조인드윙형 무인항공기

조인드윙형 무인항공기{JOINED WING TYPE UNMANNED AIRCRAFT}

본 발명은 조인드윙형 무인항공기에 관한 것이다.

더욱 상세하게는, 델타형 메인윙 및 상부윙이 조인드윙 형태로 결합되어 구비됨으로써 공력 효율이 향상되어 좁은 공간에서도 용이하게 착륙할 수 있는 조인드윙형 무인항공기에 관한 것이다.

무인항공기(UAV : Unmaned Aerial Vehicle)는 세계적으로 군수용 목적과 민수용 목적으로 연구개발이 활발하게 진행되고 있으며, 정찰 또는 탐사 위성과 상호 보완적인 장비인 동시에 유인기를 대체하고 있는 추세이다.

조인드윙은 일반적인 날개에 비해 비행 중 날개 타단에서 발생하는 익단와류(Vortex)에 의한 유도항력을 제거하여 전체 항력을 약 15 ~ 20% 정도 감소시켜줌으로써 양항비율 등 항공기의 공기역학적인 효율을 증가시켜주는 것으로 알려져 있다.

또한, 조인드윙을 포함하는 항공기는 날개구조가 연결되어 일반적인 항공기에 비해 구조적 강성을 높일 수 있으며, 이로 인한 기체 무게의 경량화가 가능하고, 일반적인 항공기 형상보다 큰 가로 세로비를 갖는 날개 형상 설계가 가능하므로, 특히 고고도 장기체공 항공기에 유리한 것으로 알려져 있다.

이와 관련된 본 출원인의 종래기술로서, 등록특허 제 10-1423680 호에는 조인드윙형 무인항공기가 개시되어 있다. 상기 조인드윙형 무인항공기는, 한 쌍의 트러스(11), 상기 트러스를 연결하는 전방날개(12), 하부날개(13), 상부날개(14)로 형성되며 후방 단부에는 방향타(160)가 형성되는 것이다.

도 1은 종래의 조인드윙형 무인항공기를 나타내는 도면이다. 첨부된 도 1을 참조하여 종래의 조인드윙형 무인항공기를 설명하자면, 한 쌍의 트러스(11), 상기 트러스를 연결하는 전방날개(12), 하부날개(13) 및 상부날개(14)가 포함되며 상기 트러스(11)의 후방 단부에는 방향타(160)가 포함되어, 동체의 단순화 및 경량화가 이루어지고, 단거리 이착륙이 가능한 것을 특징으로 하고 있다.

그러나 상기 종래기술은, 동체가 트러스(11) 형태로 이루어지기 때문에 발생되는 양력에 한계가 있고, 방향타가 상부날개(14)에 의해 가려지기 때문에 저속에서 방향을 조절하기 어려운 문제가 있다.

또한 상기 종래기술은, 경량화되어 조립형으로 이루어지기 때문에 비행 안정성이 떨어지게 떨어지는 문제가 있다.

또한 이와 관련된 본 출원인의 다른 종래기술로서, 공개특허 제 10-2015-0100026 호에는 팽창형 동체와 조인드윙을 갖는 무인항공기가 개시되어 있다. 상기 팽창형 동체와 조인드윙을 갖는 무인항공기는 동체가 비활성 기체를 충전제로 충진됨으로써, 우수한 부양력을 갖도록 하는 것이다.

도 2는 종래의 팽창형 동체와 조인드윙을 갖는 무인항공기를 나타내는 도면이다. 첨부된 도 2를 참조하여 종래의 팽창형 동체와 조인드윙을 갖는 무인항공기를 설명하자면, 비활성 기체를 충전제로 하는 원통형 기낭(21a)을 포함하는 동체(21), 상기 동체(21)의 선단부를 이루는 노즈콘(21b)의 상부에 구비되는 가동형카나드(22) 및 상기 동체(21)의 후단부에 구비되어 방향타(23a)를 포함하는 수직날개(23)가 포함되어, 상기 동체(21)에 충진되는 비활성 기체에 의해 부양력이 향상되고, 저속 비행이 가능하여 해상도 높은 영상 정보를 수집할 수 있는 것을 특징으로 한다.

그러나 상기 종래기술은, 상기 동체(21)의 형태가 원통형으로 이루어지기 때문에 비행에 의해 발생되는 양력을 수용하지 못하는 문제가 있고, 이에 따라 저속 비행이 어려운 문제가 있다.

또한 상기 종래기술은, 메인윙(24)이 조인드윙(25)과 동일한 길이로 이루어지고, 경량화되어 조립형으로 이루어지기 때문에 비행 안정성이 떨어지는 문제가 있다.

본 발명은 위와 같은 과제를 해결하기 위하여 안출된 것으로, 본 발명에서 해결하고자 하는 과제는, 델타형 메인윙 및 상부윙이 조인드윙 형태로 결합되어 구비됨으로써 공력 효율이 향상되어 좁은 공간에서도 용이하게 착륙할 수 있는 조인드윙형 무인항공기를 제공하는 데 있다.

또한 본 발명에서 해결하고자 하는 다른 과제는, 방향타가 동체, 메인윙 및 상부윙에 의해 가려지지 않도록 돌출 형성되어 저속 비행에서도 용이하게 방향을 조절할 수 있는 조인드윙형 무인항공기를 제공하는 데 있다.

또한 본 발명에서 해결하고자 하는 다른 과제는, 프로펠러가 상부윙에 구비됨으로써, 지면과 부딪혀 프로펠러가 파손되는 것을 방지할 수 있으며, 플로트가 구비됨으로써, 수상 이착륙을 용이하게 할 수 있는 조인드윙형 무인항공기를 제공하는 데 있다.

위와 같은 과제를 해결하기 위한 본 발명의 일 실시 예에 따른 조인드윙형 무인항공기는, 동체; 상기 동체의 양측에 형성되며, 양 끝단이 상기 동체의 선미 방향을 향하는 삼각형 형태로 이루어지는 메인윙; 양 끝단은 상기 메인윙과 연결대로 연결되며 상기 메인윙의 상부에 배치되어 상기 메인윙과 함께 조인드윙 형태를 이루는 상부윙; 상기 메인윙의 상면 중앙부 및 상기 상부윙의 하면 중앙부와 결합되는 수직날개; 및 상기 수직날개의 후미에 회동 가능하게 구비되어 방향을 조절하는 방향타를 포함하는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 동체, 메인윙, 상부윙 및 방향타 중 적어도 하나는 발포형 소재로 이루어지는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 동체에는 수납부가 형성되며, 상기 수납부에는, 상기 프로펠러로 전원을 공급하는 배터리, 외부와 통신되는 통신수단, 촬영을 위한 카메라 및 균형 유지와 장애물 회피를 위한 센서수단 중 적어도 하나가 포함되는 제어부가 구비되는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 상부윙은 양 끝단이 상기 동체의 선수 방향을 향하는 삼각형 형태로 이루어지는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 상부윙의 선미에는 상기 상부윙의 선미 끝단에 삼각형 형태로 회동 가능하게 구비되어 승강을 조절하는 승강타가 더 구비되는 것을 특징으로 한다.

또한, 상부에서 보았을 때 상기 메인윙과 상부윙의 형상에 의한 빈 공간이 형성되는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 메인윙은 상기 상부윙의 길이 보다 길게 형성되는 것을 특징으로 한다.

또한 상기 방향타는, 상부에서 보았을 때, 상기 동체, 메인윙 및 상부윙에 의해 가려지지 않도록 상기 동체의 후미에서 돌출되어 구비되고, 측면에서 보았을 때, 상기 방향타의 높이는 상기 상부윙의 높이보다 높게 형성되는 것을 특징으로 한다.

또한 상기 수직날개는, 상부에서 보았을 때, 상기 상부윙에 의해 가려지는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 상부윙(140)에 구비되어 추진력을 발생시키는 프로펠러(150)가 더 포함되는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 동체의 하부에는 적어도 하나 이상의 플로트가 구비되는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 동체에는 상기 메인윙의 면적 중심과 상부윙의 면적 중심의 사이에 무게중심이 형성되는 것을 특징으로 한다.

본 발명의 실시 예에 따른 조인드윙형 무인항공기에 의하면, 델타윙 고유의 장점을 살리면서도 유도항력이 발생되는 단점을 조인드윙 형태로 보완하면서 공력 효율이 향상되어 좁은 공간에서도 용이하게 착륙할 수 있고, 비행 효율 및 이착륙 성능을 향상시킬 수 있는 효과가 있다.

또한 본 발명에 의하면, 저속 비행에서도 용이하게 방향을 조절할 수 있기 때문에 이착륙 안정성이 향상되어 파손에 의한 수리 비용 및 교체 비용을 절약할 수 있는 효과가 있다.

또한 본 발명에 의하면, 프로펠러가 상부윙에 구비됨으로써 이착륙시에 프로펠러가 지면과 접촉될 우려가 없고, 플로트가 구비됨으로써 용이하게 수상에서 이착륙할 수 있는 효과가 있다.

도 1은 종래의 조인드윙형 무인항공기를 나타내는 도면.
도 2는 종래의 팽창형 동체와 조인드윙을 갖는 무인항공기를 나타내는 도면.
도 3은 본 발명에 따른 조인드윙형 무인항공기를 나타내는 도면.
도 4는 본 발명에 따른 조인드윙형 무인항공기의 수납부를 나타내는 도면.
도 5는 본 발명에 따른 조인드윙형 무인항공기의 제어부를 나타내는 블록도.
도 6은 본 발명에 따른 조인드윙형 무인항공기의 승강타를 나타내는 도면.
도 7은 본 발명에 따른 조인드윙형 무인항공기의 메인윙과 상부윙을 나타내는 정면도.
도 8은 본 발명에 따른 조인드윙형 무인항공기의 메인윙과 상부윙을 나타내는 측면도.
도 9는 본 발명에 따른 조인드윙형 무인항공기의 방향타의 실시 상태를 나타내는 도면.
도 10은 본 발명에 따른 조인드윙형 무인항공기의 플로트를 나타내는 도면.

본 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 실시 예를 가질 수 있는바, 특정 실시 예들을 도면에 예시하고 상세하게 설명하고자 한다. 그러나 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.

어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어" 있다거나 "접속되어" 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다.

반면에, 어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "직접 연결되어" 있다거나 "직접 접속되어" 있다고 언급된 때에는, 중간에 다른 구성요소가 존재하지 않는 것으로 이해되어야 할 것이다.

본 명세서에서 사용되는 용어는 단지 특정한 실시 예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 출원에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 숫자, 공정, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 공정, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.

다르게 정의되지 않는 한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함해서 여기서 사용되는 모든 용어들은 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미가 있다. 일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥상 가지는 의미와 일치하는 의미가 있는 것으로 해석되어야 하며, 본 출원에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다.

이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명을 더욱 상세하게 설명한다. 이에 앞서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정하여 해석되어서는 아니 되며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여, 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다. 또한, 사용되는 기술 용어 및 과학 용어에 있어서 다른 정의가 없다면, 이 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 통상적으로 이해하고 있는 의미를 가지며, 하기의 설명 및 첨부 도면에서 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있는 공지 기능 및 구성에 대한 설명은 생략한다. 다음에 소개되는 도면들은 당업자에게 본 발명의 사상이 충분히 전달될 수 있도록 하기 위해 예로서 제공되는 것이다. 따라서, 본 발명은 이하 제시되는 도면들에 한정되지 않고 다른 형태로 구체화될 수도 있다. 또한, 명세서 전반에 걸쳐서 동일한 참조번호들은 동일한 구성요소들을 나타낸다. 도면들 중 동일한 구성요소들은 가능한 한 어느 곳에서든지 동일한 부호들로 나타내고 있음에 유의해야 한다.

본 발명은 델타형 메인윙 및 상부윙이 조인드윙 형태로 결합되어 구비됨으로써 공력 효율이 향상되어 좁은 공간에서도 용이하게 착륙할 수 있는 조인드윙형 무인항공기에 관한 것이다.

이하 첨부된 도면을 참조하여 본 발명에 따른 조인드윙형 무인항공기에 대해 상세히 설명하기로 한다.

도 3은 본 발명에 따른 조인드윙형 무인항공기를 나타내는 도면이고, 도 4는 본 발명에 따른 조인드윙형 무인항공기의 수납부를 나타내는 도면이다.

첨부된 도 3 및 도 4에 따르면, 본 발명의 조인드윙형 무인항공기(100)는, 동체(110), 메인윙(120), 상부윙(140), 프로펠러(150) 및 방향타(160)로 이루어진다.

상기 동체(110)는, 본 발명에 따른 무인항공기(100)의 몸체이며, 비행 중에 발생되는 공기 저항을 분산시키기 위해 유선형 구조로 이루어질 수 있다.

또한, 상기 동체(110)에는 수납부(111)가 형성되며, 상기 수납부(111)에는, 배터리(171), 통신수단(172), 카메라(173) 및 센서수단(174) 중 적어도 하나가 포함되는 제어부(170)가 더 구비될 수 있다. 상기 제어부(170)는 후술되는 도 5에서 상세히 설명하기로 한다.

상기 메인윙(120)은 양 끝단이 상기 동체(110)의 선미 방향을 향하는 삼각형 형태로 이루어진다. 이때, 상기 메인윙(120)이 갖는 삼각형 형태는 예를 들어, 후퇴익 또는 델타익 형태로 이루어질 수 있으며, 실시 환경에 따라, 빠른 비행을 위해서는 델타익 형태로 제작될 수 있고, 정밀한 비행을 위해서는 후퇴익 형태로 제작될 수 있다.

또한, 상기 메인윙(120)은 비행 중에 발생되는 공기 저항을 줄이기 위해 상기 동체(110)에 연결되는 일단에서 타단 방향으로 갈수록 점차 좁아지는 형태로 이루어질 수 있다.

또한, 상기 메인윙(120)은 후술되는 상부윙(140)의 길이보다 길게 형성될 수 있다. 이는 상기 무인항공기(100)의 비행 안정성과 양항비를 향상시켜주기 위한 형태이다.

상기 상부윙(140)은, 양 끝단이 상기 메인윙(120)과 연결대(130)로 연결되며, 상기 메인윙(120)의 상부에 배치되어 상기 메인윙(120)과 함께 조인드윙 형태를 이룬다. 이때, 상기 연결대(130)는 상기 상부윙(140)의 양측에 배치되어 상기 상부윙(140)을 상기 메인윙(120)에 연결시킬 수 있고, 실시 예에 따라, 상기 연결대(130)는 상기 상부윙(140)의 중앙에 배치되어 상기 상부윙(140)을 상기 메인윙(120)에 연결시킬 수도 있다. 또한, 상기 연결대(130)는 상기 상부윙(140)을 메인윙(120)에 연결시킬 뿐만 아니라, 실시 예에 따라 일종의 수직날개 역할을 겸할 수 있다.

이때, 상기 상부윙(140)은 상기 메인윙(120)과 마찬가지로 비행 중에 발생되는 공기 저항을 줄이기 위해 상기 상부윙(140)의 중앙에서 끝단 방향으로 갈수록 점차 좁아지는 형태로 이루어질 수 있다.

이처럼 상기 메인윙(120) 및 상부윙(140)의 형상이 각각 후퇴익 및 전진익 형태로 이루어짐에 따라, 상기 무인항공기(100)의 양력이 향상되어 좁은 공간에서도 용이하게 착륙할 수 있다.

상기 프로펠러(150)는 상기 상부윙(140)에 구비되어 추진력을 발생시키며, 실시 예에 따라, 상기 프로펠러(150)는 상기 상부윙(140)의 전방, 하부 또는 후방에 구비될 수 있다.

상기 방향타(160)는 상기 수직날개(112)의 후미에 회동 가능하게 구비되어 상기 무인항공기(100)의 비행 방향을 조절한다. 이때 상기 수직날개(112)는, 상기 메인윙(120)의 상면 중앙부 및 상기 상부윙(140)의 하면 중앙부 와 결합되거나, 상기 동체(110)의 후미에 결합될 수 있으며, 상기 무인항공기(100)의 균형을 조절하는 역할을 한다.

본 발명에 따르면, 상기 동체(110), 메인윙(120), 상부윙(140) 및 방향타(160) 중 적어도 하나는 발포형 소재로 이루어질 수 있고, 더욱 바람직하게는, 상기 동체(110), 메인윙(120), 상부윙(140) 및 방향타(160) 중 적어도 하나는 발포폴리프로필렌(EPP : Expanded polypropylene) 및 발포폴리스티렌(EPS : Expanded polystyrene) 중 하나의 소재로 이루어질 수 있다.

도 5는 본 발명에 따른 조인드윙형 무인항공기의 제어부를 나타내는 블록도이다.

첨부된 도 5에 따르면, 본 발명의 제어부(170)는, 프로펠러(150)로 전원을 공급하는 배터리(171), 외부로부터 송신되는 신호를 수신하거나 외부로 신호를 전송하는 통신수단(172), 영상 촬영을 위한 카메라(173) 및 상기 무인항공기(100)의 균형 유지와 장애물 회피를 위한 센서수단(174) 중 적어도 하나를 포함한다.

상기 제어부(170)는 상기 동체(110)에 형성되는 수납부(111)에 탑재될 수 있으며, 상기 수납부(111)는 별도의 힌지수단에 의해 개폐가 가능한 구조로 이루어질 수 있다.

상기 통신수단(172)은 외부에서 상기 무인항공기(100)를 조작하기 위한 신호를 수신하는 것으로서, 상기 제어부(170)는 상기 통신수단(172)을 통해 수신되는 조작 신호에 따라 상기 배터리(171)에서 공급되는 전원을 상기 프로펠러(150)로 인가하여 상기 무인항공기(100)를 작동시키게 된다.

이때, 상기 통신수단(172)은 상기 센서수단(174)에서 획득되는 장애물 정보를 외부로 전송하여 사용자가 상기 무인항공기(100)를 조작함에 있어서 장애물 정보를 확인할 수 있다. 또한, 상기 무인항공기(100)를 조작함에 있어서 획득되는 장애물 정보는 상기 센서수단(174)을 통해 획득될 뿐만 아니라, 상기 카메라(173)를 통해 촬영되는 영상 정보를 통해서도 획득될 수 있다.

상기 센서수단(174)에는 상기 무인항공기(100)의 조작에 필요한 장애물 정보를 감지하는 적외선 센서 및 상기 무인항공기(100)의 균형을 유지하는 자이로 센서 등이 포함될 수 있고, 실시 예에 따라, 상기 무인항공기(100)가 비행하는 위치의 대기 오염 상태를 감지하는 대기 구성물 측정 센서가 더 포함될 수 있다.

상기 제어부(170)는, 상기 센서수단(174)을 통해 획득되는 장애물 정보 및 대기 오염 상태 등을 상기 통신수단(172)을 통해 외부로 전송하여, 사용자가 상기 무인항공기(100)의 비행 상태 및 비행 환경 등을 확인할 수 있도록 한다.

도 6은 본 발명에 따른 조인드윙형 무인항공기의 승강타를 나타내는 도면이다.

첨부된 도 6에 따르면, 본 발명에 따른 상부윙(140)의 선미에는 상기 상부윙(140)의 선미 끝단에 삼각형 형태로 회동 가능하게 구비되어 상기 무인항공기(100)의 승강을 조절하는 승강타(141)가 더 구비될 수 있다.

또한, 상기 승강타(141)는 상기 상부윙(140)의 후미에 결합되어 상하부로 회동되는 것으로서, 상기 제어부(170)와 연동되어 제어될 수 있고, 상기 센서수단(174)의 자이로센서와 함께 상기 무인항공기(100)의 균형을 유지하거나, 상기 방향타(160)와 함께 상기 무인항공기(100)의 비행 방향을 조절할 수 있다.

상기 방향타(160) 및 승강타(141)의 양면에는 각각 복수의 제1, 2 주름홈(161, 141a)이 형성될 수 있다. 상기 제1, 2 주름홈(161, 141a)은 상기 방향타(160) 및 승강타(141)가 상기 무인항공기(100)의 방향을 조절하거나 승강을 조절할 시에 더욱 기류의 영향을 잘 받도록 하기 위한 구성으로서, 상기 방향타(160)에는 수직 방향의 제1주름홈(161)이 형성될 수 있고, 상기 승강타(141)에는 수평 방향의 제2주름홈(141a)이 형성될 수 있다.

도 7은 본 발명에 따른 조인드윙형 무인항공기의 메인윙과 상부윙을 나타내는 정면도이고, 도 8은 본 발명에 따른 조인드윙형 무인항공기의 메인윙과 상부윙을 나타내는 측면도이며, 도 9는 본 발명에 따른 조인드윙형 무인항공기의 방향타의 실시 상태를 나타내는 도면이다.

첨부된 도 7 내지 도 9에 따르면, 본 발명에 따른 상부윙(140)은 양 끝단이 상기 동체(110)의 선수 방향을 향하는 삼각형 형태로 이루어질 수 있다. 즉, 상기 상부윙(140)은 상기 메인윙(120)의 반대 방향을 향하는 삼각형 형태로 이루어지는 것으로서, 전체적인 형상은 전진익 형태로 형성될 수 있다.

상기 상부윙(140)의 전진익 형태는, 상기 상부윙(140)의 표면을 흐르는 기류가 상기 상부윙(140)의 끝단에서 중앙 방향으로 수렴하는 형태이기 때문에, 상기 무인항공기(100)의 비행 안정성을 더욱 향상시켜주게 된다.

또한, 본 발명의 무인항공기(100)에는 상기 메인윙(120) 및 상부윙(140)의 형상에 의한 빈 공간(A)이 형성되어 상기 무인항공기(100)의 이착륙 안정성을 향상시켜줄 수 있다. 상기 빈 공간(A)은, 상기 메인윙(120)의 양 끝단이 상기 동체(110)의 선미 방향을 향하는 삼각형 형태로 형성되고, 상기 상부윙(140)의 양 끝단이 상기 동체(110)의 선수 방향을 향하는 삼각형 형태로 형성됨에 따라, 상부에서 보았을 때 상기 메인윙(120)과 상부윙(140)의 사이에 형성되는 것이다.

즉 상기 무인항공기(100)가 이착륙 시에 기울어진 상태에서, 상기 무인항공기(100)에 흐르는 기류가 상기 무인항공기(100)의 외측 및 상기 빈 공간(A)으로 흐름에 따라, 상기 무인항공기(100)의 외측에 흐르는 기류는 상기 무인항공기(100)의 외측을 잡아주고, 상기 빈 공간(A)으로 흐르는 기류는 상기 무인항공기(100)의 내측을 잡아주어, 상기 무인항공기(100)의 이착륙 시 안정성이 더욱 향상되는 것이다.

또한, 상기 방향타(160)는, 상부에서 보았을 때, 상기 동체(110), 메인윙(120) 및 상부윙(140)에 의해 가려지지 않도록 상기 동체(110)의 후미에 돌출되고, 측면에서 보았을 때, 상기 방향타(160)의 높이는 상기 상부윙(140)의 높이보다 높게 형성되어 구비되며, 상기 수직날개(112)는, 상부에서 보았을 때, 상기 상부윙(140)에 의해 가려지도록 형성되어 구비된다. 즉, 상기 방향타(160)는 상기 수직날개(112)에 의해 상기 동체(110)와 일정 거리 이격되어 구비될 수 있고, 상기 일정 거리는 상기 메인윙(120) 및 상부윙(140)에 가려지지 않는 거리일 수 있다.

상부에서 보았을 때, 상기 방향타(160)가 상기 동체(110), 메인윙(120) 및 상부윙(140)에 의해 가려지지 않도록 돌출되어 구비되는 경우, 상기 무인항공기(100)가 이착륙 시에 기울어진 상태에서도 상기 무인항공기(100)의 비행 방향을 용이하게 조절할 수 있다.

또한 측면에서 보았을 때, 상기 방향타(160)의 높이가 상기 상부윙(140)의 높이보다 높게 형성되는 경우, 상기 무인항공기(100)가 이착륙 시에 기울어진 상태에서 유체가 이동되는 상기 방향타(160)의 유효 면적이 더욱 증가되기 때문에 상기 무인항공기(100)의 비행 방향을 용이하게 조절할 수 있다.

상기 무인항공기(100)의 비행 중에 흐르는 기류는 상기 동체(110)의 하부, 상기 동체(110)와 상부윙(140)의 사이 및 상기 상부윙(140)의 상부로 나뉘어 흐르게 된다. 이때, 상기 동체(110)의 무게중심은 상기 메인윙(120) 및 상부윙(140)의 사이에 형성되어, 상기 무인항공기(100)의 비행 중 균형이 용이하게 조절될 수 있다.

도 10은 본 발명에 따른 조인드윙형 무인항공기의 플로트를 나타내는 도면이다.

첨부된 도 10에 따르면, 본 발명에 따른 동체(110)의 하부에는 적어도 하나 이상의 플로트(113)가 구비될 수 있다.

본 발명에서는 상기 플로트(113)가 상기 동체(110)의 하부에 두 개가 한 쌍으로 형성되는 것으로 도시하고 있으나, 실시 예에 따라 상기 동체(110)의 하부에 단 일로 형성되도록 하는 것도 가능하다.

상기 플로트(113)는 본 발명의 무인항공기(100)의 수상 활주를 가능하게 하는 구성으로서, 상기 동체(110)의 하부에 상기 플로트(113)가 구비되는 경우, 상기 무인항공기(100)의 비행을 위한 활주로를 구비하지 않아도 상기 무인항공기(100)를 비행시킬 수 있다.

이상 본 발명의 실시 예에 따른 조인드윙형 무인항공기에 의하면, 델타윙 고유의 장점을 살리면서도 유도항력이 발생되는 단점을 조인드윙 형태로 보완하면서 공력 효율이 향상되어 좁은 공간에서도 용이하게 착륙할 수 있고, 비행 효율 및 이착륙 성능을 향상시킬 수 있는 효과가 있다.

이상의 설명에서는 본 발명의 다양한 실시 예들을 제시하여 설명하였으나 본 발명이 반드시 이에 한정되는 것은 아니며, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 기술적 사상을 벗어나지 않는 범위 내에서 여러 가지 치환, 변형 및 변경이 가능함을 알 수 있다.

100 : 조인드윙형 무인항공기
110 : 동체 111 : 수납부
112 : 수직날개 113 : 플로트
120 : 메인윙
130 : 연결대
140 : 상부윙
141 : 승강타 141a : 제2주름홈
150 : 프로펠러
160 : 방향타 161 : 제1주름홈
170 : 제어부
171 : 배터리 172 : 통신수단
173 : 카메라 174 : 센서수단