KR102747915B1 - Kill vehicle having separated solid propellant type Divert and Attitude Control System to minimize change of center of gravity in operation and Guided weapon having the same - Google Patents
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Abstract
위치 자세 제어 장치의 연소에 따른 무게중심 변화량 증가분을 최소화할 수 있는 직격 요격체가 제공된다. 상기 직격 요격체는, 외관을 형성하는 하우징, 상기 하우징의 내부에 배치되고, 위치 제어를 위한 위치 제어 추력기, 및 상기 위치 제어 추력기와 물리적으로 분리되게 일정 간격으로 배치되고, 자세 제어를 위한 자세 제어 추력기를 포함하는 것을 특징으로 한다.A direct hit interceptor capable of minimizing an increase in center of gravity change due to combustion of a position/attitude control device is provided. The direct hit interceptor is characterized by including a housing forming an exterior, a position control thruster arranged inside the housing for position control, and an attitude control thruster arranged at a predetermined interval and physically separated from the position control thruster for attitude control.
Description
본 발명은 직격 요격체에 관한 것으로서, 더 상세하게는 운용중 무게중심 변화를 최소화할 수 있도록 분리형 고체 추진제 위치 자세 제어 장치를 가지는 직격 요격체 형상 및 이를 갖는 유도무기에 대한 것이다.The present invention relates to a direct hit interceptor, and more specifically, to a direct hit interceptor shape having a separate solid propellant position and attitude control device capable of minimizing changes in the center of gravity during operation, and a guided weapon having the same.
최근 방공 유도무기의 운용 고도가 높아짐에 따라, 유도탄을 제어하기 위한 별도의 수단을 필요로 하는 추세에 있다. 고도 증가에 따라 공기밀도가 급격하게 감소하므로 기존의 날개 등을 이용한 공력제어 방식으로는 한계가 있고, 이에 추력을 이용한 궤도 및 자세제어 방식이 필수적으로 요구된다. Recently, as the operational altitude of air defense guided weapons increases, there is a trend toward needing separate means to control guided missiles. As the altitude increases, the air density decreases rapidly, so the existing aerodynamic control method using wings, etc. has limitations, and therefore, a method of orbit and attitude control using thrust is essential.
특히, 대공 방어용 유도탄의 경우, 표적을 타격하기 위해 조우 직전 급격한 기동을 하여야 하며 이에 따른 자세제어 능력이 필수적으로 요구된다. 따라서, 고고도 방어 유도무기에서 유도탄 비행 마지막 단계의 비행체인 직격 요격체(KV: Kill Vehicle)에 위치 자세 제어 장치(DACS: Divert and Attitude Control System)로 불리는 추력기 시스템을 탑재하고 있다. In particular, in the case of air defense missiles, they must make rapid maneuvers just before encountering the target in order to hit it, and attitude control capabilities are essential for this. Therefore, in high-altitude defense guided weapons, the direct hit interceptor (KV: Kill Vehicle), which is the final stage of the missile flight, is equipped with a thruster system called the Divert and Attitude Control System (DACS).
한편, 이러한 위치 자세 제어 장치가 직격 요격체 중량 및/또는 부피의 많은 부분을 차지하고 있다. 위치 자세 제어 장치는 직격 요격체의 위치(궤도)를 제어하는 추력기(DCS: Divert Control System)와 자세를 제어하는 추력기(ACS: Attitude Control System)로 두 가지 역할이 지닌다. Meanwhile, these position and attitude control devices account for a large portion of the weight and/or volume of the direct hit interceptor. The position and attitude control devices have two roles: the DCS (Divert Control System) thruster that controls the position (orbit) of the direct hit interceptor, and the ACS (Attitude Control System) thruster that controls the attitude.
위치 제어 추력기는 직격 요격체의 무게 중심에 최대한 근접한 위치에 배치되도록 설계되나, 위치 자세 제어 장치가 사용(추진제 사용)에 따라 직격 요격체의 무게중심이 지속적으로 변할 수 밖에 없다. The position control thrusters are designed to be positioned as close as possible to the center of gravity of the direct hit vehicle, but the center of gravity of the direct hit vehicle will inevitably change continuously depending on the use of the position and attitude control devices (use of propellants).
따라서, 위치 제어 추력기 노즐이 직격 요격체의 무게중심에서 벗어난 만큼, 위치 제어 추력기를 사용할 때마다 직격 요격체는 회전하려는 특성을 보인다. 따라서, 직격 요격체가 표적을 계속 포착하도록 자세를 유지하기 위해서는 자세 제어 추력기를 통해 직격 요격체의 자세를 유지 또는 보상해 주어야 한다. Therefore, since the position control thruster nozzle is out of the center of gravity of the direct hit interceptor, the direct hit interceptor tends to rotate whenever the position control thruster is used. Therefore, in order for the direct hit interceptor to maintain its attitude so that it can continue to capture the target, the attitude of the direct hit interceptor must be maintained or compensated through the attitude control thruster.
무게중심 관점에서 볼 때, 가장 이상적인 직격 요격체의 설계는 위치 자세 제어 장치의 추진제 사용과 무관하게 직격 요격체의 무게중심이 일정한 위치에 있도록 하고, 위치 제어 추력기 노즐을 무게중심에 위치시킴으로써 자세 제어 추력기의 역할이 없어도 될정도로 최소화 하는 것이다. From a center of gravity perspective, the most ideal design for a direct hit vehicle would be to have the center of gravity of the direct hit vehicle at a constant location, regardless of the use of propellant in the position/attitude control device, and to minimize the role of the attitude control thrusters to the point where they are no longer needed by positioning the position control thruster nozzles at the center of gravity.
그러나, 이는 현실적으로 쉽지않으므로 무게중심이 변하는 정도를 보상할 수 있는 정도를 고려하여 자세 제어 추력기의 성능규격(추력 등)을 결정하는 것이 일반적이다.However, since this is not easy in reality, it is common to determine the performance specifications (thrust, etc.) of the attitude control thruster by considering the degree to which it can compensate for the change in the center of gravity.
기존의 고체 추진제 위치 자세 제어 장치가 탑재된 직격 요격체의 개념을 보여주는 도면이 도 1에 도시된다. 도 1에 도시된 바와 같이 직격 요격체의 초중반 위치부터 후반까지의 영역에 위치 자세 제어 장치가 위치하게 되며, 위치 제어 추력기 노즐이 위치 자세 제어 장치의 전방부에, 자세 제어 추력기 노즐은 후방부에 배치된다. A conceptual diagram of a direct hit interceptor equipped with a conventional solid propellant position and attitude control device is illustrated in FIG. 1. As illustrated in FIG. 1, the position and attitude control devices are positioned in the early-middle to late-middle regions of the direct hit interceptor, and the position and attitude control thruster nozzles are positioned in the forward portion of the position and attitude control device, and the attitude control thruster nozzles are positioned in the rear portion.
위치 자세 제어 장치는 단일 연소관을 가지며, 연소관 내에 탑재된 추진제를 위치 제어 추력기 및 자세 제어 추력기에서 같이 공유하여 사용하는 설계형상을 가졌다. 이 경우, 상기 언급한 바와 같이 직격 요격체의 상당한 부분을 차지하는 위치 자세 제어 장치 및 위치 자세 제어 장치에서 많은 부분을 차지하는 추진제의 무게로 인해 추진제 사용에 따른 직격 요격체의 무게중심 변화량이 크게 증가할 수 밖에 없다. The position and attitude control device has a single combustion tube and is designed to share the propellant loaded in the combustion tube with the position and attitude control thrusters. In this case, as mentioned above, due to the weight of the position and attitude control device, which occupies a significant portion of the direct hit interceptor, and the propellant occupies a large portion of the position and attitude control device, the change in the center of gravity of the direct hit interceptor due to the use of the propellant is bound to increase significantly.
부연하면, 직격 요격체를 회전시키려는 모멘트(위치 제어 추력기 추력 × 위치 제어 추력기 노즐축이 직격 요격체의 무게중심을 벗어난 거리)가 증가한다. 이를 상쇄시키기 위한 자세제어 추력기의 추력 및 추진제 양이 증가해야 하는 단점이 있다. In other words, the moment (position control thruster thrust × distance the position control thruster nozzle axis deviates from the center of gravity of the direct hit interceptor) that attempts to rotate the direct hit interceptor increases. There is a disadvantage in that the thrust and propellant amount of the attitude control thruster must increase to offset this.
따라서, 최종적으로는 직격 요격체가 무겁게 설계되고, 기동력이 감소하며, 표적 요격 확률 저하로 이어지게 되는 문제들이 발생한다.Therefore, the ultimate problem is that the direct hit interceptor is designed to be heavy, has reduced maneuverability, and has a lower probability of intercepting the target.
본 발명은 위 배경기술에 따른 문제점을 해소하기 위해 제안된 것으로서, 위치 자세 제어 장치의 연소에 따른 무게중심 변화량 증가분을 최소화할 수 있는 직격 요격체 형상 및 이를 갖는 유도무기를 제공하는데 그 목적이 있다.The present invention has been proposed to solve the problems according to the above background technology, and its purpose is to provide a direct hit interceptor shape capable of minimizing the increase in center of gravity change due to combustion of a position/attitude control device, and a guided weapon having the same.
또한, 본 발명은 기존 직격 요격체 대비 적은 자세제어 추력으로도 직격 요격체 자세제어 능력을 최대한 얻을 수 있는 직격 요격체 형상 및 이를 갖는 유도무기를 제공하는데 다른 목적이 있다.In addition, another purpose of the present invention is to provide a direct hit interceptor shape and a guided weapon having the same that can maximize the attitude control capability of a direct hit interceptor with less attitude control thrust compared to existing direct hit interceptors.
또한, 본 발명은 기존 직격 요격체 대비 자세제어 추력기에서 요구되는 추력 요구조건을 최소화할 수 있는 직격 요격체 형상 및 이를 갖는 유도무기를 제공하는데 또다른 목적이 있다.In addition, another purpose of the present invention is to provide a direct hit interceptor shape capable of minimizing thrust requirements required from an attitude control thruster compared to existing direct hit interceptors, and a guided weapon having the same.
본 발명은 위에서 제시된 과제를 달성하기 위해, 위치 자세 제어 장치의 연소에 따른 무게중심 변화량 증가분을 최소화할 수 있는 직격 요격체를 제공한다.In order to achieve the task presented above, the present invention provides a direct hit interceptor capable of minimizing the increase in center of gravity change due to combustion of a position/attitude control device.
상기 직격 요격체는,The above direct hit interceptor is,
외관을 형성하는 하우징;A housing that forms the exterior;
상기 하우징의 내부에 배치되고, 위치 제어를 위한 위치 제어 추력기; 및 A position control thruster for position control, arranged inside the housing; and
상기 위치 제어 추력기와 물리적으로 분리되게 일정 간격으로 배치되고, 자세 제어를 위한 자세 제어 추력기;를 포함하는 것을 특징으로 한다.It is characterized by including an attitude control thruster for attitude control, which is arranged at a certain interval and physically separated from the above position control thruster.
또한, 상기 위치 제어 추력기는, 내부에 제 1 추진제가 탑재되는 위치 제어 추력기 연소관; 및 상기 위치 제어 추력기 연소관의 하단에 설치되며, 상기 하우징의 표면에 연통되는 다수의 위치 제어 추력기 노즐;을 포함하는 것을 특징으로 한다.In addition, the position control thruster is characterized by including a position control thruster combustion tube having a first propellant loaded therein; and a plurality of position control thruster nozzles installed at the lower end of the position control thruster combustion tube and communicating with the surface of the housing.
또한, 상기 위치 제어 추력기는, 가로방향으로 상기 하우징 내부 전방에 위치되는 것을 특징으로 한다.In addition, the position control thruster is characterized in that it is positioned horizontally in the front of the inside of the housing.
또한, 다수의 상기 위치 제어 추력기 노즐은 상기 직격 요격체의 무게 중심에 위치되는 것을 특징으로 한다.Additionally, a plurality of said position control thruster nozzles are characterized in that they are positioned at the center of gravity of said direct hit interceptor.
또한, 상기 자세 제어 추력기는, 내부에 제 2 추진제가 탑재되는 자세 제어 추력기 연소관; 상기 자세 제어 추력기 연소관의 하단에 설치되며, 상기 하우징의 표면에 연통되는 다수의 자세 제어 추력기 노즐;을 포함하는 것을 특징으로 한다.In addition, the attitude control thruster is characterized by including an attitude control thruster combustion tube having a second propellant loaded therein; a plurality of attitude control thruster nozzles installed at the lower end of the attitude control thruster combustion tube and communicating with the surface of the housing;
또한, 상기 자세 제어 추력기는, 가로방향으로 상기 하우징 내부 후방에 위치되는 것을 특징으로 한다.In addition, the attitude control thruster is characterized in that it is positioned at the rear inside the housing in the horizontal direction.
또한, 상기 자세 제어 추력기는, 자세 제어 추력기 노즐축을 상기 직격 요격체의 무게 중심으로부터 최대한 이격되게 다수의 상기 위치 제어 추력기 노즐 및 상기 위치 제어 추력기 연소관의 후방에 배치되는 것을 특징으로 한다.In addition, the attitude control thruster is characterized in that the attitude control thruster nozzle axis is arranged at the rear of the plurality of position control thruster nozzles and the position control thruster combustion tubes so as to be as far away as possible from the center of gravity of the direct hit interceptor.
또한, 상기 위치 제어 추력기 연소관의 용량이 상기 자세 제어 추력기 연소관의 용량보다 큰 것을 특징으로 한다.In addition, it is characterized in that the capacity of the position control thrust combustion tube is greater than the capacity of the attitude control thrust combustion tube.
또한, 상기 제 1 추진제 및 상기 제 2 추진제는 설계 요구조건에 따라 동일하거나 또는 서로 상이한 재료의 추진제인 것을 특징으로 한다.In addition, the first propellant and the second propellant are characterized in that they are propellants of the same or different materials depending on the design requirements.
또한, 상기 위치 제어 추력기 연소관 및 상기 자세 제어 추력기 연소관의 연소 시점을 각각 조정할 수 있게 각각 점화기가 구성되는 것을 특징으로 한다.In addition, it is characterized in that each igniter is configured so as to be able to adjust the combustion timing of the position control thrust combustion tube and the attitude control thrust combustion tube, respectively.
다른 한편으로, 본 발명의 다른 일실시예는, 위치 자세 제어 장치를 갖는 직격 요격체; 및 상기 직격 요격쳬의 하단에 연결되는 하부단;을 포함하는 것을 특징으로 하는 유도무기를 제공한다. On the other hand, another embodiment of the present invention provides a guided weapon characterized by including: a direct hit interceptor having a position and attitude control device; and a lower stage connected to the lower end of the direct hit interceptor.
이때, 상기 직격 요격체는, 외관을 형성하는 하우징; 상기 위치 자세 제어 장치를 이루며, 상기 하우징의 내부에 배치되고, 위치 제어를 위한 위치 제어 추력기; 및 상기 위치 제어 추력기와 물리적으로 분리되게 일정 간격으로 배치되고, 자세 제어를 위한 자세 제어 추력기;를 포함하는 것을 특징으로 할 수 있다.At this time, the direct hit interceptor may be characterized by including: a housing forming an exterior; a position control thruster for position control, which forms the position attitude control device and is arranged inside the housing; and an attitude control thruster for attitude control, which is arranged at a certain interval and physically separated from the position control thruster.
본 발명에 따르면, 위치 제어/자세 제어 추력기의 추진제를 직격 요격체의 전/후방에 각각 분리 배치시킴으로써 추진제 연소과정에서 직격 요격체 무게가 감소하더라도 무게중심이 일정한 위치에서 고정되거나, 무게중심이 변하더라도 기존 직격 요격체 대비 무게중심 변화량을 현저히 감소시킬 수 있다.According to the present invention, by separately disposing the propellants of the position control/attitude control thrusters at the front and rear of the direct hit interceptor, even if the weight of the direct hit interceptor decreases during the propellant combustion process, the center of gravity can be fixed at a fixed position, or even if the center of gravity changes, the amount of change in the center of gravity can be significantly reduced compared to a conventional direct hit interceptor.
또한, 본 발명의 다른 효과로서는 위치 제어 추력기의 노즐을 직격 요격체의 무게중심에 최대한 위치시키는 것이 가능하므로 기존 직격 요격체 대비 자세제어 추력기에서 요구되는 추력 요구조건을 최소화 할 수 있다는 점을 들 수 있다.In addition, another effect of the present invention is that it is possible to position the nozzle of the position control thruster as close to the center of gravity of the direct hit interceptor as possible, so that the thrust requirement required from the attitude control thruster compared to the existing direct hit interceptor can be minimized.
또한, 본 발명의 또 다른 효과로서는 자세 제어 추력기 노즐 위치를 직격 요격체 무게 중심에서 최대한 이격하여 배치가능하므로, 기존 직격 요격체 대비 적은 자세 제어 추력으로도 직격 요격체 자세 제어 능력을 최대한 얻을 수 있다는 점을 들 수 있다.In addition, another effect of the present invention is that the attitude control thruster nozzle position can be positioned as far away from the center of gravity of the direct hit interceptor as possible, so that the attitude control capability of the direct hit interceptor can be maximized even with less attitude control thrust compared to the existing direct hit interceptor.
또한, 본 발명의 또 다른 효과로서는 기존 대비 직격 요격체의 경량화 설계가 가능해지며, 이는 직격 요격체의 요격 성능 향상으로 이어질 수 있다는 점을 들 수 있다.In addition, another effect of the present invention is that it enables a lighter design of a direct hit interceptor compared to existing ones, which can lead to improved interception performance of the direct hit interceptor.
또한, 본 발명의 또 다른 효과로서는 위치/자세제어 추력기를 물리적으로 분리함으로써, 추진제 점화를 위한 점화기 또한 분리하여 운용하므로, 서로 다른 시점에 독립적으로 운용하는 것이 가능해진다는 점을 들 수 있다. In addition, another effect of the present invention is that by physically separating the position/attitude control thruster, the igniter for propellant ignition is also operated separately, so that it becomes possible to operate them independently at different times.
이는 기존 단일 연소관 위치 자세 제어 장치를 가지는 직격 요격체의 경우, 추진제가 점화되면 위치/자세제어 추력기의 추진제가 동시에 소모되기 시작되었으나, 본 발명을 적용한 직격 요격체는 위치 자세 제어 장치를 기존 대비 효율적으로 운용할 수 있게 해준다.In the case of a direct hit interceptor having a conventional single combustion tube position/attitude control device, when the propellant is ignited, the propellant of the position/attitude control thruster begins to be consumed simultaneously, but a direct hit interceptor applying the present invention enables the position/attitude control device to be operated more efficiently than conventional ones.
또한, 본 발명의 또 다른 효과로서는 연소관을 각각 독립적으로 갖는 설계안이므로 점화기를 별도로 적용하여 연소시점을 각각 조정할 수 있는 설계안이 가능하다는 점을 들 수 있다. 예를 들면, 표적 포착전 직격 요격체의 표적으로 정렬하기 위해 직격 요격체의 자세를 먼저 제어해야 하는데, 이 경우 위치 제어 추력기가 아닌 자세 제어 추력기만 사용해야 한다. 따라서, 본 발명의 직격 요격체가 기존 대비 더 효율적으로 추진제를 사용할 수 있다.In addition, another effect of the present invention is that since the design has each combustion tube independently, it is possible to have a design in which the igniter can be applied separately to adjust the combustion timing. For example, in order to align the direct hit interceptor with the target before target acquisition, the attitude of the direct hit interceptor must be controlled first, and in this case, only the attitude control thruster, not the position control thruster, must be used. Therefore, the direct hit interceptor of the present invention can use propellant more efficiently than the existing one.
또한, 본 발명의 또 다른 효과로서는 위치/자세 제어 추력기에 탑재되는 추진제를 별도로 적용할 수도 있어, 동일 추진제가 아닌, 각각의 요구조건에 맞추어 설계가 가능하다는 점을 들 수 있다.In addition, another effect of the present invention is that the propellant mounted on the position/attitude control thruster can be applied separately, so that the design can be tailored to each requirement rather than using the same propellant.
또한, 본 발명의 또 다른 효과로서는 결과적으로, 성능 요구조건에 맞추어 위치/자세 제어기의 설계가 가능할 뿐 아니라, 경량화 및/또는 비용을 고려하여 최적설계할 수 있다는 점을 들 수 있다.In addition, another effect of the present invention is that, as a result, it is possible to design a position/attitude controller that meets performance requirements, and also to optimally design it by considering weight reduction and/or cost.
도 1은 단일 연소관을 갖는 위치 자세 제어 장치를 포함하는 기존 직격 요격체 개념도이다.
도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 직격 요격체와 하부 단을 갖는 고고도 방어용 유도무기의 개념도이다.
도 3은 도 2에 도시된 직격 요격체의 세부 구성을 보여주는 개념도이다.
도 4는 본 발명의 일실시예에 따른 연소 전/중/후 전 구간에 대해 유도 무기의 무게중심이 노즐에 위치되는 개념도이다.
도 5는 일반적으로 추진제 사용중 무게중심 변화는 없지만 노즐을 무게중심에 위치시키지 못하는 개념도이다.
도 6은 일반적으로 특정시점에서만 노즐을 무게중심에 위치시킬수 있는 개념도이다. Figure 1 is a conceptual diagram of a conventional direct hit vehicle including a position and attitude control device with a single combustion tube.
Figure 2 is a conceptual diagram of a high-altitude defensive guided weapon having a direct hit interceptor and a lower stage according to one embodiment of the present invention.
Figure 3 is a conceptual diagram showing the detailed configuration of the direct hit interceptor illustrated in Figure 2.
FIG. 4 is a conceptual diagram showing the center of gravity of a guided weapon positioned at the nozzle for all sections before/during/after combustion according to one embodiment of the present invention.
Figure 5 is a conceptual diagram showing that the center of gravity generally does not change during propellant use, but the nozzle cannot be positioned at the center of gravity.
Figure 6 is a conceptual diagram that generally allows the nozzle to be positioned at the center of gravity only at specific points in time.
본 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세한 설명에 구체적으로 설명하고자 한다. 그러나 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.The present invention can have various modifications and various embodiments, and specific embodiments are illustrated in the drawings and specifically described in the detailed description. However, this is not intended to limit the present invention to specific embodiments, but should be understood to include all modifications, equivalents, or substitutes included in the spirit and technical scope of the present invention.
각 도면을 설명하면서 유사한 참조부호를 유사한 구성요소에 대해 사용한다.When describing each drawing, similar reference numerals are used to refer to similar components.
제 1, 제 2등의 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 상기 구성요소들은 상기 용어들에 의해 한정되어서는 안 된다. 상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다. The terms first, second, etc. may be used to describe various components, but the components should not be limited by the terms. The terms are used only to distinguish one component from another.
예를 들어, 본 발명의 권리 범위를 벗어나지 않으면서 제 1 구성요소는 제 2 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제 2 구성요소도 제 1 구성요소로 명명될 수 있다. "및/또는" 이라는 용어는 복수의 관련된 기재된 항목들의 조합 또는 복수의 관련된 기재된 항목들 중의 어느 항목을 포함한다.For example, without departing from the scope of the present invention, the first component could be referred to as the second component, and similarly, the second component could also be referred to as the first component. The term "and/or" includes any combination of a plurality of related listed items or any item among a plurality of related listed items.
다르게 정의되지 않는 한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함해서 여기서 사용되는 모든 용어들은 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미가 있다. Unless otherwise defined, all terms used herein, including technical or scientific terms, have the same meaning as commonly understood by one of ordinary skill in the art to which this invention belongs.
일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥상 가지는 의미와 일치하는 의미를 가지는 것으로 해석되어야 하며, 본 출원에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않아야 한다.Terms, such as those defined in commonly used dictionaries, should be interpreted as having a meaning consistent with their meaning in the context of the relevant art, and should not be interpreted in an idealized or overly formal sense, unless expressly defined in this application.
이하 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 일실시예에 따른 위치 자세 제어 장치를 갖는 직격 요격체 형상 및 이를 갖는 유도무기를 상세하게 설명하기로 한다.Hereinafter, with reference to the attached drawings, a direct hit interceptor shape having a position and attitude control device according to an embodiment of the present invention and a guided weapon having the same will be described in detail.
도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 직격 요격체와 하부 단을 갖는 고고도 방어용 유도무기(200)의 개념도이다. 도 2를 참조하면, 유도무기(200)는, 직격 요격체(210)와 직격 요격체(210)의 하부에 연결되는 하부단(220)으로 구성될 수 있다.Figure 2 is a conceptual diagram of a high-altitude defensive guided weapon (200) having a direct hit interceptor and a lower stage according to one embodiment of the present invention. Referring to Figure 2, the guided weapon (200) may be composed of a direct hit interceptor (210) and a lower stage (220) connected to the lower part of the direct hit interceptor (210).
하부단(220)은 1단, 2단, 3단 ... 등이 될 수 있다. 물론, 하부단(220)은 직격 요격체(210)로부터 분리될 수 있다.The lower stage (220) can be a 1st stage, 2nd stage, 3rd stage, etc. Of course, the lower stage (220) can be separated from the direct hit interceptor (210).
도 3은 도 2에 도시된 직격 요격체(210)의 세부 구성을 보여주는 개념도이다. 도 3을 참조하면, 직격 요격체(210)는, 외관을 형성하는 하우징(301), 하우징(301)의 내부에 배치되고 위치 제어를 위한 위치 제어 추력기(310), 위치 제어 추력기(310)와 일정 간격으로 배치되고 자세 제어를 위한 자세 제어 추력기(320) 등을 포함하여 구성될 수 있다. 위치 제어 추력기(310)와 자세 제어 추력기(320)는 위치 자세 제어 장치의 구성성분이다. 즉, 위치 자세 제어 장치는 위치 제어 추력기(310)와 자세 제어 추력기(320)로 구성된다.FIG. 3 is a conceptual diagram showing the detailed configuration of the direct hit interceptor (210) illustrated in FIG. 2. Referring to FIG. 3, the direct hit interceptor (210) may be configured to include a housing (301) forming an exterior, a position control thruster (310) arranged inside the housing (301) for position control, an attitude control thruster (320) arranged at a certain interval from the position control thruster (310) for attitude control, etc. The position control thruster (310) and the attitude control thruster (320) are components of the position and attitude control device. That is, the position and attitude control device is configured with the position control thruster (310) and the attitude control thruster (320).
위치 제어 추력기(310)는 직격 요격체(210)의 위치 제어를 수행한다. 이를 위해, 위치 제어 추력기(310)는 위치 제어 추력기 연소관(311), 위치 제어 추력기 연소관(311)의 하단에 설치되며 하우징(301)의 표면에 연통되는 다수의 위치 제어 추력기 노즐(312-1, 312-2)을 포함하여 구성된다. 물론, 다수의 위치 제어 추력기 노즐(312-1, 312-2)은 제 1 위치 제어 추력기 노즐(312-1)과 제 2 위치 제어 추력기 노즐(312-1)로만 구성될 수도 있고, 3개, 4개 등의 위치 제어 추력기 노즐이 구성될 수도 있다.The position control thruster (310) performs position control of the direct hit interceptor (210). To this end, the position control thruster (310) is configured to include a position control thruster combustion tube (311), a plurality of position control thruster nozzles (312-1, 312-2) that are installed at the bottom of the position control thruster combustion tube (311) and are connected to the surface of the housing (301). Of course, the plurality of position control thruster nozzles (312-1, 312-2) may be configured only with the first position control thruster nozzle (312-1) and the second position control thruster nozzle (312-1), or may be configured with three, four, or other position control thruster nozzles.
위치 제어 추력기 연소관(311)의 내부에는 제 1 추진제(311-1)가 탑재된다.A first propellant (311-1) is loaded inside the position control thruster combustion tube (311).
자세 제어 추력기(320)는 직격 요격체(210)의 자세 제어를 수행한다. 이를 위해, 자세 제어 추력기(320)는 자세 제어 추력기 연소관(321), 자세 제어 추력기 연소관(311)의 하단에 설치되며 하우징(301)의 표면에 연통되는 다수의 자세 제어 추력기 노즐(321-1, 321-2)을 포함하여 구성된다. 물론, 다수의 자세 제어 추력기 노즐(321-1, 321-2)은 제 1 자세 제어 추력기 노즐(321-1)과 제 2 자세 제어 추력기 노즐(321-1)로만 구성될 수도 있고, 3개, 4개 그 이상 등의 자세 제어 추력기 노즐이 구성될 수도 있다.The attitude control thruster (320) performs attitude control of the direct hit interceptor (210). To this end, the attitude control thruster (320) is configured to include an attitude control thruster combustion tube (321), a plurality of attitude control thruster nozzles (321-1, 321-2) that are installed at the bottom of the attitude control thruster combustion tube (311) and are connected to the surface of the housing (301). Of course, the plurality of attitude control thruster nozzles (321-1, 321-2) may be configured to include only the first attitude control thruster nozzle (321-1) and the second attitude control thruster nozzle (321-1), or may be configured to include three, four, or more attitude control thruster nozzles.
자세 제어 추력기 연소관(321)의 내부에는 제 2 추진제(321-1)가 탑재된다. A second propellant (321-1) is loaded inside the attitude control thruster combustion tube (321).
제 1 및 제 2 추진제(311-1,321-1)는 산화제, 금속분말 연료, 바인더, 첨가물로 이루어지며 일반적인 고체로켓에 사용되는 연료 및 산화제를 포함할 수 있다.The first and second propellants (311-1, 321-1) are composed of an oxidizer, metal powder fuel, binder, and additives, and may include fuel and oxidizer used in general solid rockets.
위치 제어 추력기(310)의 연소관(311) 및 추진제(311-1)는 직격 요격체의 하우징 내부 전방에 위치시키고, 제 1 및 제 2 위치 제어 추력기 노즐(312-1,312-2)은 연소관 후방 방향에 위치하며, 직격 요격체의 무게 중심에 위치된다.The combustion tube (311) and propellant (311-1) of the position control thruster (310) are positioned in the front of the housing of the direct hit interceptor, and the first and second position control thruster nozzles (312-1, 312-2) are positioned in the rear direction of the combustion tube and are located at the center of gravity of the direct hit interceptor.
자세 제어 추력기(320)는 가로방향으로 직격 요격체의 하우징 내부 후방에 위치시키며, 위치 제어 추력기(310)의 위치 제어 추력기 노즐 및 위치 제어 추력기 연소관(311)의 후방에 배치함으로써 자세 제어 추력기 노즐축을 직격 요격체 무게중심으로부터 최대한 이격할 수 있도록 한다.The attitude control thruster (320) is positioned horizontally at the rear of the housing of the direct hit interceptor, and is positioned at the rear of the position control thruster nozzle and the position control thruster combustion tube (311) of the position control thruster (310) so that the attitude control thruster nozzle axis can be spaced as far as possible from the center of gravity of the direct hit interceptor.
위치 제어 추력기(310)와 자세 제어 추력기(320)는 물리적으로 분리되게 일정간격으로 전방과 후방에 배치된다. 부연하면, 위치 제어 추력기(310)는 하우징(301)내부에서 가로 방향으로 첨두쪽에 가까운 전방에 배치되고, 자세 제어 추력기(320)는 후방에 배치된다.The position control thruster (310) and the attitude control thruster (320) are physically separated and arranged at a certain interval at the front and rear. In detail, the position control thruster (310) is arranged at the front near the tip in the horizontal direction inside the housing (301), and the attitude control thruster (320) is arranged at the rear.
제 1 및 제 2 추진제(311-1,321-1)가 직격 요격체의 전/후방에 위치시켜 추진제가 연소되어 직격 요격체 무게가 감소하더라도 무게중심이 일정한 위치에서 고정되거나, 무게중심이 이동하더라도 기존 직격 요격체 대비 이동량이 현저하게 감소되도록 한다. 자세 제어 추력기 사용요구량이 현저히 감소되므로 위치 제어 추력기 연소관(311)의 용량이 자세 제어 추력기 연소관(321)의 용량보다 클 수 있다. The first and second propellants (311-1, 321-1) are positioned in front and rear of the direct hit interceptor so that even if the propellants are combusted and the weight of the direct hit interceptor decreases, the center of gravity is fixed at a fixed position, or even if the center of gravity moves, the amount of movement is significantly reduced compared to the existing direct hit interceptor. Since the amount of attitude control thruster usage required is significantly reduced, the capacity of the position control thruster combustion tube (311) can be greater than the capacity of the attitude control thruster combustion tube (321).
무게중심 변화량이 없다면 이론적으로는 자세 제어 추력기가 불필요하나, 실제로는 기존대비 현저히 적은 수준에서 무게중심이 소폭 변화할 수 있으므로, 이를 보상해 주기 위한 일정용량은 필요하다. In theory, attitude control thrusters are unnecessary if there is no change in the center of gravity, but in reality, the center of gravity may change slightly at a significantly smaller level than before, so a certain amount of capacity is needed to compensate for this.
예를 들면, 『위치 제어 추력기 추력 × |직격 요격체 무게중심 위치 - 위치 제어 추력기 노즐 축 위치|』 만큼을 보상할 수 있도록 『자세 제어 추력기 추력 × |직격 요격체 무게중심 위치 - 자세 제어 추력기 노즐 축 위치|』의 모멘트가 필요하며, 추진제량 또한 상기 모멘트 비율 수준에서 일정 마진을 더한 수준이 된다.For example, in order to compensate for 『position control thruster thrust × |direct hit interceptor center of gravity position - position control thruster nozzle axis position|』, a moment of 『attitude control thruster thrust × |direct hit interceptor center of gravity position - attitude control thruster nozzle axis position|』 is required, and the propellant amount is also at a level that adds a certain margin to the above moment ratio level.
또한, 제 1 및 제 2 추진제(311-1,321-1)는 서로 상이한 재료의 추진제가 될 수 있다. 즉, 각각의 요구조건에 맞추어 설계가 가능할 수 있다. 예를들면, 요구조건에 따라 밀도, 연소속도, 연소온도, 둔감성 등의 특성이 다른 추진제를 사용할 수 있다.Additionally, the first and second propellants (311-1, 321-1) may be propellants of different materials. That is, the design may be tailored to each requirement. For example, propellants with different properties such as density, combustion rate, combustion temperature, and insensitivity can be used depending on the requirements.
또한, 이들 위치 제어 추력기 연소관(311)과 자세 제어 추력기 연소관(321)의 점화를 각각 실행하기 위해 2개의 점화기(미도시)가 구성된다. 즉, 위치 제어 추력기 연소관(311)의 연소를 위한 제 1 점화기, 자세 제어 추력기 연소관(321)의 연소를 위한 제 2 점화기로 구성될 수 있다. 따라서 연소 시점을 각각 조정할 수 있어 효율적인 운용이 가능하다.In addition, two igniters (not shown) are configured to respectively execute the ignition of the position control thrust combustion tubes (311) and the attitude control thrust combustion tubes (321). That is, it can be configured with a first igniter for combustion of the position control thrust combustion tube (311) and a second igniter for combustion of the attitude control thrust combustion tube (321). Therefore, the combustion timing can be individually adjusted, enabling efficient operation.
도 4는 본 발명의 일실시예에 따른 연소 전/중/후 전 구간에 대해 유도 무기의 무게중심이 노즐에 위치되는 개념도이다. 도 4를 참조하면, 위치 제어 추력기(310) 및 자세 제어 추력기(320)가 사용되는 중에도 위치 제어 추력기 노즐(312-1, 312-2)을 직격 요격체의 무게중심에 계속 위치시키거나 무게중심 변화량이 발생하게 되더라도 변화량을 최소화할 수 있다. 즉, 연소 전/중/후 전 구간에 대해 유도무기의 무게중심이 위치 제어 추력기 노즐(312-1, 312-2)에 위치된다.FIG. 4 is a conceptual diagram showing the center of gravity of a guided weapon positioned at the nozzle for all sections before/during/after combustion according to one embodiment of the present invention. Referring to FIG. 4, even when the position control thruster (310) and the attitude control thruster (320) are used, the position control thruster nozzles (312-1, 312-2) can be continuously positioned at the center of gravity of a direct hit interceptor, or even if a change in the center of gravity occurs, the change can be minimized. That is, the center of gravity of the guided weapon is positioned at the position control thruster nozzles (312-1, 312-2) for all sections before/during/after combustion.
도 5는 일반적으로 추진제 사용중 무게중심 변화는 없지만 노즐을 무게중심에 위치시키지 못하는 개념도이다. 도 5를 참조하면, 비행체의 무게중심 변화를 없게 하려면, 위치 자세 제어장치를 직격 요격체 중간에 위치 시키고, 나머지 전/후방 빈 공간에 탑재 구성품을 탑재시켜야 하고, 이 경우 노즐을 비행체의 무게 중심에 위치시킬 수 없다. Figure 5 is a conceptual diagram that generally does not change the center of gravity while using propellant, but the nozzle cannot be located at the center of gravity. Referring to Figure 5, in order to eliminate the change in the center of gravity of the aircraft, the position and attitude control device must be located in the middle of the direct hit interceptor, and the components must be mounted in the remaining empty space in the front and rear, and in this case, the nozzle cannot be located at the center of gravity of the aircraft.
도 6은 일반적으로 특정시점에서만 노즐을 무게중심에 위치시킬 수 있는 개념도이다. 도 6을 참조하면, 노즐을 무게중심에 위치시키게 하려면 일정 시점에서만 가능하게 하며, 추진제 연소전/중/후와 같이 전 구간에서는 불가능한 형태가 된다.Figure 6 is a conceptual diagram that generally allows the nozzle to be positioned at the center of gravity only at certain points in time. Referring to Figure 6, positioning the nozzle at the center of gravity is only possible at certain points in time, and is impossible at all points in time, such as before/during/after propellant combustion.
200: 유도무기
210: 직격 요격체 220: 하부단
301: 하우징 310: 위치 제어 추력기
311: 위치 제어 추력기 연소관 311-1: 제 1 추진제
312-1,312-2: 제 1 및 제 2 위치 제어 추력기 노즐
320: 자세 제어 추력기 321: 자세 제어 추력기 연소관
321-1: 제 2 추진제
322-1,322-2: 제 1 및 제 2 자세 제어 추력기 노즐200: Guided Weapon
210: Direct hit interceptor 220: Lower stage
301: Housing 310: Position control thruster
311: Position control thruster combustion tube 311-1: Primary propellant
312-1,312-2: First and second position control thruster nozzles
320: Attitude control thruster 321: Attitude control thruster combustion tube
321-1: Second Propellant
322-1,322-2: First and second attitude control thruster nozzles
Claims (11)
상기 하우징(301)의 내부에 배치되고, 위치 제어를 위한 위치 제어 추력기(310); 및
상기 위치 제어 추력기(310)와 물리적으로 분리되게 일정 간격으로 배치되고, 자세 제어를 위한 자세 제어 추력기(320);를 포함하며,
상기 위치 제어 추력기(310)와 자세 제어 추력기(320)는 물리적으로 분리되게 일정간격으로 전방과 후방에 배치되고,
상기 위치 제어 추력기(310)는,
내부에 제 1 추진제(311-1)가 탑재되는 위치 제어 추력기 연소관(311); 및
상기 위치 제어 추력기 연소관(311)의 하단에 설치되며, 상기 하우징(301)의 표면에 연통되는 다수의 위치 제어 추력기 노즐(312-1, 312-2);을 포함하며,
상기 자세 제어 추력기(320)는,
내부에 제 2 추진제(321-1)가 탑재되는 자세 제어 추력기 연소관(321); 및
상기 자세 제어 추력기 연소관(311)의 하단에 설치되며, 상기 하우징(301)의 표면에 연통되는 다수의 자세 제어 추력기 노즐(322-1,322-2);을 포함하며,
연소 전 구간에 대해 무게중심이 위치 제어 추력기 노즐(312-1, 312-2)에 위치되는 것을 특징으로 하는 위치 자세 제어 장치를 갖는 직격 요격체 형상.
A housing (301) forming the exterior;
A position control thruster (310) for position control is placed inside the housing (301); and
It includes an attitude control thruster (320) for attitude control, which is physically separated from the above position control thruster (310) and arranged at a certain interval;
The above position control thruster (310) and attitude control thruster (320) are physically separated and placed at a certain interval in front and rear,
The above position control thruster (310) is
A position control thruster combustion tube (311) having a first propellant (311-1) mounted therein; and
It includes a plurality of position control thrust nozzles (312-1, 312-2) installed at the bottom of the position control thrust combustion tube (311) and connected to the surface of the housing (301);
The above attitude control thruster (320) is
An attitude control thruster combustion tube (321) having a second propellant (321-1) mounted inside; and
It includes a plurality of attitude control thrust nozzles (322-1, 322-2) installed at the bottom of the attitude control thrust combustion tube (311) and connected to the surface of the housing (301);
A direct hit vehicle configuration having a position and attitude control device characterized in that the center of gravity is located at the position control thruster nozzle (312-1, 312-2) throughout the combustion section.
상기 위치 제어 추력기(310)는,
가로방향으로 상기 하우징(301) 내부 전방에 위치되는 것을 특징으로 하는 위치 자세 제어 장치를 갖는 직격 요격체 형상.
In paragraph 1,
The above position control thruster (310) is
A direct hit interceptor shape having a position and attitude control device characterized by being positioned at the front inside the housing (301) in the horizontal direction.
다수의 상기 위치 제어 추력기 노즐(312-1, 312-2)은 상기 직격 요격체의 무게 중심에 위치되고 추진제 사용중에도 직격 요격체의 무게중심이 변화하지 않거나, 변화하더라도 기존대비 변화량이 적은 것을 특징으로 하는 위치 자세 제어 장치를 갖는 직격 요격체 형상.
In paragraph 1,
A direct hit interceptor shape having a position and attitude control device characterized in that a plurality of the above position control thruster nozzles (312-1, 312-2) are positioned at the center of gravity of the direct hit interceptor and the center of gravity of the direct hit interceptor does not change even when propellant is used, or if it does change, the amount of change is smaller than before.
상기 자세 제어 추력기(320)는,
가로방향으로 상기 하우징(301) 내부 후방에 위치되는 것을 특징으로 하는 위치 자세 제어 장치를 갖는 직격 요격체 형상.
In paragraph 1,
The above attitude control thruster (320) is
A direct hit interceptor shape having a position and attitude control device characterized by being positioned at the rear inside the housing (301) in the horizontal direction.
상기 자세 제어 추력기(320)는, 자세 제어 추력기 노즐축을 상기 직격 요격체의 무게 중심으로부터 최대한 이격되게 다수의 상기 위치 제어 추력기 노즐(312-1,312-2) 및 상기 위치 제어 추력기 연소관(311)의 후방에 배치되는 것을 특징으로 하는 위치 자세 제어 장치를 갖는 직격 요격체 형상.
In paragraph 1,
The above attitude control thruster (320) is a direct hit interceptor shape having a position attitude control device, characterized in that the attitude control thruster nozzle axis is positioned at the rear of a plurality of position control thruster nozzles (312-1, 312-2) and the position control thruster combustion tube (311) so as to be as far away as possible from the center of gravity of the direct hit interceptor.
상기 위치 제어 추력기 연소관(311)의 용량이 상기 자세 제어 추력기 연소관(321)의 용량보다 큰 것을 특징으로 하는 위치 자세 제어 장치를 갖는 직격 요격체 형상.
In paragraph 1,
A direct hit interceptor shape having a position and attitude control device, characterized in that the capacity of the position control thrust combustion tube (311) is greater than the capacity of the attitude control thrust combustion tube (321).
상기 제 1 추진제(311-1) 및 상기 제 2 추진제(321-1)는 설계 요구조건에 따라 동일하거나 또는 서로 상이한 재료의 추진제인 것을 특징으로 하는 위치 자세 제어 장치를 갖는 직격 요격체 형상.
In paragraph 1,
A direct hit vehicle shape having a position and attitude control device, characterized in that the first propellant (311-1) and the second propellant (321-1) are propellants of the same or different materials depending on design requirements.
상기 위치 제어 추력기 연소관(311) 및 상기 자세 제어 추력기 연소관(321)의 연소 시점을 각각 조정할 수 있게 각각 점화기가 구성되는 것을 특징으로 하는 위치 자세 제어 장치를 갖는 직격 요격체 형상.
In paragraph 1,
A direct hit interceptor shape having a position and attitude control device, characterized in that each igniter is configured to adjust the combustion timing of the position control thrust combustion tube (311) and the attitude control thrust combustion tube (321).
상기 직격 요격체(210)의 하단에 연결되는 하부단(220);을 포함하며,
상기 직격 요격체(210)는,
외관을 형성하는 하우징(301);
상기 위치 자세 제어 장치를 이루며, 상기 하우징(301)의 내부에 배치되고, 위치 제어를 위한 위치 제어 추력기(310); 및
상기 위치 제어 추력기(310)와 물리적으로 분리되게 일정 간격으로 배치되고, 자세 제어를 위한 자세 제어 추력기(320);를 포함하며,
상기 위치 제어 추력기(310)와 자세 제어 추력기(320)는 물리적으로 분리되게 일정간격으로 전방과 후방에 배치되고, (단락 [0060]에 의해 뒷받침됨)
상기 위치 제어 추력기(310)는,
내부에 제 1 추진제(311-1)가 탑재되는 위치 제어 추력기 연소관(311); 및
상기 위치 제어 추력기 연소관(311)의 하단에 설치되며, 상기 하우징(301)의 표면에 연통되는 다수의 위치 제어 추력기 노즐(312-1, 312-2);을 포함하며,
상기 자세 제어 추력기(320)는,
내부에 제 2 추진제(321-1)가 탑재되는 자세 제어 추력기 연소관(321); 및
상기 자세 제어 추력기 연소관(311)의 하단에 설치되며, 상기 하우징(301)의 표면에 연통되는 다수의 자세 제어 추력기 노즐(322-1,322-2);을 포함하며,
연소 전 구간에 대해 무게중심이 위치 제어 추력기 노즐(312-1, 312-2)에 위치되는 것을 특징으로 하는 유도무기.
A direct hit interceptor (210) having a position and attitude control device; and
It includes a lower end (220) connected to the lower end of the above direct hit interceptor (210);
The above direct hit interceptor (210) is
A housing (301) forming the exterior;
The above position and attitude control device is formed, and is arranged inside the housing (301), and a position control thruster (310) for position control; and
It includes an attitude control thruster (320) for attitude control, which is physically separated from the above position control thruster (310) and arranged at a certain interval;
The above position control thruster (310) and attitude control thruster (320) are physically separated and arranged forward and rearward at regular intervals (supported by paragraph [0060]).
The above position control thruster (310) is
A position control thruster combustion tube (311) having a first propellant (311-1) mounted therein; and
It includes a plurality of position control thrust nozzles (312-1, 312-2) installed at the bottom of the position control thrust combustion tube (311) and connected to the surface of the housing (301);
The above attitude control thruster (320) is
An attitude control thruster combustion tube (321) having a second propellant (321-1) mounted inside; and
It includes a plurality of attitude control thrust nozzles (322-1, 322-2) installed at the bottom of the attitude control thrust combustion tube (311) and connected to the surface of the housing (301);
A guided weapon characterized in that the center of gravity is located at the position control thruster nozzle (312-1, 312-2) throughout the combustion section.
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2024
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