KR20100048275A - Rocket propulsion device and method for assembling rocket propulsion device - Google Patents

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국방과학연구소
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Abstract

PURPOSE: A rocket propulsion device and assembling method thereof are provided to ensure economic effect by enabling a case and a nozzle to be connected in a small space. CONSTITUTION: A rocket propulsion device comprises a tube type case(110), a nozzle unit(120) and a locking unit(130). A propellant is built in the case. At least a part of the nozzle unit is inserted into the case. The nozzle unit discharges the gas generated by the combustion of the propellant. The locking unit covers the nozzle unit. Both ends(131a,131b) of the locking unit are formed in the shape of an open strap. A through-hole(118) is formed at the part of the circumference of the case. The locking unit is inserted into the through-hole.

Description

로켓 추진장치 및 로켓 추진장치 조립방법{ROCKET PROPULSION DEVICE AND METHOD FOR ASSEMBLING ROCKET PROPULSION DEVICE}ROCKET PROPULSION DEVICE AND METHOD FOR ASSEMBLING ROCKET PROPULSION DEVICE}

본 발명은 추력선에 따라 추진되는 로켓 추진장치 및 로켓 추진장치 조립방법에 관한 것이다.The present invention relates to a rocket propulsion device and a method for assembling a rocket propulsion device propelled along a thrust line.

무유도 로켓 및 유도 미사일의 초기 비행 안정성은 추진 장치의 추력선 비정렬 량에 크게 의존한다. 추진기관 추력선의 비정렬 량은 추진기관이 연소할 때 추력선과 추진기관의 중심선이 이탈(Deviation)되는 정도를 말한다.The initial flight stability of unguided rockets and guided missiles is highly dependent on the thrust line misalignment of the propulsion system. The misalignment of the thrust line of the propulsion engine is the degree to which the thrust line and the centerline of the propulsion engine are deviated when the propulsion engine is combusted.

추진기관의 추력선 비정렬의 발생원인은, 예를 들어 노즐 오프셋(Nozzle Offset), 노즐 비정렬(Nozzle Misalignment) 및 추진제 충전 비정렬(Propellant Charge Misalignment) 등이 있다. 특히 무유도 로켓의 경우 추력선 비정렬이 발생하면 비행 안정성 뿐만 아니라 명중률도 현저히 저하된다. Sources of thrust line misalignment of the propulsion engine include, for example, nozzle offset, nozzle misalignment, and propeller charge misalignment. In the case of unguided rockets, especially when thrust line misalignment occurs, not only the flight stability but also the hit rate is significantly reduced.

상기 추력선 비정렬을 방지하기 위하여 케이스와 노즐을 나사 또는 볼트에 의하여 체결하는 방식이 적용되는 경우가 있다. 그러나 상기 체결 방식에 의하면, 노즐에는 볼트를 체결하기 위한 두께가 필요하게 되며, 이는 로켓 추진장치의 무게 를 증가시킨다. 또한 상기 체결 방식은 볼트 조립을 위한 구멍 가공, 볼트 조립 등의 추가적인 조립 공수를 요구한다.In order to prevent the thrust line misalignment, a method of fastening the case and the nozzle by screws or bolts may be applied. However, according to the fastening method, the nozzle needs a thickness for fastening the bolt, which increases the weight of the rocket propulsion device. In addition, the fastening method requires additional assembly labor such as hole processing for bolt assembly, bolt assembly, and the like.

이러한 문제점에 의하여 효율적으로 추진장치의 추력선 비정렬을 방지할 수 있는 로켓 추진장치가 고려될 수 있다.Due to this problem, a rocket propulsion device capable of effectively preventing thrust line misalignment of the propulsion device may be considered.

본 발명의 일 목적은 추력선 정렬이 구현되는 로켓 추진장치 및 로켓 추진장치 조립방법을 제공하기 위한 것이다.One object of the present invention is to provide a rocket propulsion device and a method for assembling a rocket propulsion unit is implemented.

본 발명의 다른 일 목적은 보다 경제적인 로켓 추진장치 및 로켓 추진장치 조립방법을 구현하기 위한 것이다.Another object of the present invention is to implement a more economical rocket propulsion device and rocket propulsion device assembly method.

이와 같은 본 발명의 일 목적을 달성하기 위하여, 본 발명의 일 실시예에 따르는 로켓 추진장치는 케이스부, 노즐부 및 잠금부를 포함한다. 케이스부에는 추진제가 내장되고, 관 형태를 이룬다. 노즐부는 추진제의 연소에 의한 가스를 배출한다. 노즐부는 케이스부에 적어도 일부가 삽입된다. 잠금부는 노즐부를 감도록 배치되고, 양단이 개방된 띠 형상으로 형성된다. 케이스부 원주상의 일 영역에는 잠금부가 삽입될 수 있는 관통공이 형성된다. 케이스부의 일 영역과 마주보는 영역에는 잠금부의 양단이 배치된다.In order to achieve the above object of the present invention, the rocket propulsion device according to an embodiment of the present invention includes a case portion, a nozzle portion and a locking portion. The propellant is embedded in the case part and forms a tubular shape. The nozzle part discharges gas by combustion of a propellant. At least a part of the nozzle portion is inserted into the case portion. The locking portion is disposed to wind the nozzle portion, and is formed in a band shape in which both ends are open. In one region of the circumference of the case portion, a through hole into which the locking portion can be inserted is formed. Both ends of the locking part are disposed in an area facing the one area of the case part.

본 발명의 일 측면에 따르면, 케이스부는 케이스부의 내주면을 따라 형성되는 제1 홈을 포함하고, 노즐부는 노즐부의 외주면을 따라 형성되는 제2 홈을 포함한다. 잠금부는 제1 및 제2 홈에 삽입되어 케이스부와 노즐부를 연결한다.According to an aspect of the invention, the case portion includes a first groove formed along the inner peripheral surface of the case portion, the nozzle portion includes a second groove formed along the outer peripheral surface of the nozzle portion. The locking portion is inserted into the first and second grooves to connect the case portion and the nozzle portion.

본 발명의 다른 측면에 따르면, 잠금부의 일단에는 노즐부에 걸리는 걸림 돌기가 형성된다. 잠금부의 타단에 인접한 영역은 잠금부의 양단 사이와 동일한 단면으로 형성될 수 있다.According to another aspect of the present invention, one end of the locking portion is formed with a locking projection caught in the nozzle portion. The region adjacent to the other end of the locking portion may be formed in the same cross section between both ends of the locking portion.

본 발명의 다른 일 실시예에 따르는 로켓 추진장치 조립방법은 노즐부를 삽입하는 단계, 잠금부를 삽입하는 단계, 노즐부에 연결하는 단계 및 잠금부를 배치하는 단계를 포함한다. 노즐부를 삽입하는 단계는 관 형태의 케이스부에 노즐부를 삽입한다. 잠금부를 삽입하는 단계는 노즐부를 감도록 케이스부 원주상의 일 영역에 형성된 관통공을 통하여 잠금부를 삽입한다. 노즐부에 연결하는 단계는 잠금부의 일단에 형성된 걸림 돌기를 노즐부에 연결한다. 잠금부를 배치하는 단계는 일 영역과 마주보는 영역에 잠금부의 양단을 배치한다. 상기 로켓 추진장치 조립방법은 케이스부와 노즐부의 상대 이동이 제한되도록 노즐부를 고정하는 단계를 더 포함할 수 있다.A method of assembling a rocket propulsion device according to another embodiment of the present invention includes inserting a nozzle part, inserting a lock part, connecting the nozzle part, and arranging the lock part. Inserting the nozzle portion inserts the nozzle portion in the tubular case portion. In the inserting of the locking portion, the locking portion is inserted through a through hole formed in a region on the circumference of the case portion to wind the nozzle portion. In the step of connecting to the nozzle unit, the locking protrusion formed at one end of the locking unit is connected to the nozzle unit. In the disposing of the locking portion, the opposite ends of the locking portion are disposed in an area facing the one area. The method of assembling the rocket propulsion device may further include fixing the nozzle unit to limit relative movement of the case unit and the nozzle unit.

상기와 같이 구성되는 본 발명에 관련된 로켓 추진장치는 관통공과 마주보도록 잠금부의 양단이 배치되어, 대칭적인 강성 구조를 구현할 수 있다. 또한 이를 통하여 로켓 추진장치의 추력선 비정렬이 방지 또는 완화될 수 있다. In the rocket propulsion device according to the present invention configured as described above, both ends of the locking part may be disposed to face the through hole, thereby implementing a symmetric rigid structure. In addition, thrust line misalignment of the rocket propulsion device can be prevented or mitigated.

또한 본 발명에 의하면, 노즐부를 감도록 배치되는 잠금부를 통하여, 보다 작은 공간에서 케이스부와 노즐부를 연결한다. 또한 이를 통하여 보다 경제적인 로켓 추진장치 및 로켓 추진장치 조립방법이 구현된다.Moreover, according to this invention, a case part and a nozzle part are connected in a smaller space through the locking part arrange | positioned so that a nozzle part may be wound. In addition, a more economical rocket propulsion device and a method of assembling a rocket propulsion device are realized.

이하, 본 발명에 관련된 로켓 추진장치 및 로켓 추진장치 조립방법에 대하여 도면을 참조하여 보다 상세하게 설명한다. 본 명세서에서는 서로 다른 실시예라도 동일·유사한 구성에 대해서는 동일·유사한 참조번호를 부여하고, 그 설명은 처음 설명으로 갈음한다. 본 명세서에서 사용되는 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다.Hereinafter, a method of assembling a rocket propulsion device and a rocket propulsion device according to the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. In the present specification, the same or similar reference numerals are assigned to the same or similar configurations in different embodiments, and the description thereof is replaced with the first description. As used herein, the singular forms "a", "an" and "the" include plural forms unless the context clearly indicates otherwise.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따르는 로켓 추진장치(100)의 후방부를 나타내는 단면도이고 도 2는 도 1의 로켓 추진장치(100)의 사시도이다.1 is a cross-sectional view showing a rear portion of the rocket propulsion apparatus 100 according to an embodiment of the present invention, and FIG. 2 is a perspective view of the rocket propulsion apparatus 100 of FIG. 1.

로켓 추진장치(100)는 케이스부(110), 노즐부(120) 및 잠금부(130)를 포함한다. The rocket propulsion device 100 includes a case part 110, a nozzle part 120, and a locking part 130.

케이스부(110)는 관 형태를 이루도록 형성된다. 케이스부(110)에는 연소에 의하여 연소 가스를 발생시키는 추진제(111)가 내장된다. 케이스부(110)는 추진제(111)가 연소할 때 발생되는 고압을 유지하도록 밀폐된 공간을 형성한다.The case unit 110 is formed to form a tube. The case part 110 includes a propellant 111 that generates combustion gas by combustion. The case part 110 forms a closed space to maintain the high pressure generated when the propellant 111 burns.

케이스부(110)와 추진제(111)의 사이에는 원주 금연재(112)가 배치된다. 원주 금연재(112)는 추진제(111)의 연소열에 의한 고온으로부터 로켓 추진장치(100)를 보호한다.A cylindrical non-smoking material 112 is disposed between the case part 110 and the propellant 111. The circumferential non-smoking material 112 protects the rocket propulsion device 100 from the high temperature caused by the heat of combustion of the propellant 111.

케이스부(110)의 일단에 인접하여 엔드 슬리브(113)가 형성된다.An end sleeve 113 is formed adjacent to one end of the case part 110.

엔드 슬리브(113)와 추진제(111)의 접촉을 방지하기 위하여 엔드 슬리브(113)와 추진제(111)의 사이에는 엔드 인히비터(114)가 배치된다. 이를 통하여 엔드 슬리브(113)의 고온가스에 의한 손상이 방지된다.An end inhibitor 114 is disposed between the end sleeve 113 and the propellant 111 to prevent contact between the end sleeve 113 and the propellant 111. Through this, damage by the hot gas of the end sleeve 113 is prevented.

엔드 슬리브(113)의 외주에는 밀폐링(115)이 배치된다. 밀폐링(115)은 고온의 가스가 새는 것을 막아준다.A sealing ring 115 is disposed on an outer circumference of the end sleeve 113. The sealing ring 115 prevents leakage of hot gas.

노즐부(120)의 적어도 일부가 케이스부(110)에 삽입된다. 본 도면들을 참조 하면, 노즐부(120)의 일단에는 엔드 슬리브(113)가 삽입될 수 있다. 노즐부의 외주면과 케이스부의 내주면 사이에는 기밀 유지를 위한 오링(116)이 배치될 수 있다.At least a portion of the nozzle unit 120 is inserted into the case unit 110. Referring to the drawings, the end sleeve 113 may be inserted into one end of the nozzle unit 120. An O-ring 116 may be disposed between the outer circumferential surface of the nozzle portion and the inner circumferential surface of the case portion to maintain airtightness.

노즐부(120)는 추진제(111)의 연소에 의한 가스를 배출하도록 형성된다. 고온 고압의 가스가 노즐부(120)를 빠져나가면서 로켓 추진장치(100)는 높은 추력을 발생시킨다.The nozzle unit 120 is formed to discharge gas by combustion of the propellant 111. As the high temperature and high pressure gas exits the nozzle unit 120, the rocket propulsion device 100 generates high thrust.

노즐부(120)는 내열재(121)와 노즐 몸체(122)를 포함한다.The nozzle unit 120 includes a heat resistant material 121 and a nozzle body 122.

내열재(121)는 일방향으로 확장되거나 감소되는 단면을 구비하도록 형성될 수 있다. 내열재(121)는 연소 가스의 고열에 노즐부(120)를 보호하도록 내열 재료로 형성된다.The heat resistant material 121 may be formed to have a cross section extending or decreasing in one direction. The heat resistant material 121 is formed of a heat resistant material to protect the nozzle unit 120 from the high heat of the combustion gas.

노즐 몸체(122)는 잠금부(130)를 통하여 케이스부(110)와 연결된다. 잠금부(130)는 노즐부(120)를 감도록 배치된다.The nozzle body 122 is connected to the case part 110 through the locking part 130. The locking unit 130 is disposed to wind the nozzle unit 120.

잠금부(130)는 양단(131a, 131b, 도 5 참조)이 개방된 띠 형상으로 형성된다. 잠금부(130)은, 예를 들어 스프링 잠금선(Spring Lock Wire)이 될 수 있다.The locking part 130 is formed in a band shape in which both ends 131a and 131b (see FIG. 5) are opened. The locking unit 130 may be, for example, a spring lock wire.

도 2를 참조하면, 케이스부(110) 원주상의 일 영역(117a)에는 잠금부(130)가 삽입될 수 있는 관통공(118)이 형성된다. 케이스부(110)의 일 영역(117a)과 마주보는 영역(117b, 이상 도 4 참조)에는 잠금부(130)의 양단(131a, 131b)이 배치된다.Referring to FIG. 2, a through hole 118 through which the locking part 130 may be inserted is formed in one region 117a on the circumference of the case part 110. Both ends 131a and 131b of the locking part 130 are disposed in an area 117b facing the one area 117a of the case part 110.

로켓 추진장치(100)의 강성 취약 부위는 잠금부(130)의 양단을 관통공(118)과 반대편에 위치시킴으로서 대칭으로 존재하게 된다. Rigid weakened portion of the rocket propulsion device 100 is present symmetrically by placing the opposite ends of the locking portion 130 and the through hole 118.

도 3은 본 발명의 다른 일 실시예에 따르는 로켓 추진장치의 조립방법을 나타내는 흐름도이다. 3 is a flowchart illustrating a method of assembling a rocket propulsion device according to another embodiment of the present invention.

먼저, 관 형태의 케이스부에 노즐부를 삽입한다(S100).First, the nozzle portion is inserted into the case portion of the tubular shape (S100).

다음에 노즐부를 감도록 케이스부 원주상의 일 영역에 형성된 관통공을 통하여 잠금부를 삽입한다(S200).Next, the locking part is inserted through a through hole formed in one region of the circumference of the case part so as to wind the nozzle part (S200).

잠금부는 노즐부의 외주면을 따라 감기도록 관통공에 점차적으로 삽입된다. 노즐부에는 잠금부가 감기도록 외주면을 따라 홈이 형성될 수 있다. 케이스부의 내주면에는 노즐부에 감긴 잠금부를 수용하도록 상기 홈에 대응하는 홈이 형성될 수 있다. 이를 통하여 노즐부와 케이스부가 연결된다.The locking portion is gradually inserted into the through hole so as to wind along the outer circumferential surface of the nozzle portion. Grooves may be formed in the nozzle part along the outer circumferential surface such that the locking part is wound. A groove corresponding to the groove may be formed on the inner circumferential surface of the case part to accommodate the locking part wound around the nozzle part. Through this, the nozzle unit and the case unit are connected.

잠금부는 노즐부를 360°감은 후에 양단이 관통공 주변에 위치하게 된다. After locking the nozzle by 360 °, both ends are positioned around the through hole.

노즐부에 잠금부의 일단에 형성된 걸림 돌기를 연결한다(S300). 이를 위하여 노즐부에는 상기 걸림 돌기가 걸릴 수 있도록 걸림 홈이 형성될 수 있다.Connect the locking projection formed at one end of the locking portion to the nozzle unit (S300). To this end, a locking groove may be formed in the nozzle unit to catch the locking protrusion.

다음은, 케이스부 원주상의 일 영역과 마주보는 영역에 잠금부의 양단을 배치한다(S400). 예컨데, 노즐부 중심축을 기준으로 노즐부를 회전시키면, 일단이 노즐부에 걸린 잠금부도 따라서 회전하게 된다. 이를 통하여 잠금부를 약 180 °회전시킬 수 있게 된다. 다만, 상기와 같이 노즐부를 회전시켜 잠금부의 양단을 배치시키는 방법이 본 발명과 관련한 로켓 추진장치(100)에서 잠금부(130, 이상 도 1 참조)를 배치시키는 방법을 한정시키는 것은 아니다.Next, both ends of the locking portion are disposed in an area facing one area on the circumference of the case part (S400). For example, when the nozzle unit is rotated about the central axis of the nozzle unit, one end of the nozzle unit also rotates along the locking unit. This allows the locking portion to rotate about 180 °. However, the method of arranging both ends of the locking part by rotating the nozzle part as described above does not limit the method of arranging the locking part 130 (see FIG. 1) in the rocket propulsion device 100 according to the present invention.

만약 로켓 추진장치에서 강성이 약한 두 부분이 중첩된다면, 강성의 상대적 차이 때문에 내압 작용시 노즐이 회전 거동을 하게 되며 추력선 비정렬이 유발될 것이다. 상기와 같은 방법을 통하여, 관통공과 마주보도록 잠금부의 양단을 배치시켜, 로켓 추진장치의 대칭적인 강성 구조를 구현할 수 있다. 또한 이를 통하여 로 켓 추진장치의 추력선 비정렬이 방지 또는 완화될 수 있다. If the two parts of weak stiffness overlap in the rocket propulsion, the nozzles will rotate during internal pressure due to the relative difference in stiffness and cause thrust line misalignment. Through the above method, it is possible to implement the symmetrical rigid structure of the rocket propulsion device by arranging both ends of the locking portion to face the through hole. In addition, thrust line misalignment of the rocket propulsion device can be prevented or mitigated.

로켓 추진장치 조립방법에는 케이스부와 노즐부의 상대 이동이 제한되도록 노즐부를 고정하는 단계(S500)를 더 포함할 수 있다. 노즐부의 고정은, 예를 들어 케이스부와 노즐부을 핀 연결하는 방법으로 구현될 수 있다. 이를 통하여 로켓 추진장치의 대칭적인 강성 구조가 뒤틀어 지는 것을 방지 또는 완화할 수 있다.The method of assembling the rocket propulsion device may further include fixing the nozzle part to limit relative movement of the case part and the nozzle part (S500). The fixing of the nozzle part may be implemented by, for example, a method of pin connecting the case part and the nozzle part. This can prevent or mitigate the symmetrical rigid structure of the rocket propulsion.

이하, 상기 로켓 추진장치 조립방법을 이용하여 조립된 로켓 추진장치를 도 4 및 도 5를 참조하여 설명한다.Hereinafter, a rocket propulsion device assembled using the rocket propulsion assembly method will be described with reference to FIGS. 4 and 5.

도 4는 상기 로켓 추진장치의 조립방법이 적용된 도 2의 라인(Ⅳ-Ⅳ)에 따르는 로켓 추진장치(100)의 단면도이고, 도 5는 도 4의 로켓 추진장치(100)의 잠금부의 사시도이다. 4 is a cross-sectional view of the rocket propulsion device 100 according to the line IV-IV of FIG. 2 to which the assembly method of the rocket propulsion device is applied, and FIG. .

관통공(118)과 잠금부(130)의 양단(131a, 131b)은 서로 마주보도록 배치된다. 이를 통하여 강성의 비대칭으로 인한 노즐 오프셋(Nozzle Offset), 노즐 비정렬(Nozzle Misalignment) 등이 방지 또는 완화된다.Both ends 131a and 131b of the through hole 118 and the locking part 130 are disposed to face each other. This prevents or mitigates nozzle offset and nozzle misalignment due to stiffness asymmetry.

케이스부(110)는 내주면을 따라 형성되는 제1 홈(119)을 포함한다. 노즐부(120)는 외주면을 따라 형성되는 제2 홈(129)을 포함한다. 잠금부(130)는 제1 및 제2 홈(119, 129)에 삽입되어 케이스부(110)와 노즐부(120)를 연결한다. 잠금부(130)가 지지하는 전단력에 의하여 케이스부(110)와 노즐부(120)가 연결된다. The case part 110 includes a first groove 119 formed along an inner circumferential surface thereof. The nozzle unit 120 includes a second groove 129 formed along the outer circumferential surface. The locking part 130 is inserted into the first and second grooves 119 and 129 to connect the case part 110 and the nozzle part 120. The case part 110 and the nozzle part 120 are connected by the shear force supported by the locking part 130.

잠금부(130)는 양단이 개방형(Open Type)으로 형성된다. 잠금부(130)의 일단(131a)에는 노즐부(120)에 걸리는 걸림 돌기(132)가 형성된다. 잠금부(130)의 타단(131b)에 인접한 영역(133)은 잠금부(130)의 양단(131a, 131b) 사이와 동일한 단 면으로 형성된다. 상기 잠금부(130)의 타단(131b)에 인접한 영역(133)의 단면은, 예를 들어 사각 단면이 될 수 있다. 이를 통하여, 잠금부(130)의 제작이 간단하고, 잠금부(130)의 조립이 용이하게 된다.Both ends of the locking part 130 are formed in an open type. At one end 131a of the locking unit 130, a locking protrusion 132 that is caught by the nozzle unit 120 is formed. The region 133 adjacent to the other end 131b of the locking portion 130 is formed with the same end surface as between the two ends 131a and 131b of the locking portion 130. The cross section of the region 133 adjacent to the other end 131b of the locking unit 130 may be, for example, a rectangular cross section. Through this, the manufacturing of the lock 130 is simple, and the assembly of the lock 130 is easy.

이와 같은 간단한 구조의 잠금부(130)를 통하여, 로켓 추진장치(100)는 보다 작은 공간에서 케이스부(110)와 노즐부(120)를 연결할 수 있게 된다.Through the lock 130 of the simple structure, the rocket propulsion device 100 can connect the case portion 110 and the nozzle portion 120 in a smaller space.

도 6은 본 발명과 관련된 로켓 추진장치(100)의 추력선 비정렬 량을 측정한 그래프이다.6 is a graph measuring the amount of thrust line misalignment of the rocket propulsion device 100 according to the present invention.

본 그래프에서 X축은 추진 장치에 작용하는 압력을 나타내고, Y축은 추력선 비정렬 량을 나타댄다. 본 그래프를 참조하면, 본 발명이 적용되지 않은 로켓 추진장치의 추력선 비정렬 량은 최대 0.24°이지만 본 발명이 적용된 추력선 비정렬 량은 최대 0.05°수준이며 효과가 탁월함을 알 수 있다. 추진 장치에 작용하는 압력인 1000 psi 이상에서 본 발명이 적용된 로켓 추진장치의 추력선 비정렬 량은 0.05° 이하의 수준으로 유지됨을 알 수 있다. In this graph, the X axis represents the pressure acting on the propulsion system and the Y axis represents the thrust line misalignment. Referring to this graph, the thrust line misalignment amount of the rocket propulsion apparatus to which the present invention is not applied is 0.24 ° at maximum, but the thrust line misalignment amount to which the present invention is applied is at a maximum level of 0.05 ° and the effect is excellent. It can be seen that the thrust line misalignment of the rocket propulsion apparatus to which the present invention is applied is maintained at a level of 0.05 ° or less at a pressure applied to the propulsion apparatus at 1000 psi or more.

상기와 같은 로켓 추진장치 및 로켓 추진장치 조립방법은 위에서 설명된 실시예들의 구성과 방법에 한정되는 것이 아니라, 상기 실시예들은 다양한 변형이 이루어질 수 있도록 각 실시예들의 전부 또는 일부가 선택적으로 조합되어 구성될 수도 있다.The method of assembling the rocket propulsion device and the rocket propulsion device is not limited to the configuration and method of the embodiments described above, and the embodiments may be selectively combined with each or all of the embodiments so that various modifications may be made. It may be configured.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따르는 로켓 추진장치의 후방부를 나타내는 단면도.1 is a cross-sectional view showing the rear portion of the rocket propulsion device according to an embodiment of the present invention.

도 2는 도 1의 로켓 추진장치의 후방부를 나타내는 사시도.Figure 2 is a perspective view of the rear portion of the rocket propulsion device of Figure 1;

도 3은 본 발명의 다른 일 실시예에 따르는 로켓 추진장치의 조립방법을 나타내는 흐름도. 3 is a flow chart showing a method of assembling a rocket propulsion device according to another embodiment of the present invention.

도 4는 도 2의 라인에 따르는 로켓 추진장치의 단면도.4 is a cross-sectional view of the rocket propulsion device along the line of FIG.

도 5는 도 4의 로켓 추진장치의 잠금부의 사시도.5 is a perspective view of the locking portion of the rocket propulsion device of FIG.

도 6은 본 발명과 관련된 로켓 추진장치의 추력선 비정렬 량을 측정한 그래프.Figure 6 is a graph measuring the amount of thrust line misalignment of the rocket propulsion device according to the present invention.

Claims (6)

추진제가 내장되고, 관 형태를 이루는 케이스부;A case part having a propellant embedded therein and forming a tube shape; 상기 케이스부에 적어도 일부가 삽입되고, 상기 추진제의 연소에 의한 가스를 배출하는 노즐부; 및A nozzle part inserted into the case part and discharging a gas by combustion of the propellant; And 상기 노즐부를 감도록 배치되고, 양단이 개방된 띠 형상으로 형성되는 잠금부를 포함하고,It is disposed to wind the nozzle portion, and includes a locking portion formed in a band shape of which both ends are open, 상기 케이스부 원주상의 일 영역에는 상기 잠금부가 삽입될 수 있는 관통공이 형성되고, 상기 일 영역과 마주보는 영역에는 상기 잠금부의 양단이 배치되는 것을 특징으로 하는 로켓 추진장치.A through hole into which the lock part can be inserted is formed in one region on the circumference of the case portion, and both ends of the lock portion are disposed in an area facing the one region. 제1항에 있어서,The method of claim 1, 상기 케이스부는 내주면을 따라 형성되는 제1 홈을 포함하고,The case part includes a first groove formed along the inner circumferential surface, 상기 노즐부는 외주면을 따라 형성되는 제2 홈을 포함하고,The nozzle unit includes a second groove formed along the outer circumferential surface, 상기 잠금부는 상기 제1 및 제2 홈에 삽입되어 상기 케이스부와 상기 노즐부를 연결하는 것을 특징으로 하는 로켓 추진장치.And the locking portion is inserted into the first and second grooves to connect the case portion and the nozzle portion. 제1항에 있어서,The method of claim 1, 상기 잠금부의 일단에는 상기 노즐부에 걸리는 걸림 돌기가 형성되는 것을 특징으로 하는 로켓 추진장치.One end of the locking portion is a rocket propelling apparatus, characterized in that the engaging projection is formed on the nozzle portion. 제3항에 있어서,The method of claim 3, 상기 잠금부의 타단에 인접한 영역은 상기 잠금부의 양단 사이와 동일한 단면으로 형성되는 것을 특징으로 하는 로켓 추진장치.And a region adjacent to the other end of the lock portion is formed in the same cross section between both ends of the lock portion. 관 형태의 케이스부에 노즐부를 삽입하는 단계;Inserting the nozzle portion into the tubular case; 상기 노즐부를 감도록 상기 케이스부 원주상의 일 영역에 형성된 관통공을 통하여 잠금부를 삽입하는 단계:Inserting a locking portion through a through hole formed in an area on the circumference of the case portion to wind the nozzle portion: 상기 잠금부의 일단에 형성된 걸림 돌기를 상기 노즐부에 연결하는 단계; 및Connecting a locking protrusion formed at one end of the locking part to the nozzle part; And 상기 일 영역과 마주보는 영역에 상기 잠금부의 양단을 배치하는 단계를 포함하는 로켓 추진장치 조립방법.And disposing both ends of the locking part in an area facing the one area. 제5항에 있어서,The method of claim 5, 상기 케이스부와 상기 노즐부의 상대 이동이 제한되도록 상기 노즐부를 고정하는 단계를 더 포함하는 로켓 추진장치 조립방법.And fixing the nozzle unit to limit relative movement of the case unit and the nozzle unit.
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