KR101843376B1 - 낙하산이 구비된 무인 비행체 - Google Patents

Abstract

본 발명은 비행 중 추락의 위험성이 감지되면 동체의 측방으로 전개된 후 추락하는 동체의 상측으로 위치가 변화되는 낙하산이 구비된 무인 비행체에 관한 것이다.
본 발명에 의한 낙하산이 구비된 무인 비행체는 복수 개의 회전익으로 구성되는 무인 비행체의 하부에 장착되고, 외부로 전개되는 낙하산이 내부에 구비되며, 일측이 개방된 통형의 본체 부재와 무인 비행체의 현재 상태를 감지하는 추락 감지 유닛과 본체 부재를 개방시키는 모터 부재를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다.

Description

낙하산이 구비된 무인 비행체{Unmanned air vehicle equipped parachute}

본 발명은 비행 중 추락으로 인한 동체의 파손을 방지하기 위하여 낙하산이 구비된 무인 비행체에 관한 것으로써, 보다 상세하게는 비행 중 추락의 위험성이 감지되면 동체의 측방으로 전개된 후 추락하는 동체의 상측으로 위치가 변화되는 낙하산이 구비된 무인 비행체에 관한 것이다.

최근 가장 주목받는 기술 중의 하나인 무인 비행체는 군사 목적으로 개발되고 사용되던 초기의 용도와는 달리 점차 다양한 분야로 활용영역이 넓어지고 있으며, 최근에는 소비자에게 물건을 직접 전달하는 택배 서비스로까지 영역이 확장되고 있는 추세이다.

이러한 무인 비행체는 그 자체로도 고가의 장비이며, 사용되는 목적에 따라 카메라 등 고가의 장비가 탑재될 수 있으므로, 추락하게 되는 경우 사용자에게 큰 재산 상의 손실이 발생할 수 있다.

또한, 무인 비행체의 추락시 추락 지점에 위치한 건물, 차량, 사람 등과의 충돌로 2차 피해가 발생할 수 있다.

이러한 문제를 해결하기 위한 방안으로 낙하산이 구비되는 무인 비행체에 관한 발명으로는 대한민국 공개특허공보 제10-2013-0045121호의 "무인항공기용 낙하산 추출장치" 및 대한민국 등록특허공보 제10-1496892호의 "멀티콥터 드론" 그리고 대한민국 공개특허공보 제10-2016-0019672호의 "낙하산이 구비된 무인 비행체"가 제안되어 공개된 바 있다.

상기 대한민국 공개특허공보 제10-2013-0045121호의 "무인항공기용 낙하산 추출장치"에는 작동암의 작동에 의하여 압축스프링 장치가 개방되면 압축스프링의 압축이 해제되면서 동체에 설치된 해치를 밀면서 이탈되도록 하여 작동이 정확하고, 연결끈을 매개로 보조낙하산과 주낙하산을 차례로 연결함으로서 보조낙하산과 주낙하산이 동체와 어느 정도 떨어진 상태에서 펼쳐져 낙하산이 동체 미익에 휘말리는 경우가 없이 안전하게 펼쳐질 수 있는 장치가 구비된 무인 비행체에 관한 발명이 제안되었다.

또한, 상기 대한민국 등록특허공보 제10-1496892호의 "멀티콥터 드론"에는 추락을 자체적으로 판단하여 추락 판단시 로터 회전익의 회전을 위해 공급되는 전력을 자동 차단함과 동시에 자동으로 낙하산을 펼쳐 비상 착륙이 가능하게 구성된 무인 비행체에 관한 발명이 제안되었고, 상기 대한민국 공개특허공보 제10-2016-0019672호의 "낙하산이 구비된 무인 비행체"에는 추락 감지시 신속하게 낙하산이 전개되고, 추락시 몸체가 아닌 아암부에 충격이 전달되도록 함으로써, 몸체 내부에 장착된 전자 부품의 손상을 방지할 수 있는 무인 비행체에 관한 발명이 제안되었다.

그러나 상기와 같은 종래 기술들은 추락의 위험이 감지되거나 추락시 무인 비행체의 상방으로 낙하산이 전개되는 기술이며, 이러한 경우에는 불안정한 상태로 흔들리는 무인 비행체의 로터 등에 낙하산이 엉키거나, 무인 비행체의 로터에 낙하산이 연결된 줄이 절단되는 문제가 발생할 수 있다.

따라서, 위와 같은 문제를 해결하기 위하여 무인 비행체의 로터와 추락 사고 발생시 전개되는 낙하산의 접촉을 원천적으로 방지함으로써, 무인 비행체를 안전하게 지상에 착륙시킬 수 있는 방안이 요구되는 실정이다.

대한민국 공개특허공보 제10-2013-0045121호(2013. 05. 03) 대한민국 등록특허공보 제10-1496892호(2015. 02 .23) 대한민국 공개특허공보 제10-2016-0019672호(2016. 02. 22)

본 발명에 의한 낙하산이 구비된 무인 비행체는 상기와 같은 종래기술의 문제점들을 해결하기 위해 제안된 기술로써,

비행 중 추락시 동체의 상방으로 낙하산이 전개되면, 복수 개의 로터 중 어느 하나에 낙하산 줄이 엉키거나 절단되는 문제가 발생할 수 있기 때문에, 이에 대한 해결책을 제시하는 것을 그 목적으로 한다.

본 발명에 의한 낙하산이 구비된 무인 비행체는 상기와 같은 목적을 실현하고자,

복수 개의 회전익으로 구성되는 무인 비행체의 하부에 장착되고, 외부로 전개되는 낙하산이 내부에 구비되며, 일측이 개방된 통형의 본체 부재; 상기 무인 비행체의 현재 상태를 감지하는 추락 감지 유닛; 상기 본체 부재를 개방시키는 모터 부재; 를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 낙하산이 구비된 무인 비행체를 제시한다.

본 발명에 의한 낙하산이 구비된 무인 비행체는,

동체의 측방으로 전개되는 낙하산이 동체의 하부에 구비됨으로써, 무인 비행체의 로터와 추락 사고 발생시 전개되는 낙하산의 접촉이 원천적으로 방지되어 무인 비행체의 로터에 낙하산 줄이 엉키거나 절단되는 사고가 예방되는 효과가 발생하였다.

도 1은 본 발명에 의한 낙하산이 구비된 무인 비행체의 일 구성요소인 본체 부재의 부품 전개도.
도 2는 본 발명에 의한 낙하산이 구비된 무인 비행체의 일 구성요소인 본체 부재의 단면도.
도 3(a) 내지 도 3(d)는 본 발명에 의한 낙하산이 구비된 무인 비행체의 자세 변화를 나타낸 예시도.
도 4(a) 내지 도 4(c)는 본 발명에 의한 낙하산이 구비된 무인 비행체의 낙하산이 전개되는 과정을 도시한 예시도.

본 발명은 비행 중 추락으로 인한 동체의 파손을 방지하기 위하여 낙하산이 구비된 무인 비행체에 관한 것으로써,

복수 개의 회전익으로 구성되는 무인 비행체의 하부에 장착되고, 외부로 전개되는 낙하산(110)이 내부에 구비되며, 일측이 개방된 통형의 본체 부재(100); 상기 무인 비행체의 현재 상태를 감지하는 추락 감지 유닛(미도시); 상기 본체 부재를 개방시키는 모터 부재(100); 를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 낙하산이 구비된 무인 비행체에 관한 것이다.

이하에서는 첨부한 도면을 참조하여 본 발명의 실시예들을 상세히 설명하고자 한다.

우선, 도 1 및 도 2에 도시된 바와 같이, 본 발명에 의한 낙하산이 구비된 무인 비행체는 복수 개의 회전익으로 구성되는 무인 비행체의 하부에 장착되고, 외부로 전개되는 낙하산(110)이 내부에 구비되며, 일측이 개방된 통형의 본체 부재(100)를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다.

일반적으로 무인 비행체라 함은 고정익 또는 회전익, 고정익 및 회전익으로 구성될 수 있으며 어느 한 가지의 형태를 특정하여 지칭하는 것이 아니나, 본 발명에 의한 낙하산이 구비된 무인 비행체는 복수 개의 회전익으로 구성되는 형태의 무인 비행체로 특정하기로한다.

이는, 본 발명이 복수 개의 회전익으로 구성되는 형태의 무인 비행체를 보호하기 위한 낙하산(110)이 구비되고 전개되는 위치 및 방향에 기술상의 특징을 가지고 있기 때문이다.

즉, 복수 개의 회전익으로 구성되는 일반적인 형태의 무인 비행체는 복수 개의 링크 암이 무인 비행체의 동체를 기준으로 하여 여러 방향으로 배치되는 형태이며, 복수 개의 링크 암 말단부에는 각각 회전익이 구비된다.

본 발명에 의한 낙하산이 구비된 무인 비행체도 일반적인 무인 비행체의 형태와 동일 또는 유사한 형태를 가지게 되므로, 상기 무인 비행체의 상방 및 상측 대각 방향으로는 복수 개의 회전익 각각의 회전에 의한 복수 개의 영향권이 형성되게 되고, 이는 각각의 상기 회전익에 인접하는 물체에 대해 영향력을 발휘하게 된다.

따라서, 상기 무인 비행체가 비행 중 이상이 발생하여 추락하게 되는 경우, 균형을 상실한 상기 무인 비행체의 상방으로 낙하산(110)이 전개되면, 상기 낙하산(110)과 상기 무인 비행체를 연결하는 줄이 상기 회전익의 영향권에 진입하여 링크 암에 낙하산 줄이 엉키거나 회전익에 의해 낙하산 줄이 절단되는 등의 다양한 문제가 발생할 수 있다.

이러한 문제를 해결하기 위한 방안으로써, 상기 본체 부재(100)의 내부에 구비되는 상기 낙하산(110)은 상기 무인 비행체의 측방으로 전개되는 것을 특징으로 한다.

도 3(a) 내지 도 3(d)에 도시된 바와 같이, 상기 본체 부재(100)는 상기 무인 비행체의 하부에 장착되므로, 상기 본체 부재(100)에서 상기 무인 비행체의 측방으로 낙하산(110)이 전개되면 상기 낙하산(110)이 복수 개의 회전익 각각에 의한 영향권에 진입되는 것이 방지된다.

이때, 상기 무인 비행체의 자세에 따라 상기 낙하산(110)이 전개되는 방향은 다양하게 형성될 수 있으나, 상기 무인 비행체의 지속적인 추락에 의해 상기 낙하산(110)은 상기 무인 비행체의 상방으로 위치가 변경된다.

또한, 상기 낙하산(110)은 상기 무인 비행체의 하단 중심부에 연결되는 것이 바람직하므로, 상기 낙하산(110)이 전개된 후 상기 무인 비행체의 상방에 위치되면, 상기 무인 비행체는 상기 낙하산(110)에 의해 뒤집힌 상태가 되어, 상기 복수 개의 회전익은 상기 무인 비행체의 하방을 향하도록 위치가 변경된다.

다만, 본 발명이 무인 비행체의 형태를 회전익으로 구성되는 형태의 무인 비행체로 한정하는 것이, 본 발명이 고정익으로 구성되는 형태의 무인 비행체에는 적용될 수 없음을 의미하는 것은 아니다.

구체적으로, 도 1 및 도 2에 도시된 바와 같이, 상기 본체 부재(100)는 내부에 공간이 형성되고 일측이 개방된 형태인 통형으로 구성되고, 내부의 공간에는 낙하산(110)이 구비된다.

상기 본체 부재(100)는 상기 무인 비행체의 하부에 장착되되, 상기 무인 비행체의 무게 중심을 고려하여 하부의 중심부에 장착됨이 바람직하고, 상기 낙하산의 일측 말단은 상기 무인 비행체의 하단 중심부에 연결되는 것이 바람직하므로, 상기 낙하산은 상기 본체 부재의 내부에 구비되되 말단의 일부가 상기 본체 부재(100)의 외부로 돌출되어 상기 무인 비행체와 연결되는 형태일 수 있다.

또한, 상기 낙하산은 상기 본체 부재(100)의 내부에 구비되어 말단의 일부가 상기 본체 부재(100)의 내부에 연결되는 형태일 수도 있다.

이후, 상기 본체 부재(100)의 개방된 말단을 통하여 상기 낙하산(110)이 전개되면, 상기 낙하산(110)은 상기 무인 비행체의 하부 중심부를 시작점으로 하여 상기 본체 부재(100)의 내부를 통해 상기 본체 부재(100)의 개방된 일측을 통과하게 되므로, 이는 상기 무인 비행체 자세의 불균형을 초래하여 안정적인 낙하에 있어서 장애가 되는 요인으로 작용될 가능성이 있다.

이는, 상기 낙하산(110)의 말단 일부가 상기 본체 부재(100) 내부 일측에 연결되는 형태인 경우에도 동일하다.

따라서, 상기 본체 부재(100)는 상기 무인 비행체의 낙하시 상기 낙하산(110)이 상기 무인 비행체의 하부 중심부 또는 상기 본체 부재(100)의 내부 일측으로부터 수직인 상태를 유지할 수 있도록, 내부와 외부를 연통시키는 연통 홀(120)이 길이 방향을 따라 측면에 형성되는 것을 특징으로 한다.

이때, 상기 연통 홀(120)은 상기 본체 부재(100)가 상기 무인 비행체에 장착되면, 상기 무인 비행체의 하방으로 상기 본체 부재(100)를 개방시키도록 위치가 설정되어야 하며, 상기 무인 비행체의 추락시에는 상기 본체 부재(100)를 상기 무인 비행체의 상방으로 개방시킨다.

또한, 상기 연통 홀(120)은 상기 무인 비행체의 하부 중심부 또는 상기 본체 부재(100)의 내부 일측을 시작점으로 하여 상기 무인 비행체와 수직인 상태의 상기 낙하산과 마찰이 발생하지 않도록 그 길이 및 너비가 형성됨이 바람직하다.

상기 본체 부재(100)는 상기 무인 비행체의 하부에 장착되고, 측방으로 일측이 개방되므로 상기 무인 비행체의 비행시 그 자세에 따라 기울기가 형성되면 내부에 구비된 낙하산이 외부로 이탈되는 경우가 발생할 수 있다.

따라서, 상기 본체 부재(100)의 개방된 일측을 폐쇄함으로써 상기 낙하산(110)의 이탈을 방지하기 위한 구성요소로써, 상기 본체 부재(100)는 뚜껑 형태의 덮개부(130)를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 본체 부재(100)는 내부에 구비된 낙하산(110)을 유사시에 외부로 전개시키기 위한 구성요소로써, 양 말단에 각각 판형의 지지대(141)가 체결된 압축 스프링(142)으로 구성되고, 상기 낙하산(110)을 전개시키는 탄성부(140)를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다.

상기 탄성부(140)는 각각의 지지대(141) 상호 간의 간격을 좁히는 외력이 작용되면, 상기 압축 스프링(142)이 압축됨으로써 상기 본체 부재(100)의 외부로 상기 낙하산(110)을 전개시키는 탄성력이 발생하는 구성이다.

따라서, 평상시에는 상기 탄성부(140)의 압축된 상태를 유지시키되 유사시에는 상기 탄성부(140)의 압축된 상태를 해제시키기 위한 일 방편으로써, 상기 본체 부재(100)는 내부 중공의 단면이 확장되도록 길이 방향의 일 지점에 단턱(160)이 형성되고, 개방된 일측의 외주연에 하나 이상의 돌기부(170)가 형성되는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 본체 부재(100)와 연동되는 구성으로써, 상기 덮개부(130)는 개방된 일측의 내주연을 따라 일측이 개방된 체결 홈(132)이 형성되며, 상기 체결 홈(132)의 측부에 하나 이상의 진입 홈(133)이 형성되는 것을 특징으로 한다.

구체적으로, 상기 본체 부재(100)와 상기 덮개부(130)의 결합시, 상기 하나 이상의 돌기부(170)는 상기 하나 이상의 진입 홈(133)을 통과하여 상기 체결 홈(132)으로 내입되는 구성이다.

따라서, 상기 돌기부(170)는 상기 진입 홈(133)과 동일한 개수로 형성되거나, 상기 진입 홈(133)의 개수가 상기 돌기부(170)의 개수보다 더 많게 형성됨이 바람직하다.

이후, 상기 덮개부(130)를 회전시키면 상기 돌기부(170)는 상기 체결 홈(132)에 내입된 상태가 유지되고, 상기 본체 부재(100)와 상기 덮개부(130)는 상호 간에 결합된다.

또한, 도 1 및 도 2에 도시된 바와 같이, 상기 본체 부재(100)는 상기 덮개부(130)와 상기 탄성부(140)를 상호 간에 연결시키고, 상기 덮개부(130)가 회전 가능하도록 하기 위한 구성요소로써, 연결축(150)을 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다.

상기 연결축(150)은 일단이 상기 지지대(141) 중 어느 하나에 연결되되, 상기 지지대(141)의 중심부를 관통하거나 상기 지지대(141)의 중심부에서 돌출되는 구성일 수 있고, 상기 연결축(150)의 타단은 상기 덮개부(130)에 연결되되, 상기 덮개부(130)의 중심부를 관통하거나 상기 덮개부(130)의 내부에 삽입되는 구성일 수 있다.

따라서, 상기 덮개부(130)는 상기 탄성부(140)와 연결된 상태로, 상기 연결축(150)을 축으로 하여 회전이 가능한 구성이고, 상기 덮개부(130)의 회전에 의해 상기 돌기부(170)는 상기 체결 홈(132)의 외부로 이탈되지 못하게 되어 상기 본체 부재(100)와 상기 덮개부(130)는 상호 간에 결합된 상태를 유지할 수 있다.

상기 단턱(160)은, 상기 본체 부재(100)와 상기 덮개부(130) 상호 간의 결합시, 상기 탄성부(140)를 지지하여 상기 압축 스프링(142)을 압축시키기 위한 구성요소이며, 상기 압축 스프링(142)은 상기 본체 부재(100)와 상기 덮개부(130) 상호 간의 결합 및 상기 단턱(160)에 의해 압축된 상태가 유지된다.

또한, 본 발명에 의한 낙하산이 구비된 무인 비행체는 상기 무인 비행체의 현재 상태를 감지하는 추락 감지 유닛을 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다.

상기 추락 감지 유닛은 상기 무인 비행체의 추락에 대비하기 위한 구성요소로써, 상기 무인 비행체의 구동시 또는 이륙시부터 작동되어 상기 무인 비행체의 현재 상태를 지속적으로 감지한다.

상기 추락 감지 유닛이 상기 무인 비행체의 현재 상태를 감지하는 일 실시예로써, 상기 추락 감지 유닛은 상기 무인 비행체의 현재 상태를 감지하여 착륙 상태, 이륙 상태, 비행 상태, 이상 상태, 추락 상태 중 어느 하나의 상태로 구분할 수 있다.

상기 이상 상태라 함은, 상기 무인 비행체에 이상이 감지되었으나 추락이 발생하기 전의 상태를 말한다.

이때, 상기 착륙 상태, 상기 이륙 상태, 상기 이상 상태 중 어느 하나 이상의 상태는 상기 현재 상태에 포함되지 않을 수 있으나 상기 비행 상태, 상기 추락 상태는 반드시 포함되는 것이 바람직하다.

따라서, 상기 추락 감지 유닛은 상기 무인 비행체의 현재 상태를 지속적으로 감지하기 위한 구성요소로써, 상기 무인 비행체의 현재 상태를 지속적으로 감지하여 측정값을 생성하는 센서부를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다.

상기 센서부는 가속도 센서, 자이로 센서, 방향 센서, 진동 센서, 충격 센서 중 어느 하나 이상의 것으로 구성 가능하다.

다만, 상기 센서부에 구비 가능한 센서가 상기 가속도 센서, 상기 자이로 센서, 상기 방향 센서, 상기 진동 센서, 상기 충격 센서 중 어느 하나 이상의 것으로 반드시 한정되는 것은 아니며, 상기 무인 비행체의 현재 상태를 지속적으로 감지하여 추락 상태를 판별하는 것에 그 기능을 발휘할 수 있는 것이면 공지의 센서 중 어떠한 센서를 추가로 구비하여도 무방하다 할 것이다.

또한, 상기 추락 감지 유닛은 상기 측정값을 기반으로 하여 상기 무인 비행체의 현재 상태를 도출하는 연산부를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다.

상기 연산부가 상기 무인 비행체의 현재 상태를 도출하는 일 실시예로써, 상기 센서부는 가속도 센서와 자이로 센서를 포함하여 구성될 수 있다.

일반적으로 상기 가속도 센서와 상기 자이로 센서는 무인 비행체의 자세 제어용으로 사용되는 센서로써, 상기 무인 비행체의 기울기와 기운 방향을 정확하게 감지할 수 있으므로, 상기 가속도 센서와 상기 자이로 센서에 의해 감지된 상기 무인 비행체의 기울어진 각이 정상 범위보다 크게 감지된 경우, 상기 연산부는 상기 무인 비행체의 현재 상태를 추락 상태로 판단할 수 있다.

또한, 상기 연산부가 상기 무인 비행체의 현재 상태를 도출하는 다른 실시예로써, 상기 센서부는 방향 센서를 포함하여 구성될 수 있다.

상기 방향 센서는 상기 무인 비행체의 방위, 수직 기울기, 수평 기울기 등을 측정할 수 있으므로, 상기 방향 센서에 의해 감지된 상기 무인 비행체의 수직 및 수평 기울기가 정상 범위보다 크게 감지된 경우, 상기 연산부는 상기 무인 비행체의 현재 상태를 추락 상태로 판단할 수 있다.

또한, 상기 연산부가 상기 무인 비행체의 현재 상태를 도출하는 또 다른 실시예로써, 상기 센서부는 진동 센서와 충격 센서를 포함하여 구성될 수 있다.

상기 진동 센서는 상기 무인 비행체의 진동 상태를 감지할 수 있고, 상기 충격 센서는 상기 무인 비행체에 가해진 충격을 감지할 수 있으므로, 상기 진동 센서 및 상기 충격 센서에 감지된 값이 정상 범위를 초과하는 경우, 상기 연산부는 상기 무인 비행체의 정상적인 비행이 불가능한 것으로 판단할 수 있다.

상기 연산부에서 상기 무인 비행체의 현재 상태가 추락 상태로 판단되면, 상기 본체 부재(100)의 내부에 구비된 상기 낙하산(110)은 즉시 외부로 전개되어야 한다.

따라서, 본 발명에 의한 낙하산이 구비된 무인 비행체는, 상기 본체 부재(100)와 상기 덮개부(130)가 상호 간에 결합된 상태를 해제시켜 상기 낙하산(110)을 전개시키기 위한 구성요소로써, 상기 본체 부재(100)를 개방시키는 모터 부재(200)를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다.

구체적으로, 도 4(a)에 도시된 바와 같이, 상기 덮개부(130)는 외주연을 따라 복수 개의 기어(131)가 형성되므로, 상기 모터 부재(200)의 모터 축에는 상기 덮개부(130)에 형성된 복수 개의 기어(131)와 맞물리는 회전식 기어부(210)가 체결되는 것을 특징으로 한다.

상기 모터 부재(200)는 공지의 DC 모터 및 서보 모터 등으로 구성 가능하며,

도 4(a) 내지 도 4(c)에 도시된 바와 같이, 상기 모터 축의 회전으로 인해 상기 회전식 기어부(210)가 회전됨으로써 상기 덮개부(130)도 회전되고, 상기 돌기부(170)와 상기 진입 홈(133)이 인접되는 순간 상기 압축 스프링(142)의 응집된 탄성력으로 인해 상기 덮개부(130)는 상기 본체 부재(100)와의 결합이 해제되는 구성이다.

또한, 상기 추락 감지 유닛은 상기 본체 부재(100)에서 상기 낙하산(110)을 전개시키기 위하여 상기 연산부의 신호에 의해 상기 모터 부재(200)를 구동시키는 제어부를 포함하여 구성될 수 있다.

위에서 소개된 실시예들은 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 본 발명의 기술적 사상이 충분히 전달될 수 있도록 하기 위해, 예로써 제공되는 것이며, 본 발명은 위에서 설명된 실시예들에 한정되지 않고, 다른 형태로 구체화 될 수도 있다.

본 발명을 명확하게 설명하기 위하여 설명과 관계없는 부분은 도면에서 생략하였으며 도면들에 있어서, 구성요소의 폭, 길이, 두께 등은 편의를 위하여 과장 또는 축소되어 표현될 수 있다.

또한, 명세서 전체에 걸쳐서 동일한 참조 번호들은 동일한 구성요소들을 나타낸다.

100 : 본체 부재 110 : 낙하산
120 : 연통 홀 130 : 덮개부
131 : 기어 132 : 체결 홈
133 : 진입 홈 140 : 탄성부
141 : 지지대 142 : 압축 스프링
150 : 연결축 160 : 단턱
170 : 돌기부 200 : 모터 부재
210 : 회전식 기어부

Claims (8)

1. 복수 개의 회전익으로 구성되는 무인 비행체의 하부에 장착되고, 외부로 전개되는 낙하산(110)이 내부에 구비되며, 일측이 개방된 통형의 본체 부재(100);
   상기 무인 비행체의 현재 상태를 감지하는 추락 감지 유닛;
   상기 본체 부재(100)를 개방시키는 모터 부재(200); 를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하되,
   상기 본체 부재(100)는,
   외주연을 따라 복수 개의 기어(131)가 형성되고, 개방된 일측의 내주연을 따라 일측이 개방된 체결 홈(132)이 형성되며, 상기 체결 홈(132)의 측부에 하나 이상의 진입 홈(133)이 형성되는 뚜껑 형태의 덮개부(130);
   양 말단에 각각 판형의 지지대(141)가 체결된 압축 스프링(142)으로 구성되고, 상기 낙하산(110)을 전개시키는 탄성부(140);
   상기 덮개부(130)와 상기 탄성부(140)를 상호 간에 연결시키는 연결축(150); 을 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 낙하산이 구비된 무인 비행체.
2. 제 1항에 있어서,
   상기 낙하산(110)은,
   상기 무인 비행체의 측방으로 전개되는 것을 특징으로 하는 낙하산이 구비된 무인 비행체.
3. 제 1항에 있어서,
   상기 본체 부재(100)는,
   내부와 외부를 연통시키는 연통 홀(120)이 길이 방향을 따라 측면에 형성되는 것을 특징으로 하는 낙하산이 구비된 무인 비행체.
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5. 제 1항에 있어서,
   상기 본체 부재(100)는,
   내부 중공의 단면이 확장되도록 길이 방향의 일 지점에 단턱(160)이 형성되고, 개방된 일측의 외주연에 하나 이상의 돌기부(170)가 형성되는 것을 특징으로 하는 낙하산이 구비된 무인 비행체.
6. 제 1항에 있어서,
   상기 추락 감지 유닛은,
   상기 무인 비행체의 상태를 지속적으로 감지하여 측정값을 생성하는 센서부;
   상기 측정값을 기반으로 하여 상기 무인 비행체의 현재 상태를 판단하는 연산부;
   상기 연산부의 신호에 의해 상기 모터 부재를 구동시키는 제어부; 를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 낙하산이 구비된 무인 비행체.
7. 제 6항에 있어서,
   상기 센서부는,
   가속도 센서, 자이로 센서, 방향 센서, 진동 센서, 충격 센서 중 어느 하나 이상의 것으로 구성 가능한 것을 특징으로 하는 낙하산이 구비된 무인 비행체.
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