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러시아 연방 특허 제 2767645 호 - 9M96 방공 유도 로켓

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러시아 연방 특허 제 2767645 호 - 9M96 방공 유도 로켓

발명자: 빅토르 발렌티노비치 도로닌, 빅토르 블라디미로비치 소콜로프스키, 알렉세이 블라디미로비치 볼레프, 빅토르 알렉세예비치 사모노프, 블라디미르 세르게예비치 필리포프, 이반 페트로비치 키릴로프, 미하일 블라디미로비치 얀체비치
특허권자: 러시아 연방, 러시아 연방 국방부가 대행

특허 출원일: 2020년 10월 19일
특허 효력일: 2020년 10월 19일
특허 공개일: 2022년 3월 18일
 

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본 발명은 군사 기술 분야, 특히 가스동역학적 통제 시스템을 갖춘 로켓과 관련이 있으며 유도 로켓, 대로켓 및 탄도 로켓의 개발에 적용될 수 있다. 로켓에는 에너지공급 시스템, 전투 도구, 통제 시스템 장비, 순항 원동기 장치 및 횡측 통제 원동기 장치 (3) 이 배치된 동체 (1) 이 포함되어 있다. 횡측 통제 원동기 장치 (3) 은 로켓의 질량중심 (2) 의 의 적도면을 따라 배열된 분사구 (4) 와 연결된 가스발생기로 구성되어 있다. 분사구 (4) 는 독립적으로 개방될 수 있는 덮개로 닫혀있다. 통제 시스템은 횡측 통제 원동기 장치 (3) 중 2개의 분사구를 동시에 개방하는 것으로 로켓의 횡측 추력 영향을 계산된 수치로 보장한다. 합산 추력은 개방된 분사구 축 간의 이등분선 각으로 지향되고 해당 분사구 축 간의 코사인 반각에 비례한다. 상대적 목표에 대한 탈일脫逸을 보상하기 위해서 지정된 횡측 변위에 도달하면 통제 시스템은 이전에 개방되었던 분사구와 반대되는 횡측 통제 원동기 장치 (3) 의 분사구를 동시에 개방하여 반대측 추력의 생성을 보장한다. 이들의 합산 추력은 이전에 개방되었던 분사구의 추력을 보상할 수 있다. 피치тангаж 및 항로에서 로켓 구조 축의 각도 위치를 변경하지 않고 로켓의 질량중심에서 이동 궤적을 통제되게 변화시키고, 로켓의 동역학을 향상시키며 횡측 통제 원동기 장치에서 한계치의 비추력을 가진 로켓 연료 사용을 가능케 하여 연료 소모를 경감한다. 1개 도식.


발명이 속한 기술의 분야

본 발명은 군사 기술 분야, 특히 가스동역학적 통제 시스템을 갖춘 로켓과 관련이 있으며 유도 로켓, 대로켓 및 탄도 로켓의 개발에 적용될 수 있다.


기술의 수준

로켓의 제어 및 안정화 시스템의 구성은 이하와 같다:

  • A.V. 카르펜코. 1943-1993년 러시아의 로켓 무기, 편람, 제2권, SPB, "피카", 1993, p135, 145, 146;
  • 러시아 PVO 항공대 및 과학-기술적 진보: 어제, 오늘, 내일의 전투 복합체 및 시스템 / E.A. 페도소프 편집, M., 드로파, 2001, p214, 215, 282, 286-290;
  • 러시아 연방 특허 RU 2327949호 Cl, F42B 15/00, 출판일 27.06.2008;
  • 러시아 연방 특허 RU 2380651호 Cl, F42B 15/00, 출판일 27.01.2010;
  • 미합중국 특허 US 20040084564 Al, F42B 15/00, 출판일 06.05.2004;
  • 미합중국 특허 20050011989 Al, F42B 15/00, 출판일 20.01.2005;
  • 러시아 연방 특허 RU 2548957 Cl, F42B 15/00, 출판일 20.04.2015.


우리의 견해로는, 이러한 발명들의 일반적인 단점은 유도 구획에서 로켓의 감속 적용이 필요하다는 것이다. 이러한 로켓의 발사는 로켓 원동기 추력이 속도 벡터에 수직으로 투영되고 목표 지역에서 로켓 비행 속도의 증가로 인하여 속도 압박이 상승함에 따라 30-40km의 고고도에서 목표 영역의 가용 과부하를 증가시킬 수 있다.

그러나 고고도에서는 효과가 있다.

항공역학적 조향은 불가피하게 감소하여 로켓이 필요한 받음각에 천천히 진입하고 이에 따라 목표 파괴 확률을 감소시킨다. 외기권 목표를 공격하는 경우 항공역학적 조향은 완전히 무효용이 된다.

본 발명의 밀접한 유비類比로서 러시아 연방 특허로 제안된 기술적 해법인 "고기동 로켓 통제를 위한 장치", 특허번호 2146353 Cl, 출판일 2000년 3월 10일을 고려할 수 있다.

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이러한 단점은 로켓이 목표 방향으로 회전하는 동안 로켓의 동역학을 감소시키고 결과적으로 로켓의 상대적 목표에 대한 증가된 탈일과 연료 (작동 유체) 소모의 증가로 나타난다.

본 발명의 프로토타입으로 "Попасть в боеголовку: Триумф", https://www.popmech.ru/weapon/8210-popast-v-boegolovku-triumf/, 게시일 2016년 6월 4일 소고가 있다. 유사체와 비교하여 이 기술적 해법의 긍정적 효과는 로켓의 동체, 통제 시스템, 전투 도구 및 자율 원동기 장치를 포함하여, 자율 횡측 통제 원동기 장치를 사용하여 로켓의 가스동역학적 통제 방법을 실현한 것이다. 목표의 위치에 대한 신뢰할 수 있는 정보가 있을 경우 유도의 종말 단계에서 적용된다. 가스동역학적 통제 시스템은 ZUR의 질량중심 지역에 환형으로 배치된 분사구를 가진 원동기 장치로 대표된다.

본 발명의 프로토타입의 단점은 이하와 같다:

1) 전통적 설계의 로켓 엔진을 여러 개 사용하는 경우 (예: ERINT 로켓 - 방사상으로 배열된 임펄스 로켓 엔진 180개 - 18개 엔진 링 10개) - 실현된 탈일에 따른 횡측 통제 엔진 추력 및 고체 연료 장약 온도 통제의 불가능성, 개별 생산으로 인한 자연적 원인에 기인하는 각 개별 엔진 추력의 분산;

2) 가스 공급이 조정되는 엔진을 사용하는 경우 (예: Aster 로켓 - 횡측 통제 원동기 장치는 조정 밸브가 장착된 4개의 슬롯형 분사구를 지니는 고체연료 가스발생기로 완성):
전통적으로 비싸며 입수 및 처리가 난해한 내화성 소재로 제작된 특수 밸브 메카니즘의 사용;
기존 설계 소개의 내열성을 초과하는 연소 온도로 연로를 사용할 수 없음에 기인하는 원동기 비추력의 제한.


발명의 본질을 밝힌다.

로켓은 동체와, 그 안에 배치된 전투 도구, 통제 시스템 장비 및 가스발생기와 이에 연결되어 있으며 독립된 개폐기를 가진 다수의 분사구를 포함하는 횡측 통제 원동기 장치로 구성되어 있으며, 횡측 통제 원동기 장치 분사구는 로켓의 질량중심에 배열되어 있으며 피치 및 항로에서 구소 축의 각도 위치의 변경 없이 로켓의 질량중심 이동 궤적을 변경하도록 보장하며 목표로 유도되기 위해 종측 분사구가 달린 순항 원동기 장치의 항공역학적 힘 혹은 추력을 사용한다.

통제 시스템은 로켓 제어 시스템의 지령에 따라 횡측 통제 원동기 장치 노즐을 개방하여 원동기 장치의 추력을 통제한다.

통제 시스템은 합산 추력이 포함된 분사구 축 간의 이등분선 각도로 지향되고 포함된 분사구 축 간의 코사인 반각에 비례하게 되는, 횡측 통제 원동기 장치의 분사구 2개를 동시에 개방하여 특정 조건에서의 조건부 탈일을 보상하기 위해 로켓의 횡측 추력 영향을 계산된 수치로 보장한다.

로켓이 지정된 횡측 변위에 도달하면 상대적 목표에 대한 탈일을 보상하기 위해 합산 추력이 이전에 개방되었던 분사구의 것을 보상할 수 있는, 이전에 개방되었던 분사구와 반대되는 횡측 통제 원동기 장치의 분사구를 동시에 개방하는 것으로 원동기 장치의 반대측 추력 생성을 보장한다.


발명의 구현.

본 발명의 예시적 실시예는 도식 1에 있다:

 

  1. 로켓 동체
  2. 로켓 질량중심
  3. 횡측 통제 원동기 장치
  4. 횡측 통제 원동기 장치 분사구
  5. 첫 번째 분사구 추력 벡터
  6. 두 번째 분사구 추력 벡터
  7. 횡측 통제 원동기 장치 추력의 귀결된 벡터


 

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