KR101374309B1 - 포탄발사식 관측자탄의 비행제어 장치 및 방법 - Google Patents

Abstract

완성탄(10)으로부터 방출되어 감회전날개(23)와 드랙슈트(27)에 의해 감회전 및 감속되며, 추진모터(121)와 조종모터(127)와 패러포일(130)을 구비한 포탄발사식 관측자탄의 비행제어장치 및 그 제어방법이 개시된다.
본 발명은 질점계 위치정보를 감지하는 GPS수신기와 6축좌표계 자세정보를 감지하는 복수의 센서들을 탑재하여 각각 위치정보와 자세정보를 수집한 다음, 이를 자체적으로 통합하여 처리하는 것이 특징이며 이때 6축 자세감지 센서들은 추진장치의 돌출기립운동 또는 회전진동(펄럭임)운동과 격리된 상태로 배치된다.
이에 따라 전력소모가 최소화되는 비행알고리즘 구현이 가능할 뿐 아니라 고도유지 및 패턴비행이 가능한 관측자탄의 자율조종시스템을 구축할 수 있다. 또한 여분의 동력을 관측모듈 및 유도비행제어 모듈에 그만큼 더 많이 할당할 수 있으므로 보다 뛰어난 관측능력과 임무수행능력을 보유한 관측자탄(100)의 구현이 가능하다.

Description

포탄발사식 관측자탄의 비행제어 장치 및 방법{Method and Apparatus for flight control of aerial observation sub munition}

본 발명은 자연재해탐사나 군사 정찰 및 전투피해평가(BDA) 등 각종 항공관측 임무에 적합하도록 설계된 포탄발사식 무인 항공유닛에 관한 것으로서, 구체적으로는 고속 고회전 상태의 완성탄 비행체(main projectile)로부터 방출되어 감속 후 신속 전개되며 스스로 목표지점까지 도달하여 선회비행 체공에 의해 유효 관측고도를 장시간 유지할 수 있는 모터패러글라이더 방식의 관측자탄(observation sub missile)과 그 운용시스템에 관한 것이다.

무인비행체에 의한 원거리 정보획득 수단으로는 여러 가지가 있지만 그 중 대표적인 것은 장시간 초계가 가능한 대형 무인항공기를 들 수 있다. 대형 무인항공기는 수백~수천km의 작전반경을 가지고 목표 지역 근방의 고고도 상공에서 십 수 시간 내지 수십 시간 이상 체공할 수 있으므로 매우 뛰어난 관측 능력을 발휘한다. 그러나 대형 무인항공기로 특정지역의 유효 관측상태를 일정 기간에 걸쳐 유지하기 위해서는 여러 대가 교대로 임무를 수행해야 하므로 거액의 운용비용을 필요로 할 뿐 아니라 격추에 대비한 방공망 구축에도 상당한 노력이 투입되어야 한다.

정보획득범위를 소규모의 국지적 작전 범위로 축소해볼 때, 원하는 시점에 원하는 정보를 얻기 위한 단거리 정찰 수단으로 소형 무인항공기가 있다. 손으로 직접 날리거나 군용차량에서 손쉽게 발사 가능한 소형 무인항공기는 특수부대의 침투 작전이나 교착상태의 시가전 상황에서 유용한 정찰, 관측수단으로 활용되며 저비용과 고효율을 동시에 만족하는 뛰어난 무인 정보획득 수단이다. 그러나 소형 무인항공기는 상승한도가 낮아 산악지형에서 사용이 어렵고 비행속도 또한 매우 느리기 때문에, 긴급하게 정보를 획득해야 할 필요가 있을 때 원하는 지점까지 적시에 도달하기 어렵다는 약점이 있다.

대형 무인항공기와 소형 무인항공기의 장 단점이 적절히 혼합된 중간 형태의 무인 관측 체계로서, 포탄발사 방식의 무인비행체가 있다. 이것은 포탄(완성탄) 내부에 탑재되어 일단 원하는 지역과 특정 고도까지 급속히 도달한 다음에, 장약 기폭에 의해 방출되어 기구나 낙하산에 의해 천천히 낙하하면서 낙하시간 동안 수집한 관측정보를 무선 전송하는 방식으로서 대형 항공기의 약점인 운용 유연성 문제와 소형항공기의 약점인 관측범위제한 문제를 한꺼번에 해소할 수 있다.

본 발명과 같은 기술분류에 속하는 아래 선행기술들은 투하되는 폭탄 또는 포탄 발사체를 기반으로 한 전형적인 무인관측 비행체에 대해 소개하고 있다.

본 발명이 속하는 기술분야(포탄발사식 무인관측 비행체 기술)의 초기 구상단계인 문헌(1)에서부터 가장 최근에 공개된 문헌(6)에 이르기까지 선행기술들이 공개된 순서대로 살펴보면, 문헌들의 순서에 따라 초기개념단계에서 실전응용단계로 점차 구체화되어 온 것을 알 수 있다.

그러나, 당해 기술분야의 통상의 기술자가 이들 문헌에만 의존하여 실질적이면서도 안정적으로 성능을 발휘할 수 있는 포탄발사식 무인관측 비행체를 구현하기는 아직까지도 매우 어려운 과제로 남아있다.

다시 말해서 상기 선행기술문헌에 기재된 기술내용들을 모두 합쳐 설계한다 하더라도, 기술적으로 극복해야 할 문제가 여전히 많이 남아 있는 상태인 것이다.

아래에 선행기술문헌에서 소개된 공개 기술들이 갖고 있는 기술적 한계와 문제점들을 구체적으로 살펴본다.

먼저 오래된 문헌(1)을 살펴보면 탄두전체가 하나의 낙하물체가 되어 패러슈트(낙하산)에 의해 자유낙하 되는, 그야말로 원시적인 개념을 제시하였다. 그러나 실제로는 극히 고속으로 비행하는 무거운 포탄이 그 속에 탑재 가능한 크기의 패러슈트에 의해 활공 및 체공하는 것이 거의 불가능하며 단지 기존의 지연낙하식 투하폭탄과 유사하게 탄착속도와 시간을 약간 늦춰줄 뿐이다.

문헌(2)와 문헌(4)는 일단 감속용 드랙슈트에 의해 탄두 감속 후 가벼운 자탄이 분리되어 자탄용 패러슈트에 의해 천천히 낙하하는 개념을 소개하고 있다. 본 발명 또한 이 방식을 채택하고 있지만 문헌 (2),(4)에서는 포탄의 회전에 따른 자탄의 회전을 감쇠시키는 어떠한 기술적 언급도 없을 뿐더러, 자탄의 패러슈트는 여전히 체공이 아닌 단순 낙하지연용으로만 사용되고 있다.

문헌(3)은 문헌(2),(4)의 패러슈트가 자탄의 체공시간을 거의 늘려주지 못하는 점을 해결하기 위해 기구방식을 도입하되, 무거운 헬륨용기가 아닌 수소가스 발생 방식을 채택한 것이다. 그러나 문헌(3) 역시, 일반 패러슈트에 비해 가스발생 및 주입장비에 따른 부피와 무게증가가 상당하며 더욱이 강풍이나 적의 공격에 대해 취약한 기구 방식 특유의 약점은 차치하더라도, 자탄의 회전운동과 격리(클러치분리)되기 어려운 가스공급관이 설치된 기구가 감속, 감회전 과정에서 꼬이지 않고 천천히 그리고 완전히 펼쳐지기는 매우 어렵다는 기술적 한계가 있다.

문헌(5)와 문헌(6)은, 위에 언급한 방식들 중 장점이 있는 것들만을 포괄 기재하면서 자탄에 내장된 프로펠러를 이용하여 체공 비행에 필요한 추진력을 얻는 개념을 더 추가하고 있다. 그러나 이들의 실시예 도면을 자세히 살펴보면 프로펠러를 포함한 비행 메커니즘 설계가 주 발사체인 완성탄(155mm탄)의 유효탑재량을 전혀 고려하지 않고 그야말로 초보적인 개념제시 단계에 머물러 있어 실제로는 기구나 낙하산이 꼬이거나 뒤집어지지 않고 제대로 방출 전개를 완료하기 어렵게 되어 있다. 또한 프로펠러의 크기와 배치구조를 볼 때 유효 추진력이나 안정적인 비행능력을 발휘할 수 있을지는 매우 의심스럽다.

(1) 미국등록특허 US 3,962,537 GUN LAUNCHED RECONNAISANCE SYSTEM (2) 미국등록특허 US 5,467,681 CANNON LAUNCHED RECONNAISANCE VEHICLE (3) 일본공개특허 특개평10-085940 가스발생식 고속비상체 (4) 미국등록특허 US 7,283,156 AIRBONE IMAGIMG SYSTEM AND METHOD (5) 한국등록특허 10-1005134호 포를 통해 발사되는 적진정찰장치 (6) 한국공개특허 10-2011-0092753 포탄형 관측장치

상술한 포탄발사 비행체 분야의 선행기술들에서 공통적으로 남아있는 문제점은 몇 가지로 요약되며 이들 문제점은 본 기술분야에서 해결되어야만 하는 전반적인 기술과제가 된다. 아래에 이들을 기술체계의 실행 순서대로 소개한다. 참고로 본 발명의 명세서 및 도면에서는 기본적으로 아래에 제시되는 모든 기술과제를 만족하도록 기술되나, 본 발명의 청구범위에서는 본 발명이 출원되는 한국 특허법의 1발명 1출원의 규정에 의해 아래의 기술과제와 해결수단 중 일부만을 청구범위로 하여 축소 기재하고 있음을 미리 밝힌다.

본 명세서가 위와 같이 발명에 기재된 청구범위를 넘어선 해결과제와 과제해결 수단을 명세서 및 도면으로 제시하는 근본 취지는 발명이 실시 가능하도록 기재하여야 하는 작성취지를 만족하기 위함이다. 다시 말해서 실전 운용이 매우 복잡한 본 발명 관측무기 체계를 당해 통상의 기술자가 전체적으로 통합실시 가능할 수 있도록 하여야 본 발명이 기술적 의미를 가진다 할 것이다.

따라서, 어느 한 기술단계만 부족하거나 누락되어도 전체 운용의 실패가 확정적일 만큼 매우 집약적인 본 발명 기술분야의 특성을 감안하여 기재된 본 명세서 및 도면의 기재 방법이 본 발명의 청구범위 내용을 넘어서는 것은 본 발명이 최초 출원되는 국가인 한국의 특허법 제42조 조항이나 본 발명이 우선권 주장 출원될 수도 있는 미국의 특허법 35 USC 112 규정을 벗어나지 않고 적법하게 만족하고 있다.

이하에 본 발명에서 해결하고자 하며, 본 발명이 청구하고자 하는 해결수단들이 포함된 포괄적인 기술적 과제를 발명의 작동 순서대로 설명한다.

첫째, 주 발사체(완성탄)의 비행속도와 궤도안정을 위한 자체회전속도를 고려할 때 이로부터 방출 분리되는 자탄이 안전하게 패러슈트를 펼쳐 활공에 들어가기 까지는 아주 많은 양의 속도감소와 회전감쇠가 극히 짧은 시간 내에 충분히 이루어져야 한다. 이 같은 자탄이 감속과 감회전 상태가 확보된 안정적 전개가 완료되지 않으면 주 발사체에서 분리된 자탄은 패러슈트를 펼칠 수 없을 정도의 고속 상태에서 엉망으로 헝클어진 운동을 계속하다가 이내 추락하고 말 것이다. 따라서 완성탄은 자탄이 탑재되는 내부 방출구조에서부터 그 같은 감속전개 실패확률을 구조적으로 충분히 낮출 수 있도록 설계되어야만 한다.

둘째로, 상기와 같은 감속 전개단계가 안전하게 완결되었다 하여도 유효한 임무수행을 위해 충분한 체공시간이 확보되어야 한다.

참고로 기구의 부력에 의한 체공방식은 충분한 체공시간의 확보에는 문제가 없으나 측풍에 대한 공기저항이 크다는 약점이 있다. 따라서 상공의 강풍에 의해 이내 비행자세를 잃어버리거나 강풍에 떠밀려 쉽게 관측지역을 이탈할 수 있어 추천할 만한 방법이 아니다.

본 발명에서 채택하고 있는 패러포일(parafoil: 날개형 낙하산)을 이용한 체공 및 비행 방식은 충분한 양력과 함께 상대적으로 공기저항이 작은 구조를 갖고 있어 적절한 추진력이 동반될 경우에 선회비행을 계속하면서 관측고도를 유지하며 충분한 체공시간을 확보할 수 있다. 이를 위해 관측자탄의 중량이 경량화되어야 함은 물론, 그 부피도 매우 축소될 필요가 있다. 또한 그 상태에서 실질적으로 패러포일의 항력을 끌고 나갈 수 있을 만큼의 충분한 기하학적 크기를 갖춘 추진력 발생수단을 관측자탄에 탑재할 수 있어야 하며 그 추진 수단은 자탄의 몸체로부터 가능한 멀리 돌출되어 발생하는 추진력이 자탄의 몸체에 막혀 상쇄되지 않아야 한다.

세 번째로, 상기와 같은 체공 및 비행 능력을 확보한다 하여도 안전하고 통제 가능한 관측자탄의 비행메커니즘이 확보되어야만 한다. 본 발명의 관측자탄은 모터패러글라이더라는 항공역학적으로 불안정한 구조이면서 동시에 실시간으로 충분한 비행정보 수집이 어려운 초소형 무인비행체라는 약점을 갖고 있다. 예를 들어 GPS수신기 만으로는 관측자탄의 질점계 위치(3차원 공간상의 한 점으로 가정한 위치)정보를 파악할 수는 있어도 관측자탄의 현재 비행자세정보나 패러포일의 받음각 정보 등은 파악하기 어렵다. 이때 특정 고도의 유지를 위한 선회활공 명령을 송신하거나 하강 명령을 송신할 때 패러포일은 쉽게 꼬이거나 접힐 수 있으며 이는 곧 관측자탄의 추락으로 이어질 수 있다. 따라서 비행데이터를 수신하고 새로운 비행지령을 송신하는 과정에서 안정된 상태를 유지하면서 자신의 기체구조와 항공역학적 특성에 잘 맞는, 합리적인 무인 비행제어가 이루어져야 한다.

본 발명의 핵심 기술수단은 위에 설명한 세 가지의 기술과제를 종합적으로 해결하는 데에 초점이 맞춰져 있다.

본 발명은 보편적으로 널리 사용되는 포탄형 발사체, 즉 최대사거리 ~60km, 구경 105~230mm, 포구속도 ~1200m/s, 포구회전수 ~20000rpm, 방출고도 1~8km 범위의 전형적인 용적과 유효탑재량을 가진 강선회전 안정식 포탄에 의해 운용되되, 하나의 완성탄 내부에 관측자탄의 방출, 체공, 유도비행 및 관측에 필요한 모든 구성요소가 통합 탑재되어 발사된다. 그러므로 상기 세 가지의 기술과제 중 어느 한 가지를 해결하기 위해 특정 수단의 허용 체적과 허용 중량을 증가시킨다면 나머지 두 개 과제의 해결수단들을 위한 유효탑재량을 확보하기는 어려워진다.

이러한 균형적 측면은 본 발명의 구조적 설계뿐 아니라 방법적 설계에도 고려되어야 할 문제여서, 어느 한가지 과제의 해결단계를 긴 시간 동안 복잡하게 수행한다면 나머지 두 개 과제의 해결을 위한 작동시간의 확보는 어려워진다.

그러므로 세 가지의 기술과제를 동시에 해결할 수 있을 만한 밸런스 있는 종합 설계가 필요하다. 이 같은 설계는 중력가속도 기준 20,000G 수준의 내충격 성능을 보유한 배터리, 광학장치, 전자회로모듈 및 센서와 경량 고강성의 몸체소재, 그리고 자탄의 체적과 중량을 충분히 감당할 수 있는 대형 추진프로펠러의 수납구조 확보, 낮은 전력과 저 정보량으로 빠르게 구동될 수 통신 및 비행제어 시스템 등으로 이루어진 유기적인 설계를 말한다.

이하 본 발명을 실시하기 위한 구체적인 내용과 도면을 바탕으로 핵심 기술수단을 상세히 설명한다. 앞서 설명한 바와 같이 본 발명의 청구범위가 1 출원발명의 범위를 만족하기 위하여 상술한 세 가지 기술수단 중 한 분류의 기술수단을 청구하고 있다 하더라도 당해 통상의 기술자가 이를 구현하기 위해서는 아래 본 발명의 전체 내용(상기 1출원발명의 범위에 포함되지 않을지도 모르는)이 모두 필요함은 자명하다. 따라서 이하에서는 나머지 두 가지 해결수단까지 모두 제시하고 있으며, 본 발명의 특허성은 본 발명 청구범위를 수행하기 위한 해결수단 뿐 아니라, 이를 간접 지원하는 나머지 두 가지 해결수단의 어려움까지 감안하여 판단되어야만 한다.

본 발명은, 그 자체로 통합 시스템의 일부를 차지하면서 명세서 및 도면으로부터 암시되는 수많은 예측 불가능한 파급효과가 존재할 수 있다. 이 중 쉽게 파악될 수 있는 고도의 효과는 다음과 같다.

먼저, 기폭압 전달판(15)과 자탄수납통(22), 그리고 추가된 수납통 분리부(24) 설계에 의한 다단 분리를 통해 종래의 단순 낙하분리식이나 1단 장약기폭 분리식 구조에 비해 초기 방출단계에서 훨씬 큰 감속 전개과정을 구현할 수 있다. 이는 관측자탄(100)에 탑재되는 패러포일(130)과 패러로프(131) 등을 좀 더 가볍고 얇게 설계할 수 있어 체공능력을 크게 향상시킬 수 있음은 물론 패러포일을 펼치는 전개과정의 실패율을 크게 낮추는 효과가 있다.

다음으로, 본 발명 특유의 수직돌출 전개식 프로펠러(120)와 회전지지대의 고정턱 역할을 겸하는 조종모터(127)는 관측자탄(100)의 최대직경을 능가하는 회전반지름을 갖는 대구경 프로펠러의 장착을 가능하게 하므로 패러포일을 끌고 앞으로 나아가는 실질적인 선회비행 능력을 보유할 수 있으며 이는 곧 유효관측시간을 크게 연장시켜 주는 효과가 있다.

추가로, 중간덮개판(113)에 의해 추진장치 및 패러포일의 불필요한 흔들림과 미소 움직임과 격리되는 본 발명 특유의 비행제어구조는 질점계 위치정보를 감지하는 GPS수신기와 6축좌표계 자세정보를 감지하는 자체센서로 이원화된 비행제어구조를 채택할 수 있어 따라서 전력소모가 최소화되는 비행알고리즘 구현이 가능할 뿐 아니라 고도유지 및 패턴비행이 가능한 자율조종시스템을 구축할 수 있다. 따라서 여분의 동력을 관측모듈 및 유도비행제어 모듈에 그만큼 더 많이 할당할 수 있으므로 보다 뛰어난 관측능력과 임무수행능력을 보유한 관측자탄(100)의 구현이 가능한 효과가 있다.

도 1은 본 발명 관측자탄을 이용한 관측방법을 포괄적으로 나타낸 임무개념도.
도 2는 도 1의 임무개념을 단계별로 설명한 임무흐름도.
도 3은 본 발명 관측자탄의 방출 및 초기 감속 구조를 나타낸 그림.
도 4는 도 3의 단계 이후에 자탄수납통으로부터 관측자탄이 추가 감속 및 방출되는 구조를 나타낸 그림.
도 5는 본 발명 관측자탄의 제1실시예가 탑재된 자탄수납통의 내부 절개도.
도 6은 본 발명 관측자탄의 제2실시예를 나타낸 외형사시도.
도 7은 제2실시예의 4면도.
도 8은 제2실시예의 분해도.
도 9는 제2실시예의 추진장치 돌출과정을 단계별로 나타낸 작동상태도.
도 10은 제2실시예의 후방사시도 및 부분절개도.
도 11은 본 발명 관측자탄의 제3실시예를 나타낸 내부 구조도.
도 12는 제2실시예의 시제품 촬영사진.
도 13, 14는 제2실시예의 패러포일 전개상태를 도시한 전후방사시도.
도 15는 본 발명 관측자탄의 비행제어 및 유도 방법을 단계별로 설명한 흐름도.
도 16~18은 도 15의 단계에 따라 유도비행을 수행하는 본 발명 관측자탄의 비행자세를 설명한 정면도와 측면도.

상술한 본 발명의 과제 해결수단을 기술적으로 뒷받침하기 위하여 도면에 포함된 본 발명의 실시예들을 참조하여 상세히 설명한다.

다만 아래에 설명될 적어도 3가지의 실시예 들에서 특정 전문용어로 표현된 구성요소들과 이들의 결합구조가 본 발명에 포괄적으로 내재된 기술사상을 제한하는 것은 아니다.

본 발명의 전체적인 운용시스템을 이해하기 위해서, 도 1, 도 2가 제시된다. 도 1은 본 발명 관측자탄을 이용한 관측방법을 포괄적으로 나타낸 임무개념도이며 도 2는 그 임무개념을 단계별로 설명한 임무흐름도.

관측자탄(100)은 방출탄(20: 도 3참조)의 형태로 완성탄(10)에 적재되어 발사되고, 상기 완성탄(10) 내부 장약(14)의 기폭작용에 의해 방출되며, 감회전날개(23)와 드랙슈트(27)에 의해 감회전 및 감속된다. 이후 패러포일을 전개하여 모터패러글라이더 방식으로 설정된 목표고도와 목표위치에서 선회 체공하면서 장시간 관측을 수행하게 된다. 종래의 기술들은 관측 시간의 핵심이 되는 선회체공이 사실상 불가능하거나 극히 어려웠으며 이 부분을 가능하게 하는 것이 본 발명의 기술핵심 중 하나이다.

본 발명 관측자탄을 이용하는 관측방법은 도 2는 임무시초, 즉 임무장입에서 최종 임무완료 단계인 자폭 단계까지 매우 자세히 설명될 수 있다. 그러나 이중 종래기술과 차별화된 핵심 단계를 살펴보면 먼저 감회전날개(23)와 드랙슈트(27)가 분리되는 관측자탄(100) 방출단계와; 다음으로 패러포일(130)이 펼쳐지고, 상기 패러포일(130)에 의해 추진장치가 돌출 기립되며 상기 관측자탄(100)의 자세가 안정될 때까지 무동력으로 낙하하는 활공단계; 그리고 GPS신호를 수신하여 3차원 위치를 파악하고 상기 돌출 기립된 추진장치의 추진모터(121)와 조종모터(127)를 작동하여 목표위치에 도달하는 동력비행단계; 추가로 목표위치에 도달 후 상기 추진모터(121)에 의한 상기 패러포일(130)의 전진 비행에 의해 양력을 확보하고, 상기 추진모터(121)와 상기 조종모터(127)에 의한 상기 패러포일(130)의 선회 비행에 의해 고도를 유지하면서 관측을 수행하는 관측단계;를 순차적으로 포함하여 구성되는 것이 특징이다. 이때 상기 관측단계는 상기 관측자탄(100)의 하부에 고정 배치된 촬영렌즈의 영상정보 수집에 의해 주로 이루어진다.

흐름도 상에서 자탄결합체는 아래에 추가 설명하겠지만 방출탄(20)에서 전방구조체(21)와 드랙슈트캡(26)을 뺀 모듈에 해당한다.

자탄결합체의 방출시점은 기폭신관(13)의 작동시점이 되며 타이머로 작동되는 신관의 작동시점은 완성탄(10)의 제조시에 미리 입력될 수도 있으나, 보통은 임무특성이나 작전의 요구조건에 맞게 프로그래밍 되어 지상장비에 의해 포탄의 발사 전에 입력된다.

이를 위해서 다양한 신관 작동데이터의 입력방법, 다시 말해 신관 데이터의 장입방법이 개발되어 있으며, 대표적인 신관 데이터의 장입방식으로는 신관의 제조시에 미리 기본적인 폭발패턴을 입력해두는 제조자 입력방식과, 발사 전 신관에 설치된 조작 다이얼을 직접 돌려서 작동데이터를 입력하는 수동 장입방식, 그리고 발사 전후에 신관의 제어부에 전기신호를 전송하여 데이터를 입력하는 원격 장입방식 등이 있다.

도 3은 본 발명 관측자탄의 방출 및 초기 감속 구조를 나타낸 그림이다. 도 3으로부터 탄두부에 기폭신관(13)이 장입되고 그 안쪽에 기폭용 장약(14)이 충진되며 분리 가능한 탄저(12)와 공동부가 형성된 탄통(11)이 형성된 완성탄(10)의 구조를 잘 알 수 있으며 관측자탄(100)은 방출탄(20)의 형태로 탄통에 삽입되어 방출된다.

도 3을 바탕으로 본 발명 관측자탄(100)의 감속 전개구조를 설명한다.

먼저 완성탄(10)은 내부에 장약(14)의 기폭압에 의해 작동하는 기폭압 전달판(15)을 구비하며, 완성탄의 탄통(11)에는 전방구조체(21)와, 상기 관측자탄(100)이 수납된 자탄수납통(22)과, 드랙슈트캡(26)이 순차적으로 결합 구성되는 방출탄(20)이 수납된다. 이때 기폭압 전달판(15)은 장약(14)의 기폭 시에 상기 방출탄(20)을 기폭화염과 차단된 상태에서 완성탄(10) 외부로 방출하게 된다.

또한 전방구조체(21)는, 기폭압 전달판(15)의 가압력을 소정의 허용강도 이하로 상기 자탄수납통(22)에 전달할 수 있도록 상기 소정의 허용강도 이상에서 소성변형 가능한 구조로 형성되는 것이 바람직하다. 장약의 폭발력을 고르게 전달해 주는 것은 기폭압 전달판(15)이며 장약이 지나치게 강하게 폭발하여도 자탄수납통(22)과 그 내부의 관측자탄 정밀장비를 보호해 주는 것은 전방구조에(21)의 변형 가능한 구조이다. 전방구조체의 재질은 경량인 알루미늄 합금(aluminium alloy) 외에, SUS, 고장력강(high tension steel)등 다양한 금속을 들 수 있다. 포탄의 속도 스핀으로 대표되는 완성탄의 발사제원과 자탄수납통 및 드랙슈트 등의 유효 하중(pay-load)으로부터 역으로 계산하여 적정 충격 이상에서 변형되어 관측자탄을 보호하도록 설계된다.

한편 상기 자탄수납통(22)의 외주면에는 원심력에 의해 자동으로 펼쳐지는 복수의 감회전날개(23)가 더 결합되며, 또한 상기 자탄수납통(22)의 양 끝단면 중 탄저(12)쪽 면에는 드랙슈트(27)를 내장하고 방출 시 즉각 분리 가능한 드랙슈트캡(26)이 더 결합된다.

도 4는 도 3의 단계 이후에 자탄수납통으로부터 관측자탄이 추가 감속 및 방출되는 구조를 나타낸 그림이며 도 5는 본 발명 관측자탄의 제1실시예가 탑재된 자탄수납통(22)을 절개한 그림이다.

자탄수납통(22)의 외주면에는 완성탄(10)으로부터 영향받은 고속의 회전상태를 감소시키기 위한 감회전날개(23)가 2~5장 마련될 수 있다. 보통 3장 정도의 감회전 날개가 원심력에 의해 펼쳐지고 회전반대방향으로 강한 공기저항을 유발하여 완성탄의 초기 포구회전속도를 최대 18000rpm에서 약 300~400rpm까지 떨어뜨리게 된다.

감회전 작용과 동시에 감속작용을 수행하는 드랙슈트(27)는 안정적인 탄도곡선을 유지하면서 적절히 초기감속될 수 있도록 가운데가 뚫린 원추형 낙하산이 적합하다.

드랙슈트(27)는 자탄수납통(22)에 결합되되, 자탄수납통의 고속 스핀상태로부터 보호될 수 있도록 자탄수납통(22)의 회전운동과 단절된 드랙슈트연결판(25)을 통해 간접적으로 결합될 필요가 있다.

한편 드랙슈트(27)는 물론 자탄수납통(22)까지, 관측자탄(100)을 감싸고 있는 모든 장비들은 자신의 역할을 다한 후에는 관측자탄(100)을 마지막까지 감속 및 감회전 시키는데 기여하면서 효과적으로 이탈되어야 한다.

이를 위해 상기 자탄수납통(22)과 상기 드랙슈트연결판(25) 간의 결합부에는 수납통 분리부(24)가 더 형성된다.

도 3을 참조하면 상기 수납통 분리부(24)에는 상기 자탄수납통(22)을 밀어내는 방향으로 분리압력이 작용하고 있음을 알 수 있다.

또한 도 4를 참조하면 상기 수납통 분리부(24)의 분리압력은 자탄수납통(22)에 내장된 관측자탄(100)에는 테두리 분리구조, 다시 말해 수납통 테두리 부분에 가는 링 모양으로 분리폭약을 장입한 구조가 더 형성될 수 있으며 또는 드랙슈트연결판(25)과 자탄수납통(22)간 결합부위에 볼트 등으로 장착되고 있던 고정핀을 날려버리는 분리폭약을 점점이 장입한 구조로 형성될 수 있다.

위와 같은 감속구조에 따라 가장 안쪽에 내장되어 있던 관측자탄은 최후에 수납통 분리부(24)의 분리(폭발)압력에 따라 자탄수납통(22)이 튀어나가는 운동의 반발력에 의해 2단계 째 추가 감속된다.

이를 작동단계별로 자세히 살펴본다.

본 발명 관측자탄(100)이 종래감속전개 방법에 특징적인 장점을 갖고 있는 부분을 단계적으로 기술하면,

먼저 완성탄(10)의 장약(14) 기폭에 의해 기폭압 전달판(15)을 탄저(12) 쪽으로 밀어내는 방출단계;가 수행되고 다음으로 기폭압 전달판(15)의 가압력에 의해 방출된 자탄수납통(22)에 결합된 감회전날개(23)가 펼쳐지는 감회전단계;가 수행되며 그 다음으로 자탄수납통(22)의 회전운동과 단절된 드랙슈트연결판(25)을 거쳐 상기 자탄수납통(22)에 부착 결합된 드랙슈트(27)가 펼쳐지는 감속1단계와; 상기 자탄수납통(22)과 상기 드랙슈트연결판(25) 간 결합부에 형성된 수납통 분리부(24)가 작동하여 상기 자탄수납통(22)과 상기 드랙슈트연결판(25)을 분리시키는 감속2단계와; 상기 드랙슈트연결판(25)에 밀착된 관측자탄(100)이 분리 방출되면서 패러포일(130)이 펼쳐지는 전개단계;를 순차적으로 포함하게 된다.

이때 상기 감속2단계는 상기 감회전단계에 의해 상기 자탄수납통(22)의 회전속도가 분당 400회전 아래로 감소하였을 때 수행되는 것이 바람직하다. 감속2단계의 기술적 의미는 앞서 기술한 바와 같이 자탄수납통의 이탈에 따른 반발력을 한번 더 감속에 이용할 수 있다는 의미와 함께, 드랙슈트연결판(25)의 급속 이탈에 따라 여기에 밀접하게 접해 있는 패러포일(130) 또한 급속도로 전개 가능하다는 의미가 있다. 어느 쪽이든 매우 뛰어난 감속단계 수행에 기여하게 되며 이는 곧 원뿔형 낙하산보다 불안정한 패러포일(130)의 안정적 초기비행에 도움을 준다.

위와 같이 방출, 감속 및 감회전, 전개된 관측자탄(100)의 구체적인 구성과 그 결합구조를 살펴본다.

도 6은 본 발명 관측자탄의 제2실시예를 나타낸 외형사시도이다. 제2실시예는 본 발명의 핵심 실시예로서 도 7의 4면도, 도 8의 분해도 등을 통해 각 구성을 좀 더 자세히 알 수 있다.

제2실시예의 관측자탄(100)은, 회전운동에 의해 돌출 기립 가능한 추진장치가 수납된 추진장치수납부(112)와; 상기 추진장치수납부(112)의 아래쪽에 결합되며 상기 추진장치를 회전 가능하도록 고정하는 중간덮개판(113)과; 상기 중간덮개판(113)의 아래쪽에 배치되는 비행제어회로; 및 상기 추진장치수납부(112)의 위쪽에 배치되며 상기 추진장치와 연결되는 패러포일(130);을 포함하여 구성된다.

또한 프로펠러(120)는 추진장치수납부(112)의 상단에 수평으로 배치된 상태에서 수직으로 돌출되며, 그 지름은 상기 추진장치수납부(112)의 최대반지름보다 같거나 크게 형성된다.

제2회전지지대(123)의 상단에는 프로펠러(120)의 최대 높이보다 높게 돌출되는 프로펠러보호망(126)이 더 형성되며, 도 13~14에 도시된 바와 같이 패러포일(130)은 패러로프(131)을 통해 상기 제2회전지지대(123)에 연결되되, 상기 프로펠러보호망(126)을 중심으로 상기 프로펠러(120)의 반대쪽에 배치된다.

도 9는 제2실시예의 추진장치 돌출과정을 단계별로 나타낸 것인데 고정식의 대구경 프로펠러(120)을 장비하고 상당히 큰 부피의 추진모터(121)와 조종모터(27: 2way 이상의 서보 모터)를 장비하고 있음에도 불구하고 매우 컴팩트한 크기로 수납될 수 있음을 알 수 있다.

제2실시예의 추진장치는, 회전운동에 의해 돌출 기립되는 제1회전지지대(122)와; 상기 제1회전지지대(122)에 연결되며 상기 패러포일(130)에 의해 회전하여 돌출 기립되는 제2회전지지대(123);를 더 포함하여 구성되며 상기 제2회전지지대(122)에는 추진모터(121)와 그 회전축에 연결되는 프로펠러(120)가 더 결합되며 패러포일(130)을 제어하는 조종모터(127)가 더 배치된다.

제1회전지지대(122)는 상기 중간덮개판(113)과 서로 0°~90° 범위 이내로 회전 운동하도록 구속 연결되고, 제2회전지지대(123)는 상기 제1회전지지대(122)와 서로 0°~180° 범위 이내로 회전 운동하도록 구속 연결된다.

상기 중간덮개판(113)에는 케이블관통공(114)이 형성되어, 아래쪽 케이스 내부에 배치될 비행제어회로와 상기 비행제어모터(127)가 서로 케이블 연결

이때 도시된 바와 같이 상기 제1회전지지대(122)와 상기 제2회전지지대(123)가 돌출 기립된 상태일 때 상기 회전축에서 상기 추진장치수납부(112) 상단까지의 거리는 상기 관측자탄(100)의 최대반지름 보다 같거나 크게 형성된다. 결국 본 발명 제2실시예는 통상의 완성탄에 탑재 가능한 원통형 자탄에서 자탄 부피에서, 작동신뢰성이 매우 뛰어난 돌출기립구조에 의해 가장 커다란 크기의 프로펠러를 장비할 수 있는 것이다.

도 10은 제2실시예의 후방사시도 및 부분절개도를 나타낸 것이다.

도 10에 도시된 바와 같이 추진장치(Propulsion apparatus)는 추진장치수납부(112)에 프로펠러를 제외한 나머지 대부분이 접힌 상태로 수납될 수 있다.

상기 추진장치를 안착 고정하는 중간덮개판(113)은 상기 추진장치수납부(112)의 아래쪽에 결합된다. 절개된 중간케이스(115)와 하부케이스(116) 공간, 즉 중간덮개판(113)의 아래쪽 공간에는 비행 및 통신제어모듈과 관측모듈이 적절히 탑재될 수 있다. 가장 아래쪽이 촬영렌즈가 위치해야 하므로 관측모듈이 아래쪽, 추진장치와 케이블 연결이 쉬운 그 위쪽이 FCS(Flight Control System) 회로모듈이 탑재되는 것이 좋다.

도 11은 본 발명 관측자탄의 제3실시예를 나타낸 내부 구조도이다. 제2실시예와는 추진장치의 프로펠러(120) 부분이 고정식으로 형성된 것이 다르다. 중간 덮개판(113)의 케이블관통공(114) 형상이나 배터리의 위치 등은 제1~제3 실시예를 통해 적절히 설계 변경될 수 있을 것이다. 공통적인 것은 내부 구성모듈의 종류와 기능이 된다.

도 11을 통해 제1~3실시예에서 공통적인 전자제어 회로모듈을 설명한다.

중간덮개판(113)의 바로 아래쪽에는 통신모듈 및 비행제어회로가 배치되되, 상기 통신모듈은 상기 관측자탄(100)의 질점계 위치정보를 감지하는 GPS수신기를 탑재하며, 상기 비행제어회로는 상기 관측자탄(100)의 6축좌표계 자세정보를 감지하는 복수의 센서들을 탑재하여 각각 위치정보와 자세정보를 수집한 다음, 이를 전자적으로 통합하여 처리하도록 구성된다.

한편 비행제어회로는, 케이블관통공(114)이 형성된 중간덮개판(113)에 의해 상기 추진장치의 돌출기립운동 또는 회전진동(펄럭임)운동과 격리된 상태로 배치되며, 상기 복수의 센서들과 GPS수신기에 의해 상기 관측자탄(100)의 현재자세 및 현재위치를 감지하여 상기 추진모터(121)와 상기 조종모터(127)를 작동시킨다.

복수의 센서들은 3축 회전좌표계의 각가속도를 감지하는 전자회로식 3축자이로와, 3축 직교좌표계의 운동가속도를 감지하는 전자회로식 3축가속도계를 포함하여 구성된다. 최근 발달된 전자기술로 광신호의 순환시간을 감지하여 각가속도와 직선운동가속도를 초소형 전자회로로 감지할 수 있으며 본 발명의 실시예 또한 최근의 IT기기에 탑재되는 자이로 및 가속도 센서와 유사한 방식으로 상기 복수의 센서들을 탑재할 수 있다.

도 12는 제2실시예의 시제품 촬영사진으로서 도면 도시한 제2실시예에서 추진장치와 패러포일이 완전 전개된 상태를 앞뒤에서 촬영한 사진이다. 참고로 앞서 도 11의 제3실시예는 안테나가 중간 및 하부케이스(115, 116)에 나선형으로 매립되어 있는 형태이다. 도 12의 시제품은 설계데이터의 빠른 축적을 위해 임시로 조립식 안테나를 결합해 둔 상태이나. 역시 실제 구현때는 중간 및 하부케이스 외부표면에 매립할 것이 유력하다.

도 13, 14는 제2실시예에서 패러포일(130)까지 전개된 상태를 도시한 전후방사시도이다.

패러포일(130)의 재질로는 가볍고 기계적 강도가 뛰어난 폴리에스테르(polyester)계의 직포가 이용된다. 공기투과성을 최대한 줄이기 위해 폴리에스테르 직포에 레진코팅처리를 하며 우레탄 수지로 천의 접합부를 밀봉한다. 패러포일의 크기는 그대로 방출탄(20)의 유효탑재량에 영향을 미치게 된다. 따라서 관측자탄(100)의 몸체는 가능한 한 작아질 필요가 있다. 본 발명의 자탄수납통(22)과 관측자탄(100)의 분리 이탈식 상부케이스(111) 구성 등은 작은 부피로 큰 패러포일을 압축저장하기 위한 핵심구성들이다.

패러포일(130)을 조종하는 조종로프(132)가 파란색으로 도시되어 있으며 앞서 설명한 바와 같이 프로펠러의 반대쪽에 패러로프(131)가 위치하여 관측자탄(100)의 몸체부 중심을 정확히 견인하고 있음을 알 수 있다.

도 15는 본 발명 관측자탄의 비행제어 및 유도 방법을 단계별로 설명한 흐름도이다.

도 15에서 핵심적인 수행단계를 시간에 따라 순차적으로 설명하면,

먼저 관측자탄(100)에 탑재된 통신모듈과 비행제어회로를 작동시키는 항법시스템 시작단계;가 있고, 그 다음에 상기 비행제어회로에 탑재된 자이로, 가속도계 등 복수의 센서에 의해 상기 관측자탄(100)의 6축좌표계 자세정보를 감지하는 단계; 그리고 상기 자세정보가 안정화될 때까지 상기 추진모터(121)와 상기 조종모터(127)을 조정하는 자세안정화 단계; 그 다음 GPS신호를 수신하여 상기 관측자탄(100)의 질점계 위치정보를 감지하는 제n구간 비행준비단계; 및 상기 질점계 위치정보로부터 다음 위치까지의 항법정보를 도출하고 상기 관측자탄(100) 내부에 탑재된 비행제어회로로 상기 추진모터(121)와 상기 조종모터(127)를 작동하여 다음 위치에 도달하는 제n구간비행단계;를 순차적으로 포함하여 구성될 수 있다.

이때 상기 자세안정화 단계와 상기 제n구간 비행준비단계 이후에는, GPS신호가 수신되지 않을 경우, 상기 6축좌표계 자세정보를 누적한 관성유도정보를 통해 상기 관측자탄(100)의 질점계 위치정보를 도출하는 제n구간 관성유도비행 준비단계;를 더 포함할 수 있다.

또한, 상기 6축좌표계 자세정보가 특정 FCS 제어회로에 의해 6축가속도 적분형 유도장치(관성유도장치) 기능을 수행할 수 있다면, GPS위성신호가 미약하거나 교란된 상태에서도 필요에 따라 상기 제n구간비행단계 이후에 다시 상기 6축좌표계 자세정보를 감지하는 단계로 돌아가서 그 다음 위치까지 제n+1구간비행(관성유도에 의한 동력비행)을 수행하는 것도 가능하다. 이 같은 구간별 관성유도비행은 GPS의 질점계 위치정보에 의한 좌표유도비행과 적절히 결합될 때 통신에 필요한 전력을 크게 절감할 수 있으므로 추진모터의 작동시간 연장으로 이어질 수 있다.

도 16~18은 도 15의 단계에 따라 유도비행을 수행하는 본 발명 관측자탄의 비행자세를 설명한 정면도와 측면도이다.

도 16, 17과 같이 조종모터(127)의 제어를 통해 패러포일(130)의 롤(roll)을 조종하여 관측자탄(100)의 몸체를 좌우로 기울이면서 원하는 방향으로 좌우 이동을 수행할 수 있다. 이 과정에서 촬영렌즈의 롤각(roll angle)을 조절할 수 있으므로 좌우 촬영범위를 넓힐 수 있다. 또한 도 18과 같이 상기 추진모터(121)의 출력을 조절하여 패러포일(130)의 받음각(AOA)을 조절하여 상승 또는 하강을 할 수 있다. 이 과정에서 관측자탄(100)의 몸체를 앞뒤로 기울이면서 촬영렌즈의 피치각(pitch angle)을 조절할 수 있으므로 전후 촬영범위를 넓힐 수 있다. 이 같은 촬영방식은 전자적인 영상 겹침 기술에 의해 매우 넓은 지역을 이동비행하며 촬영한 것과 같은 효과를 얻을 수 있다.

끝으로, 본 발명의 기술사상은 상기 실시예에만 국한되지 않는다. 다시 말해 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명을 활용하여 필요에 따라 명세서 및 도면에 미처 포함되지 않은 단순 변경 또는 간단 확장된 기술사상을 구현할 수도 있겠으나, 그 또한 이하의 청구범위로 표현되는 본 발명의 기술범주에 당연히 포함된다.

본 발명은 아군부대의 소모에 대한 필수적인 전술적 복원요소들을 결정하고, 교전 후에 적의 전투효율성을 결정하는 BDA(전투피해평가)를 수행하기에 매우 충분한 성능이며 높은 초기 고도가 필요하지 않은 경우에는 자력 추진에 의해 스스로 이륙하여 임무를 수행하게 할 수도 있으므로 각종 항공추락사고나 산불진화작전 또는 조난자 구조 임무에도 극히 유용하게 활용될 수 있다.

10: 완성탄
11: 탄통 12: 탄저
13: 기폭신관 14: 장약
15: 기폭압 전달판
20: 방출탄(모듈)
21: 전방구조체 22: 자탄수납통
23: 감회전날개 24: 수납통 분리부
25: 드랙슈트 연결판 26: 드랙슈트캡
27: 드랙슈트
100: 관측자탄
111: 상부케이스 112: 추진장치수납부
113: 중간덮개판 114: 케이블관통공
115: 중간케이스 116: 하부케이스
120: 프로펠러 121: 추진모터
122: 제1회전지지대 123: 제2회전지지대
124: 제1회전결합부 125: 제2회전결합부
126: 프로펠러보호망 128: 조종모터
130: 패러포일 131: 패러로프
132: 비행제어로프

Claims (6)

1. 완성탄(10)으로부터 방출되어 감회전날개(23)와 드랙슈트(27)에 의해 감회전 및 감속되며, 패러포일(130)을 구비하고, 추진장치로서 추진모터(121)와 조종모터(127)를 구비한 관측자탄(100)의 비행제어장치에 있어서,
   상기 추진장치를 수납하는 추진장치수납부(112)와;
   상기 추진장치수납부(112)의 아래쪽에 결합되며 상기 추진장치를 안착 고정하는 중간덮개판(113)과;
   상기 중간덮개판(113)의 아래쪽에 배치되는 통신모듈 및 비행제어회로;를 포함하여 구성되고,
   상기 통신모듈은 상기 관측자탄(100)의 질점계 위치정보를 감지하는 GPS수신기를 탑재하며, 상기 비행제어회로는 상기 관측자탄(100)의 6축좌표계 자세정보를 감지하는 복수의 센서들을 탑재하여 각각 위치정보와 자세정보를 수집한 다음, 이를 전자적으로 통합하여 처리하도록 구성됨을 특징으로 하는 포탄발사식 관측자탄의 비행제어장치.
2. 제1항에 있어서 상기 비행제어회로는,
   케이블관통공(114)이 형성된 중간덮개판(113)에 의해 상기 추진장치의 돌출기립운동 또는 회전진동(펄럭임)운동과 격리된 상태로 배치되며, 상기 복수의 센서들과 GPS수신기에 의해 상기 관측자탄(100)의 현재자세 및 현재위치를 감지하여 상기 추진모터(121)와 상기 조종모터(127)를 작동시키는 것을 특징으로 하는 포탄발사식 관측자탄(100)의 비행제어장치.
3. 제2항에 있어서,
   상기 복수의 센서들은 3축 회전좌표계의 각가속도를 감지하는 전자회로식 3축자이로와, 3축 직교좌표계의 운동가속도를 감지하는 전자회로식 3축가속도계를 포함하여 구성됨을 특징으로 하는 포탄발사식 관측자탄의 비행제어장치.
4. 완성탄(10)으로부터 방출되어 감회전날개(23)와 드랙슈트(27)에 의해 감회전 및 감속되며, 추진모터(121)와 조종모터(127)와 패러포일(130)을 구비한 관측자탄(100)의 비행제어방법에 있어서,
   상기 관측자탄(100)에 탑재된 통신모듈과 비행제어회로를 작동시키는 항법시스템 시작단계;
   상기 비행제어회로에 탑재된 자이로, 가속도계 등 복수의 센서에 의해 상기 관측자탄(100)의 6축좌표계 자세정보를 감지하는 단계;
   상기 자세정보가 안정화될 때까지 상기 추진모터(121)와 상기 조종모터(127)을 조정하는 자세안정화 단계;
   GPS신호를 수신하여 상기 관측자탄(100)의 질점계 위치정보를 감지하는 제n구간 비행준비단계; 및
   상기 질점계 위치정보로부터 다음 위치까지의 항법정보를 도출하고 상기 관측자탄(100) 내부에 탑재된 비행제어회로로 상기 추진모터(121)와 상기 조종모터(127)를 작동하여 다음 위치에 도달하는 제n구간비행단계;를 순차적으로 포함하여 구성되는 포탄발사식 관측자탄(100)의 비행제어방법.
5. 제4항에 있어서 상기 자세안정화 단계와 상기 제n구간 비행준비단계 이후에는,
   GPS신호가 수신되지 않을 경우, 상기 6축좌표계 자세정보를 누적한 관성유도정보를 통해 상기 관측자탄(100)의 질점계 위치정보를 도출하는 제n구간 관성유도비행 준비단계;를 더 포함하여 구성되는 포탄발사식 관측자탄의 비행제어방법.
6. 제5항에 있어서,
   상기 제n구간비행단계 이후에 다시 상기 6축좌표계 자세정보를 감지하는 단계로 돌아가서 그 다음 위치까지 제n+1구간비행을 수행하는 것을 특징으로 하는 포탄발사식 관측자탄의 비행제어방법.

Images