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KR101581251B1 - 비행체 자세제어장치 및 이를 구비하는 비행체 - Google Patents

비행체 자세제어장치 및 이를 구비하는 비행체 Download PDF

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KR101581251B1
KR101581251B1 KR1020140041942A KR20140041942A KR101581251B1 KR 101581251 B1 KR101581251 B1 KR 101581251B1 KR 1020140041942 A KR1020140041942 A KR 1020140041942A KR 20140041942 A KR20140041942 A KR 20140041942A KR 101581251 B1 KR101581251 B1 KR 101581251B1
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lateral force
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force generating
generating unit
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최현영
구정회
송인성
이영철
이석우
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국방과학연구소
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    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw

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Abstract

본 발명은, 내부공간으로 유체를 유입시키기 위한 유입구를 구비하는 터빈부, 상기 터빈부와 결합되어 상기 내부공간을 형성하고 외주의 적어도 일 영역에 형성되는 유로로 상기 내부공간에 유입된 유체를 배출시켜 측력을 발생시키는 측력발생부, 및 상기 터빈부 및 측력발생부와 회전 가능하게 결합되는 비행몸체의 비행 방향을 제어하도록 상기 터빈부 및 측력발생부와 상기 비행몸체 간의 상대회전운동을 이용하여 상기 유체의 배출 방향을 조절하는 롤제어부를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체 자세제어장치를 제공한다.

Description

비행체 자세제어장치 및 이를 구비하는 비행체{GUIDANCE SYSTEM FOR FLYING OBJECT AND FLYING OBJECT HAVING THE SAME}
본 발명은 비행체의 유도 조종을 수행하는 자세제어장치에 관한 것이다.
종래의 비행체 자세제어시스템은 모터, 동력전달장치, 배터리 및 제어 회로 등을 이용한 전기식 구동장치와, 복잡한 유로, 실린더 및 고압에너지원 등을 이용한 유압 또는 공압 구동장치를 갖는다. 이러한 시스템은 구조가 복잡하고 제작 단가가 높으며, 크기가 크기 때문에 소형 유도탄 및 포탄 등과 같이 내부 공간이 협소한 비행체에 적용하기 어렵다.
또한, 종래에는 일반적으로 비행체의 자세를 제어하기 위해 공력면(날개)제어 방식을 이용한다. 날개를 이용한 자세제어 시스템은 외부로 돌출된 날개를 이용하여 비행체의 자세를 제어하기 때문에 발사관 등의 외부 구조물과 간섭이 발생할 수 있다. 특히 비행체를 바닥에 떨어트릴 경우 날개에 손상이 발생할 수 있다. 이를 해결하기 위해 일부 특허에서는 날개를 접는 형태의 자세제어 장치를 제시하기도 하였다. 이 경우 추가적인 날개 전개장치가 필요하기 때문에 구조가 복잡하다는 단점이 있다.
또한, 기존 날개를 이용한 자세제어 시스템의 경우 날개가 전개되었을 때 비행체 전체 직경에서 날개가 차지하는 공간이 크다. 비행체의 반경 방향으로 날개가 차지하는 공간이 크기 때문에 페이로드(payload)가 장착되는 몸체부의 공간이 상대적으로 작다는 단점이 있다.
따라서, 비행체의 자세를 제어하기 위하여 종래의 날개 구조와 복잡한 구동장치 이용하지 않고, 간단한 구조로 비행체의 자세를 제어 가능하도록 이루어지는 장치의 개발이 고려될 수 있다.
본 발명은 터빈 구조체를 통해 유입되는 유체를 이용하여 비행체의 자세를 제어하는 비행체 자세제어장치를 제공하기 위한 것이다.
이와 같은 본 발명의 해결 과제를 달성하기 위하여, 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 자세제어장치는, 내부공간으로 유체를 유입시키기 위한 유입구를 구비하는 터빈부, 상기 터빈부와 결합되어 상기 내부공간을 형성하고 외주의 적어도 일 영역에 형성되는 유로로 상기 내부공간에 유입된 유체를 배출시켜 측력을 발생시키는 측력발생부, 및 상기 터빈부 및 측력발생부와 회전 가능하게 결합되는 비행몸체의 비행 방향을 제어하도록 상기 터빈부 및 측력발생부와 상기 비행몸체 간의 상대회전운동을 이용하여 상기 유체의 배출 방향을 조절하는 롤제어부를 포함한다.
본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 상기 터빈부 또는 측력발생부의 외주에 장착되고 통과되는 유체의 흐름을 안정적으로 변화시키는 공력핀(aerodynamic force fin)을 더 포함할 수 있다.
본 발명과 관련한 다른 일 예에 따르면, 상기 롤제어부는, 상기 비행몸체와 함께 회전되도록 상기 비행몸체의 외주를 감싸는 코일, 및 상기 코일을 마주보도록 터빈부 또는 측력발생부의 내주에 장착되는 영구자석을 포함하고, 상기 터빈부 및 측력발생부와 상기 비행몸체 사이에서 발생되는 상대회전운동에 의해 상기 코일에 발생되는 유도 기전력으로부터 전기를 획득할 수 있다.
상기 롤제어부는 상기 터빈부 및 측력발생부의 회전속도를 제어하여 상기 유체의 배출 방향을 조절하도록, 상기 코일에 흐르는 전류의 세기를 조절하여 상기 코일과 상기 영구자석 사이에 제동력(breaking force)을 발생시킬 수 있다.
본 발명과 관련한 또 다른 일 예에 따르면, 상기 터빈부는 상기 내부공간으로 유입되는 유체의 흐름을 변화시켜 터빈부를 회전시키도록, 상기 터빈부의 회전축을 중심으로 방사형으로 연장되게 형성되는 복수의 블레이드를 포함할 수 있다.
본 발명과 관련한 또 다른 일 예에 따르면, 상기 측력발생부에서 배출되는 유체의 일부가 상기 터빈부의 전방 또는 후방으로 흐를 수 있도록, 상기 유체를 배출시키는 유로가 경사지게 형성될 수 있다.
본 발명과 관련한 또 다른 일 예에 따르면, 상기 터빈부 및 측력발생부와 상기 비행몸체가 상대회전운동을 하도록 상기 터빈부 및 측력발생부와 상기 비행몸체 사이에 배치되고 상기 터빈부 및 측력발생부를 상기 비행몸체에 대하여 회전 가능하게 이동시키는 배어링부를 더 포함할 수 있다.
한편, 상기한 과제를 실현하기 위하여 본 발명은 비행체 자세제어장치를 구비하는 비행체를 제안한다. 상기 비행체는, 비행 가능하게 형성되는 발사체, 및 상기 발사체의 일단부에 설치되어 상기 발사체의 자세를 제어하고 상기 제1항 내지 제7항 중 어느 한 항에 따르는 비행체 자세제어장치를 포함한다.
본 발명은 터빈부로 유입되는 유체의 유동을 일 영역으로 배출시켜 측력을 발생시키되, 유입되는 유체의 유동으로 전기를 발생시키며 발생된 전기를 이용하여 유체의 배출 방향을 조절함으로써, 장치의 구조가 단순하여 제작이 용이한 동시에 제작비용이 작다는 장점을 갖는다.
또한, 본 발명은 비행체의 자세를 제어하기 위하여 날개구조를 사용하지 않고, 터빈부 및 측력발생부로 장치의 구동이 이루어짐으로써, 날개구조로 인한 간섭 또는 장치 주변부의 걸림을 최소화할 수 있는 장점이 있다. 아울러, 날개구조를 갖지 않으므로, 상대적으로 비행체 몸체부의 내부공간을 확장시켜 이를 활용할 수 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 자세제어장치를 구비한 비행몸체를 나타낸 사시도.
도 2는 도 1에 도시된 비행체 자세제어장치를 구비한 비행몸체를 나타낸 측면도.
도 3은 도 1에 도시된 비행체 자세제어장치를 구비한 비행몸체를 나타낸 단면도.
도 4는 도 1에 도시된 비행체 자세제어장치를 나타낸 사시도.
도 5는 도 4에 도시된 비행체 자세제어장치를 나타낸 정면도.
도 6은 도 1에 도시된 비행체 자세제어장치를 구비한 비행몸체의 외주에 공력핀이 장착된 상태를 나타낸 사시도.
도 7은 도 6에 도시된 비행체 자세제어장치를 구비한 비행몸체의 외주에 공력핀이 장착된 상태를 나타낸 정면도.
이하, 본 발명의 비행체 자세제어장치 및 이를 구비하는 비행체에 대하여 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명한다.
본 명세서에서는 서로 다른 실시예라도 동일·유사한 구성에 대해서는 동일·유사한 참조번호를 부여하고, 그 설명은 처음 설명으로 갈음한다. 본 명세서에서 사용되는 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 자세제어장치(100)를 구비한 비행몸체(10)를 나타낸 사시도이고, 도 2는 도 1에 도시된 비행체 자세제어장치(100)를 구비한 비행몸체(10)를 나타낸 측면도이며, 도 3은 도 1에 도시된 비행체 자세제어장치(100)를 구비한 비행몸체(10)를 나타낸 단면도이고, 도 4는 도 1에 도시된 비행체 자세제어장치(100)를 나타낸 사시도이며, 도 5는 도 4에 도시된 비행체 자세제어장치(100)를 나타낸 정면도이다.
도 1 내지 도 5를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 자세제어장치(100)는 터빈부(110), 측력발생부(120) 및 롤제어부(130)를 포함한다.
터빈부(110)는 내부공간으로 유체를 유입시키도록 유입구를 구비한다. 예를 들어, 터빈부(110)는 도 5에 도시된 바와 같이 상기 내부공간으로 유입되는 유체의 흐름을 변화시켜 터빈부(110)를 회전시키도록, 터빈부(110)의 회전축을 중심으로 방사형으로 연장되게 형성되는 복수의 블레이드(112)를 구비하도록 이루어질 수 있다. 또한, 블레이드(112)의 기울어지는 각도를 조절하여 터빈부(110)의 회전 방향 및 회전 속도를 조절할 수 있다.
측력발생부(120)는 터빈부(110)와 결합되어 상기 내부공간을 형성하고, 상기 내부공간으로 유입된 유체를 배출시킴에 따라 측력을 발생시키도록 이루어진다. 구체적으로, 측력발생부(120)는 외주의 적어도 일 영역에 형성되는 유로(122)를 구비하고, 터빈부(110)가 회전하면 함께 회전하도록 적어도 일부가 일체로 형성될 수 있다. 이에 따라, 터빈부(110)를 통해 유입된 유체를 상기 일 영역에 국한시켜 토출시키면, 유체가 토출되는 방향으로 토출력 즉, 측력발생부(120)의 측면으로 작용하는 측력을 발생시킬 수 있다.
또한, 측력발생부(120)에서 배출되는 유체의 일부가 터빈부(110)의 전방 또는 후방으로 흐를 수 있도록, 상기 유체를 배출시키는 유로(122)가 경사지게 형성될 수도 있다. 이에 따라, 상기 측력의 작용 방향이 보다 다양하게 형성될 수 있다.
롤제어부(130)는 터빈부(110) 및 측력발생부(120)의 회전에 의해 상기 유체의 배출 방향을 조절하도록 이루어진다. 터빈부(110) 및 측력발생부(120)는 비행몸체(10)에 회전 가능하게 결합되고, 터빈부(110) 및 츨력발생부(120)와 비행몸체(10) 간의 상대회전운동을 이용하여 상기 비행몸체(10)에 측력을 발생시켜 비행몸체(10)의 비행 방향을 제어하도록 이루어진다.
예를 들어, 비행체 자사제어장치(100)는, 터빈부(110) 및 측력발생부(120)와 비행몸체(10) 사이에 배치되어, 터빈부(110) 및 측력발생부(120)를 비행몸체(10)에 대하여 회전 가능하게 이동시키는 베어링부(150)를 더 포함할 수 있다. 상기 구조에 의해 디커플링된 터빈부(110) 및 측력발생부(120)와 비행몸체(10)는 회전 방향 및 회전 속도가 동일하지 않으므로 서로 다른 회전 특성을 갖는다.
구체적으로, 롤제어부(130)는 코일(132) 및 영구자석(134)를 포함하고, 상기 상대회전운동에 의해 전기를 획득할 수 있으며, 코일(132)에 흐르는 전류의 세기를 조절하여 코일(132) 및 영구자석(134) 사이에 제동력(breaking force)을 발생시킬 수 있다.
코일(132)은 비행몸체(10)와 함께 회전될 수 있도록 비행몸체(10)의 외주를 감싸도록 장착된다. 코일(132)은 전기의 이동이 가능한 도선(conductor)으로 형성될 수 있다.
영구자석(134)은 코일(132)의 적어도 일부를 마주보며 감싸도록, 터빈부(110) 또는 측력발생부(120)의 내주에 장착될 수 있다. 그리고, 비행몸체(10) 또는 터빈부(110) 및 측력발생부(120)에서 회전이 발생하는 경우, 상기 디커플링된 터빈부(110) 및 측력발생부(120)와 비행몸체(10) 사이에서는 상대회전운동이 발생된다. 이때, 롤제어부(130)는 코일(132)에서 발생되는 유도 기전력으로 전기를 획득할 수 있다. 이렇게 획득된 전기는 GPS(global positioning system) 또는 각종 제어장치 등으로 이루어지는 전자기기의 동작에 사용될 수 있다.
또한, 롤제어부(130)는 코일(132)에 흐르는 전류의 크기를 조절하여 코일(132)과 영구자석(134) 사이에 제동력(breaking force)을 발생시킴으로써 상기 유체가 토출되는 유로(122)를 특정 위치에서 멈추게 하여 비행몸체(10)의 자세를 제어할 수 있다.
예를 들어, 롤제어부(130)는 측력발생부(120)가 회전되는 상태에서, 상기 유로(122)가 측력을 발생시킬 곳으로 위치하게 되면, 전기적 부하장치(electric load, 미도시)를 이용하여 코일(132)에 흐르는 전류의 양을 늘려 코일(132)과 영구자석(134) 사이에 상기 제동력을 발생시킴으로써 상기 유로(122)를 해당 위치에 고정시킨다. 이후, 배행몸체(10)의 자세 조절이 완료되면 코일(132)에 흐르는 전류의 양을 다시 감소시켜 측력발생부(120)에 발생된 상기 제동력을 제거한다.
또한, 비행몸체(10)와 자세제어장치(100) 사이에 작용하는 제동력(breaking force)은 상기 설명한 비행몸체(10)와 자세제어장치(100) 간의 자기력에 의한 것이 아닌, 마찰패드(미도시) 등을 이용한 기계적 마찰로 이루어질 수도 있다.
이상에서 설명한 본 발명에 의하면, 비행체 자세제어장치(100)의 측력발생부(120)는 유체를 배출시키는 유로(122)를 비행몸체(10)의 진행 방향과 수직 또는 일정 각도 기울어지게 형성시켜 비행몸체(10)에 측력을 발생시킨다. 이때, 비행체 자세제어장치(100)의 롤제어부(130)에 의해 측력발생부(120)의 회전 속도를 제어하여 상기 유체가 배출되는 유로(122)의 위치를 조절함으로써 비행몸체(10)의 자세를 제어할 수 있다.
이하, 본 발명의 다른 일 실시예에 따른 비행체(미도시)에 대하여 설명한다.
비행체(미도시)는 발사체(미도시), 비행체 자세제어장치(100)를 포함한다.
상기 발사체는 공중에서 이동 가능하게 형성된다. 예를 들어, 상기 발사체는 유도무기(guided weapon), 무유도무기(non guided weapon) 등의 무기류와, 공중을 비행하는 일반적인 비행체를 모두 포함할 수 있다.
비행체 자세제어장치(100)는 상기 발사체의 일단부에 설치되어 상기 발사체의 비행 자세를 제어할 수 있다.
이상에서 설명한 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 자세제어장치(100)는, 공중에서 이동하는 상기 발사체를 예를 들어 설명하였으나, 공중이 아닌 수중에서 이동하는 수중이동수단의 자세를 제어하도록 이루어질 수도 있다. 이러한 경우, 비행체 자세제어장치(100)는 상기 수중이동수단의 일단부에 장착되고, 기체가 아닌 액체 상태의 유체를 터빈부(110)의 내부로 유입시켜 상기 수중이동수단의 자세를 제어할 수 있다.
이하, 본 발명의 터빈부(110)에 구비되는 공력핀(aerodynamic force fin, 140)에 대하여 도 6 및 도 7을 참조하여 설명한다.
도 6은 도 1에 도시된 비행체 자세제어장치를 구비한 비행몸체의 외주에 공력핀이 장착된 상태를 나타낸 사시도이고, 도 7은 도 6에 도시된 비행체 자세제어장치를 구비한 비행몸체의 외주에 공력핀이 장착된 상태를 나타낸 정면도이다.
도 6 및 도 7을 참조하면, 비행체 자세제어장치(100)는 공력핀(140)을 더 포함할 수 있다.
공력핀(140)은 통과되는 유체의 흐름을 안정적으로 변화시켜 상기 비행몸체(10)의 비행 안정성을 향상시키도록, 터빈부(110) 또는 측력발생부(120)의 외주로부터 일 방향으로 연장되게 형성될 수 있다. 공력핀(140)은 도 6에서 터빈부(110)의 외주에 형성된 것으로 도시되었으나, 측력발생부(120)의 외주에 형성되거나 터빈부(110) 및 측력발생부(120)의 외주 모두에 적어도 일부가 형성될 수도 있다.
다만, 본 발명의 권리범위는 위에서 설명된 실시예들의 구성과 방법에 한정됨은 아니고, 상기 실시예들은 다양한 변형이 이루어질 수 있도록 각 실시예들의 전부 또는 일부가 선택적으로 조합되어 구성될 수도 있다. 또한, 특허청구범위로부터 파악되는 본 발명의 권리범위와 비교하여 당해 분야의 통상의 지식을 가진 자 수준에서 변형, 부가, 삭제, 치환 가능한 발명 등 모든 균등한 수준의 발명에 대하여는 모두 본 발명의 권리 범위에 속함은 자명하다.
100 : 비행체 자세제어장치 110 : 터빈부
120 : 측력발생부 130 : 롤제어부
132 : 코일 134 : 영구자석
140 : 공력핀 150 : 베어링부

Claims (8)

  1. 비행몸체;
    내부공간으로 유체를 유입시키기 위한 유입구를 구비하는 터빈부;
    상기 터빈부와 결합되어 상기 내부공간을 형성하고, 상기 터빈부와 결합된 상태에서 상기 비행몸체와 디커플링되어 회전 가능하도록 이루어지며, 외주의 적어도 일 영역에 형성되는 유로로 상기 내부공간에 유입된 유체를 배출시켜 측력을 발생시키는 측력발생부; 및
    상기 측력의 방향을 조절하여 상기 비행몸체의 비행 방향을 제어하도록, 상기 터빈부 및 측력발생부와 상기 비행몸체 간의 상대회전운동을 이용하여 상기 유체의 배출 방향을 조절하는 롤제어부를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체 자세제어장치.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 터빈부 또는 측력발생부의 외주에 장착되고, 통과되는 유체의 흐름을 안정적으로 변화시키는 공력핀(aerodynamic force fin)을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체 자세제어장치.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 롤제어부는,
    상기 비행몸체와 함께 회전되도록 상기 비행몸체의 외주를 감싸는 코일; 및
    상기 코일을 마주보도록 터빈부 또는 측력발생부의 내주에 장착되는 영구자석을 포함하고,
    상기 터빈부 및 측력발생부와 상기 비행몸체 사이에서 발생되는 상대회전운동에 의해, 상기 코일에 발생되는 유도 기전력으로부터 전기를 획득하는 것을 특징으로 하는 비행체 자세제어장치.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 롤제어부는 상기 터빈부 및 측력발생부의 회전속도를 제어하여 상기 유체의 배출 방향을 조절하도록, 상기 코일에 흐르는 전류의 세기를 조절하여 상기 코일과 상기 영구자석 사이에 제동력(breaking force)을 발생시키는 것을 특징으로 하는 비행체 자세제어장치.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 터빈부는 상기 내부공간으로 유입되는 유체의 흐름을 변화시켜 터빈부를 회전시키도록, 상기 터빈부의 회전축을 중심으로 방사형으로 연장되게 형성되는 복수의 블레이드를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체 자세제어장치.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 측력발생부에서 배출되는 유체의 일부가 상기 터빈부의 전방 또는 후방으로 흐를 수 있도록, 상기 유체를 배출시키는 유로가 경사지게 형성되는 것을 특징으로 하는 비행체 자세제어장치.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 터빈부 및 측력발생부와 상기 비행몸체가 상대회전운동을 하도록, 상기 터빈부 및 측력발생부와 상기 비행몸체 사이에 배치되고, 상기 터빈부 및 측력발생부를 상기 비행몸체에 대하여 회전 가능하게 이동시키는 베어링부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체 자세제어장치.
  8. 비행 가능하게 형성되는 발사체; 및
    상기 발사체의 일단부에 설치되어 상기 발사체의 자세를 제어하고, 상기 제1항 내지 제7항 중 어느 한 항에 따르는 비행체 자세제어장치를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체.
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Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100413840B1 (ko) * 2001-12-31 2004-01-03 나산니레코(주) 자성입자식 제동장치

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KR100413840B1 (ko) * 2001-12-31 2004-01-03 나산니레코(주) 자성입자식 제동장치

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