KR101343246B1

KR101343246B1 - 무인항공기 발사장치

Info

Publication number: KR101343246B1
Application number: KR20130113467A
Authority: KR
Inventors: 김무선; 홍용준
Original assignee: (주)한국유에이브이
Priority date: 2013-09-24
Filing date: 2013-09-24
Publication date: 2013-12-18
Also published as: WO2015046785A1

Abstract

본 발명은 무인항공기 발사장치에 관한 것으로서, 상방향을 향하도록 일정각도 경사지게 배치된 이동레일과;상기 이동레일을 따라 이동가능하게 구비되며 상부에 무인항공기가 안착되는 항공기이송체와; 일단은 상기 항공기이송체에 결합되고 타단은 렌치에 결합되어 상기 항공기이송체가 발사되는 추진력을 형성하는 견인와이어를 포함하는 이송체추진부와; 입력신호에 따라 상기 항공기이송체의 위치를 고정하거나 고정해제하는 이송체락킹부를 포함하며, 상기 견인와이어는 적어도 일영역에 상기 렌치에 구동에 의해 신장 또는 수축되며 상기 항공기이송체로 탄성력을 인가하는 탄성와이어를 포함하며, 상기 이송체락킹부는, 상기 항공기이송체의 양측에 회동가능하게 구비되어 상기 항공기이송체를 접촉지지하거나 이격되는 한 쌍의 락킹암과; 상기 락킹암이 회동되도록 상기 락킹암을 구동하는 락킹암구동부를 포함하며, 상기 항공기이송체는, 상기 레일삽입공간의 상하에 가로방향으로 배치되며 상기 이동레일과의 접촉에 의해 아이들회전하며 상기 항공기이송체의 이송을 안내하는 가이드베어링이 결합된 상부가이드축 및 하부가이드축과; 상기 레일삽입공간의 양측벽을 관통하여 상하로 결합되는 복수개의 수평지지축과; 상기 수평지지축을 탄성적으로 연결하며 상기 항공기이송체의 이송시 발생되는 충격을 완화하는 충격완충부재를 더 포함하하며, 상기 한 쌍의 락킹암은 “L"자 형태로 서로 마주보게 절곡형성되고, 상기 한 쌍의 락킹암의 사이에는 전후로 이동가능하게 배치되어 상기 락킹암을 회동시키는 락킹암구동부가 구비되며, 상기 락킹암은, 일단에 구비되어 상기 항공기이송체 내부로 삽입되는 삽입베어링과; 절곡영역에 배치되어 상기 락킹암구동부의 전후이동에 의해 상기 락킹암을 회전시키는 회전축과; 타단에 구비되어 상기 락킹암구동부와 접촉되는 회동베어링을 포함하는 것을 특징으로 한다.

Description

무인항공기 발사장치{LAUNCHIGN APPARATUS FOR SAMLL UNMANNED AERIAL VEHICLE}

본 발명은 무인항공기 발사장치에 관한 것으로서, 보다 자세히는 고무줄의 탄성력을 구동력으로 이용하여 무인항공기를 발사할 수 있는 무인항공기 발사장치에 관한 것이다.

무인항공기는 사람이 탑승하지 않은 상태에서 비행 정찰 임무를 수행할 수 있도록 지상에서 조종사가 원격적으로 조종하는 비행기이다. 무인항공기는 비행기 동체, 날개, 그리고 비행동력을 발생시키는 프로펠러 혹은 제트엔진으로 구성된다.

이러한 무인항공기를 이륙시키기 위해서는 종래에는 공압 또는 유압을 이용하였다. 종래 무인항공기 이륙과 관련하여 공개특허 제2012-0115464호 "손동작 인식장치로 조작되는 중/소형 무인 항공기 발사장치"에 개시된 바 있다.

종래 공압 또는 유압을 이용해 무인항공기를 이륙시킬 경우 실린더와 작동유체 또는 작동기체가 저장되는 저장탱크 등이 필요하므로 전체 부피가 커지고 많은 전력이 요구되는 단점이 있다. 또한, 부피가 커짐에 따라 운반의 어려움이 있고, 발사 장소에도 제약이 생기는 문제가 있었다.

본 발명의 목적은 상술한 문제를 해결하기 위한 것으로, 고무줄의 탄성력을 이용한 구동방식을 사용하여 전체 크기와 중량을 최소화할 수 있는 무인항공기 발사장치를 제공하는 것이다.

본 발명의 다른 목적은 최소화 및 경량화로 이동이 쉽고, 사용 장소의 영향을 최소화할 수 있는 무인항공기 발사장치를 제공하는 것이다.

본 발명의 또 다른 목적은 전력 소모가 적고, 제작원가가 낮은 무인항공기 발사장치를 제공하는 것이다.

본 발명의 상기 목적과 여러 가지 장점은 이 기술분야에 숙련된 사람들에 의해 본 발명의 바람직한 실시예로부터 더욱 명확하게 될 것이다.

본 발명의 목적은 무인항공기 발사장치에 의해 달성될 수 있다. 본 발명의 무인항공기 발사장치는, 상방향을 향하도록 일정각도 경사지게 배치된 이동레일과;상기 이동레일을 따라 이동가능하게 구비되며 상부에 무인항공기가 안착되는 항공기이송체와; 일단은 상기 항공기이송체에 결합되고 타단은 렌치에 결합되어 상기 항공기이송체가 발사되는 추진력을 형성하는 견인와이어를 포함하는 이송체추진부와; 입력신호에 따라 상기 항공기이송체의 위치를 고정하거나 고정해제하는 이송체락킹부를 포함하며, 상기 견인와이어는 적어도 일영역에 상기 렌치에 구동에 의해 신장 또는 수축되며 상기 항공기이송체로 탄성력을 인가하는 탄성와이어를 포함하며, 상기 이송체락킹부는, 상기 항공기이송체의 양측에 회동가능하게 구비되어 상기 항공기이송체를 접촉지지하거나 이격되는 한 쌍의 락킹암과; 상기 락킹암이 회동되도록 상기 락킹암을 구동하는 락킹암구동부를 포함하며, 상기 항공기이송체는, 상기 레일삽입공간의 상하에 가로방향으로 배치되며 상기 이동레일과의 접촉에 의해 아이들회전하며 상기 항공기이송체의 이송을 안내하는 가이드베어링이 결합된 상부가이드축 및 하부가이드축과; 상기 레일삽입공간의 양측벽을 관통하여 상하로 결합되는 복수개의 수평지지축과; 상기 수평지지축을 탄성적으로 연결하며 상기 항공기이송체의 이송시 발생되는 충격을 완화하는 충격완충부재를 더 포함하하며, 상기 한 쌍의 락킹암은 “L"자 형태로 서로 마주보게 절곡형성되고, 상기 한 쌍의 락킹암의 사이에는 전후로 이동가능하게 배치되어 상기 락킹암을 회동시키는 락킹암구동부가 구비되며, 상기 락킹암은, 일단에 구비되어 상기 항공기이송체 내부로 삽입되는 삽입베어링과; 절곡영역에 배치되어 상기 락킹암구동부의 전후이동에 의해 상기 락킹암을 회전시키는 회전축과; 타단에 구비되어 상기 락킹암구동부와 접촉되는 회동베어링을 포함하는 것을 특징으로 한다.

일 실시예에 따르면, 상기 락킹암구동부는, 상기 한 쌍의 락킹암의 회동베어링 사이에 배치되는 이동체와; 상기 이동체와 연결되는 이동축과; 입력신호에 의해 상기 이동축의 길이를 길게 조절하여 상기 이동체가 상기 한 쌍의 회동베어링 사이에 배치되어 상기 락킹암이 상기 항공기이송체를 고정하거나, 상기 이동축의 길이를 짧게 조절하여 상기 이동체가 상기 한 쌍의 회동베어링 사이로부터 후퇴하여 상기 락킹암이 상기 항공기이송체를 고정해제하도록 하는 조절밸브를 더 포함할 수 있다.

일 실시예에 따르면, 상기 항공기이송체는, 상부를 향해 수직하게 배치되어 무인항공기 의 전방안착부재가 안착되는 한 쌍의 전방지지바와; 상부를 향해 수직하게 배치되어 무인항공기 의 후방안착부재가 안착되는 한 쌍의 후방지지바와; 상기 전방지지바의 전방에 배치되어 상기 전방지지바가 전방을 향해서만 회전되도록 상기 전방지지바의 회동방향을 제한하는 전방록킹판을 포함하며, 상기 전방지지바의 상단에는 전방을 향해 함몰형성된 전방안착홈이 구비되고, 상기 후방지지바의 상단에는 후방을 향해 함몰형성된 후방안착홈이 구비될 수 있다.

본 발명에 따른 무인항공기 발사장치는 공압 또는 유압이 아닌 탄성와이어의 탄성력을 이용해 무인항공기를 추진하게 되므로 전체 구성을 간소화할 수 있다. 이에 따라 부피와 무게가 줄어들어 운반이 용이해 장소의 제약을 최소화할 수 있다.

또한, 제작원가를 줄일 수 있으며 소비전력을 최소화하여 유지관리비를 줄일 수 있다.

도 1은 본 발명에 따른 무인항공기 발사장치의 구성을 도시한 사시도이고,
도 2는 본 발명에 따른 무인항공기 발사장치의 항공기이송체와 이송체락킹부의 고정상태를 도시한 사시도,
도 3은 본 발명에 따른 무인항공기 발사장치의 항공기이송체와 이송체락킹부의 고정해지 상태를 도시한 사시도,
도 4는 본 발명에 따른 무인항공기 발사장치의 이송체락킹부의 작동과정을 도시한 예시도,
도 5와 도 6은 본 발명에 따른 무인항공기 발사장치의 발사과정을 도시한 예시도들이다.

본 발명을 충분히 이해하기 위해서 본 발명의 바람직한 실시예를 첨부 도면을 참조하여 설명한다. 본 발명의 실시예는 여러 가지 형태로 변형될 수 있으며, 본 발명의 범위가 아래에서 상세히 설명하는 실시예로 한정되는 것으로 해석되어서는 안 된다. 본 실시예는 당업계에서 평균적인 지식을 가진 자에게 본 발명을 보다 완전하게 설명하기 위해서 제공되어지는 것이다. 따라서 도면에서의 요소의 형상 등은 보다 명확한 설명을 강조하기 위해서 과장되어 표현될 수 있다. 각 도면에서 동일한 부재는 동일한 참조부호로 도시한 경우가 있음을 유의하여야 한다. 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 공지 기능 및 구성에 대한 상세한 기술은 생략된다.

도 1은 본 발명에 따른 무인항공기 발사장치(1)의 구성을 도시한 사시도이고, 도 2는 무인항공기 발사장치(1)의 항공기이송체(200)와 이송체락킹부(400)의 결합상태를 도시한 사시도이고, 도 3은 항공기이송체(200)와 이송체락킹부(400)의 결합구조를 도시한 도면이다.

본 발명에 따른 무인항공기 발사장치(1)는 무인으로 동작되는 다양한 목적의 무인항공기의 발사에 사용될 수 있다.

본 발명의 무인항공기 발사장치(1)는 무인항공기(10)가 이동되는 발사레일부(100)와, 발사레일부(100)를 따라 이동하며 무인항공기(10)를 지지하는 항공기이송체(200)와, 항공기이송체(200)가 발사레일부(100)를 따라 이동될 수 있는 추진력을 제공하는 이송체추진부(300)와, 항공기이송체(200)를 발사레일부(100)에 고정시키거나 고정해제하는 이송체락킹부(400)를 포함한다.

발사레일부(100)는 항공기이송체(200)가 이동되는 이동레일(110)과, 이동레일(110)을 지지하는 지지프레임(120)과, 지지프레임(120)과 이동레일(110)이 일정경사를 갖도록 지면에 대해 지지하는 수직프레임(130)과, 지지프레임(120)의 단부에 배치되는 스토퍼(140)를 포함한다.

이동레일(110)은 항공기이송체(200) 내부를 관통하도록 결합된 상태에서 지지프레임(120)에 양단에 고정된다. 이동레일(110)은 도 3에 도시된 바와 같이 항공기이송체(200)의 내부에 삽입된 상태로 배치된다. 이에 항공기이송체(200)가 이송체추진부(300)의 추진력에 의해 이동레일(110)을 따라 이동하게 된다.

스토퍼(140)는 지지프레임(120)의 상단부에 수직하게 일정높이 구비된다. 스토퍼(140)는 항공기이송체(200)가 이동레일(110)을 따라 이동된 후 부딪치며 그 충격의 반작용으로 무인항공기(10)가 이륙되도록 한다. 즉, 항공기이송체(200)는 이동레일(110)을 따라 이동되는 속도로 스토퍼(140)와 부딪치게 되며 멈추게 되고, 이에 따른 충격으로 무인항공기(10)는 항공기이송체(200)로부터 이탈하여 공중으로 이륙하게 된다.

지지프레임(120)는 일단부는 낮은 높이로 배치되고 타단부는 높은 위치로 배치된다. 낮은 높이 측에 이송체락킹부(400)가 배치되고, 항공기이송체(200)가 이송체락킹부(400)에 고정된 상태로 위치하게 된다.

항공기이송체(200)는 무인항공기(10)가 상부에 안착된 상태로 발사레일부(100)를 따라 이동되며 무인항공기(10)가 이륙할 수 있는 추진력을 얻도록 한다. 항공기이송체(200)는 이동레일(110)을 따라 이동하는 이송본체(210)와, 이송본체(210)의 상부에 수직하게 배치되어 무인항공기(10)를 지지하는 전방지지바(220) 및 후방지지바(230)를 포함한다.

이송본체(210)는 도 2와 도 3에 도시된 바와 같이 내부에 레일삽입공간이 형성되도록 이격배치된 한 쌍의 측면판(211)과, 측면판(211)을 감싸는 상판(미도시) 및 하판(미도시)으로 구성된다. 한 쌍의 측면판(211)은 복수개의 수평지지축(215)과 상부가이드축(217) 및 하부가이드축(218)에 의해 지지된다. 이송본체(210)의 전방은 견인와이어(310)가 고정된다.

수평지지축(215)은 상하로 나란하게 배치된다. 이 때, 측면판(211)의 판면에는 수평지지축(215)의 양단(216)을 외부로 노출시키는 가이드홈(211a)이 상하로 일정길이 형성된다. 이 때, 상하로 배치된 한 쌍의 수평지지축(215)은 충격완충부재(216)에 의해 서로 결합된다. 충격완충부재(216)는 스프링과 같은 탄성부재로 형성된다.

수평지지축(215)은 가이드홈(211a)의 길이만큼 상하로 이동가능하게 구비된다. 항공기이송체(200)가 이동레일(110)을 따라 이동될 때 받게되는 충격에 의해 충격완충부재(216)가 탄성적으로 수축 및 신장하고, 수평지지축(215)이 가이드홈(211a)을 따라 상하로 이동하게 된다. 이에 따라 항공기이송체(200)의 상부에 안착된 무인항공기(10)가 받게되는 충격이 완화될 수 있어 이동레일(110)을 따라 이동중에 항공기이송체(200)가 충격에 의해 추락하는 위험을 방지할 수 있다.

한편, 측면판(211)의 후방에는 이송체락킹부(400)의 락킹암(410)이 수용되는 암수용홈(211b)이 일정크기 형성된다. 암수용홈(211b)에 락킹암(410)의 삽입베어링(411)이 삽입되어 항공기이송체(200)가 이송체락킹부(400)에 고정된다. 암수용홈(211b)으로부터 삽입베어링(411)이 이탈되면 항공기이송체(200)가 탄성와이어(320)의 탄성력에 의해 이동레일(110)을 따라 이동된다.

한편, 상부가이드축(217)과 하부가이드축(218)은 이동레일(110)의 높이에 대응되게 한 쌍의 측면판(211)에 상하로 배치된다. 이 때, 상부가이드축(217)과 하부가이드축(218)에는 도 3의 단면도에 도시된 바와 같이 복수개의 가이드베어링(217a,218a)이 결합된다. 가이드베어링(217a,218a)은 상부가이드축(217)과 하부가이드축(218)에 아이들회전되게 결합된다. 이에 따라 이송체추진부(300)의 추진력에 의해 항공기이송체(200)가 이동레일(110)을 따라 이동될 때 가이드베어링(217a,218a)이 이동레일(110)과 접촉하며 회전하여 이동레일(110)과 항공기이송체(200) 사이의 마찰력을 줄여 보다 빠르게 이동될 수 있게 한다.

한편, 상부가이드축(217)과 하부가이드축(218) 사이에도 충격완충부재(216)가 결합되어 이송시 충격을 완화할 수 있다. 이를 위해 상부가이드축(217)과 하부가이드축(218)도 양단이 상하로 일정거리 이동가능하도록 측면판(211)에 결합된다.

전방지지바(220)와 후방지지바(230)는 이송본체(210)의 측면에 수직하게 배치된다. 여기서, 전방지지바(220)는 전방회전축(221)에 의해 전방으로 회동가능하게 구비되고, 후방지지바(230)는 후방회전축(231)에 의해 전방 및 후방으로 모두 회동가능하게 구비된다.

전방지지바(220)의 상부에는 전방을 향해 함몰형성된 전방안착홈(223)이 형성되고, 후방지지바(230)의 상부에는 후방을 향해 함몰형성된 후방안착홈(233)이 형성된다. 여기서, 전방은 무인항공기(10)가 이륙하는 방향을 뜻한다.

전방안착홈(223)과 후방안착홈(233)에는 무인항공기(10)의 전방안착축(11)과 후방안착축(13)이 각각 안착된다. 전방안착홈(223)과 후방안착홈(233)의 함몰방향에 의해 안정적으로 무인항공기(10)의 위치가 고정될 수 있다.

한편, 전방지지바(220)의 전방에는 전방지지바(220)의 후방을 향한 회동을 저지하는 전방록킹판(225)이 구비된다. 항공기이송체(200)가 이송체락킹부(400)에 고정된 상태, 그리고 항공기이송체(200)가 이동레일(110)을 따라 이동되는 상태에서는 이동방향의 반대방향으로 전방지지바(220)가 힘을 받아 후방으로 회동되려고 한다. 이에 전방록킹판(225)은 전방지지바(220)와 접촉되게 배치되어 전방록킹판(225)이 전방으로 회동되는 것을 저지한다.

또한, 무인항공기(10)의 전방안착축(11)과 후방안착축(13)이 각각 전방안착홈(223)과후방안착홈(233)에 함께 안착되므로 전방지지바(220)가 기립된 상태를 유지하는 한 후방지지바(230)도 기립된 상태를 유지하게 된다.

또한, 후방지지바(230)의 후방에는 이송체락킹부(400)의 후방록킹판(431)이 배치되어 후방지지바(230)가 후방으로 회동되는 것도 저지한다.

따라서, 전방지지바(220)와 후방지지바(230)는 항공기이송체(200)가 고정된 상태에서는 전방록킹판(225)과 후방록킹판(431)에 의해 회동이 구속되어 기립상태를 유지하게 된다.

이송체추진부(300)는 항공기이송체(200)가 이동레일(110)을 따라 빠르게 이동될 수 있는 추진력을 형성한다. 이송체추진부(300)가 인가하는 추진력이 강할수록 항공기이송체(200)가 스토퍼(140)에 부딪치는 충격량이 커지게 되므로 반발력에 의해 무인항공기가 보다 쉽게 이륙할 수 있다.

본 발명에 따른 이송체추진부(300)는 고무줄의 탄성력을 이용해 추진력을 발생한다. 이를 위해 이송체추진부(300)는 항공기이송체(200)와 결합되는 견인와이어(310)와, 렌치(340)와 연결되는 연결와이어(330)와, 견인와이어(310)와 연결와이어(330) 사이에 연결되는 탄성와이어(320)와, 연결와이어(330)를 권취하여 탄성와이어(320)의 장력을 조절하는 렌치(340)를 포함한다.

견인와이어(310)는 항공기이송체(200)에 일단부가 고정되고, 타단부는 이동레일(110)을 따라 연장되어 이동레일(110)의 하부에서 탄성와이어(320)와 고정된다. 탄성와이어(320)는 연결와이어(330)와 고정되고, 연결와이어(330)는 렌치(340)에 권취된 상태로 유지된다.

탄성와이어(320)는 복수개의 고무줄이 다발형태로 결합된 형태로 형성된다. 탄성와이어(320)는 항공기이송체(200)가 이송체락킹부(400)에 고정된 상태에서는 도 5에 도시된 바와 같이 느슨한 상태를 유지한다.

이 상태에서 사용자가 무인항공기(10)의 이륙을 준비할 경우 렌치(340)를 구동시켜 연결와이어(330)를 권취한다. 연결와이어(330)의 권취에 따라 연결와이어(330)와 연결된 탄성와이어(320)가 팽팽하게 신장된다. 그리고, 이송체락킹부(400)의 락킹이 해지되면 탄성와이어(320)의 탄성력에 의해 항공기이송체(200)가 이동레일(110)을 따라 이동하게 된다.

렌치(340)는 렌치스위치(350)에 의해 작동된다. 사용자는 렌치스위치(350)의 구동에 의해 연결와이어(330)를 렌치(340)에 권취하여 탄성와이어(320)의 길이와 장력을 조절할 수 있다.

이송체락킹부(400)는 항공기이송체(200)를 고정하거나 고정해제하여 항공기이송체(200)가 이동하여 무인항공기(10)가 이륙되도록 한다.

도 3과 도 4에 도시된 바와 같이 이송체락킹부(400)는 항공기이송체(200)에 접촉 또는 이격되며 항공기이송체를 고정 또는 고정해제하는 한 쌍의 락킹암(410)과, 락킹암(410)을 회동시켜 락킹암(410)이 항공기이송체(200)를 고정 또는 고정해제하도록 하는 락킹암구동부(420)와, 락킹암구동부(420)를 커버하는 암지지프레임(120)을 포함한다.

한 쌍의 락킹암(410)은 각각 "L"자 형태로 절곡형성된다. 항공기이송체(200) 측으로 절곡된 락킹암(410)의 일단부에는 삽입베어링(411)이 결합되고, 타단부에는 회동베어링(415)이 구비되고, 락킹암(410)의 절곡영역에는 회전축(413)이 구비된다.

한 쌍의 락킹암(410)의 회동베어링(415) 사이에는 락킹암구동부(420)가 배치된다. 락킹암구동부(420)는 길이가 신장 또는 수축되는 이동축(423)과, 이동축(423)의 전방에 결합되어 한 쌍의 회동베어링(415) 사이에 배치되는 이동체(421)와, 이동축(423)의 길이를 조절하는 조절밸브(425)를 포함한다.

조절밸브(425)는 솔레노이드밸브, 공압실린더, 유압실린더, 전동실린더 등의 형태로 구현될 수 있다. 조절밸브(425)의 구동에 의해 이동축(423)은 길이가 신장되거나 수축될 수 있다. 이동축(423)의 길이가 신장된 상태에서 이동체(421)는 도 4에 실선으로 표시된 바와 같이 한 쌍의 회동베어링(415) 사이에 배치된다.

이 때, 한 쌍의 회동베어링(415)이 이동체(421)에 접촉지지되므로 한 쌍의 락킹암(410)은 서로 평행하게 배치되어 삽입베어링(411)이 항공기이송체(200)의 암수용홈(211b)에 수용된 상태를 유지한다. 이에 따라 항공기이송체(200)의 위치가 고정된다.

반면, 조절밸브(425)의 구동에 의해 이동축(423)의 길이가 짧아지면 도 4에 점선으로 표시된 바와 같이 이동체(421)가 후방으로 후퇴한다. 이에 한 쌍의 회동베어링(415)을 지지할 대상이 없어지므로 한 쌍의 락킹암(410)은 회전축(413)을 중심으로 항공기이송체(200)의 외측으로 회동된다. 따라서, 삽입베어링(411)이 암수용홈(211b)으로부터 분리되어 항공기이송체(200)의 고정상태가 해제된다.

여기서, 이동체(421)는 전방으로 갈수록 폭이 짧아지도록 형성된다. 이에 따라 이동체(421)가 후방으로 후퇴할 때 한 쌍의 회동베어링(415)이 이동체(421)의 폭만큼 점차 가깝에 이동되어 락킹암(410)의 회동이 부드럽게 이루어지게 한다.

항공기이송체(200)와 락킹암(410)의 결합상태가 해지되면 탄성와이어(320)의 탄성력에 의해 항공기이송체(200)는 이동레일(110)을 따라 이동되게 된다.

여기서, 조절밸브(425)는 발사스위치(440)의 조작에 의해 구동될 수 있다.

이러한 구성을 갖는 본 발명에 따른 무인항공기 발사장치(1)의 동작과정을 도 1 내지 도 6을 참조하여 설명한다.

렌치스위치(350)와 발사스위치(440)가 동작되지 않은 상태에서 항공기이송체(200)는 이송체락킹부(400)에 고정된 상태를 유지한다. 이 때, 탄성와이어(320)는 느슨한 상태를 유지하게 된다.

항공기이송체(200)의 양측은 도 4에 실선으로 표시된 바와 같이 한 쌍의 락킹암(410)에 의해 고정된다. 락킹암(410)의 삽입베어링(411)은 이송본체(210) 측면의 암수용홈(211b)에 수용된 상태를 유지한다.

사용자는 전방지지바(220)와 후방지지바(230)에 무인항공기(10)의 전방안착축(11)과 후방안착축(13)을 안착시킨다.

렌치스위치(350)를 작동시켜 렌치(340)를 구동시킨다. 렌치(340)의 구동에 의해 연결와이어(330)가 렌치(340)가 권취되고 연결와이어(330)에 연결된 탄성와이어(320)가 점차 팽팽하게 당겨진다. 탄성와이어(320)가 최대한 당겨지면 발사스위치(440)를 구동시킨다.

발사스위치(440)의 구동에 따라 이동축(423)의 길이가 짧아지고 이동체(421)가 후방으로 후퇴한다. 이동체(421)의 후퇴에 따라 회동베어링(415)이 이동체(421)의 후퇴방향으로 밀리면서 한 쌍의 락킹암(410)이 회전축(413)을 따라 항공기이송체(200)의 외측방향으로 회동된다.

이에 삽입베어링(411)이 암수용홈(211b)으로부터 분리되고, 항공기이송체(200)는 이동레일(110)을 따라 이동된다. 팽팽히 당겨진 탄성와이어(320)의 탄성력에 의해 항공기이송체(200)는 추진력을 얻어 빠르게 이동된다.

도 6에 도시된 바와 같이 이동레일(110)의 단부에 배치된 스토퍼(140)와 항공기이송체(200)가 접촉되고, 충격력에 대응되는 반반력에 의해 무인항공기(10)는 항공기이송체(200)로부터 분리되어 공중으로 이륙된다.

한편, 전방지지바(220)는 고정상태와 이동상태에서는 전방록킹판(225)과 접촉되어 후방으로 회동되지 못하고 기립된 상태를 유지하고, 스토퍼(140)와의 접촉에 의한 충격에 의해 전방으로 회동된다. 후방지지바(230)는 전방지지바(220)의 회동에 연동하여 전방으로 회동된다. 이에 무인항공기(10)가 항공기이송체(200)로부터 분리되며 공중으로 이륙된다.

이러한 구성을 갖는 본 발명에 따른 무인항공기 발사장치는 공압 또는 유압이 아닌 탄성와이어의 탄성력을 이용해 무인항공기를 추진하게 되므로 전체 구성을 간소화할 수 있다. 이에 따라 부피와 무게가 줄어들어 운반이 용이해 장소의 제약을 최소화할 수 있다.

이상에서 설명된 본 발명의 무인항공기 발사장치의 실시예는 예시적인 것에 불과하며, 본 발명이 속한 기술분야의 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 타 실시예가 가능하다는 점을 잘 알 수 있을 것이다. 그러므로 본 발명은 상기의 상세한 설명에서 언급되는 형태로만 한정되는 것은 아님을 잘 이해할 수 있을 것이다. 따라서 본 발명의 진정한 기술적 보호 범위는 첨부된 특허청구범위의 기술적 사상에 의해 정해져야 할 것이다. 또한, 본 발명은 첨부된 청구범위에 의해 정의되는 본 발명의 정신과 그 범위 내에 있는 모든 변형물과 균등물 및 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.

1 : 무인항공기 발사장치 100 : 발사레일부
110 : 이동레일 120 : 지지프레임
130 : 수직프레임 140 : 스토퍼
200 : 항공기이송체 210 : 이송본체
211 : 측면판 211a : 가이드홈
211b : 암수용홈 215 : 수평지지축
216 : 충격완충부재 217 : 상부가이드축
217a : 가이드베어링 218 : 하부가이드축
220 : 전방지지바 221 : 전방회전축
223 : 전방안착홈 225 : 전방록킹판
230 : 후방지지바 231 : 후방회전축
233 : 후방안착홈 300 : 이송체추진부
310 : 견인와이어 320 : 탄성와이어
330 : 연결와이어 340 : 렌치
350 : 렌치스위치 400 : 이송체락킹부
410 : 락킹암 411 : 삽입베어링
413 : 회전축 415 : 회동베어링
420 : 락킹암구동부 421 : 이동체
423 : 이동축 425 : 조절밸브
430 : 암지지프레임 431 : 후방록킹판
440 : 발사스위치

Claims

상방향을 향하도록 일정각도 경사지게 배치된 이동레일과;
상기 이동레일이 삽입되는 레일삽입공간이 형성되고, 상기 이동레일을 따라 이동가능하게 구비되며 상부에 무인항공기가 안착되는 항공기이송체와;
일단은 상기 항공기이송체에 결합되고 타단은 렌치에 결합되어 상기 항공기이송체가 발사되는 추진력을 형성하는 견인와이어를 포함하는 이송체추진부와;
입력신호에 따라 상기 항공기이송체의 위치를 고정하거나 고정해제하는 이송체락킹부를 포함하며,
상기 견인와이어는 적어도 일영역에 상기 렌치에 구동에 의해 신장 또는 수축되며 상기 항공기이송체로 탄성력을 인가하는 탄성와이어를 포함하며,
상기 이송체락킹부는,
상기 항공기이송체의 양측에 회동가능하게 구비되어 상기 항공기이송체를 접촉지지하거나 이격되는 한 쌍의 락킹암과;
상기 락킹암이 회동되도록 상기 락킹암을 구동하는 락킹암구동부를 포함하며,
상기 항공기이송체는,
상기 레일삽입공간의 상하에 가로방향으로 배치되며 상기 이동레일과의 접촉에 의해 아이들회전하며 상기 항공기이송체의 이송을 안내하는 가이드베어링이 결합된 상부가이드축 및 하부가이드축과;
상기 레일삽입공간의 양측벽을 관통하여 상하로 결합되는 복수개의 수평지지축과;
상기 수평지지축을 탄성적으로 연결하며 상기 항공기이송체의 이송시 발생되는 충격을 완화하는 충격완충부재를 더 포함하하며,
상기 한 쌍의 락킹암은 “L"자 형태로 서로 마주보게 절곡형성되고,
상기 한 쌍의 락킹암의 사이에는 전후로 이동가능하게 배치되어 상기 락킹암을 회동시키는 락킹암구동부가 구비되며,
상기 락킹암은,
일단에 구비되어 상기 항공기이송체 내부로 삽입되는 삽입베어링과;
절곡영역에 배치되어 상기 락킹암구동부의 전후이동에 의해 상기 락킹암을 회전시키는 회전축과;
타단에 구비되어 상기 락킹암구동부와 접촉되는 회동베어링을 포함하는 것을 특징으로 하는 무인항공기 발사장치.
제1항에 있어서,
상기 락킹암구동부는,
상기 한 쌍의 락킹암의 회동베어링 사이에 배치되는 이동체와;
상기 이동체와 연결되는 이동축과;
입력신호에 의해 상기 이동축의 길이를 길게 조절하여 상기 이동체가 상기 한 쌍의 회동베어링 사이에 배치되어 상기 락킹암이 상기 항공기이송체를 고정하거나, 상기 이동축의 길이를 짧게 조절하여 상기 이동체가 상기 한 쌍의 회동베어링 사이로부터 후퇴하여 상기 락킹암이 상기 항공기이송체를 고정해제하도록 하는 조절밸브를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 무인항공기 발사장치.
제2항에 있어서,
상기 항공기이송체는,
상부를 향해 수직하게 배치되어 무인항공기 의 전방안착부재가 안착되는 한 쌍의 전방지지바와;
상부를 향해 수직하게 배치되어 무인항공기 의 후방안착부재가 안착되는 한 쌍의 후방지지바와;
상기 전방지지바의 전방에 배치되어 상기 전방지지바가 전방을 향해서만 회전되도록 상기 전방지지바의 회동방향을 제한하는 전방록킹판을 포함하며,
상기 전방지지바의 상단에는 전방을 향해 함몰형성된 전방안착홈이 구비되고, 상기 후방지지바의 상단에는 후방을 향해 함몰형성된 후방안착홈이 구비되는 것을 특징으로 하는 무인항공기 발사장치.