KR20200102270A - 고속비행 항공투하탄용 2차 기폭장치 및 그 제어 방법 - Google Patents

고속비행 항공투하탄용 2차 기폭장치 및 그 제어 방법 Download PDF

Info

Publication number
KR20200102270A
KR20200102270A KR1020190020702A KR20190020702A KR20200102270A KR 20200102270 A KR20200102270 A KR 20200102270A KR 1020190020702 A KR1020190020702 A KR 1020190020702A KR 20190020702 A KR20190020702 A KR 20190020702A KR 20200102270 A KR20200102270 A KR 20200102270A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
detonator
secondary detonator
speed flying
signal
detonation
Prior art date
Application number
KR1020190020702A
Other languages
English (en)
Other versions
KR102151645B1 (ko
Inventor
유재헌
김창기
최윤정
임예슬
Original Assignee
국방과학연구소
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 국방과학연구소 filed Critical 국방과학연구소
Priority to KR1020190020702A priority Critical patent/KR102151645B1/ko
Publication of KR20200102270A publication Critical patent/KR20200102270A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR102151645B1 publication Critical patent/KR102151645B1/ko

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B12/00—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material
    • F42B12/02—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect
    • F42B12/36—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information
    • F42B12/56—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information for dispensing discrete solid bodies
    • F42B12/58—Cluster or cargo ammunition, i.e. projectiles containing one or more submissiles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/32—Range-reducing or range-increasing arrangements; Fall-retarding means
    • F42B10/48—Range-reducing, destabilising or braking arrangements, e.g. impact-braking arrangements; Fall-retarding means, e.g. balloons, rockets for braking or fall-retarding
    • F42B10/56—Range-reducing, destabilising or braking arrangements, e.g. impact-braking arrangements; Fall-retarding means, e.g. balloons, rockets for braking or fall-retarding of parachute or paraglider type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42C—AMMUNITION FUZES; ARMING OR SAFETY MEANS THEREFOR
    • F42C11/00—Electric fuzes
    • F42C11/001—Electric circuits for fuzes characterised by the ammunition class or type
    • F42C11/006—Electric circuits for fuzes characterised by the ammunition class or type for fall bombs
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42C—AMMUNITION FUZES; ARMING OR SAFETY MEANS THEREFOR
    • F42C13/00—Proximity fuzes; Fuzes for remote detonation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42C—AMMUNITION FUZES; ARMING OR SAFETY MEANS THEREFOR
    • F42C9/00—Time fuzes; Combined time and percussion or pressure-actuated fuzes; Fuzes for timed self-destruction of ammunition
    • F42C9/14—Double fuzes; Multiple fuzes
    • F42C9/16—Double fuzes; Multiple fuzes for self-destruction of ammunition

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

본 발명은 탄체 및 상기 탄체로부터 이탈 가능하도록 상기 탄체에 수용되는 2차 기폭장치를 포함하며, 상기 2차 기폭장치는 상기 2차 기폭장치가 상기 탄체로부터 이탈한 후 소정 시간이 경과하거나, 충돌로 인한 충격이 발생하였을 때 폭발하는 기폭화약을 수용하는 본체 및 상기 탄체로부터 이탈 시 상기 탄체와 상기 본체 사이의 거리를 기설정된 거리 이내로 유지하도록 상기 탄체와 상기 본체에 각각 연결되는 연결선을 구비하는 고속비행 항공투하탄을 제공한다.

Description

고속비행 항공투하탄용 2차 기폭장치 및 그 제어 방법{SECONDARY DETONATION INITIATION DEVICE FOR HIGH-SPEED AIR-DROP BOMBS, AND CONTROL METHOD THEREOF}
본 발명은 고속비행하는 항공투하탄에 적용하기 위한 2차 기폭장치에 관한 것이다.
항공투하탄은 일반적으로 탄 내부에 화약을 포함하여 내부의 기폭장치에 의해 자체적으로 기폭이 가능하나, 경우에 따라 화약 대신 연료와 같이 자발적으로 기폭이 불가능한 물질이 충전되어 있는 경우, 2차기폭장치를 별도로 포함하고 있다. 이러한 2차기폭장치는 탄의 후미에 부착되어, 고속비행하는 항공투하탄과 별도로 낙하되지 않고, 적절한 시점에 탄으로부터 분리되고 이후 설정된 지연 시간 이후에 기폭 된다. 2차기폭장치가 최적의 기폭성능을 달성하기 위해서는 정확한 시간/목표장소에 도달하여 작동하여야 한다.
기존에 적용되었던 2차 기폭장치는 탄체에 부착되어 있다가 일정 시간 후 탄으로부터 방출되어 화공식 지연장치에 의해 폭발이 일어나거나, 탄두의 후미에서 낙하산과 함께 방출되어 탄두를 저속으로 비행하게 한 후, 정해진 지연시간이 지나거나, 지면과 충돌하게 될 때 2차 폭발이 일어나도록 하는 형태의 방식을 사용하였다. 전자의 경우, 하강하는 탄체에서 방출되는 2차 기폭장치는 순간의 방출 특성에 따라 최적의 위치에서 작동하기가 어려우며, 화공식 지연장치의 오차로 인해 정확한 기폭시간에 작동하기가 어렵다. 후자의 경우, 낙하산에 매달린 2차 기폭장치는 원하는 지연시점에 기폭되기 보다는 지면에 충돌하여 작동하는 경우가 많으며 이로 인해 투하탄의 작동 신뢰도를 저해하는 요인이 되고 있다. 또한 낙하산으로 인하여 탄두의 급격한 감속이 발생하여 고속 비행상태를 유지해야하는 유도 항공투하탄에 적용할 수 없는 단점이 있다.
본 발명의 일 목적은, 기설정된 높이에서 높은 신뢰도로 폭발할 수 있는 2차 기폭장치를 구비하는 고속비행 항공투하탄을 제공하기 위한 것이다.
본 발명의 다른 일 목적은, 탄체와 연결되어 비행하면서, 비행 상태를 안정화시키고 적절한 항력을 제공할 수 있는 구조를 갖는 2차 기폭장치를 구비하는 고속비행 항공투하탄을 제공하기 위한 것이다.
본 발명의 일 목적을 달성하기 위하여, 본 발명은 탄체 및 상기 탄체로부터 이탈 가능하도록 상기 탄체에 수용되는 2차 기폭장치를 포함하며, 상기 2차 기폭장치는 상기 2차 기폭장치가 상기 탄체로부터 이탈한 후 소정 시간이 경과하거나, 충돌로 인한 충격이 발생하였을 때 폭발하는 기폭화약을 수용하는 본체 및 상기 탄체로부터 이탈 시 상기 탄체와 상기 본체 사이의 거리를 기설정된 거리 이내로 유지하도록 상기 탄체와 상기 본체에 각각 연결되는 연결선을 구비하는 고속비행 항공투하탄을 제공한다.
일 실시 예에 있어서, 상기 탄체는, 방출신호를 발생시키도록 이루어지는 신관부, 상기 2차 기폭장치를 수용하고, 방출되는 방향 이외의 방향으로 상기 2차 기폭장치의 변위를 제한하도록 형성되는 사보(sabot)를 구비할 수 있다.
일 실시 예에 있어서, 상기 2차 기폭장치는 상기 탄체로부터 방출신호를 수신한 후 소정 시간이 지난 후 분리신호를 발생시키도록 이루어지는 신관조립체 및 상기 분리신호에 의해 상기 연결선과 상기 본체의 결합을 해제하도록 형성되는 연결 해제부를 구비할 수 있다.
일 실시 예에 있어서, 상기 2차 기폭장치는, 기설정된 시간 경과 및 충돌로 인한 충격 발생 중 적어도 하나를 감지하여, 상기 기폭화약을 폭발시키는 기폭신호를 발생시키도록 이루어지는 신관조립체를 구비할 수 있다.
일 실시 예에 있어서, 상기 2차 기폭장치는, 상기 본체의 후방에서 전개되어 항력 및 비행안정화를 제공하도록 이루어지는 항력 제공부를 구비할 수 있다.
또한, 본 발명은 고속비행 항공투하탄용 2차 기폭장치를 제공한다. 구체적으로, 본 발명은 상기 2차 기폭장치가 상기 탄체로부터 이탈한 후 소정 시간이 경과하거나, 충돌로 인한 충격이 발생하였을 때 폭발하는 기폭화약을 수용하는 본체, 상기 본체와 결합되고, 상기 기폭화약을 폭발시키는 기폭신호를 발생시키도록 형성되는 신관조립체 및 탄체와 상기 본체를 서로 연결하고, 상기 탄체와 상기 본체 사이의 거리를 기설정된 거리 이내로 유지하도록 이루어지는 연결선을 포함하는, 고속비행 항공투하탄용 2차 기폭장치를 제공한다.
일 실시 예에 있어서, 상기 본체는, 상기 연결선과 결합되도록 상기 본체의 전방 단부에 형성되고, 분리신호를 전달 받아 상기 연결선과의 결합을 해제하도록 이루어지는 연결 해제부를 구비할 수 있다.
또한, 본 발명은 탄체와, 2차 기폭장치를 포함하는 고속비행 항공투하탄의 제어 방법을 제공한다. 구체적으로, 본 발명은 방출신호에 의해 2차 기폭장치가 탄체로부터 이탈되고, 상기 2차 기폭장치 및 탄체에 각각 연결되는 연결선에 의해 상기 2차 기폭장치와 상기 탄체 사이의 거리가 기설정된 거리 이내로 유지되는 방출 단계, 분리신호에 의해, 상기 연결선에 의한 상기 2차 기폭장치와 상기 탄체의 연결이 해제되는 분리 단계, 기폭신호에 의해, 2차 기폭장치에 수용되는 기폭화약이 폭발하는 2차 기폭 단계를 포함하는 고속비행 항공투하탄의 제어 방법을 제공한다.
일 실시 예에 있어서, 상기 분리 단계는, 상기 탄체로부터 방출신호를 수신하면 상기 분리신호가 발생될 수 있다.
일 실시 예에 있어서, 상기 2차 기폭 단계는, 상기 2차 기폭장치에 형성되는 신관조립체에서 기설정된 시간 경과 및 충돌로 인한 충격 발생 중 적어도 하나를 감지하여 상기 기폭화약을 폭발시키는 상기 기폭신호가 발생될 수 있다.
이상에서 설명한 해결 수단에 의해 구성되는 본 발명에 의하면, 다음과 같은 효과가 있다.
본 발명에 따르면 고속으로 비행하는 항공투하탄은 탄 후미에 장착된 2차 기폭장치에 의해 최대 폭발성능을 낼 수 있다. 탄의 작동 시 방출, 전개, 분리/비행, 2차 폭발 메커니즘을 따르는 2차 기폭장치는 신뢰성 있는 작동으로 원하는 지점에 정확히 도달하고 설정된 지연시간에 기폭되어, 탄의 최대성능에 이를 수 있도록 한다.
도 1은 본 발명에 따른 고속비행 항공투하탄의 단면을 보인 개념도.
도 2는 도 1에 도시된 탄체의 일부 및 2차 기폭장치의 단면을 보인 개념도.
도 3은 본 발명에 따른 고속비행 항공투하탄 및 2차 기폭장치가 작동되는 메커니즘을 보인 개념도.
도 4는 본 발명에 따른 고속비행 항공투하탄 및 2차 기폭장치가 제어되는 흐름을 보인 순서도.
이하, 본 발명에 관련된 고속비행 항공투하탄, 고속비행 항공투하탄용 2차 기폭장치 및 그 제어 방법에 대하여 도면을 참조하여 보다 상세하게 설명한다.
본 명세서에 개시된 실시예를 설명함에 있어서 관련된 공지 기술에 대한 구체적인 설명이 본 명세서에 개시된 실시예의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우 그 상세한 설명을 생략한다.
첨부된 도면은 본 명세서에 개시된 실시예를 쉽게 이해할 수 있도록 하기 위한 것일 뿐, 첨부된 도면에 의해 본 명세서에 개시된 기술적 사상이 제한되지 않으며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.
단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다.
도 1은 본 발명에 따른 고속비행 항공투하탄(100)의 단면을 보인 개념도이며, 도 2는 도 1에 도시된 탄체의 일부 및 2차 기폭장치(130)의 단면을 보인 개념도이다. 또한, 도 3은 본 발명에 따른 고속비행 항공투하탄(100)이 작동되는 메커니즘을 보인 개념도이다.
도 1 내지 3을 참조하면, 본 발명에 따른 고속비행 항공투하탄(100)은 탄체(110) 및 2차 기폭장치(130)를 포함한다. 2차 기폭장치(130)는 상기 탄체(110)로부터 분리되어 별도로 폭발된다.
탄체(110)는 일 방향으로 연장되도록 이루어질 수 있고, 일 방향은 탄체(110)가 비행하는 방향과 일치되는 방향일 수 있다.
한편, 탄체(110)는 전방 단부에 형성되는 신관부(112)를 구비할 수 있다. 상기 신관부(112)는 상기 2차 기폭장치(130)의 방출신호를 형성한다. 상기 2차 기폭장치(130)는 상기 신관부(112)로부터 방출신호를 수신하여 상기 탄체(110)로부터 방출된다.
여기서, 상기 방출신호는 상기 2차 기폭장치(130)가 상기 방출신호를 수신한 후 소정 시간 후에 분리신호를 형성하도록 하는 제어명령을 포함할 수 있다. 상기 2차 기폭장치(130)는 상기 방출신호를 수신한 후 소정 시간이 지난 후 분리신호를 형성할 수 있다.
한편, 상기 신관부(112)는 탄체의 높이를 측정할 수 있는 높이 측정부를 구비할 수 있다. 상기 신관부(112)는 상기 높이 측정부의 측정 결과에 근거하여, 상기 2차 기폭장치(130)의 방출신호 형성시점을 정할 수 있다. 상기 신관부(112)는 상기 2차 기폭장치(130)가 지정된 위치에서 폭발할 수 있도록, 상기 높이 측정부의 측정 결과에 근거하여 상기 2차 기폭장치(130)의 폭발지연시간을 설정할 수 있다.
상기 2차 기폭장치(130)는 일정한 높이에서 폭발하는 역할을 수행할 수 있다. 2차 기폭장치(130)는 탄체(110)의 후방 단부에 수용될 수 있고, 또한 동작을 위해 2차 기폭장치(130)로부터 이탈 가능하도록 이루어질 수 있다.
구체적으로, 2차 기폭장치(130)는 기폭화약(103)을 수용하도록 형성되는 본체(131)를 구비할 수 있다. 도시된 것과 같이, 본체(131)는 비행 안정성을 위해 탄체(110)와 유사한 형상으로 이루어질 수 있다. 본체(131)의 내부에는, 일정한 높이에서 폭발을 일으키도록 이루어지는 기폭화약(103)이 수용될 수 있다.
아울러, 본 발명에 따른 2차 기폭장치(130)는 연결선(132)을 구비하는 것을 특징으로 할 수 있다. 연결선(132)은 탄체(110)와 본체(131)를 서로 연결하도록 각각에 결합될 수 있다. 연결선(132)은 로프와 같이 형상이 쉽게 변형될 수 있도록 이루어질 수 있고, 예를 들면, 스틸 와이어 로프(steel wire rope)로 이루어질 수 있다.
연결선(132)이 탄체(110)와 본체(131)를 서로 연결함으로써, 2차 기폭장치(130)는 탄체(110)로부터 방출된 상태에서, 탄체(110)와 기설정된 거리 이내의 거리를 유지하면서 탄체(110)를 뒤따르며 비행할 수 있다.
한편, 상기 2차 기폭장치(130)는 탄체(110)로부터 방출된 후, 소정시간이 지난 후 폭발 할 수 있다. 여기서, 상기 소정시간은 상기 신관부(112)에서 설정된 지연시간일 수 있다.
따라서, 본 발명에 따른 고속비행 항공투하탄(100)은, 투하된 후 원하는 위치에 도달하였을 때 2차 기폭장치(130)가 폭발될 수 있다. 아울러, 후술하는 신관조립체(133)의 시간 감지에 따른 2차 기폭장치(130)의 폭발 시점이 최적화될 수 있다. 또한, 연결선(132)에 의해 2차 기폭장치(130)의 위치에 대한 가변성이 감소되므로, 2차 기폭장치(130) 및 항공투하탄(100)의 동작 신뢰성이 향상될 수 있다.
앞서 설명한 탄체(110)의 신관부(112)는 방출신호를 발생시키도록 이루어질 수 있다. 방출신호는 탄체(110)로부터 2차 기폭장치(130)를 이탈시키는 시점에 발생되는 신호이다.
아울러 탄체(110)는 사보(sabot, 113) 및 방출장치 조립체(114)를 구비할 수 있다. 도시된 것과 같이, 사보(113)는 탄체(110)의 후방 단부에 일정 공간을 형성하도록 이루어지며, 사보(113)와 인접하도록 방출장치 조립체(114)가 위치될 수 있다.
방출장치 조립체(114)는 방출신호를 전달받아 탄체(110)로부터 2차 기폭장치(130)를 이탈시키도록 동작될 수 있다. 예를 들면, 방출장치 조립체(114)는 사보(113)의 후방 단부를 개방하거나, 사보(113) 내에서 2차 기폭장치(130)를 고정시키는 부재의 결합 상태를 해제하는 방식으로 동작될 수 있다.
2차 기폭장치(130)가 방출될 때, 사보(113)는 2차 기폭장치(130)가 방출되는 방향 이외의 방향으로는 변위 발생을 제한하도록 이루어질 수 있다. 즉, 사보(113)는 2차 기폭장치(130)의 방출을 가이드하도록 돌출 또는 리세스되는 레일 구조를 내부 표면에 구비할 수 있다.
사보(113)가 2차 기폭장치(130)의 방출을 일정한 방향으로 가이드함으로써, 방출신호에 의해 2차 기폭장치(130)가 탄체(110)로부터 이탈되는 동작의 신뢰성이 확보될 수 있고, 그에 따라, 2차 기폭장치(130)의 궤적 및 위치에 대한 신뢰성이 확보될 수 있다.
한편, 2차 기폭장치(130)는 별도의 신관조립체(133)를 더 구비할 수 있다. 신관조립체(133)는 기폭화약(103)을 기폭시키는 역할과 함께, 연결선(132)의 연결 해제를 제어하는 기능을 수행할 수 있다.
신관조립체(133)는 상기 신관부(112)로부터 수신된 방출신호에 근거하여, 연결선(132)의 결합 해제를 위한 분리신호를 발생시킬 수 있다. 상술한 바와 같이, 상기 신관조립체(133)는 상기 방출신호를 수신한 후 소정시간이 지난 후 분리신호를 형성할 수 있다.
이와 함께, 2차 기폭장치(130)는 연결선(132)과 본체(131)의 결합을 해제하도록 이루어지는 연결 해제부(134)를 더 구비할 수 있다. 연결 해제부(134)는 본체(131)의 전방 단부에 형성되어 연결선(132)에 결합되도록 이루어질 수 있다. 그리고, 분리신호가 전달되면 연결선(132)과의 결합이 해제되도록 이루어질 수 있다. 구체적으로 연결선(132)과 결합의 해제는, 폭발볼트, 파이로 푸셔, 풀러, 커터와 같은 방식으로 구현될 수 있다.
이상에서와 같이 본 발명의 2차 기폭장치(130)는 연결선(132)뿐만 아니라 연결 해제부(134)를 더 구비함으로써, 특정 조건에서는 탄체(110)와 더 멀리 이격되도록 분리되는 상태를 구현할 수 있다.
이상에서는 2차 기폭장치(130)가 탄체(110)에 수용되고 방출되는 구조 및 동작과, 연결선(132)에 의해 탄체(110)를 추종할 수 있는 구조에 대해 설명하였다. 이하에서는 탄체(110)로부터 방출된 2차 기폭장치(130)의 안정적인 비행이 구현될 수 있도록 이루어지는 구조에 대해 설명한다.
2차 기폭장치(130) 및 2차 기폭장치(130)와 연결된 시점에서 탄체(110)의 안정적인 비행을 위하여, 2차 기폭장치(130)는 항력 제공부(135 및 136)를 더 포함할 수 있다.
도 2 및 3에는 상기 항력 제공부(135 및 136)의 두 가지 실시 예를 모두 도시하였으나, 본 발명은 도 2 및 3에 개시된 핀형상의 항력제공부(135) 및 낙하산(136)을 모두 구비할 필요는 없고, 핀형상의 항력제공부(135) 및 낙하산(136) 중 어느 하나만을 구비할 수 있으며, 핀형상의 항력제공부(135) 및 낙하산(136) 외의 다른 형태의 항력 제공부를 구비할 수 있다.
일 실시 예에 있어서, 항력 제공부(135)는 2차 기폭장치(130)의 본체(131) 측면에 형성될 수 있다. 항력 제공부(135)는 본체(131)의 측면에서 돌출되어 전후 방향(탄체(110)가 연장되는 일 방향)으로 연장되는 핀(fin) 형상으로 이루어질 수 있다. 그리고, 항력 제공부(135)는 본체(131)의 측면을 형성하는 외주면을 따라 이격되도록 복수 개가 형성될 수 있다.
다른 일 실시 예에 있어서, 항력 제공부(136)는 2차 기폭장치(130) 및 그와 연결되는 탄체(110)를 감속시키도록 항력(drag)을 제공하는 역할을 수행한다. 항력 제공부(136)는 본체(131)의 후방 단부에 위치될 수 있고, 신관조립체(133)의 신호에 의해 후방으로 전개되면서 공기 저항을 증가시키는 형상으로 펼쳐질 수 있다. 예를 들면, 항력 제공부(136)는 소형 낙하산 및 발루트(ballute)를 포함할 수 있다.
이와 같이, 본 발명에 따른 고속비행 항공투하탄(100)의 2차 기폭장치(130)는 항력 제공부(135 및 136)를 구비함으로써, 2차 기폭장치(130)와 연결된 탄체(110)의 안정적인 궤적 형성에 기여함과 동시에 고속 운용 시에 적합한 적절한 항력을 탄체(110)에 제공 및 유지하는 것이 가능한 이점이 있다. 특히, 연결선(132) 및 연결 해제부(134)의 제어와 함께, 탄체(110) 및 2차 기폭장치(130)의 상호간 거리나 힘 전달 여부를 조절할 수 있으므로, 정교한 위치 제어가 가능한 효과가 있다.
이상에서는 본 발명에 따른 고속비행 항공투하탄(100) 및 2차 기폭장치(130)의 세부 구성요소들에 대하여 설명하였다. 이하에서는 위 구성요소들로 이루어지는 고속비행 항공투하탄(100) 및 2차 기폭장치(130)의 작동 메커니즘 및 단계들에 대해 설명하기로 한다.
도 4는 본 발명에 따른 고속비행 항공투하탄(100) 및 2차 기폭장치(130)가 제어되는 흐름을 보인 순서도이다. 도 3 및 4를 참조하면, 본 발명에 따른 고속비행 항공투하탄(100)의 제어 방법은, 방출 단계(S1), 분리 단계(S2), 2차 기폭 단계(S3)를 포함한다.
방출 단계(S1)는 탄체(110)로부터 2차 기폭장치(130)가 방출되는 단계로, 탄체(110)의 신관부(112)로부터 전달되는 방출신호에 의해 개시될 수 있다. 방출신호가 방출장치 조립체(114)에 전달되면, 방출장치 조립체(114) 내의 방출장약이 작동하여, 압력에 의해 2차 기폭장치(130)가 탄체(110)로부터 이탈될 수 있다. 다만, 이 경우에, 방출장약은 스프링 등의 가압장치로 대체될 수 있다. 보다 구체적으로, 판스프링이 상기 방출장약의 위치에 구비되어, 상기 방출장약 대신 가압력을 가하는 것도 가능하다.
다만, 방출 단계(S1)에서는, 탄체(110)와 2차 기폭장치(130)는 기설정된 거리 이내에서 함께 비행될 수 있다. 이는 앞서 설명한 연결선(132)이 탄체(110)와 2차 기폭장치(130)의 연결을 유지함에 따라 구현될 수 있다.
분리 단계(S2)는 탄체(110)와 2차 기폭장치(130) 사이의 연결선(132)이 해제되는 단계일 수 있다. 분리 단계(S2)는 분리신호에 의해 개시될 수 있고, 분리신호는 2차 기폭장치(130)가 상기 신관부(112)로부터 방출신호를 수신하는 경우, 생성될 수 있다. 발생된 분리신호는 연결 해제부(134)로 전달되고, 연결 해제부(134)가 연결선(132)과 본체(131)의 연결 상태를 해제하는 동작을 수행할 수 있다.
2차 기폭 단계(S3)는 기폭신호에 의해 개시될 수 있고, 기폭신호에 의해 2차 기폭장치(130)에 수용되는 기폭화약(103)이 폭발함으로써, 탄의 성능을 극대화시킬 수 있다.
신관조립체(133)는 기폭신호의 발생을 제어하기 위하여 이중모드 센서를 구비할 수 있다. 이중모드 센서는 기설정된 시간의 경과 및 지면과의 충돌로 인한 충격 발생 중 적어도 하나를 감지하도록 이루어질 수 있다. 다른 예로서, 상기 이중모드 센서는 지면과의 충돌로 인한 충격 발생을 감지할 수 있다. 상기 이중모드 센서에서 적어도 하나가 감지되면, 신관조립체(133)에서 기폭화약(103)을 기폭시키는 동작이 수행될 수 있다. 이를 통해, 본 발명은 상기 2차 기폭 장치가 기설정된 높이에서 폭발하지 않고 지면에 도달하는 경우 폭발할 수 있도록 한다.
한편, 본 발명에 따른 고속비행 항공투하탄(100)의 제어방법은, 전개 단계(S11)를 더 포함할 수 있다. 전개 단계(S11)는 앞서 설명한 방출 단계(S1)와 동시에 또는 그 이후에, 그리고 분리 단계(S2) 이전에 수행될 수 있다. 전개 단계(S11)는 2차 기폭장치(130)의 항력 제공부(135 및 136)가 전개되어 작동되는 단계로, 탄체(110)와 2차 기폭장치(130)의 비행 궤적을 안정화시키고, 적절한 항력을 생성 및 유지해 줄 수 있다.
상술한 바와 같이, 본 발명에 따르면 고속으로 비행하는 항공투하탄은 탄 후미에 장착된 2차 기폭장치에 의해 최대 폭발성능을 낼 수 있다. 탄의 작동 시 방출, 전개, 분리/비행, 2차 폭발 메커니즘을 따르는 2차 기폭장치는 신뢰성 있는 작동으로 원하는 지점에 정확히 도달하고 설정된 지연시간에 기폭되어, 탄의 최대성능에 이를 수 있도록 한다.
이상에서 설명한 것은 본 발명에 따른 고속비행 항공투하탄, 고속비행 항공투하탄용 2차 기폭장치 및 그 제어 방법을 실시하기 위한 실시예에 불과한 것으로서, 본 발명은 이상의 실시예에 한정되지 않고, 이하의 청구범위에서 청구하는 바와 같이 본 발명의 요지를 벗어나지 않는 범위 내에서 당해 발명이 속하는 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 누구든지 다양한 변경 실시가 가능한 범위까지 본 발명의 기술적 사상이 있다고 할 것이다.
100: 고속비행 항공투하탄 103: 기폭화약
110: 탄체 112: 신관부
113: 사보 114: 방출장치 조립체
130: 2차 기폭장치 131: 본체
132: 연결선 133: 신관조립체
134: 연결 해제부 135: 핀형상의 항력 제공부
136: 낙하산

Claims (11)

  1. 탄체; 및
    상기 탄체로부터 이탈 가능하도록 상기 탄체에 수용되는 2차 기폭장치를 포함하며,
    상기 2차 기폭장치는,
    상기 2차 기폭장치가 상기 탄체로부터 이탈한 후 소정 시간이 경과하거나, 충돌로 인한 충격이 발생하였을 때 폭발하는 기폭화약을 수용하는 본체; 및
    상기 탄체로부터 이탈 시 상기 탄체와 상기 본체 사이의 거리를 기설정된 거리 이내로 유지하도록 상기 탄체와 상기 본체에 각각 연결되는 연결선을 구비하는 고속비행 항공투하탄.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 탄체는,
    방출신호를 발생시키도록 이루어지는 신관부;
    상기 2차 기폭장치를 수용하고, 방출되는 방향 이외의 방향으로 상기 2차 기폭장치의 변위를 제한하도록 형성되는 사보(sabot)를 구비하는 고속비행 항공투하탄.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 2차 기폭장치는,
    상기 탄체로부터 방출신호를 수신한 후, 소정 시간이 지난 후 분리신호를 발생시키도록 이루어지는 신관조립체; 및
    상기 분리신호에 의해 상기 연결선과 상기 본체의 결합을 해제하도록 형성되는 연결 해제부를 구비하는 고속비행 항공투하탄.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 2차 기폭장치는, 기설정된 시간 경과 및 충돌로 인한 충격 발생 중 적어도 하나를 감지하여, 상기 기폭화약을 폭발시키는 기폭신호를 발생시키도록 이루어지는 신관조립체를 구비하는 고속비행 항공투하탄.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 2차 기폭장치는, 상기 본체의 후방에서 전개되어 항력 및 비행안정화를 제공하도록 이루어지는 항력 제공부를 구비하는 고속비행 항공투하탄.
  6. 고속비행 항공투하탄용 2차 기폭장치에 있어서,
    상기 2차 기폭장치가 탄체로부터 이탈한 후 소정 시간이 경과하거나, 충돌로 인한 충격이 발생하였을 때 폭발하는 기폭화약을 수용하는 본체;
    상기 본체와 결합되고, 상기 기폭화약을 폭발시키는 기폭신호를 발생시키도록 형성되는 신관조립체; 및
    탄체와 상기 본체를 서로 연결하고, 상기 탄체와 상기 본체 사이의 거리를 기설정된 거리 이내로 유지하도록 이루어지는 연결선을 포함하는, 고속비행 항공투하탄용 2차 기폭장치.
  7. 제6항에 있어서,
    상기 본체는, 상기 연결선과 결합되도록 상기 본체의 전방 단부에 형성되고, 분리신호를 전달 받아 상기 연결선과의 결합을 해제하도록 이루어지는 연결 해제부를 구비하는, 고속비행 항공투하탄용 2차 기폭장치.
  8. 제6항에 있어서,
    상기 본체의 후방에서 전개되어 항력 및 비행안정화를 제공하도록 이루어지는 항력 제공부를 더 포함하는, 고속비행 항공투하탄용 2차 기폭장치.
  9. 탄체와, 2차 기폭장치를 포함하는 고속비행 항공투하탄의 제어 방법에 있어서,
    방출신호에 의해 2차 기폭장치가 탄체로부터 이탈되고, 상기 2차 기폭장치 및 탄체에 각각 연결되는 연결선에 의해 상기 2차 기폭장치와 상기 탄체 사이의 거리가 기설정된 거리 이내로 유지되는 방출 단계;
    분리신호에 의해, 상기 연결선에 의한 상기 2차 기폭장치와 상기 탄체의 연결이 해제되는 분리 단계;
    기폭신호에 의해, 2차 기폭장치에 수용되는 기폭화약이 폭발하는 2차 기폭 단계를 포함하는 고속비행 항공투하탄의 제어 방법.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 분리 단계는, 상기 탄체로부터 방출신호를 수신하면 상기 분리신호가 발생되는 것을 특징으로 하는 고속비행 항공투하탄의 제어 방법.
  11. 제9항에 있어서,
    상기 2차 기폭 단계는, 상기 2차 기폭장치에 형성되는 신관조립체에서 기설정된 시간 경과 및 충돌로 인한 충격 발생 중 적어도 하나를 감지하여 상기 기폭화약을 폭발시키는 상기 기폭신호가 발생되는 것을 특징으로 하는 고속비행 항공투하탄의 제어 방법.
KR1020190020702A 2019-02-21 2019-02-21 고속비행 항공투하탄용 2차 기폭장치 및 그 제어 방법 KR102151645B1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020190020702A KR102151645B1 (ko) 2019-02-21 2019-02-21 고속비행 항공투하탄용 2차 기폭장치 및 그 제어 방법

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020190020702A KR102151645B1 (ko) 2019-02-21 2019-02-21 고속비행 항공투하탄용 2차 기폭장치 및 그 제어 방법

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20200102270A true KR20200102270A (ko) 2020-08-31
KR102151645B1 KR102151645B1 (ko) 2020-09-03

Family

ID=72234461

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020190020702A KR102151645B1 (ko) 2019-02-21 2019-02-21 고속비행 항공투하탄용 2차 기폭장치 및 그 제어 방법

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR102151645B1 (ko)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102598240B1 (ko) * 2023-03-16 2023-11-03 박기혁 분리형 총알 및 이를 이용한 무인 항공기 포획용 총알

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9605935B1 (en) * 1989-01-26 2017-03-28 Qinetiq Limited Multi-charge munitions, incorporating hole-boring charge assemblies
US9766050B2 (en) * 2015-06-19 2017-09-19 Naeco, Llc Small caliber shaped charge ordnance
KR101947644B1 (ko) * 2016-07-29 2019-02-13 국방과학연구소 연료기화탄 연료운의 2차 지연 기폭을 위한 기폭 장치

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9605935B1 (en) * 1989-01-26 2017-03-28 Qinetiq Limited Multi-charge munitions, incorporating hole-boring charge assemblies
US9766050B2 (en) * 2015-06-19 2017-09-19 Naeco, Llc Small caliber shaped charge ordnance
KR101947644B1 (ko) * 2016-07-29 2019-02-13 국방과학연구소 연료기화탄 연료운의 2차 지연 기폭을 위한 기폭 장치

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102598240B1 (ko) * 2023-03-16 2023-11-03 박기혁 분리형 총알 및 이를 이용한 무인 항공기 포획용 총알

Also Published As

Publication number Publication date
KR102151645B1 (ko) 2020-09-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4922826A (en) Active component of submunition, as well as flechette warhead and flechettes therefor
RU2362962C1 (ru) Осколочно-пучковая надкалиберная граната "тверитянка"
RU2493535C1 (ru) Противопехотная осколочная мина дистанционной установки
US4567829A (en) Shaped charge projectile system
EP3899413B1 (en) A munition and munition assembly
US9562755B2 (en) Safe and arm mechanisms and methods for explosive devices
KR101320978B1 (ko) 유도 폭탄
KR102151645B1 (ko) 고속비행 항공투하탄용 2차 기폭장치 및 그 제어 방법
US10254091B2 (en) Cluster bomblet having bomblet body for protecting fuse
KR20020070505A (ko) 대미사일 요격미사일
GB2586820A (en) A munition and munition assembly
RU2722193C1 (ru) Отделяющаяся осколочно-фугасная головная часть снаряда
RU2622063C2 (ru) Игровой патрон
KR101449738B1 (ko) 복수 폭발분리장치들의 전단파괴 작동에 의한 발사체 분리구조
RU77037U1 (ru) Артиллерийский патрон к гранатомету
GB2142418A (en) Cluster bombs
RU2456537C2 (ru) Взрыватель для снарядов реактивных систем залпового огня
KR102106402B1 (ko) 전차 사격 훈련용 연습탄
RU2441193C1 (ru) Отделяющаяся осколочно-фугасная боевая часть реактивного снаряда залпового огня
KR20010034736A (ko) 발사체 신관용 안전 시스템
EP0961098A2 (en) Carrier projectile with submunitions and method for attacking a target with these submunitions
RU2292007C1 (ru) Кумулятивная тандемная боевая часть
SE516247C2 (sv) Segmenterad projektil
KR102705635B1 (ko) 탄환 및 발사체
RU2368864C1 (ru) Осколочно-пучковый снаряд "посвизд"

Legal Events

Date Code Title Description
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant