KR930002105B1 - 항공 운행체용 분리식 추력 벡터 메카니즘 - Google Patents

항공 운행체용 분리식 추력 벡터 메카니즘 Download PDF

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Abstract

내용 없음.

Description

항공 운행체용 분리식 추력 벡터 메카니즘
제1도는 미사일의 후미 단부 주위에 배치하기 위해 원형 링 상에 장착된 보조 모터를 포함하는 한 실시예를 도시한 본 발명의 분해 사시도.
제2도는 전형적인 미사일 발사관내에 수용된 제1도 실시예의 종단면도.
* 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명
6 : 미사일 8 : 미사일 본체
10 : 표준 탄두 단부 12 : 추진(후미)단부
14 : 주 추진 장치 20,22,24,26 : 제어 수직 안정 날개
40 : C-링 50,52,54,56 : V-클립
60 : 발사관 수송기 62 : 포구 단부
64 : 폐쇄 브리취 단부 66 : 축사기
68 : 공동실
본 발명은 미사일 추진, 제어 및 융통성을 향상시키는 장치에 관한 것으로, 특히, 분리식 추력 벡터 메카니즘(TVM)에 관한 것이다.
대부분의 날개식 미사일은 유압, 공압, 모터 블리드(bleed), 전기 또는 그 외의 다른 동력원에 의해 구동되는 공기역학적 표면에 의해 제어된다. 널리 공지된 바와 같이, 지상 발사 미사일의 초기 비행시 저속으로 인해, 미사일의 공기역학적 표면(수직 안정 날개를 포함)은 미사일 진로를 제어할때 효율성이 제한되었다.
추력 벡터 제어(TVC)기술은 초기 발사 기간 동안의 공기력 제어를 향상시키기 위해 개발되어 왔고, 일반적으로는 제어 모멘트를 제공하기 의해 미사일 배기 개스 흐름의 편위 또는 방향 수정을 포함하였다(1981년 1월 23일자 바스티안에게 허여된 미합중국 특허 제4,274,610호 참조). 종래 기술에 의해 제안된 특정 TVC기술은 배기 장치내에 제어 날개를 사용하고, 배기 장치내에 비휘발성 유체를 주입시키며, 배기 장치양단에 스포일러 블레이드(spoiler blade)를 배치시키고 짐발식 추력실을 사용하는 것을 포함한다. 이 기술들은 조종성을 위해 주 로킷 추력부를 소모하고 미사일 배기 구조체 또는 미사일 본체 자체를 변형시킬 필요가 있다는 단점을 가지고 있다.
1977년 8읠 30일자 모우달(Maudal)에게 허여된 미합중국 특허 제4,044,970호의 일체식 추력 벡터 제어시스템이 상기 문제점을 해결하고자 하였지만, 모우달 시스템은 미사일 수직 안정 날개[("꼬리 패널(tail panel)"]에 필요한 추력 벡터 메카니즘을 필요로 하고 주 미사일 추진 시스템과 상호 작용하도록 제조되었다.
TVC사용에 대한 대안은 비행 공기력이 공중 발사 적용시와 같이 필요한 조종성을 제공하기에 적합하도록 신속하게 미사일을 초고속화시키는 것이다. 지상 발사시 이러한 해결방법의 부정적 결과는 미사일이 신속히 높은 고도에 도달하게 되므로 표적 명중성이 감소된다는 것이다. 부수적으로, 많은 부스트 에너지(boost energy)가 사용되어 부수적인 배기 개스 및 가능한 먼지 구름과 결합하게 되므로, 미사일의 시그너춰(signature)가 증가하게 된다. 결과적으로, 발사 지점에서의 사수(gunner)의 생존률이 감소하게 된다.
고속 부스트 환경(예를들어, 공대공)용으로 설계된 미사일에 추력 벡터 제어 메카니즘 및 방법을 제공하는 것이 바람직하고 또한 지상 발사 적용시에 이러한 미사일을 사용하는 것이 바람직한 경우에 상기 문제점들은 복합된다.
본 발명에 따르면, 상기 문제점들을 해결하기 위해 비교적 저렴하고 고효율성인 분리식 추력 벡터 메카니즘(TVM)이 제공된다. 본 발명은 비행 중 공기역학적 기동성을 제공하기 위한 다수의 가동 수직 안정 날개 및 운행체에 추력을 제공하기 위한 주 추진 장치를 갖고 있는 형태의 항공 운행체에 유용하다. 본 발명은 운행체에 접속된 장착 장치 및 이 장착 장치에 선회가능하게 부착되고 수직 안정 날개와의 동기화 운동을 위해 수직 안정 날개에 부착된 보조 추진 장치로 구성된 분리식 추력 벡터 메카니즘에 관한 것이므로, 이 메카니즘은 초기 발사 기간 동안 운행체에 추력 및 추력 벡터 제어 기능을 제공하도록 동작할 수 있다. 또한, 이 메카니즘을 초기 발사 기간 종료시에 운행체로부터 분리하도록 작동할 수 있다.
본 발명은 저속에서, 특히 초기 발사 및 피치오버 중에 바람직한 조종성을 제공하기 위해 사용된다. 또한, 이 신규한 추력 벡터 메카니즘은 주 모터 연료를 절약하므로, 미사일의 발사 시그너춰를 감소시키고 미사일의 사정 범위를 효율적으로 증가시킨다. 또한 본 발명은 추력 벡터 제어 기능을 달성하고 초기 고속 발사(공대공)미사일을 저속 발사(지상) 적용으로 변환시키기 위한 저렴한 분리식 메카니즘을 제공한다. 또한, 본 발명은 운행체의 배기 장치 또는 본체를 변형시키지 않고서 달성된다. 또한, 본 발명은 운행체가 주 비행 단계 중에 추력 벡터 메카니즘의 부당한 무게 및 공기역학적 특성을 덜게 한다.
제1도에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 미사일(6)은 표준 탄두 단부(10) 및 추진 단부(12)를 갖고 있는 원통형 미사일 본체(8)로 구성된다. 주 추진 장치(14)는 추진(후미)단부(12)에 있고, 공대공 또는 바람직한 지상 발사 작전을 달성하기에 충분하게 설계된 주 로킷이다. 또한, 이 미사일은 전형적으르 하드웨어 및 소프트웨어의 결합체인 미사일 제어 회로에 응답하여 서보-메카니즘에 의해 가동되는 제어 수직 안정 날개(20,22,24,26)을 갖는다.
제1도에 도시된 바와 같이, 양호한 실시예에서, 분리식 추력 벡터 메카니즘은 미사일의 4개의 제어 수직안정 날개(20,22,24,26) 하부에 배치된 "C"링(40)상에 장착되고 "V"클립(50,52,54,56)에 의해 수직 안정날개에 접속된 4개의 소형 모터(30,32,34,36)으로 구성되지만, 하기에 설명된 상황하에서 자동적으로 분리될 수 있는 소정의 접속 장치도 만족스럽게 된다. 또한, 이 모터들은 서로 접속되고, "C"링(40) 또는 그외의 다른 장착수단을 사용함으로써 미사일의 후미 단부 주위에 배치된다. 이 C링은 미사일의 후미 단부에 로킷 꼬리 형태에 꼭 맞게 된다. 모터들은 이 모터들의 제어 표면측에 수직한 평면내에서 선회할 수 있도록 클립에 의해 C링에 부착된다. 모터에 의해 발생된 추진력은 선회 장치를 통해 링으로 전달되어 미사일 로킷 꼬리내로 전달된다. 링은 (1) 수직 안정 날개와 클립 사이의 적합한 접촉을 향상시키고, (2) 제어 모터가 일체식으로 이탈하게 하며, (3) 모터 힘을 후미 단부를 통해 미사일 본체에 전달하도록 작용한다. C링은 로킷 꼬리를 "키 어뷰트(key abut)"시키지만 [즉, 적합하게(기계적이 아님) 부착시키지만], 회전 불가능하게 "키 결합"된다.
수직 안정 날개들이 ±23°가동될때, 모터는 나란히 ±23° 회전하고, 2개의 힘 성분이 발생되는데, 이 2개의 힘 성분 중 한 성분은 미사일 축에 수직이고 다른 한 성분은 축에 평행하다. 수직 힘은 운행체 비행자세를 제어하기 위해 사용되는 운행체용(일차 목적은 모터용) 롤링(rolling) 및 피칭(pitching) 모멘트를 발생시킨다. 축방향 힘은 운행체 가속도를 발생시키지만, 더욱 중요한 것은 장착 링을 미사일 로킷 꼬리에 대해 꼭 맞게 유지하기 위해 필요한 힘을 제공한다. 모터를 회전시키는데 필요한 힘은 모터에 부착된 클립을 통해 제어 수직 안정 날개로부터 발생한다. 클립은 제어 수직 안정 날개의 후미 연부에 적합한 절단부를 갖는다.
발사전의 정상 작동에 있어서, 미사일은 육상 발사 또는 해상 발사를 위해 발사관 수송기(60)내에 넣어질수 있다. 제2도에 도시된 바와 같이, 발사관은 폐쇄 브리취(breech) 단부(64) 및 포구 단부(62)를 갖는다. 상술한 바와 같이, TVM은 C-링 또는 자동적으로 분리될 수 있는 다른 적합한 장착 수단에 의해 미사일 후미 단부에 부착된 4개의 소형 마이크로 모터들로 구성된다. 양호한 실시예에서, 클립은 수직 안정날개 밑으로 슬립되고, 모터의 연소 방향이 수직 안정 날개의 이동축을 따르게 되도록 C-링에 선회되도록 접속된다. 처음에, 발사관 내에 수용된 바와 같이, 축사기(sabot,66)은 다른 기계적 부착 장치없이(접혀있는) 수직 안정 날개와 클립 사이를 계속 접속시키고, 이 접촉 상태는 마이크로 모터의 상향 추력에 의해 초기 발사 동안에 유지된다.
관(60)의 브리취 단부(64)는 폐쇄되고, 마이크로 모터용 안전 무기 점화 시스템을 포함한다. 점화시에, 마이크로 모터는 연소하여 축사기(66)을 통해 관의 브리취 단부(64)내의 공동실(68)내로 배기된다. 배기 가스는 브리취 단부를 가압시키므로, 발사관의 포구단부(62)로부터 외부로 미사일을 가속시킨다. 양호한 실시예에서, 축사기(66)은 미사일이 관을 빠져 나올때 관의 포구 단부(62)에 의해 트랩(trap)되도록 설계된다·
미사일이 설정된 기간 동안(0.24초 정도) 상향 운행하고 발사관에서 배출된 후, 수직 안정 날개가 펴진다. 후속적으로, 수직 안정 날개는 가동되어 조종성을 발생시키고, 약 0.72초후에 피치 오버를 발생시키는 소형 모터의 배기 개스의 방향을 변화시킨다. 수직 안정 날개는 하드웨어 및 소프트웨어를 포함할 수 있는 정상 미사일 제어 회로에 의해 제어되는 서보 메카니즘(도시되지 않음)에 의해 정렬된다.
약 1.32초후에, 주 모터가 점화되고, 그 후 미사일은 신속히 가속된다. 양호한 실시예에서, 수직 안정 날개 상의 공기의 공기역학적 작용에 의한 충분한 제어는 1.92초 정도로 달성된다. 소형 모터는 추진제가 이 시간까지 연소 또는 거의 연소되어 미사일이 129m/초(431피트/초) 정도의 속도를 달성하도록 설계될 수 있다. 이 주 모터 추력 레벨은 (거의 소모된) 마이크로 모터의 상향 추력 및 (주 추진 모터에 의해 신속히 극복되는) 미사일의 상쇄 무게에 의해서만 이 지점에서 제위치에 유지되어 있는 TVM으로 벗어나 미사일을 가속시키기에 충분하다. 양호한 실시예에서 C링을 기계적인 작용없이 미사일의 후미 단부에 접속되고 이 후미 단부로부터 자동적으로 분리되도록 설계되었지만, 예를들어 다른 기계적 부착 방법 또는 접속 및 분리용의 다른 정교한 전자기 시나리오(scenario) 또는 구조체를 갖고 있는 다수의 장착 수단들이 사용될 수 있다는 것을 알 수 있다. 미사일이 초기 발사 비행 단계를 지난 후, TVM은 분리되고, 미사일은 정상 작동으로서 비행할 수 있다. 적합한 수직 안정 날개 가동과 함께 소형 모터를 적합하게 설계함으로써, 초기 추력 및 추력 벡터 제어 기능은 주 모터 연소시의 미사일의 비행 자세 및 부속 지역(downrange)위치를 최적화시키도록 달성될 수 있다는 것을 알 수 있다. 이러한 최적화는 미사일 하드웨어 자체를 구조적으로 변화 시키지 않고서 미사일의 내부 범위 경계 영역을 최소화시키고, 이에 대응하는 외부 범위 경계 영역을 최대화시키며, 초기 미사일 시그너춰를 감소시킨다.
지금까지 본 발명의 특정한 실시예에 대해서 설명하였지만, 상기 설명의 사상내에서 본 발명을 여러가지로 변형 및 변경할 수 있고, 첨부된 특허청구의 범위내에서 본 발명을 상술한 것과 다른 방법으로 실시될 수도 있다. 따라서, 본 분야에서 숙련된 자들에게는 첨부된 특허청구의 범위에 한정된 바와 같은 본 발명의 범위내에서 본 발명을 여러가지로 변형 및 변경시킬 수 있다.

Claims (3)

  1. 비행 중에 공기역학적 조종성을 제공하기 위한 다수의 가동 수직 안정 날개(20,22,24,26)과 운행체(6)에 추력을 제공하기 위한 주 추진 수단(14)를 갖고 있는 운행체(6)에 사용되고, 운행체(6)에 접속하기 위한 장착 수단(40)과 장착 수단에 선회되게 부착되고 수직 안정 날개와 운동을 동기화시키기 위해 수직 안정 날개(20,22,24,26)에 부착된 보조 추진 수단(30,32,34,36)으로 구성되어, 초기 발사 기간 중에 운행체에 추력및 추력 벡터 제어 기능을 제공하도록 작동되며, 상기 보조 추진 수단(30,32,34,36)이 복수의 로킷 모터와 운행체의 후미 단부에 위치한 주 추진 수단을 구비한, 분리식 추력 벡터 메카니즘에 있어서, 보조 추진 수단이 장착 수단에 선회가능하게 부착되어 있고, 추력 벡터 메카니즘(28)이 착탈가능하며 초기 발사 기간 후에 운행체(6)으로부터 자동적으로 분리 가능한 것을 특징으로 하는 분리식 추력 벡터 메카니즘.
  2. 제1항에 있어서, 적어도 하나의 제어 수직 안정 날개(20,22,24,26)의 후미 단부를 그것의 개방 단부에 수용하도록 된 V-클립을 구비한 접속 수단(50,52,54,56)을 포함하는 것을 특징으로 하는 분리식 추력 벡터 메카니즘.
  3. 제 1 항 또는 제 2 항에 따른 추력 벡터 메카니즘(28)을 구비한 것을 특징으로 하는 미사일.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101159648B1 (ko) * 2011-07-29 2012-06-25 삼성탈레스 주식회사 제트엔진이 탑재된 미사일 기만기

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2272047B (en) * 1989-12-14 1994-07-27 British Aerospace Stand-off weapons
IL115749A (en) * 1994-10-27 2000-02-29 Thomson Csf Missile launching and orientating system
DE19828645C1 (de) * 1998-06-26 1999-11-18 Buck Werke Gmbh & Co I K Flugkörper zur Bekämpfung feststehender und/oder beweglicher Ziele
FR2997179B1 (fr) * 2012-10-22 2015-01-16 Roxel France Dispositif combine de pilotage de trajectoire et de reduction de trainee.
GB2616727B (en) * 2022-02-10 2024-05-08 Mbda Uk Ltd Apparatus for providing an interface between a missile and a launch platform

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1125143A (fr) * 1955-04-27 1956-10-24 Artifices Titan Soc D Fusée à propulseur larguable
US3224370A (en) * 1959-07-27 1965-12-21 Curtiss Wright Corp Booster rocket
US3067682A (en) * 1960-02-18 1962-12-11 Aerojet General Co Gyro pull rocket
GB1269272A (en) * 1968-06-06 1972-04-06 Messeschmitt Bolkow Blohm Gmbh Improvements in multi-stage rockets
US4044970A (en) * 1975-08-08 1977-08-30 General Dynamics Corporation Integrated thrust vector aerodynamic control surface
DE2721656A1 (de) 1977-05-13 1978-11-16 Ver Flugtechnische Werke Stellanordnung zur steuerung von flugkoerpern
US4364530A (en) * 1980-09-08 1982-12-21 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Propulsion/control modular booster
DE3133339A1 (de) * 1981-08-22 1983-03-10 Vereinigte Flugtechnische Werke Gmbh, 2800 Bremen "unbemannter, aus einem transportbehaelter zu startender flugkoerper"

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101159648B1 (ko) * 2011-07-29 2012-06-25 삼성탈레스 주식회사 제트엔진이 탑재된 미사일 기만기

Also Published As

Publication number Publication date
JP2593454B2 (ja) 1997-03-26
NO162583B (no) 1989-10-09
EP0227211A1 (en) 1987-07-01
IL79864A (en) 1994-05-30
NO863455D0 (no) 1986-08-28
DE3678542D1 (de) 1991-05-08
NO162583C (no) 1990-01-17
JPS62125300A (ja) 1987-06-06
EP0227211B1 (en) 1991-04-03
KR870005231A (ko) 1987-06-05
IL79864A0 (en) 1986-11-30

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