KR20140045032A - 항공 운행체 탄두 - Google Patents

Abstract

본 발명은 항공 운행체 탄두에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 비행중에 공기역학적 기동성을 제공하기 위한 다수의 가동 수직 안정 날개 및 운행체에 추력을 제공하기 위한 추진 장치를 갖고 있는 형태의 항공 운행체에 있어서, 추진 장치의 외형과 일치하는 후미부 위치에서 중심부, 탄두 머리 방향으로 전두부를 포함하며, 중심부에서 후미부는 순차적으로 크지는 원기둥의 중심축을 형성하고, 중심축의 외부면에 제2 살이 다수개 형성하며, 전두부에서 중심부는 순차적으로 크지는 원뿔의 중심축을 형성하고, 중심축의 외부면에 제1 살이 다수개 형성하며, 외력의 저항력을 낮추기 위해 후미부, 중심부, 전두부는 이음매없는 일체형을 이루어진 것을 특징으로 한다.

Description

항공 운행체 탄두{warhead}

본 발명은 항공 운행체에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 항공 운행체의 탄두가 공기역학적인 구조를 갖고, 운행 중 전방에서 불어오는 풍력의 저항을 최소화 하여 적중률을 높이게 하는 항공 운행체 탄두에 관한 것이다.

통상적으로 항공 운행체는 미사일을 의미한다. 이 미사일은 군사용의 특성상 목표지점까지 정시간에 도착하여 정해진 표적을 맞춰야 한다. 따라서, 항공 운행체의 머리 부분는 탄두를 갖고 있다. 이 탄두는 외력(=바람)을 최소 면적으로 받으며 운행체가 정해진 표적으로 날아갈 수 있도록 구형 구조를 갖는다.

종래의 탄두는 민무늬의 반구형상 구조를 갖고 있어 머리 부분에서 후미 방향으로 흐르는 외력에 노출되는 면적이 많은 단점이 있었다. 또한, 후미의 수직 안정 날개로만 제어하는 운행체는 머리 부분에서 제어가 되지 않아 정해진 표적으로 날아가는 것이 어려웠다.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서 본 발명의 목적은, 외부면에 살(=날개)을 적용하여, 탄두에 직접 도달하는 외력을 최소화하고, 이 외력을 살과 살 사이로 흐르게 하여 수직 안정 날개에서 운행체를 제어하는 균형 제어력을 향상시킨 항공 운행체 탄두를 제공함에 있다.

본 발명의 항공 운행체 탄두는 비행중에 공기역학적 기동성을 제공하기 위한 다수의 가동 수직 안정 날개 및 운행체에 추력을 제공하기 위한 추진 장치를 갖고 있는 형태의 항공 운행체에 있어서, 추진 장치의 외형과 일치하는 후미부 위치에서 중심부, 탄두 머리 방향으로 전두부를 포함하며, 중심부에서 후미부는 순차적으로 크지는 원기둥의 중심축을 형성하고, 중심축의 외부면에 제2 살이 다수개 형성하며, 전두부에서 중심부는 순차적으로 크지는 원뿔의 중심축을 형성하고, 중심축의 외부면에 제1 살이 다수개 형성하며, 외력의 저항력을 낮추기 위해 후미부, 중심부, 전두부는 이음매없는 일체형을 이루어진 것을 특징으로 한다.

상기와 같은 구성에 의한 본 발명의 항공 운행체 탄두는 외력을 최소화하여 운행체의 균형을 잡고, 정해진 시간내 표적에 도달할 수 있도록 구성된 것이며, 항공 운행체를 원하는 방향으로 제어할 수 있는 효과가 있다.

도 1은 본 발명에 따른 일실시예의 항공 운행체 평면도를 나타낸 것이다.

이하, 상기와 같은 본 발명의 일실시예에 대하여 도면을 참조하여 상세히 설명한다.

도 1은 본 발명의 항공 운행체 평면도이다.

도 1을 참조하면, 본 발명은 항공 운행체(301), 수직 안전 날개(미도시), 추진 장치(51), 탄두(500)를 포함하여 이루어진다.

상기 항공 운행체(301)는, 탄두(500)와 추진 장치(51) 및 수직 안전 날개(미도시)를 갖추고 있으며, 통상의 미사일에 적용된 제어 장치는 추진 장치(51) 내에 탑재된다. 항공 운행체(301)는 상기 탄두(500)와 외피 내에 장착되어 운행체(301)에서 목표 인식 및 추진력을 발산하는 것이 추진 장치(51)이다.

상기 항공 운행체(301)는, 추진 장치(51)의 외형과 일치하는 후미부 위치에서 중심부, 탄두(500)의 머리 방향으로 전두부(56)를 포함한다.

상기 탄두(500)는, 중심부에서 후미부까지 순차적으로 크지는 원기둥의 중심축(53)을 형성하고, 중심축의 외부면에 제2 살(52)이 다수개 형성한다. 상기 제2 살(52)은 중심부에서 후미부까지 곡선형상을 이룬다. 이 상기 제2 살과 살 사이는 평면형상을 이룬다.

또한 상기 탄두(500)는, 전두부(56)에서 중심부까지 순차적으로 크지는 원뿔의 중심축(55)을 형성하고, 중심축의 외부면에 제1 살(54)이 다수개 형성한다. 상기 제1 살(54)은 전두부(56)에서 중심부까지 곡선형상을 이룬다. 이 상기 제2 살과 살 사이는 평면형상을 이룬다.

또한 상기 탄두(500)는, 외력의 저항력을 낮추기 위해 후미부, 중심부, 전두부(56)는 이음매없는 일체형을 이루어진 것이다.

상기 추진 장치(51)는, 가변력을 가지는 수직 안정 날개(미도시)에 운동에너지를 부가하고, 초기 발사 기간 중에 운행체에 추력 제어 기능을 제공한다.

상기 수직 안정 날개(미도시)는, 비행중에 공기역학적 기동성을 제공하기 위한 다수의 날개이다. 이는 항공 운행체(301)의 후미 외면에 장착된 날개이다. 통상적으로 수직 안정 날개는 2개 내지 6개이다. 상기 수직 안정 날개는 가변형과 고정형으로 적용이 된다. 가변형은 운행체의 제어가 가능하다.

본 발명의 항공 운행체의 작동은 통상의 운행체와 동일한 추진력 및 제어를 갖는다. 항공 운행체 탄두는 추진 장치(51)에 후미부를 고정한 것이다.

상기와 같은 구성에 의한 본 발명의 항공 운행체 탄두는 외력을 최소화하여 운행체의 균형을 잡고, 정해진 시간내 표적에 도달할 수 있도록 구성된 것이며, 항공 운행체를 원하는 방향으로 제어할 수 있다.

본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정해서 해석되어서는 아니 되며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다. 따라서 본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 실시예에 불과할 뿐이고, 본 발명의 기술적 사상을 모두 만족하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형 예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.

51 : 추진 장치
52 : 제2 살(=날개)
53 : 원기둥의 중심축
54 : 제1 살(=날개)
55 : 원뿔의 중심축
56 : 전두부
301 : 항공 운행체
500 : 탄두

Claims (1)

1. 본 발명의 항공 운행체 탄두는 비행중에 공기역학적 기동성을 제공하기 위한 다수의 가동 수직 안정 날개 및 운행체에 추력을 제공하기 위한 추진 장치를 갖고 있는 형태의 항공 운행체에 있어서, 추진 장치의 외형과 일치하는 후미부 위치에서 중심부, 탄두 머리 방향으로 전두부를 포함하며,
   중심부에서 후미부는 순차적으로 크지는 원기둥의 중심축을 형성하고, 중심축의 외부면에 제2 살이 다수개 형성하며,
   전두부에서 중심부는 순차적으로 크지는 원뿔의 중심축을 형성하고, 중심축의 외부면에 제1 살이 다수개 형성하며,
   외력의 저항력을 낮추기 위해 후미부, 중심부, 전두부는 이음매없는 일체형을 이루어진 것을 특징으로 하는 항공 운행체 탄두.

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