KR20150094606A

KR20150094606A - 조합된 스티어링 및 항력-저감 디바이스

Info

Publication number: KR20150094606A
Application number: KR1020157013144A
Authority: KR
Inventors: 앙드르 피페; 파스깔 꼬베; 장-미셸 랄리외
Original assignee: 록셀 프랑스; 헤라클리
Priority date: 2012-10-22
Filing date: 2013-10-21
Publication date: 2015-08-19
Also published as: EP2909571B1; US20150276362A1; IL238405B; US9500456B2; WO2014064055A1; KR102033205B1; EP2909571A1; FR2997179A1; IL238405A0; FR2997179B1

Abstract

본 발명은, 미사일이 스티어링되는 주 축선 (11) 을 따라 연속적으로 배치된 베이스 (13) 및 상부 부분을 포함하는 미사일용의 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스에 관한 것이다. 유리하게는, 상기 디바이스는 가압 가스 발생기 (35) 및 적어도 하나의 측면 추력기 (20) 를 포함하고, 상기 측면 추력기는, - 상기 발생기 (35) 에 의해 전달된 가스를 팽창시킴으로써 추력을 제공하도록 구성되고 상기 주 축선 (11) 에 대해 실질적으로 수직한 축선에 관해 배향될 수 있는 적어도 하나의 노즐 (38a, 38b), - 상기 발생기 (35) 에 의해 전달된 가스를 팽창시켜 상기 주 축선 (11) 에 대해 실질적으로 수직한 상기 베이스 (13) 의 출구 섹션 (43) 을 통해 배출하도록 구성된 적어도 하나의 안정화 챔버 (39) 를 포함한다.

Description

조합된 스티어링 및 항력-저감 디바이스{COMBINED STEERING AND DRAG-REDUCTION DEVICE}

본 발명은 미사일용의 고체-장약 로켓 모터 및 스티어링 제어 시스템의 분야에 관한 것이다. 보다 구체적으로, 본 발명은 측면 추력기를 이용하여 궤적을 제어하고 항력을 저감하기 위한 조합된 디바이스에 관한 것이다. 이 디바이스는 고체, 액체 또는 하이브리드 추진과 같은 모든 미사일 주 추진 기술에 적용될 수 있다.

현재의 하나의 미사일 디자인은, 네비게이션의 주 축선에 관해 일반적으로 원통형이고 내부에 고체 장약 로켓 모터가 위치하는 본체를 포함한다. 또한, 이러한 미사일 디자인은 특히 미사일의 본체의 후방 부분에 고정된 세트로 된 윙들 및 공기역학적 제어 표면들을 포함한다. 예를 들어 4 개가 존재하고 본체의 원형 둘레 주위에 균일하게 분포된 이러한 세트로 된 윙들은 비행 미사일의 리프트를 향상시키고 또한 윙 부분들의 배향을 변경함으로써 피치, 요 및 롤의 3 개의 축선들 중심으로 미사일의 스티어링을 허용한다. 미사일 성능, 특히 저속 또는 중속에서의 민첩성을 향상시키기 위하여, TVC (Thruster Vector Control) 의 헤딩하에 조합된 다양한 디바이스들이 알려져 있다. 따라서, 이동가능하거나 제트 디플렉터를 구비한 분기 노즐들은 로켓 모터의 분기 노즐에서 발생된 추력의 배향을 변경함으로써 비행 궤적을 제어할 수 있게 한다. 특히 단거리 임무용으로 의도된 미사일의 스티어링을 더 향상시키기 위해서, 측면 추력기로서 통상 불리우는 디바이스가 또한 관심이 되고 있다. 이 디바이스에서, 이차 고체 장약의 연소에 의해 발생되는 하나 이상의 측면 추력은 네비게이션의 세 개의 축, 피치, 요 및 롤에 관해 궤적을 변경하는 것을 허용한다. 측면 추력기를 가지는 디바이스의 최대 유효성은 로켓 모터의 가속 단계중에 얻어지는데, 공기역학적 제어 표면의 유효성은 여전히 이 가속 단계에서 제한된다. 이 단계에서는 매우 작은 반경의 곡률을 갖는 궤도에서 미사일을 스티어링하는 것이 가능하게 된다.

미사일의 범위는 또 다른 기존의 제한사항이다. 주어진 질량의 고체 장약에 대해 미사일의 범위를 증가시키기 위하여, 예를 들어 항력을 감소시키는 것, 환언하면, 공기역학적 난류, 특히 비행 미사일의 웨이크 (wake) 에서의 난류에 의해 발생된 손실을 제한하는 것에 대한 시도가 행해지고 있다. 날개의 형상, 미사일의 후방동체 (afterbody) 또는 다른 구성요소의 디자인을 통해, 이 손실을 제한하고 로켓 모터의 범위를 증가시킬 수 있다.

따라서, 단거리 미사일에 대해 소망은 더 양호한 스티어링성을 달성하는 것이고, 장거리 임무에 대해서는 항력 계수의 저감이 예상된다. 기존의 전용 시스템은 이러한 두 가지 문제에 대한 효과적인 해결책을 제공하지 못하고 있다. 따라서 로켓 모터는 자신의 용도에 따라 분류되어야 한다. 무기 시스템을 통합하고 따라서 수송 및 발사 차량에서 운반될 장비의 수 및 질량을 제한하려는 목적으로, 단거리 임무에 대해서는 더 양호한 스티어링성을 그리고 장거리 임무에 대해서는 항력 계수의 저감을 허용하는 유용한 시스템을 제공하는 것이 요망된다.

따라서, 임무, 특히 소망하는 고도 및 범위가 무엇이건 간에 소망 성능을 달성할 수 있는 능력의 모듈화에 대한 요구, 및 최상의 수의 발사 플랫폼에 적합하도록 미사일을 순응시키는 요구에 대한 해결책이 모색된다.

이를 위해, 본 발명의 일 주제는 미사일의 네비게이션의 주 축선을 따라 연속적으로 배치된 베이스 및 상부 부분을 포함하는 미사일용의 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스이다. 상기 디바이스는 가압 가스 발생기를 포함한다. 고체, 액체 또는 하이브리드 추진제에 기반한 가스 발생기의 사용이 특히 중시된다. 상기 디바이스는 적어도 하나의 측면 추력기를 또한 포함하고, 상기 측면 추력기는 다음의 것을 포함한다:

- 상기 발생기에 의해 전달된 가스를 팽창시킴으로써 추력을 제공하도록 구성되고 상기 주 축선에 대해 실질적으로 수직한 축선을 따라 배향된 적어도 하나의 노즐,

- 상기 발생기에 의해 전달된 가스를 팽창시켜 상기 주 축선에 대해 실질적으로 수직한 상기 베이스의 출구 섹션을 통해 배출하도록 구성된 적어도 하나의 안정화 챔버.

본 발명의 특히 유리한 일 실시형태에서, 상기 디바이스는 상기 주 축선에 대해 실질적으로 수직한 평면에 포함되고 상기 주 축선에 센터링된 정사각형의 4 개의 각각의 코너들에서 상기 미사일의 상기 베이스에 4 개의 측면 추력기들을 포함한다. 상기 측면 추력기들의 각각은 2 개의 노즐들을 포함하고, 노즐들의 각각의 추력들은, 상기 평면에 포함되고 상기 주 축선을 통과하는 축선에 대해 수직한 축선을 따라서 그리고 서로 멀어지는 방향으로 배향되고, 따라서 상기 디바이스는 공간에서 3 개의 방향으로 미사일의 궤적을 제어할 수 있게 구성된다.

본 발명의 가능한 일 실시형태에서, 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스는, 중시된 임무 프로파일과 관련한 성능을 목적으로 사용자가 미사일에 부착하는 것을 선택할 수 있는, 미사일의 디자인 및 그의 주 추진 디바이스와는 독립적으로 모듈형 키트의 형태를 취한다. 환언하면, 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스는 미사일의 베이스에 고정하도록 의도된 제거가능한 고정 수단을 포함한다.

또한, 본 발명은 전술한 특징들을 갖는 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스를 포함하는 미사일에 관한 것이고, 그의 최대 유효성은 주 추진 디바이스의 작동의 말기에 얻어질 것이다.

첨부 도면에 예로 주어지는 몇몇 실시형태들의 상세한 설명을 읽음으로써 본 발명이 더 잘 이해되고 추가의 이점들이 명백해질 것이다.

도 1a 및 1b 는 본 발명의 일 실시형태에 따른 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스를 구비한 미사일을 나타낸 것이다.
도 2a, 2b 및 2c 는 본 발명에 따른 조합된 디바이스를 이용하는 미사일의 궤적의 스티어링의 동작 원리를 설명한 것이다.
도 3 은 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스의 일 실시형태의 단면도이다
도 4 는 도 3 에 도시된 조합된 디바이스에 이용되는 플러그 밸브 타입의 다방향 밸브의 일 실시형태이다.
도 5 는 도 3 에 도시된 조합된 디바이스에 이용되는 니들 밸브 타입의 다방향 밸브의 일 실시형태이다.

명확성을 위해, 여러 개의 도면에서 동일한 요소들은 동일한 도면부호를 갖는다.

도 1a 및 1b 는 본 발명에 따른 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스를 구비한 미사일을 나타낸 것이다. 현재의 디자인에 따르면, 도 1 에 도시된 미사일은 미사일의 네비게이션의 주 축선 (11) 을 중심으로 실질적으로 원통형인 본체 (10) 를 포함한다. 미사일은 주 축선을 따라 연속적으로 배치된 상부 부분 (12) 및 베이스 (13) 를 포함한다.

또한 미사일은 미사일의 본체 (10) 에 고정된 윙들 (14) 의 세트를 포함한다. 도 1a 및 1b 에 4 개가 도시된 이들 윙 (14) 은 본체 (10) 의 원형 둘레 주위에 균일하게 분포되어 있고, 비행 미사일의 리프트를 개선하고 비행 미사일의 궤적을 제어하기 위하여 공지의 기술에 따라 구성된다. 하나 이상의 윙들 또는 윙 부분들의 배향을 변경함으로써, 피치, 요 및 롤의 축들을 중심으로 궤적을 제어하는 것이 가능하다; 도 1a 및 1b 에 도시된 실시형태에서는 롤의 축선이 주 축선 (11) 과 일치한다.

도 1b 는 본 발명의 일 실시형태에 따른 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스 (19) 를 도시한다. 디바이스 (19) 는 미사일의 베이스 (13) 상에 배치된 4 개의 측면 추력기 (20) 를 포함한다. 측면 추력기들 (20) 의 각각은, 윙들 (14) 중의 하나의 연속부에 있어서, 네비게이션의 주 축선 (11) 에 대해 실질적으로 수직한 평면에 포함되고 주 축선 (11) 에 센터링된 정사각형의 4 개의 각각의 코너들에 배치된다. 주 축선 (11) 에 대해 실질적으로 수직하다는 것이 의미하는 것은 주 축선 (11) 에 대해 엄격하게 수직한 축선과 10°미만의 각도를 이루는 임의의 평면이다. 측면 추력기들의 각각은 주 축선에 대해 수직한 평면에 실질적으로 포함된 여러 개의 축들을 따라 추력을 전달할 수 있다. 차후에 상세히 설명되는 바와 같이, 바람직하게는, 측면 추력기들에 의해 전달되는 추력은 예를 들어 고체, 액체 또는 하이브리드 추진제의 연소로부터 유도되는 가압 가스의 팽창에 의해 발생된다.

따라서, 측면 추력기들 (20) 은 적어도 2 개의 노즐들을 포함하고, 노즐들의 각각의 추력들 (21 및 22) 은 서로 멀어지는 방향으로 배향되고, 2 개의 노즐들의 추력의 축들은 베이스 (13) 의 원형 둘레의 중심에 측면 추력기를 연결하는 축선에 대해 실질적으로 수직이다. 베이스 (13) 의 원형 둘레의 중심에 측면 추력기를 연결하는 축선에 대해 실질적으로 수직이라는 의미는 베이스 (13) 의 원형 둘레의 중심에 측면 추력기를 연결하는 축선에 대해 엄격하게 수직인 축선과 10°미만의 각도를 이루는 임의의 축선이다.

또한 측면 추력기 (20) 는 베이스 (13) 의 원형 둘레의 중심에 측면 추력기를 연결하는 축선을 따라서 그리고 미사일의 외측을 향하여 배향된 추력 (22) 을 전달하는 로드-쉐딩 (load-shedding) 오리피스를 포함한다.

차후에 상세히 설명되는 바와 같이, 측면 추력기들의 각각은, 로드-쉐딩 오리피스 또는 노즐들 중의 하나를 선택함으로써, 전달된 추력의 배향을 제어하는 것을 가능하게 하는 지향성-제어 디바이스를 추가로 포함한다.

도 2a, 2b 및 2c 는 도 1a 및 1b 에 도시된 디바이스 (19) 를 이용하는 미사일의 궤적을 제어하는 원리를 설명하고 있다. 측면 추력기들의 추력의 배향의 좌표 제어를 통해, 미사일의 네비게이션의 축들, 피치, 요 또는 롤의 각각에 관한 미사일의 궤적이 변경될 수 있다. 전형적으로, 측면 추력기들이 기준의 카디널 프레임에서 고려되면, 피치 축선에 관한 궤적을 변경하는 것은 동쪽 및 서쪽 추력기들의 추력을 동시에 북쪽 또는 남쪽을 향하여 배향시킴으로써 얻어진다; 로드-쉐딩 오리피스를 통해 발생된 북쪽 및 남쪽 추력기들의 추력들은 서로를 보상한다. 동일한 원리에 의해, 요 축선에 관한 궤적을 변경하는 것은 북쪽 및 남쪽 추력기들의 추력들을 동시에 동쪽 또는 서쪽을 향하여 배향시킴으로써 얻어진다; 로드-쉐딩 오리피스를 통해 발생된 동쪽 및 서쪽 추력기들의 추력들은 서로를 보상한다.

롤 축선의 경우, 첫 번째 솔루션은 북쪽 및 남쪽 추력기들의 각각의 추력을 각각 동쪽 및 서쪽을 향하여 배향시키는 것이다; 로드-쉐딩 오리피스를 통해 발생된 동쪽 및 서쪽 추력기들의 추력들은 서로를 보상한다. 두 번째 솔루션은 북쪽, 동쪽, 남쪽 및 서쪽 추력기들의 각각의 추력을 각각 서쪽, 남쪽, 동쪽 및 북쪽을 향하여 배향시키는 것이다; 이러한 두 번째 솔루션은 첫 번째 솔루션에서보다 두배만큼 큰 미사일에서의 커플을 발생시킨다.

측면 추력기들의 각각에 대해 로드-쉐딩 오리피스를 선택함으로써, 도 2c 에 도시된 바와 같이, 뉴트럴 위치도 가능하다.

따라서, 본 발명에 따른 조합된 디바이스 (19) 는, 미사일의 궤적이 측면 추력기들의 추력들의 배향을 선택함으로써 제어되는 것을 허용한다. 유리하게는, 디바이스는 제어 명령에 따라 측면 추력기들의 각각에 의해 전달된 추력들의 배향을 제어하도록 구성된 전자 제어 모듈을 포함한다.

도 3 은 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스의 일 실시형태의 단면도를 도시한다. 도 3 은 그 본체가 원통형인 미사일의 베이스 (13) 및 윙 구조체 (14) 를 도시하고 있다. 미사일은 미사일의 본체에 저장된 고체 장약을 위한 연소 챔버 (30) 를 포함하는 고체 장약 주 로켓 모터를 구비한다 (장약은 도면에 도시되지 않음). 연소로부터 생성된 가스는 스로트 (31) 를 통과하고 이어서 연소 가스의 팽창을 통해 미사일의 추진을 제공하는 발산 노즐 (32) 을 통과한다. 도 3 의 실시형태에서, 미사일의 본체는 실질적으로 원뿔형 형상의 베이스 제한부 (33) 를 그 후방 단부에 포함한다. 대안의 실시형태에서, 미사일의 본체는 미사일의 본체에 연속하여 원통형인 베이스를 포함한다.

도 3 은 조합된 디바이스 (19) 의 측면 추력기 (20) 를 도시하고 있다. 본 발명에 따른 조합된 디바이스는 하나 또는 수 개의 측면 추력기를 포함할 수도 있다. 참고로, 본 발명에 따른 조합된 디바이스는 도 1a 및 1b 의 문맥에서 설명된 바와 같이 미사일에 배치된 적어도 네 개의 측면 추력기들을 포함한다.

측면 추력기 (20) 는 다음의 것을 포함한다:

- 미사일의 구조부, 도 3 에 도시된 실시형태의 발산 노즐의 스로트와의 연결을 제공하는 지지부 (34),

- 지지부 (34) 에 고정된 가압 가스 발생기 (35),

- 지지부 (34) 에 고정되며, 발생기 (35) 에 의해 가압 가스를 공급받으며, 발생기로부터의 가압 가스가 다음의 구성요소들 중의 하나를 향하여 전달되는 것을 허용하는 지향성-제어 디바이스 (36):

○ 도 1a 및 도 1b 에서 전술된 바와 같이 미사일의 외측을 향해 방사상으로 배향된 추력을 생성하며 가압 가스가 팽창하는 것을 허용하는 로드-쉐딩 오리피스 (37),

○ 도 1a 및 도 1b 에서 전술된 바와 같이, 가압 가스가 팽창하는 것을 허용하며 그럼으로써 측방으로 배향된 추력을 생성하는 좌측 측방 노즐 (38a) 및 우측 측방 노즐 (38b) (도면에는 미도시됨),

○ 가압 가스를 팽창시키고 주 축선 (11) 에 대해 실질적으로 수직한 베이스 (13) 의 출구 섹션 (43) 을 통해 배출시키는 것을 허용하는 안정화 챔버 (39).

지향성-제어 디바이스 (36) 는 이러한 네 개의 구성요소들 중의 하나를 선택하고 발생기로부터의 가압 가스를 선택된 구성요소를 향해 전달하는 역할을 한다.

가압 가스 발생기 (35) 는 바람직하게는, 장약 및 점화 디바이스를 포함하고; 장약은, 점화 디바이스에 의해 개시되는 연소에 의해, 가압 가스의 발생을 허용한다. 발생기 (35) 의 장약은 주 로켓 모터의 것과 동일한 타입일 수도 있거나, 또는 바람직하게는 주 로켓 모터의 것과는 다른 타입일 수도 있다. 고체 추진제와 같은 고체 장약의 사용이 구상된다. 본 발명의 가능한 일 실시형태에서, 가압 가스 발생기는 장약의 연소의 반복적인 소화 및 점화의 제어를 허용하도록 구성된다. 가압 가스 발생기는, 수개의 노즐에 걸친 로드 쉐딩에 의해 연소 압력을 감소시키는, 감소된 소비 타입 또는 소화가능-재점화가능 타입의 작동 모드를 허용하는 특성을 갖는 추진제를 포함한다.

또한, 고체 저감 장약과 연관된 산화 가스 또는 겔로 이루어진 액체 또는 하이브리드 추진제 타입의 장약을 포함하는 가압 가스 발생기가 구상된다.

바람직한 일 실시형태에서, 가압 가스 발생기 (35) 는 토러스 (torus) 의 형상과 유사한, 주 축선 (11) 에 관해 축대칭인 형상을 취한다. 발생기는 여러 가지의 고정 수단에 의해 지지체 (34) 에 고정될 수 있으며, 수개의 공급 덕트들은 발생기로부터 측면 추력기들의 각각의 지향성-제어 디바이스로의 밀봉식 전달을 허용하도록 형성된다. 참고로, 점화 디바이스는 지지체 (34) 부근에 위치하며 고체 장약의 일 단부를 통해 연소를 개시하며, 연소는 미사일의 노우즈를 향해 주 축선에 대해 평행하게 확산된다.

본 발명의 유리한 일 실시형태에서, 지향성-제어 디바이스 (35) 는 플러그 밸브 타입의 다방향 밸브이며, 이의 일 실시형태는 도 4 에 도시되어 있으며 후술한다. 본 발명의 대안의 일 실시형태에서, 지향성-제어 디바이스는 니들 밸브이다.

참고로, 밸브의 활성화는 비례 모드에서 수행된다. 온/오프 모드가 동일하게 적용될 수 있다. 밸브는 전기기계식 또는 전공식 (electropneumatic) 작동 수단을 포함한다.

수개의 측면 추력기들이 존재하는 본 발명의 선호되는 케이스에서, 추력기들의 각각의 지향성-제어 디바이스들의 밸브들은 예를 들어 전기기계식의 동일한 작동 수단을 포함하며, 이는 로켓 모터가 관련된 경우에 소망의 경제적 성과를 제공하고 작동 비용을 감소시키는 것을 가능하게 한다.

가스 발생기의 고체 장약의 연소가 개시하자마자, 가압 가스는, 밸브의 위치에 따라, 노즐들 중의 하나 (38a 또는 38b) 에 또는 로드-쉐딩 오리피스 (37) 에 또는 안정화 챔버 (39) 에 전달된다.

충분히 높은 강도의 추력을 발생시키기 위하여, 노즐들 (38a 및 38b) 은 유리하게는 가스의 초음속 유동을 발생시키도록 구성된다. 이를 달성하기 위하여, 작은 표면적의 보어 섹션이 노즐의 스로트에 채택되는데, 이는 노즐의 스로트를 준비시키기에 충분히 높은 가스 발생기의 압력을 유도한다. 제 1 측면 추력기의 로드-쉐딩 오리피스 (37) 는 제 2 측면 추력기의 노즐과 동시에 선택될 수 있기 때문에, 로드-쉐딩 오리피스의 보어 섹션의 표면적은 가스 발생기의 소망하는 레벨의 압력을 유지하기 위해 노즐의 그것과 동일하게 유지될 필요가 있다.

이러한 방식으로 구성된 노즐들 (38a 및 38b) 및 로드-쉐딩 오리피스 (37) 는 본 발명의 일 양태에 따르면 네비게이션의 세 개의 축들에 관해 미사일의 궤적을 제어하는 것을 가능하게 한다. 주 축선에 대해 실질적으로 수직한 평면으로 추력을 전달함으로써, 디바이스는 미사일의 궤적을 변경하는 커플을 발생시키는 것을 가능하게 한다. 디바이스는 큰 강도의 추력을 발생시키도록 구성될 수 있어서, 매우 작은 곡률 반경으로 궤도 수정을 허용한다. 본 발명에 따른 모멘트-스티어링 디바이스는 따라서, 특히, 높은 수준의 미사일 민첩성이 요구되는 단거리 임무에 매우 적합하다. 또한, 본 발명에 따른 디바이스는 제한되어야 하는 것으로 간주되는 임의의 범위의 운동 모멘트를 갖지 않으며, 이는 임무의 시작시에 "소프트 버티컬 런치 (soft vertical launch)" 프로파일로서 당업자에게 잘 알려진 것과 병합될 필요가 있는 미사일 시스템을 위한 선택의 디바이스를 만든다.

본 발명의 제 2 양태에 따르면, 상기 디바이스는 미사일의 웨이크에서 발생하는 디프레션을 감소할 목적으로 미사일의 베이스의 하류의 주입 가스에 의해 항력 계수를 감소시키는 것을 가능하게 한다. 미사일이 자유 비행하는 때에, 즉 주 로켓 모터의 고체 장약의 연소의 끝남뒤에, 베이스의 하류의 미사일 후방의 공기역학적 교란이 디프레션을 발생시키며 미사일을 느리게 한다. 그래서, 디바이스는 베이스의 하류에 가스를 주입하기 위해 안정화 챔버 (39) 를 이용함으로써 이러한 디프레션을 감소시키도록 요구된다. 미사일의 범위를 개선함으로써, 디바이스는 장거리 임무에 특히 적합하다.

참고로, 측면 추력기들의 각각의 안정화 챔버 (39) 는 서로 자유롭게 소통한다. 도 3 에 도시된 실시형태에서, 디바이스는 측면 추력기들 (20) 의 모두에 공통인 안정화 챔버를 포함한다. 측면 추력기들의 각각의 지향성-제어 디바이스 (36) 는 가압 가스를 이러한 공통의 안정화 챔버를 향해 전달한다.

도 3 에서, 형상이 축대칭인, 측면 추력기들의 각각에 공통인 안정화 챔버 (39) 는 지지체 (34) 에 고정된 두 개의 축대칭 격벽들 (40, 41) 을 이용하여 형성된다. 이들 축대칭 격벽들은, 고체 장약 연소 가스들에 견디고 한편으로는 측면 추력기들 그리고 다른 한편으로는 중앙의 주 로켓 모터를 보호하기 위해 높은 열저항성을 갖는다. 유리하게는, 추가의 열적 보호체 (42) 가 가스 발생기의 고체 장약의 연소 가스들에 노출되는 발산 노즐의 표면에 배치될 수도 있다. 환형 형상의 출구 섹션 (43) 은 발산 노즐과 베이스 제한부 (33) 사이에 형성된다. 안정화 챔버에서의 팽창 이후, 가스들은 주 축선 (11) 에 대해 실질적으로 수직한 이 출구 섹션 (43) 을 통해 배출되며, 따라서 베이스의 하류의 디프레션의 경감에 기여한다. 주 축선 (11) 에 대해 실질적으로 수직이라고 함은 주 축선 (11) 에 대해 엄격하게 수직인 축선과 10°미만의 각도를 이루는 임의의 축선이다.

측면 노즐 (38a, 38b) 및 로드-쉐딩 오리피스 (37) 와는 달리, 안정화 챔버 (39) 의 보어 섹션은 비교적 큰 표면적을 가져서 고체 장약의 연소를 느리게 할 수 있다. 유리하게는, 안정화 챔버는 가스의 아음속 유동을 발생시키도록 구성된다.

도 4 는 도 3 에 도시된 조합된 디바이스에서 사용되는 플러그 밸브의 일 실시형태를 도시하고 있다. 유리하게는, 플러그 밸브 (50) 는, 두 개의 측면 노즐 (38a, 38b) 및 로드-쉐딩 오리피스에 대해, 일정한 보어 섹션을 갖는다. 밸브는 이들 세 개의 위치들 사이에서 폐쇄 위치를 갖지 않는다; 밸브 고장시의 임의의 미제어된 과압의 방지를 목적으로 플러그의 위치가 무엇이던 간에 개방된다. 밸브는 네 개의 가능한 밸브 위치들로부터 선택된 위치 명령에 따라 전자 모듈에 의해 제어된다.

도 5 는 도 3 에 도시된 조합된 디바이스에서 사용되는 니들 밸브의 일 실시형태를 도시하고 있다. 니들 밸브는 이하의 구성요소들을 포함한다:

- 바람직하게는 단일형이며, (내부 압력 부하 및 열기계적 부하에 반발하는) 밸브의 열구조적 온전성을 제공하고, (하나 이상의 입구 덕트로부터의) 연소 챔버로부터의 가스를 운반하고, 다른 구성요소들 (노즐, 니들 및 액추에이터) 과의 인터페이스를 제공하는 밸브 본체 (1),

- 밸브 본체 (1) 에 고정되고, 바람직하게는 단일형이며, 가스들을 가속시키고 추력을 발생시키기 위해 수렴 부분, 스로트 및 발산 부분을 포함하는 노즐 (2),

- 노즐의 축선을 따라 병진 이동되고, 노즐의 스로트가 추력, 모터의 유량 및 작동 압력의 제어를 허용하는 가변 환형 소닉 섹션을 발생시키고, 대안의 기술은 이차원의 또는 구형의 노즐의 스로트를 지나서 플러그를 회전시키도록 되어 있는 니들 (3),

- 니들을 이동시키고, 이를 위해 고려되는 두 개의 활성화 솔루션이 존재하는 활성화 디바이스 (4):

- 자유 니들에 의한 전공 (electropneumatic) 온/오프 타입의 활성화: 니들은 자유 니들의 전방과 후방 사이의 압력의 평형을 제어하는 파일럿 스테이지에 의해 개방 또는 폐쇄 위치에 유지됨. 제 2 파일럿 스테이지 또는 PWM (Pulse Width Modulation) 제어의 사용은 또한 중간 니들 위치들이 제공되는 것을 허용함.

- 니들에서의 직접 작용에 의한 전기기계식 비례 활성화: 니들의 위치는 전동기 및 모션 트랜스듀서 디바이스 (니들/전동기 트랜스미션) 에 의해 연속적으로 변경될 수 있음.

장시간 동안의 고온 작동 및 불활성 매스의 최소화를 허용하도록 복합 열구조적 재료 및 핫 실링 디바이스의 사용이 권장된다.

가스의 온도 및 작동 기간에 따라 잔존 금속 부품들에는 또한 히트 실드가 배치될 수도 있다.

밸브의 배향 및 개수는 시스템의 기능적 요건 (조작 커플, 부하 패턴의 취소 능력, 모터 압력의 변조 등) 및 크기 대 공간에 관한 제약에 따라 적응될 수 있다.

밸브들은 바람직하게는, 공통으로 가스 발생기에 의해 공급되거나, 또는 별개의 가스 발생기들에 의해 개별적으로 공급될 수도 있다.

밸브들의 동시 제어는 유리하게는 다음을 가능하게 한다:

- 추진제의 탄도 특성, 장약의 연소 영역의 변화, 니들/노즐 스로트의 상이한 열팽창, 제조 스프레드에 따라 특히 니들 밸브들의 개방을 조절함으로써 모터의 작동 압력을 조절하는 것;

- 시스템 요건 (순항 비행 단계 또는 부스트중의 조작의 강도) 에 따라 그리고 추진제 소비를 최적화하기 위한 로직에 따라 모터의 작동 압력을 변조하는 것; 특히, 대향 노즐들의 동시 개방은 (부하 패턴을 취소시키는) 결과적인 커플 또는 힘의 발생없이 연소 압력 및 그에 따라 모터 유량의 저감을 가능하게 한다;

- 점화와 같은 일시적 압력 변화 (속도에 이르는데 걸리는 시간을 줄임) 및 부스트와 순항 비행 사이의 천이에서의 일시적 페이즈 중의 모터의 작동을 최적화하고 보호하는 것;

- 압력에서의 통상의 드리프트 (작동 온도, 스로트 부품의 팽창, 제조 스프레드, 열손실의 효과 등에 따른 추진제의 연소 속도의 변화) 를 보상함으로써 모터의 성능을 향상시키는 것.

또한 니들 밸브 타입의 다방향 밸브를 사용하는 것이 고려된다. 심지어 수개의 독립된 단방향 밸브들을 사용하는 것이 고려된다. 도면들에 도시된 조합된 디바이스 및 미사일은 본 발명의 하나의 비제한적인 실시형태를 구성한다는 것에 주목하여야 한다. 이는 특히 도시된 네 개의 윙들을 포함하는 제어 시스템 및 원통형 본체를 포함하는 미사일의 광범위한 시나리오이다. 그러므로, 윙들과 연속하여 미사일의 베이스에 배치되는 네 개의 측면 추력기들을 포함하는 조합된 디바이스가 도시되었다. 그러므로, 측면 추력기들이 2 개의 노즐들을 포함하고, 노즐들의 각각의 추력들은, 평면에 포함되고 주 축선을 통과하는 축선에 대해 수직한 축선을 따라서 그리고 서로 멀어지는 방향으로 배향되는 것이 도시되었다.

이 구성은 미사일의 네비게이션의 주 축선을 따라 연속적으로 배치된 베이스 및 상부 부분을 포함하는 미사일용의 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스에 더 광범위하게 관련된 본 발명에 대해 제한을 두려는 것은 아니다. 디바이스는 가압 가스 발생기 및 적어도 하나의 측면 추력기를 포함하고, 측면 추력기는 이하의 것을 포함한다:

- 발생기에 의해 전달된 가스를 팽창시킴으로써 추력을 제공하도록 구성되고 네비게이션의 주 축선에 대해 실질적으로 수직한 축선을 따라 배향된 적어도 하나의 노즐,

- 발생기에 의해 전달된 가스를 팽창시켜 네비게이션의 주 축선에 대해 실질적으로 수직한 베이스의 출구 섹션을 통해 배출하도록 구성된 적어도 하나의 안정화 챔버.

적어도 하나의 측면 추력기는, 측면 추력기의 노즐 또는 안정화 챔버의 선택을 허용하고 또한 발생기로부터의 가압된 가스를 선택된 노즐 또는 선택된 안정화 챔버를 향하여 전달시키는 것을 가능하게 하는 지향성-제어 디바이스를 포함한다.

유리하게는, 디바이스는 수개의 측면 추력기들, 및 제어 지시에 따라 측면 추력기들의 각 측면 추력기의 지향성-제어 디바이스들을 제어하도록 구성된 제어 모듈을 포함한다.

마지막으로, 또한 본 발명은 전술한 특징들을 갖는 조합된 제어 및 항력 저감 디바이스를 포함하는 미사일에 관한 것이다.

Claims

미사일의 네비게이션의 주 축선 (11) 을 따라 연속적으로 배치된 베이스 (13) 및 상부 부분을 포함하는 미사일용의 조합된 스티어링 및 항력 (drag) 저감 디바이스로서,
상기 디바이스는 가압 가스 발생기 (35) 및 적어도 하나의 측면 추력기 (20) 를 포함하고,
상기 측면 추력기는
- 상기 발생기 (35) 에 의해 전달된 가스를 팽창시킴으로써 추력을 제공하도록 구성되고 상기 주 축선 (11) 에 대해 실질적으로 수직한 축선을 따라 배향된 적어도 하나의 노즐 (38a, 38b),
- 상기 발생기 (35) 에 의해 전달된 가스를 팽창시켜 상기 주 축선 (11) 에 대해 실질적으로 수직한 상기 베이스 (13) 의 출구 섹션 (43) 을 통해 배출하도록 구성된 적어도 하나의 안정화 챔버 (39)
를 포함하는, 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스.
제 1 항에 있어서,
적어도 하나의 측면 추력기 (20) 는, 상기 측면 추력기 (20) 의 노즐 (38a, 38b) 또는 안정화 챔버 (39) 의 선택을 허용하고 또한 상기 발생기 (35) 로부터의 가압된 가스를 선택된 노즐 (38a, 38b) 또는 선택된 안정화 챔버 (39) 를 향하여 전달시키는 지향성-제어 디바이스 (directional-control device: 36) 를 포함하는 것을 특징으로 하는 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스.
제 2 항에 있어서,
상기 지향성-제어 디바이스는 플러그 밸브 (50) 타입의 다방향 (multi-way) 밸브를 포함하는 것을 특징으로 하는 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스.
제 2 항에 있어서,
상기 지향성-제어 디바이스는 니들 밸브 타입의 단방향 또는 다방향 밸브를 포함하는 것을 특징으로 하는 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스.
제 2 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 지향성-제어 디바이스는 전기기계식 또는 전공식 (electropneumatic) 작동 수단을 포함하는 것을 특징으로 하는 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스.
제 1 항 내지 제 5 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 가압 가스 발생기 (35) 는 장약 (charge) 및 점화 디바이스를 포함하고, 상기 장약은 상기 점화 디바이스에 의해 개시되는 연소에 의해 가압 가스가 발생되는 것을 허용하는 것을 특징으로 하는 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스.
제 6 항에 있어서,
상기 장약은 고체 추진제, 또는 액체 추진제, 또는 겔 형태의 추진제로 이루어지는 것을 특징으로 하는 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스.
제 6 항 또는 제 7 항에 있어서,
상기 가압 가스 발생기 (35) 는 상기 장약의 연소의 소화 및 반복 점화의 제어를 허용하도록 구성된 것을 특징으로 하는 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스.
제 1 항 내지 제 8 항 중 어느 한 항에 있어서,
적어도 하나의 측면 추력기 (20) 의 적어도 하나의 노즐 (38a, 38b) 은 가스의 초음속 유동을 발생시키도록 구성된 것을 특징으로 하는 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스.
제 1 항 내지 제 9 항 중 어느 한 항에 있어서,
적어도 하나의 측면 추력기 (20) 의 적어도 하나의 안정화 챔버 (39) 는 가스의 아음속 유동을 발생시키도록 구성된 것을 특징으로 하는 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스.
제 1 항 내지 제 10 항 중 어느 한 항에 있어서,
수개의 측면 추력기들 (20) 을 포함하고, 상기 측면 추력기들 (20) 의 안정화 챔버들 (39) 은 서로 자유롭게 연통하고, 또한 상기 주 축선 (11) 에 대해 실질적으로 수직한 출구 섹션 (43) 을 통해 가스를 배출하도록 구성된 것을 특징으로 하는 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스.
제 2 항 내지 제 5 항 중 어느 한 항에 있어서,
수개의 측면 추력기들 (20), 및 제어 지시에 따라 상기 측면 추력기들 (20) 의 각 측면 추력기의 지향성-제어 디바이스들 (36) 을 제어하도록 구성된 제어 모듈을 포함하는 것을 특징으로 하는 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스.
제 1 항 내지 제 12 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 주 축선 (11) 에 대해 실질적으로 수직한 평면에 포함되고 상기 주 축선 (11) 에 센터링된 정사각형의 4 개의 각각의 코너들에서 상기 미사일의 상기 베이스 (13) 에 배치되도록 의도된 4 개의 측면 추력기들 (20) 을 포함하고,
상기 측면 추력기들 (20) 의 각각은 2 개의 노즐들 (38a, 38b) 을 포함하고, 상기 노즐들의 각각의 추력들은, 상기 평면에 포함되고 상기 주 축선 (11) 을 통과하는 축선에 대해 수직한 축선을 따라서 그리고 서로 멀어지는 방향으로 배향되고,
따라서 상기 디바이스는 공간에서 3 개의 방향으로 미사일의 궤적을 제어할 수 있게 구성된 것을 특징으로 하는 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스.
제 1 항 내지 제 13 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 미사일의 상기 베이스에 고정되도록 의도된 제거가능한 고정 수단을 포함하는 것을 특징으로 하는 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스.
제 1 항 내지 제 14 항 중 어느 한 항에 따른 조합된 스티어링 및 항력 저감 디바이스를 포함하는 미사일.