WO2016163794A1 - 비행체 운용시스템 - Google Patents

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WO2016163794A1
WO2016163794A1 PCT/KR2016/003686 KR2016003686W WO2016163794A1 WO 2016163794 A1 WO2016163794 A1 WO 2016163794A1 KR 2016003686 W KR2016003686 W KR 2016003686W WO 2016163794 A1 WO2016163794 A1 WO 2016163794A1
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WO
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unit
wire
ground
vehicle
aircraft
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PCT/KR2016/003686
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English (en)
French (fr)
Inventor
장수영
Original Assignee
장수영
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64B—LIGHTER-THAN AIR AIRCRAFT
    • B64B1/00—Lighter-than-air aircraft
    • B64B1/40—Balloons
    • B64B1/50—Captive balloons
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64B1/40—Balloons
    • B64B1/50—Captive balloons
    • B64B1/54—Captive balloons connecting two or more balloons in superimposed relationship
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64B—LIGHTER-THAN AIR AIRCRAFT
    • B64B1/00—Lighter-than-air aircraft
    • B64B1/66—Mooring attachments
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F3/00—Ground installations specially adapted for captive aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a vehicle, and more particularly, to a vehicle operating system that is connected to the ground and supplied with power from the ground and adjusted to stay at a predetermined position.
  • a flying vehicle is a flying object, and may be classified into a self-powered vehicle such as an airplane and a non-powered vehicle such as an airship and a glider.
  • the airship which is a representative example of a non-powered vehicle, is a vehicle that obtains most of the lift from the gas by injecting a gas lighter than air into the air sac.
  • the stratosphere is formed from about 8 to 10 km above the earth and about 50 to 56 km.
  • the meteorology is very stable compared to the troposphere, and various technologies are being developed to utilize it. Airships are being studied together.
  • the stratosphere has a small drag on the airship because the density of air is about one-fourteenth of sea level, and the propulsion energy for position maintenance is not so large.
  • the 30km stratosphere has low transmission delay, low transmission loss, and has the advantages of wide area high speed mobile communication / large capacity high speed communication / no sense.
  • the stratosphere is higher resolution than satellite and can acquire a wider image than the aircraft, it can be very useful in the field of earth observation surveillance.
  • the airship must remain in the air at least 2 km above ground to perform various missions even if it does not reach the stratosphere or stratosphere.
  • Such high altitudes are harsh environments with significantly lower densities and temperatures compared to the ground. Stable power is essential for airship operation.
  • the present applicant has provided a flying unit that stably controls the position of the flying vehicle at high altitude through a horizontal wing and a vertical wing in Republic of Korea Patent No. 10-1388491 (prior art 2).
  • the aircraft as described above can be used for observation and communication by operating a small aircraft at high altitude with a low noise, it can be effectively used for military purposes.
  • the present invention is to solve the problems of the applicant's prior art as described above, the present invention is to provide a vehicle operating system that can be spaced apart, while using a single ground unit.
  • the present invention is to provide a vehicle operating system having a stealth function by significantly lowering the detection rate on the radar while being able to perform the mission while remaining stable within a specific range.
  • the present invention provides a system for operating a vehicle in a suspended state from the ground, comprising: two or more aircraft to be floated in the air; A ground unit installed on the ground; And a wire unit connecting between the airship and the ground unit, the wire unit comprising: a wire connected at one end to the ground unit and at the other end to one of the vehicles; One end of which is connected to the ground unit, and the other end of the wire is connected to any one of the other vehicles; And it is configured to include a wire connecting between the aircraft.
  • the present invention provides a system for operating a vehicle in a suspended state from the ground, the aircraft being suspended in the air; A ground unit installed on the ground; And a wire unit connecting the airship and the ground unit, wherein the wire unit includes two or more wires, the wires including wires of different lengths.
  • any one or more wires except for the longest wire among the wires may be further provided with a drag unit for generating a drag.
  • the drag unit may be provided with a plurality on the wire.
  • the drag unit may be composed of drag units of different sizes so that different drag is generated according to the length of the wire to be installed.
  • At least the shortest wire among the wires may be formed of a plurality of high strength fiber materials.
  • the wire may include a power line for supplying power.
  • the ground unit or the vehicle may be provided with a guide unit for fixing the ends of the wires to be disposed in a spaced direction.
  • the guide unit a fixed plate fixed to the lower end of the ground unit or the vehicle; A rotating plate rotating in a horizontal direction with respect to the fixed plate; A support plate installed upright in the vertical direction with respect to the rotating plate; It may be configured to include a plurality of supports connected to the support plate by a hinge rotatably installed in the vertical direction, extending in a spaced apart from each other and coupled to the wire.
  • the present invention is a system for operating a vehicle in a state of being suspended from the ground, the aircraft being suspended in the air;
  • a ground unit installed on the ground;
  • a wire unit connecting between the airship and the ground unit, wherein the air vehicle extends in a direction inclined upwardly or downwardly from a side surface of the air vehicle, and is rotatably provided with respect to the air vehicle side surface.
  • an aircraft operating system configured to include a tilting blade to adjust the drag direction against the wind.
  • the inclined blade may be formed in a shape inclined upward from both left and right sides of the vehicle.
  • the inclined blades may be formed in a form inclined downward from both left and right sides of the vehicle.
  • the present invention provides a system for operating a vehicle in a suspended state from the ground, the aircraft being suspended in the air; A ground unit installed on the ground; And a wire unit connecting between the airship and the ground unit, wherein the air vehicle is formed to extend in a horizontal direction from the side of the air vehicle and is rotatably provided with respect to the air vehicle side surface. It includes a vehicle operating system that includes a horizontal wing to adjust direction.
  • the vehicle may further include an adjustment wire for rotating the vehicle to position the horizontal blade in an inclined form.
  • control wire is configured to include a first control wire and a second control wire connected to the left and right of the vehicle, respectively; It may be configured to include a control unit for adjusting the length of the first control wire and the second control wire.
  • a plurality of wire units connecting the aircraft and the ground unit to be spaced apart from each other to prevent short circuit due to interference between the wire unit while using only one ground unit. It is possible to do this, and the installation of the aircraft operating system is effective.
  • the present invention while controlling the aircraft to stay stably within a certain range, the radar has a significantly lower detection rate is provided with a stealth function has the effect of providing an aircraft operating system optimized for military purposes.
  • FIG. 1 is a configuration diagram showing a first embodiment of the aircraft operating system according to a specific embodiment of the present invention.
  • Figure 2 is a block diagram showing a second embodiment of the aircraft operating system according to a specific embodiment of the present invention.
  • Figure 3 is a block diagram showing a third embodiment of the aircraft operating system according to a specific embodiment of the present invention.
  • Figure 4 is a detailed configuration diagram showing the configuration of a guide unit applied to the aircraft operating system according to a specific embodiment of the present invention.
  • Figure 5 is a block diagram showing a first embodiment of a vehicle operating system according to another embodiment of the present invention.
  • Figure 6 is a block diagram showing a second embodiment of the aircraft operating system according to another embodiment of the present invention.
  • Figure 7 is a schematic diagram showing the position control drag generation principle of the aircraft operating system according to another embodiment of the present invention.
  • Figure 8 is a block diagram showing a third embodiment of the aircraft operating system according to another embodiment of the present invention.
  • the present invention provides a system for operating a vehicle in a suspended state from the ground, comprising: two or more aircraft to be floated in the air; A ground unit installed on the ground; And a wire unit connecting between the airship and the ground unit, the wire unit comprising: a wire connected at one end to the ground unit and at the other end to one of the vehicles; One end of which is connected to the ground unit, and the other end of the wire is connected to any one of the other vehicles; And it is configured to include a wire connecting between the aircraft.
  • An aircraft operating system is an embodiment for supporting a vehicle through one ground unit. Accordingly, various embodiments of specific examples of the present invention will be described.
  • FIG. 1 is a block diagram showing a first embodiment of the aircraft operating system according to a specific embodiment of the present invention
  • Figure 2 is a block diagram showing a second embodiment of the aircraft operating system according to a specific embodiment of the present invention
  • 3 is a block diagram showing a third embodiment of the aircraft operating system according to a specific embodiment of the present invention
  • Figure 4 is a configuration of a guide unit applied to the aircraft operating system according to a specific embodiment of the present invention. It is a detailed block diagram shown.
  • the first embodiment of a specific embodiment of the present invention as shown in Figure 1, one ground unit 200, two wires connected to the ground unit 200 and connected to the wire and spaced apart It consists of a plurality of aircraft (100) staying in position.
  • the ground unit 200 is installed on the ground to maintain the position of the vehicle 100, to receive data observed by the aircraft 100, and in some cases serves to supply power to the vehicle 100 To perform.
  • a first wire 310 and a third wire 330 for supplying power to the vehicle 100 are connected to the ground unit 200, and the first wire 310 and the third wire 330 are connected to the ground unit 200. Are each connected to different vehicles 100.
  • the vehicle 100 is to perform a variety of tasks while staying in the stratosphere, a non-powered vehicle 100 or a non-powered vehicle 100 may be applied to various types of aircraft 100 having an auxiliary power device.
  • the aircraft 100 can be used for a long time by floating in the air through the air-filled air sacs can be used for various operations such as observation economically.
  • Gas filled in the air sac actor of the vehicle 100 may be a variety of gas lighter than air, such as helium.
  • the lower part of the vehicle 100 is configured to include a power unit for the operation of the aircraft 100 or the operating unit 120 is provided with various devices (measurement, observation, communication, etc.) for performing the mission of the aircraft 100. .
  • the lower portion of the vehicle 100 may be provided with a rotary socket 140.
  • the rotary socket 140 is installed to be rotatable to the vehicle 100, and serves to prevent the wire from being twisted by the rotation of the vehicle 100.
  • the solar panel 150 may be provided at an upper portion of the vehicle 100.
  • the solar panel 150 is for condensing solar heat, so that some of the power required for the operation of the vehicle 100 may be self-contained.
  • the solar panel 150 may be selectively applied according to the purpose and method of use of the vehicle 100.
  • the vehicle 100 is provided with a position control unit for controlling the position of the vehicle 100.
  • the position control unit is configured to change the drag action of the vehicle 100 so that the aircraft 100 stays at a specific position, and may be configured with various types of wings, which will be described in detail later.
  • the aircraft 100 Since the aircraft 100 is advantageous to work such as meteorological observations to stay in a certain position in the stratosphere, it is important to fix the position of the aircraft 100 within a certain range, and also the power (power) for performing the operation of the aircraft 100 It is also necessary to provide a stable supply.
  • the vehicle 100 receives power from a wire connected to the ground unit 200.
  • the wire unit 300 includes a second wire 320 connected between the vehicle 100 in addition to the first wire 310 and the third wire 330 connected to the ground.
  • the wire unit 300 has a first wire 310 having one end connected to the ground unit 200 and the other end connected to the vehicle 100, and a second wire connected between the vehicle 100 ( Connection wire) 320 and one end is connected to the other vehicle 100, the other end is configured to include a third wire 330 is connected to the ground unit.
  • the vehicles 100 are connected in series on a power supply circuit composed of the first wire 310, the second wire 320, and the third wire 330, thereby receiving power.
  • a vehicle operating system including two vehicles 100 is illustrated as an example, but a plurality of vehicles 100 may be connected in series by second wires (connection wires) 320, respectively. Do.
  • two wires are connected to the ground unit 200 and each vehicle 100, so that the wires are connected to the ground unit 200 and the vehicle 100 so that the two wires are connected to the ground unit 200 and the vehicle 100.
  • It may be configured to include a guide unit (160, 210).
  • one ground unit 200 and one aircraft 100 and a plurality of wires connecting them It is configured to include a wire unit 200 is configured to include.
  • the wires are configured to have different lengths. That is, as shown in Figure 2, when the wire unit is composed of two wires, the wire unit is composed of a short length short wire 340 and a long length long wire 350.
  • the long wire 350 is maintained in a stretched form by wind and self-weight, whereby the short wire 340 and the long wire 350 are kept spaced apart from each other.
  • the wire unit is configured to include two or more wires, each configured to have a different length can supply a three-phase, five-phase or more power form with each wire spaced apart.
  • power can be supplied to the vehicle 100 in various configurations according to the number of wires.
  • each wire is used to supply the DC or AC power.
  • Power lines may be separately included in the wires.
  • each wire may include two power lines and a ground line for supplying the direct current or alternating current power to each of the wires separately.
  • Three power lines may be separately included in the wires.
  • each wire may include two power lines for supplying the DC or AC power and a communication line for communication with the ground is divided into each of the wires.
  • the wire unit is composed of five wires, each of the five phase power source may be included, it may be configured to include more wires.
  • the conductive wires necessary for power supply and communication are separately disposed on each wire unit, whereby stable and economical utilization of the wire unit becomes possible.
  • the short wire 340 also serves to prevent the vehicle 100 from moving away from the ground unit 200 by a predetermined force through a tensile force.
  • the short wire 340 may be formed of a high strength fiber material of a plurality of strands.
  • the short wire 340 may be made of various fiber materials including glass fiber reinforced fiber or synthetic fiber including glass fiber reinforced fiber, or may be configured to further include various other materials.
  • the short wire made of such a material is intended to reduce the diameter (thickness) required for its own weight and tensile strength to the buoyancy action of the aircraft to a minimum.
  • the wire unit may be provided with a current sensor unit.
  • the plurality of current sensor units are provided in plural number at intervals along the length direction of the wire unit to perform a function of detecting a short circuit of the wire unit, in case the wire unit having a very long length is disconnected. Make it easier to find the location of the disconnection.
  • At least a portion of the wire unit adjacent to the ground unit is preferably provided with a reinforcing cover for strengthening the strength of the wire unit or formed so that the thickness of the wire unit is thickened. This is to prevent damage to the wire unit due to collision with birds.
  • the air vehicle 100 and the ground unit 200 may be provided with guide units 160 and 210 such that the wires are disposed in a direction spaced apart from each other.
  • the third embodiment of the aircraft operating system may be configured to further include one or more drag unit 360 on the long wire, as shown in FIG.
  • the third embodiment of the vehicle operating system according to the specific embodiment of the present invention is configured to further include a drag unit 360 in the same configuration as the second embodiment of the vehicle operating system according to the specific embodiment of the present invention. .
  • the drag unit 360 is to be in a state where the gap between the wires in the open state due to the difference in drag against the wind, as shown in Figure 3, may be configured in the form of a kite, wind resistance In consideration of this can be configured in various forms.
  • the drag unit may be provided with a plurality on the wire.
  • drag wires of different sizes may be provided in the wires so that different drags are generated.
  • the guide unit (160, 210) is a support (215, 216) and the support (215, 216) for holding the wire fixed in the arrangement direction (arrangement angle) already set the arrangement It comprises a hinge 214 to enable the direction of rotation achieved and a rotating plate 212 to enable the horizontal rotation of the support (215, 216).
  • end portions proximate to the hinges 214 of the supports 215 and 216 are expressed as being close to each other, but this is merely an expression to help understanding of the guide units 160 and 210, and supports ( 215 and 216 are preferably in the open state at sufficient intervals from each other.
  • it comprises a fixed plate 211 is fixed to the lower end of the ground unit 200 or the vehicle 100, and the rotating plate 212 is rotated in the horizontal direction with respect to the fixed plate 211.
  • the support plate 213 is installed upright in the vertical direction with respect to the rotating plate 212 is formed.
  • the support plate 213 is connected to the hinge 214 is installed to be rotatable in the vertical direction, it is configured to include a support (215, 216) formed to extend in a spaced apart from each other.
  • the support 215, 216 is formed in a plurality depending on the number of wires, each formed in a shape that is spaced apart from each other and spaced apart (shape is maintained).
  • Another embodiment according to the present invention relates to an aircraft operating system having a stealth function and capable of position control, wherein the aircraft is operated in the form of vertical, horizontal, left and right position control without having a vertical wing having a high risk of detection by a radar.
  • FIG. 5 is a configuration diagram showing a first embodiment of the aircraft operating system according to another embodiment of the present invention
  • Figure 6 is a configuration diagram showing a second embodiment of the aircraft operating system according to another embodiment of the present invention
  • 7 is a schematic view showing the position control drag generation principle of the aircraft operating system according to another embodiment of the present invention
  • Figure 8 is a third embodiment of a vehicle operating system according to another embodiment of the present invention It is a block diagram.
  • the vehicle 100 constituting the first embodiment of the aircraft operating system according to another embodiment of the present invention is provided with an upward tilt wing (130).
  • the upward inclined wing 130 is a wing whose ends extending from both sides of the air vehicle 100 are inclined upward, and configured to be rotatable with respect to the side of the air vehicle 100.
  • the upward inclined vane 130 generates a drag in the vertical direction of the upward inclined vane 130 as it rotates with respect to the side of the vehicle 100, and according to the direction and degree of rotation of the upper inclined vane 130 The direction of drag and the magnitude of drag change.
  • the drag in all directions is generated from the sum of the changed drag and the drag ⁇ , thereby causing the aircraft 100 to be moved.
  • the position of can be moved in all directions.
  • the aircraft 100 constituting the second embodiment of the aircraft operating system according to another embodiment of the present invention is provided with a downward slope wing 135.
  • the downward inclined vane 135 is a wing extending in an inclined direction downward from both sides of the vehicle 100, and configured to be rotatable with respect to the side of the vehicle 100.
  • the downward slope vane 135 also generates drag in the vertical direction of the downward slope vane 135 as it rotates with respect to the side surface of the vehicle 100, as in the upward slope 130.
  • the direction of the drag and the magnitude of the drag change according to the rotation direction and the degree of the 135.
  • the drag generation principle of the downwardly sloped wing 135 is the same as the dragging principle of the upwardly sloped blade 130 described with reference to FIG. 7.
  • the aircraft 100 constituting the third embodiment of the vehicle operating system according to another embodiment of the present invention is a horizontal blade 180, the control wire (510, 520) and the control unit And 530.
  • the horizontal blade 180 is a wing extending in the horizontal direction on both sides of the vehicle 100, is configured to be rotatable with respect to the side of the vehicle (100).
  • the horizontal blade 180 generates a drag in the vertical direction as it rotates with respect to the side of the aircraft 100, the direction of the drag and the magnitude of the drag according to the rotation direction and degree of the horizontal blade 180 Is changed.
  • control wires 510 and 520 rotate the vehicle 100 to position the horizontal blade 180 in an inclined form.
  • control wires 510 and 520 are configured to include a first control wire 510 and a second control wire 520 respectively connected to the left and right of the vehicle 100. And the end of the first control wire 510 and the second control wire 520 is connected to the control unit 530, the control unit 530 is the first control wire 510 and the second control wire 520 Adjust the length of the) to determine the degree of rotation of the vehicle (100).
  • control unit 530 adjusts the length of the control wire (510, 520)
  • the aircraft 100 is rotated, the horizontal blade 180 is located in an inclined form, in this state the horizontal blade ( The rotation of 180 results in the drag of the gradient vector.
  • the horizontal blade 180 can generate a drag in all directions on the same principle as the above-mentioned upper and lower tilt wing.
  • the vehicle 100 needs a means for detecting the position of the vehicle 100, in order to control the position.
  • the position calculation of the vehicle 100 may be performed by various methods.
  • the GPS module may be provided inside the vehicle 100 to calculate a position from the GPS module, and may be calculated from the ground (control tower, etc.).
  • the position of the vehicle 100 may be calculated by observing the vehicle 100, and the calculated position information of the vehicle 100 may be transmitted to the control unit.
  • an observation unit consisting of a camera for observing the topography and features of the ground. It is also possible to calculate the position of the vehicle 100 from the observation results observed from the observation unit (terrain photo, photograph showing the relative position with respect to a particular milestone).
  • the radar measuring unit or the laser measuring unit may be further included to calculate a distance from the ground and used together with the observation result of the observation unit, thereby calculating a more accurate position value.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

본 발명은 지상과 연결되어 지상으로부터 전력을 공급받고 일정위치에 머물도록 조절되는 비행체 운용시스템에 관한 것으로, 그 특징적인 구성은, 공중에 부양되는 둘 이상의 비행체와; 지상에 설치되는 하나의 그라운드유닛; 그리고 상기 비행선과 상기 그라운드유닛 사이를 연결하는 와이어유닛을 포함하고: 상기 와이어유닛은, 일단이 상기 그라운드유닛에 연결되고, 타단이 상기 비행체 중 어느 하나의 비행체에 연결되는 와이어와; 일단이 상기 그라운드유닛에 연결되고, 타단이 다른 비행체 중 어느 하나의 비행체에 연결되는 와이어; 및 상기 비행체들 사이를 연결하는 와이어를 포함한 구성으로 이루어진다.

Description

비행체 운용시스템
본 발명은 비행체에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 지상과 연결되어 지상으로부터 전력을 공급받고 일정위치에 머물도록 조절되는 비행체 운용시스템에 관한 것이다.
일반적으로, 비행체라 함은 공중을 나는 물체로, 크게 비행기와 같이 자가 동력을 이용한 것과 비행선 및 글라이더와 같이 무동력 비행체로 구분될 수 있다.
무동력 비행체의 대표적인 예인 비행선은 기낭(氣囊)에 공기보다 가벼운 기체를 주입하여 기체로부터 양력의 대부분을 얻는 비행체이다.
이러한 비행선의 특징, 즉 비행선의 공중에서의 안정성과 체공성 및 경제성을 인정받아 광고와 스포츠 중계, 여행, 운송산업 및 관측분야 등에서 폭넓게 활용되고 있다.
또한, 최근에는 정보통신분야의 발전과 함께, 통신 및 관측에 유리한 성층권을 이용하기 위한 연구가 활발하게 이루어지고 있다. 성층권은 지구상공 약 8~10km에서부터 시작하여 약 50~56km까지 형성되어 있는데, 대류권에 비해 기상이 매우 안정적인 특성을 가지고 있어, 이를 활용하기 위한 다양한 기술이 개발중이며, 이러한 연구의 일환으로 성층권에 머무는 비행선이 함께 연구되고 있다.
즉, 성층권은 공기의 밀도가 해수면 대비 14분의 1정도이기 때문에 비행선에 미치는 항력이 작아, 위치유지를 위한 추진에너지가 그다지 크지 않아도되고, 고도 3,6000km의 정지궤도에 있는 위성과 비교하여 고도 30km의 성층권은 전송지연, 전송손실이 적으며, 광역 고속이동통신/대용량 고속통신/불감지해서 등의 장점을 가지고 있다.
또한, 성층권은 위성에 비해 고분해능이고 항공기 보다 광범위한 화상을 취득할 수 있으므로, 지구관측감시 분야에서도 매우 유용하게 활용될 수 있다.
이와 같이, 비행선은 성층권 또는 성층권에 미치지 못하더라도 적어도 지상으로부터 2km 이상 공중에 머물면서 다양한 임무를 수행해야 하는데, 이와 같은 고고도의 경우에는 지상에 비해 현격히 낮은 밀도와 온도의 혹독한 환경이므로, 장기간의 비행선 운용을 위해서는 안정적이 동력이 필수적이라 할 수 있다.
또한, 다양한 임무 수행을 위해서는 비행선에 일정 이상의 안정적인 전력이 요구되는데, 이러한 안정적인 동력 공급을 위해서는 지상과의 연결이 가장 확실한 방법이다.
그러나, 일정 위치에 고정될 수 없는 비행선의 특성상 지상과의 연결을 통한 전력공급이 용이하지 않으며, 이를 실현하기 위해서는 매우 큰 비용이 소요되는 문제점이 있다.
이에 대한 연구로 본 출원인은 대한민국 등록특허 제10-1429567호(선행기술1)에서 전력선을 분리시켜, 분리된 와이어유닛을 통해 전력을 안정적으로 제공할 수 있는 비행체 유닛을 제공한 바 있다.
그러나, 선행기술 1에서는 다수의 와이어유닛을 고정하기 위해 지상에 다수의 그라운드 유닛을 설치해야 하므로, 부지확보에 따른 설치비용이 증가 되고, 설치 시공이 복잡해지는 문제점이 있었다.
한편, 이와 같은 비행체를 이용하여 통신 및 관측 등의 다양한 임무를 안정적으로 수행하기 위해서는 상기 비행체의 위치를 계획된 범위 안에 안정적으로 유지시키는 것이 필수적이다.
이에 대한 연구로 본 출원인은 대한민국 등록특허 제10-1388491호(선행기술2)에서 수평날개 및 수직날개를 통해 고고도 상에서 비행체의 위치를 안정적으로 제어하는 비행체 유닛을 제공한 바 있다.
이때, 전술한 바와 같은 비행체는 고고도 상에서 소형의 비행체를 저소음으로 운용하여, 관측 및 통신을 위해 사용될 수 있으므로, 군사용 목적으로 효과적으로 활용될 수 있다.
그러나 선행기술 2에서는 수평날개 및 수직날개를 통해 비행체의 위치제어를 수행하므로, 수직날개로 인하여 레이더를 통한 위치노출이 용이하여, 군사 시설물로 이용함에 있어 보안상의 취약점이 있는 문제점이 있었다.
본 발명은 상기한 바와 같은 본 출원인의 종래기술의 문제점을 해결하기 위한 것으로, 본 발명은 하나의 그라운드 유닛을 이용하면서도, 와이어 유닛을 이격시킬 수 있는 비행체 운용 시스템을 제공하고자 하는 것이다.
또한, 본 발명은 비행체가 특정범위 내에 안정적으로 머물면서 임무를 수행할 수 있으면서도, 레이더에 탐지율을 현저히 낮추어 스텔스 기능을 구비한 비행체 운용 시스템을 제공하고자 하는 것이다.
본 발명은 지상으로부터 부양된 상태의 비행체를 운용하기 위한 시스템에 있어서, 공중에 부양되는 둘 이상의 비행체와; 지상에 설치되는 하나의 그라운드유닛; 그리고 상기 비행선과 상기 그라운드유닛 사이를 연결하는 와이어유닛을 포함하여 구성되고: 상기 와이어유닛은, 일단이 상기 그라운드유닛에 연결되고, 타단이 상기 비행체 중 어느 하나의 비행체에 연결되는 와이어와; 일단이 상기 그라운드유닛에 연결되고, 타단이 다른 비행체 중 어느 하나의 비행체에 연결되는 와이어; 그리고 상기 비행체들 사이를 연결하는 와이어를 포함하여 구성된다.
그리고 본 발명은 지상으로부터 부양된 상태의 비행체를 운용하기 위한 시스템에 있어서, 공중에 부양되는 비행체와; 지상에 설치되는 하나의 그라운드유닛; 그리고 상기 비행선과 상기 그라운드유닛 사이를 연결하는 와이어유닛을 포함하여 구성되고: 상기 와이어유닛은, 둘 이상의 와이어들을 포함하여 구성되되, 상기 와이어들은 서로 다른 길이의 와이어를 포함하여 구성되는 비행체 운용시스템을 포함한다.
이때, 상기 와이어들 중 적어도 가장 긴 와이어를 제외한 와이어 중 어느 하나 이상의 와이어에는 항력 발생을 위한 항력유닛이 더 구비될 수도 있다.
그리고 상기 항력유닛은, 상기 와이어 상에 다수개가 구비될 수도 있다.
또한, 상기 항력유닛은, 설치되는 와이어의 길이에 따라 서로 다른 항력이 발생되도록 서로 다른 크기의 항력유닛들로 구성될 수도 있다.
그리고 상기 와이어들 중 적어도 가장 짧은 와이어는 다수가닥의 고강도섬유 재질로 형성될 수도 있다.
또한, 상기 와이어는, 전력공급을 위한 전원선을 포함하여 구성될 수도 있다.
그리고 상기 그라운드 유닛 또는 상기 비행체에는, 상기 와이어 들의 단부가 이격된 방향으로 배치되도록 고정시키는 가이드유닛이 구비될 수도 있다.
또한, 상기 가이드 유닛은, 상기 그라운드유닛 또는 상기 비행체의 하단부에 고정되는 고정판과; 상기 고정판에 대하여 수평방향으로 회전되는 회전판과; 상기 회전판에 대하여 수직방향으로 직립되어 설치되는 지지판과; 상기 지지판상에 힌지에 의해 연결되어 수직방향으로 회전가능하게 설치되고, 서로 이격된 방향으로 연장되어 상기 와이어와 결합되는 복수 개의 지지대를 포함하여 구성될 수도 있다.
한편, 본 발명은 지상으로부터 부양된 상태의 비행체를 운용하기 위한 시스템에 있어서, 공중에 부양되는 비행체와; 지상에 설치되는 하나의 그라운드유닛; 그리고 상기 비행선과 상기 그라운드유닛 사이를 연결하는 와이어유닛을 포함하여 구성되고: 상기 비행체는, 상기 비행체의 측면으로부터 상방 또는 하방으로 경사진 방향으로 연장되어 형성되고, 상기 비행체 측면에 대하여 회전가능하게 구비되어 바람에 대한 항력방향을 조절하는 경사익을 포함하여 구성되는 비행체 운용시스템을 포함한다.
그리고 상기 경사익은, 상기 비행체의 좌우 양측면으로부터 상방으로 경사진 형태로 형성될 수도 있다.
또한, 상기 경사익은, 상기 비행체의 좌우 양측면으로부터 하방으로 경사진 형태로 형성될 수도 있다.
그리고 본 발명은 지상으로부터 부양된 상태의 비행체를 운용하기 위한 시스템에 있어서, 공중에 부양되는 비행체와; 지상에 설치되는 하나의 그라운드유닛; 그리고 상기 비행선과 상기 그라운드유닛 사이를 연결하는 와이어유닛을 포함하여 구성되고: 상기 비행체는, 상기 비행체의 측면으로부터 수평방향으로 연장되어 형성되고, 상기 비행체 측면에 대하여 회전가능하게 구비되어 바람에 대한 항력방향을 조절하는 수평익을 포함하여 구성되는 비행체 운용시스템을 포함한다.
이때, 상기 비행체는, 상기 비행체를 회전시켜 상기 수평익을 경사진 형태로 위치시키는 조절와이어를 더 포함하여 구성될 수도 있다.
그리고 상기 비행체는, 상기 비행체 좌우에 각각 연결된 제1조절와 이어 및 제2조절와이어를 포함하여 구성되는 조절와이어와; 상기 제1조절와이어 및 제2조절와이어의 길이를 조절하는 조절유닛을 포함하여 구성될 수도 있다.
본 발명에서는 비행체를 고고도 상공에 위치되도록 함에 있어, 한 개의 그라운드 유닛만을 이용하면서도, 와이어유닛 사이의 간섭으로 인한 단락이 방지되도록 상기 비행체와 그라운드 유닛을 연결하는 복수개의 와이어 유닛을 서로 이격되도록 구성할 수 있어, 비행체 운용 시스템의 설치가 용이해지는 효과가 있다.
또한, 본 발명은 비행체가 특정범위 내에 안정적으로 머물도록 제어하면서도, 레이더에 탐지율을 현저히 낮춰 스텔스 기능이 구비되어 군사용 목적에 최적화된 비행체 운용 시스템을 제공할 수 있는 효과가 있다.
도 1은 본 발명의 구체적인 실시예에 의한 비행체 운용시스템의 제1실시예에 의를 도시한 구성도.
도 2는 본 발명의 구체적인 실시예에 의한 비행체 운용시스템의 제2실시예를 도시한 구성도.
도 3은 본 발명의 구체적인 실시예에 의한 비행체 운용시스템의 제3실시예를 도시한 구성도.
도 4는 본 발명의 구체적인 실시예에 의한 비행체 운용시스템에 적용되는 가이드유닛의 구성을 도시한 상세 구성도.
도 5는 본 발명의 다른 실시예에 의한 비행체 운용시스템의 제1실시예를 도시한 구성도.
도 6은 본 발명의 다른 실시예에 의한 비행체 운용시스템의 제2실시예를 도시한 구성도.
도 7은 본 발명의 다른 실시예에 의한 비행체 운용시스템의 위치제어 항력발생 원리를 도시한 개략도.
도 8은 본 발명의 다른 실시예에 의한 비행체 운용시스템의 제3실시예를 도시한 구성도.
본 발명은 지상으로부터 부양된 상태의 비행체를 운용하기 위한 시스템에 있어서, 공중에 부양되는 둘 이상의 비행체와; 지상에 설치되는 하나의 그라운드유닛; 그리고 상기 비행선과 상기 그라운드유닛 사이를 연결하는 와이어유닛을 포함하여 구성되고: 상기 와이어유닛은, 일단이 상기 그라운드유닛에 연결되고, 타단이 상기 비행체 중 어느 하나의 비행체에 연결되는 와이어와; 일단이 상기 그라운드유닛에 연결되고, 타단이 다른 비행체 중 어느 하나의 비행체에 연결되는 와이어; 그리고 상기 비행체들 사이를 연결하는 와이어를 포함하여 구성된다.
본 발명의 구체적인 실시예에 의한 비행체 운용시스템은 하나의 그라운드 유닛을 통해 비행체를 지지하는 실시예이다. 이에 본 발명의 구체적인 실시예의 다양한 실시형태를 살펴보기로 한다.
도 1은 본 발명의 구체적인 실시예에 의한 비행체 운용시스템의 제1실시예를 도시한 구성도이고, 도 2는 본 발명의 구체적인 실시예에 의한 비행체 운용시스템의 제2실시예를 도시한 구성도이며, 도 3은 본 발명의 구체적인 실시예에 의한 비행체 운용시스템의 제3실시예를 도시한 구성도이고, 도 4는 본 발명의 구체적인 실시예에 의한 비행체 운용시스템에 적용되는 가이드유닛의 구성을 도시한 상세 구성도이다.
먼저, 본 발명의 구체적인 실시예의 제1실시형태는, 도 1에 도시된 바와 같이, 하나의 그라운드유닛(200)과, 상기 그라운드유닛(200)에 연결된 두 개의 와이어 및 상기 와이어에 연결되어 이격 된 위치에 머무르는 다수개의 비행체(100)를 포함하여 구성된다.
상기 그라운드유닛(200)은 지상에 설치되어 상기 비행체(100)의 위치를 유지하고, 비행체(100)에 의해 관측된 데이터를 수신하며, 경우에 따라 상기 비행체(100)에 전력을 공급하는 역할을 수행한다.
그리고 상기 그라운드유닛(200)에는 상기 비행체(100)에 전력을 공급하기 위한 제1와이어(310) 및 제3와이어(330)가 연결되고, 상기 제1와이어(310) 및 제3와이어(330)는 각각 서로 다른 비행체(100)에 연결된다.
한편, 상기 비행체(100)는 성층권에 머물면서 다양한 작업을 수행하기 위한 것으로, 무동력 비행체(100) 또는 무동력 비행체(100)에 보조 동력장치를 구비한 다양한 형태의 비행체(100)가 적용될 수 있다.
이하에서는 설명의 편의상 상기 비행체(100)가 비행선인 경우를 대표적인 예로 들어 설명하도록 한다.
상기 비행체(100)는 내부에 기체가 채워진 기낭을 통해 공중에 띄워 장기간 사용할 수 있어 관측 등 다양한 작업을 경제적으로 이용할 수 있다. 상기 비행체(100)의 기낭 배우에 채워지는 기체는 헬륨 등 공기보다 가벼운 다양한 종류의 기체가 가능하다.
상기 비행체(100)의 하부에는 비행체(100)의 작동을 위한 동력장치 또는 비행체(100) 임무 수행을 위한 각종 기기(측정, 관측, 통신 등등)가 구비되는 작동부(120)를 포함하여 구성된다.
한편, 상기 비행체(100)의 하부에는 회전소켓(140)이 구비될 수 있다. 상기 회전소켓(140)은 상기 비행체(100)에 회전가능하도록 설치되는 것으로, 상기 비행체(100)의 회전에 의해 상기 와이어가 꼬이는 것을 방지하는 기능을 한다.
그리고 상기 비행체(100)의 상부에는 솔라패널(150)이 구비될 수 있다. 상기 솔라패널(150)은 태양열의 집광을 위한 것으로, 비행체(100)의 운용에 필요한 동력 중 일부를 자급할 수 있도록 한다. 물론, 상기 솔라패널(150)은 비행체(100) 목적 및 사용 방법에 따라 선택적으로 적용될 수 있다.
또한, 상기 비행체(100)에는 상기 비행체(100)의 위치를 제어하기 위한 위치제어부가 구비된다. 상기 위치제어부는 상기 비행체(100)의 항력 작용을 변화시켜 상기 비행체(100)를 특정 위치에 머물도록 하는 구성으로, 다양한 형태의 날개로 구성될 수 있으며, 이에 대하여는 다시 상세히 설명하기로 한다.
이러한 비행체(100)는 성층권 내의 일정 위치에 머물러야 기상관측 등 작업에 유리하므로, 비행체(100)의 위치를 일정 범위 내에 고정하는 것이 중요하며, 또한 비행체(100)의 작업 수행을 위한 동력(전력)을 안정적으로 공급하는 것 역시 필요하다.
이때, 상기 비행체(100)는 상기 그라운드유닛(200)에 연결된 와이어로부터 전력을 공급받는다.
한편, 상기 와이어유닛(300)은 상기 그라운드에 연결된 제1와이어(310)와 제3와이어(330) 외에 상기 비행체(100) 사이에 연결되는 제2와이어(320)를 포함하여 구성된다.
즉, 상기 와이어유닛(300)은 일단이 상기 그라운드유닛(200)에 연결되고, 타단이 비행체(100)에 연결되는 제1와이어(310), 상기 비행체(100) 사이에 연결되는 제2와이어(연결와이어)(320) 및 일단이 다른 비행체(100)에 연결되고, 타단이 상기 그라운드 유닛에 연결되는 제3와이어(330)를 포함하여 구성된다.
이를 통해, 상기 비행체(100)들은 제1와이어(310), 제2와이어(320) 및 제3와이어(330)로 구성되는 전력공급 회로 상에 직렬로 연결되어, 전력을 공급받게 된다.
도 1에서는 두 개의 비행체(100)를 포함하여 구성된 비행체 운용시스템을 예로 들어 도시하였으나, 다수개의 비행체(100)들이 각각 제2와이어(연결와이어)(320)에 의해 직렬로 연결되어 구성되는 것도 가능하다.
이에 따라 상기 그라운드유닛(200) 및 각 비행체(100)에는 두 개의 와이어가 연결되는데, 이들 와이어 들이 서로 이격된 방향으로 연결되도록, 상기 그라운드유닛(200) 및 비행체(100)에는 두 개의 와이어 연결부에 가이드유닛(160, 210)을 포함하여 구성될 수도 있다.
상기 가이드유닛의 구체적인 구성은 이하에서 다시 상세히 설명하기로 한다.
한편, 상기 와이어들을 서로 이격시켜 배치하는 것은, 전력공급을 위한 와이어들 간의 단락이 방지될 수 있다. 이로 인하여, 와이어 사이가 충분히 이격되어 있으므로 누전발생 가능성이 낮아지고, 따라서 각각의 와이어에 큰 전압(수백~수만볼트 이상의 고압)을 가할 수 있다. 이는 결과적으로 와이어의 두께를 상대적으로 작게할 수 있음을 의미한다.
또한, 본 발명의 구체적인 실시예에 의한 비행체 운용시스템의 제2실시예는 도 2에 도시된 바와 같이, 하나의 그라운드유닛(200)과 하나의 비행체(100) 그리고 이들 사이를 연결하는 다수개의 와이어를 포함하여 구성되는 와이어유닛(200)을 포함하여 구성된다.
이때, 상기 와이어는 서로 다른 길이를 갖도록 구성된다. 즉, 도 2에 도시된 바와 같이, 두 개의 와이어로 와이어 유닛이 구성된 경우, 상기 와이어유닛은 짧은 길이의 숏와이어(340)와 긴 길이의 롱와이어(350)로 구성된다.
이에 따라 상기 숏와이어(340)에는 상기 롱와이어(350) 보다 큰 장력이 발생된다. 따라서 풍력 및 자중에 의해 상기 롱와이어(350)는 늘어진 형태로 유지되고, 이에 의해 숏와이어(340)와 롱와이어(350)는 서로 이격된 채로 유지된다.
그러므로 전술한 바와 같이, 와이어 사이의 누전 발생의 위험 없이 고전압의 전력을 상기 와이어들을 통해 공급할 수 있게 된다.
한편, 상기 와이어 유닛은 두 개 이상의 와이어를 포함하여 구성되되, 서로 각각 다른 길이로 구성되어 각 와이어가 이격된 채로 3상, 5상 또는 그 이상의 전력 형태를 공급할 수 있다.
즉, 상기 와이어의 개수에 따라 다양한 구성으로 상기 비행체(100)에 전원을 공급할 수 있으며, 예를 들어 상기 와이어유닛이 와이어 2개로 구성된 경우, 각각의 와이어는 상기 직류 또는 교류전원을 공급하기 위한 2개의 전원선이 각각 상기 와이어에 구분되어 포함될 수 있다.
또 다르게는 상기 와이어유닛이 와이어 3개로 구성된 경우, 각각의 와이어는 상기 직류 또는 교류전원을 공급하기 위한 2개의 전원선 및 접지선이 각각의 상기 와이어에 구분되어 포함될 수도 있고, 3상 전원을 공급하기 위한 3개의 전원선이 상기 와이어들에 각각 구분되어 포함될 수도 있다.
한편, 상기 와이어유닛이 와이어 3개로 구성된 경우, 각각의 와이어는 상기 직류 또는 교류전원을 공급하기 위한 2개의 전원선과 지상과 통신을 위한 통신선이 각 상기 와이어에 구분되어 포함될 수도 있다.
물론, 상기 와이어 유닛은 와이어 5개로 구성되어, 5상의 전원이 각각 포함되어 구성될 수 있고, 그 이상의 와이어가 포함되어 구성되는 것도 가능하다.
이와 같이, 상기 와이어유닛의 개수가 늘어나는 경우, 각 와이어유닛에 전력공급 및 통신에 필요한 도선을 각각 구분 배치함으로써, 안정적이고 경제적인 와이어유닛의 활용이 가능해진다.
그리고 상기 숏와이어(340)는 인장력을 통해 상기 비행체(100)가 상기 그라운드유닛(200)으로부터 일정 거리 이상 멀어지는 것을 방지하는 기능도 수행한다.
이를 위해 상기 숏와이어(340)는 다수가닥의 고강도섬유 재질로 형성될 수도 있다. 예를 들어 상기 숏와이어(340)는 유리강화섬유 또는 유리강화섬유를 포함한 합성섬유를 비롯한 각종 섬유재질로 만들어지거나 기타 다양한 재질이 더 포함되어 구성될 수도 있다.
이와 같은 재질의 숏와이어는 자체 무게와 비행체의 부력작용에 대한 인장강도에 필요한 직경(굵기)을 최소한으로 줄이기 위한 것이다.
한편, 도시되지는 않았으나, 상기 와이어유닛에는 전류센서부가 구비될 수도 있다. 상기 전류센서부는 다수개가 상기 와이어유닛의 길이방향을 따라 간격을 두고 복수 개수로 구비되어, 상기 와이어유닛의 단락을 감지하는 기능을 수행하는 것으로, 길이가 매우 긴 와이어유닛이 단선되는 경우에, 그 단선 위치를 보다 쉽게 알아낼 수 있도록 한다.
그리고, 상기 와이어유닛의 상기 그라운드유닛에 인접한 적어도 일부에는 상기 와이어유닛의 강도보강을 위한 보강커버가 구비되거나 상기 와이어유닛의 두께가 두꺼워지도록 형성됨이 바람직하다. 이는 조류 등과의 충돌로 인한 와이어유닛의 손상을 방지하기 위한 것이다.
또한, 상기 와이어 들의 단부 이격을 확보하기 위하여, 상기 비행체(100)와 상기 그라운드유닛(200)에는 상기 와이어들이 서로 이격된 방향으로 배치되도록 가이드유닛(160, 210)이 구비될 수 있다.
한편, 본 발명의 구체적인 실시예에 의한 비행체 운용시스템의 제3실시예는 도 3에 도시된 바와 같이, 롱와이어 상에 하나 이상의 항력유닛(360)을 더 포함하여 구성할 수 있다.
즉, 본 발명의 구체적인 실시예에 의한 비행체 운용시스템의 제3실시예는 본 발명의 구체적인 실시예에 의한 비행체 운용시스템의 제2실시예와 동일한 구성에 항력유닛(360)을 더 포함하여 구성된다.
이때, 상기 항력유닛(360)은 풍력에 대한 항력의 차이로 와이어들 사이의 간격이 벌어진 상태에 있도록 하기 위한 것으로, 도 3에 도시된 바와 같이, 연 형태로 구성될 수도 있고, 바람에 대한 저항력을 고려하여 다양한 형태로 구성될 수 있다.
한편, 상기 항력유닛은 상기 와이어 상에 다수개가 구비될 수 있다.
그리고 상기 와이어유닛이 셋 이상의 와이어를 포함하여 구성되는 경우, 각 와이어에는 서로 다른 항력이 발생되도록 서로 다른 크기의 항력유닛들이 구비될 수 있다.
이하에서는 각 와이어들의 단부에 구비되어, 각 와이어들이 서로 다른 방향을 향하여 배치되도록 각 와이어의 배치 형태를 가이드하는 가이드 유닛(160, 210)의 구체적인 구성을 설명하기로 한다.
도 4에 도시된 바와 같이, 상기 가이드유닛(160, 210)은 상기 와이어를 이미 설정한 배치 방향(배치 각도)으로 고정 지지하는 지지대(215, 216)와 상기 지지대(215, 216)들이 배치를 이룬 방향 회전을 가능하게 하는 힌지(214) 그리고 상기 지지대(215, 216)의 수평방향 회전을 가능하게 하는 회전판(212)을 포함하여 구성된다.
여기서, 도 4에 있어서, 지지대(215, 216)들의 힌지(214)에 근접하는 단부 부위들은 상호 근접하는 것으로 표현되었으나, 이는 가이드유닛(160, 210)의 이해를 돕기 위한 표현일 뿐이고, 지지대(215, 216)들은 상호 충분한 간격으로 벌어진 상태에 있도록 함이 바람직하다.
즉, 상기 그라운드유닛(200) 또는 상기 비행체(100)의 하단부에 고정되는 고정판(211)과, 상기 고정판(211)에 대하여 수평방향으로 회전되는 회전판(212)을 포함하여 구성된다.
그리고 상기 회전판(212) 상에는, 상기 회전판(212)에 대하여 수직방향으로 직립되어 설치되는 지지판(213)이 형성된다.
상기 지지판(213)에는 힌지(214)에 의해 연결되어 수직방향으로 회전가능하게 설치되고, 서로 이격된 방향으로 연장되어 형성되는 지지대(215, 216)를 포함하여 구성된다.
이때, 상기 지지대(215, 216)는 와이어의 개수에 따라 다수개가 형성되는데, 각각 서로 이격된 각과 간격으로 벌어진 형태(벌어진 각이 유지되는 형태)로 형성된다.
한편 이하에서는 비행체의 위치 제어 방식에 관한 본 발명의 다른 실시예를 설명하기로 한다.
본 발명에 의한 다른 실시예는 스텔스 기능을 구비하면서, 위치제어 가능한 비행체 운용시스템에 관한 것으로, 레이더에 의해 감지 위험성이 높은 수직날개를 구비하지 않으면서도, 상하 및 좌우 위치제어가 가능한 형태의 비행체 운용시스템을 제공한다.
도 5는 본 발명의 다른 실시예에 의한 비행체 운용시스템의 제1실시예를 도시한 구성도이고, 도 6은 본 발명의 다른 실시예에 의한 비행체 운용시스템의 제2실시예를 도시한 구성도이며, 도 7은 본 발명의 다른 실시예에 의한 비행체 운용시스템의 위치제어 항력 발생 원리를 도시한 개략도이고, 도 8은 본 발명의 다른 실시예에 의한 비행체 운용시스템의 제3실시예를 도시한 구성도이다.
먼저, 도 5에 도시된 바와 같이, 본 발명의 다른 실시예에 의한 비행체 운용시스템의 제1실시예를 구성하는 비행체(100)는 상방경사익(130)이 구비된다.
상기 상방경사익(130)은 상기 비행체(100) 양측면으로부 연장된 끝단이 상방을 향해 경사를 이룬 날개로, 상기 비행체(100) 측면에 대하여 회전가능하게 구성된다.
상기 상방경사익(130)은 상기 비행체(100) 측면에 대하여 회전함에 따라 상방경사익(130)의 수직방향에 대한 항력을 발생시키고, 상기 상방경사익(130)의 회전 방향과 정도에 따라 상기 항력의 방향 및 항력의 크기가 변화된다.
즉, 도 7에 도시된 바와 같이, 상기 좌측 상방경사익의 회전에 의해 발생된 항력(α)과 우측 상방경사익의 회전에 의해 발생된 항력(β)의 합이 상기 비행체(100)에 발생된 항력이 된다.
이들 항력 α와 항력 β는 각각 우측 상방경사익과 좌측 상방경사익의 회전 방향과 회전각에 의해 변화되므로, 변화된 항력 α와 항력 β의 합으로부터 전 방향에 대한 항력을 발생시켜, 상기 비행체(100)의 위치를 전 방향으로 이동시킬 수 있다.
다음으로, 도 6에 도시된 바와 같이, 본 발명의 다른 실시예에 의한 비행체 운용시스템의 제2실시예를 구성하는 비행체(100)는 하방경사익(135)이 구비된다.
상기 하방경사익(135)은 상기 비행체(100) 양측면으로부 하방을 향해 경사방향으로 연장된 날개로, 상기 비행체(100) 측면에 대하여 회전가능하게 구성된다.
상기 하방경사익(135) 역시, 상기 상방경사익(130)과 같이, 상기 비행체(100) 측면에 대하여 회전함에 따라 하방경사익(135)의 수직방향에 대한 항력을 발생시키고, 상기 하방경사익(135)의 회전 방향과 정도에 따라 상기 항력의 방향 및 항력의 크기가 변화된다.
상기 하방경사익(135)의 항력 발생원리는 도 7에서 설명한 상방경사익(130)의 항력 발생원리와 동일하다.
한편, 도 8에 도시된 바와 같이, 본 발명의 다른 실시예에 의한 비행체 운용시스템의 제3실시예를 구성하는 비행체(100)는 수평익(180)과 조절와이어(510, 520) 및 조절유닛(530)을 포함하여 구성된다.
상기 수평익(180)은 상기 비행체(100) 양측면에 수평방향으로 연장된 날개로, 상기 비행체(100) 측면에 대하여 회전가능하게 구성된다.
이때, 상기 수평익(180)은 상기 비행체(100) 측면에 대하여 회전함에 따라 수직방향에 대한 항력을 발생시키고, 상기 수평익(180)의 회전 방향과 정도에 따라 상기 항력의 방향 및 항력의 크기가 변화된다.
한편, 상기 조절와이어(510, 520)는 상기 비행체(100)를 회전시켜 상기 수평익(180)을 경사진 형태로 위치시키도록 한다.
이를 위해 상기 조절와이어(510, 520)는 상기 비행체(100) 좌우에 각각 연결된 제1조절와이어(510)와 제2조절와이어(520)를 포함하여 구성된다. 그리고 상기 제1조절와이어(510) 및 제2조절와이어(520) 단부는 조절유닛(530)에 연결되고, 상기 조절유닛(530)은 상기 제1조절와이어(510) 및 제2조절와이어(520)의 길이를 조절하여 상기 비행체(100)의 회전 정도를 결정한다.
상기 조절유닛(530)이 상기 조절와이어(510, 520) 길이를 조절함에 따라, 상기 비행체(100)는 회전하여, 상기 수평익(180)은 경사진 형태로 위치하고, 이 상태에서 상기 수평익(180)의 회전에 의해 경사 벡터의 항력이 발생된다.
이를 통해 상기 수평익(180)은 전술한 상방경사익 및 하방경사익과 같은 원리로 전방향의 항력을 발생시킬 수 있게 된다.
한편, 상기 비행체(100)는 위치를 제어하기 위해, 상기 비행체(100)의 위치를 감지하기 위한 수단이 필요하다.
즉, 상기 비행체(100)의 위치 산출은 다양한 방법에 의해 수행될 수 있는데, 비행체(100) 내부에 GPS 모듈을 구비하여 상기 GPS 모듈로부터 위치를 산출하는 것도 가능하고, 지상에서(컨트롤 타워 등) 상기 비행체(100)를 관측하여 상기 비행체(100)의 위치를 산출하고, 산출된 비행체(100)의 위치정보를 상기 컨트롤유닛으로 전송하는 것도 가능하다.
또 다르게는 지상의 지형 및 지물을 관찰하기 위한 카메라등으로 구성되는 관측부를 설치하여. 상기 관측부에서 관측된 관측결과(지형사진. 특정 이정표에 대한 상대적 위치를 나타내는 사진 등)로부터 상기 비행체(100)의 위치를 산출하는 것도 가능하다.
이때, 레이더 측정부 또는 레이져 측정부를 더 포함시켜, 지상으로부터의 거리를 산출하여 상기 관측부 관측결과와 함께 활용하면, 더욱 정확도 높은 위치 값을 산출할 수 있다.

Claims (9)

  1. 지상으로부터 부양된 상태의 비행체를 운용하기 위한 시스템에 있어서,
    공중에 부양되는 둘 이상의 비행체와;
    지상에 설치되는 하나의 그라운드유닛; 그리고
    상기 비행선과 상기 그라운드유닛 사이를 연결하는 와이어유닛을 포함하여 구성되고:
    상기 와이어유닛은,
    일단이 상기 그라운드유닛에 연결되고, 타단이 상기 비행체 중 어느 하나의 비행체에 연결되는 와이어와;
    일단이 상기 그라운드유닛에 연결되고, 타단이 다른 비행체 중 어느 하나의 비행체에 연결되는 와이어; 그리고
    상기 비행체들 사이를 연결하는 와이어를 포함하여 구성됨을 특징으로 하는 비행체 운용시스템.
  2. 지상으로부터 부양된 상태의 비행체를 운용하기 위한 시스템에 있어서,
    공중에 부양되는 비행체와;
    지상에 설치되는 하나의 그라운드유닛; 그리고
    상기 비행선과 상기 그라운드유닛 사이를 연결하는 와이어유닛을 포함하여 구성되고:
    상기 와이어유닛은,
    둘 이상의 와이어들을 포함하여 구성되되, 상기 와이어들은 서로 다른 길이의 와이어를 포함하여 구성됨을 특징으로 하는 비행체 운용시스템.
  3. 지상으로부터 부양된 상태의 비행체를 운용하기 위한 시스템에 있어서,
    공중에 부양되는 비행체와;
    지상에 설치되는 하나의 그라운드유닛; 그리고
    상기 비행선과 상기 그라운드유닛 사이를 연결하는 와이어유닛을 포함하여 구성되고:
    상기 와이어유닛은,
    둘 이상의 와이어들을 포함하여 구성되되, 각각의 와이어들은 서로 다른 길이로 이루어지고, 상기 와이어들 중 어느 하나 이상의 와이어에는 항력 발생을 위한 항력유닛이 구비됨을 특징으로 하는 비행체 운용시스템.
  4. 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 와이어는,
    전력공급을 위한 전원선을 포함하여 구성됨을 특징으로 하는 비행체 운용시스템.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 그라운드 유닛 또는 상기 비행체에는,
    상기 와이어들의 단부가 이격된 방향으로 배치되도록 고정시키는 가이드유닛이 구비됨을 특징으로 하는 비행체 운용시스템.
  6. 지상으로부터 부양된 상태의 비행체를 운용하기 위한 시스템에 있어서,
    공중에 부양되는 비행체와;
    지상에 설치되는 하나의 그라운드유닛; 그리고
    상기 비행선과 상기 그라운드유닛 사이를 연결하는 와이어유닛을 포함하여 구성되고:
    상기 비행체는,
    상기 비행체의 측면으로부터 상방 또는 하방으로 경사진 방향으로 연장되어 형성되고, 상기 비행체 측면에 대하여 회전가능하게 구비되어 바람에 대한 항력방향을 조절하는 경사익을 포함하여 구성됨을 특징으로 하는 비행체 운용시스템.
  7. 제 6 항에 있어서,
    상기 경사익은,
    상기 비행체의 좌우 양측면으로부터 상방으로 경사진 형태 또는 상기 비행체의 좌우 양측면으로부터 하방으로 경사진 형태로 형성됨을 특징으로 하는 비행체 운용시스템.
  8. 지상으로부터 부양된 상태의 비행체를 운용하기 위한 시스템에 있어서,
    공중에 부양되는 비행체와;
    지상에 설치되는 하나의 그라운드유닛; 그리고
    상기 비행선과 상기 그라운드유닛 사이를 연결하는 와이어유닛을 포함하여 구성되고:
    상기 비행체는,
    상기 비행체의 측면으로부터 수평방향으로 연장되어 형성되고, 상기 비행체 측면에 대하여 회전가능하게 구비되어 바람에 대한 항력방향을 조절하는 수평익을 포함하여 구성되고,
    상기 비행체를 회전시켜 상기 수평익을 수평 위치로부터 경사진 형태로 위치시키는 조절와이어를 더 포함하여 구성됨을 특징으로 하는 비행체 운용시스템.
  9. 제 8 항에 있어서,
    상기 비행체는,
    상기 비행체 좌우에 각각 연결된 제1조절와이어 및 제2조절와이어를 포함하여 구성되는 조절와이어와;
    상기 제1조절와이어 및 제2조절와이어의 길이를 조절하는 조절유닛을 포함하여 구성됨을 특징으로 하는 비행체 운용시스템.
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Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000289695A (ja) * 1999-04-06 2000-10-17 Hitachi Ltd 係留型飛行体およびその利用システム
US6224015B1 (en) * 1997-06-11 2001-05-01 Prospective Concepts Ag Aerial cableway leading to an aerostatic airborne body
JP2002046694A (ja) * 2000-07-31 2002-02-12 National Institute Of Advanced Industrial & Technology タグ飛行船
US7552894B2 (en) * 2005-07-14 2009-06-30 Tracy L. Barnes Assembly method for tethered or free flight blimp with collapsible tail fins
KR101167857B1 (ko) * 2011-11-04 2012-07-23 (주)씨엠아이태가코리아 공중 풍력 발전 시스템
US20130264413A1 (en) * 2010-09-28 2013-10-10 Sakase Adtech Co., Ltd. Stratospheric stay facility
KR101388491B1 (ko) * 2013-07-30 2014-04-24 장수영 위치제어 기능을 구비한 비행체 운용시스템
KR101429567B1 (ko) * 2013-05-10 2014-09-23 장수영 비행체 운용시스템

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100921573B1 (ko) * 2007-12-24 2009-10-12 한국항공우주연구원 비행선 또는 기구의 장력 조절장치 및 비행선 또는 기구의위치 조절방법

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6224015B1 (en) * 1997-06-11 2001-05-01 Prospective Concepts Ag Aerial cableway leading to an aerostatic airborne body
JP2000289695A (ja) * 1999-04-06 2000-10-17 Hitachi Ltd 係留型飛行体およびその利用システム
JP2002046694A (ja) * 2000-07-31 2002-02-12 National Institute Of Advanced Industrial & Technology タグ飛行船
US7552894B2 (en) * 2005-07-14 2009-06-30 Tracy L. Barnes Assembly method for tethered or free flight blimp with collapsible tail fins
US20130264413A1 (en) * 2010-09-28 2013-10-10 Sakase Adtech Co., Ltd. Stratospheric stay facility
KR101167857B1 (ko) * 2011-11-04 2012-07-23 (주)씨엠아이태가코리아 공중 풍력 발전 시스템
KR101429567B1 (ko) * 2013-05-10 2014-09-23 장수영 비행체 운용시스템
KR101388491B1 (ko) * 2013-07-30 2014-04-24 장수영 위치제어 기능을 구비한 비행체 운용시스템

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