KR100786313B1

KR100786313B1 - 미사일형 무인 헬리콥터

Info

Publication number: KR100786313B1
Application number: KR1020040076858A
Authority: KR
Inventors: 조금배
Original assignee: 조금배
Priority date: 2004-09-24
Filing date: 2004-09-24
Publication date: 2007-12-17
Also published as: KR20060027941A

Abstract

본 발명은 미사일형 무인 헬리콥터에 관한 것으로, 추진체로 로켓이나 제트 엔진을 이용하고, 발사체로 동축 반전 헬리콥터형의 비행체를 이용하며, 유도 장치에 의해 목표 지점까지 유도되어 탑재된 임무 탑재체에 따라 임무를 수행하는 미사일형 무인 항공기를 사용함으로써, 무인 항공기를 최대한 빠른 시간 내에 목표 지점에 도달시키고, 활주 거리가 확보되지 않은 상태에서도 무인 항공기를 이륙시킬 수 있으며, 목표 지점 상공에 장시간 머무르며 임무 수행을 할 수 있고, 무인 항공기 보관을 위한 공간을 감소시키고, 운반할 때 무인 항공기의 파손을 방지할 수 있는 미사일형 무인 헬리콥터를 제공한다.

본 발명은, 임무 탑재체(Payload)를 탑재하고 목표 지점 상공에 장시간 머무르며 임무 수행을 할 수 있는 회전익 항공기 타입의 기체부와, 상기 기체부를 내장하고 있는 외부 케이스가 개폐 가능하도록 상기 외부 케이스의 일단을 결합하는 힌지부와, 상기 외부 케이스의 타단을 고정 또는 해제하는 록킹부를 포함하여 이루어진 비행체부와 상기 비행체부를 목표 지점까지 유도하기 위한 신호를 송·수신하는 유도장치부를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 한다.

무인 항공기(UAV), 동축 반전 헬리콥터, 동축 로터, 접이식 로터

Description

미사일형 무인 헬리콥터{Missile-Type Unmanned Helicopter}

도 1은 일반적인 동축 반전형 헬리콥터의 로터의 단면도,

도 2는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터의 사시도,

도 3은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 추진 장치부와 조종 장치부를 추가로 포함한 미사일형 무인 헬리콥터의 사시도,

도 4는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터의 비행체부 내부 구성을 도시한 사시도,

도 5는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터의 록킹부의 분해 사시도,

도 6은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터의 힌지부의 사시도,

도 7은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터의 상부 로터의 사시도,

도 8은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터의 하부 로터의 사시도,

도 9는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터의 회전익 항공기 타입의 기체부의 작동 상태를 보여주는 사시도이다.

< 도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명 >

200 : 비행체부 210 : 유도 장치부

300 : 조종 장치부 310 : 추진 장치부

410 : 동축 반전 로터부 412: 상부 로터

414 : 하부 로터 420 : 로터 구동부

430 : 제어 장치부 440 : 동력부

450 : 록킹부 460 : 힌지부

470a,470b,470c : 외부 케이스 508 : 후크

602 : 힌지 606 : 하부 지지체

702,802 : 로터 헤드 706,806 : 피치 조종 링키지

710,810 : 가이드 바 712,812 : 로터 블레이드

716,816 : 로터 허브 718,818 : 스핀들 샤프트

902 : 회전축 904,904 : 스와시 플레이트

본 발명은 미사일형 무인 헬리콥터에 관한 것이다. 보다 상세하게는, 로켓이나 제트 엔진에 의해 발사된 후 공중에서 로터 블레이드(Rotor blade)가 펼쳐져 비행이 가능하게 되는 미사일형 무인 헬리콥터에 관한 것이다.

일반적으로 무인 항공기(UAV : Unmanned Aerial Vehicle)란 조종사가 탑승하지 않은 상태에서 재사용이 가능한 기체(機體)에 추진 기관이 장착되어, 원격 조정(Remote controlled), 반자동(Semi-autonomous), 자동(Autonomous) 또는 이 세 가지 방식을 조합한 조종 방식을 채택하여 조종이 가능하며, 여러 종류의 임무 탑재체(Mission Payload)를 장착 가능케 함으로써 지구 대기권 내에서 주어진 임무에 따라 일정 기간 동안 임무를 수행할 수 있는 비행체를 의미한다.

이러한 무인 항공기는 인명 피해 없이 저렴한 비용으로 정찰 감시, 목표 감지, 통신 중계 및 공격 임무까지도 수행할 수 있어 군사적으로 많이 활용되고 있다. 또한, 최근에는 민간 부문에까지 무인 항공기의 활용 범위가 넓혀지고 있는 실정이다. 민간 부문에서의 무인 항공기의 활용은 영화나 고공 이벤트에서의 특수 효과, TV 중계, 공중 촬영, 공중 감시나 측량, 기상이나 과학 탐사 등을 예로 들 수 있다.

무인 항공기에는 그 임무에 따라 다양한 탑재체(Payload)가 탑재된다. 탑재체는 정찰 감시, 목표 탐지 등의 임무를 위한 영상 탑재체와 방사능 탐지, 지뢰 탐지 등을 위한 비영상 탑재체가 있다. 또한, 무인 항공기에는 무선 통신을 위한 통신 수단이 탑재되는 것이 일반적이다.

한편, 무인 항공기(UAV)는 기체(機體)의 형태에 따라 고정익(Fixed wing)과 회전익(Rotary wing)으로 분류되는데, 그에 따라 활용 특성이 달라질 수 있고, 각각 아래와 같은 장·단점을 갖고 있다.

고정익 무인 항공기의 경우에는 이·착륙을 위한 활주로가 필요하며, 회전익 무인 항공기의 경우 보다 목표 지점에 더 빨리 접근할 수 있다. 반면, 회전익 무인 항공기의 경우에는 이·착륙을 위한 활주로가 필요 없는 대신 이동 속도는 고정익 무인 항공기보다 느릴 수 있는 단점이 존재한다. 또한, 고정익 무인 항공기의 경우에는 특정 지점에 계속 머무를 수 없으므로 특정 지점에서의 임무 수행을 위해서는 그 지점을 선회하여야 하나, 회전익 무인 항공기의 경우에는 특정 지점에 계속 머무르면서 임무를 수행할 수 있는 장점이 있다.

회전익 항공기인 헬리콥터는 비행기 에어포일(Air-foil) 형상과 같은 단면적을 가지는 로터 블레이드(Rotor blade)의 회전을 통하여 프로펠러(Propeller)와 같이 양력(Lift)을 발생하여 비행을 하게 된다. 로터 블레이드가 수평면 내를 적당한 피치각으로 회전하면 위로 양력이 발생하며, 피치각을 제어하여 양력을 증감시키며 수직 방향의 균형과 운동을 실현할 수 있다. 이 때 로터 블레이드가 회전함에 따라 작용-반작용의 원리에 의해 공기의 저항이 생기고, 이로 인해 발생하는 반동 토오크(Torque) 때문에 기체(機體)가 로터 블레이드와 반대 방향으로 회전하여 불안정하게 된다. 이러한 반동 토오크를 상쇄하기 위한 수단에 따라 아래와 같은 다양한 형식의 헬리콥터가 고안되었다.

한 회전축에 서로 반대 방향으로 회전하는 로터 블레이드를 상하로 배치한 동축 로터 헬리콥터(Coaxial rotor helicopter), 서로 반대 방향으로 회전하는 로터 블레이드를 기체의 앞뒤 끝에 각각 배치한 탠덤 로터 헬리콥터(Tandem rotor helicopter), 서로 반대 방향으로 회전하는 로터 블레이드를 기체의 좌우에 배치한 양측 로터 헬리콥터(Side-by-side rotor helicopter), 기체의 꼬리 부분에 반동 토 오크(Torque)용의 작은 로터 블레이드를 주 로터의 회전면에 거의 수직으로 장치한 단일 로터 헬리콥터(Single rotor helicopter), 그리고 제트 배기를 로터 블레이드를 통하여 로터 블레이드의 끝에서 분출시켜 기체에 토오크를 주지 않게 한 제트 반동 로터 헬리콥터(Tip jet rotor helicopter) 등을 들 수 있다.

헬리콥터는 고정익 항공기와 동일하게 피칭(Pitching), 롤링(Rolling) 및 요잉(Yawing) 운동을 수행할 수 있다. 그리고 회전익 항공기의 특징으로, 컬렉티브 피치(Collective pitch) 조종에 의한 수직 상승 및 하강 운동과, 제자리에서 정지 비행(호버링 : Hovering)을 수행할 수 있다.

헬리콥터의 피칭 및 롤링 운동은 싸이클릭 피치(Cyclic pitch) 조종에 의해 수행된다. 피칭(Pitching) 운동은 스와시 플레이트(Swash plate)를 앞뒤로 기울여 로터 브레이드 회전면을 앞뒤로 기울였을 때, 헬리콥터가 수평 전진, 후진 비행을 함으로써 수행된다. 그리고 롤링(Rolling) 운동은 스와시 플레이트를 좌우로 기울여 로터 브레이드 회전면을 좌우로 기울였을 때, 헬리콥터가 수평 횡진 비행을 함으로써 수행된다.

싸이클릭 피치 조종은 로터 블레이드 일 회전마다 전진 쪽에서 로터 블레이드의 피치를 줄이고, 후퇴쪽에서 로터 블레이드의 피치를 늘리는 주기적인 피치 변화로 양력을 감소 및 증가시켜 수행될 수 있다. 싸이클릭 피치 조종에 의해, 헬리콥터가 진행하고자 하는 방향으로 스와시 플레이트를 제어하여 주 로터 블레이드의 회전면을 경사지게 하면, 헬리콥터는 로터 블레이드 회전면의 기울어짐에 따라 전·후진, 횡진 비행을 수행할 수 있게 된다.

로터 회전면에서 발생하는 양력이 균일하지 않고 불균형하게 발생하는 현상을 양력 불균형(Dissymmetry of lift)이라 한다. 이는 헬리콥터가 전·후진, 횡진 비행을 할 때 상대풍에 대한 전진하는 로터 블레이드와 후퇴하는 로터 블레이드의 상대속도 차에 의해서 발생한다. 양력 불균형은 상대풍에 대한 로터 블레이드의 상대속도 차에 의해서 발생하므로, 헬리콥터가 호버링(Hovering)할 때에는 발생하지 않는다.

양력 불균형을 해소하기 위한 방법으로 플래핑 로터 블레이드(Flapping rotor blade)를 사용하는 방법, 세미리지드 로터(Semirigid rotor)를 사용하는 방법 및 싸이클릭 피치 조종 장치를 사용하는 방법 등이 있다.

플래핑(Flapping)이란 로터 블레이드가 회전하면서 아래 위로 움직이는 것을 말한다. 플래핑 로터 블레이드란 관절식 로터로써 허브(Hub)에 힌지(Hinge)를 장착하여 로터 블레이드가 아래 위로 움직일 수 있게 한 것을 말한다. 헬리콥터가 수평 전진 비행을 할 때 전진하는 로터 블레이드는 양력에 의해 위로 플래핑(Flapping)되고 피치각이 감소하게 되어 양력이 감소하게 된다. 반대로 후퇴하는 로터 블레이드는 양력 감소에 의해 아래로 플래핑 되고 피치각이 증가하여 양력이 증가하게 된다. 이러한 플래핑에 의해 양력 불균형 현상은 해소된다.

세미리지드 로터(Semirigid rotor)는 무관절식 로터로써 허브(Hub : 로터 뿌리부분)에 힌지(Hinge)가 없고 탄성 재질의 허브 자체가 회전하면서 경사를 주어 플래핑 운동을 할 수 있게 작동하며, 이로 인해 양력 불균형 현상을 해소하게 된다.

싸이클릭 피치(Cyclic pitch) 조종 장치는 로터 블레이드가 플래핑을 하는 대신, 회전할 때 전진하는 로터 블레이드의 피치각을 감소시키고, 후퇴하는 로터 블레이드의 피치각은 증가되도록 만든 장치이다. 싸이클릭 피치 조종 장치는 로터 블레이드가 회전할 때 피치각의 조정으로 양력을 증가, 감소시켜 양력 불균형 현상을 해소시킨다.

헬리콥터의 요잉(Yawing) 운동은, 단일 로터 헬리콥터(Single rotor helicopter)의 경우, 테일 로터 피치 조종(Tail rotor pitch control)에 의해 수행된다. 평형 상태에 있는 테일 로터의 피치를 증가 또는 감소시켜 헬리콥터의 기수를 좌우로 회전하게 한다. 그리고 동축 로터 헬리콥터(Coaxial rotor helicopter)의 경우, 상하 한 쌍의 로터 블레이드의 컬렉티브 피치를 서로 다르게 증가 또는 감소시켜 헬리콥터가 좌우로 회전하게 한다.

헬리콥터의 수직 상승 및 하강 비행은 컬렉티브 피치(Collective pitch) 조종에 의해 수행되는데, 모든 로터 블레이드의 피치를 동시에 증가 또는 감소시켜 수행한다. 그리고 헬리콥터가 제자리에서 정지 비행을 할 때 이를 호버링(Hovering)이라 한다. 호버링하는 동안 양력(Lift)과 추력(Thrust), 항력(Drag)과 기체(機體)의 무게는 동일한 방향으로 작용하며, 양력과 추력의 합은 무게와 항력의 합과 같다.

앞서 언급한 바와 같이, 로터 블레이드의 회전으로 발생하는 반동 토오크(Torque)를 상쇄하기 위해 다양한 형식의 헬리콥터가 고안되었다.

싱글 로터형의 헬리콥터가 가장 일반적으로 채용되어 있는 구조이다. 싱글 로터형의 헬리콥터는 기체 뒤쪽에 테일 로터(Tail rotor)를 가지고, 이 테일 로터의 추진력을 제어하는 것에 의해 메인 로터(Main rotor)의 회전에 따라서 발생하는 기체의 반동 토오크를 상쇄하고 또한 기체의 방향 제어도 행하게 하고 있다. 이와 같이 싱글 로터형의 헬리콥터는 메인 로터와 테일 로터를 갖기 때문에 로터 위치와 중심 위치가 떨어지고, 메인 로터와 테일 로터와의 양력의 불균형이 발생하는 등으로 헬리콥터의 조종에는 숙련이 필요하며, 성능 향상을 저해하는 요인을 수반하고 있다. 이러한 문제점을 해결하기 위해 고안된 헬리콥터의 유형으로 동축 반전형의 헬리콥터가 알려져 있다.

종래의 무인 항공기는 임무 수행이 즉시 이루어져야 하는 상황에서는 제 역할을 수행하기 어려운 문제점을 갖고 있다. 특히, 목표 지점이 원거리에 존재하고 있는 경우에는 목표 지점까지의 도달 시간으로 인해 급박한 상황에 즉시 대처할 수 없는 문제점이 존재하였다. 또한, 이륙을 위해 활주 거리가 필요한 무인 항공기의 경우에는 활주 거리의 확보가 임무 수행을 위한 문제점이 되었다.

이에 따라 무인 항공기를 최대한 빠른 시간 내에 목표 지점에 도달시키고, 활주 거리가 확보되지 않은 상태에서도 무인 항공기를 이륙시킬 수 있으며, 목표 지점 상공에 장시간 머무르며 임무 수행을 할 수 있는 무인 항공기가 요구되고 있는 실정이다.

한편, 무인 항공기를 지상에서 이동시켜 목표 지점 근처에 도달한 경우라면 목표 지점 근처에서 무인 항공기를 이륙시키면 되는데, 종래의 무인 항공기의 경우에는 운반을 위한 보관이 어려운 문제점이 존재하였다. 이에 따라 무인 항공기 보 관을 위한 공간을 감소시키고, 운반할 때 무인 항공기의 파손을 방지하며, 활주 거리가 확보되지 않아도 이륙이 가능한 무인 항공기가 요구되고 있는 실정이다.

상기한 문제점을 해결하기 위해 본 발명은, 로켓이나 제트 엔진에 의해 발사된 후 유도 장치에 의해 목표 지점까지 유도되고, 공중에서 로터 블레이드(rotor blade)가 펼쳐져 비행이 가능하게 되는 미사일형 무인 헬리콥터를 제공함을 목적으로 한다.

또한 본 발명은, 활주 거리가 확보되지 않은 상태에서도 무인 항공기를 이륙시킬 수 있으며, 무인 항공기 보관을 위한 공간을 감소시키고, 운반할 때 무인 항공기의 파손을 방지할 수 있는 접이식 로터를 구비한 무인 헬리콥터를 제공함을 그 목적으로 한다.

상기한 목적을 달성하기 위해 본 발명은, 로터 블레이드(712,812)의 접고 펼침이 가능한 동축 반전 로터부(410), 상기 동축 반전 로터부(410)를 구동하기 위한 엔진(Engine) 또는 모터(Motor)와 트랜스미션(Transmission) 장치를 포함하는 로터 구동부(420), 상기 로터 구동부(420)를 제어하기 위한 제어 장치부(430), 및 엔진의 연료나 모터를 위한 배터리(Battery)를 저장하는 동력부(440)가 원통형으로 결합되어 있는 기체부(400)와 상기 기체부(400)를 내장하는 외부 케이스(470a,470b,470c)를 포함하는 비행체부(200); 및 상기 비행체부(200)를 목표 지점까지 유도하기 위한 신호를 송·수신하는 유도 장치부(210)를 포함하는 미사일형 무인 헬리콥터를 제공한다.

그리고 본 발명은, 상부 로터(412)와 하부 로터(414)를 포함하는 동축 반전형 로터에 있어서, 상기 상부 로터(412)와 상기 하부 로터(414)는, 회전 중심부인 로터 허브(716, 816)와, 상기 로터 허브(716, 816)의 회전축에 대하여 직각방향으로 결합되며 회동 가능한 스핀들 샤프트(718, 818)와, 상기 스핀들 샤프트(718, 818)의 말단에 힌지(708, 808)를 통해 힌지 결합하는 그립(714, 814)과 상기 스핀들 샤프트(718, 818)의 상단에 결합되는 원호 형태의 피치 조종 플레이트(704, 804)를 포함하는 로터 헤드(702, 802); 및 상기 그립(714, 814)에 결합되는 로터 블레이드(712, 812)를 각각 포함하는 접이식 동축 반전형 로터를 제공한다.

한편, 본 발명은, 접고 펼침이 가능한 로터 블레이드(712, 812)를 구비하는 상부 로터(412)와 하부 로터(414)를 포함하는 동축 반전 로터부(410); 상기 동축 반전 로터부(410)를 구동하기 위한 엔진 또는 모터와 트랜스미션 장치를 포함하는 로터 구동부(420); 상기 로터 구동부(420)를 제어하기 위한 제어 장치부(430); 엔진의 연료나 모터를 위한 배터리를 저장하는 동력부(440); 및 무선 제어 신호를 송·수신하는 유도 장치부(210)를 포함하는 접이식 로터를 구비한 무인 헬리콥터를 제공한다.

이하, 본 발명의 바람직한 실시예를 첨부된 도면들을 참조하여 상세히 설명한다. 우선 각 도면의 구성 요소들에 참조 부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성 요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 가지도록 하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 본 발명을 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다.

본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터는, 접힌 상태의 로터 블레이드(Rotor Blade)를 포함하는 동축 반전형 로터를 내장하여 지상에서 발사된 후 공중에서 작동이 가능하도록 되는 것을 특징으로 한다.

또한, 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터는 접힌 상태의 로터 블레이드를 펼쳐 지상에서 이륙시키는 것이 가능하도록 되는 것을 특징으로 한다.

먼저, 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터에서 사용되는 동축 반전형 헬리콥터의 로터 구동을 간단히 설명한다.

도 1은 일반적인 동축 반전형 헬리콥터의 로터의 단면도이다.

동축 로터 헬리콥터(Coaxial Rotor Helicopter) 혹은 동축 반전형 헬리콥터(Coaxial Reverse Rotation Type Helicopter)는 동축에 배치한 회전축(114,116)에 각각 상하 한 쌍의 로터 블레이드(112)를 설치하고, 반전(反轉) 장치(110)에 의해 상하의 로터 블레이드(112)를 서로 반대 방향으로 회전시켜, 양력과 추력을 얻어 비행하고, 동시에 반동 토오크의 상쇄를 실현하는 헬리콥터이다.

동축 반전형 헬리콥터의 구성은 동력 전달 장치(미도시)와 반전 장치(110)에 의해 서로 역회전하며 동축에 배치된 회전축(114,116)과, 회전축(114,116)에 각각 상하 한 쌍의 로터 블레이드(112)를 결합하는 회전 중심부인 로터 허브(102,104)와, 로터 허브(102,104)에 힌지를 이용하거나 유연성(Flexibility)이 좋은 복합소 재를 이용하여 연결되는 로터 블레이드(112)와, 로터 블레이드(112)의 피치각 조절 및 로터 블레이드(112) 회전면의 경사(傾斜)를 제어하여 기체의 전·후진, 횡진 비행을 가능하게 하는 스와시 플레이트(106,108)와, 로터 블레이드(112)와 스와시 플레이트(106,108)를 연결하고 스와시 플레이트(106,108)와 서보 모터(미도시)를 연결하는 피치 조종 링키지(118,120)를 포함하여 이루어진다.

이러한 동축 반전 헬리콥터는 회동이 자유롭게 부착되는 로터 블레이드(112)의 컬렉티브 피치(Collective pitch)를 동시에 고 피치 혹은 저 피치로 변화시키는 것에 의해, 기체를 상승 혹은 하강시킨다. 또한 상하의 로터 블레이드(112)의 싸이클릭 피치(Cyclic pitch)를 각각 같은 방향에 변화시키고, 방향 제어를 행하는 것이 일반적이다. 이와 같은 로터 블레이드(112)의 컬렉티브 피치 또는 싸이클릭 피치는 각 로터 블레이드(112)와 피치 조종 링키지(Linkage)(118,120)에 의해 연결되는 스와시 플레이트(Swash plate)(106,108)를 상승 또는 경동(傾動)시키는 것에 의해 제어하고 있다. 즉, 스와시 플레이트(106,108)와 이것을 구동하는 서보 모터(미도시)를 피치 조종 링키지(118,120)로 연결하는 것과 동시에 스와시 플레이트(106,108)와 각 로터 블레이드(112)를 피치 조종 링키지(118,120)로 연결하고 있다. 그리고 서보 모터(미도시)에 의해서 스와시 플레이트(106,108)를 상승 또는 경동(傾動)시키고 이것에 의해 스와시 플레이트(106,108)와 피치 조종 링키지(118,120)를 이용하여 연결되는 로터 블레이드(112)의 컬렉티브 피치 또는 싸이클릭 피치를 가변하도록 구성하고 있다.

동축 반전 헬리콥터의 로터의 일반적인 구동 방식은 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가지는 자에 의하여 충분하게 실시할 수 있기 때문에, 그에 대한 추가적인 설명은 생략한다.

도 2는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터의 사시도이다.

본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터는, 후술하는 동축 반전 로터를 구비한 회전익 항공기 타입의 기체부를 내장하는 비행체부(200)와, 비행체부(200)를 목표 지점까지 유도하기 위한 신호를 송·수신하는 유도 장치부(210)를 포함한다.

유도 장치부(210)는 미사일형 무인 헬리콥터의 두뇌에 해당되는 핵심 부분으로 목표까지 비행체를 유도하기 위한 신호 및 미사일형 무인 헬리콥터의 조종 신호를 송·수신하는 역할을 한다. 유도 장치부(210)에는 미사일형 무인 헬리콥터의 위치 파악을 위한 GPS(Ground Positioning System) 수신기를 포함하여, 무선 송·수신 장치를 구비하는 것이 바람직하다.

이러한 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터는 로켓(Rocket) 등에 의해 추진되어 공중으로 발사되는 것이 가능한데, 이러한 구성을 설명하면 다음과 같다.

도 3은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 추진 장치부와 조종 장치부를 추가로 포함한 미사일형 무인 헬리콥터의 사시도이다.

본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터는, 비행체부(200)가 공중으로 비행하도록 비행체부(200)를 추진시키는 추진 장치부(310)와, 유 도 장치부(210)로부터 유도 신호를 전달받아 추진 장치부(310)에 의해 비행체부(200)가 원하는 방향으로 비행할 수 있도록 조종면(302a,302b)을 작동시켜 주는 조종 장치부(300)를 추가로 포함할 수 있다.

추진 장치부(310)는 로켓을 이용하는 방식과 제트 엔진을 이용하는 방식으로 대별할 수 있으며, 경우에 따라서는 화약을 이용하여 추진하도록 하는 것도 가능하다.

로켓을 이용하는 추진 장치는 내장하는 연료와 산화제를 연소시켜 연소 가스 분사의 반동으로 추진한다. 초기에는 액체 연료를 사용하는 것이 많았으나, 점차 취급이 간단한 고체 연료를 사용하게 되었다.

제트 엔진을 이용하는 추진 장치는 공기를 흡입하면서 연료를 연소시켜 추진력을 얻어 대기권 안을 비행하게 되며, 터보제트(Turbo-jet), 램제트(Ram-jet) 및 펄스제트(Pulse-jet) 등의 방식이 이용되고 있다.

조종 장치부(300)는 유도 장치부(210)로부터 전달된 신호를 이용해서 비행체부(200)가 피칭(Pitching), 롤링(Rolling) 및 요잉(Yawing) 운동을 수행하여 원하는 방향으로 비행하게끔 조종면(Elevon : 302a, 302b)을 작동시켜 주는 부분이다. 이 때 조종면(302a, 302b)은 승강타(Elevator)와 보조익(Aileron)의 역할을 동시에 수행하게 된다. 한편, 본 발명의 실시에 있어서 경우에 따라서는 비행체부(200)의 외면에 조종면(302a, 302b)을 구비하도록 하는 것도 가능하다.

추진 장치부(310)와 조종 장치부(300)를 포함하는 미사일형 무인 헬리콥터를 지상에서 목표 지점으로 발사하는 경우에는 유도 장치부(210)에 유도신호를 송·수 신하거나 미리 프로그램된 내용에 따라 유도되도록 하는데, 미사일형 무인 헬리콥터의 유도 방식을 간단히 설명하면 다음과 같다.

일반적인 발사체의 유도 방식으로는 지령 유도(Command guidance) 방식, 호밍 유도(Homing guidance) 방식 및 프로그램 유도(Program guidance) 방식 등이 사용되고 있다.

지령 유도(Command guidance) 방식은 비행체 외에서 모든 정보를 획득하여 유도 신호를 산출하고, 무선, 유선, 전파, 레이저빔 등으로 발사한 비행체의 진로 수정을 지령하여 유도하는 방식이다.

호밍 유도(Homing guidance) 방식은 표적에서 반사되거나 방출되는 에너지를 이용하는 유도 기술로서, 비행체 자체가 외부의 도움 없이 목표를 탐지하고 진로를 수정하면서 목표에 도달하는 유도 방식이다. 호밍 유도 방식에는 목표물이 내는 전파, 열, 빛, 소리 등을 포착해 추적하는 패시브호밍(Passive homing) 방식, 비행체 자체에서 전파, 레이저광선 등을 발사하고 이것이 목표물로부터 반사되어 오는 것을 이용하여 추적하는 액티브호밍(Active homing) 방식, 비행체의 유도기 등에서 발사하는 전파, 레이저광선 등의 반사파를 이용하는 세미액티브호밍(Semi-active homing) 방식 및 목표물의 형상을 텔레비전 등으로 식별하며 추적하는 광호밍(Optical homing) 방식 등이 있다.

프로그램 유도(Program guidance) 방식은 비행체를 발사하기 전에 목표물까지의 진로를 설정하고 비행 중에 설정 값에 어긋난 수치를 측정하여 수정해 가면서 비행하는 방식이다. 자이로와 가속도계를 이용하는 관성 유도 방식과 인공위성을 사용해서 미리 표적까지의 지형을 입체 사진으로 촬영하고, 그것을 수 킬로미터 간격으로 바둑판처럼 구획해서 비행체의 전자계산기에 기억시켜 두어 발사된 비행체가 비행하면서 계속 지형을 측정하고, 기억한 지형과 대조하면서 궤도를 수정하는 지형 표고 대조 방식 등이 있다.

본 발명의 실시에 있어서는, 미사일형 무인 헬리콥터를 발사한 후 그 유도를 위해 전술한 지령 유도(Command guidance) 방식, 호밍 유도(Homing guidance) 방식 및 프로그램 유도(Program guidance) 방식 중 어느 하나 또는 둘 이상을 사용하는 것도 가능하며, 미사일형 무인 헬리콥터의 발사 후 지상에서 무선으로 비행 궤적을 조종하도록 하는 것도 가능하다.

본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터는 비행체부(200)의 내부에 접힌 상태의 로터 블레이드를 포함하는 동축 반전 로터를 구비한 헬리콥터가 내장되는데 이러한 내부 구성을 설명하면 다음과 같다.

도 4는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터의 비행체부 내부 구성을 도시한 사시도이다.

비행체부(200)의 외부는 외부 케이스(470a, 470b, 470c)로 덮힌 상태로 지상에서 발사된 후, 외부 케이스(470a, 470b, 470c)가 전개됨으로써 내부의 동축 반전 헬리콥터 타입의 기체부(400)가 노출된다. 외부 케이스(470a, 470b, 470c)의 상단은 록킹부(450)에 의해 록킹되고, 하단은 힌지부(460)에 힌지 연결되어 있다가 록킹 장치가 해제되면 펼쳐지게 되는데, 록킹부(450) 및 힌지부(460)의 작동에 대해서는 후술한다.

기체부(400)는, 상부 로터(412)와 하부 로터(414)를 포함하는 동축 반전 로터부(410), 동축 반전 로터부(410)를 구동하기 위한 엔진(Engine) 또는 모터(Motor)와 트랜스미션(Transmission) 장치를 포함하는 로터 구동부(420), 로터 구동부(420)를 제어하기 위한 제어 장치부(430), 및 엔진의 연료나 모터를 위한 배터리(Battery)를 저장하는 동력부(440)를 포함한다.

도 4에 도시된 바와 같이, 기체부(400)의 동축 반전 로터부(410)와 로터 구동부(420), 제어 장치부(430), 동력부(440)는 종 방향으로 구비됨으로써 이들은 외부 케이스(470a, 470b, 470c)가 록킹(Locking)되어 이루는 원통 내부에 포함될 수 있게 된다.

외부 케이스(470a, 470b, 470c)의 상단은 록킹부(450)에 록킹되고 외부 케이스의 하단은 힌지부(460)에 힌지 연결되어 있다가, 록킹 장치가 해제되면 펼쳐지게 된다. 이러한 외부 케이스의 고정과 해제에 관련된 록킹부(450) 및 힌지부(460)의 구성을 설명하면 다음과 같다.

도 5는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터의 록킹부의 분해 사시도이다.

록킹부(450)는 회전축에 나사산이 형성되어 상부 프레임(516) 및 하부 프레임(518)에 나사산을 이용하여 고정되고 회전축의 회전에 의해 상·하 방향으로 운동하는 구동 모터(502), 구동 모터(502)와 결합하여 구동 모터(502)의 운동 방향에 따라 록킹 케이스(506)를 움직이는 록킹 플레이트(504), 다수의 후크를 수동 조작에 의해 개별적으로 작동시키기 위한 록킹 핸들(512)과 외부 케이스 (470a,470b,470c)를 고정하거나 해제하는 후크(508)를 연결하는 록킹 바(Bar:510), 및 록킹 바(510)의 축 방향으로 하중을 가하는 스프링 등의 탄성 부재(514)가 내부에 마련되어 있으며 록킹 플레이트(504)에 결합되어 있는 록킹 케이스(506)를 포함하여 이루어진다.

이러한 록킹부(450)는 유도 장치부(210)와 종 방향으로 결합하도록 마련되어 있으며, 외부 케이스(470a)를 록킹시키거나 해제시키는 록킹부(450)의 동작은 다음과 같이 이루어진다.

구동 모터(502)가 나사산이 형성되어 있는 회전축의 회전에 의해 상·하 방향으로 움직임에 따라, 구동 모터(502)에 결합되어 있는 록킹 플레이트(504)와 록킹 플레이트(504)에 결합되어 있는 록킹 케이스(506)가 구동 모터(502)의 진행 방향과 동일한 방향으로 운동을 하게 된다. 그리고 록킹 케이스(506)를 관통하며, 양단에 록킹 핸들(512)과 후크(508)가 결합되어 있는 록킹 바(510)가 상·하 방향의 운동을 하게된다. 이로 인해 후크(508)가 상·하 방향으로 운동을 하여 외부 케이스(470a,470b,470c)를 고정시키거나 잠김 상태를 해제시킬 수 있게 된다.

또한 록킹 핸들(512)을 수동 조작에 의해 상·하 방향으로 이동시키면 다수의 후크(508)를 각각 개별적으로 작동시킬 수 있으며, 이러한 록킹 핸들(512)의 수동 조작에 의해 외부 케이스(470a,470b,470c)를 고정시키거나 잠김 상태를 해제시킬 수 있게 된다.

상술한 바와 같은 구성 및 동작에 의해, 록킹부(450)에 록킹되어 있던 외부 케이스(470a,470b,470c)의 록킹이 해제되면, 힌지부(460)에 의해 외부 케이스 (470a,470b,470c)가 펼쳐지게 되는데 그 구성 및 동작을 설명하면 아래와 같다.

도 6은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터의 힌지부의 사시도이다.

본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터의 힌지부(460)는, 외부 케이스(470a)가 힌지 플레이트(606)에 대하여 회전하여 개폐 가능하도록 힌지 플레이트(606)에 소정의 이격 간격을 두고 결합되는 힌지(602)와, 힌지(602)가 소정의 이격 간격을 두고 결합되는 힌지 플레이트(606)를 포함하여 이루어진다.

힌지(602)는 가동 힌지부(603)와 고정 멈춤부(604)로 이루어지며, 가동 힌지부(603)에 결합되어 있는 힌지 결합 축(미도시)과 고정 멈춤부(604)에 형성되어 있는 홀(Hole)에 의하여 가동 힌지부(603)와 고정 멈춤부(604)는 결합된다. 그리고 가동 힌지부(603)는 외부 케이스(470a)의 하단부와 결합되고, 고정 멈춤부(604)는 힌지 플레이트(606)에 결합된다.

또한 힌지부(460)에는 힌지 플레이트(606)의 하단에 결합되어 힌지 플레이트(606)를 지지하는 하부 지지체(608)를 추가로 포함할 수 있다.

록킹부(450)로부터 잠김 상태가 해제된 외부 케이스(470a)는, 도4에 도시된 작동 상태와 같이, 하단이 힌지부(460)에 힌지 연결된 상태로 펼쳐진다. 이 때 외부 케이스(470a)는 스토퍼(Stopper) 역할을 하는 고정 멈춤부(604)에 의해 멈추어져 더 이상 펼쳐지지 않게 된다. 그리고 비행체부(200) 내부의 동축 반전 헬리콥터 타입의 기체부(400)가 노출된다.

이상의 구성에 의하면, 록킹부(450)에 록킹되어 있던 외부 케이스 (470a,470b,470c)의 록킹이 해제되면 힌지부(460)에 의해 외부 케이스(470a,470b,470c)가 펼쳐진다.

그런데 본 발명의 실시에 있어서는 힌지부(460)를 구비하지 않고 외부 케이스(470a,470b,470c)를 기체부(400)로부터 탈락시키도록 구성할 수도 있다. 즉 록킹부(450)에 록킹되어 있던 외부 케이스(470a,470b,470c)의 록킹이 해제되면, 외부 케이스(470a,470b,470c)는 기체부(400)로부터 탈락되어 지상으로 낙하 시키도록 한다. 한편, 경우에 따라서는 탈락된 외부 케이스(470a,470b,470c)는 유도 낙하산 등과 같은 수단을 이용하여 회수 가능하도록 구성할 수 있다.

기체부(400)로부터 탈락된 외부 케이스(470a,470b,470c)를 회수할 수 있도록 하는 유도 낙하산 운송 시스템의 특징 및 구성을 설명하면 다음과 같다.

유도 낙하산 운송 시스템(RCPFADS : Remote control parafoil air delivery system)은 기존의 원형 낙하산을 이용한 수동적인 보급 방식이 아닌 램 에어 패러포일(Ram air parafoil)을 적용하여 기동성이 있고, 목표 지점에 보다 정확하게 화물을 운송할 수 있는 시스템이다.

유도 낙하산 운송 시스템은 패러포일(Parafoil), 전기(電機) 장치(Electro-mechanical unit) 및 원격 조종 장치(Remote control unit)로 이루어진다.

전기(電機) 장치(Electro-mechanical unit)의 상부에는 패러포일(Parafoil)을 장착하고, 하부에는 화물을 장착한다. 이러한 상태에서 GPS(Global positioning system)에 의해서 자체 유도, 무선 원격 조종에 의한 유도, 지정 또는 이동중인 포스트에서 발사되는 유도 신호를 포착해서 자동 유도를 통해 낙하산을 목표 지점에 안착하도록 유도하는 시스템이다.

패러포일(Parafoil)은 낙하산의 일종으로 컨트롤 라인(Control line)의 장력 제어를 이용해 방향 제어를 할 수 있다. 패러포일(Parafoil)은 오른쪽 줄을 당기면 오른쪽으로 이동하게 되고 왼쪽 줄을 당기면 왼쪽으로 이동하게 되며, 이와 같은 방법을 통해 목표 지점에 정밀한 착륙을 유도할 수 있다.

본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터의 비행체부(200)에 내장되는 동축 반전 로터를 구비한 헬리콥터의 상부 로터(412)와 하부 로터(414)의 구성을 설명하면 다음과 같다.

도 7은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터의 상부 로터의 사시도이고, 도 8은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터의 하부 로터의 사시도이다.

상부 로터(412) 및 하부 로터(414)는 로터 헤드(702, 802)와 로터 블레이드(712, 812)를 포함하여 이루어진다.

로터 블레이드(712, 812)는 로터 헤드(702, 802)에 결합되어 로터 헤드(702, 802)의 회전에 따라 같이 회전하게 되는데, 로터 헤드(702, 802)의 힌지(708, 808)에 의하여 로터 블레이드(712, 812)를 접고 펴는 것이 가능하게 된다.

이를 위하여 로터 헤드(702, 802)는 회전 중심부인 로터 허브(716, 816)와, 로터 허브(716, 816)의 회전축에 대하여 직각방향으로 결합되며 회동 가능한 스핀들 샤프트(718, 818)와, 스핀들 샤프트(718, 818)의 말단에 힌지(708, 808)를 통해 힌지 결합하는 그립(714, 814), 및 스핀들 샤프트(718, 818)의 상단에 결합되는 원 호 형태의 피치 조종 플레이트(704, 804)를 포함한다. 이 때, 스핀들 샤프트(718, 818)와 힌지(708, 808) 및 피치 조종 플레이트(704, 814)는 연결 부재(720, 820)에 의해 결합되는 것이 바람직하다.

한편, 피치 조종 플레이트(704, 804)의 일단에는 스와시 플레이트와 연결되는 피치 조종 링키지(706, 806)가 결합된다. 스와시 플레이트의 작동에 따라 피치 조종 링키지(706, 806)가 피치 조종 플레이트(704, 804)를 상하로 작동시킴으로써 스핀들 샤프트(718, 818)가 회동하고, 이에 따라 로터 블레이드(712, 812)의 피치가 조종된다.

그립(714, 814)에는 로터 블레이드(712, 812)의 일단이 결합되는데, 드래그 볼트(Drag Bolt)를 이용하여 결합되는 것이 바람직하다.

이러한 구성에 의하여 로터 블레이드(712, 812)의 접고 펼침이 가능하게 되는데, 로터 블레이드(712, 812)의 접고 펼침은 수동으로 이루어질 수도 있으나 공중에서 접혀진 로터 블레이드(712, 812)가 펼쳐지는 경우에는 로터 블레이드(712, 812)의 회전에 따라 로터 블레이드(712, 812)가 펼쳐져야 한다. 로터 블레이드(712, 812)의 펼침은 상부 로터(412) 및 하부 로터(414)를 회전시킴으로써 원심력에 의해 펼쳐지도록 할 수 있다. 이 때, 로터 블레이드(712, 812)의 펼침을 수월하게 하기 위해서는 로터 블레이드(712, 812)의 피치를 조절하여 양력을 많이 받도록 한 상태에서 상부 로터(412) 및 하부 로터(414)를 회전시키는 것이 바람직하다.

그런데, 로터 블레이드(712, 812)를 자동으로 펼치는 경우에 상부 로터(412)의 로터 블레이드(712)와 하부 로터(414)의 로터 블레이드(812)가 서로 간섭될 가 능성이 있다. 이를 방지하기 위하여 상부 로터(412)의 로터 블레이드(712)에 가이드 바(710)를 구비하도록 하는 것이 바람직하다. 상부 로터(412)의 가이드 바(710)는 상부 로터(412)의 회전시에 하부 로터(414)의 피치 조종 플레이트(804)의 원호부에 가이드됨으로써 상부 로터(412)의 로터 블레이드(712)와 하부 로터(414)의 로터 블레이드(812)가 간섭되는 것을 방지할 수 있다. 한편, 하부 로터(414)의 로터 블레이드(812)에도 가이드 바(810)를 장착하는데 이는 상부 로터(412)와의 밸런싱(Balancing)을 유지하기 위한 것이다.

다음으로, 상술한 바와 같이 구성된 미사일형 무인 헬리콥터의 동작을 이하에 설명하기로 한다.

본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터는, 접힌 상태의 로터 블레이드(Rotor Blade)를 포함하는 동축 반전형 로터를 내장하여 지상에서 발사된 후 공중에서 작동이 가능하도록 되는 것을 특징으로 한다. 또한, 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터는 접힌 상태의 로터 블레이드를 펼쳐 지상에서 이륙시키는 것이 가능하도록 되는 것을 특징으로 한다.

다만, 지상에서 발사된 후 공중에서 작동되는 특징을 갖는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터는, 로터 블레이드를 펼쳐 지상에서 이륙시킬 수 있는 특징을 갖는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터의 구성에 추진 장치부(310)와 조종 장치부(300)를 추가로 포함하여 이루어져 있기 때문에, 지상에서 발사된 후 공중에서 작동되는 특징을 갖는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터의 동작을 위주로 설명한다.

상술한 바와 같은 특징의 동작을 수행하기 위해, 동축 반전 로터를 구비한 회전익 항공기 타입의 기체부(400)를 포함하는 비행체부(200)는, 로켓이나 제트 엔진 등의 추진 장치부(310)에 의해 추진되어 공중으로 발사된다. 그리고 공중으로 발사된 비행체부(200)는, 유도 장치부(210)로부터 유도 신호를 전달받거나 미리 프로그램된 내용에 따라, 조종 장치부(310)의 작동에 의해 목표 지점까지 유도되어 비행할 수 있게 된다.

비행체부(200)가 공중으로 발사되어 목표 지점까지 유도된 후에, 외부 케이스(470a,470b,470c)가 전개됨으로써 내부의 동축 반전 헬리콥터 타입의 기체부(400)가 노출된다.

회전익 항공기 타입의 기체부(400)를 덮고 있는 외부 케이스(470a,470b,470c)는, 소정의 회전 위치에서 해제 자유롭게 고정하는 것이 가능한 록킹부(450)에 의해 잠김 상태가 해제된다.

구동 모터(502)의 작동에 의해 구동 모터(502)와 일체형으로 결합되어 있는 록킹 플레이트(504)와 록킹 케이스(506)가 상·하 방향으로 운동을 할 수 있다. 그리고 록킹 케이스(506)를 관통하며, 양단에 록킹 핸들(512)과 후크(508)가 결합되어 있는 록킹 바(510)가 상·하 방향의 운동을 하게된다. 이로 인해 후크(508)가 상·하 방향으로 운동을 하여 외부 케이스(470a,470b,470c)를 고정시키거나 잠김 상태를 해제시킬 수 있게 된다.

또한 록킹 핸들(512)을 수동 조작에 의해 상·하 방향으로 이동시키면 다수의 후크(508)를 각각 개별적으로 작동시킬 수 있으며, 이러한 록킹 핸들(512)의 수 동 조작에 의해 외부 케이스(470a,470b,470c)를 고정시키거나 잠김 상태를 해제시킬 수 있게 된다.

그리고 잠김 상태가 해제된 외부 케이스(470a,470b,470c)는, 힌지 플레이트(606)에 대하여 회동 가능하도록 결합되어 있는 힌지(602)에 의해 개폐되어, 도 4에 도시된 작동 상태와 같이 펼쳐지게 되고, 비행체부(200) 내부의 동축 반전 헬리콥터 타입의 기체부(400)가 노출된다.

외부 케이스가 전개되어 노출된 기체부(400)는, 접힌 상태의 로터 블레이드(712,812)를 포함하는 동축 반전형 로터를 내장하고 있다.

동축 반전형 로터의 일반적인 구동 방식은 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가지는 자에 의하여 충분하게 실시할 수 있기 때문에, 그에 대한 추가적인 설명은 생략한다. 그러나 본 발명의 특징인, 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 미사일형 무인 헬리콥터의 기체부(400)에 내장되는 동축 반전 로터를 구비한 헬리콥터의 접힌 상태의 로터 블레이드(712,812)를 펼치는 동작은 아래에 설명한다.

회전익 항공기 타입의 기체부(400)는 외부 케이스(470a,470b,470c)의 열림에 의해 상부 로터(412)와 하부 로터(144)를 펼쳐 전·후진, 횡진, 정지, 및 수직 상승·하강 등의 비행이 가능하게 되며, 탑재된 임무 탑재체(Mission payload)에 따라 임무를 수행할 수 있다.

동력부(440)와 로터 구동부(420)에 의해 서로 역회전하며 동축에 배치된 회전축(902)에 회전 중심부인 로터 헤드(702,802)가 결합되어 있고, 로터 헤드(702,802)의 그립(Grip)(714,814)에 로터 블레이드(712,812)가 결합되어 접혀져 있다.

회전축(902)의 회전에 의해 상부 로터(412)와 하부 로터(414)는 동일한 회전 속도를 갖고 반전 장치에 의해 서로 반대 방향으로 회전한다.

접힌 상태의 상부 로터(412)의 로터 블레이드(712)와 하부 로터(414)의 로터 블레이드(812)는 로터 헤드(702,802)의 회전과 로터 블레이드(712,812)가 갖는 초기 상태의 피치각에 의해 위로 펼쳐진다.

이 때 상부 로터(412)의 로터 블레이드(712)와 하부 로터(414)의 피치 조종 플레이트(804)의 사이에 간섭이 일어나 상부 로터(412)의 로터 블레이드(712)에 손상을 주게 된다. 이러한 상부 로터(412)의 로터 블레이드(712)와 하부 로터(414)의 피치 조종 플레이트(804) 사이의 간섭을 방지하기 위해 도 7에 도시된 바와 같이 가이드 바(710)가 로터 헤드(702)에 결합된다. 간섭을 방지하기 위한 가이드 바(710)에 의해 상부 로터(412)의 로터 블레이드(712)는 하부 로터(414)의 피치 조종 플레이트(804)를 타고 올라가 위로 펼쳐진다. 상부 로터(412)의 로터 블레이드(712)가 상술한 바와 같이 펼쳐진 후, 하부 로터(414)의 로터 블레이드(812)가 동일한 원리로 펼쳐진다.

펼쳐진 로터 블레이드(712,812)는 피치 조종 링키지(706,806)에 의해 피치 조종 플레이트(704,804)와 연결된 스와시 플레이트(904,906)를 상승 또는 경동(傾動)시키는 것에 의해 제어된다.

또한 하부 로터(414)에 결합된 가이드 바(810)는 상부 로터(412)와 하부 로터(414)의 밸런싱(Balancing)을 유지하기 위한 수단으로 이용된다.

한편, 본 발명의 바람직한 또 다른 실시예에 따르면, 보관 및 운반이 용이한 접이식 로터를 구비한 무인 헬리콥터를 제공할 수 있다. 이러한, 접이식 로터를 구비한 무인 헬리콥터는 공중으로 발사된 후 로터 블레이드(712, 812)를 펼치는 것이 아니라 지상에서 로터 블레이드(712, 812)가 펼쳐진 후 공중으로 비행하도록 되는 것이다.

본 발명의 바람직한 또 다른 실시예에 따른 접이식 로터를 구비한 무인 헬리콥터는, 전술한 상부 로터(412)와 하부 로터(414)를 구비하는 동축 반전 로터부(410), 동축 반전 로터부(410)를 구동하기 위한 엔진 또는 모터와 트랜스미션 장치를 포함하는 로터 구동부(420), 로터 구동부(420)를 제어하기 위한 제어 장치부(430), 엔진의 연료나 모터를 위한 배터리를 저장하는 동력부(440), 및 무선 제어 신호를 송·수신하는 유도 장치부(210)를 포함한다.

이러한 접이식 로터를 구비한 무인 헬리콥터는 상부 로터(412)와 하부 로터(414)를 접은 상태로 보관, 운반한 후 이륙시킬 장소에서 로터 블레이드(712, 812)를 펼쳐 비행시킬 수 있는 장점을 갖게 된다.

이상의 설명은 본 발명의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 다양한 수정 및 변형이 가능할 것이다. 따 라서, 본 발명에 개시된 실시예들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.

이상에서 설명한 바와 같이 본 발명에 의하면, 미사일형 무인 헬리콥터를 제공함으로써 무인 항공기를 최대한 빠른 시간 내에 목표 지점에 도달시키고, 활주 거리가 확보되지 않은 상태에서도 무인 항공기를 이륙시킬 수 있으며, 목표 지점 상공에 장시간 머무르며 임무 수행을 할 수 있다.

또한 본 발명에 의하면, 무인 항공기 보관을 위한 공간을 감소시키고, 운반시 무인 항공기의 파손을 방지할 수 있는 미사일형 무인 헬리콥터를 제공할 수 있다.

Claims

삭제
접고 펼침이 가능한 로터 블레이드(712,812)를 구비하는 상부 로터(412) 및 하부 로터(414)를 포함하는 동축 반전 로터부(410), 상기 동축 반전 로터부(410)를 구동하기 위한 엔진(Engine) 또는 모터(Motor)와 트랜스미션(Transmission) 장치를 포함하는 로터 구동부(420), 상기 로터 구동부(420)를 제어하기 위한 제어 장치부(430), 및 엔진의 연료나 모터를 위한 배터리(Battery)를 저장하는 동력부(440)가 원통형으로 결합되어 있는 기체부(400)와 상기 기체부(400)를 내장하는 외부 케이스(470a,470b,470c)를 포함하는 비행체부(200);

상기 비행체부(200)를 유도, 조종하기 위한 신호를 송·수신하는 유도 장치부(210); 및

회전축에 나사산이 형성되고 프레임(516,518)에 나사산을 이용하여 고정되는 구동 모터(502), 상기 외부 케이스(470a,470b,470c)를 고정하거나 해제하는 후크(508), 및 상기 구동 모터(502)와 상기 후크(508)를 결합하는 연결 부재를 구비하는 록킹부(450)

를 포함하는 것을 특징으로 하는 미사일형 무인 헬리콥터.
제 2항에 있어서,

힌지 결합 축을 갖는 가동 힌지부(603) 및 홀(Hole)이 형성되어 있는 고정 멈춤부(604)를 포함하여 상기 외부 케이스(470a,470b,470c)의 하단을 힌지 결합하는 힌지(602)와; 상기 힌지(602)가 소정의 이격 간격을 두고 결합하는 힌지 플레이트(606)를 포함하는 힌지부(460)를 추가로 포함하는 것을 특징으로 하는 미사일형 무인 헬리콥터.
제 2항 또는 제 3항에 있어서,

상기 비행체부(200)가 공중으로 비행하도록 상기 비행체부(200)를 추진시키는 추진 장치부(310)와, 상기 유도 장치부(210)로부터 유도 신호를 전달받아 상기 추진 장치부(310)에 의해 상기 비행체부(200)가 원하는 방향으로 비행할 수 있도록 조종면(302a,302b)을 작동시켜 주는 조종 장치부(300)를 추가로 포함하는 것을 특징으로 하는 미사일형 무인 헬리콥터.
제 2항 또는 제 3항에 있어서,

상기 상부 로터(412)와 상기 하부 로터(414)는 각각,

상기 상부 로터(412)와 상기 하부 로터(414)의 회전 중심부인 로터 허브(716, 816)와, 상기 로터 허브(716, 816)의 회전축에 대하여 직각방향으로 결합되며 회동 가능한 스핀들 샤프트(718, 818)와, 상기 스핀들 샤프트(718, 818)의 말단에 힌지(708, 808)를 통해 힌지 결합하는 그립(714, 814), 및 상기 스핀들 샤프트(718, 818)의 상단에 결합되는 원호 형태의 피치 조종 플레이트(704, 804)를 포함하는 로터 헤드(702, 802); 및

상기 그립(714, 814)에 결합되는 로터 블레이드(712, 812)

를 포함하는 것을 특징으로 하는 미사일형 무인 헬리콥터.
제 5 항에 있어서,

상기 로터 블레이드(712, 812)를 자동으로 펼치는 경우에 상기 상부 로터(412)의 상기 로터 블레이드(712)와 상기 하부 로터(414)의 상기 로터 블레이드(812)의 간섭을 방지하기 위하여, 상기 상부 로터(412)의 상기 로터 블레이드(712)의 일측에 상기 하부 로터(414)의 상기 피치 조종 플레이트(804)의 원호면에 의해 가이드되는 가이드 바(710)를 구비하도록 한 것을 특징으로 하는 미사일형 무인 헬리콥터.
상부 로터(412)와 하부 로터(414)를 포함하는 동축 반전형 로터에 있어서,

상기 상부 로터(412)와 상기 하부 로터(414)는,

회전 중심부인 로터 허브(716, 816)와, 상기 로터 허브(716, 816)의 회전축에 대하여 직각방향으로 결합되며 회동 가능한 스핀들 샤프트(718, 818)와, 상기 스핀들 샤프트(718, 818)의 말단에 힌지(708, 808)를 통해 힌지 결합하는 그립(714, 814)과 상기 스핀들 샤프트(718, 818)의 상단에 결합되는 원호 형태의 피치 조종 플레이트(704, 804)를 포함하는 로터 헤드(702, 802); 및

상기 그립(714, 814)에 결합되는 로터 블레이드(712, 812)

를 각각 포함하는 것을 특징으로 하는 접이식 동축 반전형 로터.
제 7 항에 있어서,

상기 로터 블레이드(712, 812)를 자동으로 펼치는 경우에 상기 상부 로터(412)의 상기 로터 블레이드(712)와 상기 하부 로터(414)의 상기 로터 블레이드(812)의 간섭을 방지하기 위하여, 상기 상부 로터(412)의 상기 로터 블레이드(712)의 일측에 상기 하부 로터(414)의 상기 피치 조종 플레이트(804)의 원호면에 의해 가이드되는 가이드 바(710)를 구비하도록 한 것을 특징으로 하는 접이식 동축 반전형 로터.
제 7 항 또는 제 8 항에 있어서,

상기 상부 로터(412)와 상기 하부 로터(414)의 밸런싱을 위하여, 상기 하부 로터(414)의 상기 로터 블레이드(812)의 일측에도 가이드 바(810)를 구비하도록 한 것을 특징으로 하는 접이식 동축 반전형 로터.
삭제
접고 펼침이 가능한 로터 블레이드(712, 812)를 구비하는 상부 로터(412)와 하부 로터(414)를 포함하는 동축 반전 로터부(410);

상기 동축 반전 로터부(410)를 구동하기 위한 엔진 또는 모터와 트랜스미션 장치를 포함하는 로터 구동부(420);

상기 로터 구동부(420)를 제어하기 위한 제어 장치부(430);

엔진의 연료나 모터를 위한 배터리를 저장하는 동력부(440); 및

무선 제어 신호를 송·수신하는 유도 장치부(210)

를 포함하되,

상기 상부 로터(412)와 상기 하부 로터(414)는 각각,

상기 상부 로터(412)와 상기 하부 로터(414)의 회전 중심부인 로터 허브(716, 816)와, 상기 로터 허브(716, 816)의 회전축에 대하여 직각방향으로 결합되며 회동 가능한 스핀들 샤프트(718, 818)와, 상기 스핀들 샤프트(718, 818)의 말단에 힌지(708, 808)를 통해 힌지 결합하는 그립(714, 814), 및 상기 스핀들 샤프트(718, 818)의 상단에 결합되는 원호 형태의 피치 조종 플레이트(704, 804)를 포함하는 로터 헤드(702, 802); 및

상기 그립(714, 814)에 결합되는 로터 블레이드(712, 812)

를 포함하는 것을 특징으로 하는 접이식 로터를 구비한 무인 헬리콥터.
제 11항에 있어서,

상기 로터 블레이드(712, 812)를 자동으로 펼치는 경우에 상기 상부 로터(412)의 상기 로터 블레이드(712)와 상기 하부 로터(414)의 상기 로터 블레이드(812)의 간섭을 방지하기 위하여, 상기 상부 로터(412)의 상기 로터 블레이드(712)의 일측에 상기 하부 로터(414)의 상기 피치 조종 플레이트(804)의 원호면에 의해 가이드되는 가이드 바(710)를 구비하도록 한 것을 특징으로 하는 접이식 로터를 구 비한 무인 헬리콥터.