KR20170125588A - 무인 비행체 - Google Patents

무인 비행체 Download PDF

Info

Publication number
KR20170125588A
KR20170125588A KR1020160055562A KR20160055562A KR20170125588A KR 20170125588 A KR20170125588 A KR 20170125588A KR 1020160055562 A KR1020160055562 A KR 1020160055562A KR 20160055562 A KR20160055562 A KR 20160055562A KR 20170125588 A KR20170125588 A KR 20170125588A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
wing portion
main body
unit
rotation
unmanned aerial
Prior art date
Application number
KR1020160055562A
Other languages
English (en)
Other versions
KR102502928B1 (ko
Inventor
장기철
손광수
Original Assignee
엘지이노텍 주식회사
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 엘지이노텍 주식회사 filed Critical 엘지이노텍 주식회사
Priority to KR1020160055562A priority Critical patent/KR102502928B1/ko
Publication of KR20170125588A publication Critical patent/KR20170125588A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR102502928B1 publication Critical patent/KR102502928B1/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
    • B64C39/024—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use of the remote controlled vehicle type, i.e. RPV
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/08—Helicopters with two or more rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D17/00—Parachutes
    • B64D17/80—Parachutes in association with aircraft, e.g. for braking thereof
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U70/00—Launching, take-off or landing arrangements
    • B64U70/80—Vertical take-off or landing, e.g. using rockets
    • B64U70/83—Vertical take-off or landing, e.g. using rockets using parachutes, balloons or the like
    • B64C2201/024—
    • B64C2201/162—
    • B64C2201/18—
    • B64C2201/185—
    • B64D2700/62578—
    • B64D2700/62587—

Abstract

실시 예는, 본체; 상기 본체에 결합된 복수 개의 제1날개부; 및 상기 본체에 결합된 제2날개부를 포함하는 회전유닛을 포함하고, 상기 회전유닛은 비상시 상기 본체에서 돌출되어 회전하는 무인 비행체를 개시한다.

Description

무인 비행체{Drone}
실시 예는 무인 비행체에 관한 것이다.
근래 들어, 무인 비행체(예: 드론)는, 간편성, 신속성, 경제성 등 여러 이점 때문에, 군사용 외에도, 물류 배송, 재난 구조, 방송 레저 등과 같은 다양한 분야에서 활용되고 있다. 그에 따라, 무인 비행체의 수요는 폭발적으로 늘어나고 있다.
무인 비행체는 여러 많은 장점들을 구비하고 있지만, 바람 등 외부 환경의 변화와 운전 조작의 미숙으로 인해 추락의 우려가 높다.
예컨데, 이러한 무인 비행체 추락의 경우 무인 비행체의 조작 미숙이나 운용 미숙이 가장 큰 비중을 차지하고 있다. 다음으로는 무인 비행체의 전자적인 오류로 통제불능 상태인 경우가 발생하여 무인 비행체가 추락한다. 그리고, 풍속이나 기상적 원인에 의하여 무인 비행체가 추락하는 경우가 발생한다.
그에 따라, 무인 비행체 및 무인 비행체에 설치되는 여러 부품들이 워낙 고가이므로, 무인 비행체에 따른 파손으로 인한 경제적 피해는 심각할 수밖에 없다.
더욱이, 무인 비행체가 추락하는 경우, 무인 비행체 자체의 파손으로 인한 엄청난 경제적 피해뿐만 아니라, 대인 및 대물에 대한 2차 피해의 위험성 또한 심각하다.
이처럼 무인 비행체의 추락으로 발생되는 피해를 최소화하고 무인 비행체를 상용화하기 위해서는 비행체의 안정적인 운용방안이 필요하고, 무인 비행체의 통제가 불가능하여 자유낙하시 안정적인 착륙을 도모할 수 있는 안정장치가 요구되고 있는 실정이다.
실시 예는 통제불능 또는 긴급상황에 따른 무인 비행체의 기체 안전과 대인, 대물에 대한 피해를 방지할 수 있는 무인 비행체를 제공한다.
실시 예는 대인의 대피 시간을 확보하고, 안전 위치로 무인 비행체가 유도되도록 제어할 수 있는 시간을 확보하기 위해 낙하 속도를 지연시킬 수 있는 무인 비행체를 제공한다.
실시예가 해결하고자 하는 과제는 이상에서 언급된 과제에 국한되지 않으며 여기서 언급되지 않은 또 다른 과제들은 아래의 기재로부터 당업자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 비행체는, 본체; 상기 본체에 결합된 복수 개의 제1날개부; 및 상기 본체에 수용된 제2날개부를 포함하는 회전 유닛을 포함하고, 상기 회전 유닛은 비상시 상기 본체에서 돌출되어 회전할 수 있다.
상기 회전유닛은 상기 제2날개부의 회전을 지지하는 회전축을 포함하고, 상기 회전축은 상기 본체의 상면에서 돌출될 수 있다.
상기 제2날개부는 소정의 각도로 기울어질 수 있다.
상기 본체는 상면에 형성되어 상기 회전유닛을 수용하는 홈, 및 상기 홈을 덮는 커버를 포함할 수 있다.
상기 회전유닛의 직경과 본체의 직경의 비는 0.8:1 내지 3:1일 수 있다.
상기 회전유닛의 높이와 직경의 비는 0.3:1 내지 0.8:1일 수 있다.
상기 제2날개부는 외측 날개부 및 외측 날개부 내에서 돌출하는 내측 날개부를 포함할 수 있다.
상기 내측 날개부는 상기 제2날개부가 돌출되는 방향과 수직한 방향으로 돌출될 수 있다.
비상시 구동하는 낙하산을 포함하고, 상기 낙하산의 끝단은 상기 제2날개부의 회전축과 연결될 수 있다.
상기 낙하산은 펼쳐지는 과정에서 상기 제2날개부를 상기 본체로부터 잡아당겨 오픈시킬 수 있다.
실시 예에 따르면, 무인 비행체의 낙하시 충격을 완화할 수 있다.
또한, 대인의 대피 시간을 확보하고, 무인 비행체가 비상 착륙을 준비할 수 있는 시간을 확보할 수 있다.
본 발명의 다양하면서도 유익한 장점과 효과는 상술한 내용에 한정되지 않으며, 본 발명의 구체적인 실시형태를 설명하는 과정에서 보다 쉽게 이해될 수 있을 것이다.
도 1은 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 비행체의 개념도이고,
도 2는 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 비행체의 블록도이고,
도 3은 도 1의 본체에 회전유닛이 내장된 상태를 보여주는 도면이고,
도 4는 도 1의 본체에 회전유닛이 내장된 상태를 보여주는 평면도이고,
도 5는 회전유닛이 외부로 돌출되는 상태를 보여주는 도면이고,
도 6은 회전유닛의 형상을 설명하기 위한 도면이고,
도 7은 회전유닛의 직경이 연장된 상태를 보여주는 도면이고,
도 8은 낙하산 유닛이 외부로 돌출되는 상태를 보여주는 도면이고,
도 9는 도 8의 낙하산 유닛에 의해 회전유닛이 돌출되는 상태를 보여주는 도면이고,
도 10은 지면과 30도의 각도를 갖고 낙하하는 비행체의 초기상태를 보여주는 시뮬레이션이고,
도 11은 회전유닛이 제1거리로 돌출된 제1실시 예의 낙하 시뮬레이션 결과이고,
도 12는 회전유닛의 날개가 휘어진 제2실시 예의 낙하 시뮬레이션 결과이고,
도 13은 회전유닛이 제2거리로 돌출된 제3실시 예의 낙하 시뮬레이션 결과이고,
도 14는 지면과 90도의 각도를 갖고 낙하하는 비행체의 초기상태를 보여주는 시뮬레이션이고,
도 15는 회전유닛이 제1거리로 돌출된 제1실시 예의 낙하 시뮬레이션 결과이고,
도 16은 회전유닛의 날개가 휘어진 제2실시 예의 낙하 시뮬레이션 결과이고,
도 17은 회전유닛이 제2거리로 돌출된 제3실시 예의 낙하 시뮬레이션 결과이다.
본 실시 예들은 다른 형태로 변형되거나 여러 실시 예가 서로 조합될 수 있으며, 본 발명의 범위가 이하 설명하는 각각의 실시 예로 한정되는 것은 아니다.
특정 실시 예에서 설명된 사항이 다른 실시 예에서 설명되어 있지 않더라도, 다른 실시 예에서 그 사항과 반대되거나 모순되는 설명이 없는 한, 다른 실시 예에 관련된 설명으로 이해될 수 있다.
예를 들어, 특정 실시 예에서 구성 A에 대한 특징을 설명하고 다른 실시 예에서 구성 B에 대한 특징을 설명하였다면, 구성 A와 구성 B가 결합된 실시 예가 명시적으로 기재되지 않더라도 반대되거나 모순되는 설명이 없는 한, 본 발명의 권리범위에 속하는 것으로 이해되어야 한다.
실시 예의 설명에 있어서, 어느 한 element가 다른 element의 "상(위) 또는 하(아래)(on or under)"에 형성되는 것으로 기재되는 경우에 있어, 상(위) 또는 하(아래)(on or under)는 두 개의 element가 서로 직접(directly)접촉되거나 하나 이상의 다른 element가 상기 두 element 사이에 배치되어(indirectly) 형성되는 것을 모두 포함한다. 또한 "상(위) 또는 하(아래)(on or under)"으로 표현되는 경우 하나의 element를 기준으로 위쪽 방향뿐만 아니라 아래쪽 방향의 의미도 포함할 수 있다.
이하에서는 첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명의 실시 예에 대하여 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 상세히 설명한다.
도 1은 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 비행체의 개념도이고, 도 2는 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 비행체의 블록도이다.
도 1을 참조하면, 실시 예에 따른 무인 비행체는 본체(100) 및 본체(100)에 연결된 복수 개의 제1날개부(200)를 포함한다. 무인 비행체는 제1날개부(200)의 회전에 의해 비행할 수 있는 다양한 종류의 비행체를 모두 포함할 수 있다.
실시 예에 따른 무인 비행체는 특별히 형상이 제한되지 않는다. 제1날개부(200)는 프로펠러인 것을 도시하였으나, 반드시 이에 한정하지 않고 본체(100)를 비행시킬 수 있는 다양한 동력 수단이 적용될 수 있다.
도 2를 참고하면, 무인 비행체는 본체(100)의 상황 정보를 수집하는 감지부(20), 동력부를 구동하는 모터부, 각 유닛에 전원을 인가하는 전원부(40), 비상시 본체(100)의 낙하 속도를 감속하기 위해 작동하는 회전유닛(130)과 낙하산 유닛(140), 지상 이미지를 획득하는 카메라 모듈(150), 및 이들을 제어하는 컨트롤러(10)를 포함한다.
감지부(20)는 무인 비행체의 가속도를 측정하는 가속도 센서, 회전각을 측정하는 자이로 센서, 방향센서, 적외선 센서, 초음파 센서, 진동 센서, 충격 센서, 고도를 측정하는 고도 센서, 바람의 방향을 감지하는 풍향 센서, 바람의 속도를 감지하는 풍속 센서, 전원을 감지하는 전원감지센서 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.
감지부(20)의 가속도 센서, 자이로 센서, 방향 센서 및 고도 센서는 다양한 파라미터를 측정한다. 그리고, 적외선 센서와 초음파 센서는 고온부와 그 거리를 측정하고, 진동 센서는 본체의 진동을 센싱할 수 있다.
컨트롤러(10)는 감지부(20)에서 획득한 정보를 이용하여 무인 비행체의 현재 상태를 판단할 수 있다. 예시적으로, 컨트롤러(10)는 본체의 회전이 비행체의 자유 낙하시 패턴과 매칭되는 경우, 현재 비행체가 낙하하고 있는 것으로 판단할 수 있다. 다양한 패턴 정보는 메모리에 미리 저장될 수 있다.
도 3은 도 1의 본체에 회전유닛이 내장된 상태를 보여주는 도면이고, 도 4는 도 1의 본체에 회전유닛이 내장된 상태를 보여주는 평면도이고, 도 5는 회전유닛이 외부로 돌출되는 상태를 보여주는 도면이고, 도 6은 회전유닛의 형상을 설명하기 위한 도면이고, 도 7은 회전유닛의 직경이 연장된 상태를 보여주는 도면이다.
도 3 및 도 4를 참고하면, 본체(100)의 내부에는 회전유닛(130)이 내장될 수 있는 수용홈(111)이 형성되고, 커버(120)는 본체(100)에 결합되어 회전유닛(130)을 밀폐할 수 있다. 회전유닛(130)은 본체(100)의 상부 중앙에 배치될 수 있으나, 반드시 이에 한정하지 않는다.
도 5와 같이 커버(120)가 분리되면, 회전유닛(130)은 본체(100)의 상부를 향해 돌출되어 회전할 수 있다.
커버(120)를 분리하는 구조 및 회전유닛(130)을 돌출시키는 구조는 특별히 제한되지 않는다. 예시적으로 커버(120)와 회전유닛(130)은 탄성부재를 가압한 상태에서 고정 수단에 의해 고정될 수 있고, 고정 수단이 제거되면 탄성부재의 복원력에 의해 본체(100)의 외측으로 돌출될 수 있다.
그러나, 반드시 이에 한정되는 것은 아니고, 회전 유닛은 다양한 구조에 의해 본체(100)의 외측으로 돌출될 수 있다. 또한, 회전유닛(130)은 평상시 외부에 노출된 상태일 수도 있다.
회전유닛(130)의 직경(W1)과 본체(100)의 직경(W2)의 비(W1:W2)는 약 0.8:1 내지 3:1일 수 있다.
제2날개부(131)의 직경이 본체(100) 직경의 0.8배 이하인 경우에는 날개의 직경이 작아 낙하 속도를 늦추는 효과가 작을 수 있다. 또한, 직경이 3배 이상인 경우에는 회전유닛(130)의 무게에 의해 비행체의 전체 중량이 증가하는 문제가 있다.
회전유닛(130)의 높이(h1)와 본체(100) 직경(W2)의 비(h1:W2)는 약 0.3:1 내지 0.8:1일 수 있다.
회전유닛(130)의 높이가 본체(100) 직경의 0.3배 이하인 경우에는 간격이 너무 좁아 충분한 회전력을 전달받기 어렵고, 회전유닛(130)의 높이가 본체(100) 직경의 0.8배 이상인 경우에는 회전축(132)에 과도한 응력이 걸려 회전유닛(130)이 본체(100)에서 분리될 수 있다.
도 6을 참고하면, 회전유닛(130)은 회전축(132), 및 방사상으로 연장된 복수 개의 제2날개부(131)를 포함한다. 제2날개부(131)의 개수는 한정하지 않는다.
회전축(132)은 축방향으로 연장 가능한 구조일 수 있으며, 제2날개부(131)는 축방향과 소정 각도로 기울어져 배치될 수 있다. 날개가 기울어진 각도는 30도 내지 60도일 수 있다. 그러나, 반드시 이에 한정되는 것은 아니고 제2날개부(131)는 연장 방향으로 갈수록 휘어진 구조일 수도 있다.
도 7을 참고하면, 제2날개부(131)는 외측 날개부(133) 및 외측 날개부(133) 내에서 슬라이딩 가능한 내측 날개부(132)를 포함할 수 있다. 제2날개부 돌출시, 내측 날개부(132)는 외측 날개부(133) 내에 구비된 탄성부에 의해 외측으로 돌출될 수 있다. 이러한 구조에 의하면, 제2날개부(131)의 직경이 커져 본체(100)의 낙하 속도를 효과적으로 줄일 수 있는 장점이 있다. 그러나, 반드시 이에 한정되는 것은 아니고 제2날개부(131)는 접철식으로 접혀있다가 돌출과 동시에 펼쳐지는 구조일 수도 있다.
도 8은 낙하산 유닛이 외부로 돌출되는 상태를 보여주는 도면이고, 도 9는 도 8의 낙하산 유닛에 의해 회전유닛이 돌출되는 상태를 보여주는 도면이다.
도 8을 참고하면, 본체(100)는 회전유닛(130)과 낙하산 유닛(140)을 동시에 구비할 수 있다. 비상시 커버(120)가 분리되면 낙하산 유닛(140)이 공중으로 분사될 수 있다. 낙하산 유닛(140)이 펼쳐지는 구성은 종래 구성이 모두 적용될 수 있다.
도 9를 참고하면, 낙하산 유닛(140)이 펼쳐지면 상대적으로 본체(100)의 낙하방향과 반대방향으로 힘이 작용하게 된다. 회전유닛(130)은 상기 반대방향 힘에 의해 당겨져 돌출될 수 있다. 낙하산 유닛(140)의 끝단은 회전유닛(130)의 회전축에 고정될 수 있으나, 반드시 이에 한정하지 않는다. 예시적으로 낙하산 유닛의 끝단이 회전축의 내부로 연결되면 회전유닛(130)의 회전력이 낙하산 유닛에 전달되는 것을 방지할 수 있다.
도 10은 지면과 30도의 각도를 갖고 낙하하는 비행체의 초기상태를 보여주는 시뮬레이션이고, 도 11은 회전유닛이 제1거리로 돌출된 제1실시 예의 낙하 시뮬레이션 결과이고, 도 12는 회전유닛의 날개가 휘어진 제2실시 예의 낙하 시뮬레이션 결과이고, 도 13은 회전유닛이 제2거리로 돌출된 제3실시 예의 낙하 시뮬레이션 결과이다.
제1실시 예는 회전유닛이 본체로부터 2.0cm 떨어진 비행체를 이용하여 실험하였고, 제2실시 예는 회전유닛의 날개가 연장 방향으로 45도 기울어진 비행체를 이용하여 실험하였고, 제3 실시 예는 회전유닛이 본체로부터 6.0cm 떨어진 비행체를 이용하여 실험하였다.
도 10과 같이 지면과 30도 각도를 갖고 낙하하는 경우, 도 11 내지 도 13의 회전유닛은 모두 지면과 마주보면서 낙하하는 것을 확인할 수 있다. 따라서, 회전유닛의 회전에 의해 비행체의 자세가 유지되는 것을 확인할 수 있다.
도 14는 지면과 90도의 각도를 갖고 낙하하는 비행체의 초기상태를 보여주는 시뮬레이션이고, 도 15는 회전유닛이 제1거리로 돌출된 제1실시 예의 낙하 시뮬레이션 결과이고, 도 16은 회전유닛의 날개가 휘어진 제2실시 예의 낙하 시뮬레이션 결과이고, 도 17은 회전유닛이 제2거리로 돌출된 제3실시 예의 낙하 시뮬레이션 결과이다.
도 14와 같이 지면과 90도 각도를 갖고 낙하하는 경우(본체의 측면이 지면을 향해 낙하하는 경우), 도 15를 참고하면 무인 비행체는 초기 각도를 유지한 채 낙하하는 것을 알 수 있다. 즉, 지면과 90도 각도를 갖고 낙하하는 경우에는 회전유닛이 있어도 중심을 잡지 못한 것을 알 수 있다. 도 17의 무인 비행체 역시 동일한 결과를 갖는 것으로 측정되었다.
그러나, 도 16을 참고하면, 제2실시 예의 무인 비행체는 낙하 과정에서 지면과의 각도가 감소하는 것을 볼 수 있다. 즉, 회전유닛의 회전에 의해 자세 제어가 가능한 것을 알 수 있다. 이는 회전유닛의 날개가 휘어져 회전시 공기의 저항력이 더 커졌기 때문으로 판단된다.
그러나, 이 경우 무인 비행체가 낙하산을 구비하면 낙하산에 의해 중심을 잡을 수 있으므로, 회전유닛에 의한 낙하 지연 효과를 높일 수 있다.

Claims (10)

  1. 본체;
    상기 본체에 결합된 복수 개의 제1날개부; 및
    상기 본체에 수용된 제2날개부를 포함하는 회전 유닛을 포함하고,
    상기 회전 유닛은 비상시 상기 본체에서 돌출되어 회전하는 무인 비행체.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 회전유닛은 상기 제2날개부의 회전을 지지하는 회전축을 포함하고,
    상기 회전축은 상기 본체의 상면에서 돌출되는 무인 비행체.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 제2날개부는 소정의 각도로 기울어진 무인 비행체.
  4. 제2항에 있어서,
    상기 본체는 상면에 형성되어 상기 회전유닛을 수용하는 홈, 및
    상기 홈을 덮는 커버를 포함하는 무인 비행체.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 회전유닛의 직경과 본체의 직경의 비는 0.8:1 내지 3:1인 무인 비행체.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 회전유닛의 높이와 직경의 비는 0.3:1 내지 0.8:1인 무인 비행체.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 제2날개부는 외측 날개부 및 외측 날개부 내에서 돌출하는 내측 날개부를 포함하는 무인 비행체.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 내측 날개부는 상기 제2날개부가 돌출되는 방향과 수직한 방향으로 돌출되는 무인 비행체.
  9. 제1항에 있어서,
    비상시 구동하는 낙하산을 포함하고,
    상기 낙하산의 끝단은 상기 제2날개부의 회전축과 연결된 무인 비행체.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 낙하산은 펼쳐지는 과정에서 상기 제2날개부를 상기 본체로부터 잡아당겨 오픈시키는 무인 비행체.
KR1020160055562A 2016-05-04 2016-05-04 무인 비행체 KR102502928B1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020160055562A KR102502928B1 (ko) 2016-05-04 2016-05-04 무인 비행체

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020160055562A KR102502928B1 (ko) 2016-05-04 2016-05-04 무인 비행체

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20170125588A true KR20170125588A (ko) 2017-11-15
KR102502928B1 KR102502928B1 (ko) 2023-02-23

Family

ID=60387086

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020160055562A KR102502928B1 (ko) 2016-05-04 2016-05-04 무인 비행체

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR102502928B1 (ko)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20200065773A (ko) * 2018-11-30 2020-06-09 주식회사 공간정보 과수원 모니터링 드론의 관리 시스템
KR20200067046A (ko) * 2018-12-03 2020-06-11 도승현 드론용 추락방지 장치
WO2020204511A1 (ko) * 2019-04-03 2020-10-08 한국항공우주연구원 드론 및 드론 추락 방지 시스템
KR102598238B1 (ko) * 2023-03-16 2023-11-03 박기혁 투척물 및 이를 이용한 무인 항공기 포획장치

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH09315394A (ja) * 1996-05-31 1997-12-09 Hitachi Zosen Corp 飛行体の軟着陸装置
US20020104921A1 (en) * 2000-05-18 2002-08-08 Philippe Louvel Electrical remote-control and remote-power flying saucer
KR100620487B1 (ko) * 2004-12-27 2006-09-08 김태철 양력을 발생시키는 방법 및 로터
US7648105B2 (en) * 2006-12-26 2010-01-19 Airborne Systems North America Of Nj Inc. Deployment brake release for a parachute
CN201800916U (zh) * 2010-10-12 2011-04-20 徐延宇 升降折叠螺旋桨
KR20120084433A (ko) * 2011-01-20 2012-07-30 건국대학교 산학협력단 회전익 비행체 로봇 보호용 복합 구조
KR20130002491A (ko) * 2011-06-29 2013-01-08 주식회사 네스앤텍 프로펠러 타워 및 낙하산이 장착된 무인 항공기
KR20140038495A (ko) * 2014-03-05 2014-03-28 진정회 회전익 드론 안전착륙팩
US20150274289A1 (en) * 2014-03-31 2015-10-01 The Boeing Corporation Vertically landing aircraft

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH09315394A (ja) * 1996-05-31 1997-12-09 Hitachi Zosen Corp 飛行体の軟着陸装置
US20020104921A1 (en) * 2000-05-18 2002-08-08 Philippe Louvel Electrical remote-control and remote-power flying saucer
KR100620487B1 (ko) * 2004-12-27 2006-09-08 김태철 양력을 발생시키는 방법 및 로터
US7648105B2 (en) * 2006-12-26 2010-01-19 Airborne Systems North America Of Nj Inc. Deployment brake release for a parachute
CN201800916U (zh) * 2010-10-12 2011-04-20 徐延宇 升降折叠螺旋桨
KR20120084433A (ko) * 2011-01-20 2012-07-30 건국대학교 산학협력단 회전익 비행체 로봇 보호용 복합 구조
KR20130002491A (ko) * 2011-06-29 2013-01-08 주식회사 네스앤텍 프로펠러 타워 및 낙하산이 장착된 무인 항공기
KR20140038495A (ko) * 2014-03-05 2014-03-28 진정회 회전익 드론 안전착륙팩
US20150274289A1 (en) * 2014-03-31 2015-10-01 The Boeing Corporation Vertically landing aircraft

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20200065773A (ko) * 2018-11-30 2020-06-09 주식회사 공간정보 과수원 모니터링 드론의 관리 시스템
KR20200067046A (ko) * 2018-12-03 2020-06-11 도승현 드론용 추락방지 장치
WO2020116826A1 (ko) * 2018-12-03 2020-06-11 도승현 드론용 추락방지 장치
WO2020204511A1 (ko) * 2019-04-03 2020-10-08 한국항공우주연구원 드론 및 드론 추락 방지 시스템
EP3950500A4 (en) * 2019-04-03 2022-12-14 Korea Aerospace Research Institute DRONE AND DRONE DROP PREVENTION SYSTEM
KR102598238B1 (ko) * 2023-03-16 2023-11-03 박기혁 투척물 및 이를 이용한 무인 항공기 포획장치

Also Published As

Publication number Publication date
KR102502928B1 (ko) 2023-02-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11338923B2 (en) Parachute control system for an unmanned aerial vehicle
KR20170125588A (ko) 무인 비행체
EP3797070B1 (en) Folding concentrically mounted propeller blades for drag reduction
WO2018032924A1 (zh) 无人机安全防护装置以及无人机安全防护方法
US20160236775A1 (en) Vertical takeoff and landing aircraft
US20130205941A1 (en) Horizontal attitude stabilization device for disc air vehicle
KR20170111192A (ko) 무인 비행체
KR102164295B1 (ko) 드론의 추락 방지 장치 및 방법
KR101967249B1 (ko) 드론
US20160046372A1 (en) Rocket Morphing Aerial Vehicle
KR20200067046A (ko) 드론용 추락방지 장치
KR20180017411A (ko) 충격완화 유닛 및 이를 포함하는 무인 비행체
KR20170114353A (ko) 다중 회전익 드론
KR102048798B1 (ko) 안전 장치가 구비된 무인 비행체
KR101913688B1 (ko) 비행체의 날개 전개 장치 및 이를 구비한 비행체
KR101843376B1 (ko) 낙하산이 구비된 무인 비행체
KR101630680B1 (ko) 고정익 무인항공기의 수직착륙방법 및 시스템
US20230202687A1 (en) Rotorcraft and method for controlling orientation thereof
TWI688519B (zh) 定翼機起飛系統及其方法
RU2456211C1 (ru) Беспилотный летательный аппарат с парашютной системой посадки
US20180050793A1 (en) Device for assisting with the recovery phase of a fixed-wing aircraft
EP3805099B1 (en) Emergency landing device
Aguirre Panadero Propeller-less Multi-rotor Drone
JP2019077350A (ja) 無人航空機、無人飛行機の落下判定装置及び落下判定方法
Fujita Evaluation of dynamic behavior of a deployable wing UAV by drop test

Legal Events

Date Code Title Description
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant