KR100404037B1 - 미사일발사및방위시스템 - Google Patents

Abstract

본 발명은 미사일 발사 시스템, 특히 미사일 발사 및 방위 시스템에 관한 것이다. 이는 원형 방어용으로 제어된 미사일로 그들을 변형시킴으로써 한 각도에서 경사진 발사를 하여 미사일을 현대화하고, 발사 지역 내에서 관성 질량의 방출을 피하기 위해서 사용될 수 있다. 이를 위해 발사 시스템은 발사 수단, 추진 수단을 갖는 공기 역학적 제어 표면, 및 하나 이상의 가스 발생기와 그에 연결된 노즐을 포함하는 방위 수단을 포함한다. 방위 수단은 미사일 몸체의 후방부에 견고하게 연결된 환상 몸체 내에 위치된다. 환상 몸체의 외부 표면은 절두 원추형이고, 가스 파이프를 형성하는 단열성 재료로 피복되어 있으며, 노즐의 윤곽은 미사일 순항 엔진의 노즐의 윤곽의 연속이다.

Description

미사일 발사 및 방위 시스템

미사일 발사 및 방위 시스템은 전력 공급 및 제어 전자 수단과, 상기 전자 수단의 제어하에 발사 및 방위를 수행하기 위한 수단{기계적, 불꽃 수단(pyrotechnic means) 등}을 포함한다.

미사일 발사 및 방위 시스템은 미국특허 제 3,286,956호에 기재된 바와 같이 공지되어 있으며, 이는 발사 수단, 공기 역학 제어 표면과 그들의 추진 장치, 및 그것에 연결된 노즐과 가스 발생기를 필수적으로 포함하는 방위 수단을 포함한다.

그와 같은 시스템에서, 고온 가스는 미사일 몸체에 위치한 가스 발생기로부터 빠져나와, 제어 표면의 후면에 위치한 노즐을 향하는 제어 표면 회전축을 통해 제어 표면의 평면과 평행하게 향하는 리액티브형 제트(reactive jet)를 형성한다. 이러한 미사일들은 전(全)방향 방어를 제공할 수 없기 때문에(다시 말하면, 방어할 대상에 대해 임의의 방향으로부터 갑자기 나타나는 표적물을 요격할 수 없으므로), 전 세계적으로 수많은 미사일들을 현대화할 필요성이 대두되었다. 이론적으로는,경사진 발사 지지대를 구비한 미사일은 상기 언급된 공지된 시스템을 장착시킴으로써 현대화될 수 있다.

그러나, 이것은 미사일 설계에서 많은 수정을 필요로 하기 때문에 비용이 너무 많이 든다. 또한, 그와 같은 발사 및 방위 시스템은, 표적을 향해서 방향을 바꿀 때 미사일의 각속도를 감소시키는 제어 표면의 평면과 평행한 리액티브형 제트의 전체 에너지를 사용하지 않는다.

미사일 발사 및 방위 시스템 (국제 특허 WO94/10527호)은 발사 수단, 추진 수단을 갖는 공기 역학 제어 표면, 및 그에 연결된 노즐 및 가스 발생기를 포함하는 방위 수단을 포함한다. 특정 실시예에서는, 이러한 공지된 시스템은 가스 덕트를 통해서 노즐쌍에 연결된 가스 발생기를 포함하는데, 노즐쌍들의 각각은 대향 방향으로 배향된 두 개의 동일한 노즐로 구성되어 있고, 그의 입구 오리피스들은 그들의 방향으로부터 출구 오리피스에 인접하며, 그들의 공통 가스 파이프로부터 출구 오리피스에 인접하며, 그의 직경은 가스 파이프 출구 오리피스의 직경과 동일하다.

상기 공지된 시스템은 제어 표면의 평면과 수직인 각각의 노즐쌍으로부터 방출된 리액티브형 제트로 인해 미사일이 표적을 향하여 신속하게 방향을 바꾸도록 한다.

그럼에도 불구하고, 상기 미국특허에 기재된 시스템의 경우, 상기 WO 특허에 기재된 방위 수단이 제어 표면 추진 수단과 공통의 블록을 형성하므로, 그들의 공기 역학적 성질을 열화시키지 않고 소형 미사일에 통합하기가 어렵다. 또한, 이것은 미사일이 필요한 방향으로 방향을 바꾼 후, 방위 시스템의 관성 질량(inert mass)을 투하하는 것을 불가능하게 한다. 이와 같은 시스템은 또한 상기 언급된 경사진 발사대에 의해 미사일의 현대화를 위해서 사용될 수 있다.

로저 피 베리가 쓴 논문, "진보된 운동 에너지 미사일의 방위 제어 시스템의 발전" (ADKEM), AIAA-92-2763 에 기재된 제어 시스템도 또한 발사 수단, 추진 수단을 갖는 공기 역학적 제어 표면, 및 노즐에 연결된 가스 발생기에 기초하여 형성된 미사일의 후면에 장착된 방위 수단을 포함한다.

상기 논문에 기재된 시스템은 그와 같은 미사일들을 크게 변경시키기지 않고(상기 언급된 현대화를 하기 위해서) 경사진 발사대를 갖는 미사일에 적용될 수 있다. 이와 같은 시스템은 방위 수단이 기능을 수행한 후 방위 수단의 광성 질량(inert mass)의 투하를 허용한다. 시스템의 복잡성에도 불구하고, 높은 독성의 액체 연료(하이드라진) 전용으로 설계된 방위 수단의 대형의 크기가 이 시스템의 구현을 매우 어렵게 만든다.

상기 방위 수단은 미사일 순항 엔진 상의 노즐에 의해서 방출된 가스의 탄도상에 위치하기 때문에, 방위 수단은 표적을 향해서 방향을 바꾼 후 즉시 투하되어야 한다. 또한, 투하는 순항 엔진(cruise engine)의 점화 직후, 다시 말해서, 군사적 행동의 수행을 복잡하게 하며 방어해야 할 대상물에 대해 위험한 발사 지역위에서 이루어져야 한다.

상기 언급된 미사일 발사 및 방위 시스템의 어느 것도, 수직 출발의 어려운 조건 하에서, 예를 들면 숲속에 위치한 지역으로부터 가까운 표적을 요격할 수 없다. 그 이유는 우선 이와 같은 시스템을 위한 발사 수단을 만드는 방법 때문이며, 표적을 향하는 방위 방향조정(maneuvers)의 완전한 완료에 필요한 40m 정도의 높이에 신속히 도착하여, 순항 엔진을 점화시키기가 불가능하기 때문이다.

본 발명은 미사일 발사 시스템, 특히 미사일 발사 및 방위 시스템(orientation system)에 관한 것이다. 이와 같은 시스템은 소형 또는 대형 "지대공", 또는 "공대공" 또는 "지대지" 형태의 미사일용으로 사용될 수 있다.

제 1도는 본 발명의 제 1 실시예의 첫번째 실시예를 설명하는, 미사일 발사 및 방위 시스템을 통한 부분 단면의 측면도.

제 2도는 제 1도의 II-II 단면을 절취한, 방위 장치 내의 노즐에서 제어 시스템을 통한 횡단면도.

제 3도는 제 2도의 III 부분을 절취한 확대도.

제 4도는 본 발명의 제 1 실시예의 두번째 실시예를 설명하는, 제어 시스템을 통한 부분 단면의 측면도.

제 5도는 제 4도의 V 부분의 확대도.

제 6도는 제 4도의 VI-VI를 따라 절취한, 방위 장치 노즐의 수평축에서의 제어 시스템의 환상 몸체의 횡단면도.

제 7도는 제 6도의 VII-VII에 따라 절취한 노즐의 부분의 제어 시스템을 통한 종단면의 확대도.

제 8도는 본 발명의 제 2실시예를 도시하는, 제어 시스템을 통한 부분 단면의 측면도.

본 발명에 의해서 해결되어야 할 주요 문제점은, 발사 지역으로부터 충분히 멀리 떨어진 방위 수단의 관성 질량을 투하할 수 있는, 대형 또는 소형 미사일이 사용할 수 있는 만능 미사일 발사 및 방위 시스템을 제공하는 것이다. 이와 같은 시스템은 가능한 한 저렴해야 하고, 경사진 출발을 하는 모든 미사일에 대해 사용할 수 있어야 하며, 따라서, 전(全)방향 방어를 제공할 수 있어야 한다.

본 발명에 따른 미사일 발사 및 방위 시스템은 발사 수단, 추진 수단을 갖는 공기 역학적 제어 표면, 및 미사일의 후방에 위치하며 그에 연결된 파이프 및 하나이상의 가스 발생기를 포함하는 방위 수단을 포함하며, 상기 시스템은 미사일의 몸체에 견고하게 연결된 환상 몸체, 상기 환상 몸체에 위치하는 방위 수단을 포함하고, 상기 환상 몸체의 내부 표면은 절두 원추형이고 노즐부를 형성하는 단열재로 피복되어 그의 윤곽(profile)은 미사일 순항 엔진 노즐의 윤곽과 연속적인 것을 특징으로 한다.

상기 환상 몸체는 비행하는 동안 미사일에 의해 방출 수단을 포함함으로써, 에너지 균형이 최적화 될 수 있으며, 사용 후 방위 수단에 의한 관성질량이 발사 지역 밖에서 선택된 순간 완전히 투하될 수 있다.

일 실시예에 따라, 방위 수단의 노즐들은 노즐 횡단면의 세로 중심선과 수직인 동일 평면에 위치한다. 이것은 미사일이 방위될 때 그 리액티브형 제트들의 에너지를 최적으로 사용할 수 있게 하고, 결과적으로 발사 지역 가까이에 있는 표적의 요격을 가능케 한다.

수직 또는 경사진 발사의 경우, 발사 수단은 전방 및 후방 커버를 갖는 발사 용기 형태로 제공되며, 그의 내부는 원통형이며, 미사일을 수용하도록 설계되고, 압력 발생기는 후방 커버와 절두 원추형 측부 표면을 갖는 보호용 셔터에 의해서 밀폐된 용기의 바닥에 위치하며, 그의 윤곽은 환상 몸체 노즐의 횡단면의 표면의 적어도 일부와 일치한다. 상기 환상 몸체의 후방부는 주변 밸브를 포함하며, 그의 외경은 용기의 내경과 동일하다. 용기는 압력 발생기 출구 오리피스 위에 환상 몸체의 부착을 위해 사용된 취성 부재(brittle element)들이 위치하는 지지대를 포함한다. 이것은 미사일이 압력 발생기를 사용하여 발사 용기로부터 발사될 수 있다는 것을 의미하며, 그 결과, 어려운 발사 조건(예를 들면, 기다란 상부 구조물을 갖는 선박의 갑판 또는 숲의 중앙)하에서, 표적이 갑자기 발사 지역에 근접하게 나타난다 할지라고 그 표적을 요격할 수 있다.

본 발명의 적합한 실시예에 따라, 보호용 셔터는 순항 엔진을 향하는 볼록 형상을 가진다. 셔터를 형성하는 방법이 아래에 설명된 바와 같이, 발사 시스템에서의 그의 동작의 신뢰도 및 효율을 극대화한다.

상기 발사 용기는 환상 몸체의 부착부에 방출 오리피스를 포함할 수 있으며, 그의 치수는 환상 몸체의 밸브 주위에 형성된 틈새를 통과하는 가스 흐름을 고려하여 선택된다. 용기의 전방 커버는 소정의 압력이 용기 내부에 발생할 때 파괴될 수있도록 형성된다. 이러한 특징들이, 미사일이 발사되기 직전에 최소의 에너지 소모로, 필요할 때 발사 용기의 전방 커버의 자동 방출을 보장한다.

본 발명의 제 1 실시예에 있어서, 미사일 발사 및 방위 시스템은 환상 몸체 상에 고정된 로드(rod)들을 구비할 수 있다. 가스 발생기도 또한 환상이며, 환상 몸체 내에 형성된 가스 파이프에 의해서 노즐 방위 수단에 연결되며, 노즐들은 모두 동일하며, 동일한 평면에 쌍(pairs)으로 그룹화되어 있다. 쌍을 이루는 노즐들은 대향 방향으로 배향되고, 대응하는 로드의 한 단부에 기계적으로 연결되어 있고, 환상 몸체 내에 있는 공통 가스 파이프로부터 노즐들 안으로 가스 제트를 분배 한다. 각각의 로드의 다른 단부는 대응하는 제어 표면에 연결되어 동반 회전(joint rotation)이 일어날 수 있도록 한다. 결과적으로, 한번의 추진으로 공기 역학적 제어 표면 및 방위 수단의 회전 제어를 제공한다.

본 발명은 미사일 발사 및 방위 시스템의 제 1 실시예에 대한 두가지 다른 실시예를 포함한다. 첫번째 실시예에 따르면, 제어 시스템은 각각의 대응하는 가스 파이프의 출구 단부에 가깝게 위치한 내열 재료로 형성된 환상 슬리브들을 구비하며, 이 슬리브들은 종방향으로 이동 가능하다. 각각의 로드의 중간부는 그의 회전축을 통해 환상 몸체에 고정된다. 각각의 노즐쌍은 절두 원추형 출구들을 갖는 만곡된 파이프 형태로 형성되며, 내부 오리피스들은 공통 가스 파이프 출구 오리피스에 대향하며, 내열 재료로 형성된 환상 슬리브들의 내경과 동일한 직경을 갖는다. 환상 몸체 및 각각의 로드의 제 1 단부의 접촉 표면들은 단열되어야 한다.

본 발명에 따른 미사일 발사 및 방위 시스템의 제 1 실시예의 두번째 실시예에 있어서, 각각의 노즐쌍은 절두 원추형 단부편들을 갖는 직선 통로의 형태로 환상 몸체에 형성되며, 상기 환상 몸체는 방사상 오리피스를 포함하며, 그의 중심선은 통로의 중심선에 수직이고 동일한 평면에 위치한 한 단부에서 대응하는 직선 통로의 중심을 관통하며, 다른 단부에서 대응하는 공통 가스 파이프 출구 노즐의 중심선에 수직이며, 상이한 평면에서 최종적으로 오리피스들의 중심선은 처음 두 평면의 교차부 상에 위치하며, 각각의 로드는 방사상 오리피스 내에서 회전할 수 있도록 위치한 내열성 복합 재료로 피복되고 단열층으로 피복된 핀에 의해 그의 단부들 중 한쪽에서 환상 몸체 상에 고정되어 있으며, 각각의 핀 상의 복합 재료 피복층은 쌍을 이루는 노즐들 사이에 가스 제트를 분배시키기 위한 방출 오리피스를 포함한다.

미사일 발사 및 방위 시스템의 제 1 실시예의 상기 두가지 다른 실시예는 소형(compact)이고, 동일한 기술을 가지며, 공기 역학적 제어 표면 추진에 의해 방위 장치의 더 높은 작동 신뢰성을 갖는 것을 특징으로 한다.

본 발명에 따른 미사일 발사 및 방위 제어 시스템의 제 2 실시예에 있어서, 방위 수단은 균일하게 이격된 열(row)의 형태로 환상 몸체 내에 위치한 임펄스 제트 엔진의 형태로 구성되며, 각각의 제트 엔진 노즐은 환상 몸체의 가스 파이프의 종방향 중심선과 수직으로 배향되며, 상기 각각의 열은 동일한 종류 및 동일한 크기의 제트 엔진 형태로 형성된다.

본 실시예는 환상 몸체에 방위 수단의 설치가 단순한 것을 특징으로 하며, 공기 역학적 제어 표면 및 방위 수단의 독립적인 작동과 피치 제어 및진로(heading)를 보장할 수 있다.

미사일 발사 및 방위 시스템의 제 2 실시예에 있어서는, 적어도 최소의 동력을 갖는 제트 엔진들이 일 열(row)을 형성하고, 상기 엔진들의 출구 노즐들의 절두 원추형 단부의 중심선들은 환상 몸체에 접하도록 지향될 수 있다. 그에 따라 미사일의 롤(roll)을 제어한다.

첨부된 도면에 의해 예시된 비한정적인 않는 실시예를 참조한 몇 가지 실시예의 상세한 설명으로부터 본 발명을 더 잘 이해할 수 있을 것이다.

본 발명을 지상의 발사 지역으로부터 또는 선박으로부터 수직으로 미사일이 발사되는 경우에 대해 아래에 설명하지만, 그와 같은 미사일은 비행 운반체로부터(수평으로) 발사될 수 있으며, 및/또는 상기 미사일은 반드시 무장될 필요는 없고, 예를 들면 무인 비행기(drone)일 수도 있음은 명백하다.

미사일(1) 발사 및 방위 시스템은(제 1도) 그 미사일 내부에 통상적으로 위치하는 추동 수단(도시되지 않음)을 갖는 공기 역학적 제어 표면들(2), 환상 몸체(3) 및 발사 수단 (제 1도에 도시되지 않음)을 포함한다. 환상 몸체(3)는 미사일(1)의 환상 몸체(3)의 외부 표면 상에서 개방된 가스 발생기(4) 및 노즐들(5)을 구비하는 방위 수단을 포함한다. 노즐(5)을 갖는 순항 엔진은 미사일(1)의 몸체 내부에 위치하며, 환상 몸체(3)와 동축을 형성한다. 환상 몸체(3)의 내부 표면은 원추형이며, 탄소 등을 함유하는 복합 단열 재료로 피복되어 있다. 그것은 노즐(7)의 일부를 형성하며, 상기 노즐 부분의 윤곽은 미사일 순항 엔진(6)(제 4도에 도시되어 있음)의 노즐의 윤곽과 연속으로 형성된다.

상기 환상 몸체(3)는 미사일(1)이 비행 중에 방출될 수 있도록 설계되어 있고, 그것은 폭발 볼트(8) 및 피로-푸시 로드(9 :pyro-push rod)를 사용하여 미사일(1)의 몸체 상에 고정되어 있다(제 4도).

발사 수단은 발사 용기(10), 압력 발생기(11) 및 보호용 셔터(12)를 포함한다(제 4도). 발사 용기(10)에는 전방 및 후방 커버가 장착되어 있다. 그의 내부 체적은 원통 형상으로 되어 있고, 그의 치수는 미사일(1)이 수축된 제어 표면(2)으로 내부에 수용될 수 있도록 설정된다(전방 커버를 갖는 용기의 상부는 도면에 도시되지 않음). 압력 발생기(11)는 제거 가능한 후방 커버(13)에 의해서 밀폐된, 발사 용기(10)의 바닥에 위치한다. 지지대(14)는 환상 몸체(3)의 부착을 위해서 사용되며, 발생기(11) 상부의 미사일(1)이 설치된 용기(10)의 바닥에 위치한다. 환상 몸체(3)는 폭발 볼트와 같은 폭발성 부재로 지지대(14)에 부착된다. 환상 몸체(3)가 용기(10) 내의 공동(cavity)의 내부 원통형 안내 표면을 따라 미끄러질 수 있도록 하기 위해서, 환상 몸체(3a)의 후방부는 주변 밸브(15)를 포함하고, 그의 외경은 용기(10)의 내경과 동일하다. 환상 몸체(3)의 노즐(7) 단면에서 (플러그와 같은) 가스 밀폐형으로 형성될 보호용 셔터(12)는 볼록 형상이며, 원추형 측부 표면을 가지며, 그의 윤곽은 상기 셔터가 접촉하는 노즐(7)의 단면의 내부 표면의 윤곽과 동일하다. 셔터(12)의 볼록 부분은 가장 작은 직경을 갖는 측부 상에 위치한다(다시 말하면, 그것은 미사일 순항 엔진과 마주한다). 상기 셔터는 금속, 또는 복합 단열 재료, 예를 들면 흑연 첨가제를 갖는 에폭시 수지로 형성될 수 있다.

상기 발사 용기(10)는 밸브(15)와 마주하는 환상 몸체(3) 부착 영역 내에 가스 방출 오리피스(16)를 포함한다(제 5도). 방출 오리피스(16)의 치수는 방출 오리피스(16)를 통과하는 제트 흐름을 고려하여 선택된다. 용기(10)의 전방 커버는 용기 내부에서 발생되는 소정의 압력에서 파괴될 수 있어야 한다. 이는 전방 커버를 취성 중합체(brittle polymer), 예를 들면 엄격히 조절된 두께를 갖는 폴리우레탄폼으로 제조함으로써 수행되며, 상기 커버는 용기(10) 상에 밀폐시켜 고정된다.

상기 미사일 발사 및 방위 시스템의 두 가지 실시예를 설명한다. 각 실시예는 환상 몸체(3)의 고유의 설계, 및 방위 장치를 위한 고유의 작동 과정을 갖는다. 제 1 실시예의 경우에, 방위 수단의 노즐(5)은 환상 몸체(3)의 가스 파이프(17)의 중방향 중심선과 수직인 동일한 평면에 위치하는 반면(제 1도, 제 4도, 제 6도 및 제 7도 참조), 제 2 실시예에서는 여러 평면에 위치한다(제 8도 참조). 그렇지만, 두 경우 모두에서, 그리고 아래에 기재된 모든 경우에 미사일(1)의 방위는 피치, 진로 및 롤로 제어된다.

상기 시스템의 제 1 실시예는 또한 두 가지 다른 실시예를 포함한다. 첫 번째 다른 실시예는 제 1도, 2도 및 3도에 도시되어 있고, 두번째 실시예는 제 4도, 6도 및 7도에 도시되어있다. 제 1 실시예의 두가지 다른 실시예는 환상 몸체(3)에 위치한 환상 가스 발생기(4)(예를 들면, 고체연료)를 포함하며, 그 내부에는 노즐들(5)에 가스 발생기(4)를 연결하는 가스 공급 파이프(17)가 위치된다(제 1도 및 4도). 노즐들(5)은 동일하며, 쌍으로 그룹화되어 있으며, 그의 중심선은 동일한 평면에 위치하며, 각각의 쌍은 고유의 가스 입구(17)를 갖는다 (제 2도 및 6도 참조).

각각의 쌍의 노즐들(5)은 서로에 대해 대향 방향으로 배향되고, 한 단부에서 대응하는 로드(18)에 연결된다. 로드(18)의 수는 제어 표면(2)의 수와 동일하며 4개일 수 있다. 각각의 로드(18)는 환상 몸체(3)에 고정되고, 그의 제 2 단부는 제어 표면(2)의 후방 가장자리 주위의 로드(18)에 힌지에 의해서 고정되고 스프링에의해서 제어 표면을 향하여 압박된(도면에 도시되지 않음) V-자형 포크(19) (제 1도 및 4도)를 통해 그의 제어 표면(2)에 연결된다. 상기 스프링은 {포크(19)-제어 표면(2)으로 이루어진} 쌍의 상호 작용을 조절한다. 따라서, 하기의 설명에서 알수 있는 바와 같이, 로드(18)가 제어 표면(2)과 함께 회전하도록 형성될 수 있으며, 이는 노즐들(5)의 각쌍에 대한 각 가스 도관(17)으로부터 연속적으로 방출되는 가스 제트의 필요한 분배가 이루어지는 것을 의미한다.

본 발명에 따른 시스템의 제 1 실시예의 첫 번째 다른 실시예에 있어서, 각각의 로드(18)의 중앙부는 그의 회전축(20)을 통해 환상 몸체에 고정되고 (제 1도 참조), 각각의 로드(18)는 그의 제 1 단부에서 환상 몸체(3)와 접촉하며, 대향 방향으로 배향된 동축의 절두 원추형 단부편들에 의해 종결되는 만곡된 통로 형태로 형성된 한쌍의 노즐(5)을 포함한다(제 3도). 이러한 만곡된 파이프를 위한 입구 오리피스들은 공통 가스 파이프(17)로부터 출구 오리피스에 인접하여 개방된다. 이 오리피스의 영역에서, 환상 몸체 및 그것과 접촉하는 로드(18)의 단부는 흑연 첨가제를 함유하는 복합 재료로 형성된 단열판(21,22)에 의해서 보호되며, 상기 판(21,22)은 "로드(18)-앵글 몸체(3)" 쌍 내의 오리피스를 통과하는 고온 가스의 영향 하에서 접촉 표면의 부식을 방지하기 위해서 필수적이다. 판(21,22)은 동일한 복합 재료로 형성될 수 있는 내열성 슬리브(23)와 조합해서 보호 기능을 수행한다. 각각의 슬리브(23)는 대응하는 노즐부(7) 내에 삽입되며, 종방향으로 자유로이 이동 가능하며, 다시 말해서 슬리브(23)의 외경은 실질적으로 가스 파이프(17)의 직경과 동일하다. 파이프(23)의 내경은 만곡된 파이프들(5)을 구비하는 노즐 내의 수용 오리피스들의 직경과 동일해야 한다. 그렇지 않을 경우, 아래에 설명하는 바와 같이, 부조립품(sub-assembly)의 동작 원리는 만족스럽게 작동하지 않을 것이다.

본 발명에 따른 시스템의 제 1 실시예의 두번째 실시예는 제 6도 및 7도에 나타낸 바와 같이, 대향 방향으로 배향된 절두 원추형 단부편들을 갖는 직선 통로 형태의 환상 몸체(3) 내부에 직접 위치된 노즐(5)쌍들로 가스 입구를 조절하는 회전형 분배기를 포함한다. 상기 회전형 분배기는 다음과 같이 형성된다: 방사상 오리피스(24)(제 7도)는 환상 몸체(3) 내로 천공되어 있으며, 중심선은 노즐(5)의 대응하는 직선 통로의 중심을 먼저 통과하며, 상기 직선 통로의 중심선에 수직이고, 동일한 평면에 위치하며, 다음으로 대응하는 가스 파이프(17)의 중심선에 수직이며, 제 2 평면에 위치한다. 또한, 상기 축은 제 1 및 제 2 평면의 교차부에 위치한다. 예를 들면, 로드(18)(제 4도)의 제 1 단부에 볼트(26)(제 6도)에 의해서 견고하게 연결된, 각각의 방사상 오리피스(24)에는 회전형 핀(25)이 있다. 각각이 핀(25) 및 환상 몸체(3) 내의 방사상 오리피스(24)의 접촉 표면은 상기 언급된 바와 같은 복합 재료로 형성된 단열층(27,28)으로 피복되어 있다. 상기 단열층(27,28)의 기능은 제 1 실시예의 첫번째 다른 실시예에서의 판(21,22)의 역할과 같이 부품의 가동성 쌍의 접촉면의 열화를 방지하는 것이다. 홈(27a)은 핀(25) 상에 적용된 복합 재료층(27)의 주변부 상에 형성되며, 상기 홈의 치수는 각 쌍을 이루는 노즐들(5) 사이의 가스 노즐(17)로부터의 가스 제트의 분배를 조절한다. 홈(27a)의 치수는 핀(25)이 극단 위치로부터 회전함에 따라 점차적으로 변화하도록 선택되는데, 그 내부의 가스는 공통 통로로부터 노즐들(5)의 단 하나를 통해, 가스가 쌍을 이루는 두 개의 노즐들(5) 사이로 동일하게 분배되는 위치에 도달할 수 있다. 명백히 쌍을 이루는 두 개의 노즐들(5)로의 가스 흐름을 동시에 차단할 수는 없을 것이다. 상기 층(27)에 형성된 홈(27a)의 깊이는 핀(25)의 보호에 필요한 단열층의 최소 두께에 의해서 결정된다.

제 8도에 설명된 본 발명에 따른 시스템의 제 2 실시예는 방위 수단으로서 표준 부품, 즉, 공지된 방법으로 형성된 고체 연료에 의해서 작용하는 임펄스 제트 엔진의 사용을 고려한 것이다. 이러한 제트 엔진의 다수(예를 들면, 수십개의 엔진)는 그의 높이에 따라 분포된 일정한 열(29 내지 32) 내의 환상 몸체의 주변부 주위에 위치한다. 각각의 임펄스 엔진(29k 내지 32k)은 환상 몸체(3)에 형성된 리세스 내에 고정되고, 그의 노즐은 노즐(7)의 단면의 종방향 축에 수직으로 배향되어 있다. 각각의 열(29 내지 32)은 동일한 임펄스 엔진으로, 다시 말하면 고려되는 열 내에 동일한 치수와 동일한 형태의 엔진으로 형성되어 있다. 서로 다른 열의 엔진의 치수와 형태는 상이할 수도 있고 동일할 수도 있다. 후술하는 바와 같이, 이러한 방식으로 표준 임펄스 엔진의 사용은 피치 및 진로 (좌우요동 : yaw)로 흔들림)로 상기 미사일을 제어한다.

미사일(1)의 롤(roll)을 제어하기 위해서는, 표준 임펄스 엔진의 노즐에 최소한의 수정을 형성해야 한다. 이러한 노즐 출구의 절두 원추형 단부는 그의 중심선이 환상 몸체(3)에 접할 수 있도록 배향되어 있다. 상기 단부의 배향은 열(29)과 같이 최소한의 동력의 엔진으로 적어도 그 열에 있는 임펄스 엔진을 위해서 형성되어야 한다. 반드시, 이 경우에 열(29)의 임펄스 엔진(29)의 절반은 동일한 방향{예를 들면, 노즐(7)의 단면의 중심선 주위에 시계 방향}으로 배향된 단부를 가지는 반면, 나머지 절반은 다른 방향으로(반시계 방향) 배향되어야 한다. 그러나, 시계 방향의 한 열{예를 들면, 열(29)}에 모든 단부를 배향시키고, 다른 열{예를들면, 열(30)}에 모든 임펄스 엔진을 반시계 방향으로 회전시킴으로써 동일한 결과가 얻어질 수 있다. 후자의 경우에, 열(29,30)은 동일한 형태의 임펄스 엔진으로 형성되어야 한다. 미사일의 롤을 조절하기 위해서 최소 동력의 임펄스 엔진을 사용하는 것이 적합하다. 미사일(1)의 롤을 조절하는 것은 피치 및 진로를 제어하는데 필요한 반력과 동일한 크기를 필요로 하지 않는다.

미사일 발사 및 방위 시스템은 다음과 같이 작용한다.

제 1도(또는 제 2도 및 3도), 또는 제 4도(또는 제 6도 및 7도), 또는 제 8도에 따라 형성된, 환상 몸체(3)를 갖는 "지대공" 형태의 미사일(1)은 후방 커버(13)가 제거된(제 4도 및 8도) 수직 발사 용기(10)에 위치한다. 다음에 미사일(1)은 운반 상태에{다시 말하면, 제어 표면(2)이 수축된} 있는 반면, 보호용 셔터(12)는 환상 몸체(3)의 노즐(7)의 단면 상에 공기 밀폐 형식으로 적용된다. 환상 몸체(3)는 폭발 볼트에 의해서 지지대(14)에 연결되고, 그 후방에서 압력 발생기(11)가 용기(10) 내에 위치하고, 후방 커버(13)가 정면에서 폐쇄되고, 용기(10)는 전방 커버에 의해 밀폐된다. 본 발명에 따른 시스템이 장착되어 작동 준비된다.

압력 발생기(11)의 발화에 의해서 형성된 가스는 몸체(3) 후방부의 단부에서 작용하는 용기(10)의 바닥에 과압력을 발생시킨다. 이어서 셔터(12)가 노즐(7)의 단면으로 더욱 압축되어, 발생기(11)로부터의 고온 가스로부터 미사일 순항 엔진을보호하여 순향 엔진이 동시에 점화되는 위험을 방지한다. 일부의 가스가 오리피스(16)(제 5도참조)를 통해 용기(10)의 상부 밀폐 공동으로 방출된다. 용기(10)의 전방 커버 하부의 압력이 임계 수준에 도달하면, 전방 커버는 파괴되고, 부스러기는 외부로 방출된다. 용기의 바닥에서 밀폐된 영역 내의 압력이 소정의 값에 도달하면, 지지대(14)에 미사일을 보유하는 볼트는 폭발하고, 그 미사일의 밸브(15)는 용기(10)의 내부 원통형 안내 표면을 따라 미끄러져서 오리피스(16)에 근접하며, 미사일은 상향으로 발사되며, 미사일을 향한 궤도 변경의 수행에 필요한 높이(예를 들면 40m)에서 방출되고, 어려운 발사 조건 하에서 순항 엔진을 시동시킨다.

미사일이 소정의 높이에 도달한 후, 또는 가능하다면 미사일 탄도의 상승부에서 미사일의 방위를 맞추기 위해서, 다시 말하면 진로 및 롤을 조절하기 위해서, 방향 수정을 수행한다. 이러한 방향 수정은 환상 몸체(3)를 회전시키는 수단의 실시예에 따라 다르게 수행된다.

제 1 실시예의 첫번째 다른 실시예에서(제 1도, 3도), 미사일 전자 블록이 환상 가스 발생기(4)를 점화시킨 후, 고온 가스 제트는 모든 가스 파이프(17)를 통해서 동시에 도달하고, 로드(18)의 단부에 대해 환상 링(23)을 가압하고{결과적으로 슬리브(23)가 제거 가능한 조인트에서 틈새를 밀봉한다}, 노즐(5)을 통해 방출되며, 그 결과 환상 몸체(3)에 접선으로 지향되며, 그의 축에 수직으로, 다시 말하면 미사일(1)의 축과 수직인 평면에 반력을 발생시킨다. 이와 같은 반력은, 축(20) 주위를 회전하는 로드(18)에 "V"-형상의 포크(19)에 의해서 동력학적으로 연결된,조절 표면(2)의 회전을 조절하는 단일 추진 수단을 사용하여 공기 역학력의 조절과 동시에 조절된다. 제 1도에 도시된, 제어 표면(2)의 중립 위치에서, 가스는 모든 노즐(5)쌍에서 모든 노즐의 동일한 양으로 도달하고, 반력의 결과는 제로(0)이다(제 3도 참조). 제어 표면(2)이 다른 측에서 최대 각도(25 내지 30도)만큼 편위되면, 로드(18)는 약 10도로 회전하고, 가스 파이프(17)로부터의 전체 가스 제트 출구는 대응하는 쌍에 있는 노즐(5)의 하나를 통과한다. 따라서, 제어 표면(2)의 각도 위치는 대응하는 로드(18)의 각도 위치를 제어하고, 가스 제트는 로드(18)의 각도 위치에 비례하여 대응하는 쌍의 노즐들(5) 사이에 분배되고, 그 결과 제어 표면(2)의 공기 역학적 평면에서와 동일한 부호의 반력을 발생시켜 미사일의 피치, 진로 및 롤을 제어한다.

환상 몸체(3)(제 4도, 6도 및 7도)의 제 1 실시예의 두번째 다른 실시예에서, 방향성 반력을 발생시키는 원리는 상기 언급된 바와 유사하다. 한가지 차이는 두번째 다른 실시예에서는 로드(18)의 회전은 핀(25)의 회전을 발생시키는, 제어 표면(2)의 회전에 의해서 제어된다는 것이다(제 7도 참조). 핀(25)의 각도 위치는 그 쌍의 각각의 노즐(5)에 도달하는 가스의 양을 결정하고, 따라서 그 쌍의 노즐에서 반력의 합력 값을 결정한다.

환상 몸체(3)(제 8도)의 제 2 실시예에 있어서, 미사일(1)을 제어하기 위해 발생된 반력의 원리는 상기 언급된 반력과 약간 다르다. 미사일(1)의 방위는, 예를 들면 미사일 전자 장치에 내장된 컴퓨터에 의해서 직접 제어된, 소정의 순간에 시동되는 임펄스 리액티브형 엔진에 의해서 공기 역학적 제어 표면(2)의 개입 없이제어된다. 미사일 피치 및 진로는 열들(31,32)에 있는 더욱 강력한 임펄스 엔진을 시동함으로써 변경되며, 그의 노즐은 방사상 반력을 발생시킨다. 미사일이 경사지는 평면의 방향은 열들(29,30)에 놓인 낮은 동력의 임펄스 엔진에 의해서 결정되며, 그의 노즐은 환상 몸체(3)에 접하는 반력을 발생시킨다.

미사일 순항 엔진은 표적의 방향으로 미사일을 배향하는 궤도 변경의 종료시에 시동된다. 순항 엔진의 동작 중 발생된 가스는 보호용 셔터(12)(제 1도, 4도 및 8도)를 용이하게 배제시킨 다음, 미사일의 속도를 증가시키며 환상 몸체(3)의 노즐(7) 상부의 단면을 통해 자유롭게 방출된다. 노즐(7) 단면의 윤곽은 순항 엔진 노즐(6)의 윤곽과 연속적우로 형성되므로, 순항 엔진 노즐 원추가 최적화되고, 동작 중 순항 엔진 반력으로부터 임펄스를 증가시키고, 그의 기능을 이미 완료한 방위 수단에 의해서, 환상 몸체(3)의 관성 질량 부분의 존재에 의한 속도의 손실을 보상한다. 따라서, 미사일은 관성 질량 부분을 추가의 에너지 소모 없이 그의 발사 지역으로부터 충분히 멀리 운반하고, 필요에 따라 소정의 위치 및 소정의 순간에 미사일로부터 방출할 수 있다. 이것을 수행하기 위해서, 폭발 볼트(8)는 파괴되어야 하고, 초기 임펄스는, 순항 엔진이 동작한 후, 미사일 외부에서 그의 기능을 이미 완료한 방위 수단을 포함하는 환상 몸체(3)의 관성 질량을 방출하는데 필요한 피로-푸시 로드(9)(제 4도)를 사용하여 생성되어야 한다.

결론적으로, 본 발명은 어려운 환경에 위치한 발사 지역에 근접하여 갑자기 나타나는 표적을 최소한의 에너지 소모로 요격할 수 있으며, 동시에 방위 수단이 그의 기능을 수행한 후 방위 수단의 관성 질량을 방출하기 위한 요구를 제거함으로써, 미사일 발사에 기인하여 발사 지역에 미치는 나쁜 영향을 최소화할 수 있다. 본 발명은 대형 및 소형 미사일에 동일하게 적용된다. 또한, 본 발명은 소정의 각도로 발사되는 기존 미사일에 최소한의 수정만을 가하여 사용될 수 있으며, 따라서 상술된 모든 품질에 관한 이익을 취할 수 있다. 미사일 발사 및 방위 제어 시스템의 실시예의 특수한 경우에 제안된 세 가지 수정에 의한 품질 파라미터는 동일하다. 다른 실시예 중의 하나의 선택은 그들을 사용할 미사일의 특정 성질에 의존한다. 일부 상황에서 사용된 수단은 다른 조건 하에서 덜 적합할 수 있다.

Claims (12)

1. 발사 수단과, 추진 수단을 구비한 공기 역학적 제어 표면들(2), 및 미사일의 후방부에 위치하고 하나 이상의 가스 발생기(4)와 그에 연결된 파이프들(5)을 구비하는 추진 및 방위 수단을 포함하는 미사일 발사 및 방위 시스템에 있어서,

   상기 미사일(1)의 몸체에 견고하게 연결된 환상 몸체(3)를 포함하며, 상기 방위 수단은 상기 환상 몸체내에 위치하며, 상기 환상 몸체의 내부 표면은 절두 원추형이며 노즐부를 형성하는 단열재로 피복되며, 상기 노즐 부분의 윤곽(profile)은 미사일 순항 엔진 노즐의 윤곽과 연속적인 것을 특징으로 하는 미사일 발사 및 방위 시스템.
2. 제 1 항에 있어서, 상기 환상 몸체는 비행중 미사일을 방출하기 위한 수단(8, 9)을 포함하는 것을 특징으로 하는 미사일 발사 및 방위 시스템.
3. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 상기 방위 수단의 리액티브형 노즐들은 상기 노즐 단면의 종방향 축에 대해 수직인 동일한 평면에 위치되는 것을 특징으로 하는 미사일 발사 및 방위 시스템.
4. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 상기 발사 수단은 전방과 후방에 커버를 갖는 발사 용기들(10)의 형태로 제공되며, 상기 발사 수단의 내부는 원통 형상이며미사일을 수용하도록 설계되고, 압력 발생기(11)가 절두 원추형 측부 표면을 갖는 보호용 셔터(12) 및 후방 커버(13)에 의해 밀폐된 용기의 바닥에 위치되며, 상기 압력 발생기의 윤곽은 상기 환상 몸체 노즐의 단면의 표면의 적어도 일부와 일치하며, 상기 환상 몸체의 후방부는 주변 밸브(15)를 포함하며, 그의 외경은 용기의 내경과 같으며, 상기 용기는 상기 압력 발생기 상부에 상기 환상 몸체를 부착하기 위해 사용된 취성 부재를 고정시키기 위한 지지대를 포함하는 것을 특징으로 하는 미사일 발사 및 방위 시스템.
5. 제 4 항에 있어서, 상기 보호용 셔터의 형상은 볼록 형상이며, 상기 보호용 셔터의 볼록부는 순항 엔진과 마주하는 것을 특징으로 하는 미사일 발사 및 방위 시스템.
6. 제 4항에 있어서, 상기 발사 용기는 상기 환상 몸체의 부착부에 방출 오리피스(16)를 포함하며, 그의 치수는 상기 용기 내의 압력을 결정하며, 상기 용기의 전방부 커버는 소정의 압력이 용기 내부에 가해질 때 파괴되도록 형성되는 것을 특징으로 하는 미사일 발사 및 방위 시스템.
7. 제 3 항에 있어서, 상기 시스템은 상기 환상 몸체 상에 고정된 로드들(18)을 구비하며, 상기 가스 발생기(4)는 환상이며 상기 환상 몸체에 형성된 가스 파이프들(17)에 의해 노즐 방위 수단에 연결되며, 상기 노즐들(5)은 모두 동일하며 동일한 평면에 쌍들로 그룹화되며, 상기 각각의 쌍을 이루는 노즐들은 대향 방향으로 배향되며, 대응하는 로드의 한 단부에 기계적으로 연결되며, 상기 환상 몸체의 공통 가스 파이프로부터의 가스 제트를 상기 노즐들 안으로 분배하며, 상기 각각의 로드의 다른 단부는 대응하는 제어 표면(2)에 연결되어 동반 회전을 발생시키는 것을 특징으로 하는 미사일 발사 및 방위 시스템.
8. 제 7 항에 있어서, 상기 시스템은 대응하는 가스 파이프(17)의 출구 단부에 근접하여 위치된 내열성 재료로 형성된 환상 슬리브들(23)을 구비하며, 상기 슬리브들은 상기 단부의 내부에서 종방향으로 이동되며, 상기 각각의 로드의 중간부는 회전축(20)을 통해 상기 환상 몸체에 고정되며, 상기 각각의 쌍을 이루는 노즐들은 절두 원추형 출구들을 갖는 만곡된 파이프의 형태로 구성되며, 입구 오리피스들은 공통 가스 파이프 출구 오리피스에 대향하며 내열성 재료로 형성된 환상 슬리브들의 내경과 동일한 직경을 가지며, 상기 환상 몸체와 상기 각각의 로드의 제 1 단부의 접촉면들은 단열되는 것을 특징으로 하는 미사일 발사 및 방위 시스템.
9. 제 5 항에 있어서, 상기 각각의 쌍을 이루는 노즐들은 절두 원추형 단부를 갖는 단일의 직선 통로 형상으로 상기 환상 몸체에 형성되며, 상기 환상 몸체는 방사상 오리피스들(24)을 포함하며, 상기 오리피스의 중심선은 동일한 평면에 위치하며 상기 통로의 중심선과 수직인 한 단부에서 대응하는 직선 통로의 중심을 관통하며, 다른 단부에서 대응하는 공통 가스 파이프 출구 노즐의 중심선과 수직으로 다른 평면에 위치하며, 마지막으로 상기 오리피스들의 중심선은 처음 두 평면의 교차부 상에 위치하며, 상기 각각의 로드는 대응하는 방사상 오리피스에서 회전할 수 있도록 위치된 내열성 복합 재료로 피복된 핀(25)에 의해 그의 단부들 중 한 단부에서 상기 환상 몸체 상에 고정되며, 단열층으로 피복되며, 상기 각각의 핀상의 복합 재료의 피복은 쌍을 이루는 노즐들 사이에 가스 제트를 분배시키기 위한 방출 오리피스(27A)를 포함하는 것을 특징으로 하는 미사일 발사 및 방위 시스템.
10. 제 4 항에 있어서, 상기 방위 수단은 일정한 높이 간격의 열들(29 내지 32)로 환상 몸체에 위치된 임펄스 제트 엔진들(29k 내지 32k)의 형태로 구성되며, 상기 각각의 제트 엔진 노즐은 상기 환상 몸체에 위치한 가스 파이프의 중방향 중심선과 수직으로 배향되며, 상기 각각의 열은 동일한 형태 및 동일한 크기의 제트 엔진들로 형성되는 것을 특징으로 하는 미사일 발사 및 방위 시스템.
11. 제 10 항에 있어서, 최소 동력을 갖는 제트 엔진들(29k)의 그룹이 일열로 배열되며, 상기 엔진으로부터의 출구 노즐들은 상기 환상 몸체에 접하도록 향하는 것을 특징으로 하는 미사일 발사 및 방위 시스템.
12. 제 10 항에 있어서, 상기 엔진들의 제 1 열에서, 상기 노즐들의 출구에 있는 단부들은 상기 환상 몸체 주위에 한 방향으로 접하도록 배향되며, 상기 제 1 열에서와 같은 형상의 엔진들을 포함하는 다른 열에서, 출구에 있는 단부들은 모두 상기 제 1 열에 있는 단부와 반대 방향으로 배향되는 것을 특징으로 하는 미사일 발사 및 방위 시스템.