러시아 연방 특허 제 2579409 호 ─ 극초음속 순항 로켓의 수상 및 지상 목표 파괴 방법 및 이의 구현을 위한 기구

발명자: 알렉세이 빅토로비치 코발료프, 세르게이 이바노비치 주브코프, 유리 알렉세예비치 프로호르추크, 니콜라이 니콜라예비치 로보조프, 알렉산드르 게오르기예비치 레오노프, 알렉산드르 아나톨리예비치 데르가체프, 보리스 세묘노비치 베르드니코프
특허권자: 주식회사 '군사-산업 회사 "기계제작 과학-산업 협회"' (AO "VPK 《NPO 마쉬노스트로에니야》")

특허 출원일: 2015년 2월 12일
특허 효력일: 2015년 2월 12일
특허 공개일: 2016년 4월 10일

 

 

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발명은 로켓 기술 분야, 특히 스크램제트 (GPVRD) 를 장비한 극초음속 순항 로켓과 관련있다. 발명은 극초음속 순항 로켓 (GPKR) 기구 및 적용과 이러한 로켓으로 지상 및 수상 목표 파괴에 대한 전투 임무 실시 문제 해결을 가능케 하는 방법을 설명한다.

기술 실증품으로서 동체하부 공기흡입구를 갖춘 GPVRD 를 장비한, 알려진 극초음속 비행 장치 X-51 가 있다. X-51 은 GPKR 제작에 사용되는 기술 개발을 목적으로 하는 비행 시험을 거쳤다. 시험 동안 장치는 항공 운반체로부터 속력 0.8M, 고도 15.2km 에서 분리되었으며, 이후 독립 고체연료 발사-가속단에 의해 속력 M=4.5-4.8 로 가속되었다. 그리고 GPVRD 시동이 실시되었으며, 이후 장치는 고도 약 30km 를 기록하고 속력 약 5M 을 유지하며 비행하였다. 계획된 시험의 주어진 고도에서 비행 완료 이후 추진 장치가 꺼지고 장치는 추락하였다 (17th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference 자료에 의거함).

X-51 의 제작자는 지상 혹은 수상 목표의 직접적 파괴 임무를 의도하지는 아니하였지만, 대기 밀도층 진입에서부터 고도에서 M=5 로 가속하며 더하여 GPVRD 를 갖춘 장비가 파괴 목표에 도달 이전까지 추진 장치와 활공체의 순차적 붕괴에 연관되는, 기술적 본질에 대해 비행 장치에 사용된 본 방법과 기구는, 본 발명의 요지와 매우 유사하다.

설명된 GPVRD 를 갖춘 GPKR 의 전투 잠재력의 최대 사용을 소명하는 발명과, 상술한 비행 장치는, 가장 가까운 유사체로 간주된다.

GPVRD 로켓 무장 미래 모델에 적용할 문제의 해결을 위해서 이에 요구되는 모든 산출량을 충족하는 추진 장치 (SU) 가 필요하다.

GPVRD 를 갖춘 로켓의 진행 궤적의 특징은, 예를 들어 고도 H=30㎞ 에서 M=6 에 해당하는 일정한 속력으로 하는 주요 고고도 비행 구역이 존재한다는 것이다. 수상 혹은 지상 설비 파괴 이전 GPKR 은 목표가 위치한 곳까지 고도를 감소 (수상 목표의 경우 10m, 지상 목표의 경우 0-4000m) 시킬 필요가 있으며 동시에 항공역학적 하중의 경감과 허용가능한 통제 특성을 보장하기 위해 비행 속도를 감소시켜야 한다.

GPVRD 를 위한 계산된 모드는, 계산된 진행 속도를 유지하는 높은 고도의 진격 비행 조건과 아래와 같은 난해한 기술적 문제를 만드는 비행 고도 및 속력 감소를 필요로 함을 주의하여야 한다:

 - 높은 고도에서 극초음속 진행 비행 실시를 위해 설계된 엔진은, 마하 수 비행 감소와 맞물려 저고도 궤적 구역에서 작동할 수 없으며, 이에 따라 지상 혹은 수상 목표에 대해 로켓은 엔진 비작동 상태로 접근하여야 한다;

 - 비작동 GPVRD 를 갖춘 GPKR 의 안정 및 통제 특성은 상당히 악화되며, 이것은 안정성의 손실 가망성을 불러온다;

 - 또한 목표 파괴 이전 GPKR 의 진행 고도 감소로 엔진 유동 부분의 압력 증가로 인한 GPVRD 구조 붕괴의 위험이 존재한다;

GPVRD 고도를 위한 비계산 모드의 존재는 GPKR 비행 가망성 보장을 위해 공기흡입구, 유동 부분 및 엔진 노즐의 광범위한 기하학적 파라미터의 변화 가망성을 갖추는 규정된 추진 장치 (SU) 가 요구되는 결과를 가져온다. 이러한 결정은 밀려오는 흐름의 광범위한 파라미터에서의 작동능력을 가진 GPVRD 의 제작의 실현에 필요하다. 공기흡입구, 연소실 및 엔진 노즐 형상의 변화는, 정교한 조절 장치의 적용으로만 가능하다.

상술한 장치는 광범위한 비행 속력 및 고도에서, 기본적으로 기체 통로 및 연료 펌프의 기하학적 파라미터 조정으로 아음속 흐름에서 통상적 PVRD 와 극초음속 흐름에서 GPVRD 로 변화하는 지속적, 조정적인 비행 조건 하에서 SU 작동을 보장해야 한다.

무장 시스템에서 요구되는 엄격한 중량체적 제한 조건 하에서 이러한 복잡한 전술-기술적 임무의 해결은, 일견 불가능해 보인다.

본 발명의 목적은, 로켓 추진 장치 비행에 부과된 엄격한 제한 조건 하에서 지상 및 수상 목표를 파괴하기 위한 GPVRD 를 갖춘 전투 GPKR 의 적용 방법 창조에 관한 것이다.

본 목표는 GPKR 의 알려진 목표 파괴 방법과는 대조적으로, 로켓이 발사-가속단 (SRS) 비행으로 주어진 고도 및 속력에 돌입하고, SRS 가 분리되고, 순항 GPVRD 가 시동되고, 목표 방면으로 계산된 고도로 활동 비행하며, 발명 제안에 따라 목표를 탐색, 추적 및 파괴하며, 내장 장비 통제 시스템 (BASU) 으로 계산된 궤적 지점에서 목표를 탐지하고 좌표를 결정하며, BASU 지령에 따라 GPVRD 를 끄고 이어 진행단으로부터 열기구에 대응하는 길의 추진 장치를 분리하고 자가유도 시스템 데이터에 따라 궤적을 수정, 전투 모듈의 계획 실행으로 목표를 파괴하여 성취되는 것으로 결론지어진다.

제안된 방법은 GPKR 의 고속 비행 속력으로 인한 접근 시간 최소화로 목표로 발사된 로켓의 전투 가망성 실현을 가능케 한다.

추진 장치의 분리는 전방 저항을 감소시켜 계획 구역의 지속성을 증대시키며, 전투 모듈이 높은 허용가능 과부하를 견딜 수 있도록 하여 더 나은 통제성을 획득한다. 또한 SU 의 분리는 전투 모듈의 유효 반사 면적의 상당한 감소를 끌어내어, 목표로의 접근에 특히 중요한 가시성을 감소시킨다.

이러한 목표 파괴 방법 실행을 위하여, 발사-가속단 (SRS) 및 GPVRD 작동을 보장하는 공기흡입구, 연소실, 노즐, 유공압 시스템 및 장치로 구성된 SU 를 포함하는, 액화 탄화수소 연료 기반의 동체하부 공기흡입구 극초음속 반동 기체-반응 엔진을 갖춘 순항단으로 구성된 알려진 극초음속 비행 장치 기구는, 발명에서 기초 2개 모듈, 첫번째는 전투 및 GPKR 순항단 활공체 종류로 이행되고, 두번째는 - 상기의 모든 SU 장치에 결합되고 전투 모듈 동체 하부에 패킷 (평행) 도식으로 고정되고, BASU 지령에 따라 비행 중 분리 될 수 있는 순항 추진 장치 모듈을 기반으로 제작되는 GPKR 순항단을 제안함을 주장한다.

SU 의 모듈화 이행은 자율 지상 작업 실시와 총체적으로 장치의 신뢰성 증가를 가능케 한다.

발명 장치의 본질은 도해 1-3에 제시된다. 도해 1 은 GPKR 발사단의 전체 모습을, 도해 2 는 - GPKR 의 순항단 요소를 보여준다. 도해 3 에는 전투 모듈의 전체 모습이 도식된다. 도해 4 에는 A-A 절단면에서 동체의 열기구 (19) 배치를 보여주는, 활동 비행 구역 종말 이후 분리된 전투 모듈 및 MSU 를 도식한다.

GPKR 발사단 (1) 은 플러스 모양의 날개 발사-가속단을 갖춘 일반적인 항공역학적 도식으로 이행된다.

발사단은 발사-가속단 및 2수직미익 및 동체에 종단면대칭 배치된 날개를 가진 순항단 (2) 을 포함한다. 순항단 전투 모듈 동체 하부에는 공기흡입구 (4) 를 갖춘 추진 장치 모듈 (3), 파일런 노드 (5), 연소실 (6) 및 노즐 (7) 이 평행하게 위치한다. MSU 의 고정은 열기구 (8 및 9) 를 통하여 수행되며, 추진 장치를 위한 통제 지령의 하달은 단절된 전기연결부 (10) 의 사용을 통하여, 순항 연료의 공급은 단절된 유압연결부 (11) 를 통하여 수행된다.

전투 모듈 동체 전면부 (12) 에는 내장 통제 시스템 장비가 위치한다. 동체 중간 구획 (13) 에는 연료통과 페이로드 구획이 위치한다. 후면 구획 (14) 에는 발사-가속단 (15) 이 접속된다.

이하와 같이 기구가 작동한다.

운반체로부터 분리 이후 SRS 가 점화되고 GPKR 은 순항 속력 및 고도로 비행한다. SRS 분리 이후, 그리고 동시에 동체 (16) 에 위치한 연료통으로부터 추진 장치 연소실로 발사 연료의 공급이 개시된다. 이 연료통으로부터의 공급은, 불꽃신관 (17) 의 사용으로 점화되며, 추진 장치가 시동되며 동체 중간 구획에 위치한 주 연료의 작동이 준비된다. 다음으로 GPVRD 가 시동되며 로켓은 순항 비행을 개시한다.

활동 비행 구역의 종료 이후 추진 장치는 전투 모듈로부터 분리된다. 계획과 목표 파괴와 관련된 궤적 구역은, 전투 모듈 (18) 을 극복한다.

그러므로, 본 발명은 GPVRD 를 갖춘 로켓의 적용 분야를 확대시킬 수 있다.

 

 

 

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Profile image 폴라리스 2016.05.04. 01:36
3M22 zircon인가 보네요....
Icarus 2016.05.04. 18:52
여기저기서 X-51 를 배껴 짝퉁을 만드네..
eceshim 2016.05.04. 19:06
고체 부스터 로켓을 다는건 똑같은데 형상이 좀 다르네요 ㅇㅅㅇ
미국은 ATACMS 로켓 엔진을 달았죠.
Profile image 알루미나 2016.05.04. 23:01
메테오라이트 닮은 것 같기도 하고...
Profile image minki 2016.05.05. 06:12
특허 날짜를 보니...음...대강 진행이 짐작 되는군요

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