KR200321847Y1 - Launcher sabot - Google Patents
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Abstract
본 고안은 관통자와 이탈피 계면의 요철결합부에서 발생되는 전단응력에 견딜 수 있도록 복합재 인서트를 형성하고, 이 복합재 인서트의 외형은 손쉽게 제작이 가능한 복합재 이탈피로 구성하여 이탈피의 강성과 경량화에 따른 관통자로의 추진에너지를 최대한으로 전달하여 비행거리 목표물의 정확성 등 시스템 전체 성능을 향상시킬 수 있도록 하는 발사체의 이탈피를 제공하는 것으로, 관통자의 외경부에 분리되게 결합되어 관통자를 포신에 안내하고 동시에 관통자에 추진에너지를 전달하여 관통자가 포신을 벗어나 비행하게 한 후 관통자로부터 분리되는 이탈피로서, 내경부로 상기 관통자의 요철결합부와 대응하는 요철결합부가 형성되는 복합재 인서트와; 상기 복합재 인서트의 외경부 전체에 접합 고정되고 그 외관으로 포신의 내경 직경을 갖는 기밀외경부가 형성되고, 이 기밀외경부의 일측으로 약실의 발사압력을 원주방향과 원심방향으로 직접 받아 관통자로 추진에너지를 전달하는 인사이드 외경부가 형성되는 복합재 이탈피로 구성된 것을 특징으로 한다.The present invention forms a composite insert to withstand the shear stress generated at the uneven joint at the interface between the penetrator and the breakaway skin, and the shape of the composite insert consists of a composite breakaway skin that can be easily manufactured to penetrate the stiffness and light weight It provides a breakaway of the projectile that transmits the propulsion energy of the jaw to the maximum to improve the overall performance of the system, such as the accuracy of the flight target.It is coupled to the outer diameter of the penetrator to guide the penetrator to the barrel. A separation insert separated from the penetrator after the propulsion energy is transmitted to the penetrator to fly away from the barrel, and the composite insert having an inner diameter portion corresponding to the convex and concave coupling portion of the penetrating portion; The outer diameter of the composite insert is bonded to the entire outer diameter portion of the outer shell having an inner diameter diameter of the barrel is formed, the outer side of the hermetic outer diameter portion of the chamber receiving pressure of the chamber directly in the circumferential direction and centrifugal direction to the propulsion energy to penetrate Characterized by consisting of a composite leaving the inner outer diameter portion to be delivered.
Description
본 고안은 전차 또는 장갑차의 포탄인 날개안정철갑탄에 관한 것으로, 특히 날개안정철갑탄을 구성하는 관통자를 포신에서 안내하고 동시에 관통자에 운동(추진)에너지를 전달하는 이탈피(sabot)를 강화섬유 복합재로 구성하면서도 전단응력을 한층 강화시키고 경량화시킬 수 있도록 하기 위한 발사체의 이탈피에 관한 것이다.The present invention relates to a wing stabilized armor shell, which is a shell of a tank or armored vehicle. In particular, the sabot, which guides the penetrating constituent wing stabilizer shell from the barrel and delivers kinetic energy to the penetrator, is reinforced fiber composite. The present invention relates to a breakaway of the projectile to make the shearing stress stronger and lighter.
날개안정철갑탄은 관통자와 이탈피로 구성된다. 즉 날개안정철갑탄은 발사시 목표물까지 비행하는 관통자와, 이 관통자의 외경에 3조각으로 분리 결합되어 관통자를 포신에 안내하고 동시에 관통자에 추진에너지를 전달하여 관통자가 포신을 벗어나 비행하게 한 후 관통자로부터 분리되는 이탈피로 구성된다.Wing stabilized armor shells consist of penetrators and breakaways. In other words, the wing stabilized iron shell is separated from the penetrator to fly to the target when it is launched, separated into three pieces by the outer diameter of the penetrator, guides the penetrator to the barrel, and simultaneously transmits propulsion energy to the penetrator, causing the penetrator to fly off the barrel. It consists of a breakaway separation.
상기 날개안정철갑탄을 구성하는 관통자를 발사하기 위하여 사용되는 이탈피는 관통자의 운반체로서의 용도로 사용되고, 동시에 관통자의 구조적인 지지역할 및 포신에서의 압력밀폐 역할을 수행하게 된다. 따라서 관통자를 발사하기 위해 발생되는 추진에너지를 최대한 관통자로 전달하여야 하므로 이탈피의 중량이 가벼울수록 전체 시스템의 성능 설계에 아주 유리하다.The escape shell used to launch the penetrating pendulum constituting the wing stabilized iron shell is used as a carrier of the penetrator, and at the same time serves as a structural support for the penetrator and pressure sealing in the barrel. Therefore, the propulsion energy generated to launch the penetrator must be transmitted to the penetrator as much as possible, so the lighter the breakaway weight is, the more advantageous it is for the performance design of the whole system.
상기 이탈피는 발사시 발생되는 추진에너지를 관통자에 충분히 전달하기 위하여 이탈피와 관통자의 계면에 나사산 또는 그루브(groove) 형태의 요철결합부가 형성되어 있으며, 이탈피의 외형은 포신과 긴밀하게 밀착되어 있어 발사시 발생되는 압력을 밀폐할 수 있도록 구성되어 있으며, 발사 후 관통자가 포신에서 벗어나면 관통자의 비행에 영향을 주지 않고 비행시 공력에 의하여 분리될 수 있게 설계되어 있다.The breakaway shell has a thread or groove-shaped concave-convex coupling portion formed at the interface of the breakaway skin and the penetrator in order to sufficiently transfer the propulsion energy generated during firing to the penetrator. The appearance of the breakaway shell is closely adhered to the barrel. It is designed to seal the pressure generated during the launch, and it is designed to be separated by aerodynamics during flight without affecting the penetration of the penetrator if the penetrator is released from the barrel after firing.
도 1은 종래 알루미늄으로 구성된 이탈피의 설치상태를 도시한 것이다,1 is a view showing a state of installation of a breakaway made of a conventional aluminum,
도시된 바와 같이 전차 또는 장갑차에 구성된 포신(100)에 날개안정철갑탄을 구성하는 관통자(200)가 3개의 조각으로 이루어진 이탈피(50)에 의하여 삽입되어있다.As shown, the penetrator 200 constituting the wing stabilized armor shell is inserted into the barrel 100 of the tank or armored vehicle by a breakaway body 50 made of three pieces.
상기 관통자(200)의 외경부와 이와 대응하는 이탈피(50)의 내경부에는 나사산 또는 그루브 형태의 요철결합부(202)(52)가 형성되어 있다. 따라서 관통자(200)의 발사시 상기 요철결합부(202)(52)에 의하여 전단응력을 만족시키게 된다.In the outer diameter portion of the penetrator 200 and the inner diameter portion of the breakaway skin 50 corresponding thereto, uneven coupling portions 202 and 52 having a thread or groove shape are formed. Therefore, the shear stress is satisfied by the uneven coupling parts 202 and 52 at the time of launching the penetrator 200.
상기와 같이 구성된 종래의 이탈피(50)는 전체가 알루미늄으로 형성되어 발사시 요구되는 전단응력에는 별다른 문제점이 없으나 전체가 알루미늄으로 구성되어 있기 때문에 복합재에 비하여 상대적으로 비중이 높은 문제점을 갖게 된다. 이와 같이 이탈피(50)의 비중이 높게 되면 관통자(200)의 중요 성능인 비행거리 및 정확성(목표물)과 시스템 전체 성능에 큰 영향을 미치게 된다.The conventional breakaway skin 50 configured as described above has a problem that the specific gravity is relatively higher than that of the composite material because the whole is made of aluminum, but there is no problem in the shear stress required at launch. In this way, when the specific gravity of the breakaway 50 is high, the critical performance of the penetrator 200 has a great influence on the flight distance and accuracy (target) and overall system performance.
한편 상기 알루미늄 이탈피의 무게를 줄이기 위하여 최근에는 순수 복합재 이탈피에 관한 선행기술이 미국특허 5,789,699로 제시되었다.On the other hand, in order to reduce the weight of the aluminum escape skin, the prior art related to pure composite escape skin has been proposed in US Patent 5,789,699.
상기 선행기술의 복합재의 경우, 인장 및 압축 등 기계적 강도는 뛰어나나 관통자와 이탈피 사이의 요철결합부 부위에서의 요구하는 전단응력은 알루미늄에 비하여 크게 떨어지는 단점이 있는 바, 이를 해결하기 위하여 선행기술에서는 고강도 및 강성을 갖는 카본 파이버(carbon fiber)에 열가소성 PEI(polyetherimid)를 코팅한 프리프레그 복합재 소재를 축방향에 대해 일정한 적층각도를 갖게 하여 요구물성을 만족시키면서 이탈피가 요구하는 무게감량을 이룰 수 있는 프리프레그 적층방법 및 순서를 제시하였다. 즉, 카본/PEI 프리프레그를 원하는 방향으로 적층하기 위하여 내/외부 형상에 따라 절단한 후 적층하고 압축지그를 이용하여 압축성형 하였다.In the case of the composite material of the prior art, the mechanical strength such as tensile and compression is excellent, but the required shear stress at the uneven joint portion between the penetrator and the breakaway is significantly lower than that of aluminum. Prepreg composite material coated with thermoplastic PEI (polyetherimid) on high-strength and rigid carbon fiber has constant lamination angle in the axial direction to achieve the weight loss required by breakaway skin A prepreg lamination method and sequence that can be presented are presented. That is, in order to laminate the carbon / PEI prepreg in the desired direction, the carbon / PEI prepreg was cut according to the inner / outer shape and laminated, and compression molded using a compression jig.
상기와 같이 구성된 이탈피는 복잡한 형상으로 인해 프리프레그를 이탈피의 내/외부 형상에 따라 절단하고 적층하기 때문에 제작공정이 매우 복잡하고 어려우며, 압축 성형시 가해지는 압력으로 인하여 카본 파이버의 배열이 흐트러지는 문제점이 있으므로 대량생산을 요구하는 이탈피의 제작에 공정불량을 유발할 수 있는 소지가 많은 문제점을 안고 있다.The breakaway skin configured as described above is very complicated and difficult to fabricate because the prepreg is cut and laminated according to the inside / outside shape of the breakaway skin, and the arrangement of the carbon fiber is disturbed due to the pressure applied during compression molding. Because of this, there are many problems that can cause a process defect in the production of the escape avoidance that requires mass production.
본 고안은 상기와 같은 종래 기술의 문제점을 해결하기 위해 창안된 것으로, 관통자와 이탈피 계면의 요철결합부에서 발생되는 전단응력에 견딜 수 있도록 복합재 인서트를 형성하고, 이 복합재 인서트의 외형은 손쉽게 제작이 가능한 복합재 이탈피로 구성하여 이탈피의 강성과 경량화에 따른 관통자로의 추진에너지를 최대한으로 전달하여 비행거리 목표물의 정확성 등 시스템 전체 성능을 향상시킬 수 있도록 하는 발사체의 이탈피를 제공하는데 그 목적이 있다.The present invention was created to solve the problems of the prior art as described above, to form a composite insert to withstand the shear stress generated in the concave-convex coupling portion of the penetrating and breakaway interface, the appearance of the composite insert is easily manufactured The aim is to provide a breakaway of the projectile, which is composed of such a composite breakaway skin, which can transmit the propulsion energy to the penetrator according to the stiffness and weight of the breakaway skin to the maximum, thereby improving the overall performance of the system such as the accuracy of the flight target. .
상기의 목적을 달성하기 위하여 본 고안은,The present invention to achieve the above object,
관통자의 외경부에 분리되게 결합되어 관통자를 포신에 안내하고 동시에 관통자에 추진에너지를 전달하여 관통자가 포신을 벗어나 비행하게 한 후 관통자로부터 분리되는 이탈피로서,As a breakaway blood separated from the penetrator after being separated from the penetrator, the penetrator is separated from the penetrator and is separated from the penetrator.
내경부로 상기 관통자의 요철결합부와 대응하는 요철결합부가 형성되는 복합재 인서트와;A composite insert having an inner diameter portion in which an uneven coupling portion corresponding to the uneven coupling portion of the penetrator is formed;
상기 복합재 인서트의 외경부 전체에 접합 고정되고 그 외관으로 포신의 내경 직경을 갖는 기밀외경부가 형성되고, 이 기밀외경부의 일측으로 약실의 발사압력을 원주방향과 원심방향으로 직접 받아 관통자로 추진에너지를 전달하는 인사이드 외경부가 형성되는 복합재 이탈피로 구성된 것을 특징으로 한다.The outer diameter of the composite insert is bonded to the entire outer diameter portion of the outer shell having an inner diameter diameter of the barrel is formed, the outer side of the hermetic outer diameter portion of the chamber receiving pressure of the chamber directly in the circumferential direction and centrifugal direction to the propulsion energy to penetrate Characterized by consisting of a composite leaving the inner outer diameter portion to be delivered.
상기 복합재 인서트의 요철결합부가 전단응력에 견딜 수 있도록 복합재 인서트의 축방향으로 적어도 1층 이상의 섬유보강재를 배열한 것을 특징으로 한다.At least one layer of fiber reinforcement is arranged in the axial direction of the composite insert so that the uneven coupling portion of the composite insert can withstand shear stress.
상기 복합재 인서트의 요철결합부는 축방향으로 배열된 섬유보강재로 이루어진 것을 특징으로 한다.Concave-convex coupling portion of the composite insert is characterized in that made of a fiber reinforcement arranged in the axial direction.
상기 섬유보강재는 요철결합부의 배열(요철배열)에 따라 요철형태로 배열되는 것을 특징으로 한다.The fiber reinforcing material is characterized in that it is arranged in a concave-convex shape according to the arrangement (concave-convex arrangement) of the concave-convex coupling portion.
상기 복합재 인서트의 외경 중앙 및 일측에는 복합재 이탈피가 복합재 인서트에서 분리되지 않도록 고정턱이 일체로 형성된 것을 특징으로 한다.In the center and one side of the outer diameter of the composite insert is characterized in that the fixing jaw is formed integrally so that the composite escape avoided from the composite insert.
이와 같이 복합재 인서트와 복합재 이탈피로 구성된 본 고안의 이탈피는 복합재 인서트에 축방향으로 배열 개재된 섬유보강재가 관통자의 요철결합부에서 요구하는 전단응력을 만족시키고 동시에 복합재 인서트에 접합된 복합재 이탈피가 발사압력에 대항하는 강성을 갖고 관통자에 추진에너지를 전달하게 되어 이탈피의 강성과 함께 경량화를 이루게 되어 이탈피가 요구하는 물성 및 중량감소 목표를 동시에 만족시킬 수 있게 되는 것이다.The breakaway skin of the present invention, which is composed of composite inserts and composite breakaways, meets the shear stress required by the concave-convex joint of the penetrators in the axial direction. The propulsion energy is transmitted to the penetrator with the stiffness against the pressure to achieve a light weight along with the stiffness of the breakaway to meet the physical and weight reduction targets required by the breakaway.
도 1은 종래 알루미늄 이탈피의 설치상태도.1 is a state diagram of a conventional aluminum escape shell.
도 2는 본 고안의 복합재 인서트를 이용한 이탈피의 설치상태도.Figure 2 is a state of installation of the escape using the composite insert of the present invention.
도 3은 본 고안의 복합재 인서트와 관통자의 상세단면도.Figure 3 is a detailed cross-sectional view of the composite insert and the penetrator of the present invention.
<도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명><Explanation of symbols for the main parts of the drawings>
10 : 이탈피 20 : 복합재 인서트10: Breakaway 20: Composite insert
24 : 섬유보강재 30 : 복합재 이탈피24: fiber reinforcement material 30: composite escape
100 : 포신 200 : 관통자100: barrel 200: penetrator
이하에서 본 고안의 바람직한 실시 예를 첨부된 도면에 의거 상세히 설명하기로 한다.Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.
본 고안의 설명에서 종래와 동일 또는 동등한 부분은 같은 도면부호로 표기하여 설명한다.In the description of the present invention, the same or equivalent parts as in the prior art will be described with the same reference numerals.
도 2는 본 고안의 복합재 인서트를 이용한 이탈피의 설치상태도이고, 도 3은 본 고안의 복합재 인서트와 관통자의 상세단면도를 도시한 것이다.Figure 2 is a state of installation of the escape using the composite insert of the present invention, Figure 3 shows a detailed cross-sectional view of the composite insert and the penetrator of the present invention.
도 2 및 도 3에 도시된 바와 같이 본 고안의 이탈피(10)는, 복합재 인서트 (20)와 이 복합재 인서트(20)의 외경부로 접합되는 복합재 이탈피(30)로 구성된다.2 and 3, the breakaway skin 10 of the present invention is composed of a composite insert 20 and a composite breakaway skin 30 joined to the outer diameter portion of the composite insert 20. As shown in FIG.
상기 이탈피(10)는 3조각이 모여 원통상의 한 세트의 이탈피가 되어 도 2에 도시된 바와 같이 관통자(200)를 감싸는 형태로 하여 포신(100)에 위치된다.The breakaway skin 10 is located in the barrel 100 in a shape that surrounds the penetrator 200 as shown in FIG.
상기 복합재 인서트(20)에는 관통자(200)의 외경부에 형성된 요철결합부 (202)와 대응하는 요철결합부(22)가 형성된다.The composite insert 20 is formed with a concave-convex coupling portion 22 corresponding to the concave-convex coupling portion 202 formed in the outer diameter portion of the penetrator 200.
상기 복합재 인서트(20)에는 전단응력에 충분히 견딜 수 있도록 축방향, 즉 관통자(200)의 축을 기준으로 섬유보강재(24)가 적어도 1층 이상으로 배열되어 있다.The composite insert 20 is arranged in at least one layer of the fiber reinforcement material 24 in the axial direction, that is, based on the axis of the penetrator 200 to sufficiently withstand the shear stress.
상기 섬유보강재(24)는 요철결합부(22)로부터 적용되어 적어도 1층 이상으로 배열되어 있으며, 섬유보강재(24)는 요철결합부(22)의 배열(요철배열)에 따라 요철형태로 배열된다.The fiber reinforcing material 24 is applied from the uneven coupling portion 22 is arranged in at least one layer, the fiber reinforcing material 24 is arranged in the uneven shape according to the arrangement (uneven arrangement) of the uneven coupling portion 22. .
상기 복합재 인서트(20)의 외경 중앙 및 일측에는 복합재 이탈피(30)가 복합재 인서트(20)에서 분리되지 않도록 고정턱(26)(28)이 일체로 형성된다.Fixed jaws 26 and 28 are integrally formed at the center and one side of the outer diameter of the composite insert 20 so that the composite escape shell 30 is not separated from the composite insert 20.
그리고 상기 복합재 이탈피(30)의 외관으로 포신(100)의 내경 직경(100a)을 갖는 기밀외경부(32)가 형성되고, 이 기밀외경부(32)의 일측으로 약실의 발사압력을 원주방향과 원심방향으로 직접 받아 관통자로 추진에너지를 전달하는 인사이드외경부(34)가 형성된다.And the outer surface of the composite strip 30 is formed with an airtight outer diameter portion 32 having an inner diameter (100a) of the barrel 100, the firing pressure of the chamber to one side of the airtight outer diameter portion 32 in the circumferential direction The inner outer diameter portion 34 is formed to directly receive in the centrifugal direction and transfer the propulsion energy to the penetrator.
그리고 상기 복합재 이탈피(30)의 일측 인사이드 외경부(34)가 약실의 높은 발사압력을 원심방향과 원주방향으로 효과적으로 받기 위하여 기밀외경부(32)로 갈수록 완만한 경사부와 기밀외경부(32)에 이르러 급격한 경사부를 이루는 것이 바람직하다.In addition, one side outer diameter portion 34 of the composite escape shell 30 has a gentle inclination portion and an airtight outer diameter portion 32 toward the hermetic outer diameter portion 32 so as to effectively receive the high firing pressure of the chamber in the centrifugal direction and the circumferential direction. It is desirable to form a sharp inclined portion at).
상기와 같은 섬유보강재(24)의 배열은 3축 브레이딩(Tri-axial Braiding)으로 할 수 있고, 또다른 방법으로는 섬유보강재(24)를 배열한 후 원주방향 필라멘트 와인딩 공정으로 할 수 있다.The arrangement of the fiber stiffener 24 as described above may be tri-axial braiding, and another method may be a circumferential filament winding process after arranging the fiber stiffener 24.
상기 축방향으로 배열되는 섬유보강재(24)는 일방향 섬유 테이프 또는 고분자 수지가 코팅된 일방향 프리프레그(Unidirectional Prepreg) 등을 핸드레이업 방법을 통하여 쉽게 제조할 수 있다.The fiber reinforcement material 24 arranged in the axial direction can be easily manufactured through a one-way fiber tape or a unidirectional prepreg coated with a polymer resin through a hand layup method.
브레이딩의 경우 브레이딩되는 섬유가 요철결합부의 골을 따라 쉽게 충전될 수 있는 45-80°의 브레이딩 각도가 적절하며 필라멘트 와인딩 역시 같은 목적을 얻기 위하여 60-90°각도의 와인딩이 요구된다. 이러한 순서를 반복하여 복합재 인서트(20)의 원하는 두께를 만족시킬 수 있으며, 전체적으로 균형있는 물성을 얻을 수 있다.In the case of braiding, a braiding angle of 45-80 ° is appropriate, in which the braided fiber can be easily filled along the valleys of the uneven joint, and a filament winding also requires a winding of 60-90 ° in order to achieve the same purpose. By repeating this order, the desired thickness of the composite insert 20 can be satisfied, and overall balanced physical properties can be obtained.
이렇게 배열된 섬유보강재(24) 위에는 섬유보강재(24)를 잡아줄 수 있는 고분자 수지를 함침한 후 수지를 경화시켜 탈형한다. 특히 필라멘트 와인딩의 경우는 와인딩 공정중에 섬유자체에 고분자 수지를 함침하여 와인딩 할 수 있어 공정의 장점이 있다.The fiber reinforcing material 24 arranged in this way is impregnated with a polymer resin that can hold the fiber reinforcing material 24, and then cured the resin to demould. In particular, in the case of filament winding, the fiber itself can be wound by impregnating a polymer resin during the winding process, which has advantages of the process.
상기와 같이 원통형으로 제작된 복합재 인서트(20)는 외형상을 가공한 다음 120°각도로 3조각으로 절단하여 사용하게 되는 것이다.Composite insert 20 produced in the cylindrical form as described above is to be used by cutting the outer shape and then cut into three pieces at 120 ° angle.
상기 복합재 인서트(20)에 접합되는 복합재 이탈피(30)는 비교적 응력이 작게 발생되고 포신(100)과의 밀폐성능을 요구하므로 성형성이 우수하고 치수안정성이 뛰어난 비엠시(bulk molding compound;BMC) 또는 에스엠시(sheet molding compound:SMC) 복합재로 성형하여 제작된다. 상기 복합재 이탈피(30)를 성형하기 위하여 이 복합재 이탈피(30)의 체적에 해당하는 비엠시(BMC) 또는 에스엠시(SMC) 소재보다 5-10%의 소재를 더 충전하여 120-160℃에서 충분한 압력(약 100-200Mpa)이 전달된 상태에서 압축성형이 이루어지도록 하였다.The composite breakaway skin 30 bonded to the composite insert 20 has a relatively low stress and requires a sealing performance with the barrel 100, thereby having excellent moldability and excellent dimensional stability (BMC); ) Or sheet molding compound (SMC) composite. In order to mold the composite breakaway skin 30, a 5-10% more material is charged than the BMC or SMC material corresponding to the volume of the composite breakaway skin 30 to 120-160 ° C. Compression molding was carried out at a sufficient pressure (about 100-200Mpa) at.
한편 상기 복합재 인서트(30)는, 금속재로 대체하여 사용할 수 있다.이에 따른 금속재 인서트는 보강섬유재가 삭제되며 내경에 요철결합부가 형성되어 구성되며 금속재 인서트 외경부 전체에 복합재 이탈피가 접합되어 이탈피를 구성하게 된다.Meanwhile, the composite insert 30 may be replaced with a metal material. The metal insert according to the present invention may be constructed by removing the reinforcing fiber material and forming an uneven joint in the inner diameter, and leaving the composite insert with the entire outer diameter of the metal insert. Will be configured.
상기와 같이 구성되고 작용되는 본 고안의 이탈피에 의하면, 관통자와 결합되어 전단응력을 받은 부분을 복합재 인서트로 구성하고 이 복합재 인서트의 외경부에는 제작이 손쉬운 복합재 이탈피로 구성하되, 상기 복합재 인서트에 축방향으로 섬유보강재를 배열함으로서 높은 발사압력에 따라 관통자와 복합재 인서트의 요철결합부에서 발생되는 전단응력을 견딜 수 있도록 하여 이탈피의 경량화와 함께 강성을 만족시키게 되어 관통자의 운반 및 추진에너지를 최대한으로 전달하여 비행거리 및 목표물의 정확성 등 시스템 전체 성능을 향상시키는 효과를 갖는다.According to the breakaway skin of the present invention constructed and operated as described above, the portion of the composite insert, which is combined with the penetrator and subjected to the shear stress, is composed of the composite insert, and the outer diameter portion of the composite insert includes a composite breakaway shell that is easy to manufacture. By arranging the fiber reinforcement in the axial direction, it is able to withstand the shear stress generated at the uneven joint of the penetrator and the composite insert according to the high firing pressure to satisfy the rigidity with the light weight of the breakaway skin and to maximize the transport and propulsion energy of the penetrator. It has the effect of improving overall system performance such as flight distance and target accuracy.
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| KR100551202B1 (en) * | 2002-09-13 | 2006-02-10 | 국방과학연구소 | Fiber reinforced composite sabots and thereof reinforcement manufacturing method |
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1999
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