KR102116059B1 - 이종 재료를 포함하는 유도탄의 구동부 기체 - Google Patents

이종 재료를 포함하는 유도탄의 구동부 기체 Download PDF

Info

Publication number
KR102116059B1
KR102116059B1 KR1020180139026A KR20180139026A KR102116059B1 KR 102116059 B1 KR102116059 B1 KR 102116059B1 KR 1020180139026 A KR1020180139026 A KR 1020180139026A KR 20180139026 A KR20180139026 A KR 20180139026A KR 102116059 B1 KR102116059 B1 KR 102116059B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
frame
circumferential surface
driving
wing
outer shell
Prior art date
Application number
KR1020180139026A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20200055406A (ko
Inventor
정재욱
이석빈
김현승
임창범
김성태
김헌주
Original Assignee
국방과학연구소
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 국방과학연구소 filed Critical 국방과학연구소
Priority to KR1020180139026A priority Critical patent/KR102116059B1/ko
Publication of KR20200055406A publication Critical patent/KR20200055406A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR102116059B1 publication Critical patent/KR102116059B1/ko

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/60—Steering arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B12/00—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material
    • F42B12/72—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the material
    • F42B12/76—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the material of the casing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0081—Fuselage structures substantially made from particular materials from metallic materials

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

일 실시 예에 따른 구동부 기체는, 원형 단면의 형상을 갖는 외피 및 상기 외피보다 가벼운 이종 재질로 형성되고 상기 외피의 내주면을 따라서 설치되어 탑재 장비 및 구동 날개를 지지하는 구동부 프레임을 포함할 수 있다.

Description

이종 재료를 포함하는 유도탄의 구동부 기체{THE DRIVING PART AIR FRAME OF THE GUIDED MISSILE INCLUDING THE DISSIMILAR MATERIALS}
아래의 설명은 이종 재료를 포함하는 유도탄의 구동부 기체에 관한 것이다.
도 1은 일 실시 예에 따른 유도탄의 측면도이다. 도 1을 참조하면, 유도탄(3)은 전단에 설치되어 전방의 표적 신호를 탐색하는 탐색기부(31), 화약을 구비하는 탄두부(32), 추진 연료 및 엔진을 구비하는 추진 엔진부(33), 조종 가능한 구동 날개를 구비하는 구동부(34) 및 추진 화염을 후방으로 분사하는 추진부(35)를 포함할 수 있다.
구동부(34)는 구동 날개와 구동기체 내부에 탑재되는 구동 장치 및 전자 장비를 보호하고 외란에 의한 비행 안정성을 확보하기 위해 높은 강성을 갖는 것이 유리할 수 있다. 그러나 단일 소재를 사용한 주조 과정을 통해 높은 강성을 갖도록 제작할 경우, 구동부(34) 기체의 중량이 크게 증가하여 유도탄의 사거리가 감소되는 문제점이 존재한다.
또한, 구동부(34)는 비행으로 인한 공력가열 및 추진 기관의 배출 화염 등으로 인한 고온 환경에 노출되어 있어 기체와 탑재 장비의 연결면을 통한 열 전달로 인해 구동부(34)의 기체 내부에 부착된 전자 장비가 높은 온도의 열에 노출되기 쉽지만, 기체 내부에 전달되는 온도상승을 줄이기 위해서 기체의 두께를 두껍게 하는 것은 마찬가지로 유도탄의 중량을 크게 증가시키는 문제점이 있고, 열차단 성능이 우수한 복합재를 내부에 설치하는 것은 비용 및 구조적인 측면에서 효율이 높지 않은 문제점이 존재하였다.
전술한 배경기술은 발명자가 본 발명의 도출과정에서 보유하거나 습득한 것으로서, 반드시 본 발명의 출원 전에 일반 공중에 공개된 공지기술이라고 할 수는 없다.
일 실시 예의 목적은 이종 재료를 포함하는 유도탄의 구동부 기체를 제공하는 것이다.
일 실시 예에 따른 구동부 기체는, 원형 단면의 형상을 갖는 외피 및 상기 외피보다 가벼운 이종 재질로 형성되고 상기 외피의 내주면을 따라서 설치되어 탑재 장비 및 구동 날개를 지지하는 구동부 프레임을 포함할 수 있다.
상기 외피는, 스테인레스 스틸로 형성되고, 상기 구동부 프레임은 알루미늄 재질로 형성될 수 있다.
상기 외피는, 상기 외피의 외주면을 따라서 방사상으로 이격되어 형성되는 복수개의 제 1 체결 구멍을 포함하고, 상기 구동부 프레임은, 상기 구동부 프레임의 외주면을 따라서 방사상을 이격되어 형성되는 복수개의 제 2 체결 구멍을 포함할 수 있고, 상기 구동부 프레임이 상기 외피의 내주면에 조립되는 경우, 상기 복수개의 제 2 체결 구멍은 상기 복수개의 제 1 체결 구멍 중 적어도 일부에 오버랩되어 서로 나사 체결될 수 있다.
상기 구동부 프레임은, 상기 외피의 전방 부분의 내주면을 따라 설치되어 구동 날개 및 상기 구동 날개를 구동하는 구동 장치를 지지하는 구동 날개 프레임; 상기 외피의 후방 부분의 내주면을 따라서 설치되는 후방 프레임; 및 상기 외피의 전방 및 후방 사이 부분의 내주면을 따라서 설치되어 탑재 장비를 지지하는 탑재 장비 프레임을 포함할 수 있다.
상기 구동 날개 프레임, 후방 프레임 및 탑재 장비 프레임은 서로 분리되어 있을 수 있다.
상기 외피의 내주면은 원뿔대 형상을 가질 수 있다.
상기 구동 날개 프레임은, 상기 외피의 내주면 둘레를 따라서 설치되어 상기 구동 날개를 회동 가능하게 지지하는 날개 지지 프레임; 및 상기 날개 지지 프레임 부근의 외피의 내주면에 설치되어 상기 구동 장치를 지지하는 구동 장치 프레임을 포함할 수 있다.
상기 날개 지지 프레임은, 상기 외피의 내주면 둘레를 따라서 설치되는 환형 지지부; 및 상기 환형 지지부의 둘레를 따라 방사상으로 이격되는 부분에 설치되어 상기 구동 날개를 회동 가능하게 수용하는 날개 회동부를 포함할 수 있다.
상기 환형 지지부는 둘레를 따라 연장된 부분 중간에 연결이 끊어진 형상을 갖고, 상기 외피는, 상기 구동 날개가 통과하도록 상기 외피의 둘레를 따라서 방사상으로 이격된 위치에 형성되는 날개 수용 구멍을 포함할 수 있고, 상기 환형 지지부의 둘레를 따라서 형성된 복수개의 제 2 체결 구멍은 상기 외피의 둘레를 따라서 형성된 복수개의 제 1 체결 구멍 중 적어도 일부에 오버랩되어 서로 나사 체결되고, 상기 날개 수용 구멍 및 날개 회동부는 서로 오버랩될 수 있다.
상기 탑재 장비 프레임은, 상기 외피의 내주면 둘레를 따라서 복수개로 분절되는 프레임 형태를 가질 수 있다.
일 실시 예에 따른 구동부 기체는, 상기 탑재 장비 프레임의 부분 중 탑재 장비에 연결되는 부분에 설치되고 상기 외피 및 구동부 프레임보다 열 전도율이 낮은 재질로 형성되는 단열 연결 블록; 및 상기 탑재 장비 프레임에 설치되고 탑재 장비에 연결된 케이블을 지지하고, 상기 외피 및 구동부 프레임보다 열 전도율이 낮은 재질로 형성되는 단열 케이블 블록을 더 포함할 수 있다.
상기 구동부 프레임은, 상기 외피의 내주면의 일측에서 상기 외피를 외측으로 관통하도록 설치되어 GPS 송수신부를 상기 외피의 외부로 노출된 상태로 지지하는 GPS 프레임을 더 포함하고, 상기 외피는, 상기 GPS 프레임의 일부를 통과 가능하게 수용하는 GPS 수용 구멍을 더 포함할 수 있다.
상기 GPS 프레임은, 상기 외피의 내주면에 고정되는 베이스부; 및 상기 베이스부로부터 상기 GPS 수용 구멍을 통과하여 상기 외피의 외측으로 돌출되어 GPS 송수신부를 지지하는 안착부를 포함할 수 있고, 상기 안착부의 두께는, 상기 외피의 두께보다 두꺼울 수 있다.
일 실시 예에 따른 구동부 기체는, 스테인레스 스틸로 형성되는 외피; 및 알루미늄 재질로 형성되고 상기 외피의 내주면을 따라서 설치되어 탑재 장비 및 구동 날개를 지지하는 구동부 프레임을 포함할 수 있다.
일 실시 예에 따른 구동부 기체에 의하면, 고온의 환경에서 비행하는 유도탄 구동부에 있어서, 중량은 줄이면서 강도는 증가시킨 저중량-고강도 구동부 기체의 설계를 구현할 수 있다.
일 실시 예에 따른 구동부 기체에 의하면, 구동부에 탑재되는 탑재 장비 연결면에 단열 특성이 있는 재질을 사용하여 고온의 기체 표면으로부터 전달되는 열 전달을 최소화하여 탑재 장비의 온도 상승을 방지할 수 있다.
도 1은 일 실시 예에 따른 유도탄의 측면도이다.
도 2는 일 실시 예에 따른 구동부 기체의 정면 사시도이다.
도 3은 일 실시 예에 따른 구동부 기체의 배면 사시도이다.
도 4는 일 실시 예에 따른 구동부 기체의 정면도이다.
도 5는 일 실시 예에 따른 구동부 기체의 분리 사시도이다.
도 6은 일 실시 예에 따른 구동부 프레임의 분리 사시도이다.
이하, 실시 예들을 예시적인 도면을 통해 상세하게 설명한다. 각 도면의 구성요소들에 참조부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 가지도록 하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 실시 예를 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 실시 예에 대한 이해를 방해한다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다.
또한, 실시 예의 구성 요소를 설명하는 데 있어서, 제 1, 제 2, A, B, (a), (b) 등의 용어를 사용할 수 있다. 이러한 용어는 그 구성 요소를 다른 구성 요소와 구별하기 위한 것일 뿐, 그 용어에 의해 해당 구성 요소의 본질이나 차례 또는 순서 등이 한정되지 않는다. 어떤 구성 요소가 다른 구성요소에 "연결", "결합" 또는 "접속"된다고 기재된 경우, 그 구성 요소는 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되거나 접속될 수 있지만, 각 구성 요소 사이에 또 다른 구성 요소가 "연결", "결합" 또는 "접속"될 수도 있다고 이해되어야 할 것이다.
어느 하나의 실시 예에 포함된 구성요소와, 공통적인 기능을 포함하는 구성요소는, 다른 실시 예에서 동일한 명칭을 사용하여 설명하기로 한다. 반대되는 기재가 없는 이상, 어느 하나의 실시 예에 기재한 설명은 다른 실시 예에도 적용될 수 있으며, 중복되는 범위에서 구체적인 설명은 생략하기로 한다.
도 2는 일 실시 예에 따른 구동부 기체의 정면 사시도이고, 도 3은 일 실시 예에 따른 구동부 기체의 배면 사시도이고, 도 4는 일 실시 예에 따른 구동부 기체의 정면도이고, 도 5는 일 실시 예에 따른 구동부 기체의 분리 사시도이고, 도 6은 일 실시 예에 따른 구동부 프레임의 분리 사시도이다.
도 2 내지 도 6을 참조하면, 일 실시 예에 따른 구동부 기체(1)는, 유도탄(3)의 부분 중 구동 날개와, 상기 구동 날개를 구동하는 구동 장치, 및 그 외의 탑재 장비를 수용하는 구동부(34)의 몸체를 형성할 수 있다.
예를 들어, 도 1에 도시된 유도탄(3)은 구동부(34)의 구성을 설명하기 위한 예시에 불과한 것으로서, 본 발명의 구동부 기체(1)의 형상 및 배치가 반드시 도 1에 도시된 유도탄(3)의 구성과 반드시 동일하게 형성되어야 하는 것은 아님을 밝혀둔다.
예를 들어, 구동부 기체(1)는 외피(11), 구동부 프레임(12), 단열 장착 블록(13) 및 단열 케이블 블록(14)을 포함할 수 있다.
외피(11)는 구동부 기체(1)의 외부 몸체로서, 예를 들면, 원뿔대 형상을 가질 수 있다. 예를 들어, 외피(11)는 높은 강성을 갖는 금속 재질로 형성될 수 있다. 예를 들어, 외피(11)는 스테인레스 스틸(SUS)로 형성될 수 있다. 예를 들어, 외피(11)는 일정한 두께를 갖도록 형성될 수 있다.
예를 들어, 높은 강성을 갖는 외피(11)에 의하면, 유도탄의 비행시 공력에 의한 하중 및 충격이 가해지더라도 유도탄 구동부의 외부 형상을 유지하는 것과 동시에 외피(11) 내부에 수용되는 구동 날개, 구동 장치 및 탑재 장비등을 안정적으로 보호할 수 있다.
예를 들어, 외피(11)는 유도탄의 길이 방향에 있어서 후방을 향해 수축되는 형상, 다시 말하면, 전방을 향해서 원형 단면적의 직경이 확대되는 형상을 가질 수 있다.
예를 들어, 외피(11)는 유도탄(3)의 비행 방향을 기준으로 전방의 단부를 형성하는 전단부(111), 후방의 단부를 형성하는 후단부(112), 복수개의 제 1 체결 구멍(115), 날개 수용 구멍(114) 및 GPS 수용 구멍(113, 도 5 참조)을 포함할 수 있다.
복수개의 제 1 체결 구멍(115)은, 외피(11)의 외주면 둘레를 따라서 방사상으로 이격되어 형성되는 복수개의 구멍으로서, 외피(11)와 구동부 프레임(12) 사이의 나사 체결을 제공할 수 있다.
예를 들어, 복수개의 제 1 체결 구멍(115)은, 외피(11)의 외주면 둘레 방향뿐만 아니라 전방 및 후방으로도 이격되어 배열될 수 있다.
날개 수용 구멍(114)은 외피(11) 내부의 구동부 프레임(12)으로부터 연결되어 외부로 돌출하는 구동 날개가 통과하도록 외피(11)의 둘레를 따라서 방사상으로 이격된 위치에 형성된 구멍일 수 있다.
GPS 수용 구멍(113, 도 5 참조)은, 후술할 구동부 프레임(12)의 GPS 프레임(121)이 수용되는 구멍으로서, GPS 프레임(121)의 일부가 외부로 노출되도록 수용할 수 있다.
구동부 프레임(12)은, 외피(11)의 내주면을 따라서 설치되어 구동 날개, 상기 구동 날개를 구동하는 구동 장치 및 그 외의 전자 장비와 같은 탑재 장비를 지지할 수 있다. 예를 들어, 구동부 프레임(12)은 외피(11)보다 가벼운 이종 재질로 형성될 수 있다. 예를 들어, 구동부 프레임(12)은 알루미늄 재질로 형성될 수 있다.
이와 같이 구동부 프레임(12)을 외피(11)보다 가벼운 이종 재질로 형성하고, 상대적으로 밀도가 높은 외피(11)는 얇게 제공함으로써, 외피(11) 및 구동부 프레임(12)이 일체로 높은 강성의 재질로 형성되는 경우에 비하여, 전체 구동부 기체(1)의 중량을 감소시키면서도, 필요한 부분에서의 충분한 강성을 확보함과 동시에, 탑재되는 장비들의 장착 공간을 확보할 수 있다.
예를 들어, 도 5 및 도 6 등에 도시되는 바와 같이, 구동부 프레임(12)은 복수개의 제 2 체결 구멍(125), 구동 날개 프레임(122), 후방 프레임(124), 탑재 장비 프레임(123) 및 GPS 프레임(121)을 포함할 수 있다.
복수개의 제 2 체결 구멍(125)은 구동부 프레임(12)의 외주면을 따라서 방사상으로 이격되어 형성되는 복수개의 구멍으로서, 외피(11)와 구동부 프레임(12) 사이의 나사 체결을 제공할 수 있다.
예를 들어, 복수개의 제 2 체결 구멍(125)은 구동 날개 프레임(122), 후방 프레임(124), 탑재 장비 프레임(123) 및 GPS 프레임(121) 각각이 외피(11)의 내주면과 접촉하는 부분에 형성될 수 있다.
예를 들어, 구동부 프레임(12)이 외피(11)의 내주면의 둘레를 따라 부착되면, 구동부 프레임(12)에 형성된 복수개의 제 2 체결 구멍(125)은 외피(11)의 둘레를 따라 설치된 복수개의 제 1 체결 구멍(115)에 오버랩되고, 2 개의 체결 구멍(115, 125) 사이의 나사 체결을 통해 구동부 프레임(12)이 외피(11)에 고정될 수 있다.
예를 들어, 외피(11)에 형성된 복수개의 제 1 체결 구멍(115)의 개수는 구동부 프레임(12)에 형성된 복수개의 제 2 체결 구멍(125)의 개수보다 많을 수 있고, 복수개의 제 1 체결 구멍(115)이 외피(11)의 원주 방향으로 이격되어 있는 간격은 복수개의 제 2 체결 구멍(125)이 외피(11)의 원주 방향으로 이격되어 있는 간격보다 작을 수 있다.
위의 구조에 의하면, 외피(11)에 대한 구동부 프레임(12)의 설치 위치, 간격 또는 방향을 일정 범위내에서 자유롭게 구성할 수 있는 자유도를 부여할 수 있다.
구동 날개 프레임(122)은 외피(11)의 전방 부분의 내주면을 따라 설치되어 구동 날개 및 상기 구동 날개를 구동시키는 구동 장치를 지지할 수 있다.
예를 들어, 구동 날개 프레임(122)은 외피(11)의 내주면 둘레를 따라서 설치되어 구동 날개를 회동 가능하게 지지하는 날개 지지 프레임(1221)과, 상기 날개 지지 프레임(1221) 부근의 외피(11)의 내주면에 설치되어 구동 날개를 구동하는 구동 장치를 지지하는 구동 장치 프레임(1222)을 포함할 수 있다.
날개 지지 프레임(1221)은, 외피(11)의 내주면 둘레를 따라서 설치되는 링 형상의 환형 지지부(12211)와, 상기 환형 지지부(12211)의 둘레를 따라서 방사상으로 이격되어 설치되는 날개 회동부(12212)를 포함할 수 있다.
예를 들어, 환형 지지부(12211)에는 원형의 둘레를 따라서 방사상으로 이격된 복수개의 제 2 체결 구멍(125)이 형성되어 있을 수 있다. 이에 따라 환형 지지부(12211)는 외피(11)의 전방 부분의 원형의 내주면의 둘레를 따라 링 형상으로 부착된 이후, 각각에 형성된 체결 구멍(115, 125)을 통해 나사 체결됨으로써 서로 간에 고정될 수 있다.
환형 지지부(12211)의 형상에 의하면, 외피(11)의 전단부(111) 부분에서 외피(11)의 원형 단면의 형상을 유지시키는 것과 동시에 외피(11)의 구조적 안정성을 향상시킬 수 있다.
날개 회동부(12212)는 환형 지지부(12211)의 부분 중 원형의 둘레를 따라서 방사상으로 이격된 복수개의 부분에 설치되어 구동 날개를 회동 가능하게 수용할 수 있다. 예를 들어, 복수개의 날개 회동부(12212)는 외피(11)에 형성된 날개 수용 구멍(114)과 오버랩될 수 있다. 위의 구조에 의하면, 복수개의 구동 날개 각각의 일단부는 외측으로부터 날개 수용 구멍(114)을 통과한 이후 곧바로 날개 회동부(12212)에 연결될 수 있다.
예를 들어, 환형 지지부(12211)는 원형의 둘레를 따라 연장된 부분 중 적어도 일 부분이 끊어져 있을 수 있다. 위의 구조에 의하면, 주조, 사출 또는 프레스 등의 성형 공정을 통해 형성된 외피(11) 및 구동부 프레임(12)을 서로 조립하는 과정에서, 상호간의 치수 오차로 기인하여 날개 회동부(12212)의 부분이 날개 수용 구멍(114)과 정확하게 오버랩되지 않아 구동 날개가 정확한 조립 위치에 설치되지 못하는 상황을 방지할 수 있다.
구동 장치 프레임(1222)은, 구동 날개를 회동시키기 위해 날개 회동부(12212)를 구동하는 구동 장치를 지지하는 프레임일 수 있다. 예를 들어, 구동 장치 프레임(1222)은, 날개 지지 프레임(1221)의 부분 중 날개 회동부(12212)가 형성된 부분에 인접한 외피(11)의 내주면에 설치되어 구동 장치를 지지할 수 있다.
후방 프레임(124)은, 외피(11)의 후방 부분의 내주면 둘레를 따라 설치될 수 있다. 예를 들어, 후방 프레임(124)은 외피(11)의 내주면을 따라서 부착되는 링 형상을 가질 수 있다. 후방 프레임(124)에 의하면, 외피(11)의 후단부(112) 부분의 원형 단면의 형상을 유지시키는 것과 동시에 외피(11)의 구조적 안정성을 향상시킬 수 있다.
탑재 장비 프레임(123)은, 외피(11)의 전방 및 후방 사이 부분의 내주면을 따라서 설치되어 탑재 장비를 지지할 수 있다. 예를 들어, 탑재 장비 프레임(123)은 구동 날개 프레임(122) 및 후방 프레임(124) 사이에서 외피(11)의 내주면의 둘레를 따라서 설치될 수 있다.
예를 들어, 탑재 장비 프레임(123)은 구동부(34)의 구동 날개를 제어하기 위한 제어부, 관성 센서, 배터리 또는 기타 전자 장비를 외피(11)의 내주면으로부터 중심 방향으로 이격된 위치에서 지지할 수 있다.
예를 들어, 탑재 장비 프레임(123)은 도 6과 같이 외피(11)의 내주면의 둘레를 따라서 복수개의 구간으로 분절되는 형태를 가질 수 있고, 서로 방사상으로 이격되는 부분에 설치되어 각각 상이한 탑재 장비를 지지할 수 있다.
GPS 프레임(121)은, 외피(11)의 내주면의 일측에서 외피(11)를 외측으로 관통하도록 설치되어 GPS 송수신부를 외피(11)의 외측으로 노출된 상태로 지지할 수 있다.
예를 들어, GPS 프레임(121)은 외피(11)의 내주면에 위치하는 베이스부(1212) 및 상기 베이스부(1212)로부터 GPS 수용 구멍(113)을 통과하여 외피(11)의 외측으로 돌출되어 GPS 송수신부를 지지하는 안착부(1211)를 포함할 수 있다. 이와 같은 구조의 의하면, 외피(11)의 재질보다 상대적으로 가벼운 이종 재질로 형성된 안착부(1211)의 두께를 충분히 크게(외피(11)의 두께보다 크게) 형성함으로써, 외피(11)의 두께를 불필요하게 증가시키지 않으면서도, GPS 송수신부가 구동부 기체(1)의 외부에 노출되도록 구동부 기체(1)에 끼워져 장착할 수 있는 장착 공간을 확보할 수 있다.
예를 들어, 베이스부(1212)에는 복수개의 제 2 체결 구멍(125)이 형성되어 있을 수 있다. 베이스부(1212)에 의하면, GPS 프레임(121)이 외피(11)와 나사 체결됨으로써, GPS 프레임(121)을 GPS 수용 구멍(113)에 안정적으로 고정시킬 수 있다.
예를 들어, 구동 날개 프레임(122), 후방 프레임(124), 탑재 장비 프레임(123) 및 GPS 프레임(121)은 각각 서로 분리되어 있을 수 있다. 위의 구조에 의하면, 프레임들(121, 122, 123, 124)을 각각의 외피(11) 상의 설치 위치에서 크게 벗어나지 않는 한에서 설치 위치를 조절할 수 있다.
또한, 서로 분리된 구동부 프레임(12)의 구성은 외피(11)와의 조립 과정에서 미세하게 발생되는 오차를 용인할 수 있으며, 특히 길이 방향으로 직경이 변화하는 원뿔대 형상을 갖는 외피(11)의 내주면에 대하여, 구동부 프레임(12)은 외피(11)의 길이 방향을 따라서 전방으로부터 구동 날개 프레임(122), 탑재 장비 프레임(123) 및 후방 프레임(124)으로 각각 나뉘어 설치될 수 있기 때문에, 각각의 프레임(121, 122, 123, 124)이 일체로 형성된 경우와 비교할 때 보다 조립성이 향상될 수 있다.
더불어, 구동 날개 프레임(122) 및 후방의 후방 프레임(124)이 각각 외피(11)의 전단부(111) 및 후단부(112)의 원형 단면의 구조를 지지하는 가운데, 복수개의 분절된 프레임으로 형성된 탑재 장비 프레임(123)은 필요한 탑재 장비의 개수만큼만 분절되어 구성될 수 있기 때문에, 구동부 기체(1)의 중량을 크게 증가시키지 않는 범위내에서 구동부 기체(1)의 구조적 안정성을 효과적으로 향상시킬 수 있다.
단열 장착 블록(13)은, 탑재 장비 프레임(123)이 탑재 장비에 연결되는 부분에 설치될 수 있다. 예를 들어, 단열 장착 블록(13)은, 단열 성능이 높은 면상의 소재로 형성되어 탑재 장비 프레임(123)의 부분 중 탑재 장비가 면 접촉되는 부분에 설치될 수 있다.
예를 들어, 단열 장착 블록(13)은, 외피(11) 및 구동부 프레임(12)보다 열 전도율이 낮은 재질로 형성될 수 있다. 예를 들어, 단열 장착 블록(13)은 테프론(Teflon?) 소재로 형성될 수 있다.
단열 케이블 블록(14)은, 탑재 장비 프레임(123)에 설치되어 탑재 장비로부터 연결된 케이블을 지지할 수 있다. 예를 들어, 단열 케이블 블록(14)은, 외피(11) 및 구동부 프레임(12)보다 열 전도율이 낮은 재질로 형성될 수 있다. 예를 들어, 단열 케이블 블록(14)은 테프론 소재를 포함할 수 있다.
단열 장착 블록(13) 및 단열 케이블 블록(14)에 의하면, 유도탄(3)의 비행 시 발생하는 추진 화염 또는 공력 등으로 인해 발생되는 높은 온도의 열이 구동부 기체(1)로 전달되는 과정에서, 상기 열이 탑재 장비 프레임(123)을 통해 탑재 장비 및 그로부터 연결된 케이블로 전달되는 것을 완화시킴으로써 열로부터 탑재 장비를 안전하게 보호할 수 있다.
일 실시 예에 따른 구동부 기체(1)에 의하면, 외피(11)를 강성 및 중량이 높은 금속 소재로 형성하되, 외피(11)의 내부의 구조를 지지하고 구동 날개와 탑재 장비를 지지하는 구동 날개 프레임(122)을 경량의 금속 소재로 형성함으로써, 구동부 기체(1)의 중량을 감소시키면서 구동부 기체(1)의 구조적 강도가 저하되는 것을 최소화할 수 있고, 더불어, 탑재 장비 및 케이블이 구동부 프레임(12)에 연결되는 부분에만 단열 블록(13)을 설치함에 따라서, 구동부 프레임(12)의 강도를 저하시키지 않으면서 동시에 탑재 장비를 보호하기 위한 단열 효과를 달성할 수 있다.
이상과 같이 비록 한정된 도면에 의해 실시 예들이 설명되었으나, 해당 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 상기의 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다. 예를 들어, 설명된 기술들이 설명된 방법과 다른 순서로 수행되거나, 및/또는 설명된 구조, 장치 등의 구성요소들이 설명된 방법과 다른 형태로 결합 또는 조합되거나, 다른 구성요소 또는 균등물에 의하여 대치되거나 치환되더라도 적절한 결과가 달성될 수 있다.

Claims (14)

  1. 원형 단면의 형상을 갖고, 외주면을 따라서 방사상으로 이격되어 형성되는 복수개의 제 1 체결 구멍을 구비하는 외피; 및
    상기 외피보다 가벼운 이종 재질로 형성되고 상기 외피의 내주면을 따라서 설치되어 탑재 장비 및 구동 날개를 지지하고, 외주면을 따라서 방사상을 이격되어 형성되는 복수개의 제 2 체결 구멍을 구비하는 구동부 프레임을 포함하고,
    상기 구동부 프레임이 상기 외피의 내주면에 조립되는 경우, 상기 복수개의 제 2 체결 구멍은 상기 복수개의 제 1 체결 구멍 중 적어도 일부에 오버랩되어 서로 나사 체결되고,
    상기 구동부 프레임은,
    상기 외피의 전방 부분의 내주면을 따라 설치되어 구동 날개 및 상기 구동 날개를 구동하는 구동 장치를 지지하는 구동 날개 프레임;
    상기 외피의 후방 부분의 내주면을 따라서 설치되는 후방 프레임; 및
    상기 외피의 전방 및 후방 사이 부분의 내주면을 따라서 설치되어 탑재 장비를 지지하는 탑재 장비 프레임을 포함하고,
    상기 탑재 장비 프레임은,
    상기 외피의 내주면 둘레를 따라서 복수개로 분절되는 프레임 형태를 갖는 구동부 기체.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 외피는, 스테인레스 스틸로 형성되고,
    상기 구동부 프레임은 알루미늄 재질로 형성되는 구동부 기체.
  3. 삭제
  4. 삭제
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 구동 날개 프레임, 후방 프레임 및 탑재 장비 프레임은 서로 분리되어 있는 것을 특징으로 하는 구동부 기체.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 외피의 내주면은 원뿔대 형상을 갖는 것을 특징으로 하는 구동부 기체.
  7. 제 1 항에 있어서,
    상기 구동 날개 프레임은,
    상기 외피의 내주면 둘레를 따라서 설치되어 상기 구동 날개를 회동 가능하게 지지하는 날개 지지 프레임; 및
    상기 날개 지지 프레임 부근의 외피의 내주면에 설치되어 상기 구동 장치를 지지하는 구동 장치 프레임을 포함하는 구동부 기체.
  8. 원형 단면의 형상을 갖고, 외주면을 따라서 방사상으로 이격되어 형성되는 복수개의 제 1 체결 구멍을 구비하는 외피; 및
    상기 외피보다 가벼운 이종 재질로 형성되고 상기 외피의 내주면을 따라서 설치되어 탑재 장비 및 구동 날개를 지지하고, 외주면을 따라서 방사상을 이격되어 형성되는 복수개의 제 2 체결 구멍을 구비하는 구동부 프레임을 포함하고,
    상기 구동부 프레임이 상기 외피의 내주면에 조립되는 경우, 상기 복수개의 제 2 체결 구멍은 상기 복수개의 제 1 체결 구멍 중 적어도 일부에 오버랩되어 서로 나사 체결되고,
    상기 구동부 프레임은,
    상기 외피의 전방 부분의 내주면을 따라 설치되어 구동 날개 및 상기 구동 날개를 구동하는 구동 장치를 지지하는 구동 날개 프레임;
    상기 외피의 후방 부분의 내주면을 따라서 설치되는 후방 프레임; 및
    상기 외피의 전방 및 후방 사이 부분의 내주면을 따라서 설치되어 탑재 장비를 지지하는 탑재 장비 프레임을 포함하고,
    상기 구동 날개 프레임은,
    상기 외피의 내주면 둘레를 따라서 설치되어 상기 구동 날개를 회동 가능하게 지지하는 날개 지지 프레임; 및
    상기 날개 지지 프레임 부근의 외피의 내주면에 설치되어 상기 구동 장치를 지지하는 구동 장치 프레임을 포함하고,
    상기 날개 지지 프레임은,
    상기 외피의 내주면 둘레를 따라서 설치되는 환형 지지부; 및
    상기 환형 지지부의 둘레를 따라 방사상으로 이격되는 부분에 설치되어 상기 구동 날개를 회동 가능하게 수용하는 날개 회동부를 포함하는 구동부 기체.
  9. 제 8 항에 있어서,
    상기 환형 지지부는 둘레를 따라 연장된 부분 중간에 연결이 끊어진 형상을 갖고,
    상기 외피는, 상기 구동 날개가 통과하도록 상기 외피의 둘레를 따라서 방사상으로 이격된 위치에 형성되는 날개 수용 구멍을 포함하고,
    상기 환형 지지부의 둘레를 따라서 형성된 복수개의 제 2 체결 구멍은 상기 외피의 둘레를 따라서 형성된 복수개의 제 1 체결 구멍 중 적어도 일부에 오버랩되어 서로 나사 체결되고, 상기 날개 수용 구멍 및 날개 회동부는 서로 오버랩되는 것을 특징으로 하는 구동부 기체.
  10. 삭제
  11. 제 1 항에 있어서,
    상기 탑재 장비 프레임의 부분 중 탑재 장비에 연결되는 부분에 설치되고 상기 외피 및 구동부 프레임보다 열 전도율이 낮은 재질로 형성되는 단열 연결 블록; 및
    상기 탑재 장비 프레임에 설치되고 탑재 장비에 연결된 케이블을 지지하고, 상기 외피 및 구동부 프레임보다 열 전도율이 낮은 재질로 형성되는 단열 케이블 블록을 더 포함하는 구동부 기체.
  12. 제 1 항에 있어서,
    상기 구동부 프레임은, 상기 외피의 내주면의 일측에서 상기 외피를 외측으로 관통하도록 설치되어 GPS 송수신부를 상기 외피의 외부로 노출된 상태로 지지하는 GPS 프레임을 더 포함하고,
    상기 외피는, 상기 GPS 프레임의 일부를 통과 가능하게 수용하는 GPS 수용 구멍을 더 포함하는 구동부 기체.
  13. 제 12 항에 있어서,
    상기 GPS 프레임은,
    상기 외피의 내주면에 고정되는 베이스부; 및
    상기 베이스부로부터 상기 GPS 수용 구멍을 통과하여 상기 외피의 외측으로 돌출되어 GPS 송수신부를 지지하는 안착부를 포함하고,
    상기 안착부의 두께는, 상기 외피의 두께보다 두꺼운 것을 특징으로 하는 구동부 기체.
  14. 삭제
KR1020180139026A 2018-11-13 2018-11-13 이종 재료를 포함하는 유도탄의 구동부 기체 KR102116059B1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020180139026A KR102116059B1 (ko) 2018-11-13 2018-11-13 이종 재료를 포함하는 유도탄의 구동부 기체

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020180139026A KR102116059B1 (ko) 2018-11-13 2018-11-13 이종 재료를 포함하는 유도탄의 구동부 기체

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20200055406A KR20200055406A (ko) 2020-05-21
KR102116059B1 true KR102116059B1 (ko) 2020-05-27

Family

ID=70910438

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020180139026A KR102116059B1 (ko) 2018-11-13 2018-11-13 이종 재료를 포함하는 유도탄의 구동부 기체

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR102116059B1 (ko)

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2017519180A (ja) * 2014-06-25 2017-07-13 エムベデア フランス 特に熱的保護フェアリングのためのミサイル構造壁
KR101864088B1 (ko) * 2017-10-27 2018-06-04 국방과학연구소 발사체의 조종날개장치 및 그 제어방법

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101931034B1 (ko) * 2017-01-20 2018-12-19 국방과학연구소 비행 안정화를 위한 꼬리날개 유닛과 그 체결 방법

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2017519180A (ja) * 2014-06-25 2017-07-13 エムベデア フランス 特に熱的保護フェアリングのためのミサイル構造壁
KR101864088B1 (ko) * 2017-10-27 2018-06-04 국방과학연구소 발사체의 조종날개장치 및 그 제어방법

Also Published As

Publication number Publication date
KR20200055406A (ko) 2020-05-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2336500B1 (en) Method of manufacturing an inlet assembly for an aircraft engine
EP0878688B1 (en) Missile jet vane control system and method
US8132755B2 (en) Engine exhaust system with directional nozzle
CA2641078A1 (en) Composite missile nose cone
JP2017519177A (ja) 分離可能な保護フェアリングを有するミサイル
KR102487368B1 (ko) 포탄 노즈 콘
US6227096B1 (en) Universal warhead adapter, and missile and method incorporating same
KR102116059B1 (ko) 이종 재료를 포함하는 유도탄의 구동부 기체
RU2225664C2 (ru) Обтекатель
WO2020247198A3 (en) Rotary-wing, hover-capable aircraft and methods
WO2010065639A1 (en) Aerodynamic rotating launcher
KR20120031398A (ko) 추진기관 연결장치 및 이를 구비한 유도탄
CN114824711A (zh) 用于导引头天线阵列的传感器波导系统
EP2158443B1 (en) Methods and apparatus for attachment adapter for a projectile
CN210942312U (zh) 一种燃气舵组件
CN112361898A (zh) 一种航天飞行器分离系统
EP3575219B1 (en) Duct support
RU2611795C1 (ru) Реактивный снаряд
KR101257877B1 (ko) 일체형 날개를 포함하는 비행체
US3724379A (en) Warhead for guided missiles
KR100362998B1 (ko) 클램프 블록형 대형 로켓 기두 개방장치
US20090320589A1 (en) Methods and apparatus for non-axisymmetric radome
US4127243A (en) Device for a missile or the like
US7313910B2 (en) Jet vane thrust vector control system
JP2013530367A (ja) 空気力学的弾頭冠により保護された誘導兵器

Legal Events

Date Code Title Description
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant