KR20140044952A - 접이식 날개를 구비한 저가형 고속 무인 항공기 - Google Patents

접이식 날개를 구비한 저가형 고속 무인 항공기 Download PDF

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Abstract

본 발명은 용이한 운용, 빠른 발사 및 고속 타격을 위해 접이식 날개 및 발사관 발사 방식을 채택한 저가형 고속 무인 항공기에 관한 것이다.
이를 실현하기 위한 일 형태로서 본 발명은, 적재 하중을 지탱하도록 구성된 동체부; 앞전 프레임 및 뒷전 프레임을 구비하고 상기 동체부에 장착되는 주날개부; 수직 꼬리날개와 수평 꼬리날개를 구비하고 상기 동체부에 장착되는 꼬리날개부; 상기 꼬리날개부의 동작을 제어하는 제어부; 및 상기 동체부에 대해 추진력을 제공하는 고속추진장치부를 포함하되, 상기 앞전 프레임은 제 1 앞전 프레임(210a) 및 제 2 앞전 프레임(210b)으로 구성되고, 상기 뒷전 프레임은 제 1 뒷전 프레임(220a) 및 제 2 뒷전 프레임(220b)으로 구성되며, 상기 제 1 앞전 프레임(210a) 및 상기 제 2 앞전 프레임(210b)의 각 일측 단부는 상기 동체부에 고정 설치된 고정체(211)의 양 측부에 각각 힌지 결합되고, 상기 제 1 앞전 프레임(210a) 및 상기 제 2 앞전 프레임(210b)의 각 타측 단부는 상기 제 1 뒷전 프레임(220a) 및 상기 제 2 뒷전 프레임(220b)의 각 일측 단부에 각각 힌지 결합되며, 상기 제 1 뒷전 프레임(220a) 및 상기 제 2 뒷전 프레임(220b)의 각 타측 단부는, 상기 동체부에 형성된 가이드 레일(110)을 따라 상기 동체부의 길이방향으로 슬라이딩 이동하는 이동체(221)의 양 측부에 각각 힌지 결합되는 것을 특징으로 하는 무인 항공기를 제공한다.

Description

접이식 날개를 구비한 저가형 고속 무인 항공기{LOW COST TYPE HIGH SPEED UNMANED AERIAL VEHICLE HAVING FOLDING WING}
본 발명은 접이식 날개를 구비한 저가형 고속 무인 항공기에 관한 것으로서, 보다 구체적으로는 용이한 운용, 빠른 발사 및 고속 타격을 위해 접이식 날개 및 발사관 발사 방식을 채택한 저가형 고속 무인 항공기에 관한 것이다.
일반적으로, 무인 항공기(Unmanned Aerial Vehicle; UAV)란 사람이 탑승하지 않고서도 동작 제어할 수 있는 항공기를 말한다.
과거 무인 항공기의 주된 용도는 유인 정찰기로 접근하기 어려웠던 영역의 감시/정찰 임무였으나, 최근에는 유인 정찰기가 했던 감시/정찰 업무의 대부분이 무인 항공기로 완전히 대체되는 추세에 있다.
더 나아가, 더욱 최근에 와서는 비상 상황이 발생하면 즉각 대응 공격을 할 수 있는 근접 항공지원용 무인 전투 항공기(Unmanned Combat Aerial Vehicle; UCAV)도 전력화되고 있는 단계에 있다.
이와 같이, 무인 항공기는 원거리에 있는 공격 목표에 대한 타격 유용성이 널리 인정되어 미국을 비롯한 많은 국가들이 대 테러전을 포함하는 각종 전투상황에서 빈번하게 사용하고 있음은 주지의 사실이다.
본 발명은 상술한 점을 감안하여 안출된 것으로서, 본 발명의 목적은 기존 수입에 의존하던 고가의 타격 시스템을 대체하기 위해 필요한 저가형 고속 무인 항공기를 제공하는 것에 있다.
상술한 발명의 목적을 달성하기 위해 본 발명의 바람직한 일 형태는, 적재 하중을 지탱하도록 구성된 동체부; 앞전 프레임 및 뒷전 프레임을 구비하고 상기 동체부에 장착되는 주날개부; 수직 꼬리날개와 수평 꼬리날개를 구비하고 상기 동체부에 장착되는 꼬리날개부; 상기 꼬리날개부의 동작을 제어하는 제어부; 및 상기 동체부에 대해 추진력을 제공하는 고속추진장치부를 포함하되, 상기 앞전 프레임은 제 1 앞전 프레임(210a) 및 제 2 앞전 프레임(210b)으로 구성되고, 상기 뒷전 프레임은 제 1 뒷전 프레임(220a) 및 제 2 뒷전 프레임(220b)으로 구성되며, 상기 제 1 앞전 프레임(210a) 및 상기 제 2 앞전 프레임(210b)의 각 일측 단부는 상기 동체부에 고정 설치된 고정체(211)의 양 측부에 각각 힌지 결합되고, 상기 제 1 앞전 프레임(210a) 및 상기 제 2 앞전 프레임(210b)의 각 타측 단부는 상기 제 1 뒷전 프레임(220a) 및 상기 제 2 뒷전 프레임(220b)의 각 일측 단부에 각각 힌지 결합되며, 상기 제 1 뒷전 프레임(220a) 및 상기 제 2 뒷전 프레임(220b)의 각 타측 단부는, 상기 동체부에 형성된 가이드 레일(110)을 따라 상기 동체부의 길이방향으로 슬라이딩 이동하는 이동체(221)의 양 측부에 각각 힌지 결합되는 것을 특징으로 하는 무인 항공기를 제공한다.
바람직한 실시예에 따라, 상기 제 1 앞전 프레임(210a) 및 상기 제 2 앞전 프레임(210b)의 각 일측 단부는 힌지 봉(211a, 211b)을 통하여 상기 고정체(211)의 양 측부에 각각 힌지 결합되고, 상기 제 1 앞전 프레임(210a) 및 상기 제 2 앞전 프레임(210b)의 각 타측 단부는 힌지 봉(212a, 212b)을 통하여 상기 제 1 뒷전 프레임(220a) 및 상기 제 2 뒷전 프레임(220b)의 각 일측 단부에 각각 힌지 결합되며, 상기 힌지 봉(211a, 211b)의 외주면에는, 상기 제 1 앞전 프레임(210a) 및 상기 제 2 앞전 프레임(210b)이 상기 동체부에 대해 직립하는 상태가 되도록 하는 탄성력을 제공하는 토션 스프링이 설치될 수 있다.
바람직한 실시예에 따라, 상기 주날개부의 표면은 상기 앞전 프레임 및 상기 뒷전 프레임을 완전히 덮는 구조의 천으로 형성된 것일 수 있다.
바람직한 실시예에 따라, 상기 천은 낙하산용 천 또는 텐트용 천 중의 어느 하나의 재질로 형성된 것일 수 있다.
바람직한 실시예에 따라, 상기 수직 꼬리날개는 제 1 수직 꼬리날개(310a) 및 상기 제 1 수직 꼬리날개(310a)의 하부에 위치되는 제 2 수직 꼬리날개(310b)로 구성되고, 상기 수평 꼬리날개는 제 1 수평 꼬리날개(320a) 및 상기 제 1 수평 꼬리날개(320a)의 측부에 위치되는 제 2 수평 꼬리날개(320b)로 구성되며, 상기 제 1 수직 꼬리날개(310a) 및 상기 제 2 수직 꼬리날개(310b)는, 회동 가능한 구조로 상기 동체부의 후방 상면쪽에 설치되는 봉 형상의 수직 꼬리날개용 리드-래그 힌지(lead-lag hinge; 311a, 311b)에 각각 힌지 결합되고, 상기 제 1 수평 꼬리날개(320a) 및 상기 제 2 수평 꼬리날개(320b)는, 회동 가능한 구조로 상기 동체부의 후방 측면쪽에 설치되는 봉 형상의 수평 꼬리날개용 리드-래그 힌지(321a, 321b)에 각각 힌지 결합되는 것일 수 있다.
바람직한 실시예에 따라, 상기 제 1 수직 꼬리날개(310a) 및 상기 제 2 수직 꼬리날개(310b)는, 힌지 봉(3110a, 3110b)을 통하여 상기 수직 꼬리날개용 리드-래그 힌지(311a, 311b)에 각각 힌지 결합되고, 상기 제 1 수평 꼬리날개(320a) 및 상기 제 2 수평 꼬리날개(320b)는, 힌지 봉(3210a, 3210b)을 통하여 상기 수평 꼬리날개용 리드-래그 힌지(321a, 321b)에 각각 힌지 결합되며, 상기 힌지 봉(3110a, 3110b)의 외주면에는, 상기 제 1 수직 꼬리날개(310a) 및 상기 제 2 수직 꼬리날개(310b)가 상기 동체부에 대해 직립하는 상태가 되도록 하는 탄성력을 제공하는 토션 스프링이 설치되고, 상기 힌지 봉(3210a, 3210b)의 외주면에는, 상기 제 1 수평 꼬리날개(320a) 및 상기 제 2 수평 꼬리날개(320b)가 상기 동체부에 대해 직립하는 상태가 되도록 하는 탄성력을 제공하는 토션 스프링이 설치되는 것일 수 있다.
바람직한 실시예에 따라, 상기 동체부의 후방 양쪽 측면에는, 상기 제 1 수평 꼬리날개(320a) 및 상기 제 2 수평 꼬리날개(320b)가 접힘 상태가 될 경우에, 상기 제 1 수평 꼬리날개(320a) 및 상기 제 2 수평 꼬리날개(320b)를 수납하는 슬롯(120a, 120b)이 각각 형성될 수 있다.
바람직한 실시예에 따라, 상기 동체부의 후방 저면에는, 상기 제 2 수직 꼬리날개(310b)가 접힘 상태가 될 경우에, 상기 제 2 수직 꼬리날개(310b)를 수납하는 슬롯(120c)이 형성될 수 있다.
바람직한 실시예에 따라, 상기 제어부는 상기 꼬리날개부의 동작을 제어하는 서보 모터를 포함할 수 있다.
바람직한 실시예에 따라, 상기 제 1 뒷전 프레임(220a)의 일측부에는, 상기 제 1 앞전 프레임(210a)이 펼침 상태가 될 경우에 상기 제 1 뒷전 프레임(220a)의 상기 일측부에 대응하는 상기 제 1 앞전 프레임(210a)의 부위가 걸쳐지는 걸림홈(222a)이 형성되고, 상기 제 2 뒷전 프레임(220b)의 일측부에는, 상기 제 2 앞전 프레임(210b)이 펼침 상태가 될 경우에 상기 제 2 뒷전 프레임(220b)의 상기 일측부에 대응하는 상기 제 2 앞전 프레임(210b)의 부위가 걸쳐지는 걸림홈(222b)이 형성된 것일 수 있다.
도 1은 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기의 주날개 및 꼬리날개가 모두 펼쳐진 상태의 외관을 나타내는 사시도.
도 2의 (a) 내지 (d)는 도 1의 상기 저가형 고속 무인 항공기의 주날개 및 꼬리날개가 모두 접혀진 상태를 나타내는 각각의 사시도, 정면도, 평면도, 및 측면도.
도 3a 및 도 3b는 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기가 발사관에 수납된 상태를 나타내는 각각의 사시도 및 정면도.
도 4a는 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기에 적용되는 주날개부의 접힘 상태를 나타내는 도면.
도 4b는 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기에 적용되는 주날개부의 펼침 상태를 나타내는 도면.
도 5의 (a) 및 (b)는 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기에 적용되는 주날개의 표면 구조를 설명하기 위한 도면.
도 6은 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기의 풍동 실험에 적용된 풍동 실험 장치를 나타내는 도면.
도 7은 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기의 풍동 시험 모델을 풍동 실험 장치의 내부에 설치한 모습을 나타낸 도면.
이하, 첨부된 도면들을 참조하여 본 발명의 구체적인 실시예들 및 그 작용들을 설명하도록 한다. 본 명세서에 기재된 실시예들은 본 발명의 이해를 돕기 위해 설명되는 것이며, 이에 의해 본 발명의 기술적 사상이 제한되는 것이 아니다. 이하의 설명으로부터 명백한 바와 같이, 본 발명은 주로 추진장치를 탑재한 무인 항공기에 적용되는 것이나, 주날개와 꼬리날개를 구비한 무인 항공기라면 추진장치를 탑재하지 않은 무인 항공기를 포함하는 어떠한 항공기에도 적용될 수 있다. 즉, 이하에서는 주로 추진장치를 탑재한 무인 항공기를 예를 들어 설명하겠지만, 본 발명은 이에 한정되는 것이 아니다.
[저가형 고속 무인 항공기]
도 1은 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)의 주날개(20) 및 꼬리날개(30)가 모두 펼쳐진 상태의 외관을 나타내는 사시도이고, 도 2의 (a) 내지 (d)는 도 1의 저가형 고속 무인 항공기(1)의 주날개(20) 및 꼬리날개(30)가 모두 접혀진 상태를 나타내는 각각의 사시도, 정면도, 평면도, 및 측면도이다. 한편, 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)를 구성하는 주날개(20)의 외부 표면은 낙하산 또는 텐트를 제작하는데 사용될 수 있는 합성 수지 또는 특수 재질의 천(230; 도 5 참조)으로 더 덮여 있으나, 설명의 편의를 위해, 도 1 및 도 2의 (a) 내지 (d)에서는 상술한 주날개(20)의 외표면인 천(230)을 제외한 구성만을 설명하도록 하겠다.
본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)는 발사관(2; 도 3a 참조)에 수납되어 원하는 발사 장소로 이동한 후에, 반경 40km 이내의 근거리에 엄폐되어 있는 공격 목표(해안포, 방사포) 및 산악 반대방향 등 타격 사각지대 목표물에 대하여, 엄폐물을 효과적으로 회피하여 정밀 타격할 수 있는 새로운 개념의 저가형 유도무기이다.
또한, 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)는 영상 식별/원격 조종과 GPS/INS 유도 방식을 병행 이용하여 표적을 조준하는 방식으로 제어될 수 있으며, GPS 재밍 등 유사시에도 타격할 수 있고, 한국 특유의 산악 지형에 의하여 지상 통제 장비와의 교신이 되지 않는 경우에도 임무 수행을 할 수 있는 장비이다.
도 1 및 도 2의 (a) 내지 (d)를 함께 참조하면, 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)는 적재 하중을 지탱하도록 구성된 동체부(fuselage portion)(10)와, 앞전 프레임(210a, 210b) 및 뒷전 프레임(220a, 220b)을 구비하고 상기 동체부(10)에 장착되는 주날개부(20)와, 수직 꼬리날개(310a, 310b)와 수평 꼬리날개(320a, 320b)를 구비하고 상기 동체부(10)에 장착되는 십자형 꼬리날개부(30)와, 항공기(1)의 고속 기동을 지원하는 고속추진장치부(40)를 포함하여 구성된다.
또한, 도면에는 나타나 있지 않지만, 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)의 내부에는 수직 꼬리날개(310a, 310b)의 수평 회전 운동과 수평 꼬리날개(320a, 320b)의 수직 회전 운동을 제어하기 위한 서보 모터를 포함하는 각종 제어장치, 영상/항법 통합형 FCC, VGA급 영상 카메라, 비디오 송신기(Video Transmitter), 영상 송신용 비디오 TX 안테나(Video TX Ant), 데이터용 900 MHz 안테나, GPS 안테나, -40℃ ~ 120℃에서 접촉식으로 사용가능한 온도 센서, 모터 RPM 측정용 RPM 센서를 더 포함할 수 있다.
주날개부(20)는 저가형 고속 무인 항공기(1)의 구성 부품 중 항공기 특성 및 성능에 가장 중요한 영향을 미치는 부분으로서, 주날개부(20)의 크기 및 형상에 따라 무인 항공기(1)의 최고 속도, 체공 시간 등이 더 증감될 수도 있다.
본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)에 있어서는, 주날개부(20)를 접이식으로 구성함으로써, 상대적으로 큰 날개 부피로 인해 문제가 되었던 종래의 무인 항공기의 보관 및 운반의 문제점을 해소하였다. 구체적으로, 종래의 무인 항공기는 주날개의 크기(대략 1.5m 내외)가 상대적으로 매우 크기 때문에 그것의 보관과 운반이 용이하지 않을뿐더러 전투용 무인 항공기로서 사용될 경우에는 적들에게 쉽게 포착될 수 있는 문제점이 있었다. 그러나, 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)는 주날개부(20)가 접혀진 상태로 발사관(2; 도 3a 참조)에 탑재되어 이동 및 수납되므로 그것의 보관과 운반이 매우 용이한 장점이 있다.
도 4a 및 도 4b는 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)에 적용되는 주날개부(20)의 구조를 개략적으로 나타낸 도면으로서, 도 4a는 항공기(1)의 주날개부(20)의 펼침 상태를 나타내고 있고, 도 4b는 항공기(1)의 주날개부(20)의 접힘 상태를 나타내고 있다. 여기서, 펼침 상태란 항공기(1)가 발사관(2; 도 3a 참조)으로부터 이탈된 후에 주날개(20) 및 꼬리날개(30)가 완전히 펼쳐진 상태를 지칭하고, 접힘 상태란 발사관(2)의 내부에 수납되기 위해 항공기(1)의 주날개(20) 및 꼬리날개(30)가 완전히 접혀진 상태를 지칭한다.
도 4a 및 도 4b를 함께 참조하면, 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)에 적용되는 주날개부(20)는 크게 앞전 프레임(210a)과 뒷전 프레임(210b)으로 구성되며, 항공기(1)의 동체(10)에는 가이드 레일(110)이 형성되어 있다.
앞전 프레임을 구성하는 제 1 앞전 프레임(210a) 및 제 2 앞전 프레임(210b)의 각 일측 단부는 예를 들어, 힌지 봉(211a, 211b) 등을 통하여 고정체(211)의 양 측부에 각각 힌지 결합되고, 또한 제 1 앞전 프레임(210a) 및 제 2 앞전 프레임(210b)의 각 타측 단부는 예를 들어, 힌지 봉(212a, 212b) 등을 통하여 제 1 뒷전 프레임(220a) 및 제 2 뒷전 프레임(220b)의 각 일측 단부에 각각 힌지 결합된다. 한편, 고정체(211)는 그 양 측부에 제 1 앞전 프레임(210a) 및 제 2 앞전 프레임(210b)의 각 일측 단부를 힌지 결합한 상태로 항공기(1)의 동체(10)에 고정 설치된다.
뒷전 프레임을 구성하는 제 1 뒷전 프레임(220a) 및 제 2 뒷전 프레임(220b)의 각 일측 단부는, 앞서 설명한 바와 같이, 예를 들어, 힌지 봉(212a, 212b) 등을 통하여 제 1 앞전 프레임(210a) 및 제 2 앞전 프레임(210b)의 단부와 힌지 결합되고, 또한 제 1 뒷전 프레임(220a) 및 제 2 뒷전 프레임(220b)의 각 타측 단부는 예를 들어, 힌지 봉(212a, 212b) 등을 통하여 이동체(221)의 양 측부에 각각 힌지 결합된다. 한편, 이동체(221)는 그 양 측부에 제 1 뒷전 프레임(220a) 및 제 2 뒷전 프레임(220b)의 각 단부를 힌지 결합한 상태로, 가이드레일(110) 상에서 슬라이딩 이동 가능하도록 설치된다.
한편, 힌지 봉(211a, 211b)의 외주면에는 토션 스프링(미도시)이 설치되어 있으며, 토션 스프링(미도시)은 제 1 앞전 프레임(210a) 및 제 2 앞전 프레임(210b)이 펼침 상태가 되도록 하는 탄성력을 부여하는 구조로 설치된다.
또한, 뒷전 프레임을 구성하는 제 1 뒷전 프레임(220a) 및 제 2 뒷전 프레임(220b)의 단부 영역에는, 제 1 앞전 프레임(210a) 및 제 2 앞전 프레임(210b)이 상술한 토션 스프링(미도시)의 탄성력에 따라 접힘 상태에서 펼침 상태로 전환할 경우 그 제 1, 2 앞전 프레임들(210a, 210b)이 각각 걸쳐지는 걸림홈(222a, 222b)이 각각 형성되어 있다.
본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)에 적용되는 주날개부(20)가 접힘 상태에서 펼침 상태로 전환하는 과정을 설명하면 다음과 같다.
먼저, 도 4a에 나타낸 바와 같이, 저가형 고속 무인 항공기(1)가 발사관(2) 내부에 수납된 경우에는 주날개부(20)가 접힘 상태를 이루게 된다. 구체적으로, 접힘 상태에서는 주날개부(20)를 구성하는 제 1 앞전 프레임(210a) 및 제 2 앞전 프레임(210b)이 동체(10)에 밀착하는 형태로 강제 접히게 되고, 이동체(221)는 가이드 레일(110)의 전방 끝부분까지 강제로 밀리게 되며, 이에 따라 제 1 뒷전 프레임(220a) 및 제 2 뒷전 프레임(220b)은 각각 제 1 앞전 프레임(210a) 및 제 2 앞전 프레임(210b)의 아래 위치 영역에서 동체(10)에 강제 밀착하게 된다.
다음, 도 4b에 나타낸 바와 같이, 저가형 고속 무인 항공기(1)가 발사관(2)으로부터 이탈된 경우에는 주날개부(20)가 펼침 상태를 이루게 된다. 구체적으로, 항공기(1)가 발사관(2)으로부터 이탈되는 경우에는, 힌지 봉(211a, 211b)의 외면에 설치된 토션 스프링(미도시)의 탄성력에 의하여, 제 1 앞전 프레임(210a) 및 제 2 앞전 프레임(210b)이 동체(10)로부터 직립하는 방향으로 펼쳐지게 되고, 이동체(10)는 가이드 레일(110)의 후방 끝부분으로 강제로 밀리게 되며, 이에 따라 제 1 뒷전 프레임(220a) 및 제 2 뒷전 프레임(220b)은 동체(10)로부터 직립하는 방향으로 펼쳐지게 되면서, 최종적으로는 제 1 앞전 프레임(210a) 및 제 2 앞전 프레임(210b)의 단부들이 각각 제 1 뒷전 프레임(220a)의 걸림홈(222a) 및 제 2 뒷전 프레임(220b)의 걸림홈(222b)에 걸쳐지게 된다. 이와 같이, 제 1 앞전 프레임(210a) 및 제 2 앞전 프레임(210b)의 단부들이 각각 제 1 뒷전 프레임(220a)의 걸림홈(222a) 및 제 2 뒷전 프레임(220b)의 걸림홈(222b)에 일단 걸쳐지게 된 경우에는, 항공기(1)에 가해지는 여타의 충격(외력)에 불구하고 주날개부(20)가 다시 접힘 상태로 되돌아가는 경우를 방지할 수 있다.
다시, 도 1 및 도 2의 (a) 내지 (d)를 참조하면, 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)에 적용되는 꼬리 날개(30)는 수직 꼬리날개(310a, 310b)와 수평 꼬리날개(320a, 320b)가 서로 수직 교차하여 십(十)자 형태를 이루는 구조로 설치되어 있다.
특히, 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)에 적용되는 수직 꼬리날개(310a, 310b)는 별도의 방향타 부품 없이도 그 자체(310a, 310b)가 방향타의 역할을 수행하게 된다. 마찬가지로, 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)에 적용되는 수평 꼬리날개(320a, 320b)는 별도의 승강타 부품 없이도 그 자체(320a, 320b)가 승강타의 역할을 수행하게 된다.
구체적으로, 수직 꼬리날개(310a, 310b)의 각각은 회동 가능한 구조로 동체(10)의 후방 상면쪽에 설치되는 봉 형상의 수직 꼬리날개용 리드-래그 힌지(lead-lag hinge; 311a, 311b)에 각각 힌지 결합되어 있으며, 이에 따라 수직 꼬리날개용 리드-래그 힌지(311a, 311b)의 축 둘레 방향으로 소정 각도만큼 회동(이하, 수직 꼬리날개(310a, 310b)의 수평 회전 운동이라 지칭함)하면서 방향타의 역할을 수행할 수 있다. 마찬가지로, 수평 꼬리날개(320a, 320b)의 각각은 회동 가능한 구조로 동체(10)의 후방 측면쪽에 설치되는 봉 형상의 수평 꼬리날개용 리드-래그 힌지(321a, 321b)에 각각 힌지 결합되어 있으며, 이에 따라 수평 꼬리날개용 리드-래그 힌지(321a, 321b)의 축 둘레 방향으로 소정 각도만큼 회동(이하, 수평 꼬리날개(320a, 320b)의 수직 회전 운동이라 지칭함)하면서 승강타의 역할을 수행할 수 있다.
한편, 수직 꼬리날개용 리드-래그 힌지(311a, 311b)의 일측부에는 수직 꼬리날개(310a, 310b)와 힌지(311a, 311b)의 몸체를 힌지 결합시키는 힌지 봉(3110a, 3110b)이 더 설치되고, 마찬가지로, 수평 꼬리날개용 리드-래그 힌지(321a, 321b)의 일측부에는 수평 꼬리날개(320a, 320b)와 힌지(321a, 321b)의 몸체를 힌지 결합시키는 힌지 봉(3210a, 3210b)이 더 설치된다.
특히, 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)는 신속한 운용을 위하여 주날개(20)와 꼬리날개(30)가 모두 접힌 상태에서 발사관(2) 내부에 수납되는 방식을 채택하고 있으므로, 꼬리날개(30)를 구성하는 수직 꼬리날개(310a, 310b) 및 수평 꼬리날개(320a, 320b)가 동체(10)에 밀착하는 방향으로 90° 접힐 수 있는 구조로 설계되어 있다.
이를 위해, 수직 꼬리날개용 리드-래그 힌지(311a, 311b)에 설치되는 힌지 봉(3110a, 3110b)의 외면에는 토션 스프링(미도시)이 더 설치되어 있다. 구체적으로, 힌지 봉(3110a, 3110b) 외면의 토션 스프링(미도시)은 수직 꼬리날개(310a, 310b)가 동체(10)의 길이 방향으로부터 90°를 이루는 방향으로 세워지도록 하는 탄성력을 부여하는 구조로 설치된다.
마찬가지로, 수평 꼬리날개용 리드-래그 힌지(321a, 321b)에 각각 설치되는 힌지 봉(3210a, 3210b)의 외면에도 토션 스프링(미도시)이 더 설치되어 있으며, 구체적으로, 힌지 봉(3210a, 3210b) 외면의 토션 스프링(미도시)은 수평 꼬리날개(320a, 320b)가 동체(10)의 길이 방향으로부터 90°를 이루는 방향으로 세워지도록 하는 탄성력을 부여하는 구조로 설치된다.
한편, 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)의 동체(10)의 후방 양쪽 측면에는, 수평 꼬리날개(320a, 320b)가 접힐 경우에 그 날개(320a, 320b)가 수납되는 슬롯(120a, 120b)이 형성되어 있다. 바람직한 실시예에 따라, 슬롯(120a, 120b)은 수평 꼬리날개(320a, 320b)의 길이와 대응되는 치수로 형성할 수 있다.
마찬가지로, 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)의 동체(10)의 후방 저면쪽에는, 수직 꼬리날개(310b)가 접힐 경우에 그 날개(310b)가 수납되는 슬롯(120c)이 더 형성될 수 있다.
도 5의 (a) 및 (b)는 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)에 적용되는 주날개(20)의 표면 구조를 설명하기 위한 도면으로서, 도 5의 (a)는 주날개(20)의 접힘 상태를 나타내고 있고, 도 5의 (b)는 주날개(20)의 펼침 상태를 나타내고 있다.
본 발명에 따른 고속 무인 항공기(1)에 적용되는 주날개(20)의 표면(230)은 비행 도중 가해지는 굽힘 응력에 의해 변형 또는 파괴가 일어나지 않도록 하기 위하여, 낙하산 또는 텐트를 제작하는데 사용될 수 있는 합성수지 또는 특수 재질의 천으로 제작할 수 있다.
보다 구체적으로 설명하면, 도 5의 (a)에 나타낸 바와 같이 고속 무인 항공기(1)가 발사관(2)에 수납되는 등의 이유로, 주날개(20)가 접힘 상태에 있게 되는 경우에는 주날개(20)를 구성하는 표면(230)의 천도 함께 접힌 상태에 있게 된다. 한편, 도 5의 (b)에 나타낸 바와 같이 고속 무인 항공기(1)가 발사관(2)으로부터 이탈되는 등의 이유로, 주날개(20)가 펼침 상태에 있게 되는 경우에는 주날개(20)를 구성하는 표면(230)의 천도 함께 팽팽하게 펼쳐지게 된다.
다시, 도 1 및 도 2의 (a) 내지 (d)를 참조하면, 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)에는 항공기가 고속으로 기동할 수 있도록 지원하는 고속추진장치(40)가 탑재되어 있다. 고속추진장치(40)로서는 예를 들어, 독일 Schubeler 사의 DS-77-DIA HST 제품을 사용할 수 있다.
또한, 도면에는 나타나 있지 않지만, 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)에는 빠른 비행속도에서 수직 꼬리날개(310a, 310b) 및 수평 꼬리날개(320a, 320b)에 대하여 원활하고 충분한 조종력을 제공하기 위한 고성능 서보 모터가 더 탑재되어 있다. 고성능 서보 모터로서는 예를 들어, 하이텍사의 HS-7954SH 제품을 사용할 수 있다.
또한, 도면에는 나타나 있지 않지만, 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)에는 항공기가 필요로 하는 전력을 공급하기 위한 전원공급장치(예를 들어, 배터리)가 더 탑재되어 있다. 예를 들어, 전원공급장치는 고속추진장치(40)를 작동시키기 위해 필요한 전력을 공급할 수 있다.
[저가형 고속 무인 항공기(1)의 공력 해석]
본 발명자들은 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)의 공력 성능을 예측하기 위한 공력 해석을 수행하였다. 구체적으로, 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)에 적용되는 고속추진장치(40)를 작동면 기법으로 모사하여 고속추진장치(40)와 항공기(1) 기체의 통합 공력해석을 수행하였다. 본 공력 해석에 있어서 고속추진장치(40)로서는 독일 Schubeler 사의 DS-77-DIA HST 제품을 사용하였으며, 상용 CFD 도구인 FLUENT 프로그램을 이용하여 해석을 수행하였다.
받음각과 고도의 변화에 따른 공력해석의 결과, 다음의 표 1 내지 표 3과 같은 결과를 확인할 수 있었다. 구체적으로, 표 1은 받음각과 고도에 따른 양력계수의 변화를 나타낸 그래프이고, 표 2는 받음각과 고도에 따른 항력계수의 변화를 나타낸 그래프이며, 표 3은 받음각과 고도에 따른 양항비의 변화를 나타낸 그래프이다.
먼저, 표 1을 참조하면, 양력계수는 받음각에 따라 증가하지만 고도에 따라 감소하는 것을 확인할 수 있다. 이것은 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)에 적용되는 고속추진장치(40)의 성능이 고도에 따라 저하됨에 따라 양력계수 또한 감소한다는 것을 나타내는 것으로 판단된다.
다음, 표 2를 참조하면, 항력계수 또한 고도에 따라 감소한다는 것을 확인할 수 있었으며, 표 3의 그래프로 나타낸 양항비 변화를 통해 알 수 있는 바와 같이, 고도에 따라 양력계수와 항력계수가 일정한 비율로 감소한다는 것을 확인할 수 있었다.
[표 1]
Figure pat00001
[표 2]
Figure pat00002
[표 3]
Figure pat00003

[저가형 고속 무인 항공기(1)의 안정성 해석]
본 발명자들은 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)의 종방향, 횡방향, 방향 안정성을 해석하기 위하여 받음각 및 옆미끄럼각에 따른 공력 해석을 수행하였다.
일반적으로, 비행체가 종방향 안정성을 갖기 위해서는 다음의 조건을 만족해야 한다.
Figure pat00004
즉, 받음각이 0° 일 때 피칭 모멘트 계수가 양수이고, 받음각에 대한 기울기는 음수이어야 종방향으로 안정하게 된다. 횡방향 안정성을 갖기 위해서는 옆미끄럼각에 대한 롤링 모멘트 계수의 기울기가 음수이어야 하고 방향 안정성을 갖기 위해서는 옆미끄럼각에 대한 요잉 모멘트 계수의 기울기가 양수이어야 한다.
받음각에 따른 피칭 모멘트 계수(Pitching Moment Coefficient)의 변화를 다음의 표 4에 나타내었다. Cmo는 약 0.006 양수이고, Cmα는 약 -1.358로 음수이므로 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)는 종방향으로 안정하다.
[표 4]
Figure pat00005
옆미끄럼각에 따른 롤링 모멘트 계수(Rolling Moment Coefficient)의 변화를 다음의 표 5에 나타내었다. Cιβ는 약 -0.0628로 음수이므로 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)는 횡방향으로 안정하다.
[표 5]
Figure pat00006
옆미끄럼각에 따른 요잉 모멘트 계수(Yawing Moment Coefficient)의 변화를 다음의 표 6에 나타내었다. Cηβ는 약 0.118로 양수이므로 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)는 방향 안정성을 갖는다.
[표 6]
Figure pat00007

[저가형 고속 무인 항공기(1)의 조종면 해석]
본 발명자들은 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)의 조종면 해석을 위하여 승강타(수평 꼬리날개(320a, 320b)) 처짐각에 따른 공력 해석을 수행하였다.
승강타 처짐각에 따른 공력 해석의 결과, 다음의 표 7 내지 표 9와 같은 결과를 확인할 수 있었다. 구체적으로, 표 7은 승강타 처짐각에 따른 양력 계수의 변화를 나타낸 그래프이고, 표 8은 승강타 처짐각에 따른 항력 계수의 변화를 나타낸 그래프이며, 표 9는 승강타 처짐각에 따른 피칭 모멘트 계수의 변화를 나타낸 그래프이다.
표 7 내지 표 9를 함께 참조하면, 승강타의 처짐각이 커질수록 양력 계수와 항력 계수는 증가하지만 피칭 모멘트 계수가 감소함을 확인할 수 있다. 또한, 피칭 모멘트 계수를 관찰해 보면 약 6°의 받음각에서 승강타를 약 -5° 조종할 경우 양의 피칭 모멘트가 발생하여 자세를 회복시킬 수 있다는 것을 확인할 수 있었다.
[표 7]
Figure pat00008
[표 8]
Figure pat00009
[표 9]
Figure pat00010

[저가형 고속 무인 항공기(1)의 풍동 시험]
▣ 풍동 및 풍동 시험 모델
본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)의 풍동 실험은 한양대학교 중형 아음속 풍동 실험 장치를 이용하여 진행되었다.
도 6에는, 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)의 풍동 실험에 적용된 풍동 실험 장치(3)의 형상을 나타내고 있으며, 풍동 실험 장치(3)의 사양은 다음의 표 10과 같다.
[표 10]
Figure pat00011
풍동 실험 장치(3)의 시험부(test section)는 0.8m×0.8m×1.6m 의 크기를 가지며, 약 5 m/s에서 70 m/s의 유속 범위를 시험할 수 있다.
풍동 실험 장치(3)에는 시험 모델에서 발생하는 세 축 방향 힘과 모멘트를 동시에 측정할 수 있는 6분력 외장 저울이 장착되어 있다.
본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)의 풍동 시험 모델은 ABS 재질의 쾌속조형장비를 이용하여 제작되었다.
도 7은 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)의 풍동 시험 모델을 풍동 실험 장치(3)의 내부에 설치한 모습을 나타낸 것이다.
도 7을 참조하면, 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)의 풍동 시험 모델은 풍동에 수직하게 설치하고 풍동 아래의 외장 저울을 회전하는 방법으로 시험 모델의 받음각을 변화시켰다.
▣ 풍동 시험 결과
본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)의 풍동 시험 결과, 다음의 표 11 및 표 12와 같은 결과를 확인할 수 있었다. 구체적으로, 표 11은 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)의 풍동 시험 결과에 따른 양력 계수의 변화를 나타낸 그래프이고, 표 12는 본 발명에 따른 저가형 고속 무인 항공기(1)의 풍동 시험 결과에 따른 항력 계수의 변화를 나타낸 그래프이다.
표 11 및 표 12를 함께 참조하면, 풍동 시험의 결과 양력 계수가 공력 해석 결과와 잘 일치한다는 것을 확인할 수 있다. 또한, 항력 계수는 풍동 시험 모델을 고정하기 위한 스트럿 등의 영향으로 받음각에 따라 더 크게 증가하였다.
[표 11]
Figure pat00012
[표 12]
Figure pat00013
이상의 설명은 본 발명의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 다양한 수정 및 변형이 가능할 것이다. 따라서, 본 발명에 개시된 실시예들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.
1: 무인 항공기 2: 발사관
10: 동체부 20: 주날개
30: 꼬리날개 40: 고속추진장치
110: 가이드 레일 120a,b,c: 슬롯
210a: 제 1 앞전 프레임 210b: 제 2 앞전 프레임
220a: 제 1 뒷전 프레임 220b: 제 2 뒷전 프레임
310a: 제 1 수직 꼬리날개 310b: 제 2 수직 꼬리날개
311a, 311b: 리드-래그 힌지 320a: 제 1 수평 꼬리날개
320b: 제 2 수평 꼬리날개 321a, 321b: 리드-래그 힌지

Claims (10)

  1. 적재 하중을 지탱하도록 구성된 동체부;
    앞전 프레임 및 뒷전 프레임을 구비하고 상기 동체부에 장착되는 주날개부;
    수직 꼬리날개와 수평 꼬리날개를 구비하고 상기 동체부에 장착되는 꼬리날개부;
    상기 꼬리날개부의 동작을 제어하는 제어부; 및
    상기 동체부에 대해 추진력을 제공하는 고속추진장치부를 포함하되,
    상기 앞전 프레임은 제 1 앞전 프레임(210a) 및 제 2 앞전 프레임(210b)으로 구성되고, 상기 뒷전 프레임은 제 1 뒷전 프레임(220a) 및 제 2 뒷전 프레임(220b)으로 구성되며,
    상기 제 1 앞전 프레임(210a) 및 상기 제 2 앞전 프레임(210b)의 각 일측 단부는 상기 동체부에 고정 설치된 고정체(211)의 양 측부에 각각 힌지 결합되고, 상기 제 1 앞전 프레임(210a) 및 상기 제 2 앞전 프레임(210b)의 각 타측 단부는 상기 제 1 뒷전 프레임(220a) 및 상기 제 2 뒷전 프레임(220b)의 각 일측 단부에 각각 힌지 결합되며,
    상기 제 1 뒷전 프레임(220a) 및 상기 제 2 뒷전 프레임(220b)의 각 타측 단부는, 상기 동체부에 형성된 가이드 레일(110)을 따라 상기 동체부의 길이방향으로 슬라이딩 이동하는 이동체(221)의 양 측부에 각각 힌지 결합되는 것을 특징으로 하는 무인 항공기.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 1 앞전 프레임(210a) 및 상기 제 2 앞전 프레임(210b)의 각 일측 단부는 힌지 봉(211a, 211b)을 통하여 상기 고정체(211)의 양 측부에 각각 힌지 결합되고, 상기 제 1 앞전 프레임(210a) 및 상기 제 2 앞전 프레임(210b)의 각 타측 단부는 힌지 봉(212a, 212b)을 통하여 상기 제 1 뒷전 프레임(220a) 및 상기 제 2 뒷전 프레임(220b)의 각 일측 단부에 각각 힌지 결합되며,
    상기 힌지 봉(211a, 211b)의 외주면에는, 상기 제 1 앞전 프레임(210a) 및 상기 제 2 앞전 프레임(210b)이 상기 동체부에 대해 직립하는 상태가 되도록 하는 탄성력을 제공하는 토션 스프링이 설치되어 있는 것을 특징으로 하는 무인 항공기.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 주날개부의 표면은 상기 앞전 프레임 및 상기 뒷전 프레임을 완전히 덮는 구조의 천으로 형성된 것을 특징으로 하는 무인 항공기.
  4. 제 3 항에 있어서,
    상기 천은 낙하산용 천 또는 텐트용 천 중의 어느 하나의 재질로 형성된 것을 특징으로 하는 무인 항공기.
  5. 제 3 항에 있어서,
    상기 수직 꼬리날개는 제 1 수직 꼬리날개(310a) 및 상기 제 1 수직 꼬리날개(310a)의 하부에 위치되는 제 2 수직 꼬리날개(310b)로 구성되고, 상기 수평 꼬리날개는 제 1 수평 꼬리날개(320a) 및 상기 제 1 수평 꼬리날개(320a)의 측부에 위치되는 제 2 수평 꼬리날개(320b)로 구성되며,
    상기 제 1 수직 꼬리날개(310a) 및 상기 제 2 수직 꼬리날개(310b)는, 회동 가능한 구조로 상기 동체부의 후방 상면쪽에 설치되는 봉 형상의 수직 꼬리날개용 리드-래그 힌지(lead-lag hinge; 311a, 311b)에 각각 힌지 결합되고,
    상기 제 1 수평 꼬리날개(320a) 및 상기 제 2 수평 꼬리날개(320b)는, 회동 가능한 구조로 상기 동체부의 후방 측면쪽에 설치되는 봉 형상의 수평 꼬리날개용 리드-래그 힌지(321a, 321b)에 각각 힌지 결합되는 것을 특징으로 하는 무인 항공기.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 제 1 수직 꼬리날개(310a) 및 상기 제 2 수직 꼬리날개(310b)는, 힌지 봉(3110a, 3110b)을 통하여 상기 수직 꼬리날개용 리드-래그 힌지(311a, 311b)에 각각 힌지 결합되고,
    상기 제 1 수평 꼬리날개(320a) 및 상기 제 2 수평 꼬리날개(320b)는, 힌지 봉(3210a, 3210b)을 통하여 상기 수평 꼬리날개용 리드-래그 힌지(321a, 321b)에 각각 힌지 결합되며,
    상기 힌지 봉(3110a, 3110b)의 외주면에는, 상기 제 1 수직 꼬리날개(310a) 및 상기 제 2 수직 꼬리날개(310b)가 상기 동체부에 대해 직립하는 상태가 되도록 하는 탄성력을 제공하는 토션 스프링이 설치되어 있고,
    상기 힌지 봉(3210a, 3210b)의 외주면에는, 상기 제 1 수평 꼬리날개(320a) 및 상기 제 2 수평 꼬리날개(320b)가 상기 동체부에 대해 직립하는 상태가 되도록 하는 탄성력을 제공하는 토션 스프링이 설치되어 있는 것을 특징으로 하는 무인 항공기.
  7. 제 7 항에 있어서,
    상기 동체부의 후방 양쪽 측면에는, 상기 제 1 수평 꼬리날개(320a) 및 상기 제 2 수평 꼬리날개(320b)가 접힘 상태가 될 경우에, 상기 제 1 수평 꼬리날개(320a) 및 상기 제 2 수평 꼬리날개(320b)를 수납하는 슬롯(120a, 120b)이 각각 형성되어 있는 것을 특징으로 하는 무인 항공기.
  8. 제 7 항에 있어서,
    상기 동체부의 후방 저면에는, 상기 제 2 수직 꼬리날개(310b)가 접힘 상태가 될 경우에, 상기 제 2 수직 꼬리날개(310b)를 수납하는 슬롯(120c)이 형성되어 있는 것을 특징으로 하는 무인 항공기.
  9. 제 7 항에 있어서,
    상기 제어부는 상기 꼬리날개부의 동작을 제어하는 서보 모터를 포함하는 무인 항공기.
  10. 제 7 항에 있어서,
    상기 제 1 뒷전 프레임(220a)의 일측부에는, 상기 제 1 앞전 프레임(210a)이 펼침 상태가 될 경우에 상기 제 1 뒷전 프레임(220a)의 상기 일측부에 대응하는 상기 제 1 앞전 프레임(210a)의 부위가 걸쳐지는 걸림홈(222a)이 형성되어 있고,
    상기 제 2 뒷전 프레임(220b)의 일측부에는, 상기 제 2 앞전 프레임(210b)이 펼침 상태가 될 경우에 상기 제 2 뒷전 프레임(220b)의 상기 일측부에 대응하는 상기 제 2 앞전 프레임(210b)의 부위가 걸쳐지는 걸림홈(222b)이 형성되어 있는 것을 특징으로 하는 무인 항공기.
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