KR20140044808A - 비행체의 비행중 자세제어 및 직접추력 비행제어 시스템과 이러한 시스템을 포함하는 비행체 - Google Patents

비행체의 비행중 자세제어 및 직접추력 비행제어 시스템과 이러한 시스템을 포함하는 비행체 Download PDF

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Abstract

비행중 자세제어 및 측력 조향을 위한 시스템은, 추진체(20)와 이 추진체와 연통함으로써 측방향 추력을 발생할 수 있는 복수의 밸브를 포함한다. 밸브들은 2개 세트의 밸브(24, 26)로 배열되고, 중력의 중심이 비행체의 세로축(A) 위에 위치된, 비행체의 중력 중심에 대하여 실질적으로 대칭인 방식으로 추진체의 전방 및 후방을 향하여 서로 이격된다. 각 세트는 정렬되지 않고 또 제1축에 평행한 축들을 따라 반대방향으로 추력을 발생하는 제1쌍의 밸브와, 또 정렬되지않고 또 제2축에 평행한 축들을 따라 반대방향으로 추력을 발생하는 제2쌍의 밸브를 포함하고, 제1 및 제2 축은 다르고 또 비행체의 세로축에 수직이다.

Description

비행체의 비행중 자세제어 및 직접추력 비행제어 시스템과 이러한 시스템을 포함하는 비행체{IN-FLIGHT ATTITUDE CONTROL AND DIRECT THRUST FLIGHT CONTROL SYSTEM OF A VEHICLE AND CRAFT COMPRISING SUCH A SYSTEM}
본 발명은 궤도전환 및 자세제어 시스템(divert and attitude control system: DACS)이라고도 알려진, 비행중(in-flight) 자세제어 및 측력(side-force)조향을 갖는 비행체(vehicle)를 제공하기 위한 시스템에 관한 것이다.
본 발명은 특히, 탄도 미사일에 대한 방어를 위해 사용된 요격 미사일의 첨두(high) 또는 말단(terminal)부에 적용가능하고, 또 특히 임무의 목표에서 원하는 궤도 및 자세를 유지하는 것에 이용가능하다. 그럼에도 불구하고, 본 발명은 예컨대, 대(anti)항공기 방어 미사일, 공대공 미사일, 대기권 재진입 비행체, 또는 실제 우주탐사 모듈과 같은 다른 타입의 항공 또는 우주 비행체용으로 사용될 수 있다.
요격 미사일의 말단부를 구성하는 비행체를 위한 공지된 DACS가 도 1에 아주 개략적으로 도시된다. 이러한 DACS(1)는 측력 조향 또는 궤도전환 밸브(5)들을 갖춘 금속 링(4)의 어느 한쪽에 이상적으로 배열된 2개의 추진블럭(3)을 갖는 추진체(2)를 포함한다. 4개의 궤도전환 밸브(5)가 구비되되, 이들은 비행체(1)의 중력 중심과 실질적으로 같은 레벨로 비행체(1)의 축(A)주위에 규칙적으로 배열되어, 비행체(1)의 자세에 주요 장애를 일으킴이 없이 축(A)에 수직으로 측방향 추력(side thrust)을 발생한다. 추진체(2)의 후방단부에 자세 수정(correction)을 위한 6개의 다른 밸브(6)가 구비된다. 이들 자세제어 시스템(attitude control system: ACS)밸브(6)는 축(A)에 실질적으로 수직인 제1방향으로 지향된 2개의 밸브를 갖는 제1쌍의 밸브와, 제1방향에 반대인 제2방향으로 지향된 2개의 밸브를 갖는 제2쌍의 밸브 및, 축(A)과 제1 및 제2방향에 실질적으로 수직인 상호 대향된 방향으로 지향된 2개의 밸브들을 포함한다. 궤도수정이 필요할 때 하나 또는 2개의 밸브(5)의 개방을 선택적으로 제어하기 위하여, 또 자세수정이 필요할 때 하나 또는 2개의 밸브(6)를 선택적으로 개방하기 위하여, 제어전자기기와 액츄에이터들을 포함하는 제어장치(도시 안 됨)가 구비된다(좌우요동(yaw), 가로회전(roll) 및 전후요동(pitching)의 수정). 추진블럭(3)들은 밸브(5, 6)들을 이송하기 위하여 동시에 사용된다.
DACS를 위한 이러한 구성은, 별개의 기능을 갖는 일반적으로 중량, 크기 및 비용면에서 다른 타입인 궤도전환 밸브 및 자세제어 밸브를 가지면서 2개 그룹으로 배열된 전체 10개의 밸브를 필요로 한다. 또한, 추진체 내에서 또 2개의 추진블럭 사이에서 전환밸브의 위치는, 특히 조립작동 동안에 화약기술(pyrotechnic) 안전성 면에서 최적이 아니고, 그리고 이는 추진시스템의 제어 및 관리를 더 복잡하게 만든다. 나아가서, 전환밸브의 위치는, 전환밸브들이 매우 높은 온도에 노출되기 때문에 작동 지속시간을 제한하거나, 가스 온도에 제한을 부여하며, 어느 경우에나 성능에 영향을 준다.
다른 DACS들이 영국 특허 GB 2 251 834 A에 기재된다.
일 실시예에서, 2개 세트의 4개 밸브가 비행체의 중력 중심의 양쪽에 배열된다. 각 세트에서, 2개 밸브는 제1방향으로 추력을 작용하고 또 다른 2개 밸브는 제1방향에 반대인 제2방향으로 추력을 작용하며, 밸브들의 추력 축(thrust axis)들은 비행체의 어느 한쪽에서 비행체의 세로축으로부터 소정 거리에 위치된다.
이러한 시스템은, 임의의 주어진 순간에 단지 밸브들의 추력 축을 따라 궤도를 전환하는 것을 가능하게 한다. 어떤 다른 방향으로 궤도를 전환하기 위해서는, 가로회전(roll)에서 자신의 자세를 제어할 수 있는 능력을 이용함으로써 자신의 축 주위로 미사일을 지향시킴으로써 시작하는 것이 필요하다. 이는 응답시간 및 기동성에서 손실로 이어지고, 또한 상당한 과잉소모를 낳는다. 동일한 문제가 특히 좌우요동(yaw)수정을 실행하는 데에 적용된다.
다른 실시예에서, 2개 세트의 4개 밸브가 비행체의 중력 중심의 양쪽에 마찬가지로 배열된다. 각 세트에서, 2개 밸브는 공통된 제1축 상의 배열에서 반대방향으로 추력을 작용하고 또 다른 2개 밸브는 공통된 제2축 상의 배열에서 제1방향에 반대방향으로 추력을 작용하며, 제1 및 제2 축은 서로 수직이고 또 비행체의 축에 수직이며, 또 비행체의 축 위에서 교차한다. 따라서 가로회전 제어가 가능하지 않다.
본 발명의 목적은 상기 언급된 결점들을 제거하는 것이다.
본 발명의 하나의 관점에서, 상기한 목적을 위하여 본 발명은, 비행체에 비행중 자세제어 및 측력 조향을 제공하기 위한 시스템을 제공하는바, 이 시스템은 추진체와 각 밸브에 개별적으로 작용하도록 된 제어장치에 의하여 추진체와 연통함으로써 측방향 추력을 발생할 수 있는 복수의 밸브를 포함하고, 이 시스템에서,
상기 밸브들은 제1 및 제2세트의 밸브로 분배되고, 2개 세트는 중력의 중심이 비행체의 세로축 상에 위치된, 비행체의 중력 중심 주위에 실질적으로 대칭인 방식으로 추진체의 전방 및 후방을 향하여 각각 서로 이격된 거리에 배치되며;
상기 밸브들의 각 세트는 4개 밸브로 구성되고, 또 정렬되지 않고 또 제1축에 평행한 추력 축들을 따라 반대방향으로 측방향 추력을 발생하도록 된 제1쌍의 밸브와, 또 정렬되지않고 또 제2축에 평행한 추력 축들을 따라 반대 추력방향으로 측방향 추력을 발생하도록 된 제2쌍의 밸브를 포함하고; 및
제1 및 제2 축은 다르고 또 비행체의 세로축에 수직이다.
바람직하기에는, 밸브들의 각 세트에서 제1 및 제2 축은 서로 수직이다.
바람직하기에는, 밸브들은 모두 동일하다.
또한 바람직하기에는, 모든 밸브의 추력 축은 비행체의 세로축으로부터 동일한 거리에 위치된다.
또한 바람직하기에는, 밸브들은 추진체 외부에 위치된다.
추진체는 고체 추진제(propellant) 또는 액체 추진제 또는 하이브리드 추진제를 포함하는 가스발생기를 갖는다. 고체 추진제로써, 추진체는 유리하게는 단일 블럭의 고체 추진제를 포함하고, 바람직하기에는 연소작동을 통하여 시스템의 중심잡기(centering)을 유지하기 위하여 비행체의 중력 중심에 위치된다.
상술된 DACS들과 비교하여, 특정된 바와 같이 배열된 2개 세트의 4개 밸브를 갖는 본 발명의 시스템은, 적은 개수의 밸브로 즉시로 또는 거의 즉시로, 또 그래서 매우 짧은 응답시간으로 모든 원하는 궤도 및 자세수정이 수행되는 것을 가능하게 하는 점에서 유리하다.
각 세트의 밸브에서 하나 이상의 밸브가 동시에 개방되도록 선택적으로 유발함으로써 다양한 수정, 특히 궤도 전환이 얻어지고, 또 이는 다른 이점들을 낳는다.
먼저, 2개 세트의 밸브에 요구되는 추력을 공유함으로써, 주어진 원하는 합성된(resultant) 추력에 대하여 각 밸브의 요청된 개별적인 추력을 감소하는 것이 가능해진다. 수정 추력에서 성능의 주어진 레벨에 대하여, 밸브들의 중량 및 치수, 그리고 밸브들을 작동하기 위해 요구되는 동력은 더 작아질 수 있고, 및/또는 추진체에서 압력이 감소될 수 있어서, 어느 경우에나 조향 정확도를 개선한다.
또한, 측력 조향 및 자세제어의 기능을 위하여 밸브들을 공유하는 것은 동일한 밸브들이 사용되는 것을 유리하게 가능하게 하여, 시스템의 정의(definition) 및 설비의 단순화에 기여하고 또 그리하여 개발 및 제작비용을 감소한다.
추진체의 외부에서 밸브들을 위한 바람직한 구성은 또한 시스템의 정의 및 설비의 단순화에 기여하는 한편, 화약기술의 관점으로부터 양호한 안전성을 제공하기도 한다.
또한, 고체 추진제에 의하여 가스를 생성할 때, 단일 블럭의 추진제를 사용하는 것은 또한 단순화 및 비용 절감으로 이어진다.
본 발명의 다른 관점에서, 본 발명은 또한 상기에서 한정된 시스템을 포함하는 우주 또는 항공 비행체, 특히 그러한 시스템에 맞는 말단부를 갖는 미사일을 제공한다.
본 발명은 첨부 도면을 참조하여 또 비한정 표시로 주어진 이하의 기재를 읽음으로서 더 잘 이해될 수 있다.
도 1은 상술된 바와 같이, 종래 기술의 DACS와 결합된 요격 미사일의 말단부의 아주 개략적인 도면이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예의 DACS와 결합된 말단부를 갖는 요격 미사일의 아주 개략적인 도면이다.
도 3, 4 및 5는 도 2의 미사일의 말단부를 각각 측면도, 배면도 및 전면도로 확대한 도면들이다.
도 6은 원하는 궤도 전환에 대응하는 측방향 추력 벡터를 도시한다.
도 7은 도 2, 3 및 4의 미사일의 말단부에 결합된 DACS의 2개 세트의 밸브에 의해 발생된 개별적인 추력의 조합에 의해 도 6의 추력벡터가 어떻게 생성될 수 있는지를 도시한다.
도 8은 도 2, 3 및 4의 미사일의 말단부에 결합된 DACS의 2개 세트의 밸브에 의해 발생된 개별적인 추력의 조합에 의해 가로회전(roll) 수정이 어떻게 이루어질 수 있는지를 도시한다.
도 9는 도 2, 3 및 4의 미사일의 말단부에 결합된 DACS의 2개 세트의 밸브에 의해 발생된 개별적인 추력의 조합에 의해 좌우요동(yaw) 수정이 어떻게 이루어질 수 있는지를 도시한다.
도 10은 도 2, 3 및 4의 미사일의 말단부에 결합된 DACS의 2개 세트의 밸브에 의해 발생된 개별적인 추력의 조합에 의해 전후요동(pitching) 수정이 어떻게 이루어질 수 있는지를 도시한다.
도 2는 탄도 미사일에 대한 방어를 제공하기 위한 요격 미사일(10)의 아주 개략적인 도면으로서, 이 요격 미사일은 미사일의 나머지 부위로부터 분리된 후 자신의 임무의 목적에서 가능하게는 궤도전환 및 자세수정에 의해 말단부(12)를 조향하기 위하여 DACS(14)와 결합된 정상부 또는 말단부(12)를 갖는다.
DACS(14)(도 3, 4 및 5)는, 하나의 블럭의 고체 추진제(22)를 포함하는 추진체(20)와, 추진체(20)의 후방에 위치된 제1세트 밸브(24), 추진체(20)의 전방에 위치된 제2세트 밸브(26), 및 제1 및 제2세트 밸브들을 액츄에이터(도시 안 됨)에 의해 선택적으로 개방 및 폐쇄하기 위한 전자제어장치(28)를 포함한다. 용어 "전방"과 "후방"은 말단부(12)의 주행방향에 대하여 사용된다.
제1세트 밸브(24)는 유리하게 4개의 밸브(24a, 24b, 24c, 및 24d)로 구성되고, 또 제2세트 밸브(26)는 마찬가지로 유리하게 4개의 밸브(26a, 26b, 26c, 및 26d)로 구성된다.
개방위치에서, 각 밸브는 추진체와 연통하고 또 추진제의 연소에 의해 생성된 분출가스에 의해 측방향 추력을 발생한다. 용어 "측방향(side)"추력은 말단부(12)의 축(A)에 수직인 또는 실질적으로 수직인 추력 축을 따른 추력을 의미하기 위하여 여기에 사용된다. 발생된 추력과 축(A)에 수직인 평면 사이의 작은각도는, 만일 여러 개방된 밸브들의 조합된 추력에 의한 구동하에서, 축(A)을 따른 하나의 방향 또는 다른 방향으로 상당한 크기의 합성된(resultant) 추력이 발생되지 않는다면 수용가능하다.
제1세트 밸브(24)에서, 밸브(24a, 24c)들은 축(B1)에 평행한 서로 반대방향으로 측방향 추력을 발생하도록 위치되는 한편, 밸브(24b, 24d)들은 축(C1)에 평행한 서로 반대방향으로 측방향 추력을 발생하도록 위치된다. 이러한 예에서 축(B1, C1)들은 직교하거나 또는 실질적으로 직교하고 또 축(A) 위에서 서로 교차한다. 밸브(24a, 24c)들의 추력 축들은 평행하지만 서로 정렬되지는 않는데, 왜냐하면 이들이 축(B1)의 반대쪽에 위치되기 때문이다. 마찬가지로, 밸브(24b, 24d)들의 추력 축들은 평행하지만 서로 정렬되지는 않는 것을 주목해야하는데, 왜냐하면 이들은 바람직하기에는 축(C1)의 어느 한쪽 위에 위치되기 때문이다. 따라서 밸브 세트(24)로부터 추력은 축(A)을 중심으로 f1방향으로 회전토오크를 발생한다.
제2세트 밸브(26)에서, 밸브(26a, 26c)들은 축(B2)에 평행한 서로 반대방향으로 측방향 추력을 발생하도록 위치되는 한편, 밸브(26b, 26d)들은 축(C2)에 평행한 서로 반대방향으로 측방향 추력을 발생하도록 위치된다. 이러한 예에서 축(B2, C2)들은 직교하거나 또는 실질적으로 직교하고 또 축(A) 위에서 서로 교차한다. 밸브(26a, 26c)들의 추력 축들은 평행하지만 서로 정렬되지는 않고, 바람직하기에는 는 축(B2)의 어느 한쪽에 위치되는 것을 주목해야 한다. 마찬가지로, 밸브(26b, 26d)들의 추력 축들은 평행하지만 서로 정렬되지는 않고, 바람직하기에는 축(C2)의 어느 한쪽 위에 위치된다. 밸브 세트(26)는 이들의 추력이 f1방향에 반대인 f2방향으로 축(A)을 중심으로 회전토오크를 발생한다.
바람직하기에는, 그러나 필요한 것은 아니지만, 축(B1, B2)는 서로 평행하고, 축(C1, C2)도 평행하다.
도시된 예에서, 밸브 세트(24)는 추진체(22)의 외부에 그 후방단부 쪽에 장착된다. 밸브 세트(26)는 추진체(22)의 외부에 그 전방단부 쪽에 장착되고, 밸브 세트(24, 26)들은 말단부 조립체(12)의 중력 중심 주위에 대칭으로 배열되고, 중력 중심은 축(A)위에 위치된다. 말단부(12)의 탄두와 다양한 다른 부품장비들은 바람직하기에는 추진제가 점진적으로 소비됨에 따라 중력 중심의 위치가 실질적으로 변화되지 않고 유지되도록 배열된다.
2개의 밸브 세트(24, 26)는, 특히 전후요동(pitching) 또는 좌우요동(yaw)을 수정하기 위하여, 적절한 토오크를 갖는 측방향 추력을 발생할 수 있도록 하기 위하여 축(A)을 따라 서로 소정 거리에 이격되어 위치된다. 실제로, 밸브 세트(26)는 추진체(20)의 전방 단부에 장착되거나 또는 전방 단부에 인접하여 예컨대, 앞쪽으로 옵셋된(offset)위치에 장착된다. 따라서 레버 아암(즉, 추력이 적용되는 위치와 중력의 중심 사이의 거리)은 이용가능한 전체 공간에 대하여 최대가 된다.
유리하게는, 밸브(24a, 24b, 24c, 24d, 26a, 26b, 26c, 26d)들은 모두 동일하고, 이에 따라 DACS의 정의와 설비를 단순화한다. 이러한 단순화는 또한 추진체(20)외부에 밸브들을 장착한 결과이기도 하고, 이러한 구성은 양호한 화약기술 안전성을 제공하기도 한다. 또한 유리하게는, 그러나 필요한 것은 아니지만, 모든 밸브의 추력 축은 축(A)으로부터 동일한 거리에 위치된다.
공지된 방식으로, 제어장치(28)는 밸브들이 개방되는 정도, 즉 밸브들을 추진체에 연결하는 파이프에서 가스통과 단면적을 제어하기 위하여 다양한 밸브 세트(24, 26)와 각각 결합된 액츄에이터(도시 안 됨)에 작용하고, 따라서 밸브들은 완전 폐쇄부터 완전 개방의 범위로 제어될 수 있는 가변 개방밸브들이다.
추진제 블럭(22)은 말단부(12)가 미사일의 나머지 부위로부터 분리된 후 점화된다.
궤도 또는 자세수정이 요구되지 않는한, 밸브 세트(24, 26)의 모든 밸브 또는 대칭 배열된 몇몇 밸브는 연소가스가 배출되는 것은 허용하지만 임의의 말단 추력을 발생하지 않도록 하기 위하여 동일한 정도로 개방이 유지된다. 변형예에서, 수정 단계 이후에, 추진제는 모든 밸브를 완전히 동시에 개방함으로써 소화될 수 있고, 추진제는 새로운 수정이 요구되자마자 재점화된다.
수정이 필요하면, 제어장치(30)는 몇몇 밸브가 폐쇄되게 하는 한편, 조합으로, 요구된 수정을 제공할 개별적인 추력을 발생하기 위하여 유용한 그러한 밸브들 만을 개방상태로 남기는바, 개방되어 남는 밸브들의 개방정도를 조정하는 것이 가능하다.
상기 상세한 기재에서, 가스 발생기를 형성하는 추진체는 단일 블럭의 고체 추진제를 함유한다. 변형예에서, 복수의 분리된 추진제 블럭들은 말단부(12)의 각기 다른 비행기간 동안에 점화되기에 적합하게 제공될 수 있고, 추진제가 점화되면 각 블럭은 모든 밸브로 가스를 공급한다.
액체 추진제 또는 하이브리드 추진제에 기초하여 가스 발생기를 사용하는 것도 가능하다.
다양한 타입의 수정을 수행하기 위하여 밸브들을 개방하기 위한 예시적인 구성들이 이하에서 기재된다. 대부분의 경우, 각 밸브 세트(24, 26)에서 적어도 하나의 밸브는 개방되고, 다양한 타입의 수정을 수행하기 위하여 밸브원들이 공유된다.
예 1: 궤도전환
궤도전환은 예컨대 도 6에 도시된 바와 같이, 측방향 추력(F)을 적용함으로써 궤도가 전환되는 예를 위하여 필요할 수 있고, 이러한 추력은 축(B1, B2)에 평행한 축(B)을 따른 성분(F1)과, 축(C1, C2)에 평행한 축(C)을 따른 성분(F2)으로 분해된다.
도 7은 다른 밸브들은 폐쇄되고, 제어장치(28)의 제어하에 개방되어 유지되는 밸브들을 나타내는 아주 개략적인 도면이다. 성분(F1)은, 각각이 추력(F1/2)을 발생하도록 자신들의 개구가 조정된 밸브(24a, 26a)에 의해 발생된다. 성분(F2)은, 각각이 추력(F2/2)을 발생하도록 자신들의 개구가 조정된 밸브(24b, 26b)에 의해 발생된다.
밸브(24a, 26a)들은 축(A)의 2개의 반대쪽에 위치되어, 이들 2개의 밸브로부터의 추력에 의해 생성된 토오크들이 상쇄되게 된다. 밸브(24b, 26b)들에 대하여 동일하게 적용된다. 따라서 궤도전환은 자세에 아무런 장애로 이어지지 않는다.
예 2: 가로회전(roll) 수정
본 예에서 가로회전 수정은, 수정하고자 하는 회전방향에 따라, 하나의 밸브 세트에서 반대방향으로 추력을 발생하는 2개의 밸브를 동시에 개방함으로써 얻어진다.
도 8은 회전방향(f2)으로 적용된 가로회전 수정을 수행하기 위하여, 추진체의 전방에서 밸브 세트(26)의 밸브(26a, 26c)들만이 개방된 것을 도시한다. 추진체의 전방에서 밸브 세트(24)의 밸브들은 폐쇄되거나 또는 밸브(26a, 26c)들의 영향을 상쇄하는 것을 회피하기에 충분히 작은 공통 개방도로 유지될 수 있다. 밸브(26a, 26c)들은 임의의 말단 측방향 추력을 유발하는 것을 방지하기 위하여 동일한 크기의 추력을 발생한다.
변형예에서, 밸브 세트(26)의 모든 4개의 밸브는 개방될 수 있다.
물론, 밸브 세트(24)의 2개 또는 4개의 밸브로부터의 추력에 의해 밸브 회전방향(f1)으로의 적용을 위한 가로회전 수정이 얻어질 수 있다.
예 3: 좌우요동(yaw) 수정
여기서 가로요동 운동은 축(B1, B2)에 평행한 축을 중심으로한 진동을 의미하기 위하여 사용된다.
가로요동 수정은 각 밸브 세트(24, 26)에서 하나의 밸브를 이용하여 축(B1, B2)에 수직인 측방향 추력(F3)을 발생함으로써 얻어져야 한다.
도 9의 예에서, 가로요동 수정은 다른 밸브들은 폐쇄되고, 추력(F3)을 발생하는 밸브(26d)와, 마찬가지로 추력(F3)을 발생하는 밸브(24b)를 개방함으로써 얻어진다. 원칙적으로 가로회전(roll)은 발생되지 않지만, 필요하면 상슬된 바와 같이 임의의 가로회전에 대한 보정이 제공될 수 있다.
예 4: 전후요동(pitching) 수정
여기서 전후요동 운동은 축(C1, C2)에 평행한 축을 중심으로한 진동으로 정의된다.
전후요동 수정은 각 밸브 세트(24, 26)에서 하나의 밸브에 의해 축(C1, C2)에 수직인 측방향 추력을 발생함으로써 얻어질 수 있다.
도 10의 예에서, 전후요동 수정은 다른 밸브들은 폐쇄되고, 추력(F4)을 발생하는 밸브(26a)와, 마찬가지로 추력(F3)을 발생하는 밸브(24c)를 개방함으로써 얻어진다. 원칙적으로 가로회전(roll)은 발생되지 않지만, 필요하면 상슬된 바와 같이 임의의 가로회전에 대한 보정이 제공될 수 있다.
상기 예들에서, 수직축(B1과 C1 또는 B2와 C2)에 평행한 모든 방향으로 작용하고 또 모두 축(A)으로부터 동일한 거리에 위치된 추력 축들을 갖는 각 밸브 세트(24, 26)의 2쌍의 밸브를 사용하여, 다양한 수정 구성이 기재되었다. 물론, 축(B1과 C1 또는 B2와 C2)가 서로 다르지만 직교하지는 않는 경우에, 및/또는 밸브들의 추력 축들이 모두 축(A)으로부터 동일한 거리에 있는 것은 아닌 경우에 동일한 수정이 수행될 수 있고, 이는 원하는 합성된 측방향 추력을 생성하기 위하여 밸브들을 적절히 제어함으로써 가능하다.
모든 환경하에서, 궤도전환에 대한 응답 또는 가로회전, 좌우요동 또는 전후요동 자세제어에 대한 응답이 즉시 얻어질 수 있다.

Claims (10)

  1. 비행체에 비행중 자세제어 및 측력 조향을 제공하기 위한 시스템으로서, 상기 시스템은 추진체와 각 밸브에 개별적으로 작용하도록 된 제어장치에 의하여 추진체와 연통함으로써 측방향 추력을 발생할 수 있는 복수의 밸브를 포함하는 시스템에서,
    상기 밸브들은 제1 및 제2세트의 밸브로 분배되고, 2개 세트는 중력의 중심이 비행체의 세로축 상에 위치된, 비행체의 중력 중심 주위에 실질적으로 대칭인 방식으로 추진체의 전방 및 후방을 향하여 각각 서로 이격된 거리에 배치되며;
    상기 밸브들의 각 세트는 4개 밸브로 구성되고, 또 정렬되지 않고 또 제1축에 평행한 추력 축들을 따라 반대방향으로 측방향 추력을 발생하도록 된 제1쌍의 밸브와, 또 정렬되지않고 또 제2축에 평행한 추력 축들을 따라 반대 추력방향으로 측방향 추력을 발생하도록 된 제2쌍의 밸브를 포함하고; 및
    제1 및 제2 축은 다르고 또 비행체의 세로축에 수직인, 시스템.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 밸브들의 각 세트에서 제1 및 제2 축은 서로 수직인 것을 특징으로 하는 시스템.
  3. 제1항 또는 제2항에 있어서,
    상기 밸브들은 모두 동일한 것을 특징으로 하는 시스템.
  4. 제1항 내지 제3항 중 한 항에 있어서,
    상기 모든 밸브의 추력 축은 비행체의 세로축으로부터 동일한 거리에 위치된 것을 특징으로 하는 시스템.
  5. 제1항 내지 제4항 중 한 항에 있어서,
    상기 밸브들은 추진체 외부에 위치된 것을 특징으로 하는 시스템.
  6. 제1항 내지 제5항 중 한 항에 있어서,
    상기 추진체는 고체 추진제를 포함하는 가스발생기를 갖춘 것을 특징으로 하는 시스템.
  7. 제6항에 있어서,
    상기 추진체는 단일 블럭의 고체 추진제를 포함하는 것을 특징으로 하는 시스템.
  8. 제1항 내지 제5항 중 한 항에 있어서,
    상기 추진체는 액체 추진제 또는 하이브리드 추진제를 사용하는 가스발생기를 갖춘 것을 특징으로 하는 시스템.
  9. 제1항 내지 제8항 중 한 항에 따른 시스템을 포함하는 우주 또는 항공 비행체.
  10. 제1항 내지 제8항 중 한 항에 따른 시스템과 결합된 말단부를 갖는 미사일.
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102063293B1 (ko) * 2018-11-12 2020-01-07 국방과학연구소 파편화 가능한 직격 방식의 요격 미사일
KR102747917B1 (ko) * 2024-05-10 2024-12-31 국방과학연구소 위치 자세 제어 장치를 동체로 활용하는 직격 요격체 및 이를 갖는 유도무기
KR102747915B1 (ko) * 2024-05-10 2024-12-31 국방과학연구소 운용중 무게중심 변화를 최소화할 수 있도록 분리형 고체 추진제 위치 자세 제어 장치를 가지는 직격 요격체 형상 및 이를 갖는 유도무기
KR102747916B1 (ko) * 2024-05-10 2024-12-31 국방과학연구소 위치 자세 제어 장치를 갖는 직격 요격체 임무 종료 방법

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3006671B1 (fr) 2013-06-07 2015-05-29 Thales Sa Systeme de propulsion en quatre modules pour controle d'orbite et controle d'attitude de satellite
CN104747320B (zh) * 2015-01-29 2016-03-02 北京航空航天大学 转动控制固体姿轨控发动机
US9650996B2 (en) * 2015-03-13 2017-05-16 The Boeing Company Valve controller for pressure stabilization
FR3043067B1 (fr) 2015-10-28 2017-12-01 Herakles Systeme de pilotage en force et de controle d'attitude a compacite augmentee et enfin comportant un tel systeme
CN109515757B (zh) * 2018-10-18 2021-10-08 贵州航天林泉电机有限公司 一种喷气式飞行器姿态控制装置
KR102222031B1 (ko) 2019-10-14 2021-03-02 주식회사 한화 2축 구동메커니즘을 이용한 추력기용 구동장치 및 이를 포함하는 비행체

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2251834B (en) * 1983-02-22 1992-12-16 George Alexander Tarrant Guided missiles
GB2186848B (en) * 1986-02-21 1989-11-08 Plessey Co Plc Reaction jet control system
FR2686687B1 (fr) * 1987-04-22 1994-05-13 Thomson Brandt Armements Procede et dispositif de pilotage d'un projectile selon ses trois axes de roulis tangage et lacet.
US6460801B1 (en) * 1993-11-18 2002-10-08 Lockheed Martin Corp. Precision guidance system for aircraft launched bombs
JP3336743B2 (ja) * 1994-06-13 2002-10-21 三菱電機株式会社 飛行制御装置
JPH0972700A (ja) * 1995-09-05 1997-03-18 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 高速飛翔体の推力制御装置
JP3075343B2 (ja) * 1997-06-24 2000-08-14 防衛庁技術研究本部長 飛しょう体
US6393830B1 (en) * 1999-03-26 2002-05-28 Alliant Techsystems Inc. Hybrid rocket propulsion system including array of hybrid or fluid attitude-control rocket engines
JP2004306762A (ja) * 2003-04-07 2004-11-04 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 三軸姿勢制御用推進装置及びその装置を備えた飛行物体
US7281367B2 (en) * 2003-12-05 2007-10-16 Alliant Techsystems Inc. Steerable, intermittently operable rocket propulsion system
JP2009257629A (ja) * 2008-04-14 2009-11-05 Mitsubishi Electric Corp サイドスラスタ装置
US8800913B2 (en) * 2009-07-30 2014-08-12 Raytheon Company Methods and apparatus for a tandem divert and attitude control system

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102063293B1 (ko) * 2018-11-12 2020-01-07 국방과학연구소 파편화 가능한 직격 방식의 요격 미사일
KR102747917B1 (ko) * 2024-05-10 2024-12-31 국방과학연구소 위치 자세 제어 장치를 동체로 활용하는 직격 요격체 및 이를 갖는 유도무기
KR102747915B1 (ko) * 2024-05-10 2024-12-31 국방과학연구소 운용중 무게중심 변화를 최소화할 수 있도록 분리형 고체 추진제 위치 자세 제어 장치를 가지는 직격 요격체 형상 및 이를 갖는 유도무기
KR102747916B1 (ko) * 2024-05-10 2024-12-31 국방과학연구소 위치 자세 제어 장치를 갖는 직격 요격체 임무 종료 방법

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