KR101963894B1 - 초소형 무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치 및 이를 포함하는 발사 시스템 - Google Patents

초소형 무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치 및 이를 포함하는 발사 시스템 Download PDF

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Abstract

본 발명에 따르면, 무인 비행체의 외주면에 접힌 상태로 밀착되어 위치하는 날개부 및 날개부의 방향각을 제어하는 구동 모듈을 포함하며, 날개부는 구동 모듈의 회전축에 전개 가능하게 체결되어 날개를 전개하고 고정하는 무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치 및 이를 포함하는 발사 시스템이 개시된다.

Description

초소형 무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치 및 이를 포함하는 발사 시스템{Folding Wing Deployment Device of Compact Unmanned Aerial and Launch System having the same}
본 발명은 무인 비행체의 날개 전개 장치 및 이를 포함하는 발사 시스템에 관한 것으로, 특히 소형 유도무기용 구동장치의 접이식 날개 전개 장치 및 이를 포함하는 발사 시스템에 관한 것이다.
유도무기 발사체는 조종핀의 방향각을 제어하여 상하운동, 선회운동, 구름운동을 하게 되고 이 운동에 의해 방향 및 자세가 결정되는데 조종핀의 방향각을 조종하는 장치로써 다수의 구동장치가 설치된다.
종래에는 지름 70.0mm급의 유도탄의 구동장치에서 날개전개장치가 적용되었으며, 기존 유도무기의 구동날개의 전개 구조는 경첩식으로 날개 전개용 회전축, 스프링, 회전축 고정지지대 등으로 구성되어 있다.
이에 따라, 40mm급 유도탄용 구동장치에서는 공간이 협소하여 기존방식 적용이 힘들고, 40mm급의 유도탄에서는 구조의 협소로 인하여 날개전개 구조 구현에 어려움이 있다.
본 발명은 무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치 및 이를 포함하는 발사 시스템에 관한 것으로 무인 비행체의 외주면에 접힌 상태로 밀착되어 위치하는 날개부 및 날개부의 방향각을 제어하는 구동 모듈을 포함하며, 날개부는 구동 모듈의 회전축에 전개 가능하게 체결되어 날개를 전개하고 고정하는데 그 목적이 있다.
또한, 날개 전개는 날개부의 탄성 특성을 이용하여 기존 경첩식 전개 방식보다 구조적으로 간단하고 유도 무기의 소형화를 구현 하는데 또 다른 목적이 있다.
본 발명의 명시되지 않은 또 다른 목적들은 하기의 상세한 설명 및 그 효과로부터 용이하게 추론할 수 있는 범위 내에서 추가적으로 고려될 수 있다.
상기 과제를 해결하기 위해, 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치는, 무인 비행체의 외주면에 접힌 상태로 밀착되어 위치하는 날개부 및 상기 날개부의 방향각을 제어하는 구동 모듈을 포함하며, 상기 구동 모듈은, 상기 날개부와 연결되며 회동가능한 회전축을 포함하고, 상기 날개부는 상기 구동 모듈의 상기 회전축에 전개 가능하게 체결된다.
여기서, 상기 날개부는, 상기 무인 비행체가 상기 무인 비행체를 수용하고, 상기 날개부의 전개를 구속하는 외부의 발사관으로부터 발사되어 분리될 때 전개된다.
여기서, 상기 날개부는, 상기 회전축과 연결되는 회전축 연결부 및 상기 회전축 연결부에 수직으로 부착되는 조종 날개를 포함하며, 상기 조종 날개는 충격 흡수와 반발 탄성을 발휘하는 재질이다.
여기서, 상기 외주면은, 상기 구동 모듈을 감싸는 형태의 구동 장치 스킨을 포함하며, 상기 구동 장치 스킨은, 접힌 상태의 상기 조종 날개가 바닥면에 안착되는 날개 케이스부 및 상기 외부의 발사관과 접촉하는 외부 스킨을 포함하고, 상기 날개 케이스부의 바닥면과 외부 스킨은 단차가 형성된다.
여기서, 상기 날개 케이스부는, 상기 바닥면의 적어도 일부가 곡선면을 포함하여, 상기 조종 날개의 일부분이 휘어져 접힐 때 빈틈없이 안착된다.
여기서, 상기 날개 케이스부의 바닥면과 외부 스킨의 단차는, 상기 조종 날개의 너비와 같게 형성되어, 상기 무인 비행체가 상기 외부의 발사관에 수용될 시, 상기 무인 비행체의 외부로 돌출된 부분이 없다.
여기서, 상기 구동 모듈은, 상기 구동 장치 스킨의 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.
여기서, 상기 구동 모듈은, 모터의 구동에 의해 상기 날개부를 일정한 각도로 이동시키는 모터 모듈, 상기 모터 모듈과 상기 회전축을 연결하는 토크암 모듈 및 상기 구동 장치 스킨의 중심부에 위치하는 조립체의 일면에 위치하는 위치 센서 모듈을 포함한다.
본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 발사 시스템은, 무인 비행체의 외주면에 접힌 상태로 밀착되어 위치하는 날개부, 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.
여기서, 상기 날개부는, 상기 무인 비행체가 상기 무인 비행체를 수용하고, 상기 날개부의 전개를 구속하는 외부의 발사관으로부터 발사되어 분리될 때 전개된다.
여기서, 상기 날개부는, 상기 회전축과 연결되는 회전축 연결부 및 상기 회전축 연결부에 수직으로 부착되는 조종 날개를 포함하며, 상기 조종 날개는 충격 흡수와 반발 탄성을 발휘하는 재질이다.
여기서, 상기 외주면은, 상기 구동 모듈을 감싸는 형태의 구동 장치 스킨을 포함하며, 상기 구동 장치 스킨은, 접힌 상태의 상기 조종 날개가 바닥면에 안착되는 날개 케이스부 및 상기 외부의 발사관과 접촉하는 외부 스킨을 포함하고, 상기 날개 케이스부는, 상기 바닥면의 적어도 일부가 곡선면을 포함하여, 상기 조종 날개의 일부분이 휘어져 접힐 때 빈틈없이 안착되며, 상기 날개 케이스부의 바닥면과 외부 스킨의 단차는, 상기 조종 날개의 너비와 같게 형성되어, 상기 무인 비행체가 상기 외부의 발사관에 수용될 시, 상기 무인 비행체의 외부로 돌출된 부분이 없다.
여기서, 상기 구동 모듈은, 상기 구동 장치 스킨의 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 배치되는 것을 특징으로 하며, 상기 구동 모듈은, 모터의 구동에 의해 상기 날개부를 일정한 각도로 이동시키는 모터 모듈, 상기 모터 모듈과 상기 회전축을 연결하는 토크암 모듈 및 상기 구동 장치 스킨의 중심부에 위치하는 조립체의 일면에 위치하는 위치 센서 모듈을 포함한다.
이상에서 설명한 바와 같이 본 발명의 실시예들에 의하면, 무인 비행체의 외주면에 접힌 상태로 밀착되어 위치하는 날개부 및 날개부의 방향각을 제어하는 구동 모듈을 포함하며, 날개부는 구동 모듈의 회전축에 전개 가능하게 체결되어 날개를 전개하고 고정할 수 있다.
또한, 날개 전개는 날개부의 탄성 특성을 이용하여 기존 경첩식 전개 방식보다 구조적으로 간단하고 유도 무기의 소형화를 구현 할 수 있다.
이에 따라, 지름 40.0mm급의 소형의 유도 발사체에 적용할 수 있다.
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.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치를 나타낸 도면이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치의 발사 시스템에서 날개부의 전개를 나타낸 도면이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치의 날개부가 전개된 경우를 나타낸 도면이다.
도 4 및 도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 구동장치를 나타낸 도면이다.
이하, 본 발명에 관련된 무인 비행체의 접이식 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.
및/또는 이라는 용어는 복수의 관련된 기재된 항목들의 조합 또는 복수의 관련된 기재된 항목들 중의 어느 항목을 포함한다.
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.
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.
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.
본 발명은 무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치 및 이를 포함하는 발사 시스템에 관한 것이다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치를 나타낸 도면이다.
도 1을 참조하면, 무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치(10)는 날개부(100), 구동 모듈(200), 구동 장치 스킨(300)을 포함한다.
무인 비행체의 접이식 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, 구동날개의 탄성 특성을 이용하여 유도무기 동체 외벽 형상에 맞추어 말려있는 구조의 구동 날개가 탄성 복원력을 이용하여 전개되는 장치이다.
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.
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.
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.
본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치(10)는 40mm급 소형유도무기용 4축 전기식 구동장치의 날개 전개 장치를 구현하는 것으로써, 소형유도무기에 스프링강 또는 유사 재질의 구동날개를 적용하고, 구동날개의 탄성 특성을 이용하여 유도무기 동체 외벽 형상에 맞추어 말려있는 구조를 이용한다.
발사관에 구동날개가 말려있는 형태로 삽입되어 보관되어 있다가 발사 시 발사관에서 유도무기가 이탈됨과 동시에 구동날개는 탄성 복원력을 이용하여 전개된다.
날개부(100)는 무인 비행체의 외주면에 접힌 상태로 밀착되어 위치한다. 날개부(100)는 외부의 발사관(20)으로부터 발사될 때 전개되며, 발사관(20) 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. 날개부(100) 탄성력이 있어 휘어지는 구조(130)를 포함하여 날개부를 접기 위한 별도의 구조가 더 필요하지 않아 효율적이다.
구동 모듈(200)은 날개부의 방향각을 제어하며, 날개부와 연결되며 회동가능한 회전축(210)을 포함한다. 방향각은 자오선과 목표물이 이루는 각으로, 자오선과 나란한 가상 직선에서 주어진 점 방향과의 끼인각이다.
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.
날개부(100)는 구동 모듈(200)의 회전축(210)에 전개 가능하게 체결된다.
날개부(100)는 무인 비행체가 상기 무인 비행체를 수용하고, 상기 날개부의 전개를 구속하는 외부의 발사관(20)으로부터 발사되어 분리될 때 전개된다. 날개부(100)는 스프링강 또는 유사 재질의 구동날개를 적용한다.
보관 시에는 구동날개의 탄성 특성을 이용하여 유도무기 동체 외벽 형상에 맞추어 말려있는 구조이다. 발사관에 구동날개가 말려있는 형태로 삽입되어 보관된다.
발사 시 발사관에서 유도무기가 이탈됨과 동시에 구동날개는 탄성 복원력을 이용하여 전개된다.
구동날개를 접이식으로 설계하여 소형유도무기의 소형화 취지에 맞게 발사관의 직경을 대폭 줄일 수 있다. 또한, 구동날개의 탄성 특성을 이용하므로 기존 경첩식 전개 방식보다 구조적으로 간단해진다.
구동 장치 스킨(300)은 외주면에 위치하며, 구동 모듈을 감싸는 형태이다.
구동 장치 스킨(300)은 날개 케이스부(310), 외부 스킨(320)을 포함한다.
날개 케이스부(310)는 접힌 상태의 날개부(100)가 바닥면에 안착되고, 외부 스킨(320)은 외부의 발사관과 접촉한다.
날개부(100)가 휘어져 접힌 상태로 발사관 안에 내장되어 있을 시 날개 케이스부(310)에 안착되어 외부로 돌출된 부분이 없도록 한다.
날개 케이스부(310)와 날개부(100)가 맞닿는 면은, 맞닿을 때는 빈틈없이 부착되고 전개 시 빠르게 날개부가 펴질 수 있는 소재를 이용하는 것이 바람직하다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치의 발사 시스템에서 날개부의 전개를 나타낸 도면이다.
본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치의 발사 시스템은 40mm이하급 소형유도무기용 구동날개 전개 구조에서 사용되는 것이 바람직하다.
도 2의 (a)의 경우 발사관 내부에 무인 비행체가 수용되어, 날개가 접혀있는 상태를 나타낸 것이고, 도 2의 (b)의 경우 발사관으로부터 분리된 무인 비행체의 날개가 전개된 상태를 나타낸 것이다.
무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치(10)의 날개부(100)는 발사전에는 접힌상태에 있으며, 발사 시 날개는 전개되며, 전개 후 날개는 고정되는 구조를 갖는다.
날개부(100)는 외부의 발사관(20)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.
구체적으로, 스프링강 재질의 고탄성 구동 날개를 사용하여 탄 외부에 접은 상태로 보관 후 발사 시 전개된다. 본 발명의 일 실시예의 경우 발사관 안에 유도무기를 보관하는 형태로 발사관을 이용하여 구동날개를 접은 상태로 유지할 수 있으므로 소형유도무기에 적합하다.
무인 비행체의 발사 시스템에서는 발사관과 발사체를 포함하며, 발사관(20)은 발사체에 해당하는 무인 비행체가 수용된다.
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.
발사 시 발사관에서 유도무기가 이탈됨과 동시에 날개부(100)는 탄성 복원력을 이용하여 전개된다.
구동날개를 접이식으로 설계하여 소형유도무기의 소형화 취지에 맞게 발사관의 직경을 대폭 줄일 수 있다. 또한, 구동날개의 탄성 특성을 이용하므로 기존 경첩식 전개 방식보다 구조적으로 간단해진다.
구동 장치 스킨(300)은 외주면에 위치하며, 구동 모듈을 감싸는 형태이다.
구동 장치 스킨(300)은 날개 케이스부(310), 외부 스킨(320)을 포함한다.
날개 케이스부(310)는 접힌 상태의 날개부(100)가 바닥면에 안착되고, 외부 스킨(320)은 외부의 발사관과 접촉한다.
날개부(100)가 휘어져 접힌 상태로 발사관 안에 내장되어 있을 시 날개 케이스부(310)에 안착되어 외부로 돌출된 부분이 없도록 한다.
본 발명의 일 실시예에서, 구동 모듈은(200) 4축 구동장치로 구현하는 것이 바람직하다. 제1 회전축 내지 제4 회전축은 실질적으로 동일한 평면상에 배치된다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치의 날개부가 전개된 경우를 나타낸 도면이다.
날개부(100)는 무인 비행체가 상기 무인 비행체를 수용하고, 상기 날개부의 전개를 구속하는 외부의 발사관(20)으로부터 발사되어 분리될 때 전개된다.
날개부(100)는 회전축 연결부(110), 조종 날개(120)를 포함한다.
회전축 연결부(110)는 회전축(210)과 연결된다. 회전축 연결부(110)는 구동 장치 스킨(300)의 내부에 위치하여, 구동 장치 스킨(300)을 관통하여 날개부(100)와 연결된다.
회전축 연결부(110)는 구동 모듈의 회전축과 구동 장치 스킨(300)과 부착되기 위하여 곡선형으로 제작되는 것이 바람직하다.
조종 날개(120)는 회전축 연결부에 수직으로 부착된다. 조종 날개(120)는 본 발명의 일 실시예에 있어서 유도 무기의 조종핀의 역할을 한다.
조종 날개(120)는 충격 흡수와 반발 탄성을 발휘하는 재질이다. 구체적으로, 판스프링 소재에 적용하는 재질로 설계되는 것이 바람직하며, SPS, 스프링 강을 포함하는 것이 바람직하다.
구동 장치 스킨(300)은 날개 케이스부(310), 외부 스킨(320)을 포함한다.
날개 케이스부(310)는 접힌 상태의 상기 조종 날개가 바닥면에 안착된다. 날개 케이스부(310)는 바닥면(311)와 바닥면을 둘러싸는 벽면(312)으로 둘러싸인 구조이다.
외부 스킨(320)은 외부의 발사관과 접촉한다.
날개 케이스부의 바닥면(311)과 외부 스킨(320)은 단차(L1)가 형성된다.
날개 케이스부의 바닥면(311)과 외부 스킨(320)의 단차(L1)는, 조종 날개(120)의 너비(W)와 같게 형성되어, 상기 무인 비행체가 상기 외부의 발사관에 수용될 시, 상기 무인 비행체의 외부로 돌출된 부분이 없다.
조종 날개(120)가 접힌 상태로 발사관 안에 내장되어 있을 시 날개 케이스부에 안착되어 유도탄 외부로 돌출된 부분이 없으므로 사출 시 유도탄과 발사관의 간섭을 방지할 수 있다.
또한, 날개 케이스부(310)는 조종 날개(120)가 안착될 시 조종 날개(120)를 고정시키는 역할을 한다.
날개 케이스부(310)는 바닥면(311)의 적어도 일부가 곡선면(330)을 포함하여, 조종 날개(120)의 일부분이 휘어져 접힐 때 빈틈없이 안착된다.
구체적으로, 곡선면(330)에 통로부(340)가 형성되어, 회전축 연결부(110)는 구동 장치 스킨(300)의 내부에 위치하고, 통로부(340)를 통해 구동 장치 스킨(300)을 관통하여 날개부(100)와 연결된다.
도 4 및 도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 구동장치를 나타낸 도면이다.
도 4 및 도 5는 4개 날개에 대한 도면이지만, 2개 날개에도 동일 방식으로 적용 가능하다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 구동장치(1)를 나타낸 내부 정면도이다.
도 4를 참조하면, 구동 모듈(200)은, 각각 날개부(100)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.
구체적으로, 구동 장치 스킨의 중심부에 위치하는 조립체(250)를 중심으로 제1 회전축 내지 제4 회전축이 배치된다.
또한, 구동 모듈이 결합된 구동 장치 스킨(300) 외측에는 날개부(100)만 도출되어, 회전 시 구동 모듈이 받는 영향을 줄일 수 있다.
리드스크류(520)는 구동 모터와 연결되어 구동 모터의 구동력에 의해 회전한다.
토크암 모듈(400)은 적어도 일부가 리드스크류(520)를 감싸는 형태이며, 토크암 모듈(400)은 모터 모듈(500)과 회전축을 연결한다. 구체적으로, 리드스크류 케이스(411)가 리드스크류를 감싸는 형태이며 리드스크류 케이스의 내부를 리드스크류가 이동한다.
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.
또한, 토크암 모듈(400)는 구동 모듈의 회전축과 토크암 모듈(400) 사이에 이격된 상태를 유지할 수 있도록 다수의 베어링(213)을 포함할 수 있다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 구동장치(1)를 나타낸 내부 단면도이다.
도 5를 참조하면, 무인 비행체의 구동장치(20)는 구동 모듈(200), 구동 장치 스킨(300), 토크암 모듈(400), 모터 모듈(500), 위치 센서 모듈(600)을 포함한다.
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.
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.
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.
본 발명의 일 실시예에 따른 무인 비행체의 구동장치(1)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.
구동 장치 스킨(300)은 외면에 적어도 하나 이상의 날개부(100)를 포함하며, 구동 모듈(200)과 일체형 구조를 이루는 것이 바람직하다.
구동 모듈(200)은 구동 장치 스킨의 중심부에 위치하는 위치 센서 모듈을 포함하고, 날개부를 구동하는 모듈이다. 위치 센서 모듈은 구동 장치 스킨의 중심부에 위치하는 조립체(250)의 일면에 위치한다.
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.
구동 모듈 (200)은 모터 모듈(500), 토크암 모듈(400), 위치 센서 모듈(600)를 포함한다.
모터 모듈(500)는 모터의 구동에 의해 상기 날개부를 일정한 각도로 이동시킨다. 모터 모듈(500)는 구동 모터(510), 리드스크류(520)를 포함한다.
구동 모터(510)는 구동 장치 스킨의 외측에 위치하며, 구동 모터(510)는 BLDC 모터를 이용하여 구현되는 것이 바람직하다.
BLDC 모터는 모터 내부의 마모되기 쉬운 부분을 줄여 내구성을 높이고, 소음이 감소한 모터이다. 또한, 모터 모듈(500)는 BLDC 모터를 신속하게 감속 구동시킬 수 있는 물리적인 감속기를 포함할 수 있다.
리드스크류(520)는 구동 모터와 연결되어 구동 모터의 구동력에 의해 회전한다.
토크암 모듈(400)는 적어도 일부가 리드스크류(520)를 감싸는 형태이며, 토크암 모듈(400)는 모터 모듈(500)와 회전축을 연결한다. 구체적으로, 리드스크류 케이스(411)가 리드스크류를 감싸는 형태이며 리드스크류 케이스의 내부를 리드스크류가 이동한다.
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.
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.
위치 센서 모듈(600)는 조립체과 연결되는 분압기의 외측면에 위치한다.
위치 센서 모듈(600)는 저항 소자(620)를 포함하는 센서 모듈(610)과 제2 토크암 링크부와 연결되는 브러쉬 유닛(632)을 포함한다.
구체적으로, 조립체와 조립된 부분과 인접하는 4개의 면이 4축을 이루어 구동 모듈과 날개부가 배치되고, 4축을 이루는 위치 센서 모듈(600)이 중앙에 통합하여 배치된다.
저항 소자(620)는 브러쉬 유닛과 전기적으로 접촉하며, 센서 모듈(610)은 상기 브러쉬 유닛과 상기 저항 소자의 상대적인 위치에 따른 전기적 신호를 감지한다. 이에 따라, 위치 센서 모듈(600)은 회전축이 일정 각도 회전 시 상기 브러쉬 유닛이 이동하여 상기 저항 소자에 탭을 내어 상기 회전축의 회전 각도를 측정한다.
또한, 구동 모듈이 결합된 구동 장치 스킨(300)의 외측에는 날개부(100)만 도출되어, 회전 시 구동 모듈이 받는 영향을 줄일 수 있다.
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.
10: 무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치
100: 날개부
110: 회전축 연결부
120: 조종 날개
200: 구동 모듈
300: 구동 장치 스킨
310: 날개 케이스부
320: 외부 스킨

Claims (13)

  1. 무인 비행체의 외주면에 접힌 상태로 밀착되어 위치하는 날개부; 및 상기 날개부의 방향각을 제어하는 구동 모듈을 포함하며,
    상기 구동 모듈은, 상기 날개부와 연결되며 회동가능한 회전축을 포함하고, 상기 날개부는 상기 구동 모듈의 상기 회전축에 전개 가능하게 체결되되, 상기 회전축과 연결되는 회전축 연결부; 및 상기 회전축 연결부에 수직으로 부착되는 조종 날개;를 포함하며,
    상기 외주면은, 상기 구동 모듈을 감싸는 형태의 구동 장치 스킨;을 포함하고, 상기 구동 장치 스킨은, 접힌 상태의 상기 조종 날개가 바닥면에 안착되는 날개 케이스부; 및 외부의 발사관과 접촉하는 외부 스킨;을 포함하고, 상기 날개 케이스부의 바닥면과 외부 스킨은 단차가 형성되는 것을 특징으로 하는 무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 외부의 발사관은, 상기 무인 비행체를 수용하며,
    상기 조종 날개는, 상기 외부의 발사관에 의해 상기 외주면에 접힌 상태로 밀착되어 위치하며, 상기 외부의 발사관으로부터 발사되어 분리될 때 탄성력에 의해 전개되는 것을 특징으로 하는 무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 조종 날개는 충격 흡수와 반발 탄성을 발휘하는 재질인 것을 특징으로 하는 무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치.
  4. 삭제
  5. 제3항에 있어서,
    상기 날개 케이스부는,
    상기 바닥면의 적어도 일부가 곡선면을 포함하여, 상기 조종 날개의 일부분이 휘어져 접힐 때 빈틈없이 안착되는 것을 특징으로 하는 무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치.
  6. 제3항에 있어서,
    상기 날개 케이스부의 바닥면과 외부 스킨의 단차는,
    상기 조종 날개의 너비와 같게 형성되어,
    상기 무인 비행체가 상기 외부의 발사관에 수용될 시, 상기 무인 비행체의 외부로 돌출된 부분이 없는 것을 특징으로 하는 무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치.
  7. 제6항에 있어서,
    상기 구동 모듈은, 상기 구동 장치 스킨의 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 배치되는 것을 특징으로 하는 무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 구동 모듈은,
    모터의 구동에 의해 상기 날개부를 일정한 각도로 이동시키는 모터 모듈;
    상기 모터 모듈과 상기 회전축을 연결하는 토크암 모듈; 및
    상기 구동 장치 스킨의 중심부에 위치하는 조립체의 일면에 위치하는 위치 센서 모듈;을 포함하는 것을 특징으로 하는 무인 비행체의 접이식 날개 전개 장치.
  9. 무인 비행체의 발사 시스템에 있어서,
    무인 비행체의 외주면에 접힌 상태로 밀착되어 위치하는 날개부; 상기 날개부와 연결되며 회동가능한 회전축을 포함하고, 상기 날개부의 방향각을 제어하는 구동 모듈; 및 상기 무인 비행체가 수용되는 발사관;을 포함하며,
    상기 날개부는 상기 구동 모듈의 상기 회전축에 전개 가능하게 체결되되, 상기 회전축과 연결되는 회전축 연결부; 및 상기 회전축 연결부에 수직으로 부착되는 조종 날개;를 포함하며,
    상기 외주면은, 상기 구동 모듈을 감싸는 형태의 구동 장치 스킨;을 포함하고, 상기 구동 장치 스킨은, 접힌 상태의 상기 조종 날개가 바닥면에 안착되는 날개 케이스부; 및 상기 발사관과 접촉하는 외부 스킨;을 포함하고, 상기 날개 케이스부의 바닥면과 외부 스킨은 단차가 형성되는 것을 특징으로 하는 무인 비행체의 발사 시스템.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 조종 날개는, 상기 발사관에 의해 상기 외주면에 접힌 상태로 밀착되어 위치하며, 상기 발사관으로부터 발사되어 분리될 때 탄성력에 의해 전개되는 것을 특징으로 하는 무인 비행체의 발사 시스템.
  11. 제10항에 있어서,
    상기 조종 날개는 충격 흡수와 반발 탄성을 발휘하는 재질인 것을 특징으로 하는 무인 비행체의 발사 시스템.
  12. 제11항에 있어서,
    상기 날개 케이스부는,
    상기 바닥면의 적어도 일부가 곡선면을 포함하여, 상기 조종 날개의 일부분이 휘어져 접힐 때 빈틈없이 안착되며,
    상기 날개 케이스부의 바닥면과 외부 스킨의 단차는,
    상기 조종 날개의 너비와 같게 형성되어,
    상기 무인 비행체가 상기 발사관에 수용될 시, 상기 무인 비행체의 외부로 돌출된 부분이 없는 것을 특징으로 하는 무인 비행체의 발사 시스템.
  13. 제12항에 있어서,
    상기 구동 모듈은, 상기 구동 장치 스킨의 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 배치되는 것을 특징으로 하며,
    상기 구동 모듈은,
    모터의 구동에 의해 상기 날개부를 일정한 각도로 이동시키는 모터 모듈;
    상기 모터 모듈과 상기 회전축을 연결하는 토크암 모듈; 및
    상기 구동 장치 스킨의 중심부에 위치하는 조립체의 일면에 위치하는 위치 센서 모듈;을 포함하는 것을 특징으로 하는 무인 비행체의 발사 시스템.
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