KR20230107339A

KR20230107339A - 연장된 거리를 갖는 공기흡입식 발사체들 및 미사일들을 위한 관절식 입구

Info

Publication number: KR20230107339A
Application number: KR1020237020370A
Authority: KR
Inventors: 앤드류 제이. 로티; 숀 피. 벌크; 도날드 지. 메시트; 재일런 에스. 존스
Original assignee: 레이던 컴퍼니
Priority date: 2020-12-01
Filing date: 2021-07-26
Publication date: 2023-07-14
Also published as: AU2021390428A1; JP2023551306A; EP4256270A1; US20220170722A1; WO2022119606A1

Abstract

초기 비행 거리 동안 발사체의 추진 시스템에 의한 연소(combustion)를 위해 공기를 흡입하는 입구 및 추진 시스템의 추진 엔진이 전소한 후에 발사체를 위한 리프트 표면 모두를 형성하기 위한 날개 구조를 포함한다. 날개 구조는 타겟에 대한 발사체를 위한 최적의 비행 시간 및 긴 거리를 모두 가능하게 하기 위해 입구 및 리프트 표면 모두로서 역할을 한다. 날개가 입구를 정의하기 위해 발사체의 추진 바디 섹션을 따라 연장되는 접힌 위치로부터 날개가 리프트 표면을 형성하기 위해 추진 바디 섹션으로부터 바깥쪽으로 연장되는 전개 위치까지 이동 가능한 적어도 하나의 날개를 포함한다. 임의의 수의 날개들이 제공될 수 있고 날개들은 적용에 따라 동시에 전개되거나 순차적으로 전개될 수 있다.

Description

연장된 거리를 갖는 공기흡입식 발사체들 및 미사일들을 위한 관절식 입구

본 개시는 발사체들 및 미사일들을 위한 입구들과 관련이 있다.

미사일들과 같은, 발사체들은 전형적으로 공간 제약들이 있어서 유도(guidance) 전자 장치 및 추진 시스템 모두를 위해 반드시 균형을 맞추어야 한다. 예시적인 램젯(ramjet)-타입 발사체에서, 기류 덕트(airflow duct)들을 사용하는 고체 연료 램젯 추진 시스템은 발사체 내에 상당한 공간 부족을 초래할 수 있다. 램젯 추진 시스템, 시커 하드웨어(seeker hardware) 및 프로세서 전자 장치들, 및 탄두(warhead)에 의해 공유되는 발사체에 제공되는 표준 공간의 부피 제한들로 인해, 발사체는 타겟까지 비행의 거리를 증가시키기 위해 초기 비행 페이즈(phase)를 위한 추진 시스템으로 구성된다. 하지만, 종래의 발사체들은 거리를 최대화하는데 부족할 수 있고, 이는 입구들 주위 및 내의 항력을 감소시키는 것 또는 발사체를 위한 기체(airframe)의 양력(lift)을 증가시키는 것에 의존한다.

타겟까지 발사체 거리를 증가시키기 위한 하나의 선행 시도는 램젯에서 추진 섹션을 증가시키는 것을 포함한다. 하지만, 이 해결책은 램젯 연료가 소모된 후에 공기 흡입식 추진 시스템의 입구들에 의해 생성되는 항력의 원천(source)을 다루지 않아서, 발사체가 불충분한 성능을 발휘할 수 있다는 점에서 부족하다.

본 출원은 비행의 초기 거리 동안 발사체의 추진 시스템에 의한 연소(combustion)를 위한 공기를 흡입하는 입구 및 추진 시스템의 추진 엔진이 전소(burn out)된 후의 발사체를 위한 리프트 표면(lift surface)를 모두 형성하기 위한 날개 구조를 사용하는 발사체를 제공한다. 타겟까지 최적의 비행 시간을 제공하지만 거리는 짧은 램젯만의 변형 및 긴 거리를 제공하지만 바람직하지 않은 긴 비행 시간을 제공하는 날개만의 변형을 포함하는 종래의 발사체들과 대조적으로, 입구 및 리프트 표면 모두로서 역할을 하는 날개 구조는 긴 거리 및 타겟까지 비행의 최적의 시간을 모두 가능하게 한다.

날개 구조는 접힌 위치 및 전개 위치 사이에서 이동 가능한 적어도 하나의 날개 -접힌 위치에서 날개는 입구를 정의하기 위해 발사체의 추진 바디 섹션을 따라 연장되고, 전개 위치에서 날개는 리프트 표면을 형성하기 위해 추진 바디 섹션으로부터 바깥쪽로 연장됨-를 포함한다. 임의의 수의 날개들이 제공될 수 있고 날개들은 적용에 따라 동시에 전개되거나 순차적으로 전개될 수 있다.

발사체의 추진 바디 섹션은 날개가 접힌 위치에 있을 때 날개에 의해 덮이는 오목한 부분을 포함하여서, 추진 바디 섹션 및 날개 사이에서 입구를 정의한다. 날개가 추진 바디 섹션으로부터 멀어져 이동될 때, 오목한 부분은 노출 또는 개방되어서 입구가 개방된다.

날개는 임의의 적합한 액추에이터(actuator)에 의해 활성화되고 전개 위치로 이동하기 위해 추진 바디 섹션으로부터 멀어져 회전될 수 있다. 날개는 단일 축 회전 또는 다중 축 회전하도록 구성될 수 있고, 거기서 날개는 부착점을 중심으로 추진 바디 섹션으로 피벗되거나 또한 그것의 축을 중심으로 회전된다. 날개는 입구를 정의하기 위해서 서로 결합(engage)되고 날개들이 접힌 위치로부터 전개 위치로 이동될 때 서로 해제(disengage)되는 두 개의 날개로 형성될 수 있다.

개시의 일 측에 따르면, 발사체는 추진 동안 공기를 흡입하는 입구 및 추진 이후 리프트 표면 모두로서 역할을 하는 적어도 하나의 날개를 포함한다.

개시의 일 측에 따르면, 발사체는 접힌 위치에 있을 때 입구를 폐쇄하고 전개 위치에 있을 때 입구를 개방하는 적어도 하나의 날개를 포함할 수 있다.

개시의 일 측에 따르면, 발사체는 램젯 및 램젯의 초기 추진 페이즈 이후 리프트 표면을 형성하는 입구를 가질 수 있다.

개시의 일 측에 따르면, 발사체는 날개가 입구로서 역할을 하는 위치에서 날개가 리프트 표면을 형성하는 위치로 이동할 때 2축 회전을 위해 구성되는 적어도 하나의 날개를 포함할 수 있다.

개시의 일 측에 따르면, 발사체는 날개가 입구로서 역할을 하는 위치에 있을 때, 및 날개가 리프트 표면을 형성하는 위치에 있을 때 동일한 평면에 배향되는 적어도 하나의 날개를 포함할 수 있다.

개시의 일 측에 따르면, 발사체는 입구를 정의하기 위해 결합 가능하고 입구를 개방하고 리프트 표면들을 형성하기 위해 해제 가능한 두 개의 날개에 의해 형성되는 적어도 하나의 날개를 포함할 수 있다.

개시의 일 측에 따르면, 발사체는 발사체에 대하여 대칭적으로 배열되고 추진 동안 공기를 흡입하는 입구들 및 추진 후에 리프트 표면들로 역할을 하는 복수의 날개들을 포함할 수 있다.

개시의 일 측에 따르면, 발사체는 추진 바디 섹션 및 접힌 위치 및 전개 위치 사이에서 이동가능한 적어도 하나의 날개를 포함하고, 접힌 위치에서 적어도 하나의 날개는 발사체의 초기 비행 거리(range of flight) 동안 입구를 정의하기 위해 추진 바디 섹션을 따라 연장되고, 전개 위치에서 적어도 하나의 날개는 초기 비행 거리 후에 발사체를 위한 리프트 표면을 형성하기 위해 추진 바디 섹션으로부터 바깥쪽으로 연장된다.

본 요약의 임의의 단락(들)의 실시 예에 따르면, 적어도 하나의 날개는 접힌 위치에 있을 때 입구를 폐쇄하고 전개 위치에 있을 때 입구를 개방하는 입구 벽으로서 형성될 수 있다.

본 요약의 임의의 단락(들)의 실시 예에 따르면, 추진 바디 섹션은 입구를 정의하기 위해 적어도 하나의 날개에 의해 덮이는 오목한 부분을 갖는 외주면을 포함할 수 있다.

본 요약의 임의의 단락(들)의 실시 예에 따르면, 적어도 하나의 날개는 접힌 위치로부터 전개 위치까지 추진 바디 섹션에 대하여 회전하도록 구성될 수 있다.

본 요약의 임의의 단락(들)의 실시 예에 따르면, 적어도 하나의 날개는 2축 회전을 위해 구성될 수 있다.

본 요약의 임의의 단락(들)의 실시 예에 따르면, 적어도 하나의 날개는 제1 회전 평면에서 제1 전개 위치로 회전한 후에 제1 회전 평면과 수직한 제2 회전 평면에서 제2 전개 위치로 회전하도록 구성될 수 있다.

본 요약의 임의의 단락(들)의 실시 예에 따르면, 적어도 하나의 날개는 부착점을 중심으로 피벗하고 적어도 하나의 날개의 축을 중심으로 회전하도록 구성될 수 있다.

본 요약의 임의의 단락(들)의 실시 예에 따르면, 적어도 하나의 날개는 입구를 형성하도록 결합 가능하고 접힌 위치로부터 전개 위치까지 반대되는 회전 방향으로 회전함으로써 두 개의 리프트 표면들을 형성하도록 해제 가능한 제1 날개 부분 및 제2 날개 부분을 포함할 수 있다.

본 요약의 임의의 단락(들)의 실시 예에 따르면, 적어도 하나의 날개는 부착점을 중심으로 추진 바디 섹션으로 적어도 90도 피벗하도록 구성될 수 있다.

본 요약의 임의의 단락(들)의 실시 예에 따르면, 적어도 하나의 날개는 접힌 위치 및 전개 위치에 있을 때 동일한 평면에서 배향될 수 있고, 적어도 하나의 날개는 동일한 평면에서 피벗 가능할 수 있다.

본 요약의 임의의 단락(들)의 실시 예에 따르면, 적어도 하나의 날개는 입구의 후방에 있는 추진 바디 섹션에 대하여 부착점에서 발사체에 부착될 수 있다.

본 요약의 임의의 단락(들)의 실시 예에 따르면, 적어도 하나의 날개가 전개 위치에 있을 때 적어도 하나의 날개는 추진 바디 섹션으로부터 수직으로 연장될 수 있다.

본 요약의 임의의 단락(들)의 실시 예에 따르면, 적어도 하나의 날개는 2개 이상의 날개를 포함하고, 2개 이상의 날개는 2개 이상의 날개 및 추진 바디 섹션 사이에서 2개 이상의 입구를 정의할 수 있다.

본 요약의 임의의 단락(들)의 실시 예에 따르면, 2개 이상의 입구는 추진 바디 섹션 주위에 대칭적으로 배열될 수 있다.

본 요약의 임의의 단락(들)의 실시 예에 따르면, 2개 이상의 입구는 고리 모양의 입구의 일부일 수 있다.

본 요약의 임의의 단락(들)의 실시 예에 따르면, 발사체는 고체 연료 램젯(ramjet), 액체 연료 램젯 또는 덕트(duct) 로켓일 수 있다.

본 요약의 임의의 단락(들)의 실시 예에 따르면, 발사체는 접힌 위치 밖으로 날개를 전개하도록 구성된 전기 모터, 기계식 액추에이터, 공압 액추에이터, 유압 액추에이터, 또는 에너지 물질 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.

개시의 다른 측에 따르면, 램젯은 램젯을 위한 추진 엔진을 포함하는 추진 바디 섹션, 및 발사체의 초기 비행 거리 동안 추진 시스템에서 연소(combustion)를 위해 공기를 흡입하는 입구를 정의하기 위해 적어도 하나의 날개가 추진 바디 섹션을 따라 연장되는 접힌 위치 및 추진 엔진이 전소(burn out)된 후에 발사체에 대한 리프트 표면을 형성하기 위해 적어도 하나의 날개가 추진 바디 섹션으로부터 바깥쪽으로 연장되는 전개 위치 사이에서 이동 가능한 적어도 하나의 날개를 포함한다.

본 요약의 임의의 단락(들)의 실시 예에 따르면, 적어도 하나의 날개는 적어도 하나의 날개가 추진 바디 섹션의 외주(outer periphery)에 형성된 오목한 부분을 덮는 접힌 위치로부터 적어도 하나의 날개가 오목한 부분으로부터 제거되어 입구를 개방하는 전개 위치로 회전하도록 구성될 수 있다.

개시의 다른 측에 따르면, 발사체를 작동시키는 방법은 발사체의 초기 비행 거리 동안 발사체의 추진 바디 섹션에서 추진 엔진을 연소(burn)하는 단계, 초기 비행 거리 동안 추진 엔진에서 연소(combustion)를 위해 추진 바디 섹션에 대항하여 접힌 상태로 배열된 적어도 하나의 날개에 의해 정의된 입구를 통해 공기를 흡입하는 단계, 적어도 하나의 날개를 접힌 위치로부터 초기 비행 거리에 대한 후속 비행 거리 동안 추진 엔진이 전소된 후 적어도 하나의 날개가 추진 바디 섹션으로부터 바깥쪽으로 연장되는 전개위치로 전개하는 단계, 및 전개 위치에 있는 적어도 하나의 날개를 통해 발사체에 양력(lift)을 발생시키는 단계를 포함한다.

앞서 언급 및 그와 관련된 목표들의 달성을 위해, 개시는 여기서 완전히 설명되고 특히 청구 범위에서 지적된 특징들을 포함한다. 다음의 설명 및 첨부된 도면들은 특정 예시적 실시 예들을 세부적으로 설명한다. 이러한 실시 예들은, 하지만, 개시의 원리들이 이용될 수 있는 다양한 방법들 중 일부를 가리키는 것이다. 본 개시의 새로운 특징들, 다른 목표들 및 이점들은 도면들과 함께 고려될 때 다음의 세부적인 설명으로부터 명백해질 것이다.

반드시 축척될 필요가 없는 첨부된 도면들은 개시의 다양한 양상들을 도시한다.
도 1은 추진 시스템을 갖는 발사체의 개략도를 도시한다.
도 2는 발사체의 날개들이 입구를 정의하기 위해 접힌 위치에 있는 초기 비행 거리 동안 도 1의 발사체를 도시한다.
도 3은 발사체의 날개들이 리프트 표면을 형성하도록 전개되는 후속 비행 거리 동안 도 2의 발사체를 도시한다.
도 4는 날개가 접힌 위치로부터 전개 위치까지 이동하도록 2축 회전을 위해 구성되는 예시적인 실시 예에 따른 도 1의 발사체의 날개를 도시한다.
도 5는 전개 위치에서 도 4의 날개를 도시한다.
도 6은 날개가 접힌 위치롭부터 전개 위치까지 이동하도록 단일 축 회전을 위해 구성되는 다른 예시적인 실시 예에 따른 도 1의 발사체의 날개를 도시한다.
도 7은 전개 위치에서 도 6의 날개를 도시한다.
도 8은 날개가 접힌 위치에 있을 때 입구를 정의하도록 서로 결합하는 2개의 날개들에 의해 형성되는 여전히 다른 예시적인 실시 예에 따른 도 1의 발사체의 날개를 도시한다.
도9는 날개들이 2개의 리프트 표면들을 형성하는 전개 위치에서 도 9의 날개들을 도시한다.
도 10은 도 1 내지 도 9 중 어느 하나에 도시된 발사체와 같은, 발사체의 작동 방법을 설명하는 순서도를 도시한다.

여기서 설명되는 원리들은 대포 탄알들 또는 미사일들과 같은, 발사체들과 사용을 위한 적용을 갖는다. 발사체들은 비군사적 적용들을 포함하는 다른 적합한 발사체 적용들 또는 국방 적용들과 같은, 다양한 적용들에서 구현될 수 있다. 여기서 설명되는 원리들은 고체 연료 램젯, 액체 연료 램젯, 또는 덕트 로켓과 같은, 임의의 적합한 발사체에서 구현될 수 있다. 튜브 또는 총 발사 시스템과 같은 발사체 발사(launch) 시스템도 여기서 설명되는 원리들 및 발사체들과 함께 사용될 수 있다.

먼저 도 1을 참조하면, 발사체(20)의 개략도가 도시된다. 발사체(20)는 고체 연료 램젯, 액체 연료 램젯, 덕트 로켓, 또는 임의의 다른 적합한 발사체일 수 있다. 예를 들어, 발사체(20)는 램젯을 위한 엔진 및 추진 시스템을 갖는 추진 바디 섹션(22)을 포함하는 램젯일 수 있다. 추진 바디 섹션(22)은 추진 엔진의 다양한 구성 요소들을 수용한다. 디퓨저(diffuser)(24)는 추진 바디 섹션(22)에 배열될 수 있고 공기 흡입 입구(26)는 디퓨저(24) 및 추진 바디 섹션(22) 사이에서 정의될 수 있다. 연소 챔버(combustion chamber)(28)는 입구(26)의 하류(downstream)에 배열되고 노즐(nozzle)(30)은 연소 챔버(28)의 하류에 배열된다.

작동 시, 입구(26)는 발사체(20)가 앞쪽을 향해 이동하는 동안 주위의 공기를 흡입하고 공기를 압축하도록 구성된다. 램젯 타입 발사체(20)의 추진 엔진은 회전하는 압축기 없이 연소(combustion)하도록 들어오는 공기를 압축하기 위해 발사체(20)의 앞쪽을 향한 운동(motion)을 사용한다. 연소 챔버(28)는 압축된 공기를 받기 위해 입구(26)에 유체적으로 연결된다. 연소 챔버(28)에서, 연료를 추가하고 연료를 연소(burn)함으로써 압축된 공기에 열이 가해진다. 노즐(30)에서, 가열된 공기의 가속도를 증가시키고 발사체(20)를 위한 추력을 생성하기 위해 공기의 밀도는 감소된다.

발사체(20)의 초기 거리 동안, 발사체(20)의 추진에 앞서 항력(drag)을 줄이기 위해 초기 발사 동안 입구(26)는 폐쇄 위치에 있을 수 있다. 발사체(20)가 총을 떠나간 후, 입구(26)는 발사체(20)의 초기 비행 거리 동안 활성화되고 개방될 수 있다. 초기 비행 거리 동안, 입구(26)는 발사체(20)의 전방을 향한 운동에 의해 연소(combustion)를 위한 공기를 흡입하여서, 초기 비행 거리는 램젯 타입 발사체(20)의 추진 페이즈가 된다. 입구(26)는, 도 1에 도시된 바와 같이, 날개(34)가 발사체(20)의 초기 비행 거리 동안 추진 바디 섹션(22)을 따라 연장되는 접힌 위치를 갖는 적어도 하나의 날개(34)에 의해 정의된다.

도 2 및 도 3을 추가적으로 참조하면, 날개(34)의 추가 세부 사항들이 도시된다. 도 2는 도 1에 도시된 날개(34)가 입구(26)를 형성하기 위해 접힌 위치에 있는 초기 비행 거리 동안 발사체(20)를 도시한다. 추진 엔진이 전소 및 초기 비행 거리가 끝난 후, 날개(34)는 도 2에 도시된 접힌 위치로부터 도3에 도시된 바와 같이, 날개(34)가 추진 바디 섹션(22)로부터 바깥쪽으로 연장되는 전개 위치까지 이동 가능하다. 날개(34)가 발사체(20)에 부착되는 부착점(35)은 발사체의 전방 단부(36)에 비해 입구(26)에 대해 후방에 있을 수 있다. 부착점(35)은 추진 바디 섹션(22)을 따라 고정된 위치에서 형성될 수 있다. 날개(34)는 접힌 위치로부터 전개 위치까지 부착점(35)에 대하여 회전하도록 구성된다. 예를 들어, 날개(34)는 부착점(35)을 중심으로 피벗할 수 있다. 전개 위치에 있을 때, 날개(34)는 초기 비행 거리 후에 발사체(20)를 위한 양력(lift)을 발생시키기 위해 리프트 표면(lift surface)을 형성할 수 있다. 따라서, 발사체(20)에 대한 항력을 생성하던 입구(26)는 양력을 생성하고 나아가 발사체(20)의 비행 거리를 증가시키기 위해 제거된다.

날개(34)는 초기 추진 페이즈 동안 발사체(20)를 위한 입구 및 추진 페이즈 후 발사체(20)의 비행 동안 리프트 표면 모두로서 역할을 한다. 대조적으로, 종래의 발사체들은 날개만의(wing-only) 변형 또는 램젯만의(ramjet-only) 변형일 수 있다. 날개만의 변형에서, 발사체는 추진 동안 공기를 흡입하도록 구성된 입구 없이 리프트 날개들을 갖는다. 램젯만의 변형에서, 발사체는 추진 페이즈 후에 발사체의 비행 거리를 증가시키기 위한 어떤 종류의 리프트 표면 없이 입구를 갖는다.

날개만의 변형은 더 긴 거리를 제공할 수 있지만, 바람직하지 않게 긴 타겟까지 비행 시간을 제공하고, 반면 램젯만의 변형은 타겟 비행의 최적의 시간을 제공하지만, 바람직하지 않게 짧은 타겟까지 거리를 제공하여서, 두 변형들 모두 결함이 있다. 공기 흡입 입구 및 리프트 표면 모두로서 역할을 하는 날개(34)를 사용하는 것은 날개(34)가 발사체(20)의 긴 거리 및 타겟까지 비행의 최적의 시간 모두를 가능하게 한다는 점에서 단일 발사체에서 두 변형들 모두의 이점들을 얻을 수 있다.

날개(34)는 접힌 위치에 있을 때 입구(26)를 폐쇄하고 전개 위치에 있을 때 입구(26)를 노출 또는 개방하기 위해 추진 바디 섹션으로부터 멀어져 이동하는 입구 벽으로서 형성되어서, 입구(26)는 더 이상 추진을 위한 공기를 흡입하도록 활용될 수 없다. 도 3에 도시된 바와 같이, 추진 바디 섹션(22)은 날개(34)가 접힌 위치에 있을 때 입구(26)를 형성하기 위해 날개(34)에 의해 덮이는 오목한 부분(38)을 가진 외주면(37)을 갖는다. 입구(26)는 그러므로 추진 바디 섹션(22) 및 날개(34) 사이에서 정의된다.

오목한 부분(38)은 임의의 적합한 형상을 가질 수 있고 추진 바디 섹션(22)의 길이 방향(longitudinal) 축(L)에 평행하게 연장된다. 날개(34)는 또한 접힌 위치에 있을 때 길이 방향 축(L)에 평행하게 연장된다. 예를 들어, 오목한 부분(38)은 얕은(shallow) 깊이를 가질 수 있고 추진 바디 섹션(22)의 길이를 따라 늘여질(elongate) 수 있다. 오목한 부분(38)의 길이는 발사체(20)의 작동 특성들에 기초한 입구(26)의 원하는 사이즈에 의존할 수 있다. 입구(26)는 고리 모양(annular)과 같은, 임의의 적합한 형상을 가질 수 있다.

날개(34)는 임의의 적합한 형상 및 길이를 가질 수 있다. 날개(34)는 추진 바디 섹션(22)의 길이의 절반 이상 또는 대부분을 따라 연장될 수 있다. 날개(34)의 길이는 입구(26)의 원하는 길이에 의존할 수 있다. 날개(34)는 작은 두께 및 늘여진 길이를 가진 평면의 바디를 가지도록 형상화될 수 있다. 날개(34)의 평면의 표면(39)은, 날개(34)가 오목한 부분(38)을 덮기 위해 외주면(37)에 대항하여 결합될 때 날개(34)가 추진 바디 섹션(22)의 외주면(37)과 맞물릴(mate) 수 있도록 형성될 수 있다.

외주면(37) 및 날개(34)의 평면의 표면(39)은 접힌 위치에 있을 때 날개(34)가 외주면(37)에 들어맞기(fit) 위해 상호 보완적인(complementary) 형상을 갖도록 형성될 수 있다. 평면의 표면(39)은 추진 바디 섹션(22)에서 부착점(35)으로부터 날개(34)의 대향하는 단부들로 테이퍼(taper)되는 테이퍼된 형상을 가질 수 있다. 전개 위치에 있을 때, 날개(34)는 추진 바디 섹션(22)에 의해 정의되는 길이 방향 축(L)에 대하여 수직하게 또는 가로로(transversely) 연장될 수 있다. 날개(34)는 많은 다른 형상들을 가질 수 있다.

도 3에 개략적으로 도시된 바와 같이, 발사체(20)는 추진 바디 섹션(22) 내에 배열되고 접힌 위치에서 벗어나 전개 위치로 전개하도록 구성된 액추에이터(40)를 포함한다. 임의의 적합한 액추에이터가 사용될 수 있다. 예시적인 액추에이터는 전기 모터, 기계식 액추에이터, 공압 액추에이터, 유압 액추에이터, 또는 에너지 물질을 포함할 수 있다.

액추에이터(40)는 임의의 적합한 피스톤들, 실린더들, 펌프들, 모터들, 밸브들, 등을 포함할 수 있다. 날개(34)의 활성화는 추진 엔진이 전소되고 발사체(20)의 초기 비행 거리가 끝난 후에 발생하며, 거리를 증가시키기 위한 발사체(20)의 양력이 요구된다.

날개(34)들 및 입구(26)들은 얼마든지 제공될 수 있다. 2개 이상의 날개(34)들이 제공될 수 있다. 각 날개(34)는 대응하는 날개(34) 및 추진 바디 섹션(22) 사이에서 형성된 단일 입구(26)에 대응할 수 있어서, 발사체(20)는 복수의 입구(26)들을 포함한다. 각 날개(34)는 하나의 액추에이터(40)를 공유하거나 고유의 액추에이터를 가질 수 있어서, 날개(34)는 동시에 또는 순차적으로 전개될 수 있다. 날개(34)의 활성화 순서는 적용 및 요구되는 양력 작동(lift operation)에 의존할 수 있다. 날개(34)들은 추진 바디 섹션(22)의 공통의 원주에 대하여 대칭적으로 이격될 수 있다. 날개(34)들의 다른 배열들은 적용들에 따라 적합할 수 있다. 도 3에 도시된 바와 같이, 예시적인 실시 예에서, 발사체(20)는 서로에게 정반대로 대향하는 2개의 입구(26)들을 형성하는 2개의 날개(34)들을 포함할 수 있다. 예시적인 실시 예들에서, 2개 이상의 입구들은 발사체(20)의 고리 모양의 입구의 일부일 수 있다.

이제 도 4 내지 도 9를 참조하면, 하나 이상의 날개(34)들은 접힌 위치로부터 전개 위치까지 이동할 때 회전될 수 있다. 날개(34)를 회전하는 것은 피벗하는 것을 포함할 수 있다. 각 날개(34)는 적어도 90도의 각도에 의해 회전 가능 또는 피벗 가능할 수 있다. 회전 또는 피벗의 더 작거나 더 큰 각이 날개(34)의 최종 전개 위치 및 적용에 따라 적합할 수 있다. 도 4 및 도 5에 도시된 바와 같이, 발사체(20a)의 첫번째 예시적인 실시 예에서, 날개(34)는 접힌 위치(34a)로부터 전개 위치(34b)까지 2축 회전을 위해 구성될 수 있다. 날개(34)의 전개 동안, 날개(34)는 제1 회전 평면에서 제1 회전 범위(range of rotation)(

) 및, 제1 회전 범위(

)가 발생하는 제1 회전 평면에 수직한 제2 회전 평면에서 발생하는 제2 회전 범위(α)를 갖는다.

예를 들어, 날개(34)는 제1 회전 범위(

) 동안 추진 바디 섹션(22)로부터 멀어져 부착점(35)을 중심으로 대략 90도로 피벗할 수 있어서, 날개(34)는 제1 전개 위치(34b)에서 추진 바디 섹션(22)에 수직하게 연장되기 위해 피벗된다. 부착점(35)은 임의의 적합한 힌지 메커니즘(hinge mechanism), 조인트(joint) 또는 추진 바디 섹션(22)에 부착되는 다른 링크(linkage)를 포함할 수 있다. 2축 힌지 메커니즘은 다른 예시적인 실시 예들에 적합할 수 있다. 부착점(35)은 볼 베어링(ball bearing)들, 스프링(spring)들, 리브(leave)들, 핀(pin)들, 튜브(tube)들, 클립(clip)들 등과 같은 임의의 적합한 구성 요소들을 포함할 수 있다. 날개(34)는 제1 회전 범위(

)동안 90도 이상 또는 이하로 회전할 수 있다.

날개(34)는 또한 제2 회전 범위(α)에서 회전하고, 이것은 제1 회전 범위(

) 후에 발생할 수 있다. 예를 들어, 날개(34)는 도 4에 도시된 초기 전개 위치일 수 있는 제1 전개 위치(34b)로부터 도5에 도시된 최종 전개 위치일 수 있는 제2 전개 위치(34c)로 대략 90도 회전할 수 있다. 날개(34)는 제2 회전 범위(α)동안 그것 자신의 축을 중심으로 회전할 수 있다. 제2 또는 최종 전개 위치(34c)에서, 날개(34)의 평면의 표면은 제1 회전 범위(

)의 회전 평면과 평행한 평면에서 연장될 수 있다. 도 4 및 도 5에 도시된 동일한 2축 회전 전개가 적용되는 2개 이상의 날개들이 제공될 수 있다. 두 개 이상의 날개들은 동시에 또는 순차적으로 전개될 수 있다.

대안적인 실시 예에서, 날개(34)는 제1 회전 범위(

)동안 그것 자신의 축을 중심으로 회전할 수 있어서, 날개(34)는 제1 전개 위치(34b)에 있을 때 추진 바디 섹션(22)에 평행하게 연장될 수 있다. 날개(34)는 그리고 제2 회전 범위(α)동안 추진 바디 섹션(22)로부터 도 5에 도시된 제2 전개 위치(34b)까지 바깥쪽으로 피벗할 수 있다. 여전히 다른 예시적인 실시 예들에서, 날개(34)는 부착점(35)을 중심으로 동시에 피벗하는 반면 그것의 축을 중심으로 회전하도록 구성될 수 있다. 여전히 다른 실시 예들에서, 날개(34)는 날개(34)가 3개 이상의 다른 축들을 중심으로 피벗 또는 회전되는 다중 축 전개를 위해 구성될 수 있다. 날개(34)의 회전은 발사체(20a)를 위한 원하는 리프트 프로파일(lift profie)에 의존할 수 있다.

도 6 및 도 7에 도시된 바와 같이, 발사체(20b)의 또 다른 예시적인 실시 예에서, 날개(34)는 오직 단일 회전 범위(

)가 발생하는 단일 축 회전을 위해 구성될 수 있다. 날개(34)는 도 6에 도시된 접힌 위치(34a)로부터 도 7에 도시된, 날개(34)의 최종 전개 위치일 수 있는, 전개 위치(34b)까지 부착점(35)을 중심으로 피벗할 수 있다. 날개(34)는 적어도 90도로 피벗할 수 있지만, 날개(34)는 적용에 따라 90도 보다 이상 또는 이하로 피벗할 수 있다. 날개(34)의 평면의 표면은 회전 범위(

)의 회전 평면 안에서 연장될 수 있다. 날개(34)가 단일 축 회전을 갖는다고 가정할 때, 날개(34)는 접힌 위치(34a) 및 전개 위치(34b) 모두에서 동일한 평면에 배향된다. 이 평면은 날개(34)의 회전 평면과 동일한 평면이다. 도 6 및 도 7에 도시된 동일한 전개 작동의 대상이 되는 2개 이상의 날개들이 제공될 수 있다.

도 8 및 도 9에 도시된 바와 같이, 발사체(20c)의 여전히 또 다른 예시적인 실시 예에서, 날개(34)는 제1 날개 부분(42) 및 제2 날개 부분(44)에 의해 형성될 수 있다. 날개 부분(42, 44)은 날개(34)가 도 8에 도시된 접힌 위치(34a)에 있을 때 입구(26)(도 1에 도시됨)를 폐쇄 또는 형성하기 위해 서로에게 결합 가능하다. 발사체(20c)의 추진 페이즈 또는 초기 비행 거리 후에, 날개 부분들(42, 44) 각각은 단일 회전 범위(

)를 가질 수 있다. 단일 회전 범위(

) 동안, 날개 부분들(42, 44)은 도 8에 도시된 접힌 위치(34a)로부터 도 9에 도시된 전개 위치(34b)로 이동할 때 입구(26)를 개방 및 해제하기 위해 서로에 대하여 대향하는 회전 방향에서 회전한다.

날개 부분들(42, 44) 각각은 적어도 90도, 또는 적용에 따라 90도 이상 또는 이하로 회전할 수 있다. 날개 부분들(42, 44)의 각각의 평면의 표면(39)은 회전 범위(

)의 회전 평면 안에서 연장될 수 있어서, 날개 부분들(42, 44)은 접힌 위치(34a) 및 전개 위치(34b) 모두에서 동일한 평면에 배향된다. 각 날개 부분(42, 44)는 별도의 부착점(35a, 35b) 및 별도의 힌지 메커니즘을 가질 수 있다. 대안적으로, 날개 부분들(42, 44)은 부착점 및 힌지 메커니즘을 공유할 수 있다. 도 8 및 도 9에 도시된 동일한 전개 작동의 대상이 되는 2개 이상의 날개들이 제공될 수 있다. 도 9에 도시된 바와 같이, 각 날개(34)는 2개의 결합 가능한 날개 부분들(42, 44)에 의해 형성될 수 있다. 다른 예시적인 실시 예들에서, 날개 부분들(42, 44)은 도 4 및 도 5에 도시된 바와 같이, 2축 또는 다중 축 회전을 위해 구성될 수도 있다.

이제 도10을 참조하여, 발사체를 작동시키는 방법(50)이 도시된다. 방법(50)은 도 1 내지 도 9 중 어느 하나에 도시된 발사체(20, 20a, 20b, 20c)를 작동하는데 사용될 수 있다. 방법(50)의 제1 단계(52)는 발사체(20, 20a, 20b, 20c)의 초기 비행 거리 동안 발사체(20, 20a, 20b, 20c)의 추진 바디 섹션(22)의 추진 시스템 안의 추진 엔진을 연소(burn)하는 단계를 포함한다. 방법(50)의 단계(54)는 초기 비행 거리 동안 추진 엔진에서 연소(combustion)를 위해 추진 바디 섹션(22)에 대항하여 접힌 위치에 배열된 적어도 하나의 날개(34) 및 추진 바디 섹션(22) 사이에 형성된 입구(26)를 통해 공기를 흡입하는 단계를 포함한다.

방법(50)의 단계(56)는 접힌 위치로부터 초기 비행 거리에 대한 후속 비행 거리 동안 추진 엔진이 전소된 후 입구(26)를 개방하도록 추진 바디 섹션(22)으로부터 바깥쪽으로 날개(34)가 연장되는 전개 위치로 날개(34)를 전개하는 단계를 포함한다. 날개(34)는 도 4 내지 도 9 중 어느 하나에 도시된 바와 같이 전개될 수 있다. 방법(50)의 단계(58)는 전개 위치에 있는 적어도 하나의 날개(34)를 통해 발사체(20, 20a, 20b, 20c)를 위한 양력을 발생시키는 단계를 포함한다. 날개를 입구 및 리프트 표면 모두로서 사용하는 것은 발사체 구성이 날개가 기체(airframe) 상에서 리프팅 표면(lifting surface)이 됨으로써 거리를 연장하기 위해 기존의 입구의 표면 영역을 또한 사용하는 반면, 비행 시간을 최소화하기 위해 공기 흡입식 추진 시스템의 이점을 지킨다는 점에서 유리하다. 예시적인 적용에서, 여기서 설명된 이중 기능(dual function) 날개를 사용하는 발사체는 대략 160킬로미터의 최대 거리 및 마하 1.8의 속도를 가질 수 있다. 대조적으로, 날개만의 발사체 변형은 대략 140킬로미터의 최대 거리 및 마하 0.4의 속도를 갖고, 램젯만의 발사체 변형은 대략 120킬로미터의 최대 거리 및 마하2.0의 속도를 갖는다. 따라서, 본 출원에 따른 발사체는 비행의 최적의 시간 및 개선된 타겟 거리(target range)를 갖는다.

비록 본 개시가 특정 바람직한 실시 예 또는 실시 예들을 도시하고 설명하지만, 이 설명서 및 첨부된 도면들을 읽고 이해하여 통상의 기술자들에게 균등한 변경들 및 수정들이 발생할 것이 명백하다. 특히 위에 설명된 요소들(외부 구성, 조립품들, 장치, 합성물 등)에 의해 수행되는 다양한 기능에 대하여, 비록 여기에 illustrated된 본 개시의 예시적인 실시 예 또는 실시 예들의 기능을 수행하는 개시된 구조와 구조적으로 동등하지 않더라도, 그러한 요소들을 설명하기 위해 사용된 용어들("수단"에 대한 참조를 포함하여)은, 다른 방식으로 명시되지 않는 한, 임의의 요소에 대응되기 위한 의도이다-임의의 요소는 설명된 요소의 특정 기능을 수행함-. 덧붙여, 본 개시의 특정 기능이 몇 가지 설명된 실시 예들 중 오직 하나 이상에 대하여 위에 설명되었을 수 있지만, 그러한 특징들은, 임의의 주어진 또는 특정한 적용을 위해 유리하고 요구되었을 때, 다른 실시 예들의 다른 하나 이상의 특징들과 결합될 수 있다.

Claims

발사체에 있어서,
추진 바디 섹션; 및
접힌 위치 및 전개 위치 사이에서 이동 가능한 적어도 하나의 날개 - 상기 접힌 위치에서 상기 적어도 하나의 날개는 상기 발사체의 초기 비행 거리 동안 입구를 정의하기 위해 상기 추진 바디 섹션을 따라 연장되고, 상기 전개 위치에서 상기 적어도 하나의 날개는 상기 초기 비행 거리 이후에 상기 발사체에 대한 리프트 표면을 형성하기 위해 상기 추진 바디 섹션으로부터 바깥쪽으로 연장됨 -를 포함하는, 발사체.
제1항에 있어서,
상기 적어도 하나의 날개는 상기 접힌 위치에 있을 때 상기 입구를 폐쇄하고 상기 전개 위치에 있을 때 상기 입구를 개방하는 입구 벽으로서 형성되는, 발사체.
전술한 청구항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 추진 바디 섹션은 상기 입구를 정의하기 위해 상기 적어도 하나의 날개에 의해 덮이는 오목한 부분을 갖는 외주면을 포함하는, 발사체.
전술한 청구항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 적어도 하나의 날개는 상기 접힌 위치로부터 상기 전개 위치까지 상기 추진 바디 섹션에 대해 회전하도록 구성되는, 발사체.
제4항에 있어서,
상기 적어도 하나의 날개는 2축 회전을 위해 구성되는, 발사체.
제5항에 있어서,
상기 적어도 하나의 날개는 제1 회전 평면에서 제1 전개 위치로 회전한 후에 상기 제1 회전 평면과 수직한 제2 회전 평면에서 제2 전개 위치로 회전하도록 구성되는, 발사체.
제5항 또는 제6항에 있어서,
상기 적어도 하나의 날개는 부착점을 중심으로 피벗하고 상기 적어도 하나의 날개의 축을 중심으로 회전하도록 구성되는, 발사체.
제4항에 있어서,
상기 적어도 하나의 날개는 상기 입구를 형성하도록 결합 가능하고 상기 접힌 위치로부터 상기 전개 위치로 반대되는 회전 방향으로 회전함으로써 2개의 리프트 표면을 형성하도록 해제 가능한 제1 날개 부분 및 제2 날개 부분을 포함하는, 발사체.
제4항 내지 제8항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 적어도 하나의 날개는 상기 추진 바디 섹션의 부착점을 중심으로 적어도 90도 피벗하도록 구성되는, 발사체.
제9항에 있어서,
상기 적어도 하나의 날개는 상기 접힌 위치와 상기 전개 위치에 있을 때 동일한 평면에서 배향되며, 상기 적어도 하나의 날개는 상기 동일한 평면에서 피벗 가능한, 발사체.
전술한 청구항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 적어도 하나의 날개는 상기 입구에 대해 후방에 있는 상기 추진 바디 섹션에 대하여 부착점에서 상기 발사체에 부착되는, 발사체.
전술한 청구항 중 어느 한 청구항에 있어서,
상기 적어도 하나의 날개가 상기 전개 위치에 있을 때 상기 적어도 하나의 날개는 상기 추진 바디 섹션으로부터 수직으로 연장되는, 발사체.
전술한 청구항 중 어느 한 항에 있어서,
적어도 하나의 날개는 2개 이상의 날개를 포함하고, 상기 2개 이상의 날개는 상기 2개 이상의 날개 및 상기 추진 바디 섹션 사이에서 2개 이상의 입구를 정의하는, 발사체.
제13항에 있어서,
상기 2개 이상의 입구는 상기 추진 바디 섹션 주위에 대칭적으로 배열된, 발사체.
제13항 또는 제14항에 있어서,
상기 2개 이상의 입구는 고리 모양의 입구의 일부인, 발사체.
상기 청구항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 발사체는 고체 연료 램젯, 액체 연료 램젯 또는 덕트 로켓인, 발사체.
전술한 청구항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 접힌 위치 밖으로 상기 날개를 전개하도록 구성된 전기 모터, 기계식 액추에이터, 공압 액추에이터, 유압 액추에이터 또는 에너지 물질 중 적어도 하나를 더 포함하는, 발사체.
램젯에 있어서,
상기 램젯을 위한 추진 엔진을 포함하는 추진 바디 섹션; 및
접힌 위치 및 전개 위치 사이에서 이동 가능한 적어도 하나의 날개 - 상기 접힌 위치에서 상기 적어도 하나의 날개는 상기 발사체의 초기 비행 거리 동안 상기 추진 시스템에서 연소(combustion)를 위해 공기를 흡입하는 입구를 정의하기 위해 상기 추진 바디 섹션을 따라 연장되고, 상기 전개 위치에서 상기 적어도 하나의 날개는 상기 추진 엔진이 전소된 후에 상기 발사체에 대한 리프트 표면을 형성하기 위해 상기 추진 바디 섹션으로부터 바깥쪽으로 연장됨-를 포함하는, 램젯.
제18항에 있어서,
상기 적어도 하나의 날개는 상기 접힌 위치로부터 상기 전개 위치로 회전하도록 구성되고, 상기 접힌 위치에서 상기 적어도 하나의 날개는 추진 바디 섹션의 외주에 형성된 오목한 부분을 덮고, 상기 전개 위치에서 상기 적어도 하나의 날개가 상기 오목한 부분으로부터 제거되어 입구를 개방하는, 램젯.
발사체를 작동시키는 방법에 있어서,
상기 발사체의 초기 비행 거리 동안 상기 발사체의 추진 바디 섹션에서 추진 엔진을 연소(burn)하는 단계;
상기 초기 비행 거리 동안 상기 추진 엔진에서 연소(combustion)를 위해 추진 바디 섹션에 대항하여 접힌 상태로 배열된 적어도 하나의 날개에 의해 정의된 입구를 통해 공기를 흡입하는 단계;
상기 적어도 하나의 날개를 상기 접힌 위치로부터 전개 위치로 전개하는 단계 - 상기 전개 위치에서 상기 초기 비행 거리에 대한 후속 비행 거리 동안 상기 추진 엔진이 전소된 후 상기 적어도 하나의 날개가 상기 추진 바디 섹션으로부터 바깥쪽으로 연장됨 -; 및
상기 전개 위치에 있는 상기 적어도 하나의 날개를 통해 상기 발사체에 양력을 발생시키는 단계를 포함하는,　발사체를 작동시키는 방법.