KR20190133120A - 인공위성 발사체 - Google Patents

Abstract

본 개시(Disclosure)는, 인공위성을 발사하는 추진체의 상부에 외관을 휘감는 듯 이루어지는 프로펠러와 모터(MOTOR)가 구비되어 추진체의 초기 추진력을 보강하고, 내부에 분리형성한 액체원료통이 진공 상태가 이루어져 추진체의 대기중 부양에 중력을 경감하여 부양에 도움을 주며, 인공위성을 발사하는 구간에서 반탄력을 높여 상부 상단의 인공위성 발사를 위한 2차 추진력을 받쳐주어 인공위성이 원활하게 분리되는 것을 도와주며, 인공위성 발사 후 낙하하는 추진체의 중량으로 대기중의 공기로부터 마찰력을 받아 프로펠러가 스스로 회전하여 떨어지는 속도를 늦추어 바다로 떨어지면서 수면과의 충돌량을 줄여 파손되는 것을 방지하거나 약화하여 발사 추진체를 파손없이 회수하기 위한 일환에서 개시한다.

Description

인공위성 발사체{THE SATELLITE PROJECTILE}

본 개시는, 인공위성을 발사하기 위한 발사체에 관한 것으로써, 더욱 상세하게는 발사체에 프로펠러를 부착하여 초기 추진력을 보강하고, 인공위성 발사 후 낙하하는 발사체에 공기와의 마찰로 프로펠러를 회전시켜 낙하하는 발사체의 속도를 줄여 바다와의 충돌을 최소화할 수 있는 인공위성 발사체에 관한 것이다.

여기서는, 본 발명에 관한 배경기술이 제공되며, 이들이 반드시 공지기술을 의미하는 것은 아니다(This section provides background information related to the present disclosure which is not necessarily prior art).

근래 우주 개발과 통신 위성 발사를 위한 인공위성 발사체가 지속적으로 개발되고, 수요량이 많아지고 있으나 발사 후에는 개별로 분리되어 떨어지면서 회수를 위한 구조가 없어 인공위성을 발사 분리 후 발사체 몸통이 떨어지면서 용기 무게로 인한 낙하 속도가 지구 괘도 내의 오존층 공기와의 마찰로 인하여 고열에 의하여 열에 약한 부위부터 점차 불타 훼손되거나 땅 위나 바다와 같은 지표면에 떨어지면서 낙하 중량으로 인한 파손으로 재활용이 어려웠으나, 근래는 선진국의 몇몇 회사에서 재 활용을 위한 노력으로 바다에 떨어져도 파손되지 않도록 발사체의 몸통을 강화하고 있으나 회수의 어려움과 파손이 심하여 재활용 용도가 적고 재 발사를 위한 조립 시간과 고가의 비용이 투입되는 만큼 파손이 적은 발사체를 위한 개발의 필요성에서 본 발명을 개시한다.

본 개시는, 상기에서 기술된 문제점을 해결하기 위하여 인공위성을 발사 후 발사체의 몸통이 떨어지는 하강 속도를 줄이기 위하여 지구 대기권 내의 공기를 이용하여 낙하 속도를 줄여 마찰에 의한 고열 발생을 줄이거나 차단하며, 바다의 수면에 부딛히는 충격을 최소화하여 발사 전 발사체 원형의 몸체를 최대한 유지하므로써 재활용을 용이하게 하고, 파손부위를 추가 제작하는데 들어가는 시간과 비용을 절감하는 것을 목표로 한다.

여기서는, 본 발명의 전체적인 요약(Summary)이 제공되며, 이것이 본 발명의 외연을 제한하는 것으로 이해되어서는 아니 된다(This section provides a general summary of the disclosure and is not a comprehensive disclosure of its full scope or all of its features).

상기한 과제의 해결을 위해, 본 개시는, 인공위성 발사체의 몸통 상부에 발사체의 몸통을 외관으로 휘감는 형상으로 이루어지는 프로펠러를 구비하며, 몸통 하단부에는 프로펠러 밑에서 추진체 몸체를 아래로 가로지르는 두개 또는 세개의 날개가 추진체 겉 표면에 돌출되는 구조로 부착이 이루어지고, 하단 밑면에는 하나 또는 다수의 분사구를 통하여 추진력을 분사하는 구멍(HOLL)이 구성되어 있는 구조로 이루어지며, 내부에는 액체원료와 고체원료를 동시에 적재 가능하도록 분리 칸막이가 구성되는 것을 제1 발명으로 제공한다.

본 개시는, 상기 제1 발명에 따른 인공위성 발사체 상부에 외관을 감싸듯이 둥글게 휘감아 설계되는 프로펠러 상단에 회전력을 공급하는 모터(MOTOR)가 구비되어 비행 기동시 추진체 내의 연료로부터 동력을 공급받아 회전하여 초기 추진력을 보강하기 위하여 프로펠러가 회전하는 것을 제2 발명으로 제공한다.

본 개시는, 상기 제1 발명에 따른 인공위성 발사 추진체가 대기권에서 위성을 발사한 후 추진체의 중량으로 낙하할 때 프로펠러가 대기 중 공기와의 마찰로 인하여 스스로 회전하는 것을 제3 발명으로 제공한다.

본 개시는, 상기 제1 발명에 따른 위성 발사 추진체 내부의 연료칸을 액체와 고체 연료를 동시에 적재 가능할 수 있도록 추진체 내부에 분리 칸막이로 분리한 후 액체 연료칸의 원료가 모두 소진되면 진공 상태가 되도록 구현하는 것을 제4 발명으로 제공한다.

본 개시에 따르면, 인공위성 발사체에서 액체 추진제가 초기 대공 비행을 위한 소화가 이루어지는 동안 고체연료 적재함(122)의 연료가 기화 또는 액화되어 이루어진 연료로부터 회전력을 공급받아 인공위성 발사체 몸통(120) 상부에 구비한 프로펠러(130)의 상단에 있는 프로펠러 회전 모터(MOTOR,140)로부터 회전력을 공급받아 프로펠러 날개(132)를 가동하여 상부 대기 중의 공기를 프로펠러(130) 하부로 밀어 발사 추진체의 힘으로 발사체 몸통(120)이 공중 부양하는 것을 보강 보조하여 기존 위성 발사체에서 공기 부양시 초기 추진력의 부족한 부양력을 향상하고, 대기 중 공기 또는 오존층에서 인공위성 탑재 페어링이 우주로 진입하기 위하여 2차 추진력으로 분리된 후 낙하하는 발사 추진체의 중량과 프로펠러 날개(132)의 공기 저항으로 발생하는 마찰력에 의하여 회전하는 프로펠러(130)가 가동되어 낙하하는 추진체의 낙하 속도를 줄여 바다로 떨어져 부딛히는 충돌량을 낮추어 발사 추진체의 파손을 줄여 재활용을 위한 회수가 가능하게 된다.

또한, 본 개시에 따르면, 인공위성 발사체 몸통(120) 내부의 액체연료 적재함(123)을 진공 상태로 만들어 대기 중으로 부양시 추진체 중량을 경감할 수 있으며, 상부 인공위성 탑재 페어링(111)이 분리를 위한 2차 추진력이 이루어지는 동안 추진력을 향상 시킬 수 있는 추진력 발판의 역할이 일정 시간을 유지될 수 있도록 공중 부양 상태를 유지할 수 있게 할 수 있다.

도 1은, 종래 국내 연구진에 의하여 개발되는 위성 발사체 도면
도 2는, 본 개시에 따른 제1 실시형태를 보인 도면.
도 3은, 본 개시에 따른 위성 발사체의 몸통을 표현한 도면
도 4는, 본 개시에 따른 상단 위성 탑제 페어링 도면
도 5는, 도 2의 제1 실시형태를 실현하기 위한 프로펠러를 표현한 도면
도 6은, 본 개시에 따른 위성 발사체의 날개를 표현한 도면
도 7은, 본 개시에 따른 제1 실시형태의 또 다른 형태를 보인 도면
도 8은, 본 개시에 따른 위성 발사체의 몸통의 다른 형태를 보인 도면
도 9는, 본 개시에 따른 위성 발사체의 변형된 몸통을 표현한 도면

이하, 본 개시에서는 재활용이 가능한 인공위성 발사 추진체에 대하여 개시되며, 그 기술적 구현은 다양한 실시형태를 도면을 참조하면서 설명한다.

다만, 본 개시의 사상은 이하에서 설명되는 실시형태에 의해 그 실시 가능 형태가 제한된다고 할 수는 없고, 본 개시의 사상을 이해하는 통상의 기술자는 본 개시와 동일한 기술적 사상의 범위 내에 포함되는 다양한 실시 형태를 치환 또는 변경의 방법으로 용이하게 제안할 수 있을 것이나, 이 또한 본 발명의 기술적 사상에 포함됨을 밝힌다.

또한, 이하에서 사용되는 용어는 설명의 편의를 위하여 선택한 것이므로, 본 개시의 기술적 내용을 파악함에 있어서, 사전적 의미에 제한되지 않고 본 개시의 기술적 사상에 부합되는 의미로 적절히 해석되어야 할 것이다.

도 1은, 현재 국내 연구진에 의하여 진행되고 있는 인공위성 발사 추진체의 구조를 표현한 도면으로 상단은 인공위성을 보호하는 덮개인 노즈페어링과 아래로 인공위성이 탑재되고, 그 아래로 2단 엔진과 추진을 위한 노즐이 있는 페어링부로 이루어져 있고, 1단 상부는 산화제가 들어가는 탱크가 있으며, 그 아래로 액체연료를 적재하는 연료통이 있으며, 밑단에는 1단 추진체의 추진력을 얻을 수 있는 엔진과 노즐로 이루어지는 것을 간략히 보여주는 도면이다.

도 2는, 본 개시에 따른 재활용이 가능한 인공위성 발사체(100)에 관한 도면이면서 대표도이다.

도 2는, 본 개시에서 상단부는 인공위성과 하단부가 쏘아 올리는 상공 이후부터 우주 궤도까지 올려 보내는 2단 로켓이 장착되는 페어링(111)이 구성되어 이루어져 실리는 위성탑재부(110)로 이루어지며, 하단부는 상부에 추진체 외관(121)을 밖으로 감싸며 프로펠러(130)가 구성되어 위 또는 아래로 프로펠러 회전 모터(MOTOR, 140)가 설치되는 상부와 추진체 외관(121) 몸통을 위에서 아래로 가로질러 둘 내지 세개의 발사체 날개(150)가 부착되는 발사체 몸통(120)의 하부로 이루어지며, 밑면에 하나 또는 다수의 1단 엔진 화염 방사구(124)가 포함된 1단 로켓으로 이루어지는 발사체 몸통(120)으로 구성된다.

도 2에서, 하단부 인공위성 발사체 몸통(120) 내부 상단 분리칸에는 액체로 이루어지는 연료인 산화제가 적재되는 액체연료 적재함(123)이며, 내부 하단 분리칸에는 밖으로 액체 연료가 산화되면서 발생한 열기에 의하여 액체와 기체로 변경이 이루어지는 고체연료가 적재되는 고체연료 적재함(122)이 구성되고, 중앙 하단은 액체연료 적재함(123)과 고체연료 적재함(122) 사이로 고체연료를 사전에 액화한 연료와 초기 추진체의 연료가 폭발하면서 발생한 열기에 의하여 고체연료가 액화되어 산화제와 만나 폭발하기 전의 액체 또는 기체연료가 머무는 공간으로 이루어진 적재함(부호로 표기하지 않음)이 있으며, 그 밑으로 액체연료인 산화제와 고체가 액화된 연료가 만나 폭발하여 밖으로 추진력이 이루어지는 1단 로켓 엔진(도면에 도시되지 않음)이 화염방사구(124)와 같이 이루어진다.

상기 발사체 몸통(120) 내부 액체연료 적재함(123)에 적재되는 산화제는, 공기에 포함된 산소만으로는 급격한 폭발을 유도하기 어려워 과염소산 칼륨과 과염소산 암모늄(NH 4 ClO 4)과 같은 산소를 공급할 수 있는 산화제(출처: 네이버 지식 참조)로 이루어진다.

상기 산화제는, 고체연료로 적재된 연료 일부를 사전에 액체로 적재되는 연료 그리고 고체 연료가 엔진기동시 발생되는 열기로 인하여 액화 또는 기화되어 이루어지는 연료가 짧은 시간에 강한 추진력을 발휘할 수 있도록 산소 발생률을 폭발적으로 이루어 주어 초기 강한 추진력이 필요한 인공위성 발사체(100)가 우주로 발사되는 부양력을 높여준다.(출처: 네이버 지식 참조)

상기 산화제가 적재되는 액체연료 적재함(123)은, 추후 액체연료가 소진되어 빈 공간에 잔량의 고체연료가 소화되면서 추진되는 열기에 의하여 적재함 내부가 진공 상태를 이루면서 열기 일부가 흡입되어 인공위성 발사체(100)를 공중부양 시킬 수 있도록 추진시 발생한 열기 일부를 흡입하여 발사체 몸통을 2단 발사체인 위성 탑제부(110)가 2단 추진체에 의하여 안정된 추진력을 발휘할 수 있도록 추진력을 밑에서 밀어 올리는 받침대 역할을 하도록 진공 상태의 탱크로 이루어진다.

또한, 인공위성 발사체(100) 몸통 내부 하단의 고체연료가 1단 로켓(도면에 도시하지 않음)이 추진되는 소화 열기에 의하여 액화된 연료는 일부가 추진체 상단의 프로펠러 회전 모터(MOTOR, 140)를 회전 시키는 연료로 사용되어, 우주로 발진하려는 추진체의 초기 부양을 지원하여 인공위성 발사체(100)가 원활히 발진되도록 하단부 발사체 몸통 상단에 설치된 원형의 프로펠러(130)를 회전 시킨다.

도 2에서 본 개시에 따른 재활용이 가능한 인공위성 발사체(100)의 하단부 상단에 있는 프로펠러(130)를 회전할 수 있는 프로펠러 회전 모터(MOTOR, 140)는, 발사체 몸통(120) 하단부 상단 외관을 겉으로 감싸듯이 휘감아 설치되는 프로펠러(130) 위에 설치되어 프로펠러를 회전 체인이나 벨트 또는 걸쇠로 이루어진 회전부자재를 걸어 회전시키는 것이 일반적이나 프로펠러 회전 모터(MOTOR, 140)가 우주로 발진하는 동안 프로펠러(130)를 회전 시키다가 대기 중 어느 시점 또는 발진 후 부양이 완료되는 시점에서 분리 시키기 위하여 프로펠러(130) 하단에 설치될 수도 있다.

그리고, 도 2에서 프로펠러(130) 하단부 추진체 프로펠러 몸통 외관(121) 하단에는 발사체가 대기로 전진할 때 직선으로 상승 시키기 위하여 두개 또는 세개로 구성되는 발사체 날개(150)가 구비되며, 인공위성 발사체(100) 1단 발사체 몸통(120) 밑면에는 발사체 몸통(120) 내부에 적재된 연료가 소화되면서 발생하는 추진력을 밖으로 배출하는 하나 또는 다수의 화염 방사구(124)로 구비되어 인공위성 발사체(100)가 우주로 발진하는 추진력을 밖으로 배출하는데, 본 개시에서는 하나의 화염 방사구(124)를 통하여 이루어지는 설명으로 이루어 진다.

상기 화염 방사구(124)는, 1단 발사 추진체의 엔진(도면에 도시하지 않음)과 일체로 이루어져 고체에서 액체로 전환된 연료와 상기에서 언급한 과염소산 칼륨과 과염소산 암모늄(NH 4 ClO 4)과 같은 산소를 공급할 수 있는 산화제(출처: 네이버 지식 참조)가 혼합되어 소화되면서 폭발하는 화염인 추진력을 발사체의 외부로 방사하는 기능을 한다.

도 3은, 상기 도 2로 구성된 인공위성 발사체(100)에서 프로펠러(130)와 프로펠러를 회전하기 위한 모터(MOTOR, 140) 그리고 추진력으로 대기로 전진하는 발사체 날개(150)가 구비되기 전의 인공위성 발사체(100)의 몸통을 도시한 도면으로써, 상단은 인공위성이 탑재되는 위성탑재부(110)가 구성되며, 하단 발사체 몸통(120) 내부 중앙부 상단에는 산화제가 적재되는 액체연료 적재함(123)이 구성되고, 밑으로 내부 밖으로 고체연료 적재함(122)이 있고, 액체연료 적재함(123)과 고체연료 적재함(122) 사이에는 작은 공간으로 이루어지는 고체연료가 액화 또는 기화되어 액체연료로 적재되는 공간(도면에 도시하지 않음)으로써, 액체연료 적재함(123)에 적재된 산화제와 1단 엔진(도면에 도시하지 않음)에서 혼합되는 구조를 도면으로 표현한다.

도 4는, 상기 도 2의 인공위성 발사체(100)에서 통신 또는 인공위성 구성물이 적재되는 페어링(111)이고, 하단 밑면에는 발사체 본체의 1단 추진체 화염 방사구(124)와는 별도로 구비되는 2단 엔진 화염 방사구(112)가 구비되어 있는 위성 탑재부(110)을 보여주는 도면이다.

도 5는, 상기 도 2의 인공위성 발사체의 상단에 구비되는 프로펠러(130)와 프로펠러(130)를 감싸 프로펠러가 회전하면서 이탈되는 것을 방지하기 위한 덮개(커버, 131), 그리고 대기 중 공기와 접촉이 이루어져 인공위성 발사체(100)가 대기 중으로 부양하는 것을 보조하는 프로펠러 날개(132)가 구성되어 있는 것을 보여주는 도면이다.

상기 프로펠러(130)는, 인공위성 발사체(100)의 하부 1단 발사 추진체(120) 상단부 외관을 프로펠러(130) 중앙부 원형의 구멍으로 감싸며 설치되는 프로펠러(130)를 간략히 표현하기 위한 도면으로 프로펠러를 감싸는 덮개(커버, 131)와 프로펠러를 회전하기 위한 프로펠러 회전 체인(133) 또는 프로펠러 회전 체인 덮개(134)의 구동 구조가 도시되지 않은 상태의 도면이다.

도 5에서 프로펠러(130)는, 프로펠러(130)의 위 또는 아래로 부착되는 프로펠러 회전 모터(MOTOR, 140)와 회전력이 연결되는 프로펠러 덮개(커버, 131) 속으로 구성된 체인 또는 구동 구조(도면에 도시되지 않음)의 회전으로 프로펠러 날개(132)를 회전시켜 프로펠러 날개(132)의 회전에 의하여 각도가 누워지는 형상으로 빗겨 이루어지며, 대기 중 공기를 밀어 내려 인공위성 발사체(100)가 공기 중으로 부양되는 것을 추가로 지원하여 초기 부양률을 높이는 역할을 한다.

상기 프로펠러 날개(132)는, 인공위성 발사체(100)가 발사전에는 프로펠러 덮개(커버, 131)가 아래로 직각을 이루는 모양으로 대기하다가 모터(MOTOR, 140)에 의한 회전 때는 회전력에 의하여 옆으로 빗겨 날개가 이루어져 대기 중 공기를 아래로 밀어내는 위에서 아래로 빗겨지는 형상으로 이루어지고, 인공위성 발사체(100)가 공기 중으로 부양되어 우주로 발진되는 동안은 처음과 같이 프로펠러 덮개(커버, 131)가 아래로 직각을 이루는 모양으로 이루어져 대기 중 공기가 밑으로 직통되도록 이루어 공기 저항을 받지 않도록 이루어져 있다가 대기권에서 2단 엔진으로 우주로 발진하는 인공위성 적재부(100)가 떨어져 나간 인공위성 발사체(100)의 1단 엔진 발사체 몸통(120)이 대기 중 대기권에서 낙하되면서 1단 엔진 발사체 몸통(120)의 중량으로 인하여 1단 엔진 발사체 몸통(120) 상단에서 발사체 몸통(120)을 겉으로 감싸 휘감듯이 설치된 프로펠러(130)를 이루는 부속인 프로펠러 날개(132)가 공기의 저항으로 빗겨 누우면서 프로펠러 회전 모터(MOTOR, 140)로 회전할 때의 형태가 이루어지면서 모터(MOTOR)의 힘없이도 대기 중 공기 저항으로 회전이 이루어져 연료가 소모되어 내부가 빈 위성 발사체 몸통(120)이 떨어지는(낙하) 속도를 늦추어 대기 중 공기와의 마찰로 인한 열에 의하여 소화되는 것을 방지하고, 바다 수면에 부딛히는 충격량을 줄여주어 마찰로 인한 파손 및 찌그러짐을 줄일 수 있는 효과를 볼 수 있다.

상기 프로펠러(130)는, 초기 공기부양시는 프로펠러 회전 모터(MOTOR, 140)로부터 회전력을 프로펠러 회전 체인(133)에 전달되어 프로펠러 날개(132)를 회전하여 옆으로 빗겨 회전이 이루어지지만 프로펠러 회전 모터(MOTOR, 140)가 공기 중으로 부양되는 과정에서 분리되면서 회전력은 프로펠러 회전 모터(MOTOR, 140)로부터 전달받지 못하고, 프로펠러 날개(132)의 자체 조립된 상태에서 프로펠러 회전 체인(133)에 걸려있는 상태로 유지하다가 떨어지는(낙하) 중량으로 대기 중 대기와 부딛히는 마찰력으로 옆으로 빗겨 누우면서 저항을 받아 위성 발사체 몸통(120)이 떨어지는(낙하) 속도를 줄여 줌으로써 대기 중 공기와의 마찰력을 감소하여 마찰로 인한 열기에 의한 위성 발사체 몸통(120)이 소화되거나 바다의 수면과의 충격량을 줄여 위성 발사체 몸통(120)을 이루는 부품들이 소화인한 손실이나 충격에 의한 파손을 회피하거나 줄여 재생 작업을 쉽고 빠르게 이루어질 수 있도록 해준다.

상기 프로펠러 날개(132)의 양쪽 끝단은, 프로펠러 덮개(커버, 131)의 내부 홈(틈, 도면에 도시되지 않음)에 끼워져 걸치는 구조로 회전시 프로펠러(130) 상부 공기를 프로펠러(130) 하부로 흘려보내어 회전력으로 공기 부양을 이룰 수 있는 각이 이루어지므로 그 각은 실현을 통한 설계에 의하여 변경될 수 있으므로 본 개시에 적시하진 않지만, 통상의 발명가로부터 본 개시와는 다르게 표현하거나 이론적 각을 통하여 달리 실현되더라도 본 개시에 적용을 받을 수 있다.

도 6은, 인공위성 발사체에서 몸통 상단에 구비되는 프로펠러의 하단에서 두개 또는 세개로 구성되는 날개로써, 발사체 몸통(120) 내부 액체 또는 고체의 원료가 소화되면서 1단 엔진으로부터 추진력을 받아 대기 중으로 전진하는 인공위성 발사체(100)가 목표점을 향하도록 공기의 저항으로부터 일직선으로 대기 중으로 부양이 이루어지도록 유도하기 위한 구성물이다.

도 7은, 본 개시 인공위성 발사체(100)에서 상단 몸통 외관을 감싸며 구비되는 프로펠러(130)를 네개의 소형 프로펠러(130)로 변형한 형태로 구비하여 다양하게 이루어질 수 있음을 예를 들어 도시한 도면이다.

도 8과 도 9는, 본 개시 인공위성 발사체(100)의 몸통을 다양한 형태로 변형한 구조를 보여주기 위하여 도시한 도면이다.

상기 도 2 내지 도 9를 참조하면, 본 개시는 상단에 인공위성을 탑재하는 위성탑재부(110)로 되어 있으며, 하단은 두개 또는 세개의 날개가 하단부 발사체 몸통(120)을 위에서 아래로 가로지르고, 밑면은 화염 방사구(124)로 구성되어 이루어진 원통의 발사체 몸통(120) 상부 외관을 프로펠러(130)가 휘감듯이 이루어져 인공위성 발사체(100)을 구성한다.

본 개시는, 상단에 인공위성을 탑재하는 페어링과 2단 엔진 추진체로 이루어지는 위성탑재부(110)를 몸통 전장 밖으로 체결되는 구조로 조립하고, 몸통 상부에는 몸통을 원형의 프로펠러(130)가 지름의 안쪽 작은 원형의 구멍 안으로 발사체 몸통(120)을 관통하여 끼워 조립한 후 프로펠러(130)를 구성하는 날개를 지름의 바깥쪽 둘레와 내부의 작은 원형의 구멍을 이루고 있는 테두리에 형성한 홈(틈, 도면에 도시하지 않음)에 끼워 이루어진 프로펠러(130)를 지름의 바깥쪽 테두리나 안쪽 작은 원형 테두리를 회전 부자재인 체인 또는 벨트 및 걸쇠로 걸어 회전하여 프로펠러의 날개(132)를 발사체 몸통(120)에서 회전시킨다.

상기와 같이 프로펠러의 날개(132)를 발사체 몸통(120) 프로펠러(130)에서 회전 시키기 위하여 프로펠러(130)의 외부 테두리 또는 내부 테두리(도면에 부호로 도시하지 않음)에는 체인이나 벨트 또는 걸쇠로 이루어진 회전 부자재(도면에 부호로 도시하지 않음)가 끼워지는 홈(틈, 도면에 도시하지 않음)이 형성되며, 이 홈(틈, 도면에 도시하지 않음)으로 회전 부자재(도면에 부호로 도시하지 않음)가 내,외의 테두리와 마찰 또는 걸쇠에 걸어 회전시키는 형태로 이루어져 회전이 이루어지는 프로펠러 날개(132)이며, 프로펠러의 날개(132)의 날개는 테두리에 형성된 홈(틈, 도면에 도시하지 않음)에 끼워지거나 걸려 이루어지는 형상으로 이루어져 회전시 공기의 마찰로 인하여 옆으로 빗겨누워 회전하는 날개로 변형되어 대기 중 공기와 마찰을 통하여 발사체 몸통(120)을 공중으로 부양시키게 되는 원리가 적용된다.

또한, 프로펠러 날개(132)는 프로펠러 회전 모터(140)가 분리되어 회전력이 이루어지지 않는 상태에서는 날개가 상하로 직각을 이루는 형상으로 이루어져 공기 저항을 받지 않고, 공기를 프로펠러 날개(132)의 외부 테두리와 내부 테두리(도면에 도시하지 않음)를 연결한 연결대(도면에 도시하지 않음) 사이로 공기를 통과 시키며, 발사체 몸통(120)이 상단부 위성 탑재부(110)를 대기 중으로 발사하여 분리된 후 발사체 몸통(120) 자체 중량으로 대기권에서 낙하할 때는 대기 중의 공기와 마찰로 인하여 날개가 옆으로 빗겨누워 회전력을 받거나 대기 중 공기와의 접촉면을 크게 가지면서 발사체 몸통(120)의 낙하 속도와 중량을 떨어트려 해양 지표면과의 충돌량을 줄여 발사체 몸통(120)의 파손을 줄인다.

상기와 같이 이루기 위하여 프로펠러 날개(132)의 양측 끝단 일부는 프로펠러(130)의 테두리에 형성한 구멍 또는 홈(틈, 도면에 도시하지 않음)에 끼울 수 있도록 날개의 전체적인 면보다 작은 두께의 원형 막대로 이루어지며, 내,외부 테두리에서 빠지지 않도록 끝단 일부에 테두리를 끼울 수 있도록 홈(틈, 도면에 도시하지 않음)이 구성되며, 날개의 양쪽 끝단을 뺀 전체적인 면은 낙하때 대기 중 공기와 마찰에 의한 충돌량에 부러지거나 휘어지지 않아야 하고, 옆으로 빗겨누울 수 있도록 이루어져야 하므로 한쪽 면은 두껍게 형성되며, 반대쪽 일면은 얇게 형성되어져 두꺼운 면에서 얇은 면의 끝단까지 점차적으로 두께가 얇아지는 구성으로 이루어져 회전시 공기와의 마찰로 원활이 공중 부양이 이루어질 수 있는 형태를 이룬다.

또한, 프로펠러 날개(132)의 회전 때 회전이 이루어지는 테두리(도면에 도시하지 않음)를 잡아주는 프로펠러 회전 체인덮개(134)는 ㄷ자 형태로 이루어져 배면으로 발사체 몸통(120)의 바깥면과 밀착되어 조립되어 프로펠러(130)를 볼트 또는 용접(도면에 도시하지 않음)하는 방법으로 부착이 이루어져 프로펠러 날개(132)가 원활히 회전할 수 있도록하면서 프로펠러(130)를 안정적으로 발사체 몸통(120)에 고정할 수 있도록 한다.

또한, 본 개시의 구성을 이루는 프로펠러 회전 모터(140)는, 프로펠러(130)의 상단 또는 하단에 부착되어 인공위성 발사체(100)가 초기에 발사를 위한 추진력이 진행되는 동안 프로펠러 날개(132)를 회전시켜 초기 인공위성 발사체(100)의 공중부양을 지원하여 인공위성 발사체(100)가 원활히 대기 중으로 공기 부양할 수 있도록 해주며, 인공위성 발사체(100)가 공기 부양되어 어느 시점에 이르렀을 때, 인공위성 발사체(100) 몸통에서 분리되어 낙하되도록 이루어지는데, 이때 낙하산이 펴질 수 있도록 구성할 수도 있다.

또한, 프로펠러 회전 모터(140)가 분리된 후 프로펠러 날개(132)는 모터(MOTOR)에 의한 회전력이 분실되면서 날개가 상부 공기의 영향으로 상하로 누워지는 형상을 이루어 프로펠러(130)가 상부의 공기 저항을 받지 않도록 이루어져 발사체 몸통(120) 내부 연료의 소화때 이루어지는 추진력에 의한 공기부양을 방해하지 않는 형태를 이루어지다가 추후 발사체 몸통(120)이 낙하할 때는 프로펠러(130) 하단의 대기 중 공기와의 마찰로 빗겨누워 대기 중 공기와의 마찰로 낙하 중량에 의한 낙하 속도를 줄이는 저항이 이루어지는 구성이므로 회전이 한쪽 방향으로 이루어지고, 프로펠러(130) 테두리에 구성된 구멍 및 홈(틈, 도면에 도시하지 않음)의 형태도 프로펠러 날개(132)가 한쪽으로 빗겨 누워지는 구성으로 이루어진다.

그리고, 인공위성 발사체(100) 1단 발사체 몸통(110) 내부에 분리 구성된 연료칸에서 액체연료 적재함(123)의 연료가 모두 연소된 후에는 액체연료 적재함(123) 내부로 1단 엔진 화염방사구(124)로 분사되는 추진력인 화염 일부가 적재함 내부로 흡입되어 내부의 공기를 모두 태워 진공상태를 이루고 화염의 열기로 상승효과를 봄으로써 인공위성 발사체(100) 몸통의 중량을 감소시켜 공기부양을 더욱 원활하게 이루어 줄 뿐만아니라 추진력의 화염이 동체를 더욱 공중으로 부양시키는 역활을 함으로써 발사체의 비행이 원활하게 이루어질 수 있도록 해 준다.

상기와 같이 액체연료 적재함(123)으로 발사체의 추진력인 화염이 진입하게 하기 위하여는, 액체연료가 모두 소진된 상태에 이르게되는 순간에 추진력인 화염의 일부가 액체연료 적재함(123) 내부로 자동 진입할 수 있도록 제작시 설계한다.

본 개시는, 상기와 같은 구성으로 이루어져 인공위성 발사체(100)가 우주로 위성탑제부(110)를 쏘아 올릴 수 있는 대기 중으로 부양하기 위한 발사 과정에서 프로펠러(130)는 초기 추진력을 보강하여 지원하며, 대기권에서 우주로 위성탑제부(110)를 발사하여 분리된 후에는 낙하하는 발사체 몸통(120)의 중량과 대기권의 공기와의 충돌로 인하여 프로펠러 날개(132)를 회전하거나 공기저항을 이룰 수 있는 형태로 이루어져 낙하하는 발사체 몸통(120)의 낙하 속도를 줄여 지표면에 있는 바다 표면과의 마찰을 줄여 발사체 몸통(120)이 바다 표면과의 마찰에 의한 충격으로 파손되는 것을 방지하거나 줄이는 것을 특징으로 이루어지는 것을 그 목적으로 개시한다.

100 인공위성 발사체 110 위성탑재부 111 페어링
112 2단 엔진 화염방사구 120 발사체 몸통 121 추진체 외관
122 고체연료 적재함 123 액체연료 적재함 124 1단 엔진 화염 방사구
130 프로펠러 131 프로펠러 덮개(커버) 132 프로펠러 날개
133 프로펠러 회전 체인 134 프로펠러 회전 체인 덮개
140 프로펠러 회전 모터(MOTOR) 150 발사체 날개

Claims (4)

1. 발사체의 상부 몸통 외관을 휘감는 형상으로 이루어지는 프로펠러:
   상기 프로펠러 하부 몸통을 겉으로 가로지르는 두개 또는 세개로 이루어지는 날개:
   상기 발사체 내부에 2종류 이상 연료를 적재하기 위한 분리막이 있어 하나의 연료 적재함이 진공 상태로 이루어지는 몸통으로 구성되는 인공위성 발사체
2. 청구항 1에 있어서,
   상기 발사체 내부로부터 연료를 공급받아 프로펠러를 회전하고 분리되는 모터가 구비되는 것이 특징인 인공위성 발사체
3. 청구항 1에 있어서,
   상기 발사체 상부 몸통에 구비된 프로펠러가 대기 중 공기와의 마찰로 스스로 회전하는 특징이 있는 인공위성 발사체
4. 청구항 1에 있어서,
   상기 발사체 내부 액체연료 적재함이 1단 발사체 추진력인 화염의 일부가 내부로 진입하여 진공상태가 이루어지는 특징이 있는 인공위성 발사체

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