KR101937392B1

KR101937392B1 - Wing Deployment Device of Unmanned Aerial and Launch System having the same

Info

Publication number: KR101937392B1
Application number: KR1020180067885A
Authority: KR
Inventors: 이병호
Original assignee: 엘아이지넥스원 주식회사
Priority date: 2018-06-14
Filing date: 2018-06-14
Publication date: 2019-01-11

Abstract

According to the present invention, disclosed is a wing deployment device of an unmanned vehicle and a launch system including the same, wherein the wing deployment device comprises: a rotating axis connected to a wing part and the wing part located on an outer circumferential surface of the unmanned vehicle capable of rotating; and a driving module for controlling an angle of direction of the wing part, and the wing part is engaged with the rotating axis of the driving module so as to be deployable and fixed.

Description

Technical Field [0001] The present invention relates to a wing deployment apparatus for an unmanned aerial vehicle and a launch system including the wing deployment apparatus.

본 발명은 무인 비행체의 날개 전개 장치 및 이를 포함하는 발사 시스템에 관한 것으로, 특히 소형 유도무기용 4축 전기식 구동장치의 날개 전개 장치 및 이를 포함하는 발사 시스템에 관한 것이다.The present invention relates to an unmanned aerial vane deployment device and a launch system including the vane deployment device, and more particularly, to a vane deployment device for a small induction weapon 4-axis electric drive device and a launch system including the vane deployment device.

유도무기 발사체는 조종핀의 방향각을 제어하여 상하운동, 선회운동, 구름운동을 하게 되고 이 운동에 의해 방향 및 자세가 결정되는데 조종핀의 방향각을 조종하는 장치로써 다수의 구동장치가 설치된다.The guided weapon projectile controls the direction angle of the control pin to perform up-down motion, swing motion, and rolling motion. The direction and posture are determined by the motion, and a plurality of drive devices are installed to control the direction angle of the control pin .

종래에는 지름 70.0mm급의 유도탄의 구동장치에서 날개전개장치가 적용되었으며, 기존의 날개전개장치에서는 토션스프링을 이용하여 날개를 전개하였고, 날개 전개 후 날개의 고정을 위하여 압축스프링의 압축힘을 이용한 고정핀을 사용하여 날개를 고정하였다.Conventionally, a vane deployment device has been applied to a drive device of a 70.0 mm diameter guide gun. In a conventional vane deployment device, a vane is deployed using a torsion spring. After the vane deployment, The wings were fixed using a fixing pin.

이에 따라, 40mm급 유도탄용 구동장치에서는 공간이 협소하여 기존방식 적용이 힘들고, 40mm급의 유도탄에서는 구조의 협소로 인하여 날개전개 구조 구현에 어려움이 있다.Accordingly, it is difficult to apply the conventional method to a 40 mm class guide cylinder driving apparatus, and it is difficult to implement a vane deployment structure due to the narrow structure of the 40 mm class guide cam.

본 발명은 무인 비행체의 날개 전개 장치 및 이를 포함하는 발사 시스템에 관한 것으로 무인 비행체의 외주면에 위치하는 날개부 및 날개부와 연결되며 회동 가능한 회전축을 포함하고, 날개부의 방향각을 제어하는 구동 모듈을 포함하며, 날개부는 구동 모듈의 상기 회전축에 전개 가능하게 체결되어 날개를 전개하고 고정하는데 그 목적이 있다.The present invention relates to an apparatus for deploying a wing of an unmanned aerial vehicle and a launch system including the wing unit and the wing unit located on the outer circumferential surface of the unmanned aerial vehicle and including a rotatable rotary shaft, And the wing portion is engaged with the rotation shaft of the drive module in such a manner that the wing portion can be deployed to expand and fix the wing.

또한, 날개 전개 후 날개의 고정을 위하여 판 스프링을 사용하여 유도 무기의 소형화를 구현 하는데 또 다른 목적이 있다.Further, there is another object to realize miniaturization of guided weapons by using leaf springs for fixing wings after wing deployment.

본 발명의 명시되지 않은 또 다른 목적들은 하기의 상세한 설명 및 그 효과로부터 용이하게 추론할 수 있는 범위 내에서 추가적으로 고려될 수 있다.Other and further objects, which are not to be described, may be further considered within the scope of the following detailed description and easily deduced from the effects thereof.

상기 과제를 해결하기 위해, 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 날개 전개 장치는, 무인 비행체의 외주면에 위치하는 날개부 및 상기 날개부와 연결되며 회동가능한 회전축을 포함하고, 상기 날개부의 방향각을 제어하는 구동 모듈을 포함하며, 상기 날개부는 상기 구동 모듈의 상기 회전축에 전개 가능하게 체결된다.According to an aspect of the present invention, there is provided an apparatus for deploying a wing of an unmanned air vehicle, including a wing positioned on an outer circumferential surface of a UAV and a rotary shaft connected to the wing, And a driving module for controlling the angle, and the wing portion is engaged with the rotation axis of the driving module in a deployable manner.

여기서, 날개부는, 상기 무인 비행체가 상기 무인 비행체를 수용하고, 상기 날개부의 전개를 구속하는 외부의 발사관으로부터 분리될 때 전개된다.Here, the wing portion is deployed when the unmanned aerial vehicle receives the unmanned aerial vehicle and is separated from an external launch tube that restrains deployment of the wing portion.

여기서, 날개부는, 적어도 하나 이상의 결합 홀을 포함하는 날개 본체, 상기 날개 본체의 적어도 일부를 감싸며, 상기 날개 본체와 상기 회전축을 연결하는 연결부, 상기 연결부와 상기 날개 본체의 상기 결합 홀을 관통하되, 상기 날개 본체 전개 시 전개축이 되는 연결핀 및 상기 연결부의 외면에 위치하며, 상기 연결핀을 삽입하여 상기 날개 본체 전개 시 상기 연결핀이 회전하도록 가이드하는 연결핀 가이드부를 포함한다.Here, the wing portion includes a wing body including at least one engagement hole, a connection portion that connects at least a portion of the wing body and connects the wing body to the rotation shaft, a coupling portion that penetrates the coupling portion and the coupling hole of the wing body, And a connection pin guiding part located on an outer surface of the connection part and guiding the connection pin to rotate when the wing body is deployed by inserting the connection pin.

또한, 날개부는, 상기 연결핀 가이드부의 내부에 위치하며, 상기 연결핀을 나선형으로 감싸는 토션 스프링 및 상기 연결부의 외측에 위치하며, 적어도 일부가 평면 모양을 포함하는 판 스프링을 더 포함한다.The wing portion may further include a torsion spring located inside the connection pin guide portion and surrounding the connection pin in a spiral manner, and a leaf spring located outside the connection portion and including at least a planar shape.

또한, 날개부는, 상기 연결부의 내부에 위치하며 상기 판 스프링과 접촉하는 날개 고정핀을 더 포함하며, 날개 고정핀은, 상기 날개 본체가 접힌 상태일 때, 상기 날개 본체에 의해 상기 연결부에서 적어도 일부가 돌출되며, 상기 날개 고정핀의 돌출된 부분에 의해 상기 판 스프링이 압축된다.The wing portion may further include a wing fixing pin located inside the connection portion and in contact with the leaf spring, wherein the wing fixing pin has at least a portion And the leaf spring is compressed by the protruding portion of the blade fixing pin.

여기서, 날개 고정핀은, 상기 날개 본체가 전개 될 때, 상기 압축된 판 스프링의 복원력에 의해 상기 연결부 내부로 상기 날개 고정핀의 돌출된 부분이 삽입되며, 상기 날개 고정핀의 삽입된 부분에 의해 상기 날개 본체가 고정된다.The projecting portion of the blade fixing pin is inserted into the connection portion by the restoring force of the compressed leaf spring when the blade main body is deployed. By the inserted portion of the blade fixing pin The wing body is fixed.

또한, 외면에 적어도 하나 이상의 상기 날개부를 포함하는 하우징을 더 포함하며, 상기 구동 모듈은, 상기 하우징의 중심부에 위치하는 위치 센서 모듈을 포함하고, 상기 구동 모듈은, 제1 구동 모듈 및 상기 중심부를 중심으로 상기 제1 구동 모듈과 대향하여 위치하는 제2 구동 모듈을 포함하고, 상기 회전축은, 각각 상기 제1 구동 모듈과 제2 구동 모듈의 상기 날개부와 연결되어 상기 날개부를 회전시키는 제1 회전축 및 제2 회전축을 포함하며, 상기 제1 회전축 및 제2 회전축은 실질적으로 동일한 평면상에 배치된다.The driving module further includes a position sensor module positioned at a central portion of the housing, and the driving module includes a first driving module and a second driving module, And a second drive module positioned to face the first drive module, the rotation axis being connected to the first drive module and the wing portion of the second drive module, And a second rotation axis, and the first rotation axis and the second rotation axis are disposed on substantially the same plane.

여기서, 구동 모듈은, 모터의 구동에 의해 상기 날개부를 일정한 각도로 이동시키는 모터 모듈, 상기 모터 모듈과 상기 회전축을 연결하는 토크암 모듈 및 상기 하우징의 중심부에 위치하는 조립체의 일면에 위치하는 위치 센서 모듈을 포함한다.The driving module includes a motor module that moves the wing by a predetermined angle by driving the motor, a torque arm module that connects the motor module and the rotating shaft, and a position sensor that is positioned on one side of the assembly located at the center of the housing. Module.

본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 발사 시스템은, 무인 비행체의 외주면에 위치하는 날개부 및 상기 날개부와 연결되며 회동가능한 회전축을 포함하고, 상기 날개부의 방향각을 제어하는 구동 모듈, 상기 무인 비행체가 수용되는 발사관을 포함하며, 상기 날개부는 상기 구동 모듈의 상기 회전축에 전개 가능하게 체결된다.According to another aspect of the present invention, there is provided a system for launching an unmanned aerial vehicle, comprising: a driving module for controlling a direction angle of the wing portion, the wing portion including a wing portion positioned on an outer circumferential surface of the unmanned aerial vehicle and a rotatable shaft connected to the wing portion, And a wing portion to which the unmanned aerial vehicle is accommodated, wherein the wing portion is deployably engaged with the rotation shaft of the driving module.

여기서, 날개부는, 상기 무인 비행체 발사 전 상기 무인 비행체가 상기 발사관 내부에 포함될 때, 상기 발사관에 의해 접힌 상태로 장착되며, 상기 무인 비행체 발사 시 상기 회전축의 길이 방향으로 전개된다.Here, the wing portion is installed in a folded state by the launch tube when the unmanned air vehicle is contained in the launch tube before the unmanned air vehicle is launched, and is extended in the longitudinal direction of the rotation shaft when the unmanned air vehicle is launched.

여기서, 날개부는, 적어도 하나 이상의 결합 홀을 포함하는 날개 본체, 상기 날개 본체의 적어도 일부를 감싸며, 상기 날개 본체와 상기 회전축을 연결하는 연결부, 상기 연결부와 상기 날개 본체의 상기 결합 홀을 관통하되, 상기 날개 본체 전개 시 전개축이 되는 연결핀, 상기 연결부의 외면에 위치하며, 상기 연결핀을 삽입하여 상기 날개 본체 전개 시 상기 연결핀이 회전하도록 가이드하는 연결핀 가이드부, 상기 연결핀 가이드부의 내부에 위치하며, 상기 연결핀을 나선형으로 감싸는 토션 스프링 및 상기 연결부의 외측에 위치하며, 적어도 일부가 평면 모양을 포함하는 판 스프링을 포함한다.Here, the wing portion includes a wing body including at least one engagement hole, a connection portion that connects at least a portion of the wing body and connects the wing body to the rotation shaft, a coupling portion that penetrates the coupling portion and the coupling hole of the wing body, A connecting pin guiding part located on an outer surface of the connecting part and guiding the connecting pin to rotate when the wing body is deployed by inserting the connecting pin, A torsion spring spirally surrounding the connection pin, and a leaf spring located on the outer side of the connection portion and including at least a planar shape.

또한, 날개부는, 상기 연결부의 내부에 위치하며 상기 판 스프링과 접촉하는 날개 고정핀을 더 포함하며, 상기 날개 고정핀은, 상기 날개 본체가 접힌 상태일 때, 상기 날개 본체에 의해 상기 연결부에서 적어도 일부가 돌출되며, 상기 날개 고정핀의 돌출된 부분에 의해 상기 판 스프링이 압축되고, 상기 날개 본체가 전개 될 때, 상기 압축된 판 스프링의 복원력에 의해 상기 연결부 내부로 상기 날개 고정핀의 돌출된 부분이 삽입되며, 상기 날개 고정핀의 삽입된 부분에 의해 상기 날개 본체가 고정된다.The wing portion may further include a wing fixing pin located inside the connection portion and in contact with the leaf spring. The wing fixing pin may include at least one The blade spring is compressed by the protruding portion of the blade fixing pin, and when the blade main body is deployed, due to the restoring force of the compressed leaf spring, the protruding portion of the blade fixing pin And the wing body is fixed by the inserted portion of the wing fixing pin.

이상에서 설명한 바와 같이 본 발명의 실시예들에 의하면, 무인 비행체의 외주면에 위치하는 날개부 및 날개부와 연결되며 회동 가능한 회전축을 포함하고, 날개부의 방향각을 제어하는 구동 모듈을 포함하며, 날개부는 구동 모듈의 상기 회전축에 전개 가능하게 체결되어 날개를 전개하고 고정할 수 있다.As described above, according to the embodiments of the present invention, there is provided a driving unit including a wing portion located on an outer circumferential surface of a UAV and a driving module connected to the wing portion and including a rotatable rotary shaft, The part can be deployed on the rotation shaft of the drive module in a deployable manner and the wing can be deployed and fixed.

또한, 날개 전개 후 날개의 고정을 위하여 판 스프링을 사용하여 유도 무기의 소형화를 구현할 수 있다.In addition, it is possible to realize miniaturization of guided weapons by using leaf springs for fixing wings after wing deployment.

이에 따라, 지름 40.0mm급의 소형의 유도 발사체에 적용할 수 있다.Accordingly, it can be applied to a small-sized induction projectile having a diameter of 40.0 mm.

여기에서 명시적으로 언급되지 않은 효과라 하더라도, 본 발명의 기술적 특징에 의해 기대되는 이하의 명세서에서 기재된 효과 및 그 잠정적인 효과는 본 발명의 명세서에 기재된 것과 같이 취급된다.Even if the effects are not expressly mentioned here, the effects described in the following specification which are expected by the technical characteristics of the present invention and their potential effects are handled as described in the specification of the present invention.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 날개 전개 장치를 나타낸 도면이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 날개 전개 장치의 날개부가 접힌 경우를 나타낸 도면이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 날개 전개 장치의 날개부가 전개된 경우를 나타낸 도면이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 날개 전개 장치를 나타낸 도면이다.
도 5 및 도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 구동장치를 나타낸 도면이다.1 is a view illustrating an apparatus for deploying a wing of an unmanned aerial vehicle according to an embodiment of the present invention.
2 is a view illustrating a case where a wing portion of a wing deployment apparatus of an unmanned aerial vehicle according to an embodiment of the present invention is folded.
FIG. 3 is a view illustrating a case in which a wing portion of an unmanned aerial vehicle wing deployment apparatus according to an embodiment of the present invention is deployed.
4 is a view showing an apparatus for deploying a wing of an unmanned aerial vehicle according to an embodiment of the present invention.
5 and 6 are views showing a driving device for an unmanned aerial vehicle according to an embodiment of the present invention.

이하, 본 발명에 관련된 무인 비행체의 날개 전개 장치 및 이를 포함하는 발사 시스템에 대하여 도면을 참조하여 보다 상세하게 설명한다. 그러나, 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며, 설명하는 실시예에 한정되는 것이 아니다. 그리고, 본 발명을 명확하게 설명하기 위하여 설명과 관계없는 부분은 생략되며, 도면의 동일한 참조부호는 동일한 부재임을 나타낸다.DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS Hereinafter, an unmanned aerial vane deployment apparatus and a launch system including the same will be described in detail with reference to the drawings. However, the present invention can be implemented in various different forms, and is not limited to the embodiments described. In order to clearly describe the present invention, parts that are not related to the description are omitted, and the same reference numerals in the drawings denote the same members.

및/또는 이라는 용어는 복수의 관련된 기재된 항목들의 조합 또는 복수의 관련된 기재된 항목들 중의 어느 항목을 포함한다.And / or < / RTI > includes any combination of a plurality of related listed items or any of a plurality of related listed items.

어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어" 있다거나 "접속되어" 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다. It is to be understood that when an element is referred to as being "connected" or "connected" to another element, it may be directly connected or connected to the other element, .

이하의 설명에서 사용되는 구성요소에 대한 접미사 "모듈" 및 "부"는 명세서 작성의 용이함만이 고려되어 부여되거나 혼용되는 것으로서, 그 자체로 서로 구별되는 의미 또는 역할을 갖는 것은 아니다.The suffix "module" and " part "for the components used in the following description are given or mixed in consideration of ease of specification, and do not have their own meaning or role.

제1, 제2 등의 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 구성요소들은 용어들에 의해 한정되어서는 안 된다. 상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다.The terms first, second, etc. may be used to describe various elements, but the elements should not be limited by terms. The terms are used only for the purpose of distinguishing one component from another.

본 발명은 무인 비행체의 날개 전개 장치 및 이를 포함하는 발사 시스템에 관한 것이다.BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention [0002] The present invention relates to an apparatus for deploying a wing of an unmanned aerial vehicle and a launch system including the same.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 날개 전개 장치를 나타낸 도면이다.1 is a view illustrating an apparatus for deploying a wing of an unmanned aerial vehicle according to an embodiment of the present invention.

도 1을 참조하면, 무인 비행체의 날개 전개 장치(10)는 날개부(100), 구동 모듈(200)을 포함한다.Referring to FIG. 1, an unmanned aerial device 10 includes a wing 100 and a driving module 200.

무인 비행체의 날개 전개 장치(10)는 무인 비행체의 방향 및 위치 제어를 담당하는 날개를 전개하는 장치이다. 특히, 40mm급 소형유도무기용 4축 전기식 구동장치의 날개 전개 장치를 구현하는 것으로써, 회전축에 토션스프링 및 판스프링을 구비하여 날개전개에 필요한 토크를 구현하는 장치이다.The wing deployment apparatus 10 of the unmanned aerial vehicle is a device for deploying a wing for controlling the direction and the position of the unmanned aerial vehicle. Particularly, it is a device for realizing a blade expansion device of a 40 mm class small induction 4-axis electric drive device, and a torsion spring and a leaf spring are provided on a rotary shaft to implement a torque necessary for blade expansion.

본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체는 일반적으로 유도 발사체를 포함한다. 일반적으로 유도 발사체(Missile)는 로켓 또는 제트엔진 등으로 추진되며, 유도장치로 목표에 도달할 때까지 유도되는 무기를 의미하며 유도탄은 외형적으로 유선형으로 형성되는 유도탄 몸체와 유도탄이 발사된 후 목표물을 향하여 비행하는 과정에서 비행의 안정성을 담보하는 역할을 하는 고정 날개 및 유도탄의 방향 및 위치 제어를 담당하는 구동 날개로 구분된다.The unmanned aerial vehicle according to one embodiment of the present invention generally includes an inductive projectile. Generally, an inductive projectile (missile) is propelled by a rocket or a jet engine, and means a weapon that is guided by the guiding device until the target is reached. A guided missile body and a guided missile, which are formed in a streamlined shape, And a driving wing for controlling the direction and the position of the fixed wing and the guided car, which serve to secure the stability of the flight in the process of flying toward the wing.

유도탄용 구동 날개의 전개 및 고정 장치는 고속 비행하는 유도탄용 고정 날개의 공기역학적 항력을 최소화하기 위해 외부로 돌출되지 않도록 날개 내부의 좁은 공간에 설치되어야 하며 종래에는 고정 날개의 회동을 위한 구동 장치로써 모터 또는 유압 구동 장치를 사용하여 왔다.In order to minimize the aerodynamic drag force of the fixed wing for a high speed flying jet, the deployment and fixing device for the driving wing for the missile has to be installed in a narrow space inside the wing so as not to project outwardly. A motor or a hydraulic drive device has been used.

그러나 모터 또는 유압 구동 장치를 사용하는 경우에는 유도탄용 구동 날개 전개 장치의 부피가 커지며 무게 또한 무거워져 유도탄의 운반 및 발사가 효율적으로 이루어지지 못한다는 문제점이 있다. However, in the case of using a motor or a hydraulic driving device, the volume of the driving vane deployment device for the guide raises and the weight becomes heavy, so that the transportation and launching of the guided car can not be efficiently performed.

본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 날개 전개 장치(10)는 40mm급 소형유도무기용 4축 전기식 구동장치의 날개 전개 장치를 구현하는 것으로써, 회전축에 토션스프링 및 판스프링을 구비하여 날개전개에 필요한 토크를 구현하여 구동 날개 전개 장치의 부피를 줄이고, 유도탄의 발사를 효율적으로 이루어지도록 하는 구조이다.The vane deployment device 10 of the unmanned aerial vehicle according to an embodiment of the present invention realizes a vane deployment device of a 40 mm class small induction weapon 4-axis electric drive device, and includes a torsion spring and a leaf spring, The torque necessary for deployment is implemented to reduce the volume of the driving blade expanding device and to efficiently fire the missile.

날개부(100)는 무인 비행체의 외주면에 위치한다. 날개부(100)는 외부의 발사관(300)으로부터 발사될 때 전개되며, 발사관(300) 내부에 수용되어있을 경우 발사관에 의해 접힌 상태로 보관된다. 이 때, 날개부(100)는 접힌 날개를 고정하고자 하는 별도의 고정 장치가 필요 없고, 이에 따라 날개 전개 시 필요한 기어 및 모터가 필요하지 않으므로, 구동 날개 전개 장치의 부피를 줄이는데 효과적이다.The wing portion 100 is located on the outer circumferential surface of the unmanned aerial vehicle. The wing portion 100 is deployed when fired from an external launch tube 300 and stored in a collapsed state by a launch tube when housed inside the launch tube 300. At this time, the wing part 100 does not need a separate fixing device for fixing the folded wing, and thus it is effective to reduce the volume of the driving blade expanding device since the gear and motor necessary for developing the wing are not needed.

구동 모듈(200)은 날개부와 연결되며 회동가능한 회전축을 포함하고, 상기 날개부의 방향각을 제어한다. 방향각은 자오선과 목표물이 이루는 각으로, 자오선과 나란한 가상 직선에서 주어진 점 방향과의 끼인각이다.The driving module 200 includes a rotatable shaft connected to the wing portion and controlling the direction angle of the wing portion. The direction angle is the angle between the meridian and the target, which is the angle of inclination between the given point direction and the virtual straight line parallel to the meridian.

본 발명의 일 실시예에서, 구동 모듈은(200) 4축 구동장치로 구현하는 것이 바람직하다. 제1 회전축 내지 제4 회전축은 실질적으로 동일한 평면상에 배치된다. 구동 모듈 (200)은 구동 모듈의 회전축(210)과 토크암 모듈 사이에 이격된 상태를 유지할 수 있도록 다수의 베어링(213)을 포함한다.In one embodiment of the present invention, the drive module is preferably implemented as a (200) four-axis drive device. The first rotation axis to the fourth rotation axis are disposed on substantially the same plane. The drive module 200 includes a plurality of bearings 213 to maintain a space between the rotation axis 210 of the drive module and the torque arm module.

날개부(100)는 구동 모듈(200)의 회전축(210)에 전개 가능하게 체결되며, 날개부(100)는 무인 비행체가 상기 무인 비행체를 수용하고, 상기 날개부의 전개를 구속하는 외부의 발사관(300)으로부터 분리될 때 전개된다.
구체적으로, 도 1의 (a) 및 (b)를 참조하면, 날개부(100)의 날개 본체(110)는 적어도 하나 이상의 결합 홀을 포함하고, 구동 모듈(200)의 회전축(210)에 전개 가능하게 체결되어, 무인 비행체가 수용되는 외부의 발사관의 내부에 수용되어 있을 경우 발사관에 의해 접힌 상태로 보관되고, 무인 비행체 발사 시 전개된다.The wing unit 100 is coupled to the rotary shaft 210 of the driving module 200 in a deployable manner and the wing unit 100 includes an unmanned aerial vehicle that receives the unmanned aerial vehicle and restrains deployment of the wing unit 300). &Lt; / RTI >
1 (a) and 1 (b), the wing body 110 of the wing section 100 includes at least one engagement hole, When the unmanned aerial vehicle is accommodated in the outside, the unmanned aerial vehicle is stored in a collapsed state by the launching tube and deployed when the unmanned aerial vehicle is launched.

도 1의 (a)의 경우 발사관 내부에 무인 비행체가 수용되어, 날개가 접혀있는 상태를 나타낸 것이고, 도 1의 (b)의 경우 발사관으로부터 분리된 무인 비행체의 날개가 전개된 상태를 나타낸 것이다.FIG. 1 (a) shows a state in which the unmanned aerial vehicle is accommodated in the launch tube and the wings are folded. FIG. 1 (b) shows a state in which the wings of the unmanned aerial vehicle separated from the launch tube are deployed.

날개부(100)는 날개 본체(110), 연결부(120), 판 스프링(130), 연결핀(150), 연결핀 가이드부(160)를 포함한다.The wing portion 100 includes a wing body 110, a connection portion 120, a leaf spring 130, a connection pin 150, and a connection pin guide portion 160.

날개 본체(110)는 적어도 하나 이상의 결합 홀을 포함한다. 결합 홀 내부에 연결핀(150)이 삽입된다.The wing body 110 includes at least one engagement hole. The connection pin 150 is inserted into the coupling hole.

연결부(120)는 날개 본체의 적어도 일부를 감싸며, 상기 날개 본체와 상기 회전축(210)을 연결한다. 구체적으로, 연결부(120)는 내부의 공간이 마련된 블록 형태로써, 블록의 일면이 회전축과 연결되고, 내부의 공간에 날개 본체가 삽입된다.The connection part 120 surrounds at least a part of the wing body and connects the wing body to the rotation shaft 210. Specifically, the connecting portion 120 has a block shape in which an inner space is provided, one surface of the block is connected to the rotating shaft, and the blade body is inserted into the inner space.

회전축(210)은 연결부(120)와 연결될 수 있도록, 회전축 상단의 연결부와 맞닿는 부분이 상대적으로 넓은 면(211)을 포함한다.The rotating shaft 210 includes a relatively large surface 211 that is in contact with the connecting portion at the upper end of the rotating shaft so as to be connected to the connecting portion 120.

판 스프링(130)은 연결부의 외측에 위치하며, 적어도 일부가 평면 모양을 포함한다.The leaf spring 130 is located outside the connection portion, and at least a part thereof includes a planar shape.

연결핀(150)은 연결부와 상기 날개 본체의 상기 결합 홀을 관통하되, 상기 날개 본체 전개 시 전개축이 된다.The connection pin 150 passes through the coupling portion and the coupling hole of the blade body, and becomes a development axis when the blade body is deployed.

연결핀 가이드부(160)는 연결부의 외면에 위치하며, 상기 연결핀을 삽입하여 상기 날개 본체 전개 시 상기 연결핀이 회전하도록 가이드한다. 연결핀 가이드부(160)는 연결핀을 중심으로 적어도 일부가 곡선의 형태를 포함하여 날개 전개 시 회전에 방해가 없도록 한다. The connection pin guide portion 160 is located on the outer surface of the connection portion and guides the connection pin to rotate when the wing body is deployed by inserting the connection pin. The connecting pin guide portion 160 includes at least a part of a curved shape around the connecting pin to prevent the rotation of the connecting pin guide portion 160 during the blade expansion.

무인 비행체의 날개 전개 장치(10)의 날개부(100)는 발사전에는 접힌상태에 있으며, 발사 시 날개는 전개되며, 전개 후 날개는 고정되는 구조를 갖는다.The wing unit 100 of the wing deployment apparatus 10 of the unmanned aerial vehicle is in a folded state before firing and has a structure in which the wing is deployed and the wing is deployed upon deployment.

날개의 전개는 날개의 회전축에 회전토크를 발생할 수 있도록 구비된 토션스프링과 판스프링을 이용한다. 날개 전개 후 고정핀이 이동하여 날개를 고정한다. 이 때, 압축된 판스프링이 고정핀을 이동시킨다.The expansion of the wing uses a torsion spring and a leaf spring provided to generate a rotational torque on the rotation axis of the wing. After spreading the wings, the fixing pin moves to fix the wings. At this time, the compressed leaf spring moves the fixing pin.

도 1을 참조하면, 발사관(300)에 의해 접힌 날개 본체(110)가 판 스프링(130)를 누르게 되며, 이 때, 직선 화살표의 방향이 판 스프링(130)의 복원력에 의해 날개가 전개 되고자 하는 방향이다.1, the wing body 110 folded by the launch tube 300 presses the leaf spring 130, and at this time, the direction of the straight arrow indicates that the wing is to be deployed by the restoring force of the leaf spring 130 Direction.

또한, 연결핀 가이드부(160)를 중심으로 발생하는 힘은 연결핀(150)에 연결된 토션 스프링에 의한 토크이며, 회전하는 연결핀(150)이 날개 본체(110)가 접힘에 따라 토션 스프링의 나선형의 방향으로 힘이 가해지며, 복원력에 의해 날개가 전개된다. 이 때, 곡선 화살표의 방향이 날개 전개 토크의 방향이다. 토크는 회전 부분에 작용하는 회전 모멘트이며, 날개 전개 토크는 회전부를 정위치로 끌어 당기도록 작용하는 토크로, 스프링 등에 의해 주어진다.A force generated around the connecting pin guide portion 160 is a torque generated by a torsion spring connected to the connecting pin 150. When the rotating connecting pin 150 is rotated by the torsion spring A force is applied in the direction of the spiral, and the blade is developed by the restoring force. At this time, the direction of the curved arrow is the direction of the blade expansion torque. The torque is a rotational moment acting on the rotating portion, and the blade expanding torque is a torque acting to pull the rotating portion to the right position, and is given by a spring or the like.

구체적으로, 본 발명의 일 실시예에 따른 판 스프링(130)은 발사관에 의해 눌려지는 날개부에 의해 전개되고자 하는 방향으로 탄성력이 발생하며, 무인 이동체가 발사관에서 발사될 때 탄성력에 의해 날개 고정핀(140)을 밀어내며, 날개가 전개되고, 밀려난 날개 고정핀(140)과 고정핀을 압축하는 판 스프링(130)에 의해 날개부가 고정된다.Specifically, the leaf spring 130 according to an embodiment of the present invention generates an elastic force in a direction to be developed by the blade portion pressed by the launch tube, and when the unmanned moving body is fired from the launch tube, And the wing is fixed by the wing fixing pin 140 and the leaf spring 130 which compresses the fixing pin.

이에 따라, 별도의 압축 스프링이 필요하지 않으므로, 소형화 구현이 가능하며, 토션스프링과 판스프링의 이중 구조를 갖추어 날개 전개에 필요한 토크를 증가시킬 수 있다.Accordingly, since a separate compression spring is not required, it is possible to realize a miniaturization, and a dual structure of a torsion spring and a leaf spring can be provided to increase a torque required for blade expansion.

40mm급 유도탄용 구동장치에서는 공간이 협소하여 기존 방식의 적용이 어렵지만, 본 발명의 일 실시예에 따른 판 스프링(130)을 구비한 경우, 소형화 구현이 가능하여 적용이 가능하다.In the case of the 40 mm class guide rocker drive device, the space is narrow and it is difficult to apply the conventional method. However, when the leaf spring 130 according to an embodiment of the present invention is provided, miniaturization can be realized.

또한, 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 무인 비행체의 발사 시스템은 날개부(100), 구동 모듈(200), 발사관(300)을 포함한다.In addition, the unmanned aerial vehicle launch system according to another embodiment of the present invention includes a wing unit 100, a drive module 200, and a launch tube 300.

무인 비행체의 발사 시스템에서는 발사관과 발사체를 포함하며, 발사관(300)은 발사체에 해당하는 무인 비행체가 수용된다.The launching system of the unmanned aerial vehicle includes a launching tube and a projectile, and the launching tube 300 accommodates an unmanned air vehicle corresponding to the projectile.

날개부는, 상기 무인 비행체 발사 전 상기 무인 비행체가 상기 발사관 내부에 포함될 때, 상기 발사관에 의해 접힌 상태로 장착되며, 상기 무인 비행체 발사 시 상기 회전축의 길이 방향으로 전개된다.The wing portion is installed in a folded state by the launch tube when the unmanned air vehicle is included in the launch tube before launching the unmanned air vehicle and is deployed in the longitudinal direction of the rotation shaft when the unmanned air vehicle is launched.

도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 날개 전개 장치의 날개부가 접힌 경우를 나타낸 도면이다.2 is a view illustrating a case where a wing portion of a wing deployment apparatus of an unmanned aerial vehicle according to an embodiment of the present invention is folded.

무인 비행체의 날개 전개 장치(10)의 날개부(100)는 발사 전에는 접힌 상태로 위치한다. The wing portion 100 of the wing deployment apparatus 10 of the unmanned aerial vehicle is placed in a folded state before firing.

날개부(100)는 날개 본체(110), 연결부(120), 판 스프링(130), 날개 고정핀(140), 연결핀(150), 연결핀 가이드부(160)를 포함한다.The wing portion 100 includes a wing body 110, a connecting portion 120, a leaf spring 130, a wing fixing pin 140, a connecting pin 150, and a connecting pin guiding portion 160.

날개 본체(110)는 적어도 하나 이상의 결합 홀을 포함한다. 구체적으로, 날개 본체(110)는 전개 되어 방향각에 따라 조절되는 넓은 부분(111)과 회전축(211)과 연결되어 효율적으로 날개 본체가 회동 되도록 구현하는 좁은 부분(113)을 포함하는 것이 바람직하다.The wing body 110 includes at least one engagement hole. Specifically, the wing body 110 preferably includes a wide portion 111, which is expanded according to a direction angle, and a narrow portion 113, which is connected to the rotation shaft 211 to efficiently rotate the wing body .

판 스프링(130)은 연결부의 외측에 위치하며, 적어도 일부가 평면 모양을 포함한다. 판 스프링(130) 적어도 일부가 연결부를 감싸도록 'U'자 형태를 포함하는 것이 바람직하다.The leaf spring 130 is located outside the connection portion, and at least a part thereof includes a planar shape. It is preferred that at least a portion of the leaf spring 130 includes a "U" shape to enclose the connection.

날개 고정핀(140)은 상기 연결부의 내부에 위치하며 상기 판 스프링과 접촉한다. 구체적으로, 연결부(120)에 날개 고정핀이 삽입 가능하도록 홈이 마련되며, 홈에 날개 고정핀(140) 삽입이 가능하다.The wing fixing pin 140 is located inside the connection portion and contacts the leaf spring. Specifically, the connection portion 120 is provided with a groove for inserting the wing fixing pin, and the wing fixing pin 140 can be inserted into the groove.

날개 고정핀(140)은 상기 날개 본체가 접힌 상태일 때, 상기 날개 본체에 의해 상기 연결부에서 적어도 일부가 돌출되며, 상기 날개 고정핀의 돌출된 부분에 의해 상기 판 스프링(130)이 압축된다.At least a part of the wing fixing pin 140 protrudes from the connection part by the wing body when the wing body is folded, and the leaf spring 130 is compressed by the protruding part of the wing fixing pin.

연결핀 가이드부(160)는 연결부의 외면에 위치하며, 상기 연결핀을 삽입하여 상기 날개 본체 전개 시 상기 연결핀이 회전하도록 가이드한다.The connection pin guide portion 160 is located on the outer surface of the connection portion and guides the connection pin to rotate when the wing body is deployed by inserting the connection pin.

본 발명의 일 실시예에서, 구동 모듈은(200) 4축 구동장치로 구현하는 것이 바람직하다. 제1 회전축 내지 제4 회전축은 실질적으로 동일한 평면상에 배치된다. 구동 모듈 (200)은 구동 모듈의 회전축(210)과 토크암 모듈 사이에 이격된 상태를 유지할 수 있도록 다수의 베어링(213)과 다수의 조립핀(215)을 포함할 수 있다.In one embodiment of the present invention, the drive module is preferably implemented as a (200) four-axis drive device. The first rotation axis to the fourth rotation axis are disposed on substantially the same plane. The drive module 200 may include a plurality of bearings 213 and a plurality of assembly pins 215 to maintain a state of being separated between the rotation axis 210 of the drive module and the torque arm module.

도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 날개 전개 장치의 날개부가 전개된 경우를 나타낸 도면이다.FIG. 3 is a view illustrating a case in which a wing portion of an unmanned aerial vehicle wing deployment apparatus according to an embodiment of the present invention is deployed.

날개부(100)는 외부의 발사관(300)으로부터 발사될 때 전개된다. 이 때, 날개부(100)는 접힌 날개를 고정하고자 하는 별도의 고정 장치가 필요 없고, 이에 따라 날개 전개 시 필요한 기어 및 모터가 필요하지 않으므로, 구동 날개 전개 장치의 부피를 줄이는데 효과적이다.The wing portion 100 is deployed when fired from an external launch tube 300. At this time, the wing part 100 does not need a separate fixing device for fixing the folded wing, and thus it is effective to reduce the volume of the driving blade expanding device since the gear and motor necessary for developing the wing are not needed.

날개 고정핀(140)은 날개 본체가 전개 될 때, 상기 압축된 판 스프링의 복원력에 의해 상기 연결부 내부로 상기 날개 고정핀의 돌출된 부분이 삽입되며, 상기 날개 고정핀의 삽입된 부분에 의해 상기 날개 본체가 고정된다.When the blade main body 140 is deployed, the projecting portion of the blade fixing pin is inserted into the connection portion due to the restoring force of the compressed leaf spring, The wing body is fixed.

도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 날개 전개 장치를 나타낸 도면이다.4 is a view showing an apparatus for deploying a wing of an unmanned aerial vehicle according to an embodiment of the present invention.

날개 본체(110)는 적어도 하나 이상의 결합 홀을 포함한다.The wing body 110 includes at least one engagement hole.

연결부(120)는 날개 본체의 적어도 일부를 감싸며, 상기 날개 본체와 상기 회전축을 연결한다.The connection portion 120 surrounds at least a part of the wing body, and connects the wing body and the rotation shaft.

날개 고정핀(140)은 상기 연결부의 내부에 위치하며 상기 판 스프링과 접촉한다.The wing fixing pin 140 is located inside the connection portion and contacts the leaf spring.

도 4의 (a)의 경우, 날개 고정핀(140)은 상기 날개 본체가 접힌 상태일 때, 상기 날개 본체에 의해 상기 연결부에서 적어도 일부가 돌출되며, 상기 날개 고정핀의 돌출된 부분에 의해 상기 판 스프링이 압축된다.4 (a), the wing fixing pin 140 protrudes at least partly from the connecting portion by the wing body when the wing body is in the folded state, and the protruding portion of the wing fixing pin 140 The leaf spring is compressed.

도 4의 (b)의 경우, 날개 고정핀(140)은 날개 본체가 전개 될 때, 상기 압축된 판 스프링의 복원력에 의해 상기 연결부 내부로 상기 날개 고정핀의 돌출된 부분이 삽입되며, 상기 날개 고정핀의 삽입된 부분에 의해 상기 날개 본체가 고정된다.4 (b), when the blade main body is deployed, the protruding portion of the blade fixing pin is inserted into the connection portion by the restoring force of the compressed leaf spring, The wing body is fixed by the inserted portion of the fixing pin.

판 스프링(130)은 연결부의 외측에 위치하며, 적어도 일부가 평면 모양을 포함한다. 구체적으로, 판 스프링(130) 적어도 일부가 연결부를 감싸도록 'U'자 형태로 마련되는 곡선부(131)와 날개 고정핀(140)과 연결되어 날개 고정핀(140)의 돌출로부터 압축되고, 날개 고정핀(140)을 삽입하는 평면부(133)를 포함하는 것이 바람직하다.The leaf spring 130 is located outside the connection portion, and at least a part thereof includes a planar shape. Concretely, at least a part of the leaf spring 130 is connected to the curved portion 131 and the blade fixing pin 140, which are provided in a U shape to enclose the connection portion, and is compressed from the protrusion of the blade fixing pin 140, And a flat surface portion 133 for inserting the wing fixing pin 140.

연결핀 가이드부(160)는 내부에 토션 스프링(163)을 포함하며, 토션 스프링(163)은 연결핀을 나선형으로 감싼다.The connection pin guide portion 160 includes a torsion spring 163 therein, and the torsion spring 163 spirally surrounds the connection pin.

종래는 지름 70.0mm급의 유도탄의 구동장치에서 날개 전개 장치가 적용되었으며, 기존의 날개 전개 장치에서는 토션스프링만을 이용하여 날개를 전개하였다.Conventionally, a vane deployment device has been applied to a driving device of a guide gun having a diameter of 70.0 mm. In the conventional vane deployment device, a vane is developed using only a torsion spring.

또한, 날개 전개 후 날개의 고정을 위하여 압축스프링의 압축힘을 이용한 고정핀을 사용하여 날개를 고정하였다.Further, after the wing has been deployed, the wing is fixed by using a fixing pin using a compression force of a compression spring for fixing the wing.

본 발명의 일 실시예에 따른 판 스프링(130)은 발사관에 의해 눌려지는 날개부에 의해 전개되고자 하는 방향으로 탄성력이 발생하며, 무인 이동체가 발사관에서 발사될 때 탄성력에 의해 고정핀을 밀어내며, 날개가 전개되고, 밀려난 고정핀과 고정핀을 압축하는 판 스프링(130)에 의해 날개부가 고정된다.The leaf spring 130 according to the embodiment of the present invention generates an elastic force in a direction to be developed by the wing portion pressed by the launch tube and pushes the fixed pin by the elastic force when the unmanned vehicle is launched from the launch tube, The blade is deployed, and the blade is fixed by the plate spring 130 which compresses the push pin and the push pin.

도 5 및 도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 구동장치를 나타낸 도면이다.5 and 6 are views showing a driving device for an unmanned aerial vehicle according to an embodiment of the present invention.

도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 구동장치(20)를 나타낸 내부 단면도이다.5 is an internal cross-sectional view illustrating a driving unit 20 of an unmanned aerial vehicle according to an embodiment of the present invention.

도 5를 참조하면, 무인 비행체의 구동장치(20)는 하우징(230), 구동 모듈(200), 모터 모듈(300), 토크암 모듈(400), 위치 센서 모듈(500)를 포함한다.Referring to FIG. 5, the driving unit 20 of the unmanned aerial vehicle includes a housing 230, a driving module 200, a motor module 300, a torque arm module 400, and a position sensor module 500.

무인 비행체의 구동장치(20)는 유도 무기의 축을 회전 및 직선 운동시키는 구동 장치이다. 유도무기 발사체는 조종핀의 방향각을 제어하여 상하운동, 선회운동, 구름운동을 하게 되고 이 운동에 의해 방향 및 자세가 결정되는데 조종핀의 방향각을 조종하는 장치로써 다수의 구동장치가 설치된다.The driving device 20 of the unmanned aerial vehicle is a driving device for rotating and linearly moving the shaft of the guided weapon. The guided weapon projectile controls the direction angle of the control pin to perform up-down motion, swing motion, and rolling motion. The direction and posture are determined by the motion, and a plurality of drive devices are installed to control the direction angle of the control pin .

종래에는 지름 70.0mm급의 유도무기의 구동장치가 개발되었으며, 공간의 협소함으로 인하여 날개의 회전축이 동일평면에 배치되지 못하였다. 예를 들어 제1 축 및 제3 축과 제2 축 및 제4 축의 날개의 축이 유도 발사체의 길이발향으로 일정거리를 두고 떨어져 배치된다. 이에 따라, 제1 내지 제4 축이 동일평면에 배치되지 못하여 유도 발사체 발사 시 롤링발생으로 제어 성능이 저하되며, 지름 40.0mm급의 소형의 유도 발사체에 적용이 힘들다.Conventionally, a driving device of guided weapons having a diameter of 70.0 mm has been developed, and the rotation axis of the wing can not be arranged on the same plane due to the narrow space. For example, the axes of the wings of the first and third axes and the axes of the second and fourth axes are spaced apart by a certain distance in the length direction of the induction projectile. Accordingly, since the first to fourth shafts can not be arranged on the same plane, the control performance is lowered due to the occurrence of rolling when an inductive projectile is launched, and it is difficult to apply to a small-sized induction projectile having a diameter of 40.0 mm.

롤링발생은 노면이 고르지 못해 일어나는 가로흔들림이나, 고속에서 경사진 길을 돌 때의 원심력에 의한 기울임이다. 롤링이 심하면 조종성이나 승차감에 나쁜 영향을 줄 뿐만 아니라, 때로는 전복될 위험이 있다.The occurrence of rolling is horizontal shaking caused by uneven road surface or tilting due to centrifugal force when turning a sloping road at high speed. Not only does rolling have a bad influence on maneuverability and ride quality, but also there is a risk of overturning.

본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 구동장치(20)에 따르면, 제1 회전축 내지 제4 회전축이 실질적으로 동일한 평면상에 배치되어 롤링 발생을 막을 수 있고, 유도 무기의 유도 제어 성능을 확보할 수 있으며, 지름 40.0mm급의 소형의 유도 발사체에 적용할 수 있다.According to the driving device 20 of the unmanned aerial vehicle according to the embodiment of the present invention, since the first rotation axis to the fourth rotation axis are disposed on substantially the same plane to prevent the occurrence of rolling, And can be applied to a small-sized induction projectile having a diameter of 40.0 mm.

하우징(230)은 외면에 적어도 하나 이상의 날개 본체(110)를 포함하며, 구동 모듈(200)과 일체형 구조를 이루는 것이 바람직하다.Preferably, the housing 230 includes at least one wing body 110 on the outer surface thereof and has an integral structure with the driving module 200.

구동 모듈(200)은 하우징의 중심부에 위치하는 위치 센서 모듈을 포함하고, 날개부를 구동하는 모듈이다. 위치 센서 모듈은 하우징의 중심부에 위치하는 조립체(250)의 일면에 위치한다.The driving module 200 includes a position sensor module positioned at the center of the housing, and is a module for driving the wing portion. The position sensor module is located on one side of the assembly 250 located at the center of the housing.

본 발명의 일 실시예에서, 구동 모듈은(200) 조립체(250)을 중심으로 4개 배치되어, 4축 구동장치로 구현하는 것이 바람직하다. 여기서, 제1 회전축 내지 제4 회전축은 실질적으로 동일한 평면상에 배치된다.In one embodiment of the present invention, four drive modules are preferably arranged around the assembly 200 (250) and implemented as a four-axis drive. Here, the first rotation axis to the fourth rotation axis are disposed on substantially the same plane.

구동 모듈 (200)은 모터 모듈(300), 토크암 모듈(400), 위치 센서 모듈(500)를 포함한다.The driving module 200 includes a motor module 300, a torque arm module 400, and a position sensor module 500.

모터 모듈(300)는 모터의 구동에 의해 상기 날개부를 일정한 각도로 이동시킨다. 모터 모듈(300)는 구동 모터(310), 리드스크류(320)를 포함한다.The motor module 300 moves the wing portion at a predetermined angle by driving the motor. The motor module 300 includes a drive motor 310 and a lead screw 320.

구동 모터(310)는 하우징의 외측에 위치하며, 구동 모터(310)는 BLDC 모터를 이용하여 구현되는 것이 바람직하다.It is preferable that the driving motor 310 is located outside the housing and the driving motor 310 is implemented using a BLDC motor.

BLDC 모터는 모터 내부의 마모되기 쉬운 부분을 줄여 내구성을 높이고, 소음이 감소한 모터이다. 또한, 모터 모듈(300)는 BLDC 모터를 신속하게 감속 구동시킬 수 있는 물리적인 감속기를 포함할 수 있다.BLDC motors are motors that reduce durability and reduce noise by reducing the wearable parts inside the motor. In addition, the motor module 300 may include a physical speed reducer capable of rapidly driving the BLDC motor.

리드스크류(320)는 구동 모터와 연결되어 구동 모터의 구동력에 의해 회전한다.The lead screw 320 is connected to the driving motor and rotated by the driving force of the driving motor.

토크암 모듈(400)는 적어도 일부가 리드스크류(320)를 감싸는 형태이며, 토크암 모듈(400)는 모터 모듈(300)와 회전축을 연결한다. 구체적으로, 리드스크류 케이스(411)가 리드스크류를 감싸는 형태이며 리드스크류 케이스의 내부를 리드스크류가 이동한다.At least a part of the torque arm module 400 surrounds the lead screw 320, and the torque arm module 400 connects the motor module 300 and the rotation shaft. Specifically, the lead screw case 411 surrounds the lead screw, and the lead screw moves inside the lead screw case.

토크암 모듈(400)는, 모터 모듈 측과 연결되는 제1 토크암 링크부(410) 및 위치 센서 모듈 측과 연결되는 제2 토크암 링크부(430)를 포함하고, 제1 토크암 링크부(410)와 제2 토크암 링크부(430)는, 회전축을 중심으로 수직으로 연결된다.The torque arm module 400 includes a first torque arm link portion 410 connected to the motor module side and a second torque arm link portion 430 connected to the position sensor module side, The first torque arm link portion 410 and the second torque arm link portion 430 are vertically connected with each other about the rotation axis.

결합홀은 날개부와 연결되는 회전축을 결합하고, 회전축을 중심으로 구동 모듈이 회전 시 회전축을 지지한다. 결합홀은, 결합홀의 내부에 상기 회전축을 감싸는 완충부 및 결합홀의 상단에서 완충부를 가압하여 고정시키는 고정핀(453)을 더 포함하며, 구동 모듈 회전 시 회전축과 회전축에 연결된 날개부로의 진동을 저감한다.The coupling hole joins a rotation shaft connected to the wing portion and supports the rotation shaft when the drive module rotates about the rotation axis. The coupling hole further includes a cushion portion enclosing the rotation shaft in the coupling hole and a fixing pin 453 for pressing and fixing the cushioning portion at the upper end of the coupling hole to reduce vibration from the rotation shaft during rotation of the drive module and the blade portion connected to the rotation shaft do.

위치 센서 모듈(500)는 조립체과 연결되는 분압기의 외측면에 위치한다.The position sensor module 500 is located on the outer surface of the voltage divider connected to the assembly.

위치 센서 모듈(500)는 저항 소자(520)를 포함하는 센서 모듈(510)과 제2 토크암 링크부와 연결되는 브러쉬 유닛(532)을 포함한다.The position sensor module 500 includes a sensor module 510 including a resistance element 520 and a brush unit 532 connected to a second torque arm link portion.

구체적으로, 조립체와 조립된 부분과 인접하는 4개의 면이 4축을 이루어 구동 모듈과 날개부가 배치되고, 4축을 이루는 위치 센서 모듈(500)이 중앙에 통합하여 배치된다.Specifically, the driving module and the wing portion are arranged in four axes adjacent to the assembled portion, and the position sensor module 500 constituting the four axes is integrally disposed at the center.

저항 소자(520)는 브러쉬 유닛과 전기적으로 접촉하며, 센서 모듈(510)은 상기 브러쉬 유닛과 상기 저항 소자의 상대적인 위치에 따른 전기적 신호를 감지한다. 이에 따라, 위치 센서 모듈(500)은 회전축이 일정 각도 회전 시 상기 브러쉬 유닛이 이동하여 상기 저항 소자에 탭을 내어 상기 회전축의 회전 각도를 측정한다.The resistance element 520 is in electrical contact with the brush unit, and the sensor module 510 senses an electrical signal according to the relative position of the brush unit and the resistance element. Accordingly, the position sensor module 500 measures the rotation angle of the rotation shaft by moving the brush unit when the rotation shaft rotates by a certain angle, and taking a tab to the resistance element.

또한, 구동 모듈이 결합된 하우징(230)은 별도의 커버(220) 내부에 포함되며, 커버(220)의 외측에는 날개 본체(110)만 도출되어, 회전 시 구동 모듈이 받는 영향을 줄일 수 있다.In addition, the housing 230 to which the drive module is coupled is included in a separate cover 220, and only the wing body 110 is led out of the cover 220 to reduce the influence of the drive module upon rotation .

도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 구동장치(20)를 나타낸 내부 정면도이다.6 is an internal front view illustrating a driving unit 20 of an unmanned aerial vehicle according to an embodiment of the present invention.

도 6을 참조하면, 구동 모듈(200)은, 각각 날개 본체(110)와 연결되어 날개부를 회전시키는 제1 회전축 내지 제4 회전축(210a, 210b, 210c, 210d)을 포함하며, 상기 제1 회전축 내지 제4 회전축은 실질적으로 동일한 평면상에 배치된다.6, the drive module 200 includes first to fourth rotation shafts 210a, 210b, 210c, and 210d that are connected to the wing body 110 to rotate the wing, To fourth rotary shafts are disposed on substantially the same plane.

구체적으로, 하우징의 중심부에 위치하는 조립체(250)를 중심으로 제1 회전축 내지 제4 회전축이 배치된다.Specifically, the first rotary shaft to the fourth rotary shaft are disposed around the assembly 250 located at the center of the housing.

리드스크류(320)는 구동 모터와 연결되어 구동 모터의 구동력에 의해 회전한다. The lead screw 320 is connected to the driving motor and rotated by the driving force of the driving motor.

토크암 모듈(400)은 적어도 일부가 리드스크류(320)를 감싸는 형태이며, 토크암 모듈(400)은 모터 모듈(300)과 회전축을 연결한다. 구체적으로, 리드스크류 케이스(411)가 리드스크류를 감싸는 형태이며 리드스크류 케이스의 내부를 리드스크류가 이동한다.The torque arm module 400 at least partially surrounds the lead screw 320 and the torque arm module 400 connects the motor module 300 and the rotation shaft. Specifically, the lead screw case 411 surrounds the lead screw, and the lead screw moves inside the lead screw case.

결합홀(450)은 제1 토크암 링크부와 제2 토크암 링크부 사이에 상기 회전축을 결합한다. 결합홀은 상기 날개부와 연결되는 상기 회전축을 결합하고, 상기 회전축을 중심으로 상기 구동 모듈이 회전 시 상기 회전축을 지지한다.The engagement hole 450 engages the rotation shaft between the first torque arm link portion and the second torque arm link portion. The coupling hole couples the rotation shaft connected to the wing portion and supports the rotation shaft when the drive module rotates about the rotation shaft.

또한, 토크암 모듈(400)는 구동 모듈의 회전축과 토크암 모듈(400) 사이에 이격된 상태를 유지할 수 있도록 다수의 베어링(213)을 포함할 수 있다.In addition, the torque arm module 400 may include a plurality of bearings 213 so as to maintain a space between the rotation axis of the drive module and the torque arm module 400.

이상의 설명은 본 발명의 일 실시예에 불과할 뿐, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자는 본 발명의 본질적 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 변형된 형태로 구현할 수 있을 것이다. 따라서 본 발명의 범위는 전술한 실시예에 한정되지 않고 특허 청구 범위에 기재된 내용과 동등한 범위 내에 있는 다양한 실시 형태가 포함되도록 해석되어야 할 것이다.It will be apparent to those skilled in the art that various modifications and variations can be made in the present invention without departing from the spirit or scope of the invention. Therefore, the scope of the present invention is not limited to the above-described embodiments, but should be construed to include various embodiments within the scope of the claims.

10: 무인 비행체의 날개 전개 장치
100: 날개부
110: 날개 본체
120: 연결부
130: 판 스프링
140: 날개 고정핀
150: 연결핀
160: 연결핀 가이드부
140: 날개 고정핀
200: 구동 모듈10: Unmanned aerial wing deployment device
100: wing portion
110: wing body
120: Connection
130: leaf spring
140: wing pin
150: connecting pin
160: Connection pin guide portion
140: wing pin
200: drive module

Claims

1. An apparatus for deploying a wing of an unmanned aerial vehicle,
A wing portion positioned on an outer circumferential surface of the unmanned air vehicle; And
And a driving module connected to the wing portion and including a rotatable shaft, the driving module controlling the direction angle of the wing portion,
The wing portion includes at least one engaging hole and is engaged with the rotation shaft of the driving module so as to be expandable. When the wing portion is accommodated in an external launching tube accommodating the unmanned air vehicle, the wing portion is stored A wing body which is deployed when the unmanned air vehicle is launched; A connecting portion surrounding at least a part of the wing body and connecting the wing body to the rotating shaft; A connection pin passing through the coupling portion and the coupling hole of the blade body, the coupling pin serving as a development axis when the blade body is deployed; And a connection pin guiding part located on an outer surface of the connection part and guiding the connection pin to rotate when the wing body is deployed by inserting the connection pin.

delete

The method according to claim 1,
The wing portion
A torsion spring disposed inside the connection pin guide portion and spirally surrounding the connection pin; And
Further comprising a leaf spring located on an outer side of the connection portion and including at least a planar shape.

5. The method of claim 4,
The wing portion
And a blade fixing pin located inside the connection portion and contacting the leaf spring,
The wing-
Wherein at least a part of the connection portion is protruded by the wing body when the wing body is in a folded state, and the plate spring is compressed by a protruding portion of the wing fixing pin.

6. The method of claim 5,
The wing-
When the wing body is deployed, the protruding portion of the wing fixing pin is inserted into the connection portion by the restoring force of the compressed leaf spring, and the wing body is fixed by the inserted portion of the wing fixing pin Features a wing deployment device for unmanned aerial vehicles.

The method according to claim 6,
And a housing including at least one or more wings on an outer surface thereof,
Wherein the drive module includes a position sensor module located at a central portion of the housing,
Wherein the drive module includes a first drive module and a second drive module positioned opposite the first drive module about the center,
Wherein the rotary shaft includes a first rotary shaft and a second rotary shaft connected to the wing portions of the first driving module and the second driving module to rotate the wing portion,
Wherein the first rotation axis and the second rotation axis are disposed on substantially the same plane.

8. The method of claim 7,
The driving module includes:
A motor module for moving the wing portion at a predetermined angle by driving the motor;
A torque arm module connecting the motor module and the rotation shaft; And
And a position sensor module located on one side of the assembly located at the center of the housing.

In a launch system of an unmanned aerial vehicle,
A wing portion positioned on an outer circumferential surface of the unmanned air vehicle; And a driving module connected to the wing portion and including a rotatable shaft, the driving module controlling a direction angle of the wing portion; A launching tube for receiving the unmanned aerial vehicle; Wherein the wing portion is fastened to the rotation shaft of the drive module so as to be expandable,
Wherein the wing portion is installed in a folded state by the launch tube when the unmanned air vehicle is inside the launch tube before the unmanned air vehicle is launched and is extended in the longitudinal direction of the rotation shaft when the unmanned air vehicle is launched,
Wherein the wing portion comprises: a wing body including at least one engagement hole; A connecting portion surrounding at least a part of the wing body and connecting the wing body to the rotating shaft; A connection pin passing through the coupling portion and the coupling hole of the blade body, the coupling pin serving as a development axis when the blade body is deployed; A connection pin guide portion located on an outer surface of the connection portion and guiding the connection pin to rotate when the wing body is deployed by inserting the connection pin; A torsion spring disposed inside the connection pin guide portion and spirally surrounding the connection pin; And a leaf spring located on an outer side of the connecting portion and including at least a planar shape.

delete

10. The method of claim 9,
The wing portion
And a blade fixing pin located inside the connection portion and contacting the leaf spring,
The wing-
At least a part of which protrudes from the connecting portion by the wing body when the wing body is in a folded state and the leaf spring is compressed by the protruding portion of the wing fixing pin,
When the wing body is deployed, the protruding portion of the wing fixing pin is inserted into the connection portion by the restoring force of the compressed leaf spring, and the wing body is fixed by the inserted portion of the wing fixing pin Unmanned vehicle launch system characterized by.