KR101074028B1 - 전개된 날개 고정기구를 갖는 비행체 - Google Patents

Abstract

본 발명은 전개된 날개 고정기구를 갖는 비행체에 관한 것으로서, 비행체 본체; 상기 비행체 본체에 설치되며, 상기 비행체 본체의 길이 방향으로 연장되는 복수의 격납 슬롯을 포함하는 날개 격납부; 상기 날개 격납부 내에 일측이 회전 가능하게 결합되는 날개; 및 상기 날개 격납부에 설치되며, 비행체의 비행시에 상기 날개와 접촉하여 날개가 전개된 상태를 유지하도록 고정하는 날개 고정기구를 포함하는 비행체가 제공된다.

비행체, 날개, 미사일, 고정기구.

Description

전개된 날개 고정기구를 갖는 비행체{FLYING OBJECT WITH FIXING DEVICE FOR THE DEPLOYED WING}

본 발명은 전개된 날개 고정기구를 갖는 비행체에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 미사일 등과 같은 비행체에 격납된 날개가 전개된 경우에 이를 움직이지 않고 고정하기 위한 고정기구에 관한 것이다.

일반적으로, 비행체는 그 주위의 유체 흐름에 영향을 주어 양력을 얻거나 비행 경로를 제어를 용이하게 하기 위한 목적에서 날개를 갖는다. 이러한 비행체로서는 항공기, 비행선 등과 같은 수송용 비행체와 미사일, 로켓, 유도 발사체, 폭탄 및 어뢰와 같은 무기 등이 있다.

그 중, 미사일의 경우 일반적으로 원통형의 본체와 그 본체에 설치되는 두 개 이상의 날개를 갖게 되며, 상술한 바와 같은 비행 안정성을 높이고 비행 경로의 제어를 용이하게 하는 목적을 달성하기 위해서는 상기 날개는 본체의 외측으로 연장되도록 설치되어야 한다.

이렇게 본체 외측으로 돌출되는 날개로 인해서, 미사일을 보관 및 운반하는데 공간 효율성이 낮아지게 된다. 이는 한정된 공간에 다수의 무기를 탑재하여야 하는 경우에 치명적이다. 따라서, 종래부터 미사일에 설치되는 날개는 본체의 표면과 인접하거나 또는 본체의 내측에 격납된 상태로 보관되다가(도 1의 (a)), 발사시에만 날개가 전개되도록 하여(도 1의 (b)) 상술한 바와 같은 문제에 대처하여 왔다. 즉, 도 1에 도시된 바와 같이 본체(10)의 후단부에 날개를 격납하기 위한 날개 격납부(20)를 두고, 상기 날개 격납부(20)의 내부에 날개(30)가 격납될 수 있도록 한다.

여기서, 상기 날개 격납부(20)에는 날개(30)의 개수만큼의 격납 슬롯(22)이 방사상으로 배치되며, 상기 날개(30)의 그 일단이 상기 격납 슬롯(22) 내부에 회전가능하게 고정된다. 이를 통해서, 상기 날개는 평상시에는 격납 슬롯(22) 내부의 격납 위치에 보관되다가, 발사 후 관성 등에 의해서 도 1의 (b)와 같이 전개된 전개 위치로 이동할 수 있게 된다.

한편, 상기 날개는 비행 안정성의 측면에서 일단 전개된 후에는 날개가 움직이지 않도록 단단히 고정되어야 하므로, 날개를 안정적으로 전개 위치에 고정할 필요가 있다. 도 2 및 도 3에 이러한 날개 고정기구의 일 예가 도시된다.

도 2 및 도 3을 참조하면, 상기 날개(30)는 힌지축(32)을 통해서 상기 슬롯(22)의 내측에 회전 가능하게 고정되며, 점선으로 도시된 것은 날개가 전개된 상태에 해당된다. 아울러, 상기 날개 격납부(20)의 일측에는 결합공(24)이 형성되고, 상기 결합공(24)은 상기 날개(30)의 내측에 설치되는 고정핀(40)의 단부와 결합되게 된다.

구체적으로, 상기 고정핀(40)은 날개(30)의 내측에 탄성 수단(42)을 개재하 여 설치되므로, 탄성 수단(42)의 탄성력에 의해서 날개 외측 방향의 외력을 받게 된다. 격납 위치에서 상기 고정핀(40)은 슬롯의 내벽 사이에 있게 되므로(도 3의 하반부에 해당) 상기 날개(30)는 자유롭게 회전할 수 있다. 그러나, 발사 후 관성 등에 의해 날개(30)가 회전하여 점선으로 표시한 전개 위치로 이동하면, 상기 고정핀(40)이 상기 결합공(24) 측으로 이동하게 된다. 그 후, 전개가 완료되면 상기 고정핀(40)은 탄성력에 의해 상기 결합공(24) 내부로 삽입되어 날개를 고정하게 된다.

미설명 부호 44은 상기 고정핀(40)이 날개로부터 분리되는 것을 방지하기 위한 마개이다.

그러나, 상기 예의 경우 통상적으로 매우 얇게 형성되는 날개의 폭 내부에 설치되어야 하므로 구조적으로 강도가 낮게 된다. 아울러, 고정핀이 돌출되는 범위도 작으므로, 비행 중 급격한 자세 변화 등으로 인해 날개에 큰 하중이 가해지는 경우 안정적인 고정이 불가능할 수 있다. 아울러, 좁은 폭(통상적으로 약 6mm 내외)을 갖는 날개의 내부에 다수의 부품을 조립하여야 하므로 제작이 용이하지 못한 문제가 있다.

본 발명은 상기와 같은 종래 기술의 단점을 극복하기 위해 안출된 것으로서, 종래에 비해서 보다 안정적으로 전개된 날개를 고정할 수 있는 날개 고정기구를 갖는 비행체를 제공하는 것을 기술적 과제로 삼고 있다.

또한, 본 발명은 종래에 비해서 보다 용이하게 조립할 수 있으면서도 향상된 구조적 강도를 갖는 날개 고정기구를 갖는 비행체를 제공하는 것을 기술적 과제로 삼고 있다.

상기와 같은 기술적 과제를 달성하기 위한 본 발명의 일측면에 의하면, 비행체 본체; 상기 비행체 본체에 설치되며, 상기 비행체 본체의 길이 방향으로 연장되는 복수의 격납 슬롯을 포함하는 날개 격납부; 상기 날개 격납부 내에 수납되는 격납위치와 상기 격납부 외측으로 돌출되도록 펼쳐지는 전개위치 사이에서 회전가능하도록 상기 날개 격납부 내에 결합되는 날개; 및 상기 격납 슬롯 내부에 상기 본체의 길이방향에 대해 수직한 방향으로 슬라이드 가능하게 설치되는 고정편;을 포함하며, 상기 고정편은 상기 날개가 전개위치에 있는 경우에, 상기 날개의 일측면과 상기 날개 격납부의 내벽면 사이에 끼워지도록 이동하여, 상기 날개가 전개된 상태를 유지하도록 고정하는 날개 고정기구를 포함하는 비행체가 제공된다.
즉, 본 발명의 상기 측면에 의하면 전개된 날개를 고정하기 위한 고정기구로서의 고정편을 날개가 아닌 날개 격납부에 설치함으로써 충분한 설치 공간을 확보하는 것이 가능하다. 이를 통해, 구조적 강도를 비행 안정성을 얻기 위해 요구되는 수준까지 향상시킬 수 있고 조립성도 개선할 수 있다.
여기서, 상기 고정편은 상기 날개 격납부 내에 형성되는 설치공 내에 탄성 수단을 개재하여 삽입되며, 상기 날개의 일측 단부에 걸림턱이 형성되고, 상기 걸림턱과 상기 날개 격납부의 내벽 사이에 형성되는 공간으로 상기 고정편이 삽입될 수 있다.
또한, 상기 날개의 외주면과 상기 설치공 사이의 간격은 상기 고정편보다 짧게 형성되어, 상기 고정편이 상기 날개의 외주면에 의해 저지되어 설치공으로부터 이탈되는 것이 방지되도록 할 수 있다.
또한, 상기 고정편은, 단부가 상기 설치공 내부에 삽입되고, 외주부에 탄성 수단이 끼워지는 스템부; 상기 스템부와의 연결부에 단턱을 갖도록 형성되는 헤드부; 및 상기 헤드부에 형성되며, 상기 날개의 캠면과 접촉하는 돌기부를 포함하도록 구성될 수 있다.
여기서, 상기 헤드부의 일측면은 상기 격납 슬롯의 내벽과 접한 상태를 유지하도록 형성될 수 있다.

본 발명의 다른 측면에 의하면, 비행체 본체; 상기 비행체 본체에 설치되며, 상기 비행체 본체의 길이 방향으로 연장되는 복수의 격납 슬롯을 포함하는 날개 격납부; 상기 날개 격납부 내에 일측이 회전 가능하게 결합되는 날개; 및 상기 격납 슬롯 내에서 상기 날개와 접하도록 상기 날개 격납부에 설치되며, 상기 날개가 격납 위치에서 전개 위치로의 회전을 허용하지만 그 역방향으로의 회전은 차단하는 날개 고정기구를 포함하는 비행체가 제공된다.

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여기서, 상기 날개 고정기구는 상기 날개 격납부 내에 형성되는 설치공 내에 탄성 수단을 개재하여 삽입되는 고정편을 포함하며, 상기 날개는 전개 과정 중에 상기 고정편을 설치공 내측으로 밀어 넣는 캠면과, 전개 후 상기 고정편이 설치공 외측으로 돌출되도록 하는 걸림턱을 포함하도록 할 수 있다.

상기와 같은 구성을 갖는 본 발명의 측면들에 의하면, 종래에 좁은 날개의 내부에 고정기구를 설치하여 원하는 수준의 구조적 강도를 얻지 못하던 것에 비하여, 날개 격납부에 고정기구를 설치함으로써 충분한 설치 공간을 확보하는 것이 가능므로 구조적 강도를 향상시킬 수 있게 된다.

아울러, 부품의 수도 종래에 비해 줄어들고 조립 공간이 상대적으로 넓으므로 보다 용이하고 신속하게 제조할 수 있다.

이하에서는, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명에 따른 전개된 날개 고정기구를 갖는 비행체의 실시예에 대해서 상세하게 설명하도록 한다.

도 4를 참조하면, 본 발명에 따른 날개 고정기구를 갖는 비행체의 일 실시예 중 후미부가 도시되어 있다. 상기 비행체는 도 1에 도시된 바와 같은 본체(10) 및 상기 본체(10)의 후미부에 위치하는 날개 격납부(20)를 포함하고 있으며, 상기 날개 격납부(20)에는 날개(30)가 힌지축(32)을 중심으로 하여 회전 가능하게 설치된다.

상기 날개(30)의 힌지축(32) 측 단부(34)에는 상기 힌지축(32)을 중심으로 원호형과 유사한 형태로 형성되는 캠면(36)이 형성되어 있다. 상기 캠면(36)은 상기 단부(34)와 연속적으로 이어지는 곡선형태를 갖도록 형성되며, 최외곽측 단부는 상기 날개 격납부(20)의 격납 슬롯(22)의 내벽과 접하고 있다. 이러한 구조에 의해서, 상기 격납 슬롯(22)의 내벽과 상기 캠면(36) 및 단부(34)의 사이에 공간부가 형성되며, 상기 공간부는 후술할 고정편의 설치 공간을 제공하게 된다.

상기 캠면(36)과 인접하여 걸림턱(38)이 형성된다. 상기 걸림턱(38)은 상기 캠면(36)으로부터 상기 격납 슬롯(22)의 길이 방향을 따라서 직선으로 후퇴한 형태를 갖도록 형성되며, 개방된 형태를 갖는다. 또한, 상기 날개(30)가 완전히 전개한 상태에서 상기 격납 슬롯(22)의 내벽과 상기 걸림턱(38) 사이의 간격은 후술할 고정편의 돌기부의 두께와 동일하거나 허용 공차 범위만큼 크게 형성된다.

상술한 공간부의 내부에는 고정편(100)이 설치된다. 구체적으로, 상기 공간부의 내부에는 상기 고정편(100)이 삽입되는 설치공(20a)이 형성되고, 상기 설치공(20a)의 내부에 상기 고정편이 도면을 기준으로 상하 방향으로 슬라이드 가능하도록 설치된다.

상기 고정편(100)의 그 외측에 코일 스프링(110)이 끼워지고, 선단부의 일부가 상기 격납 슬롯(22)에 슬라이드 이동 가능하게 삽입되는 스템부(102)를 포함한다. 또한, 상기 스템부(102)와 접하여, 헤드부(104)가 형성된다. 상기 헤드부(104)는 상기 스템부(102) 보다 큰 단면적을 가져서 스템부(102)와의 연결부에 단턱을 형성하도록 구성된다. 상기 단턱은 상기 코일 스프링(110)을 지지하는 역할을 한다.

또한, 상기 헤드부(104)의 좌측면(도 5 기준)은 상기 격납 슬롯(22)의 내벽면과 접한 상태를 유지한다. 즉, 상기 고정편(100)이 상기 격납 슬롯(22) 내에서 상하로 이동하여도 상기 헤드부(104)의 좌측면은 격납 슬롯(22)의 내벽면과 지속적으로 접하여 고정편(100)의 이동을 안정적으로 가이드하게 된다.

상기 헤드부(104)와 인접하여 돌기부(106)가 형성된다.

상기 돌기부(106)는 날개(30)가 격납된 상태 및 전개 과정 중에는 상기 캠면(36)과 접하게 되고, 전개가 완료된 후에는 상기 걸림턱(38)과 상기 격납 슬롯(22)의 내벽 사이의 공간 내부로 삽입된 상태에서, 걸림턱(38)의 측면과 접하게 된다.

상기 고정편(100)의 전체 길이는 격납 위치인 경우에 상기 돌기부(106)와 상기 캠면(36)이 만나는 점과 격납 슬롯(22)의 저면 사이의 거리보다 크다. 따라서, 상기 고정편(100) 중 스템부(102)의 단부 일부는 상기 격납 슬롯(22)의 내부로 삽입되게 되고, 그로 인해서 상기 코일 스프링(110)이 일정 정도로 압축되게 된다. 따라서, 상기 헤드부(104)에는 상기 코일 스프링(110)의 탄성력이 가해지므로, 상기 고정편(100)은 격납 위치인 경우에 별도의 고정기구가 없이도 안정적으로 고정된 상태를 유지할 수 있게 된다.

또한, 상기 고정편(100)은 상기 날개(30)의 내부가 아닌 외측에 위치하므로 날개(30)의 구조적 강도에 영향을 미치지 않으며, 걸림턱(38) 내부로 삽입되는 돌기부(106)의 길이를 충분한 정도로 확보할 수 있으므로 전개 후의 날개를 안정적으로 지지할 수 있게 된다.

이제, 도 5 내지 도 8을 참조하여, 상기 실시예의 작동에 대해서 상세하게 설명한다.

상술한 바와 같이, 상기 실시예를 보관, 운반 및 탑재 시에는 상기 날개(30)는 상기 격납 슬롯(22)의 내측에 격납되어 있고, 상기 고정편(100)은 단순히 상기 날개(30)의 캠면(36)과 접하는 상태이므로 상기 날개(30)는 자유롭게 전개 위치로 회전할 수 있다.

그 후, 비행체가 비행을 시작하게 되면 관성 등에 의해서 날개(30)는 도 6에 도시된 바와 같이 반시계 방향으로 회전을 시작하게 되고, 상기 고정편(100)은 상기 캠면(36)의 형태에 따라서 초기 위치를 유지하거나 상승 또는 하강을 하게 된다. 어느 경우에도, 상키 헤드부(104)에 상기 코일 스프링(110)에 의한 탄성력이 전달될 수 있도록, 상기 코일 스프링(110)은 충분히 긴 길이를 갖도록 구성된다.

회전이 지속되어 전개 위치에 도달하기 직전의 상태가 도 7에 도시되어 있다. 도 7에서, 상기 고정편(100)의 돌기부(106)는 캠면(36)과의 접촉을 끝내고 걸림턱(38)의 내부로 삽입되기 직전의 상태에 있다.

그 후, 날개(30)가 완전히 회전하면, 상기 돌기부(106)는 코일 스프링(110)의 탄성력에 의해서 상기 걸림턱(38)의 내부로 삽입된다. 이 때, 상기 날개(30)의 반시계 방향(도 8 기준)으로의 회전은 상기 격납 슬롯(22)의 내벽에 의해 저지되고, 시계 방향으로의 회전은 상기 걸림턱(38) 내의 돌기부(106)에 의해 저지되므로, 상기 날개는 어느 방향으로든 회전하지 못하게 되므로 안정적으로 고정될 수 있다.

도 1은 종래의 전개식 날개를 갖는 비행체의 일 예를 개략적으로 도시한 측면도이다.

도 2는 도 1에 도시된 예에 채용되는 날개 고정기구를 개략적으로 도시한 측면도이다.

도 3은 도 2에 도시된 날개 고정기구를 도시한 단면도이다.

도 4는 본 발명에 의한 날개 고정기구를 갖는 비행체의 일 실시예 중 후미부를 도시한 측면도이다.

도 5는 도 4에 도시된 실시예를 도시한 단면도이다.

도 6 내지 도 8은 도 4에 도시된 실시예에서 날개가 전개되는 과정을 도시한 설명도이다.

Claims (10)

1. 비행체 본체;

   상기 비행체 본체에 설치되며, 상기 비행체 본체의 길이 방향으로 연장되는 복수의 격납 슬롯을 포함하는 날개 격납부;

   상기 날개 격납부 내에 수납되는 격납위치와 상기 격납부 외측으로 돌출되도록 펼쳐지는 전개위치 사이에서 회전가능하도록 상기 날개 격납부 내에 결합되는 날개; 및

   상기 격납 슬롯 내부에 상기 본체의 길이방향에 대해 수직한 방향으로 슬라이드 가능하게 설치되는 고정편;을 포함하며,

   상기 고정편은 상기 날개가 전개위치에 있는 경우에, 상기 날개의 일측면과 상기 날개 격납부의 내벽면 사이에 끼워지도록 이동하여, 상기 날개가 전개된 상태를 유지하도록 고정하는 날개 고정기구를 포함하는 비행체.
2. 제1항에 있어서,

   상기 고정편은 상기 날개 격납부 내에 형성되는 설치공 내에 탄성 수단을 개재하여 삽입되며,

   상기 날개의 일측 단부에 걸림턱이 형성되고, 상기 걸림턱과 상기 날개 격납부의 내벽 사이에 형성되는 공간으로 상기 고정편이 삽입되는 것을 특징으로 하는 비행체.
3. 제2항에 있어서,

   상기 날개의 외주면과 상기 설치공 사이의 간격은 상기 고정편보다 짧게 형성되어, 상기 고정편이 상기 날개의 외주면에 의해 저지되어 설치공으로부터 이탈되는 것이 방지되는 것을 특징으로 하는 비행체.
4. 제2항에 있어서,

   상기 고정편은,

   단부가 상기 설치공 내부에 삽입되고, 외주부에 탄성 수단이 끼워지는 스템부;

   상기 스템부와의 연결부에 단턱을 갖도록 형성되는 헤드부; 및

   상기 헤드부에 형성되며, 상기 날개의 캠면과 접촉하는 돌기부를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체.
5. 제4항에 있어서,

   상기 헤드부의 일측면은 상기 격납 슬롯의 내벽과 접한 상태를 유지하도록 형성되는 것을 특징으로 하는 비행체.
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