KR20160036014A - Bending type control wing of missile - Google Patents

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Abstract

The present invention relates to a bending modification-type control wing of a guided missile, capable of precisely controlling a trajectory of the guided missile, by controlling the control wing of the guided missile in the direction curved by a piezoelectric unit in an unfolded state of the control wing of the guided missile. According to the present invention, the bending modification-type control wing of a guided missile relates to a guided missile equipped with a body (10), and a control wing (20) installed with a plurality of wing units (21) to control the trajectory along the circumference of the body (10). The wing units (21) include a piezoelectric driving unit (22) integrally attached to the wing units (21), expanded or contracted when being applied to a voltage, for bending and modifying the wing units (21) to bend the remaining portion in any one direction in comparison with the front end of the wing units (21).

Description

유도탄의 굽힘 변형식 조종날개{Bending type control wing of missile}{Bending type control wing of missile}

본 발명은 유도탄의 탄도를 제어하는 유도탄의 조종날개에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는 상기 유도탄의 조종날개가 전개된 상태에서 상기 유도탄의 조종날개를 압전구동부에 의해 휘어지도록 제어함으로써, 상기 유도탄의 탄도를 정밀하게 제어할 수 있는 유도탄의 굽힘 변형식 조종날개에 관한 것이다.[0001] The present invention relates to a control vane of a guided car that controls the trajectory of a guided car, and more particularly, to a control vane of a guided car that controls a pilot vane of the guided car by a piezoelectric drive unit, Which can precisely control the bending of the bogie.

개인 병사가 휴대한 상태에서 운용되는 초소형 유도탄은 상기 유도탄의 둘레에 설치되는 조종날개에 의해 탄도가 제어된다.The micro-pilot missile that is operated while the personal soldier is carried is controlled by the pilot wing installed around the missile.

이러한 유도탄의 탄도제어는 일반적으로 공력제어와 추력벡터제어로 구분된다. 상기 유도탄의 상기 초소형 유도탄의 탄도제어는 조준 오차나 환경조건 변화에 의한 오차를 보상함으로써, 명중률을 향상시킨다. 특히, 상기 유도탄의 종말 탄도제어는 이동표적을 효율적으로 제압하기 위해 필요한 기술이다.Ballistic control of these missiles is generally divided into aerodynamic control and thrust vector control. The ballistic control of the micro-guided missile of the guided vehicle improves the accuracy by compensating for the error caused by the aiming error or environmental condition change. Especially, the end ballistic control of the missile is a technique necessary for effectively suppressing the moving target.

상기 공력제어는 유도탄의 둘레에 설치된 상기 조종날개의 각도를 구동장치를 이용하여 변화시켜 상기 유도탄에 작용하는 공력을 제어함으로써, 상기 유도탄의 탄도를 제어하는 방법이다. 한편, 추력벡터제어는 상기 유도탄에서 분사 노즐의 각도를 제어하거나, 측추력기를 작동시켜 추력방향을 제어함으로써 유도탄의 제어하는 방법이다.The aerodynamic control is a method of controlling the trajectory of the guided vehicle by controlling the aerodynamic force acting on the guided car by changing the angle of the control vane provided around the guided car using a driving device. On the other hand, the thrust vector control is a method of controlling the guided vehicle by controlling the angle of the injection nozzle in the guided vehicle or controlling the thrust direction by operating the side thrusters.

상기 공력제어는 운용고도가 높아질수록 공기밀도가 낮아져서 조종날개의 조종각 변화에 대한 탄에 작용하는 공력변화의 민감도가 감소하므로 탄도제어 효과가 감소하는 한계가 있다. 이를 보상하기 위해서는 충분한 공력변화를 얻을 수 있도록 상기 조종날개의 조종각 범위가 커져야 하는 문제점이 있다.The aerodynamic control is limited in that the air density is lowered as the operating altitude is higher, and the sensitivity of the aerodynamic change acting on the coils for the control angle change of the control vanes is reduced, thereby reducing the trajectory control effect. In order to compensate for this, there is a problem that the steering angle range of the control blade must be increased to obtain sufficient aerodynamic change.

아울러, 추력벡터제어의 경우에는 초기의 기동력과 안정성, 수직발사시의 유효성, 낮은 공력저항 등의 장점이 있으나, 추진모터가 연소되는 동안만 제어가 되는 한계가 있다.In addition, the thrust vector control has advantages such as initial maneuverability and stability, effectiveness in vertical firing, low aerodynamic resistance and the like, but there is a limit to be controlled only during the combustion of the propulsion motor.

개인병사용 초소형 유도탄은 공기밀도가 높은 저고도 영역에서 운용되며, 상기 유도탄의 종말탄도제어가 중요하므로, 추진모터의 연소가 종료된 후에도 계속해서 요구된다. 따라서, 상기 초소형 유도탄의 종말탄도제어에 있어서 공력을 제어하는 방법을 우선하는 것이 적합하고, 조종날개의 각 변위가 크기 않아도 충분한 공력변화를 얻을 수 있으므로, 목표하는 성능을 충족할 수 있다.Since the tail gun used for individual bottles is operated in a low-altitude region where air density is high and the control of the trajectory of the endurance balloon is important, it is required continuously after the end of combustion of the propulsion motor. Therefore, it is preferable to give priority to the method of controlling the aerodynamic force in controlling the trajectory of the microballoon, and sufficient aerodynamic force change can be obtained even if the angular displacement of the control blade is small, so that the desired performance can be satisfied.

한편, 종래에는 상기 유도탄의 외측 둘레에 설치되는 조종날개와, 상기 조종날개를 구동하기 위한 구동기가 별도로 설치되어 있었다. 즉, 상기 구동기가 상기 유도탄의 몸체 내부에 설치되어, 상기 구동기와 상기 조종날개를 기어나 링크 등의 기구적인 연결 수단을 이용하여 동력이 전달되도록 해야 하는 바, 그 구조가 복잡하여, 제한된 부피를 갖는 상기 초소형 유도탄에 적용하는데 문제점이 있었다.Conventionally, a steering wing provided on the outer periphery of the guide cylinder and a driver for driving the steering wing are separately provided. That is, the driver is installed inside the body of the missile, so that the driver and the control vane are required to transmit power using mechanical connection means such as a gear or a link. Due to the complicated structure, The present invention has been made in view of the above problems occurring in the prior art.

또한, 상기 조종날개는 큰 공력부하 상태에서 작동해야 하므로, 구동기의 작동력은 크고, 상기 조종날개 및 상기 구동기와 상기 조종날개를 기구적으로 연결하는 연결수단의 강도도 커야 하지만, 크기가 소형화될수록 작동력과 강도는 감소하는 문제점이 있다.In addition, since the control vane has to operate in a large aerodynamic load condition, the actuating force of the actuator is large and the strength of the control means for mechanically connecting the control vane and the actuator to the control vane must be high. However, And the strength is decreased.

아울러, 상기 유도탄의 휴대성과 운용성을 높이기 위해서 접철식 조종날개 구조를 적용하여 부피를 최소화하는 것이 필수적이나 종래의 조종날개/구동기 분리형 구조에서 동력전달 기구를 고려한 복잡한 구조의 접철식 조종날개를 상기 초소형 유도탄의 제한된 부피내에서 적용하는데 문제점이 있었다.In order to enhance the portability and operability of the missile, it is necessary to minimize the volume by applying the folding type control wing structure. However, the folding type control wing having a complicated structure considering the power transmission mechanism in the conventional control wing / There is a problem in applying it within a limited volume.

한편, 하기의 선행기술문헌은 '휴대용 유도탄 조종날개 조정 장치'에 관한 것으로서, 유도탄 사출 직후 조종날개가 신속하게 전개되도록 함과 동시에 전개된 날개가 다시 접히지 않도록 고정하는 장치에 관한 기술이 개시되어 있다.[0003] Meanwhile, the following prior art document relates to a 'portable pilot gun control blade adjusting device', which discloses a device relating to an apparatus for quickly deploying a pilot blade immediately after injecting shotgun and fixing the unfolded blade again .

KR 10-1338177 B1KR 10-1338177 B1

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위해 발명된 것으로서, 초소형 유도탄의 외측에 설치되어 상기 유도탄의 종말탄도를 제어하는 조종날개를 제어하기 위해, 상기 조종날개에 상기 조종날개와 일체로 전압의 인가에 따라 변형되는 방향과 크기가 변하는 압전부에 의해 날개부가 변형되는 유도탄의 굽힘 변형식 조종날개를 제공하는데 목적이 있다.SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made to solve the above-mentioned problems, and it is an object of the present invention to provide a control method for controlling a control vane that is installed outside a micro- Which is deformed in accordance with a change in a direction and a size of the wing portion.

상기와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 유도탄의 굽힘 변형식 조종날개는, 몸체와 상기 몸체의 둘레를 따라 탄도를 제어하도록 복수로 날개부가 설치되는 조종날개를 구비한 유도탄에 있어서, 상기 날개부에는, 상기 날개부에 일체로 부착되고, 전압이 인가되면 팽창되거나 수축되면서, 상기 날개부의 전단에 비하여 나머지 부분이 어느 한 방향으로 휘어지도록 상기 날개부를 굽힘변형시키는 압전구동부를 포함하는 것을 특징으로 한다In order to achieve the above object, according to the present invention, there is provided a guided vehicle having a control wing having a plurality of wing portions for controlling the trajectory along a body and a circumference of the body, And a piezoelectric driving part for integrally attaching to the wing part and bending and deforming the wing part so that the remaining part is bent in one direction as the wing part is expanded or contracted when a voltage is applied thereto, do

상기 날개부와 상기 압전구동부는 상기 유도탄의 폭방향에 비하여 길이방향이 길게 형성되는 것을 특징으로 한다.And the wing portion and the piezoelectric driving portion are formed to be longer in the longitudinal direction than the width direction of the guide car.

상기 압전구동부에 인가되는 전압의 극성에 따라 상기 날개부가 휘어지는 방향이 반전되는 것을 특징으로 한다.And a direction in which the wing portion is bent is reversed according to a polarity of a voltage applied to the piezoelectric driving portion.

상기 날개부는 상기 압전구동부에 인가되는 전압이 증가할수록 더 많이 휘어지는 것을 특징으로 한다.The wing portion is further bent as the voltage applied to the piezoelectric driving portion increases.

상기 날개부는 상기 몸체에 접철가능하게 설치되는 것을 특징으로 한다.And the wing portion is foldably installed on the body.

상기 날개부는 상기 몸체에 연결되는 전단을 제외한 나머지 부분은 상기 몸체와 간격을 두고 설치되는 것을 특징으로 한다.And the remainder of the wing portion except for the front end connected to the body is spaced apart from the body.

상기와 같은 구성을 갖는 본 발명에 따른 유도탄의 굽힘 변형식 조종날개에 따르면, 유도탄의 내부에 설치되는 구동기, 상기 구동기와 조종날개를 연결하는 동력전달기구가 필요없어지고, 간단한 구조로 전압인가에 따라 압전부를 변형시킴으로써 전체 조종날개의 굽힘방향과 굽힘정도를 제어하는 것으로써, 상기 유도탄의 탄도를 변화시킬 수 있다.According to the bent wing of the present invention having the above-described configuration, the driver provided inside the guide cylinder and the power transmission mechanism connecting the driver and the control vane are not needed, By controlling the bending direction and degree of bending of the entire control blade by deforming the piezoelectric portion, the trajectory of the guided vehicle can be changed.

또한, 상기 조종날개는 구조와 작동방식이 매우 간단하므로, 개인 병사들이 휴대하는 초소형 유도탄에도 적용하기가 용이하고, 상대적으로 큰 작동력으로 조종날개의 굽힘을 제어할 수 있다.In addition, since the structure and operation of the control vane are very simple, it is easy to apply to an ultra-small guidance car carried by individual soldiers, and the bending of the control vane can be controlled with a relatively large operating force.

도 1은 본 발명에 따른 유도탄의 굽힘 변형식 조종날개가 적용된 유도탄을 도시한 사시도.
도 2a는 본 발명에 따른 유도탄의 굽힘 변형식 조종날개에서 전원이 인가되기 전의 상태에서 상기 조종날개와 압전구동부를 도시한 개략도이고, 도 2b 및 도 2c는 전압이 인가됨에 따라 상기 압전구동부와 상기 조종날개가 휘어지는 상태를 도시한 개략도.
도 3a는 본 발명에 따른 유도탄의 굽힘 변형식 조종날개가 적용된 유도탄이 발사관에 조종날개가 접힌 상태로 장착된 상태를 나타난 개략도이고, 도 3b는 본 발명에 따른 유도탄의 굽힘 변형식 조종날개가 적용된 유도탄이 발사관으로부터 발사되어 조종날개가 전개된 상태를 나타낸 개략도.
도 4a 내지 도 4b는 본 발명에 따른 유도탄의 굽힘 변형식 조종날개가 압전구동부의 작동에 의해 서로 다른 방향으로 휘어진 상태를 도시한 정면도.Brief Description of the Drawings Fig. 1 is a perspective view showing a guided vehicle to which a bending-transformable wing of a guided vehicle according to the present invention is applied.
FIG. 2A is a schematic view showing the control blade and the piezoelectric driver in a state before the power is applied in the bending transformer of the touring car according to the present invention. FIGS. 2B and 2C are cross- A schematic diagram showing a state in which a control wing is bent.
FIG. 3A is a schematic view showing a state in which a pilot gun to which a bending-type control wing of a guide bogie according to the present invention is applied is installed in a folding tube in a state where the pilot wing is folded. FIG. 3B is a cross- Fig. 5 is a schematic view showing a state in which a pilot missile is fired from a launch tube and a control wing is deployed. Fig.
FIGS. 4A and 4B are front views showing a state in which the bending modification type steering wing according to the present invention is bent in different directions by the operation of the piezoelectric driving part. FIG.

이하 첨부된 도면을 참조로 하여 본 발명에 따른 유도탄의 굽힘 변형식 조종날개에 대하여 자세히 설명하기로 한다.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The above and other objects, features and advantages of the present invention will be more apparent from the following detailed description taken in conjunction with the accompanying drawings, in which: FIG.

본 발명에 따른 유도탄의 굽힘 변형식 조종날개는, 몸체(10)와 상기 몸체(10)의 둘레를 따라 탄도를 제어하도록 복수로 설치되는 조종날개(20)를 구비한 유도탄에서, 상기 유도탄의 몸체에 전단에 연결되게 설치되는 날개부(21)와, 상기 날개부(21)에 밀착되게 설치되고, 전압이 인가되면 상기 몸체(10)의 길이방향을 따라 변형되면서 상기 날개부(21)가 휘어지도록 하는 압전구동부(22)를 포함한다.The bending modification type steering wing according to the present invention comprises a body 10 and a steering wing 20 provided in plural to control the trajectory along the circumference of the body 10, And the wing portion 21 is bent while being deformed along the longitudinal direction of the body 10 when a voltage is applied to the wing portion 21, And a piezoelectric driver 22 for driving the piezoelectric actuator.

유도탄은 몸체(10)와, 상기 몸체(10)의 둘레를 따라 복수로 설치되고, 상기 유도탄의 탄도를 제어하는 조종날개(20)가 설치된다.A plurality of guide rails are provided along the circumference of the body 10 and a control vane 20 for controlling the trajectory of the guide car is installed.

상기 몸체(10)의 내부에 목표에서 폭발하는 탄두, 상기 유도탄을 추진하기 위한 추진체 등이 설치된다.A warhead for exploding the target, and a propellant for propelling the guided missile are installed in the body 10.

상기 조종날개(20)는 바람직하게는 상기 몸체(10)를 따라 일정한 간격으로 설치되는 날개부(21)와 상기 날개부(21)의 표면에 부착되어 전원 인가에 따라 변형되면서 상기 날개부(21)의 굽힘으로 제어하는 압전구동부(22)를 포함한다. The control vane 20 is preferably attached to the surface of the wing portion 21 at a predetermined interval along the body 10 and is attached to the surface of the wing portion 21 so that the wing portion 21 And a piezoelectric actuator 22 for controlling the piezoelectric actuator 22 by bending.

날개부(21)는 상기 몸체(10)에 접철가능하게 설치되고, 발사관(30)의 내부에서는 상기 유도탄의 몸체(10)에 밀착되도록 접혀있고, 상기 발사관(30)에서 발사되면 별도의 전개장치에 의해서 상기 몸체(10)와 수직하도록 전개된다. 특히, 상기 날개부(21)는 압전구동부(22)에 의해서 변형될 수 있도록 상기 몸체(10)에 연결되는 전방을 제외한 부분은 상기 몸체(10)와 간격을 두고 분리되는 것이 바람직하다. 즉, 상기 날개부(21)는 상기 날개부(21)의 전방을 제외한 나머지 부분이 상기 날개부(21)의 길이방향을 따라 상기 몸체(12)와 일정한 간격을 형성한다.The wing portion 21 is foldably installed on the body 10 and is folded to be in close contact with the body 10 of the guide car in the inside of the launch tube 30. When the wing portion 21 is fired from the launch tube 30, So as to be perpendicular to the body 10. Particularly, the wing portion 21 may be separated from the body 10 by a distance apart from a front portion of the wing portion 21, which is connected to the body 10 so as to be deformed by the piezoelectric driving portion 22. That is, the wing portion 21 has a predetermined distance from the body 12 along the longitudinal direction of the wing portion 21 except the front portion of the wing portion 21.

상기 날개부(21)는 상기 몸체(10)에 접철가능하게 설치되는데, 이는 통상적인 기술이므로 자세한 설명은 생략하기로 한다.The wing portion 21 is foldably installed on the body 10, which is a conventional technique, and thus a detailed description thereof will be omitted.

압전구동부(22)는 상기 조종날개(20)의 측면에 부착된다. 상기 압전구동부(22)는 전원이 인가되면, 인가되는 전원의 극성에 따라 팽창하거나 수축하는 변형이 발생하는 소재이다. 상기 압전구동부(22)는 판형(板形)으로 형성되어, 일측 표면은 상기 조종날개(20)의 측면에 부착되고, 그 반대쪽 표면이 외부로 노출된다. 상기 압전구동부(22)는 스스로 변형되지 않는 상기 날개부(21)에 부착되어 상기 날개부(21)의 전단에 대하여 나머지 부분이 어느 한 방향으로 휘어지도록 상기 날개부(21)를 굽힘변형시킨다. 상기 압전구동부(22)는 전단은 상기 몸체에 연결된 상기 날개부(21)의 전단에 부착되고, 상기 압전구동부(22)의 나머지 부위는 상기 날개부(21)의 나머지 부위, 즉 상기 몸체와 이격된 부위에 부착된다. The piezoelectric driver 22 is attached to the side surface of the control vane 20. When the power is applied, the piezoelectric driving part 22 is deformed to expand or contract depending on the polarity of the applied power. The piezoelectric driving part 22 is formed in a plate shape so that one surface is attached to the side surface of the control vane 20 and the other surface is exposed to the outside. The piezoelectric driving part 22 is attached to the wing part 21 which is not deformed by itself and bends and deforms the wing part 21 so that the remaining part of the wing part 21 is bent in one direction with respect to the front end of the wing part 21. The front end of the piezoelectric driving part 22 is attached to the front end of the wing part 21 connected to the body and the remaining part of the piezoelectric driving part 22 is separated from the remaining part of the wing part 21, Lt; / RTI >

따라서, 상기 압전구동부(22)는 평상시에는 상기 조종날개(20)와 평행한 평면을 유지하지만, 전원이 인가되면, 상기 조종날개(20)를 어느 한 쪽으로 휘어지게 한다. 즉, 상기 압전구동부(22)는 양쪽 표면을 통하여 전원이 인가되면, 상기 압전구동부(22)는 팽창되거나 수축되지만, 날개부(21)는 팽창되거나 수축되지 않으므로, 상기 날개부(21)는 상기 압전구동부(22)의 팽창 또는 수축에 따라 굽힘변형이 발생하여, 상기 조종날개(20)의 어느 한 방향으로 휘어진다. 상기 압전구동부(22)는 공급되는 전원에 의해 팽창되거나 수축되는데, 상기 날개부(21)에 부착된 면은 팽창되거나 수축하는데 제한이 있어, 외부로 노출되는 면과 다른 비율로 팽창되거나 수축되므로 실질적으로 굽힘변형이 발생한다. 따라서, 상기 압전구동부(22)가 수축되면 상기 날개부(21)의 후미는 압전구동부(22)가 위치한 쪽으로 휘어지고(도 2b 참조), 상기 압전구동부(22)가 팽창되면 상기 날개부(21)의 후미는 압전구동부(22)가 위치한 반대편으로 휘어진다(도 2c 참조).Therefore, the piezoelectric driving part 22 normally maintains a plane parallel to the control vane 20, but when the power is applied, the control vane 20 is bent to one side. That is, when the power is applied to both sides of the piezoelectric driving part 22, the piezoelectric driving part 22 expands or contracts. However, since the wing part 21 does not expand or contract, Bending deformation occurs due to the expansion or contraction of the piezoelectric drive part 22 and the bending of the control blade 20 in one direction. Since the surface of the wing portion 21 that is attached to the wing portion 21 expands or shrinks due to the supplied power source and is expanded or contracted at a ratio different from that of the surface exposed to the outside, So that bending deformation occurs. 2B). When the piezoelectric driving unit 22 is expanded, the wings 21 are bent toward the wings 21 (see FIG. 2B). When the piezoelectric driving unit 22 is expanded, ) Is bent to the opposite side on which the piezoelectric driver 22 is located (see Fig. 2C).

한편, 상기 압전구동부(22)의 팽창 또는 수축은 상기 압전구동부(22)에 인가되는 전원의 극성에 따라 결정된다.On the other hand, the expansion or contraction of the piezoelectric driver 22 is determined according to the polarity of the power source applied to the piezoelectric driver 22.

또한, 상기 압전구동부(22)이 팽창되거나 수축되는 정도는 전원의 크기에 따라 결정되는 바, 전원의 크기가 커질수록 상기 조종날개(20)의 굽힘정도가 커지게 된다.The extent to which the piezoelectric driver 22 expands or shrinks is determined according to the size of the power source. As the size of the power source increases, the degree of bending of the control blade 20 increases.

따라서, 상기 날개부(21)에 상기 압전구동부(22)가 부착된 상태에서 상기 압전구동부(22)에 전원을 인가하여 팽창되거나 수축되도록 함으로써, 상기 조종날개(20)가 어느 한 쪽으로 휘어지도록 한다.Accordingly, when the piezoelectric actuating part 22 is attached to the wing part 21, the piezoelectric actuating part 22 is energized and expanded or contracted so that the actuating wing 20 is bent to one side .

예컨대, 도 2a에 도시된 바와 같이, 상기 날개부(21)에 상기 압전구동부(22)가 부착되어 있지만, 전원이 인가되지 않은 상태에서는 상기 압전구동부(22)가 팽창하거나 수축되지 않으므로 상기 날개부(21)는 상기 유도탄의 몸체(10)와 수직한 상태를 유지한다.For example, as shown in FIG. 2A, the piezoelectric driver 22 is attached to the wing 21, but the piezoelectric driver 22 does not expand or contract when power is not applied. (21) maintains a state perpendicular to the body (10) of the guided missile.

이러한 상태에서, 도 2b 또는 도 2c와 같이, 상기 압전구동부(22)에서 상기 날개부(21)에 부착되는 면이 접지된 상태에서 상기 압전구동부(22)의 외부로 노출된 표면으로 전원이 인가되면, 상기 압전구동부(22)가 길이방향으로 변형하면서 상기 날개부(21)는 어느 한 방향으로 휘어지도록 한다. 예컨대, 도 2b에서와 같이, 상기 압전구동부(22)가 수축되도록 전원이 인가되면, 상기 날개부(21)는 후단이 상기 압전구동부(22)가 위치한 쪽으로 휘어지고, 도 2c에서와 같이, 상기 압전구동부(22)가 팽창되도록 전원이 인가되면, 상기 날개부(21)는 후단이 상기 압전구동부(22)가 위치한 쪽의 반대쪽으로 휘어지도록 변형된다. 상기 압전구동부(22)는 상기 날개부(21)와 함께 변형되는데, 상기 날개부(21)에서 상기 몸체에 부착연결되는 부위를 제외한 부분에서 상기 압전구동부(22)와 상기 날개부(21)가 변형된다. 또한, 상기 압전구동부(22)와 상기 날개부(21)는 만곡되는 형태로 휘어지게 굽힘변형된다.2B or 2C, power is applied to the surface exposed to the outside of the piezoelectric driving part 22 in a state where the surface of the piezoelectric driving part 22 attached to the wing part 21 is grounded The piezoelectric driving part 22 is deformed in the longitudinal direction so that the wing part 21 is bent in one direction. For example, as shown in FIG. 2B, when power is applied so that the piezoelectric driving part 22 is contracted, the rear end of the wing part 21 is bent toward the piezoelectric driving part 22, When the power is applied to the piezoelectric actuator 22 to expand, the wing 21 is deformed such that its rear end is bent toward the opposite side of the side where the piezoelectric actuator 22 is located. The piezoelectric driving part 22 is deformed together with the wing part 21. The piezoelectric driving part 22 and the wing part 21 are formed at a portion of the wing part 21 other than a part connected to the body, . In addition, the piezoelectric driving part 22 and the wing part 21 are bent and deformed in a curved shape.

여기서, 상기 날개부(21)와 상기 압전구동부(22)는 상기 유도탄의 길이방향으로 긴형상을 갖는 것으로서, 상기 유도탄의 폭방향에 비하여 큰 비율로 긴 길이를 갖는다.Here, the wing portion 21 and the piezoelectric driving portion 22 have a long shape in the longitudinal direction of the guide car, and have a long length in a larger ratio than the width direction of the guide car.

상기 압전구동부(22)는 상기 유도탄의 길이방향에 대하여 일정한 폭을 갖는다.The piezoelectric driving part 22 has a constant width with respect to the longitudinal direction of the guide car.

상기 날개부(21)의 후단은 상기 유도탄의 후단과 일치하고, 상기 압전구동부(22)의 후단은 상기 날개부(21)의 후단보다 상기 유도탄의 전방 방향에 위치한다.The rear end of the wing portion 21 coincides with the rear end of the guide carburetor and the rear end of the piezoelectric drive portion 22 is positioned in a forward direction of the guide bush 21 than the rear end of the wing portion 21. [

상기와 같은 구성을 갖는 본 발명에 따른 유도탄의 굽힘 변형식 조종날개(20)의 작용에 대하여 설명하면 다음과 같다.Hereinafter, the operation of the bending-modified control vane 20 according to the present invention will be described.

본 발명에 따른 굽힘 변형식 조종날개(20)가 설치된 유도탄은 발사관(30)에 상기 조종날개(20)가 접힌 상태로 장전되어 있다. The guide bush 20 with the bending-type steering knuckle 20 according to the present invention is loaded with the steering wing 20 folded on the launch tube 30.

이후, 상기 발사관에서 상기 유도탄이 발사된 후, 상기 조종날개(20)는 전개된다. 상기 조종날개(20)는 접철가능하게 상기 유도탄에 설치되되, 외력이 제거되는 경우 전개되는 구조로 설치되어 있으므로, 상기 발사관(30)으로부터 발사된 후 상기 조종날개(20)는 전개된다.Thereafter, after the missile is fired at the launching tube, the control blade 20 is deployed. The control vane 20 is installed on the guide cylinder so that the control vane 20 can be folded and unfolded when the external force is removed. Therefore, the control vane 20 is deployed after being emitted from the launch tube 30.

상기 유도탄은 상기 조종날개(20)가 전개된 상태에서 비행하고, 비행시 탄도를 제어해야 한다.The pilot missile must fly while the pilot vane 20 is deployed and control the trajectory at the time of flight.

이때, 상기 압전구동부(22)에 전원을 인가함으로써, 도 4a 또는 도 4b와 같이, 상기 조종날개(20)들이 어느 한 방향으로 휘어짐으로써, 상기 유도탄의 탄도를 제어할 수 있다. 특히, 상기 날개부(21)는 전방을 제외한 부분이 상기 몸체(10)와 간격을 두고 설치되어 있어서, 상기 압전구동부(22)의 팽창 또는 수축에 의해 상기 조종날개(20)가 용이하게 휘어질 수 있다.4A or 4B, when the power is applied to the piezoelectric driving unit 22, the pilot vanes 20 are bent in one direction to control the trajectory of the guided vehicle. Particularly, the wing portion 21 is disposed at a distance from the body 10, except for the front portion. The wing 20 is easily bent by the expansion or contraction of the piezoelectric driving portion 22 .

10 : 유도탄 몸체
20 : 조종날개
21 : 날개부
22 : 압전구동부
30 : 발사관10: Shotgun body
20: Control wing
21: wing portion
22:
30: Launcher

Claims (4)

몸체와 상기 몸체의 둘레를 따라 탄도를 제어하도록 복수로 날개부가 설치되는 조종날개를 구비한 유도탄에 있어서,
상기 날개부에는, 상기 날개부에 일체로 부착되고, 전압이 인가되면 팽창되거나 수축되면서, 상기 날개부의 전단에 비하여 나머지 부분이 어느 한 방향으로 휘어지도록 상기 날개부를 굽힘변형시키는 압전구동부를 포함하고,
상기 압전구동부는, 상기 날개부에서 상기 몸체에 연결되는 부위를 제외한 부분이 만곡되게 상기 압전구동부가 상기 날개부에 대하여 굽힘변형되도록 상기 압전구동부의 일부가 상기 몸체에 연결된 상기 날개부의 전단에 부착되고, 상기 압전구동부의 나머지 부위는 상기 날개부에서 변형되는 부위에 부착되며,
상기 날개부는 상기 몸체에 연결되는 전단을 제외한 나머지 부분은 상기 몸체의 정해진 위치로부터 상기 몸체의 후단까지 모두 상기 몸체의 표면과 인접하도록 상기 몸체와 같은 간격을 두고 설치되고,
상기 날개부와 상기 압전구동부는 변형되기전에는 평면으로 형성되고, 상기 유도탄의 폭방향에 비하여 길이방향이 길게 형성되며,
상기 압전구동부는 상기 유도탄의 길이방향에 대하여 일정한 폭을 갖도록 형성되고,
상기 날개부의 후단은 상기 유도탄의 후단과 일치하고, 상기 압전구동부의 후단은 상기 날개부의 후단보다 상기 유도탄의 전방에 위치하는 것을 특징으로 하는 유도탄의 굽힘 변형식 조종날개.
A pilot missile having a body and a plurality of wing portions for controlling the trajectory along a circumference of the body,
And a piezoelectric driving part which is integrally attached to the wing part and bends and deforms the wing part so that the remaining part of the wing part is bent in one direction as the wing part is expanded or contracted when a voltage is applied,
The piezoelectric driving part is attached to a front end of the wing part connected to the body such that a part of the piezoelectric driving part is bent so that the piezoelectric driving part is bent with respect to the wing part such that a portion of the wing part excluding a part connected to the body is curved , The remaining portion of the piezoelectric driving portion is attached to a portion deformed at the wing portion,
Wherein the wing portion is spaced apart from the body such that the wing portion is adjacent to a surface of the body from a predetermined position of the body to a rear end of the body except a front end connected to the body,
The wing portion and the piezoelectric driving portion are formed in a plane before being deformed, and are formed to be longer in the longitudinal direction than the width direction of the guide car,
Wherein the piezoelectric driver is formed to have a constant width with respect to the longitudinal direction of the guide car,
Wherein a rear end of the wing portion coincides with a rear end of the guide car, and a rear end of the piezoelectric driving portion is positioned in front of the guide car than a rear end of the wing portion.
제1항에 있어서,
상기 압전구동부에 인가되는 전압의 극성에 따라 상기 날개부가 휘어지는 방향이 반전되는 것을 특징으로 하는 유도탄의 굽힘 변형식 조종날개.
The method according to claim 1,
Wherein the direction of bending of the wing portion is reversed according to a polarity of a voltage applied to the piezoelectric driving portion.
제1항 또는 제2항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 날개부는 상기 압전구동부에 인가되는 전압이 증가할수록 더 많이 휘어지는 것을 특징으로 하는 유도탄의 굽힘 변형식 조종날개.
3. The method according to any one of claims 1 to 3,
Wherein the wing portion is bent more as the voltage applied to the piezoelectric driving portion increases.
제1항에 있어서,
상기 날개부는 상기 몸체에 접철가능하게 설치되는 것을 특징으로 하는 유도탄의 굽힘 변형식 조종날개.The method according to claim 1,
Wherein the wing portion is foldably installed on the body.
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0733999Y2 (en) * 1988-02-29 1995-08-02 株式会社島津製作所 Steering wings for small flying vehicles
KR20050006374A (en) * 2003-07-08 2005-01-17 한국과학기술연구원 Actuating Apparatus Using Piezoelectric Actuator and Air Vehicle Using It
KR20130051770A (en) * 2011-11-10 2013-05-21 국방과학연구소 Four curved wing for tube launched guided misssile
KR101338177B1 (en) 2013-08-02 2013-12-09 국방과학연구소 Adjustable apparatus for control wing of portable guided missile

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0733999Y2 (en) * 1988-02-29 1995-08-02 株式会社島津製作所 Steering wings for small flying vehicles
KR20050006374A (en) * 2003-07-08 2005-01-17 한국과학기술연구원 Actuating Apparatus Using Piezoelectric Actuator and Air Vehicle Using It
KR20130051770A (en) * 2011-11-10 2013-05-21 국방과학연구소 Four curved wing for tube launched guided misssile
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