KR101188299B1 - 자세제어모듈을 구비한 추력편향 비행체 - Google Patents

Abstract

본 발명은 자세제어가 가능하여 직립상태로 수평비행이 가능한 비행체를 제공하기 위한 것이다. 이를 위해, 본 발명은 후단에 설치된 제트엔진을 통해 추력을 얻는 기체; 상기 제트엔진의 후단에 설치되어 상기 기체가 직립자세를 유지하면서 저속으로 수평비행할 수 있도록 상기 제트엔진의 추력 방향을 변화시키는 추력편향장치; 상기 기체의 내부에 설치되어 기체의 자세를 탐지하는 자이로센서; 상기 기체의 내부에 설치되며 상기 자이로센서와 추력편향장치에 전기적으로 연결되어 상기 자이로센서로부터 기체의 자세정보를 전송받아 추력편향장치를 작동시키는 제어모듈; 및 상기 기체에 구비되어 추진물을 분사하는 추진체와, 상기 기체의 측부에 적어도 세 개 이상 구비되는 추진홀과, 상기 추진체의 추진물이 상기 추진홀을 통해 외부로 분사 가능하도록 상기 추진체와 추진홀을 연통시키는 분사관과, 상기 추진홀을 통하여 분사되는 추진물의 양을 조절하도록 상기 분사관 상에 구비된 개폐조절밸브로 구성되어 상기 기체의 자세 제어를 보조하는 자세제어모듈을 포함하여 구성되는 자세제어모듈을 구비한 추력편향 비행체가 제공된다.

Description

자세제어모듈을 구비한 추력편향 비행체{Airship With Thrust Vectoring Jet Engine And Attitude Control Module}

본 발명은 수직자세를 유지한 상태로 수평 이동이 가능한 비행체에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 자세제어 효과를 민첩하게 할 수 있음과 동시에 직립자세로 수평비행이 가능한 자세제어모듈을 구비한 추력편향 비행체에 관한 것이다

비행체는 수평으로 또는 수직 중 일측 자세만을 유지하면서 발사 또는 비행되도록 함이 일반적이다.

한편, 다양한 비행체 중 상대방의 미사일이 발사되면 이것을 탐지한 함정이나 군사기지에서 내려지는 발사명령에 따라 공중으로 발사되어 상대방의 미사일을 유도 및 기만하기 위하여 함정이나 군사기지 근처를 비행하면서 내부에 장착된 안테나를 통해 상대방의 미사일을 기만하는 RF 주파수를 상대 미사일을 향해 송출하여 상대방 미사일이 함정이나 군사기지로 오인하도록 하는 미사일 기만기가 제공되고 있는데, 이와 같이 제트엔진 방식의 미사일 기만기와 같은 비행체는 추력비행속도가 매우 빠르기 때문에 상대방의 미사일로부터 송출되는 RF주파수 신호를 잡아내기가 쉽지 않을 뿐 아니라 상대방의 미사일 역시 기만기가 송출하는 기만신호를 수신하기가 쉽지 않다는 문제가 있다.

또한, 제트엔진이 구비된 정찰용 비행체의 경우에도 그 빠른 속도로 인하여 상황에 따라서 정밀한 정찰이 힘들게 된다는 문제점이 있었다.

본 발명은 상술한 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로서, 비행 중 자세의 변화가 가능하고 제트엔진 방식으로 추력을 하는 비행체의 경우에도 상황에 따라서 저속 비행이 가능하도록 한 자세제어모듈을 구비한 추력편향 비행체를 제공하는 데 그 목적이 있다.

상기 목적을 달성하기 위해, 본 발명의 자세제어모듈을 구비한 추력편향 비행체는 후단에 설치된 제트엔진을 통해 추력을 얻는 기체; 상기 제트엔진의 후단에 설치되어 상기 기체가 직립자세를 유지하면서 저속으로 수평비행할 수 있도록 상기 제트엔진의 추력 방향을 변화시키는 추력편향장치; 상기 기체의 내부에 설치되어 기체의 자세를 탐지하는 자이로센서; 상기 기체의 내부에 설치되며 상기 자이로센서와 추력편향장치에 전기적으로 연결되어 상기 자이로센서로부터 기체의 자세정보를 전송받아 추력편향장치를 작동시키는 제어모듈; 및 상기 기체에 구비되어 추진물을 분사하는 추진체와, 상기 기체의 측부에 적어도 세 개 이상 구비되는 추진홀과, 상기 추진체의 추진물이 상기 추진홀을 통해 외부로 분사 가능하도록 상기 추진체와 추진홀을 연통시키는 분사관과, 상기 추진홀을 통하여 분사되는 추진물의 양을 조절하도록 상기 분사관 상에 구비된 개폐조절밸브로 구성되어 상기 기체의 자세 제어를 보조하는 자세제어모듈을 포함하여 구성됨을 특징으로 한다.

또한, 상기 제어모듈은 기만모듈이 상대방 미사일의 주파수 신호를 수신하거나, 미리 입력된 프로그램 또는 안테나를 통해 수신되는 비행명령신호에 따라 제어동작을 수행할 수 있다.

이 경우, 상기 제어모듈은 자이로센서로부터 기체 자세 정보를 실시간으로 전송받으면서 기체가 직립된 상태로 수평비행이 가능한 각도에 도달할 때까지 추력편향장치의 동작을 제어하는 것이 바람직하다.

한편, 상기 추력편향장치는, 제트엔진의 단부에 형성된 구형외주면과, 단부에 형성된 구형내주면을 매개로 상기 제트엔진의 구형외주면에 밀착된 노즐과, 상기 제트엔진의 단부와 노즐을 연결하는 링커와, 상기 노즐이 구형외주면을 따라 미끄럼 이동하면서 제트엔진의 추력벡터의 방향을 변경시킬 수 있도록 일측단은 상기 제트엔진의 단부에 설치되고 타측단은 상기 노즐의 단부에 설치되어 상기 노즐에 외력을 부여하는 복수의 액츄에이터로 구성될 수 있다.

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그리고, 상기 개폐조절밸브는 독립적인 제어가 가능하도록 할 수 있다.

또한, 상기 제트엔진과 전기적으로 연결되는 가속도센서를 더 포함할 수 있다.

본 발명의 자세제어모듈을 구비한 추력편향 비행체는 노즐의 방향을 제어하는 추력편향장치와 보조적으로 자제제어모듈이 구비되어 비행체의 빠른 자세 변환이 가능하도록 함과 동시에 상황에 따라서는 직립 자세로 저속 수평비행이 가능하게 되어 정찰 및 기만용 비행체 등에 적용이 가능하며 해당 비행체의 역할을 극대화할 수 있게 된다.

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도 1은 본 발명에 따른 추력편향 비행체의 내부구성도;
도 2는 본 발명을 구성하는 추력편향장치를 나타내기 위한 기체 후단부 사시도;
도 3은 도 2의 Ⅲ-Ⅲ선에 따른 단면도;
도 4a는 본 발명에 따른 자세제어모듈을 구비한 추력편향 비행체의 추력방향이 위로 변경된 상태를 나타내는 도면;
도 4b는 본 발명에 따른 자세제어 모듈을 구비한 추력편향 제트엔진이 탑재된 비행체의 추력방향이 아래로 변경된 상태를 나타내는 도면;
도 5a는 본 발명에 따른 자세제어모듈을 구비한 추력편향 비행체의 추력방향이 오른쪽으로 변경된 상태를 나타내는 도면;
도 5b는 본 발명에 따른 자세제어모듈을 구비한 추력편향 비행체의 추력방향이 왼쪽으로 변경된 상태를 나타내는 도면;
도 6은 본 발명에 따른 자세제어모듈을 구비한 추력편향 비행체의 사용상태도; 및
도 7은 자세제어모듈을 이용 본 발명 비행체가 작동하는 원리를 설명하기 위한 도면이다.

본 발명의 특징 및 이점들은 첨부도면에 의거한 다음의 바람직한 실시 예에 대한 상세한 설명으로 더욱 명백해질 것이다. 이에 앞서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 발명자가 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다.

이하, 본 발명의 일 실시 예를 도면을 참조하여 상세히 설명함에 있어, 동일한 구성에 대해서는 동일한 부호를 사용하며, 명료성을 위하여 가능한 중복되지 않게 상이한 부분만을 주로 설명한다. 한편, 비행체로는 다양한 형태가 적용가능하고 이하에서는 이해 및 설명의 편의를 위하여 미사일 기만기를 일 예로 들어 하기로 한다.

도 1 내지 도 3에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 제트엔진(140)이 탑재된 비행체(100)는 원통형의 기체(110)로 이루어진다.

그리고 상기 기체(110)의 일측에는 전함이나 군사기지 등의 원격지에 설치된 원격제어기(200)로부터 송출되는 비행명령신호를 수신할 수 있는 안테나(120)가 설치된다. 상기 비행명령신호로는 상기 기체(110)의 방향을 원하는 방향으로 이동시키기 위한 위치이동명령 및 비행제어명령들을 포함한다.

아울러 상기 기체(110)의 내부에는 기만신호를 송출하는 기만모듈(130)이 실장된다. 상기 기만모듈(130)은 내장된 수신안테나를 이용하여 상대방 미사일로부터 RF신호를 수신한 다음 수신한 RF신호 보다 높은 레이더 반사면적(RCS, Rader Cross Section)값을 가지는 기만신호를 상대방 미사일로 송출시켜 상대방 미사일로 하여금 이 기만신호를 수신하게 하여 본 비행체(100)를 목표물로 오인하게 한다.

한편, 상기 기체(110)의 내부에는 비행할 수 있는 연료가 채워지는 연료통(135)이 탑재되며, 기체(110)의 후방에는 상기 연료통(135)으로부터 연료를 공급받아 기체(110)를 구동시키는 제트엔진(140)이 탑재된다. 상기 기체(110)는 제트엔진(140)에서 연소된 공기가 팽창하면서 토출되는 고속의 제트 기류를 통해 추력을 얻는다.

그리고, 상기 제트엔진(140)은 상용화된 제품으로 저가로 쉽게 구매가 가능하므로 전체적인 제작비용을 크게 낮출 수 있게 된다.

이와 함께, 기체(110)의 후단에는 상기 제트엔진(140)에서 분사되는 공기의 방향을 변화시켜 비행방향을 조절하는 추력편향장치(150)가 구비되고, 기체(110)의 일측으로는 제트엔진(140)에 외부공기를 공급하기 위한 흡입구(160)가 마련된다.

상기 추력편향장치(150)는 제트엔진(140)의 단부에 형성된 구형외주면(141)과, 단부에 형성된 구형내주면(151a)을 매개로 상기 제트엔진(140)의 구형외주면(141)에 밀착된 노즐(151)과, 상기 제트엔진(140)의 단부와 상기 노즐(151)을 연결하는 링커(152)와, 상기 노즐(151)이 제트엔진(140)의 구형외주면(141)을 따라 미끄럼 이동하면서 제트엔진(140)의 추력벡터의 방향을 변경시킬 수 있도록 일측단은 상기 제트엔진(140)의 단부에 설치되고 타측단은 상기 노즐(151)의 단부에 설치되어 상기 노즐(151)에 외력을 부여하는 복수의 액츄에이터로 구성된다.

따라서, 각 액츄에이터의 동작상태에 따라 노즐(151)이 제트엔진(140)의 구형외주면(141)을 따라 이동하는 방향이 달라지면서 기체(110)의 추력방향이 변화되므로 각 액츄에이터들을 적절히 동작시키면 상,하,좌,우 방향으로 자유롭게 비행방향 및 자세를 제어할 수 있게 된다.

즉, 도 4a에 도시된 바와 같이, 노즐(151)의 상부에 위치한 제1액츄에이터(153a)가 노즐(151)을 당겨주도록 동작되고, 노즐(151)의 하부에 위치한 제2액츄에이터(153b)가 노즐(151)을 밀어주도록 동작되면 노즐(151)이 상부로 회동하면서 추력방향이 위로 변경되며 그 결과 기체(110)는 무게중심을 기준으로 기수가 위로 들리면서 위로 이동하게 된다. 그리고 이 상태가 지속적으로 유지되면 기체(110)는 직립된 상태를 유지하면서 저속으로 수평비행이 가능한 각도에 도달하게 된다.

그리고 도 4b에 도시된 바와 같이, 제1액츄에이터(153a)가 노즐(151)을 미는 동시에 제2액츄에이터(153b)가 노즐(151)을 당기게 되면 노즐(151)이 아래로 회동되면서 추력방향이 아래로 변경되고 그 결과 기체(110)가 아래로 이동하게 된다.

그리고, 도 5a에서와 같이 노즐(151)의 왼쪽에 위치한 제3액츄에이터(153c)가 노즐(151)을 미는 동시에 노즐(151)의 오른쪽에 위치한 제4액츄에이터(153d)가 노즐(151)을 당기게 되면 노즐(151)이 오른쪽으로 회동하면서 추력방향이 오른쪽으로 변경되어 기체(110)가 오른쪽으로 이동하게 된다.

그리고, 도 5b에서와 같이 제4액츄에이터(153d)가 노즐(151)을 미는 동시에 제3액츄에이터(153c)가 노즐(151)을 당기게 되면 노즐(151)이 왼쪽으로 회동되면서 추력방향이 왼쪽으로 변경되어 기체(110)가 왼쪽으로 이동하게 된다.

이와 같은 추력편향장치(150)는 종래의 분사노즐을 이용한 제어시스템에 비해 제어가 용이하고 복잡한 제어장치들이 요구되지 않으므로 기만효과를 극대화시킬 수 있으면서 제작비용을 크게 낮출 수 있게 된다.

한편, 기체(110)의 내부에는 전원모듈, 데이터송수신 모듈로 구성된 제어모듈(170)과, 상기 제어모듈(170)에 전원을 공급하기 위한 축전지(180)가 탑재된다.

상기 제어모듈(170)은 상기 추력편향장치(150) 및 기만모듈(130)와 전기적으로 연결되어 미리 입력된 프로그램이나 안테나(120)를 통해 수신되는 비행명령신호에 따라 상기 추력편향장치(150) 및 기만모듈(130)을 제어하면서 기체(110)의 위치확인을 담당한다.

상기 제어모듈(170)은 자이로센서(195)와 전기적으로 연결되어 기만모듈(130)이 상대방 미사일의 주파수 신호를 수신하거나, 미리 입력된 프로그램이나 안테나(120)를 통해 기만비행명령신호가 수신되는 경우에 한하여, 자이로센서(195)로부터 기체자세 정보를 실시간으로 전송받아가면서 기체(110)가 직립된 상태로 수평비행이 가능한 각도에 도달할 때까지 추력편향장치(150)의 동작을 제어한다.

상기 자이로센서(195)는 실시간으로 변화하는 기체(110)의 자세를 탐지할 수 있도록 기체(110)의 3개의 상호 직교축 주위의 관성각레이트를 나타내는 신호를 출력하도록 구성되어 있다.

또한, 도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명 비행체는 상기 기체(110)의 자세제어를 위한 자세제어모듈(290)이 구비된다.

상기 자세제어모듈(290)은 추진체(291), 추진홀(297), 분사관(293) 및 개폐조절밸브(295)를 포함하여 구성된다. 상기 추진홀(297)은 상기 기체(110)에 적어도 세 개 이상 구비된다. 그리고, 상기 추진체(291)는 내부에 분출 가능한 추진물이 구비되는데, 상기 추진물이 기체(110)의 외부로 분출 가능하도록 상기 추진체(291)과 추진홀(297)은 분사관(293)을 통해 연통된 구성을 이룬다.

이때, 상기 추진홀(297)과 상기 추진체(291)는 별도의 분사관(293)을 통해 서로 독립적으로 연통된 형태를 이루도록 한다. 그리고, 상기 개폐조절밸브(295)는 각각의 분사관(293)에 구비되어 상기 추진홀(297)을 통하여 분사되는 추진물의 분사량을 조절할 수 있도록 구성된다.

상기 추진홀(297)은 상기 기체(110)의 몸통 둘레 정 중앙을 중심으로 원주방향을 따라 동일 간격으로 네 개 이상 구비됨이 바람직하다.

도시된 바와 같이, 상기 추진홀(297) 각각은 별도의 독립된 분사관을 통하여 상기 추진체(291)에 연결된 구성을 이룸이 바람직하며, 상기 각 개폐조절밸브(295)는 독립적인 제어가 가능하도록 이루어진다.

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상기와 같이 구성된 본 발명에 따른 추력편향 비행체는 다음과 같이 동작된다.

본 발명의 비행체(100)는 캐니스터(C)로부터 점화 및 분리되어 발사된다. 따라서 별도의 발사대를 제작할 필요없이 기존에 제작된 캐니스터(C)를 이용하여 발사되므로 설치의 용이성과 비용절감 측면에서 유리하다. 본 실시예에서는 비행체(100)가 함정 내의 캐니스터(C)에서 발사되는 형태를 예를 들어 도시하고 설명하였으나 작전상황에 따라 함정용뿐만 아니라 지상용이나 헬기용 등 다양한 플랫폼에서 사용이 가능하다.

발사된 비행체(100)는 안테나(120)가 펼쳐지고 제트엔진(140)이 점화되면서 미리 입력된 프로그램 또는 원격제어기(200)로부터 수신되는 비행명령에 따라 공중에서 선회비행 또는 기만비행을 하게 된다.

이후 비행체(100)는 안테나(120)가 펼쳐지고 제트엔진(140)이 점화되면서 미리 입력된 프로그램 또는 원격제어기(200)로부터 수신되는 비행명령에 따라 공중에서 선회비행 또는 기만비행을 하게 된다.

기만비행을 수행하는 경우, 제어모듈은 상대방 미사일(M)이 송출하는 RF주파수 신호를 증폭시킨 RCS값의 기만신호가 상대방 미사일(M)로 송출되도록 기만모듈의 동작을 제어하는 동시에 자이로센서(195)로부터 기체자세 정보를 실시간으로 전송받으면서 기체(110)가 직립된 상태로 수평비행이 가능한 각도에 도달할 때까지 추력편향장치(150)를 제어한다. 즉, 도 3a에 도시된 바와 같이, 기수가 위로 들리도록 추력방향을 위로 변경하는 것이다.

이 상태에서는 비행체(100)가 저속으로 이동하면서 기만신호를 송출하기 때문에 상대방 미사일로부터 느리게 이동하는 전함이나 군기지로 오인 받기가 매우 쉽다. 뿐만 아니라, 추력편향장치(150)를 통해 비행방향조절 및 자세조절이 매우 용이하게 이루어지므로 공중에서 장시간 선회비행이 가능해진다. 따라서, 본 발명은 기만효과를 극대화시킬 수 있게 된다.

특히, 본 발명에 따른 비행체의 경우에는, 도 6 및 도 7에서와 같이, 상기 개폐조절밸브(295)를 작동시켜 상기 각각의 대응되는 추진홀(297)의 개폐 정도를 조절함과 동시에 추진체(291)를 통하여 추진물을 분사하되 상기 각 추진홀(297)을 통한 분사량(A,B)의 벡터합(C)을 합산하여 제어하는 형태로 기체(110)의 자세 제어가 가능하게 된다.

한편, 상기 기체(110) 내부에는 제트엔진(140)과 전기적으로 연결되는 가속도센서(미도시)를 더 구비하여, 본 발명 비행체를 수직 상태를 유지한 상태로 일정 위치에서의 출력 조절이 가능하도록 함이 더욱 바람직할 것이다.

결국, 본 발명에 따른 비행체는 추력편향장치(150)의 제어와 함께 자세제어모듈(290)의 작동에 의하여 보다 빠르게 기체(110)의 자세 제어가 가능하게 된다.

그리고, 상대방 미사일(M)로부터 송출되는 RF주파수가 수신되면 기만모듈(130)에서 상대방 미사일(M)이 송출하는 RF주파수 신호를 증폭시킨 RCS값의 기만신호를 상대방 미사일(M)로 송출시키면서 전함이나 군기지로부터 멀리 날아가게 되며 이를 목표물로 오인한 상대방 미사일(M)이 비행체(100)측으로 비행을 하게 되면 전함이나 군기지는 위험에서 벗어나게 된다.

이와 같이, 상기한 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예에 대해 상술하였으나 본 발명은 전술한 실시예에 한정되지 않으며, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 본 발명의 사상을 벗어나지 않고 변형 가능하며, 이러한 변형은 본 발명의 권리범위에 속할 것이다.

예를 들어, 본 발명은 제트엔진이 장착된 일반 비행기 형태의 비행체는 물론 소정의 로켓 또는 미사일 등에도 적용이 가능함은 물론이다.

100: 비행체 110: 기체
120: 안테나 130: 기만모듈
140: 제트엔진 150: 추력편향장치
151: 노즐 151a: 구형내주면
152: 링커 153a: 제1액츄에이터
153b: 제2액츄에이터 153c: 제3액츄에이터
153d: 제4액츄에이터 160: 흡입구
170: 제어모듈 180: 축전지
195: 자이로센서 290: 자세제어모듈
291: 추진체 293...분사관
295: 개폐조절밸브 297: 추진홀
C: 캐니스터
M: 상대방 미사일

Claims (9)

1. 후단에 설치된 제트엔진을 통해 추력을 얻는 기체;
   상기 제트엔진의 후단에 설치되어 상기 기체가 직립자세를 유지하면서 저속으로 수평비행할 수 있도록 상기 제트엔진의 추력 방향을 변화시키는 추력편향장치;
   상기 기체의 내부에 설치되어 기체의 자세를 탐지하는 자이로센서;
   상기 기체의 내부에 설치되며 상기 자이로센서와 추력편향장치에 전기적으로 연결되어 상기 자이로센서로부터 기체의 자세정보를 전송받아 추력편향장치를 작동시키는 제어모듈; 및
   상기 기체에 구비되어 추진물을 분사하는 추진체와, 상기 기체의 측부에 적어도 세 개 이상 구비되는 추진홀과, 상기 추진체의 추진물이 상기 추진홀을 통해 외부로 분사 가능하도록 상기 추진체와 추진홀을 연통시키는 분사관과, 상기 추진홀을 통하여 분사되는 추진물의 양을 조절하도록 상기 분사관 상에 구비된 개폐조절밸브로 구성되어 상기 기체의 자세 제어를 보조하는 자세제어모듈;
   을 포함하여 구성됨을 특징으로 하는 자세제어모듈을 구비한 추력편향 비행체.
2. 제 1항에 있어서,
   상기 추력편향장치는,
   제트엔진의 단부에 형성된 구형외주면;
   단부에 형성된 구형내주면을 매개로 상기 제트엔진의 구형외주면에 밀착된 노즐;
   상기 제트엔진의 단부와 노즐을 연결하는 링커; 및
   상기 노즐이 구형외주면을 따라 미끄럼 이동하면서 제트엔진의 추력벡터의 방향을 변경시킬 수 있도록 일측단은 상기 제트엔진의 단부에 설치되고 타측단은 상기 노즐의 단부에 설치되어 상기 노즐에 외력을 부여하는 복수의 액츄에이터로 구성된 것을 특징으로 하는 자세제어모듈을 구비한 추력편향 비행체.
3. 제 1항에 있어서,
   상기 제어모듈은,
   미리 입력된 프로그램 또는 안테나를 통해 수신되는 비행명령신호에 따라 제어동작을 수행하는 것을 특징으로 하는 자세제어모듈을 구비한 추력편향 비행체.
4. 제 1항에 있어서,
   상기 제어모듈은
   자이로센서로부터 기체자세 정보를 실시간으로 전송받으면서 기체가 직립된 상태로 수평비행이 가능한 각도에 도달할 때까지 추력편향장치의 동작을 제어하는 것을 특징으로 하는 자세제어모듈을 구비한 추력편향 비행체.
5. 삭제
6. 삭제
7. 삭제
8. 제1항에 있어서,
   상기 개폐조절밸브는 독립적인 제어가 가능하도록 한 것을 특징으로 하는 자세제어모듈을 구비한 추력편향 비행체.
9. 제1항에 있어서,
   상기 제트엔진과 전기적으로 연결되는 가속도센서를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 자세제어모듈을 구비한 추력편향 비행체.

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