KR102028673B1 - Thrust control apparatus of propulsion system - Google Patents

Thrust control apparatus of propulsion system Download PDF

Info

Publication number
KR102028673B1
KR102028673B1 KR1020190045111A KR20190045111A KR102028673B1 KR 102028673 B1 KR102028673 B1 KR 102028673B1 KR 1020190045111 A KR1020190045111 A KR 1020190045111A KR 20190045111 A KR20190045111 A KR 20190045111A KR 102028673 B1 KR102028673 B1 KR 102028673B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
combustion tube
nozzle neck
propulsion engine
thrust
control device
Prior art date
Application number
KR1020190045111A
Other languages
Korean (ko)
Inventor
김정진
오석진
허준영
Original Assignee
국방과학연구소
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 국방과학연구소 filed Critical 국방과학연구소
Priority to KR1020190045111A priority Critical patent/KR102028673B1/en
Application granted granted Critical
Publication of KR102028673B1 publication Critical patent/KR102028673B1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/60—Steering arrangements
    • F42B10/66—Steering by varying intensity or direction of thrust
    • F42B10/665—Steering by varying intensity or direction of thrust characterised by using a nozzle provided with at least a deflector mounted within the nozzle
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
    • F02K9/84—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control using movable nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/97—Rocket nozzles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)

Abstract

The present invention relates to a thrust control apparatus of a propulsion system and, more specifically, relates to a thrust control apparatus of a solid propulsion system applied with an aerospike pintle nozzle.

Description

추진기관의 추력 조절 장치{Thrust control apparatus of propulsion system}Thrust control apparatus of propulsion system

제안기술은 추진기관의 추력 조절 장치에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 에어로 스파이크 핀틀 노즐이 적용된 고체 추진기관의 추력 조절 장치에 관한 발명이다.The proposed technology relates to a thrust control device of a propulsion engine, and more particularly, to a thrust control device of a solid propulsion engine to which an aero spike pintle nozzle is applied.

일반적으로, 유도무기에서는 고온 고압의 가스가 가진 열에너지를 운동에너지로 변화시키는 장치로서 수축-확산 노즐을 사용하게 되는데, 수축-확산 노즐의 경우 고도에 따른 배압 변화에 따라 성능 차이가 발생하게 된다.In general, induction weapons use a contraction-diffusion nozzle as a device for converting thermal energy of high-temperature, high-pressure gas into kinetic energy. In the case of a contraction-diffusion nozzle, a performance difference occurs according to a change in back pressure according to altitude.

이에 따라 국내외적으로 기존의 노즐과 달리 외부 공기가 노즐 벽 역할을 하며, 고도와 상관없이 상대적으로 일정한 효율을 낼 수 있는 에어로 스파이크 노즐의 연구 및 개발이 수행되고 있다.Accordingly, unlike conventional nozzles at home and abroad, outside air serves as a nozzle wall, and research and development of aero spike nozzles capable of producing a relatively constant efficiency regardless of altitude is being performed.

한편, 군사목적으로 사용되는 유도무기의 특성상 구간에 따라 추력의 크기 조절과 원활한 조정을 위한 추력의 방향 조절이 요구된다.On the other hand, due to the nature of the guided weapons used for military purposes it is required to adjust the direction of the thrust for smooth adjustment and size of the thrust.

에어로 스파이크 노즐을 사용하는 액체 추진기관의 경우, 초기 상태부터 균등하게 구성되어 있는 각 인젝터의 유량을 동시에 혹은 한 쪽만 조절함으로써 추력의 크기 및 방향 조절을 손쉽게 해결할 수 있다.In the case of a liquid propulsion engine using an aero spike nozzle, it is possible to easily adjust the magnitude and direction of thrust by adjusting the flow rate of each injector which is evenly configured from the initial state simultaneously or only one side.

하지만, 군사용 유도무기의 대부분을 차지하는 고체 추진기관의 경우 액체 추진기관과 달리 추력의 크기 및 방향을 조절하기 위해서는 추가적인 장치가 요구되는 문제가 있었다.However, in the case of a solid propulsion engine which occupies most of the military guided weapons, there is a problem that an additional device is required to control the size and direction of thrust unlike a liquid propulsion engine.

한국등록특허 제10-1440453호Korea Patent Registration No. 10-1440453

본 발명은 상기와 같은 문제를 해결하기 위해 발명된 것으로서, 고체추진기관의 연소관 외부에 핀틀 및 핀틀의 구동 모터를 설치하여 하나의 장치로 동시에 추력의 크기 및 방향 조절이 가능한 추력 조절 장치를 제공하는데 목적이 있다.The present invention has been invented to solve the above problems, by installing a drive motor of the pintle and pintle outside the combustion tube of the solid propulsion engine to provide a thrust control device capable of adjusting the size and direction of the thrust at the same time in one device There is a purpose.

상기와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명의 추진기관의 추력 조절 장치에 있어서,In the thrust control device of the propulsion engine of the present invention for achieving the above object,

내부에 추진제 그레인이 구비되는 연소관;Combustion tube provided with a propellant grain therein;

연소관 내부에서 연소관과 동축이 되도록 위치하는 핀틀;A pintle positioned coaxially with the combustion tube in the combustion tube;

중공의 원통형상이며, 연소관과 동축이 되도록 연소관의 후단에 장착되어 연소관의 노즐목을 형성하는 노즐목삽입부;A hollow cylindrical shape, the nozzle neck inserting portion being mounted to the rear end of the combustion tube so as to be coaxial with the combustion tube to form a nozzle neck of the combustion tube;

노즐목삽입부와 연소관을 서로 고정시키는 후단마개; 및A rear end stopper fixing the nozzle neck insert and the combustion pipe to each other; And

연소관에 대한 노즐목삽입부의 전후방향 이동 및 연소관의 중심축과 노즐목삽입부 사이의 간격을 조절하는 실린더;를 포함하는 것을 특징으로 한다.It characterized in that it comprises a; a cylinder for adjusting the front and rear movement of the nozzle neck inserting portion relative to the combustion tube and the distance between the center axis of the combustion tube and the nozzle neck inserting portion.

추진기관의 추력 크기 및 추력 방향은 동시에 조절되는 것을 특징으로 한다.Thrust size and thrust direction of the propulsion engine is characterized in that it is adjusted at the same time.

노즐목삽입부는 전단 일정길이 부분이 연소관의 후단 내부에 삽입되는 것을 특징으로 한다.Nozzle neck insert portion is characterized in that the predetermined length portion of the front end is inserted into the rear end of the combustion tube.

노즐목삽입부의 후단 일정길이 부분은 후단으로 갈수록 연소관의 중심축과 점차 가까워지는 단면형상의 노즐목형성부로 형성되는 것을 특징으로 한다.The rear end constant length portion of the nozzle neck insert portion is characterized by being formed as a nozzle neck forming portion of the cross-sectional shape gradually closer to the central axis of the combustion tube toward the rear end.

노즐목삽입부의 외주면은 목단열재에 의해 감싸지는 것을 특징으로 한다.The outer circumferential surface of the nozzle neck insert is characterized by being wrapped by a neck insulation.

목단열재의 전단에는 연소관의 후단을 향하여 절곡된 원호형상의 축소부단열재가 연결되는 것을 특징으로 한다.The front end of the wood insulation is characterized in that the arcuate-shaped reduced portion insulation is bent toward the rear end of the combustion tube.

목단열재의 외주면 및 축소부단열재의 내측 곡면부는 금속재에 의해 감싸지는 것을 특징으로 한다.The outer circumferential surface of the neck insulation and the inner curved portion of the contraction portion insulation is characterized in that it is wrapped by a metal material.

후단마개는 연소관의 전후방향으로 일정길이 연장되는 내측삽입부 및 내측삽입부의 단부로부터 연소관의 중심축과 멀어지는 방향으로 일정각도 절곡되는 외측고정부를 포함하는 것을 특징으로 한다.The rear end stopper is characterized in that it comprises an inner insertion portion extending a predetermined length in the front and rear direction of the combustion tube and the outer fixing portion bent at an angle away from the central axis of the combustion tube from the end of the inner insertion portion.

내측삽입부의 단부에는 플렉시블씰(flexible seal)이 장착되는 것을 특징으로 한다.An end portion of the inner insert portion is characterized in that the flexible seal (flexible seal) is mounted.

외측고정부의 단부는 연소관의 후단부 외측에 고정되는 것을 특징으로 한다.The end of the outer fixing portion is characterized in that it is fixed to the outside of the rear end of the combustion tube.

후단마개와 노즐목삽입부의 고정은 플렉시블씰과 금속재의 고정에 의해 이루어지는 것을 특징으로 한다.The rear end cap and the nozzle neck insert are fixed by a flexible seal and a metal material.

실린더의 일단은 노즐목삽입부의 후단에 연결되고, 실린더의 타단은 후단마개의 외측고정부에 연결되는 것을 특징으로 한다.One end of the cylinder is connected to the rear end of the nozzle neck insert, the other end of the cylinder is characterized in that it is connected to the outer fixing portion of the rear end plug.

실린더는 연소관의 둘레방향으로 서로 일정 각도 이격되어 복수 개 구비되는 것을 특징으로 한다.The cylinder is characterized in that a plurality of spaced apart from each other in the circumferential direction of the combustion tube.

추진기관의 추력 방향은 실린더의 수축 및 확장에 의한 노즐목형성부와 연소관의 중심축 사이의 간격 변화에 의해 이루어지는 것을 특징으로 한다.The thrust direction of the propulsion engine is characterized by the change in the distance between the nozzle neck forming portion and the central axis of the combustion tube by the contraction and expansion of the cylinder.

추진기관의 추력 방향 조절 시, 복수 개의 실린더 중 서로 180도 방향에 위치한 실린더가 동시에 이용되는 것을 특징으로 한다.When adjusting the thrust direction of the propulsion engine, it is characterized in that the cylinder located in the direction of 180 degrees from each other of the plurality of cylinders are used at the same time.

복수 개의 실린더 중 어느 하나의 실린더는 수축하고 어느 하나의 실린더와 180도 위치에 있는 다른 하나의 실린더는 확장되는 경우,When one cylinder of the plurality of cylinders is contracted and the other cylinder in 180 degree position with one cylinder is expanded,

어느 하나의 실린더와 연결된 부분의 노즐목삽입부는 연소관의 전단을 향하여 일정 길이 이동하면서 노즐목형성부가 연소관의 중심축과 점차 멀어지는 것을 특징으로 한다.The nozzle neck insert portion of the portion connected to any one cylinder is characterized in that the nozzle neck forming portion gradually moves away from the central axis of the combustion tube while moving a predetermined length toward the front end of the combustion tube.

복수 개의 실린더 중 어느 하나의 실린더는 수축하고 어느 하나의 실린더와 180도 위치에 있는 다른 하나의 실린더는 확장되는 경우,When one cylinder of the plurality of cylinders is contracted and the other cylinder in 180 degree position with one cylinder is expanded,

다른 하나의 실린더와 연결된 부분의 노즐목삽입부는 연소관의 후단을 향하여 일정 길이 이동하면서 노즐목형성부가 연소관의 중심축과 점차 가까워지는 것을 특징으로 한다.The nozzle neck insertion portion of the portion connected to the other cylinder is characterized in that the nozzle neck forming portion is gradually closer to the central axis of the combustion tube while moving a predetermined length toward the rear end of the combustion tube.

노즐목형성부와 연소관의 중심축 사이의 간격인 노즐목 간격이 증가할수록 해당 방향의 추력이 증가하는 것을 특징으로 한다.The thrust in the corresponding direction is increased as the nozzle throat spacing, which is the interval between the nozzle throat forming unit and the central axis of the combustion tube, increases.

노즐목형성부와 연소관의 중심축 사이의 간격인 노즐목 간격이 감소할수록 해당 방향의 추력이 감소하는 것을 특징으로 한다.As the nozzle neck spacing, which is a gap between the nozzle neck forming unit and the central axis of the combustion tube, decreases, the thrust in the corresponding direction decreases.

연소관의 둘레방향 부분 별로 노즐목 간격이 서로 다르게 형성되어 있을 때, 노즐목 간격에 따른 추력의 비대칭에 의해 추력의 편향이 발생되는 것을 특징으로 한다.When the nozzle neck spacing is formed differently for each circumferential portion of the combustion tube, thrust deflection is generated by asymmetry of the thrust according to the nozzle neck spacing.

어느 하나의 실린더가 수축된 길이만큼 다른 하나의 실린더가 확장되는 것을 특징으로 한다.It is characterized in that one cylinder is extended by the length of which one cylinder is contracted.

추진기관의 추력 크기는 실린더의 수축 및 확장에 의한 노즐목삽입부의 전후방향 이동에 의해 이루어지는 것을 특징으로 한다.Thrust size of the propulsion engine is characterized in that made by the front and rear movement of the nozzle neck insert by the contraction and expansion of the cylinder.

추진기관의 추력 크기 조절 시 복수 개의 실린더가 동시에 이용되는 것을 특징으로 한다.When adjusting the thrust size of the propulsion engine is characterized in that a plurality of cylinders are used at the same time.

연소관에 대한 노즐목삽입부의 전후방향 이동 시 노즐목삽입부는 연소관의 중심축과 평행하도록 이동하는 것을 특징으로 한다.When the nozzle neck insert moves forward and backward with respect to the combustion pipe, the nozzle neck insert is characterized by moving parallel to the central axis of the combustion pipe.

복수 개의 실린더가 모두 동일한 길이가 되도록 수축되었을 때,When a plurality of cylinders are shrunk to be the same length,

노즐목삽입부는 연소관의 전단을 향하여 일정 길이 이동하는 것을 특징으로 한다.The nozzle neck insert is characterized in that a predetermined length of movement toward the front end of the combustion tube.

복수 개의 실린더가 모두 동일한 길이가 되도록 수축되었을 때,When a plurality of cylinders are shrunk to be the same length,

노즐목형성부와 핀틀 사이의 면적인 노즐목 면적이 점차 감소하면서 추진기관의 추력이 증가되는 것을 특징으로 한다.The area of the nozzle neck area between the nozzle neck forming portion and the pintle gradually decreases, and the thrust of the propulsion engine is increased.

복수 개의 실린더가 모두 동일한 길이가 되도록 확장되었을 때,When multiple cylinders are all extended to the same length,

노즐목삽입부는 연소관의 후단을 향하여 일정 길이 이동하는 것을 특징으로 한다.Nozzle neck insert portion is characterized in that moving a predetermined length toward the rear end of the combustion tube.

복수 개의 실린더가 모두 동일한 길이가 되도록 확장되었을 때,When multiple cylinders are all extended to the same length,

노즐목형성부와 핀틀 사이의 면적인 노즐목 면적이 점차 증가하면서 추진기관의 추력이 감소되는 것을 특징으로 한다.As the area of the nozzle neck area between the nozzle neck forming portion and the pintle gradually increases, the thrust of the propulsion engine is reduced.

추력의 크기 조절을 위한 노즐목 면적의 변화 시 노즐목형성부와 핀틀 사이의 간격은 연소관의 둘레방향에 대해 모든 부분에서 동일하게 변화되는 것을 특징으로 한다.The gap between the nozzle neck forming portion and the pintle at the time of changing the nozzle neck area for adjusting the size of thrust is characterized in that it is changed in all parts with respect to the circumferential direction of the combustion tube.

노즐목삽입부를 연소관의 전후방향으로 이동시켜 노즐목형성부에 발생되는 파티클의 침적을 해소하기 위한 퍼징모드를 작동시키는 것을 특징으로 한다.It is characterized in that the purging mode for releasing the particles deposited on the nozzle neck forming portion by moving the nozzle neck insert portion in the front and rear direction of the combustion tube.

퍼징모드는 추진기관의 초기점화 이후, 재점화 이전 상태일 때 진행되는 것을 특징으로 한다.The purging mode is characterized in that it is carried out after the initial ignition of the propulsion engine, the state before the re-ignition.

본 발명에 따르면, 하나의 장치를 이용하여 추력의 크기 및 방향을 조절할 수 있는 효과가 있다.According to the present invention, there is an effect that can adjust the magnitude and direction of the thrust using one device.

또한, 추력 조절에 필요한 장치들을 연소관 외부에 장착함으로써 내열 설계의 부담을 경감시킬 수 있으며, 따라서 작동 신뢰도를 확보할 수 있는 효과가 있다.In addition, by mounting the devices necessary for the thrust control to the outside of the combustion tube can reduce the burden of the heat-resistant design, and thus there is an effect that can ensure the operation reliability.

또한, 비교적 단순한 구조로 구성되어 경량화 가능하며, 추진제 그레인 공간 확보에 유리한 효과가 있다.In addition, it is possible to reduce the weight is composed of a relatively simple structure, there is an advantageous effect to secure the propellant grain space.

도 1은 본 발명에 따른 추력 조절 장치의 단면도.
도 2는 본 발명에 따른 추력 조절 장치를 이용한 추력 방향 조절 시 개념도.
도 3은 본 발명에 따른 추력 조절 장치를 이용한 추력 크기 조절 시 개념도.
도 4는 본 발명에 따른 연소관 후단의 내측 벽면 구조.1 is a cross-sectional view of the thrust control device according to the present invention.
Figure 2 is a conceptual diagram when adjusting the thrust direction using the thrust adjusting device according to the present invention.
Figure 3 is a conceptual diagram when adjusting the thrust size using the thrust adjusting device according to the present invention.
Figure 4 is an inner wall structure of the rear end of the combustion tube according to the present invention.

상술한 본 발명의 특징 및 효과는 첨부된 도면과 관련한 다음의 상세한 설명을 통하여 보다 분명해 질 것이며, 그에 따라 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 본 발명의 기술적 사상을 용이하게 실시할 수 있을 것이다. 본 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 형태를 가질 수 있는바, 특정 실시 예들을 도면에 예시하고 본문에 상세하게 설명하고자 한다. 그러나 이는 본 발명을 특정한 개시형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다. 본 출원에서 사용되는 용어는 단지 특정한 실시 예들을 설명하기 위한 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다.The above-described features and effects of the present invention will become more apparent from the following detailed description taken in conjunction with the accompanying drawings, and thus, those skilled in the art to which the present invention pertains may easily implement the technical idea of the present invention. Could be. As the inventive concept allows for various changes and numerous embodiments, particular embodiments will be illustrated in the drawings and described in detail in the text. However, this is not intended to limit the present invention to a specific disclosure, it should be understood to include all modifications, equivalents, and substitutes included in the spirit and scope of the present invention. The terminology used herein is for the purpose of describing particular embodiments only and is not intended to be limiting of the invention.

이하, 본 발명의 바람직한 실시 예를 첨부도면을 참조하여 상세히 설명한다. Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

본 발명은 추진기관의 추력 조절 장치에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 에어로 스파이크 핀틀 노즐이 적용된 고체 추진기관의 추력 조절 장치에 관한 발명이다.The present invention relates to a thrust control device of a propulsion engine, and more particularly, to a thrust control device of a solid propulsion engine to which an aero spike pintle nozzle is applied.

도 1에는 본 발명에 따른 추력 조절 장치의 단면도가 도시되어 있다.1 is a cross-sectional view of the thrust control device according to the present invention.

본 발명의 추력 조절 장치는, 내부에 추진제 그레인(4)이 구비되는 연소관(2)과, 상기 연소관(2)의 내부에서 상기 연소관(2)과 동축이 되도록 위치하는 핀틀(6)과, 중공의 원통형상이며 상기 연소관(2)과 동축이 되도록 상기 연소관(2)의 후단에 장착되어 상기 연소관(2)의 노즐목을 형성하는 노즐목삽입부(8)와, 상기 노즐목삽입부(8)와 상기 연소관(2)을 서로 고정시키는 후단마개(12)와, 상기 연소관(2)에 대한 상기 노즐목삽입부(8)의 전후방향 이동 및 상기 연소관(2)의 중심축과 상기 노즐목삽입부(8) 사이의 간격을 조절하는 실린더(18)를 포함하여 구성된다.The thrust control device of the present invention includes a combustion tube 2 having a propellant grain 4 therein, a pintle 6 positioned coaxially with the combustion tube 2 inside the combustion tube 2, and a hollow body. A nozzle neck inserting portion (8) and a nozzle neck inserting portion (8) mounted at a rear end of the combustion tube (2) so as to be coaxial with the combustion tube (2) to form a nozzle neck of the combustion tube (2). ) And a rear end stopper 12 which fixes the combustion tube 2 to each other, a forward and backward movement of the nozzle neck insert 8 relative to the combustion tube 2, a central axis of the combustion tube 2, and the nozzle neck. And a cylinder 18 for adjusting the gap between the inserts 8.

상기 핀틀(6)은 지지축으로부터 연장되는 것으로, 상기 연소관(2)의 내부에 구비되는 추진제 그레인(4)이 도면에 도시된 바와 같이 내면연소성 그레인(perforated grain)일 경우, 상기 핀틀(6)은 상기 추진제 그레인(4)의 중앙부를 관통하여 구비되는 지지축(6a)으로부터 연장된다.The pintle 6 extends from the support shaft, and when the propellant grain 4 provided in the combustion tube 2 is a perforated grain as shown in the drawing, the pintle 6 Extends from the support shaft 6a provided through the central portion of the propellant grain 4.

상기 연소관(2) 내부의 추진제 그레인(4)이 단면연소형 그레인(end-burning grain)일 경우, 상기 핀틀(6)은 상기 연소관(2)의 내부에서 상기 연소관(2)의 중심축과 수직이 되도록 구비되는 지지축(6a)으로부터 연장될 수 있다.When the propellant grain 4 in the combustion tube 2 is end-burning grain, the pintle 6 is perpendicular to the central axis of the combustion tube 2 in the combustion tube 2. It may extend from the support shaft (6a) provided to be.

상기 노즐목삽입부(8)는 전단으로부터 일정 길이 부분이 상기 연소관(2)의 후단 내부에 삽입되는 것으로, 상기 노즐목삽입부(8)의 후단 일정길이 부분은 후단으로 갈수록 상기 연소관(2)의 중심축과 점차 가까워지는 단면형상의 노즐목형성부(10)로 형성된다.The nozzle neck inserting portion 8 is a predetermined length portion is inserted into the rear end of the combustion tube 2 from the front end, the predetermined length portion of the rear end of the nozzle throat inserting portion 8 toward the rear end of the combustion tube (2) The nozzle neck forming portion 10 of the cross-sectional shape gradually closer to the central axis of the is formed.

상기 노즐목삽입부(8)는 내열재로 형성되며, 상기 노즐목삽입부(8)에서 추진제 그레인(4)의 연소 시 화염과 닿게 되는 부분에는 고온고압의 환경에서 삭마를 방지하기 위해 단열재로 감싸지게 된다. 즉, 상기 노즐목삽입부(8)의 외주면은 목단열재(20)에 의해 감싸지고, 상기 목단열재(20)의 전단에는 상기 연소관(2)의 후단을 향하여 일정 각도 절곡된 원호형상의 축소부단열재(22)가 연결된다.The nozzle neck insert 8 is formed of a heat-resistant material, the portion of the nozzle neck insert 8 that is in contact with the flame when burning the propellant grain 4 as a heat insulating material to prevent ablation in the environment of high temperature and high pressure. Will be wrapped. That is, the outer circumferential surface of the nozzle neck inserting portion 8 is wrapped by the neck insulation material 20, the front end of the wood insulation material 20 is an arc-shaped reduction portion bent at an angle toward the rear end of the combustion tube (2) The heat insulating material 22 is connected.

상기 축소부단열재(22)는 화염에 노출되면서도 상기 금속재(24)로의 열전달을 막아야 하기 때문에 내열재와 단열재의 역할을 동시에 수행할 수 있는 재질로 형성된다.The reduced portion insulation material 22 is formed of a material capable of simultaneously acting as a heat resistant material and a heat insulating material because it must prevent heat transfer to the metal material 24 while being exposed to a flame.

상기 목단열재(20)의 외주면 및 상기 축소부단열재(22)의 내측 곡면부는 금속재(24)에 의해 감싸진다.The outer circumferential surface of the wood insulation 20 and the inner curved portion of the contraction portion insulation 22 are wrapped by a metal material 24.

상기 후단마개(12)는 중공의 원통형상이며, 상기 연소관(2)과 동축이 되도록 상기 연소관(2)의 후단에 장착되는 것으로, 상기 연소관(2)의 전후방향으로 일정 길이 연장되는 내측삽입부(14) 및 상기 내측삽입부(14)의 단부로부터 상기 연소관(2)의 중심축과 멀어지는 방향으로 일정 각도 절곡되는 외측고정부(16)를 포함하여 구성된다.The rear end plug 12 has a hollow cylindrical shape and is mounted on the rear end of the combustion tube 2 so as to be coaxial with the combustion tube 2, and an inner insertion portion extending a predetermined length in the front and rear direction of the combustion tube 2. 14 and an outer fixing portion 16 which is bent at an angle in a direction away from the central axis of the combustion tube 2 from the end of the inner insertion portion 14.

상기 내측삽입부(14)의 단부에는 플렉시블씰(flexible seal)(26)의 일단이 고정되고, 상기 플렉시블씰(26)의 타단은 상기 금속재(24)에 고정된다.One end of the flexible seal 26 is fixed to the end of the inner insertion portion 14, and the other end of the flexible seal 26 is fixed to the metal member 24.

상기 외측고정부(16)의 단부는 상기 연소관(2)의 후단부 외측에 고정된다. The end of the outer fixing portion 16 is fixed to the outside of the rear end of the combustion tube (2).

상기 후단마개(12)와 상기 노즐목삽입부(8)는 상기 플렉시블씰(26)과 상기 금속재(24)의 고정에 의해 서로 고정된다.The rear end plug 12 and the nozzle neck inserting portion 8 are fixed to each other by fixing the flexible seal 26 and the metal material 24.

상기 실린더(18)의 일단은 상기 노즐목삽입부(8)의 후단을 감싸는 금속재(24)에 연결되고, 상기 실린더(18)의 타단은 상기 후단마개(12)의 외측고정부(16)에 연결된다.One end of the cylinder 18 is connected to a metal material 24 surrounding the rear end of the nozzle neck insert 8, and the other end of the cylinder 18 is connected to the outer fixing portion 16 of the rear end plug 12. Connected.

상기 실린더(18)는 상기 연소관(2)의 둘레방향으로 서로 일정 각도 이격되어 복수 개 구비된다.The cylinder 18 is provided with a plurality of spaced apart from each other by a predetermined angle in the circumferential direction of the combustion tube (2).

상기 실린더(18)는 전기실린더일 수 있으며, 상기 실린더(18)의 수축 및 확장에 의해 상기 추진기관의 추력 방향 및 추력 크기가 조절된다.The cylinder 18 may be an electric cylinder, and the thrust direction and thrust magnitude of the propulsion engine are adjusted by the contraction and expansion of the cylinder 18.

먼저, 상기 추력 조절 장치를 이용한 상기 추진기관의 추력 방향 조절 방법에 대해 설명하도록 한다.First, the thrust direction control method of the propulsion engine using the thrust control device will be described.

도 2에는 본 발명에 따른 추력 조절 장치를 이용한 추력 방향 조절 시 개념도가 도시되어 있다.2 is a conceptual diagram illustrating a thrust direction adjustment using the thrust control device according to the present invention.

상기 추진기관의 추력 방향은 상기 실린더(18)의 수축 및 확장에 의한 상기 노즐목형성부(10)와 상기 연소관(2)의 중심축 사이의 간격 변화에 의해 이루어진다.The thrust direction of the propulsion engine is made by a change in the distance between the center portion of the nozzle neck forming portion 10 and the combustion tube 2 by the contraction and expansion of the cylinder (18).

상기 추진기관의 추력 방향 조절 시에는 복수 개의 상기 실린더(18) 중 서로 180도 방향에 위치하는 실린더(18)가 동시에 이용된다.At the time of adjusting the thrust direction of the propulsion engine, the cylinders 18 located at 180 degrees to each other among the plurality of cylinders 18 are used simultaneously.

서로 180도 방향에 위치하는 두 개의 실린더(18) 중 어느 하나의 실린더(18)는 수축하고, 다른 하나의 실린더(18)는 확장되는 경우, 수축하는 실린더(18)와 연결된 부분의 상기 노즐목삽입부(8)는 상기 연소관(2)의 전단을 향하여 일정 길이 이동하면서 상기 노즐목형성부(10)가 일정 각도 회전하여 상기 연소관(2)의 중심축과 점차 멀어지게 된다.The nozzle neck of the part connected to the retracting cylinder 18 when one of the cylinders 18 of the two cylinders 18 located in the 180 degree direction with each other is retracted, and the other cylinder 18 is expanded Insertion portion 8 is moved toward the front end of the combustion tube (2) a predetermined length while the nozzle neck forming portion 10 is rotated by a certain angle gradually away from the central axis of the combustion tube (2).

이때, 확장되는 실린더(18)와 연결된 부분의 상기 노즐목삽입부(8)는 상기 연소관(2)의 후단을 향하여 일정 길이 이동하면서 상기 노즐목형성부(10)가 일정 각도 회전하여 상기 연소관(2)의 중심축과 점차 가까워지게 된다.At this time, the nozzle neck inserting portion 8 of the portion connected to the extended cylinder 18 moves a predetermined length toward the rear end of the combustion tube 2 while the nozzle neck forming portion 10 is rotated at an angle to the combustion tube 2. ) Gradually closer to the central axis.

상기 노즐목형성부(10)와 상기 연소관(2)의 중심축 사이의 간격인 노즐목 간격이 증가할수록 해당 방향의 추력은 증가하게 되며, 상기 노즐목형성부(10)와 상기 연소관(2)의 중심축 사이의 간격인 노즐목 간격이 감소할수록 해당 방향의 추력은 감소하게 된다.As the nozzle neck spacing, which is an interval between the nozzle neck forming unit 10 and the central axis of the combustion tube 2, increases the thrust in the corresponding direction, the center of the nozzle neck forming unit 10 and the combustion tube (2) As the nozzle neck spacing, which is the spacing between the axes, decreases, the thrust in the corresponding direction decreases.

즉, 상기 수축되는 실린더(18)와 연결되는 부분의 노즐목 간격은 점차 증가하여 해당 방향의 추력은 점차 증가하게 되며, 상기 확장되는 실린더(18)와 연결되는 부분의 노즐목 간격은 점차 감소하여 해당 방향의 추력은 점차 감소하게 된다.That is, the nozzle neck spacing of the portion connected to the contracted cylinder 18 gradually increases, and the thrust in the corresponding direction gradually increases, and the nozzle neck spacing of the portion connected to the extended cylinder 18 gradually decreases. The thrust in that direction gradually decreases.

상기와 같이 연소관(2)의 둘레방향 부분 별로 노즐목 간격이 서로 다르게 형성되어 있을 때, 상기 노즐목 간격에 따른 추력의 비대칭에 의해 추력의 편향이 발생된다.As described above, when the nozzle neck spacing is formed differently for each circumferential portion of the combustion tube 2, the deflection of the thrust is generated by the asymmetry of the thrust according to the nozzle neck spacing.

상기 어느 하나의 실린더(18)가 수축되는 길이만큼 상기 다른 하나의 실린더(18)는 확장된다.The other cylinder 18 is extended by the length from which one cylinder 18 is retracted.

상기 노즐목삽입부(8)의 이동 및 상기 노즐목형성부(10)의 회전 시, 상기 금속재(24)에 고정된 상기 플렉시블씰(26)의 타단은 상기 노즐목삽입부(8)의 이동 및 상기 노즐목형성부(10)의 회전에 따라 동일한 움직임을 갖지만 상기 내측삽입부(14)에 고정된 상기 플렉시블씰(26)의 일단은 고정된 상태가 된다.When the nozzle neck inserting part 8 is moved and the nozzle neck forming part 10 is rotated, the other end of the flexible seal 26 fixed to the metal member 24 is moved by the nozzle neck inserting part 8. One end of the flexible seal 26 fixed to the inner insertion part 14 is fixed while having the same movement as the nozzle neck forming part 10 rotates.

하기에서는 상기 추력 조절 장치를 이용한 상기 추진기관의 추력 크기 조절 방법에 대해 설명하도록 한다.Hereinafter, a thrust size adjusting method of the propulsion engine using the thrust adjusting device will be described.

도 3에는 본 발명에 따른 추력 조절 장치를 이용한 추력 크기 조절 시 개념도가 도시되어 있다.3 is a conceptual diagram when adjusting the thrust size using the thrust adjusting device according to the present invention.

상기 추진기관의 추력 크기는 상기 실린더(18)의 수축 및 확장에 의한 상기 노즐목삽입부(8)의 전후방향 이동에 의해 이루어진다.The thrust size of the propulsion engine is achieved by the forward and backward movement of the nozzle neck insert 8 by contraction and expansion of the cylinder 18.

상기 추진기관의 추력 크기 조절 시에는 상기 연소관(2)의 둘레방향으로 설치된 상기 복수 개의 실린더(18)가 모두 동시에 이용된다.When adjusting the thrust size of the propulsion engine, all of the plurality of cylinders 18 installed in the circumferential direction of the combustion tube 2 are used at the same time.

상기 실린더(18)의 수축 및 확장에 따른 상기 노즐목삽입부(8)의 전후방향 이동 시 상기 노즐목삽입부(8)는 상기 연소관(2)의 중심축과 평행하도록 이동한다.When the nozzle neck insert 8 moves forward and backward in accordance with the contraction and expansion of the cylinder 18, the nozzle neck insert 8 moves in parallel with the central axis of the combustion tube 2.

상기 복수 개의 실린더(18)가 모두 동일한 길이가 되도록 수축되었을 때, 상기 노즐목삽입부(8)는 상기 연소관(2)의 전단을 향하여 일정 길이 이동하게 된다. When the plurality of cylinders 18 are all contracted to have the same length, the nozzle neck insert 8 moves a predetermined length toward the front end of the combustion tube 2.

이때, 상기 노즐목형성부(10)와 상기 핀틀(6) 사이의 면적인 상기 노즐목 면적은 점차 감소하게 되고, 상기 노즐목 면적이 감소하게 되면 기존에 배출되던 연소가스 보다 적은 양의 연소가스가 상기 연소관(2)의 외부로 배출되기 때문에 상기 연소관(2)의 내부는 배출되지 못한 연소가스에 의해 압력이 증가하면서 추진기관의 추력이 증가하게 된다.At this time, the area of the nozzle neck area between the nozzle neck forming unit 10 and the pintle 6 is gradually reduced, and when the nozzle neck area is reduced, a smaller amount of combustion gas than the existing combustion gas is discharged. Since it is discharged to the outside of the combustion tube 2, the inside of the combustion tube 2 increases the pressure of the propulsion engine while the pressure is increased by the combustion gas that is not discharged.

상기 복수 개의 실린더(18)가 모두 동일한 길이가 되도록 확장되었을 때, 상기 노즐목삽입부(8)는 상기 연소관(2)의 후단을 향하여 일정 길이 이동하게 된다. When the plurality of cylinders 18 are all extended to have the same length, the nozzle neck inserting portion 8 moves a predetermined length toward the rear end of the combustion tube 2.

이때, 상기 노즐목형성부(10)와 상기 핀틀(6) 사이의 면적인 노즐목 면적은 점차 증가하게 되고, 상기 노즐목 면적이 증가하게 되면 기존에 배출되던 연소가스 보다 많은 양의 연소가스가 상기 연소관(2)의 외부로 배출되기 때문에 상기 연소관(2)의 내부 압력이 감소하면서 상기 추진기관의 추력이 감소하게 된다.At this time, the area of the nozzle neck area between the nozzle neck forming unit 10 and the pintle 6 is gradually increased, and when the nozzle neck area is increased, a larger amount of combustion gas than the existing combustion gas is discharged. Since it is discharged to the outside of the combustion tube 2, the pressure of the propulsion engine is reduced while the internal pressure of the combustion tube 2 is reduced.

상기 추력의 크기 조절을 위한 상기 노즐목 면적의 변화 시 상기 노즐목형성부(10)와 상기 핀틀(6) 사이의 간격은 상기 연소관(2)의 둘레방향에 대해 모든 부분에서 동일하게 변화된다.The gap between the nozzle neck forming portion 10 and the pintle 6 is equally changed in all parts with respect to the circumferential direction of the combustion tube 2 when the nozzle neck area for the size of the thrust is changed.

상기와 같은 방법을 이용하여 본 발명에서는 상기 추진기관의 추력 크기 및 추력 방향을 동시에 조절할 수 있게 된다. 예를 들어, 상기에서 설명한 바와 같이 상기 연소관(2)의 둘레방향에 설치된 모든 상기 실린더(18)를 이용하여 상기 추력의 크기를 조절하면서, 동시에 상기 연소관(2)의 둘레방향 중 어느 한 부분의 상기 실린더(18)를 보다 더 수축시키거나 보다 더 확장시켜 상기 연소관(2)의 둘레방향 중 상기 실린더(18)가 보다 더 수축되거나 보다 더 확장된 방향의 추력을 다른 방향보다 감소시키거나 증가시킬 수 있다.In the present invention using the method as described above it is possible to adjust the thrust size and the thrust direction of the propulsion engine at the same time. For example, as described above, all of the cylinders 18 installed in the circumferential direction of the combustion tube 2 are used to adjust the magnitude of the thrust, and at the same time in any part of the circumferential direction of the combustion tube 2. The cylinder 18 is further contracted or expanded further to reduce or increase the thrust of the cylinder 18 in the circumferential direction of the combustion tube 2 in the more contracted or more expanded direction than in the other directions. Can be.

도 4에는 본 발명에 따른 연소관 후단의 내측 벽면 구조가 도시되어 있다.Figure 4 shows the inner wall structure of the rear end of the combustion tube according to the present invention.

다중펄스 추진기관은 기존 고체 추진기관의 일회성 추력 발생 방식을 보완하여 추진기관의 에너지를 효율적으로 배분함으로써 유도탄의 사거리 증가와 종말속도를 향상시킬 수 있는 기술이다. Multi-pulse propulsion engine is a technology that can improve the range and speed of the missile by supplementing the one-time thrust generation method of the existing solid propulsion engine by efficiently allocating the energy of the propulsion engine.

이러한 다중펄스 추진기관의 초기 점화 시 추진제 그레인(4)의 연소에 의해 알루미늄 파티클 등이 발생되고, 상기 노즐목형성부(10)에 침적되어 추진기관의 추력 발생 시 문제를 일으키게 된다.In the initial ignition of the multi-pulse propulsion engine, aluminum particles, etc. are generated by the combustion of the propellant grains 4, and are deposited on the nozzle neck forming unit 10 to cause problems when thrust of the propulsion engine is generated.

이러한 문제를 해결하기 위해 본 발명에서는 상기 노즐목삽입부(8)를 상기 연소관(2)의 전후방향으로 이동시켜 상기 노즐목형성부(10)에 발생되는 파티클의 침적을 해소하기 위한 퍼징모드가 작동된다.In order to solve this problem, in the present invention, a purging mode for releasing particles generated in the nozzle neck forming part 10 by moving the nozzle neck inserting part 8 in the front and rear directions of the combustion pipe 2 is operated. do.

상기 퍼징모드는 추진기관의 초기점화 이후 재점화 이전 상태일 때 진행되는 것으로, 추진기관의 초기점화 이후 재점화 시점 사이에는 연소가스가 발생하지 않기 때문에 추진기관의 궤적 즉, 추력의 크기 및 방향 변화에 영향을 주지 않으면서 상기 노즐목삽입부(8)를 작동시킬 수 있다.The purging mode is performed after the initial ignition of the propulsion engine and before re-ignition. Since the combustion gas is not generated between the re-ignition time after the initial ignition of the propulsion engine, the trajectory, that is, the magnitude and direction of the thrust change of the propulsion engine It is possible to operate the nozzle neck insert 8 without affecting.

따라서, 추력 조절 장치 전체 구성에 무리가 되지 않는 선에서 상기 노즐목삽입부(8)를 이동시켜 발생되는 관성에 의해 퍼징모드가 진행됨으로써 초기점화 구간 동안 발생된 알류미늄 파티클 등의 침적을 해소시킬 수 있게 된다.Therefore, the purging mode is advanced by the inertia generated by moving the nozzle neck inserting portion 8 in a line that does not overwhelm the overall configuration of the thrust control device, thereby eliminating deposition of aluminum particles and the like generated during the initial ignition section. Will be.

상기 퍼징모드 작동에 의해 다중펄스 추진기관의 재점화 이후의 작동 시 유도탄의 안정성과 효율성을 증대시킬 수 있다. The purging mode operation can increase the stability and efficiency of the missile during operation after re-ignition of the multi-pulse propulsion engine.

앞서 설명한 본 발명의 상세한 설명에서는 본 발명의 바람직한 실시 예들을 참조하여 설명하였지만, 해당 기술 분야의 숙련된 당업자 또는 해당 기술 분야에 통상의 지식을 갖는 자라면 후술 될 특허청구범위에 기재된 본 발명의 사상 및 기술영역으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있음을 이해할 수 있을 것이다.In the detailed description of the present invention described above with reference to the preferred embodiments of the present invention, those skilled in the art or those skilled in the art having ordinary skill in the art will be described in the claims to be described later And it will be understood that various modifications and changes of the present invention can be made without departing from the scope of the art.

2 : 연소관
4 : 추진제 그레인
6 : 핀틀
6a : 지지축
8 : 노즐목삽입부
10 : 노즐목형성부
12 : 후단마개
14 : 내측삽입부
16 : 외측고정부
18 : 실린더
20 : 목단열재
22 : 축소부단열재
24 : 금속재2: combustion tube
4: propellant grain
6: pintle
6a: support shaft
8: Nozzle neck insert
10: nozzle neck forming part
12: rear plug
14: inner insertion portion
16: outer fixing part
18: cylinder
20: wood insulation
22: shrinkage insulating material
24: metal material

Claims (31)

추진기관의 추력 크기 및 방향을 조절하기 위한 추력 조절 장치에 있어서,
내부에 추진제 그레인이 구비되는 연소관;
상기 연소관의 내부에서 상기 연소관과 동축이 되도록 위치하는 핀틀;
중공의 원통형상이며, 상기 연소관과 동축이 되도록 상기 연소관의 후단에 장착되어 상기 연소관의 노즐목을 형성하는 노즐목삽입부;
상기 노즐목삽입부와 상기 연소관을 서로 고정시키는 후단마개; 및
상기 연소관에 대한 상기 노즐목삽입부의 전후방향 이동 및 상기 연소관의 중심축과 상기 노즐목삽입부 사이의 간격을 조절하는 실린더;를 포함하며,
상기 노즐목삽입부는 전단 일정길이 부분이 상기 연소관의 후단 내부에 삽입되고,
상기 노즐목삽입부의 후단 일정길이 부분은 후단으로 갈수록 상기 연소관의 중심축과 점차 가까워지는 단면형상의 노즐목형성부로 형성되며,
상기 노즐목삽입부를 상기 연소관의 전후방향으로 이동시켜 상기 노즐목형성부에 발생되는 파티클의 침적을 해소하기 위한 퍼징모드를 작동시키는 것
을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.In the thrust control device for adjusting the thrust size and direction of the propulsion engine,
Combustion tube provided with a propellant grain therein;
A pintle positioned coaxially with the combustion tube in the combustion tube;
A nozzle neck inserting portion having a hollow cylindrical shape and mounted to a rear end of the combustion tube so as to be coaxial with the combustion tube to form a nozzle neck of the combustion tube;
A rear end stopper for fixing the nozzle neck insert and the combustion tube to each other; And
And a cylinder for controlling the front and rear movement of the nozzle neck inserting portion with respect to the combustion tube and the distance between the central axis of the combustion tube and the nozzle throat inserting portion.
The nozzle neck insertion portion is a predetermined length portion of the front end is inserted into the rear end of the combustion tube,
The constant length portion of the rear end of the nozzle neck inserting portion is formed of a nozzle neck forming portion having a cross-sectional shape that is gradually closer to the central axis of the combustion tube toward the rear end thereof.
Actuating the purging mode for eliminating the deposition of particles generated in the nozzle neck forming portion by moving the nozzle neck insert in the front and rear direction of the combustion tube
Thrust control device of the propulsion engine, characterized in that. 제1항에 있어서,
상기 추진기관의 추력 크기 및 추력 방향은 동시에 조절되는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 1,
Thrust size and the thrust direction of the propulsion engine is the thrust control device of the propulsion engine, characterized in that is adjusted at the same time. 삭제delete 삭제delete 제1항에 있어서,
상기 노즐목삽입부의 외주면은 목단열재에 의해 감싸지는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 1,
Thrust control device of the propulsion engine, characterized in that the outer circumferential surface of the nozzle neck insert portion is wrapped by a neck insulation. 제5항에 있어서,
상기 목단열재의 전단에는 상기 연소관의 후단을 향하여 절곡된 원호형상의 축소부단열재가 연결되는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 5,
Thrust control device of the propulsion engine, characterized in that for the front end of the wood insulation is connected to the arcuate-shaped reduced portion insulation is bent toward the rear end of the combustion tube. 제6항에 있어서,
상기 목단열재의 외주면 및 상기 축소부단열재의 내측 곡면부는 금속재에 의해 감싸지는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 6,
Thrust control device of the propulsion engine, characterized in that the outer circumferential surface of the heat insulating material and the inner curved portion of the reduced portion insulation material is wrapped by a metal material. 제7항에 있어서,
상기 후단마개는 상기 연소관의 전후방향으로 일정길이 연장되는 내측삽입부 및 상기 내측삽입부의 단부로부터 상기 연소관의 중심축과 멀어지는 방향으로 일정각도 절곡되는 외측고정부를 포함하는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 7, wherein
The rear end stopper may include an inner insertion portion extending a predetermined length in the front and rear direction of the combustion tube and an outer fixing portion bent at an angle away from the end of the inner insertion portion in a direction away from the central axis of the combustion tube. Thrust control device. 제8항에 있어서,
상기 내측삽입부의 단부에는 플렉시블씰(flexible seal)이 장착되는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 8,
Thrust control device of the propulsion engine, characterized in that the flexible seal is mounted on the end of the inner insertion portion. 제9항에 있어서,
상기 외측고정부의 단부는 상기 연소관의 후단부 외측에 고정되는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 9,
The end of the outer fixing portion is the thrust control device of the propulsion engine, characterized in that fixed to the outside of the rear end of the combustion tube. 제10항에 있어서,
상기 후단마개와 상기 노즐목삽입부의 고정은 상기 플렉시블씰과 상기 금속재의 고정에 의해 이루어지는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 10,
The rear end stopper and the nozzle neck insert is fixed to the thrust control device of the propulsion engine, characterized in that made by fixing the flexible seal and the metal material. 제11항에 있어서,
상기 실린더의 일단은 상기 노즐목삽입부의 후단에 연결되고, 상기 실린더의 타단은 상기 후단마개의 외측고정부에 연결되는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 11,
One end of the cylinder is connected to the rear end of the nozzle neck insertion portion, the other end of the cylinder is thrust control device of the propulsion engine, characterized in that connected to the outer fixing portion of the rear end plug. 제12항에 있어서,
상기 실린더는 상기 연소관의 둘레방향으로 서로 일정 각도 이격되어 복수 개 구비되는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 12,
The thrust control device of the propulsion engine, characterized in that the cylinder is provided with a plurality of spaced apart from each other in the circumferential direction of the combustion tube. 제13항에 있어서,
상기 추진기관의 추력 방향은 상기 실린더의 수축 및 확장에 의한 상기 노즐목형성부와 상기 연소관의 중심축 사이의 간격 변화에 의해 이루어지는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 13,
The thrust direction of the propulsion engine is a thrust control device of the propulsion engine, characterized in that the change in the distance between the center axis of the nozzle neck forming portion and the combustion tube by the contraction and expansion of the cylinder. 제14항에 있어서,
상기 추진기관의 추력 방향 조절 시, 상기 복수 개의 실린더 중 서로 180도 방향에 위치한 실린더가 동시에 이용되는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 14,
When adjusting the thrust direction of the propulsion engine, the thrust control device of the propulsion engine, characterized in that the cylinder located in the direction of 180 degrees from each other of the plurality of cylinders are used at the same time. 제15항에 있어서,
상기 복수 개의 실린더 중 어느 하나의 실린더는 수축하고 상기 어느 하나의 실린더와 180도 위치에 있는 다른 하나의 실린더는 확장되는 경우,
상기 어느 하나의 실린더와 연결된 부분의 상기 노즐목삽입부는 상기 연소관의 전단을 향하여 일정 길이 이동하면서 상기 노즐목형성부가 상기 연소관의 중심축과 점차 멀어지는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 15,
When one cylinder of the plurality of cylinders contracts and the other cylinder in a 180 degree position with the one cylinder is expanded,
The nozzle neck insert portion of the portion connected to the one cylinder is thrust control device of the propulsion engine, characterized in that the nozzle neck forming portion gradually away from the central axis of the combustion tube while moving a predetermined length toward the front end of the combustion tube. 제16항에 있어서,
상기 다른 하나의 실린더와 연결된 부분의 상기 노즐목삽입부는 상기 연소관의 후단을 향하여 일정 길이 이동하면서 상기 노즐목형성부가 상기 연소관의 중심축과 점차 가까워지는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 16,
And the nozzle neck insert portion of the portion connected to the other cylinder moves a predetermined length toward the rear end of the combustion tube while the nozzle neck forming portion gradually approaches the central axis of the combustion tube. 제17항에 있어서,
상기 노즐목형성부와 상기 연소관의 중심축 사이의 간격인 노즐목 간격이 증가할수록 해당 방향의 추력이 증가하는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 17,
The thrust control device of the propulsion engine, characterized in that the thrust in the direction increases as the nozzle neck spacing, the interval between the nozzle neck forming unit and the central axis of the combustion tube increases. 제18항에 있어서,
상기 노즐목형성부와 상기 연소관의 중심축 사이의 간격인 노즐목 간격이 감소할수록 해당 방향의 추력이 감소하는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 18,
Thrust of the propulsion engine, characterized in that the thrust in the corresponding direction is reduced as the nozzle neck spacing is reduced between the nozzle neck forming unit and the central axis of the combustion tube. 제19항에 있어서,
상기 연소관의 둘레방향 부분 별로 노즐목 간격이 서로 다르게 형성되어 있을 때, 상기 노즐목 간격에 따른 추력의 비대칭에 의해 추력의 편향이 발생되는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 19,
The thrust control device of the propulsion engine, characterized in that the deflection of the thrust is generated by the asymmetry of the thrust according to the nozzle neck spacing when the nozzle neck spacing is formed differently in the circumferential portion of the combustion tube. 제20항에 있어서,
상기 어느 하나의 실린더가 수축된 길이만큼 상기 다른 하나의 실린더가 확장되는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 20,
Thrust control device of the propulsion engine, characterized in that the other cylinder is extended by the length of the contracted one of the cylinders. 제13항에 있어서,
상기 추진기관의 추력 크기는 상기 실린더의 수축 및 확장에 의한 상기 노즐목삽입부의 전후방향 이동에 의해 이루어지는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 13,
Thrust size of the propulsion engine is a thrust control device of the propulsion engine, characterized in that made by the forward and backward movement of the nozzle neck insert by the contraction and expansion of the cylinder. 제22항에 있어서,
상기 추진기관의 추력 크기 조절 시 상기 복수 개의 실린더가 동시에 이용되는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 22,
The thrust control device of the propulsion engine, characterized in that the plurality of cylinders are used simultaneously when adjusting the thrust size of the propulsion engine. 제23항에 있어서,
상기 연소관에 대한 상기 노즐목삽입부의 전후방향 이동 시 상기 노즐목삽입부는 상기 연소관의 중심축과 평행하도록 이동하는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 23, wherein
And the nozzle neck insertion unit moves in parallel with the central axis of the combustion tube when the nozzle neck insertion unit moves forward and backward with respect to the combustion tube. 제24항에 있어서,
상기 복수 개의 실린더가 모두 동일한 길이가 되도록 수축되었을 때,
상기 노즐목삽입부는 상기 연소관의 전단을 향하여 일정 길이 이동하는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 24,
When the plurality of cylinders are all contracted to have the same length,
The nozzle neck insertion unit thrust control device, characterized in that for moving a predetermined length toward the front end of the combustion tube. 제25항에 있어서,
상기 노즐목형성부와 상기 핀틀 사이의 면적인 노즐목 면적이 점차 감소하면서 상기 추진기관의 추력이 증가되는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 25,
Thrust control device of the propulsion engine, characterized in that the thrust of the propulsion engine is increased while gradually reducing the area of the nozzle neck area between the nozzle neck forming portion and the pintle. 제24항에 있어서,
상기 복수 개의 실린더가 모두 동일한 길이가 되도록 확장되었을 때,
상기 노즐목삽입부는 상기 연소관의 후단을 향하여 일정 길이 이동하는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 24,
When the plurality of cylinders are all extended to be the same length,
The nozzle neck insertion unit is a thrust control device of the propulsion engine, characterized in that for moving a predetermined length toward the rear end of the combustion tube. 제27항에 있어서,
상기 노즐목형성부와 상기 핀틀 사이의 면적인 노즐목 면적이 점차 증가하면서 상기 추진기관의 추력이 감소되는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 27,
Thrust control device of the propulsion engine, characterized in that the thrust of the propulsion engine is reduced as the area of the nozzle neck area between the nozzle neck forming portion and the pintle gradually increases. 제24항에 있어서,
상기 추력의 크기 조절을 위한 상기 노즐목 면적의 변화 시 상기 노즐목형성부와 상기 핀틀 사이의 간격은 상기 연소관의 둘레방향에 대해 모든 부분에서 동일하게 변화되는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 24,
The thrust control device of the propulsion engine, characterized in that the distance between the nozzle neck forming portion and the pintle is changed in all parts with respect to the circumferential direction of the combustion tube when the nozzle neck area for the size of the thrust is changed. 삭제delete 제1항에 있어서,
상기 퍼징모드는 추진기관의 초기점화 이후, 재점화 이전 상태일 때 진행되는 것을 특징으로 하는 추진기관의 추력 조절 장치.The method of claim 1,
The purging mode is a thrust control device of the propulsion engine, characterized in that proceeded when the state before the re-ignition, after the initial ignition of the propulsion engine.
KR1020190045111A 2019-04-17 2019-04-17 Thrust control apparatus of propulsion system KR102028673B1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020190045111A KR102028673B1 (en) 2019-04-17 2019-04-17 Thrust control apparatus of propulsion system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020190045111A KR102028673B1 (en) 2019-04-17 2019-04-17 Thrust control apparatus of propulsion system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR102028673B1 true KR102028673B1 (en) 2019-10-04

Family

ID=68208199

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020190045111A KR102028673B1 (en) 2019-04-17 2019-04-17 Thrust control apparatus of propulsion system

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR102028673B1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102263964B1 (en) 2021-02-03 2021-06-11 국방과학연구소 Propellant activate device for a guided missile with pintle nozzle, the guided missile and control method thereof
EP4354077A1 (en) * 2022-10-14 2024-04-17 Nederlandse Organisatie voor toegepast-natuurwetenschappelijk Onderzoek TNO A solid fuel propelled projectile

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101440453B1 (en) 2013-10-30 2014-09-15 엘아이지넥스원 주식회사 Thrust Distribution Apparatus and Projectile Propulsion Apparatus Flight Vehicle thereof
KR101960397B1 (en) * 2018-09-11 2019-03-20 국방과학연구소 Thrust control apparatus of propulsion system

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101440453B1 (en) 2013-10-30 2014-09-15 엘아이지넥스원 주식회사 Thrust Distribution Apparatus and Projectile Propulsion Apparatus Flight Vehicle thereof
KR101960397B1 (en) * 2018-09-11 2019-03-20 국방과학연구소 Thrust control apparatus of propulsion system

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102263964B1 (en) 2021-02-03 2021-06-11 국방과학연구소 Propellant activate device for a guided missile with pintle nozzle, the guided missile and control method thereof
EP4354077A1 (en) * 2022-10-14 2024-04-17 Nederlandse Organisatie voor toegepast-natuurwetenschappelijk Onderzoek TNO A solid fuel propelled projectile
WO2024080873A1 (en) * 2022-10-14 2024-04-18 Nederlandse Organisatie Voor Toegepast-Natuurwetenschappelijk Onderzoek Tno A solid fuel propelled projectile

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR102028673B1 (en) Thrust control apparatus of propulsion system
US6668542B2 (en) Pulse detonation bypass engine propulsion pod
US10823116B2 (en) Thrust control apparatus of propulsion system
EP0852669B1 (en) Convertible ejector cooled nozzle
US20050188677A1 (en) Systems and methods for varying the thrust of rocket motors and engines while maintaining higher efficiency using moveable plug nozzles
US4913379A (en) Rocket flight direction control system
CN103696873A (en) Axisymmetric vectoring nozzle with good stealth function
US20090211225A1 (en) Systems and methods for varying the thrust of rocket motors and engines while maintaining higher efficiency using moveable plug nozzles
CN109630315B (en) Solid rocket scramjet engine, arc-shaped gas generator and central injection device
JP6539653B2 (en) Combustion gas jet nozzle for rocket engine equipped with sealing device between fixed part and movable part of nozzle
KR102015618B1 (en) Thrust control apparatus of propulsion system
US6981365B1 (en) Supersonic revolving nozzle
JP6454285B2 (en) Nozzle with a variable neck for a spacecraft thruster provided with a movable needle
CN102650245A (en) Miniature solid rocket engine
RU2312999C1 (en) Solid-propellant rocket engine
CN116378847B (en) Single-drive lobe nozzle structure with heat transfer and structural reinforcement
KR101669166B1 (en) Thruster with Multi-layer concentric solid propellant grain and Igniter of small aspect ratio
CN115434827A (en) Special-shaped micro-thrust eccentric spray pipe
CN208106596U (en) A kind of solid rocket ramjet jet pipe
US6543717B1 (en) Compact optimal and modulatable thrust device for controlling aerospace vehicles
US10570856B2 (en) Device for modulating a gas ejection section
CN216342481U (en) Solid attitude control engine integrated cabin
US12018628B2 (en) Turbojet engine rear part comprising a nozzle having flaps comprising levers that are movable by means of upstream and downstream bearing walls
KR102110429B1 (en) Spraying manufacturing method for expanded nozzle
US20240003316A1 (en) Turbojet engine rear part comprising a nozzle having flaps comprising levers that are movable by means of upstream and downstream bearing walls

Legal Events

Date Code Title Description
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant