KR102202014B1 - 접이식 날개를 구비한 비행체 및 제어 방법 - Google Patents

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김찬규
백상태
신병준
장희욱
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국방과학연구소
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Abstract

일 실시 예에 따른 접이식 날개를 구비한 비행체는 동체; 및 상기 동체에 대하여 수직한 축을 기준으로, 상기 동체의 상단 및 하단에 회전 가능하게 연결되는 날개를 포함하는 주익부를 포함할 수 있다.

Description

접이식 날개를 구비한 비행체 및 제어 방법{PROJECTILE WITH FOLDING WINGS AND CONTROL METHOD THEREOF}
아래의 설명은 접이식 날개를 구비한 비행체 및 제어 방법에 관한 것이다.
비행체는 발사관에 장착된 상태에서 발사되어 체공할 수 있다. 특히 체공형 무장은 발사되어 발사관으로부터 이탈된 후 낙하산을 전개한 뒤에 안정 단계에서 낙하산을 분리시키고, 프로펠러가 작동하여 체공할 수 있다. 예를 들어, 발사관은 튜브형태로 이루어질 수 있으며, 튜브형 발사관에 장착되기 위해서 비행체의 날개가 접혔다가 비행시 또는 체공시 전개될 필요가 있다.
전술한 배경기술은 발명자가 본 발명의 도출과정에서 보유하거나 습득한 것으로서, 반드시 본 발명의 출원 전에 일반 공중에 공개된 공지기술이라고 할 수는 없다.
일 실시 예에 따른 접이식 날개를 구비한 비행체 및 제어 방법에 의하면 비행체의 날개가 접힌 채로 발사관을 통하여 발사되어, 날개가 안정적으로 전개될 수 있고, 양항비를 향상시킬 수 있다.
일 실시 예에 따른 접이식 날개를 구비한 비행체는 동체; 및 상기 동체에 대하여 수직한 축을 기준으로, 상기 동체의 상단 및 하단에 회전 가능하게 연결되는 날개를 포함하는 주익부를 포함하고, 상기 주익부는 하나의 강체 운동을 할 수 있다.
상기 주익부는, 상기 동체의 상단에 회전 가능하게 연결되는 상단 날개; 상기 동체의 하단에 회전 가능하게 연결되는 하단 날개; 및 상기 상단 날개 및 상기 하단 날개를 연결하는 수직 핀(Fin)을 포함할 수 있다.
상기 비행체는, 상기 비행체의 체공시 필요한 동력을 제공하고, 상기 동체의 일측에 위치하는 프로펠러를 더 포함하고, 상기 주익부는, 상기 수직 핀 상에 상기 프로펠러를 상기 주익부의 회전 방향으로 수용할 수 있도록 형성된 홈을 더 포함하고, 상기 프로펠러가 상기 홈에 수용되어, 상기 주익부의 길이 방향 축 및 상기 동체의 길이 방향 축이 서로 평행할 수 있다.
상기 홈은, 상기 주익부의 마주보는 면에 한 쌍으로 형성되고, 상기 주익부가 상기 동체에 대하여 수직한 방향으로 완전히 전개된 상태에서, 상기 한 쌍의 홈은, 상기 동체의 후미를 향하여 개방된 형상을 가질 수 있다.
상기 프로펠러는, 상기 프로펠러의 일 부분이 상기 동체의 측면으로 접힐 수 있다.
상기 주익부는, 동체의 길이의 중심에 위치한 회전축을 기준으로 회전 가능하다.
일 실시 예에 따른 접이식 날개를 구비한 비행체는 동체; 상기 동체에 대하여 수직한 축을 기준으로, 상기 동체의 상단 및 하단에 회전 가능하게 연결되는 날개를 포함하는 주익부; 및 상기 동체가 발사관에서 발사된 후에 상기 동체의 측면에 접혀 있다가 펼쳐지는 꼬리 날개부를 포함할 수 있다.
일 실시 예에 따른 접이식 날개를 구비한 비행체 제어 방법은 발사관로부터 비행체를 발사하는 단계; 상기 발사관에서 상기 비행체가 완전히 이탈하면, 동체의 일측에 위치한 프로펠러를 전개시키는 단계; 및 주익부를 상기 동체에 대하여 회전시킴으로써 전개시키는 단계를 포함할 수 있다.
일 실시 예에 따른 접이식 날개를 구비한 비행체의 주익부와 꼬리날개는 좌우 대칭인 형상이므로 비행안정성이 보장되고, 주익부는 닫힌 날개(closed wing) 구조로 형성되므로 양항비가 향상될 수 있다.
도 1은 일 실시 예에 따른 발사관 및 접이식 날개를 구비한 비행체의 사시도이다.
도 2는 일 실시 예에 따른 접이식 날개를 구비한 비행체가 전개된 형상을 나타낸 사시도이다.
도 3은 일 실시 예에 따른 꼬리 날개부가 전개되기 전 형상을 나타낸 도면이다.
도 4는 도 3에서 꼬리 날개부가 제 1 회전축으로 회전하여 전개된 형상을 나타낸 도면이다.
도 5는 일 실시 예에 따른 꼬리 날개부가 전개된 형상을 나타낸 도면이다.
도 6는 일 실시 예에 따른 프로펠러가 전개되기 전 형상을 나타낸 도면이다.
도 7은 일 실시 예에 따른 접이식 날개를 구비한 비행체의 블록도이다.
도 8은 일 실시 예에 따른 접이식 날개를 구비한 비행체가 전개되는 비행체 제어 방법을 나타내는 순서도이다.
도 9은 일 실시 예에 따른 꼬리 날개부를 전개시키는 단계를 나타내는 순서도이다.
이하, 실시 예들을 예시적인 도면을 통해 상세하게 설명한다. 각 도면의 구성요소들에 참조부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 가지도록 하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 실시 예를 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 실시 예에 대한 이해를 방해한다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다.
또한, 실시 예의 구성 요소를 설명하는 데 있어서, 제 1, 제 2, A, B, (a), (b) 등의 용어를 사용할 수 있다. 이러한 용어는 그 구성 요소를 다른 구성 요소와 구별하기 위한 것일 뿐, 그 용어에 의해 해당 구성 요소의 본질이나 차례 또는 순서 등이 한정되지 않는다. 어떤 구성 요소가 다른 구성요소에 "연결", "결합" 또는 "접속"된다고 기재된 경우, 그 구성 요소는 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되거나 접속될 수 있지만, 각 구성 요소 사이에 또 다른 구성 요소가 "연결", "결합" 또는 "접속"될 수도 있다고 이해되어야 할 것이다.
어느 하나의 실시 예에 포함된 구성요소와, 공통적인 기능을 포함하는 구성요소는, 다른 실시 예에서 동일한 명칭을 사용하여 설명하기로 한다. 반대되는 기재가 없는 이상, 어느 하나의 실시 예에 기재한 설명은 다른 실시 예에도 적용될 수 있으며, 중복되는 범위에서 구체적인 설명은 생략하기로 한다.
도 1은 일 실시 예에 따른 발사관 및 접이식 날개를 구비한 비행체의 사시도이고, 도 2는 일 실시 예에 따른 접이식 날개를 구비한 비행체가 전개된 모습을 나타낸 사시도이다.
도 1 및 도 2를 참조하면, 비행체(1)는 발사관(2) 내에 삽입되어, 날개가 접힌 상태에서 발사될 수 있다. 예를 들어, 비행체(1)는 동체(11), 주익부(12), 꼬리 날개부(13) 및 프로펠러(14)를 포함할 수 있다. 도시되지 않았으나 비행체(1)는 발사된 이후 펼쳐지는 낙하산을 더 포함할 수 있다. 예를 들어, 낙하산은 동체(11)의 일측에 형성될 수 있고, 안정적인 비행 단계에 진입할 때 분리될 수 있다. 여기에서 날개가 '전개'된다고 함은 비행체(1)의 날개가 도 1의 상태에서 도 2의 상태로 변형되는 과정을 의미한다.
주익부(12)는 동체(11)에 대하여 수직한 축을 기준으로, 동체(11)의 상단 및 하단에 회전 가능하게 연결되는 날개를 포함할 수 있다. 주익부(12)는 동체(11)의 길이의 중심에 위치한 회전축을 기준으로 회전할 수 있다. 이와 같은 구조에 따르면, 주익부(12)가 전개됨에 따라 동체(11)를 기준으로 대칭을 이루게 되어 주익부(12)의 제어를 용이하게 할 수 있다. 예를 들어, 주익부(12)는 상단 날개(121), 하단 날개(122), 수직 핀(Fin)(123) 및 홈(124)을 포함할 수 있다.
상단 날개(121)는 동체(11)의 상단에 회전 가능하게 연결될 수 있고, 하단 날개(122)는 동체(11)의 하단에 회전 가능하게 연결될 수 있다. 상단 날개(121) 및 하단 날개(122)는 수직 핀(123)으로 연결되어 동체(11)에 대하여 일체로 움직일 수 있다. 예를 들어, 주익부(12)의 날개는 박스 윙(box wing), 애뉼라 박스 윙(Annular box wing) 또는 조인드 윙(joined wing) 등과 같은 닫힌 날개(closed wing) 형상을 가질 수 있다.
홈(124)은 수직 핀(123) 상에 형성되어, 프로펠러(14)처럼 동체(11)로부터 돌출된 구조와 관계없이 주익부(12)가 동체(11)의 길이 방향에서 완전히 오버랩 되도록 할 수 있다. 구체적으로 홈(124)은 후술할 프로펠러(14)의 구동축(141, 도 4 참조)을 수용하여, 동체(11)와 주익부(12)가 서로 나란하게 정렬되게 할 수 있다. 이와 같은 구조에 의하면, 주익부(12)의 길이를 필요 이상으로 증대시키지 않고도 주익부(12)의 회전 범위를 확보할 수 있다. 예를 들어, 홈(124)은, 주익부(12)의 마주보는 면에 한 쌍으로 형성될 수 있고, 두 개의 상기 홈의 개방된 부분이 같은 측면을 향할 수 있다. 이와 같은 구조에 따르면, 상기 프로펠러가 상기 홈에 수용된 상태에서, 상기 주익부가 회전함에 따라, 다른 면에 형성된 상기 홈에 수용되도록 할 수 있으므로, 상기 주익부의 회전 방향을 전환하지 않더라도 180도 회전하므로서, 날개가 전개되고 접히는 동작을 수행할 수 있다.
꼬리 날개부(13)는 동체(11)에 대하여 다단계로 전개가 가능한 꼬리 날개부를 포함할 수 있다. 예를 들어, 꼬리 날개부(13)는 발사관(2) 내에 비행체(1)가 삽입될 때 동체(11)에 대하여 밀착되어 접혀있다가, 발사된 이후 여러 단계를 거쳐서 펼쳐질 수 있다. 한편, 꼬리 날개부(13)는 동체(11)에 대하여 대칭으로 형성될 수 있다.
프로펠러(14)는 비행체(1)의 체공시 필요한 동력을 제공하고, 동체(11)의 일측에 위치할 수 있다. 한편, 프로펠러(14)는 홈(124)에 수용될 수 있으므로, 주익부(12)의 길이 방향과 동체(11)의 길이 방향이 서로 평행할 수 있다. 즉, 주익부(12)가 동체(11)에 대하여 길이 방향에서 완전히 오버랩될 수 있다. 또한 프로펠러(14)는 프로펠러(14) 중 일 부분이 동체(11)의 측면으로 접힐 수 있다.
이와 같은 구조에 따르면, 비행체(1)는 주익부(12), 꼬리 날개부(13) 및 프로펠러(14)가 접힌 상태에서 발사관(2) 내에 삽입될 수 있다.
도 3은 일 실시 예에 따른 꼬리 날개부가 전개되기 전 형상을 나타낸 도면이고, 도 4는 도 3에서 꼬리 날개부가 제 1 회전축으로 회전하여 전개된 형상을 나타낸 도면이고, 도 5는 일 실시 예에 따른 꼬리 날개부가 전개된 형상을 나타낸 도면이다.
도 3 내지 도 5를 참조하면, 꼬리 날개부(13)는 제 1 꼬리 날개(131), 제 2 꼬리 날개(132), 제 1 회전축(133), 제 2 회전축(134) 및 제 3 회전축(135)을 포함할 수 있다.
도 3을 참조하면, 제 1 꼬리 날개(131)는 동체(11)의 길이 방향에 대하여 수직한 제 1 회전축(133)을 기준으로 회전 가능하다. 제 1 회전축(133)은 동체(11) 및 제 2 회전축(134)을 서로 연결하고, 동체(11)에 대하여 제 2 회전축(134)을 회전시켜, 제 1 꼬리 날개(131)를 전개시킬 수 있다. 예를 들어, 제 1 회전축(133)은 동체(11)의 길이 방향에 대하여 수직할 수 있다. 예를 들어, 제 1 회전축(133)은 비행체(1)가 완전히 전개된 상태에서 주익부(12)의 길이 방향과 평행할 수 있다.
도 4를 참조하면, 제 1 꼬리 날개(131)는 제 1 회전축(133)을 기준으로 회전하여 동체(11)의 길이 방향과 제 1 꼬리 날개(131)의 길이 방향이 수직한 상태에서, 동체(11)의 길이 방향에 평행한 제 2 회전축(134)을 기준으로 동체(11)에 대하여 회전 가능하다. 제 2 회전축(134)은 제 1 회전축(133) 및 제 1 꼬리 날개(131)를 서로 연결하고, 제 1 꼬리 날개(131)를 회전시켜, 제 1 꼬리 날개(131)가 동체(11)의 측방을 향해 위치하도록 전개시킬 수 있다. 예를 들어, 제 2 회전축(134)은, 제 1 회전축(133)에 대하여 수직할 수 있다.
도 5를 참조하면, 제 2 꼬리 날개(132)는 제 2 회전축(134)과 평행한 제 3 회전축(135)을 기준으로 제 1 꼬리 날개(131)에 대하여 회전 가능하다. 제 3 회전축(135)은 제 1 꼬리 날개(131) 및 제 2 꼬리 날개(132)를 서로 연결하고, 제 1 꼬리 날개(131)에 대하여 제 2 꼬리 날개(132)를 회전시킴으로써, 제 2 꼬리 날개(132)가 제 1 꼬리 날개(131)에 대하여 수직한 자세를 갖게 할 수 있다. 제 2 꼬리 날개(132)는 제 1 꼬리 날개(131)보다 동체(11)로부터 멀리 떨어진 부분에 위치할 수 있다.
한편, 도 5는 반드시 도 3 및 도 4에 나타난 꼬리 날개부(13)의 전개과정을 따라야만 도달할 수 있는 상태는 아니며, 도 3의 상태로부터 꼬리 날개부(13)의 회전 방향 및 순서를 달리하여 도 5의 상태가 될 수 있음을 밝혀둔다. 한편, 상술한 바와 같이 도 3 내지 도 5에 도시된 순서에 따라 꼬리 날개부(13)를 전개시킬 경우, 전개 과정에서 항상 제 1 꼬리 날개(131) 및 제 2 꼬리 날개(132)의 날개면에 수직한 방향이 비행체(1)의 비행 방향과 수직한 상태를 이룰 수 있으므로, 전개 과정에서 제 1 꼬리 날개(131) 및 제 2 꼬리 날개(132)가 받게 되는 저항을 최소화할 수 있다. 따라서, 비행 성능 및 효율을 개선할 수 있다.
도 6는 일 실시 예에 따른 프로펠러가 전개되기 전 형상을 나타낸 도면이다.
도 6을 참조하면, 프로펠러(14)는 프로펠러 구동축(141), 프로펠러 연결부(142), 프로펠러 힌지(143) 및 프로펠러 날개(144)를 포함할 수 있다.
프로펠러 구동축(141)은 주익부(12)의 홈(124)에 수용될 수 있고, 모터에 의하여 발생한 회전 구동력을 전달할 수 있다. 모터는 동체(11)의 내부에 내장될 수 있다.
프로펠러 연결부(142)는 프로펠러 구동축(141)으로부터 회전 구동력을 전달받아 회전할 수 있다. 예를 들어, 프로펠러 연결부(142)의 길이는 주익부(12)의 너비보다 같거나 길 수 있다. 이와 같은 구조에 의하면, 프로펠러 날개(144)가 프로펠러 연결부(142)에 대하여 90도 이상으로 접힐 수 있게 된다.
프로펠러 힌지(143)는 프로펠러 연결부(142)에 대하여 프로펠러 날개(144)를 접히는 구조를 갖도록 프로펠러 연결부(142) 및 프로펠러 날개(144)를 연결할 수 있다.
예를 들어, 비행체(1)는 발사관을 이탈함과 동시에 자동으로 전개될 수 있다. 예를 들어, 비행체(1)에서 전개가 가능한 각 요소(주익부, 제 1 꼬리 날개, 제 2 꼬리 날개, 프로펠러 날개 등)의 연결부에는, 토션 스프링 등 전개 방향으로 해당 요소를 전개시킬 수 있는 탄성 복원력을 제공하는 탄성체와, 탄성 복원력에 따른 전개 각도를 제한하기 위한 물리적 스토퍼가 구비될 수 있다. 이와 같은 구조에 의하면, 비행체(1)에 특정한 명령을 입력하지 않아도, 비행체(1)가 수동적 구동 요소에 의하여 자동으로 전개될 수 있을 것이다.
한편, 이와 달리 비행체(1)에서 전개가 가능한 각 요소의 전개를 제어하는 구동부와, 전개 명령을 입력받는 입력부가 추가로 구비될 수도 있으며, 도 7 이하를 참조하여 설명하기로 한다.
도 7은 일 실시 예에 따른 접이식 날개를 구비한 비행체의 블록도이다.
도 7을 참조하면, 비행체(1)는 동체, 주익부, 꼬리 날개부, 프로펠러, 입력부(15) 및 제어부(16)를 포함하고, 주익부는 상단 날개, 하단 날개, 수직 핀, 홈 및 주익부 구동부(125)를 포함하고, 꼬리 날개부는 제 1 꼬리 날개, 제 2 꼬리 날개, 제 1 회전축, 제 2 회전축, 제 3 회전축, 꼬리 날개 구동부(136)를 포함하고, 프로펠러는 프로펠러 구동축, 프로펠러 연결부, 프로펠러 힌지, 프로펠러 날개 및 프로펠러 구동부(145)를 포함할 수 있다.
입력부(15)는 외부로부터 비행체(1)를 구동시키기 위한 정보를 입력받을 수 있다. 예를 들어, 입력부(15)는 사용자 또는 단말기 등으로부터 명령 또는 정보 등을 수신할 수 있는 각종 무선 통신 수단을 포함하는 것으로 이해할 수 있다. 예를 들어, 비행체(1)는, 입력부(15)로부터 입력받은 정보에 기초하여, 발사관으로부터 이탈된 이후 특정한 시점에서 전개될 수도 있다.
제어부(16)는 입력부(15)에서 지시받은 각 날개의 전개 명령에 기초하여, 주익부, 꼬리 날개부 및 프로펠러 중 해당되는 부분이 회전하거나 펼쳐짐으로써 전개되도록 각 구동부(125, 136, 145)를 제어할 수 있다.
주익부 구동부(125)는 주익부 중 동체에 대하여 회전 가능하게 연결된 부분에 위치할 수 있다. 예를 들어, 주익부 구동부(125)는 제어부(16)에 의하여 홈이 프로펠러로부터 빠져나올 수 있는 방향으로 주익부를 회전시킬 수 있다.
꼬리 날개 구동부(136)는 제 1 회전축, 제 2 회전축 및 제 3 회전축 상에 위치할 수 있다. 예를 들어, 꼬리 날개 구동부(136)는 제어부(16)에 의하여 제 1 회전축, 제 2 회전축 및 제 3 회전축 순서로 구동될 수 있다. 이와 같은 제어 순서에 따르면, 전개 과정에서 발생될 수 있는 공기저항을 최소화할 수 있다.
프로펠러 구동부(145)는 프로펠러 구동축 및 프로펠러 힌지 상에 위치할 수 있다. 예를 들어, 프로펠러 구동부(145)는 제어부(16)에 의하여 프로펠러 힌지를 회전시켜 프로펠러를 전개할 수 있다. 또한, 전개된 프로펠러의 프로펠러 구동축을 회전시켜 비행체의 체공상태를 유지하게 할 수 있다.
도 8은 일 실시 예에 따른 접이식 날개를 구비한 비행체가 전개되는 비행체 제어 방법을 나타내는 순서도이다.
도 8을 참조하면, 발사관(2)로부터 비행체(1)를 발사하는 단계(41)와, 발사관(2)에서 비행체(1)가 완전히 이탈하면, 동체(11)의 일측에 위치한 프로펠러(14)를 전개시키는 단계(42)와, 주익부(12)를 동체(11)에 대하여 회전시킴으로써 전개시키는 단계(43)와, 꼬리 날개부(13)를 전개시키는 단계(44)를 포함할 수 있다.
단계 42에서는, 프로펠러 날개(144)가 프로펠러 힌지(143)를 중심으로 하여 동체(11)로부터 이격되어 전개될 수 있다. 프로펠러 날개(144)가 전개됨으로써 주익부(12)의 회전 반경 내에 주익부(12)의 회전을 방해하는 요소를 제거할 수 있다. 다시 말하면, 단계 42는 단계 43보다 선행하여 수행할 수 있다.
단계 43에서는, 동체(11)의 길이 방향과 평행하게 배치된 주익부(12)가 동체(11)와 수직한 형상을 이루도록 회전될 수 있다. 주익부(12)가 회전하여 전개됨으로써 꼬리 날개부(13)가 제 3 회전축(135)을 중심으로 회전할 때의 방해요소를 제거할 수 있다. 다시 말하면, 단계 43은 단계 44보다 선행하여 수행될 수 있다.
도 9은 일 실시 예에 따른 꼬리 날개부를 전개시키는 단계를 나타내는 순서도이다.
도 9를 참조하면, 단계 44는 꼬리 날개부(13)를 동체(11)의 길이 방향에 수직한 제 1 회전축(133)을 기준으로 회전시켜 펼치는 단계(441)와, 제 1 회전축(133)과 수직한 제 2 회전축(134)을 기준으로 회전시켜 펼치는 단계(442)와, 제 2 회전축(134)과 평행한 제 3 회전축(135)을 기준으로, 꼬리 날개부(13)의 일부를 회전시켜 펼치는 단계(443)를 포함할 수 있다. 한편, 단계 441은 가장 먼저 수행될 수 있으며, 특히 단계 442보다 앞서 수행될 수 있다. 이와 같은 순서에 따르면, 꼬리 날개부(13)의 가장 넓은 면이 비행 방향과 수직하게 만나는 경우를 배제할 수 있으므로, 공기 저항을 줄일 수 있다.
한편, 도 5에 대한 설명에서 전술한 바와 같이, 꼬리 날개부(13)는 이와 다른 순서로 회전하여 전개될 수도 있음을 밝혀 둔다.
이상과 같이 비록 한정된 도면에 의해 실시 예들이 설명되었으나, 해당 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 상기의 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다. 예를 들어, 설명된 기술들이 설명된 방법과 다른 순서로 수행되거나, 및/또는 설명된 구조, 장치 등의 구성요소들이 설명된 방법과 다른 형태로 결합 또는 조합되거나, 다른 구성요소 또는 균등물에 의하여 대치되거나 치환되더라도 적절한 결과가 달성될 수 있다.

Claims (8)

  1. 동체;
    상기 동체에 대하여 수직한 축을 기준으로, 상기 동체의 상단 및 하단에 회전 가능하게 연결되는 날개를 포함하는 주익부; 및
    비행체의 체공시 필요한 동력을 제공하고, 상기 동체의 일측에 위치하는 프로펠러를 포함하고,
    상기 주익부는,
    상기 동체의 상단에 회전 가능하게 연결되는 상단 날개;
    상기 동체의 하단에 회전 가능하게 연결되는 하단 날개;
    상기 상단 날개 및 상기 하단 날개를 연결하는 수직 핀(Fin); 및
    상기 수직 핀 상에 상기 프로펠러를 상기 주익부의 회전 방향으로 수용할 수 있도록 형성된 홈을 포함하고,
    상기 주익부는 하나의 강체 운동을 하고,
    상기 프로펠러가 상기 홈에 수용된 상태에서, 상기 주익부의 길이 방향과 상기 동체의 길이 방향이 서로 평행한 것을 특징으로 하는 접이식 날개를 구비한 비행체.
  2. 삭제
  3. 삭제
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 홈은,
    상기 주익부의 마주보는 면에 한 쌍으로 형성되고,
    상기 주익부가 상기 동체에 대하여 수직한 방향으로 완전히 전개된 상태에서, 상기 한 쌍의 홈은, 상기 동체의 후미를 향하여 개방된 형상을 갖는 것을 특징으로 하는 접이식 날개를 구비한 비행체.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 프로펠러는,
    상기 프로펠러의 일 부분이 상기 동체의 측면으로 접히는 것을 특징으로 하는 접이식 날개를 구비한 비행체.
  6. 제 1 항에 있어서,
    상기 주익부는,
    동체의 길이의 중심에 위치한 회전축을 기준으로 회전 가능한 것을 특징으로 하는 접이식 날개를 구비한 비행체.
  7. 동체;
    상기 동체에 대하여 수직한 축을 기준으로, 상기 동체의 상단 및 하단에 회전 가능하게 연결되는 날개를 포함하는 주익부;
    상기 동체가 발사관에서 발사된 후에 상기 동체의 측면에 접혀 있다가 펼쳐지는 꼬리 날개부; 및
    비행체의 체공시 필요한 동력을 제공하고, 상기 동체의 일측에 위치하는 프로펠러를 포함하고,
    상기 주익부는,
    상기 동체의 상단에 회전 가능하게 연결되는 상단 날개;
    상기 동체의 하단에 회전 가능하게 연결되는 하단 날개;
    상기 상단 날개 및 상기 하단 날개를 연결하는 수직 핀(Fin); 및
    상기 수직 핀 상에 상기 프로펠러를 상기 주익부의 회전 방향으로 수용할 수 있도록 형성된 홈을 포함하고,
    상기 주익부는 하나의 강체 운동을 하고,
    상기 프로펠러가 상기 홈에 수용된 상태에서, 상기 주익부의 길이 방향과 상기 동체의 길이 방향이 서로 평행한 것을 특징으로 하는 접이식 날개를 구비한 비행체
  8. 접이식 날개를 구비한 비행체 제어 방법에 있어서,
    상기 비행체는,
    동체;
    상기 동체에 대하여 수직한 축을 기준으로, 상기 동체의 상단 및 하단에 회전 가능하게 연결되는 날개를 포함하는 주익부; 및
    비행체의 체공시 필요한 동력을 제공하고, 상기 동체의 일측에 위치하는 프로펠러를 포함하고,
    상기 주익부는,
    상기 동체의 상단에 회전 가능하게 연결되는 상단 날개;
    상기 동체의 하단에 회전 가능하게 연결되는 하단 날개;
    상기 상단 날개 및 상기 하단 날개를 연결하는 수직 핀(Fin); 및
    상기 수직 핀 상에 상기 프로펠러를 상기 주익부의 회전 방향으로 수용할 수 있도록 형성된 홈을 포함하고,
    상기 주익부는 하나의 강체 운동을 하고,
    상기 프로펠러가 상기 홈에 수용된 상태에서, 상기 주익부의 길이 방향과 상기 동체의 길이 방향이 서로 평행하고,
    발사관으로부터 상기 비행체를 발사하는 단계;
    상기 발사관에서 상기 비행체가 완전히 이탈하면, 상기 동체의 일측에 위치한 상기 프로펠러를 전개시키는 단계; 및
    상기 주익부를 상기 동체에 대하여 회전시킴으로써 전개시키는 단계를 포함하는 접이식 날개를 구비한 비행체 제어 방법.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5078339A (en) * 1989-07-07 1992-01-07 Israel Aircraft Industries Ltd. Unmanned aircraft having a pivotably movable double wing unit
CN106143911A (zh) * 2016-07-13 2016-11-23 西藏长源动力科技有限公司 一种单兵携带、可筒式存储和发射的可折叠无人机

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