KR101374307B1 - Cannon launched aerial observation sub munition and the observation method thereof - Google Patents

Cannon launched aerial observation sub munition and the observation method thereof Download PDF

Info

Publication number
KR101374307B1
KR101374307B1 KR1020130142988A KR20130142988A KR101374307B1 KR 101374307 B1 KR101374307 B1 KR 101374307B1 KR 1020130142988 A KR1020130142988 A KR 1020130142988A KR 20130142988 A KR20130142988 A KR 20130142988A KR 101374307 B1 KR101374307 B1 KR 101374307B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
observation
parafoil
observer
propulsion device
bullet
Prior art date
Application number
KR1020130142988A
Other languages
Korean (ko)
Inventor
김재호
박효환
이영기
박장호
조창연
Original Assignee
주식회사 풍산
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 주식회사 풍산 filed Critical 주식회사 풍산
Priority to KR1020130142988A priority Critical patent/KR101374307B1/en
Application granted granted Critical
Publication of KR101374307B1 publication Critical patent/KR101374307B1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B12/00—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material
    • F42B12/02—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect
    • F42B12/36—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information
    • F42B12/365—Projectiles transmitting information to a remote location using optical or electronic means
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D17/00—Parachutes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B12/00—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material
    • F42B12/02—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect
    • F42B12/36—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information
    • F42B12/56—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information for dispensing discrete solid bodies
    • F42B12/58—Cluster or cargo ammunition, i.e. projectiles containing one or more submissiles
    • H—ELECTRICITY
    • H04—ELECTRIC COMMUNICATION TECHNIQUE
    • H04N—PICTORIAL COMMUNICATION, e.g. TELEVISION
    • H04N23/00—Cameras or camera modules comprising electronic image sensors; Control thereof
    • H04N23/57—Mechanical or electrical details of cameras or camera modules specially adapted for being embedded in other devices

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

Disclosed are a propulsion device storage unit (112) where a propulsion device, which can be projected and stood by rotation movement, is stored; a middle cover plate (113), which fixes the propulsion device storage unit to be rotated; an observation submunition (100), which includes a flight control circuit arranged below the middle cover plate; and an observation method using the same. The present invention relates to an unmanned aerial unit with a cannonball firing-type, which is designed to be fitted to various air observation missions, such as natural disaster exploration, military reconnaissance, and battle damage assessment (BDA). The present invention successfully achieves a motor paragliding method for rapidly developing the unmanned aerial unit and making the unit reach a target area after the unit is developed and discharged in deceleration from a complete round, thereby maintaining an effective observation height for a long time by making the aerial unit endure turning flight. An operation motor (127), which has the roles of a specific vertically-protruding rotation supporter and a fixing jaw thereof, enables a large-caliber propeller with more than maximum diameter of the observation submunition (100) to be mounted, thereby maintaining real turning flight skills for pulling a parafoil and moving the parafoil forwards. Therefore, the operation motor can largely extend effective observation time.

Description

포탄발사식 관측자탄 및 이를 이용한 관측방법{Cannon launched aerial observation sub munition and the observation method thereof}Cannon launched aerial observation sub munition and the observation method

본 발명은 자연재해탐사나 군사 정찰 및 전투피해평가(BDA) 등 각종 항공관측 임무에 적합하도록 설계된 포탄발사식 무인 항공유닛에 관한 것으로서, 구체적으로는 고속 고회전 상태의 완성탄 비행체(main projectile)로부터 방출되어 감속 후 신속 전개되며 스스로 목표지점까지 도달하여 선회비행 체공에 의해 유효 관측고도를 장시간 유지할 수 있는 모터패러글라이더 방식의 관측자탄(observation sub missile)과 그 운용시스템에 관한 것이다.The present invention relates to a shell-launched unmanned aerial unit designed for a variety of aviation observation missions, such as natural disaster exploration, military reconnaissance and combat damage assessment (BDA), specifically from the main projectile of the high-speed high-rotation state The present invention relates to a motor paraglider observation sub-missile and its operating system that can be released after deceleration and rapidly developed, and can reach their target point and maintain the effective observation altitude for a long time by the turning flight.

무인비행체에 의한 원거리 정보획득 수단으로는 여러 가지가 있지만 그 중 대표적인 것은 장시간 초계가 가능한 대형 무인항공기를 들 수 있다. 대형 무인항공기는 수백~수천km의 작전반경을 가지고 목표 지역 근방의 고고도 상공에서 십 수 시간 내지 수십 시간 이상 체공할 수 있으므로 매우 뛰어난 관측 능력을 발휘한다. 그러나 대형 무인항공기로 특정지역의 유효 관측상태를 일정 기간에 걸쳐 유지하기 위해서는 여러 대가 교대로 임무를 수행해야 하므로 거액의 운용비용을 필요로 할 뿐 아니라 격추에 대비한 방공망 구축에도 상당한 노력이 투입되어야 한다.Although there are many means of obtaining remote information by an unmanned aerial vehicle, a representative one is a large unmanned aerial vehicle capable of long-term patrol. Large unmanned aerial vehicles have a range of operations ranging from hundreds to thousands of kilometers and are able to fly for decades to tens of hours over high altitudes near the target area, providing excellent observation capabilities. However, in order to maintain the effective observation status of a specific area with a large unmanned aerial vehicle, several missions must alternately perform a mission, which requires a large amount of operating costs and a considerable effort must be put into establishing an air defense network in preparation for shooting down. do.

정보획득범위를 소규모의 국지적 작전 범위로 축소해볼 때, 원하는 시점에 원하는 정보를 얻기 위한 단거리 정찰 수단으로 소형 무인항공기가 있다. 손으로 직접 날리거나 군용차량에서 손쉽게 발사 가능한 소형 무인항공기는 특수부대의 침투 작전이나 교착상태의 시가전 상황에서 유용한 정찰, 관측수단으로 활용되며 저비용과 고효율을 동시에 만족하는 뛰어난 무인 정보획득 수단이다. 그러나 소형 무인항공기는 상승한도가 낮아 산악지형에서 사용이 어렵고 비행속도 또한 매우 느리기 때문에, 긴급하게 정보를 획득해야 할 필요가 있을 때 원하는 지점까지 적시에 도달하기 어렵다는 약점이 있다.When the scope of information acquisition is reduced to a small local operational scope, small unmanned aerial vehicles are a short-range reconnaissance vehicle for obtaining desired information at a desired point in time. A small unmanned aerial vehicle that can be blown by hand or easily fired from a military vehicle is used as a useful reconnaissance and observation tool in penetrating or deadlocked street fighting of special forces, and is an excellent unmanned information acquisition system that satisfies both low cost and high efficiency. However, small unmanned aerial vehicles are difficult to use in the mountainous terrain due to the low limit, and the flight speed is very slow. Therefore, it is difficult to timely reach the desired point when it is necessary to obtain information urgently.

대형 무인항공기와 소형 무인항공기의 장 단점이 적절히 혼합된 중간 형태의 무인 관측 체계로서, 포탄발사 방식의 무인비행체가 있다. 이것은 포탄(완성탄) 내부에 탑재되어 일단 원하는 지역과 특정 고도까지 급속히 도달한 다음에, 장약 기폭에 의해 방출되어 기구나 낙하산에 의해 천천히 낙하하면서 낙하시간 동안 수집한 관측정보를 무선 전송하는 방식으로서 대형 항공기의 약점인 운용 유연성 문제와 소형항공기의 약점인 관측범위제한 문제를 한꺼번에 해소할 수 있다.As an intermediate type of unmanned observation system in which the shortcomings of a large UAV and a small UAV are properly mixed, there is a shell-launched unmanned aerial vehicle. This is a method that is mounted inside a shell (completed coal) and rapidly reaches a desired area and a specific altitude, and then wirelessly transmits observation information collected during a fall time while being released by a charge bomb and slowly falling by an instrument or parachute. The problem of operational flexibility, which is a weak point of large aircraft, and the limitation of observation range, which is a weak point of small aircraft, can be solved at once.

본 발명과 같은 기술분류에 속하는 아래 선행기술들은 투하되는 폭탄 또는 포탄 발사체를 기반으로 한 전형적인 무인관측 비행체에 대해 소개하고 있다.The following prior arts belonging to the same technical classification as the present invention introduce a typical unmanned aerial vehicle based on a bomb or shell projectile being dropped.

본 발명이 속하는 기술분야(포탄발사식 무인관측 비행체 기술)의 초기 구상단계인 문헌(1)에서부터 가장 최근에 공개된 문헌(6)에 이르기까지 선행기술들이 공개된 순서대로 살펴보면, 문헌들의 순서에 따라 초기개념단계에서 실전응용단계로 점차 구체화되어 온 것을 알 수 있다.From the literature (1), which is the initial conception stage of the technical field (shell-launched unmanned aerial vehicle technology) to the most recently published literature (6), the prior arts are disclosed in the order of disclosure. Therefore, it can be seen that it has gradually been embodied from the initial concept stage to the practical application stage.

그러나, 당해 기술분야의 통상의 기술자가 이들 문헌에만 의존하여 실질적이면서도 안정적으로 성능을 발휘할 수 있는 포탄발사식 무인관측 비행체를 구현하기는 아직까지도 매우 어려운 과제로 남아있다.However, it remains a very difficult task for one skilled in the art to implement a shell-launched unmanned aerial vehicle that can rely solely on these documents to perform substantially and stably.

다시 말해서 상기 선행기술문헌에 기재된 기술내용들을 모두 합쳐 설계한다 하더라도, 기술적으로 극복해야 할 문제가 여전히 많이 남아 있는 상태인 것이다.In other words, even if all the technical contents described in the prior art document are designed in combination, there are still many problems to be overcome technically.

아래에 선행기술문헌에서 소개된 공개 기술들이 갖고 있는 기술적 한계와 문제점들을 구체적으로 살펴본다.The technical limitations and problems of the open technologies introduced in the prior art document are described in detail below.

먼저 오래된 문헌(1)을 살펴보면 탄두전체가 하나의 낙하물체가 되어 패러슈트(낙하산)에 의해 자유낙하 되는, 그야말로 원시적인 개념을 제시하였다. 그러나 실제로는 극히 고속으로 비행하는 무거운 포탄이 그 속에 탑재 가능한 크기의 패러슈트에 의해 활공 및 체공하는 것이 거의 불가능하며 단지 기존의 지연낙하식 투하폭탄과 유사하게 탄착속도와 시간을 약간 늦춰줄 뿐이다.First, the old literature (1) suggests a very primitive concept in which the whole warhead becomes a falling object and is freely dropped by a parachute. In practice, however, heavy shells flying at extremely high speeds are almost impossible to glide and air with parachute-sized parachutes, only slowing the impact speed and time slightly, similar to conventional slow-dropping bombs.

문헌(2)와 문헌(4)는 일단 감속용 드랙슈트에 의해 탄두 감속 후 가벼운 자탄이 분리되어 자탄용 패러슈트에 의해 천천히 낙하하는 개념을 소개하고 있다. 본 발명 또한 이 방식을 채택하고 있지만 문헌 (2),(4)에서는 포탄의 회전에 따른 자탄의 회전을 감쇠시키는 어떠한 기술적 언급도 없을 뿐더러, 자탄의 패러슈트는 여전히 체공이 아닌 단순 낙하지연용으로만 사용되고 있다.Literature (2) and (4) introduce the concept that light bullets are separated by the deceleration drag chute once and then slowly fall down by the paratan chute. The present invention also employs this method, but in Documents (2) and (4) there is no technical mention of damping the rotation of the shells with the rotation of the shells, and the parachute of the shells is still only for simple dropping, not for air. It is used.

문헌(3)은 문헌(2),(4)의 패러슈트가 자탄의 체공시간을 거의 늘려주지 못하는 점을 해결하기 위해 기구방식을 도입하되, 무거운 헬륨용기가 아닌 수소가스 발생 방식을 채택한 것이다. 그러나 문헌(3) 역시, 일반 패러슈트에 비해 가스발생 및 주입장비에 따른 부피와 무게증가가 상당하며 더욱이 강풍이나 적의 공격에 대해 취약한 기구 방식 특유의 약점은 차치하더라도, 자탄의 회전운동과 격리(클러치분리)되기 어려운 가스공급관이 설치된 기구가 감속, 감회전 과정에서 꼬이지 않고 천천히 그리고 완전히 펼쳐지기는 매우 어렵다는 기술적 한계가 있다.Document (3) introduces a mechanism method to solve the problem that the parachute of Documents (2) and (4) hardly increases the airtime of chatan, but adopts a hydrogen gas generation method rather than a heavy helium container. However, Literature (3) also shows a significant increase in volume and weight according to gas generation and injection equipment compared to the general parachute. There is a technical limitation that a device equipped with a gas supply pipe that is difficult to separate is very difficult to unfold slowly and completely without deceleration during deceleration and deceleration.

문헌(5)와 문헌(6)은, 위에 언급한 방식들 중 장점이 있는 것들만을 포괄 기재하면서 자탄에 내장된 프로펠러를 이용하여 체공 비행에 필요한 추진력을 얻는 개념을 더 추가하고 있다. 그러나 이들의 실시예 도면을 자세히 살펴보면 프로펠러를 포함한 비행 메커니즘 설계가 주 발사체인 완성탄(155mm탄)의 유효탑재량을 전혀 고려하지 않고 그야말로 초보적인 개념제시 단계에 머물러 있어 실제로는 기구나 낙하산이 꼬이거나 뒤집어지지 않고 제대로 방출 전개를 완료하기 어렵게 되어 있다. 또한 프로펠러의 크기와 배치구조를 볼 때 유효 추진력이나 안정적인 비행능력을 발휘할 수 있을지는 매우 의심스럽다.Literatures (5) and (6) further include the concept of obtaining the propulsion required for flight flight by using propellers built into the tank, covering only those of the above mentioned advantages. However, if you look closely at the drawings of these embodiments, the flight mechanism design including the propeller does not take into account the effective payload of the finished projectile (155mm), which is the main projectile, and remains at the initial concept presentation stage. It is difficult to complete the release deployment properly without overturning. In addition, the propeller's size and layout make it very suspicious to see its effective propulsion and stable flight capability.

(1) 미국등록특허 US 3,962,537 GUN LAUNCHED RECONNAISANCE SYSTEM(1) United States Patent US 3,962,537 GUN LAUNCHED RECONNAISANCE SYSTEM (2) 미국등록특허 US 5,467,681 CANNON LAUNCHED RECONNAISANCE VEHICLE(2) United States Patent US 5,467,681 CANNON LAUNCHED RECONNAISANCE VEHICLE (3) 일본공개특허 특개평10-085940 가스발생식 고속비상체(3) Japanese Patent Application Laid-Open No. 10-085940 Gas-generated high-speed emergency body (4) 미국등록특허 US 7,283,156 AIRBONE IMAGIMG SYSTEM AND METHOD(4) United States Patent US 7,283,156 AIRBONE IMAGIMG SYSTEM AND METHOD (5) 한국등록특허 10-1005134호 포를 통해 발사되는 적진정찰장치(5) Enemy surveillance system fired through Korean Patent No. 10-1005134 (6) 한국공개특허 10-2011-0092753 포탄형 관측장치(6) Korea Patent Publication 10-2011-0092753 shell type observation device

상술한 포탄발사 비행체 분야의 선행기술들에서 공통적으로 남아있는 문제점은 몇 가지로 요약되며 이들 문제점은 본 기술분야에서 해결되어야만 하는 전반적인 기술과제가 된다. 아래에 이들을 기술체계의 실행 순서대로 소개한다. 참고로 본 발명의 명세서 및 도면에서는 기본적으로 아래에 제시되는 모든 기술과제를 만족하도록 기술되나, 본 발명의 청구범위에서는 본 발명이 출원되는 한국 특허법의 1발명 1출원의 규정에 의해 아래의 기술과제와 해결수단 중 일부만을 청구범위로 하여 축소 기재하고 있음을 미리 밝힌다.Problems that remain common in the prior art in the artillery launch vehicle sector are summarized in several, and these problems become an overall technical problem that must be solved in the art. These are introduced below in the order of execution of the technology system. For reference, the specification and drawings of the present invention are basically described to satisfy all the technical problems set out below, but in the claims of the present invention, the following technical problems are defined by the provisions of the first invention and one application of the Korean Patent Law to which the present invention is applied. And some of the solutions described above are reduced to the claims.

본 명세서가 위와 같이 발명에 기재된 청구범위를 넘어선 해결과제와 과제해결 수단을 명세서 및 도면으로 제시하는 근본 취지는 발명이 실시 가능하도록 기재하여야 하는 작성취지를 만족하기 위함이다. 다시 말해서 실전 운용이 매우 복잡한 본 발명 관측무기 체계를 당해 통상의 기술자가 전체적으로 통합실시 가능할 수 있도록 하여야 본 발명이 기술적 의미를 가진다 할 것이다.The purpose of the present specification is to satisfy the spirit of preparation that the present invention should be described so as to enable the invention to be solved and to solve the problems beyond the claims described in the present invention as a specification and drawings. In other words, the present invention has a technical meaning only if the present invention can be fully integrated with the observation weapon system of the present invention, which is very complicated in practical operation.

따라서, 어느 한 기술단계만 부족하거나 누락되어도 전체 운용의 실패가 확정적일 만큼 매우 집약적인 본 발명 기술분야의 특성을 감안하여 기재된 본 명세서 및 도면의 기재 방법이 본 발명의 청구범위 내용을 넘어서는 것은 본 발명이 최초 출원되는 국가인 한국의 특허법 제42조 조항이나 본 발명이 우선권 주장 출원될 수도 있는 미국의 특허법 35 USC 112 규정을 벗어나지 않고 적법하게 만족하고 있다.Therefore, the description method of the present specification and drawings described in consideration of the characteristics of the technical field of the present invention, which are very intensive enough that the failure of the entire operation is definite even if only one technical step is insufficient or missing, is beyond the scope of the claims of the present invention. They are legally satisfied without departing from the provisions of Article 42 of the Korean Patent Act, the country to which the invention is originally filed, or the provisions of US Patent 112 35 USC, to which the invention may be claimed.

이하에 본 발명에서 해결하고자 하며, 본 발명이 청구하고자 하는 해결수단들이 포함된 포괄적인 기술적 과제를 발명의 작동 순서대로 설명한다.Hereinafter, a comprehensive technical problem which will be solved by the present invention and includes the means to be claimed by the present invention will be described in the order of operation of the invention.

첫째, 주 발사체(완성탄)의 비행속도와 궤도안정을 위한 자체회전속도를 고려할 때 이로부터 방출 분리되는 자탄이 안전하게 패러슈트를 펼쳐 활공에 들어가기 까지는 아주 많은 양의 속도감소와 회전감쇠가 극히 짧은 시간 내에 충분히 이루어져야 한다. 이 같은 자탄이 감속과 감회전 상태가 확보된 안정적 전개가 완료되지 않으면 주 발사체에서 분리된 자탄은 패러슈트를 펼칠 수 없을 정도의 고속 상태에서 엉망으로 헝클어진 운동을 계속하다가 이내 추락하고 말 것이다. 따라서 완성탄은 자탄이 탑재되는 내부 방출구조에서부터 그 같은 감속전개 실패확률을 구조적으로 충분히 낮출 수 있도록 설계되어야만 한다.First, considering the flight speed of the main projectile (completed coal) and its own rotational speed for orbital stabilization, a very large amount of speed reduction and rotation decay is very short before the shot-gun released from it is safely paraglided to enter the gliding. It should be done enough within. If these bullets do not complete a stable deployment with deceleration and deceleration conditions, the bullets that have been separated from the main projectile will continue to fall into ruined motion at high speeds that are unable to unfold the parachute. Therefore, the finished coal must be designed to structurally lower the probability of failure of such deceleration from the internal discharge structure on which the bullet is mounted.

둘째로, 상기와 같은 감속 전개단계가 안전하게 완결되었다 하여도 유효한 임무수행을 위해 충분한 체공시간이 확보되어야 한다.Second, even if the deceleration deployment phase is completed safely, sufficient flight time must be secured for the effective mission.

참고로 기구의 부력에 의한 체공방식은 충분한 체공시간의 확보에는 문제가 없으나 측풍에 대한 공기저항이 크다는 약점이 있다. 따라서 상공의 강풍에 의해 이내 비행자세를 잃어버리거나 강풍에 떠밀려 쉽게 관측지역을 이탈할 수 있어 추천할 만한 방법이 아니다.For reference, the air hole system by buoyancy of the mechanism has no problem in securing sufficient air time, but has a weak air resistance against side winds. Therefore, it is not recommended to lose flight posture due to strong winds in the air, or to easily leave the observation area due to strong winds.

본 발명에서 채택하고 있는 패러포일(parafoil: 날개형 낙하산)을 이용한 체공 및 비행 방식은 충분한 양력과 함께 상대적으로 공기저항이 작은 구조를 갖고 있어 적절한 추진력이 동반될 경우에 선회비행을 계속하면서 관측고도를 유지하며 충분한 체공시간을 확보할 수 있다. 이를 위해 관측자탄의 중량이 경량화되어야 함은 물론, 그 부피도 매우 축소될 필요가 있다. 또한 그 상태에서 실질적으로 패러포일의 항력을 끌고 나갈 수 있을 만큼의 충분한 기하학적 크기를 갖춘 추진력 발생수단을 관측자탄에 탑재할 수 있어야 하며 그 추진 수단은 자탄의 몸체로부터 가능한 멀리 돌출되어 발생하는 추진력이 자탄의 몸체에 막혀 상쇄되지 않아야 한다.The airfoil and flight method using the parafoil (parafoil) adopted in the present invention has a structure with a small air resistance and a sufficient lift force, so that the observation altitude is continued while proper propulsion force is accompanied. Maintain sufficient flight time. For this purpose, not only the weight of the observation bomb should be reduced, but also its volume needs to be greatly reduced. In addition, the propulsion generating means should be able to be mounted on the observer's shell with sufficient geometric size to substantially drag the parafoil's drag in that state. It should not be blocked by the body of the bullet.

세 번째로, 상기와 같은 체공 및 비행 능력을 확보한다 하여도 안전하고 통제 가능한 관측자탄의 비행메커니즘이 확보되어야만 한다. 본 발명의 관측자탄은 모터패러글라이더라는 항공역학적으로 불안정한 구조이면서 동시에 실시간으로 충분한 비행정보 수집이 어려운 초소형 무인비행체라는 약점을 갖고 있다. 예를 들어 GPS수신기 만으로는 관측자탄의 질점계 위치(3차원 공간상의 한 점으로 가정한 위치)정보를 파악할 수는 있어도 관측자탄의 현재 비행자세정보나 패러포일의 받음각 정보 등은 파악하기 어렵다. 이때 특정 고도의 유지를 위한 선회활공 명령을 송신하거나 하강 명령을 송신할 때 패러포일은 쉽게 꼬이거나 접힐 수 있으며 이는 곧 관측자탄의 추락으로 이어질 수 있다. 따라서 비행데이터를 수신하고 새로운 비행지령을 송신하는 과정에서 안정된 상태를 유지하면서 자신의 기체구조와 항공역학적 특성에 잘 맞는, 합리적인 무인 비행제어가 이루어져야 한다.Third, even if the above air and flight capability is secured, a safe and controllable flight mechanism of the observer bullet must be secured. The observer bullet of the present invention has a weak point of being an aerodynamically unstable structure called a motor paraglider and at the same time a very small unmanned aerial vehicle having difficulty in collecting sufficient flight information in real time. For example, the GPS receiver alone can grasp the location of the observation system's point system (assuming a point in three-dimensional space), but it is difficult to grasp the current flight posture information and the angle of attack of the parafoil. At this time, the parafoil can be easily twisted or folded when sending a swing command or a descending command for maintaining a specific altitude, which can lead to the fall of an observer bullet. Therefore, reasonable unmanned flight control, which is well suited to the aircraft structure and aerodynamic characteristics, should be maintained while maintaining a stable state in receiving flight data and transmitting a new flight command.

본 발명의 핵심 기술수단은 위에 설명한 세 가지의 기술과제를 종합적으로 해결하는 데에 초점이 맞춰져 있다.The core technical means of the present invention are focused on comprehensively solving the three technical problems described above.

본 발명은 보편적으로 널리 사용되는 포탄형 발사체, 즉 최대사거리 ~60km, 구경 105~230mm, 포구속도 ~1200m/s, 포구회전수 ~20000rpm, 방출고도 1~8km 범위의 전형적인 용적과 유효탑재량을 가진 강선회전 안정식 포탄에 의해 운용되되, 하나의 완성탄 내부에 관측자탄의 방출, 체공, 유도비행 및 관측에 필요한 모든 구성요소가 통합 탑재되어 발사된다. 그러므로 상기 세 가지의 기술과제 중 어느 한 가지를 해결하기 위해 특정 수단의 허용 체적과 허용 중량을 증가시킨다면 나머지 두 개 과제의 해결수단들을 위한 유효탑재량을 확보하기는 어려워진다.The present invention is a universally used shell projectile, that is, having a typical volume and effective payload in the range of maximum range ~ 60km, aperture 105 ~ 230mm, muzzle velocity ~ 1200m / s, muzzle rotation speed ~ 20000rpm, emission altitude 1-8km Operated by a steel-stable stabilized shell, all components necessary for the release, flight, guided flight and observation of the missile are fired in a single round. Therefore, increasing the allowable volume and allowable weight of a particular means to solve any one of the three technical challenges, it becomes difficult to secure effective payloads for the solutions of the other two problems.

이러한 균형적 측면은 본 발명의 구조적 설계뿐 아니라 방법적 설계에도 고려되어야 할 문제여서, 어느 한가지 과제의 해결단계를 긴 시간 동안 복잡하게 수행한다면 나머지 두 개 과제의 해결을 위한 작동시간의 확보는 어려워진다.This balance aspect is a problem to be considered not only in the structural design of the present invention but also in the method design. If the solving steps of one task are complicated for a long time, it is difficult to secure the operating time for solving the other two tasks. Lose.

그러므로 세 가지의 기술과제를 동시에 해결할 수 있을 만한 밸런스 있는 종합 설계가 필요하다. 이 같은 설계는 중력가속도 기준 20,000G 수준의 내충격 성능을 보유한 배터리, 광학장치, 전자회로모듈 및 센서와 경량 고강성의 몸체소재, 그리고 자탄의 체적과 중량을 충분히 감당할 수 있는 대형 추진프로펠러의 수납구조 확보, 낮은 전력과 저 정보량으로 빠르게 구동될 수 통신 및 비행제어 시스템 등으로 이루어진 유기적인 설계를 말한다.Therefore, there is a need for a balanced overall design that can simultaneously solve three technical challenges. This design has a battery, optical device, electronic circuit module and sensor with a shock resistance of 20,000G based on the acceleration of gravity, a body material of light weight and high rigidity, and a large propeller propeller structure that can cope with the volume and weight of bullet. It is an organic design consisting of communication and flight control system that can be driven quickly with low power and low information.

이하 본 발명을 실시하기 위한 구체적인 내용과 도면을 바탕으로 핵심 기술수단을 상세히 설명한다. 앞서 설명한 바와 같이 본 발명의 청구범위가 1 출원발명의 범위를 만족하기 위하여 상술한 세 가지 기술수단 중 한 분류의 기술수단을 청구하고 있다 하더라도 당해 통상의 기술자가 이를 구현하기 위해서는 아래 본 발명의 전체 내용(상기 1출원발명의 범위에 포함되지 않을지도 모르는)이 모두 필요함은 자명하다. 따라서 이하에서는 나머지 두 가지 해결수단까지 모두 제시하고 있으며, 본 발명의 특허성은 본 발명 청구범위를 수행하기 위한 해결수단 뿐 아니라, 이를 간접 지원하는 나머지 두 가지 해결수단의 어려움까지 감안하여 판단되어야만 한다.Hereinafter, the core technical means will be described in detail based on the detailed description and drawings. As described above, although the claims of the present invention claim the technical means of one of the three technical means described above in order to satisfy the scope of the present invention, those skilled in the art will realize the followings in full It is obvious that all the content (which may not be included in the scope of the above-mentioned first application) is required. Therefore, the following two solutions are proposed, and the patentability of the present invention should be determined in consideration of the difficulty of performing the claims of the present invention as well as the other two solutions for indirectly supporting the present invention.

본 발명은, 그 자체로 통합 시스템의 일부를 차지하면서 명세서 및 도면으로부터 암시되는 수많은 예측 불가능한 파급효과가 존재할 수 있다. 이 중 쉽게 파악될 수 있는 고도의 효과는 다음과 같다.The present invention may exist in a number of unpredictable ramifications, implying from the specification and drawings, while occupying part of an integrated system by itself. Among these, high-level effects that can be easily identified are as follows.

먼저, 기폭압 전달판(15)과 자탄수납통(22), 그리고 추가된 수납통 분리부(24) 설계에 의한 다단 분리를 통해 종래의 단순 낙하분리식이나 1단 장약기폭 분리식 구조에 비해 초기 방출단계에서 훨씬 큰 감속 전개과정을 구현할 수 있다. 이는 관측자탄(100)에 탑재되는 패러포일(130)과 패러로프(131) 등을 좀 더 가볍고 얇게 설계할 수 있어 체공능력을 크게 향상시킬 수 있음은 물론 패러포일을 펼치는 전개과정의 실패율을 크게 낮추는 효과가 있다.First, through the multi-stage separation by the detonation pressure transfer plate 15, the magnetic storage container 22, and the additional storage container separator 24 design, compared with the conventional simple drop separation type or single-stage charge separation structure. A much larger deceleration process can be implemented in the initial release stage. This makes it possible to design the parafoil 130 and the para rope 131 mounted on the observer 100 more lightly and thinly, which can greatly improve the air capacity and greatly increase the failure rate of the unfolding process. It has a lowering effect.

다음으로, 본 발명 특유의 수직돌출 전개식 프로펠러(120)와 회전지지대의 고정턱 역할을 겸하는 조종모터(127)는 관측자탄(100)의 최대직경을 능가하는 회전반지름을 갖는 대구경 프로펠러의 장착을 가능하게 하므로 패러포일을 끌고 앞으로 나아가는 실질적인 선회비행 능력을 보유할 수 있으며 이는 곧 유효관측시간을 크게 연장시켜 주는 효과가 있다.Next, the control motor 127, which serves as a fixed jaw role of the vertical protrusion deployment type propeller 120 and the rotation support peculiar to the present invention, can be mounted with a large diameter propeller having a rotation radius exceeding the maximum diameter of the observer bullet 100. This makes it possible to hold the parafoil and to have substantial turning capability to move forward, which greatly extends the effective observation time.

추가로, 중간덮개판(113)에 의해 추진장치 및 패러포일의 불필요한 흔들림과 미소 움직임과 격리되는 본 발명 특유의 비행제어구조는 질점계 위치정보를 감지하는 GPS수신기와 6축좌표계 자세정보를 감지하는 자체센서로 이원화된 비행제어구조를 채택할 수 있어 따라서 전력소모가 최소화되는 비행알고리즘 구현이 가능할 뿐 아니라 고도유지 및 패턴비행이 가능한 자율조종시스템을 구축할 수 있다. 따라서 여분의 동력을 관측모듈 및 유도비행제어 모듈에 그만큼 더 많이 할당할 수 있으므로 보다 뛰어난 관측능력과 임무수행능력을 보유한 관측자탄(100)의 구현이 가능한 효과가 있다.In addition, the flight control structure peculiar to the present invention, which is isolated from unnecessary shaking and minute movements of the propulsion device and the parafoil by the intermediate cover plate 113, detects the position information of the GPS receiver and the six-axis coordinate system that detects the point system location information. By adopting the dual flight control structure with its own sensor, it is possible not only to implement the flight algorithm that minimizes power consumption, but also to build an autonomous steering system that can maintain altitude and pattern flight. Therefore, since the extra power can be allocated to the observation module and the guidance flight control module as much as that, the observation charcoal 100 having superior observation ability and mission performance can be implemented.

도 1은 본 발명 관측자탄을 이용한 관측방법을 포괄적으로 나타낸 임무개념도.
도 2는 도 1의 임무개념을 단계별로 설명한 임무흐름도.
도 3은 본 발명 관측자탄의 방출 및 초기 감속 구조를 나타낸 그림.
도 4는 도 3의 단계 이후에 자탄수납통으로부터 관측자탄이 추가 감속 및 방출되는 구조를 나타낸 그림.
도 5는 본 발명 관측자탄의 제1실시예가 탑재된 자탄수납통의 내부 절개도.
도 6은 본 발명 관측자탄의 제2실시예를 나타낸 외형사시도.
도 7은 제2실시예의 4면도.
도 8은 제2실시예의 분해도.
도 9는 제2실시예의 추진장치 돌출과정을 단계별로 나타낸 작동상태도.
도 10은 제2실시예의 후방사시도 및 부분절개도.
도 11은 본 발명 관측자탄의 제3실시예를 나타낸 내부 구조도.
도 12는 제2실시예의 시제품 촬영사진.
도 13, 14는 제2실시예의 패러포일 전개상태를 도시한 전후방사시도.
도 15는 본 발명 관측자탄의 비행제어 및 유도 방법을 단계별로 설명한 흐름도.
도 16~18은 도 15의 단계에 따라 유도비행을 수행하는 본 발명 관측자탄의 비행자세를 설명한 정면도와 측면도.1 is a conceptual diagram illustrating a comprehensive observation method using the present invention bullet;
2 is a mission flow diagram illustrating the mission concept of FIG.
Figure 3 is a view showing the emission and initial deceleration structure of the present invention observation bullet.
Figure 4 is a view showing a structure in which the observation shell is further decelerated and released from the shell container after the step of Figure 3;
Figure 5 is an internal cutaway view of the shell box is mounted with the first embodiment of the present invention observer.
Figure 6 is an external perspective view showing a second embodiment of the present invention observation bullet.
7 is a four side view of the second embodiment;
8 is an exploded view of a second embodiment;
Figure 9 is an operating state diagram showing step by step protruding process of the second embodiment.
Fig. 10 is a rear perspective view and a partial cutaway view of a second embodiment.
11 is an internal structural view showing a third embodiment of the present invention bullet;
12 is a prototype photographing picture of the second embodiment.
13 and 14 are front and rear perspective views showing a parafoil deployment state of the second embodiment;
15 is a flowchart illustrating step by step the flight control and guidance method of the present invention observation bullet.
16 to 18 is a front view and a side view illustrating the flight attitude of the observer bullet according to the present invention performing guided flight according to the step of FIG.

상술한 본 발명의 과제 해결수단을 기술적으로 뒷받침하기 위하여 도면에 포함된 본 발명의 실시예들을 참조하여 상세히 설명한다.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The above and other objects, features and advantages of the present invention will become more apparent from the following detailed description of the present invention when taken in conjunction with the accompanying drawings.

다만 아래에 설명될 적어도 3가지의 실시예 들에서 특정 전문용어로 표현된 구성요소들과 이들의 결합구조가 본 발명에 포괄적으로 내재된 기술사상을 제한하는 것은 아니다.However, in at least three embodiments to be described below, components expressed in specific terminology and combinations thereof are not intended to limit the technical concept inherent in the present invention.

본 발명의 전체적인 운용시스템을 이해하기 위해서, 도 1, 도 2가 제시된다. 도 1은 본 발명 관측자탄을 이용한 관측방법을 포괄적으로 나타낸 임무개념도이며 도 2는 그 임무개념을 단계별로 설명한 임무흐름도.In order to understand the overall operating system of the present invention, FIGS. 1 and 2 are presented. 1 is a mission conceptual view showing a comprehensive observation method using the present invention observation bullet, Figure 2 is a mission flow diagram illustrating the mission concept step by step.

관측자탄(100)은 방출탄(20: 도 3참조)의 형태로 완성탄(10)에 적재되어 발사되고, 상기 완성탄(10) 내부 장약(14)의 기폭작용에 의해 방출되며, 감회전날개(23)와 드랙슈트(27)에 의해 감회전 및 감속된다. 이후 패러포일을 전개하여 모터패러글라이더 방식으로 설정된 목표고도와 목표위치에서 선회 체공하면서 장시간 관측을 수행하게 된다. 종래의 기술들은 관측 시간의 핵심이 되는 선회체공이 사실상 불가능하거나 극히 어려웠으며 이 부분을 가능하게 하는 것이 본 발명의 기술핵심 중 하나이다.Observer 100 is loaded on the finished coal 10 in the form of discharged carbon 20 (see FIG. 3) and fired, released by the detonation action of the internal charge 14 of the finished coal 10, and decelerating. The blade 23 and the drag chute 27 are rotated and decelerated. After that, the parafoil is unfolded to make a long observation while turning at the target altitude and the target position set by the motor paraglider method. Conventional techniques have been virtually impossible or extremely difficult for the turning hole, which is the core of observation time, and making this possible is one of the technical cores of the present invention.

본 발명 관측자탄을 이용하는 관측방법은 도 2는 임무시초, 즉 임무장입에서 최종 임무완료 단계인 자폭 단계까지 매우 자세히 설명될 수 있다. 그러나 이중 종래기술과 차별화된 핵심 단계를 살펴보면 먼저 감회전날개(23)와 드랙슈트(27)가 분리되는 관측자탄(100) 방출단계와; 다음으로 패러포일(130)이 펼쳐지고, 상기 패러포일(130)에 의해 추진장치가 돌출 기립되며 상기 관측자탄(100)의 자세가 안정될 때까지 무동력으로 낙하하는 활공단계; 그리고 GPS신호를 수신하여 3차원 위치를 파악하고 상기 돌출 기립된 추진장치의 추진모터(121)와 조종모터(127)를 작동하여 목표위치에 도달하는 동력비행단계; 추가로 목표위치에 도달 후 상기 추진모터(121)에 의한 상기 패러포일(130)의 전진 비행에 의해 양력을 확보하고, 상기 추진모터(121)와 상기 조종모터(127)에 의한 상기 패러포일(130)의 선회 비행에 의해 고도를 유지하면서 관측을 수행하는 관측단계;를 순차적으로 포함하여 구성되는 것이 특징이다. 이때 상기 관측단계는 상기 관측자탄(100)의 하부에 고정 배치된 촬영렌즈의 영상정보 수집에 의해 주로 이루어진다.In the observation method using the present invention, an observation method of FIG. 2 may be described in detail from the beginning of a mission, that is, from a mission charge to a self-destructive step of a final mission completion step. However, when looking at the core stages differentiated from the prior art, first, the demagnetizing wing 23 and the drag chute 27 are separated from the observation charcoal 100; Next, the parafoil 130 is unfolded, the propelling device is protruded by the parafoil 130, the gliding step of falling in a non-powered until the attitude of the observer bullet 100 is stabilized; And receiving a GPS signal to determine the three-dimensional position and the power flight step of reaching the target position by operating the propulsion motor 121 and the control motor 127 of the protruding standing propulsion device; Further, after reaching the target position, the lifting force is secured by the forward flight of the parafoil 130 by the propulsion motor 121, and the parafoil by the propulsion motor 121 and the control motor 127 ( The observation step of performing observation while maintaining the altitude by the turning flight of 130) is characterized in that it comprises a sequence. In this case, the observation step is mainly performed by collecting image information of a photographing lens fixedly disposed below the observation charcoal 100.

흐름도 상에서 자탄결합체는 아래에 추가 설명하겠지만 방출탄(20)에서 전방구조체(21)와 드랙슈트캡(26)을 뺀 모듈에 해당한다.The magnetic coupling body in the flow chart will be described further below, but corresponds to a module without the front structure 21 and the drag chute cap 26 from the discharged coal 20.

자탄결합체의 방출시점은 기폭신관(13)의 작동시점이 되며 타이머로 작동되는 신관의 작동시점은 완성탄(10)의 제조시에 미리 입력될 수도 있으나, 보통은 임무특성이나 작전의 요구조건에 맞게 프로그래밍 되어 지상장비에 의해 포탄의 발사 전에 입력된다.The release time of the magnetic coupling body is the operation time of the detonation fuse 13 and the operation time of the fuse actuated by the timer may be input in advance at the time of manufacture of the finished coal 10, but it is usually in accordance with the mission characteristics or operational requirements. It is programmed properly and entered by the ground equipment before the shell is fired.

이를 위해서 다양한 신관 작동데이터의 입력방법, 다시 말해 신관 데이터의 장입방법이 개발되어 있으며, 대표적인 신관 데이터의 장입방식으로는 신관의 제조시에 미리 기본적인 폭발패턴을 입력해두는 제조자 입력방식과, 발사 전 신관에 설치된 조작 다이얼을 직접 돌려서 작동데이터를 입력하는 수동 장입방식, 그리고 발사 전후에 신관의 제어부에 전기신호를 전송하여 데이터를 입력하는 원격 장입방식 등이 있다.To this end, various fuse operation data input methods have been developed, that is, a method of charging fuse data has been developed. The typical fuse data charging method includes a manufacturer input method in which a basic explosion pattern is input before the fuse is manufactured, and before launch. Manual charging method for directly inputting operation data by directly turning the operation dial installed in the fuse, and remote charging method for inputting data by transmitting an electric signal to the control unit of the fuse before and after launch.

도 3은 본 발명 관측자탄의 방출 및 초기 감속 구조를 나타낸 그림이다. 도 3으로부터 탄두부에 기폭신관(13)이 장입되고 그 안쪽에 기폭용 장약(14)이 충진되며 분리 가능한 탄저(12)와 공동부가 형성된 탄통(11)이 형성된 완성탄(10)의 구조를 잘 알 수 있으며 관측자탄(100)은 방출탄(20)의 형태로 탄통에 삽입되어 방출된다.Figure 3 is a view showing the emission and initial deceleration structure of the observation shell of the present invention. 3, the structure of the finished coal 10 in which a detonation tube 13 is inserted into the warhead part and the detonation charge 14 is filled therein and a detachable tank 12 and a barrel 11 in which a cavity is formed are formed. As can be seen, the observer bullet 100 is inserted into the barrel in the form of a bullet 20 to be discharged.

도 3을 바탕으로 본 발명 관측자탄(100)의 감속 전개구조를 설명한다.Based on FIG. 3, the decelerated deployment structure of the present invention observation bullet 100 will be described.

먼저 완성탄(10)은 내부에 장약(14)의 기폭압에 의해 작동하는 기폭압 전달판(15)을 구비하며, 완성탄의 탄통(11)에는 전방구조체(21)와, 상기 관측자탄(100)이 수납된 자탄수납통(22)과, 드랙슈트캡(26)이 순차적으로 결합 구성되는 방출탄(20)이 수납된다. 이때 기폭압 전달판(15)은 장약(14)의 기폭 시에 상기 방출탄(20)을 기폭화염과 차단된 상태에서 완성탄(10) 외부로 방출하게 된다.First, the finished coal 10 includes an explosion-pressure transmission plate 15 operated by the explosion pressure of the charge 14 therein, and the barrel 11 of the finished coal has a front structure 21 and the observer bullet ( The self-tanking container 22 in which 100 is housed, and the discharge coal 20 in which the drag chute cap 26 is sequentially configured are accommodated. At this time, the detonation pressure transfer plate 15 releases the discharged coal 20 to the outside of the finished coal 10 in a state in which the discharge coal 20 is blocked from the detonation flame at the detonation of the charge 14.

또한 전방구조체(21)는, 기폭압 전달판(15)의 가압력을 소정의 허용강도 이하로 상기 자탄수납통(22)에 전달할 수 있도록 상기 소정의 허용강도 이상에서 소성변형 가능한 구조로 형성되는 것이 바람직하다. 장약의 폭발력을 고르게 전달해 주는 것은 기폭압 전달판(15)이며 장약이 지나치게 강하게 폭발하여도 자탄수납통(22)과 그 내부의 관측자탄 정밀장비를 보호해 주는 것은 전방구조에(21)의 변형 가능한 구조이다. 전방구조체의 재질은 경량인 알루미늄 합금(aluminium alloy) 외에, SUS, 고장력강(high tension steel)등 다양한 금속을 들 수 있다. 포탄의 속도 스핀으로 대표되는 완성탄의 발사제원과 자탄수납통 및 드랙슈트 등의 유효 하중(pay-load)으로부터 역으로 계산하여 적정 충격 이상에서 변형되어 관측자탄을 보호하도록 설계된다.In addition, the front structure 21 is formed in a structure capable of plastic deformation above the predetermined allowable strength so as to transmit the pressing force of the detonation pressure transfer plate 15 to the magnetic container 22 below a predetermined allowable strength. desirable. The explosion delivery plate 15 delivers the explosive force of the charge evenly, and the protection of the shell container 22 and the precision of the observation shell inside it is modified to the front structure (21) even if the charge explodes too strongly. Possible structure. The material of the front structure may include various metals such as SUS and high tension steel, in addition to a lightweight aluminum alloy. It is designed to protect the observer's bullets by inversely calculating it from the payload of the finished shot represented by the shell's velocity spin, and pay-load of the shell container and the drag suit.

한편 상기 자탄수납통(22)의 외주면에는 원심력에 의해 자동으로 펼쳐지는 복수의 감회전날개(23)가 더 결합되며, 또한 상기 자탄수납통(22)의 양 끝단면 중 탄저(12)쪽 면에는 드랙슈트(27)를 내장하고 방출 시 즉각 분리 가능한 드랙슈트캡(26)이 더 결합된다.On the other hand, the outer circumferential surface of the shell container 22 is further coupled to the plurality of rotary blades 23 that are automatically unfolded by the centrifugal force, and also the surface of the anthrax 12 side of both ends of the shell container 22 The drag chute 27 has a built-in drag chute cap 26 is detachable immediately upon release.

도 4는 도 3의 단계 이후에 자탄수납통으로부터 관측자탄이 추가 감속 및 방출되는 구조를 나타낸 그림이며 도 5는 본 발명 관측자탄의 제1실시예가 탑재된 자탄수납통(22)을 절개한 그림이다.4 is a view showing a structure in which the observer bullet is further decelerated and released from the shell container after the step of FIG. 3, and FIG. 5 is a view of the shell container 22 mounted with the first embodiment of the present invention shell. to be.

자탄수납통(22)의 외주면에는 완성탄(10)으로부터 영향받은 고속의 회전상태를 감소시키기 위한 감회전날개(23)가 2~5장 마련될 수 있다. 보통 3장 정도의 감회전 날개가 원심력에 의해 펼쳐지고 회전반대방향으로 강한 공기저항을 유발하여 완성탄의 초기 포구회전속도를 최대 18000rpm에서 약 300~400rpm까지 떨어뜨리게 된다.On the outer circumferential surface of the shell container 22, two to five reduction blades 23 for reducing the high-speed rotation state affected by the finished coal 10 may be provided. Normally, about three reduction rotor blades are unfolded by centrifugal force and cause strong air resistance in the opposite direction of rotation, which reduces the initial traverse speed of the finished coal from about 18000rpm to about 300 ~ 400rpm.

감회전 작용과 동시에 감속작용을 수행하는 드랙슈트(27)는 안정적인 탄도곡선을 유지하면서 적절히 초기감속될 수 있도록 가운데가 뚫린 원추형 낙하산이 적합하다.The drag chute 27 which performs the deceleration action at the same time as the deceleration action is preferably a conical parachute having a central hole so that the initial deceleration can be appropriately decelerated while maintaining a stable ballistic curve.

드랙슈트(27)는 자탄수납통(22)에 결합되되, 자탄수납통의 고속 스핀상태로부터 보호될 수 있도록 자탄수납통(22)의 회전운동과 단절된 드랙슈트연결판(25)을 통해 간접적으로 결합될 필요가 있다.The drag chute 27 is indirectly coupled to the shell container 22 through the drag chute connecting plate 25 disconnected from the rotational movement of the shell container 22 so as to be protected from the high-speed spin state of the shell container. Need to be combined.

한편 드랙슈트(27)는 물론 자탄수납통(22)까지, 관측자탄(100)을 감싸고 있는 모든 장비들은 자신의 역할을 다한 후에는 관측자탄(100)을 마지막까지 감속 및 감회전 시키는데 기여하면서 효과적으로 이탈되어야 한다.On the other hand, not only the drag suit 27 but also the tank container 22, all the equipment surrounding the observer shell 100, after fulfilling their role, effectively contributes to decelerating and decelerating the observer shell 100 to the end. Should be dismissed.

이를 위해 상기 자탄수납통(22)과 상기 드랙슈트연결판(25) 간의 결합부에는 수납통 분리부(24)가 더 형성된다.To this end, a coupling portion separating portion 24 is further formed at the coupling portion between the magnetic container 22 and the drag chute connecting plate 25.

도 3을 참조하면 상기 수납통 분리부(24)에는 상기 자탄수납통(22)을 밀어내는 방향으로 분리압력이 작용하고 있음을 알 수 있다.Referring to FIG. 3, it can be seen that the separating pressure is applied to the container separating portion 24 in the direction in which the magnetic container 22 is pushed out.

또한 도 4를 참조하면 상기 수납통 분리부(24)의 분리압력은 자탄수납통(22)에 내장된 관측자탄(100)에는 테두리 분리구조, 다시 말해 수납통 테두리 부분에 가는 링 모양으로 분리폭약을 장입한 구조가 더 형성될 수 있으며 또는 드랙슈트연결판(25)과 자탄수납통(22)간 결합부위에 볼트 등으로 장착되고 있던 고정핀을 날려버리는 분리폭약을 점점이 장입한 구조로 형성될 수 있다.In addition, referring to Figure 4, the separation pressure of the container separation unit 24 is separated into a ring-shaped structure, that is, a ring-shaped thin section on the frame of the observation shell 100, which is embedded in the shell container 22, It may be formed into a structure that is charged or formed into a structure in which the separation explosives that blow off the fixing pin that was mounted with bolts or the like on the coupling portion between the drag chute connecting plate 25 and the shell container 22. Can be.

위와 같은 감속구조에 따라 가장 안쪽에 내장되어 있던 관측자탄은 최후에 수납통 분리부(24)의 분리(폭발)압력에 따라 자탄수납통(22)이 튀어나가는 운동의 반발력에 의해 2단계 째 추가 감속된다.According to the deceleration structure as described above, the second round of observer bombs were added to the second stage by the repulsive force of the movement of the shell container 22 popping out according to the separation (explosion) pressure of the container separator 24. Slows down.

이를 작동단계별로 자세히 살펴본다.Take a closer look at this by operation stage.

본 발명 관측자탄(100)이 종래감속전개 방법에 특징적인 장점을 갖고 있는 부분을 단계적으로 기술하면,When the observer bullet 100 according to the present invention has a step-by-step description of a part having advantages that are characteristic of the conventional deceleration deployment method,

먼저 완성탄(10)의 장약(14) 기폭에 의해 기폭압 전달판(15)을 탄저(12) 쪽으로 밀어내는 방출단계;가 수행되고 다음으로 기폭압 전달판(15)의 가압력에 의해 방출된 자탄수납통(22)에 결합된 감회전날개(23)가 펼쳐지는 감회전단계;가 수행되며 그 다음으로 자탄수납통(22)의 회전운동과 단절된 드랙슈트연결판(25)을 거쳐 상기 자탄수납통(22)에 부착 결합된 드랙슈트(27)가 펼쳐지는 감속1단계와; 상기 자탄수납통(22)과 상기 드랙슈트연결판(25) 간 결합부에 형성된 수납통 분리부(24)가 작동하여 상기 자탄수납통(22)과 상기 드랙슈트연결판(25)을 분리시키는 감속2단계와; 상기 드랙슈트연결판(25)에 밀착된 관측자탄(100)이 분리 방출되면서 패러포일(130)이 펼쳐지는 전개단계;를 순차적으로 포함하게 된다.First, the ejecting step of pushing the detonation pressure transfer plate 15 toward the anthracite 12 by detonation of the charge 14 of the finished coal 10; and then is released by the pressing force of the detonation pressure transfer plate 15 A reduction step in which the reduction blade 23 coupled to the shell container 22 is unfolded; and the shell storage is then carried out through the drag chute connecting plate 25 disconnected from the rotational movement of the shell container 22. A first step of deceleration in which the drag chute 27 attached to the barrel 22 is unfolded; A storage container separation unit 24 formed at a coupling portion between the magnetic container 22 and the drag chute connecting plate 25 is operated to separate the magnetic container 22 and the drag chute connecting plate 25. Deceleration 2; As the observation charcoal 100 in close contact with the drag chute connecting plate 25 is separated and released, a deployment step in which the parafoil 130 is unfolded; is sequentially included.

이때 상기 감속2단계는 상기 감회전단계에 의해 상기 자탄수납통(22)의 회전속도가 분당 400회전 아래로 감소하였을 때 수행되는 것이 바람직하다. 감속2단계의 기술적 의미는 앞서 기술한 바와 같이 자탄수납통의 이탈에 따른 반발력을 한번 더 감속에 이용할 수 있다는 의미와 함께, 드랙슈트연결판(25)의 급속 이탈에 따라 여기에 밀접하게 접해 있는 패러포일(130) 또한 급속도로 전개 가능하다는 의미가 있다. 어느 쪽이든 매우 뛰어난 감속단계 수행에 기여하게 되며 이는 곧 원뿔형 낙하산보다 불안정한 패러포일(130)의 안정적 초기비행에 도움을 준다. At this time, the deceleration step 2 is preferably performed when the rotational speed of the magnetic container 22 is reduced below 400 revolutions per minute by the deceleration step. The technical meaning of the second step of deceleration means that the repulsion force of the departure of the container can be used for deceleration once again as described above, and is in close contact with the rapid release of the drag chute connecting plate 25. Parafoil 130 also means that it can be deployed rapidly. Either way, it contributes to a very good deceleration step, which helps to ensure a stable initial flight of the parafoil 130 which is more unstable than the conical parachute.

위와 같이 방출, 감속 및 감회전, 전개된 관측자탄(100)의 구체적인 구성과 그 결합구조를 살펴본다.Examine the specific configuration and coupling structure of the observation charcoal 100, the emission, deceleration and deceleration as described above.

도 6은 본 발명 관측자탄의 제2실시예를 나타낸 외형사시도이다. 제2실시예는 본 발명의 핵심 실시예로서 도 7의 4면도, 도 8의 분해도 등을 통해 각 구성을 좀 더 자세히 알 수 있다.Figure 6 is an external perspective view showing a second embodiment of the present invention observation bullet. Second embodiment is a core embodiment of the present invention can be seen in more detail through the four views of Figure 7, the exploded view of FIG.

제2실시예의 관측자탄(100)은, 회전운동에 의해 돌출 기립 가능한 추진장치가 수납된 추진장치수납부(112)와; 상기 추진장치수납부(112)의 아래쪽에 결합되며 상기 추진장치를 회전 가능하도록 고정하는 중간덮개판(113)과; 상기 중간덮개판(113)의 아래쪽에 배치되는 비행제어회로; 및 상기 추진장치수납부(112)의 위쪽에 배치되며 상기 추진장치와 연결되는 패러포일(130);을 포함하여 구성된다.Observation shell 100 of the second embodiment, the propulsion device storage unit 112, the propulsion device is accommodated protruding standing by the rotational movement; An intermediate cover plate 113 coupled to the lower side of the propulsion device housing 112 and fixing the propulsion device to be rotatable; A flight control circuit disposed below the intermediate cover plate 113; And a parafoil 130 disposed above the propulsion device housing 112 and connected to the propulsion device.

또한 프로펠러(120)는 추진장치수납부(112)의 상단에 수평으로 배치된 상태에서 수직으로 돌출되며, 그 지름은 상기 추진장치수납부(112)의 최대반지름보다 같거나 크게 형성된다.In addition, the propeller 120 is protruded vertically in a state arranged horizontally on the upper end of the propulsion device housing 112, the diameter is formed equal to or larger than the maximum radius of the propulsion device housing 112.

제2회전지지대(123)의 상단에는 프로펠러(120)의 최대 높이보다 높게 돌출되는 프로펠러보호망(126)이 더 형성되며, 도 13~14에 도시된 바와 같이 패러포일(130)은 패러로프(131)을 통해 상기 제2회전지지대(123)에 연결되되, 상기 프로펠러보호망(126)을 중심으로 상기 프로펠러(120)의 반대쪽에 배치된다.The upper end of the second rotary support 123 is further formed with a propeller protection net 126 protruding higher than the maximum height of the propeller 120, the parafoil 130 is a para rope 131 as shown in Figs. Is connected to the second rotary support 123 through), it is disposed on the opposite side of the propeller 120 around the propeller protection net 126.

도 9는 제2실시예의 추진장치 돌출과정을 단계별로 나타낸 것인데 고정식의 대구경 프로펠러(120)을 장비하고 상당히 큰 부피의 추진모터(121)와 조종모터(27: 2way 이상의 서보 모터)를 장비하고 있음에도 불구하고 매우 컴팩트한 크기로 수납될 수 있음을 알 수 있다.Figure 9 shows the step of protruding the propulsion device of the second embodiment step by step is equipped with a fixed large-diameter propeller 120 and equipped with a fairly large volume of the propulsion motor 121 and the control motor (27: more than 2way servo motor). Nevertheless, it can be seen that it can be stored in a very compact size.

제2실시예의 추진장치는, 회전운동에 의해 돌출 기립되는 제1회전지지대(122)와; 상기 제1회전지지대(122)에 연결되며 상기 패러포일(130)에 의해 회전하여 돌출 기립되는 제2회전지지대(123);를 더 포함하여 구성되며 상기 제2회전지지대(122)에는 추진모터(121)와 그 회전축에 연결되는 프로펠러(120)가 더 결합되며 패러포일(130)을 제어하는 조종모터(127)가 더 배치된다.The propulsion device of the second embodiment includes: a first rotary support 122 protruding from the rotary motion; And a second rotation support 123 connected to the first rotation support 122 and rotating by the parafoil 130 to stand and protrude. The propulsion motor is further included in the second rotation support 122. 121 and a propeller 120 connected to the rotation shaft are further coupled, and a steering motor 127 for controlling the parafoil 130 is further disposed.

제1회전지지대(122)는 상기 중간덮개판(113)과 서로 0°~90° 범위 이내로 회전 운동하도록 구속 연결되고, 제2회전지지대(123)는 상기 제1회전지지대(122)와 서로 0°~180° 범위 이내로 회전 운동하도록 구속 연결된다.The first rotary support 122 is connected to the intermediate cover plate 113 to be constrained to rotate within the range of 0 ° ~ 90 °, the second rotary support 123 is 0 with each other the first rotary support 122 It is restrained to engage in rotational movement within the range of ° ~ 180 °.

상기 중간덮개판(113)에는 케이블관통공(114)이 형성되어, 아래쪽 케이스 내부에 배치될 비행제어회로와 상기 비행제어모터(127)가 서로 케이블 연결The intermediate cover plate 113 is formed with a cable through-hole 114, the flight control circuit to be disposed inside the lower case and the flight control motor 127 is connected to each other cable

이때 도시된 바와 같이 상기 제1회전지지대(122)와 상기 제2회전지지대(123)가 돌출 기립된 상태일 때 상기 회전축에서 상기 추진장치수납부(112) 상단까지의 거리는 상기 관측자탄(100)의 최대반지름 보다 같거나 크게 형성된다. 결국 본 발명 제2실시예는 통상의 완성탄에 탑재 가능한 원통형 자탄에서 자탄 부피에서, 작동신뢰성이 매우 뛰어난 돌출기립구조에 의해 가장 커다란 크기의 프로펠러를 장비할 수 있는 것이다.In this case, when the first rotary support 122 and the second rotary support 123 are protruding, the distance from the rotary shaft to the upper end of the propulsion device storage unit 112 is the observer charcoal 100. It is formed equal to or larger than the maximum radius of. As a result, the second embodiment of the present invention can be equipped with the propeller of the largest size by the protruding standing structure which is very excellent in operating reliability in the volume of the bullet in the cylindrical shell which can be mounted on the normal finished coal.

도 10은 제2실시예의 후방사시도 및 부분절개도를 나타낸 것이다.10 shows a rear perspective view and a partial cutaway view of a second embodiment.

도 10에 도시된 바와 같이 추진장치(Propulsion apparatus)는 추진장치수납부(112)에 프로펠러를 제외한 나머지 대부분이 접힌 상태로 수납될 수 있다.As shown in FIG. 10, the propulsion apparatus may be accommodated in a state in which most of the propulsion apparatus is folded in the propulsion apparatus storage unit 112 except for the propeller.

상기 추진장치를 안착 고정하는 중간덮개판(113)은 상기 추진장치수납부(112)의 아래쪽에 결합된다. 절개된 중간케이스(115)와 하부케이스(116) 공간, 즉 중간덮개판(113)의 아래쪽 공간에는 비행 및 통신제어모듈과 관측모듈이 적절히 탑재될 수 있다. 가장 아래쪽이 촬영렌즈가 위치해야 하므로 관측모듈이 아래쪽, 추진장치와 케이블 연결이 쉬운 그 위쪽이 FCS(Flight Control System) 회로모듈이 탑재되는 것이 좋다. Intermediate cover plate 113 for seating and fixing the propulsion device is coupled to the lower side of the propulsion device housing 112. The flight and communication control module and the observation module may be appropriately mounted in the space of the cut middle case 115 and the lower case 116, ie, the space below the middle cover plate 113. Since the photographing lens should be located at the bottom, it is recommended that the observation module be mounted at the bottom, and the FCS (Flight Control System) circuit module at the top of which is easily connected to the propulsion device and the cable.

도 11은 본 발명 관측자탄의 제3실시예를 나타낸 내부 구조도이다. 제2실시예와는 추진장치의 프로펠러(120) 부분이 고정식으로 형성된 것이 다르다. 중간 덮개판(113)의 케이블관통공(114) 형상이나 배터리의 위치 등은 제1~제3 실시예를 통해 적절히 설계 변경될 수 있을 것이다. 공통적인 것은 내부 구성모듈의 종류와 기능이 된다.11 is an internal structural view showing a third embodiment of the present invention bullet; Unlike the second embodiment, the propeller 120 portion of the propulsion device is fixedly formed. The shape of the cable through hole 114 or the position of the battery of the intermediate cover plate 113 may be appropriately changed in design through the first to third embodiments. Common to these are the types and functions of internal components.

도 11을 통해 제1~3실시예에서 공통적인 전자제어 회로모듈을 설명한다.11 illustrates a common electronic control circuit module in the first to third embodiments.

중간덮개판(113)의 바로 아래쪽에는 통신모듈 및 비행제어회로가 배치되되, 상기 통신모듈은 상기 관측자탄(100)의 질점계 위치정보를 감지하는 GPS수신기를 탑재하며, 상기 비행제어회로는 상기 관측자탄(100)의 6축좌표계 자세정보를 감지하는 복수의 센서들을 탑재하여 각각 위치정보와 자세정보를 수집한 다음, 이를 전자적으로 통합하여 처리하도록 구성된다.A communication module and a flight control circuit are disposed immediately below the middle cover plate 113, and the communication module is equipped with a GPS receiver for detecting the point system position information of the observer bullet 100, and the flight control circuit is the observation. It is equipped with a plurality of sensors for detecting the posture information of the six-axis coordinate system of the chatan 100 to collect the position information and attitude information, respectively, and then electronically integrated to process.

한편 비행제어회로는, 케이블관통공(114)이 형성된 중간덮개판(113)에 의해 상기 추진장치의 돌출기립운동 또는 회전진동(펄럭임)운동과 격리된 상태로 배치되며, 상기 복수의 센서들과 GPS수신기에 의해 상기 관측자탄(100)의 현재자세 및 현재위치를 감지하여 상기 추진모터(121)와 상기 조종모터(127)를 작동시킨다.Meanwhile, the flight control circuit is disposed in a state of being separated from the projecting standing motion or the rotational vibration (flip) motion of the propulsion device by the intermediate cover plate 113 on which the cable through hole 114 is formed, and the plurality of sensors. The propulsion motor 121 and the steering motor 127 are operated by detecting a current position and a current position of the observation bullet 100 by a GPS receiver.

복수의 센서들은 3축 회전좌표계의 각가속도를 감지하는 전자회로식 3축자이로와, 3축 직교좌표계의 운동가속도를 감지하는 전자회로식 3축가속도계를 포함하여 구성된다. 최근 발달된 전자기술로 광신호의 순환시간을 감지하여 각가속도와 직선운동가속도를 초소형 전자회로로 감지할 수 있으며 본 발명의 실시예 또한 최근의 IT기기에 탑재되는 자이로 및 가속도 센서와 유사한 방식으로 상기 복수의 센서들을 탑재할 수 있다.The plurality of sensors include an electronic circuit type 3-axis gyro for sensing the angular acceleration of the 3-axis rotational coordinate system, and an electronic circuit type 3-axis accelerometer for detecting the movement acceleration of the 3-axis rectangular coordinate system. Recently developed electronic technology can detect the circulating time of the optical signal to detect the angular acceleration and linear motion acceleration by a small electronic circuit and the embodiment of the present invention also in a similar manner to the gyro and acceleration sensor mounted on the recent IT equipment A plurality of sensors can be mounted.

도 12는 제2실시예의 시제품 촬영사진으로서 도면 도시한 제2실시예에서 추진장치와 패러포일이 완전 전개된 상태를 앞뒤에서 촬영한 사진이다. 참고로 앞서 도 11의 제3실시예는 안테나가 중간 및 하부케이스(115, 116)에 나선형으로 매립되어 있는 형태이다. 도 12의 시제품은 설계데이터의 빠른 축적을 위해 임시로 조립식 안테나를 결합해 둔 상태이나. 역시 실제 구현때는 중간 및 하부케이스 외부표면에 매립할 것이 유력하다.FIG. 12 is a photograph taken from the front and back of a state in which the propulsion apparatus and the parafoil are fully developed in the second embodiment shown in the drawing as a prototype photograph of the second embodiment. For reference, in the third embodiment of FIG. 11, the antenna is spirally embedded in the middle and lower cases 115 and 116. Although the prototype of FIG. 12 is temporarily assembled with a prefabricated antenna for rapid accumulation of design data. Again, in practical implementations, it is likely to be buried in the outer surface of the middle and lower case.

도 13, 14는 제2실시예에서 패러포일(130)까지 전개된 상태를 도시한 전후방사시도이다. 13 and 14 are front and rear perspective views showing a state in which the parafoil 130 is deployed in the second embodiment.

패러포일(130)의 재질로는 가볍고 기계적 강도가 뛰어난 폴리에스테르(polyester)계의 직포가 이용된다. 공기투과성을 최대한 줄이기 위해 폴리에스테르 직포에 레진코팅처리를 하며 우레탄 수지로 천의 접합부를 밀봉한다. 패러포일의 크기는 그대로 방출탄(20)의 유효탑재량에 영향을 미치게 된다. 따라서 관측자탄(100)의 몸체는 가능한 한 작아질 필요가 있다. 본 발명의 자탄수납통(22)과 관측자탄(100)의 분리 이탈식 상부케이스(111) 구성 등은 작은 부피로 큰 패러포일을 압축저장하기 위한 핵심구성들이다.As the material of the parafoil 130, a polyester-based woven fabric having a light and excellent mechanical strength is used. To minimize air permeability, resin coating is applied to the polyester woven fabric and the joint of the cloth is sealed with urethane resin. The size of the parafoil as it affects the effective amount of the discharged coal 20. Therefore, the body of the observer bullet 100 needs to be as small as possible. The separation and detachment type upper case 111 of the magnetic container 22 and the observation charcoal 100 of the present invention are core components for compressing and storing a large parafoil with a small volume.

패러포일(130)을 조종하는 조종로프(132)가 파란색으로 도시되어 있으며 앞서 설명한 바와 같이 프로펠러의 반대쪽에 패러로프(131)가 위치하여 관측자탄(100)의 몸체부 중심을 정확히 견인하고 있음을 알 수 있다.The control rope 132 for controlling the parafoil 130 is shown in blue, and as described above, the para rope 131 is positioned on the opposite side of the propeller to accurately tow the center of the body of the observer bullet 100. Able to know.

도 15는 본 발명 관측자탄의 비행제어 및 유도 방법을 단계별로 설명한 흐름도이다.15 is a flowchart illustrating a step-by-step flight control and guidance method of the present invention bullet.

도 15에서 핵심적인 수행단계를 시간에 따라 순차적으로 설명하면,Referring to the key performance steps in sequence over time in Figure 15,

먼저 관측자탄(100)에 탑재된 통신모듈과 비행제어회로를 작동시키는 항법시스템 시작단계;가 있고, 그 다음에 상기 비행제어회로에 탑재된 자이로, 가속도계 등 복수의 센서에 의해 상기 관측자탄(100)의 6축좌표계 자세정보를 감지하는 단계; 그리고 상기 자세정보가 안정화될 때까지 상기 추진모터(121)와 상기 조종모터(127)을 조정하는 자세안정화 단계; 그 다음 GPS신호를 수신하여 상기 관측자탄(100)의 질점계 위치정보를 감지하는 제n구간 비행준비단계; 및 상기 질점계 위치정보로부터 다음 위치까지의 항법정보를 도출하고 상기 관측자탄(100) 내부에 탑재된 비행제어회로로 상기 추진모터(121)와 상기 조종모터(127)를 작동하여 다음 위치에 도달하는 제n구간비행단계;를 순차적으로 포함하여 구성될 수 있다.First, there is a navigation system starting step of operating a communication module and a flight control circuit mounted on the observer bullet 100, and then the observer bullet 100 by a plurality of sensors such as a gyro, an accelerometer mounted on the flight control circuit. Detecting 6-axis coordinate system posture information; And a posture stabilization step of adjusting the propulsion motor 121 and the steering motor 127 until the posture information is stabilized. An n-th section flight preparation step of receiving a GPS signal and detecting point system location information of the observer bomb 100; And deriving navigation information to the next position from the point system position information and operating the propulsion motor 121 and the control motor 127 to reach the next position with a flight control circuit mounted inside the observer bomb 100. The n-th section flight step; may be configured to include sequentially.

이때 상기 자세안정화 단계와 상기 제n구간 비행준비단계 이후에는, GPS신호가 수신되지 않을 경우, 상기 6축좌표계 자세정보를 누적한 관성유도정보를 통해 상기 관측자탄(100)의 질점계 위치정보를 도출하는 제n구간 관성유도비행 준비단계;를 더 포함할 수 있다.At this time, after the posture stabilization step and the flight preparation step of the n-th section, when the GPS signal is not received, the point system position information of the observation shell 100 is derived through inertial induction information that accumulates the six-axis coordinate system attitude information. The n-th section inertial flight preparation step; may further include.

또한, 상기 6축좌표계 자세정보가 특정 FCS 제어회로에 의해 6축가속도 적분형 유도장치(관성유도장치) 기능을 수행할 수 있다면, GPS위성신호가 미약하거나 교란된 상태에서도 필요에 따라 상기 제n구간비행단계 이후에 다시 상기 6축좌표계 자세정보를 감지하는 단계로 돌아가서 그 다음 위치까지 제n+1동력비행을 수행하는 것도 가능하다. 이 같은 구간별 관성유도비행은 GPS의 질점계 위치정보에 의한 좌표유도비행과 적절히 결합될 때 통신에 필요한 전력을 크게 절감할 수 있으므로 추진모터의 작동시간 연장으로 이어질 수 있다.In addition, if the 6-axis coordinate system attitude information can perform a 6-axis acceleration induction device (inertial induction device) function by a specific FCS control circuit, the n-th satellite coordinate signal as necessary, even if the GPS satellite signal is weak or disturbed as needed. After the section flight step, it is also possible to return to the step of detecting the six-axis coordinate system attitude information and perform the n + 1 power flight to the next position. Such inertial guided flight by section can significantly reduce the power required for communication when properly combined with coordinate guided flight by GPS point system location information, which can lead to an extended operation time of the propulsion motor.

도 16~18은 도 15의 단계에 따라 유도비행을 수행하는 본 발명 관측자탄의 비행자세를 설명한 정면도와 측면도이다.16 to 18 are front and side views illustrating the flight posture of the observer bullet according to the present invention performing guided flight according to the step of FIG. 15.

도 16, 17과 같이 조종모터(127)의 제어를 통해 패러포일(130)의 롤(roll)을 조종하여 관측자탄(100)의 몸체를 좌우로 기울이면서 원하는 방향으로 좌우 이동을 수행할 수 있다. 이 과정에서 촬영렌즈의 롤각(roll angle)을 조절할 수 있으므로 좌우 촬영범위를 넓힐 수 있다. 또한 도 18과 같이 상기 추진모터(121)의 출력을 조절하여 패러포일(130)의 받음각(AOA)을 조절하여 상승 또는 하강을 할 수 있다. 이 과정에서 관측자탄(100)의 몸체를 앞뒤로 기울이면서 촬영렌즈의 피치각(pitch angle)을 조절할 수 있으므로 전후 촬영범위를 넓힐 수 있다. 이 같은 촬영방식은 전자적인 영상 겹침 기술에 의해 매우 넓은 지역을 이동비행하며 촬영한 것과 같은 효과를 얻을 수 있다.As shown in FIGS. 16 and 17, the roll of the parafoil 130 is controlled through the control of the control motor 127 to tilt the body of the observer bullet 100 from side to side and move left and right in a desired direction. . In this process, the roll angle of the photographing lens can be adjusted, thereby widening the left and right photographing range. In addition, as shown in FIG. 18, the output of the propulsion motor 121 may be adjusted to adjust the angle of attack AAO of the parafoil 130 to raise or lower. In this process, since the pitch angle of the photographing lens can be adjusted while tilting the body of the observer bullet 100 back and forth, the front and rear photographing range can be widened. Such a photographing method can achieve the same effect as photographing while traveling in a very large area by electronic overlapping technology.

끝으로, 본 발명의 기술사상은 상기 실시예에만 국한되지 않는다. 다시 말해 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명을 활용하여 필요에 따라 명세서 및 도면에 미처 포함되지 않은 단순 변경 또는 간단 확장된 기술사상을 구현할 수도 있겠으나, 그 또한 이하의 청구범위로 표현되는 본 발명의 기술범주에 당연히 포함된다.Finally, the technical idea of the present invention is not limited to the above embodiments. In other words, those skilled in the art will recognize that the present invention may be embodied in many other specific forms without departing from its spirit or essential characteristics. But is naturally included in the technical scope of the present invention expressed in the claims.

본 발명은 아군부대의 소모에 대한 필수적인 전술적 복원요소들을 결정하고, 교전 후에 적의 전투효율성을 결정하는 BDA(전투피해평가)를 수행하기에 매우 충분한 성능이며 높은 초기 고도가 필요하지 않은 경우에는 자력 추진에 의해 스스로 이륙하여 임무를 수행하게 할 수도 있으므로 각종 항공추락사고나 산불진화작전 또는 조난자 구조 임무에도 극히 유용하게 활용될 수 있다.The present invention is highly capable of determining the necessary tactical reconstructions of allied units and for conducting BDA (battle damage assessment), which determines enemy combat effectiveness after engagement, and is self-propelled if a high initial altitude is not required. It can also be taken off by itself to perform its mission, so it can be extremely useful in various air crash accidents, forest fire extinguishing operations or rescue operations.

10: 완성탄
11: 탄통 12: 탄저
13: 기폭신관 14: 장약
15: 기폭압 전달판
20: 방출탄(모듈)
21: 전방구조체 22: 자탄수납통
23: 감회전날개 24: 수납통 분리부
25: 드랙슈트 연결판 26: 드랙슈트캡
27: 드랙슈트
100: 관측자탄
111: 상부케이스 112: 추진장치수납부
113: 중간덮개판 114: 케이블관통공
115: 중간케이스 116: 하부케이스
120: 프로펠러 121: 추진모터
122: 제1회전지지대 123: 제2회전지지대
124: 제1회전결합부 125: 제2회전결합부
126: 프로펠러보호망 127: 조종모터
130: 패러포일 131: 패러로프
132: 비행제어로프10: finished coal
11: bullet 12: anthrax
13: detonation 14: charge
15: pressure delivery plate
20: discharge bomb (module)
21: Front structure 22: Tank box
23: rotary blade 24: storage container separation unit
25: drag chute connecting plate 26: drag chute cap
27: Dragsuit
100: The Observer
111: upper case 112: propulsion unit housing
113: middle cover plate 114: cable through hole
115: middle case 116: lower case
120: propeller 121: propulsion motor
122: first rotary support 123: second rotary support
124: first rotary coupling portion 125: second rotary coupling portion
126: propeller protection net 127: control motor
130: parafoil 131: para rope
132: flight control rope

Claims (9)

완성탄(10)에 적재되어 발사되고, 상기 완성탄(10) 내부 장약(14)의 기폭작용에 의해 방출되며, 감회전날개(23)와 드랙슈트(27)에 의해 감회전 및 감속되는 관측자탄(100)에 있어서,
상기 관측자탄(100)은,
회전운동에 의해 돌출 기립 가능한 추진장치가 수납된 추진장치수납부(112)와;
상기 추진장치수납부(112)의 아래쪽에 결합되며 상기 추진장치를 회전 가능하도록 고정하는 중간덮개판(113)과;
상기 중간덮개판(113)의 아래쪽에 배치되는 비행제어회로; 및
상기 추진장치수납부(112)의 위쪽에 배치되며 상기 추진장치와 연결되는 패러포일(130);을 포함하여 구성됨을 특징으로 하는 관측자탄(100).Observed by being loaded and loaded on the finished coal 10, released by the detonation action of the internal charge 14 inside the finished coal 10, and decelerated and decelerated by the decay vane 23 and the drag chute 27. In the chatan 100,
The observer bullet 100,
A propulsion device storage part 112 in which a propulsion device capable of standing up by the rotational movement is received;
An intermediate cover plate 113 coupled to the lower side of the propulsion device housing 112 and fixing the propulsion device to be rotatable;
A flight control circuit disposed below the intermediate cover plate 113; And
Oblique charcoal 100, characterized in that it comprises a; is disposed above the propulsion device housing 112 and connected to the propulsion device (130). 제1항에 있어서 상기 추진장치는,
회전운동에 의해 돌출 기립되는 제1회전지지대(122)와;
상기 제1회전지지대(122)에 연결되며 상기 패러포일(130)에 의해 회전하여 돌출 기립되는 제2회전지지대(123);를 더 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 관측자탄(100).According to claim 1, The propulsion device,
A first rotary support 122 protruding from the rotary motion;
And a second rotary support (123) connected to the first rotary support (122) and rotatably raised by the parafoil (130). 제2항에 있어서,
상기 제2회전지지대(123)에는 추진모터(121)와 그 회전축에 연결되는 프로펠러(120)가 더 결합되며,
상기 제1회전지지대(122)와 상기 제2회전지지대(123)가 돌출 기립된 상태일 때 상기 회전축에서 상기 추진장치수납부(112) 상단까지의 거리는 상기 관측자탄(100)의 최대반지름 보다 같거나 크게 형성되는 것을 특징으로 하는 관측자탄(100).3. The method of claim 2,
The second rotary support 123 is further coupled to the propeller motor 120 and the propeller 120 connected to the rotary shaft,
When the first rotary support 122 and the second rotary support 123 are in a protruding standing state, the distance from the rotary shaft to the upper end of the propulsion device housing 112 is equal to the maximum radius of the observer bullet 100. Observatory charcoal 100, characterized in that or formed large. 제2항에 있어서,
상기 제1회전지지대(122)는 상기 중간덮개판(113)과 서로 0°~90° 범위 이내로 회전 운동하도록 구속 연결되고,
상기 제2회전지지대(123)는 상기 제1회전지지대(122)와 서로 0°~180° 범위 이내로 회전 운동하도록 구속 연결되는 것을 특징으로 하는 관측자탄(100).3. The method of claim 2,
The first rotary support 122 is connected to the intermediate cover plate 113 to be constrained to rotate within the range of 0 ° ~ 90 °,
The second rotary support 123 is observer charcoal 100, characterized in that coupled to the first rotary support 122 and the rotational movement within each other within a range of 0 ° ~ 180 °. 제3항 또는 제4항에 있어서,
상기 프로펠러(120)는 상기 추진장치수납부(112)의 상단에 수평으로 배치된 상태에서 수직으로 돌출되며, 그 지름은 상기 추진장치수납부(112)의 최대반지름보다 같거나 크게 형성되는 것을 특징으로 하는 관측자탄(100).The method according to claim 3 or 4,
The propeller 120 is protruded vertically in a state arranged horizontally on the upper end of the propulsion unit housing 112, the diameter is greater than or equal to the maximum radius of the propeller unit 112 is characterized in that it is formed. Observatory bullet (100). 제5항에 있어서,
상기 제2회전지지대(123)의 상단에는 상기 프로펠러(120)의 최대 높이보다 높게 돌출되는 프로펠러보호망(126)이 더 형성되며, 상기 패러포일(130)은 패러로프(131)을 통해 상기 제2회전지지대(123)에 연결되되, 상기 프로펠러보호망(126)을 중심으로 상기 프로펠러(120)의 반대쪽에 배치되는 것을 특징으로 하는 관측자탄(100).6. The method of claim 5,
The upper end of the second rotary support 123 is further formed with a propeller protection net 126 protruding higher than the maximum height of the propeller 120, the parafoil 130 is the second through the para rope 131 Is connected to the rotary support 123, observer charcoal 100, characterized in that disposed on the opposite side of the propeller 120 around the propeller protection net (126). 제6항에 있어서,
상기 제2회전지지대(123)에는 상기 패러포일(130)을 제어하는 조종모터(127)가 더 배치되며,
상기 중간덮개판(113)에는 케이블관통공(114)이 형성되어, 상기 비행제어회로와 상기 조종모터(127)가 서로 케이블 연결되는 것을 특징으로 하는 관측자탄(100).The method according to claim 6,
The second rotary support 123 is further provided with a steering motor 127 for controlling the parafoil 130,
The intermediate cover plate 113 has a cable through-hole 114 is formed, characterized in that the flight control circuit and the control motor 127 is connected to each other cable observation observer 100. 완성탄(10)에 적재되어 발사되고, 상기 완성탄(10) 내부 장약(14)의 기폭작용에 의해 방출되며, 감회전날개(23)와 드랙슈트(27)에 의해 감회전 및 감속되는 관측자탄(100)을 이용한 관측방법에 있어서,
상기 감회전날개(23)와 드랙슈트(27)가 분리되는 관측자탄(100) 방출단계;
패러포일(130)이 펼쳐지고, 상기 패러포일(130)에 의해 추진장치가 돌출 기립되며 상기 관측자탄(100)의 자세가 안정될 때까지 무동력으로 낙하하는 활공단계;
GPS신호를 수신하여 3차원 위치를 파악하고 상기 돌출 기립된 추진장치의 추진모터(121)와 조종모터(127)를 작동하여 목표위치에 도달하는 동력비행단계;
목표위치에 도달 후 상기 추진모터(121)에 의한 상기 패러포일(130)의 전진 비행에 의해 양력을 확보하고, 상기 추진모터(121)와 상기 조종모터(127)에 의한 상기 패러포일(130)의 선회 비행에 의해 고도를 유지하면서 관측을 수행하는 관측단계;를 순차적으로 포함하여 구성되는 관측방법.Observed by being loaded and loaded on the finished coal 10, released by the detonation action of the internal charge 14 inside the finished coal 10, and decelerated and decelerated by the decay vane 23 and the drag chute 27. In the observation method using the chatan 100,
An observation charcoal 100 discharging step of separating the decoy vane 23 and the drag chute 27;
Paragliding 130 is unfolded, the propelling device is protruded by the parafoil 130, the gliding step of falling in a non-powered until the attitude of the observer bullet 100 is stabilized;
Receiving a GPS signal to determine the three-dimensional position and operating the propulsion motor 121 and the control motor 127 of the protruding standing propulsion device to reach a target position;
After reaching the target position, the lifting force is secured by the forward flight of the parafoil 130 by the propulsion motor 121, and the parafoil 130 by the propulsion motor 121 and the control motor 127. Observation step of performing the observation while maintaining the altitude by the flight of the; observation method consisting of sequentially. 제8항에 있어서 상기 관측단계는 상기 관측자탄(100)의 하부에 고정 배치된 촬영렌즈의 영상정보 수집으로 이루어지되,
상기 추진모터(121)의 출력을 조절하여 상기 관측자탄(100)을 앞뒤로 기울이면서 상기 촬영렌즈의 피치각(pitch angle)를 조절하고,
상기 조종모터(127)의 제어를 통해 상기 패러포일(130)의 롤(roll)을 조종하여 상기 관측자탄(100)을 좌우로 기울이면서 상기 촬영렌즈의 롤각(roll angle)을 조종하는 것을 특징으로 하는 관측방법.The method of claim 8, wherein the observation is performed by collecting image information of a photographing lens fixedly disposed below the observer bullet 100.
Adjust the output of the propulsion motor 121 to adjust the pitch angle (pitch angle) of the photographing lens while tilting the observer bullet 100 back and forth,
By controlling the roll of the parafoil 130 through the control of the control motor 127, the roll angle of the photographing lens is controlled while tilting the observer bullet 100 from side to side. Observation method to do.
KR1020130142988A 2013-11-22 2013-11-22 Cannon launched aerial observation sub munition and the observation method thereof KR101374307B1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020130142988A KR101374307B1 (en) 2013-11-22 2013-11-22 Cannon launched aerial observation sub munition and the observation method thereof

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020130142988A KR101374307B1 (en) 2013-11-22 2013-11-22 Cannon launched aerial observation sub munition and the observation method thereof

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR101374307B1 true KR101374307B1 (en) 2014-03-12

Family

ID=50648709

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020130142988A KR101374307B1 (en) 2013-11-22 2013-11-22 Cannon launched aerial observation sub munition and the observation method thereof

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR101374307B1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101839887B1 (en) * 2015-11-26 2018-03-19 국방과학연구소 The dropping system of brilliant antitank munition
US20230204331A1 (en) * 2021-05-21 2023-06-29 Jiangsu University Intelligent multi-rotor rescue thrower and control method thereof

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20010043490A (en) * 1999-03-25 2001-05-25 스테이트 오브 이스라엘-미니스트리 오브 디펜스 아머먼트 디벨로프먼트 오소리티-라파엘 An Armor Piercing Projectile
KR100806069B1 (en) 2006-06-15 2008-02-21 주식회사 한화 Practice projectile with smoke
KR20110092753A (en) * 2010-02-10 2011-08-18 임재욱 Cannonball type observer

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20010043490A (en) * 1999-03-25 2001-05-25 스테이트 오브 이스라엘-미니스트리 오브 디펜스 아머먼트 디벨로프먼트 오소리티-라파엘 An Armor Piercing Projectile
KR100806069B1 (en) 2006-06-15 2008-02-21 주식회사 한화 Practice projectile with smoke
KR20110092753A (en) * 2010-02-10 2011-08-18 임재욱 Cannonball type observer

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101839887B1 (en) * 2015-11-26 2018-03-19 국방과학연구소 The dropping system of brilliant antitank munition
US20230204331A1 (en) * 2021-05-21 2023-06-29 Jiangsu University Intelligent multi-rotor rescue thrower and control method thereof
US11796292B2 (en) * 2021-05-21 2023-10-24 Jiangsu University Intelligent multi-rotor rescue thrower and control method thereof

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9527596B1 (en) Remote controlled aerial reconnaissance vehicle
US11940251B2 (en) Remotely controllable aeronautical ordnance
US6576880B2 (en) Flyer assembly
US10401129B2 (en) Interdiction and recovery for small unmanned aircraft systems
US9725172B2 (en) Surveillance system
US6260797B1 (en) Transformable gun launched aero vehicle
US9033281B1 (en) Remote controlled aerial reconnaissance vehicle
US6142421A (en) Vehicle refueling system
US9234728B2 (en) Rocket or artillery launched smart reconnaissance pod
CA3045051C (en) Launching arrangement for a missile for intercepting alien drones
US7467762B1 (en) Advanced unmanned aerial vehicle system
US20220170725A1 (en) Visual guidance system for barrel-fired projectiles
KR101374309B1 (en) Method and apparatus for flight control of aerial observation sub munition
US11542002B1 (en) Unmanned aerial vehicle and control systems and methods
US20230359226A1 (en) Unmanned system maneuver controller systems and methods
KR101374307B1 (en) Cannon launched aerial observation sub munition and the observation method thereof
KR101362855B1 (en) Method and mechanism for moderate ejection of aerial observation sub munition
JPH11281299A (en) High-speed flying object
CN212340051U (en) Multi-connected barrel shooting patrol missile and system
CN111156865A (en) Coaxial multi-rotor patrol missile
RU2818378C1 (en) Combat multicopter with cumulative projectile
RU2781555C1 (en) Kosteniuk aerostat salvo launch system (asls)
CN116972700A (en) Rotor wing patrol projectile assembly with gun-shooting primary-secondary type reversible acceleration attack
WO2024035714A1 (en) Compact and lightweight drone delivery device called an arcspear electric jet drone system having an electric ducted air propulsion system and being relatively difficult to track in flight
CN114426096A (en) Medium-short distance quick response support system

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
A302 Request for accelerated examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20170116

Year of fee payment: 4

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20180208

Year of fee payment: 5

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20200206

Year of fee payment: 7