KR102093914B1 - 항공 등화 모듈 및 이를 포함하는 항공 등화 장치 - Google Patents

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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.

Description

항공 등화 모듈 및 이를 포함하는 항공 등화 장치{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.
항공 등화 장치는 항공기의 안전 운항을 위하여 설치된 등화 또는 조명 시설의 총칭으로서, 항공기의 비행 또는 이착륙시 안전 운항을 돕기 위해 지상이나 항공기에 설치한다.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
KR 10-2017-0024886 A
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.
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.
상기 광가이드부는 일측이 상기 항공기의 내측에 매립되어 위치하고, 상기 일측과 반대측인 타측이 상기 항공기의 외측으로 노출될 수 있다.
상기 광가이드부는 1.5 이상의 굴절률을 가지는 물질로 형성될 수 있다.
상기 광가이드부는 아크릴(acrylic) 및 폴리카보네이트(polycarbonate) 중 적어도 하나의 물질로 이루어질 수 있다.
상기 광원부는 원형으로 배열되는 복수 개의 광원을 포함하고, 상기 광가이드부는 상기 복수 개의 광원의 배열 중심축에 대하여 회전 대칭되도록 형성될 수 있다.
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.
상기 제1 반사면 및 제2 반사면은 상기 입력면으로부터 상기 출력면으로 갈수록 기울기의 절대값이 감소하는 곡면으로 형성될 수 있다.
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.
상기 입력면은 상기 제1 반사면 및 제2 반사면 사이에서 상기 발광부를 향하여 오목하게 형성될 수 있다.
상기 제1 반사면 및 제2 반사면 상에는 광 반사 물질로 이루어지는 반사층이 형성될 수 있다.
상기 광원부는 적색의 광을 방출할 수 있다.
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.
상기 장착 모듈은 중공형의 내부 공간을 가지며, 상기 전원 모듈은 상기 장착 모듈의 내부 공간에 설치될 수 있다.
상기 장착 모듈은 방열용 금속재로 형성될 수 있다.
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.
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.
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 있다
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.
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.
도 1은 본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 장치가 항공기에 설치되는 모습을 나타내는 도면이다.
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.
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.
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.
광은 일반직으로 굴절, 반사 등 파동의 특징을 보인다. 광은 파장이 비교적 짧아 직진성을 가지며, 다른 매질의 경계면을 만나면 일부는 반사되고 일부는 굴절된다.
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.
도 2는 스넬의 법칙을 설명하기 위한 도면이다.
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.
Figure 112019078787955-pat00001
수학식 1에서 N1은 제1 매질의 굴절률, N2는 제2 매질의 굴절률, θa는 입사각, θb는 굴절각을 의미한다.
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.
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.
광이 밀한 매질에서 소한 매질로 입사될 경우, 입사되는 광의 입사각이 임계각보다 크면 전반사 현상이 발생할 수 있다.
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.
여기서, 임계각(θc)은 수학식 2와 같이 나타낼 수 있다.
Figure 112019078787955-pat00002
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.
도 3은 광의 전반사 원리를 설명하기 위한 도면이다.
도 3을 참조하면, 광이 밀한 매질인 제2 매질에서 소한 매질인 제1 매질로 진행시 광의 입사각이 임계각 이상일 경우 광의 전반사가 일어남을 확인할 수 있다.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
도 8은 본 발명의 실시 예에 따른 항공 등화 장치로부터 출력되는 광의 방사각에 따른 광량을 나타내는 도면이다.
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.
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.
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 있다
*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.
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 공급부

Claims (8)

  1. 항공기에 장착되는 항공 등화 모듈로서,
    상기 항공기의 내측에 매립되어 위치하는 광원부; 및
    상기 광원부로부터 방출되는 광을 유도하여 상기 항공기의 외측으로 출력하는 광가이드부;를 포함하고,
    상기 광원부는, 상기 항공기의 상하로 연장되는 중심축을 기준으로 원형으로 배열되는 복수 개의 광원을 포함하고,
    상기 광가이드부는,
    상기 복수 개의 광원이 배열되는 평면에 대향 배치되는 입력면;
    상기 중심축의 둘레를 따라 연장되어, 상기 입력면으로부터 입사되는 광을 출력하기 위한 출력면; 및
    상호 대향 배치되며, 상기 입력면으로부터 상기 출력면으로 갈수록 기울기의 절대값이 감소하는 곡면으로 형성되는 제1 반사면 및 제2 반사면;을 포함하고,
    상기 광가이드부는, 상기 중심축에 대하여 회전 대칭되도록 형성되어, 상기 입력면을 통하여 입사되는 광을 상기 제1 반사면 및 제2 반사면 사이에서 계속적으로 반사시켜, 상기 출력면을 통하여 상기 중심축의 둘레를 따라 균일하게 방출하며,
    상기 광가이드부는 일측이 상기 항공기의 내측에 매립되어 위치하고, 상기 일측과 반대측인 타측이 상기 항공기의 외측으로 노출되는 항공 등화 모듈.
  2. 청구항 1에 있어서,
    상기 광가이드부는 1.5 이상의 굴절률을 가지는 물질로 형성되는 항공 등화 모듈.
  3. 삭제
  4. 청구항 1에 있어서,
    상기 광원부는 적색의 광을 방출하는 항공 등화 모듈.
  5. 청구항 1, 청구항 2 및 청구항 4 중 어느 하나의 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 포함하는 항공 등화 장치.
  6. 청구항 5에 있어서,
    상기 장착 모듈은 중공형의 내부 공간을 가지며,
    상기 전원 모듈은 상기 장착 모듈의 내부 공간에 설치되는 항공 등화 장치.
  7. 청구항 5에 있어서,
    상기 장착 모듈은 방열용 금속재로 형성되는 항공 등화 장치.
  8. 청구항 5에 있어서,
    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 포함하는 항공 등화 장치.
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