KR102136950B1 - 유체 분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치 - Google Patents

유체 분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치 Download PDF

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Abstract

본 발명은 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치에 관한 것으로, 프로펠러의 회전 중심부로 유체를 공급하여 유체 분사에 의한 추진력으로 회전력을 보강하기 위한 것이다.
이를 위하여 본 발명은 선박 또는 고압 살수차량의 압축기와 펌프에서 제공되는 고압의 유체를 공급하는 본체 결합부, 본체 결합부에 연결되며 유체 주입배관과 유체의 분리 토출을 위한 다수 개의 유체 분리배관이 구비되는 본체, 본체의 측면에 방사상으로 수평하게 결합되고 내부 유로가 형성되어 프로펠러가 회전 가능하게 결합되는 허브 결합부가 설치되는 다수 개의 지지프레임, 허브와 다수 개의 회전 날개 및 다수 개의 분사노즐을 포함하여 각 지지프레임의 허브 결합부에 회전 가능하게 결합되며 모터의 동력과 유체 분사에 의한 추진력으로 수평 회전하여 무인비행체의 비행을 위한 양력 및 추진력을 발생시키는 다수 개의 프로펠러를 포함하는, 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치를 제공하여, 프로펠러의 회전력 보강을 통해 무인비행체의 비행 안정성 및 부양능력을 보다 효율적으로 향상시키고 무인비행체 동작시의 동력 소모량을 줄일 수 있게 한다.

Description

유체 분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치{Propeller accelerator of unmanned vehicle for fluid injection}
본 발명은 유체 분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치에 관한 것으로, 보다 상세하게는 압축기와 펌프가 탑재된 고압 살수차량이나 선박 등에서 호스를 통해 제공되는 고압의 기체 또는 액체 등의 유체를 프로펠러의 회전 동력원으로 사용할 수 있도록 함으로써 프로펠러의 회전력 보강 및 그에 따른 무인비행체의 비행 안정성 및 부양능력을 보다 효율적으로 향상시킬 수 있으면서도 무인비행체 동작시의 전력 소비량을 줄일 수 있는 유체 분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치에 관한 것이다.
무인 비행체는 조종사 없이 사전에 입력된 프로그램에 따라 또는 비행체 스스로 항로 또는 주변 장애물을 인식하고 판단하여 자율비행하는 비행체로서, 조종사를 위한 공간과 안전장치 등을 별도로 구비할 필요성이 없기 때문에 소형화, 경량화가 가능하여 사람의 직접 접근이 어려운 곳의 정보 수집과 정찰을 위한 촬영용이나 정찰용 등에 주로 사용되고 있으며, 최근에는 레저용뿐만 아니라 소방용 또는 방역용, 그 밖에도 여러 분야에서 무인 비행체의 활용이 두드러지고 있어 차세대 산업으로 주목받고 있다.
이러한 무인 비행체는 일반적으로 전자 부품 및 제어모듈 등이 탑재되며 비행체의 골격을 구성하는 본체, 본체와 프로펠러를 기계적 및 전기적으로 연결하고 지지하는 다수의 지지 프레임, 각 지지 프레임의 종단에 모터에 의해 회전 가능하게 각각 설치되는 다수 개의 프로펠러 등을 포함하여 구성되고, 본체에 탑재되는 모듈들은 무인 비행체의 소형화 및 경량화를 위하여 기계적 강성을 지니면서 슬림형으로 구현 가능한 재료들로 구현되며, 각각의 프로펠러는 그 주위를 감싸는 형태의 프로펠러 보호용 구조물이 구비되어 구성될 수도 있다.
특히 최근에는 소방용이나 방역용으로 사용되는 무인 비행체의 경우 진화 또는 방역 등을 위한 고압의 기체나 액체 등의 유체를 화재 현장이나 사고 현장에 분사하게 되는데, 이때 진화 또는 방역을 효율적으로 실시하기 위해 무인비행체의 비행 시간을 보다 길게 연장시키면서도 비행 안정성 및 부양능력도 함께 향상시킬 수 있는 무인비행체 동작 전력 소비량 절감 방법이 요구되고 있다.
KR 10-2012-0136797 A 2012.12.20. 공개 KR 10-1589263 B1 2016.01.21. 등록
따라서 본 발명은 상기의 문제점을 해결하기 위해 안출한 것으로서, 본 발명이 해결하고자 하는 기술적 과제는, 압축기와 펌프가 탑재된 고압 살수차량이나 선박 등에서 호스를 통해 제공되는 고압의 기체 또는 액체 등의 유체를 프로펠러의 회전 중심부로 공급하고 프로펠러의 회전 날개에서 고압의 유체를 분사하여 그 유체 분사에 의한 추진력을 프로펠러의 회전 동력원으로 부가 사용할 수 있도록 함으로써 프로펠러의 회전력을 보강하여 무인비행체의 비행 안정성 및 부양능력을 보다 효율적으로 향상시킬 수 있으면서도 무인비행체 동작시의 동력 소모량을 줄여 전력 소비량을 줄일 수 있도록 한 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치를 제공하고자 하는 것이다.
상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 일 실시 형태는, 압축기와 펌프가 탑재되는 선박 또는 고압 살수차량에서 호스를 통해 제공되는 고압의 유체를 통과시키기 위한 유체 통로가 몸체 내부에 형성되고 호스의 단부에 회전 가능하게 연결되는 본체 결합부, 본체 결합부와 착탈 가능하게 결합되며 유체의 주입을 위한 유체 주입배관이 몸체의 내부에 형성되고 유체 주입배관으로 유입된 유체를 분리시켜 토출하기 위한 다수 개의 유체 분리배관이 유체 주입배관의 출구단에서 방사상으로 균등하게 이격되어 분기 및 연설되는 본체, 유체를 통과시키기 위한 내부 유로가 몸체의 길이방향으로 형성되고 본체의 각 유체 분리배관의 내부와 내부 유로가 연통하도록 본체의 측면에 방사상으로 수평하게 결합되며 모터의 동력에 의해 프로펠러를 회전 가능하게 결합하고 지지 및 고정하는 허브 결합부가 종단부에 설치되는 다수 개의 지지프레임, 프로펠러의 회전 중심축을 형성하는 허브와 허브에 연결된 다수 개의 회전 날개 및 유체 분사를 위한 다수 개의 분사노즐을 포함하여 결합부재에 의해 각 지지프레임의 허브 결합부에 회전 가능하게 결합되며 모터의 동력과 유체 분사에 의한 추진력으로 수평 회전하여 무인비행체의 비행을 위한 양력 및 추진력을 발생시키는 다수 개의 프로펠러를 포함하는, 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치이다.
상기 본 발명의 일 실시 형태에 따른 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치는, 각 프로펠러의 회전축 중심이 되는 허브의 내측에 각각 회전 가능하게 설치되며 허브의 몸체 내부를 통해 공급되는 유체에 의해 수평 회전하여 허브의 측방으로 유체를 가압 및 토출하여 허브의 측방에 연결된 회전 날개의 분사노즐에 공급되는 유체를 가압 또는 회전력을 증가시키는 임펠러를 포함하는 형태로 구현될 수도 있다.
본 발명에 의하면, 압축기와 펌프가 탑재된 고압 살수차량이나 선박 등에서 제공되는 고압의 기체 또는 액체 등의 유체를 프로펠러의 회전 날개에서 노즐을 통해 분사하고 그 유체 분사에 의한 추진력을 프로펠러의 회전 또는 가속에 필요한 부가적, 또는 단독 동력원으로 사용할 수 있게 되므로, 프로펠러의 회전력을 효율적으로 보강하여 무인비행체의 비행 안정성 및 부양능력을 보다 효율적으로 향상시킬 수 있으면서도 무인비행체 동작시의 동력 소모량을 줄여 전력 소비량을 절감할 수 있는 이점이 있으며, 또한 물을 미세하게 분무하여 미세 먼지의 제거 등에 활용이 가능하게 되는 이점을 제공한다.
도 1은 본 발명에 따른 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치의 전체적인 구성을 개략적으로 예시한 사시도이다.
도 2는 본 발명의 일 실시 형태에 따른 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치에서 프로펠러를 발췌하여 예시한 상세도이다.
도 3은 본 발명의 다른 실시 형태에 따른 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치에서 프로펠러를 발췌하여 예시한 상세도이다.
도 4는 본 발명의 각 실시 형태에 따른 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치에서 프로펠러와 지지프레임의 결합부를 확대 예시한 단면도이다.
도 5는 도 3의 허브를 일부 절개하여 예시한 주요부분의 상세도이다.
도 6은 도 3의 허브 내부에 설치되는 임펠러를 발췌하여 예시한 평면도이다.
도 7은 본 발명의 또 다른 실시 형태에 따른 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치의 전체적인 구성을 개략적으로 예시한 사시도이다.
도 8은 본 발명의 각 실시 형태에 따른 프로펠러 가속장치에 탑재되는 비행 제어부의 상세 구성을 예시한 블록도이다.
이하, 본 발명에 따른 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치의 구성과 동작 및 그에 의한 작용 효과를 첨부 도면을 참조하여 상세히 설명한다.
본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정 해석되지 아니하며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다. 따라서, 본 명세서에 기재된 실시 예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 일 실시 예에 불과할 뿐이므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.
도 1은 본 발명에 따른 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치의 전체적인 구성을 개략적으로 예시한 사시도이고, 도 2는 본 발명의 일 실시 형태에 따른 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치에서 프로펠러를 발췌하여 예시한 상세도이며, 도 3은 본 발명의 다른 실시 형태에 따른 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치에서 허브의 내부에 임펠러가 설치된 형태의 프로펠러를 발췌하여 예시한 상세도이고, 도 4는 본 발명의 각 실시 형태에 따른 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치에서 프로펠러와 지지프레임의 결합부를 확대 예시한 단면도이며, 도 5와 도 6은 각각 도 3의 허브를 일부 절개하여 예시한 주요부분의 상세도와 허브 내부에 설치되는 임펠러를 발췌하여 예시한 평면도로서, 본 발명의 각 실시 형태에 의한 프로펠러 가속장치는, 도 1 내지 도 3에 예시된 바와 같이 본체 결합부(20), 본체(110), 다수 개의 지지프레임(120), 및 다수 개의 프로펠러(130)를 포함하여 구성될 수 있으며, 본 발명의 바람직한 실시 형태에 따른 유체 분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치는 도 3에 예시된 바와 같이 프로펠러(130)를 구성하고 있는 허브(131)의 내측에 임펠러(150)를 내설하여 구성하는 것이다.
또한 이러한 본 발명의 각 실시 형태는 본체(110)의 상부에 탑재되는 비행 제어부(160), 및 전원 공급부(170)를 더 포함하여 구성될 수도 있으며, 본 발명의 각 실시 형태에 의한 프로펠러 장치가 설치되는 무인비행체의 본체는 상공 비행이 용이하도록 구현되는 비행체 모형으로 구성될 수 있으며, 하우징의 형상이나 모양을 예시된 하우징의 형태로 특정하지는 않음은 물론이다.
본체 결합부(20)는 고압의 유체를 통과시키기 위한 통로가 몸체 내부에 형성되고, 소방용 물, 전염병 방역용 약품, 농약, 유화재 등의 유체를 싣고 이동하면서 압축기와 펌프를 이용하여 고압으로 유체를 공급하는 고압 살수차(10)나 선박 등에 연결된 호스(11)의 단부에 자유로운 회전 동작이 가능하도록 예를 들면 스위블 조인트 등을 통해 연결될 수 있으며, 이러한 호스(11)는 호스 권취롤에 의해 자동으로 감기거나 풀릴 수 있도록 설치될 수 있다.
또한, 이러한 본체 결합부(20)는 기체 또는 액체 등의 유체가 누설되는 것을 방지를 위해서는 호스(11)와 긴밀하게 결합되는 것이 바람직하며, 이러한 긴밀한 결합을 위해 패킹 등이 개재될 수 있고 나사 결합 등을 통해 착탈 가능하게 결합될 수 있다. 여기서 유체는 기체 또는 액체 중의 어느 하나로서, 물, 소화약제, 기름제거제, 유화제 중에서 적어도 어느 하나를 포함할 수 있고, 본 발명에 의한 프로펠러 가속장치는 화재 지역, 농약 살포지역, 전염병 방역지역, 미세먼지 제거 필요지역, 기름 유출 해역 등에서 유체의 압력을 이용하여 화재 진압, 농약 살포, 전염병 방역, 미세먼지 제거, 기름 제거를 위한 유체 살포 등을 실시하는 무인비행체에 적용될 수 있다.
본체(110)는 무인비행체의 비행동작 및 자세 제어 등을 위한 전자 부품 및 제어모듈 등이 탑재되며 비행체의 골격을 구성하는 부분으로서, 호스(11)에 연결된 본체 결합부(20)와 착탈 가능하게 결합되며, 몸체의 하부에서 상부로 유체가 주입될 수 있는 유체 주입배관(111)이 몸체의 내부에 형성된다. 이러한 유체 주입배관(111)의 상단부에는 다수 개소로 유체를 분리시켜 토출하기 위한 다수 개의 유체 분리배관(l12)이 유체 주입배관(111)의 출구단에서 방사상으로 균등하게 이격되어 분기 및 연설된다. 이때 분기되는 유체 분리배관(112)의 개수는 본체(110)에 연결되는 프로펠러(130)의 개수에 대응되게 형성되는 것이 바람직하다. 예를 들면 도면에는 예시되어 있지 않지만 하나의 본체(110)에 3개의 프로펠러(130)가 결합되는 경우 유체 분리배관(112)은 3개일 수 있으며, 도 1에 예시된 바와 같이 하나의 본체(110)에 4개의 프로펠러(130)가 결합되는 경우 유체 분리배관(112)은 4개일 수 있다.
지지프레임(120)은 본체(110)와 프로펠러(130)를 기계적 및 전기적으로 연결하고 지지하기 위한 프레임으로서, 본체(110)에 결합되는 프로펠러(130)의 개수에 대응되는 개수로 설치되며, 유체를 통과시키기 위한 내부 유로(121)가 몸체의 길이방향으로 형성되고, 본체(110)의 각 유체 분리배관(112)의 내부와 내부 유로(121)가 연통하도록 본체(110)의 측면에 방사상으로 수평하게 결합된다. 또한 이러한 지지프레임(120) 상에는 모터(123a)의 동력에 의해 내부 유로(121)를 개폐하기 위한 제어밸브(124)가 개재되어 제어밸브(124)의 개폐동작에 의해 프로펠러(130) 측으로의 유체 공급과 차단 또는 개폐량(유량)이 조절될 수 있도록 구성하며, 또한 지지프레임(120)의 종단부에는 프로펠러(130)를 회전 가능하게 결합하고 지지 및 고정하는 허브 결합부(122)가 설치되어 허브(131)의 수직 유로(131a)에 유체 공급이 가능하도록 허브(131)의 프레임 결합부(131b)에 회전 가능하게 결합된다. 이때 지지프레임(120)은 허브 결합부(122)가 몸체의 단부에서 상부로 절곡되어 연설된다.
프로펠러(130)는 허브(131)를 중심으로 그 양측에, 또는 허브(131)의 외주면을 따라 균등간격 이격되는 위치에 다수 개의 회전 날개(132)가 설치되어 이루어지고, 다수 개의 분사노즐(133)이 각 회전 날개(132)에 횡으로 나란히 배치된다. 특히 분사노즐(133)은 유체분사에 의한 추진력을 시계방향 또는 반시계방향으로 프로펠러(130)에 작용시키도록 각 회전 날개(132)에 설치되는 것이 바람직하다. 또한 프로펠러(130)는 결합부재(134)에 의해 각 지지프레임(120)의 허브 결합부(122)에 회전 가능하게 결합되어 모터의 동력과 유체 분사에 의한 추진력으로 수평 회전하여 무인비행체의 비행을 위한 양력 및 추진력을 발생시킨다.
허브(131)는 회전 중심축을 형성하며, 모터(123b)와 전기적으로 연결되거나, 단독으로 원격 제어신호나 기류감지신호에 따라 제공되는 모터(123b)의 동력에 의해 회전동작한다. 또한 이러한 허브(131)는 프로펠러의 회전 중심부로 유체를 공급하기 위한 수직 유로(131)가 내부에 형성되고 지지프레임(120)과 회전 가능하게 결합되기 위한 프레임 결합부(131b)가 하단부에 설치되어 지지프레임(120)의 내부 유로(121)로부터 유체 공급이 가능하도록 지지프레임(120)의 허브 결합부(122)의 상단부에 회전 가능하게 안착 및 결합된다.
회전 날개(132)는 허브(131)의 측면에 방사상으로 균등하게 이격되어 수평하게 설치되며 내부에 유체 흐름을 위한 날개 유로(132a)가 허브(131)의 수직 유로(131a)의 상단부에서 연설되어 형성되고 날개 유로(132a)의 종단에는 유체 분사를 위한 분사노즐(133)이 설치된다. 이러한 회전 날개(132)는 허브(131)의 측방으로 등간격 이격되어 3개 이상 설치되거나, 허브(131)의 측방으로 등간격 이격되어 쌍으로 설치될 수 있다.
도 7은 본 발명의 또 다른 실시 형태에 따른 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치를 개략적으로 예시한 사시도로서, 본 발명에 의한 또 다른 실시 형태의 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치는, 2개의 프로펠러(130a,130b)가 상, 하단부가 각각 개방된 하나의 외통(180) 내부에 동축반전형으로 동작하도록 결합되는 형태로 구현될 수도 있다. 이 경우 2개의 프로펠러(130a,130b)는 외통(180)의 내측에 설치되는 본체(110)에 상하로 연설되고 서로 반대되는 방향으로 회전하도록 동축반전 결합부(182)에 의해 동축 반전형으로 결합되며, 상부에 위치한 제1프로펠러(130a)와 하부에 위치한 제2프로펠러(130b)는 각각 위에서 언급한 본 발명의 일 실시 형태(허브에 임펠러가 내설되지 않은 형태), 및 바람직한 실시 형태(허브에 임펠러가 내설된 형태) 중의 어느 하나로 구현될 수 있다. 또한 이 경우 본체(110)는 1개의 외통(180) 내부에 양단부가 고정된 별도의 거치대(181)에 의해 좌,우 양측이 각각 견고하게 지지되거나 또는 상,하 2단으로 좌,우 양측이 각각 견고하게 지지되어 설치될 수 있다.
분사노즐(133)은 각 회전 날개(132)에 다수 개가 횡으로 나란히 배치되어 설치되되 프로펠러의 가속을 위해 프로펠러 회전 날개의 회전 반대방향으로 고압의 유체를 분사할 수 있도록 설치되며, 모터(123a)에 의한 제어밸브(124) 개폐동작 또는 개폐량 조절동작에 의해 공급되는 유체를 분사하여 유체분사에 의한 추진력을 시계방향 또는 반시계방향으로 프로펠러(130)에 작용시킨다.
결합부재(134)는 지지프레임(120)의 종단부에 측면으로 돌출되어 연설되는 플랜지 형상의 허브 결합부(122)와 허브(131)의 하단부에 측면으로 돌출되어 연설되는 플랜지 형상의 프레임 결합부(131b)를 회전 가능하게 결합하고 지지 및 고정하기 위한 것으로서, 두 결합부(122)(131b) 사이에 각각 개재되어 지지프레임(120)에 대한 허브(131)의 회전동작을 지지하고 안내하는 다수 개의 베어링(134a)과, 두 결합부를 전체적으로 둘러 감싸는 형태로 결합하여 고정시키는 고정 브라켓(134b)을 포함하여 구성될 수 있다. 이러한 고정 브라켓(134b)은 측면으로 돌출된 플랜지 형상의 허브 결합부(122)와 프레임 결합부(131b)를 전체적으로 둘러 감쌀 수 있도록 측면이 폐쇄되고 상, 하부의 중심부는 개방된 'ㄷ'자형 단면의 한 쌍의 반원통형 몸체로 이루어질 수 있으며, 다수 개의 베어링(134a)은 서로 마주 대하는 두 결합부(122)(131b) 사이, 및 허브 결합부(122)와 고정 브라켓(134b) 하부 사이, 및 프레임 결합부(131b)와 고정 브라켓(134b) 상부 사이에 각각 개재되어 지지프레임(120)의 상부에서 허브(131)가 자유롭게 회전 동작하도록 안내하고 지지한다. 이 경우 허브 결합부(122)와 프레임 결합부(131b)의 서로 마주 대하는 일측면에는 베어링의 삽입 및 회전동작의 안내를 위한 요홈(122a)(131c)이 각 플랜지 상에 원주형으로 형성될 수 있다. 또한 고정 브라켓(134b)은 한 쌍의 반원통형 몸체를 별도의 고정 부재에 의해 체결하거나 분리할 수 있는 것을 설치할 수 있으며, 일체형으로 형성될 수도 있다.
임펠러(150)는 각 프로펠러(130)의 회전축 중심이 되는 허브(131)의 내측에 각각 회전 가능하게 설치되며 허브(131)의 몸체 내부를 통해 공급되는 유체에 의해 수평 회전하여 허브(131)의 측방으로 유체를 가압 및 토출하여 허브(131)의 측방에 연결된 회전 날개(132)의 분사노즐(133)에 공급되는 유체의 압력을 증가시키며, 단독으로 사용시 임펠러(150)에 의하여 회전력을 증가시킨다. 이러한 임펠러(150)는 내부가 비어있고 측면이 개방된 원통형 몸체의 중앙부에 축공(151)이 형성되며 축공(151)을 통해 몸체의 내부로 유체를 공급받는다. 원통형 몸체의 내측에는 다수의 임펠러 날개(152)가 한쪽 방향으로 기울어진 상태로 방사상으로 설치되어 몸체의 내부로 유입된 유체의 흐름방향을 변환시키도록 구성되고, 원통형 몸체의 원주 방향을 따라 다수의 측방 토출구(153)가 형성되어 몸체의 내부에서 흐름 방향이 변환된 유체를 토출하도록 구성된다.
비행 제어부(160)는 원격 제어신호를 무선 수신하도록 본체(110)의 상부에 외부로 노출되게 탑재되며, 제어밸브(124)에 연결된 모터(123a), 허브(131)에 연결된 모터(123b)와 전기적으로 연결되거나 단독으로 원격 제어신호나 기류감지신호에 따라 각 모터(123a-123c)의 동작을 제어함으로써, 허브(131)의 회전동작, 제어밸브(124)의 개폐동작 또는 개폐량을 조절하여 분사노즐에서의 유체 분사 동작 및 그에 의한 본체(110)의 자세 제어나 비행 동작을 전체적으로 제어한다.
도 8은 본 발명의 각 실시 형태에 따른 프로펠러 가속장치에 탑재되는 비행 제어부의 상세 구성을 예시한 블록도로서, 비행 제어부(160)는 도 8에 예시된 바와 같이 무선 송수신부(161), 기류 감지부(162), 자세 제어부(163), 및 모터 구동부(164)를 포함하여 구성될 수 있으며, 영상 인식부(165), 및 화재 및 물체 인식부(166)를 더 포함하여 구성될 수도 있다.
무선 송수신부(161)는 지상 관제센터의 무선 단말기 또는 원격 제어기에서 무선 송출되는 원격 제어신호를 수신하여 자세 제어부(163)로 전달하거나 자세 제어부(163)의 상태정보를 지상 관제센터의 무선 단말기 또는 원격 제어기 등으로 무선 송출한다.
기류 감지부(162)는 무인비행체의 방위변화 및 압력을 감지하기 위한 자이로 센서(162a)와 가속도 센서(162b) 및 압력센서(162c), GPS 위성신호를 이용하여 관창의 현재위치를 산출하는 GPS 수신기(162d)를 구비하며, 무인비행체의 움직임에 따른 방위변화와 현재위치 및 유체 분사에 따른 기류의 흐름을 감지하여 자세 제어부(163)로 전달한다.
자세 제어부(163)는 무선 송수신부(161)의 원격 제어신호 또는 기류 감지부(162)의 기류 감지신호에 따라 무인비행체의 자세 제어와 유체 분사 또는 추진력 등의 발생을 위한 각각의 노즐 제어신호를 발생시킨다.
모터 구동부(164)는 자세 제어부(163)의 각 노즐 제어신호에 따라 전원 공급부(170)에서 각 모터(123a,123b)로 공급되는 구동전류를 각각 조절한다.
영상 인식부(165)는 카메라 등을 탑재하여 무인비행체의 주변 영상을 촬영하고 신호처리하여 기설정된 관리자의 휴대전화 또는 관제센터의 URL로 무선 전송한다.
화재 및 물체 인식부(166)는 무인비행체 주변의 온도와 압력 및 방사선 세기를 포함하는 물리량 또는 화학량을 감지하고 신호처리하여 기설정된 관리자의 휴대전화 또는 관제센터의 URL로 무선 전송한다.
전원 공급부(170)는 본체(110)의 상부에 탑재되며, 배터리 등을 수납하여 비행 제어부(160)의 각 부하에 전원을 공급한다.
이상과 같이 구성되는 본 발명의 동작 및 그에 의한 작용 효과를 설명하면 다음과 같다.
본 발명의 일 실시 형태에 따른 프로펠러(130)는 허브(131)의 양측에, 또는 허브(131)의 외주면을 따라 균등간격 이격되게 다수 개의 회전 날개(132)를 설치하고, 각 회전 날개(132)에 횡으로 나란히 다수 개의 분사노즐(133)을 배치하여 분사노즐(133)에서의 유체분사에 의한 추진력이 시계방향 또는 반시계방향으로 작용하도록 구성하여 준비한다.
한편, 본 발명의 바람직한 실시 형태에 따른 프로펠러(130)는 먼저 허브(131) 내측에 원통형 몸체의 중앙부 축공(151)을 통해 몸체의 내부로 유체를 공급받고 다수의 임펠러 날개(152)에 의해 유체의 흐름방향을 변환시켜 원통형 몸체의 원주 방향을 따라 다수의 측방 토출구(153)로 유체를 토출하는 임펠러(150)를 내설하고, 다음으로 허브(131)의 양측에, 또는 허브(131)의 외주면을 따라 균등간격 이격되게 다수 개의 회전 날개(132)를 설치하고, 각 회전 날개(132)에 횡으로 나란히 다수 개의 분사노즐(133)을 배치하여 분사노즐(133)에서의 유체분사에 의한 추진력이 시계방향 또는 반시계방향으로 작용하도록 구성하여 준비한다.
다음으로 압축기와 펌프가 탑재되는 선박 또는 고압 살수차량(10)의 호스(11)와 자유로운 회전 동작이 가능하게 연결된 본체 결합부(20)에 본체(110)의 유체 주입배관(111)을 긴밀하게 연결하여 기체 또는 액체 등의 유체가 본체 결합부(20)에서 본체(110)의 유체 주입배관(111)으로 유입될 수 있도록 한다.
이어서 내부 유로(121)가 각각 형성된 다수 개의 지지프레임(120)을 준비하여 그 내부 유로(121)가 본체(110)의 각 유체 분리배관(112)과 연통되도록 한 상태에서 지지프레임(120)의 종단부에 형성된 허브 결합부(122)가 상부를 향하도록 하여 각 지지프레임(120)을 본체(110)의 측면에 각각 결합한다. 이때 지지프레임(120)과 본체(110) 사이에는 각각 제어밸브(124)를 개재시키고 각 제어밸브(124)에는 모터(123a)를 전기적으로 연결하여 모터(123a)에 의해 각 제어밸브(124)가 자동 개폐되거나 또는 개폐량 조절이 가능하게 한다.
그리고 지지프레임(120)의 허브 결합부(122)의 상단부에 형성된 요홈(122c)에 다수 개의 베어링(134a)을 개재시킨 상태에서 그 상부에 프레임 결합부(131b)의 요홈(131c)이 대응되게 하여 허브(131)의 프레임 결합부(131b)를 지지프레임(120)의 허브 결합부(122)의 상단부에 회전 가능하게 안착시킨다. 이때 허브(131)의 수직 유로(131a)와 지지프레임(120)의 내부 유로(121)가 서로 연통 가능하게 안착시킨다.
상기와 같이 지지프레임(120)의 허브 결합부(122) 상에 허브(131)의 프레임 결합부(131b)를 회전 가능하게 안착시킨 상태에서, 'ㄷ'자형 단면의 반원통형 몸체로 이루어진 한 쌍의 고정 브라켓(134b)으로 플랜지 형상의 허브 결합부(122)와 프레임 결합부(131b) 측면을 전체적으로 둘러 감싸고 이들 한 쌍의 반원통형 몸체를 별도의 고정 부재에 의해 체결함으로써, 각 지지프레임(120)의 종단부에 프로펠러(130)를 각각 회전 가능하게 설치할 수 있게 된다. 이때 플랜지 형상의 허브 결합부(122)와 고정 브라켓(134b) 사이의 접촉면, 및 프레임 결합부(131b)와 고정 브라켓(134b) 사이의 접촉면에는 각각 다수 개의 베어링(134a)을 각각 개재시켜 체결함으로써 프로펠러(130)의 회전시 마찰 저항을 줄일 수 있게 한다.
이로써, 선박 또는 고압 살수차량(10) 등에서 호스(11)를 통해 본체 결합부(20)에 기체 또는 액체 등의 유체가 공급되면 본체 결합부(20)에서 본체(110)의 유체 주입배관(111)으로 유체가 유입되고, 이러한 유체는 제어밸브(124)의 전단까지 공급되어 있게 된다.
이때 비행 제어부(160)가 원격 제어신호나 기류감지신호에 따라 무인 비행체의 자세 유지 또는 유체 분사를 위한 밸브 제어신호를 출력하게 되면 모터(123a)의 동작이 제어되어 제어밸브(124)가 개방되거나 그 개방량이 조절될 수 있게 되므로 지지프레임(120)의 내부 유로(121)를 통해 허브(131)의 수직 유로(131a)까지 유체가 공급될 수 있게 된다.
이러한 상태에서 본 발명의 일 실시 형태의 경우, 유체는 선박 또는 고압 살수차량(10)에 탑재된 압축기와 펌프의 압력으로 호스(11)와 본체 결합부(20)에서 본체(110)의 유체 주입배관(111)으로 유입되고, 허브(131)의 수직 유로(131a)의 상단부에서 연설된 회전 날개(132)의 날개 유로(132a)를 통해 각 분사노즐(133)로 공급될 수 있게 된다. 따라서 본 발명의 일 실시 형태의 경우, 각 분사노즐(133)에서는 선박 또는 고압 살수차량(10)에 탑재된 압축기와 펌프에 의한 압력에 의해 유체 분사가 이루어질 수 있게 된다. 이로써 본 발명의 일 실시 형태의 경우, 프로펠러(130)는 모터의 동력과 유체 분사에 의한 추진력으로 수평 회전하여 무인비행체의 비행을 위한 양력 및 추진력을 발생시킬 수 있게 된다.
또한 본 발명의 바람직한 실시 형태의 경우, 유체는 선박 또는 고압 살수차량(10)에 탑재된 압축기와 펌프의 압력으로 호스(11)와 본체 결합부(20)에서 본체(110)의 유체 주입배관(111)으로 유입되고, 허브(131)의 수직 유로(131a)의 상단부에 내설된 임펠러(150)의 축공(151)을 통해 원통형 몸체 내부로 유입된 후 다수의 임펠러 날개(152)에 의해 흐름방향이 변환되고 가압되어 다수의 측방 토출구(153)를 통해 토출될 수 있게 되므로, 임펠러(150)의 측방 토출구(153)를 통해 토출된 유체는 회전 날개(132)의 날개 유로(132a)를 통해 각 분사노즐(133)로 공급될 수 있게 된다. 따라서 본 발명의 바람직한 실시 형태의 경우, 각 분사노즐(133)에서는 선박 또는 고압 살수차량(10)에 탑재된 압축기와 펌프에 의한 압력과 임펠러에 의해 가속된 유체 압력이 더해진 상태의 압력에 의해 유체 분사가 이루어질 수 있게 된다. 이로써 본 발명의 바람직한 실시 형태의 경우, 프로펠러(130)는 모터의 동력과 유체 분사에 의한 추진력 뿐만 아니라 임펠러에 의해 가속된 유체 압력이 더해진 힘으로 수평 회전하여 무인비행체의 비행을 위한 양력 및 추진력을 발생시킬 수 있게 된다.
한편, 본 발명의 또 다른 실시 형태의 경우 2개의 프로펠러(130a,130b)가 외통(180)의 내측에 다수의 거치대(181)에 의해 견고하게 지지되어 설치되는 본체(110)에 상하로 연설되고 동축반전 결합부(182)에 의해 서로 반대되는 방향으로 회전하도록 동축 반전형으로 결합되므로, 프로펠러의 회전이 개시되면 상부에 위치한 제1프로펠러(130a)와 하부에 위치한 제2프로펠러(130b)가 서로 반대되는 방향으로 회전하게 되면서 도 7에 예시된 바와 같이 외통(180) 몸체의 상부에서 그 내부로 공기를 흡입하고, 흡입된 공기는 분사노즐에서 분사된 유체와 함께 외통 몸체의 하부로 토출된다. 이때 각각의 프로펠러(130a,130b)는 본 발명의 일 실시 형태(허브에 임펠러가 내설되지 않은 형태), 및 바람직한 실시 형태(허브에 임펠러가 내설된 형태) 중의 어느 하나로 구현될 수 있게 된다. 따라서 본 발명의 또 다른 실시 형태의 경우, 제1,2프로펠러(130a,130b)는 모터의 동력과 유체 분사에 의한 추진력 뿐만 아니라 임펠러에 의해 가속된 유체 압력이 더해진 힘으로 수평 회전하여 무인비행체의 비행을 위한 양력 및 추진력을 발생시킬 수 있게 된다.
이상의 본 발명에 의하면, 압축기와 펌프가 탑재된 고압 살수차나 선박 등에서 호스를 통해 제공되는 고압의 기체 또는 액체 등의 유체를 내부의 유체 배관을 통해 프로펠러의 회전 중심부로 공급하고 프로펠러의 회전력에 의해 가압된 유체가 회전 날개의 단부에서 다수 개의 분사노즐을 통해 프로펠러의 회전 반대방향으로 분사될 수 있도록 함으로써 유체분사에 의한 추진력으로 프로펠러의 회전력을 보강하여 무인비행체의 비행 안정성 및 부양능력을 보다 효율적으로 향상시키고 무인비행체 동작시의 동력 소모량을 줄여 전력 소비량을 줄일 수 있게 한다.
이상과 같이 본 발명은 비록 한정된 실시예와 도면에 의해 설명되었으나, 본 발명은 상기의 실시예에 한정되는 것은 아니며, 이는 본 발명이 속하는 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 이러한 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다. 따라서, 본 발명의 사상은 아래에 기재된 특허 청구 범위에 의해서만 파악되어야 하고, 이의 균등 또는 등가적 변형 모두는 본 발명 사상의 범주에 속한다고 할 것이다.
10 : 차량 11 : 호스
20 : 본체 결합부 110 : 본체
111 : 유체주입배관 112 : 유체 분리배관
120 : 지지프레임 121 : 내부 유로
122 : 허브 결합부 122a,131c : 요홈
123a,123b : 모터 124 : 제어밸브
130,130a,130b : 프로펠러 131 : 허브
131a : 수직 유로 131b : 프레임 결합부
132 : 회전 날개 132a : 날개 유로
133 : 분사노즐 134 : 결합부재
134a : 베어링 134b : 고정 브라켓
150 : 임펠러 151 : 축공
152 : 임펠러 날개 153 : 측방 토출구
160 : 비행 제어부 161 : 무선 송수신부
162 : 기류 감지부 163 : 자세제어부
164 : 모터 구동부 165 : 영상 인식부
166 : 화재 및 물체 인식부 170 : 전원 공급부
180 : 외통 181 : 거치대
182 : 동축반전 결합부

Claims (13)

  1. 압축기와 펌프가 탑재되는 선박 또는 고압 살수차량(10)에서 호스(11)를 통해 제공되는 고압의 유체를 통과시키기 위한 유체 통로가 몸체 내부에 형성되고 상기 호스(11)의 단부에 회전 가능하게 연결되는 본체 결합부(20);
    상기 본체 결합부(20)와 착탈 가능하게 결합되며 유체의 주입을 위한 유체 주입배관(111)이 몸체의 내부에 형성되고 상기 유체 주입배관(111)으로 유입된 유체를 분리시켜 토출하기 위한 다수 개의 유체 분리배관(l12)이 상기 유체 주입배관(111)의 출구단에서 방사상으로 균등하게 이격되어 분기 및 연설되는 본체(110);
    유체를 통과시키기 위한 내부 유로(121)가 몸체의 길이방향으로 형성되어 상기 본체(110)의 각 유체 분리배관(112)의 내부와 내부 유로(121)가 연통하도록 상기 본체(110)의 측면에 방사상으로 수평하게 결합되되 모터(123a)에 의해 개폐동작이 제어되는 제어밸브(124)를 통해 결합되어 제어밸브(124)의 개폐동작에 따라 프로펠러(130) 측에 유체를 공급 또는 차단하거나 유량을 조절하고, 프로펠러(130)를 회전 가능하게 결합하여 지지 및 고정하는 허브 결합부(122)가 종단부에 설치되는 다수 개의 지지프레임(120); 및,
    프로펠러의 회전 중심축을 형성하는 허브(131)와, 허브(131)의 측면에 연결된 다수 개의 회전 날개(132), 및 각 회전 날개(132)의 일측에 설치되는 다수 개의 분사노즐(133)을 포함하며, 결합부재(134)에 의해 상기 각 지지프레임(120)의 허브 결합부(122)에 회전 가능하게 결합되어 모터(123b)의 동력과 유체 분사에 의한 추진력으로 수평 회전하여 무인비행체의 비행을 위한 양력 및 추진력을 발생시키는 다수 개의 프로펠러(130);를 포함하며,
    상기 프로펠러(130)는,
    회전축 중심이 되는 허브(131)의 내측에 각각 회전 가능하게 설치되며 허브(131)의 몸체 내부를 통해 공급되는 유체에 의해 수평 회전하여 허브(131)의 측방으로 유체를 가압 및 토출하여 허브(131)의 측방에 연결된 회전 날개(132)의 분사노즐(133)에 공급되는 유체를 가압하는 임펠러(150);를 내설하여 구성되는 것을 특징으로 하는 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치.
  2. 삭제
  3. 제1항에 있어서, 상기 임펠러(150)는,
    내부가 비어있고 측면이 개방된 원통형 몸체의 중앙부에 축공(151)이 형성되어 축공(151)을 통해 몸체의 내부로 유체를 공급받으며,
    원통형 몸체의 내측에는 다수의 임펠러 날개(152)가 한쪽 방향으로 기울어진 상태로 방사상으로 설치되어 몸체의 내부로 유입된 유체의 흐름방향을 변환시키도록 구성되고,
    원통형 몸체의 원주 방향을 따라 다수의 측방 토출구(153)가 형성되어 몸체의 내부에서 흐름 방향이 변환된 유체를 토출하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치.
  4. 제1항에 있어서, 상기 회전 날개(132)는,
    상기 허브(131)의 측방으로 등간격 이격되어 3개 이상 설치되는 것을 특징으로 하는 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치.
  5. 제1항에 있어서, 상기 회전 날개(132)는,
    상기 허브(131)의 측방으로 등간격 이격되어 쌍으로 설치되는 것을 특징으로 하는 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치.
  6. 제1항에 있어서, 상기 회전 날개(132)에 설치되는 분사노즐(133)은,
    프로펠러의 가속을 위해 프로펠러의 회전 반대방향으로 고압의 유체를 분사할 수 있도록 설치되는 것을 특징으로 하는 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치.
  7. 제1항에 있어서, 상기 지지프레임(120)은,
    프로펠러(130)를 회전 가능하게 결합하여 지지하는 허브 결합부(122)가 몸체의 단부에서 상부로 절곡되어 연설되는 것을 특징으로 하는 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치.
  8. 제1항에 있어서, 상기 프로펠러(130)는
    회전 중심축을 형성하며, 모터(123b)와 전기적으로 연결되어 원격 제어신호나 기류감지신호에 따라 제공되는 모터(123b)의 동력으로 회전되거나 단독으로 회전되고, 프로펠러의 회전 중심부로 유체를 공급하기 위한 수직 유로(131a)가 내부에 형성되어 상기 지지프레임(120)의 내부 유로(121)로부터 유체 공급이 가능하도록 상기 지지프레임(120)에 결합되되 상기 허브 결합부(122)에 회전 가능하게 결합되는 허브(131); 및,
    상기 허브(131)의 측면에 방사상으로 균등하게 이격되어 수평하게 설치되며 내부에 유체 흐름을 위한 날개 유로(132a)가 허브(131)의 수직 유로(131a)의 상단부에서 연설되어 형성되고 날개 유로(132a)의 종단에는 유체 분사를 위한 분사노즐(133)이 설치되어 상기 모터(123b)에 의한 허브(131)의 수평 회전력 및 상기 분사노즐(133)의 유체 분사에 의한 추진력으로 수평 회전하는 회전 날개(132);를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치.
  9. 제1항에 있어서,
    상기 본체(110)의 상부에 탑재되며, 무선 수신되는 원격 제어신호나 기류 감지신호 또는 기설정된 제어신호에 따라 모터(123a,123b)를 통해 제어밸브(124)의 개폐동작 또는 개폐량, 허브(131)의 회전동작, 및 분사노즐(133)에서의 유체 분사 동작을 제어하여 그에 의한 본체(110)의 자세 제어나 비행 동작을 전체적으로 제어하는 비행 제어부(160); 및
    상기 본체(110)의 상부에 탑재되며, 비행 제어부(160)의 각 부하에 전원을 공급하는 전원 공급부(170);를 더 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치.
  10. 제9항에 있어서, 상기 비행 제어부(160)는,
    원격 제어기에서 무선 송출되는 원격 제어신호를 수신하여 자세 제어부(163)로 전달하거나 자세 제어부(163)의 상태정보를 무선 송출하는 무선 송수신부(161);
    무인비행체의 방위변화 및 압력을 감지하기 위한 자이로 센서(162a)와 가속도 센서(162b) 및 압력센서(162c), GPS 위성신호를 이용하여 관창의 현재위치를 산출하는 GPS 수신기(162d)를 구비하며 무인비행체의 움직임에 따른 방위변화와 현재위치 및 유체 분사에 따른 기류의 흐름을 감지하여 자세 제어부(163)로 전달하는 기류 감지부(162);
    상기 무선 송수신부(161)의 원격 제어신호 또는 상기 기류 감지부(162)의 기류 감지신호에 따라 무인비행체의 자세 제어와 유체 분사를 위한 각각의 노즐 제어신호를 발생시키는 자세 제어부(163); 및
    상기 자세 제어부(163)의 각 노즐 제어신호에 따라 모터(123a,123b)로 공급되는 구동전류를 각각 독립적으로 조절하는 모터 구동부(164);를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치..
  11. 제10항에 있어서, 상기 비행 제어부(160)는,
    무인비행체의 주변 영상을 촬영하고 신호처리하여 기설정된 관리자의 휴대전화 또는 관제센터의 URL로 무선 전송하는 영상 인식부(165); 및
    무인비행체 주변의 온도와 압력 및 방사선 세기를 포함하는 물리량 또는 화학량을 감지하고 신호처리하여 기설정된 관리자의 휴대전화 또는 관제센터의 URL로 무선 전송하는 화재 및 물체 인식부(166);를 더 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치.
  12. 압축기와 펌프가 탑재되는 선박 또는 고압 살수차량(10)에서 호스(11)를 통해 제공되는 고압의 유체를 통과시키기 위한 유체 통로가 몸체 내부에 형성되고 상기 호스(11)의 단부에 회전 가능하게 연결되는 본체 결합부(20);
    상기 본체 결합부(20)와 착탈 가능하게 결합되며 유체의 주입을 위한 유체 주입배관(111)이 몸체의 내부에 형성되고 상기 유체 주입배관(111)으로 유입된 유체를 분리시켜 토출하기 위한 다수 개의 유체 분리배관(l12)이 상기 유체 주입배관(111)의 출구단에서 방사상으로 균등하게 이격되어 분기 및 연설되는 본체(110); 및,
    회전 중심축을 형성하는 허브(131)와, 허브(131)의 측면에 연결된 다수 개의 회전 날개(132), 및 각 회전 날개(132)의 일측에 설치되는 다수 개의 분사노즐(133)을 포함하며, 상기 본체(110)의 상부에 상,하로 연설되되 동축반전 결합부(182)에 의해 서로 반대방향으로 회전하도록 동축 반전형으로 결합되어 모터(123b)의 동력과 유체 분사에 의한 추진력으로 무인비행체의 비행을 위한 양력 및 추진력을 발생시키는 제1프로펠러(130a) 및 제2프로펠러(130b);를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치.
  13. 제12항에 있어서, 상기 제1프로펠러(130a) 또는 제2프로펠러(130b)는,
    회전축 중심이 되는 허브(131)의 내측에 각각 회전 가능하게 설치되며 허브(131)의 몸체 내부를 통해 공급되는 유체에 의해 수평 회전하여 허브(131)의 측방으로 유체를 가압 및 토출하여 허브(131)의 측방에 연결된 회전 날개(132)의 분사노즐(133)에 공급되는 유체를 가압하는 임펠러(150);를 내설하여 구성되는 것을 특징으로 하는 유체분사용 무인비행체의 프로펠러 가속장치.
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