KR102080309B1

KR102080309B1 - Airfield light module and airfield light apparatus comprising thereof

Info

Publication number: KR102080309B1
Application number: KR1020190093292A
Authority: KR
Inventors: 유재성
Original assignee: 한화시스템 주식회사
Priority date: 2019-07-31
Filing date: 2019-07-31
Publication date: 2020-02-21
Also published as: KR20200013626A

Abstract

본 발명은 항공 등화 모듈 및 이를 포함하는 항공 등화 장치에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 항공기에 장착되어 다른 항공기에게 위치를 알려 충돌을 방지하기 위한 항공 등화 모듈 및 이를 포함하는 항공 등화 장치에 관한 것이다.
본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 모듈은, 항공기에 장착되는 항공 등화 모듈로서, 상기 항공기의 내측에 매립되어 위치하는 광원부; 및 제1 반사면 및 상기 제1 반사면과 대향 배치되는 제2 반사면을 구비하고, 상기 제1 반사면 및 제2 반사면 사이에서 상기 광원부로부터 방출되는 광을 유도하여 상기 항공기의 외측으로 출력하는 광가이드부;를 포함한다.The present invention relates to an aviation equalization module and an aviation equalization apparatus including the same, and more particularly, to an aviation equalization module and an aviation equalization apparatus including the same to prevent a collision by providing a location to another aircraft.
An aviation equalization module according to an embodiment of the present invention, an aviation equalization module mounted on an aircraft, comprising: a light source unit embedded in the aircraft; And a first reflecting surface and a second reflecting surface disposed opposite to the first reflecting surface, and inducing light emitted from the light source unit between the first reflecting surface and the second reflecting surface and outputting the light to the outside of the aircraft. It includes; optical guide unit.

Description

Aerospace light module and aviation equalizer including the same {AIRFIELD LIGHT MODULE AND AIRFIELD LIGHT APPARATUS COMPRISING THEREOF}

본 발명은 항공 등화 모듈 및 이를 포함하는 항공 등화 장치에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 항공기에 장착되어 다른 항공기에게 위치를 알려 충돌을 방지하기 위한 항공 등화 모듈 및 이를 포함하는 항공 등화 장치에 관한 것이다.The present invention relates to an aviation equalization module and an aviation equalization device including the same, and more particularly, to an aviation equalization module and an aviation equalization device including the same, which are mounted on an aircraft to inform a location of another aircraft and prevent a collision.

항공 등화 장치는 항공기의 안전 운항을 위하여 설치된 등화 또는 조명 시설의 총칭으로서, 항공기의 비행 또는 이착륙시 안전 운항을 돕기 위해 지상이나 항공기에 설치한다.The aviation lighting device is a general term for a lighting or lighting system installed for the safe operation of the aircraft, and is installed on the ground or the aircraft to assist the safe operation during the flight or takeoff and landing of the aircraft.

항공기에 설치되는 항공 등화 장치는 동일한 영공에서 운항하는 다른 항공기에게 자신의 위치를 알려 항공기들 사이의 충돌을 방지하기 위한 것으로, 하나의 항공기에도 다양한 항공 등화 장치들이 사용된다.The aviation equalizer installed in the aircraft is to prevent the collision between the aircraft by informing its position to other aircraft operating in the same airspace, various aviation equalizers are used in one aircraft.

이러한 항공 등화 장치로는, 항공기의 동체 상부와 하부에 각각 한 개씩 장착되는 적색의 점멸등으로 항공기의 위치 및 작동 여부를 알리기 위한 충돌 방지등(anti-collision light), 항공기의 우측 날개, 좌측 날개, 꼬리 부분에 각각 녹색, 적색, 백색으로 점등되어 비행 중에 항공기의 비행 방향을 판단하기 위한 위치등(navigation light) 및 항공기의 날개 아래 쪽에 장착되어 이륙 또는 착륙시 활주로를 비추기 위한 착륙등(landing light) 등이 있다.Such an aviation equalizer includes an anti-collision light for indicating the position and operation of the aircraft by a red flashing light which is mounted on the upper and lower parts of the fuselage of the aircraft, the right wing of the aircraft, the left wing, Green, red, and white lights on the tail, respectively, for the navigation light to determine the direction of flight during the flight and a landing light for illuminating the runway when taking off or landing. Etc.

여기서, 충돌 방지등은 분당 40 내지 45회 점멸하고, 회당 0.2 내지 0.5초 동안 점등하여 항공기들 간의 충돌을 방지하기 위한 항공 등화 장치의 핵심이 되는 구성품이다. 이에, 연방 항공 규정(FAR)은 방사각의 함수로서 충돌 방지등의 최소 광 세기를 특정하고 있으며, 이와 같은 최소 광 세기에 대한 제한은 동일한 영공 내에 있는 항공기들 사이에서 개별적인 위치를 정확하게 식별하기 위한 필수적인 조건이 된다.Here, the collision avoidance lamp blinks 40 to 45 times per minute and is lit for 0.2 to 0.5 seconds per hour, which is a component of the aviation equalizer for preventing collision between aircraft. The Federal Aviation Regulations (FAR), therefore, specify minimum light intensity, such as collision avoidance, as a function of radiation angle, and this limitation on minimum light intensity is intended to accurately identify individual positions between aircraft within the same airspace. It is an essential condition.

종래에는 이와 같은 충돌 방지등으로 크세논 방전관(Xenon Strobe/Flash Tube) 또는 백열등을 사용하였다. 그러나, 위와 같은 등은 기본적으로 짧은 수명을 가질 뿐만 아니라, 지속적으로 점멸하는 충돌 방지등의 특성에 의하여 그 사용 수명이 더욱 단축되는 문제점이 있었다.In the related art, a xenon discharge tube (Xenon Strobe / Flash Tube) or an incandescent lamp was used as the collision preventing lamp. However, the above has a problem that not only has a fundamentally short life, but also its service life is further shortened by the characteristics of collision prevention, which continuously blinks.

이에, 충돌 방지등의 광원으로서 발광 다이오드(LED: Light Emitting Diode)를 활용하기 위한 노력이 지속되고 있다. 그러나, 크세논 방전관 및 백열등과 발광 다이오드는 그 조명 특성이 상이하여 종래의 백열등을 광원으로 사용하는 충돌 방지등의 구조를 그대로 적용하기는 어려우며, 상당한 수준의 구조적인 개량을 요구하게 된다.Accordingly, efforts have been made to utilize light emitting diodes (LEDs) as light sources for collision avoidance. However, xenon discharge tubes, incandescent lamps, and light emitting diodes have different lighting characteristics, and thus it is difficult to apply a structure such as a collision avoidance lamp that uses a conventional incandescent lamp as a light source, and requires a considerable level of structural improvement.

또한, 충돌 방지등은 항공기의 동체에 장착되는 바, 충돌 방지등의 높이는 운행 중 저항 등의 문제로 인하여 항공기의 연료 효율과 직결되는 중요한 요소이다. 이에, 보잉(Boeing) 사는 차세대 항공기 연료 효율 향상 계획(Next Generation Fuel Performance Improvement Plan)에 따라 충돌 방지등의 높이를 최소화시켜 전체 연료 효율을 2% 이상 향상시키기 위한 계획을 수립하고 있다.In addition, the anti-collision lamp is mounted on the body of the aircraft, the height of the anti-collision lamp is an important factor directly connected to the fuel efficiency of the aircraft due to problems such as resistance during operation. Boeing is planning to improve overall fuel efficiency by more than 2% by minimizing the height of collision avoidance in accordance with the Next Generation Fuel Performance Improvement Plan.

따라서, 이와 같은 연방 항공 규정(FAR) 및 국제적인 추세에 따라, 방사각에 대한 최소 광 세기에 대한 제한을 만족시키며, 연료 효율 향상을 위하여 높이를 최소화시킬 수 있는 충돌 방지등의 설계 방안이 요구되고 있다.Therefore, according to the Federal Aviation Regulations (FAR) and international trends, there is a need for a design method such as collision avoidance that satisfies the restriction on the minimum light intensity for the radiation angle and minimizes the height to improve fuel efficiency. have.

KRKR 10-2017-002488610-2017-0024886 AA

본 발명은 연방 항공 규정(FAR) 25.1401을 충족시킴과 동시에 항공기의 연료 효율을 향상시킬 수 있는 항공 등화 모듈 및 이를 포함하는 항공 등화 장치를 제공한다.The present invention provides an aviation equalization module and an aviation equalization device comprising the same that meets Federal Aviation Regulations (FAR) 25.1401 and can improve the fuel efficiency of an aircraft.

본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 모듈은, 항공기에 장착되는 항공 등화 모듈로서, 상기 항공기의 내측에 매립되어 위치하는 광원부; 및 제1 반사면 및 상기 제1 반사면과 대향 배치되는 제2 반사면을 구비하고, 상기 제1 반사면 및 제2 반사면 사이에서 상기 광원부로부터 방출되는 광을 유도하여 상기 항공기의 외측으로 출력하는 광가이드부;를 포함한다.An aviation equalization module according to an embodiment of the present invention, an aviation equalization module mounted on an aircraft, comprising: a light source unit embedded in the aircraft; And a first reflecting surface and a second reflecting surface disposed opposite to the first reflecting surface, and inducing light emitted from the light source unit between the first reflecting surface and the second reflecting surface and outputting the light to the outside of the aircraft. It includes; optical guide unit.

상기 광가이드부는 일측이 상기 항공기의 내측에 매립되어 위치하고, 상기 일측과 반대측인 타측이 상기 항공기의 외측으로 노출될 수 있다.The light guide portion may be located at one side embedded in the inside of the aircraft, the other side opposite to the one side may be exposed to the outside of the aircraft.

상기 광가이드부는 1.5 이상의 굴절률을 가지는 물질로 형성될 수 있다.The light guide part may be formed of a material having a refractive index of 1.5 or more.

상기 광가이드부는 아크릴(acrylic) 및 폴리카보네이트(polycarbonate) 중 적어도 하나의 물질로 이루어질 수 있다.The light guide part may be made of at least one material of acrylic and polycarbonate.

상기 광원부는 원형으로 배열되는 복수 개의 광원을 포함하고, 상기 광가이드부는 상기 복수 개의 광원의 배열 중심축에 대하여 회전 대칭되도록 형성될 수 있다.The light source unit may include a plurality of light sources arranged in a circular shape, and the light guide unit may be formed to be rotationally symmetric with respect to an array central axis of the plurality of light sources.

상기 광가이드부는, 상기 광원부에 대향 배치되는 입력면; 및 상기 제1 반사면 및 제2 반사면 사이에서 전달되는 광을 출력하는 출력면;을 더 포함하고, 상기 출력면은 상기 배열 중심축에 교차하는 방향으로 광을 출력할 수 있다.The light guide unit may include an input surface disposed to face the light source unit; And an output surface configured to output light transmitted between the first reflective surface and the second reflective surface, wherein the output surface may output light in a direction crossing the center axis of the array.

상기 제1 반사면 및 제2 반사면은 상기 입력면으로부터 상기 출력면으로 갈수록 기울기의 절대값이 감소하는 곡면으로 형성될 수 있다.The first reflecting surface and the second reflecting surface may be formed as curved surfaces in which the absolute value of the slope decreases from the input surface to the output surface.

상기 제2 반사면은 상기 제1 반사면보다 상기 항공기의 표면에 인접하여 배치되며, 상기 출력면은 상기 제1 반사면에 대하여 둔각을 이루며, 상기 제2 반사면에 대하여 예각을 이루도록 형성될 수 있다.The second reflecting surface may be disposed closer to the surface of the aircraft than the first reflecting surface, and the output surface may be formed at an obtuse angle with respect to the first reflecting surface, and may be formed at an acute angle with respect to the second reflecting surface. .

상기 입력면은 상기 제1 반사면 및 제2 반사면 사이에서 상기 발광부를 향하여 오목하게 형성될 수 있다.The input surface may be concavely formed toward the light emitting portion between the first reflective surface and the second reflective surface.

상기 제1 반사면 및 제2 반사면 상에는 광 반사 물질로 이루어지는 반사층이 형성될 수 있다.A reflective layer made of a light reflective material may be formed on the first reflective surface and the second reflective surface.

상기 광원부는 적색의 광을 방출할 수 있다.The light source unit may emit red light.

또한, 본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 장치는, 전술한 항공 등화 모듈; 상기 항공 등화 모듈이 안착되는 장착 모듈; 및 상기 장착 모듈에 설치되어, 상기 항공기의 내부 전원과 상기 항공 등화 모듈을 전기적으로 연결하는 전원 모듈;을 포함한다.In addition, the aviation equalization device according to an embodiment of the present invention, the above-described aviation equalization module; A mounting module on which the aviation equalization module is seated; And a power module installed at the mounting module to electrically connect the internal power supply of the aircraft and the aviation equalization module.

상기 장착 모듈은 중공형의 내부 공간을 가지며, 상기 전원 모듈은 상기 장착 모듈의 내부 공간에 설치될 수 있다.The mounting module has a hollow inner space, and the power module may be installed in the inner space of the mounting module.

상기 장착 모듈은 방열용 금속재로 형성될 수 있다.The mounting module may be formed of a heat dissipating metal material.

상기 전원 모듈은, 상기 항공기의 내부 전원과 접속되는 커넥터부; 상기 커넥터부를 통하여 제공되는 전원의 전압을 변환하여 상기 항공 등화 모듈에 인가하는 전원 공급부; 및 상기 커넥터부와 전원 공급부 사이에 설치되어 전자파를 차단하는 필터부;를 포함할 수 있다.The power module may include a connector connected to an internal power source of the aircraft; A power supply unit converting a voltage of the power provided through the connector unit and applying the applied voltage to the aviation equalization module; And a filter unit installed between the connector unit and the power supply unit to block electromagnetic waves.

본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 모듈 및 이를 포함하는 항공기용 등화 장치에 의하면, 광원부를 항공기의 내측에 매립하고 매립된 광원부로부터 방출되는 광을 유도하여 항공기의 외측으로 출력함으로써, 항공기의 표면으로부터 돌출되는 높이를 최소화할 수 있으며, 이에 따라 운행 중 저항 등의 발생을 최소화하고, 연료 효율을 향상시킬 수 있다.According to the aviation light module according to the embodiment of the present invention, and an aircraft lighting device including the same, the light source unit is embedded in the inside of the aircraft, and guides the light emitted from the embedded light source unit and outputs the outside of the aircraft, thereby preventing from the surface of the aircraft. Protruding height can be minimized, thereby minimizing occurrence of resistance during driving and improving fuel efficiency.

또한, 광원부로부터 방출되는 광의 입사각을 제어하고 제1 반사면 및 제2 반사면에 의하여 광가이드부로 입사된 광을 내부적으로 전반사시켜 광 손실을 최소화할 수 있으며, 이에 따라 출력면으로부터 출력되는 광의 광도를 향상시키고, 항공 등화 장치의 최소 광 세기를 특정하고 있는 연방 항공 규정(FAR)에 적합한 방사각에 따른 광도 분포를 확보할 수 있다In addition, it is possible to minimize the light loss by controlling the incident angle of the light emitted from the light source unit and totally internally reflecting the light incident to the light guide unit by the first reflecting surface and the second reflecting surface, and thus the intensity of light output from the output surface. Improve the luminous intensity distribution and ensure the luminous intensity distribution according to the emission angle in accordance with the Federal Aviation Regulations (FAR) specifying the minimum light intensity of the aviation equalizer.

도 1은 본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 장치가 항공기에 설치되는 모습을 나타내는 도면.
도 2는 스넬의 법칙을 설명하기 위한 도면.
도 3은 광의 전반사 원리를 설명하기 위한 도면.
도 4는 본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 장치를 나타내는 도면.
도 5는 본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 장치의 전체적인 모습을 나타내는 도면.
도 6은 본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 모듈을 나타내는 도면.
도 7은 광원부로부터 방출되는 광이 광가이드부를 따라 진행하는 모습을 설명하기 위한 도면.
도 8은 본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 장치로부터 출력되는 광의 방사각에 따른 광량을 나타내는 도면.1 is a view showing a state in which the aviation equalization device is installed in the aircraft according to an embodiment of the present invention.
2 is a diagram for explaining Snell's law.
3 is a view for explaining the principle of total reflection of light.
4 illustrates an aviation equalizer according to an embodiment of the present invention.
5 is a view showing the overall appearance of the aviation equalizer according to an embodiment of the present invention.
6 illustrates an aviation equalization module according to an embodiment of the invention.
FIG. 7 is a view for explaining a state in which light emitted from a light source unit travels along the light guide unit. FIG.
8 is a view showing the amount of light according to the emission angle of the light output from the aviation equalizer according to an embodiment of the present invention.

이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시 예들을 상세히 설명하기로 한다. 그러나 본 발명은 이하에서 개시되는 실시 예들에 한정되는 것이 아니라 서로 다른 다양한 형태로 구현될 것이며, 단지 본 발명의 실시 예들은 본 발명의 개시가 완전하도록 하며, 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공되는 것이다. 도면상에서 동일 부호는 동일한 요소를 지칭한다.Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. However, the present invention is not limited to the embodiments disclosed below, but will be implemented in various different forms, only the embodiments of the present invention to complete the disclosure of the present invention, to those skilled in the art the scope of the invention It is provided to inform you completely. In the drawings, like reference numerals refer to like elements.

도 1은 본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 장치가 항공기에 설치되는 모습을 나타내는 도면이다.1 is a view showing a state in which the aviation equalization device is installed in the aircraft according to an embodiment of the present invention.

도 1을 참조하면, 본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 장치는 항공기에 설치되어 동일한 영공에서 운항하는 다른 항공기에게 자신의 위치를 알려 항공기들 사이의 충돌을 방지한다. 항공 등화 장치 중 충돌 방지등(anti-collision light)은 도 1에 도시된 바와 같이 항공기의 동체 상부와 하부에 각각 한 개씩 장착되며, 운행중인 항공기의 위치 및 작동 여부를 다른 항공기에게 알려주는 역할을 수행한다.Referring to FIG. 1, the aviation equalization device according to an embodiment of the present invention is installed in an aircraft to notify another aircraft operating in the same airspace to prevent its collision between aircraft. One anti-collision light of the aviation equalizer is mounted on the upper and lower parts of the fuselage of the aircraft as shown in FIG. 1, and serves to inform other aircraft of the position and operation of the aircraft in operation. To perform.

이러한, 항공 등화 장치는 다수의 모듈형 부품들로 구성되는데, 이 중 항공 등화 모듈(10)은 광을 방출하는 광원부(110); 및 상기 광원부(110)로부터 방출되는 광의 전달 경로를 제공하는 광가이드부(130);를 포함한다.Such an aviation equalizing device is composed of a plurality of modular components, among which the aviation equalizing module 10 includes a light source unit 110 for emitting light; And a light guide part 130 providing a transmission path of the light emitted from the light source part 110.

여기서, 광가이드부(130)는 상기 광가이드부(130) 내부로 입사된 광이 표면에서 내부로 다시 전반사될 수 있도록 설계된다. 이하, 본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 모듈(10) 및 이를 포함한 항공 등화 장치에 대하여 상세히 설명하기에 앞서, 이해를 돕기 위해 스넬의 법칙 및 광의 전반사 조건에 대하여 설명하기로 한다.Here, the light guide portion 130 is designed so that the light incident into the light guide portion 130 can be totally reflected back from the surface to the inside. Hereinafter, before describing in detail the aviation equalization module 10 and the aviation equalization apparatus including the same according to an embodiment of the present invention, Snell's law and total reflection conditions of light will be described for clarity.

광은 일반직으로 굴절, 반사 등 파동의 특징을 보인다. 광은 파장이 비교적 짧아 직진성을 가지며, 다른 매질의 경계면을 만나면 일부는 반사되고 일부는 굴절된다.Light is a normal fabric that exhibits wave characteristics such as refraction and reflection. Light has a relatively short wavelength and is straight, with some being reflected and some being refracted upon encountering the interface of another medium.

스넬(Snell)의 법칙은 파동이 하나의 매질에서 다른 종류의 매질로 진행할 때, 입사각의 사인 값과 굴절각의 사인 값의 비가 항상 일정하다는 법칙으로 광을 포함한 모든 파동에 대해 성립한다.Snell's law holds for all waves, including light, as the ratio of the sine of the angle of incidence and the sine of the angle of refraction is always constant when the wave proceeds from one medium to another.

도 2는 스넬의 법칙을 설명하기 위한 도면이다.2 is a diagram for explaining Snell's law.

도 2를 참조하면, 광은 제 1 매질에서 제 2 매질로 진행 시 굴절될 수 있다. 이와 같은 굴절 현상은 스넬의 법칙에 의해 설명될 수 있으며, 스넬의 법칙은 아래의 수학식 1로 나타낼 수 있다.Referring to FIG. 2, light may be refracted when traveling from the first medium to the second medium. Such refraction may be explained by Snell's law, and Snell's law may be represented by Equation 1 below.

수학식 1에서 N1은 제1 매질의 굴절률, N2는 제2 매질의 굴절률, θa는 입사각, θb는 굴절각을 의미한다.In Equation 1, N1 represents a refractive index of the first medium, N2 represents a refractive index of the second medium, θa represents an angle of incidence, and θb represents a refractive angle.

수학식 1을 참조하면, 파동이 등방성 매질에서 다른 등방성 매질로 입사해 굴절할 경우, 입사면과 굴절면은 같은 평면 내에 있고, sin(θa)/sin(θb) 의 값은 제2 매질과 제1 매질의 절대 굴절률의 비(N2/N1)와 그 값이 같다. 다시 말해, 입사각(θa)이 굴절각(θb)보다 더 크다는 것은 제1 매질의 굴절률 N1보다 제2 매질의 굴절률 N2가 더 작음을 의미한다. 절대 굴절률이란 진공에서 어떤 물질로 광이 입사할 때의 굴절률로, sin(θa)/sin(θb)의 값 혹은 두 매질의 절대 굴절률의 비를 상대 굴절률이라고 하며, 스넬의 법칙에 의하면 이 값은 언제나 일정한 값을 가진다.Referring to Equation 1, when the wave is incident and refracted from an isotropic medium to another isotropic medium, the incident surface and the refracting surface are in the same plane, and the value of sin (θa) / sin (θb) is the second medium and the first medium. The value is equal to the ratio (N2 / N1) of the absolute refractive index of the medium. In other words, the incidence angle [theta] a is larger than the refractive angle [theta] b means that the refractive index N2 of the second medium is smaller than the refractive index N1 of the first medium. Absolute refractive index is the refractive index when light enters a material in vacuum. The value of sin (θa) / sin (θb) or the ratio of the absolute refractive indices of two media is called relative refractive index. Always has a constant value.

도 2에서는 광이 굴절률이 상대적으로 큰 제1 매질에서 굴절률이 상대적으로 작은 제2 매질로 입사한 경우를 도시하였다. 이하, 설명의 편의상 굴절률이 상대적으로 큰 매질은 밀한 매질, 굴절률이 상대적으로 작은 매질은 소한 매질로 지칭하기로 한다.FIG. 2 illustrates a case where light enters a second medium having a relatively small refractive index from a first medium having a relatively large refractive index. Hereinafter, for convenience of description, a medium having a relatively high refractive index will be referred to as a dense medium and a medium having a relatively small refractive index will be referred to as a medium.

광이 밀한 매질에서 소한 매질로 입사될 경우, 입사되는 광의 입사각이 임계각보다 크면 전반사 현상이 발생할 수 있다.When light is incident from a dense medium into a small medium, a total reflection phenomenon may occur when the incident angle of the incident light is larger than the critical angle.

전반사는 반사율이 100퍼센트인 반사로, 밀한 매질에서 소한 매질로 광이 진행할 때 임계각보다 큰 각으로 광이 입사될 경우 발생되는 현상이다. 다시 말해, 광이 광학적으로 밀한 매질에서 소한 매질로 입사할 때 입사각이 임계각 이상이면 그 경계면에서 광이 전부 반사되고 굴절 광선이 존재하지 않게 되는데, 이러한 현상을 전반사라 하며 전반사가 일어날 수 있는 입사각의 최소값을 임계각이라 한다.Total reflection is a reflection with 100 percent reflectance, which occurs when light is incident at an angle greater than the critical angle when light travels from a dense medium to a lesser medium. In other words, when light is incident from the optically dense medium into the medium, if the angle of incidence is greater than or equal to the critical angle, the light is completely reflected at the interface and there is no refracted ray. This phenomenon is referred to as total reflection. The minimum value is called the critical angle.

여기서, 임계각(θc)은 수학식 2와 같이 나타낼 수 있다.Here, the critical angle θc can be expressed as Equation 2.

예를 들어, 밀한 매질의 굴절률 N2가 2이고, 소한 매질의 굴절률 N1이 1인 경우 광의 임계각은 30도로 결정될 수 있다. 즉, 밀한 매질에서 입사된 광의 입사각이 30도보다 큰 경우 광은 전반사될 수 있다.For example, when the refractive index N2 of the dense medium is 2 and the refractive index N1 of the small medium is 1, the critical angle of light may be determined to be 30 degrees. That is, when the incident angle of the light incident on the dense medium is greater than 30 degrees, the light may be totally reflected.

도 3은 광의 전반사 원리를 설명하기 위한 도면이다.3 is a view for explaining the principle of total reflection of light.

도 3을 참조하면, 광이 밀한 매질인 제2 매질에서 소한 매질인 제1 매질로 진행시 광의 입사각이 임계각 이상일 경우 광의 전반사가 일어남을 확인할 수 있다.Referring to FIG. 3, it can be seen that total reflection of light occurs when the incident angle of the light is greater than the critical angle when the light proceeds from the second medium having the dense medium to the first medium having the small medium.

이를 보다 상세하게 설명하면, L1 및 L2는 광의 입사각이 임계각보다 작은 경우로, 이 경우 광의 일부는 제1 매질로 굴절되고 일부 광은 제2 매질로 반사될 수 있다. 여기서, L3는 광이 임계각으로 입사되는 경우로 이 경우 광의 전반사가 시작된다. 또한, L4는 광이 임계각 이상으로 입사되는 경우로 이 경우 광이 전반사 되어 제2 매질로 되돌아가게 된다.In more detail, L1 and L2 are cases where the incident angle of light is smaller than the critical angle, in which part of the light may be refracted by the first medium and some light may be reflected by the second medium. Here, L3 is a case where light is incident at a critical angle, in which case total reflection of light starts. In addition, L4 is a case where light is incident at a critical angle or more, in which case the light is totally reflected to return to the second medium.

이하에서, 이와 같은 스넬의 법칙 및 광의 전반사 원리를 이용한 본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 모듈(10) 및 항공 등화 장치에 대하여 상세하게 설명한다.Hereinafter, the aviation equalization module 10 and the aviation equalization device according to the embodiment of the present invention using the Snell's law and the total reflection principle of light will be described in detail.

도 4는 본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 장치를 나타내는 도면이고, 도 5는 본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 장치의 전체적인 모습을 나타내는 도면이다. 또한, 도 6은 본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 모듈(10)을 나타내는 도면이고, 도 7은 광원부(110)로부터 방출되는 광이 광가이드부(130)를 따라 진행하는 모습을 설명하기 위한 도면이다.4 is a view showing the aviation equalizer according to an embodiment of the present invention, Figure 5 is a view showing the overall appearance of the aviation equalizer according to an embodiment of the present invention. 6 is a view showing the aviation equalization module 10 according to an embodiment of the present invention, Figure 7 is a view for explaining how the light emitted from the light source unit 110 proceeds along the light guide unit 130 Drawing.

먼저, 도 4 및 도 5를 참조하면, 본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 장치는 항공기에 장착되어 광을 출력하기 위한 항공 등화 등화 모듈; 상기 항공 등화 모듈(10)이 안착되는 장착 모듈(20); 및 상기 장착 모듈(20)에 설치되어, 상기 항공기의 내부 전원과 상기 항공 등화 모듈(10)을 전기적으로 연결하는 전원 모듈(30);을 포함한다.First, referring to FIGS. 4 and 5, an aviation equalization device according to an embodiment of the present invention includes an aviation equalization module mounted on an aircraft to output light; A mounting module 20 on which the aviation light module 10 is seated; And a power module 30 installed in the mounting module 20 to electrically connect the internal power supply of the aircraft to the aviation light module 10.

여기서, 항공 등화 모듈(10)은 상기 항공기의 내측에 매립되어 위치하는 광원부(110); 및 제1 반사면(131) 및 상기 제1 반사면(131)과 대향 배치되는 제2 반사면(133)을 구비하고, 상기 제1 반사면(131) 및 제2 반사면(133) 사이에서 상기 광원부(110)로부터 방출되는 광을 유도하여 상기 항공기의 외측으로 출력하는 광가이드부(130);를 포함한다. 여기서, 광원부(110)는 회로 기판(120) 상에 안착되어 설치될 수 있으며, 이와 같은 항공 등화 모듈(10)의 세부적인 구성에 대하여는 도 6 및 도 7과 관련하여 후술하기로 한다.Here, the aviation equalization module 10 includes a light source unit 110 which is located embedded in the inside of the aircraft; And a first reflecting surface 131 and a second reflecting surface 133 disposed to face the first reflecting surface 131, and between the first reflecting surface 131 and the second reflecting surface 133. And a light guide part 130 for guiding light emitted from the light source part 110 and outputting the light to the outside of the aircraft. Here, the light source unit 110 may be seated and installed on the circuit board 120, and the detailed configuration of the aviation equalization module 10 will be described later with reference to FIGS. 6 and 7.

장착 모듈(20)에는 전술한 항공 등화 모듈(10)이 안착된다. 즉, 항공 등화 모듈(10)의 광원부(110)는 항공기의 동체 표면(2')으로부터 내측으로 매립되어 위치하는 바, 장착 모듈(20) 또한 항공기의 동체 표면(2')으로부터 내측으로 매립되어 위치할 수 있으며, 장착 모듈(20) 상에는 항공 등화 모듈(10)이 안착되어 볼트 등에 의하여 결합된다.The aerial light module 10 described above is seated in the mounting module 20. That is, the light source unit 110 of the aviation light module 10 is buried inward from the fuselage surface 2 'of the aircraft, and thus the mounting module 20 is also buried inward from the fuselage surface 2' of the aircraft. It may be located, on the mounting module 20, the aviation equalization module 10 is seated and coupled by a bolt or the like.

장착 모듈(20)에는 항공기의 내부 전원과 항공 등화 모듈(10)을 전기적으로 연결하는 전원 모듈(30)이 설치된다. 이와 같은 전원 모듈(30)은 항공기의 내부 전원과 접속되는 커넥터부(310); 상기 커넥터부(310)를 통하여 제공되는 전원의 전압을 변환하여 상기 항공 등화 모듈(10)에 인가하는 전원 공급부(330); 및 상기 커넥터부(310)와 전원 공급부(330) 사이에 설치되어 전자파를 차폐하는 필터부(320);를 포함할 수 있다.The mounting module 20 is provided with a power module 30 for electrically connecting the internal power supply of the aircraft and the aviation equalization module 10. The power module 30 includes a connector 310 connected to an internal power source of the aircraft; A power supply unit 330 for converting a voltage of the power provided through the connector unit 310 and applying the applied voltage to the aviation equalization module 10; And a filter unit 320 installed between the connector unit 310 and the power supply unit 330 to shield electromagnetic waves.

커넥터부(310)는 항공기의 내부 전원과 직접 또는 간접적으로 접속되어 전원 공급부(330)에 전원을 제공한다. 전원 공급부(330)는 제공받은 전원에 대하여 전압을 항공 등화 모듈(10)을 운용하기에 적합한 운용 전압으로 변환하여 항공 등화 모듈(10)에 인가하는 기능을 수행한다. 여기서, 커넥터와 전원 공급부(330) 사이에는 필터부(320)가 설치될 수 있다. 필터부(320)는 항공기의 내부 전원과 전원 공급부(330) 사이에서 전자파와 같은 전기적 노이즈를 차단한다.The connector unit 310 is directly or indirectly connected to the internal power supply of the aircraft to provide power to the power supply unit 330. The power supply unit 330 converts the voltage into the operating voltage suitable for operating the aviation equalization module 10 and applies the applied power to the aviation equalization module 10. Here, the filter unit 320 may be installed between the connector and the power supply unit 330. The filter unit 320 blocks electrical noise such as electromagnetic waves between the internal power supply of the aircraft and the power supply unit 330.

전술한 바와 같이, 항공 등화 모듈(10)은 전원 모듈(30)로부터 전원을 제공받아 항공기의 위치 및 작동 여부를 알리기 위하여 분당 40 내지 100회 점멸하고, 회당 0.1 내지 0.5초 동안 점등한다. 이와 같이 항공기의 운용 중에 항공 등화 모듈(10) 및 전원 모듈(30)은 계속적으로 작동하게 되며, 이에 의하여 항공 등화 모듈(10) 및 전원 모듈(30)로부터는 고온의 열이 발생된다. 이와 같은 고온의 열은 항공 등화 모듈(10) 및 전원 모듈(30)의 오동작 및 고장을 발생하는 주요한 원인이 되므로, 항공 등화 모듈(10) 및 전원 모듈(30)은 효과적으로 방열될 필요가 있다.As described above, the aviation equalization module 10 receives power from the power supply module 30 and blinks 40 to 100 times per minute and lights for 0.1 to 0.5 seconds per time to inform the position and operation of the aircraft. As such, the aviation light module 10 and the power module 30 continue to operate during operation of the aircraft, whereby high temperature heat is generated from the aviation light module 10 and the power module 30. Since such high temperature heat is a major cause of malfunction and failure of the aviation light module 10 and the power module 30, the aviation light module 10 and the power module 30 need to be effectively radiated.

이에, 항공 등화 모듈(10) 및 전원 모듈(30)이 장착되는 장착 모듈(20)은 전도성이 높은 방열성 금속재, 예를 들어 알루미늄(Al)과 같은 물질로 형성될 수 있다. 또한, 장착 모듈(20)은 항공 등화 모듈(10) 및 전원 모듈(30) 각각과의 접촉면을 증가시켜 발생되는 고온의 열을 효과적으로 방출시키기 위하여, 중공형의 내부 공간을 가지는 예를 들어 원통형과 같은 형상으로 형성할 수 있다. 여기서, 항공 등화 모듈(10)은 장착 모듈(20)의 상부에 안착되며, 전원 모듈(30)은 장착 모듈(20)의 내부 공간에 설치될 수 있다. 이때, 전술한 전원 공급부(330) 및 필터부(320)는 모두 장착 모듈(20)의 내부 공간에 수용되며, 커넥터만이 장착 모듈(20)의 외부로 노출되어 항공기의 내부 전원과 연결되게 된다.Thus, the mounting module 20 on which the aviation light module 10 and the power module 30 are mounted may be formed of a highly conductive heat-dissipating metal material, for example, aluminum (Al). In addition, the mounting module 20 may have a hollow internal space, for example, a cylindrical shape, in order to effectively dissipate high-temperature heat generated by increasing a contact surface with each of the aviation light module 10 and the power module 30. It can be formed in the same shape. Here, the aviation equalization module 10 may be seated on an upper portion of the mounting module 20, and the power supply module 30 may be installed in an internal space of the mounting module 20. At this time, the power supply unit 330 and the filter unit 320 described above are all accommodated in the interior space of the mounting module 20, only the connector is exposed to the outside of the mounting module 20 is connected to the internal power of the aircraft. .

도 6 및 도 7을 참조하면, 본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 모듈(10)은, 항공기의 내측에 매립되어 위치하는 광원부(110); 및 제1 반사면(131) 및 상기 제1 반사면(131)과 대향 배치되는 제2 반사면(133)을 구비하고, 상기 제1 반사면(131) 및 제2 반사면(133) 사이에서 상기 광원부(110)로부터 방출되는 광을 유도하여 상기 항공기의 외측으로 출력하는 광가이드부(130);를 포함한다.6 and 7, an aviation equalization module 10 according to an embodiment of the present invention includes a light source unit 110 embedded in an interior of an aircraft; And a first reflecting surface 131 and a second reflecting surface 133 disposed to face the first reflecting surface 131, and between the first reflecting surface 131 and the second reflecting surface 133. And a light guide part 130 for guiding light emitted from the light source part 110 and outputting the light to the outside of the aircraft.

여기서, 광원부(110)는 광을 생성하여 방출한다. 광원부(110)는 장착 모듈(20) 상에서 항공기의 동체 상부 또는 하부를 향하여 광을 방출하도록 배치될 수 있다. 또한, 광원부(110)는 광량을 확보하기 위하여 복수 개의 광원을 포함할 수 있으며, 이 경우 복수 개의 광원은 항공기의 동체 상부와 하부로 각각 연장되는 중심축을 기준으로 원형으로 배열될 수 있다. 광원으로는 발광 다이오드(LED: Light Emitting Diode)를 사용할 수 있으며, 이와 같이 광원으로 발광 다이오드를 사용함에 의하여 광량을 증가시키고 수명 또한 향상시킬 수 있게 된다.Here, the light source unit 110 generates and emits light. The light source unit 110 may be arranged to emit light toward the upper or lower body of the aircraft on the mounting module 20. In addition, the light source unit 110 may include a plurality of light sources to secure the amount of light, in which case the plurality of light sources may be arranged in a circle with respect to the central axis extending to the upper and lower body of the aircraft, respectively. As a light source, a light emitting diode (LED) may be used, and thus, by using the light emitting diode as the light source, the light quantity may be increased and the life may be improved.

또한, 광원부(110)는 적색의 광을 방출할 수 있다. 즉, 본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 장치는 항공기의 동체 상부와 하부에 각각 장착되어 항공기의 위치 및 작동 여부를 알리는 충돌 방지등으로 기능하는 바, 항공 등화 모듈(10)의 광원부(110)는 적색의 광을 방출하는 발광 다이오드를 사용할 수 있다.In addition, the light source unit 110 may emit red light. That is, the aviation equalization device according to the embodiment of the present invention is installed on the upper and lower parts of the fuselage of the aircraft, respectively, and functions as a collision prevention light indicating the position and operation of the aircraft, the light source unit 110 of the aviation equalization module 10. A light emitting diode that emits red light can be used.

복수 개의 광원은 회로 기판(120)에 장착될 수 있다. 여기서, 회로 기판(120)은 복수 개의 광원을 후술하는 전원 모듈(30)에 전기적으로 접속시키는 역할을 수행하며, 복수 개의 광원이 원형으로 배열되는 경우에 회로 기판(120)은 복수 개의 광원을 일체적으로 장착하기 위하여 원형 또는 링형으로 형성되어 전원 모듈(30)과 전지적으로 접속될 수 있다.The plurality of light sources may be mounted on the circuit board 120. Here, the circuit board 120 serves to electrically connect the plurality of light sources to the power module 30 to be described later. When the plurality of light sources are arranged in a circle, the circuit board 120 integrates the plurality of light sources. It may be formed in a circular or ring shape so as to be electrically mounted, and may be electrically connected to the power supply module 30.

여기서, 광원부(110)는 전술한 바와 같이 항공기의 동체 표면으로부터 내측으로 매립되어 위치한다. 전술한 바와 같이 항공 등화 장치로서 충돌 방지등은 항공기의 동체 상부와 하부에 각각 한 개씩 장착되는 바, 충돌 방지등이 항공기의 동체 표면으로부터 돌출되는 높이는 항공기의 운행 중 저항 등의 문제로 인하여 항공기의 연료 효율과 직결되는 중요한 요소이다. 이에, 항공 등화 모듈(10)은 항공기의 동체로부터 외부로 돌출되는 높이를 최소화할 필요가 있으며, 이를 위하여 광원부(110)는 항공기의 내측에 매립되어 위치한다.Here, the light source unit 110 is located inwardly embedded from the fuselage surface of the aircraft as described above. As described above, an anti-collision lamp is installed at the upper and lower parts of the aircraft's fuselage, and the height of the collision prevention lamp protrudes from the aircraft's fuselage surface is increased due to problems such as resistance during operation of the aircraft. It is an important factor directly related to fuel efficiency. Thus, the aviation equalization module 10 needs to minimize the height protruding to the outside from the body of the aircraft, for this purpose, the light source unit 110 is located embedded in the interior of the aircraft.

광가이드부(130)는 제1 반사면(131) 및 상기 제1 반사면(131)과 대향 배치되는 제2 반사면(133)을 구비하고, 상기 제1 반사면(131) 및 제2 반사면(133) 사이에서 상기 광원부(110)로부터 방출되는 광을 유도하여 상기 항공기의 외측으로 출력한다. 여기서, 광가이드부(130)는 항공기 동체의 상부 또는 하부를 향하여 광을 방출하는 광원부(110)의 광을 유도하여 항공기의 외측, 예를 들어 항공기의 측방으로 출력할 수 있다. 이때, 제1 반사면(131)은 항공기의 표면으로부터 이격되어 배치되는 상기 광가이드부(130)의 표면을 의미하며, 제2 반사면(133)은 항공기의 표면에 인접하여 배치되는 상기 광가이드부(130)의 표면을 의미한다.The light guide unit 130 includes a first reflecting surface 131 and a second reflecting surface 133 disposed to face the first reflecting surface 131, and the first reflecting surface 131 and the second half. The light emitted from the light source unit 110 is guided between the slopes 133 and output to the outside of the aircraft. Here, the light guide unit 130 may guide the light of the light source unit 110 that emits light toward the upper or lower portion of the aircraft body and output the light to the outside of the aircraft, for example, the side of the aircraft. In this case, the first reflecting surface 131 means the surface of the light guide portion 130 which is spaced apart from the surface of the aircraft, the second reflecting surface 133 is the light guide disposed adjacent to the surface of the aircraft It means the surface of the portion 130.

광원부(110)는 제1 반사면(131) 및 상기 제1 반사면(131)과 대향 배치되는 제2 반사면(133)을 구비함과 함께 광원부(110)에 대향 배치되는 입력면(135) 및 상기 제1 반사면(131)과 제2 반사면(133) 사이에서 전달되는 광을 출력하는 출력면(137)을 더 포함한다.The light source unit 110 includes a first reflecting surface 131 and a second reflecting surface 133 disposed to face the first reflecting surface 131, and an input surface 135 disposed to face the light source unit 110. And an output surface 137 for outputting light transmitted between the first reflective surface 131 and the second reflective surface 133.

여기서, 광가이드부(130)는 일측, 즉 입력면(135)이 항공기의 내측에 매립되어 위치하고, 상기 일측과 반대측인 타측, 즉 출력면(137)이 항공기의 외측으로 노출된다. 즉, 광가이드부(130)는 광원부(110)로부터 방출되는 광을 유도하여 항공기의 외측으로 출력하는 바, 항공기의 동체 표면으로부터 내측으로 매립되어 위치하는 광원부(110)로부터 방출되는 광은 입력면(135)으로부터 입사되고, 입사된 광은 제1 반사면(131)과 제2 반사면(133) 사이의 내부에서 유도되어, 항공기의 외측으로 노출되는 출력면(137)으로 출력된다.Here, the light guide unit 130 is located on one side, that is, the input surface 135 is embedded in the inside of the aircraft, and the other side, that is, the output surface 137 opposite to the one side is exposed to the outside of the aircraft. That is, the light guide unit 130 guides the light emitted from the light source unit 110 and outputs it to the outside of the aircraft, and the light emitted from the light source unit 110 which is embedded inward from the body surface of the aircraft is located at the input surface. Light incident from the 135 is incident to the inside between the first reflective surface 131 and the second reflective surface 133, and is output to the output surface 137 exposed to the outside of the aircraft.

이와 같이, 광가이드부(130)는 파동을 매개하는 매질로 이루어져, 광원부(110)로부터 방출되어 입사되는 광을 수용하고, 수용된 광을 내부에서 유도하여 항공기의 외측으로 출력하는 역할을 한다. 이때, 전술한 스넬의 법칙 및 광의 전반사 원리에 의하면, 광의 전반사를 위하여는 밀한 매질로부터 소한 매질로 진행되어야 할 필요가 있다. 따라서, 대기(大氣) 상태의 굴절률을 대략 1이라 할 때, 광가이드부(130)는 대기 상태의 굴절률보다 높은 굴절률을 가질 필요가 있다. 이를 위하여, 광가이드부(130)는 1.5 이상의 굴절률을 가지는 물질로 형성될 수 있다.As described above, the light guide unit 130 is formed of a medium which mediates the wave, and receives the light emitted from the light source unit 110 and enters the received light, and guides the received light from the inside to output the outside of the aircraft. At this time, according to Snell's law and the principle of total reflection of light, it is necessary to proceed from a dense medium to a small medium for total reflection of light. Therefore, when the refractive index of the atmospheric state is approximately 1, the light guide portion 130 needs to have a refractive index higher than that of the atmospheric state. To this end, the light guide portion 130 may be formed of a material having a refractive index of 1.5 or more.

즉, 광가이드부(130)가 1.5 이상의 굴절률을 가지는 물질로 형성되는 경우 광가이드부(130)의 외측에서 대기 상태로 배치되는 광원부(110)로부터 방출되는 광은 광가이드부(130)로 입사하게 된다. 또한, 입력면(135)과 출력면(137)을 제외한 광가이드부(130)의 표면은 광가이드부(130)와 광가이드부(130) 외측의 대기 상태로 인한 매질 차이에 의하여 제1 반사면(131) 및 제2 반사면(133)을 형성하게 되고, 이에 의하여 광가이드부(130)로 입사한 광은 광가이드부(130)의 내부에서 유도된다. 이후, 광가이드부(130)의 내부에서 유도된 광은 출력면(137)에 임계각보다 작은 각도로 입사하게 되어 출력면(137)을 통하여 항공기의 외측으로 방출되게 된다.That is, when the light guide unit 130 is formed of a material having a refractive index of 1.5 or more, the light emitted from the light source unit 110 disposed in the atmospheric state outside the light guide unit 130 is incident on the light guide unit 130. Done. In addition, the surface of the light guide portion 130 except for the input surface 135 and the output surface 137 is the first half due to the difference in the medium due to the atmospheric state outside the light guide 130 and the light guide 130 The slope 131 and the second reflective surface 133 are formed, whereby the light incident on the light guide portion 130 is guided inside the light guide portion 130. Subsequently, the light guided inside the light guide unit 130 is incident on the output surface 137 at an angle smaller than the critical angle and is emitted to the outside of the aircraft through the output surface 137.

이와 같은 광가이드부(130)는 1.5 이상의 굴절률을 가지는 아크릴 또는 폴리카보네이트 중 적어도 하나의 물질로 형성될 수 있다. 여기서, 폴리카보네이트는 열가소성 플라스틱의 일종. 내충격성, 내열성, 내후성, 자기 소화성, 투명성 등의 특징이 있고, 강화 유리의 약 150배 이상의 충격도를 지니고 있어 유연성 및 가공성이 우수하다. 이에, 광가이드부(130)는 잘 깨지고 변형되기 쉬운 아크릴의 대용 및 보완을 위하여 폴리카보네이트 재질로 형성될 수 있다.The light guide unit 130 may be formed of at least one material of acrylic or polycarbonate having a refractive index of 1.5 or more. Here, polycarbonate is a kind of thermoplastic. It is characterized by impact resistance, heat resistance, weather resistance, self-extinguishing, transparency, etc., and has an impact degree of about 150 times or more of tempered glass, so it has excellent flexibility and processability. Thus, the light guide portion 130 may be formed of a polycarbonate material in order to substitute and supplement the acrylic that is easily broken and deformed.

광원부(110)로부터 방출되는 광은 광가이드부(130)의 입력면(135)을 통하여 광가이드부(130)의 내부로 입사된다. 여기서, 광가이드부(130)의 입력면(135)은 제1 반사면(131)과 제2 반사면(133) 사이에서 발광부를 향하여 오목하게 형성될 수 있다. 즉, 광원부(110)에 대하여 광가이드부(130)의 입력면(135)을 오목하게 형성함으로써, 광원부(110)로부터 전방향으로 방출되는 광은 입력면(135)을 거쳐 광가이드부(130)의 내부에서 수렴하여 진행할 수 있게 되고, 광가이드부(130)의 내부에서 진행하는 광은 제1 반사면(131) 및 제2 반사면(133)에 대한 입사각이 임계각 이상의 각도를 가지게 된다.Light emitted from the light source unit 110 is incident into the light guide unit 130 through the input surface 135 of the light guide unit 130. Here, the input surface 135 of the light guide part 130 may be concavely formed toward the light emitting part between the first reflective surface 131 and the second reflective surface 133. That is, since the input surface 135 of the light guide unit 130 is concave with respect to the light source unit 110, the light emitted from the light source unit 110 in all directions passes through the input surface 135 and the light guide unit 130. The convergence can proceed in the interior of the light guide, and the light propagating in the light guide unit 130 has an angle of incidence on the first reflective surface 131 and the second reflective surface 133 at an angle greater than or equal to a critical angle.

제1 반사면(131) 및 제2 반사면(133)은 입력면(135)과 출력면(137)을 제외한 광가이드부(130)의 표면을 의미한다. 전술한 바와 같이, 광가이드부(130)의 제1 반사면(131)은 항공기의 표면으로부터 이격되어 배치되는 상기 광가이드부(130)의 표면을 의미하며, 제2 반사면(133)은 항공기의 표면에 인접하여 배치되는 상기 광가이드부(130)의 표면을 의미한다. 이때, 광가이드부(130)의 제1 반사면(131) 및 제2 반사면(133)은 도 6 및 도 7에 도시된 바와 같이 입력면(135)으로부터 출력면(137)으로 갈수록 기울기의 절대값이 감소하는 곡면으로 형성될 수 있다. 이와 같이 광가이드부(130)의 제1 반사면(131) 및 제2 반사면(133)을 입력면(135)으로부터 출력면(137)으로 갈수록 기울기의 절대값이 감소하는 곡면으로 형성하는 경우, 입력면(135)으로부터 입사된 광은 광가이드부(130)의 내부에서 제1 반사면(131) 및 제2 반사면(133)에 대한 입사각이 임계각 이상의 각도를 가지게 되고, 이에 의하여 제1 반사면(131)과 제2 반사면(133) 사이에서 전반사하여 진행할 수 있게 된다.The first reflective surface 131 and the second reflective surface 133 mean the surfaces of the light guide part 130 except for the input surface 135 and the output surface 137. As described above, the first reflective surface 131 of the light guide unit 130 means the surface of the light guide unit 130 spaced apart from the surface of the aircraft, the second reflective surface 133 is the aircraft Means the surface of the light guide portion 130 disposed adjacent to the surface of the. At this time, the first reflecting surface 131 and the second reflecting surface 133 of the light guide unit 130 as shown in Figs. 6 and 7 of the slope from the input surface 135 to the output surface 137 It may be formed as a curved surface of which the absolute value decreases. As such, when the first reflective surface 131 and the second reflective surface 133 of the light guide unit 130 are formed as a curved surface in which the absolute value of the slope decreases from the input surface 135 to the output surface 137. The light incident from the input surface 135 has an angle of incidence of the first reflecting surface 131 and the second reflecting surface 133 in the light guide unit 130 at an angle greater than or equal to a critical angle. The total reflection is allowed to proceed between the reflective surface 131 and the second reflective surface 133.

여기서, 제1 반사면(131) 및 제2 반사면(133) 상에는 광 반사 물질로 이루어지는 반사층이 형성될 수 있다. 즉, 제1 반사면(131)과 제2 반사면(133)은 광가이드부(130)의 재질과 대기 상태에 따른 굴절률의 차이에 의하여 광가이드부(130)의 내부에서 광을 유도한다. 그러나, 제1 반사면(131)과 제2 반사면(133)은 사출에 의하여 제조되는 제조 공장 상의 오차로 인하여 완전한 평면을 이룰 수는 없다. 이와 같이 제1 반사면(131)과 제2 반사면(133)을 형성하는 광가이드부(130)의 표면이 완전한 평면을 이루지 못하게 되는 경우, 입력면(135)을 통하여 광가이드부(130)의 내부로 입사된 광은 제1 반사면(131)과 제2 반사면(133)에 의하여 완전하게 반사되기 어려우므로 제1 반사면(131) 및 제2 반사면(133) 상에 광 반사 물질, 예를 들어 알루미늄으로 이루어지는 반사층을 추가로 형성할 수 있다.Here, a reflective layer made of a light reflective material may be formed on the first reflective surface 131 and the second reflective surface 133. That is, the first reflecting surface 131 and the second reflecting surface 133 induce light in the light guide unit 130 by the difference in refractive index according to the material of the light guide unit 130 and the atmospheric state. However, the first reflecting surface 131 and the second reflecting surface 133 may not be completely flat due to an error on a manufacturing plant manufactured by injection. As such, when the surfaces of the light guide portion 130 forming the first reflection surface 131 and the second reflection surface 133 do not form a perfect plane, the light guide portion 130 is provided through the input surface 135. The light incident to the inside of the light reflecting material on the first reflecting surface 131 and the second reflecting surface 133 is hardly completely reflected by the first reflecting surface 131 and the second reflecting surface 133. For example, a reflective layer made of aluminum can be further formed.

제1 반사면(131)과 제2 반사면(133) 사이에서 전반사하여 광가이드부(130)의 내부에서 전달된 광은 광가이드부(130)의 출력면(137)을 통하여 출력된다. 이와 같은 출력면(137)은 항공기의 상부와 하부를 연결하는 중심축에 대하여 중심축의 둘레를 따라 연장되어 항공기의 측방으로 광을 출력하게 된다. 이때, 출력면(137)은 제1 반사면(131)에 대하여 둔각(θ₁)을 이루며, 제2 반사면(133)에 대하여 예각(θ₂)을 이루도록 형성될 수 있다. 이와 같이, 출력면(137)을 제1 반사면(131)에 대하여 둔각(θ₁)을 이루며, 제2 반사면(133)에 대하여 예각(θ₂)을 이루도록 형성하는 경우 출력면(137)으로부터 출력되는 광은 항공기의 표면으로부터 이격되는 방향, 즉 항공 등화 모듈(10)이 항공기의 동체 상부에 장착되는 경우 항공기의 측방 상부를 향하는 방향 또는 항공 등화 모듈(10)이 항공기의 동체 하부에 장착되는 경우 항공기의 측방 하부를 향하는 방향으로 방출된다. 이에 의하여, 출력면(137)으로부터 방출되는 광은 항공기의 동체 표면, 즉 상부면과 하부면에 의하여 간섭되지 않고 손실없이 항공기의 외측으로 방출될 수 있게 되고, 항공기의 측방으로 적색의 광을 방출하여 운행중인 항공기의 위치 및 작동 여부를 다른 항공기에게 알려주는 역할을 수행할 수 있다.Light totally reflected between the first reflecting surface 131 and the second reflecting surface 133 and transmitted inside the light guide unit 130 is output through the output surface 137 of the light guide unit 130. The output surface 137 extends along the circumference of the central axis with respect to the central axis connecting the upper and lower parts of the aircraft to output light to the side of the aircraft. In this case, the output surface 137 may be formed to form an obtuse angle θ ₁ with respect to the first reflective surface 131 and to form an acute angle θ ₂ with respect to the second reflective surface 133. As such, when the output surface 137 is formed to form an obtuse angle θ ₁ with respect to the first reflective surface 131 and to form an acute angle θ ₂ with respect to the second reflective surface 133, the output surface 137. The light output from the plane is spaced apart from the surface of the aircraft, that is, the direction toward the upper side of the aircraft when the aviation light module 10 is mounted on the upper body of the aircraft or the air light module 10 is mounted on the lower body of the aircraft. If released, it will be released in a direction toward the lower side of the aircraft. Thereby, the light emitted from the output surface 137 can be emitted to the outside of the aircraft without loss without interference by the fuselage surface of the aircraft, i.e., the upper and lower surfaces, and emits red light to the side of the aircraft. It can serve to inform other aircraft of the location and operation of the aircraft in operation.

전술한 바와 같이 광원부(110)에 포함되는 광원은 복수 개가 원형으로 배열될 수 있는 바, 이때, 광가이드부(130)는 복수 개의 광원의 배열 중심축에 대하여 회전 대칭되도록 형성될 수 있다. 즉, 복수 개의 광원이 원형으로 배열되는 경우, 상기 원형의 중심점을 경유하고, 복수 개의 광원이 배열되는 평면에 수직인 직선을 복수 개의 광원에 대한 배열 중심축이라 할 때, 광가이드부(130)는 복수 개의 광원의 배열 중심축에 대하여 회전 대칭되도록 형성될 수 있다. 이에 의하여, 광가이드부(130)는 복수 개의 광원으로부터 방출되는 광을 모두 수용하여 항공기의 외측으로 균일하게 출력할 수 있게 된다. 여기서, 배열 중심축에 대하여 회전 대칭되도록 형성되는 광가이드부(130)는 연결부(138)에 의하여 연결되어 일체로 형성될 수 있게 된다.As described above, a plurality of light sources included in the light source unit 110 may be arranged in a circle. In this case, the light guide unit 130 may be formed to be rotationally symmetric with respect to the central axis of the array of the plurality of light sources. That is, when a plurality of light sources are arranged in a circle, when the straight line perpendicular to the plane on which the plurality of light sources are arranged is referred to as the arrangement center axis for the plurality of light sources, the light guide part 130 May be formed to be rotationally symmetric with respect to the center axis of the arrangement of the plurality of light sources. As a result, the light guide unit 130 may receive all of the light emitted from the plurality of light sources and uniformly output the outside of the aircraft. Here, the light guide portion 130 is formed to be rotationally symmetrical about the arrangement central axis is connected by the connecting portion 138 can be formed integrally.

이와 같은, 항공 등화 모듈은 커버부(140)를 더 포함하여, 상기 커버부(140) 내에 상기 광가이드부(130)가 배치될 수 있다. 상기 커버부(140)는 폴리카보네이트 재질로 이루어질 수 있으며, 커버부(140)에 의하여 광원부(110) 및 회로 기판(120)을 외부 환경으로부터 보호하고, 상기 출력면(137)으로부터 방출되는 광의 특성을 추가적으로 조절할 수 있음은 물론이다.As such, the aviation equalization module may further include a cover unit 140, and the light guide unit 130 may be disposed in the cover unit 140. The cover unit 140 may be formed of a polycarbonate material, and the cover unit 140 protects the light source unit 110 and the circuit board 120 from an external environment, and has characteristics of light emitted from the output surface 137. Of course it can be adjusted additionally.

도 8은 본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 장치로부터 출력되는 광의 방사각에 따른 광량을 나타내는 도면이다.8 is a view showing the amount of light according to the emission angle of the light output from the aviation equalizer according to an embodiment of the present invention.

도 8을 참조하면, 본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 장치로부터 출력되는 광의 광 세기(A)는 연방 항공 규정(FAR)의 방사각에 따른 최소 광 세기(R) 이상으로 방출되는 것을 알 수 있다. 즉, 연방 항공 규정(FAR)에 따르면, 충돌 방지등은 0°에서는 400 cd 이상, 10°에서는 240 cd 이상, 20°에서는 80 cd 이상, 30°에서는 40 cd 이상, 75°에서는 20 cd 이상의 광 세기를 가질 것을 요구하고 있다. 이에, 본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 장치는 모든 방사각에 대하여 연방 항공 규정(FAR)의 방사각에 따른 최소 광 세기 이상의 값을 가지게 되어, 방사각의 함수로서 충돌 방지등의 최소 광 세기를 특정하고 있는 연방 항공 규정(FAR)의 최소 광 세기에 대한 제한 조건을 만족하게 된다.Referring to FIG. 8, it can be seen that the light intensity A of the light output from the aviation equalizer according to the embodiment of the present invention is emitted above the minimum light intensity R according to the emission angle of the Federal Aviation Regulations (FAR). have. That is, according to the Federal Aviation Regulations (FAR), the collision avoidance light is 400 cd or more at 0 °, 240 cd or more at 10 °, 80 cd or more at 20 °, 40 cd or more at 30 °, or 20 cd or more at 75 °. It demands to have a century. Accordingly, the aviation equalization apparatus according to the embodiment of the present invention has a value equal to or greater than the minimum light intensity according to the emission angle of the Federal Aviation Regulations (FAR) for all the radiation angles, and thus the minimum light intensity as a function of the radiation angle. The minimum light intensity requirements of the Federal Aviation Regulations (FAR) are specified.

이와 같이, 본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 모듈(10) 및 이를 포함하는 항공기용 등화 장치에 의하면, 광원부(110)를 항공기의 내측에 매립하고, 매립된 광원부(110)로부터 방출되는 광을 유도하여 항공기의 외측으로 출력함으로써 항공기의 표면으로부터 돌출되는 높이를 최소화할 수 있으며, 이에 따라 운행 중 저항 등의 발생을 최소화하고, 연료 효율을 향상시킬 수 있다.As such, according to the aviation equalization module 10 and the aircraft lighting device including the same according to an embodiment of the present invention, the light source unit 110 is embedded in the inside of the aircraft, and the light emitted from the embedded light source unit 110 By inducing and outputting to the outside of the aircraft, it is possible to minimize the height protruding from the surface of the aircraft, thereby minimizing the occurrence of resistance during operation and improving fuel efficiency.

또한, 광원부(110)로부터 방출되는 광의 입사각을 제어하고, 제1 반사면(131) 및 제2 반사면(133)에 의하여 광가이드부(130)로 입사된 광을 내부적으로 전반사시켜 광 손실을 최소화할 수 있으며, 이에 따라 출력면(137)으로부터 출력되는 광의 광도를 향상시키고, 항공 등화 장치의 최소 광 세기를 특정하고 있는 연방 항공 규정(FAR) 25. 1401에 적합한 방사각에 따른 광도 분포를 확보할 수 있다In addition, the incident angle of the light emitted from the light source unit 110 is controlled, and the light incident to the light guide unit 130 by the first reflective surface 131 and the second reflective surface 133 is totally internally reflected to reduce the light loss. It is possible to minimize the light intensity of the light output from the output surface 137 and to improve the intensity distribution according to the emission angle in accordance with Federal Aviation Regulations (FAR) 25. 1401, which specifies the minimum light intensity of the aviation equalizer. Can be secured

*상기에서, 본 발명의 바람직한 실시 예가 특정 용어들을 사용하여 설명 및 도시되었지만 그러한 용어는 오로지 본 발명을 명확하게 설명하기 위한 것일 뿐이며, 본 발명의 실시 예 및 기술된 용어는 다음의 청구범위의 기술적 사상 및 범위로부터 이탈되지 않고서 여러 가지 변경 및 변화가 가해질 수 있는 것은 자명한 일이다. 이와 같이 변형된 실시 예들은 본 발명의 사상 및 범위로부터 개별적으로 이해되어져서는 안 되며, 본 발명의 청구범위 안에 속한다고 해야 할 것이다.* While the preferred embodiments of the present invention have been described and illustrated using specific terms, such terms are only for clearly describing the present invention, and the embodiments and described terms of the present invention are described in the following claims. It is obvious that various changes and modifications can be made without departing from the spirit and scope. Such modified embodiments should not be understood individually from the spirit and scope of the present invention, but should fall within the claims of the present invention.

10: 항공 등화 모듈 20: 장착 모듈
30: 전원 모듈 110: 광원부
120: 회로 기판 130: 광가이드부
131: 제1 반사면 133: 제2 반사면
135: 입력면 137: 출력면
138: 연결부 140: 커버부
310: 커넥터부 320: 필터부
330: 전원 공급부10: aviation equalization module 20: mounting module
30: power module 110: light source
120: circuit board 130: light guide portion
131: first reflective surface 133: second reflective surface
135: input surface 137: output surface
138: connection portion 140: cover portion
310: connector portion 320: filter portion
330: power supply

Claims

An aviation equalization module mounted on an aircraft,
A light source unit embedded in the aircraft; And
And a light guide unit for guiding light emitted from the light source unit and outputting the light to the outside of the aircraft.
The light source unit includes a plurality of light sources arranged in a circle based on a central axis extending up and down of the aircraft,
The optical guide unit,
An input surface disposed opposite to a plane on which the plurality of light sources are arranged;
An output surface extending along a circumference of the central axis to output light incident from the input surface; And
And a first reflection surface and a second reflection surface that are disposed to face each other and are formed as curved surfaces in which an absolute value of a slope decreases from the input surface toward the output surface.
The optical guide part is formed to be rotationally symmetrical with respect to the central axis, and continuously reflects light incident through the input surface between the first and second reflective surfaces, and through the output surface, Evenly along the perimeter,
And an reflective layer made of a light reflective material on the first reflective surface and the second reflective surface.

The method according to claim 1,
The optical guide module is formed of a material having a refractive index of 1.5 or more.

The method according to claim 1,
The light guide unit is an aviation equalization module made of at least one material of acrylic (acrylic) and polycarbonate (polycarbonate).

The method according to claim 1,
The light source module aviation light emitting module emitting red light.

The aviation equalization module of claim 1;
A mounting module on which the aviation equalization module is seated; And
And a power module installed in the mounting module to electrically connect the internal power supply of the aircraft and the aviation light module.

The method according to claim 5,
The mounting module has a hollow inner space,
And the power module is installed in the internal space of the mounting module.

The method according to claim 5,
The mounting module is an aviation equalizer formed of a metal material for heat radiation.

The method according to claim 5,
The power module,
A connector unit connected to the internal power supply of the aircraft;
A power supply unit converting a voltage of the power provided through the connector unit and applying the applied voltage to the aviation equalization module; And
And a filter unit disposed between the connector unit and the power supply unit to block electromagnetic waves.