KR101050734B1

KR101050734B1 - Canard assembly and flying object having the same

Info

Publication number: KR101050734B1
Application number: KR1020100131307A
Authority: KR
Inventors: 이유상
Original assignee: 엘아이지넥스원 주식회사
Priority date: 2010-12-21
Filing date: 2010-12-21
Publication date: 2011-07-20

Abstract

PURPOSE: A canard assembly and an aircraft including the same are provided to enable quick initial turning by using not only a pneumatic force but thrust generated in the lateral direction of the canard. CONSTITUTION: A first side thrust nozzle(610a) is extended from a first nozzle inlet to a first nozzle outlet, which is formed one side of a canard. A second side thrust nozzle(610b) is formed inside the canard as being extended from a second nozzle inlet to a second nozzle outlet, which is formed on the other side of the canard. The second side thrust nozzle has a flow path isolated from the first side thrust nozzle. The distance from the rotary axis of the canard to the first nozzle inlet is the same as the distance to the second nozzle inlet. The first and the second side thrust nozzle are selectively connected to a vent of a thruster, so that the thrust discharged from the vent is outputted through one of the first and the second nozzle outlet.

Description

Canard assembly and flying object having the same

본 발명은 카나드 조립체에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는 회동하는 카나드의 측 방향 중 일 방향으로 추력이 선택적으로 출력되어 비행체의 비행 자세가 공력뿐만 아니라 측추력에 의하여 제어됨으로써 비행체를 신속하게 초기 선회시킬 수 있는 카나드 조립체에 관한 것이다.The present invention relates to a canard assembly, and more particularly, thrust is selectively output in one of the lateral directions of the rotating canard, so that the flight attitude of the aircraft is controlled by not only aerodynamic force but also lateral thrust, thereby rapidly turning the vehicle early. A canard assembly can be obtained.

비행체, 특히 유도탄을 지상 또는 함상으로부터 발사시킬 때, 유도탄을 발사하는 방법으로 발사 고각에 따라 경사형과 수직형으로 구분할 수 있다. 경사형 발사 방식은 표적의 방향에 따라 발사대를 회전시켜 유도탄을 표적 방향으로 발사시키는 방식이고, 수직형 발사 방식은 표적의 방향에 관계없이 유도탄을 발사시킨 다음 유도탄의 방향을 표적 쪽으로 바꾸어 주는 방식이다. When firing a vehicle, particularly a missile from the ground or a ship, it can be classified into a slope type and a vertical type by firing the missile. Tilt firing is a method of firing a missile in the direction of a target by rotating the launch pad according to the direction of the target. Vertical firing is a method of firing a missile regardless of the direction of the target and then changing the direction of the missile. .

이 중 수직형 발사 방식은 표적의 방향에 관계 없이 전 방향 공격이 가능하나, 유도탄의 발사 후 유도탄의 방향을 선회시켜 표적 쪽으로 바꾸어 주어야 한다. 유도탄을 선회시키는 방법은 다양하게 공지되어 있으나, 유도탄의 발사 초기에 유도탄을 목표물 방향으로 신속하게 선회시키는 것이 요구된다. Of these, the vertical firing method can attack in any direction, regardless of the direction of the target. However, after firing the missile, the direction of the missile must be turned to change to the target. Various methods of turning missiles are known, but it is required to quickly turn missiles toward the target at the beginning of firing the missile.

유도탄을 선회시키는 기술 중의 하나로서 유도탄에 부착되는 카나드(canard)를 구동하여 원하는 방향으로 유도탄을 선회시키는 방법이 있다. 특히 이 방법은, 유도탄의 급격한 선회시에는 더 빠른 응답특성을 얻을 수 있기 때문에 일반적인 가속도 제어 보다 더욱 효율적이라고 알려져 있다.As a technique for turning guided missiles, there is a method of turning guided missiles in a desired direction by driving a canard attached to the guided missile. In particular, this method is known to be more efficient than the normal acceleration control because a faster response characteristic can be obtained when the guided missile suddenly turns.

그러나, 유도탄의 기민한 회전기동 시 받음각이 커짐으로써 공력을 통한 제어 효율성이 감소하기 때문에, 발사 초기에 유도탄을 신속하게 선회시킬 필요가 있다.However, it is necessary to turn guided missiles early in the launch, since the angle of attack increases during agile rotation of the missile.

본 발명은 전술한 종래기술의 문제점을 해결하기 위한 것으로서, 카나드에 의한 공력뿐만 아니라 유도탄의 측방향의 추력을 함께 이용하여 신속하게 비행체를 선회시킬 수 있는 카나드 조립체를 제공하는데 그 목적이 있다.The present invention is to solve the above-mentioned problems of the prior art, an object of the present invention is to provide a canard assembly that can quickly turn the aircraft by using the lateral thrust of the missile as well as the aerodynamics by the canard.

상기와 같은 과제를 해결하기 위하여, 본 발명은, 비행체 동체에 회동 가능하게 장착되는 카나드(canard); 상기 카나드를 회동시키는 회전구동부; 토출구를 통해 상기 비행체 동체의 반지름 방향으로 추력을 출력시키는 추력기; 상기 카나드의 내부에 형성되고, 상기 카나드의 상기 토출구와 대향하는 면에 형성되는 제1 노즐 입구로부터 상기 카나드의 양 측면 중 어느 한 면에 형성되는 제1 노즐 출구까지 연장되는 제1 측추력노즐; 및 상기 카나드의 내부에 형성되고, 상기 카나드의 상기 토출구와 대향하는 면에 형성되는 제2 노즐 입구로부터 상기 카나드의 양 측면 중 다른 한 면에 형성되는 제2 노즐 출구까지 연장되며, 상기 제1 측추력노즐과는 유체적으로 독립적인 유로를 가지는 제2 측추력노즐;을 포함하며, 상기 카나드의 회동축으로부터 상기 제1 노즐 입구까지의 거리와 상기 카나드의 회동축으로부터 상기 제2 노즐 입구까지의 거리는 동일하고, 상기 카나드가 일 방향 및 반대 방향으로 회동 시 상기 제1 측추력노즐과 상기 제2 측추력노즐은 선택적으로 상기 토출구와 유체적으로 연통됨으로써 상기 토출구를 통해 출력되는 추력이 상기 제1 노즐 출구 또는 상기 제2 노즐 출구 중 어느 하나를 통해 출력되는 카나드 조립체를 제공한다.In order to solve the above problems, the present invention, the canad (canard) rotatably mounted on the aircraft body; A rotary drive unit for rotating the canard; A thruster for outputting thrust in the radial direction of the vehicle body through a discharge port; A first lateral thrust nozzle formed in the canard and extending from a first nozzle inlet formed on a surface of the canard opposite the discharge port to a first nozzle outlet formed on either side of the canard; And a second nozzle inlet formed in the canard, the second nozzle inlet formed on a surface of the canard facing the discharge port, and extending from the second nozzle outlet on the other side of the canard, the first side. And a second lateral thrust nozzle having a flow path that is fluidly independent of the thrust nozzle, wherein the distance from the pivot axis of the canard to the first nozzle inlet and the pivot axis of the canard from the pivot axis of the canard The distance is the same, and when the canard is rotated in one direction and the opposite direction, the first side thrust nozzle and the second side thrust nozzle is selectively in fluid communication with the discharge port, the thrust output through the discharge port is the first It provides a canard assembly output through either the nozzle outlet or the second nozzle outlet.

상기 추력기는 추진제를 연소시켜 추력을 발생시키는 것일 수 있으며, 이때, 상기 추진제는 고체 추진제일 수 있다.The thruster may be to generate a thrust by burning the propellant, wherein the propellant may be a solid propellant.

상기 한 쌍의 측추력노즐은 상기 카나드에 일체로 형성될 수 있다.The pair of side thrust nozzles may be integrally formed with the canard.

상기 제1 측추력노즐 및 제2 측추력노즐은, 상기 제1 노즐 입구 및 제2 노즐 입구로부터 상기 비행체 동체의 반지름 방향으로 연장되는 반경부와, 상기 반경부로부터 상기 비행체 동체의 길이 방향으로 연장되는 길이부와, 상기 길이부로부터 상기 카나드의 측면으로 연장되는 측면부를 포함할 수 있다.The first lateral thrust nozzle and the second lateral thrust nozzle may each include a radius extending from the first nozzle inlet and the second nozzle inlet in the radial direction of the vehicle body, and from the radius in the longitudinal direction of the vehicle body. And a side portion extending from the length portion to the side of the canard.

상기 회전구동부는, 모터; 상기 모터에 의해 회전 구동되는 볼스크루; 상기 볼스크루에 결합되고, 상기 볼스크루의 회전 시 상기 볼스크루의 길이 방향을 따라 이동하는 이동블록; 및 일단이 상기 카나드의 회동축에 고정되고, 타단이 상기 이동블록에 회동 가능하게 결합되어 상기 모터의 구동 시 상기 카나드를 회동시키는 커넥터;를 포함할 수 있다.The rotary drive unit, a motor; A ball screw driven to rotate by the motor; A moving block coupled to the ball screw and moving along the length direction of the ball screw when the ball screw rotates; And a connector having one end fixed to a rotation shaft of the canard and the other end rotatably coupled to the moving block to rotate the canard when the motor is driven.

이때, 상기 모터는 BLDC 모터(Brushless D.C Motor)일 수 있다.In this case, the motor may be a brushless DC motor.

상기 제1 측추력노즐 및 상기 제2 측추력노즐의 노즐 출구는 상기 카나드의 회동축의 후방에 위치하는 것이 바람직하며, 상기 카나드가 일 방향으로 회동하면, 상기 카나드를 상기 일 방향과 반대 방향으로 회동시키는 모멘트가 상기 제1 측추력노즐 및 상기 제2 측추력노즐 중 어느 하나로부터 출력되는 측추력에 의하여 발생되는 것이 바람직하다.The nozzle exit of the first side thrust nozzle and the second side thrust nozzle is preferably located at the rear of the rotation axis of the canard. When the canard is rotated in one direction, the canard is rotated in a direction opposite to the one direction. The moment to rotate is preferably generated by the lateral force output from any one of the first and second side thrust nozzles.

또한 본 발명은, 비행체 동체; 구동 날개; 상기 구동 날개와 전방으로 소정 거리 이격되어 상기 비행체 동체에 회동 가능하게 장착되는 카나드; 상기 카나드를 회동시키는 회전구동부; 토출구를 통해 상기 비행체 동체의 반지름 방향으로 추력을 출력시키는 추력기; 상기 카나드의 내부에 형성되고, 상기 카나드의 상기 토출구와 대향하는 면에 형성되는 제1 노즐 입구로부터 상기 카나드의 양 측면 중 어느 한 면에 형성되는 제1 노즐 출구까지 연장되는 제1 측추력노즐; 및 상기 카나드의 내부에 형성되고, 상기 카나드의 상기 토출구와 대향하는 면에 형성되는 제2 노즐 입구로부터 상기 카나드의 양 측면 중 다른 한 면에 형성되는 제2 노즐 출구까지 연장되며, 상기 제1 측추력노즐과는 유체적으로 독립적인 유로를 가지는 제2 측추력노즐;을 포함하며, 상기 카나드의 회동축으로부터 상기 제1 노즐 입구까지의 거리와 상기 카나드의 회동축으로부터 상기 제2 노즐 입구까지의 거리는 동일하고, 상기 카나드가 일 방향 및 반대 방향으로 회동 시 상기 제1 측추력노즐과 상기 제2 측추력노즐은 선택적으로 상기 토출구와 유체적으로 연통됨으로써 상기 토출구를 통해 출력되는 추력이 상기 제1 노즐 출구 또는 상기 제2 노즐 출구 중 어느 하나를 통해 출력되는 비행체를 제공한다.In addition, the present invention, the aircraft body; Drive wings; A canard pivotally spaced apart from the driving wing in a forward direction so as to be pivotally mounted to the vehicle body; A rotary drive unit for rotating the canard; A thruster for outputting thrust in the radial direction of the vehicle body through a discharge port; A first lateral thrust nozzle formed in the canard and extending from a first nozzle inlet formed on a surface of the canard opposite the discharge port to a first nozzle outlet formed on either side of the canard; And a second nozzle inlet formed in the canard, the second nozzle inlet formed on a surface of the canard facing the discharge port, and extending from the second nozzle outlet on the other side of the canard, the first side. And a second lateral thrust nozzle having a flow path that is fluidly independent of the thrust nozzle, wherein the distance from the pivot axis of the canard to the first nozzle inlet and the pivot axis of the canard from the pivot axis of the canard The distance is the same, and when the canard is rotated in one direction and the opposite direction, the first side thrust nozzle and the second side thrust nozzle is selectively in fluid communication with the discharge port, the thrust output through the discharge port is the first It provides a vehicle output through any one of the nozzle outlet or the second nozzle outlet.

본 발명에 의하면, 비행체의 방향을 변경할 때 비행체의 비행 자세가 공력뿐만 아니라 측추력에 의해 함께 제어되므로 비행체가 신속하게 선회할 수 있는 효과가 있다.According to the present invention, since the flight attitude of the vehicle is controlled together with not only the aerodynamic force but also the lateral force when the direction of the vehicle is changed, there is an effect that the aircraft can turn quickly.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 카나드 조립체가 구비되는 비행체를 간략하게 도시하는 도면이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 카나드 조립체의 사시도이다.
도 3은 도 2의 A부분의 확대도이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 카나드 조립체의 작동 상태를 도시하는 도면이다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 카나드 조립체가 구비되는 비행체의 초기 선회 동작을 도시하는 도면이다.
도 6은 도 5의 카나드 부분을 확대한 도면이다.
도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 카나드 조립체의 회전구동부를 도시하는 도면이다.1 is a view briefly showing a vehicle equipped with a canard assembly according to an embodiment of the present invention.
2 is a perspective view of a canard assembly according to an embodiment of the present invention.
3 is an enlarged view of a portion A of FIG. 2.
4 is a view showing an operating state of the canard assembly according to an embodiment of the present invention.
FIG. 5 is a view illustrating an initial turning operation of a vehicle equipped with a canard assembly according to an embodiment of the present invention.
FIG. 6 is an enlarged view of a canard portion of FIG. 5.
7 is a view showing a rotational drive of the canard assembly according to an embodiment of the present invention.

이하에서는 첨부한 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예를 자세히 설명한다. 우선 각 도면의 구성요소들에 참조부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 가지도록 하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 본 발명을 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다.Hereinafter, with reference to the accompanying drawings will be described in detail a preferred embodiment of the present invention. First of all, in adding reference numerals to the components of each drawing, it should be noted that the same reference numerals are used as much as possible even if displayed on different drawings. In the following description of the present invention, a detailed description of known functions and configurations incorporated herein will be omitted when it may make the subject matter of the present invention rather unclear.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 카나드 조립체가 구비되는 비행체를 간략하게 도시하는 도면이고, 도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 카나드 조립체의 사시도이며, 도 3은 도 2의 A부분의 확대도이다.1 is a view briefly showing a vehicle equipped with a canard assembly according to an embodiment of the present invention, Figure 2 is a perspective view of a canard assembly according to an embodiment of the present invention, Figure 3 is part A of FIG. An enlarged view of.

도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 카나드 조립체의 작동 상태를 도시하는 도면이고, 도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 카나드 조립체가 구비되는 비행체의 초기 선회 동작을 도시하는 도면이며, 도 6은 도 5의 카나드 부분을 확대한 도면이고, 도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 카나드 조립체의 회전구동부를 도시하는 도면이다.4 is a view showing the operating state of the canard assembly according to an embodiment of the present invention, Figure 5 is a view showing the initial turning operation of the aircraft equipped with a canard assembly according to an embodiment of the present invention, 6 is an enlarged view of a canard portion of FIG. 5, and FIG. 7 is a view illustrating a rotation driving unit of a canard assembly according to an embodiment of the present invention.

본 발명의 일 실시예에 따른 비행체(10)는, 비행체 동체(100)와, 구동 날개(200)와, 비행체 동체(100)에 회동 가능하게 장착되는 카나드(canard; 300)와, 카나드(300)를 회동시키는 회전구동부와, 토출구(410)를 통해 비행체 동체(100)의 반지름 방향으로 추력을 출력시키는 추력기(400)와, 카나드(300)의 내부에 형성되고, 카나드(300)의 토출구(410)와 대향하는 면에 형성되는 노즐 입구로부터 카나드(300)의 양 측면 중 어느 한 면에 형성되는 노즐 출구까지 연장되는 제1 측추력노즐(610a)과, 카나드(300)의 내부에 형성되고, 카나드(300)의 토출구(410)와 대향하는 면에 형성되는 노즐 입구로부터 카나드(300)의 양 측면 중 다른 한 면에 형성되는 노즐 출구까지 연장되며, 제1 측추력노즐(610a)과는 유체적으로 독립적인 유로를 가지는 제2 측추력노즐(610b)을 포함한다. 카나드(300)의 회동축으로부터 제1 측추력노즐(610a)의 노즐 입구까지의 거리와 카나드의 회동축으로부터 제2 측추력노즐(610b)의 노즐 입구까지의 거리는 동일하고, 카나드(300)가 일 방향 및 반대 방향으로 회동 시 제1 측추력노즐(610a)과 제2 측추력노즐(610b)은 선택적으로 토출구(410)와 유체적으로 연통됨으로써 토출구(410)를 통해 출력되는 추력이 제1 측추력노즐(610a)의 노즐 출구 또는 제2 측추력노즐(610b)의 노즐 출구 중 어느 하나를 통해 출력된다.Aircraft 10 according to an embodiment of the present invention, the aircraft body 100, the drive wing 200, the canard (300) rotatably mounted to the body 100, and canad 300 ) And a thruster 400 for outputting thrust in the radial direction of the vehicle body 100 through the discharge port 410, and a discharge port of the canard 300 formed in the canard 300. A first side thrust nozzle 610a extending from a nozzle inlet formed on a surface opposite to 410 to a nozzle outlet formed on one of both sides of the canard 300, and formed inside the canard 300; , Extending from the nozzle inlet formed on the surface opposite to the discharge port 410 of the canard 300 to the nozzle outlet formed on the other of both sides of the canard 300, and is different from the first side thrust nozzle 610a. And a second side thrust nozzle 610b having a fluidically independent flow path. The distance from the rotational axis of the canard 300 to the nozzle inlet of the first side thrust nozzle 610a and the distance from the rotational axis of the canard to the nozzle inlet of the second side thrust nozzle 610b are the same, and the canard 300 is When rotated in one direction and in the opposite direction, the first side thrust nozzle 610a and the second side thrust nozzle 610b are selectively in fluid communication with the discharge port 410, so that the thrust output through the discharge port 410 is first. It is output through either the nozzle outlet of the side thrust nozzle 610a or the nozzle outlet of the second side thrust nozzle 610b.

비행체 동체(100)는 전체적으로 원통형이며, 후방에는 비행체(10)의 비행 자세 및 비행 방향을 변경하기 위한 구동 날개(200)가 구비된다. 구동 날개(200)는 비행체 동체(100)의 외주면에 방사상으로 적어도 2개 구비된다.Aircraft body 100 is generally cylindrical, the rear is provided with a drive wing 200 for changing the flight attitude and flight direction of the vehicle (10). At least two driving wings 200 are radially provided on an outer circumferential surface of the vehicle body 100.

카나드(300)는 구동 날개(200)로부터 전방으로 소정 거리 이격되어 비행체 동체(100)의 몸통 부분에 장착된다. 카나드(300)는 비행체 동체(100)의 외주면에 방사상으로 적어도 2개 구비된다. 카나드(300)는 받음각에 변화를 일으킬 수 있도록 비행체 동체(100)에 회동 가능하게 장착된다. 카나드(300)가 일 방향으로 회동 시 받음각이 변화됨으로써 공력이 발생되며, 이 공력에 의해 비행체(10)의 비행 자세가 제어된다.The canard 300 is mounted to the torso portion of the vehicle body 100 by being spaced apart from the driving wing 200 by a predetermined distance forward. The canard 300 is provided at least two radially on the outer circumferential surface of the body 100. The canard 300 is rotatably mounted to the aircraft fuselage 100 to cause a change in the angle of attack. Aerodynamic is generated when the angle of attack is changed when the canard 300 is rotated in one direction, and the flight attitude of the vehicle 10 is controlled by this aerodynamic force.

추력기(400)는 비행체 동체(100) 내에 수용되며, 추력기(400)의 외주면에는 토출구(410)가 소정의 간격으로 방사상으로 배치된다. 추력기(400)는 내장하고 있는 추진제를 연소시켜 추력을 발생시키고, 추력기(400)에 의해 발생되는 추력은 추력기(400)의 토출구(410)를 통해 비행체 동체(100)의 반지름 방향으로 출력된다. 추력기(400)에 의해 발생되는 추력은 추진제를 연소시키거나 고압 가스를 분사시킴으로써 발생될 수 있다. 본 실시예에서 추력은 추진제를 연소시킴으로써 발생되는데, 추진제는 추력기(400) 내부에 배치되며, 추력기(400)가 빠른 응답 특성을 발휘하도록 연소 속도가 빠른 고체 추진제를 사용하는 것이 바람직하다.The thruster 400 is accommodated in the vehicle body 100, and discharge holes 410 are radially disposed at predetermined intervals on the outer circumferential surface of the thruster 400. The thruster 400 generates thrust by burning the propellant therein, and the thrust generated by the thruster 400 is output in the radial direction of the vehicle body 100 through the discharge port 410 of the thruster 400. The thrust generated by thruster 400 may be generated by burning propellant or by injecting high pressure gas. In this embodiment, the thrust is generated by burning the propellant, the propellant is disposed inside the thruster 400, it is preferable to use a solid propellant with a high combustion speed so that the thruster 400 exhibits a fast response characteristics.

추력기(400)에 구비되는 토출구(410)는 비행체(10)에 구비되는 카나드(300)와 동일한 개수로 구비되는 것이 바람직하다. 본 실시예의 경우, 카나드(300)가 비행체 동체(100)의 외주면에 90도 간격으로 네 개 구비되고, 토출구(410) 또한 네개 구비된다. 그러나, 카나드(300)와 토출구(410)의 개수는 필요에 따라 변경될 수 있다.Discharge holes 410 provided in the thruster 400 is preferably provided in the same number as the canard 300 provided in the vehicle (10). In the present embodiment, four canards 300 are provided on the outer circumferential surface of the vehicle body 100 at intervals of 90 degrees, and four discharge ports 410 are also provided. However, the number of the canard 300 and the discharge port 410 may be changed as necessary.

도 2 및 도 3을 참조하면, 제1 측추력노즐(610a) 및 제2 측추력노즐(610b)은, 노즐 입구가 카나드(300)의 하면에 형성되고, 노즐 출구가 카나드(300)의 양 측면에 형성되며, 노즐 입구로부터 노즐 출구로 연장되는 독립적인 유로를 가진다. 제1 측추력노즐(610a) 및 제2 측추력노즐(610b)은, 노즐 입구로부터 비행체 동체(100)의 반지름 방향으로 연장되는 반경부(611)와, 반경부(611)로부터 비행체 동체(100)의 길이 방향으로 연장되는 길이부(612)와, 길이부(612)로부터 카나드(300)의 측면으로 연장되어 카나드(300)의 외부와 연통하는 측면부(613)를 포함한다. 상대적으로 카나드(300)의 좌측에 노즐 입구가 위치하는 제1 측추력노즐(610a)의 노즐 출구가 카나드(300)의 우측면에 위치하고, 상대적으로 카나드(300)의 우측에 노즐 입구가 위치하는 제2 측추력노즐(610b)의 노즐 출구가 카나드(300)의 좌측면에 위치하는 이유는 카나드(300)의 구동에 의해 발생되는 공력에 의하여 비행체 동체(100)가 선회하는 방향과, 제1 측추력노즐(610a) 또는 제2 측추력노즐(610b)을 통해 출력되는 추력에 의하여 비행체 동체(100)가 선회하는 방향을 일치시키기 위함이며, 이에 대한 자세한 설명은 후술한다. 2 and 3, the first side thrust nozzle 610a and the second side thrust nozzle 610b have a nozzle inlet formed on a lower surface of the canard 300, and a nozzle outlet is formed by the amount of the canard 300. It is formed on the side and has an independent flow path extending from the nozzle inlet to the nozzle outlet. The first side thrust nozzle 610a and the second side thrust nozzle 610b include a radius 611 extending in the radial direction of the body 100 from the nozzle inlet, and the body 100 from the radius 611. The length portion 612 extending in the longitudinal direction of the () and the side portion 613 extending from the length portion 612 to the side of the canard 300 to communicate with the outside of the canard 300. The nozzle outlet of the first side thrust nozzle 610a having the nozzle inlet on the left side of the canard 300 is located on the right side of the canard 300, and the nozzle inlet is located on the right side of the canard 300. The reason why the nozzle exit of the two side thrust nozzle 610b is located on the left side of the canard 300 is because of the aerodynamic force generated by the driving of the canard 300 and the direction in which the vehicle body 100 turns, and the first side. This is to match the direction in which the vehicle body 100 rotates by the thrust output through the thrust nozzle 610a or the second side thrust nozzle 610b, which will be described later.

제1 측추력노즐(610a)의 노즐 입구와 제2 측추력노즐(610b)의 노즐 입구는 카나드(300)의 길이 방향의 중심선을 중심으로 양 측에 각각 형성된다. 카나드(300)의 회동축(310)으로부터 제1 측추력노즐(610a)의 노즐 입구, 제2 측추력노즐(610b)의 노즐 입구 및 토출구(410)까지의 거리는 동일하다. 따라서, 도 4에 도시된 바와 같이, 카나드(300)가 회동축(310)을 중심으로 일 방향 또는 그 반대 방향으로 소정의 각도로 회동하면 제1 측추력노즐(610a) 또는 제2 측추력노즐(610b) 중 어느 하나는 토출구(410)와 연통되며, 카나드(300)가 어느 방향으로도 회동하지 않는 상태에서는 제1 측추력노즐(610a) 및 제2 측추력노즐(610b) 중 어떤 것도 토출구(410)와 연통되지 않는다. 제1 측추력노즐(610a)의 노즐 입구와 제2 측추력노즐(610b)의 노즐 입구는 카나드(300)의 회동에 따라 선택적으로 추력기(400)의 토출구(410)와 대향됨으로써 해당 노즐은 추력기(400)의 토출구(410)와 연통된다. 토출구(410)를 통해 토출되는 추력기(400)의 추력은 토출구(410)와 연통되는 노즐을 통해 카나드(300)의 일 측면을 통해 출력된다. 이에 의해 카나드(300)의 양 측면에 수직한 방향의 추력이 발생된다. 즉, 추력기(400)의 토출구(410)를 통한 비행체 동체(100)의 반지름 방향의 추력은 제1 측추력노즐(610a) 또는 제2 측추력노즐(610b)에 의해 카나드(300)의 측면 방향으로 출력 방향이 전환된다.The nozzle inlet of the first side thrust nozzle 610a and the nozzle inlet of the second side thrust nozzle 610b are respectively formed on both sides of the longitudinal center line of the canard 300. The distances from the pivot shaft 310 of the canard 300 to the nozzle inlet of the first side thrust nozzle 610a, the nozzle inlet of the second side thrust nozzle 610b, and the discharge port 410 are the same. Therefore, as shown in FIG. 4, when the canard 300 rotates at a predetermined angle in one direction or the opposite direction about the rotation shaft 310, the first side thrust nozzle 610a or the second side thrust nozzle Any one of the 610b communicates with the discharge port 410, and any of the first side thrust nozzle 610a and the second side thrust nozzle 610b is discharged in a state where the canard 300 does not rotate in any direction. Not communicated with 410. The nozzle inlet of the first side thrust nozzle 610a and the nozzle inlet of the second side thrust nozzle 610b are selectively opposed to the discharge port 410 of the thruster 400 according to the rotation of the canard 300, so that the nozzle is the thruster. In communication with the discharge port 410 of (400). The thrust of the thruster 400 discharged through the discharge port 410 is output through one side of the canard 300 through a nozzle in communication with the discharge port 410. As a result, thrust in a direction perpendicular to both side surfaces of the canard 300 is generated. That is, the thrust in the radial direction of the vehicle body 100 through the discharge port 410 of the thruster 400 is the lateral direction of the canard 300 by the first side thrust nozzle 610a or the second side thrust nozzle 610b. The output direction is switched.

도 5 및 도 6을 참조하면, 비행체(10)의 발사 직후 원하는 방향으로 비행체(10)를 선회시키기 위하여 특정 카나드(300)를 일 방향으로 회동시킨다. 이때, 카나드(300)가 소정의 각도로 회동함에 따라 제1 측추력노즐(610a) 및 제2 측추력노즐(610b) 중 어느 하나의 노즐이 토출구(410)와 연통된다. 예컨대, 도 5 및 도 6을 기준으로 비행체(10)의 발사 직후 비행체(10)를 반시계 방향으로 선회시키고자 하는 경우, 카나드(300)를 반 시계 방향으로 선회시키면, 제1 측추력노즐(610a)이 토출구(410)와 연통된다. 이때, 카나드(300)의 구동에 의해 발생되는 공력과, 제1 측추력노즐(610a)을 통해 출력되는 추력이 더해져서 종래에 비해 신속한 초기 선회가 가능해진다. 5 and 6, the specific canard 300 is rotated in one direction to pivot the vehicle 10 in a desired direction immediately after the launch of the vehicle 10. At this time, as the canard 300 rotates at a predetermined angle, any one of the first side thrust nozzle 610a and the second side thrust nozzle 610b communicates with the discharge port 410. For example, when turning the aircraft 10 counterclockwise immediately after launching the vehicle 10 based on FIGS. 5 and 6, when the canard 300 is rotated counterclockwise, the first side thrust nozzle ( 610a is in communication with the discharge port 410. At this time, the aerodynamic generated by the drive of the canard 300 and the thrust output through the first side thrust nozzle 610a is added to enable a quick initial turn compared to the conventional.

이때, 제1 측추력노즐(610a) 및 제2 측추력노즐(610b)을 통해 카나드(300)의 측면 방향으로 출력되는 추력은 비행체 동체(100)와 수직한 방향으로 토출되는 것이 아니라 카나드(300)의 길이 방향에 수직한 방향으로 토출된다. 따라서, 제1 측추력노즐(610a) 및 제2 측추력노즐(610b)을 통해 발생되는 추력이 비행체 동체(100)와 수직한 방향으로 출력될 때보다 카나드(300)의 길이 방향에 수직한 방향으로 출력됨으로써 더욱 신속한 기동이 가능해진다.At this time, the thrust output in the lateral direction of the canard 300 through the first side thrust nozzle (610a) and the second side thrust nozzle (610b) is not discharged in a direction perpendicular to the aircraft body 100, but canad 300 Is discharged in a direction perpendicular to the longitudinal direction. Accordingly, when the thrust generated through the first side thrust nozzle 610a and the second side thrust nozzle 610b is output in a direction perpendicular to the vehicle body 100, the direction perpendicular to the longitudinal direction of the canard 300 By outputting this function, it is possible to start more quickly.

카나드(300)의 구동에 의해 발생되는 공력에 의하여 비행체 동체(100)가 선회하는 방향과, 제1 측추력노즐(610a) 또는 제2 측추력노즐(610b)을 통해 출력되는 추력에 의하여 비행체 동체(100)가 선회하는 방향이 일치하여야 한다. 따라서, 도 6을 기기준으로 할 때 카나드(300)가 반시계 방향으로 회동 시에 추력기(400)를 통해 출력되는 추력은 카나드(300)의 우측면 방향으로 출력되는 것이 바람직하다. 반면, 카나드(300)가 시계 방향으로 회동 시에 추력기(400)를 통해 출력되는 추력은 카나드(300)의 좌측면 방향으로 출력되는 것이 바람직하다. Airframe body by the direction in which the aircraft body 100 is rotated by the aerodynamic generated by the driving of the canard 300, and the thrust output through the first side thrust nozzle (610a) or the second side thrust nozzle (610b). The direction in which (100) turns should coincide. Accordingly, when the canard 300 is rotated counterclockwise, the thrust output through the thruster 400 is preferably output in the direction of the right side of the canard 300 when the canad 300 is rotated in the device-based manner. On the other hand, the thrust output through the thruster 400 when the canard 300 is rotated in the clockwise direction is preferably output to the left side direction of the canard 300.

상기와 같이, 본 발명의 특징은 카나드(300)의 구동 시 카나드(300)의 측 방향으로 추력이 발생됨으로써 공력과 추력에 의한 자세제어가 이루어진다는 점에 있다. 이때, 제1 측추력노즐(610a) 및 제2 측추력노즐(610b)의 노즐 출구는 카나드(300)의 회동축(310)의 전방 또는 후방에 위치할 수 있으나, 바람직하게는 회동축(310)의 후방에 위치한다. 카나드(300)가 일 방향으로 회동 시, 예컨대 도 6을 기준으로 반 시계 방향으로 회동 시 제1 측추력노즐(610a)에 의해 추력이 발생되는데, 이때 제1 측추력노즐(610a)을 통해 출력되는 추력에 의하여 카나드(300)에는 카나드(300)를 시계 방향으로 회동시키는 모멘트가 작용하게 된다. 따라서 카나드(300)를 회동시키는 회전구동부에는 상기 모멘트에 상당하는 부하가 걸리게 되며, 카나드(300)의 받음각을 유지시키기 위해서는 회전구동부는 지속적으로 카나드(300)에 모멘트를 작용시켜야 한다. 그러나, 카나드(300)를 받음각이 0도가 되는 자세로 되돌리고자 하는 경우에는 카나드(300)의 받음각을 소정 각도로 유지시킬 때보다 적은 모멘트를 카나드(300)에 작용시키기만 해도 카나드(300)의 받음각을 변경시킬 수 있다. 이와 같이, 제1 측추력노즐(610a) 및 제2 측추력노즐(610b)의 노즐 출구가 카나드(300)의 회동축(310)의 후방에 위치함으로써 소정의 각도로 회동된 카나드(300)의 받음각을 쉽게 조절할 수 있는 장점이 있다.As described above, the characteristic of the present invention is that the thrust is generated in the lateral direction of the canard 300 when the canard 300 is driven, so that posture control by aerodynamic and thrust is achieved. At this time, the nozzle outlet of the first side thrust nozzle (610a) and the second side thrust nozzle (610b) may be located in front or rear of the rotation shaft 310 of the canard 300, preferably the rotation shaft 310 Is located at the back of the When the canard 300 rotates in one direction, for example, when rotated in a counterclockwise direction with reference to FIG. 6, thrust is generated by the first side thrust nozzle 610a, and output through the first side thrust nozzle 610a. Due to the thrust being the moment to rotate the canard 300 in the clockwise direction acts on the canard (300). Therefore, a load corresponding to the moment is applied to the rotation driving unit for rotating the canard 300, and the rotation driving unit must continuously act on the canard 300 to maintain the angle of attack of the canard 300. However, in order to return the canard 300 to a posture at which the angle of attack is 0 degrees, the moment of acting on the canard 300 is less than when the angle of attack of the canard 300 is maintained at a predetermined angle. You can change the angle of attack. As such, the nozzle outlets of the first side thrust nozzle 610a and the second side thrust nozzle 610b are located behind the rotation shaft 310 of the canard 300, so that the canard 300 rotates at a predetermined angle. There is an advantage that can easily adjust the angle of attack.

도 7을 참조하면, 회전구동부는, 모터(510)와, 모터(510)에 의해 회전 구동되는 볼스크루(520)와, 볼스크루(520)에 결합되고 볼스크루(520)의 회전 시 볼스크루(520)의 길이 방향을 따라 직선 이동하는 이동블록(530)과, 일단이 카나드(300)의 회동축(310)에 고정되고 타단이 이동블록(530)에 회동 가능하게 결합되어 모터(510)의 구동 시 카나드(300)를 회동시키는 커넥터(540)를 포함한다. Referring to FIG. 7, the rotation driving unit is coupled to the motor 510, the ball screw 520 driven by the motor 510, and the ball screw 520, and the ball screw when the ball screw 520 rotates. Moving block 530 linearly moving along the longitudinal direction of the (520), one end is fixed to the rotation shaft 310 of the canard 300, the other end is rotatably coupled to the moving block 530 motor 510 It includes a connector 540 for rotating the canard 300 when the drive.

모터(510)는 평면 상에서 회동 가능하게 피벗 지지되며, 회전축에 결합되는 볼스크루(520)를 일 방향 및 반대 방향으로 회전시킨다. 모터는 BLDC 모터(Brushless D.C Motor)인 것이 바람직하다. BLDC 모터는 브러시가 없는 모터로서, 속도(Speed), 힘(torque). 거리(distanced) 제어가 가능한 제어형 모터이다. The motor 510 is pivotally supported on a plane so as to rotate the ball screw 520 coupled to the rotating shaft in one direction and the opposite direction. The motor is preferably a BLDC motor (Brushless D.C Motor). BLDC motors are brushless motors with speed and torque. Controlled motor with distanced control.

볼스크루(520)는 모터(510)의 회전축에 결합되어 회전 구동된다.The ball screw 520 is coupled to the rotation shaft of the motor 510 is driven to rotate.

이동블록(530)은 볼스크루(520)와 나사 결합되어 볼스크루(520)의 회전 시 볼스크루(520)의 길이 방향을 따라 직선 운동한다. 이동블록(530)은 커넥터(540)에 의해 회전이 제한됨으로써 볼스크루(520)의 회전 시 볼스크루(520)와 함께 회전하지 않고 직선운동한다.The moving block 530 is screwed with the ball screw 520 to linearly move along the longitudinal direction of the ball screw 520 when the ball screw 520 is rotated. The movement block 530 is limited by the rotation of the connector 540, so that the ball screw 520 does not rotate with the ball screw 520 to rotate linearly.

커넥터(540)는 일단이 카나드(300)의 회동축(310)에 고정되고 타단이 이동블록에 회동 가능하게 결합된다. 커넥터(540)아 이동블록(530)에 회동 가능하게 결합됨으로써 이동블록(530)이 볼스크루(520)의 길이 방향을 따라 직선 이동하면 커넥터(540)는 카나드(300)의 회동축(310)을 중심으로 회동하게 된다. 커넥터(540)가 회동하면 커넥터(540)에 결합되는 카나드(300)는 커넥터(540)와 함께 일체로 회동한다.One end of the connector 540 is fixed to the pivot shaft 310 of the canard 300, and the other end of the connector 540 is pivotally coupled to the movable block. When the moving block 530 moves linearly along the longitudinal direction of the ball screw 520 by being rotatably coupled to the moving block 530 of the connector 540, the connector 540 rotates 310 of the canard 300. Will rotate around. When the connector 540 rotates, the canard 300 coupled to the connector 540 rotates integrally with the connector 540.

상기와 같이 구성되는 회전구동부는, 모터(510)의 구동 시 이동블록(530)이 볼스크루(520)의 길이 방향으로 직선 운동하며, 이동블록(530)의 직선 운동은 커넥터(540)에 의해 카나드(300)의 회전 운동으로 전환되어 카나드(300)를 회동시킨다.The rotary drive unit configured as described above, the movement block 530 linear movement in the longitudinal direction of the ball screw 520 when the motor 510 is driven, the linear movement of the movement block 530 by the connector 540 The canad 300 is rotated to rotate the canard 300.

본 발명에 따른 카나드 조립체는 지상 또는 함상으로부터 발사되는 유도탄뿐만 아니라, 단거리 공대공 유도탄과 같이 발사 직후 빠르게 비행 경로각을 180도 바꾸어 반대방향으로 비행할 필요가 있는 비행체에도 유용하다.The canard assembly according to the present invention is useful not only for guided missiles fired from the ground or ships, but also for vehicles that need to fly in opposite directions by rapidly changing the flight path angle by 180 degrees immediately after the launch, such as a short-range air-to-air missile.

이상의 설명은 본 발명의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 다양한 수정, 변경 및 치환이 가능할 것이다. 따라서 본 발명에 개시된 실시예는 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.The above description is merely illustrative of the technical idea of the present invention, and those skilled in the art will be able to make various modifications, changes, and substitutions without departing from the essential characteristics of the present invention. . Therefore, the embodiments disclosed in the present invention are not intended to limit the scope of the present invention but to limit the scope of the technical idea of the present invention. The protection scope of the present invention should be interpreted by the following claims, and all technical ideas within the equivalent scope should be interpreted as being included in the scope of the present invention.

10 : 비행체 100 : 비행체 동체
200 : 구동 날개 300 : 카나드
310 : 회동축 400 : 추력기
410 : 토출구 510 : 모터
520 : 볼스크루 530 : 이동블록
540 : 커넥터 610a : 제1 측추력노즐
610b : 제2 측추력노즐 611 : 반경부
612 : 길이부 613 : 측면부10: aircraft 100: aircraft fuselage
200: drive wing 300: canard
310: rotation shaft 400: thruster
410: discharge port 510: motor
520: ball screw 530: moving block
540: connector 610a: first side thrust nozzle
610b: second side thrust nozzle 611: radius portion
612: Length 613: Side

Claims

A canard rotatably mounted to the vehicle body;
A rotary drive unit for rotating the canard;
A thruster for outputting thrust in the radial direction of the vehicle body through a discharge port;
A first lateral thrust nozzle formed in the canard and extending from a first nozzle inlet formed on a surface of the canard opposite the discharge port to a first nozzle outlet formed on either side of the canard; And
A first nozzle formed in the canard and extending from a second nozzle inlet formed on a surface of the canard opposite the discharge port to a second nozzle outlet formed on the other of both sides of the canard; And a second side thrust nozzle having a flow path that is fluidly independent of the nozzle.
The distance from the pivot axis of the canard to the first nozzle inlet and the distance from the pivot axis of the canard to the second nozzle inlet are the same, and when the canard is rotated in one direction and in the opposite direction, the first side thrust nozzle And the second side thrust nozzle is in fluid communication with the discharge port so that the thrust output through the discharge port is output through either the first nozzle outlet or the second nozzle outlet.

The method of claim 1,
The thruster is a canard assembly for generating a thrust by burning the propellant.

The method of claim 2,
Wherein said propellant is a solid propellant.

The method of claim 1,
And the first side thrust nozzle and the second side thrust nozzle are integrally formed with the canard.

The method of claim 1,
The first side thrust nozzle and the second side thrust nozzle,
And a radius portion extending radially from the first nozzle inlet and the second nozzle inlet in the radial direction of the vehicle body.

The method of claim 5,
The first side thrust nozzle and the second side thrust nozzle,
And a length portion extending from the radius portion in the longitudinal direction of the vehicle body.

The method of claim 6,
The first side thrust nozzle and the second side thrust nozzle,
And a side portion extending from the length portion to the side of the canard.

The method of claim 1,
The rotary drive unit,
motor;
A ball screw driven to rotate by the motor;
A moving block coupled to the ball screw and moving along the length direction of the ball screw when the ball screw rotates; And
And a connector having one end fixed to a pivot shaft of the canard and the other end pivotally coupled to the movable block to rotate the canard when the motor is driven.

The method of claim 8,
The motor is a canard assembly is a brushless DC motor (BLDC motor).

The method of claim 1,
And a nozzle outlet of the first side thrust nozzle and the second side thrust nozzle is located behind the rotational axis of the canard.

The method of claim 10,
When the canard rotates in one direction, a canard assembly in which a moment for rotating the canard in a direction opposite to the one direction is generated by a thrust output through one of the first side thrust nozzle and the second side thrust nozzle. .

Aircraft fuselage;
Drive wings;
A canard pivotally spaced apart from the driving wing in a forward direction so as to be pivotally mounted to the vehicle body;
A rotary drive unit for rotating the canard;
A thruster for outputting thrust in the radial direction of the vehicle body through a discharge port;
A first lateral thrust nozzle formed in the canard and extending from a first nozzle inlet formed on a surface of the canard opposite the discharge port to a first nozzle outlet formed on either side of the canard; And
A first nozzle formed in the canard and extending from a second nozzle inlet formed on a surface of the canard opposite the discharge port to a second nozzle outlet formed on the other of both sides of the canard; And a second side thrust nozzle having a flow path that is fluidly independent of the nozzle.
The distance from the pivot axis of the canard to the first nozzle inlet and the distance from the pivot axis of the canard to the second nozzle inlet are the same, and when the canard is rotated in one direction and in the opposite direction, the first side thrust nozzle And the second lateral thrust nozzle is in fluid communication with the discharge port so that the thrust output through the discharge port is output through either the first nozzle outlet or the second nozzle outlet.

The method of claim 12,
The first side thrust nozzle and the second side thrust nozzle,
A radius portion extending in a radial direction of the vehicle body from a nozzle inlet formed on a lower surface of the canard;
A length portion extending in the longitudinal direction of the vehicle body from the radius portion; and
And a side portion extending from the length portion to the side of the canard.

The method of claim 13,
The rotary drive unit,
motor;
A ball screw driven to rotate by the motor;
A moving block coupled to the ball screw and moving along the length direction of the ball screw when the ball screw rotates; And
One end is fixed to the rotating shaft of the canard, the other end is rotatably coupled to the moving block including a connector for rotating the canard when the motor is driven.

The method of claim 14,
The nozzle outlets of the first side thrust nozzle and the second side thrust nozzle are located behind the rotational shaft of the canard,
When the canard is rotated in one direction, a moment generated by the thrust outputted through any one of the first side thrust nozzle and the second side thrust nozzle is a moment for rotating the canard in the direction opposite to the one direction.