KR20170129522A - 에어백 유닛 및 이를 포함하는 무인 비행체 - Google Patents

Abstract

본 실시예는 하우징; 상기 하우징 내부에 배치되고, 기체를 저장하는 기체 캡슐; 상기 기체 캡슐의 일측을 개방하는 개방장치; 에어백; 상기 에어백과 상기 개방장치 사이에 배치되는 배관; 및 제어부를 포함하며, 상기 제어부는 상기 개방장치를 제어하여 상기 기체 캡슐에 저장된 기체를 토출시켜 상기 에어백을 상기 하우징 외부로 전개되게 하는 에어백 유닛 및 이를 구비하는 무인 비행체에 관한 것이다. 이에 따라, 무인 비행체는 착탈 가능하게 장착되는 에어백 유닛을 구비하여 무인 비행체의 기체 안전과 대인, 대물에 대한 피해를 방지할 수 있다.

Description

에어백 유닛 및 이를 포함하는 무인 비행체{Airbag Unit and Drone having the same}

실시 예는 에어백 유닛 및 에어백 유닛이 착탈 가능하게 설치되는 무인 비행체인 드론에 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 안정 장치가 요구되고 있는 실정이다.

통제불능 또는 긴급상황에 따른 무인 비행체의 기체 안전과 대인, 대물에 대한 피해를 방지할 수 있는 무인 비행체를 제공한다.

또한, 무인 비행체 자체의 파손을 방지하고, 대인 또는 대물에 대한 2차 피해를 방지하는 안전 장치를 구비하는 무인 비행체를 제공한다.

상기 안전 장치로 착탈 가능하게 장착되는 에어백 유닛을 제공한다.

또한, 대인의 대피 시간을 확보하고, 충돌없이 안전하게 착륙할 수 있는 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.

상기 과제는 본 발명의 일실시예에 따라, 하우징; 상기 하우징 내부에 배치되고, 기체를 저장하는 기체 캡슐; 상기 기체 캡슐의 일측을 개방하는 개방장치; 에어백; 상기 에어백과 상기 개방장치 사이에 배치되는 배관; 및 제어부를 포함하며, 상기 제어부는 상기 개방장치를 제어하여 상기 기체 캡슐에 저장된 기체를 토출시켜 상기 에어백을 상기 하우징 외부로 전개되게 하는 에어백 유닛에 의하여 달성된다.

상기 개방장치는, 일측에 상기 기체 캡슐의 일측 단부가 배치되는 개방장치 본체; 상기 개방장치 본체의 내부에 배치되는 니들;과 탄성부재; 상기 니들과 상기 탄성부재 사이에 배치되는 연결부; 및 상기 연결부의 일측에 배치되는 트리거부를 포함하며, 상기 트리거부는 상기 연결부의 이동을 제어할 수 있다.

그리고, 상기 니들은 상기 연결부의 일측에 설치되며, 상기 탄성부재는 탄성력을 이용하여 상기 연결부를 지지하도록 배치될 수 있다.

그리고, 상기 제어부에 의해 상기 트리거부가 동작함에 따라, 상기 탄성부재는 상기 니들을 대기위치에서 상기 기체 캡슐에 저장된 기체가 토출되게 하는 개방위치로 이동시킬 수 있다.

여기서, 상기 트리거부는 모터와 상기 모터에 의해 회전하는 회전부재를 포함하며, 상기 회전부재는 상기 대기위치일 때 상기 연결부의 일측에 형성된 홈에 형합되게 배치되고 상기 개방위치일 때 회전하여 상기 연결부의 외측으로 이동할 수 있다.

한편, 상기 개방장치 본체는 내부에 형성된 유로를 포함하며, 상기 유로의 일측에는 상기 기체 캡슐의 단부가 배치되고, 타측은 상기 배관과 연통되게 형성될 수 있다.

그에 따라, 상기 개방위치에 상기 니들이 위치시, 상기 기체 캡슐에서 토출되는 기체가 상기 유로를 따라 이송되도록 상기 니들에는 유도통로가 형성될 수 있다.

또한, 상기 기체 캡슐은 상기 개방장치 본체에 착탈 가능하게 배치될 수 있다.

여기서, 상기 기체는 질소보다 질량이 낮은 불활성 기체 또는 이산화탄소로 제공될 수 있다.

한편, 상기 하우징의 외면에는 브라켓이 배치되며, 상기 브라켓은 상기 하우징의 외면에서 돌출되게 형성된 적어도 둘의 돌출부와, 상기 돌출부의 단부 각각에서 외측으로 절곡되게 형성된 걸이부를 포함할 수 있다.

상기 돌출부는 서로 이격되게 배치되며, 단부가 서로 접근되게 형성될 수 있다.

또한, 상기 하우징은 상기 에어백의 전개시 오픈되게 힌지 타입으로 설치되는 커버를 더 포함할 수 있다.

또한, 상기 제어부는 피씨비; 엠씨유 및 센서를 포함하며, 상기 센서의 신호에 따라 상기 엠씨유는 상기 개방장치를 제어할 수 있다.

여기서, 상기 센서는, 가속도 센서, 자이로 센서, 방향 센서, 적외선 센서, 초음파 센서, 진동 센서, 충격 센서, 고도 센서 중 적어도 하나 또는 둘 이상의 조합을 포함할 수 있다.

그리고, 상기 적외선 센서 또는 초음파 센서는 적어도 두 개가 서로 이격되게 상기 피씨비의 하부에 배치될 수 있다.

또한, 상기 제어부는 통신부를 더 포함할 수 있다.

상기 과제는 본 발명의 일실시예에 따라, 몸체; 상기 몸체에서 돌출되게 배치되는 복수 개의 아암; 상기 아암의 단부에 배치되는 추진체; 및 상기 몸체의 하부에 배치되는 스키드를 포함하는 본체와, 상기 스키드에 착탈 가능하게 장착되는 에어백 유닛을 포함하며, 상기 에어백 유닛은, 하우징; 상기 하우징 내부에 배치되고, 기체를 저장하는 기체 캡슐; 상기 기체 캡슐의 일측을 개방하는 개방장치; 에어백; 상기 에어백과 상기 개방장치 사이에 배치되는 배관; 및 제어부를 포함하며, 상기 제어부는 상기 개방장치를 제어하여 상기 기체 캡슐에 저장된 기체가 토출되게 하여 상기 에어백이 상기 하우징 외부로 전개되는 무인 비행체에 의하여 달성된다.

그리고, 상기 하우징의 외면에는 상기 스키드의 착륙 프레임에 착탈 가능하게 장착되는 브라켓이 더 배치될 수 있다.

여기서, 상기 브라켓은 상기 하우징의 외면에서 돌출되게 형성된 적어도 둘의 돌출부와, 상기 돌출부의 단부 각각에서 외측으로 절곡되게 형성된 걸이부를 포함될 수 있다.

그리고, 일측이 상기 브라켓 중 어느 하나의 걸이부에 걸리고, 타측이 상기 브라켓 중 다른 하나의 걸이부에 걸리는 러버 타이를 더 포함할 수 있다.

또한, 상기 무인 비행체는 상기 하우징의 외면에는 상기 착륙 프레임에 형성된 홈과 형합하도록 돌출되게 형성된 돌기를 더 포함할 수 있다.

또한, 상기 몸체와 상기 스키드 사이에는 충격을 완화하는 충격 완화 서스펜션이 더 배치될 수 있다.

한편, 상기 본체의 상부에 탈착 가능하게 배치되는 낙하산 유닛을 더 포함할 수 있다.

상기 낙하산 유닛은 내부에 기체가 공급되어 전개되는 튜브형 낙하산 본체와 상기 본체와 상기 튜브형 낙하산 본체 사이에 배치되는 복수 개의 로프를 포함하며, 상기 로프의 각각의 길이는 컨트롤러에 의해 조절될 수 있다.

상기와 같은 구성을 갖는 본 발명의 일실시예에 따른 무인 비행체는 착탈 가능하게 장착되는 에어백 유닛을 구비하여 무인 비행체의 기체 안전과 대인, 대물에 대한 피해를 방지할 수 있다.

또한, 상기 무인 비행체는 낙하산 유닛을 이용하여 상기 무인 비행체의 이상 상태시 낙하 속도를 지연시킬 수 있다.

또한, 상기 무인 비행체는 전개된 에어백을 이용하여 상기 무인 비행체의 이상 상태시 낙하 속도를 지연시킬 수 있다.

특히, 상기 무인 비행체의 에어백 유닛은 상기 무인 비행체의 하부에서 전개되기 때문에, 무인 비행체의 기체 안전과 대인, 대물에 대한 피해를 효과적으로 방지할 수 있다.

나아가, 낙하산 본체가 전개된 상태에 의하여 상기 무인 비행체의 본체는 낙하산의 하부측에 위치하게 되며, 그에 따라 전개된 에어백은 본체의 하부에 배치된다. 이에, 전개된 에어백이 우선적으로 지면 또는 지상에 위치하는 물체와 충돌하기 때문에 충돌에 따른 피해를 최소화할 수 있다.

도 1은 실시예에 따른 무인 비행체를 나타내는 사시도이고,
도 2는 실시예에 따른 무인 비행체를 나타내는 정면도이고,
도 3은 실시예에 따른 무인 비행체의 컨트롤러의 제어 관계를 나타내는 블럭도이고,
도 4는 실시예에 따른 무인 비행체의 에어백 유닛을 나타내는 사시도이고,
도 5는 실시예에 따른 에어백 유닛의 브라켓을 나타내는 도면이고,
도 6은 실시예에 따른 에어백 유닛의 동작을 나타내는 도면이고,
도 7은 실시예에 따른 무인 비행체의 에어백 유닛을 나타내는 분해사시도이고,
도 8은 실시예에 따른 에어백 유닛의 기체 캡슐과 개방장치를 나타내는 사시도이고,
도 9는 도 8의 A-A선을 나타내는 단면도이고,
도 10은 도 9의 분해사시도이고,
도 11은 실시예에 따른 에어백 유닛의 개방장치의 동작을 나타내는 도면이고,
도 12는 실시예에 따른 에어백 유닛의 개방장치의 니들을 나타내는 저면사시도이고,
도 13은 실시예에 따른 에어백 유닛의 개방장치의 니들에 대한 다른 실시예를 나타내는 사시도이고,
도 14는 도 8의 B-B선을 나타내는 단면을 기초로 실시예에 따른 트리거부의 동작을 나타내는 도면이고,
도 15는 실시예에 따른 제어부의 저면을 나타내는 저면사시도이고,
도 16은 실시예에 따른 에어백 유닛의 동작 관계를 나타내는 도면이고,
도 17은 실시예에 따른 무인 비행체의 낙하산 유닛을 나타내는 도면이다.

본 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 설명하고자 한다. 그러나, 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.

제2, 제1 등과 같이 서수를 포함하는 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 상기 구성요소들은 상기 용어들에 의해 한정되지는 않는다. 상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다. 예를 들어, 본 발명의 권리 범위를 벗어나지 않으면서 제2 구성요소는 제1 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제1 구성요소도 제2 구성요소로 명명될 수 있다. 및/또는 이라는 용어는 복수의 관련된 기재된 항목들의 조합 또는 복수의 관련된 기재된 항목들 중의 어느 항목을 포함한다.

어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어" 있다거나 "접속되어" 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다. 반면에, 어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "직접 연결되어" 있다거나 "직접 접속되어" 있다고 언급된 때에는, 중간에 다른 구성요소가 존재하지 않는 것으로 이해되어야 할 것이다.

실시 예의 설명에 있어서, 어느 한 구성요소가 다른 구성요소의 " 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 구성요소가 서로 직접(directly)접촉되거나 하나 이상의 다른 구성요소가 상기 두 구성요소 사이에 배치되어(indirectly) 형성되는 것을 모두 포함한다. 또한 '상(위) 또는 하(아래)(on or under)'로 표현되는 경우 하나의 구성요소를 기준으로 위쪽 방향뿐만 아니라 아래쪽 방향의 의미도 포함할 수 있다.

본 출원에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 출원에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.

다르게 정의되지 않는 한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함해서 여기서 사용되는 모든 용어들은 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미를 가지게 된다. 일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥상 가지는 의미와 일치하는 의미를 가지는 것으로 해석되어야 하며, 본 출원에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다.

이하, 첨부된 도면을 참조하여 실시예를 상세히 설명하되, 도면 부호에 관계없이 동일하거나 대응하는 구성 요소는 동일한 참조 번호를 부여하고 이에 대한 중복되는 설명은 생략하기로 한다.

본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체(1)는 본체(100)의 하부에 착탈 가능하게 배치되는 에어백 유닛을 이용하여 무인 비행체 자체의 파손을 방지하고, 대인 또는 대물에 대한 2차 피해를 방지할 수 있다.

도 1 내지 도 17을 참조하여 살펴보면, 본 발명의 일실시예에 따른 무인 비행체(1)는 본체(100), 동력공급원(200), 본체(100)에 착탈 가능하게 장착되는 에어백 유닛(300) 및 컨트롤러(400)를 포함할 수 있다. 그리고, 상기 무인 비행체(1)는 낙하산 유닛(500)을 더 포함할 수 있다.

본체(100)는 상기 무인 비행체(1)의 외형을 형성할 수 있다. 그리고, 에어백 유닛(300)과 낙하산 유닛(500)은 본체(100)의 일측 또는 내부에 배치될 수 있다.

본체(100)는 몸체(110), 아암(120), 복수 개의 추진체(130) 및 스키드(140)를 포함할 수 있다. 여기서, 추진체(130)로는, 도 1에 도시된 바와 같이, 회전익이 이용될 수 있는바, 이하 회전익(130)으로 설명하기로 한다.

몸체(110)의 일측에서 돌출되게 배치되는 아암(120)의 단부에는 회전익(130)이 설치될 수 있다. 그리고, 몸체(110)에서 돌출되게 배치되는 아암(120)은 복수 개가 구비될 수 있다.

회전익(130)은 구동 모터(미도시)에 의해 회전하여 상기 무인 비행체(1)의 이륙, 착륙 또는 이동(수평 방향: x, 수직 방향: y)을 가능하게 한다. 여기서, 상기 구동 모터는 동력공급원(200)에서 공급되는 전원에 의해 구동된다. 도 1에 도시된 바와 같이, 본체(100)는 4개의 회전익(130)을 구비할 수 있으나 반드시 이에 한정되지 않는다.

회전익(130)은 비행이 가능하도록 다양한 개수로 배치될 수 있고, 다양한 위치에 장착될 수 있다. 또한, 본체(100)를 이동시킬 수 있는 구성이라면 다양한 구조로 변형될 수도 있다.

스키드(140)는 적어도 한 쌍이 몸체(110)의 하부에 배치될 수 있다. 그리고, 스키드(140)는 착륙시 지면에 먼저 닿게 되어 몸체(110)가 지면과의 직접적인 충돌을 방지할 수 있다.

스키드(140)는, 도 2에 도시된 바와 같이, 외측을 향하여 소정의 각도(θ)로 경사지게 형성된 지지 프레임(141)과 착륙 프레임(142)을 포함할 수 있다. 여기서, 착륙 프레임(142)은 봉 형상으로 형성될 수 있다.

소정의 각도(θ)로 경사지게 형성된 지지 프레임(141)은 상기 무인 비행체(1)의 착륙시 가해지는 충격의 방향을 전환하여 몸체(110)에 직접적으로 가해지는 충격을 완화시킬 수 있다.

본 실시예는 본체(100)의 착륙시 스키드(140)가 지면에 안착하는 것을 그 예로 하고 있으나 반드시 이에 한정되는 것은 아니고, 다른 착지 수단으로 대체될 수 있다.

한편, 본체(100)는 몸체(110)와 스키드(140) 사이에 배치되는 충격 완화 서스펜션(150)을 더 포함할 수 있다.

충격 완화 서스펜션(150)은 쇽업소버 또는 댐퍼의 구조를 포함하며, 착륙시 스키드(140)를 통해 몸체(110)에 가해지는 충격을 완화시킬 수 있다.

도 3을 참조하여 살펴보면, 동력공급원(200)은 컨트롤러(400)에 의해 제어되어 상기 구동 모터 이외에 컨트롤러(400) 및 낙하산 유닛(500)에 전원을 공급할 수 있도록 전기적으로 연결될 수 있다.

동력공급원(200)은 주 배터리(210)와 보조 배터리(220)를 포함할 수 있다.

주 배터리(210)는 상기 무인 비행체(1)의 일반적인 동작 상태에서 전원을 공급한다.

보조 배터리(220)는 주 배터리(210)가 방전되거나 주 배터리(210)가 전원을 공급할 수 없는 상태일 때 상기 무인 비행체(1)의 각 구성 요소에 전원을 공급한다.

상기 무인 비행체(1)는 본체(100) 자체의 파손을 방지하고, 대인 또는 대물에 대한 2차 피해를 방지하는 안전 장치를 더 포함할 수 있다.

상기 안전 장치로 에어백 유닛(300)이 제공될 수 있다.

도 4 및 도 5를 참조하여 살펴보면, 에어백 유닛(300)은 스키드(140)에 탈착 가능하게 설치될 수 있다. 예컨데, 에어백 유닛(300)은 착륙 프레임(142) 각각의 양 단부에 각각 탈착 가능하게 배치될 수 있다. 따라서, 에어백 유닛(300)의 사용 또는 손상 등에 따라 에어백 유닛(300)의 교체를 용이하게 할 수 있다.

도 4 내지 도 16을 참조하여 살펴보면, 에어백 유닛(300)은 하우징(310), 고압으로 압축된 기체가 저장되는 기체 캡슐(320), 기체 캡슐(320)의 일측을 개방하는 개방장치(330), 에어백(350), 개방장치(330)와 에어백(350) 사이에 배치되는 배관(360), 제어부(370) 및 전원을 공급하는 전원부(380)를 포함할 수 있다.

여기서, 기체 캡슐(320)은 압축된 기체가 저장되는 밀폐 용기로 제공될 수 있다. 따라서, 기체 캡슐(320)은 개방장치(330)에 의해 일측이 개방되기 전까지 기체의 누출이 발생하지 않는다. 그에 따라, 상기 에어백 유닛(300)은 기체 캡슐(320)에 대한 실링(sealing)을 위한 별도의 구조나 부재를 필요로 하지 않는다.

또한, 배관(360)은 개방장치(330)의 일측과 연통되게 배치되며, 개방장치(330)에 의해 일측이 개방된 기체 캡슐(320)에서 토출되는 기체가 에어백(350)으로 이송되게 안내한다. 그에 따라, 에어백(350)은 상기 기체에 의해 전개될 수 있다.

하우징(310)은 에어백 유닛(300)의 외형을 형성하며, 내부에 배치되는 기체 캡슐(320), 에어백(350), 배관(360), 제어부(370) 및 전원부(380)를 보호할 수 있다.

하우징(310)은 내부에 수용 공간이 형성되도록 상호 결합하는 상부 하우징(311)과 하부 하우징(312), 에어백(350)의 전개시 오픈되는 커버(313) 및 브라켓(314)을 포함할 수 있다.

도 4, 도 6 및 도 7에 도시된 바와 같이, 커버(313)는 하부 하우징(312)의 하부측에 배치될 수 있다.

도 6은 실시예에 따른 에어백 유닛의 동작을 나타내는 도면으로서, 도 6의 (a)는 에어백의 전개 전의 상태를 나타내는 도면이고, 도 6의 (b)는 에어백의 전개 후의 상태를 나타내는 도면이다.

도 6에 도시된 바와 같이, 커버(313)는 힌지 타입으로 하부 하우징(312)의 하부에 설치되며, 에어백(350)의 전개시 오픈될 수 있다. 여기서, 에어백(350)은 배관(340)을 통해 기체 캡슐(320)에서 공급되는 기체에 의해 하우징(310)의 외부로 전개될 수 있다.

따라서, 상기 무인 비행체(1)에 문제가 발생하여 비정상 상태로 낙하 또는 추락되는 이상 상태시, 개방장치(330)에 의해 기체 캡슐(320)은 에어백(350)에 기체를 공급하여 에어백(350)을 전개시킴으로써, 본체(100) 자체의 파손을 방지하고 대인 또는 대물에 대한 2차 피해를 방지할 수 있다.

기체 캡슐(320)에는 에어백(350)으로 공급되는 기체가 압축되어 저장될 수 있다. 여기서, 기체 캡슐(320)은 1회용으로 이용될 수 있으며, 에어백(350)의 전개 후 교환할 수 있도록 하우징(310) 내부에 착탈 가능하게 설치될 수 있다.

그리고, 에어백(350) 또한 전개 후 교환될 수 있도록 하우징(310) 내부에 착탈 가능하게 설치될 수 있다. 좀 더 상세하게는, 에어백(350)은 배관(360)의 일측에 착탈 가능하게 설치될 수 있다.

따라서, 기체 캡슐(320) 또는 에어백(350)의 교환을 위해 하우징(310)은 상부 하우징(311)과 하부 하우징(612)으로 구성될 수 있다.

그리고, 상부 하우징(311)은 하부 하우징(312)에 착탈 가능하게 배치될 수 있다. 물론, 하부 하우징(312)은 상부 하우징(311)에 착탈 가능하게 배치될 수도 있다.

브라켓(314)은 하우징(310)의 외면에 배치될 수 있다. 여기서, 브라켓(314)은 하우징(310)의 외면에서 돌출되게 일체로 형성될 수 있다.

브라켓(314)은 에어백 유닛(300)이 착륙 프레임(142)에 착탈 가능하게 하며, 브라켓(314)과 착륙 프레임(142)의 결합시, 에어백 유닛(300)이 착륙 프레임(142)에 고정되게 한다.

브라켓(314)은 적어도 둘의 돌출부(315)와 돌출부(315) 각각의 단부에서 외측으로 절곡되어 형성된 걸이부(316)를 포함할 수 있다.

도 5에 도시된 바와 같이, 두 개의 돌출부(315)는 하우징(310)의 외면에서 돌출되게 형성되며, 도 6에 도시된 바와 같이, 단부가 내측으로 서로 접근되게 형성될 수 있다. 그에 따라, 돌출부(315)는 에어백 유닛(300)이 착륙 프레임(142)으로부터 이탈되지 않게 한다. 여기서, 내측이라 함은 두 개의 돌출부(315)를 기준으로 서로 마주보는 방향을 의미하며 외측이라 함은 외측의 반대 방향을 의미한다.

걸이부(316)는 돌출부(315) 각각의 단부에서 외측으로 절곡되게 형성되기 때문에, 에어백 유닛(300)은 착륙 프레임(142)에 용이하게 착탈할 수 있다. 예컨데, 걸이부(316)는 돌출부(315) 각각의 단부에서 소정의 곡률로 절곡되게 형성되기 때문에, 에어백 유닛(300)은 착륙 프레임(142)에 용이하게 착탈할 수 있다.

한편, 에어백 유닛(300)은 러버 타이(미도시)에 의해 착륙 프레임(142)에 더욱 공고히 고정될 수 있다. 예컨데, 상기 러버 타이의 일측을 걸이부(316) 중 어느 하나에 걸고 타측을 걸이부(316) 중 다른 하나에 걸어서 에어백 유닛(300)을 더욱 공고히 할 수 있다.

또한, 하우징(310)의 외면에는 돌기(317)가 더 형성될 수 있다.

돌기(317)는 착륙 프레임(142)에 형성된 홈(143)과 형합하여 에어백 유닛(300)이 회전하는 것을 방지할 수 있다.

한편, 기체 캡슐(320)에 저장되는 상기 기체로는 질소보다 질량이 낮은 기체가 주입될 수 있다. 예를 들어, 안정성과 낙하 속도 지연을 만족하도록 다른 원소와 화합하지 않는 불활성 기체 중 헬륨이 공급될 수 있다.

따라서, 상기 헬륨이 공급된 튜브형 에어백(350)은 본체(100)의 낙하 속도를 완화할 수 있다.

본 실시예에서 헬륨이 에어백(350)에 공급된 것을 그 예로 하고 있으나 반드시 이에 한정되는 것은 아니며, 기체 캡슐(320)에 대한 압축 저장성을 고려하여 압축성이 좋은 압축된 이산화탄소가 이용될 수도 있다.

기체의 이송을 기준으로 개방장치(330)는 기체 캡슐(320)과 배관(360) 사이에 배치될 수 있다.

개방장치(330)는 밀폐 용기형 기체 캡슐(320)의 일측을 개방하여 기체가 토출되게 할 수 있다. 이때, 개방장치(330)는 기체 캡슐(320)에서 토출된 기체를 배관(360)으로 유도할 수 있다.

도 7 내지 도 14를 참조하여 살펴보면, 개방장치(330)는 일측에 기체 캡슐(320)의 일측 단부가 배치되는 개방장치 본체(331), 니들(336), 탄성부재(338), 니들(336)과 탄성부재(338) 사이에 배치되는 연결부(339), 트리거부(340) 및 캡(343)을 포함할 수 있다. 여기서, 트리거부(340)는 연결부(339)의 이동을 제어할 수 있다.

도 11은 실시예에 따른 에어백 유닛의 개방장치의 동작을 나타내는 도면으로서, 도 11의 (a)는 니들의 위치를 기반으로 대기위치를 나타내는 도면이고, 도 11의 (b)는 니들의 위치를 기반으로 개방위치를 나타내는 도면이다.

도 11의 (a)에 도시된 바와 같이, 개방장치(330)의 니들(336)은 기체 캡슐(320)의 일측을 개방하기 전인 대기위치에서 대기하게 된다. 이때, 탄성부재(338)의 탄성력이 니들(336)로 전달되고 있으나 트리거부(340)에 의해 니들(336)의 이동이 제한된다.

도 11의 (b)에 도시된 바와 같이, 개방장치(330)의 니들(336)은 기체 캡슐(320)에 저장된 기체가 토출되도록 기체 캡슐(320)의 단부를 개방하는 개방위치로 이동한다.

도 14의 (b)에 도시된 바와 같이, 트리거부(340)에 의해 니들(336)의 이동 제한이 해제됨에 따라, 탄성부재(338)의 탄성력에 의해 니들(336)은 이동한다. 그에 따라, 니들(336)의 단부는 기체 캡슐(320)의 단부를 개방하여 기체가 토출되게 하며, 토출된 기체는 유로(332)를 따라 이동하여 배관(360)으로 이송되게 된다.

개방장치 본체(331)의 내부에는 유로(332)가 형성될 수 있다.

유로(332)는 기체 캡슐(320)에서 토출되는 기체가 배관(360)으로 유도되게 개방장치 본체(331)의 내부에 형성될 수 있다.

도 10에 도시된 바와 같이, 유로(332)의 일측에는 기체 캡슐(320)의 단부가 배치되고, 유로(332)의 타측은 배관(360)과 연통되게 형성될 수 있다.

또한, 개방장치 본체(331)의 내부에는 니들(336), 탄성부재(338), 니들(336)과 탄성부재(338) 사이에 배치되는 연결부(339)가 배치되는 공간(333)이 형성될 수 있다.

따라서, 도 9 및 도 10에 도시된 바와 같이, 공간(333)에 니들(336), 연결부(339) 및 탄성부재(338)가 순차적으로 배치된 후 개방장치 본체(331)와 결합하는 캡(343)을 이용하여 공간(333)을 덮을 수 있다. 그에 따라, 탄성부재(338)의 일측은 캡(343)에 의해 지지될 수 있다.

한편, 도 10에 도시된 바와 같이, 유로(332)와 공간(333) 사이에는 격벽(334)이 배치될 수 있다. 그리고, 격벽(334)에는 가이드공(335)이 형성될 수 있다.

격벽(334)은 유로(332)와 공간(333)을 구분하며, 니들(336)이 착탈 가능하게 배치되는 연결부(339)의 이동 범위를 한정할 수 있다. 그에 따라, 니들(336)의 이동 범위 또한 한정될 수 있다.

이때, 니들(336)은, 도 11에 도시된 바와 같이, 가이드공(335)에 의해 안내될 수 있다.

또한, 격벽(334)은 유로(332)를 통해 이송되는 기체가 공간(333)으로 유출되는 것을 방지할 수 있다.

도 10, 도 12 및 도 13을 참조하여 살펴보면, 니들(336)은 연결부(339)의 일측에 배치될 수 있다. 그리고, 니들(336)의 단부는 기체 캡슐(320)의 단부를 개방할 수 있도록 뾰족하게 형성될 수 있다.

한편, 상기 개방위치에 니들(336)이 위치시, 기체 캡슐(320)에서 토출되는 기체가 유로(332)를 따라 이송되도록 니들(336)에는 유도통로(337)가 형성될 수 있다.

상기 유도통로는 니들(336)의 일측을 중심(C) 방향으로 길게 절개하여 형성되는 홈 형상의 유도홈(337)으로 제공될 수 있다. 그에 따라, 유도통로(337)는 니들(336)의 일측이 개방되도록 형성될 수 있다.

예컨데, 도 12에 도시된 바와 같이, 유도통로(337)는 니들(336)의 중심(C)을 통해 상기 기체가 이송되면서도 일측을 향하여 개방되는 홈 형상으로 형성될 수 있다.

그에 따라, 니들(336)이 상기 개방위치에 위치할 때, 기체 캡슐(320)에서 토출되는 상기 기체는 유도통로(337)를 통과하여 유로(332)로 이송된다. 다만, 유도통로(337)의 길이(d)는 격벽(334)의 두께(W)를 고려하여 니들(336)의 상기 개방위치시 토출된 기체가 공간(333)으로 유출되지 않도록 설계되어야 한다. 그에 따라, 니들(336)의 외주면에는 오링과 같은 밀폐부재(미도시)가 더 배치될 수 있다.

도 13은 니들의 대한 다른 실시예를 나타내는 사시도이다.

도 13을 참조하여 살펴보면, 니들(336)은 니들(336)의 일측에 형성되는 관통홀(337a)을 더 포함할 수 있다.

관통홀(337a)은, 도 13에 도시된 바와 같이, 유도통로(337)와 연통되게 니들(336)에 형성될 수 있다.

성애는 상기 기체가 토출됨에 따라 니들(336)의 표면에 형성될 수 있는바, 관통홀(337a)은 니들(336)의 표면에 성애가 발생하는 것을 방지되거나 최소화할 수 있다.

즉, 관통홀(337a)이 형성됨으로써, 유도통로(337)를 따라 이송되는 기체와 니들(336) 내부와의 마찰력이 감소될 수 있다. 그에 따라, 유도통로(337)를 따라 이송되는 기체의 이동자유도가 향상되고, 상기 기체는 유도통로(337)를 통과하여 유로(332)로 원활하게 이송될 수 있다.

탄성부재(338)는 탄성력을 이용하여 연결부(339)의 일측을 지지하도록 배치될 수 있다. 이때, 탄성부재(338)의 일측은 캡(343)에 의해 지지될 수 있다.

제어부(370)에 의해 트리거부(340)가 동작함에 따라, 탄성부재(338)는 탄성력을 이용하여 연결부(339)의 일측에 배치되는 니들(336)을 상기 대기위치에서 기체 캡슐(320)에 저장된 기체가 토출되게 하는 상기 개방위치로 이동시킬 수 있다.

도 14는 실시예에 따른 트리거부의 동작을 나타내는 도면으로서, 도 14의 (a)는 니들이 대기위치에 위치할 때 회전부재의 위치를 나타내는 도면이고, 도 14의 (b)는 니들이 개방위치에 위치할 때 회전부재의 위치를 나타내는 도면이다.

도 8 및 도 14를 참조하여 살펴보면, 트리거부(340)는 모터(341)와 모터(341)에 의해 회전하는 회전부재(342)를 포함할 수 있다.

도 14의 (a)에 도시된 바와 같이, 상기 대기위치에서 회전부재(342)는 연결부(339)의 일측에 형성된 홈(339a)에 형합되게 배치된다. 그에 따라, 연결부(339)의 이동은 제한될 수 있다.

도 13의 (b)에 도시된 바와 같이, 상기 대기위치에 위치했던 회전부재(342)는 모터(341)에 의해 연결부(339)의 외측으로 회전하여 니들(336)이 상기 개방위치로 이동되게 한다.

즉, 회전부재(342)가 연결부(339)의 외측으로 회전됨에 따라, 니들(336)의 이동 제한이 해제된다. 이때, 회전부재(342)의 회전을 위해, 도 11에 도시된 바와 같이, 개방장치 본체(331)의 일측에는 이동공(331a)이 형성된다. 그리고, 이동공(331a)은 홈(339a)에 대응되게 형성될 수 있다.

배관(360)은 개방장치(330)와 에어백(320) 사이에 배치되며, 니들(336)의 상기 개방위치시 기체 캡슐(320)에서 토출되는 기체가 에어백(320)으로 공급되게 한다.

이때, 개방장치(330)와 배관(360)의 결합시 밀폐를 위해, 개방장치(330)와 배관(360) 사이에는 오링(390)이 배치될 수 있다.

도 7 및 도 15를 참조하여 살펴보면, 전원부(380)에서 전원을 공급받는 제어부(370)는 피씨비(371, PCB), 엠씨유(372, MCU(micro controller unit)) 및 센서(373)를 포함할 수 있다. 그리고, 제어부(370)는 통신부(374)를 더 포함할 수 있다.

여기서, 피씨비(371)에는 엠씨유(372)와 센서(373)가 상호 전기적으로 연결되게 배치될 수 있다.

그리고, 센서(373)는 피씨비(371)에 배치되는 것을 그 예로 하고 있으나 반드시 이에 한정되는 것은 아니며, 엠씨유(372)와 전기적으로 연결된다면 하우징(310)의 외면에 배치될 수도 있다.

센서(373)는 상기 무인 비행체(1)의 현재 상태를 감지하여 신호를 송출하며, 엠씨유(372)는 센서(373)의 신호에 의해 개방장치(330)의 모터(341)를 제어할 수 있다.

여기서, 센서(373)는 상기 무인 비행체(1)의 가속도를 측정하는 가속도 센서, 회전각을 측정하는 자이로 센서, 방향센서, 적외선 센서, 초음파 센서, 진동 센서, 충격 센서, 고도를 측정하는 고도 센서 중 적어도 하나 또는 둘 이상의 조합으로 구성될 수 있다.

가속도 센서, 자이로 센서, 방향 센서 및 고도 센서는 측정된 값 및 값의 변화량를 감지한다.

그리고, 적외선 센서와 초음파 센서는 고온부와 그 거리를 측정하고, 진동 센서는 일정 진동수 이상으로 진동하여 운항에 장애가 될 경우를 감지한다. 그에 따라, 센서(373)는, 도 15에 도시된 바와 같이, 피씨비(371)의 하부에 배치될 수 있다.

다만, 적외선 센서 또는 초음파 센서의 경우 소정의 간격(d1)으로 적어도 두 개가 서로 이격되게 배치될 수 있다. 그에 따라, 적외선 센서 또는 초음파 센서가 감지하는 대상체의 정확한 위치 또는 지상의 평단도를 정확하게 탐지할 수 있다.

또한, 충격 센서는 비행 중 어떠한 물체와의 충격을 감지한다.

따라서, 엠씨유(372)는 센서(373)에서 송출되는 신호를 수신하여 상기 무인 비행체(1)의 현재 상태가 동작할 수 있는 정상 상태인지 아니면 상기 무인 비행체(1)에 문제가 발생한 이상 상태인지를 파악할 수 있다.

한편, 제어부(370)는 통신부(374)를 더 포함할 수 있다.

통신부(374)는 원격으로 신호를 전송하는 단말기(600)의 신호를 수신한다. 그리고, 통신부(374)를 통해 수신된 단말기(600)의 신호에 의해 엠씨유(372)는 솔레노이드 밸브(350)를 제어하여 에어백(350)에 기체가 공급되게 한다.

따라서, 사용자는 상기 무인 비행체(1)의 이상 상태를 감지하고, 단말기(600)를 통해 원격으로 신호를 전송하여 에어백(350)이 전개되게 할 수 있다.

전원부(380)는, 도 16에 도시된 바와 같이, 제어부(370)에 전원을 공급한다.

그에 따라, 제어부(370)는 개방장치(330)의 모터(341)를 제어하여 에어백(350)이 전개되도록 기체 캡슐(320)의 일측을 개방할 수 있다.

한편, 도 17을 참조하여 살펴보면, 상기 무인 비행체(1)는 낙하산 유닛(500)을 더 포함할 수 있다.

낙하산 유닛(500)은 본체(100)의 상부에 탈착 가능하게 설치될 수 있다. 그에 따라, 낙하산 유닛(500)의 사용 또는 손상 등에 따른 교체를 용이하게 할 수 있다.

낙하산 유닛(500)은 상기 무인 비행체(1)의 이상 상태시에 상기 무인 비행체(1)의 낙하 속도를 지연시켜 상기 무인 비행체(1)가 안전한 위치로 유도되도록 제어할 수 있는 시간을 확보케 한다.

낙하산 유닛(500)은 본체(100)의 상부에 배치될 수 있다.

상기 무인 비행체(1)의 이상 상태시, 컨트롤러(400)는 낙하산 유닛(500)을 작동시켜 낙하산을 펼친다.

낙하산 유닛(500)은 튜브형 낙하산 본체(510), 복수 개의 로프(520) 및 로프(520) 각각의 길이를 조절하는 로프 조절부(미도시)를 포함할 수 있다.

튜브형 낙하산 본체(510)에는 내부에 기체를 공급할 수 있는 캡슐(미도시)이 설치될 수 있다. 따라서, 상기 무인 비행체(1)의 이상 상태시, 상기 캡슐은 튜브형 낙하산 본체(510)에 기체를 공급하여 낙하산으로서의 역할을 수행케 한다.

여기서, 상기 기체로는 질소보다 질량이 낮은 기체가 주입될 수 있다. 예를 들어, 안정성과 낙하 속도 지연을 만족하도록 다른 원소와 화합하지 않는 불활성 기체 중 헬륨이 공급될 수 있다.

따라서, 상기 헬륨이 공급된 튜브형 낙하산 본체(510)는 본체(100)의 낙하 속도를 지연시킨다. 그에 따라, 사람이 착륙하는 상기 무인 비행체(1)를 피할 수 있는 시간을 일반 낙하산보다 더 확보할 수 있다.

또한, 튜브형 낙하산 본체(510)는 안전하게 착륙할 수 있는 위치로 상기 무인 비행체(1)가 유도되도록 제어할 수 있는 시간을 일반 낙하산보다 더 확보할 수 있다.

복수 개의 로프(520)는 본체(100)의 몸체(110)와 튜브형 낙하산 본체(510) 사이에 설치될 수 있다.

그리고, 복수 개의 로프(520) 각각의 길이는 컨트롤러(400)에 의해 제어되는 상기 로프 조절부에 의해 조절될 수 있다.

그에 따라, 상기 무인 비행체(1)의 비상 착륙시, 컨트롤러(400)는 상기 로프 조절부를 이용하여 로프(520) 각각의 길이를 개별적으로 제어함으로써 상기 무인 비행체(1)가 안전하게 착륙할 수 있는 위치로 유도될 수 있게 한다.

실시예에 있어서, 낙하산 유닛(500)이 방향을 조절할 수 있는 글라이딩 방식으로 제공되는 것을 그 예로 하고 있으나 반드시 이에 한정되는 것은 아니며, 낙하 속도를 지연시킬 수 있는 일반적인 낙하산이 이용될 수 있음은 물론이다.

상기에서는 본 발명의 실시예를 참조하여 설명하였지만, 해당 기술 분야의 통상의 지식을 가진자는 하기의 특허 청구의 범위에 기재된 본 발명의 사상 및 영역으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있음을 이해할 수 있을 것이다. 그리고, 이러한 수정과 변경에 관계된 차이점들을 첨부된 청구 범위에서 규정하는 본 발명의 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.

1 : 무인 비행체
100 : 본체 110 : 몸체
120 : 아암 130 : 추진체
140 : 스키드 150 : 충격 완화 서스펜션
200 : 동력공급원
300 : 에어백 유닛 310 : 하우징
320 : 기체 캡슐 330 : 개방장치
340 : 트리거부 350 : 에어백
360 : 배관
370 : 제어부 374 : 통신부
380 : 전원부 390 : 오링
400 : 컨트롤러
500 : 낙하산 유닛

Claims (24)

1. 하우징;
   상기 하우징 내부에 배치되고, 기체를 저장하는 기체 캡슐;
   상기 기체 캡슐의 일측을 개방하는 개방장치;
   에어백;
   상기 에어백과 상기 개방장치 사이에 배치되는 배관; 및
   제어부를 포함하며,
   상기 제어부는 상기 개방장치를 제어하여 상기 기체 캡슐에 저장된 기체를 토출시켜 상기 에어백을 상기 하우징 외부로 전개되게 하는 에어백 유닛.
2. 제1항에 있어서,
   상기 개방장치는,
   일측에 상기 기체 캡슐의 일측 단부가 배치되는 개방장치 본체;
   상기 개방장치 본체의 내부에 배치되는 니들;과 탄성부재;
   상기 니들과 상기 탄성부재 사이에 배치되는 연결부; 및
   상기 연결부의 일측에 배치되는 트리거부를 포함하며,
   상기 트리거부는 상기 연결부의 이동을 제어하는 에어백 유닛.
3. 제2항에 있어서,
   상기 니들은 상기 연결부의 일측에 설치되며, 상기 탄성부재는 탄성력을 이용하여 상기 연결부를 지지하도록 배치되는 에어백 유닛.
4. 제3항에 있어서,
   상기 제어부에 의해 상기 트리거부가 동작함에 따라, 상기 탄성부재는 상기 니들을 대기위치에서 상기 기체 캡슐에 저장된 기체가 토출되게 하는 개방위치로 이동시키는 에어백 유닛.
5. 제4항에 있어서,
   상기 트리거부는,
   모터와 상기 모터에 의해 회전하는 회전부재를 포함하며, 상기 회전부재는 상기 대기위치일 때 상기 연결부의 일측에 형성된 홈에 형합되게 배치되고 상기 개방위치일 때 회전하여 상기 연결부의 외측으로 이동하는 에어백 유닛.
6. 제3항에 있어서,
   상기 개방장치 본체는 내부에 형성된 유로를 포함하며,
   상기 유로의 일측에는 상기 기체 캡슐의 단부가 배치되고, 타측은 상기 배관과 연통되게 형성되는 에어백 유닛.
7. 제6항에 있어서,
   상기 개방위치에 상기 니들이 위치시, 상기 기체 캡슐에서 토출되는 기체가 상기 유로를 따라 이송되도록 상기 니들에는 유도통로가 형성되는 에어백 유닛.
8. 제2항에 있어서,
   상기 기체 캡슐은 상기 개방장치 본체에 착탈 가능하게 배치되는 에어백 유닛.
9. 제8항에 있어서,
   상기 기체는 질소보다 질량이 낮은 불활성 기체 또는 이산화탄소로 제공되는 에어백 유닛.
10. 제1항에 있어서,
    상기 하우징의 외면에는 브라켓이 배치되며,
    상기 브라켓은 상기 하우징의 외면에서 돌출되게 형성된 적어도 둘의 돌출부와,
    상기 돌출부의 단부 각각에서 외측으로 절곡되게 형성된 걸이부를 포함하는 에어백 유닛.
11. 제10항에 있어서,
    상기 돌출부는 서로 이격되게 배치되며, 단부가 서로 접근되게 형성되는 에어백 유닛.
12. 제1항에 있어서,
    상기 하우징은 상기 에어백의 전개시 오픈되게 힌지 타입으로 설치되는 커버를 더 포함하는 에어백 유닛.
13. 제1항에 있어서,
    상기 제어부는 피씨비; 엠씨유 및 센서를 포함하며, 상기 센서의 신호에 따라 상기 엠씨유는 상기 개방장치를 제어하는 에어백 유닛.
14. 제13항에 있어서,
    상기 센서는,
    가속도 센서, 자이로 센서, 방향 센서, 적외선 센서, 초음파 센서, 진동 센서, 충격 센서, 고도 센서 중 적어도 하나 또는 둘 이상의 조합을 포함하는 에어백 유닛.
15. 제14항에 있어서,
    상기 적외선 센서 또는 초음파 센서는 적어도 두 개가 서로 이격되게 상기 피씨비의 하부에 배치되는 에어백 유닛.
16. 제13항에 있어서,
    상기 제어부는 통신부를 더 포함하는 에어백 유닛.
17. 몸체;
    상기 몸체에서 돌출되게 배치되는 복수 개의 아암;
    상기 아암의 단부에 배치되는 추진체; 및
    상기 몸체의 하부에 배치되는 스키드를 포함하는 본체와,
    상기 스키드에 착탈 가능하게 장착되는 에어백 유닛을 포함하며,
    상기 에어백 유닛은,
    하우징;
    상기 하우징 내부에 배치되고, 기체를 저장하는 기체 캡슐;
    상기 기체 캡슐의 일측을 개방하는 개방장치;
    에어백;
    상기 에어백과 상기 개방장치 사이에 배치되는 배관; 및
    제어부를 포함하며,
    상기 제어부는 상기 개방장치를 제어하여 상기 기체 캡슐에 저장된 기체가 토출되게 하여 상기 에어백이 상기 하우징 외부로 전개되는 무인 비행체.
18. 제17항에 있어서,
    상기 하우징의 외면에는 상기 스키드의 착륙 프레임에 착탈 가능하게 장착되는 브라켓이 더 배치되는 무인 비행체.
19. 제18항에 있어서,
    상기 브라켓은 상기 하우징의 외면에서 돌출되게 형성된 적어도 둘의 돌출부와, 상기 돌출부의 단부 각각에서 외측으로 절곡되게 형성된 걸이부를 포함하는 무인 비행체.
20. 제19항에 있어서,
    일측이 상기 브라켓 중 어느 하나의 걸이부에 걸리고, 타측이 상기 브라켓 중 다른 하나의 걸이부에 걸리는 러버 타이를 더 포함하는 무인 비행체.
21. 제18항에 있어서,
    상기 하우징의 외면에는 상기 착륙 프레임에 형성된 홈과 형합하도록 돌출되게 형성된 돌기를 더 포함하는 무인 비행체.
22. 제17항에 있어서,
    상기 몸체와 상기 스키드 사이에는 충격을 완화하는 충격 완화 서스펜션이 더 배치되는 무인 비행체.
23. 제17항에 있어서,
    상기 본체의 상부에 탈착 가능하게 배치되는 낙하산 유닛을 더 포함하는 무인 비행체.
24. 제23항에 있어서,
    상기 낙하산 유닛은 내부에 기체가 공급되어 전개되는 튜브형 낙하산 본체와 상기 본체와 상기 튜브형 낙하산 본체 사이에 배치되는 복수 개의 로프를 포함하며,
    상기 로프의 각각의 길이는 컨트롤러에 의해 조절되는 무인 비행체.

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