탄미부까지 위치 정렬이 용이한 발사체의 결합장치에 관한 것이다.
장포신을 구비하는 발사체의 경우 신관, 본체부, 탄미부와 같은 각 부분은 별도로 제작되고, 발사 직전에 각 부분을 결합하여 발사체를 완성하게 된다. 발사체의 신관은 내부에 비행제어장치를 장착하는데, 상기 비행제어장치는 자이로 센서, 가속도 센서, 자력계(magnetometer) 등의 각종 센서들과 그 조합으로 이루어진다.
예를 들어, 상기 신관과 본체부의 결합 또는 상기 본체부와 탄미부의 결합은 볼트 결합이나 나사산 결합으로 수행이 되는데, 이때 탄두부터 탄미부까지 즉, 상기 센서들과 탄미부의 조종날개 간의 위치 정렬이 필수적이다. 왜냐하면 발사 후 초기 자세 계산 및 경로 비행을 위한 조종날개의 작동 시 센서들이 정확하게 정렬이 되어야 오차가 줄어들기 때문이다.
또한 사거리 연장을 위해 본체부에 주날개를 장착한 발사체의 경우, 조종날개, 신관의 비행제어 장치 및 주날개의 위치 정렬은 더욱 정확히 이루어져야한다.
하지만, 볼트 결합이나 나사산 결합은 회전으로 인해 최초 정렬 위치에서 틀어지는 경우가 발생할 수 있고 이는 정렬의 정밀도에 영향을 줄 수 있다. 따라서 발사체의 초기 자세 계산 및 경로 비행에 오차가 발생할 수 있고 이는 발사체의 성능을 저하시킬 수 있다.
본 발명이 이루고자 하는 기술적 과제는, 탄두부터 탄미까지 위치 정렬이 용이한 발사체의 결합장치를 제공하는 것에 목적이 있다.
또한 본 발명이 이루고자 하는 다른 기술적 과제는, 발사체의 결합축을 유지할 수 있는 발사체의 결합장치를 제공하는 것에 목적이 있다.
본 발명의 목적은 이상에서 언급한 목적으로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 또 다른 목적들은 아래의 기재로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
상기의 기술적 과제를 이루기 위하여 본 발명은 탄두부와 몸체부 또는 몸체부와 탄미부 사이의 결합영역에 위치하는 발사체 결합장치에 있어서, 상기 몸체부의 일면에 형성된 제 1 결합나사면과 대응되는 제 1 잠금면 및 상기 탄미부 일면에 형성된 제 2 결합나사면과 대응되는 제 2 잠금면을 구비하는 제 1 잠금링을 포함하고, 상기 제 1 잠금링은, 상기 제 1 잠금면과 상기 제 2 잠금면에 각각 형성된 나사의 회전방향이 서로 반대이되, 상기 몸체부와 상기 탄미부 사이에 위치하여 상기 몸체부와 상기 탄미부를 서로 반대 방향으로 회전하여 맞물림으로써 결합되는 것을 특징으로 하는 발사체 결합장치를 제공한다.
상기 발사체 결합장치는, 상기 몸체부 내부에 위치하는 제 1 잠금마개와, 상기 탄미부 내부에 위치하는 제 2 잠금마개가 결합되어 이루어지는 잠금마개를 포함할 수 있다.
나아가서 상기 잠금마개는, 상기 제 1 잠금마개에 구비된 잠금홈과, 상기 잠금홈에 대응하여 상기 제 2 잠금마개에 형성된 잠금핀을 포함하고, 상기 잠금핀이 상기 잠금홈에 결합될 수 있다.
상기 탄두부 일면에는 제 3 결합나사면이 구비되고, 상기 제 3 결합나사면은 상기 제 2 결합나사면의 나사 방향과 동일할 수 있다.
상기 탄두부와 상기 몸체부 사이에는 제 2 잠금링이 위치하고, 상기 제 2 잠금링은, 각각의 잠금면에 위치하는 나사의 회전방향이 상기 제 1 잠금링과 반대로 형성될 수 있다.
본 발명에 따른 발사체의 결합장치는 동일 방향의 회전 결합으로 인해 최초 정렬 위치에서 틀어지는 문제를 해결하고, 탄두부, 몸체부, 탄미부의 결합 시 발사체의 고유 축 유지가 가능한 장점이 있다.
또한 본 발명에 따른 발사체의 결합장치는 비행제어장치, 주날개 및 조종날개의 정렬이 용이하며 최초 정렬 위치의 오차를 감소시킴으로써 발사체의 성능을 향상시킬 수 있는 효과가 있다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 발사체를 나타낸 사시도,
도 2 및 도 3은 본 발명의 실시예에 따른 발사체 결합장치를 나타낸 분해 사시도들,
도 4는 도 2 및 도 3의 결합된 발사체 결합장치의 단면을 나타낸 단면도,
도 5 및 도 6은 본 발명의 다른 실시예에 따른 발사체 결합장치를 나타낸 단면도들이다.
도 2 및 도 3은 본 발명의 실시예에 따른 발사체 결합장치를 나타낸 분해 사시도들,
도 4는 도 2 및 도 3의 결합된 발사체 결합장치의 단면을 나타낸 단면도,
도 5 및 도 6은 본 발명의 다른 실시예에 따른 발사체 결합장치를 나타낸 단면도들이다.
이하, 첨부한 도면들을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예들을 상세히 설명한다. 다음에 소개되는 실시예들은 당업자에게 본 발명의 사상이 충분히 전달될 수 있도록 하기 위해 예로서 제공되는 것이다. 따라서 본 발명은 이하 설명되어지는 실시예들에 한정되지 않고 다른 형태로 구체화될 수도 있다. 그리고 도면들에 있어서, 층 및 영역의 길이, 두께 등은 편의를 위하여 과장되어 표현될 수도 있다. 명세서 전체에 걸쳐서 동일한 참조번호들은 동일한 구성요소들을 나타낸다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 발사체를 나타낸 사시도, 도 2 및 도 3은 본 발명의 실시예에 따른 발사체 결합장치를 나타낸 분해 사시도들, 도 4는 도 2 및 도 3의 결합된 발사체 결합장치의 단면을 나타낸 단면도, 도 5 및 도 6은 본 발명의 다른 실시예에 따른 발사체 결합장치를 나타낸 단면도들이다.
도 1 내지 도 4를 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 발사체(100)는 탄두부(10), 몸체부(20) 및 탄미부(30)의 결합으로 구성된다. 상기 탄두부(10)에는 신관이 위치하고, 신관은 내부에 비행제어장치를 장착하는데, 상기 비행제어장치는 자이로 센서, 가속도 센서, 자력계(magnetometer) 등의 각종 센서들과 그 조합으로 구성이 된다. 상기 몸체부(20)는 내부에 주날개가 수납될 수 있으며 측면에 대칭으로 주날개의 전개를 위한 날개홀(H)을 구비할 수 있다. 발사체의 탄미부(30)에는 조종날개가 위치하여 발사체(100)의 회전과 비행 방향이 조종될 수 있다.
탄두부(10)와 몸체부(20) 또는 몸체부(20)와 탄미부(30) 사이의 결합영역에는 발사체 결합장치가 위치한다. 발사체 결합장치는 상기 몸체부(20)의 일면에 형성된 제 1 결합나사면(21)과 대응되는 제 1 잠금면(41) 및 상기 탄미부(30) 일면에 형성된 제 2 결합나사면(32)과 대응되는 제 2 잠금면(42)을 구비하는 제 1 잠금링(40)을 포함한다.
상기 제 1 잠금링(40)은 상기 제 1 잠금면(41)과 상기 제 2 잠금면(42)에 각각 형성된 나사의 회전방향이 서로 반대일 수 있으며, 나사의 나사회전수는 동일할 수 있다. 예를 들어, 제 1 잠금면(41)이 왼나사이면 제 2 잠금면(42)은 오른나사이고, 제 1 잠금면(41)이 오른나사이면 제 2 잠금면은 왼나사(42)일 수 있다. 즉, 제 1 잠금링(40)이 몸체부(20)와 탄미부(30) 사이에 위치하고 상기 몸체부(20)와 상기 탄미부(30)를 서로 반대 방향으로 회전시켜 맞물림으로써 결합될 수 있다. 제 1 잠금링(40)은 탄미부와 닿는 일단부에 플렌지(43)가 위치할 수 있다.
이 때 상기 왼나사와 오른나사의 회전수는 동일함으로써, 나사 회전 결합으로 몸체부(20)와 탄미부(30)를 결합할 때 회전각도 또는 회전방향은 서로 상쇄되어 회전으로 인한 몸체부와 탄미부의 결합 시 결합축 유지와 정렬이 용이하게 수행될 수 있다.
활공비행을 하는 탄체의 경우 양향비를 최대화하여 사거리를 증가시키게 되는데, 결합축이 유지되지 않으면 조종날개의 각도가 틀어지게 되어 비행제어와 목표경로 추종제어가 어려워질 수 있으므로 발사체의 목표 성능의 확보가 어려워질 수 있다. 따라서 제 1 잠금링(40)으로 인한 결합 시 결합축 유지와 정렬이 용이하게 수행되므로, 발사체의 목표 성능 확보에 도움이 될 수 있다.
상기 발사체 결합장치는 몸체부(20) 내부에 위치하는 제 1 잠금마개(51)와, 탄미부(30) 내부에 위치하는 제 2 잠금마개(53)가 결합되어 이루어지는 잠금마개(50)를 포함할 수 있다. 나아가서 상기 잠금마개(50)는 제 1 잠금마개(51)에 구비된 잠금홈(51-1)과, 상기 잠금홈(51-1)에 대응하여 상기 제 2 잠금마개(53)에 형성된 잠금핀(53-1)을 포함할 수 있다. 잠금핀(53-1)이 잠금홈(51-1)에 결합됨으로써 제 1 잠금마개(51)와 제 2 잠금마개(53)가 조립되어 잠금마개(50)가 형성될 수 있다. 따라서 발사체 내부에 조립된 잠금마개(50)로 인해 발사 초기의 고회전에 의한 풀림을 더욱 방지할 수 있다.
또한 몸체부(20) 내부 일측면은 제 1 잠금마개(51)의 위치를 고정시키기 위한 잠금마개 결합홈(23)을 구비할 수 있으며, 그에 대응하여 제 1 잠금마개(51)는 외측면에 제 1 잠금마개 돌출부(51-2)를 구비할 수 있다. 즉 잠금마개 결합홈(23)에 제 1 잠금마개 돌출부(51-2)를 결합고정시킬 수 있다. 상기 잠금마개 결합홈(23) 및 상기 제 1 잠금마개 돌출부(51-2)는 몸체부(20)와 탄미부(30)의 조립 시 정렬을 위한 기준이 될 수 있다.
나아가서, 탄미부(30)는 제 2 잠금마개(53)와의 결합 단면에 오목홈(31)을 구비하고, 제 2 잠금마개(53)의 일단면에 형성된 제 2 잠금마개돌출부(53-2)가 오목홈(31)에 안착되어 고정구로 고정됨으로써 제 2 잠금마개의 위치가 고정될 수 있다. 따라서 상기 잠금마개(50)로 인해 발사체의 결합영역은 더욱 견고하게 결합되고, 발사 초기의 발사체의 고회전에도 초기의 정렬이 유지될 수 있다.
상기 탄두부(10) 일면에는 제 3 결합나사면이 구비될 수 있으며, 제 3 결합나사면은 상기 탄미부(30)의 제 2 결합나사면의 나사 방향과 동일할 수 있다. 또한, 탄두부(10)와 몸체부(20) 사이에는 제 2 잠금링(40')이 위치하고, 제 2 잠금링(40')은 각각의 잠금면에 위치하는 나사의 회전방향이 상기 제 1 잠금링(40)과 반대로 형성될 수 있다. 예를 들어 제 1 잠금링(40)의 제 1 잠금면이 왼나사이면, 제 2 잠금링(40')의 제 1 잠금면에 대응되는 면은 오른나사일 수 있으며, 제 1 잠금링(40)의 제 1 잠금면이 오른나사이면 제 2 잠금링(40')의 제 1 잠금면에 대응되는 면은 왼나사일 수 있다.
상기 왼나사와 오른나사의 나사회전수는 동일함으로써, 나사 회전 결합으로 탄두부(10)와 몸체부(20) 및 몸체부(20)와 탄미부(30)를 결합할 때 회전각도 또는 회전방향은 서로 상쇄되어 회전으로 인한 각각의 결합 시 정렬이 용이하게 수행될 수 있다.
따라서, 탄두부에 위치한 비행제어장치와 몸체부에 위치한 주날개 및 탄미부에 위치한 조종날개 간의 위치 정렬이 용이해질 수 있으며, 비행제어와 목표경로 추종제어가 개선되어 발사체의 목표 성능 확보에 도움이 될 수 있다. 또한, 각각의 결합 영역에 제 1 잠금링(40) 및 제 2 잠금링(40')이 위치한 결합 구조로 인해 발사시 고충격의 충격에너지를 분산시킬 수 있다.
발사체에 구비된 탄약의 크기와 발사 시스템의 장약에 따라 탄약의 회전속도 및 충격에너지는 달라지므로, M&S 해석을 통하여 발사체의 크기에 따라 잠금링의 잠금면에 구비된 나사의 회전수, 잠금핀의 형태와 크기는 변형될 수 있다.
도 5 및 도 6은 본 발명의 다른 실시예에 따른 발사체 결합장치를 나타낸 단면도들로써, 제 1 잠금링 또는 제 2 잠금링과 잠금마개의 결합 영역 단면을 나타낸 것이다.
도 5 및 도 6을 참조하면, 각각의 결합영역 단부의 형태와 크기에 따라 잠금링(40A, 40B)의 형태는 다양하게 구성될 수 있다. 예를 들어, 도 5의 잠금링(40A)과 같이 중간에 단턱을 가지는 단면구조이거나, 도 6의 잠금링(40B)과 같이 90도 회전한 T자형의 단면구조를 가질 수 있다. 도 1 내지 도 4에서 상술한 바와 같이 제 1 잠금면(41A, 41B)과 제 2 잠금면(42A, 42B)의 나사회전수는 동일할 수 있으며, 제 1 잠금면(41A, 41B)과 제 2 잠금면(42A, 42B)의 각각의 결합을 위한 회전방향은 서로 반대일 수 있다.
또한 몸체부(20) 내부에 삽입 고정된 제 1 잠금마개(51A, 51B)와 탄미부(30) 내부에 삽입 고정된 제 2 잠금마개(53A, 53B)가 잠금홈(51A-1, 51B-1)과 잠금핀(53A-1, 53B-1)으로 결합되어 잠금마개로 형성됨으로써, 잠금마개는 몸체부(20)와 탄미부(30) 결합 영역 내부에 고정되어 위치할 수 있다.
따라서 동일 방향의 회전 결합으로 인해 최초 정렬 위치에서 틀어지는 문제 없이, 탄두부, 몸체부, 탄미부의 결합 시 발사체의 고유 축 유지가 가능한 장점이 있다. 또한, 조종 날개, 비행제어 장치 및 활공 날개의 위치 정렬을 더욱 정확하게 개선할 수 있으며, 나아가서 각각의 결합 영역에 제 1 잠금링 및 제 2 잠금링이 위치한 결합 구조로 인해 충격에너지를 분산시킬 수 있다.
즉, 본 발명에 따른 발사체 결합장치는 비행제어장치의 정렬이 용이하며 최초 정렬 위치의 오차를 감소시킴으로써 발사체의 성능을 향상시킬 수 있는 효과가 있다.
상기에서는 본 발명의 바람직한 실시예를 참조하여 설명하였지만, 해당 기술분야의 숙련된 당업자는 하기의 특허 청구의 범위에 기재된 본 발명의 사상 및 영역으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있음을 이해할 수 있을 것이다.
10; 탄두부, 20; 몸체부,
30; 탄미부, 40; 제 1 잠금링,
40'; 제 2 잠금링, 41; 제 1 잠금면,
42; 제 2 잠금면, 51; 제 1 잠금마개,
53; 제 2 잠금마개, 51-1; 잠금홈,
53-1; 잠금핀
30; 탄미부, 40; 제 1 잠금링,
40'; 제 2 잠금링, 41; 제 1 잠금면,
42; 제 2 잠금면, 51; 제 1 잠금마개,
53; 제 2 잠금마개, 51-1; 잠금홈,
53-1; 잠금핀
Claims (5)
- 탄두부와 몸체부 또는 몸체부와 탄미부 사이의 결합영역에 위치하는 발사체 결합장치에 있어서,
상기 몸체부의 일면에 형성된 제 1 결합나사면과 대응되는 제 1 잠금면 및 상기 탄미부 일면에 형성된 제 2 결합나사면과 대응되는 제 2 잠금면을 구비하는 제 1 잠금링을 포함하고,
상기 제 1 잠금링은, 상기 제 1 잠금면과 상기 제 2 잠금면에 각각 형성된 나사의 회전방향이 서로 반대이되, 상기 몸체부와 상기 탄미부 사이에 위치하여 상기 몸체부와 상기 탄미부를 서로 반대 방향으로 회전하여 맞물림으로써 결합되고,
상기 몸체부 내부에 위치하는 제 1 잠금마개와, 상기 탄미부 내부에 위치하는 제 2 잠금마개가 결합되어 이루어지는 잠금마개를 포함하는 것을 특징으로 하는 발사체 결합장치. - 삭제
- 제 1 항에 있어서,
상기 잠금마개는, 상기 제 1 잠금마개에 구비된 잠금홈과, 상기 잠금홈에 대응하여 상기 제 2 잠금마개에 형성된 잠금핀을 포함하고, 상기 잠금핀이 상기 잠금홈에 결합되는 것을 특징으로 하는 발사체 결합장치. - 제 1 항에 있어서,
상기 탄두부 일면에는 제 3 결합나사면이 구비되고, 상기 제 3 결합나사면은 상기 제 2 결합나사면의 나사 방향과 동일한 것을 특징으로 하는 발사체 결합장치. - 제 1 항에 있어서,
상기 탄두부와 상기 몸체부 사이에는 제 2 잠금링이 위치하고,
상기 제 2 잠금링은, 각각의 잠금면에 위치하는 나사의 회전방향이 상기 제 1 잠금링과 반대로 형성된 것을 특징으로 하는 발사체 결합장치.
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| KR1020180076989A KR102063328B1 (ko) | 2018-07-03 | 2018-07-03 | 발사체의 결합장치 |
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| KR1020180076989A KR102063328B1 (ko) | 2018-07-03 | 2018-07-03 | 발사체의 결합장치 |
Publications (1)
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|---|---|
| KR102063328B1 true KR102063328B1 (ko) | 2020-02-11 |
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| KR1020180076989A KR102063328B1 (ko) | 2018-07-03 | 2018-07-03 | 발사체의 결합장치 |
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| KR (1) | KR102063328B1 (ko) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20040101526A (ko) | 2002-04-19 | 2004-12-02 | 메탈 스톰 리미티드 | 발사체 밀봉 배치방법 |
| US20120017795A1 (en) * | 2010-07-20 | 2012-01-26 | Richard Dryer | Projectile modification method |
| KR101493755B1 (ko) | 2014-07-24 | 2015-02-16 | 주식회사 풍산 | 적층식 단위케이스와 단면 마운트 구조의 회로기판을 구비한 내충격형 포탄비행제어장치 |
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2018
- 2018-07-03 KR KR1020180076989A patent/KR102063328B1/ko active IP Right Grant
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20040101526A (ko) | 2002-04-19 | 2004-12-02 | 메탈 스톰 리미티드 | 발사체 밀봉 배치방법 |
| US20120017795A1 (en) * | 2010-07-20 | 2012-01-26 | Richard Dryer | Projectile modification method |
| KR101493755B1 (ko) | 2014-07-24 | 2015-02-16 | 주식회사 풍산 | 적층식 단위케이스와 단면 마운트 구조의 회로기판을 구비한 내충격형 포탄비행제어장치 |
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| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| E701 | Decision to grant or registration of patent right | ||
| GRNT | Written decision to grant |