KR830001722Y1 - Rocket Exhaust System - Google Patents
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- F41—WEAPONS
- F41F—APPARATUS FOR LAUNCHING PROJECTILES OR MISSILES FROM BARRELS, e.g. CANNONS; LAUNCHERS FOR ROCKETS OR TORPEDOES; HARPOON GUNS
- F41F3/00—Rocket or torpedo launchers
- F41F3/04—Rocket or torpedo launchers for rockets
- F41F3/0413—Means for exhaust gas disposal, e.g. exhaust deflectors, gas evacuation systems
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Abstract
내용 없음.No content.
Description
제1도는 본 고안에 따른 특정설비의 정면도.1 is a front view of a specific facility according to the present invention.
제2도는 본 고안에 따른 다른 특정설비의 정면도.2 is a front view of another specific equipment according to the present invention.
제3도는 로켓트 발사관의 세부를 나타내는 본 고안에 따른 설비의 평면도.3 is a plan view of a plant according to the present invention showing the details of the rocket launch tube.
제4도는 본 고안에 따른 또 다른 설비의 평면도.4 is a plan view of another installation according to the present invention.
본 고안은 흐름제어식 배기다기관 장치에 관한 것으로서, 특히 다수의 로켓트 발사관을 위한 공통 배기 다기관(排氣多岐管)으로 작용하는 플리넘 체임버(plenum chamber)로부터 나온 배기가스의 흐름을 제어하기 위한 장치에 관한 것이다.The present invention relates to a flow-controlled exhaust manifold device, and in particular to an apparatus for controlling the flow of exhaust gas from a plenum chamber serving as a common exhaust manifold for a number of rocket launch tubes. It is about.
로켓트 발사관 내측에서 점화될때, 배기가스는 일정한 안전장소로 배출되어야 한다. 이것은, 로켓트가 선박의 갑판아래 또는 지하에 설치될때 특벽한 문제가 된다. 배기가스는 로켓트 배기노즐 아래에 설치된 배기다기관을 사용하여 배출하도록 수집 및 안내된다. 그 배기다기관은 안전한 장소까지 그 배기를 제어 및 밀폐시켜 대기중으로 방출한다.When ignited inside the rocket launch tube, the exhaust gases must be discharged to a safe place. This is a particular problem when rockets are installed under the ship's deck or underground. Exhaust gases are collected and directed to exhaust using an exhaust manifold installed under the rocket exhaust nozzle. The exhaust manifold controls and seals the exhaust to a safe place and releases it into the atmosphere.
정규발사시, 그 배기가스는 로켓트가 발사관을 순조롭게 벗어날 때까지 발사관을 통해 배기다기관내로 흐른다.During regular firing, the exhaust flows through the launch tube into the exhaust manifold until the rocket leaves the launch tube smoothly.
로켓트 배기가스는 대개수소 및 일산화탄소를 많이 함유하고 있다. 이들 가스는 배기다기관내의 공기와 반응하여 연소열 및 폭발가능성을 야기시킨다. 또한 그들은 바람직한 것보다 높은 다기관 압력을 발생시킨다.Rocket exhaust is usually high in hydrogen and carbon monoxide. These gases react with the air in the exhaust manifold, causing combustion heat and explosive potential. They also generate higher manifold pressures than desired.
로켓트가 점화될때 연합다기관내로 배기가스가 돌아가도록 작동하는 안전도어 또는 가스밸브와 같은 로켓트 배기가스를 제어 및 안내하기 위한 여러가지 구조물이 잘 알려져 있다. 또한, 발사관외의 다른 방식으로 저장된 로켓트용으로 큰 개방단부를 가진 배기다기관이 알려져 있으며, 그 큰 다기관내 배기압력을 많이 감소시킴에 의해 그러한 로켓트의 안전폭발을 허용한다. 배기 반작용힘의 균형은 가스를 반대방향으로 동시에 방출시킴으로써 달성된다. 로켓트 또는 미사일 배기가스를 안전하게 안내하고 확산시키거나, 어떤 경우에는 반응엔진의 소음을 억제시키기 위한 구조물 역시 선행기술에 공지되어 있다. 그러나, 종래의 구조물들중 어느것도 이곳에 포함된 문제점을 취급한바 없으며 적어도 본 고안과 연관지어 이하에 기술된 식으로는 취급한 바가 없다.Various structures are well known for controlling and directing rocket exhaust gas, such as safety doors or gas valves, which operate to return the exhaust gas into the associated manifold when the rocket is ignited. In addition, exhaust manifolds with large open ends are known for rockets stored in other ways than launch tubes, allowing for safe explosion of such rockets by greatly reducing the exhaust pressure in the large manifolds. The balance of the exhaust reaction force is achieved by simultaneously releasing the gas in the opposite direction. Structures for safely guiding and diffusing rocket or missile exhaust, or in some cases for suppressing the noise of the reaction engine, are also known in the prior art. However, none of the conventional structures have dealt with the problems contained herein and at least not in the manner described below in connection with the present invention.
본 고안은, 서로 인접하여 일려로 배치된 로켓트 발사관과, 발사관들의 선상을 따라 수평으로 연장하여 있고 기부에서 각 발사관에 연결하기 위한 수단을 가진 연속 배기다기관과, 배기다기관과의 연통으로부터 각 발사관을 기부가까이에서 방출가능하게 봉함하고 관련발사관내에 있는 로켓트 점화후 배기가스가 로켓트로부터 배기다기관내로 들어가도록 개방하고 모든 다른 상화하에서는 발사관을 봉함하도록 밀폐하는데 적합하게 된 봉함수단과, 배기다기관의 양단부에 각각 연결되어 있고, 단면적이 배기다기관의 단면적과 대략 상으하는 크기로 된 한쌍의 직립개기도관 등으로 구성되며, 다기관내에서 배기가스의 바람직스럽지 못한 연소를 억제하는 로켓트 플리엄배기장치를 제공한다.The invention contemplates a rocket launch tube arranged in close proximity to each other, a continuous exhaust manifold having a horizontal extension along the ship's shipboard and means for connecting to each launch tube at the base, and each launch tube from communication with the exhaust manifold. At both ends of the exhaust manifold, and sealing means adapted to seal releasably near the base and to open the exhaust gas from the rocket into the exhaust manifold after ignition of the rocket in the associated launcher and to seal the launcher under all other conditions. Provided is a rocket pleium exhaust device which is connected to each other and is composed of a pair of upright open air ducts and the like whose cross-sectional area is approximately equal to the cross-sectional area of the exhaust manifold, and which suppresses undesirable combustion of exhaust gas in the manifold.
상기 한쌍의 직립 배기도관은 완만한 만곡부를 거쳐 배기다기관에 연결될 수 있다. 또한 배기고관은 직선형으로 서로 정렬되어고 좋고 또는 말굽형 배기다기관을 따라 공간적으로 배치되어도 좋다.The pair of upright exhaust conduits may be connected to the exhaust manifold via a gentle curve. The exhaust pipes may also be linearly aligned with one another or may be spatially arranged along the horseshoe exhaust manifold.
발사관들의 각각은 배기다기관과의 연결부에 보호씨일(seal)이 설치되어 있다. 그 씨일은 철회가능한 도어(door)기구인 것이 바람직하고 그 도어기구가 연합발사관애에 있는 로켓트의 점화시를 제외하고는 항상 폐쇄되어 있도록 제어되는 것이 좋다. 이러한 설비는 다른 로켓트에서 나온 고온의 배기가스가 극히 위험한 상화으로서 발사관내에 저장된 로켓을 지나거나, 바람직하지 못한 현상으로서 로켓이 이미 발사된 발사관을 통해 배출되는 것을 막는 작용을 한다.Each of the launch tubes is provided with a protective seal at its connection to the exhaust manifold. The seal is preferably a retractable door mechanism and controlled such that the door mechanism is always closed except at the ignition of the rocket in the associated launching tube. This facility serves to prevent hot exhaust gases from other rockets from passing through the rockets stored in the launch tubes as extremely dangerous events, or undesirably releasing the rockets through already launched launchers.
그 도어는 폐쇄된때 발사관을 봉쇄하여 발사관이 밀폐된 에어포켓(air pocket)으로 작용할 수 없도록 한다. 그 포켓내 공기는 다른 로켓트로부터의 배기가스와 혼합되고 폭발성 화합물을 형성할지도 모른다.The door closes the launch tube when closed so that the launch tube cannot act as a sealed air pocket. The air in the pocket may mix with the exhaust from other rockets and form explosive compounds.
본 고안의 구조의 사용결과로서, 특정로켓트가 먼저 점화된때 배기다기관내로 들어가는 배기가스는 공기와 혼합하고, 산소와 반응하는 미연소된 수소 및 일산화탄소에 의해 먼저 배기된 가스의 부근에서 더 연소한다. 그러나, 그 배기가스가 로켓트가 발사되고 있는 발사관으로부터 배기다기관내로 계속 들어갈때 두개의 가스방벽이 발사중인 로켓트의 양쪽에 하나씩 형성된다. 그들 방벽은, 로켓트에 의해 배기다기관내로 먼저 방출되고 공기와 매우 신속히 혼합하며 그 혼합물이 더 이상 연소를 계속할 수 없을 때까지 계속 연소한 배기가스로 구성된다.As a result of the use of the structure of the present invention, when a particular rocket is first ignited, the exhaust gas entering the exhaust manifold mixes with the air and burns further in the vicinity of the gas first exhausted by unburned hydrogen and carbon monoxide reacting with oxygen. . However, when the exhaust gas continues to enter the exhaust manifold from the launch tube from which the rocket is being launched, two gas barriers are formed, one on each side of the rocket being launched. Their barrier consists of exhaust gases that are first released by the rocket into the exhaust manifold and mix very rapidly with air and continue burning until the mixture can no longer continue combustion.
그들 방벽은 발사중의 로켓트에 의해 배기다기관내로 계속 들어가는 배기가스와 배기다기관 및 도관내 잔류공기사이의 분리를 유지한다. 그들 방볍이 발사중인 로켓트로부터 방출되는 부가적인 배기가스에 의해 발사중인 로켓트가 들어있는 발사관으로부터 멀리 이동될때, 그 방벽들은 후에 방출되는 연소성 배기가스와 공기와의 사이의 분리를 내내 유지하면서, 배기다기관내 잔류공기를 배기다기관 밖으로 그리고 최동 도관밖으로 배출시킨다. 공기가 배기다기관과 도관밖으로 배출되면, 미연소된 수소와 배기가스내 다른 가연성 물질의 반응에 기인한 폭발의 위험이 더이상 없게 된다.These barriers maintain a separation between the exhaust gases that continue to enter the exhaust manifold by the rocket under launch and the residual air in the exhaust manifold and conduit. When they are moved away from the launch tube containing the rocket being launched by the additional exhaust gas emitted from the rocket being launched, the barriers later maintain the separation between the combustible exhaust gas emitted and the air throughout the exhaust manifold. Exhaust residual air out of the exhaust manifold and out of the most conduit. Once the air is discharged out of the exhaust manifolds and conduits, there is no longer a risk of explosion due to the reaction of unburned hydrogen with other combustible materials in the exhaust.
배기다기관과 배기도관을 포함하는 그 구조물의 특정형상은 중요한 것으로 고려되지 않으나, 어떤 설계 요소들은 고려되어야 한다. 단면이 필히 둥극지 않더라고, 모든 모서리 또는 만곡부는 큰 곡률반경으로 반곡되어 배기가스가 교란되지 않고 상향연장된 배기도관의 출구단부 쪽으로 흐르도록 한다. 각이진 모서리 및 포켓을 가능한한 피하여애 한다. 전체 배기도관의 단면적은 비교적 작아야 한다. 이 단면적은 두개의 배기도관들 사이에 거의 동일하게 배기가 분할되는 것으로 가정하여 예상 최대 배기량에 좌우된다. 외부의 대기압력보다 약 15% 넘는 정도의 비교적 낮은 배기다기관 압력을 유지하는 것이 바람직하기 때문에, 단면적은 정상상태에서 대략 마하 0.5의 속도를 위한 크기로 되어야 한다. 일정 단면적을 갖는 도관내에서의 불연속성은, 어떤 정체 용적이라도 가연성 혼합물을 위한 잠재적 포켓이기 때문에 최소로 줄여야 한다.The specific shape of the structure, including the exhaust manifold and exhaust conduit, is not considered important, but certain design elements must be considered. Even though the cross section is not necessarily rounded, all corners or bends are curved to a large radius of curvature so that the exhaust gas flows toward the outlet end of the upwardly extending exhaust conduit without disturbing it. Avoid angled corners and pockets as much as possible. The cross-sectional area of the entire exhaust conduit should be relatively small. This cross-sectional area depends on the maximum expected displacement, assuming that the exhaust is split approximately equally between the two exhaust conduits. Since it is desirable to maintain a relatively low exhaust manifold pressure of about 15% above the external atmospheric pressure, the cross-sectional area should be sized for a speed of approximately Mach 0.5 at steady state. Discontinuities in conduits with a constant cross-sectional area should be reduced to a minimum because any stagnant volume is a potential pocket for combustible mixtures.
배기도관 단면적을 필히 일정하게 유지시키거나 또는 최소한 배기다기관로부터 거리에 비례하여 단면적을 조금씩 증가시키는 것이 바람직하다. 그러지 않고 흐름면적이 거리에 비례하여 상당히 축소되면, 그 배기다기관은 축적기로 작용하는 경향이 있고 로켓트 근처에서 가연성 배기가스와 공기가 휠씬 더 많이 혼합한다. 또 흐름면적이 거리에 비례하여 너무 신속히 증가하면 체적효율이 상실된다. 거리에 비례하여 배기도관 단면적의 증가를 제공하는 구조가 선택되면, 확장은 로켓트의 뒷부분을 지나 일려로 발생하게 되므로 배기다기관내에 있는 공기는 배기가스와 충분히 혼합되지전에 쓸려 나가게 된다. 또한, 단면적의 형태는 특정공간의 요구되는 조건이나 제한에 적합하도록 변경될 수도 있다.It is desirable to keep the exhaust conduit cross section constant or to increase the cross sectional area in small increments at least in proportion to the distance from the exhaust manifold. Otherwise, if the flow area is significantly reduced in proportion to distance, the exhaust manifold tends to act as an accumulator and mixes much more combustible exhaust and air near the rocket. If the flow area increases too quickly in proportion to the distance, the volumetric efficiency is lost. If a structure is chosen that provides an increase in exhaust conduit cross-sectional area proportional to distance, the expansion occurs as it passes through the back of the rocket so that the air in the exhaust manifold is swept out before it is sufficiently mixed with the exhaust. In addition, the shape of the cross-sectional area may be changed to suit the required conditions or limitations of the specific space.
주요 관심사는 대량의 비교적 정체적이고 난류 혼합된 가연성 배기가스와 공기가 그들 혼합된 배기다기관 가스를 위한 제한된 출구를 가진 지역내에 발생하는 것을 방지하는 것이다. 그러한, 상황이 방지되지 않으면, 생성된 혼합물은 연소 및 또는 폭발하여 심한 압력상승을 초래한다. 연소열 압력에 의한 압력은 연소가 없는 정상상태의 압력보다 수배로 될 수 있다. 폭발압력은 대략 5-18기압이며 그보다 높을 수도 있다.The main concern is to prevent large amounts of relatively static and turbulent mixed flammable exhaust gases and air from occurring within areas with limited outlets for their mixed exhaust manifold gases. If such a situation is not avoided, the resulting mixture burns and or explodes resulting in severe pressure rise. The pressure due to combustion heat pressure can be several times higher than the steady state pressure without combustion. The explosion pressure is approximately 5-18 atm and may be higher.
본 고안에 따른 일 특정구조 형상에서, 다수(둘 또는 그 이상)의 로켓트 및 로켓트 발사관이 전 길이에 걸쳐 연장하는 수평의 연합된 관형 배기다기관위에 일렬로 공간적으로 배치되어 있다. 그 배기다기관의 양단부에는 한쌍의 직립 배기도관이 완만히 연속적으로 만곡된 부분에 의해 배기다기관과 연결되어 있다. 각 배기도관의 단면적은 최소한 배기도관과 배기다기관이 서로 연결된 지역부근에서 배기다기관 자체의 단면적과 근사하다. 본 고안의 일변형예에서, 배기도관의 벽들은 배기다기관에 연결된 입구단부로부터 출구단부까지 단면적이 점차적으로 증가하도록 약간 경사져 있다.In one particular configuration configuration in accordance with the present invention, a plurality (two or more) of rockets and rocket launch tubes are spatially arranged in series over a horizontal associated tubular exhaust manifold extending over the entire length. At both ends of the exhaust manifold, a pair of upright exhaust conduits are connected to the exhaust manifold by a portion that is gently and continuously curved. The cross-sectional area of each exhaust conduit approximates the cross-sectional area of the exhaust manifold itself at least near the region where the exhaust conduit and the exhaust manifold are connected to each other. In one variation of the invention, the walls of the exhaust conduit are slightly inclined so that the cross-sectional area gradually increases from the inlet end to the outlet end connected to the exhaust manifold.
본 고안에 따른 다른 특정설비에서, 각 로켓트 발사관은 서로에 대해 일반적인 말굽형태를 형성하도록 배열되어 있다, 그 배기다기관은 모든 발사관아래 연속적인 말굽형 다기관으로 연장하여 있다. 그 배기다기관은 로켓트 발사관의 말굽형상을 지나, 말굽의 양끝에 하나씩 세워진 상향 뱌기도관이 있는 지점까지 연장하여 있다. 상술한 로켓트 발사관 및 고관-다기관 배기장치의 일렬배치로서, 그 말굽내 어떤 하나의 로켓트로부터의 배기는 거의 동일하게 분할되어 양단부의 두개의 배기도관쪽으로 진행하며, 상술한 바와 같은 두개의 가스방벽을 형성하고 배기장치내 잔여공기를 방벽전면으로 밀고나가 각 도관밖으로 내보낸다.In another particular installation according to the present invention, each rocket launch tube is arranged to form a general horseshoe shape with respect to each other, the exhaust manifold extending under a continuous horseshoe manifold under all the launch tubes. The exhaust manifold extends past the horseshoe shape of the rocket launch tube and to the point where there is an upward swelling airway, one at each end of the horseshoe. With the above-described arrangement of the rocket launch tube and the high-pipe manifold exhaust system, the exhaust from any one rocket in the horseshoe is split approximately equally and proceeds to the two exhaust conduits at both ends, and the two gas barriers as described above. Form and push the remaining air in the exhaust to the front of the barrier and out of each conduit.
어느한 발사관내 로켓트가 점화하기 시작한 후 그리고 공기가 배기장치의 밖으로 배출되지건의 ㅊ\괴도기 동안, 그 배기장치내 3가지 가스양상 즉, (1) 추방되고 있는 공기, (2) 가스방벽을 형성하는 연료함유 배기가스와 인접공기의 반응에 의한 연소생성물, (3) 로켓트로부터 방출되고 있는 그 발사중의 로켓트의 부근으로부터 멀리 배기장치를 통해 외측으로 상기 가스방벽을 추방하도록 작용하고 배기다기관과 배기도관의 밖으로 잔여공기를 압출하는 원배기가스가 존재한다.After a rocket in one of the launch tubes begins to ignite and during the time the air is released out of the exhaust system, the three gas phases within the exhaust system are: (1) air being expelled, (2) gas barrier Combustion products formed by the reaction of the fuel-containing exhaust gas to be formed with adjacent air, and (3) act to expel the gas barrier to the outside through the exhaust device away from the vicinity of the rocket being discharged from the rocket, There is an original exhaust gas that extrudes the remaining air out of the exhaust conduit.
본 고안에 따른 장치내에서 발사된 대부분의 로켓트에 대해, 제1 과도기는 10-100밀리초만큼 매우 짧은시간에 완료된다. 그러나, 본 고안이 주안을 둔 문제점이 그 짧은 시간동안에 존대하고, 본 고안에 따른 설비에 의해 제공되는 바와 같은 그 문제점에 대한 방책없이는, 개방 배기다기관내에서 혼합하거나 또는 정체포켓 및 쳄임버내 축적되는 초기의 배기가스는 위험한 폭발을 야기할 수 있다.For most rockets launched in the device according to the present invention, the first transition is completed in a very short time, such as 10-100 milliseconds. However, the problem addressed by the present invention remains large for that short time and can be mixed in open exhaust manifolds or accumulated in stagnant pockets and chambers without mitigation to that problem as provided by the facility according to the present invention. Early exhaust gases can cause dangerous explosions.
본 고안의 상세한 이해를 위해 첨부도면을 참조하여 이하 더 상세히 기술한다.It will be described in more detail below with reference to the accompanying drawings for a detailed understanding of the subject innovation.
제1도에, 본 고안에 따른 장치(10)이 개략적으로 도시되어 있고 그 장치(10)은 한싸의 로켓트 발사관(14 및 16)아래에 위치되고 그에 연결된 배기다기관(12)를 가지고 있다. 발사관(14)는 저장상태로 로켓트(18)을 내장하고 있고, 그 발사관(14)는 그의 상단부가 캡(20)에 의해 밀폐되어 있고 하단부는 보호씨일(22)에 의해 배기다기관(12)로부터 차단되어 있다. 그 씨일(22)는 미합중국특허 제4,044,648호에 기술된 바와 같은 도어기구로 구성될 수도 있다.In FIG. 1, a device 10 according to the present invention is schematically shown, which device 10 has an exhaust manifold 12 located below and connected to a single rocket launch tube 14 and 16. The launch tube 14 incorporates a rocket 18 in a stored state, and the launch tube 14 has an upper end thereof closed by a cap 20 and a lower end thereof by a protective seal 22. Blocked from The seal 22 may also be comprised of a door mechanism as described in US Pat. No. 4,044,648.
발사관(16)내에는 로켓트(24)가 도시되어 있다. 그 로켓트(24)는 발사과정의 시작단계라고 생각할 수 있는 점화중에 있고 그의 배기는 배기다기관(12)내로 하향되고 있다. 발사관(16)의 하단부의 씨일(22)는 개방되고 상단부의 캡(20)은 제거되어 있다.Shown within the launch tube 16 is a rocket 24. The rocket 24 is in ignition, which can be thought of as the beginning of the firing process and its exhaust is descending into the exhaust manifold 12. The seal 22 at the bottom of the launch tube 16 is open and the top cap 20 is removed.
한쌍의 직립배기도관(26 및 28)이 만곡된 관(30 및 32)를 거쳐 배기다기관의 좌우측 단부에서 배기다기관(12)에 연결되어 있다. 도시된 바와 같은 장치(10)은 선박 또는 지하설치용으로 설계되어 있고 갑판높이가 점선(34)로 나타내어쟈 있다. 배기다기관(12)와 배기도관(26,28)의 형상은 불연속성을 최소로 하여 완만하고 연속적인 내부표면을 제공하도록 형성되어 있다. 그 목적을 위해, 만곡부(30 및 32)는 일정한 곡률반경을 가지고 있다. 발사관(14,16)의 바닥과 같이 불연속성이 불가피한 곳에서는, 밀폐된 발사관의 씨일(22)를 배기다기관과 발사관의 연결부에 최대한 가까이 위치시키고, 또 연결부 모서리(38)을 배기다기관(12)의 벽쪽으로 각을 이루며 벌어지거나 매끄럽게 만듦으로써 체임버를 가능한한 얄게 파묻을 수 있다. 제1도 및 제2도에 도시된 바와 같이, 모서리(38)은 배기다기관(12)과의 연결부에서 완만히 만곡되어 있다. 이런 방식으로서, 원배와 공기의 가연성 혼합물을 축적할 수 있는 정체포켓트가 미연에 방지 및 제거된다.A pair of upright exhaust pipes 26 and 28 is connected to the exhaust manifold 12 at the left and right ends of the exhaust manifold via curved pipes 30 and 32. The device 10 as shown is designed for ship or underground installation and the deck height is indicated by a dashed line 34. The shapes of the exhaust manifold 12 and the exhaust conduits 26, 28 are formed to provide a smooth and continuous internal surface with minimal discontinuity. For that purpose, the bends 30 and 32 have a constant radius of curvature. Where discontinuities are inevitable, such as the bottoms of the launch tubes 14 and 16, the seal 22 of the sealed launch tube is positioned as close as possible to the connection between the exhaust manifold and the launch tube, and the connecting edge 38 of the exhaust manifold 12 You can bury the chamber as thinly as possible by opening it up or smoothing it at an angle to the wall. As shown in FIGS. 1 and 2, the edge 38 is gently curved at the connection with the exhaust manifold 12. In this way, stagnation pockets capable of accumulating flammable mixtures of the source and air are prevented and removed in advance.
발사관(16)의 로켓트(24)로부터 배기다기관(12)내로 들어가는 로켓트 배기가스가(E)로 나타내어쟈 있다. 제1도 및 제2도에 도시된 바와 같이, 로켓트(24)는 막점화되기 시작하였다. 배기가스(E)의 양쪽에 형성되는 가스방벽 또는 전선(B)가 도시되어 이쓰며, 배기가스(E)가 로켓트(24) 부근으로부터 양측방으로 확산함에 따라 방벽은 그들의 앞에 화살표로 표기된 공기를 배기다기관(12) 및 연합배기도관(26,28)의 밖으로 밀어내기 시작한다.The rocket exhaust gas entering the exhaust manifold 12 from the rocket 24 of the launch tube 16 is denoted by E. As shown in Figures 1 and 2, the rocket 24 has just started to burn. The gas barriers or wires B formed on both sides of the exhaust gas E are shown and used as the exhaust gas E diffuses from the vicinity of the rocket 24 to both sides, so that the barrier is exposed to the air indicated by the arrows in front of them. It begins to push out of the exhaust manifold 12 and the associated exhaust ducts 26 and 28.
제2도는 제1도에 도시된 것과 다른 장치(40)을 개략적으로 나타내고 있다. 동일 구성요소는 동일번호로 나타내어져 있다. 그리하여, 제2도의 장치(40)은 로켓트 및 발사관 설비와 연합배기다기관(12)등이 제1도의 것과 동일하다. 장치(400은 만곡부(30 및 32)에 의해 배기다기관(12)의 좌우측 단부에 각각 연결된 배기도관(42 및 44)가 약간 경사져있어 배기도관(40,42)의 단면적이 만곡부(30,32)에서 멀어짐에 따라 점차적으로 증가하도록 된 것이 제1도의 것과 다른 점이다. 제2도에 도시된 바와 같이, 배기도관(42,44)는 비록 필수적인 것은 아니나 형상 및 크기에서 서로 동일하다. 예를들면, (42)와 같은 나팔식 배기도관들중 하나는 제1도의 (28)과 같은 일정한 단면을 갖는 배기도관들중 하나로 대치될 수도 있다. 그러나, 이미 기술한 이유때문에 배기도관의 길이를 따라 단면적의 현격한 감소가 없다는 것이 중요하다.FIG. 2 schematically shows an apparatus 40 different from that shown in FIG. Identical components are denoted by the same numerals. Thus, the apparatus 40 of FIG. 2 has the same rocket and launch tube installations and associated exhaust manifolds 12 as those of FIG. The device 400 is slightly inclined to the exhaust conduits 42 and 44 connected to the left and right ends of the exhaust manifold 12 by the bent portions 30 and 32 so that the cross-sectional areas of the exhaust conduits 40 and 42 are curved portions 30 and 32. It is different from that of Fig. 1. The exhaust conduits 42 and 44 are the same in shape and size, although not necessarily, as shown in Fig. 2. One of the trumpeted exhaust conduits, such as (42), may be replaced by one of the exhaust conduits having a constant cross section, such as (28) in Figure 1. However, for the reasons already described, the cross-sectional area along the length of the exhaust conduit It is important that there is no significant reduction.
제3도는 본 고안에 따른 장치(10)의 평면도이다. 이것은 2개 대신 3개의 로켓트 발사관(14,16)이 도시된 것을 제외하고는 제1도의 장치(10)과 근본적으로 유사하다. 모서리부분(38A)는 얕은 각으로 배기다기관에 발사관을 연결하여 그 지역에서의 어떠한 정체포켓의 발생이라도 방지한다. 제3도의 두개의 발사관(14)에는 캡(20)이 설치되어 있다. 그러나, 중앙발사관(16)에는 캡이 제거되어 있으며 발사관(16)내에 보이는 요소는 도어(46)이 폐쇄시 봉합관계로 결합하는 측부(48)과 함께 발사관의 저부에 있는 한쌍의 도어(46)이다. 이 구조의 더 상세한 설명은 미합중국특허 제4,044,648호에 기술되어 있다. 그 도어(46)과 측부(48)의 조합은 제1도 및 제2도에 도시된 씨일(22)구조의 일특정 실시예를 포함한다.3 is a plan view of the apparatus 10 according to the present invention. This is essentially similar to the apparatus 10 of FIG. 1 except that three rocket launchers 14, 16 instead of two are shown. The corner portion 38A connects the launch tube to the exhaust manifold at a shallow angle to prevent any stagnation of pockets in the area. Two launch tubes 14 in FIG. 3 are provided with a cap 20. However, the central launcher 16 has a cap removed and the elements visible within the launcher 16 are a pair of doors 46 at the bottom of the launcher, with the side 48 engaging the door 46 in closure upon closure. to be. A more detailed description of this structure is described in US Pat. No. 4,044,648. The combination of the door 46 and the side 48 includes one particular embodiment of the seal 22 structure shown in FIGS. 1 and 2.
제4도는 제3도에 도시된 것과 유사한 다수의 발사관(14)를 나타내는 본 고안에 따른 다른 특정설비를 평면도로 나타낸다. 제4도에, 동일수의 발사관에 대해 제1도-제3도의 직선형보다 더 조밀한 말굽형으로 배열된 다수(이 경우 5개)의 로켓트 발사관(14)로 구성된 장치(50)이 도시되어 있다.4 shows, in plan view, another particular arrangement according to the invention, which shows a number of launch tubes 14 similar to those shown in FIG. 4 shows an apparatus 50 consisting of a plurality of rocket launch tubes 14 arranged in more compact horseshoe shapes than the straight lines of FIGS. 1 to 3 for the same number of launch tubes. have.
제4도에서도 유사요소는 상기 도면들의 것과 동일한 번호로 나타내었다. 상응하는 발사관(14)아래에 있는 배기다기관(12)의 각개부분은 완만한 연속곡면으로 만곡된 배기다기관(12B)에 의해 연결되어 있다.In FIG. 4, like elements are denoted by the same numerals as in the above drawings. Each portion of the exhaust manifold 12 under the corresponding launch tube 14 is connected by an exhaust manifold 12B that is curved into a smooth continuous curve.
장치(50)의 작동은 제1도 및 제2도의 장치를 위해 기술한 것과 동일하다.The operation of the device 50 is the same as described for the devices of FIGS. 1 and 2.
그리하여 예컨대 좌측 배기도관(26)에 제일 가까운 발사관에 들어있는, 로켓트가 발사될때, 배기가스는 배기다기관(12)로 들어가면서 나뉘고 가스방벽 또는 전선을 형성한다. 전과 같이 그 가스방벽은 좌측 배기도관(26)과 우측 배기도관(28)쪽으로 각각 배출된다. 그러한 발사관(14)로부터 배기도관까지의 거리가 서로 다르기 때문에, 일측부로부터의 가스방벽은, 다른 가스방벽이 다른 배기도관에 도달하기전에 가까운 배기도관에 도달하리라고 예상할 수 있다. 또한 거리의 차이로 인해 각각의 배압(back pressure)이 약간 다르게 된다. 그러나, 그 차이는 기술된 작동사의 차이 또는 초기에 들어있던 공기의 배기다기관 및 배기도관통로를 청소하여 폭발성 혼하불을 형성하는 공기와 배기가스의 혼합을 방지하는 가스방벽의 효과상의 중대한 차이를 야기하는 그러한 거시 아니다.Thus, for example, when the rocket is fired, which is contained in the launch tube closest to the left exhaust conduit 26, the exhaust gas enters the exhaust manifold 12 and divides to form a gas barrier or wire. As before, the gas barrier is discharged toward the left exhaust conduit 26 and the right exhaust conduit 28, respectively. Since the distances from such launch tubes 14 to the exhaust conduits are different, it can be expected that the gas barrier from one side will reach the near exhaust conduit before the other gas barrier reaches the other exhaust conduit. The difference in distance also makes each back pressure slightly different. However, the differences are notable for significant differences in the described operators or the effectiveness of the gas barriers that prevent the mixing of air and exhaust gases that form the explosive confusion by cleaning the exhaust manifolds and exhaust conduits of the air that were initially contained. It is not such a macro to cause.
예시목적을 위해 본 고안에 따른 연소억제를 위한 2통로 로켓트 배기다기관 및 언합배기 도관장치와 측정설비가 기술되었으나 본 고안은 그에 한정되지 않는 다른 것이 인식될 것이다. 따라서, 본 기술에 능숙한 자에 의해 모든 개조 및 변경이 첨부청구범위에 기술된 바와 같은 본 고안의 범위내에서 행해질 수 있다.For illustrative purposes, a two-way rocket exhaust manifold and a combined exhaust conduit and measurement equipment for combustion suppression according to the present invention have been described, but it will be appreciated that the present invention is not so limited. Accordingly, all modifications and changes by those skilled in the art can be made within the scope of the present invention as described in the appended claims.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
KR2019830005973U KR830001722Y1 (en) | 1979-06-15 | 1983-07-07 | Rocket Exhaust System |
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
KR1019790001956 | 1979-06-15 | ||
KR2019830005973U KR830001722Y1 (en) | 1979-06-15 | 1983-07-07 | Rocket Exhaust System |
Related Parent Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
KR1019790001956 Division | 1979-06-15 | 1979-06-15 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
KR830001722Y1 true KR830001722Y1 (en) | 1983-09-09 |
Family
ID=26626537
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
KR2019830005973U KR830001722Y1 (en) | 1979-06-15 | 1983-07-07 | Rocket Exhaust System |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
KR (1) | KR830001722Y1 (en) |
-
1983
- 1983-07-07 KR KR2019830005973U patent/KR830001722Y1/en not_active IP Right Cessation
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Legal Events
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