KR20150098731A - 무인항공기용 전륜착륙장치 - Google Patents

Abstract

본 발명은 무인항공기용 전륜착륙장치에 관한 것으로, 복합재의 뛰어난 비강도 및 비강성을 이용하여 무게와 비용을 줄이고 단순한 설계제작을 가능하게 하기 위하여, 충격흡수기능을 수행하는 복합재 판스프링식 스트러트, 휠타이어, 포크 및 복수개의 브래킷트를 포함하고 있으며 항공기의 접개 및 조향을 위한 구동기를 포함하여 구성된다.

Description

무인항공기용 전륜착륙장치{Nose landing gear for UAV}

본 발명은 무인항공기용 전륜착륙장치에 관한 것으로, 구체적으로는 복합재 판스프링 완충장치를 구비한 무인항공기용 전륜착륙장치에 관한 것이다.

항공기용 착륙장치는 항공기를 지상에 대해 지지하며 지상활주 및 이착륙시에 유기되는 충격을 흡수하여, 항공기 탑승자나 탑재장비의 안전성을 도모하는 것을 주목적으로 한다.

특히, 착륙장치의 고유기능인 충격흡수 기능은 착륙장치 설계에 있어서 가장 중요한 역할을 담당하고 있으며, 이를 위한 완충장치로는 중대형기의 경우 오레오-공압식(Oleo-Pneumatic type)을 적용하고, 일부 중소형기는 공기압력식이나 오일 스프링식(Oil spring type)을 사용한다. 그리고 소형항공기의 경우는 고무완충식, 헬리칼 혹은 판스프링식 등을 사용하고 있는데, 이는 충격에너지를 완충장치의 탄성에너지로 흡수하는 메카니즘으로 설계된다.

그러나 위와 같은 착륙장치는 구조가 복잡하고 중량이 많이 나가며 또한 비용측면에서 무인항공기에 적용하는데 어려움이 있다.

공개특허 제10-2011-0111127호

본 발명은 상기한 사항을 감안하여 창안된 것으로, 복합재의 뛰어난 비강도 및 비강성을 이용하여 무게와 비용을 줄이고 매우 단순한 형상설계 및 제작이 가능한 복합재 판스프링식 완충장치를 구비한 무인항공기용 전륜착륙장치를 제공하는데 그 목적이 있다.

상기한 과제를 해결하기 위한 수단으로, 본 발명인 무인항공기용 전륜착륙장치는 항공기를 지상에 대해 지지하며 지상활주 및 이착륙시에 유기되는 충격을 흡수하는 스트러트, 휠타이어, 상기 스트러트와 휠타이어를 연결하는 포크, 항공기 동체와의 연결을 위해 상기 스트러트 상부에 구비되는 제1 스트러트연결 브래킷트와 동체연결 브래킷트를 포함하되; 상기 스트러트는 곡면의 형상을 갖는 판스프링으로 형성된다.

바람직하게는, 상기 판스프링은 일방향 유리섬유와 에폭시로 구성된 복합재 또는 직조탄소섬유와 에폭시로 구성된 복합재 중 어느 하나로 제조될 수 있다.

또한, 상기 전륜착륙장치를 상하로 회전시키기 위한 핀틀 브래킷트와 접개용 구동기가 상기 스트러트 상부에 구비될 수 있다.

또한, 상기 스트러트를 좌우로 회전시키기 위한 조향용 브래킷트와 조향용 구동기가 상기 스트러트 상부에 구비될 수 있다.

또한, 상기 스트러트와 포크는 수직방향으로 원형의 관통부를 구비하는 제2 스트러트연결 브래킷트를 통해 결합되고, 상기 포크를 좌우로 회전시키기 위한 조향용 브래킷트와 조향용 구동기가 상기 스트러트 하부에 구비될 수 있다.

본 발명에 따른 무인항공기용 전륜착륙장치에 의하면, 복합재료의 뛰어난 비강도 및 비강성을 이용하여 무게를 줄이고, 복합재료 자체가 지니는 탄성거동과 감쇄특성으로 충격흡수기능을 수행하는 방식으로 매우 단순한 형상설계 및 제작성으로 인해 무인항공기에의 적용에 있어 효과적이다.

또한 조향용 구동기와 접개용 구동기를 장착함으로써 항공기 활주시 방향조정이 가능하며, 항공기 이륙 후 착륙 직전까지 착륙장치를 항공기 동체 안으로 넣어 항공기 비행시 공기의 저항을 최소화 할 수 있다.

도 1은 본 발명의 제1 실시예에 따른 무인항공기용 전륜착륙장치의 전면 사시도,
도 2는 본 발명의 제1 실시예에 따른 무인항공기용 전륜착륙장치의 배면 사시도,
도 3은 본 발명의 제1 실시예에 따른 무인항공기용 전륜착륙장치의 정면도,
도 4는 본 발명의 제1 실시예에 따른 무인항공기용 전륜착륙장치의 측면도,
도 5는 본 발명의 제2 실시예에 따른 무인항공기용 전륜착륙장치의 사시도이다.

이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명에 따른 실시예에 대하여 상세히 설명한다. 도면에서 동일 또는 균등물에 대해서는 동일 또는 유사한 참조번호를 부여하였으며, 또한 명세서 전체에서 어떤 부분이 어떤 구성요소를 "포함"한다고 할 때, 이는 특별히 반대되는 기재가 없는 한 다른 구성요소를 제외하는 것이 아니라 다른 구성요소를 더 포함할 수 있는 것을 의미한다.

도 1 내지 도 4는 본 발명의 제1 실시예에 따른 무인항공기용 전륜착륙장치의 전면 사시도, 배면 사시도, 정면도 및 측면도를 나타낸다.

도 1 내지 도 4를 참조하면, 본 발명인 무인항공기용 착륙장치는 스트러트(100), 휠타이어(110) 및 상기 스트러트와 휠타이어를 연결하는 포크(120) 및 항공기 동체와의 연결을 위해 상기 스트러트 상부에 구비되는 제1 스트러트연결 브래킷(130)트와 동체연결 브래킷트(140)를 포함하여 구성된다.

상기 스트러트(strut)(100)는 항공기를 지상에 대해 지지하며 지상활주 및 이착륙시에 유기되는 충격을 흡수하여, 항공기 탑승자나 탑재장비의 안전성을 도모하는 역할을 수행한다. 이를 위해 본 발명인 무인항공기용 전륜착륙장치에서 상기 스트러트(100)는 판스프링으로 형성되는 것을 특징으로 한다.

판스프링 스트러트의 설계에 있어서, 주요한 설계변수는 스트러트의 재질 및 두께, 폭 등의 외형형상으로 요약되는데, 먼저 상기 스트러트의 재질은 수직충격하중에 가장 유리한 일방향 유리섬유-에폭시 또는 직조탄소섬유-에폭시 등의 복합재를 사용함이 바람직하다.

이와 같은 복합재는 비강도(specific strength) 및 비강성(specific stiffness)이 뛰어나 착륙장치의 무게를 줄일 수 있으며, 복합재료 자체가 지니는 탄성거동과 감쇄특성으로 충격흡수기능을 수행함에 따라 매우 단순한 형상설계 및 제작이 가능하게 된다.

다음으로 상기 스트러트의 두께 및 폭을 결정함에 있어서는 착륙장치가 착지시 흡수해야 하는 충격에너지를 고려해야 하는데, 아래 수학식 1의 에너지 방정식으로부터 도출된다.

여기서 ΔK.E는 항공기의 중량과 강하속도로 결정되는 운동에너지 변화량이며, ΔP.E는 항공기의 중량과 양력의 수직변위에 따른 위치에너지지 변화량이다. ΔU는 착륙장치에 축적되는 탄성에너지이고, ΔE는 지면마찰이나 감쇄 등에 의해 소모되는 에너지이다.

일반적으로 손실에너지(ΔE)를 무시하고 위 식을 풀어쓰면 아래 수학식 2와 같다.

여기서, 최대지면하중배수에 해당하는 하중에 합당한 타이어를 선정하게 되면, 동체장착조건에 합당한 경계조건을 가진 스트러트에 대해 상기 수학식 2의 에너지 방정식을 만족하는 하중-변위 관계를 가지도록 최적의 두께 및 폭을 결정함이 바람직 하다. 구조적 관점에서 이를 검토하면, 판스프링 스트러트의 하중-변위 곡선상의 한점이 상기 수학식 2를 만족할 때, 이 값이 주어진 착지조건에 대한 설계점이 된다.

한편, 항공기 착륙장치는 고정식과 접개식으로 구분될 수 있는데, 본 발명인 무인항공기용 전륜착륙장치는 상하방향으로 90도 이상의 회전이 가능한 접개식으로 형성될 수 있으며, 이를 위해 상기 스트러트(100) 상부에 핀틀 브래킷트(150)와 이를 구동하는 접개용 구동기(160)를 구비할 수 있다.

이에 따라 항공기의 이륙 후 착륙 직전까지 착륙장치를 항공기 본체 안으로 넣어 항공기 비행시 공기의 저항을 최소화 할 수 있게 된다.

또한, 항공기의 활주 시 방향조정을 위해 상기 스트러트(100) 상부에 조향용 브래킷트(170)와 조향용 구동기(180)를 연결하여, 상기 조향용 구동기(180)의 작동에 따라 상기 스트러트(100)가 좌우로 회전함으로서 항공기의 조향이 가능하게 된다.

도 5는 본 발명의 제2 실시예에 따른 무인항공기용 착륙장치의 사시도를 나타낸다.

도 5를 참조하면, 제1 실시예와 달리 조향장치가 스트러트 하부에 설치되는 것을 특징으로 한다.

이 경우 수직방향으로 원형의 관통부를 구비하는 제2 스트러트연결 브래킷트(200)가 상기 스트러트(100)와 결합되고, 상기 관통부를 통하여 포크(210)와 조향용 브래킷트(220)가 연결되는 구조이다. 그리하여 상기 조향용 브래킷트(220)에 연결된 조향용 구동기(230)의 작동에 따라 휠타이어(110)가 좌우로 회전함으로써 항공기의 조향이 가능하게 된다.

이상의 설명은, 본 발명의 구체적인 실시예에 관한 것이다. 본 발명에 따른상기 실시예는 설명의 목적으로 개시된 사항이나 본 발명의 범위를 제한하는 것으로 이해되지는 않으며, 해당 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질을 벗어나지 아니하고 다양한 변경 및 수정이 가능한 것으로 이해되어야 한다. 따라서, 이러한 모든 수정과 변경은 특허청구범위에 개시된 발명의 범위 또는 이들의 균등물에 해당하는 것으로 이해될 수 있다.

100 : 스트러트 110 : 휠타이어
120 : 포크 130 : 제1 스트러트연결 브래킷트
140 : 동체연결 브래킷트 150 : 핀틀 브래킷트
160 : 접개용 구동기 170 : 조향용 브래킷트
180 : 조향용 구동기 200 : 제2 스트러트연결 브래킷트

Claims (5)

1. 항공기를 지상에 대해 지지하며 지상활주 및 이착륙시에 유기되는 충격을 흡수하는 스트러트, 휠타이어, 상기 스트러트와 휠타이어를 연결하는 포크, 항공기 동체와의 연결을 위해 상기 스트러트 상부에 구비되는 제1 스트러트연결 브래킷트와 동체연결 브래킷트를 포함하되;
   상기 스트러트는 곡면의 형상을 갖는 판스프링으로 형성되는 것을 특징으로 하는 무인항공기용 전륜착륙장치.
   
2. 제1항에 있어서,
   상기 판스프링은 일방향 유리섬유와 에폭시로 구성된 복합재 또는 직조탄소섬유와 에폭시로 구성된 복합재 중 어느 하나로 제조되는 것을 특징으로 하는 무인항공기용 전륜착륙장치.
   
3. 제1항 또는 제2항에 있어서,
   상기 전륜착륙장치를 상하로 회전시키기 위한 핀틀 브래킷트와 접개용 구동기가 상기 스트러트 상부에 구비되는 것을 특징으로 하는 무인항공기용 전륜착륙장치.
   
4. 제1항 또는 제2항에 있어서,
   상기 스트러트를 좌우로 회전시키기 위한 조향용 브래킷트와 조향용 구동기가 상기 스트러트 상부에 구비되는 것을 특징으로 하는 무인항공기용 전륜착륙장치.
   
5. 제1항 또는 제2항에 있어서,
   상기 스트러트와 포크는 수직방향으로 원형의 관통부를 구비하는 제2 스트러트연결 브래킷트를 통해 결합되고, 상기 포크를 좌우로 회전시키기 위한 조향용 브래킷트와 조향용 구동기가 상기 스트러트 하부에 구비되는 것을 특징으로 하는 무인항공기용 전륜착륙장치.
   
   
   

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