KR20020076152A - 미사일 또는 포탄의 방향날개를 위한 제어그룹 - Google Patents

미사일 또는 포탄의 방향날개를 위한 제어그룹 Download PDF

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Abstract

힌지가 형성(24,25))되고 지향성이며 모터구동되는 날개 또는 하프날개 표면(13,14)의 형태인 외부의 두 명령표면을 운반하는 억제몸체(15,15',15")를 포함하는 미사일 또는 포탄의 방향날개를 위한 제어그룹은, 상기 억제몸체(15,15',15")가 기어-다운 그룹(19,29;19'29')을 통하여 지시하는 전기모터(17,17')를 각각 수용하는 두 하우징(16)을 이용하고, 환상의 시트(31,32)내에 배치되고 상기 하프날개(13,14)의 단부부착부(26)가 결합된 링(21,22)의 쌍의 상기 제어그룹의 Z축에 대해 진동하고, 상기 하프날개(13,14)가 상기 Z축에 대해 자유롭게 회전하는 상기 억제몸체(15,15',15")의 환상의 시트(23)내에 배치된 다른 링(20)내에 직경으로 대향되어 힌지결합된 것을 특징으로 한다.

Description

미사일 또는 포탄의 방향날개를 위한 제어그룹{CONTROL GROUP FOR DIRECTIONAL FINS ON MISSILES AND/OR SHELLS}
본 발명은 미사일 또는 포탄의 날개를 위한 제어그룹에 관한 것이다.
포탄 또는 미사일과 같은 비행물체에 대한 분야에서, 적절한 방향으로 비행하는 동안 방향을 변화시키기 위한 다양한 방법이 사용되어왔다.
현재, 상술한 분야에서 사용되는 방법은 예견되는 제어형태에 따라 하기에 분류되어 있다.
첫 번째 예는 이른바 데카르트 방식 제어로 구성된다.
상기 형태의 제어로 비행물체는 비행물체 자체 섹션의 직경방향에 대해 반대측면에 배치된 네 개의 날개 표면을 가진다.
서로 대향된 제 1 두 표면과 제 2 두 표면을 움직임으로써, 미사일과 같은 비행물체는 일체로 편주운동(yawing movement) 및 피칭운동을 제어한다.
한편, 롤링운동이 역시 상기 방법으로 제어되기 때문에 날개 표면의 제 1 및 제 2 쌍이 서로 대향되어 움직이는 경우에는 상황이 달라진다.
두 쌍의 날개 표면을 가진 상기 배치에서, 제어표면자체의 운동을 수행하기 위해 다양한 운동이 필요하다.; 대향하는 쌍의 날개표면이 서로 연결되는 경우 더욱 정밀하게 두 모터들이 이용되어야 한다. 이에 따라 롤링 축의 제어를 가진 개별날개표면을 제어하기를 원하는 경우에는 세 또는 네 모터들이 이용되어야 한다.
결과적으로, 모터의 위상배치가 실질적으로 이용되기는 상당히 복잡하다.
두 번째 예는 이른바 극성 형태(polar type)제어로 구성된다.
상기 제어형태를 가진 오직 두 제어표면만이 날개표면의 형태와 상기 날개표면에서 이용가능하다. 이들이 배치된 평면에 따라 비행물체의 편주 및 피칭 축이 제어된다.
상기 두 번째 경우에서는 둘 이상의 모터가 필요하다.:
제어날개표면의 경사를 제어하는 제 1 모터와 롤링축을 따라 날개 표면 자체의평면을 향하는 제 2 모터.
세 번째 예는 이른바 혼합된 형태제어로 구성된다.
상기 경우, 비행물체의 몸체를 따라 연속하여 배치된 두 다른 형태의 세트로 네 개의 날개표면이 배치된다. 따라서, 비행물체의 롤링축을 움직이는 제 1 다른 연속표면이 존재한다. 이에따라 남은 두 다른 연속표면은 편주 및 피칭운동에 관련된다.
역시 상기 경우에도 둘이상의 모터가 상술한 쌍의 제어표면을 움직이기 위해 필요하다. 상기 모든 예는 한 또는 다른 이유로 몇가지의 결점과 부족한 점을 가진다.
데카르트 제어로 알려진 제 1 예는 날개 표면 제어를 수행하기 위해 둘에서 네 개의 모터를 요한다. 또한 네 개의 날개표면을 가짐에 따라 높은 공기역학적 저항을 받는다.
상기 두 번째 예에서는 한편으로 더 나은 공기역학적 침투력을 가지는 경우,이에따라 하방측면에서 두 필수적인 연속단계가 발생한다. 실제로 제 1 단계는 제어 날개표면의 평면을 향해야 하고 제 2단계는 비행물체를 향하기 위해 이들을 움직이는데 사용되어야 한다. 이들 모두는 미사일을 보내는 응답속도에 좋지않은 영향을 미친다.
또한, 제 1 단계의 제어 시스템은 서보모터가 롤링축을 따라 날개의 평면을 향하기 위한 적절한 토크를 가질 것을 요한다.
결국, 제 3 예 역시 표면을 향하게 하고 운동을 위한 연속된 두 단계를 가진다. 상기 두 연속적인 단계가 있음으로 인해 제 1 예에서는 운동하는 용량이 느려진다. 또한 제 2 예에 대해 상기 제 3 예가 네 개의 다른 날개 표면을 이용하는 높은 공기역학적 저항을 가진다.
본 발명의 주요 목적은 종래기술의 상술한 기술적 문제점을 다르게 해결하기 위한 것이다. 다른 목적은 상술한 문제점을 최적화하는 미사일 또는 포탄을 위한 방향날개를 제어하는 그룹을 실현하는 것이다.
또 다른 목적은 단순하고 저렴하며 최적 방법으로 목적을 수행할 수 있는 구조를 가지는 포탄 또는 미사일의 방향날개를 위한 제어그룹을 달성하는 것이다.
본 발명의 궁극적 목적은 모든 조건에서 어떤 형태의 목표물을 추적하는 높은 조종성을 갖는 미사일 또는 포탄의 방향날개를 위한 제어그룹을 달성하는 것이다. 본 발명에 따른 상기 목적은 청구항 제 1항에서 나타난 미사일 또는 포탄의 방향날개를 위한 제어그룹으로 달성된다. 본 발명의 다른 적절하고 특정된 특성은 종속항의 목적이다.
본 발명에 따른 미사일 또는 포탄의 방향날개를 위한 제어그룹의 다른 특성과 장점은 첨부된 도면을 참조로 그룹의 실시에의 제한을 위한 것이 아닌 예에 따라 하기에서 더욱 명백해진다.
도 1은 미사일 또는 이와 유사한 것과 같은 비행물체에 적용된 방향날개를 위한 본 발명에 따른 제어그룹의 개략적 실시예의 부분적으로 도시된 사시도.
도 2는 도 4의 라인 Ⅱ-Ⅱ를 따른 비행물체를 위한 제어그룹의 세로단면도.
도 3은 도 4의 라인 Ⅲ-Ⅲ을 따른 비행물체를 위한 제어그룹의 세로단면도.
도 4는 도 2의 라인 Ⅳ-Ⅳ를 따른 비행물체를 위한 제어그룹의 단면도.
도 5는 도 2의 라인 Ⅳ-Ⅳ를 따른 비행물체를 위한 제어그룹의 단면도.
도 6은 및 도 7은 본 발명의 제어그룹을 구성하는 링과 하프날개의 회전각을 개략적으로 도시한다.
* 부호설명
11: 비행물체 12: 제어그룹
13,14: 날개 15: 억제몸체
16: 하우징 17: 모터
18: 샤프트 19,19',29,29': 스프로켓
20,21,22: 링 23,31,32: 시트
24,34: 연장부 25: 잠금요소
26: 부착부 27: 그루브
도 1을 참조로 비행물체(11)는 일반적으로 포탄, 미사일 및 이와 유사한 것으로 표시되며 본 발명에 따라 참조번호 12로 표시되는 제어그룹이 장착된다.
제어그룹(12)은 어떤 형태의 비행물체에도 쉽게 채용될 수 있고 초음속으로 움직이는 대상이 설정된 목표물을 타격하도록 하기 위하여 조종된다.
실제로, 상기 그룹은 목표물이 근접할 때 목표물의 운동을 추적하기 위해 모든 작동범위에서 높은 조종성을 가진다. 채용된 방법은 비행물체가 롤링운동할때에도 역시 시스템이 제어되도록 한다.
비행물체(11)는 피칭축 X, 편주축 Y 및 롤링축 Z로 각각 한정된 일련의 운동을 요한다. 본 발명을 더 잘 이해하기 위해, 상술한 축에 따라 한정된 운동 및 미사일의 형태인 비행물체(11)의 배열이 도 1에 도시된다.
본 발명에 따른 제어그룹이 이른바 극성 형태제어인 것을 고려하여 비행물체를 따르고자하는 방향에 따를 수 있는 두 날개 또는 하프날개의 형태로 오직 두 명령표면만이 이용가능하다.
본 발명의 명령그룹은 모터를 통하여 직접 평면으로 향할 필요가 있는 높은 쌍의 장애를 통과하는 방법으로 롤링축 Z를 따라 제어날개 표면의 평면을 향하는공기역학적 힘을 이용한다.
도시된 실시예에서 제어그룹(12)이 원통형의 억제몸체(15)를 포함하고 두 하우징(16)이 억제몸체의 축에 평행한축을 가지나 편심이고 직경상에 대향된 축을 가지고 형성된다.
각 하우징(16)은 관련되는 샤프트(18,18')를 통하여 단부스프로켓(19,19')을 지시하는 각각의 전기모터(17,17')를 수용한다.
비행물체의 Z축에 동축이고 억제몸체의 축과 정렬된 일련의 세 링(20,21,22)이 이용된다. 제 1 링(20)은 억제몸체 자체의 작은 직경에 비례하여 형성된 환상의 시트(23)내에 삽입된 Z축에 주위를 자유롭게 회전한다.
제 1링(20)은 축잠금요소(25)를 통하여 고정된 두 하프날개(13,14)의 회전운장부(24)를 운반하나 자유롭게 회전하고 따라서 각각 180°로 배치되어 회전한다.
이들의 후방부분에서 두 하프날개(13,14)는 작은 직경 연장부(34)를 운반한다. 몸체(15)의 내부를 향하여 면하고 링의 연장부(20')내에 형성된 만곡된 슬롯(35)내에 결합된다.
상기 방법으로 도 1에 명백히 도시된 바와 같이 각 하프날개(13,14)가 안내되고 제한된 진동을 가진다. 이들의 전면에서 상기 하프날개(13,14)는 각각 링(21,22)으로 적절히 연결되어 진동하도록 이루어질 수 있는 부착부(26)를 운반한다.
두 링(21,22)은 역시 참조번호 33에서 배열된 볼트와 같은 안정된 고정요소를 통해 상기 몸체에 고정되는 억제몸체(15)의 두 분리된 부분(15',15")내에 부분적으로 형성된 각각의 오목한 환상의 시트(31,32)내에 배치된다.
상기 방법으로 억제몸체(15,15',15")가 한번 조립되면 단일체로 고려될 수 있다. 도 2-5는 본 발명의 제어그룹의 비제한적 실시예를 도시한다. 따라서 예를들어 제 1 하프날개(13)의 부착부(26)는 제 3 링(22)의 집중된 그루브(27)로 삽입되어 이에 따른 회전은 제 1 링(20)내에 배치된 각각의 피벗(24)주위의 진동을 결정한다.
그러나, 상기 집중된 그루브(27)는 제 2 링 자체의 원부의 약 1/4주위를 따라 그리고 각각의 부착부(26)보다 더 작은 깊이로 면하여 형성된 제 2 링의 그루브(28)로 자체가 삽입되는 제 2 링(21)을 향하여 분기하여 돌출한다.
상술한 집중된 그루브(27)에 직경으로 대향된 위치의 제 3링(22)은 역시 각부착부의 깊이보다 작고 원주의 약 1/4을 따라 형성된 그루브(28)를 가진다.
상기 방법으로, 제 2 하프날개(14)의 부착부(26)는 그루브(28)로 삽입되는 제 3 링(22)을 향하여 분기되어 돌출한 제 2 링(21)의 집중된 그루브(27)로 삽입되어 이들의 회전이 제 1 링(20)내에 역시 배치된 각각의 피벗(24)에 대한 진동을 결정한다.
이들의 가능한 회전 또는 진동을 더 잘 안내하기 위해 상기 링들(21,22)은 표면과 각각의 환상의 시트(31,32)의 주변표면 내에 수용된 주변연장부(21',22')를 가진다.
두 링(21,22)은 관련 샤프트(18,18'), 단부 스프로켓(19,19')을 통해 지시하는 각각의 전기모터(17,17')에 의해 각각 차례로 제어된다.
상기 스프로켓(19,19')은 두 링(21,22)의 각 내부에 형성된 나사산(30,30')에 궁극적으로 결합되는 기어-다운(gear-down)(29,29')내에 차례로 연결된다.
상기 기어-다운(29,29')은 다른 직경의 스프로켓쌍을 운반하고 거기에 끼워지는 스핀들(36)을 이용할 수 있고 하나는 스프로켓(19,19')이 연결되고 다른 하나는 각각의 링(21,22)에 내부로 형성된 나사산(30,30')이 연결된다.
상기 스핀들(36)은 억제몸체(15)자체의 두 분리된 부분(15',15")으로 운반된다. 상기 방법으로 (원통형휠(19,29;19',29')로 배타적으로 구성되는) 적절한 기어-다운 그룹을 통한 각 전기모터(17,17')는 하프날개(13,14)이 포탄의 Z축에 대해 각 δ1,δ2으로 테이크업(take up)되도록 할 수 있다.
도 2,4 및 5는 제어그룹(12)의 억제몸체(15)의 Z축에 따라 정렬된 하프날개(13,14)의 정상배치를 도시한다. 도 1은 두 하프날개(13,14)의 특정각으로 진동된 작동위치를 도시한다.
개략적으로 도시된 도 6,7은 본 발명에 따라 제어그룹(12)을 구성하는 링(20,21,22)과 하프날개(13,14)의 회전각의 이해를 돕는다.
비행물체 피칭 또는 편주에 대한 명령은 (δ1+δ2)/2와 같다. 한편 롤링위치는 총계가 (δ1-δ2)/2인 공기역학적 쌍을 통해 영향을 받는다.
환언하면, 하프날개(13,14)가 동시에 일체로 비행물체를 피칭 또는 편각이되도록 움직이고 한편 하프날개가 동시에 움직이지 않으면 상기 시스템은 롤링축 Z를 향한다.
예를들어, 참조기호 α,β,γ를 사용하면, 세 링(20,21,22)의 롤링축Z와 일반전송비율 τ로 회전하는 것이 보여지고, (역학적인 고려를 통하여) 다음 관계가 유효한 것으로 보여진다.
δ1=(β-γ)/τ
δ2=(α-γ)/τ
(δ1+δ2)/2=(β-γ)/2/τ
피칭 또는 편주 명령
(δ1-δ2)/2=(β+γ-2α)/τ 롤링위치 명령
다른 시스템 또는 제어그룹에 대한 장점은 전개된 공기역학적 쌍을 움직이는 롤링축 Z에 대하여 움직이기 위해 날개의 경사각δ1+δ2이 다를 때 서보모터(17,17')가 높은 토크를 제공할 필요가 없다는 것이다.
본 발명에서 제안된 방법은 특히 적절한 제어날개 표면(13,14)의 움직임을 통한 명령 미사일, 포탄 또는 이와 유사한 것에 유용하다.
따라서 본 발명의 주요목적은 초음속으로 움직이는 미사일 또는 포탄과같은 물체의 조정하여 지정된 목표물을 타격할 수 있도록 하는 것이다.
목표물에 근접할 때 목표물의 움직임을 추적하도록 고도하고 쉬운 조종성을 가져야 하는 것도 명백하다.
본 발명에 따른 방법으로 자체에 롤링운동을 가진 비행물체를 제어할 수 있다. 따라서 제안된 본 발명의 제어그룹은 수많은 변형과 수정이 가능하며 본 발명 자체에 의해 커버된다. 또한 실제로 크기와 요소와 마찬가지로 사용된 부분과 물질은 어떤 특정 기술요건에도 따를 수 있다. 본 발명의 보호범위는 첨부된 청구범위에 의해 한정된다.

Claims (9)

  1. 힌지가 형성(24,25))되고 지향성이며 모터구동되는 날개 또는 하프날개 표면(13,14)의 형태인 외부의 두 명령표면을 운반하는 억제몸체(15,15',15")를 포함하는 미사일 또는 포탄의 방향날개를 위한 제어그룹에 있어서,
    상기 억제몸체(15,15',15")가 기어-다운 그룹(19,29;19'29')을 통하여 지시하는 전기모터(17,17')를 각각 수용하는 두 하우징(16)을 이용하고,
    환상의 시트(31,32)내에 배치되고 상기 하프날개(13,14)의 단부부착부(26)가 결합된 링(21,22)의 쌍의 상기 제어그룹의 Z축에 대해 진동하고,
    상기 하프날개(13,14)가 상기 Z축에 대해 자유롭게 회전하는 상기 억제몸체(15,15',15")의 환상의 시트(23)내에 배치된 다른 링(20)내에 직경으로 대향되어 힌지결합된 것을 특징으로 하는 미사일 또는 포탄의 방향날개를 위한 제어그룹.
  2. 제 1항에 있어서, 상기 각각의 링(21,22)이 상기 한 하프날개(13,14)의 단부부착부(26)를 수용하기 위한 집중된 그루브(27)와 다른 하프날개(13,14)의 부착부를 수용하는 부착부(26)보다 다소 큰 깊이의 링의 원주의 1/4에 걸쳐 형성된 그루브(28)를 가지고, 상기 링(21 또는 22)의 그루브가 다른 링(22 또는 21)의 집중된 그루브(27)와 면하는 것을 특징으로 하는 미사일 또는 포탄의 방향날개를 위한 제어그룹.
  3. 제 2항에 있어서, 한 링(21 또는 22)의 상기 집중된 그루브(27)가 이와 면하는 그루브(28)로 삽입되는 다른 링(22 또는 21)을 향하여 분기하여 돌출하는 것을 특징으로 하는 미사일 또는 포탄의 방향날개를 위한 제어그룹.
  4. 제 1항에 있어서, 상기 전기모터(17,17')와 결합된 상기 기어-다운 그룹이 상기 두 링(21,22)에 각각 내부로 형성된 나사산(30,30')내의 기어-다운을 통하여 결합되는 스프로켓(19,29:19',29')을 포함하는 것을 특징으로 하는 미사일 또는 포탄의 방향날개를 위한 제어그룹.
  5. 제 4항에 있어서, 상기 기어-다운이 상기 모터(17,17')와 일체인 스프트켓(19,19')과 연결된 하나와 나사산(30,30')이 각각의 링(21,22) 내부에 형성된 다른 하나에 끼워지고 다른 직경을 가진 스프로켓 쌍을 운반하는 스핀들을 포함하고,
    상기 스핀들(36)이 상기 억제몸체(15)의 두 분리된 부분(15',15")상에서 지지되는 것을 특징으로 하는 미사일 또는 포탄의 방향날개를 위한 제어그룹.
  6. 제 1항에 있어서, 상기 각각의 하프날개(13,14)가 축상 잠금요소를 통하여 고정되는 자유롭게 회전하는 회전연장부(24)를 이용하고, 상기 두 하프날개(13,14)가 서로 180°로 배치되는 것을 특징으로 하는 미사일 또는 포탄의 방향날개를 위한 제어그룹.
  7. 제 1항에 있어서, 상기 억제몸체가 그루브가 형성된 환상의 시트(31,32,33)가 위치되는 장소 사이에서 안정된 고정수단(33)을 통하여 함께 고정된 세 분리된 부분(15,15',15")을 포함하는 것을 특징으로 하는 미사일 또는 포탄의 방향날개를 위한 제어그룹.
  8. 제 1항에 있어서, 각각의 상기 하프날개(13,14)가 후방부분에서 다른 링(20)의 연장부(20')내에 형성된 만곡된 슬롯(35)내에 연결된 상기 억제몸체(15,15',15")의 내부를 항하여 면하는 작은 방사상 연장부(34)를 이용하는 것을 특징으로 하는 미사일 또는 포탄의 방향날개를 위한 제어그룹.
  9. 제 1항에 있어서, 환상의 시트(31,32)내에 배치된 각각의 상기 링의 쌍(21,22)이 표면과 상기 환상의 시트(31,32)의 주변표면연장부내에 수용된 주변연장부(21',22')를 가지는 것을 특징으로 하는 미사일 또는 포탄의 방향날개를 위한 제어그룹.
KR10-2002-0016252A 2001-03-27 2002-03-26 미사일 또는 포탄의 방향핀(ｆｉｎ)을 위한 제어장치 KR100519135B1 (ko)

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