KR20180026374A

KR20180026374A - 항공 수송용 항공기

Info

Publication number: KR20180026374A
Application number: KR1020177033321A
Authority: KR
Inventors: 조지 마이클 쿡; 조나단 에드워드 쿡; 마이클 케빈 쿡
Original assignee: 조지 마이클 쿡
Priority date: 2015-04-20
Filing date: 2016-04-20
Publication date: 2018-03-12
Also published as: WO2016170322A1; JP2018513809A; CN107750222A; IL255064A0; JP2018513056A; IL255063A0; EP3286082A1; CA2983097A1; CA2983095A1; KR20180026373A; EP3286083A1; AU2016251396A1; WO2016170321A1; AU2016251397A1; US20180086454A1; US20180086434A1; CN107771152A

Abstract

목표 장소로의 화물의 자율적인 항공 수송을 위한 항공기(10)에 있어서, 상기 항공기는, 항공기의 비행을 제어하기 위한 적어도 하나의 조정 가능한 제어 구조체(36, 38, 39), 및 화물을 수용하도록 구성된 본체(12)를 구비하는 기체, 기체에 해제 가능하게 연결되며, 제어 구조체(36, 38, 39)를 조정하기 위한 액추에이터 및 액추에이터를 제어하기 위한 전기 구동 신호를 생성하기 위한 제어기를 포함하는 자납형 제어 모듈(20), 및 제어 모듈로부터 적어도 하나의 조정 가능한 제어 구조체까지 연장되어 제어 모듈(20)을 적어도 하나의 조정 가능한 제어 구조체(36, 38, 39)에 작동 가능하게 연결하는 적어도 하나의 링크기구(24)를 포함하며, 제어 모듈(20)의 액추에이터는 적어도 하나의 링크기구(24)를 사용하여 적어도 하나의 조정 가능한 제어 구조체(36, 38, 39)를 조정함으로써 항공기(10)의 비행을 제어하고 항공기를 목표 장소로 조종하도록 구성된다.

Description

항공 수송용 항공기

본 발명은 항공기, 특히 목표 장소로의 화물의 자율적인 항공 수송용 항공기에 관한 것이다.

물류(logistics)는 인도적, 상업적 또는 군사적 활동이든 임의의 활동의 기본적인 부분이며, 기반 시설을 구축하고 물품(goods)을 외딴 장소 또는 접근 곤란한 장소에 수송하는 데에는 거액의 돈이 소비된다. 물품의 수송을 위한 많은 시스템이 개발되었지만, 다수의 시스템이 수많은 제한을 갖는다.

종종, 의도된 수송 지점이 매우 외딴 장소 또는 적대적인 지역에 있으며, 이것은 예를 들어 호송 차량을 통한 육로 수송이 느리고 및/또는 위험할 수 있다는 것을 의미한다. 또한, 육로 수송은 지형이 통행 불가능한 지역에서는 반드시 실행 가능한 옵션이지는 않다. 대안적인 항공 수송은 물품을 수송하는 고가의 방법이며, 항공기에 적합한 착륙 구역을 필요로 하거나, 물품을 수송하기 위해 공중 투하와 같은 항공 수송용 시스템의 사용을 필요로 한다. 이것은 물품이 수송될 수 있는 지점을 제한하며, 항공 수송 방법은 항상 정확하지는 않다. 일부의 적대적인 지역에서는, 항공 수송도 너무 위험한데, 이는 생명 및 항공기에 대한 위험이 너무 높기 때문이다.

채굴(mining)과 같은 상업적 활동에서도, 물품을 외딴 지점에 자주 수송하는 것은 번거로운 일일 수 있다. 대신에, 조종사는 항공기가 한 번의 운항으로 다수의 상이한 지점을 비행하는 드문(예를 들면, 주 1회) 수송을 종종 한다. 이것은 종종 비용이 많이 들고 시간이 많이 소모되는데, 이는 각 지점까지 비행하고 착륙하고/화물을 내릴 필요가 있기 때문이다.

통상의 항공 수송용 시스템 또는 공중 투하 시스템은 일반적으로, 물품이 그 위에 고정되고 낙하산이 연결되는 플랫폼(platform)을 포함한다. 이때, 플랫폼은 목표 장소 위에서 비행기 또는 헬리콥터로부터 투하되고, 낙하산이 패키지(package)의 하강을 느리게 한다. 이어서, 물품은 목표 장소에서 회수될 수 있다. 그러한 시스템의 한계는, 물품이 종종 목표 장소를 벗어나고 결국 건물 밀집 지역에 착륙하게 되거나 부수적인 피해를 일으킬 수 있다는 것이다. 또한, 일부의 일반적인 항공 수송용 시스템[예를 들면, 저공 낙하산 추출(low-altitude parachute extraction; LAPES)]에서는 물품을 수송하기 위해 항공기가 저공으로 하강할 필요가 있다. 이것은 적대적인 환경에서, 예를 들어 전방 작전 기지에 재보급할 때에, 특히 위험하다.

많은 경우에, 항공 수송용 시스템은 한 번만 사용되는데, 이는 낙하산 및 패키징의 회수가 회수를 실행 가능하게 하기에 너무 고가이거나 너무 위험할 수 있기 때문이다. 이것은 항공 수송에 의해 물품을 수송하는 비용에 상당한 비용을 추가시킬 수 있고, 물품을 운송하는 고가의 방법이 되게 할 수 있다. 이것은 또한 상당한 자원이 회수되지 못하거나 재사용되지 못하고 환경을 손상 또한 파괴시킬 수 있기 때문에 환경에 상당한 영향을 미친다. 예를 들면, 대부분의 낙하산이 나일론으로 제조되고 항공 수송용 시스템의 박스 또는 플랫폼이 플라스틱, 목재 또는 금속으로 제조되며, 따라서 회수되면 여러 번 재사용될 수 있다.

전통적으로, 항공 수송용 시스템은 널리 사용되는 C-130 허큘리스 수송기(Hercules aeroplane)와 같은 대형 비행기, 또는 헬리콥터로부터 투하된다. 대형 항공기의 사용은 항공 수송이 사용될 수 있는 상황을 크게 제한하며, 많은 관련 비용 및 군용 이외의 그러한 항공기의 상대적인 부족으로 인해 임의의 그러한 활동의 비용을 증대시킨다.

본 발명에 따르면, 독립 청구항에 한정된 바와 같은 항공기 및 항공기의 사용 방법이 제공된다.

본 발명의 제1 양태는 목표 장소로의 화물의 자율적인 항공 수송을 위한 항공기를 제공하며, 상기 항공기는, 항공기의 비행을 제어하기 위한 적어도 하나의 조정 가능한 제어 구조체(control structure), 및 화물을 수용하도록 구성된 본체를 구비하는 기체(airframe); 기체에 해제 가능하게 연결되며, 제어 구조체를 조정하기 위한 액추에이터(actuator) 및 액추에이터를 제어하기 위한 구동 신호를 생성하기 위한 제어기를 포함하는 자납형 제어 모듈(self-contained control module); 제어 모듈로부터 적어도 하나의 조정 가능한 제어 구조체까지 연장되어 제어 모듈을 적어도 하나의 조정 가능한 제어 구조체에 작동 가능하게 연결하는 적어도 하나의 링크기구(linkage)를 포함하며, 제어 모듈의 액추에이터는 적어도 하나의 링크기구를 사용하여 적어도 하나의 조정 가능한 제어 구조체를 조정함으로써 항공기의 비행을 제어하고 항공기를 목표 장소로 조종하도록 구성된다.

따라서, 본 발명의 실시예는, 수송용 항공기를 많은 비용으로 회수하거나 고가의 착륙 시설을 설치할 필요 없이, 저비용으로 물품을 외딴 장소로 수송할 수 있는 수단을 제공한다. 특히, 본 발명의 실시예는, 항공기의 기체가 단일 수송에 사용되고 이어서 폐기(예를 들면, 재활용, 소각)될 수 있는 한편, 전자 구성요소 및 액추에이터와 같은 보다 고가의 구성요소가 제거 가능한 제어 모듈(또는 제어 유닛) 내에 수납되고 이에 따라 다른 기체에 재사용될 수 있는 것인 항공기를 제공한다.

항공기는 일단 수송이 이루어지면 폐기될 수 있는 저렴한 일회용 재료(예를 들면, 판지)로 기체가 제조될 수 있는 항공 수송용 시스템을 제공한다. 일단 수송되면, 사용자는 항공기의 고가의 재사용 가능한 전자 구성요소를 제거 및 회수하고 기체를 폐기할 수 있다. 특히, 사용자는, 링크기구를 분리하고 단일 유닛으로서의 자납형 유닛을 기체로부터 제거함으로써 제어 모듈을 추출할 수 있다. 링크기구는 기체에 부착된 상태로 유지되도록 제어 모듈에 해제 가능하게 부착될 수 있거나, 링크기구는 제어 모듈과 함께 기체로부터 제거될 수 있도록 항공기(예를 들면, 제어 구조체)에 해제 가능하게 부착될 수도 있다. 대안으로 또는 추가적으로, 링크기구는 (예를 들면, 링크기구의 길이를 따라) 분리되는 다른 지점을 가질 수 있거나, 링크기구가 기체로부터 제거되는지를 사용자가 결정할 수 있도록 다수의 지점에서 분리 가능할 수도 있다. 따라서, 본 발명의 실시예는 항공기의 고가의 구성요소가 재활용될 수 있는 한편, 항공기의 벌크 부분(bulky part)이 저렴한 일회용 재료로 형성될 수 있고 항공기의 다른 부분이 용이하게 분리 가능한 것인 수송용 시스템을 제공한다.

그러한 항공기는 유리하게는 다수의 상이한 수송 활동에 이용될 수 있다. 특히, 항공기는 육로로의 접근이 제한된 장소, 또는 해당 장소에 비행기를 착륙시키기 어렵고 및/또는 비용이 많이 드는 장소에 물품을 수송하는 데 사용될 수 있다. 예를 들면, 항공기(특히, 복수의 항공기)는 단일의 "발사 항공기(launch aircraft)"(즉, 본 발명에 따른 항공기를 발사할 수 있는 비행체)(예를 들면, 비행기)로부터 발사될 수 있고, 인도적 원조를 필요로 하는 외딴 장소로 자동으로 비행할 수 있다. 일단 항공기가 착륙하면, 수취인은 제어 모듈과 함께, 항공기로부터 물품을 제거할 수 있다. 그 후에, 제어 모듈은 예를 들어 장래 사용을 위해 보관되거나, 다른 기체 내에 삽입되거나, 공급자에게 반환될 수 있다. 기체는, 임의의 적합한 방식, 바람직하게는 환경 친화적인 방식으로, 예를 들어 생분해성인 경우 기체를 생분해되도록 두거나 재활용함으로써 폐기될 수 있다.

따라서, 실시예는 보관이 제한된 상황에서 특정 용례를 갖는다. 예를 들면, 사람들(예를 들면, 인도 사절단, 군사 파견단, 또는 레크레이션 원정대)이 접근 곤란한 지역에 있고 예를 들어 비상 시에 원조를 요구하는 경우, 항공기는 요구하는 물품을 사람들에게 공급하는 데 사용될 수 있다. 제어 모듈 및 링크기구 구성체는, 한치의 오차도 없는 정확도로 목표 장소(즉, 본 경우에는, 사람들)에 도달할 수 있는 항공기를 제공하도록 서로 상호작용한다. 그 후에, 일단 항공기가 물품을 수송하면, 수취인(들)은 항공기로부터 고가의 제어 모듈을 제거하고, 이것을 물품과 함께 운반할 수 있는 한편, 일회용 기체를 폐기할 수 있다. 따라서, 이러한 실시예에서의 수송은 비교적 저가인데, 이는 기체만이 폐기되기 때문이다. 또한, 기존의 무인 항공 장치에 비하여, 재사용 가능한 기체보다 훨씬 더 낮은 비용으로 기체가 제조될 수 있다. 이것은 또한, 사람들이 항공기를 반환할 어떠한 필요성도 제거하고, 그에 따라 수취인이 반환해야 하는 장비를 감소시킨다. 특히, 군사적 상황, 또는 적군이 있는 지역에서, 본 발명에 따른 항공기를 사용하는 수송은 예를 들어 역설계(reverse engineering)될 수 있는 중요한 전자 구성요소를 적군이 회수할 위험을 감소시키는 추가적인 이점을 갖는다. 또한, 항공기가 목표 장소로부터 상당한 거리에서 발사될 수 있으므로, 항공기의 인간 조작자에 대한 위험이 감소되는데, 이는 이들이 적지 위로 비행할 필요가 없을 수 있기 때문이다.

추가적으로, 항공기는 예를 들어 전초기지(outpost) 또는 활동지(예를 들면, 광산)에 재보급하는 대형 수송 활동에 사용될 수 있다. 항공기의 실시예는 비교적 저비용의 수송 수단을 제공하므로, 이러한 장치는 물류 네트워크를 운영하는 비용을 감소시키는 데 사용될 수 있다. 예를 들면, 채굴과 같은 자원 재취 활동지가 종종 외딴 지역에 위치된다. 기반 시설이 거의 없는 광대한 지역에 걸쳐 위치된 다수의 광산이 있을 수 있다. 이들 활동지의 재보급은 때때로 항공 수송을 수반하고, 이러한 항공 수송은, 각각의 활동지(광산)로 직접 비행하고 각 장소에 착륙한 후에 화물을 내리고 다시 이륙하는 수송용 항공기(예를 들면, 유인 비행기)를 필요로 한다. 이러한 수송의 기반 시설 요구 및 비용은 본 발명의 실시예를 사용하여 감소될 수 있는데, 이는 항공기가 공중에 있는 동안 수송용 항공기로부터 직접 발사될 수 있기 때문이다. 따라서, 수송용 항공기는 각각의 지점에 더 이상 착륙할 필요가 없고, 각각의 지점으로 직접 비행할 필요도 없다. 대신에, 수송용 항공기는 비행 중에 본 발명의 항공기를 방출할 수 있고, 제어 모듈이 각각의 항공기를 해당 지점으로 안내할 것이다. 본 발명에 따른 수많은 항공기는 한꺼번에 전개될 수 있다. 이것은 수송용 항공기의 연료비를 감소시키고, 수송 시간을 감소시킨다. 이것은 또한 항공기가 착륙하는 각각의 지점에 있어서 활주로에 대한 필요성을 제거한다. 낙하산을 통한 수송에 비하여, 본 발명의 항공기는 안내되기 때문에 보다 정확한 수송 수단을 제공하며, 이것은 그 지점에서의 구조체에 대한 손상 등의 위험을 감소시킨다. 또한, 이러한 장치는 실질적으로 목표 장소 위에서 방출될 필요는 없고, 대신에 목표 장소로부터 몇 마일 떨어져서 방출될 수 있다. 따라서, 실시예에서, 이것은, 예를 들어 저렴한 일회용 기체로 형성된 수많은 항공기를 사용하여 물품을 동시에 수송함으로써, 물품의 수송 비용을 극적으로 감소시킬 수 있다. 이것은 또한, 예를 들어 수많은 기존의 재사용 가능한 무인 항공기에 요구되는 상당한 자본 투자를 회피할 수도 있다.

본 발명의 이러한 양태의 실시예는 또한 자율적인 항공 수송에 사용될 수 있는 항공기를 제공하고, 그에 따라 조작자는 항공기를 발사시키고 항공기의 제어 모듈에 의존하여 항공기를 목표 장소로 안내할 수 있다. 제어 모듈로부터 제어 구조체까지 연장되는 링크기구는 비행 중에 항공기를 안내하는 역할을 한다. 제어 구조체는, 글라이더의 비행, 예를 들어 글라이더의 고도 또는 항공기가 비행하여 향하는 방향을 제어하는 데 사용되는 항공기의 임의의 구조체 또는 부분을 의미한다. 일 실시예에서, 제어 구조체는 제어 표면(control surface)이다. 제어 표면은 예를 들면, 에일러론(aileron), 승강타(elevator), 방향타(rudder), 그리고 항공기의 고도, 롤(roll), 요(yaw) 및 피치(pitch)를 조정함으로써 항공기의 비행을 제어하는 데 사용되는 임의의 다른 표면을 포함한다.

링크기구는 본 발명에서 제어 모듈로부터 각각의 제어 구조체로 운동 에너지를 전달하는 기계적인 링크(link)이다. 이것은 예를 들어 부재, 서로 링크 연결된 복수의 부재, 및/또는 소정 길이의 코드(cord) 또는 라인(line)(예컨대, 와이어, 로프, 실)을 포함할 수 있다. 다시 말해서, 그것은 예를 들어 제어 모듈로부터의 신호 또는 움직임에 반응하여 제어 구조체가 이동/조정되게 할 수 있는 임의의 물체이다. 예로서는, 제어 모듈 내의 액추에이터에 연결되고 액추에이터에 의해 잡아당겨지거나(인장되거나) 해제되어 제어 구조체를 후방 및 전방으로 이동시킬 수 있는 로프, 압전 액추에이터에 연결되는 와이어, 또는 형상 기억 합금 액추에이터 와이어를 들 수 있다. 이들 실시예에서, 제어 모듈은 적어도 하나의 링크기구에 작동 가능하게 연결된 적어도 하나의 제어 액추에이터를 포함하고, 적어도 하나의 제어 액추에이터는 적어도 하나의 링크기구를 통해 제어 표면에 동력을 전달하도록 구성된다.

링크기구는 제어 모듈로부터 제어 구조체까지 연장되는 단일 구성요소일 수 있다. 대안으로, 링크기구는, 서로 링크 연결되고 함께 이동 가능한 다수의 로드와 같은 다수의 구성요소로 형성될 수도 있다. 링크기구는 제어 모듈로부터 분리될 수 있도록 제어 모듈에 해제 가능하게 부착될 수 있다. 대안으로 또는 추가적으로, 링크기구는, 기체로부터 분리될 수 있도록 항공기의 기체에 해제 가능하게 부착될 수도 있다.

따라서, 하나의 실시예에서, 적어도 하나의 링크기구는 제어 모듈로부터 제어 구조체까지 연장되는 라인을 포함한다. 이것은 제어 구조체를 조정하기 위해 에너지를 제어 구조체에 전달할 수 있는 수단을 제공한다.

용어 "항공기"는 비행기 및 글라이더를 포함한다. 따라서, 항공기는 프로펠러 또는 탑재된 로켓[로켓 부스터(rocket booster)]과 같은, 추진력(propulsion)을 제공하기 위한 수단을 포함할 수 있다. 다시 말해서, 내장된 추력(thrust) 발생기 또는 내장된 추진력 발생기를 포함할 수 있다. 일부 실시예에서, 추진력을 제공하기 위한 수단은 자납형 제어 모듈과 일체형이거나 자납형 제어 모듈에 부착되고, 기체에 해제 가능하게 연결될 수 있고, 그에 따라 추진력을 제공하기 위한 수단은 제어 모듈과 함께 항공기로부터 제거될 수 있다. 따라서, 추진력을 제공하기 위한 수단은 별개의 기체에 재사용될 수 있다. 다른 실시예에서, 추진력을 제공하기 위한 수단은 일회용 구성요소(예를 들면, 프로펠러)로 형성되고 기체에 부착될 수 있는 한편, 제어 모듈 내에 위치된 모터에 의해 제어될 수 있다. 예를 들면, 샤프트가 제어 모듈 내의 모터로부터 연장되어, 항공기의 전방에 위치된 일회용 프로펠러를 회전시킬 수 있다.

제어 모듈은 제어 표면(들)을 제어하기 위한 액추에이터(들), 그리고 위치 정보를 수신하고 액추에이터를 제어하기 위한 구동 신호, 선택적으로 전기 구동 신호를 생성하기 위한 제어기를 포함한다. 제어 모듈은 또한, 항공기를 제어하여 목표 장소로 안내하는 데 필요한 메인 제어 및 안내 시스템, 예를 들어 항공 전자기기(avionics), 위치 및 대기속도(airspeed) 센서, 및 전원 모두를 포함할 수 있다. 이들은 마이크로프로세서, 메모리, 전원(예를 들면, 배터리), 위치 검출 모듈, 다양한 파라미터(예를 들면, 대기속도, 고도, 온도)를 검출하기 위한 센서, 무선 통신 모듈 및 서보메커니즘(servomechanism) 형태의 액추에이터를 포함할 수 있다. 센서, 외딴 지역에 착륙한 경우 항공기의 위치 추적을 용이하게 하는 위치정보 비콘(positioning beacon), 및 추가적인 통신 장비와 같은 추가적인 구성요소가 또한 제어 모듈 내에 포함될 수도 있다. 그러나, 일부 실시예에서, 이들 중 일부는 기체 상에 직접 장착될 수 있다. 프레임 상에 장착되는 경우, 추가적인 구성요소는 일회용의 저비용 구성요소로서 제공될 수 있다. 대안 실시예에서, 제어 모듈은 전자 구성요소 및/또는 전기 구성요소 모두를 포함한다.

항공기에 사용되는 센서는 이하의 센서, 즉 대기속도 인디케이터, 절대 고도 센서, 국소적 지상 고도 센서(local height-above-ground sensor), 피치 및 롤에 대한 자세 센서, 가속도계, (예를 들면, 목표 위치에 대한) 위치 센서, 대지속도 검출 시스템(groundspeed detection system), 하강률/강하율, 또는 항공기의 위치를 결정하는 데 사용하기 위한 센서 중 적어도 하나, 바람직하게는 복수 개의 센서를 포함할 수 있다.

제어기는 제어 유닛의 일부가 제어 구조체의 조정을 포함하는 어셈블리의 구성요소의 작동을 제어하도록 구성된 것을 의미한다. 제어기는 제어 유닛 내의 별개의 구성요소일 수 있거나, 예를 들어 단일 프로세서 내의 다른 부분과 조합될 수도 있다. 제어기는 전자 부품 및/또는 전기 부품일 수 있다.

위치 정보는 항공기의 위치, 예를 들어 목표 장소에 대한 항공기 위치에 관한 정보를 포함한다. 이것은 위성 위치정보(Global Positioning Satellite; GPS) 유닛, 휴대 전화 네트워크에 기초하여 위치를 삼각 측량할 수 있는 모듈, 레이저 표적지시 시스템을 위한 탐색기(seeker), 신호 세기 및 방향이 어셈블리의 위치를 삼각 측량하는 데 사용될 수 있는 트윈-송신기(twin-transmitter) 무선 안내 시스템의 일부로서 사용될 수 있는 무선 수신기, 또는 무선 또는 IR 비콘용 수신기 중 적어도 하나로부터 정보를 수신하는 것을 포함할 수 있다.

자납형이란, 제어 모듈의 개별 구성요소가 연결되는 단일 유닛으로서 제어 모듈이 형성된 것을 의미한다. 다시 말해서, 제어 모듈의 부품들이 함께 유지되며, 단일편으로서 기체에 삽입되고 제거될 수 있다. 일부 실시예에서, 제어 모듈은 제어 모듈의 구성요소가 내장된 하우징을 포함할 수 있다. 일부 실시예에서, 제어 모듈은 하우징을 포함할 수 있으며, 제어 모듈의 구성요소는 하우징 내에 내장되고 하우징의 외측 표면 상에 장착될 수 있다. 일 실시예에서, 제어 모듈은 단일 유닛을 형성하도록 함께 고정되는 다수의 모듈형 구성요소로 형성될 수 있다. 본 발명의 이러한 양태에서, 자납형 제어 모듈은 항공기의 제어 및 비행에 요구되는 전자 구성요소 모두를 포함한다. 따라서, 전자 구성요소(예를 들면, 액추에이터 또는 모터)가 없거나, 항공기의 임의의 다른 부분에 위치되어 있다.

"자율적인 항공 수송(autonomous aerial delivery)"은 일단 목표 장소가 제어 모듈에 제공되면 항공기가 스스로 목표 장소로 안내할 수 있는 것을 의미한다. 항공기의 제어 모듈은 링크기구 및 그에 따른 제어 표면을 제어하는 액추에이터를 사용하여 항공기를 조종할 수 있다. 다시 말해서, 제어 표면의 이동을 제어하는 데 외부 조종사가 필요하지 않다.

항공기는 다수의 상이한 발사 방법을 사용하여 발사될 수 있다. 예를 들면, 항공기는 다른 항공기(다른 항공기의 화물실 또는 격실)로부터 방출될 수 있거나(또는 다른 항공기에 의해 공중으로 예인될 수 있음), 발사 로켓(목표 장소까지 활공할 수 있는 고도로 글라이더를 상승시키기 위해 일시적으로 사용되는 로켓 부스터)의 사용, 또는 슬링(sling) 또는 발사 램프(launching ramp)의 사용을 포함하는 임의의 적합한 발사 수단을 사용하여 지상으로부터 발사될 수도 있다[지대지(surface-to-surface)].

일 실시예에서, 항공기는 항공기의 비행을 제어하기 위한 복수의 제어 구조체를 포함하며, 복수의 제어 구조체 각각은 적어도 하나의 링크기구에 의해 제어 모듈에 작동 가능하게 연결된다. 적어도 하나의 링크 기구에 의해 각각 제어되는 다수의 제어 구조체가 있는 항공기의 실시예는 항공기의 비행에 관해 높은 제어도를 가지며, 따라서 항공기가 목표 장소로 정확하게 안내될 수 있다.

다른 실시예에서, 기체는 적어도 하나의 날개를 추가로 포함한다. 또 다른 실시예에서, 기체는 절첩된 형태(stowed configuration)와 전개된 형태(deployed configuration) 사이에서 이동 가능한 적어도 하나의 전개 가능한 날개를 추가로 포함한다. 절첩된 형태는 또한 접혀진 형태(collapsed configuration)로도 지칭된다. 추가 실시예에서, 절첩된 형태에서, 적어도 하나의 전개 가능한 날개는 제1 표면적을 갖는, 양력(lift)을 생성하기 위한 비행 표면(flight surface)을 제공하고, 전개된 형태에서, 적어도 하나의 전개 가능한 날개는 제2 표면적을 갖는, 양력을 생성하기 위한 비행 표면을 제공하며, 제2 표면적은 제1 표면적보다 크다. 비행 표면은 양력을 생성하는 데 이용 가능한(즉, 노출된) 날개의 영역이다. 다시 말해서, 전개된 위치에서 노출되고, 그에 따라 날개로서의 역할을 하고 비행을 유지하는(또는 하강이 느려지게 하는) 수단을 제공할 수 있는 날개의 영역은, 절첩된 형태일 때보다 크다. 예를 들면, 날개는 전개된 위치에서는 항공기의 본체로부터 외측으로 연장되지만, 절첩된 형태에서는 본체에 실질적으로 가깝게 된다[실질적으로 본체의 풋프린트(footprint) 내에 있게 됨]. 따라서, 날개가 본체에 가까이 또는 본체를 향해 완전히 수축되면, 제1 표면적은 실질적으로 제로(0)가 된다. 실시예들은 본 발명에 따른 항공기를 수송하는 발사 항공기의 크기 요구를 감소시키는 이점을 가지며, 이는 전개 가능한 날개(들)가 절첩됨으로써 항공기가 차지하는 풋프린트가 감소되기 때문이다.

다른 실시예에서, 적어도 하나의 전개 가능한 날개는 전개된 형태와 절첩된 형태 사이에서 이동 가능하다. 따라서, 전개 가능한 날개는 전개된 후에 다시 절첩될 수 있다. 다시 말해서, 기체는, 예를 들어 사용 후에, 원래의 접혀진 상태로 다시 접혀질 수 있다. 기체가 재사용되어야 하는 경우, 기체는 재포장되고 예컨대 팰릿(pallet) 상에 편리하게 보관 또는 운송될 수 있게 되고, 기체가 일회용인 경우, 이러한 기체는 또한 어셈블리의 폐기 및/또는 분해를 도울 수도 있다.

다른 실시예에서, 제어 모듈은 날개 전개 메커니즘에 의해 적어도 하나의 전개 가능한 날개에 연결되고, 제어 모듈은 날개 전개 메커니즘을 사용하여 절첩된 형태로부터 전개된 형태로 날개를 이동시키도록 작동 가능하다. 전개 가능한 날개에 대한 제어 모듈의 연결은, 날개가 제어 모듈에 의해 요구될 때 절첩된 위치로부터 전개된 위치로 자동으로 이동될 수 있는 항공기를 제공한다. 이것은 발사 즉시일 수 있거나, 소정 시간 후, 또는 특정 파라미터(예를 들면, 대기속도 또는 고도)의 검출 시일 수 있다. 따라서, 항공기는 사용자에 의해 지정된 시점에 날개(들)를 자동으로 전개하도록 구성될 수 있다. 그러한 날개 전개 메커니즘은 제어 모듈 내에 또는 제어 모듈 상에 위치된 전자 구성요소 또는 전기 구성요소(예를 들면, 액추에이터)일 수 있거나, 제어 모듈 내에 또는 제어 모듈 상에 위치되거나 기체에 장착된, 제어 모듈에 의해 제어되는 기계적(예를 들면, 스프링 부하식) 메커니즘일 수도 있다.

이것은 발사 항공기로부터 동시에 다수의 항공기를 발사하는 것을 도울 수 있다. 예를 들면, 본 발명에 따른 다수의 항공기는 단일 팰릿 상에 적재될 수 있고, 이것은 전개 가능한 날개(들)가 절첩된 형태에 있게 함으로써 용이해지는데, 이는 각 항공기에 의해 점유되는 공간이 감소되기 때문이다. 이때, 항공기는 발사 전에 각 항공기의 날개를 재배치 및 전개할 필요 없이 이러한 형태로 (즉, 팰릿으로부터) 발사될 수 있다. 대신에, 항공기는 발사 항공기로부터 방출될 수 있고, 각각의 항공기의 날개(들)는 일단 발사 항공기의 외부에 있으면 자동으로 전개될 수 있다.

날개 전개 메커니즘은, 날개가 절첩된(접혀진) 형태로부터 전개된 형태로 이동하도록 제어 모듈로부터 적어도 하나의 전개 가능한 날개로 운동 에너지를 전달하는 링크기구, 톱니(cog), 일련의 톱니 또는 임의의 다른 수단과 같은 임의의 적합한 기계적 연결부일 수 있다.

다른 실시예에서, 날개 전개 메커니즘은 날개 전개 링크기구를 포함하고, 제어 모듈은 날개 전개 링크기구에 작동 가능하게 연결된 적어도 하나의 날개 전개 액추에이터를 포함하고, 제어 모듈의 날개 전개 액추에이터는 날개 전개 링크기구를 사용하여 적어도 하나의 전개 가능한 날개를 조정함으로써 항공기의 비행을 제어하고 항공기를 목표 장소로 조종하도록 구성된다. 따라서, 날개 전개 메커니즘은 날개를 전개하는 역할 및 항공기를 조종하는 역할 모두를 행하고, 이에 의해 링크기구로서의 역할을 한다. 이것은 제어 모듈과 기체 사이의 연결부의 수와 함께 제어 모듈 및 기체에 요구되는 부품의 수를 감소시키고, 따라서 제어 모듈을 설치 또는 제거하는 사용자에 대한 부담 및 제조 비용을 감소시킬 수 있다.

다른 실시예에서, 적어도 하나의 전개 가능한 날개는 적어도 하나의 조정 가능한 제어 구조체를 포함하고, 날개 전개 메커니즘은 적어도 하나의 링크기구를 포함한다. 따라서, 실시예들은, 링크기구가 제어 모듈로부터 전개 가능한 날개(들)까지 연장되고 절첩된 위치로부터 전개된 위치로 날개(들)를 전개하는 데 사용될 수 있는 한편, 또한 제어 구조체의 사용을 통해 항공기를 제어할 수 있는 구성을 제공한다. 이것은 제어 모듈에 요구되는 액추에이터 및 메커니즘의 수를 감소시키고, 이에 의해 제어 모듈의 크기 및 중량을 감소시킬 뿐만 아니라, 링크기구의 수를 감소시킬 수 있다.

다른 실시예에서, 적어도 하나의 전개 가능한 날개는 적어도 하나의 조정 가능한 제어 구조체를 포함한다. 이러한 실시예에서의 제어 구조체는 날개의 일부 상의 추가 플랩(flap)과 같이 날개의 일부일 수 있거나, 날개의 전체 표면일 수 있다. 후자의 구성에서, 링크기구는 항공기의 비행을 제어하도록 전체 날개를 이동시키거나 구부릴 수 있다. 예를 들면, 적어도 하나의 링크기구는 일 측부 상에서 날개의 최외측 단부(날개 선단부)를 하향으로 잡아당겨서 항공기가 뱅크(bank)되고 그에 따라 선회하게 하는 데 사용될 수 있다.

다른 실시예에서, 자납형 제어 모듈은 액추에이터를 수용하기 위한 하우징을 포함하고, 하우징은 수분 침투에 대해 밀봉된다. 다시 말해서, 제어 모듈은, 노출될 필요가 없고 및/또는 환경에 의해 손상될 수 있는 구성요소가 수납 및 보호될 수 있는 밀봉 용기 또는 케이싱을 포함한다. 일부 실시예에서, 제어 모듈의 일부, 예를 들어 센서는 하우징의 외측 상에 위치될 수 있다. 일 실시예에서, 항공기의 전자 구성요소 모두가 제어 모듈의 하우징 내에 수납된다. 이것은 항공기 내에 있는 동안에 그리고 제거되었을 때에도 제어 모듈을 보호한다. 이것은, 제어 모듈이 추후에 사람에 의해 운반되거나, 손상을 받을 수 있는 환경에서 보관되어야 하는 경우에 특히 유리하다. 이러한 실시예에서, 하우징은 링크기구가 관통 연장될 수 있는 개구부(aperture)를 포함할 수 있다. 대안으로 또는 추가적으로, 커넥터는 하우징 내부로부터 외부로 연장될 수 있어 링크기구가 커넥터에 부착될 수 있게 한다. 이러한 실시예에서, 개구부는 수분 침투에 대해 밀봉되어 하우징이 수분 침투에 대해 밀봉되게 한다. 일부 실시예에서, 자납형 모듈의 구성요소 모두가 하우징 내에 수납된다.

다른 실시예에서, 제어 모듈은 목표 장소를 식별하는 신호를 외부 통신 유닛으로부터 수신하도록 구성된 통신 유닛을 추가로 포함한다. 통신 모듈은 유선 또는 무선일 수 있다. 일부 실시예에서, 통신 모듈은 단거리 무선 통신 모듈일 수 있다. 이러한 실시예에서, 사용자는 물품이 수송되어야 하는 목표 장소를 용이하게 재프로그래밍할 수 있다. 무선 통신 유닛이 사용되는 경우, 사용자는 단일 명령을 사용하여 다수의 제어 모듈을 재프로그래밍할 수 있다. 다른 실시예에서, 통신 유닛은 장거리 무선 통신 유닛일 수 있으며, 이는 예를 들어 목표 장소가 비행 중에 조정될 수 있게 한다. 이것은, 목적지가 조정될 수 있으므로, 이동할 수 있는 수취인, 예를 들어 사람에게 물품이 수송되는 경우에 특히 유리하다. 통신 유닛의 예로서는, 블루투스 모듈, 적외선 모듈 및 USB 연결, 및 무선 수신기 및 송신기를 들 수 있다.

다른 실시예에서, 통신 유닛은 다른 항공기의 통신 유닛과 통신하도록 추가로 구성된다. 이러한 실시예에서, 1개 초과의 항공기가 한번에 발사되는 경우, 항공기는, 특히 동일한 목표 장소로 모두 진행하고 있다면, 서로간의 정보 및 데이터를 공유할 수 있다. 이러한 데이터는 현재 위치, 온도, 대기속도, 고도, 국소적 높이, 상태와 같은 임의의 감지된 데이터, 또는 목표 장소, 갱신된 명령과 같은 다른 정보를 제공하는 신호일 수 있다. 예를 들면, 항공기 상의 대기속도 센서 또는 위치 센서가 불완전하거나 부정확한 경우에, 동일한 목표 장소로 발사된 임의의 다른 항공기는 국소적 대기속도 및 위치 데이터와 같은 정보를 공유하여 에러를 경감 또는 제거할 수 있다. 물론, 2개 초과의 항공기가 있는 경우, 상기 에러는 각각의 항공기의 데이터를 비교함으로써 더욱 경감될 수 있다. 통신 모듈의 그러한 구성은 또한 자동 우선순위 시스템(automatic prioritisation system)의 사용을 가능하게 할 수도 있다. 예를 들면, 다수의 항공기가 서로 근접한 다수의 호밍 비콘(homing beacon)을 향해 낙하되고 있다면, 항공기 사이에서 통신하는 우선순위 시스템은 모든 항공기가 단일 비콘으로 향하게 하기보다는 하나의 항공기만이 각각의 호밍 비콘으로 가는 것을 보장하는 데 사용될 수 있다. 항공기간 자동 통신의 다른 이점은, 몇 대의 항공기가 동일한 목표 장소를 향해 비행하고 있고 하나의 항공기가 예를 들어 특정 위치에서 기후 상태 또는 다른 문제로 인해 어려움을 겪는 경우, 항공기가 이러한 어려움에 관한 경고 또는 정보를 다른 항공기에 통신할 수 있다는 것이다. 그 후에, 다른 항공기는 첫 번째 항공기가 어려움에 부딪친 위치를 피함으로써 문제가 있는 비행 경로를 피할 수 있다.

다른 실시예에서, 기체는 생분해성 재료로 형성되고, 선택적으로 기체는 본질적으로 생분해성 재료로 구성된다. 생분해성(biodegradable)은 재료가 미생물에 의해, 특히 박테리아에 의해 그리고 특히 효소 작용에 의해 분해될 수 있어, 재료의 화학적 구조의 상당한 변화가 일어나는 것을 의미한다. 예를 들면, 생분해성 재료는 종이, 판지 또는 임의의 다른 목재펄프 재료; 캔버스(canvas); 면(cotton); 생분해성 플라스틱(예를 들면, 폴리락트산); 임의의 다른 적합한 생분해성 재료 또는 이들의 조합일 수 있다.

본 발명은, 이러한 실시예에서, 환경적 영향이 적은 상태에서, 물품을 수납 및 보호하기 위한 수단을 제공하는, 저가이고 경량인 기체를 제공한다. 따라서, 일회용 기체는 환경을 크게 훼손시키지 않는다. 또한, 일 실시예에서, 패키징이 재활용 재료로 제조될 수 있고, 이에 의해 환경적 영향을 더욱 감소시킨다. 또한, 다른 실시예에서, 포함된 재료가 저가일 수 있고, 상당히 적은 비용으로 수송이 달성될 수 있다. 기체 구조를 보호하기 위해 방수 재료로 기체를 피복하는 것과 같은 다른 특징이 항공기에 포함될 수 있다. 실시예들에서, 방수 재료는 왁스, 특히 클린 버닝 왁스(clean burning wax) 또는 나노 두께의 폴리머 코팅일 수 있어, 패키징이 안전하게 소각될 수 있게 한다. 용어 "나노 두께(nano-scale thickness)"는 1㎚ 내지 10000㎚의 두께, 바람직하게는 1㎚ 내지 1000㎚의 두께, 보다 바람직하게는 1㎚ 내지 500㎚의 두께를 의미한다. 예를 들면, 폴리머 코팅은 에틸 셀룰로오스와 같은 소수성 폴리머 코팅일 수 있다.

용어 "본질적으로 …로 구성된다"란, 기체가 생분해성 재료로 거의 전체적으로 형성되지만, 미량의 다른 재료를 함유할 수 있다는 것을 의미한다. 예를 들면, 이것은 85%(중량% 또는 부피%) 이상의 생분해성 재료, 바람직하게는 90% 이상, 보다 바람직하게는 95% 이상 또는 훨씬 더 바람직하게는 99% 이상의 생분해성 재료로 형성될 수 있다.

링크기구의 예로서는, 코드 또는 강성 로드를 들 수 있다. 보다 구체적으로, 링크기구는 코튼 코드(cotton cord), 주트(jute) 또는 헴프 로프(hemp ropes), 생분해성 폴리머, (얇은) 금속 와이어(예를 들면, 부식되는 얇은 철선), 목재 다월(wooden dowel), 금속 부재 또는 흑연 봉(graphite rod)으로 형성될 수 있다. 일 실시예에서, 적어도 하나의 링크기구는 생분해성 재료로 형성되고, 선택적으로 적어도 하나의 링크기구는 본질적으로 생분해성 재료로 구성된다. 따라서, 링크기구(들)는 기체와 함께 분해되도록 남겨질 수 있다. 이것은 물품의 수송 후에 사용자가 링크기구를 안전하게 폐기할 수 있게 한다. 링크기구는 방수 코팅으로 피복될 수 있고, 재활용 재료로 형성될 수도 있다.

일 실시예에서, 제어 모듈은, 항공기의 위치를 검출하고 위치 정보를 제어기에 제공하기 위한 위치 검출 모듈을 추가로 포함한다. 다른 실시예에서, 위치 검출 모듈은 위성 위치 유닛 및 무선 주파수 검출기 중 적어도 하나를 포함한다. 위치 검출 모듈은 항공기의 위치, 예를 들어 목표 장소에 대한 항공기 위치를 결정할 수 있는 임의의 네비게이션 시스템이다. 일 실시예에서, 위치 검출 모듈은 위성 위치정보(GPS) 유닛, 휴대 전화 네트워크에 기초하여 위치를 삼각 측량할 수 있는 모듈, 레이저 표적지시 시스템을 위한 탐색기, 신호 세기 및 방향이 항공기의 위치를 삼각 측량하는 데 사용될 수 있는 트윈-송신기 무선 안내 시스템의 일부로서 사용될 수 있는 무선 수신기, 또는 무선 또는 IR 비콘용 수신기 중 적어도 하나를 포함한다.

일 실시예에서, 항공기는 글라이더이다. 따라서, 항공기는 추진력을 제공하는 탑재된 수단을 필요로 하지 않는다. 일부 실시예에서, 항공기는 3:1, 5:1 또는 바람직하게는 10:1의 활공비(glide ratio)를 가질 수 있다. 즉, 매 10 단위의 글라이더 이동 거리마다, 글라이더는 1 단위의 거리만큼 하강한다. 따라서, 실시예들은 저비용 항공기를 제조할 수 있는 수송용 시스템을 제공한다. 잠재적으로 고가인 추진 시스템에 대한 필요성이 없으며, 기체 및 제어 모듈 모두의 비용이 절감될 수 있다. 글라이더의 사용은 또한 항공기 디자인의 복잡성을 감소시키고, 따라서 목표 장소에 있는 사용자가 수송 후의 항공기를 분해하는 것(즉, 제어 모듈을 제거하는 것)을 보다 용이하게 한다. 추가적인 이점은, 장치에 동력을 공급하기 위해 연료 또는 대형 배터리를 필요로 하지 않으므로, 보다 낮은 잠재적인 환경적 영향을 포함한다는 것이다. 또한, 항공기를 제어하는 데 요구되는 장비가 보다 단순해질 수 있는데, 이는 추진 수단을 제어할 필요가 없기 때문이다.

다른 실시예에서, 기체는 수송될 화물을 수용하기 위한 화물실을 포함한다. 화물실은 화물을 수용하기 위한 별개의 격실을 본체 내에 포함하여, 물품에 의한 링크기구와의 간섭을 회피하고 및/또는 손상으로부터 화물을 보호할 수 있게 한다.

다른 실시예에서, 본체는 절첩된 형태의 적어도 하나의 전개 가능한 날개를 적어도 부분적으로 수용하도록 구성된 적어도 하나의 리세스 부분(recessed portion)을 포함한다. 절첩된 형태로 날개(들)를 보관하기 위한 리세스 또는 공동(cavity)의 사용은, 예를 들어 항공기를 적재 및 이동시킬 때, 날개(들)에 대한 손상의 위험을 감소시킬 수 있다. 이것은 또한, 접혀진 형태에서 항공기의 풋프린트를 감소시키고, 예를 들어 실질적으로 편평한 측면을 제공함으로써 항공기의 적층 효율을 증가시킬 수 있다. 일 실시예에서, 날개(들)는 리세스 내에 완전히 수용된다.

다른 실시예에서, 본체는 허니컴 구조(honeycomb structure)를 갖는 적어도 하나의 층을 추가로 포함하고, 허니컴 구조는 수송될 화물을 보호하기 위해 상기 층의 평면에서 연장되는 셀형 네트워크(cellular network)를 형성한다. 본 발명은, 이러한 양태에서, 화물실을 보호하는 효과적인 방식을 추가로 제공한다. 허니컴 구조의 층은 본체 내에 화물을 보호하는 구조를 가지며, 그러한 구조는 충격을 견디지만, 또한 힘이 임계값에 도달했을 때 변형될 수 있고, 그에 따라 충격력을 흡수하고 구겨질 수 있게 한다. 허니컴 구조를 갖는 층의 사용은 착륙 구역 및 착륙 구역 내의 물체에 대한 손상을 잠재적으로 감소시킴으로써 안전성 향상의 이점을 추가로 제공한다. 또한, 판지 허니컴 구조의 전형적인 저비용 특징은 저렴한 일회용 기체로의 판지 허니컴 구조의 합체를 가능하게 한다.

다른 실시예에서, 추진 및 비행 제어는 에어포일 표면의 고압 공기를 다른 에어포일 표면의 저압측으로 유도함으로써 항공기 표면 상의 경계층을 관리하는 것을 통해 실행될 수 있다. 이것은 에어포일의 양력 성능(lift performance)을 변경시키는 효과를 갖는다. 이러한 방식으로 공기를 대칭적으로 또는 비대칭적으로 유도하고, 제어 모듈 내에 수납된 밸브 또는 밸브들의 사용을 통해 유도되는 공기의 양에 대한 제어를 실시함으로써, 비행 제어가 실행될 수 있다. 공기를 유도하고 이 공기를 다른 표면으로 이송하기 위해, 표면에는 구조체 내에 수납된 덕트 또는 덕트들을 관통하여 미세 구멍이 천공된다. 덕트 또는 덕트들은 대응하는 제어 밸브 또는 제어 밸브들(다시 말해서, 액추에이터)이 위치된 제어 모듈에 연결된다.

다른 실시예에서, 기체는 일회용 기체이다.

이제, 본 발명의 특정한 실시예가 첨부 도면을 참조하여 상세하게 논의될 것이다.
도 1은 접혀진 형태의 본 발명의 실시예의 사시도를 도시하고;
도 2는 전개된 형태의 본 발명의 실시예의 사시도를 도시하고;
도 3은 본 발명에 따른 제어 모듈을 도시하고;
도 4는 접혀진 형태의 본 발명의 실시예의 사시도를 도시하고;
도 5는 전개된 형태의 본 발명의 실시예의 사시도를 도시하고;
도 6은 접혀진 형태의 본 발명의 실시예의 사시도를 도시하고;
도 7은 전개된 형태의 본 발명의 실시예의 사시도를 도시하고;
도 8은 접혀진 형태의 본 발명의 실시예의 사시도를 도시하고;
도 9는 전개된 형태의 본 발명의 실시예의 사시도를 도시하고;
도 10은 접혀진 형태의 본 발명의 실시예의 사시도를 도시하고;
도 11은 전개된 형태의 본 발명의 실시예의 사시도를 도시하고;
도 12는 전개된 형태의 본 발명의 실시예의 사시도를 도시하고;
도 13은 전개된 형태의 본 발명의 실시예의 일부의 사시도를 도시하며;
도 14는 본 발명의 실시예의 평면도를 도시한다.
첨부 도면에 있어서, 유사한 참조부호는 유사한 요소를 지칭한다. 예를 들면, 참조부호 "11", "111" 및 "211"은 유사한 요소를 지칭한다.

도 1 및 도 2에는 본 발명의 제1 실시예가 글라이더(glider)(10) 형태로 도시되어 있다. 도 1 및 도 2는 접혀진[또는 절첩된(stowed)] 형태 및 전개된 형태의 글라이더(10)를 각각 도시한다. 글라이더(10)는, 이하에서 설명되는 바와 같이, 물품을 목표 장소에 용이하게 저비용으로 수송할 수 있는 수단으로서의 역할을 한다. 글라이더(10)는 처음에 도 1에 도시된 접혀진 형태로 보관되어, 예를 들어 그러한 다른 글라이더와 함께 효율적으로 팩킹(pack) 또는 적층될 수 있다. 도 1에 도시된 접혀진 형태의 글라이더의 크기는 약 500㎜×500㎜×1200㎜이다. 글라이더가 발사되는 경우, 글라이더는 도 2에 도시된 전개된 형태로 자동으로 전개되어(이하에서 상세하게 논의됨), 글라이더(10) 내에 보관된 물품의 효율적인 항공 수송을 가능하게 하도록 요구되는 모든 구성요소를 제공한다.

이러한 실시예에서, 글라이더(10)는 기체(airframe)를 포함하고, 기체는 골판지로 형성되고, 글라이더(10)에 의해 수송될 물품이 수용될 수 있는 중공형 내부(도시되지 않음)를 갖는 본체(12)를 포함한다. 골판지의 외부 표면은 골판지를 수분에 의한 손상(water damage)으로부터 보호하기 위해 클린 버닝 왁스(clean burning wax)로 코팅된다. 그러므로, 기체의 본체(12)의 내부는 물품을 위한 화물실(hold)로서의 역할을 한다. 기체의 본체(12)의 내부(화물실)는 기체의 하부측 상에 위치된 개구(도시되지 않음)를 통해 접근된다. 기체의 하부측은 또한 판지의 추가 층으로 보강되어, 글라이더가 착륙할 때 본체(12)의 내부 내의 물품을 보호한다.

도 2에서 보다 명확하게 알 수 있는 바와 같이, 글라이더(10)의 기체는 또한, 2개의 전개 가능한 날개(30), 노우즈(nose) 또는 전방 섹션(11), 꼬리 섹션(16), 및 꼬리 섹션(16) 상에 위치되고 2개의 수직 안정판(stabiliser)(34) 및 2개의 수평 안정판(36)으로 이루어지는 꼬리 핀 구조체(tail fin structure)를 포함한다. 수직 안정판(34) 및 수평 안정판(36)은 이동 가능한 제어 표면(38, 39)을 포함한다.

이러한 실시예에 있어서의 글라이더(10)의 2개의 전개 가능한 날개(30)는 힌지 연결부(32)를 통해 기체의 본체(12)에 연결된다. 이러한 연결부는 볼 및 소켓형 조인트의 형태[날개(30)를 본체(12)와 연결 상태로 유지하기 위해, 추가 보강부를 가짐]를 취하여, 1개 초과의 평면에서의 각 날개(30)의 회전을 가능하게 한다. 따라서, 날개(30)는 도 1에 도시된 접혀진 위치로부터 도 2에 도시된 전개된 위치로 회전될 수 있다. 이러한 실시예에서의 날개(30)는 힌지 연결부(32) 내의 내부 스프링에 의해 각각 스프링 부하를 받는다. 내부 스프링은 접혀진 형태로부터 펼쳐진 형태로 날개(30)를 바이어싱(biasing)시켜서, 날개(30)가 본체(12)의 외측으로 연장되게 하고 글라이더(10)에 양력(lift)을 제공할 수 있는 날개 구조를 형성하게 한다. 내부 스프링은 전개될 때 글라이더에 작용하는 힘을 극복하기에 충분한 세기를 가져서, 운동 중일 때, 예를 들어 소정 고도에서 다른 항공기로부터 방출된 후 하강하는 동안에 날개가 전개될 수 있게 한다. 날개(30)는 날개 전개 래치(wing deployment latch)(도시되지 않음)를 포함하는 날개 전개 메커니즘에 의해 접혀진 형태로 유지된다. 날개 전개 메커니즘은, 이후에 논의되는 바와 같이, 제어 모듈(20)에 의해 제어된다. 전개된 형태에서, 날개(30)는 기체의 상부로부터 외측으로 연장되도록 펼쳐진다. 이러한 구성은 글라이더의 비행 안정성을 향상시킨다.

도 2에서 보다 명확하게 알 수 있는 바와 같이, 글라이더(10)의 본체(12)는 2개의 리세스(recess)를 포함하며, 하나의 리세스는 날개(30)가 펼쳐진 위치에서 날개가 연장되는 본체(12)의 보다 넓은 면 중 어느 한쪽 상에 위치된다. 리세스(13)는 접혀진 형태에서 날개(30)를 내부에 수용하도록 형상 및 크기 설정된다. 따라서, 날개(30)가 접혀진 경우에, 이 날개(30)는 본체(12)의 측면을 따라 실질적으로 동일한 표면으로 리세스 내에 수용된다. 이것은 날개에 대한 손상의 위험을 감소시키고, 접혀진 형태에서의 글라이더의 풋프린트(footprint)를 감소시키며, 실질적으로 편평한 측면을 제공함으로써 글라이더의 적층 효율을 증대시킨다.

각각의 날개(30)는 둥근 전연부(단면의 경우) 및 뾰족한 후연부(단면의 경우)를 갖도록 형상 설정된다는 점에서 표준 날개 구조를 갖는다. 각각의 날개(30)의 형상은 각각의 날개(30)의 상부측이 각각의 날개(30)의 하부측보다 긴 기류 경로를 제공한다는 것을 의미한다. 숙련자에게 이해되는 바와 같이, 글라이더가 발사되는 경우, 이것은 양력을 제공하여 글라이더(10)가 목표 장소로 활공할 수 있게 한다. 이러한 실시예에서, 각각의 날개(30)의 하부측은 실질적으로 편평하다. 그러나, 수많은 날개 디자인이 글라이더(10)와 함께 사용될 수 있다는 것이 이해될 것이다. 비교적 간단한 날개 구조 디자인은, 저렴하고 사용 용이한 재료, 예를 들어 판지로 용이하고 비용 효율적으로 날개(30)가 제조될 수 있다는 것을 의미한다.

글라이더의 후방에는 꼬리 섹션(16)이 있다. 전개 가능한 날개(30)와 같이, 꼬리 섹션(16)은, 이하에서 설명되는 바와 같이, 접혀진 형태(도 1)와 전개된 위치(도 2) 사이에서 이동 가능하다. 꼬리 섹션(16)은 지지 표면(33), 후방 패널(17), 및 꼬리 섹션(16)의 양 측부 상의 측면 패널로 이루어진다. 지지 표면(33) 및 후방 패널(17)은 실질적으로 강성인 판지로 형성된다. 측면 패널은, 용이하게 접혀질 수 있도록, 훨씬 더 얇은 가요성 카드지(flexible card)로 형성된다. 접혀진 형태에서, 꼬리 섹션(16)은 본체(12)의 후방에 대해 유지될 수 있는 실질적으로 편평한 구조를 형성하도록 접혀진다. 보다 특별하게는, 후방 패널(17)은 그 폭을 가로질러 둘로 접혀지고, 지지 표면(33)은 본체(12)의 후방 표면에 대해 후방 패널(17)을 끼워넣도록 접혀진다. 측면 패널에는 접음선(folding line)이 사전 형성되어, 접혀진 형태에서 측면 패널이 본체(12)와 지지 표면(33) 사이로 접혀지게 한다. 이러한 방식으로, 꼬리 섹션(16)은 글라이더(10)가 차지하는 면적을 감소시키도록 접혀질 수 있다. 또한, 이것은 글라이더(10)가 발사 전에 운송 및/또는 팩킹되어 있을 때 꼬리 섹션(16)에 생기는 손상의 위험을 감소시킨다.

꼬리 섹션(16)은 제1 래치(도시되지 않음)에 의해 스프링 바이어스에 대해 접혀진 형태로 유지된다. 따라서, 꼬리 섹션(16)을 전개된 형태로 전환하기 위해, 제1 래치가 해제되고, 탄성력이 꼬리 섹션(16)을 전개된 형태로 강제한다. 전개 메커니즘은 또한 전개된 형태에서 결합되는 제2 래치를 포함한다. 제2 래치는 꼬리 섹션(16)을 전개된 형태로 유지한다.

전개된 형태에서, 꼬리 섹션(16)의 지지 섹션(33)은 수평 플랫폼[글라이더(10)가 수평일 때 수평임]을 형성하도록 펼쳐진다. 이러한 플랫폼은 수직 안정판(34) 및 수평 안정판(36)을 지지하는 역할을 한다. 꼬리 섹션(16)의 후방 패널(17)은 본체로부터 지지 표면(33)의 최후방 단부까지 소정 각도로 연장되는 지지 표면에 대한 지지부를 형성하도록 펼쳐진다. 꼬리 섹션(16)의 측면 패널은 본체(12), 후방 패널(17) 및 지지 표면(33) 사이에서 연장되도록 펼쳐진다. 후방 패널(17) 및 지지 표면에 의해 형성된 결과적인 삼각형 형상은 또한 비행 중에 글라이더(10)에 작용하는 항력(drag)을 감소시킴으로써 글라이더(10)의 공기역학적 특성을 향상시키는 역할을 한다.

2개의 수직 안정판(34)(또는 수직 꼬리 핀) 각각은 지지 표면(33)에 힌지식으로 연결되고, 그에 따라 수직 안정판은 지지 표면(33)의 표면에 대해 실질적으로 편평한 형태(도 1)로부터 지지 표면(33)의 표면에 실질적으로 수직인 형태(도 2)로 이동될 수 있다. 후자의 전개된 형태에서, 수직 안정판(34)은 자체-잠금형 힌지 조인트(self-locking hinge joint)(도시되지 않음)의 사용에 의해 수직인 직립 위치에 유지되지만, 안정판(34)을 직립 위치에 유지할 수 있는 어떠한 수단도 적합하다는 것이 이해될 것이다. 글라이더(10)의 후방에 있어서 직립 위치에서의 수직 안정판(34)의 사용은, 숙련자에게 이해되는 바와 같이, 비행 중의 글라이더(10)의 안정성을 향상시킨다.

수직 안정판(34)은 각각의 수직 안정판(34)의 후방에 위치된 이동 가능한 제어 표면(38)을 포함하고, 이 제어 표면(38)은 글라이더(10)의 수평 피치[요(yaw)]를 제어하기 위한 방향타(rudder)로서의 역할을 한다. 제어 표면(38)은 또한, 안정판의 공기역학적 특성을 변경시킴으로써 비행 중의 글라이더의 조종(steering)을 도울 수 있다. 이러한 실시예에서, 이동 가능한 제어 표면(38)은 수직 안정판(34)의 힌지 섹션으로서 제공되고, 이러한 힌지 섹션은 수직 안정판(34)의 본체 부분/섹션에 대해 회전할 수 있다. 각각의 수직 안정판(34)[이동 가능한 제어 표면(38)을 포함함]은 골판지의 (다층의) 단일편으로 제조되고, 수직 안정판(34)의 본체 부분과 이동 가능한 제어 표면(38) 사이의 힌지 연결부는 사전 형성된 약화부(weakening) 또는 접음부(fold)에 의해 형성된다.

수직 안정판과 마찬가지로, 2개의 수평 안정판(36)은 또한 꼬리 섹션(16)에 수평 안정판(36)을 연결하는 힌지 연결부에 의해 접혀진 형태와 전개된 형태 사이에서 이동한다. 그러나, 수평 안정판(36)은, 수평 안정판이 꼬리 섹션(16)의 지지 표면(33)의 표면에 대해 편평하게 접혀진 위치로부터, 수평 안정판이 지지 표면(33)과 실질적으로 동일한 평면[즉, 본체(12)의 측면에 수직인 평면]에서 꼬리 섹션의 외측으로 연장되는 위치로, 이동한다. 수평 안정판(36)의 후방 부분은 수평 제어 표면(39)을 형성한다. 이러한 실시예에서, 수평 제어 표면(39)은, 다수의 개별 제어되는 안정판보다는 단일의 수평 안정판(36)을 형성하기 위해 수평 안정판(36) 및 꼬리 섹션(16)의 전체 폭을 가로질러 연장되도록 형성된다. 따라서, 글라이더(10)는 단일의 넓은 수평 제어 표면(39)을 포함한다. 이하에서 보다 상세하게 설명되는 바와 같이, 이러한 수평 제어 표면(39)은 승강타(elevator)로서의 역할을 하며, 따라서 글라이더의 측방 자세(피치)를 제어하여, 글라이더의 노우즈가 수평 제어 표면(39)의 배치에 따라 상승 및 하강될 수 있게 한다.

글라이더(10)의 전방 섹션(11)은 상측 전방면(14) 및 하측 전방면(15)을 포함하고, 접혀진 형태(도 1)와 전개된 형태(도 2) 사이에서 이동 가능하다. 접혀진 형태에서, 하측 전방면(15)은 그 폭을 가로질러 둘로 접혀져서, 상측 전방면(14)이 본체(12)의 전방 표면에 대해 실질적으로 편평한 위치로 접혀질 수 있게 한다. 전개된 위치에서, 상측 전방면(14) 및 하측 전방면(15)은 삼각형 노우즈 섹션(11)을 형성하도록 외측으로 접혀진다. 다시 말해서, 상측 전방면(14) 및 하측 전방면(15)은 본체(12)의 전방 표면에 대해 경사지고 서로에 대해 소정 각도를 이루어 유선형의 전방 섹션(11)을 형성한다. 숙련자에게 이해되는 바와 같이, 전개된 형태에서, 전방 섹션(11)은 향상된 공기역학적 특성을 제공한다. 전방 섹션(11)은 또한 측면 패널을 포함하고, 이 측면 패널에는 접음선이 사전 형성되어, 접혀진 형태에서 측면 패널이 본체(12)와 상측 전방면(14) 사이로 접혀지게 한다. 꼬리 섹션(16)과 같이, 전방 섹션은 제1 래치(도시되지 않음)에 의해 스프링 바이어스에 대해 접혀진 형태로 유지된다. 제1 래치의 해제는 전방 섹션(11)이 전개된 형태로 펼쳐질 수 있게 한다. 그 후에, 전방 섹션(11)은 제2 래치에 의해 전개된 형태로 유지된다.

기체에 부가하여, 글라이더(10)는 또한 글라이더(10)의 본체(12) 내에 내장된 제어 모듈(20)을 포함한다. 이것은 도 3에 보다 상세하게 도시되어 있다. 이러한 실시예에서, 제어 모듈(20)은 손상 방지 플라스틱 하우징(21)에 내장된 완전 자납형 유닛(completely self-contained unit)이다. 제어 모듈(20)은 글라이더의 모든 전자 구성요소를 내장하고, 마이크로프로세서; 메모리; 배터리; GPS; 대기속도(airspeed), 비행 방향, 자세 및 고도를 검출하기 위한 센서; 무선 통신 모듈; 서보메커니즘(servomechanism) 형태의 다수의 액추에이터를 포함하는 다수의 전자 구성요소를 포함한다.

글라이더(10)에서, 제어 모듈(20)은 본체(12)의 상측 표면의 개구 내로 수용되지만, 접근 가능한 상태로 유지된다. 이러한 실시예에서, 제어 모듈(20)은 그 상측 둘레부 주위에, 본체(12)의 상측 표면의 개구보다 큰 립(lip)(도시되지 않음)을 포함한다. 이와 같이, 제어 모듈(20)이 본체(12) 내로 삽입되는 경우, 제어 모듈(20)은 본체(12)의 상측 표면 상에 위치된 상태로 유지된다. 제어 모듈(20)은 임의의 적합한 수단에 의해 제위치에 유지될 수 있다. 이것은, 제어 모듈(20)이 용이하게 접근될 수 있게 하고, 또한 제어 모듈(20)을 본체(12)에 대해 제위치에 유지시킨다.

이러한 실시예에서, 제어 모듈은 2개의 자체-밀봉형 개구부(22)를 포함하고, 이 개구부(22)를 통해서 6개의 후크(hook)(23)[개구부당 3개의 후크(23)]가 연장된다. 도 3에는, 명확화를 위해 개구부(22)당 2개의 후크(23)만이 도시되어 있다. 각각의 후크(23)는 개구부(22)를 통해 제어 모듈(20) 내로 연장되고, 제어 모듈(20) 내측의 별개의 서보메커니즘에 연결된다. 후크의 노출된 다른 단부는 제어 모듈(20)로부터 제어 표면(38, 39)까지 연장되는 6개의 링크기구(linkage)(24) 중 하나의 단부에 연결된다. 이러한 실시예에서, 링크기구(24) 각각은 단일 길이의 생분해성 코드를 포함하고, 각각의 링크기구(24)는 제어 표면(38, 39)에 연결된다. 이러한 실시예에서, 다수의 링크기구(24)가 단일의 제어 표면(38, 39)에 연결된다. 특히, 수직 안정판의 수직 제어 표면(38) 각각의 양 측부에 연결된 2개의 링크기구(24)가 존재하고, 수평 제어 표면(39)에 연결된 2개의 링크기구가 존재한다. 이러한 구성은 링크기구(24)를 통한 제어 표면 각각의 개별 제어를 가능하게 한다. 개구부(22)에는, 링크기구(24)의 이동을 가능하게 하지만 제어 모듈의 내부를 수분 침투로부터 보호하는 고무 밀봉부(rubber seal)가 형성된다.

이러한 실시예에서, 글라이더(10)의 제어 모듈(20)은 또한, 제어 모듈(20)의 하우징(21)의 노출된 상측 표면 상에 두 부분 연결점(two-part connection point)(29)(도 1 및 도 2에는 도시되어 있지 않고, 도 3에서 볼 수 있음)을 포함한다. 두 부분 연결점(29)은 제어 모듈(20)에 고정된 제1 베이스 부분, 및 이 제1 베이스 부분 상에 해제 가능하게 장착된 제2의 해제 가능한 클립 부분으로 이루어진다. 이러한 연결점의 두 부분은, 이 부분들이 연결될 때, 전기적인 연결을 유지하도록 서로 정합하는 전기 단자를 갖는다. 제2의 해제 가능한 클립 부분이 베이스 부분으로부터 분리되면, 이러한 연결은 차단된다. 이러한 전기적인 연결은, 일단 사용자가 발사 준비된 글라이더(10)를 작동시키면, 작동되도록 구성될 수 있다. 연결점의 제2의 해제 가능한 클립 부분은 스태틱 라인 클립(static line clip)을 통해 스태틱 라인(static line)의 단부와 정합할 수 있다.

제어 모듈(20)은 이 제어 모듈(20)의 양 측면 상에 위치된 2개의 개구부(27)를 추가로 포함하고, 이 개구부(27)는 제어 모듈(20)이 기체 내로 삽입된 경우에는 보이지 않는다[도 3에서 하나의 개구부(27)를 볼 수 있음]. 제어 모듈(20)의 상부 상의 개구부(22)와 같이, 제어 모듈(20)의 측면 상의 개구부(27)는 자체-밀봉형 슬릿(self-sealing slit)을 갖는 고무 마개에 의해 자체 밀봉되어 있다. 제어 모듈의 측면 상의 각각의 개구부(27)를 관통하여 2개의 후크(28)가 연장되어 있으며, 제어 모듈(20)의 측면 상의 2개의 후크(28) 중 하나는 날개 전개 링크기구(도시되지 않음)에 부착하기 위한 것이고, 다른 하나는 제어 표면 링크기구(도시되지 않음)에 부착하기 위한 것이다. 제어 모듈(20)의 양 측면 상의 후크(28) 모두는 액추에이터에 연결되어, 후크(28)에 연결된 각각의 링크기구의 독립적인 제어를 가능하게 한다(하나 후크가 날개 전개 액추에이터에 연결됨).

날개 전개 링크기구는 제어 모듈(20)로부터, 접혀진 형태에서 날개(30)를 유지하는 래치까지 연장된다. 날개(30)가 전개되어야 할 경우에, 제어 모듈(20)은 날개 전개 링크기구를 인장하여, 래치의 해제를 유발한다. 이것은 날개(30)를 해제하여 날개가 스프링 장력 하에서 전개된 형태로 펼쳐지게 한다. 제어 표면 링크기구는 제어 모듈(20)로부터 날개의 선단부(즉, 날개의 최외측 단부)까지 연장되고, 일 측부 상에서 날개의 최외측 단부(날개 선단부)를 하향으로 잡아당겨서 글라이더(10)가 뱅크(bank)되고 그에 따라 선회하게 하는 데 사용된다.

제어 모듈(20)은 전방면 및 후방면 상에 개구부(25)를 추가로 포함한다[도 3에는 후방면 상의 개구부(25)만이 도시됨]. 각각의 이러한 개구부(25)를 관통하여, 해제 링크기구에 부착될 단일의 후크(26)가 연장되어 있다. 제어 모듈(20)의 전방면 상에 위치된 후크(26)는 전방 섹션(11)을 접혀진 형태로 유지하는 래치까지 연장되는 해제 링크기구에 연결되고, 제어 모듈(20)의 후방면 상의 후크(26)는 꼬리 섹션(16)을 접혀진 형태로 유지하는 래치까지 연장되는 해제 링크기구에 연결된다. 후크(26) 모두는 제어 모듈(20) 내의 액추에이터에 연결된다.

제어 모듈(20)에서, 후크(23, 26, 28)가 다수의 방향으로 이동할 수 있다는 것이 이해될 것이다. 따라서, 예를 들면, 후크(23, 26, 28)는 대응하는 개구부(22, 25, 27)의 외측으로 연장될 수 있거나, 제어 모듈(20)의 메인 하우징(21) 내로 다시 당겨질 수 있으며, 이때 대응하는 링크기구는 부착된 상태로 유지된다.

사용 시에, 글라이더(10)에는, 접혀진 형태에서, 글라이더가 표준 박스형 형상을 갖도록 접혀진 날개(30), 전방 섹션(11), 후방 섹션(16) 및 안정판(34, 34)이 제공될 것이다. 그 후에, 사용자는 수송될 물품을 글라이더(10)의 본체(12)의 내측 중공부 내에 넣을 것이다. 이미 끼워맞춰진 제어 모듈이 글라이더(10)에 제공되었는지 여부에 따라, 또한 사용자는 제어 모듈(20)을 글라이더(10)에 끼워맞춰서 연결할 필요가 있을 수 있다. 이것은, 이후에 논의되는 바와 같이, 예를 들면, 제어 모듈(20)이 다른 글라이더로부터 회수되어, 글라이더 기체에 끼워맞춰져야 하는 경우에 그럴 것이다. 제어 모듈(20)을 삽입하는 것은 제어 모듈(20)을 글라이더(10)의 본체(12)의 상측 표면의 개구 내로 끼워넣고 링크기구(24)를 제어 모듈(20)의 후크(23)에 연결하는 것을 포함한다.

이러한 실시예에서, 글라이더(10)의 발사 전에, 사용자는 물품이 수송될 목표 장소를 제어 모듈(20)에 입력해야 한다. 이것은 제어 모듈(20)의 무선 통신 모듈에 목표 장소를 무선으로 전송함으로써 달성된다. 그러면, 글라이더는 발사될 준비가 되게 된다.

이러한 실시예의 글라이더(10)는 글라이더(10)를 발사할 수 있는 다수의 방식이 존재한다는 점에서 다용도로 이용된다. 이러한 실시예에 대한 한 가지 발사 모드는 글라이더(10)가 접혀진 형태로 있는 상태로 발사 항공기로부터의 글라이더를 방출하는 것이다. 특히, 글라이더(10)는 접혀진 형태로 비행기의 후방 도어로부터 방출될 수 있고, 이어서 하강함에 따라 전개된 형태로 (자동으로) 전개될 수 있다. 날개(30), 안정판(34, 36, 38, 39), 전방 섹션(14, 15) 및 꼬리 섹션(16)의 자동적인 전개는, 예를 들면, 래치를 물리적으로 해제하여 전개 가능한 구성요소가 전개될 수 있게 하거나, 전기 스위치 연결점(29)을 활성화시키는 스태틱 라인 전개 메커니즘의 사용을 통한 방법, 글라이더(10)가 발사되었을 때를 검출하는 글라이더(10) 내의 센서의 사용을 통한 방법, 또는 발사 전에 사용자에 의해 작동되는 제어 모듈(20) 내의 타이머의 사용을 통한 방법을 포함하는 다수의 방법에 의해 달성될 수 있다. 일부 실시예에서, 다수의 이러한 방법의 조합이 이용될 수 있다. 이러한 실시예에서, 전술한 바와 같이, 제어 모듈(20)은 특히 스태틱 라인 전개 메커니즘과 함께 사용하도록 구성되고, 따라서 이러한 전개 모드가 바람직하다.

발사 항공기로부터의 발사의 예에서, 일단 글라이더가 비행기 상에 적재되면, 제어 모듈(20)의 연결점(29)은, 그 자체가 비행기 내측의 스태틱 라인 클립 레일(static line clip rail)에 부착된 스태틱 라인에 연결된다. 이러한 전개 모드는 다수의 글라이더(10)의 전개를 동시에 가능하게 하는데, 왜냐하면 글라이더(10)가 상자형 물품의 통상적인 팰릿(pallet)의 적층과 유사한 방식으로 단일 팰릿 상에 함께 적층되고 각각의 글라이더(10)가 스태틱 라인에 연결될 수 있기 때문이다. 글라이더(들)(10)를 발사하기 위해, 각각의 글라이더는 발사 항공기로부터 개별적으로 방출될 수 있거나, 팰릿으로부터 직접적으로 동시에 발사될 수도 있다.

글라이더(10)가 비행기의 후방으로부터 방출되어 하강하기 시작함에 따라, 스태틱 라인은 비행기의 클립 레일 및 연결점(29)의 제2의 해제 가능한 클립 부분에 매달린 상태로 유지된다. 스태틱 라인이 완전히 연장되어 인장되는 시점에서, 제1 베이스 부분과 제2의 해제 가능한 클립 부분 사이의 연결부는 스태틱 라인 체인(static line chain)에서 가장 약한 연결부로 인해 절단된다. 이러한 분리는, 글라이더(10)가 발사되었고 비행기에는 실질적으로 없다는 것을 표시하는 신호가 제어 모듈(20)의 마이크로프로세서에 전송되게 한다.

이러한 시점에서, 제어 모듈(20)은 전적으로 글라이더(10)의 비행의 제어를 담당한다. 제어 모듈(20)은, (예를 들면, 발사 이후에 감지된 데이터 또는 시간에 기초한) 요구 시간에, 날개 전개 링크기구 및 해제 링크기구가 작동되게 하여, 접혀진 형태로 날개(30), 전방 섹션(11) 및 후방 섹션(16)을 유지하는 래치를 해제시킨다. 제어 모듈(20)은 또한 링크기구(24)를 작동시켜서, 수평 안정판(36) 및 수직 안정판(34)이 이들 안정판의 전개된 위치로 이동하게 한다. 따라서, 글라이더(10)는 도 2에 도시된, 전개된 형태로 된다.

제어 모듈(20)의 마이크로프로세서는 제어기로서의 역할을 하고, 이어서 제어 모듈(20) 내부에 위치된 센서로부터 결정된 비행 속도, 방향, 자세 및 고도를 포함하는 임의의 정보와 함께, 목표 장소에 대한 내부 GPS 모듈로부터 수신된 위치 데이터에 기초하여 글라이더(10)의 비행을 제어한다. 보다 구체적으로, 이러한 정보에 기초하여, 마이크로프로세서는 제어 모듈(20) 내부의 서보메커니즘을 작동시켜서 필요한 링크기구(24)를 인장 또는 수축시키고, 이어서 제어 표면(38, 39)을 이동시킨다. 제어 모듈(20)은 또한 제어 모듈(20)로부터 날개의 선단부까지 연장되는 제어 표면 링크기구를 제어하여, 글라이더(10)가 뱅크되고 선회되게 할 수 있다. 물론, 단일의 비행 표면에 연결된 다수의 링크기구(24)가 존재하는 경우에, 마이크로프로세서는 각각의 링크기구(24)에 대응하는 서보메커니즘이 일제히 작동하게 한다. 이것은 목표 장소까지 스스로 조종할 수 있는 완전 자동 글라이더(10)를 제공한다.

일단 글라이더(10)가 목표 장소에 도달하면, 글라이더(10)는, 사용자가 글라이더(10)를 어떻게 프로그래밍했는지에 따라, 또는 글라이더(10)가 목표 장소의 착륙 지점에 접근함에 따라 검출된 다수의 파라미터(예를 들면, 고도 및 대기속도)에 따라 다수의 방식으로 착륙할 수 있다. 특히, 착륙 지점이 목적에 맞게 마련된 지점이 아니면, 글라이더는 목표 장소에 접근함에 따라 그 고도에 따라서 가장 적절한 착륙 시퀀스(landing sequence)를 자동으로 선택하도록 프로그래밍될 수 있다. 제어 모듈(20)은 글라이더(10)가 부드러운 유도 착륙에 이를 때까지 목표 장소 위를 빙빙 돌고 느리게 하강하게 하도록 글라이더(10)를 조종할 수 있다. 대안으로, 글라이더(10)는 목표 장소에 접근함에 따라 점진적으로 하강하기 시작하고, 그 장소 위에서 실속(stall)하거나, 정확한 궤도를 산출하여 전통적인 비행기와 유사한 방식으로 착륙할 수 있게 된다.

대안으로 또는 추가적으로, 글라이더(10)에는 낙하산이 설치될 수 있고, 그에 따라 글라이더(10)가 목표 지점에 도달하고 있다는 것을 제어 모듈(20)이 검출한 경우에, 제어 모듈(20)은 낙하산이 전개되게 하여 글라이더가 목표 장소에 느리게 낙하하게 한다. 이것은 제어 모듈을 낙하산 전개 모듈에 연결하는 추가 링크기구를 사용하여 달성될 수 있다. 낙하산 모듈은 낙하산이 임의의 알려진 낙하산 전개 방법에 의해, 예를 들어 보조 낙하산(drogue parachute)의 사용을 통해 전개되게 할 수 있다. 낙하산이 이용되는 경우, 사용된 낙하산은, 낙하산을 회수할 필요를 없애고 낙하산 사용의 환경적 영향을 감소시키기 위해 생분해성 낙하산 또는 재활용 가능 낙하산일 수 있다.

일단 글라이더(10)가 착륙하면, 수취인은 본체(12)의 내측 중공부로부터의 물품 및 제어 모듈(20) 모두를 제거할 수 있다. 제어 모듈(20)의 제거는, 링크기구를 후크(22, 26, 28)로부터 제거하거나 링크기구를 그 길이를 따라 절단함으로써 제어 모듈(20)로부터의 링크기구(24)를 분리하는 것을 필요로 한다. 서보메커니즘을 포함하는 글라이더의 전자 구성요소 모두가 자납형 제어 모듈(20) 내에 유지되므로, 제어 모듈(20)의 제거는, 글라이더(10)의 가장 고가이고 재사용 가능한 부분이 글라이더(10)로부터 회수될 수 있게 한다. 이어서, 이들은 새로운 글라이더(10) 기체 내에 재사용될 수 있다.

일단 제어 모듈(20)이 제거되면, 남아있는 것은 글라이더(10)의 판지 기체 및 생분해성 링크기구(24)뿐이다. 따라서, 남아있는 구성요소 모두는, 생분해되게 두거나, 재활용되거나, 또는 안전하게 소각됨으로써 용이하고 안전하게 폐기될 수 있고, 따라서 특히 종래 기술의 항공 수송용 시스템에 비해, 환경에 최소로 영향을 미칠 수 있다. 또한, 사용된 재료는, 글라이더(10)가 자원을 비효율적으로 이용하거나 환경에 유해하게 되는 일 없이 일회용일 수 있도록 충분히 저렴하게 글라이더(10)를 제조할 수 있게 한다.

따라서, 본 발명은 이러한 실시예에서, 비행이 완전 자율적이고 용이하게 적층 및 팩킹될 수 있는 글라이더(10)를 제공한다. 글라이더의 제어 모듈(20)은 물품의 내용물이 완전히 온전한 상태로 그 장소에 도달하도록 글라이더(10)를 조종할 수 있다. 기존의 공중 투하 시스템 대신에 글라이더를 사용하면, 다른 방식으로 가능한 것보다 훨씬 더 넓은 범위를 커버할 수 있게 되는데, 이는 글라이더(10)를 발사하는 항공기가 목표 장소 바로 위에 있을 필요가 없고, 대신에 목표 장소로부터 몇 마일 떨어져 있을 수 있기 때문이다. 항공 수송의 기존 방법에 비하여, 이것은 또한 글라이더(10)를 발사하는 항공기가 목표 장소 위를 비행할 필요가 없게 하고, 이는 교전 지역과 같은 적대적인 환경에서, 글라이더(10)를 발사하는 항공기가 격추될 위험을 감소시키거나 제거한다는 것을 의미한다. 또한, 수송기로 물품을 운송하는 것에 비하여, 이것은 항공기가 그 지점에 착륙할 필요를 없애고, 이는 (예를 들면, 적대적인 환경에서) 안전성을 향상시키거나, 단순하게는 보다 효율적인 수송으로 귀결되어 시간 및 비용을 절약하게 할 수 있다.

도 4 및 도 5에는 본 발명의 다른 실시예가 도시되어 있다. 도 1 및 도 2의 실시예와 같이, 이러한 전개 가능한 글라이더(110)는, 날개(130), 꼬리 섹션(116), 전방 섹션(111), 및 수직 안정판(134) 및 수평 안정판(136)을 포함하는 본체(112)를 포함한다. 글라이더(110)는 또한 복수의 링크기구(124)를 통해 비행 제어 표면(138, 139)에 연결되는 제어 모듈(120)을 포함한다. 비행 제어 표면(138, 139)은 수직 안정판(134) 및 수평 안정판(136)의 일부를 형성하고, 링크기구(124)를 거쳐서 제어 모듈(120)에 의해 제어된다.

도 1 및 도 2의 실시예와 같이, 제어 모듈(120)은 이러한 실시예에서 글라이더의 모든 전자 구성요소를 내장하고, 마이크로프로세서, 메모리, 배터리, GPS, 다수의 센서, 무선 통신 모듈 및 서보메커니즘 형태의 다수의 액추에이터를 비롯한 다수의 전자 구성요소를 포함한다. 제어 모듈(120)은 또한 접혀진 형태(도 4에 도시됨)로부터 전개된 형태(도 5에 도시됨)로의 글라이더(110)의 전개를 제어한다.

이러한 실시예가 도 1 및 도 2의 실시예와 상이한 하나의 방식은 제어 모듈(120)에 대한 링크기구(124)의 부착이다. 이러한 실시예에서, 링크기구(124)는 제어 모듈(120)의 하우징 내에서 제어 모듈(120)의 액추에이터에 부착된다. 따라서, 이들은 제어 모듈(120)의 하우징의 개구부 없이, 제어 모듈로부터 쉽게 해제 가능하지 않다. 대신에, 링크기구(124)는 글라이더(110)의 기체로부터 제거 가능하도록 의도되고, 따라서 제어 표면(138, 139) 상에 위치된 커넥터(도시되지 않음)에 대한 해제 가능한 연결에 의해 기체 상의 제어 표면(138, 139)에 해제 가능하게 부착될 수 있다.

이러한 실시예가 도 1 및 도 2의 실시예와 상이한 다른 방식은 날개(130)의 디자인이다. 이러한 실시예는 "가변 후퇴익(swing wing)" 디자인을 사용한다. 다시 말해서, 각각의 날개(130)는 피봇부(pivot)(132)를 중심으로 한 단일 축에서 도 4에 도시된 접혀진 형태로부터 도 5에 도시된 전개된 위치로 회전할 수 있도록 본체(12) 상에 회전 가능하게 장착된다. 이러한 실시예에서, 날개(130) 및 피봇부(132)는 본체(112)의 상측 표면 상에 위치된다.

접혀진 형태(도 4)로부터 전개된 형태(도 5)로의 날개(130)의 회전은 제어 모듈(120) 내의 스풀(spool)(도시되지 않음)로부터 각각의 날개(130)를 통해 본체(112)의 전방까지 연장되는 날개 전개 링크기구(도시되지 않음)의 사용을 통해 달성된다. 제어 모듈(120) 내의 각각의 스풀은 모터에 의해 회전될 수 있어, 필요에 따라 날개 전개 링크기구가 스풀 상에 감기고 스풀로부터 풀릴 수 있게 해서, 날개(130)의 형태를 제어한다.

보다 구체적으로, 각각의 날개 전개 링크기구는 제어 모듈(120)로부터 날개(130)의 피봇부(132) 중 하나의 주위로 그리고 날개(130) 내로 연장된다. 날개 전개 링크기구의 일 단부는 제어 모듈(120)에 연결되고, 타 단부는 선단부쪽의 각 날개(130)의 내측 에지[즉, 피봇부(132)로부터 멀리 위치된 지점에 있어서, 전개된 위치에서 후방으로 향하는 날개의 부분]에 해제 가능하게 연결된다. 이러한 방식으로, 피봇부(132)는 또한, 날개 전개 링크기구가 그 주위로 부분적으로 감기고 날개(130) 내로 연장될 수 있게 함으로써 풀리 시스템의 고정 휠로서의 역할을 한다. 따라서, 날개(130)가 접혀진 형태로 있을 때, 제어 모듈(120)은 날개 전개 링크기구를 대응하는 스풀의 회전을 통해 인장시키고 잡아당길 수 있으며, 이는 각자의 피봇부(132) 주위에 날개 전개 링크기구를 배치함으로 인해 날개(130)의 선단부를 전방으로 그리고 전개된 위치로 잡아당긴다.

이러한 실시예의 날개(130)는 또한, 도 5에서 알 수 있는 바와 같이, 날개(130)의 선단부쪽으로 후방 에지 상에 위치된 에일러론(aileron)(131)을 포함한다. 에일러론(131)은 날개(130)에 힌지식으로 부착되고, 날개(130)에 대해 상대 이동할 수 있다. 이것은 글라이더(110)의 비행 경로의 제어를 가능하게 하는데, 이는 에일러론(131)이 날개(130)의 표면의 프로파일을 제어하는 데 사용될 수 있고, 따라서 글라이더(110)의 뱅킹(banking) 및 롤링(rolling)이 제어될 수 있기 때문이다. 도 1 및 도 2의 실시예의 비행 제어 표면(38, 39)과 같이, 에일러론은 이러한 실시예에서, 날개(130)와 동일한 재료로 제조된, 날개 구조의 예비성형된 플랩(flap)으로서 형성된다.

사용 시에, 글라이더(110)는 도 1 및 도 2의 것과 유사한 방식으로 기능하고, 많은 방법에 의해 발사되고 다수의 방식으로 착륙할 수 있다.

도 6 및 도 7에는 본 발명의 제3 실시예가 도시되어 있다. 이러한 실시예의 항공기(210)는, 본체(212), 날개(230a, 230b), 꼬리 섹션(216), 물품용 화물실(보이지 않음), 제어 모듈 및 링크기구를 포함한다는 점에서 이전 실시예들과 유사한 기본 구조를 갖는다. 이러한 항공기(210)와 이전 실시예들의 글라이더(10, 110)의 주요 차이점은 전개 가능한 프로펠러(211) 형태의 추진 수단, 내부에 장착된 제어 모듈(보이지 않음), 내부에 장착된 링크기구(보이지 않음) 및 날개(230a, 230b) 구조체의 제공이다.

이러한 실시예의 제어 모듈은 통상 사용 시에 보이지 않도록 기체의 본체(212) 내에 내장된다. 그러한 제어 모듈은 접근 패널(보이지 않음)을 통해 본체 내로 삽입되고 본체로부터 제거될 수 있다. 링크기구는 제어 모듈로부터 제어 표면 및 날개 전개 메커니즘까지 기체 내에서 내부적으로 연장된다. 이것은 링크기구가 걸리거나 손상될 위험을 감소시킨다. 이러한 실시예에서, 링크기구는 생분해성이고, 일단 항공기가 목표 장소에 도달하면 기체로부터 제거되지 않는다. 대신에, 링크기구는 제어 모듈에 해제 가능하게 연결된다. 이것은 제어 모듈을 기체 내로 삽입하는 데 요구되는 조립 시간을 감소시킨다.

항공기(210)는 시저-날개(scissor-wing) 구성으로 제공된 전개 가능한 날개(230a, 230b)를 포함한다. 이러한 구성에서, 각각의 날개는 피봇부(232)를 통해서 항공기의 본체(212)에 피봇식으로 연결된 전방 섹션(230a), 및 피봇부(235)를 통해서 전방 날개에 피봇식으로 연결되고 다른 피봇부(보이지 않음)에 의해 본체에 피봇식으로 연결된 후방 섹션(230b)으로 형성된다. 이러한 구성에서의 날개(230a, 230b)는 도 6에 도시된 접혀진 위치로부터 도 7에 도시된 전개된 위치로 이동 가능하다. 날개(230a, 230b)의 후방 섹션(230b) 상에는, 항공기(210)의 비행 제어를 돕는 에일러론(231)이 또한 제공된다. 다른 제어 표면이 수직 안정판(234) 및 수평 안정판(236)을 구비하는 후방 꼬리 섹션(216) 상에 제공되고, 수직 안정판(234) 및 수평 안정판(236) 각각은 내측 링크기구를 거쳐서 제어 모듈에 의해 제어될 수 있는 제어 표면을 포함한다.

전개 가능한 프로펠러(211)는 가요성 전방 섹션(213), 다수의 프로펠러 블레이드(214) 및 강성 프레임(215)을 포함하며, 강성 프레임(215) 주위에 전방 섹션(213)이 신장되고, 강성 프레임(215)을 통해 프로펠러 블레이드(214)가 연장된다. 프로펠러 블레이드(214)는 내측으로 바이어싱되고, 그에 따라 외향력(outward force)이 블레이드(214) 상에 가해지지 않은 경우, 블레이드(214)는 수축된다. 따라서, 프레임(215) 및 전방 섹션(213)이 회전함에 따라, 원심력으로 인해 블레이드(214)만이 전개된다. 이것은 항공기(210)의 활공 특성을 향상시키는데, 이는 프로펠러(211)가 회전되지 않을 경우에 프로펠러 블레이드(214)에 의해 야기되는 추가적인 항력이 감소되기 때문이다. 프로펠러(211)의 회전은 제어 유닛에 내장된 모터에 의해 달성된다. 특히, 프로펠러(211)는 이 프로펠러(211)로부터 제어 유닛 내로 연장되는 금속 로드와 같은 강성 부재를 통해 모터에 연결된다.

도 6에 도시된 바와 같이, 전개 가능한 프로펠러(211)는, 프로펠러 블레이드(214)가 수축되고 가요성 전방 섹션(213)이 항공기(210)의 전방 상에 편평한 표면을 제공하는 접혀진 형태로 제공될 수 있다. 이러한 위치로부터, 전개 가능한 프로펠러(211)는 가스 발생 수단(예를 들면, CO₂)을 사용하여 팽창되어 도 7에 도시된 돔형 구조를 형성할 수 있다. 선택적으로, 항공기(210)는 전개된 형태에서 가요성 전방 섹션(213)의 형상을 유지하는 강성 발포체 구조를 가요성 전방 섹션(213)에 제공하기 위해 추가적인 발포 수단을 포함할 수 있다. 또한, 가요성 전방 섹션(213)의 전개 중에, 본체(212)의 전방 코너를 덮는, 본체(212) 상에 제공된 보호 커버(218)가 비틀려지고, 가요성 칼라(collar)(219)(도 7에서만 보임)를 거쳐서 본체(212)에 연결된 강성 프레임(214)이 전방으로 이동된다. 이것은 칼라 아래의 서브 구조에 의해 유발된, 공기역학적 섹션의 형태를 취하는 가요성 칼라(219)를 노출시키고, 이는 보호 커버(218)에 의해 이미 덮여 있는 표면과 함께 항공기(210)의 공기역학적 특성을 향상시킨다.

도 8 및 도 9와, 도 10 및 도 11에는 제4 실시예 및 제5 실시예가 각각 도시되어 있다. 이들 실시예는 대안적인 날개 구조를 갖는 글라이더(310, 410)를 나타낸다.

도 8 및 도 9의 실시예에서, 글라이더(310)는, 팬 날개 구조(fan wing structure)(330)를 포함하는 점을 제외하고는, 도 1 및 도 2와 도 4 및 도 5의 실시예와 유사한 구조를 갖는다. 이전의 실시예들과 같이, 글라이더(310)는 접혀진 형태(도 8)와 펼쳐진, 전개된 형태(도 9) 사이에서 이동할 수 있다.

글라이더(310)의 팬 날개(330)는, 다수의 리브(rib)(333)로 형성되고 각각의 리브들 사이에서 연장되는 재료(335), 본 경우에는 나일론 시트를 갖는 단일 날개이다. 리브(333)들 각각은 그 전방 단부에서 피봇부(332)를 통해 글라이더(310)의 본체(312)에 부착된다. 피봇부(332)는 리브(333)가 회전할 수 있게 하고, 그에 따라 팬 날개(330)가 도 8에 도시된 접혀진 형태와 도 9에 도시된 펼쳐진 형태 사이에서 회전할 수 있게 한다. 접혀진 형태에서의 리브(333)는 나일론 재료를 손상으로부터 보호하는 역할을 한다.

도 10 및 도 11의 실시예에서, 글라이더(410)는 또한 팬 날개(430)를 포함하지만, 상이한 구조를 갖는다. 도 8 및 도 9의 실시예에서와 같이 많은 수의 리브를 갖는 대신에, 글라이더(410)는 대형 날개 부재(433a) 및 소형 날개 부재(433b)를 각각 구비하는 별개의 날개(430)를 포함한다. 날개 부재(433a, 433b) 각각은 피봇부(432)를 통해 글라이더(410)의 본체(412)에 부착된다. 피봇부(432)는 도 10에 도시된 접혀진 형태와 도 11에 도시된 펼쳐진 형태 사이에서의 날개 부재(433a, 433b)의 회전을 가능하게 한다.

상기 실시예들에서는, 꼬리 섹션(16, 116) 및 전방 섹션(11, 111, 211)이 접혀진 형태로부터 전개된 형태로 전환될 수 있는 구성요소이다. 그러나, 대안 실시예에서는, 꼬리 섹션 및 노우즈 섹션이 항공기의 전개 가능한 부분이 아닐 수 있다. 다시 말해서, 이들은, 상기 실시예들의 전개된 형태와 동일한 형태로 형성되는 고정된 구성요소일 수 있다. 이들은, 항공기의 본체와 일체형이거나 또는 본체 상에 장착될 수 있거나 항공기가 비행되는 형태로 제공되는 별개 섹션인, 노우즈 섹션 및 꼬리 섹션의 형태일 수도 있다. 다른 실시예에서, 노우즈 섹션 및/또는 꼬리 섹션은 항공기 디자인에서 생략될 수 있다.

또한, 모든 상기 실시예들이 전개 가능한 날개를 포함하지만, 반드시 그럴 필요는 없다. 대신에, 날개는 고정 날개로서 제공될 수도 있다. 대안으로, 예를 들어 팽창 가능한 날개를 포함하는 다른 날개 전개 방법이 본 발명의 범위 내에 있는 항공기에 이용될 수 있다.

상기 실시예들에서, 제어 표면(38, 39, 138, 139, 238, 239)을 제어하는 링크기구(24, 124, 224)는 각자의 제어 모듈로부터 각자의 기체의 본체 외부로 연장된다. 그러나, 대안 실시예에서, 링크기구(24, 124, 224)는 오직 기체 내에만 수납될 수 있다. 유사하게, 항공기에 사용되는 링크기구 중 어떤 것은 항공기의 기체 내부에 또는 기체 외부에 있을 수 있다.

도 12 내지 도 14에는 본 발명의 다른 실시예가 도시되어 있다. 이러한 실시예에서, 글라이더(510)는 향상된 공기역학적 특성을 위해 둥근 표면을 갖는 뾰족한 노우즈(511)를 전방 단부에 가지는 특히 유선형인 본체(512)와, 이 본체(512)에 제공된 중앙 리세스(central recess) 내에 수용된 제어 유닛(520)을 구비한다. 제어 유닛(520)은, 글라이더(510)의 비행, 및 제어 유닛과 날개(530) 사이에서 연장되는 링크기구(도시되지 않음)를 통한 날개(530)의 전개를 제어하는 데 사용된다. 그러나, 이러한 실시예에서, 링크기구는 본체(512)의 외부에 있기보다는 글라이더(510)의 본체(512) 및 날개(530) 내에 숨겨져 있다.

글라이더(510)는 또한, 글라이더(510)의 길이를 따라 연장되는 2개의 상이한 평면에 배치된 다수의 개별 날개(530)를 포함하는 점에서 이전의 실시예들과 상이하다. 이와 같이, 8개의 개별 날개(530)는 4개의 날개(530)로 된 2개의 세트를 형성하며, 각각의 세트는, 복엽기(biplane) 날개 구성과 유사한 방식으로, 다른 쌍의 날개(530) 바로 위에 위치된 한 쌍의 날개(530)를 포함한다. 이러한 구성은 과도하게 큰 날개 스팬을 필요로 하지 않으면서 넓은 날개 표면적을 제공한다.

각각의 날개(530)는 피봇부(532)에 의해 본체(512)에 회전 가능하게 장착되고, 절첩된 위치와 전개된 위치(도 12에서의 전개된 위치 참조) 사이에서 회전할 수 있다. 절첩된 위치(도 14에 도시된 부분 절첩된 위치 참조)에서, 본체(512)의 상측 표면의 전방에 장착된 날개(530)는 본체(512)의 상측 표면의 후방에 장착된 날개(530) 위에 배치된다. 전개된 위치에서, 로킹 메커니즘(locking mechanism)(도시되지 않음)은 전개된 위치에서 날개(530)를 유지하는 데 사용될 수 있다. 글라이더(530)는 또한, 날개(530)의 전개 후에, 로킹 메커니즘(존재한다면)이 해제되어 날개(530)가 피봇부(532)를 중심으로 절첩된 위치(도 14에서의 부분 절첩된 위치 참조)로 다시 회전되게 할 수 있도록 구성된다.

이러한 실시예에서, 비행 제어 표면은 본체(512)의 상측 후방 표면 상에 장착된 날개(530)의 형태로 제공된다. 이들 날개(530)는 2개의 부분, 즉 날개(530)가 그것을 중심으로 회전할 수 있는 피봇부(532)를 통해 본체(512) 상에 장착된 장착 부분(531b), 및 로드(도시되지 않음)를 통해 장착 부분(531b)에 연결된 안내 부분(531a)으로 형성되며, 로드는 장착 부분(531b) 및 안내 부분(531a) 모두를 관통하여 연장된다. 안내 부분(531a)은 로드의 중심축을 중심으로 장착 부분(531b)에 대해 회전 가능하고[즉, 날개(530)(및 그에 따른 안내 부분(531a))의 연장 방향으로 연장되는 중심축을 중심으로 회전할 수 있음], 상측 후방 날개(530) 각각의 안내 부분(531a)은 다른 상측 후방 날개(530)의 안내 부분(531a)과 독립적으로 회전할 수 있다. 장착 부분(531b)에 대한 안내 부분(531a)의 회전을 통해, 글라이더(530)의 비행이 제어될 수 있다.

이해되는 바와 같이, 이러한 특정 날개 구조(장착 부분 및 안내 부분으로 이루어짐)는 본 발명에 따른 임의의 어셈블리에 적용될 수 있으며, 도 12 내지 도 14의 실시예에 제공된 특정 날개 또는 본체 구성을 필요로 하지 않는다. 다른 실시예에서, 안내 부분은 축보다는 장착 부분에 대해 회전 가능하여, 글라이더의 비행에 걸친 보다 많은 제어를 제공할 수 있다.

앞서 언급된 바와 같이, 본 발명에 따른 항공기가 발사될 수 있는 수많은 방식이 있다. 예를 들면, 항공기는 다른 항공기(다른 항공기의 화물실 또는 격실)로부터 방출될 수 있거나 또는 다른 항공기에 의해 공중으로 예인될 수 있고, 발사 로켓(목표 장소까지 비행할 수 있는 고도로 항공기를 상승시키기 위해 일시적으로 사용되는 로켓 부스터)의 사용을 포함하는 임의의 적합한 발사 수단을 사용하여 지상으로부터 발사될 수도 있다[지대지(surface-to-surface) 방식]. 임의의 상기 발사 방법에서, 항공기는 발사 전에, 발사 중에, 또는 발사 후에 전개될 수 있지만, 일부 발사 방법은 항공기의 특정 구성에 특히 적합하게 될 수 있다.

상기 실시예들에서의 제어 모듈(20, 120, 220)은 유사한 구조를 포함한다. 그러나, 제어 모듈이 액추에이터의 사용을 통해 항공기의 비행을 제어하기에 적합한 임의의 구조를 가질 수 있는 반면, 임의의 다른 목적을 위해 추가적인 구성요소를 포함할 수도 있다는 것은 숙련자에게 이해될 것이다. 예를 들면, 제어 모듈은 항공 사진을 촬영하기 위한 카메라 모듈 또는 데이터를 수집하기 위한 추가적인 센서를 포함할 수 있다. 대안으로, 제어 모듈은 보다 단순한 형태를 가지며 프로세서보다는 일부 로직 유닛을 포함할 수 있고, 이는 비용을 절감시킬 수 있다.

상기 실시예들에서, 항공기의 기체는 보강될 수 있는 골판지 프레임을 구비한다. 보강은 항공기를 구성하는 재료의 추가 층 또는 보다 두꺼운 층을 사용하여 달성될 수 있다. 추가적으로, 또는 대안으로, 허니컴(honeycomb) 구조의 판지 또는 발포체와 같은 특수한 충격 흡수 재료가 있을 수 있다. 이것은, 착륙의 충격을 감소시키고 항공기의 내용물을 보호하는 데 사용될 수 있다. 기체가 일회용일 때, 보강부가 항공기 착륙 시에 손상되는지가 중요하지 않은데, 이는 회수되지 않을 것이기 때문이다. 대안으로 또는 추가적으로, 항공기는 또한 착륙을 돕도록 하부측에 바퀴를 포함할 수도 있다.

도면, 명세서 및 첨부된 청구범위의 연구로부터, 청구된 발명을 실시함에 있어서 본 기술분야의 숙련자에 의해 개시된 실시예에 대한 다른 변형예가 이해되고 실시될 수 있다. 예를 들면, 상기의 예에 있어서, 다음이 실시될 수 있다.

항공기의 기체가 골판지로 제조되지만, 기체는, 플라스틱, 판지[골판지, 판지 시트, (예를 들면, 항공기의 본체 내의 물품을 보호하기 위한 충격 흡수 베이스 또는 충격 흡수면으로서의) 허니컴 판지], 유리섬유, 목재, 금속(예를 들면, 알루미늄) 또는 이들의 조합과 같은 임의의 적합한 재료로 제조되거나, 이러한 재료로 제조된 부분을 포함할 수 있으며, 바람직하게는, 기체는 판지 또는 임의의 다른 목재 펄프 재료; 셀룰로오스; 폴리락트산(PLA)과 같은 생분해성 플라스틱; 또는 임의의 다른 생분해성 재료, 또는 이들의 조합으로 제조된다.

항공기의 제어 표면과 같은 이동 가능한 부분들 사이의 힌지는 임의의 적합한 힌지로 형성될 수 있고, 예를 들면, 힌지는 별개의 구성요소일 수 있거나, 조인트가 (예를 들면, 탄성의 생분해성 플라스틱을 사용하여) 보강될 수 있거나, 또는 힌지는 제어 표면을 형성하는 표면과 일체형일 수 있다.

제3 실시예의 프로펠러는 팽창 가능한 프로펠러로서 도시되어 있지만, 임의의 추진 수단이 이용될 수 있으며, 실제로 프로펠러는 임의의 전개 가능한/접힘 가능한 프로펠러를 포함하는 임의의 프로펠러 디자인일 수 있다.

제어 모듈 하우징은 금속(알루미늄 또는 강 등) 또는 플라스틱(PVC, PET)을 포함하는 다수의 재료로 제조될 수 있고, 다른 재료로 코팅될 수 있다.

링크기구를 제어 모듈에 부착시키는 부착 수단(상기 실시예들에서 "후크"로서 설명됨)은 클립, 아일릿(eyelet), 나사형 커넥터, 자석과 같은 임의의 적합한 부착 수단일 수 있고, 바람직하게는(그렇지만, 필수적인 것은 아님) (링크기구 또는 커넥터의 파괴 없이) 해제 가능하다.

Claims

목표 장소로의 화물의 자율적인 항공 수송을 위한 항공기에 있어서,
상기 항공기의 비행을 제어하기 위한 적어도 하나의 조정 가능한 제어 구조체, 및 화물을 수용하도록 구성된 본체를 구비하는 기체(airframe);
상기 기체에 해제 가능하게 연결되며, 상기 제어 구조체를 조정하기 위한 액추에이터 및 상기 액추에이터를 제어하기 위한 구동 신호를 생성하기 위한 제어기를 포함하는 자납형 제어 모듈(self-contained control module);
상기 제어 모듈로부터 상기 적어도 하나의 조정 가능한 제어 구조체까지 연장되어 상기 제어 모듈을 상기 적어도 하나의 조정 가능한 제어 구조체에 작동 가능하게 연결하는 적어도 하나의 링크기구
를 포함하며,
상기 제어 모듈의 액추에이터는 상기 적어도 하나의 링크기구를 사용하여 상기 적어도 하나의 조정 가능한 제어 구조체를 조정함으로써 상기 항공기의 비행을 제어하고 상기 항공기를 상기 목표 장소로 조종하도록 구성되는 것인 항공기.
제1항에 있어서,
상기 항공기는 상기 항공기의 비행을 제어하기 위한 복수 개의 제어 구조체를 포함하며,
상기 복수 개의 제어 구조체 각각은 적어도 하나의 링크기구에 의해 상기 제어 모듈에 작동 가능하게 연결되는 것인 항공기.
제1항 또는 제2항에 있어서,
상기 기체는 절첩된 형태와 전개된 형태 사이에서 이동 가능한 적어도 하나의 전개 가능한 날개를 추가로 포함하는 것인 항공기.
제4항에 있어서,
상기 절첩된 형태에서, 상기 적어도 하나의 전개 가능한 날개는 제1 표면적을 갖는, 양력을 생성하기 위한 비행 표면을 제공하고,
상기 전개된 형태에서, 상기 적어도 하나의 전개 가능한 날개는 제2 표면적을 갖는, 양력을 생성하기 위한 비행 표면을 제공하며,
상기 제2 표면적은 상기 제1 표면적보다 큰 것인 항공기.
제3항 또는 제4항에 있어서,
상기 제어 모듈은 날개 전개 메커니즘에 의해 상기 적어도 하나의 전개 가능한 날개에 연결되고, 상기 제어 모듈은 상기 날개 전개 메커니즘을 사용하여 상기 절첩된 형태로부터 상기 전개된 형태로 상기 날개를 이동시키도록 작동 가능한 것인 항공기.
제5항에 있어서,
상기 날개 전개 메커니즘은 날개 전개 링크기구를 포함하고, 상기 제어 모듈은 상기 날개 전개 링크기구에 작동 가능하게 연결된 적어도 하나의 날개 전개 액추에이터를 포함하고,
상기 제어 모듈의 날개 전개 액추에이터는 상기 날개 전개 링크기구를 사용하여 상기 적어도 하나의 전개 가능한 날개를 조정함으로써 상기 항공기의 비행을 제어하고 상기 항공기를 상기 목표 장소로 조종하도록 구성되는 것인 항공기.
제3항에 있어서,
상기 적어도 하나의 전개 가능한 날개는 상기 적어도 하나의 조정 가능한 제어 구조체를 포함하는 것인 항공기.
제1항 내지 제7항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 자납형 제어 모듈은 상기 액추에이터를 수용하기 위한 하우징을 포함하고, 상기 하우징은 수분 침투에 대해 밀봉되는 것인 항공기.
제1항 내지 제8항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 제어 구조체는 제어 표면인 것인 항공기.
제1항 내지 제9항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 적어도 하나의 링크기구는 상기 제어 모듈로부터 상기 제어 구조체까지 연장되는 라인(line) 또는 부재를 포함하는 것인 항공기.
제1항 내지 제10항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 제어 모듈은 상기 목표 장소를 식별하는 신호를 외부 통신 유닛으로부터 수신하도록 구성된 통신 유닛을 추가로 포함하며, 선택적으로 상기 통신 유닛은 장거리 무선 통신 유닛인 것인 항공기.
제11항에 있어서,
상기 통신 유닛은 다른 항공기의 통신 유닛과 통신하도록 추가로 구성되는 것인 항공기.
제1항 내지 제12항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 기체는 생분해성 재료로 형성되고, 선택적으로 상기 기체는 본질적으로 생분해성 재료로 구성되는 것인 항공기.
제1항 내지 제13항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 적어도 하나의 링크기구는 생분해성 재료로 형성되고, 선택적으로 상기 적어도 하나의 링크기구는 본질적으로 생분해성 재료로 구성되는 것인 항공기.
제1항 내지 제14항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 제어 모듈은, 상기 항공기의 위치를 검출하고 위치 정보를 상기 제어기에 제공하기 위한 위치 검출 모듈을 추가로 포함하는 것인 항공기.
제15항에 있어서,
상기 위치 검출 모듈은 위성 위치 유닛 및 무선 주파수 검출기 중 적어도 하나를 포함하는 것인 항공기.
제1항 내지 제16항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 항공기는 글라이더인 것인 항공기.
제1항 내지 제16항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 제어 모듈은 비행 중에 상기 항공기에 추력을 제공하기 위한 추진력 발생 수단을 포함하는 것인 항공기.
제1항 내지 제18항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 적어도 하나의 링크기구는 상기 제어 모듈에 해제 가능하게 연결되는 것인 항공기.
제1항 내지 제19항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 본체는 상기 절첩된 형태에서의 상기 적어도 하나의 전개 가능한 날개를 적어도 부분적으로 수용하도록 구성된 적어도 하나의 리세스 부분(recessed portion)을 포함하는 것인 항공기.
제1항 내지 제20항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 본체는 허니컴 구조(honeycomb structure)를 갖는 적어도 하나의 층을 추가로 포함하고, 상기 허니컴 구조는 수송될 화물을 보호하기 위해 상기 층의 평면에서 연장되는 셀형 네트워크(cellular network)를 형성하는 것인 항공기.
화물을 목표 장소에 수송하는, 제1항 내지 제21항 중 어느 한 항에 따른 항공기의 용도.