KR20070015371A

KR20070015371A - 지상 관측용 비행체

Info

Publication number: KR20070015371A
Application number: KR1020067015989A
Authority: KR
Inventors: 베르나르 뜨네즈; 미셸 블렝
Original assignee: 엠베데아 프랑스
Priority date: 2004-05-27
Filing date: 2005-05-12
Publication date: 2007-02-02
Also published as: IL176804A; IL176804A0; KR101287920B1; CN100467999C; US20080245256A1; NO333969B1; FR2870932B1; WO2006000662A1; US7763834B2; ATE344434T1; CN1961194A; FR2870932A1; ZA200607459B; ES2274506T3; DE602005000222T2; EP1600728B1; DE602005000222D1; JP4823219B2; JP2008500507A; NO20065758L

Abstract

본 발명은 가연성 추진장약 및 직접 추력 비행제어를 가지며, 적어도 후방(2R)이 하방을 지향하도록 비행체가 적어도 거의 수직으로 위치되는 관측 위치에서 상기 비행체(1)의 상승 및 이동을 확보할 수 있는 상승 및 이동용 엔진기관(3); 가연성 추진장약를 구비하고, 일반적인 추력 방향제어를 갖는 비행자세용 엔진기관(5) 및 후방부(2R)에 배치되는 관측수단(14)을 포함하는 비행체(1)에 관한 것이다.

비행체, 지상관측, 엔진기관. 타켓, 관측수단, 노즐, 지향성, 무게중심

Description

지상 관측용 비행체{FLYING OBJECT FOR OBSERVING THE GROUND}

본 발명은 방해물에 의하여 엄폐된 지상 타겟을 공격하는데 이용될 수 있는 지상 관측용 비행체에 관한 것이다.

일반적으로 작은 무인 항공기 형태(무인 비행물체)로 이루어지는 지상 관측용 비행체는 이미 공지되어 있다. 이러한 비행체는 상대적으로 공격받기 쉽고, 적의 대항공(antiaerial) 방어수단에 쉽게 표적이 되며, 더욱이 지속적인 이동이 이루어져야만 하기 때문에, 지대의 특정 영역을 세밀히 주시하여 관측하기에는 어려움이 있었다. 후자의 문제점(세밀한 주시 관측이 이루어지지 않음)을 해결하기 위하여, 작은 헬리콥터 형태의 비행체 제작이 이미 고려되었다. 그러나 이 또한 공격받기 쉬운 문제점을 안고 있다.

또한 이들 공지된 무인비행물체, 비행체 또는 헬리콥터는 그 형태와 관계없이 발견하고 관측한 적의 타켓을 공격하기 위한 것이 아니라 정찰만을 위하여 제공될 수 있다.

본 발명의 목적은 이들 문제점을 해결하기 위한 것이다.

이를 위하여 본 발명에 따른 지상 관측용 비행체는 장방형 바디를 포함한다. 상기 장방형 바디는, 그 장방형 바디의 후방 측을 지향하고, 장방형 바디에 대하여 측방향으로 배치되며, 상기 비행체의 무게중심을 통과하는 작용선을 가지며 하방을 지향하는 상기 비행체의 후방 단부가 적어도 거의 수직하게 되기 위한 관측 위치로 상기 비행체의 상승 및 이동을 확보할 수 있는 측방향 조작력을 발생하는 제1배기 노즐과 결합하는 가연성 추진장약 방식의 상승 및 이동용 엔진기관; 상기 장방형 바디의 후방 측을 지향하고, 장방형 바디 둘레 측방향으로 배치되고, 상기 적어도 거의 수직 관측 위치에서 상기 비행체를 유지할 수 있는 측방향 조작력을 발생하는 제2 배기노즐과 결합하는 가연성 추진장약 방식의 비행자세용 엔진기관; 및 상기 장방형 바디의 후방에 배치되고, 상기 적어도 거의 수직 관측 위치에 상기 비행체가 있을 경우, 지상을 관측할 수 있는 촬영수단을 포함하며, 상기 상승 및 이동용 엔진기관 및 비행자세용 엔진기관은 상기 비행체의 무게중심 양측에 위치되며, 이들 두 엔진기관의 각 추진장약이 연소하는 동안, 상기 무게중심의 위치는 적어도 대략 고정되게 유지된다.

그러므로, 본 발명에 따른 비행체에서, 한편으로의 상기 상승 및 이동과 다른 한편으로의 비행자세는 이들 각 기능을 단독적으로 전용하는 별개의 두 엔진기관에 의하여 제어되며, 이에 따라 지상에 대하여 비행체의 추종 궤도 및 수직 위치에서의 정확성을 높일 수 있고, 그러므로 적의 비항공 방어시설로부터의 공격을 덜 받도록 하고, 아이들링 동안 예를 들면 엄폐물의 후방에 엄폐된 지대의 어떤 의심되는 영역을 주의 깊게 관측할 수 있도록 한다.

또한 상기 상승 및 이동용 엔진기관의 스티어링(힘에 의한 스티어링) 지점의 무게중심과 공기역학 중심 지점이 유사-일치하기 때문에, 상기 엔진기관의 힘뿐만 아니라 횡방향 공기역학력(돌풍 포함)은 비행자세에 단지 작은 영향만을 미치는 것을 알 수 있다.

상기 상승 및 이동용 엔진기관은 상기 비행자세용 엔진기관보다 무거우며, 상기 비행자세용 엔진기관보다 비행체의 무게중심 가까이 위치되는 것이 바람직하다. 상기 비행자세용 엔진기관은 장방형 바디의 후방에 배치될 수 있고, 상기 상승 및 이동용 엔진기관은 상기 비행체의 무게중심(CG)의 바로 전방에 배치될 수 있다.

상기 촬영수단이 관측한 지상의 확실한 영상을 제공하도록 하기 위하여, 본 발명에 따른 비행체의 롤링(rolling)을 제어할 필요가 있다. 상기 상승 및 이동용 엔진기관은 비행자세용 엔진기관의 기능보다 덜 민감한 기능을 실행하기 때문에, 상기 상승 및 이동용 엔진기관이 상기 비행체의 롤링을 제어하도록 하는 것이 바람직하다.

본 발명에 따른 비행체는 그 비행체에 의하여 실행되지 않는 특정의 추진 또는 분출시스템을 포함하는 제어발사대에 의하여 공격 미사일에 있어서의 공지의 방법으로 발사되는 것이 바람직하다. 그러므로 본 발명에 따른 비행체로부터 일반적으로 발사 기능을 하는 후방 엔진기관을 구비할 필요가 없고, 상기 후방 엔진기관 대신에 상기한 촬영수단을 배치할 수 있다.

발사 이후, 상기 비행체는 예를 들면 미리 설정된 비행 계획을 실행하는 자가 비행 방식으로 비행할 수 있다. 다른 변형 예로서, 본 발명에 따른 비행체는 상기 제어발사대와 통신하는 통신수단을 포함할 수 있다. 그러므로 상기 제어발사대로부터 정보를 수신하거나 정보를 계획하도록 할 수 있으며, 이는 비행체를 경량화할 수 있다. 상기 통신수단은 공지의 방법으로 비행체로부터 권출가능한(unreelable) 적어도 하나의 광섬유를 포함하는 것이 바람직하다. 따라서 상기 비행체와 제어발사대 간의 정보는 방해되지 않는다.

특히 관측된 지대 위에서 위치이동을 용이하게 하기 위하여, 본 발명에 따른 비행체는 상기 장방형 바디의 전방에 배치되는 부가 촬영수단을 포함할 수 있다.

바람직한 실시 예로, 본 발명에 따른 비행체는 장약 탄두를 구비하고, 후방 촬영수단에 의하여 발견된 타켓을 그냥 지나치지 않고 즉 그의 후방부를 통해 공격하도록 하는 추진수단 및 유도수단을 포함한다. 상기 타켓의 공격은 그 타켓의 영상이 통신 수단에 의하여 전달된 제어발사대로부터 또는 상기 비행체에 의하여 실행되는 타켓 정찰 장치에 의하여 자동적으로 제어될 수 있다.

발견된 타켓의 방향으로 상기 비행체를 추진하고 유도하기 위한 추진수단 및 유도수단은 상기 상승 및 이동용 엔진기관과 상기 비행자세용 엔진기관으로부터 독립되게 이루어질 수 있다. 이 경우, 상기 타켓 방향으로의 비행체의 추진수단과 유도수단은 상기 장방형 바디의 전방에 배치되는 부가 엔진기관으로 구성될 수 있다. 이러한 부가적인 엔진기관은 가연성 추진장약을 갖는 방식으로 이루어질 수 있고, 지향성을 갖는 노즐이 제공될 수 있다. 상기 부가 엔진기관은 상기 비행체의 낙하 후드(droppable hood) 후방에 위치되는 것이 바람직하다.

또 다른 변형 예로서, 발견된 타켓 방향으로의 추진하고 유도하기 위한 추진수단 및 유도수단은 상기 장방형 바디의 전방을 지향하고, 그 장방형 바디의 둘레에 측방향으로 분포되는 제3 및 제4노즐과 각각 결합하는 상기 상승 및 이동용 엔진기관과 상기 비행자세용 엔진기관에 의하여 각각 형성된다. 상기 제1 및 제2노즐은 지향성을 가지며, 상기 장방형 바디의 전방 측을 지향하는 경우에 상기 제3 및 제4노즐을 형성할 수 있다. 변형으로서, 상기 제3 및 제4노즐은 고정될 수 있고, 상기 상승 및 이동용 엔진기관과 상기 비행자세용 엔진기관의 각 배출구에 위치되고 상기 제1 및 제2노즐 또는 그 제3 및 제4노즐로 제공될 수 있도록 하는 스위칭 시스템을 제공함으로써 상기 상승 및 이동용 엔진기관과 비행자세용 엔진기관에 의한 연소가스가 제공될 수 있다.

첨부된 도면들은 본 발명이 구현될 수 있는 방식을 명료히 한다. 이들 도면에서 동일 참조부호는 유사 구성요소들을 나타낸다.

도1 내지 도4는 본 발명에 따른 비행체의 각 실시 예(네 개)를 개략적으로 나타낸 도면.

도5 및 도6은 비행체의 두 예시의 비행을 개략적으로 나타낸 도면.

도1 내지 도4에서는 본 발명에 따른 비행체(1)의 네 가지 예시의 실시 예들(I 내지 IV)을 개략적으로 나타낸 것이다.

이들 예시의 실시 예들 각각은 길이방향 축(L-L)에서 전방(2A) 및 후방(2R)을 갖는 장방형 바디(2), 예를 들면 원통형의 장방형 바디(2)를 포함한다. 상기 장방형 바디(2)는 가연성 추진장약 방식을 갖는 상승 및 이동용 엔진기관(lift and displacement motor)(3)을 포함하며, 상기 상승 및 이동용 엔진기관(3)은 그 장방형 바디(2) 주위 측방향으로 동일하게 분포되고 그 장방형 바디(2)의 후방(2R) 측을 지향하는 예를 들면 4개의 연소가스용 배기 노즐(4)을 구비한다. 상기 노즐(4)의 축은 비행체(1)의 무게중심(CG)을 통과하고, 이에 따라 엔진기관(3)은 상기 무게중심을 통과하는 작용선을 갖는 측방향 조작력을 제공한다. 상기 조작력은 공지의 방법, 예를 들면 노즐(4)을 적어도 부분적으로 차단하거나 완전 개방할 수 있는 적어도 두 위치, 바람직하게는 세 위치를 취할 수 있는 가동 제트 변류기(deflector)에 의하여 제어가능하다. 그러므로 어떤 미사일용으로 알려진 바와 같이, 상기 비행체(1)는 상승 및 이동용 엔진기관(3)에 의한 "힘에 의하여" 조정가능하다.

또한 상기 장방형 바디(2)는 가연성 추진장약 방식을 갖는 비행자세용 엔진기관(attitude motor)(5)을 포함하며, 상기 비행자세용 엔진기관(5)은 무게중심(CG)으로부터 떨어져 있고, 상기 장방향 바디(2)의 둘레에 측방향으로 동일하게 분포되며, 그 장방형 바디(2)의 후방(2R) 측을 지향하는 예를 들면 4개의 연소가스 용 배기노즐(6)을 포함한다. 따라서 상기 비행자세용 엔진기관(5)은 공지의 방법으로, 예를 들면 노즐(6)을 부분적으로 차단하거나 완전 개방할 수 있는 적어도 두 위치, 바람직하게는 세 위치를 취할 수 있는 가동 제트 변류기에 의하여 제어가능한 측방향 조작력을 제공한다. 상기 노즐(6)은 무게중심(CG)으로부터 떨어져 있어, 상기 비행자세용 엔진기관(5)은 비행체(1) 상의 토크에 의하여 스티어링(steering)을 실행한다.

상기 엔진기관(3. 5)은 비행체의 무게중심 양측에 배치되고, 상기 상승 및 이동용 엔진기관(3)은 비행자세용 엔진기관(5)보다 무거우며, 그 비행자세용 엔진기관(5)보다 무게중심(CG)에 가깝게 위치한다. 이들 엔진기관의 가연성 추진장약의 연소는 그 엔진기관(3, 5)이 작동될 경우, 무게중심(CG)의 위치가 적어도 실질적으로 고정되게 유지되도록 조절된다.

상기 비행체(1)의 예시적인 실시 예 I(도1 참조) 및 IV(도4 참조)에서, 상기 노즐(4, 6)은 화살표로 나타낸 바와 같이 지향가능하고, 점선으로 나타낸 바와 같이 장방형 바디(2)의 전방(2A) 측으로 지향되는 각 위치(7, 8)를 향할 수 있다.

예시적인 실시 예 II(도2)에서, 상승 및 이동용 엔진기관(3)은 상기한 노즐(4)에 부가하여, 상기 장방형 바디(2) 둘레에 측방향으로 동일하게 분포되고, 장방향 바디(2)의 전방(2A) 측을 지향하는 고정 노즐(9)을 포함한다. 제어가능한 공지의 스위칭 수단에 의하여, 상기 상승 및 이동용 엔진기관(3)은 노즐(4) 또는 고정 노즐(9) 중 하나에 연소가스를 공급할 수 있다. 유사하게, 상기 비행자세용 엔진기관(5)은 상기한 노즐(6)에 부가하여 장방형 바디(2) 둘레에 측방향으로 동일하 게 분포되고, 장방형 바디(2)의 전방(2A) 측을 지향하는 고정 노즐(10)을 포함한다. 제어가능한 공지의 스위칭 수단에 의하여, 상기 비행자세용 엔진기관(5)은 노즐(6) 또는 고정 노즐(10) 중 어느 하나에 연소가스를 공급할 수 있다.

예시적인 실시 예 III(도3)에서, 상기 비행체(1)는 예를 들면 가연성 추진장약 방식으로 이루어지며, 장방형 바디(2)의 전방(2A), 예를 들면 장방형 바디(2)의 낙하후드(droppable hood)(12) 후방에 배치되는 엔진기관(11)을 더 포함한다. 상기 부가 엔진기관(11)에는 바람직하게 장방형 바디(2)의 전방(2A) 측을 지향할 수 있는 축방향 노즐(13)이 제공된다.

상기 모든 예시의 실시 예들(I 내지 IV)에서, 상기 비행체(1)는 장방형 바디(2)의 후방(2R)에 카메라(14)를 포함하며, 방사선에 민감한, 즉 방사선을 감지하는 카메라(14)는 후드(15)에 의하여 보호도며, 방사선은 후드를 통과할 수 있다.

또한 이들 모든 예시의 실시 예(I 내지 IV)는 미사일, 탄두, 전자 비행제어시스템(미도시) 및 광섬유(16) 권출 리저브(reserve)(미도시)를 공지의 방법으로 포함한다.

상기 예시의 실시 예 IV에서, 상기 비행체는 장방형 바디(2)의 전방(2A)에 보조 카메라(17)를 포함한다.

상기 비행체(1)는 그의 실시 예들(I 내지 IV)에 관계없이, 발사 튜브(19)에 있는 비행체(1)를 추진한 후 발사시키기 위한 시스템이 제공된 제어발사대(18)에 의하여 발사될 수 있다. 또한 상기 비행체(1)는 권출 리저브의 광섬유(16)에 의하여 제어발사대(18)와 통신한다. 이러한 광섬유(16)에 의하여, 상기 비행체(1) 및 제어발사대(18)는 정보를 교환할 수 있고, 비행체(1)의 보드(board)에 컴퓨터를 구비할 필요가 없게 된다.

상기 제어발사대(18)에 의한 발사 이후, 상기 비행체(1)는 그 비행체를 추진시키고 그의 노즐(4, 6)에 의하여 방향을 조절하는 엔진기관(3, 5)을 발화하고, 노즐(4, 6)이 비행체(1)의 후방(2R)과 수직 위치에 위치되도록 하여, 이에 따라 카메라(14)는 지상(20)을 지향하게 된다. 이러한 수직 위치에서, 상기 비행체(1)는 측방향으로 이동하면서 비행 자세 및 롤링에 의하여 안정되어 그의 카메라(14)는 그의 아래에 있는 지상을 관측하게 된다. 예를 들면, 엄폐물(21)에 의하여 발사대(18)에 대하여 엄폐된 타켓(21)을 상기 카메라(14)가 발견할 경우, 상기 비행체(1)는 소정 위치(7, 8)의 노즐(4, 5)(예시 실시 예(I, IV))에 의하여, 또는 고정 노즐(9, 10)(예시 실시 예(II))에 의하여, 아니면 부가 엔진기관(11) 및 노즐(13)(예시 실시 예(III))에 의하여 장방형 바디(2)의 후방(2R)을 통해 이 타켓(21)을 지향하여 추진될 수 있다. 이러한 정찰 및 공격 과정, 보다 구체적으로는 존재 가능성이 있는 엄폐된 타켓에 큰 아크형의 파괴적인 발사에 대응하는 이러한 정찰 및 공격 과정은 도5에 나타내었다.

도6에 나타낸 바와 같이, 상기 비행체(1)가 공격할 타켓(21)의 정찰에서 타격해야만 할 경우, 타격이 없는 지형 상공에서 상기 엔진기관(3, 5)은 비행체(1)가 수평 위치로 회전하도록 하고, 타켓(22)을 포함하고 있을 듯한 영역을 조사하기 위하여 수직 관측 위치로 역으로 회전할 때까지 그의 위치로 유지된다. 이러한 수평 비행 상태에서, 상기 보조 카메라(17)는 특히 유용하다.

상기와 같이 명백히 알 수 있듯이. 본 발명은 엄폐물(22)에 의하여 발사대에서 엄폐되고, 파괴되어야 할 타켓(21)을 포함하고 있을 듯한 지대의 영역을 연속적으로 관측하는데 매우 유용하다.

Claims

장방형 바디(2)를 포함하는 지상 관측용 비행체로서,

상기 장방형 바디는

그 장방형 바디의 후방(2R) 측을 지향하고, 장방형 바디(2)에 대하여 측방향으로 배치되며, 상기 비행체의 무게중심(CG)을 통과하는 작용선을 갖고 하방을 지향하는 상기 비행체의 후방 단부가 적어도 거의 수직하게 되기 위한 관측 위치로 상기 비행체의 상승 및 이동을 확보할 수 있는 측방향 조작력을 발생하는 가연성 추진장약 방식의 제1배기 노즐(4)과 결합하는 상승 및 이동용 엔진기관(3);

그 장방형 바디의 후방(2R) 측을 지향하고, 장방형 바디 둘레 측방향으로 배치되고, 상기 적어도 거의 수직 관측 위치에서 상기 비행체를 유지할 수 있는 측방향 조작력을 발생하는 제2 배기노즐(6)과 결합하는 가연성 추진장약 방식의 비행자세용 엔진기관(5); 및

그 장방형 바디의 후방(2R)에 배치되고, 상기 적어도 거의 수직 관측 위치에 상기 비행체가 있을 경우, 지상을 관측할 수 있는 촬영수단(14)

을 포함하며,

상기 상승 및 이동용 엔진기관(3) 및 비행자세용 엔진기관(5)은 상기 비행체의 무게중심(CG)에 각각 위치되며, 이들 두 엔진기관의 각 추진장약이 연소하는 동안, 상기 무게중심의 위치는 적어도 대략 고정되게 유지되는 것을 특징으로 하는

지상 관측용 비행체.
제1항에 있어서,

상기 상승 및 이동용 엔진기관(3)은

상기 비행자세용 엔진기관(5)보다 무거우며, 상기 비행자세용 엔진기관(5)보다 비행체의 무게중심 가까이 위치되는 것을 특징으로 하는

지상 관측용 비행체.
제1항 또는 제2항에 있어서,

상기 비행자세용 엔진기관(3)은 상기 장방형 바디의 후방에 배치되고,

상기 상승 및 이동용 엔진기관은 상기 비행체의 무게중심(CG)의 바로 전방에 배치되는 것을 특징으로 하는

지상 관측용 비행체.
제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,

상기 비행체의 회전 방위는 상기 상승 및 이동용 엔진기관(3)에 의하여 제어되는 것을 특징으로 하는

지상 관측용 비행체.
제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서,

상기 비행체에 의하여 실행되지 않는 특정의 추진 또는 분출시스템을 포함하는 제어발사대(18)에 의하여 발사되는 것을 특징으로 하는

지상 관측용 비행체.
제5항에 있어서,

상기 제어발사대(18)와 통신되는 통신수단(16)을 포함하는 것을 특징으로 하는

지상 관측용 비행체.
제6항에 있어서,

상기 통신수단(16)은 적어도 하나의 광섬유를 포함하는 것을 특징으로 하는

지상 관측용 비행체.
제1항 내지 제7항 중 어느 한 항에 있어서,

상기 비행체의 전방에 배치되는 보조 촬영수단(17)을 포함하는 것을 특징으 로 하는

지상 관측용 비행체.
제1항 내지 제8항 중 어느 한 항에 있어서,

장약탄두를 구비하며,

상기 장방형 바디의 후방부(2R)을 통해 그 장방형 바디의 후방에 배치되는 상기 촬영수단(14)이 발견한 타켓(21)을 공격하도록 하는 추진수단 및 유도수단을 포함하는 것을 특징으로 하는

지상 관측용 비행체.
제9항에 있어서,

상기 타켓(21) 방향으로의 비행체를 추진하고 유도하는 추진수단 및 유도수단(11, 13)은 상기 상승 및 이동용 엔진기관(3)과 비행자세용 엔진기관(5)으로부터 독립되게 이루어지는 것을 특징으로 하는

지상 관측용 비행체.
제10항에 있어서,

상기 타켓 방향으로의 비행체의 추진수단 및 유도수단은 상기 장방형 바디(12)의 전방(2A)에 배치되는 부가 엔진기관(11, 13)으로 이루어지는 것을 특징으로 하는

지상 관측용 비행체.
제11항에 있어서,

상기 부가 엔진기관(11, 13)은 낙하 후드의 후방에 배치되는 것을 특징으로 하는

지상 관측용 비행체.
제9항에 있어서,

상기 타켓(12) 방향으로의 비행체의 추진수단 및 유도수단은

상기 장방형 바디의 전방(2A)을 지향하고, 그 장방형 바디의 둘레에 측방향으로 분포되는 제3 및 제4노즐과 각각 결합하는 상기 상승 및 이동용 엔진기관(3)과 상기 비행자세용 엔진기관(5)에 의하여 각각 형성되는 것을 특징으로 하는

지상 관측용 비행체.
제13항에 있어서,

상기 제1 및 제2노즐(4, 6)은

지향성을 가지며, 상기 장방형 바디의 전방(2A) 측을 지향하는 경우에 상기 제3 및 제4노즐(7, 8)을 형성하는 것을 특징으로 하는

지상 관측용 비행체.
제13항에 있어서,

상기 제3 및 제4노즐(9, 10)은 고정되고, 상기 상승 및 이동용 엔진기관(4)과 비행자세용 엔진기관(5)에 의하여 연소가스가 제공되는 것을 특징으로 하는

지상 관측용 비행체.