KR101152816B1 - 비행체 발사기 - Google Patents

비행체 발사기 Download PDF

Info

Publication number
KR101152816B1
KR101152816B1 KR1020090051194A KR20090051194A KR101152816B1 KR 101152816 B1 KR101152816 B1 KR 101152816B1 KR 1020090051194 A KR1020090051194 A KR 1020090051194A KR 20090051194 A KR20090051194 A KR 20090051194A KR 101152816 B1 KR101152816 B1 KR 101152816B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
frame
firing
slide rail
nitrogen
fluid
Prior art date
Application number
KR1020090051194A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20100132394A (ko
Inventor
정운규
Original Assignee
정운규
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 정운규 filed Critical 정운규
Priority to KR1020090051194A priority Critical patent/KR101152816B1/ko
Publication of KR20100132394A publication Critical patent/KR20100132394A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101152816B1 publication Critical patent/KR101152816B1/ko

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41A—FUNCTIONAL FEATURES OR DETAILS COMMON TO BOTH SMALLARMS AND ORDNANCE, e.g. CANNONS; MOUNTINGS FOR SMALLARMS OR ORDNANCE
    • F41A23/00—Gun mountings, e.g. on vehicles; Disposition of guns on vehicles
    • F41A23/34—Gun mountings, e.g. on vehicles; Disposition of guns on vehicles on wheeled or endless-track vehicles
    • F41A23/42—Gun mountings, e.g. on vehicles; Disposition of guns on vehicles on wheeled or endless-track vehicles for rocket throwers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41A—FUNCTIONAL FEATURES OR DETAILS COMMON TO BOTH SMALLARMS AND ORDNANCE, e.g. CANNONS; MOUNTINGS FOR SMALLARMS OR ORDNANCE
    • F41A19/00—Firing or trigger mechanisms; Cocking mechanisms
    • F41A19/55—Fluid-operated firing mechanisms
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41F—APPARATUS FOR LAUNCHING PROJECTILES OR MISSILES FROM BARRELS, e.g. CANNONS; LAUNCHERS FOR ROCKETS OR TORPEDOES; HARPOON GUNS
    • F41F3/00—Rocket or torpedo launchers
    • F41F3/04—Rocket or torpedo launchers for rockets
    • F41F3/052—Means for securing the rocket in the launching apparatus
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16F—SPRINGS; SHOCK-ABSORBERS; MEANS FOR DAMPING VIBRATION
    • F16F2238/00—Type of springs or dampers
    • F16F2238/02—Springs

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Emergency Lowering Means (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

본 발명은 비행체를 발사시키기 위한 발사기에 관한 것으로서, 구체적으로는 바닥에 고정 설치하는 차대; 상기 차대 상단에 설치된 활주 레일; 상기 활주 레일을 따라 전·후진하는 발사 틀; 발사 틀이 일정거리 전진 후 멈추게 하는 스트랩; 빠른 속도로 후퇴하도록 형성된 발사 실린더; 다수 개의 풀리로 조합된 풀리 유닛; 상기 풀리 유닛을 통해 상기 발사 실린더와 발사 틀을 연결하는 와이어; 및 상기 활주 레일로부터 발사 틀을 고정 및 해제하는 방아쇠 틀;로 구성됨에 따라, 질소압을 이용하여 발사 틀을 전진시켜 그 위에 올린 비행체가 발사되도록 한 비행체 발사기를 제공하게 된다.
Figure R1020090051194
발사기, 비행체, 무인 비행기

Description

비행체 발사기{The launching apparatus for a pilotless plane}
본 발명은 비행체를 발사시키기 위한 발사기에 관한 것으로서, 구체적으로는 질소압을 이용하여 발사 틀을 전진시켜 그 위에 올린 비행체가 발사되도록 한 비행체 발사기에 관한 것이다.
일반적으로 비행체는 산업, 군사, 교육, 레저 등 여러 가지 목적으로 사용되고 있는데, 그 중에서도 사람이 타지 않고 원거리에서 무선으로 조정할 수 있는 무인 비행체에 대하여 많은 기술이 개발되고 있다.
아울러, 상기 무인 비행체를 날리기 위한 방법으로서 길고 평평한 활주로에서 이륙시키거나 높은 곳에서 낙하시켜야 하는 불편함을 해결하면서, 이동 및 사용이 간편하고, 보다 작은 크기로 더 빠르고 멀리 비행시킬 수 있는 비행체 발사기의 개발이 요구되고 있다.
본 발명은 비행체를 날리기 위한 방법으로 길고 평평한 활주로에서 이륙시키거나, 높은 곳에서 낙하시켜야 하는 불편한 문제점을 해결하려는 것이다.
본 발명은 유압이나 공기압만을 이용하여 비행체를 발사시키는 경우 발사를 준비하는 시간이 지연되고, 충분한 발사 속도를 얻기 어려운 종래 문제점을 해결하려는 것이다.
본 발명의 비행체 발사기는 바퀴가 형성되고, 바닥에 고정 설치할 수 있도록 형성된 차대; 상기 차대 위에 설치된 활주 레일; 상기 활주 레일을 따라 전·후진하도록 설치되고, 비행체를 걸은 상태로 올려놓도록 형성된 발사 틀; 상기 활주 레일 양측에 고정되고, 상기 발사 틀을 걸어 발사 틀이 일정거리 전진 후 멈추게 하도록 형성된 스트랩; 상기 차대 위에 설치되고, 유압과 질소압을 이용해 로드가 빠른 속도로 후퇴하도록 형성된 발사 실린더; 상기 발사 실린더의 로드 끝단에 축 결합된 하나 이상의 제1 풀리와 상기 활주 레일의 전방측 끝단에 축 결합된 하나 이상의 제2 풀리로 조합된 풀리 유닛; 상기 발사 실린더의 로드 전단에 결합되고, 상기 풀리 유닛과 연결을 통해 발사 틀과 결합된 와이어; 및 상기 활주 레일 후방에 설치되어 상기 발사 틀을 고정 또는 해제하도록 형성된 방아쇠 틀;로 구성된 비행체 발사기에 있어서,
상기 발사 실린더는 유체가 공급되면 로드가 후퇴하고, 로드가 전신 시 유체가 배출되도록 형성하되, 상기 발사 실린더로부터 배출되는 유체가 유입되면 질소를 압축하고, 압축된 질소가 급격히 팽창하면 발사 실린더로 유체를 빠르게 공급하도록 형성된 어큐뮬레이터; 상기 어큐뮬레이터로 질소를 공급하여 질소의 압축력을 높이기 위한 질소 탱크; 상기 어큐뮬레이터로 유체를 공급하여 유체의 압축력을 높이기 위한 오일 탱크; 및 상기 오일 탱크로부터 공급되는 유체에 의해 질소를 압축하면서 상기 질소 탱크로 질소를 보충하여 어큐뮬레이터 내부의 질소 압축력을 높이기 위한 보조 어큐뮬레이터;가 구성된다.
상기 비행체가 안착된 발사 틀을 후퇴시켜 활주 레일 후단의 방아쇠 틀에 고정된 상태에서는 상기 풀리 유닛을 통해 와이어와 연결된 발사 실린더의 로드가 전진한 상태로 압축되고, 상기 활주 레일의 후단으로부터 발사 틀을 고정하고 있는 방아쇠 틀이 풀리면 상기 압축된 발사 실린더의 로드가 후퇴하면서 풀리 유닛을 통해 와이어를 끌어당겨 발사 틀이 전진하여 비행체를 발사시키도록 형성된 형성된다.
상기 활주 레일의 전후 부분을 일정 길이로 분할하고, 상기 활주 레일의 분할된 지점을 연결하여 상기 분할된 활주 레일의 전후 부분이 좌측방향 또는 우측방향으로 접히도록 설치되는 힌지; 상기 분할된 활주 레일의 전후 부분을 펼친 상태에서 고정하도록 형성하되, 상기 힌지가 설치된 반대방향인 우측방향 또는 좌측방향에 설치되는 클램프; 및 상기 분할된 전방 활주 레일의 하단 일 지점과 상기 차대의 전단 일 지점 사이와 상기 분할된 후방 활주 레일의 하단 일 지점과 상기 차대의 후단 일 지점 사이를 각각 연결하되, 상기 차대의 전단과 후단에 각각 연결되는 부분은 상기 힌지로부터 하측 방향에 축 결합된 지지대; 가 구성된다.
상기 활주 레일 양측에 상기 스트랩을 고정하기 위하여 상기 활주 레일 양측에는 프레임을 형성하고, 상기 프레임을 전후로 관통하면서 상기 프레임을 관통한 전방의 단부에는 상기 스트랩의 양 끝단이 결합된 완충장치를 설치하되, 상기 프레임 후방의 완충장치에는 상기 스트랩이 당겨질 때 충격을 완충하기 위한 스프링이 결합된다.
삭제
상기 방아쇠 틀을 작동시키기 위한 실린더가 구성되고, 상기 활주 레일의 후 단에는 상기 전진한 발사 틀을 걸어 후퇴시킬 수 있도록 와이어가 권취된 제3 풀리; 및 상기 제3 풀리에 축 결합된 유압 모터;가 구성된다.
본 발명에 의하면 길게 형성된 활주 레일을 간편하게 접거나 펼침으로써, 장소에 대한 제약이 없고, 견인 또는 탑재를 통한 이동과 보관이 편리해지는 효과가 있다.
본 발명에 의하면 질소의 빠르고 높은 압축력을 이용하여 비행체를 발사시킴으로써, 발사를 준비하기 위한 시간이 단축되고, 발사 속도가 향상되는 효과가 있다.
본 발명의 바람직한 실시 예를 첨부된 도면에 의거 구체적으로 살펴본다.
본 발명의 비행체 발사기는 도 1 내지 도 9에 도시된 바와 같이 바닥에 고정 설치하는 차대(100), 상기 차대 상단에 설치된 활주 레일(200), 상기 활주 레일을 따라 전·후진하는 발사 틀(300), 발사 틀이 일정거리 전진 후 멈추게 하는 스트랩(400), 빠른 속도로 후퇴하도록 형성된 발사 실린더(500), 다수 개의 풀리로 조합된 풀리 유닛(600), 상기 풀리 유닛을 통해 상기 발사 실린더와 발사 틀을 연결하는 와이어(700) 및 상기 활주 레일로부터 발사 틀을 고정 및 해제하는 방아쇠 틀(800)로 구성된다.
즉, 상기 비행체(10)가 안착된 발사 틀(300)을 후퇴시켜 활주 레일(200a, 200b 200c) 후단의 방아쇠 틀(800)에 고정한 상태에서는 상기 풀리 유닛(600)을 통해 와이어(700)와 연결된 발사 실린더(500)의 로드가 전진한 상태로 압축되고, 상기 활주 레일(200a, 200b, 200c)의 후단으로부터 발사 틀(300)을 고정하고 있는 방아쇠 틀(800)이 풀리면 상기 압축된 발사 실린더(500)의 로드가 후퇴하면서 풀리 유닛(600)을 통해 와이어(700)를 끌어당겨 발사 틀(300)이 전진하여 비행체(10)를 발사시키도록 형성된 것이다.
상기 차대(100)는 이동이 간편하도록 중앙 양측에 바퀴(110)가 형성되는데, 정차할 때에는 이 바퀴를 중심으로 후방이 내려가고 전방이 들려 일정한 기울기로 고정 설치할 수 있게 된다. 이때, 상기 바퀴(110)의 전후에는 받침대와 보조 바퀴를 구성할 수 있는데, 상기 받침대와 보조 바퀴는 높이 조절이 가능하도록 하면서 정차된 상태에서 바닥에 밀착되어 움직임 없이 고정하도록 형성된다.
상기 활주 레일(200a, 200b, 200c)은 차대(100) 위에 설치되는 것으로서, 도면에 도시된 바와 같이 비행체를 일정거리 내에서 빠르게 전진시켜 발사하도록 차대(100)의 전후로 길게 돌출된다. 상기 활주 레일(200a, 200b, 200c)은 도 4에 도시된 바와 같이 차대(100) 전후로 돌출된 부분을 좌측방향 또는 우측방향으로 접을 수 있도록 형성되는데, 이를 위해 상기 활주 레일 중 차대(100)의 전후로 돌출된 부분의 일정 길이를 분할한 상태에서 상기 분할된 부분의 우측 또는 좌측에는 힌지(210)를 연결한다. 상기 분할된 전후 부분의 활주 레일(200b, 200c)을 펼친 상태에서 중앙 부분의 활주 레일(200a)에 고정하기 위한 수단으로써 힌지(210)가 형성된 반대방향인 우측방향 또는 좌측방향에 클램프(220)를 형성하는데, 상기 클램프(220)는 레버를 이용하여 걸쇠에 걸거나 풀도록 형성된 것이다. 상기 분할된 전후 부분의 활주 레일(200b, 200c)이 자체 무게에 의해 처지는 것을 방지하기 위한 수단으로써
상기 분할된 전방 활주 레일(200c)의 하단 일 지점과 상기 차대(100)의 전단 일 지점 사이와 상기 분할된 후방 활주 레일(200b)의 하단 일 지점과 상기 차대(100)의 후단 일 지점 사이를 지지대(230)로 각각 연결하되, 상기 지지대(230)는 상기 차대(100)의 전단과 후단에 각각 연결되는 부분이 상기 힌지(210)로부터 하측 방향에 위치하면서 상기 차대(100)와 축 결합된다.
상기 발사 틀(300)은 활주 레일(200a, 200b, 200c)을 따라 전·후진하도록 설치되는 한편, 그 위에는 상기 비행체(10)를 걸어 올려놓도록 형성된다. 상기 발사 틀(300)이 전진할 때에는 걸어놓은 비행체(10)가 동시에 전시하고, 전진하는 발사 틀(300)이 멈추면 비행체(10)는 관성에 의해 앞으로 빠져나가면서 발사가 이루어지는 것이다.
상기 스트랩(400)은 양 끝단이 활주 레일(200a, 200b, 200c)의 좌우에 고정된 상태에서 그 중앙이 상기 발사 틀(300)을 걸어 발사 틀(300)이 일정거리 전진 후 멈추도록 형성된다. 상기 스트랩(400)을 이용하여 빠른 속도로 전진하는 발사 틀(300)을 멈추게 할 때에는 순간적으로 큰 힘이 작용하는데, 이와 같은 충격을 완충하기 위해서 활주 레일(200a, 200b, 200c) 양측에 스트랩(400)을 연결하기 위한 완충장치(410)가 설치된다. 이를 위해 상기 활주 레일(200a, 200b, 200c) 양측에는 프레임을 형성하고, 상기 프레임을 전후로 관통하면서 상기 프레임을 관통한 전방의 단부에는 상기 스트랩(400)의 양 끝단이 결합된 완충장치(410)를 설치하되, 상기 프레임 후방의 완충장치(410)에는 상기 스트랩(400)이 당겨질 때 충격을 완충하기 위한 스프링이 결합된다. 상기 스트랩(400)을 이용하여 발사 틀을 멈추게 하는 순간 스트랩(400)이 정방으로 끌리는 힘이 완충장치(410)에 의해 완충됨으로써, 스트랩(400)이 끊어지거나 발사 틀(300) 또는 활주 레일(200a, 200b, 200c)이 파손되는 것을 방지하게 된다.
상기 발사 실린더(500)는 차대(100) 위에 설치되고, 유압과 질소압을 이용해 로드가 빠른 속도로 후퇴하도록 형성된다. 상기 발사 실린더(500)는 도 3, 도 5, 도 7 및 도 8에 도시된 바와 같이 유체가 공급되면 로드가 후퇴하면서 와이어(700)를 당겨 발사 틀(300)이 전진하고, 전진한 발사 틀(300)을 끌어당겨 와이어(700)에 연결된 로드가 전신 시 유체가 배출되도록 형성되는 것이다.
이때, 상기 발사 실린더(500)에는 어큐뮬레이터(510)가 구성된다. 상기 어큐뮬레이터(510)는 발사 실린더(500)로부터 배출되는 유체가 유입되면 질소를 압축하고, 압축된 질소가 급격히 팽창하면 발사 실린더(500)로 유체를 빠르게 공급하도록 형성된다. 즉, 상기 어큐뮬레이터(510)의 중앙에는 전후로 이동하는 이동판이 설치된 상태에서 상기 이동판의 전방에는 유체가 유입되고 배출되도록 하며, 이동판의 후방에는 질소가 압축되거나 팽창하도록 형성된다.
또한, 상기 어큐뮬레이터(510)로 질소를 공급하여 질소의 압축력을 높이기 위한 질소 탱크(520)와 어큐뮬레이터(510)로 유체를 공급하여 유체의 압축력을 높이기 위한 오일 탱크(530)가 구성된다. 상기 질소 탱크(520)는 어큐뮬레이터(510)로 유체가 유입된 상태에서 압축된 질소의 압축력을 더욱 높이기 위해 질소를 더 공급하는 것이고, 상기 오일 탱크(530)는 어큐뮬레이터(510)로 유입된 유체의 압축력을 높여 상대적으로 질소를 더 큰 압력으로 압축하는 것이다.
또한, 상기 오일 탱크(530)로부터 공급되는 유체에 의해 질소를 압축하면서 상기 질소 탱크(520)로 질소를 보충하여 어큐뮬레이터(510) 내부의 질소 압축력을 높이기 위한 보조 어큐뮬레이터(540)가 구성된다.
이때, 상기 질소는 압축력이나 압축 속도가 공기보다 좋기 때문에 신속하게 큰 압축력을 만들 수 있고, 압축된 질소가 팽창할 때에는 큰 힘으로 빠르게 유체를 밀어내서 발사 실린더(500)의 로드를 후퇴시킬 수 있게 되는 것이다.
따라서 이와 같은 구성에 의하면 도 7에 도시된 바와 같이 최초 비행체(10)를 발사시키기 위해서 발사 틀(300)을 후퇴하여 활주 레일(200a, 200b, 200c)에 고정할 때, 발사 틀(300)과 와이어(700)로 연결된 발사 실린더(500)의 로드가 전진하면서 발사 실린더(500) 내부의 유체가 어큐뮬레이터(510) 내부로 유입된다. 이때, 상기 어큐뮬레이터(510) 내부로 유체가 유입되면서 질소를 압축하게 되는데, 상기 발사 틀(300)이 활주 레일(200a, 200b, 200c)에 완전히 고정된 상태에서 상기 질소 탱크(520)와 유체 탱크(530) 및 보조 어큐뮬레이터(540)를 작동시켜 어큐뮬레이터(510) 내부의 질소 압축력을 최대로 증가시킨다.
이때, 상기 활주 레일(200a, 200b, 200c)로부터 발사 틀(300)이 고정된 상태를 풀면 도 8에 도시된 바와 같이 상기 어큐뮬레이터(510)에 압축되었던 질소가 팽창하면서 어큐뮬레이터(510) 내부의 유체를 발사 실린더(500) 내부로 배출시키고, 이와 같이 발사 실린더(500) 내부로 유입되는 유체는 로드를 빠르게 후퇴시켜 발사 틀(300)을 전방으로 신속하고 큰 힘으로 끌어당겨 비행체(10)를 날리는 것이다.
상기 풀리 유닛(600)은 발사 실린더(500)의 로드 끝단에 축 결합된 하나 이상의 제1 풀리(610), 상기 활주 레일(200a, 200b, 200c) 끝단 하부에 축 결합된 하나 이상의 제2 풀리(620)로 조합된다. 상기 풀리 유닛(600)은 발사 실린더(500)의 로드가 후퇴하는 거리와 활주 레일(200a, 200b, 200c) 상에서 발사 틀(300)이 이동하는 거리의 비율을 조절하기 위해 설치된다. 즉, 발사 실린더(500)의 로드가 전진 된 상태에서는 제1,2 풀리(610, 620) 사이의 거리가 짧고, 발사 실린더(500)의 로드가 후진된 상태에서는 제1,2 풀리(610, 620) 사이의 거리가 길어지는데, 이때 상기 제1,2 풀리(610, 620)를 각각 하나 이상 형성한 상태에서 제1,2 풀리(610, 620)를 하나의 와이어(700)로 전후 왕복하면서 연결되면 발사 실린더(500)의 로드가 작동하는 길이에 비하여 와이어(700)가 당겨지는 길이는 제1,2 풀리(610, 620)를 왕복하는 수의 배수만큼 길어지게 되는 것이다. 따라서 발사 실린더(500)의 로드가 짧은 거리를 작동하더라도 상기 풀리 유닛(600)을 이용하여 발사 틀(300)의 충분환 활주 거리를 실현하게 되는 것이다.
상기 와이어(700)는 상기 발사 실린더(500)의 로드 전단에 결합되고, 상기 풀리 유닛(600)과 연결을 통해 발사 틀(300)과 결합된다.
상기 방아쇠 틀(800)은 도 9에 도시된 바와 같이 상기 활주 레일(200b) 후방에 설치되어 상기 발사 틀(300)을 고정 또는 해제하도록 형성된 것으로서, 고정 또는 해제가 원활하고 안전하게 이루어지도록 상기 방아쇠 틀(800)을 작동시키기 위한 실린더(810)가 구성된다.
한편, 상기 활주 레일(200b)의 후단에는 상기 전진한 발사 틀(300)을 걸어 후퇴시킬 수 있도록 와이어가 권취된 제3 풀리(900)이 설치되고, 상기 제3 풀리(900)을 회전시키기 위해 축 결합된 유압 모터(910)가 구성된다. 즉, 상기 발사 틀(300)을 후퇴시킬 때 발사 실린더(500)의 로드를 함께 전지시켜야 하므로 상당한 힘이 필요한데, 이를 와이어가 권취된 상기 제3 풀리(900)와 유압 모터(910)를 이용하여 간편하게 후퇴시키도록 구성된 것이다.
이와 같은 본 발명의 구성에 의하면 길게 형성된 활주 레일(200a, 200b, 200c)을 간편하게 접거나 펼침으로써, 장소에 대한 제약이 없고, 견인 또는 탑재를 통한 이동과 보관이 편리해지며, 질소의 빠르고 높은 압축력을 이용하여 비행체를 발사시킴으로써, 발사를 준비하기 위한 시간이 단축되고, 발사 속도가 향상된다.
이상 살펴본 바와 같은 본 발명은 도면에 도시된 실시 예를 참고로 설명되었으나 이는 예시적인 것에 불과하며 본 기술 분야의 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 타 실시예가 가능하다는 점을 이해할 것이다. 따라서 본 발명의 진정한 기술적인 보호 범위는 첨부된 특허청구범위의 기술적 사상에 의해 정해져야 할 것이다.
도 1은 본 발명이 적용된 비행체 발사기를 도시한 측면도.
도 2는 본 발명이 적용된 비행체 발사기를 도시한 평면도.
도 3은 본 발명이 적용된 비행체 발사기를 도시한 측면도.
도 4는 본 발명이 적용된 비행체 발사기가 접힌 상태를 도시한 평면도.
도 5는 본 발명이 적용된 비행체 발사기의 요부를 도시한 측면도.
도 6은 본 발명이 적용된 비행체 발사기를 도시한 발사 상태도.
도 7은 본 발명이 적용된 비행체 발사기의 비행체 장착 시 발사 실린더의 전진 작용을 도시한 작용도.
도 8은 본 발명이 적용된 비행체 발사기의 비행체 발사 시 발사 실린더의 후퇴 작용을 도시한 작용도.
도 9는 본 발명이 적용된 비행체 발사기의 방아쇠 틀을 도시한 단면도.
<도면의 주요 부분에 대한 부호의 간단한 설명>
10: 비행체
100: 차대 110: 바퀴
200a, 200b, 200c: 활주 레일 210: 힌지
220: 클램프 230: 지지대
300: 발사 틀
400: 스트랩 410: 완충장치
500: 발사 실린더 510: 어큐뮬레이터
520: 질소 탱크 530: 오일 탱크
540: 보조 어큐뮬레이터
600: 풀리 유닛 610: 제1 풀리
620: 제2 풀리
700: 와이어
800: 방아쇠 틀 810: 실린더
900: 제3 풀리 910: 유압 모터

Claims (7)

  1. 바퀴가 형성되고, 바닥에 고정 설치할 수 있도록 형성된 차대; 상기 차대 위에 설치된 활주 레일; 상기 활주 레일을 따라 전·후진하도록 설치되고, 비행체를 걸은 상태로 올려놓도록 형성된 발사 틀; 상기 활주 레일 양측에 고정되고, 상기 발사 틀을 걸어 발사 틀이 일정거리 전진 후 멈추게 하도록 형성된 스트랩; 상기 차대 위에 설치되고, 유압과 질소압을 이용해 로드가 빠른 속도로 후퇴하도록 형성된 발사 실린더; 상기 발사 실린더의 로드 끝단에 축 결합된 하나 이상의 제1 풀리와 상기 활주 레일의 전방측 끝단에 축 결합된 하나 이상의 제2 풀리로 조합된 풀리 유닛; 상기 발사 실린더의 로드 전단에 결합되고, 상기 풀리 유닛과 연결을 통해 발사 틀과 결합된 와이어; 및 상기 활주 레일 후방에 설치되어 상기 발사 틀을 고정 또는 해제하도록 형성된 방아쇠 틀;로 구성된 비행체 발사기에 있어서,
    상기 발사 실린더는 유체가 공급되면 로드가 후퇴하고, 로드가 전신 시 유체가 배출되도록 형성하되,
    상기 발사 실린더로부터 배출되는 유체가 유입되면 질소를 압축하고, 압축된 질소가 급격히 팽창하면 발사 실린더로 유체를 빠르게 공급하도록 형성된 어큐뮬레이터;
    상기 어큐뮬레이터로 질소를 공급하여 질소의 압축력을 높이기 위한 질소 탱크;
    상기 어큐뮬레이터로 유체를 공급하여 유체의 압축력을 높이기 위한 오일 탱크; 및
    상기 오일 탱크로부터 공급되는 유체에 의해 질소를 압축하면서 상기 질소 탱크로 질소를 보충하여 어큐뮬레이터 내부의 질소 압축력을 높이기 위한 보조 어큐뮬레이터;가 구성된 것을 특징으로 하는 비행체 발사기.
  2. 제 1 항에 있어서, 상기 비행체가 안착된 발사 틀을 후퇴시켜 활주 레일 후단의 방아쇠 틀에 고정된 상태에서는 상기 풀리 유닛을 통해 와이어와 연결된 발사 실린더의 로드가 전진한 상태로 압축되고, 상기 활주 레일의 후단으로부터 발사 틀 을 고정하고 있는 방아쇠 틀이 풀리면 상기 압축된 발사 실린더의 로드가 후퇴하면서 풀리 유닛을 통해 와이어를 끌어당겨 발사 틀이 전진하여 비행체를 발사시키도록 형성된 것을 특징으로 하는 비행체 발사기.
  3. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 상기 활주 레일의 전후 부분을 일정 길이로 분할하고,
    상기 활주 레일의 분할된 지점을 연결하여 상기 분할된 활주 레일의 전후 부분이 좌측방향 또는 우측방향으로 접히도록 설치되는 힌지;
    상기 분할된 활주 레일의 전후 부분을 펼친 상태에서 고정하도록 형성하되, 상기 힌지가 설치된 반대방향인 우측방향 또는 좌측방향에 설치되는 클램프; 및
    상기 분할된 전방 활주 레일의 하단 일 지점과 상기 차대의 전단 일 지점 사이와 상기 분할된 후방 활주 레일의 하단 일 지점과 상기 차대의 후단 일 지점 사이를 각각 연결하되, 상기 차대의 전단과 후단에 각각 연결되는 부분은 상기 힌지로부터 하측 방향에 축 결합된 지지대; 가 구성된 것을 특징으로 하는 비행체 발사기.
  4. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 상기 활주 레일 양측에 상기 스트랩을 고정하기 위하여 상기 활주 레일 양측에는 프레임을 형성하고, 상기 프레임을 전후로 관통하면서 상기 프레임을 관통한 전방의 단부에는 상기 스트랩의 양 끝단이 결합된 완충장치를 설치하되, 상기 프레임 후방의 완충장치에는 상기 스트랩이 당겨질 때 충격을 완충하기 위한 스프링이 결합된 것을 특징으로 하는 비행체 발사기.
  5. 삭제
  6. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 상기 방아쇠 틀을 작동시키기 위한 실린더가 구성된 것을 특징으로 하는 비행체 발사기.
  7. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 상기 활주 레일의 후단에는 상기 전진한 발사 틀을 걸어 후퇴시킬 수 있도록 와이어가 권취된 제3 풀리; 및
    상기 제3 풀리에 축 결합된 유압 모터;가 구성된 것을 특징으로 하는 비행체 발사기.
KR1020090051194A 2009-06-09 2009-06-09 비행체 발사기 KR101152816B1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020090051194A KR101152816B1 (ko) 2009-06-09 2009-06-09 비행체 발사기

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020090051194A KR101152816B1 (ko) 2009-06-09 2009-06-09 비행체 발사기

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20100132394A KR20100132394A (ko) 2010-12-17
KR101152816B1 true KR101152816B1 (ko) 2012-06-12

Family

ID=43508082

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020090051194A KR101152816B1 (ko) 2009-06-09 2009-06-09 비행체 발사기

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR101152816B1 (ko)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20180063616A (ko) 2016-12-02 2018-06-12 김성남 무인 비행체용 이륙 보조장치

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105605977B (zh) * 2016-02-02 2017-12-19 北京航天发射技术研究所 高承载多功能发射台架

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6457673B1 (en) 2000-08-16 2002-10-01 Aai Corporation Mobile aircraft launcher
KR100792638B1 (ko) 2006-04-04 2008-01-09 김주은 무선조정 다목적 항공기의 이륙장치 및 이를 이용한이륙방법
KR100978337B1 (ko) 2010-03-24 2010-08-26 아주실업(주) 무인 비행체 공기압 발진장치

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6457673B1 (en) 2000-08-16 2002-10-01 Aai Corporation Mobile aircraft launcher
KR100792638B1 (ko) 2006-04-04 2008-01-09 김주은 무선조정 다목적 항공기의 이륙장치 및 이를 이용한이륙방법
KR100978337B1 (ko) 2010-03-24 2010-08-26 아주실업(주) 무인 비행체 공기압 발진장치

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20180063616A (ko) 2016-12-02 2018-06-12 김성남 무인 비행체용 이륙 보조장치

Also Published As

Publication number Publication date
KR20100132394A (ko) 2010-12-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10486830B2 (en) Launcher for unmanned aerial vehicles
KR101831679B1 (ko) 이동식 항공기 회복 시스템
CN109592060B (zh) 一种固定翼无人机起降系统及其起降方法
US6457673B1 (en) Mobile aircraft launcher
JP5501690B2 (ja) 発射システム及び発射装置
CN107416224B (zh) 机动式无人机回收装置
US2854201A (en) Aircraft barrier
EP2342129B1 (en) Sliding frame aircraft launcher and related method
AU2001288248A1 (en) Mobile aircraft launcher
CN108557106A (zh) 一种具有储存和补给功能的无人机集群发射回收装置
JP2016531799A (ja) 無人航空機の電動発射装置
US20030116677A1 (en) Miniature aircraft catapult
KR101140763B1 (ko) 무인 비행체 착륙기
CN110027720B (zh) 一种便携式气动固定翼无人机弹射系统及工作方法
CN106828962A (zh) 火箭助推式高速无人机发射机构
KR101152816B1 (ko) 비행체 발사기
CN106081150A (zh) 一种弹射支撑机构及其弹射系统
CN211364969U (zh) 一种具有降落伞自动弹出结构的无人机
CN206358380U (zh) 火箭助推式高速无人机发射机构
CN204485137U (zh) 一种转轮式航弹投放装置
CN104548419B (zh) 一种转轮式航弹投放装置
CN210761354U (zh) 一种拖车式气动弹射装置
CN109649672B (zh) 一种固定翼无人机起飞设备
CN215794512U (zh) 一种小型固定翼无人机弹射回收一体化装置
CN115675908A (zh) 气动轨道弹射飞行器发射机构

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20150528

Year of fee payment: 4

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20170516

Year of fee payment: 6

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20180628

Year of fee payment: 7

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20190701

Year of fee payment: 8