KR102191849B1 - 항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치 - Google Patents

항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치 Download PDF

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Abstract

본 발명은 나토 규격을 가진 유도 발사무기에 범용적으로 사용될 될 수 있도록 설계된 항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치 및 그 방법에 대한 것에 관한 것으로, 발사 무기의 종류가 변경될 때마다 그규격에 맞는 전용 발사 장치를 배치하여야 하는 문제점을 해결하기 위하여 나토 규격을 가진 유도 발사무기에 범용적으로 사용될 될 수 있도록 설계된 항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치를 제공함으로써 발사 무기의 종류가 변경되어도 발사 장치의 변경 없이 바로 사용할 수 있는 환경을 제공하는데 그 목적이 있다.

Description

항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치{compatibility weapon launcher apparatus based on aviation platform}
본 발명은 항공기 및 헬기 등에 장착되어 사용될 수 있는 범용 유도 무기 발사 장치에 대한 것으로, 더욱 자세하게는 나토 규격을 가진 유도 발사무기에 범용적으로 사용될 될 수 있도록 설계된 항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치 및 그 방법에 대한 것이다.
종래에 도입되어 사용되고 있는 유도 무기체계는 로켓과 발사장치를 같이 도입하여 사용하였고, 국내에서 자체 개발된 유도무기의 경우 도입된 발사장치에서 사용이 불가능하며, 전용 발사장치를 개발하여야 하여야 하는 문제점이 존재하였다.
그러나 전용 발사 장치를 개방하는 것에는 비용과 시간이 많이 소요될 뿐만 아니라, 기 배치된 발사 장치에서 사용할 수 없기 때문에 추가로 새로운 발사 장치를 배치해야 하므로 이에 다른 비용이 과다하게 지출되는 단점이 존재한다.
또한 이에 따라 나토 규격을 사용하는 무기에 있어 추가적인 교체 및 재배치 없이 범용적으로 사용될 수 있는 유도 무기 발사 장치에 대한 필요성이 대두되었다.
본 발명은 종래 기술에서의 발생하는 발사 무기의 종류가 변경될 때마다 그규격에 맞는 전용 발사 장치를 배치하여야 하는 문제점을 해결하기 위하여 나토 규격을 가진 유도 발사무기에 범용적으로 사용될 될 수 있도록 설계된 항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치를 제공함으로써 발사 무기의 종류가 변경되어도 발사 장치의 변경 없이 바로 사용할 수 있는 환경을 제공하는데 그 목적이 있다.
본 발명의 실시 예에 따르면 항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치 는 다양한 규격의 발사 무기를 수납할 수 있는 길이발향으로 연장된 원통형 튜브 형태로 형성된 발사관 조립체; 전면, 후면 고정판이 상단, 하단 지지대를 통해 강성을 유지하며 연결되고, 상기 전면, 후면 고정판 사이에 적어도 하나의 벌크 헤드가 연결되며, 복수의 발사관 조립체를 길이 방향으로 삽입하여 연결되는 발사 장치 지지 구조물; 및 상기 적어도 하나의 발사관 조립체와 연결된 발사 장치 지지 구조물을 감사는 원통형 몸체를 가진 발사장치 몸체를 포함할 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면 상기 발사 방치 지지 구조물은, 상기 발사관 조립체가 길이 방향으로 삽입 가능하도록 상기 발사관 조립체의 직경보다 미리 설정된 공차만큼 더 큰 직경을 가진 복수의 원형 홀을 가지는 원형의 고정판인 전면 고정판 및 후면 고정판을 포함하고, 상기 전면 고정판과 후면 고정판이 수직 방향 세워진 상태로 연결될 수 있도록 일 측면에 연결되는 상단 지지대와 상기 상단 지지대의 맞은편 일 측면에 연결되는 하단 지지대를 더 포함할 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면 상기 발사 방치 지지 구조물은, 상기 상단 지지대 및 하단 지지대는 상기 발사관 조립체가 길이 방향으로 삽입 가능하도록 상기 발사관 조립체보다 상대적으로 더 긴 길이로 형성될 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면 상기 발사 방치 지지 구조물은, 상기 상단 지지대가 상단 전방 지지대, 상단 중앙 지지대, 상단 후방 지지대 3개의 지지대가 연결되어 형성될 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면 상기 발사 방치 지지 구조물은, 상기 상단 전방 지지대는 전면 고정판과 벌크 헤드 사이에 위치하도록 연결될 수 있으며, 상기 상단 후방 지지대는 벌크 헤드와 후면 고정판과 사이에 위치하도록 연결될 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면 상기 발사 방치 지지 구조물은, 2개의 벌크 헤드를 포함할 수 있으며, 상기 2개의 벌크 헤드는 상단 중앙 지지대에 양 끝단에 위치하여, 전면 고정판과 후면 고정판과 일정한 간격을 가지고, 내부 전자장비 및 발사관 조립체를 고정할 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면 상기 상단 후방 지지대는, 표준 러그, 커넥터 조립체, 발사 안전 장치가 장착될 수 있는 공간이 형성될 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면 상기 전면 고정판 및 후면 고정판은 복수의 원형 홀이 서로 일정한 간격을 가지고 원형 배열로 구비될 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면 공력하중에 따라 발생하는 동압을 이용하여 받음각와 옆미끄럼각을 산출하고, 상기 받음각와 옆미끄럼각을 이용하여 관성 하중을 산출하며, 상기 유도 무기 발사 장치는 상기 관성 하중을 가질 수 있는 강성을 가지는 것을 특징으로 하는 항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치.
본 발명의 일 실시 예에 따르면 상기 관성 하중은 하중배수, 각속도, 각가속도를 이용하여 산출할 수 있다.
본 발명에 따르면 발사관 조립체에 삽입될 수 있는 모든 발사 무기에 대하여범용적으로 사용될 수 있는 발사 장치를 제공할 수 있어, 발사 무기의 종류가 변경되어도 발사 장치의 변경 없이 바로 사용할 수 있는 기능을 제공하는 효과가 존재한다.
도 1은 본 발명의 실시 예에 따른 항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치를 나타낸 도면이다.
도 2은 본 발명의 일 실시 에에 따른 발사 방치 지지 구조물을 나타낸 도면이다.
도 3은 본 발명의 일 실시 에에 따른 발사 방치 지지 구조물과 발사관 조립체가 결합하는 것을 나타낸 도면이다.
도 4는 본 발명의 일 실시 예에 따른 항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치를 나타낸 도면이다.
도 5는 본 발명의 일 실시 예에 따라 받음각과 옆미끄럼각을 산출하는 방법을 나타낸 도면이다.
도 6은 본 발명의 일 실시 예에 따라 관성하중을 산출하는 방법을 나타낸 도면이다.
아래에서는 첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명의 실시 예에 대하여 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 상세히 설명한다. 그러나 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시 예에 한정되지 않는다.
그리고 도면에서 본 발명을 명확하게 설명하기 위해서 설명과 관계없는 부분은 생략하였으며, 명세서 전체를 통하여 유사한 부분에 대해서는 유사한 도면 부호를 붙였다.
명세서 전체에서, 어떤 부분이 어떤 구성요소를 "포함"한다고 할 때, 이는 특별히 반대되는 기재가 없는 한 다른 구성 요소를 제외하는 것이 아니라 다른 구성요소를 더 포함할 수 있는 것을 의미한다.
이하, 도면을 참조하여 본 발명의 실시 예에 따른 항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치에 대하여 설명한다.
도 1은 본 발명의 실시 예에 따른 항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치를 나타낸 도면이다.
도 1을 참조하면 본 발명의 실시 예에 따른 항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치가 개시되어 있으며, 범용 유도 무기 발사 장치는 발사관 조립체(11), 발사 장치 지지 구조물(12), 발사장치 몸체(5)를 포함할 수 있다.
발사관 조립체(11)는 다양한 규격의 발사 무기를 수납할 수 있는 길이발향으로 연장된 원통형 튜브 형태로 형성될 수 있다.
발사 장치 지지 구조물(12)는 전면, 후면 고정판이 상단, 하단 지지대를 통해 강성을 유지하며 연결되고, 상기 전면, 후면 고정판 사이에 적어도 하나의 벌크 헤드가 연결되며, 복수의 발사관 조립체를 길이 방향으로 삽입하여 연결될 수 있다.
발사장치 몸체(5)는 적어도 하나의 발사관 조립체와 연결된 발사 장치 지지 구조물을 감사는 원통형 몸체를 가질 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면 항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치(1)는 항공기 플랫폼에 장착되어 운용할 수 있도록 항공기 플랫폼에서 제공하는 외부 장착물 고정장치인 사출기(2)에 장착될 수 있으며, 표준 러그(8, 9)는 전방 사출 고정바(3)와 후방 사출고정바(4)에 고정되어, 결합 기능을 제공할 수 있다.
도 2은 본 발명의 일 실시 에에 따른 발사 방치 지지 구조물을 나타낸 도면이다.
도 2를 참조하면 본 발명의 일 실시 에에 따른 발사 방치 지지 구조물(12)는 발사관 조립체(11)가 길이 방향으로 삽입 가능하도록 발사관 조립체의 직경보다 미리 설정된 공차만큼 더 큰 직경을 가진 복수의 원형 홀을 가지는 원형의 고정판인 전면 고정판(13) 및 후면 고정판(17)을 포함할 수 있다.
상기 실시 예에 따르면 전면 고정판(13)과후면 고정판(17)이 수직 방향 세워진 상태로 연결될 수 있도록 일 측면에 연결되는 상단 지지대(14, 15, 16)와 상기 상단 지지대의 맞은편 일 측면에 연결되는 하단 지지대(19)를 더 포함할 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면 상단 지지대 및 하단 지지대는 상기 발사관 조립체가 길이 방향으로 삽입 가능하도록 상기 발사관 조립체보다 상대적으로 더 긴 길이로 형성될 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면 상단 지지대는 상단 전방 지지대(14), 상단 중앙 지지대(15), 상단 후방 지지대(16) 3개의 지지대가 연결되어 형성된 것 일 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면 발사 방치 지지 구조물(12)은 전면 고정판(13), 후면 고정판(17), 상부 전방 지지대(14), 상부 후방 지지대(16), 상부 중앙 지지대(15), 하부 지지대(19)을 연결하여 범용 유도 무기 발사 장치(1)의 기본 강성을 유지하는 기능을 수행할 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면 상단 전방 지지대(14)는 전면 고정판(13)과 벌크 헤드 사이에 위치하도록 연결될 수 있으며, 상단 후방 지지대(15)는 벌크 헤드와 후면 고정판(17)과 사이에 위치하도록 연결될 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면 발사 방치 지지 구조물(12)는 2개의 벌크 헤드를 포함할 수 있으며, 2개의 벌크 헤드(전면 벌크 헤드(20)와 후면 벌크 헤드(18))는 상단 중앙 지지대에 양 끝단에 위치하여, 전면 고정판과 후면 고정판과 일정한 간격을 가지고, 내부 전자장비 및 발사관 조립체를 고정할 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면 전면 고정판(13) 및 후면 고정판(17)은 복수의 원형 홀이 서로 일정한 간격을 가지고 원형 배열로 구비될 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면 상부 후방 지지대(16)은 표준 러그(8), 커넥터 조립체(7), 발사 안전 장치(6)를 장착할 수 있는 공간을 구비할 수 있으며, 전면 벌크 헤드(20)와 후면 벌크 헤드(18)는 내부 전자장비를 고정하고 발사관 조립체(11)를 고정할 수 있도록 하여 범용 유도 무기 발사 장치(1)의 중심에 대한 구조적 안전성을 향상 시킬 수 있다.
도 3은 본 발명의 일 실시 에에 따른 발사 방치 지지 구조물과 발사관 조립체가 결합하는 것을 나타낸 도면이다.
도 3을 참조하면 본 발명의 일 실시 에에 따른 발사 방치 지지 구조물과 발사관 조립체가 결합하는 과정이 도시되어 있으며, 발사 장치 지지 구조물(12)의 후방에서 발사관 조립체(11)가 삽입되어 조립될 수 있으며, 후면 고정판(17)의 6개의 구멍 중에서 1개의 구멍을 통과하고, 동일한 위치의 여러 구멍을 통과하여 전면 고정판(13) 후방의 자리 파기된 부위에 장착될 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면 발사관 조립체(11)는 전면 벌크 헤드(208)와 후면 벌크 헤드(18)를 이용하여 발사 장치 지지 구조물(12)로 고정될 수 있다.
상기 실시 예에 따르면 전면 고정판(13) 및 후면 고정판(17)를 이용하여 발사관 조립체(11)의 전면과 후면을 고정하고, 중간의 두 부분은 전면 벌크 헤드(208)와 후면 벌크 헤드(18)를 이용하여 고정하여 총 4개의 고정단을 구성할 수 있으며 발사관 조립체(11)의 내부에 유도무기를 탑재할 수 있다.
도 4는 본 발명의 일 실시 예에 따른 항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치를 나타낸 도면이다.
도 4를 참조하면 본 발명의 일 실시 예에 따른 항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치가 개시되어 있으며, 이는 도 1에서 외부 장착물 고정장치인 사출기(2)에 장착될 수 있으며, 표준 러그(8, 9)는 전방 사출 고정바(3)와 후방 사출고정바(4)를 탈거한 상태일 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면 발사 방치 지지 구조물(12)에 발사관 조립체(11)를 장착하고, 외부 장착물 고정하는 사출기(2)에 연결이 가능하도록 표준 러그(8)를 장착할 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면 외부 전원 및 신호를 전달하기 위한 커넥터 조립체(7)를 장착할 수 있으며, 발사안전장치(6)를 장착하여 지상 정비 시 유도무기가 발사되지 않도록 하는 기능을 수행할 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면 발사 방치 지지 구조물(12)내부에 유도무기 보호를 위해 전방 커버(10)를 장착할 수 있으며, 발사 방치 지지 구조물(12)의 전체를 발사장치 몸체(5)을 장착하여 발사 방치 지지 구조물(12) 내부 장비 및 구조물을 보호하는 역할을 할 수 있다.
도 5는 본 발명의 일 실시 예에 따라 받음각과 옆미끄럼각을 산출하는 방법을 나타낸 도면이다.
도 5를 참조하면 본 발명의 일 실시 예에 따르면 나토 규격인 MIL-HDBK-8591 규격에 있어서, 항공용 외부 장착물(발사대 등)의 받음각과 옆미끄럼각을 산출하기 위한 조건이 개시되어 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따라 받음각과 옆미끄럼각을 산출하기 위하여 공력하중에 따라 발생하는 동압을 이용하여 받음각와 옆미끄럼각을 산출하고, 받음각와 옆미끄럼각을 이용하여 관성 하중을 산출할 수 있다.
또한 상기 실시 예에 따르면 유도 무기 발사 장치는 관성 하중을 가질 수 있는 강성을 가질 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면 항공기 플랫폼의 동체 또는 날개 등에 장착되는 경우 외부 장착물(발사대 등)이 받을 수 있는 공기에 의한 힘(공력)을 계산하기 위해 받음각(Angle of attack)와 옆미끄럼각(Angle of sideslip)의 결과를 동압(q)와 관련된 식으로 나타내어 산출할 수 있다.
상기 실시 예에 따르면 외부 장착물(발사 장치 등)의 공력하중을 산출하여 관성하중과 같이 종합적인 하중의 산출이 가능하며, 외부 장착물(발사 장치)의 하중에 대한 강성을 유지하기 위하여 구조 설계 및 해석에 반영될 수 있다.
도 6은 본 발명의 일 실시 예에 따라 관성하중을 산출하는 방법을 나타낸 도면이다.
도 6를 참조하면 본 발명의 일 실시 예에 따르면 나토 규격인 MIL-HDBK-8591 규격에 있어서, 항공용 외부 장착물(발사대 등)의 관성하중을 산출하기 위한 조건이 개시되어 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면 관성 하중은 하중배수, 각속도, 각가속도를 이용하여 산출할 수 있다.
도 6을 참조하면 본 발명의 일 실시 예에 따르면 항공기 플랫폼의 동체 또는 날개 등에 장착되는 경우 외부장착물이 받을 수 있는 관성에 의한 힘(관성력)을 계산하기 위해 하중배수(n), 각속도, 각가속도와 관련된 식이 나타나 있다.
이를 통하여 외부장착물의 관성하중을 산출하여 공력하중과 같이 종합적인 하중의 산출이 가능하며, 이는 범용 유도 무기 발사 장치의 하중에 대한 강건성을 유지하기 위하여 구조 설계 및 해석에 반영될 수 있다.
본 발명의 실시 예는 이상에서 설명한 장치 및/또는 방법을 통해서만 구현이 되는 것은 아니며, 이상에서 본 발명의 실시 예에 대하여 상세하게 설명하였지만 본 발명의 권리범위는 이에 한정되는 것은 아니고 다음의 청구범위에서 정의하고 있는 본 발명의 기본 개념을 이용한 당업자의 여러 변형 및 개량 형태 또한 본 발명의 권리범위에 속하는 것이다.

Claims (10)

  1. 다양한 규격의 발사 무기를 수납할 수 있는 길이발향으로 연장된 원통형 튜브 형태로 형성된 발사관 조립체;
    전면, 후면 고정판이 상단, 하단 지지대를 통해 강성을 유지하며 연결되고, 상기 전면, 후면 고정판 사이에 적어도 하나의 벌크 헤드가 연결되며, 복수의 발사관 조립체를 길이 방향으로 삽입하여 연결되는 발사 장치 지지 구조물; 및
    상기 적어도 하나의 발사관 조립체와 연결된 발사 장치 지지 구조물을 감싸는 원통형 몸체를 가진 발사장치 몸체를 포함하고;
    공력하중에 따라 발생하는 동압을 이용하여 받음각와 옆미끄럼각을 산출하고, 상기 받음각와 옆미끄럼각을 이용하여 관성 하중을 산출하며;
    유도 무기 발사 장치는 상기 관성 하중을 가질 수 있는 강성을 가지는 것을 특징으로 하는 항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치.
  2. 제 1 항에 있어서 상기 발사 장치 지지 구조물은,
    상기 발사관 조립체가 길이 방향으로 삽입 가능하도록 상기 발사관 조립체의 직경보다 미리 설정된 공차만큼 더 큰 직경을 가진 복수의 원형 홀을 가지는 원형의 고정판인 전면 고정판 및 후면 고정판을 포함하고,
    상기 전면 고정판과 후면 고정판이 수직 방향 세워진 상태로 연결될 수 있도록 일 측면에 연결되는 상단 지지대와 상기 상단 지지대의 맞은편 일 측면에 연결되는 하단 지지대를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치.
  3. 제 1 항에 있어서 상기 발사 장치 지지 구조물은,
    상기 상단 지지대 및 하단 지지대는 상기 발사관 조립체가 길이 방향으로 삽입 가능하도록 상기 발사관 조립체보다 상대적으로 더 긴 길이로 형성되는 것을 특징으로 하는 항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치.
  4. 제 1 항에 있어서 상기 발사 장치 지지 구조물은,
    상기 상단 지지대가 상단 전방 지지대, 상단 중앙 지지대, 상단 후방 지지대 3개의 지지대가 연결되어 형성되는 것을 특징으로 하는 항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치.
  5. 제 4 항에 있어서 상기 발사 장치 지지 구조물은,
    상기 상단 전방 지지대는 전면 고정판과 벌크 헤드 사이에 위치하도록 연결될 수 있으며, 상기 상단 후방 지지대는 벌크 헤드와 후면 고정판과 사이에 위치하도록 연결되는 것을 특징으로 하는 항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치.
  6. 제 4 항에 있어서 상기 발사 장치 지지 구조물은,
    2개의 벌크 헤드를 포함할 수 있으며,
    상기 2개의 벌크 헤드는 상단 중앙 지지대에 양 끝단에 위치하여, 전면 고정판과 후면 고정판과 일정한 간격을 가지고, 내부 전자장비 및 발사관 조립체를 고정하는 것을 특징으로 하는 항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치.
  7. 제 4 항에 있어서 상기 상단 후방 지지대는,
    표준 러그, 커넥터 조립체, 발사 안전 장치가 장착될 수 있는 공간이 형성된 것을 특징으로 하는 항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치.
  8. 제 1 항에 있어서,
    상기 전면 고정판 및 후면 고정판은 복수의 원형 홀이 서로 일정한 간격을 가지고 원형 배열로 구비되어 있는 것을 특징으로 하는 항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치.
  9. 삭제
  10. 제 1 항에 있어서,
    상기 관성 하중은 하중배수, 각속도, 각가속도를 이용하여 산출하는 것을 특징으로 하는 항공 플랫폼 기반의 범용 유도 무기 발사 장치.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN118004419A (zh) * 2024-04-09 2024-05-10 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种适用于多弹种安全分离的隔断式内埋弹舱

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6283005B1 (en) * 1998-07-29 2001-09-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Integral ship-weapon module
KR101894243B1 (ko) * 2017-01-12 2018-09-04 국방과학연구소 유도로켓의 발사장치

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6283005B1 (en) * 1998-07-29 2001-09-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Integral ship-weapon module
KR101894243B1 (ko) * 2017-01-12 2018-09-04 국방과학연구소 유도로켓의 발사장치

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN118004419A (zh) * 2024-04-09 2024-05-10 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种适用于多弹种安全分离的隔断式内埋弹舱

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