KR102402438B1 - Antenna mounting apparatus and aero vehicle - Google Patents
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Abstract
Description
본 발명은 안테나 장착 장치 및 비행체에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는 외피에 안테나를 안정적으로 장착시킬 수 있는 안테나 장착 장치 및 이를 구비하는 비행체에 관한 것이다.The present invention relates to an antenna mounting apparatus and an aircraft, and more particularly, to an antenna mounting apparatus capable of stably mounting an antenna on an outer skin, and an aircraft having the same.
피아식별기는 항공기에서 감지되는 미확인 플랫폼에 대한 피아식별을 수행하기 위해 항공기에 탑재되는 장비이다. 피아식별기는 질문을 담은 신호를 미확인 플랫폼에 송신한다. 또한, 피아식별기는 미확인 플랫폼이 질문 신호에 응답하지 않거나, 약속된 응답 신호와 다른 신호를 응답하는 경우, 미확인 플랫폼을 아군이 아닌 것으로 간주한다. 이를 위해 피아식별기는 질문 신호의 송신과 응답 신호의 수신이 가능하도록 안테나를 구비한다. 이때, 안테나는 항공기의 외피에 설치된다.A peer identifier is an equipment mounted on an aircraft to perform peer identification for an unidentified platform detected by the aircraft. The peer identifier sends a signal containing the question to the unidentified platform. In addition, if the unconfirmed platform does not respond to the interrogation signal or responds to a signal different from the promised response signal, the peer identifier considers the unconfirmed platform as not a friend. To this end, the peer identifier includes an antenna to enable transmission of an interrogation signal and reception of a response signal. At this time, the antenna is installed on the skin of the aircraft.
통상적으로, 항공기의 일종인 헬리콥터에 피아식별기가 탑재되는 경우, 안테나는 헬리콥터의 후방으로 연장된 테일 붐에 설치된다. 예컨대 종래에는 하나의 안테나가 헬리콥터의 테일 붐의 하부면에 장착되었다.In general, when the enemy identification device is mounted on a helicopter, which is a kind of aircraft, the antenna is installed on a tail boom extending to the rear of the helicopter. For example, conventionally, one antenna is mounted on the lower surface of the tail boom of a helicopter.
한편, 종래의 피아식별기는 하나의 안테나로 신호의 송수신이 가능하였으나, 최근 암호화 기술의 발달로 인해 피아식별기가 송수신하는 신호의 체계가 복잡해짐에 따라, 원활하게 신호를 송수신하기 위해 필요한 안테나의 개수가 증가하였다.On the other hand, the conventional peer identifier was capable of transmitting and receiving signals with one antenna, but as the system of signals transmitted and received by the peer identifier becomes complicated due to the recent development of encryption technology, the number of antennas required to transmit and receive signals smoothly has increased.
이때, 최근 제작되는 헬리콥터는 설계 시점부터 피아식별기의 안테나 개수가 반영되었으나, 기존에 운용중인 헬리콥터는 피아식별기의 신호 체계를 업데이트 하면서 안테나의 개수를 증가시켜야 한다. 즉, 헬리콥터의 외피의 일부를 절단하고, 신규 안테나를 장착해야 한다, 하지만 헬리콥터는 비행 시 상당한 공기저항을 받기 때문에, 신규 안테나를 장착하기 위해 헬리콥터의 외피에 설치되는 구조물에 대한 구조 안정성이 확보되어야 한다.In this case, the number of antennas of the peer identification unit is reflected in the recently manufactured helicopter from the time of design, but the helicopter in operation needs to increase the number of antennas while updating the signal system of the peer identification unit. That is, a part of the helicopter's shell must be cut and a new antenna must be installed. However, since the helicopter receives significant air resistance during flight, structural stability must be secured for the structure installed on the helicopter's shell in order to install the new antenna. do.
본 발명의 배경이 되는 기술은 하기의 특허문헌에 게재되어 있다.The technology underlying the present invention is disclosed in the following patent documents.
본 발명은 비행체의 외피에 안테나를 안정적으로 장착할 수 있는 안테나 장착 장치 및 이를 구비하는 비행체를 제공한다.The present invention provides an antenna mounting device capable of stably mounting an antenna on the outer skin of an aircraft, and an aircraft having the same.
본 발명의 실시 형태에 따른 안테나 장착 장치는, 비행체의 외피의 외부면에 배치되고, 안테나를 안착하기 위한 받침부; 상기 받침부와 정렬되도록 비행체의 외피의 내부면에 배치되는 고정부; 안테나를 비행체의 외피에 고정하기 위해 상기 받침부와 상기 고정부를 관통하도록 장착되는 장착부; 및 비행체의 외피의 외부면을 실링하기 위해 비행체의 외피와 상기 받침부 사이에 배치되는 실링부;를 포함한다.An antenna mounting apparatus according to an embodiment of the present invention is disposed on the outer surface of the outer shell of the vehicle, the support portion for seating the antenna; a fixing part disposed on the inner surface of the shell of the aircraft so as to be aligned with the support part; a mounting part mounted to penetrate the support part and the fixing part in order to fix the antenna to the shell of the aircraft; and a sealing part disposed between the shell of the vehicle and the support part to seal the outer surface of the shell of the vehicle.
안테나를 보호하기 위해 상기 받침부에 배치되는 차폐부;를 포함할 수 있다.It may include; a shield disposed on the support to protect the antenna.
비행체의 외피의 외부면에 배치되고 상기 받침부가 지지되며, 상기 받침부보다 넓은 면적을 가지는 보강부;를 포함할 수 있다.It is disposed on the outer surface of the outer shell of the aircraft, the support portion is supported, and a reinforcement portion having a larger area than the support portion; may include.
상기 받침부 및 상기 고정부는 각각의 전후방향의 길이가 각각의 좌우방향의 폭보다 클 수 있다.The length of each of the support part and the fixing part in the front and rear directions may be greater than the width in each of the left and right directions.
안테나의 전후방향의 길이 및 좌우방향의 폭은 상기 받침부의 전후방향의 길이 및 좌우방향의 폭보다 작고, 상기 받침부의 전후방향의 길이 및 좌우방향의 폭은 상기 고정부의 전후방향의 길이 및 좌우방향의 폭과 동일할 수 있다.The length of the antenna in the front-rear direction and the width in the left-right direction are smaller than the length in the front-rear direction and the width in the left-right direction of the support part, and the length in the front-back direction and the width in the left-right direction of the support part are the length of the front-back direction and the left and right directions of the fixing part. It may be equal to the width of the direction.
상기 받침부의 상하방향의 두께는 상기 고정부의 상하방향의 두께보다 클 수 있다.The vertical thickness of the support part may be greater than the vertical thickness of the fixing part.
상기 실링부는 비행체의 외피와 상기 보강부 사이에 배치되고, 상기 실링부의 전후방향의 길이 및 좌우방향의 폭은 상기 보강부의 전후방향의 길이 및 좌우방향의 폭과 동일할 수 있다.The sealing part may be disposed between the shell of the aircraft and the reinforcement part, and the length and width in the front-rear direction of the sealing part may be the same as the length in the front-back direction and the width in the left-right direction of the reinforcement part.
상기 차폐부는, 안테나를 안착시키기 위한 상기 받침부의 안착면에 배치되는 안테나 차폐부; 비행체의 외피에 지지되기 위한 상기 받침부의 지지면에 배치되는 외피 차폐부;를 포함할 수 있다.The shielding portion may include: an antenna shielding portion disposed on a seating surface of the support portion for seating the antenna; It may include; may include;
상기 안테나 차폐부의 에지는 안테나의 에지와 상하방향으로 정렬되고, 상기 외피 차폐부의 에지는 상기 받침부의 에지와 상하방향으로 정렬될 수 있다.An edge of the antenna shield may be vertically aligned with an edge of the antenna, and an edge of the shell shield may be vertically aligned with an edge of the support part.
상기 장착부는, 상기 받침부와 상기 실링부와 비행체의 외피와 상기 고정부를 관통하도록 장착되는 복수개의 제1 장착부재; 및 안테나와 상기 받침부와 상기 실링부와 비행체의 외피와 상기 고정부를 관통하도록 장착되는 복수개의 제2 장착부재;를 포함할 수 있다.The mounting unit may include: a plurality of first mounting members mounted to penetrate the support unit, the sealing unit, the outer skin of the aircraft, and the fixing unit; and a plurality of second mounting members mounted to penetrate through the antenna, the support unit, the sealing unit, the outer skin of the aircraft, and the fixing unit.
상기 제1 장착부재 및 상기 제2 장착부재 각각은 상기 안테나의 중심에서 전후방향의 양측으로 이격되어 복수개씩 장착될 수 있다.Each of the first mounting member and the second mounting member may be mounted in a plurality at a distance from the center of the antenna to both sides in the front-rear direction.
상기 안테나의 전방으로부터 후방으로, 상기 제1 장착부재와 상기 제2 장착부재가 번갈아서 장착될 수 있다.From the front to the rear of the antenna, the first mounting member and the second mounting member may be alternately mounted.
상기 제1 장착부재는 상기 안테나의 전방 및 후방에서 직선 형태 및 삼각형 형태로 각각 배치되고, 상기 제2 장착부재는 상기 안테나의 중심의 전후방향의 양측에서 각각 삼각형 형태로 배치될 수 있다.The first mounting member may be disposed in a straight line and a triangular shape at the front and rear of the antenna, respectively, and the second mounting member may be disposed in a triangular shape at both sides in the front and rear directions of the center of the antenna, respectively.
상기 받침부는 전방단부 및 후방단부가 좌우방향으로 라운드지게 형성되고, 상기 고정부는 전방단부 및 후방단부가 좌우방향으로 각지게 형성될 수 있다.The support portion may have a front end and a rear end rounded in the left and right directions, and the fixing portion may have a front end and a rear end angled in the left and right directions.
본 발명의 실시 형태에 따른 비행체는, 비행 가능하도록 형성되는 동체의 외형을 유지하기 위한 외피; 상기 동체의 후방 하부에서 상기 외피에 설치되는 제1안테나; 상기 동체의 후방 상부에 배치되고, 상기 외피의 외부면에 지지되는 제2안테나; 상기 제2안테나를 고정하기 위해 상기 외피에 설치되고, 상기 제2안테나로부터 전달되는 하중을 상기 외피의 외부면 및 내부면으로 분산시킬 수 있도록 상기 외피의 외부면 및 내부면에 각각 접촉되며, 상기 외피의 외부면을 실링하는 안테나 장착 장치;를 포함한다.Aircraft according to an embodiment of the present invention, a shell for maintaining the external appearance of the fuselage is formed to be able to fly; a first antenna installed on the shell in the lower rear part of the body; a second antenna disposed on the rear upper portion of the fuselage and supported on the outer surface of the shell; It is installed on the shell to fix the second antenna, and is in contact with the outer and inner surfaces of the shell so as to distribute the load transmitted from the second antenna to the external and internal surfaces of the shell, and the and an antenna mounting device for sealing the outer surface of the shell.
상기 제1안테나는, 상기 외피의 외주면을 따라 전후방향 및 좌우방향으로 연장되는 제1베이스부와, 상기 제1베이스부로부터 하방으로 연장되는 제1방사부를 포함하고, 상기 제2안테나는, 상기 외피의 외주면을 따라 전후방향 및 좌우방향으로 연장되는 제2베이스부와, 상기 제2베이스부로부터 상방으로 연장되는 제2방사부를 포함하고, 상기 제1방사부 및 상기 제2방사부는 상기 제1베이스부 및 상기 제2베이스부로부터 멀어질수록 단면적이 작아지도록, 각각의 외측면이 상기 제1베이스부 및 상기 제2베이스부 각각에 대해 전후방향 및 좌우방향으로 경사지게 연장될 수 있다.The first antenna includes a first base portion extending in the front-rear and left-right directions along the outer circumferential surface of the outer skin, and a first radiation portion extending downwardly from the first base portion, and the second antenna includes: A second base portion extending in the front-rear and left-right directions along the outer circumferential surface of the shell, and a second radiation portion extending upwardly from the second base portion, wherein the first radiation portion and the second radiation portion The outer surfaces of each of the first base part and the second base part may be inclinedly extended in front-rear and left-right directions with respect to each of the first base part and the second base part so that the cross-sectional area becomes smaller as the distance from the base part and the second base part increases.
상기 동체의 내부로부터 외부로 상기 안테나 장착 장치의 내부 몸체와, 상기 외피와, 상기 안테나 장착 장치의 외부 몸체와 상기 제2안테나의 제2베이스부 순서로 위치함에 의해, 일체화된 샌드위치 구조를 형성하고, 상기 외피에는 상기 안테나 장착 장치의 내부 몸체와 외부 몸체를 연결시키기 위한 복수개의 관통홀이 구비되고, 상기 복수개의 관통홀은 상기 샌드위치 구조를 위한 코어 캐비티를 형성할 수 있도록 상기 제2베이스부의 하측에 상하방향으로 정렬되며 전후방향 및 좌우방향으로 상호 이격될 수 있다.By locating the inner body of the antenna mounting device, the outer shell, the outer body of the antenna mounting device, and the second base portion of the second antenna from the inside of the body to the outside, an integrated sandwich structure is formed, , The outer shell is provided with a plurality of through-holes for connecting the inner body and the outer body of the antenna mounting device, the plurality of through-holes are provided on the lower side of the second base to form a core cavity for the sandwich structure. It is aligned in the vertical direction and can be spaced apart from each other in the front-rear and left-right directions.
상기 외부 몸체는 전후방향 및 좌우방향으로 상기 외피의 외부면와 상기 제2방사부 사이에 복수의 단차를 형성하고, 상기 복수의 단차 중 적어도 하나의 단차에 복수의 돌기가 구비될 수 있다.The outer body may form a plurality of steps between the outer surface of the outer shell and the second radiating part in the front-rear and left-right directions, and a plurality of protrusions may be provided on at least one step of the plurality of steps.
본 발명의 실시 형태에 따르면, 안테나가 장착된 안테나 장착 장치를 비행체의 외피의 외부면 및 내부면에 각각 접촉시킬 수 있고, 비행체의 비행 시에 안테나로부터 전달되는 하중을 비행체의 외피의 외부면 및 내부면으로 안정적으로 분산시킬 수 있다. 이로부터 안테나 장착 장치의 장착으로 인한 비행체의 구조 안정성 저하를 방지할 수 있고, 안테나 장착 장치가 장착된 비행체 외피의 안테나 장착 부위의 구조강도에 대한 안전여유(margin of safety)를 충분하게 확보할 수 있다.According to an embodiment of the present invention, the antenna mounting device equipped with an antenna can be in contact with the outer surface and the inner surface of the outer surface of the vehicle's shell, respectively, and the load transmitted from the antenna during flight of the vehicle is applied to the external surface and the external surface of the vehicle's shell. It can be stably dispersed on the inner surface. From this, it is possible to prevent deterioration of the structural stability of the aircraft due to the installation of the antenna mounting device, and it is possible to sufficiently secure a margin of safety for the structural strength of the antenna mounting part of the aircraft shell equipped with the antenna mounting device. have.
또한, 안테나 장착 장치를 이용하여 비행체의 외피의 안테나 장착 부위와 안테나 간의 통전을 차단할 수 있고, 해당 부위의 부식을 방지할 수 있다. 이에, 통전 및 부식으로 인한 안테나의 성능 저하를 방지할 수 있다. 이로부터 해당 안테나가 적용되는 피아식별기의 질문 신호의 신호 품질이 저하되는 것과, 응답 신호의 수신 감도가 저하되는 것을 효과적으로 방지할 수 있다.In addition, by using the antenna mounting device, it is possible to cut off electricity between the antenna mounting portion of the outer shell of the aircraft and the antenna, and it is possible to prevent corrosion of the corresponding portion. Accordingly, it is possible to prevent deterioration of the performance of the antenna due to energization and corrosion. As a result, it is possible to effectively prevent the deterioration of the signal quality of the interrogation signal of the peer identifier to which the corresponding antenna is applied and the deterioration of the reception sensitivity of the response signal.
도 1은 본 발명의 실시 예에 따른 비행체의 일 예시를 도시한 개략도이다.
도 2는 본 발명의 실시 예에 따른 안테나 장착 장치의 개략도이다.
도 3은 본 발명의 실시 예에 따른 안테나 장착 장치의 부분 분해도이다.
도 4는 본 발명의 실시 예에 따른 안테나 장착 장치의 후방 부위를 확대하여 도시한 측단면도이다.
도 5는 본 발명의 실시 예에 따른 안테나 장착 장치의 전방 부위를 확대하여 도시한 측단면도이다.
도 6은 본 발명의 실시 예에 따른 안테나 장착 장치의 받침부 및 고정부의 개략도이다.
도 7은 본 발명의 실시 예에 따른 안테나 장착 장치가 장착된 비행체의 구조강도를 해석한 결과를 설명하기 위한 도면이다.
도 8은 본 발명의 실시 예에 따른 안테나 장착 장치가 장착된 비행체의 방향안정성을 분석한 내용을 설명하기 위한 도면이다.
도 9는 본 발명의 실시 예에 따른 안테나 장착 장치가 장착된 비행체의 공력 계수를 분석한 내용을 설명하기 위한 도면이다.
도 10은 본 발명의 실시 예에 따른 안테나 장착 장치가 장착된 비행체의 추력 증가량을 분석한 내용을 설명하기 위한 그래프이다.1 is a schematic diagram showing an example of an aircraft according to an embodiment of the present invention.
2 is a schematic diagram of an antenna mounting apparatus according to an embodiment of the present invention.
3 is a partial exploded view of an antenna mounting apparatus according to an embodiment of the present invention.
4 is an enlarged side cross-sectional view of the rear portion of the antenna mounting apparatus according to an embodiment of the present invention.
5 is an enlarged side cross-sectional view of a front portion of an antenna mounting apparatus according to an embodiment of the present invention.
6 is a schematic view of a support part and a fixing part of an antenna mounting apparatus according to an embodiment of the present invention.
7 is a view for explaining a result of analyzing the structural strength of an aircraft equipped with an antenna mounting device according to an embodiment of the present invention.
8 is a view for explaining the content of analyzing the direction stability of the aircraft equipped with the antenna mounting device according to an embodiment of the present invention.
9 is a view for explaining the content of the analysis of the aerodynamic coefficient of the aircraft equipped with the antenna mounting apparatus according to an embodiment of the present invention.
10 is a graph for explaining the analysis of the thrust increase amount of an aircraft equipped with an antenna mounting apparatus according to an embodiment of the present invention.
이하, 첨부된 도면을 참조하여, 본 발명의 실시 예를 상세히 설명한다. 그러나 본 발명은 이하에서 개시되는 실시 예에 한정되는 것이 아니고, 서로 다른 다양한 형태로 구현될 것이다. 단지 본 발명의 실시 예는 본 발명의 개시가 완전하도록 하고, 해당 분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공되는 것이다. 본 발명의 실시 예를 설명하기 위하여 도면은 과장될 수 있고, 설명과 관계없는 부분은 도면에서 생략될 수 있고, 도면상의 동일한 부호는 동일한 요소를 지칭한다.Hereinafter, with reference to the accompanying drawings, an embodiment of the present invention will be described in detail. However, the present invention is not limited to the embodiments disclosed below, and will be implemented in various different forms. Only the embodiments of the present invention are provided to complete the disclosure of the present invention, and to completely inform those of ordinary skill in the art the scope of the invention. In order to explain the embodiment of the present invention, the drawings may be exaggerated, parts not related to the description may be omitted from the drawings, and the same reference numerals in the drawings refer to the same elements.
본 발명은 안테나 장착 장치 및 비행체에 관한 것으로서, 이하에서는 안테나 장착 장치 및 비행체가 헬리콥터에 적용되는 경우를 예시하여 본 발명의 실시 예를 설명한다. 물론, 본 발명의 실시 예에 따른 안테나 장착 장치 및 비행체는 전투기 및 드론봇 등 다양한 종류의 비행체에 적용될 수 있다.The present invention relates to an antenna mounting device and an air vehicle, and hereinafter, an embodiment of the present invention will be described by exemplifying the case where the antenna mounting device and the air vehicle are applied to a helicopter. Of course, the antenna mounting apparatus and the vehicle according to an embodiment of the present invention may be applied to various types of aircraft such as fighters and drone bots.
도 1은 본 발명의 실시 예에 따른 비행체의 일 예시를 도시한 개략도이고, 도 2는 본 발명의 실시 예에 따른 안테나 장착 장치의 개략도이다.1 is a schematic diagram illustrating an example of an aircraft according to an embodiment of the present invention, and FIG. 2 is a schematic diagram of an antenna mounting apparatus according to an embodiment of the present invention.
도 1 및 도 2를 참조하여, 본 발명의 실시 예에 따른 비행체를 설명한다.1 and 2, an aircraft according to an embodiment of the present invention will be described.
본 발명의 실시 예에 따른 비행체(10)는 군용 및 민간용 등의 용도로 운용되는 헬리콥터를 포함할 수 있다. 물론, 비행체(10)의 종류는 다양할 수 있다.
도 1 및 도 2를 참조하면, 본 발명의 실시 예에 따른 비행체(10)는, 외형을 유지하기 위한 외피(110)를 구비하며, 비행 가능하도록 형성되는 동체(100), 동체(100)의 후방 하부에서 외피(110)에 설치되는 제1안테나(300), 동체(100)의 후방 상부에 배치되고 외피(110)의 외부면에 지지되는 제2안테나(400), 및 제2안테나(400)를 고정하기 위해 외피(110)에 설치되고 제2안테나(400)로부터 전달되는 하중을 외피(110)의 외부면 및 내부면으로 분산시킬 수 있도록 외피(110)의 외부면 및 내부면에 각각 접촉되며, 외피(110)의 외부면을 실링하는 안테나 장착 장치(500)를 포함한다.1 and 2, the
또한, 본 발명의 실시 예에 따른 비행체(10)는, 동체(100)의 내부에 탑재되고, 제1안테나(300) 및 제2안테나(400)와 연결되는 피아식별기(200)를 포함할 수 있다.In addition, the
동체(100)는, 공기 저항을 줄일 수 있도록 적어도 일부가 유선형으로 형성되고, 상부에 메인 로터가 구비되고, 하부에 랜딩 기어가 구비되는 메인 동체, 및 메인 동체로부터 후방으로 연장되며, 후방 단부에 테일 로터가 구비되는 테일 붐을 포함할 수 있다. 메인 동체의 내부에는 피아식별기(200)가 탑재될 수 있고, 테일 붐에는 제1안테나(300) 및 제2안테나(400)가 설치될 수 있다. 외피(110)는 메인 동체 및 테일 붐의 외형을 형성하고 유지하기 위한 외피(110)로서, 그 구조와 재질은 다양할 수 있다.The
피아식별기(200)는 신호 처리기(미도시), 질문기(미도시) 및 응답기(미도시)를 포함할 수 있다. 피아식별기는 비행체(10)의 임무 수행 시에 제1안테나(300) 및 제2안테나(400)를 이용하여 질문 신호 및 응답 신호를 송수신할 수 있고, 이로부터 피아식별을 수행할 수 있다.The
제1안테나(300)는 동체(100)의 후방 하부에서 테일 붐의 외피(110)에 설치될 수 있다. 제1안테나(300)는 비행체(10)의 개발 단계에서 설계되어 비행체(10)의 제작 시 테일 붐의 외피(110)에 설치되는 안테나로서, 비행체(10)의 운용 범위 내에서 비행체(10)의 안전을 위한 검증 절차를 통과한 안테나일 수 있다. 제1안테나(300)의 고정을 위한 프레임 조립체(미도시)는 예컨대 테일 붐의 외피(110)에 내장되거나, 테일 붐의 외피(110)와 일체형으로 제작될 수 있다.The
제1안테나(300)는, 외피(110)의 외주면을 따라 전후방향(X) 및 좌우방향(Y)으로 연장되는 제1베이스부(310)와, 제1베이스부(310)로부터 하방으로 연장되는 제1방사부(320)를 포함할 수 있다. 제1베이스부(310)는 전후방향(X)의 길이가 좌우방향(Y)의 폭보다 큰 장방형의 플레이트 형상일 수 있다. 제1베이스부(310)는 상면이 외피(110)에 장착될 수 있다. 제1베이스부(310)의 하면에는 제1방사부(320)가 장착될 수 있다. 제1방사부(320)는 제1베이스부(310)로부터 멀어질수록 단면적이 작아지도록, 외측면이 제1베이스부(310)에 대해 전후방향 및 좌우방향으로 경사지게 연장될 수 있다. 제1방사부(320)의 내부에는 복수개의 복사소자가 형성되는 기판과, 기판에 연결되는 전력분배기가 구비될 수 있다. 복사소자의 배치와, 전력분배기의 구조는 다양할 수 있다.The
제2안테나(400)는 동체(100)의 후방 상부에서 테일 붐의 외피(110)의 외부면에 지지될 수 있다. 제2안테나(400)는 비행체(10)의 운용 중에, 피아식별기의 신호 체계를 업데이트하며 비행체(10)에 추가 설치되는 안테나일 수 있다. 예컨대 제2안테나(400)를 추가 안테나 혹은 신규 안테나라고 지칭할 수 있다.The
제2안테나(400)는, 외피(110)의 외주면을 따라 전후방향(X) 및 좌우방향(Y)으로 연장되는 제2베이스부(410)와, 제2베이스부(410)로부터 상방으로 연장되는 제2방사부(420)를 포함할 수 있다. 제2베이스부(410)는 안테나 장착 장치(500)의 후술하는 받침부(510)에 장착될 수 있다. 제2베이스부(410)는 전후방향(X)의 길이가 좌우방향(Y)의 폭보다 큰 장방형의 플레이트 형상일 수 있다. 제2베이스부(410)의 상면에 제2방사부(420)가 장착될 수 있다. 제2방사부(420)는 제2베이스부(410)로부터 멀어질수록 단면적이 작아지도록, 외측면이 제2베이스부(410)에 대해 전후방향(X) 및 좌우방향(Y)으로 경사지게 연장될 수 있다. 제2방사부(420)는 내부에 복수개의 복사소자가 형성되는 기판과, 기판에 연결되는 전력분배기가 구비될 수 있다. 복사소자의 배치와, 전력분배기의 구조는 다양할 수 있다.The
제2안테나(400)의 장착으로 인한 비행체(10)의 구조 안정성 저하를 방지하고 외피(110)의 제2안테나 장착 부위와 제2안테나(400) 간의 통전을 차단하며 해당 부위의 부식을 방지하기 위해, 외피(110)의 제2안테나 장착 부위에 안테나 장착 장치(500)를 설치하고, 안테나 장착 장치(500)에 제2안테나(400)를 장착함으로써, 제2안테나(400)를 외피(110)에 장착시킬 수 있다.To prevent deterioration of the structural stability of the
도 3은 본 발명의 실시 예에 따른 안테나 장착 장치의 부분 분해도이고, 도 4는 본 발명의 실시 예에 따른 안테나 장착 장치의 후방 부위를 확대하여 도시한 측단면도이며, 도 5는 본 발명의 실시 예에 따른 안테나 장착 장치의 전방 부위를 확대하여 도시한 측단면도이고, 도 6의 (a) 및 (b)는 본 발명의 실시 예에 따른 안테나 장착 장치의 받침부 및 고정부의 개략도이다.3 is a partial exploded view of an antenna mounting apparatus according to an embodiment of the present invention, FIG. 4 is an enlarged side cross-sectional view showing a rear portion of an antenna mounting apparatus according to an embodiment of the present invention, and FIG. 5 is an embodiment of the present invention It is a side cross-sectional view showing an enlarged front part of the antenna mounting apparatus according to an embodiment, and FIGS. 6 (a) and (b) are schematic views of a support part and a fixing part of the antenna mounting apparatus according to an embodiment of the present invention.
이하, 본 발명의 실시 예에 따른 안테나 장착 장치(500)를 설명한다.Hereinafter, an
도 3 내지 도 6을 참조하면, 안테나 장착 장치(500)는, 제2안테나(400)를 고정하기 위해 외피(110)에 설치될 수 있다. 또한, 안테나 장착 장치(500)는 제2안테나(400)로부터 전달되는 하중을 외피(110)의 외부면(111) 및 내부면(112)으로 분산시킬 수 있도록 외피(110)의 외부면(111) 및 내부면(112)에 각각 접촉될 수 있다. 또한, 안테나 장착 장치(500)는 외피(110)의 외부면(111)을 실링할 수 있다.3 to 6 , the
안테나 장착 장치(500)는 외피(110)의 내부면측에 배치되는 내부 몸체와, 외피(110)의 외부면측에 배치되는 외부 몸체를 포함할 수 있다. 여기서, 내부 몸체는 고정부(520)를 포함할 수 있다. 또한, 외부 몸체는 받침부(510), 실링부(540), 차폐부(550) 및 보강부(560)를 포함할 수 있다. 또한, 안테나 장착 장치(500)는 내부 몸체 및 외부 몸체를 상하방향(Z)으로 관통하도록 장착되는 장착부(530)를 포함할 수 있다. 장착부(530)를 연결 몸체라고 지칭할 수도 있다.The
이때, 동체(100)의 테일 붐의 내부로부터 외부로, 안테나 장착 장치(500)의 내부 몸체와, 테일 붐의 외피(110)와, 안테나 장착 장치(500)의 외부 몸체와, 제2안테나(400)의 제2베이스부(410) 순서로 위치함에 의해, 테일 붐의 외피(110)를 중심으로 하는 일체화된 샌드위치 구조를 형성할 수 있다.At this time, from the inside of the tail boom of the
또한, 테일 붐의 외피(110)에는 안테나 장착 장치(500)의 내부 몸체와 외부 몸체를 연결시키기 위한 장착부(530)가 배치될 수 있도록, 복수개의 관통홀이 구비될 수 있다. 여기서, 복수개의 관통홀은 상술한 샌드위치 구조를 위한 코어 캐비티를 형성할 수 있도록 제2베이스부(410)의 하측에서 상하방향(Z)으로 정렬되며 전후방향(X) 및 좌우방향(Y)으로 상호 이격될 수 있다.In addition, a plurality of through-holes may be provided in the
이처럼 안테나 장착 장치(500)가 외피(110)와 함께 샌드위치 구조를 형성하고, 외피(110)에 코어 캐비티를 형성함으로써, 안테나 장착 장치(500)가 외피(110)에 견고하게 설치될 수 있다.As such, the
또한, 안테나 장착 장치(500)의 외부 몸체는 전후방향(X) 및 좌우방향(Y)으로 외피(110)의 외부면와 제2방사부(420) 사이에 복수의 단차(S)를 형성할 수 있다. 예를 들어, 보강부(560) 및 받침부(510)를 이용하여 외피(110)의 외부면와 제2방사부(420) 사이에 복수의 단차(S)를 형성할 수 있다. 이때, 복수의 단차(S) 중 적어도 하나의 단차에 복수의 돌기(P)가 구비될 수 있다. 예컨대 보강부(560)의 상부면에 복수의 돌기(P)가 구비될 수 있다(도 2 참조).In addition, the external body of the
상술한 복수의 단차 및 돌기는 비행체(10)의 비행 시에 제2안테나(400)의 제2방사부(420) 주위에 형성되는 기류와 먼저 충돌함으로써, 제2안테나(400)의 제2방사부(420)로 가해지는 공력을 조절해줄 수 있다.The plurality of steps and projections described above collide first with the airflow formed around the
이하, 본 발명의 실시 예에 따른 안테나 장착 장치(500)의 상세 구조를 상세하게 설명한다. 안테나 장착 장치(500)는 받침부(510), 고정부(520), 장착부(530), 실링부(540)를 포함한다. 또한, 안테나 장착 장치(500)는, 차폐부(550) 및 보강부(560)를 더 포함할 수 있다. 한편, 안테나 장착 장치(500)의 적어도 일부는 알루미늄 재질을 포함할 수 있다. 예컨대 받침부(510), 고정부(520), 장착부(530), 실링부(540), 보강부(560)는 알루미늄 재질을 포함할 수 있다.Hereinafter, a detailed structure of the
받침부(510)는 안테나를 안착하기 위한 받침부(510)일 수 있다. 받침부(510)는 테일 붐의 외피(110)의 외부면에 배치될 수 있다. 받침부(510)는 전후방향(X)의 길이가 좌우방향(Y)의 폭보다 클 수 있다. 또한, 받침부(510)의 전후방향(X)의 길이 및 좌우방향(Y)의 폭은 제2안테나(400)의 제2베이스부(410)의 전후방향(X)의 길이 및 좌우방향(Y)의 폭보다 클 수 있다.The
받침부(510)는 플레이트 형상일 수 있다. 이때, 받침부(510)의 전방단부 및 후방단부는 좌우방향(Y)으로 라운드지게 형성될 수 있다. 받침부(510)의 상부면에는 제2안테나(400)의 제2베이스부(410)가 안착되어 지지될 수 있다. 받침부(510)의 하부면은 보강부(560)에 안착되어 지지될 수 있다. 한편, 받침부(510)의 상부면 및 하부면은 테일 붐의 외피(110)의 외부면의 곡률을 따라, 적어도 일부가 곡면 형상으로 형성될 수도 있다.The
받침부(510)는 비행체(10)의 비행 시 제2안테나(400)로 가해지는 하중 중 일부를 장착부(530)로 전달하고, 나머지를 테일 붐의 외피(110)의 외부면으로 분산시킬 수 있다. 한편, 장착부(530)로 전달되는 하중은 받침부(510)를 거쳐 테일 붐의 외피(110)의 외부면으로 전달되어 분산될 수 있다.The
한편, 제2안테나(400)의 제2베이스부(410)의 하부면에는 복사소자로의 급전 및 복사소자와 피아식별기(200) 간의 신호 전달을 위한 복수개의 포트가 구비될 수 있다. 이때, 복수개의 포트는 제1포트(411)와 제2포트(412)를 포함할 수 있다.Meanwhile, a plurality of ports may be provided on the lower surface of the
이에, 받침부(510)의 전후방향(X)의 중심영역에는 제1포트(411)가 통과될 수 있는 제1포트 통과홀(h411)과 제2포트(412)가 통과될 수 있는 제2포트 통과홀(h412)이 형성될 수 있다.Accordingly, in the central region in the front-rear direction (X) of the
또한, 받침부(510)는 제1포트 통과홀(h411)의 전후방향(X)의 양측에 복수개의 설치홀이 형성될 수 있다. 복수개의 설치홀은 장착부(530)의 복수개의 제1 장착부재(531)가 배치되는 복수개의 제1설치홀(h531)과, 장착부(530)의 복수개의 제2 장착부재(532)가 배치되는 복수개의 제2설치홀(h532)을 포함할 수 있다.In addition, the
고정부(520)는 받침부(510)와 상하방향(Z)으로 정렬될 수 있다. 고정부(520)는 테일 붐의 외피(110)의 내부면에 배치될 수 있다. 고정부(520)는 전후방향(X)의 길이가 좌우방향(Y)의 폭보다 클 수 있다. 이때, 고정부(520)의 전후방향(X)의 길이 및 좌우방향(Y)의 폭은 받침부(510)의 전후방향(X)의 길이 및 좌우방향(Y)의 폭과 동일할 수 있다. 또한, 고정부(520)의 상하방향(Z)의 두께는 고정부(510)의 상하방향(Z)의 두께보다 작을 수 있다. 한편, 고정부(520)는 플레이트 형상일 수 있다. 고정부(520)는 전방단부 및 후방단부가 좌우방향으로 각지게 형성될 수 있다.The fixing
고정부(520)의 상부면은 테일 붐의 외피(110)의 내부면에 접촉할 수 있다. 고정부(520)의 하부면은 장착부(530)의 후술하는 장착너트(531-2, 532-2)와 접촉할 수 있다. 고정부(520)는 비행체(10)의 비행 시 제2안테나(400)로 가해지는 하중을 장착부(530)를 거쳐서 받침부(510)로부터 전달받을 수 있고, 전달받은 하중을 테일 붐의 외피(110)의 내부면으로 전달하여 분산시킬 수 있다. 한편, 고정부(520)의 상부면의 적어도 일부는 외피(110)의 내부면의 곡률을 따라 곡면 형상으로 형성될 수도 있다.The upper surface of the fixing
고정부(520)의 전후방향(X)의 중심영역에는 제1포트(411)가 통과될 수 있는 제1포트 통과홀(h411)과 제2포트(412)가 통과될 수 있는 제2포트 통과홀(h412)이 형성될 수 있다. 또한, 고정부(510)는 제1포트 통과홀(h411)의 전후방향(X)의 양측에 복수개의 설치홀이 형성될 수 있다. 복수개의 설치홀은 복수개의 제1설치홀(h531)과 복수개의 제2설치홀(h532)을 포함할 수 있다. 제1설치홀(h531)에는 제1 장착부재(531)가 배치될 수 있고, 제2설치홀(h532)에는 제2 장착부재(532)가 배치될 수 있다.In the central region of the fixing
장착부(530)는 제2안테나(400)를 테일 붐의 외피(110)에 고정하기 위해 받침부(510)와 고정부(520)를 관통하도록 장착될 수 있다. 장착부(530)는 복수개의 제1 장착부재(531) 및 복수개의 제2 장착부재(532)를 포함할 수 있다.The mounting part 530 may be mounted to pass through the
복수개의 제1 장착부재(531)는 제2안테나(400)의 제2베이스부(410)의 하측에 배치되며, 상하방향(Z)으로 각각 연장될 수 있고, 전후방향(X) 및 좌우방향(Y)으로 상호 이격될 수 있다. 또한, 복수개의 제1 장착부재(531)는 받침부(510), 후술하는 외피 차폐부(552), 실링부(540), 외피(110) 및 고정부(520)를 관통하도록 장착될 수 있다. 이에, 복수개의 제1 장착부재(531)는 받침부(510)를 외피(110)와 고정부(520)에 견고하게 고정시킬 수 있다.The plurality of first mounting
한편, 복수개의 제1 장착부재(531) 각각은 제1 장착볼트(531-1)와 제1 장착너트(531-2)를 포함할 수 있다. 제1 장착볼트(531-1)는 상하방향(Z)으로 연장될 수 있다. 제1 장착볼트(531-1)는 상단의 상부면이 받침부(510)의 상부면과 동일면상에 위치할 수 있다. 이때, 제1 장착볼트(531-1)는 상단의 외주면에 경사면이 구비될 수 있다. 제1 장착볼트(531-1)의 경사면은 받침부(510)의 제1설치홀(h531)의 내주면에 접촉함으로써, 받침부(510)를 전후방향(X), 좌우방향(Y) 및 상하방향(Z)으로 고정시킬 수 있다. 제1 장착볼트(531-1)는 하단이 고정부(520)로부터 하방으로 돌출될 수 있다. 또한, 제1 장착볼트(531-1)는 하단의 외주면에 나사산이 형성될 수 있다. 제1 장착볼트(531-1)의 나사산에 제1 장착너트(531-2)가 장착될 수 있다.Meanwhile, each of the plurality of first mounting
복수개의 제2 장착부재(532)는 제2안테나(400)의 제2방사부(420)로부터 전후방향(X) 및 좌우방향(Y)으로 이격되도록 하여, 제2방사부(420)의 둘레에 배치될 수 있고, 각각 상하방향(Z)으로 연장될 수 있다. 또한, 복수개의 제2 장착부재(532)는 제2안테나(400)의 제2베이스부(410), 후술하는 안테나 차폐부(551), 받침부(510), 외피 차폐부(552), 보강부(560), 실링부(540), 외피(110) 및 고정부(520)를 관통하도록 장착될 수 있다. 이에, 복수개의 제2 장착부재(532)는 제2안테나(400)를 받침부(510)와 외피(110)와 고정부(520)에 견고하게 고정시킬 수 있다.The plurality of second mounting
복수개의 제2 장착부재(532)는 제2 장착볼트(532-1)와 제2 장착너트(532-2)를 각각 복수개씩 포함할 수 있다. 제2 장착볼트(532-1)는 상하방향(Z)으로 연장될 수 있다. 제2 장착볼트(532-1)는 상단의 상부면이 제2베이스부(410)의 상부면과 동일면상에 위치할 수 있다. 이때, 제2 장착볼트(532-1)는 상단의 외주면에 경사면이 구비될 수 있다. 여기서, 제2 장착볼트(532-1)의 경사면은 제2베이스부(410)의 제1설치홀(h531)의 내주면에 접촉할 수 있고, 제2베이스부(410)를 전후방향(X), 좌우방향(Y) 및 상하방향(Z)으로 고정시킬 수 있다. 제2 장착볼트(531-1)는 하단이 고정부(520)로부터 하방으로 돌출될 수 있고, 하단의 외주면에 나사산이 형성될 수 있다. 제2 장착볼트(532-1)의 나사산에 제2 장착너트(532-2)가 장착될 수 있다.The plurality of second mounting
한편, 상술한 바와 같이 형성되는 복수개의 제1 장착부재(531) 및 복수개의 제2 장착부재(532) 각각은 제2안테나(400)의 중심에서 전후방향(X)의 양측으로 이격될 수 있고, 제2안테나(400)의 중심의 양측에 각각 복수개씩 장착될 수 있다.On the other hand, each of the plurality of first mounting
이때, 제2안테나(400)의 전방으로부터 후방으로, 제1 장착부재(531)와 제2 장착부재(532)가 번갈아서 장착될 수 있다. 또한, 복수개의 제1 장착부재(531)는 제2안테나(400)의 전방 및 후방에서 직선 형태 및 삼각형 형태로 각각 배치될 수 있다. 또한, 복수개의 제2 장착부재(532)는 제2안테나(400)의 중심의 양측 즉, 제2안테나(400)의 전방 및 후방에서 삼각형 형태로 배치될 수 있다. In this case, the first mounting
이로부터 복수개의 제1 장착부재(531)와 복수개의 제2 장착부재(532)가 전후방향(X) 및 좌우방향(Y)으로 고르게 분산 배치될 수 있고, 받침부(510), 외피(110) 및 고정부(520)의 국부 위치에 제2안테나(400)로부터 전달되는 하중이 집중되는 것을 방지해줄 수 있다.From this, the plurality of first mounting
실링부(540)는 테일 붐의 외피(110)의 외부면을 실링하기 위해 받침부(510)와 테일 붐의 외피(110) 사이에 배치될 수 있다. 구체적으로, 실링부(540)는 비행체(10)의 테일 붐의 외피(110)와 보강부(560) 사이에 배치될 수 있다. 이때, 실링부(540)의 전후방향(X)의 길이 및 좌우방향(Y)의 폭은 보강부(560)의 전후방향(X)의 길이 및 좌우방향(Y)의 폭과 동일할 수 있다. 실링부(540)에는 복수개의 설치홀과, 제1포트 통과홀 및 제2포트 통과홀이 구비될 수 있다. 복수개의 설치홀에 복수개의 제1 장착부재(531) 및 복수개의 제2 장착부재(532)가 배치될 수 있고, 제1포트 통과홀에 제1포트(411)가 배치될 수 있고, 제2포트 통과홀에 제2포트(412)가 배치될 수 있다.The sealing
실링부(540)는 실런트의 기능을 가질 수 있도록 고무 재질을 포함할 수 있다. 또한, 실링부(540)는 외부면의 적어도 일부에 금속 및 고무와 결합 가능한 접착제의 층이 필름 형태로 구비될 수 있다. 이에, 실링부(540)는 고무 재질을 포함함으로써, 테일 붐의 외피(110), 보강부(560), 복수개의 제1 장착부재(531), 복수개의 제2 장착부재(532), 제1포트(411) 및 제2포트(412)와 밀착될 수 있다. 또한, 실링부(540)는 접착제의 층을 이용하여, 테일 붐의 외피(110), 보강부(560), 복수개의 제1 장착부재(531), 복수개의 제2 장착부재(532), 제1포트(411) 및 제2포트(412)와 접합될 수 있다.The sealing
이에, 실링부(540)는 테일 붐의 외피(110)의 외부면(111)과 보강부(560)의 하부면 사이를 실링하여, 이들 사이를 기밀한 상태로 만들어 줄 수 있다. 또한, 실링부(540)는 복수개의 제1 장착부재(531), 복수개의 제2 장착부재(532), 제1포트(411) 및 제2포트(412)의 외주면과 외피(110) 사이를 실링할 수 있다. 실링부(540)에 의해 테일 붐의 외피(110)의 외부면(111)과 보강부(560)의 하부면이 습기로부터 보호되어 해당 부위의 부식이 방지될 수 있고, 복수개의 제1 장착부재(531), 복수개의 제2 장착부재(532), 제1포트(411) 및 제2포트(412)와 외피(110)의 사이로 습기가 침투하는 것이 방지되어 해당 부위의 부식이 방지될 수 있다. 물론, 실링부(540)가 상술한 부위를 실링하는 방식은 밀착 및 접합 방식 외에도 다양할 수 있다. 또한, 실링부(540)가 상술한 부위를 실링할 수 있는 것을 만족하는 범주 내에서 실링부(540)의 재질은 다양할 수 있다.Accordingly, the sealing
또한, 실링부(540)는 전기전도성 물질을 포함할 수 있다. 예컨대 전기전도성 물질로 은 입자를 예시할 수 있다. 물론, 은은 본 발명의 실시 예의 이해를 돕기 위한 일 예시이고, 실링부(540)에 포함되는 전기전도성 물질의 종류는 다양할 수 있다. 이때, 실링부(540)는 전기전도성 물질을 이용하여 제2안테나(400)를 테일 붐의 외피(110)에 접지시킬 수 있다.Also, the sealing
차폐부(550)는 제2안테나(400)를 보호하기 위해 받침부(510)에 배치될 수 있다. 차폐부(550)는 제2안테나(400)를 안착시키기 위한 받침부(510)의 안착면(상부면)에 배치되는 안테나 차폐부(551)와, 테일 붐의 외피(110)에 지지되기 위한 받침부(510)의 지지면(하부면)에 배치되는 외피 차폐부(552)를 포함할 수 있다. 안테나 차폐부(551) 및 외피 차폐부(552) 각각은 금속 재질을 포함하는 매쉬(mesh) 타입의 망 부재와, 망 부재의 그물 눈을 채우도록 망 부재의 표면에 도포되는 갤을 포함할 수 있다. 망 부재는 제2안테나(400)를 외피(110)에 접지시킬 수 있고, 갤은 외기 및 수분을 차단할 수 있다. 따라서, 안테나 차폐부(551) 및 외피 차폐부(552)는 망 부재를 이용하여 제2안테나(400)를 공기 중의 낙뢰로부터 보호할 수 있고, 갤을 이용하여 제2안테나(400)를 공기 중의 수분 및 이물로부터 보호할 수 있다. 또한, 안테나 차폐부(551) 및 외피 차폐부(552)는 외피(110)와 제2안테나(400) 사이의 불필요한 전자파 및 노이즈를 차폐할 수도 있다.The shielding part 550 may be disposed on the
한편, 안테나 차폐부(551)의 에지는 제2안테나(400)의 제2베이스부(410)의 에지와 상하방향(Z)으로 정렬될 수 있다. 이에, 안테나 차폐부(551)가 제2베이스부(410)로부터 전후방향(X) 및 좌우방향(Y)으로 돌출되는 것이 방지될 수 있다. 또한, 외피 차폐부(552)의 에지는 받침부(510)의 에지와 상하방향(Z)으로 정렬될 수 있다. 이에, 외피 차폐부(552)가 받침부(510)로부터 전후방향(X) 및 좌우방향(Y)으로 돌출되는 것이 방지될 수 있다.Meanwhile, the edge of the
보강부(560)는 비행체(10)의 테일 붐의 외피(110)의 외부면(111)에 배치될 수 있다. 보강부(560)는 상부면으로 받침부(510)를 지지할 수 있다. 이때, 보강부(560)는 받침부(510)보다 넓은 면적을 가질 수 있다. 보강부(560)는 외피(110)의 외부면의 곡률을 따라, 적어도 일부가 곡면으로 형성될 수 있다. 보강부(560)는 받침부(510)와 외피(110) 사이에서 외피(110)의 강도를 보강해줄 수 있다.The
도 7은 본 발명의 실시 예에 따른 안테나 장착 장치가 장착된 비행체의 외피의 구조강도를 해석한 결과를 설명하기 위한 도면이다.7 is a view for explaining a result of analyzing the structural strength of the outer shell of the aircraft equipped with the antenna mounting device according to an embodiment of the present invention.
본 발명의 실시 예에 따른 안테나 장착 장치(500) 및 제2안테나(400)가 설치된 비행체(10)를 도 7에 예시된 것과 같이 모델링하고, 그 구조강도를 해석하였다. 여기서, 도 7에서 스킨(Al2024-T3)은 테일 붐의 외피(110)를 모델링한 것이고, 플레이트 1(Al2024-T3)은 보강부(560)를 모델링한 것이고, 플레이트 2(Al2024-T3)는 테일 붐의 외피(110) 중에서 안테나 장착 장치(500)가 장착되는 부위의 주변의 소정 영역을 모델링한 것이고, 베이스(Al7050-T7451)는 받침부(510)를 모델링한 것이고, AT-741B(0.23Kg)는 제2안테나(400)를 모델링한 것이다.The
모델링된 비행체에 소정 크기의 하중을 부여하여 정하중 가속도 해석을 수행하였다. 예컨대 모델링된 비행체에 전후방향, 좌우방향 및 상하방향으로 각각 150 파운드(lb), 668 뉴턴(N)에 해당하는 중력가속도(g)를 적용하여, 정하중 가속도 해석을 수행하였다. 상술한 중력가속도(g)는 미국 국방부에서 제시하는 군사표준규격을 참조하여 정해지는 중력가속도(g)로서 핸들링 하중(handling load)이라 지칭할 수 있고, 그 크기는 비행체의 기동 시 비행체에 가해지는 하중과 유사한 크기의 하중일 수 있다. 물론, 정하중 가속도 해석을 위해 모델링된 비행체에 부여하는 정하중의 크기는 다양할 수 있다.A static load acceleration analysis was performed by applying a load of a predetermined size to the modeled vehicle. For example, static load acceleration analysis was performed by applying the gravitational acceleration (g) corresponding to 150 pounds (lb) and 668 Newtons (N) to the modeled aircraft in the front, rear, left, and right directions, respectively. The above-mentioned gravitational acceleration (g) is a gravitational acceleration (g) determined with reference to the military standard presented by the U.S. Department of Defense, and can be referred to as a handling load, and its magnitude is It may be a load of a size similar to the load. Of course, the magnitude of the static load applied to the modeled aircraft for static load acceleration analysis may vary.
상술한 조건으로 정하중 가속도 해석을 수행한 결과, 스킨(Al2024-T3), 플레이트 1(Al2024-T3), 플레이트 2(Al2024-T3), 베이스(Al7050-T7451) 및 AT-741B(0.23Kg)의 안전마진(MS: Margin of Safrty)이 0.05 내지 2.81의 범위 내에 포함되는 것으로 도출되었다. 즉, 모델링된 부위 각각의 안전마진(MS)이 모두 0 이상인 것을 확인할 수 있었다. 여기서, 안전마진(MS)이 0 이상이면, 모델링된 각 부위가 각각에 적용된 하중을 견디고, 구조를 유지할 수 있는 것을 의미한다. 즉, 모델링된 비행체는 부여된 하중 조건 하에서 구조를 유지할 수 있는 것을 확인할 수 있다.As a result of performing the static load acceleration analysis under the above conditions, the skin (Al2024-T3), plate 1 (Al2024-T3), plate 2 (Al2024-T3), base (Al7050-T7451) and AT-741B (0.23Kg) It was derived that the margin of safety (MS: Margin of Safety) was included in the range of 0.05 to 2.81. That is, it was confirmed that the safety margins (MS) of each of the modeled regions were all 0 or more. Here, when the safety margin (MS) is 0 or more, it means that each modeled part can withstand the load applied to each and maintain the structure. That is, it can be confirmed that the modeled aircraft can maintain the structure under the applied load condition.
도 8은 본 발명의 실시 예에 따른 안테나 장착 장치가 장착된 비행체의 방향안정성을 분석한 내용을 설명하기 위한 도면이다.8 is a view for explaining the content of analyzing the direction stability of the aircraft equipped with the antenna mounting device according to an embodiment of the present invention.
예컨대 비행체에 추가되는 제2안테나는 테일 붐에 구비되어 있는 수직안정판과 같은 방향안정성 요소로 작용할 수 있다. 여기서, 방향안정성은 비행체의 요잉 운동에 대한 안정성을 의미할 수 있다. 즉, 도 8에 도시된 바와 같이 비행체의 전방으로부터 베타 각도로 기류가 가해질 때 비행체에 요잉 운동이 발생할 수 있고, 방향안정성이 클수록 비행체가 요잉 운동으로부터 빠르게 회복할 수 있다. 여기서, 방향안정성은 면적모멘트와 비례할 수 있다.For example, the second antenna added to the aircraft may act as a directional stability element, such as a vertical stabilizer provided on the tail boom. Here, the directional stability may mean stability with respect to the yaw motion of the aircraft. That is, as shown in FIG. 8 , when airflow is applied at a beta angle from the front of the vehicle, a yaw motion may occur in the vehicle, and the greater the directional stability, the faster the vehicle can recover from the yaw motion. Here, the directional stability may be proportional to the area moment.
따라서, 모델링된 비행체로부터 안테나 부위 예컨대 제2안테나를 모델링한 부위와 수직안정판 부위 예컨대 수직안정판을 모델링한 부위의 면적모멘트를 분석하고 그 결과를 대비함으로써, 제2안테나가 비행체의 방향안정성에 미치는 영향성을 예측할 수 있다. 이때, 면적모멘트는 기준축으로부터의 거리의 제곱에 면적을 곱하여 구할 수 있다. 모델링된 비행체의 메인 로터의 위치를 기준축으로 수직안정판 부위와 안테나 부위의 면적모멘트를 구한 결과 각각은 127ft2와 0.4ft2의 면적모멘트를 가지는 것으로 분석되었다. 이로부터 안테나 부위의 면적모멘트는 수직안정판 부위의 면적모멘트의 0.31% 수준인 것을 확인할 수 있다. 따라서, 제2안테나 및 안테자 장착 장치에 의한 비행체의 방향안정성의 변화는 거의 없을 것으로 예측할 수 있다.Therefore, the effect of the second antenna on the directional stability of the aircraft by analyzing the area moment of the modeled aircraft from the modeled aircraft, for example, the modeling of the second antenna, and the vertical stabilizer, for example, the modeling of the vertical stabilizer, and comparing the results. gender can be predicted. In this case, the area moment can be obtained by multiplying the square of the distance from the reference axis by the area. As a result of obtaining the area moments of the vertical stabilizer and the antenna part with the position of the main rotor of the modeled vehicle as the reference axis, it was analyzed that they had an areal moment of 127 ft 2 and 0.4 ft 2 , respectively. From this, it can be confirmed that the area moment of the antenna part is 0.31% of the area moment of the vertical stabilizer part. Therefore, it can be predicted that there is little change in the directional stability of the aircraft due to the second antenna and the antenna mounting device.
도 9는 본 발명의 실시 예에 따른 안테나 장착 장치가 장착된 비행체의 외피의 공력 계수를 분석한 내용을 설명하기 위한 도면이다. 여기서, 공력 계수는 항공기 외형 형태에 따른 공기저항 수치로서, 공력 계수를 분석함으로써, 모델링된 비행체에 소정의 유속(공기 속도)를 인가했을 때, 모델링된 비행체의 항공기 형상에서 발생되는 저항치를 알아볼 수 있다.9 is a view for explaining the content of the analysis of the aerodynamic coefficient of the outer skin of the aircraft equipped with the antenna mounting apparatus according to an embodiment of the present invention. Here, the aerodynamic coefficient is an air resistance value according to the shape of the aircraft. By analyzing the aerodynamic coefficient, when a predetermined flow speed (air velocity) is applied to the modeled aircraft, the resistance value generated in the aircraft shape of the modeled aircraft can be recognized. have.
또한, 모델링된 비행체의 공력 계수를 분석하였다. 예컨대 도 9를 참조하면, 모델링된 비행체의 주변에 해석공간을 형성하였다. 이때, 해석공간은 비행체의 길이 L에 대하여 전후방향으로 50L, 좌우방향으로 40L 및 상하방향으로 40L의 크기로 형성하였다. 이후, 해석조건을 비행체가 해수면 상을 비행하고, 전진속도가 130 노트이고, 받음각이 0도이며, 옆미끄럼각이 각각 0, 10, 20도인 조건으로 하고, 전산유체역학 해석을 활용하여 모델링된 비행체에서 안테나 부위를 제외한 부위의 항력계수 및 방향안정미계수와, 모델링된 비행체의 안테나 부위의 항력계수 및 방향안정미계수를 해석하여 그 변화율을 보면, 항력계수의 변화율은 0.028%로 해석되었고, 방향안정미계수의 변화율을 0.237% 및 0.741%로 해석되었다. 이에, 제2안테나와 안테나 장착 장치에 의한 항력계수 및 방향안정미계수의 증가는 미미한 것으로 해석되었고, 따라서, 제2안테나와 안테나 장착 장치에 의한 비행체의 비행성능 저감은 거의 없는 것으로 분석되었다. 여기서, 방향안정미계수는 모델링된 비행체의 요잉 방향의 변화에 따른 조정안정성의 변화와 관련된 수치일 수 있다.In addition, the aerodynamic coefficient of the modeled vehicle was analyzed. For example, referring to FIG. 9 , an analysis space is formed around the modeled aircraft. At this time, the analysis space was formed in the size of 50L in the front-rear direction, 40L in the left-right direction, and 40L in the vertical direction with respect to the length L of the aircraft. Thereafter, the analysis conditions were set as the vehicle flying above the sea level, the forward speed of 130 knots, the angle of
도 10의 (a) 및 (b)는 본 발명의 실시 예에 따른 안테나 장착 장치가 장착된 비행체의 추력 증가량을 분석한 내용을 설명하기 위한 그래프이다. 예컨대 항공기에 제2안테나와 안테나 장착 장치를 추가함에 따라 항공기의 표면적 및 표면 형상이 변화하고, 그에따라 공기 저항이 커지게 된다. 이에, 공기 저항에 따른 저항모멘트의 상쇄를 위해 테일로터의 추력이 더 증가되어야 하므로, 비행체의 추력 증가량을 분석함으로써, 이에 대한 전반적인 검증을 수행할 수 있다.10 (a) and (b) are graphs for explaining the analysis of the thrust increase amount of the aircraft equipped with the antenna mounting apparatus according to an embodiment of the present invention. For example, as the second antenna and the antenna mounting device are added to the aircraft, the surface area and the surface shape of the aircraft change, and accordingly, the air resistance increases. Accordingly, since the thrust of the tail rotor needs to be further increased to offset the moment of resistance according to air resistance, the overall verification can be performed by analyzing the increase in thrust of the aircraft.
또한, 도 10을 참조하면, 제2안테나의 설치로 인해 발생하는 공기역학적인 힘이 테일 붐에 구비되는 테일로터의 추력에 미치는 영향을 분석하여 그래프로 도시하였다. 도 10의 그래프에서 A는 페달 포지션(Pedal Position)을 나타내고, B는 테일 로터의 추력을 나타내고, C는 테일로터를 지나가는 크로스 윈드(Crosswind)의 크기를 나타내고, D는 측력(sideforce)를 나타내고, E는 요잉모멘트를 나타낸다. 여기서, 해석 조건으로 비행체는 제자리 비행 중이고, 우측풍이 17 내지 30노트로 비행체에 가해지는 조건을 사용하였고, 테일로터의 공력 해석은 BEMT(blade element-momentum theory) 해석 방식을 사용하였고, 안테나의 공력 해석은 경험식 해석 방식을 사용하였고, 기체 트림 해석은 인-하우스(In-house) 코드를 사용하였다. 그래프를 참조하면, 테일로터의 트림 추력 분석 결과 안테나 부위에 가해지는 측력은 테일로터에 가해지는 측력 대비 0.159%로서 매우 작은 값인 것을 확인할 수 있고, 테일로터의 추력은 비행체의 요잉 모멘트를 상쇄하므로, 제2안테나의 장착에 따른 테일로터의 트림 추력은 0.07% 증가한 양호한 수준으로 확인할 수 있다.Also, referring to FIG. 10 , the effect of the aerodynamic force generated by the installation of the second antenna on the thrust of the tail rotor provided in the tail boom was analyzed and graphed. In the graph of Figure 10, A represents the pedal position, B represents the thrust of the tail rotor, C represents the size of the crosswind passing the tail rotor, D represents the sideforce, E represents the yaw moment. Here, as the analysis conditions, the vehicle is flying in place, the condition in which the right wind is applied to the vehicle at 17 to 30 knots was used. For the analysis of tail rotor aerodynamics, the BEMT (blade element-momentum theory) analysis method was used, and the aerodynamic force of the antenna was used. An empirical analysis method was used for the analysis, and an in-house code was used for the gas trim analysis. Referring to the graph, as a result of the tail rotor trim thrust analysis, it can be seen that the lateral force applied to the antenna part is 0.159% of the lateral force applied to the tail rotor, which is a very small value. It can be seen that the trim thrust of the tail rotor according to the installation of the second antenna is increased by 0.07% to a good level.
상술한 바에 따르면, 본 발명의 실시 예에 따른 제2안테나와 안테나 장착 장치를 설치한 비행체를 모델링하여 구조 해석한 결과 모든 부위의 안전마진이 0 이상이고, 해당 모델링으로 공력을 분석한 결과 영향성은 모두 1% 미만으로, 제2안테나의 장착에 따른 비행체의 비행 성능과 비행 안정성의 변화는 없다고 볼 수 있다.As described above, as a result of structural analysis by modeling the aircraft equipped with the second antenna and the antenna mounting device according to the embodiment of the present invention, the safety margin of all parts is 0 or more, and as a result of analyzing the aerodynamic force with the modeling, the impact is All are less than 1%, so it can be seen that there is no change in flight performance and flight stability of the vehicle according to the installation of the second antenna.
본 발명의 상기 실시 예는 본 발명의 설명을 위한 것이고, 본 발명의 제한을 위한 것이 아니다. 본 발명의 상기 실시 예에 개시된 구성과 방식은 서로 결합하거나 교차하여 다양한 형태로 조합 및 변형될 것이고, 이에 의한 변형 예들도 본 발명의 범주로 볼 수 있음을 주지해야 한다. 즉, 본 발명은 청구범위 및 이와 균등한 기술적 사상의 범위 내에서 서로 다른 다양한 형태로 구현될 것이며, 본 발명이 해당하는 기술 분야에서의 업자는 본 발명의 기술적 사상의 범위 내에서 다양한 실시 예가 가능함을 이해할 수 있을 것이다.The above embodiments of the present invention are intended to illustrate the present invention, not to limit the present invention. It should be noted that the configurations and methods disclosed in the above embodiments of the present invention may be combined and modified in various forms by combining or crossing each other, and modifications thereof may also be considered as the scope of the present invention. That is, the present invention will be embodied in a variety of different forms within the scope of the claims and equivalent technical ideas, and those skilled in the art to which the present invention pertains can implement various embodiments within the scope of the technical spirit of the present invention. will be able to understand
100: 동체 110: 외피
200: 처리기 300: 제1안테나
400: 제2안테나 410: 제2베이스부
420: 제2방사부 500: 안테나 장착 장치
510: 받침부 520: 고정부
530: 장착부 540: 실링부
550: 차폐부 560: 보강부100: body 110: shell
200: processor 300: first antenna
400: second antenna 410: second base unit
420: second radiating unit 500: antenna mounting device
510: support 520: fixed portion
530: mounting portion 540: sealing portion
550: shielding portion 560: reinforcing portion
Claims (18)
상기 받침부와 정렬되도록 비행체의 외피의 내부면에 배치되는 고정부;
안테나를 비행체의 외피에 고정하기 위해 상기 받침부와 상기 고정부를 관통하도록 장착되는 장착부; 및
비행체의 외피의 외부면을 실링하기 위해 비행체의 외피와 상기 받침부 사이에 배치되는 실링부;를 포함하는 안테나 장착 장치.It is disposed on the outer surface of the outer shell of the vehicle, a support portion for seating the antenna;
a fixing part disposed on the inner surface of the shell of the aircraft so as to be aligned with the support part;
a mounting part mounted to penetrate the support part and the fixing part in order to fix the antenna to the shell of the aircraft; and
Antenna mounting device comprising a; sealing portion disposed between the outer shell of the vehicle and the support for sealing the outer surface of the shell of the vehicle.
안테나를 보호하기 위해 상기 받침부에 배치되는 차폐부;를 포함하는 안테나 장착 장치.The method according to claim 1,
Antenna mounting device comprising a; shielding portion disposed on the support to protect the antenna.
비행체의 외피의 외부면에 배치되고 상기 받침부가 지지되며, 상기 받침부보다 넓은 면적을 가지는 보강부;를 포함하는 안테나 장착 장치.The method according to claim 1,
Antenna mounting device comprising a; it is disposed on the outer surface of the outer surface of the aircraft shell, the support portion is supported, and a reinforcement portion having a larger area than the support portion.
상기 받침부 및 상기 고정부는 각각의 전후방향의 길이가 각각의 좌우방향의 폭보다 큰 안테나 장착 장치.The method according to claim 1,
Antenna mounting device wherein the length of each of the support part and the fixing part in the front and rear directions is greater than the width in each of the left and right directions.
안테나의 전후방향의 길이 및 좌우방향의 폭은 상기 받침부의 전후방향의 길이 및 좌우방향의 폭보다 작고,
상기 받침부의 전후방향의 길이 및 좌우방향의 폭은 상기 고정부의 전후방향의 길이 및 좌우방향의 폭과 동일한 안테나 장착 장치.5. The method according to claim 4,
The length in the front-rear direction and the width in the left-right direction of the antenna are smaller than the length in the front-rear direction and the width in the left-right direction of the support part,
The length of the front-rear direction and the width in the left-right direction of the support part are the same as the length in the front-back direction and the width in the left-right direction of the fixing part.
상기 받침부의 상하방향의 두께는 상기 고정부의 상하방향의 두께보다 큰 안테나 장착 장치.6. The method of claim 5,
The vertical thickness of the support portion is greater than the vertical thickness of the fixing unit antenna mounting device.
상기 실링부는 비행체의 외피와 상기 보강부 사이에 배치되고,
상기 실링부의 전후방향의 길이 및 좌우방향의 폭은 상기 보강부의 전후방향의 길이 및 좌우방향의 폭과 동일한 안테나 장착 장치.4. The method according to claim 3,
The sealing part is disposed between the shell of the aircraft and the reinforcement part,
The length of the sealing part in the front-rear direction and the width in the left-right direction are the same as the length in the front-back direction and the width in the left-right direction of the reinforcement part.
상기 차폐부는,
안테나를 안착시키기 위한 상기 받침부의 안착면에 배치되는 안테나 차폐부;
비행체의 외피에 지지되기 위한 상기 받침부의 지지면에 배치되는 외피 차폐부;를 포함하는 안테나 장착 장치.3. The method according to claim 2,
The shielding part,
an antenna shield disposed on a seating surface of the pedestal for seating the antenna;
Antenna mounting device comprising a; shell shield disposed on the support surface of the support for being supported on the shell of the vehicle.
상기 안테나 차폐부의 에지는 안테나의 에지와 상하방향으로 정렬되고,
상기 외피 차폐부의 에지는 상기 받침부의 에지와 상하방향으로 정렬되는 안테나 장착 장치.9. The method of claim 8,
The edge of the antenna shield is vertically aligned with the edge of the antenna,
Antenna mounting device in which the edge of the shield shield is vertically aligned with the edge of the base.
상기 장착부는,
상기 받침부와 상기 실링부와 비행체의 외피와 상기 고정부를 관통하도록 장착되는 복수개의 제1 장착부재; 및
안테나와 상기 받침부와 상기 실링부와 비행체의 외피와 상기 고정부를 관통하도록 장착되는 복수개의 제2 장착부재;를 포함하는 안테나 장착 장치.The method according to claim 1,
The mounting part,
a plurality of first mounting members mounted to penetrate the support portion, the sealing portion, the outer shell of the aircraft, and the fixing portion; and
Antenna mounting device comprising a; antenna, the support portion, the sealing portion, a plurality of second mounting members mounted so as to penetrate the outer shell and the fixing portion of the aircraft.
상기 제1 장착부재 및 상기 제2 장착부재 각각은 상기 안테나의 중심에서 전후방향의 양측으로 이격되어 복수개씩 장착되는 안테나 장착 장치.11. The method of claim 10,
Antenna mounting device in which each of the first mounting member and the second mounting member is mounted in a plurality at a distance from the center of the antenna to both sides in the front-rear direction.
상기 안테나의 전방으로부터 후방으로, 상기 제1 장착부재와 상기 제2 장착부재가 번갈아서 장착되는 안테나 장착 장치.12. The method of claim 11,
An antenna mounting device in which the first mounting member and the second mounting member are alternately mounted from the front to the rear of the antenna.
상기 제1 장착부재는 상기 안테나의 전방 및 후방에서 직선 형태 및 삼각형 형태로 각각 배치되고,
상기 제2 장착부재는 상기 안테나의 중심의 전후방향의 양측에서 각각 삼각형 형태로 배치되는 안테나 장착 장치.13. The method of claim 12,
The first mounting member is disposed in a straight line and a triangular shape at the front and rear of the antenna, respectively,
The second mounting member is an antenna mounting device disposed in a triangular shape at both sides in the front and rear direction of the center of the antenna, respectively.
상기 받침부는 전방단부 및 후방단부가 좌우방향으로 라운드지게 형성되고,
상기 고정부는 전방단부 및 후방단부가 좌우방향으로 각지게 형성되는 안테나 장착 장치.The method according to claim 1,
The support portion is formed so that the front end and the rear end are rounded in the left and right directions,
The fixing unit is an antenna mounting device in which a front end and a rear end are formed to be angled in the left and right directions.
상기 동체의 후방 하부에서 상기 외피에 설치되는 제1안테나;
상기 동체의 후방 상부에 배치되고, 상기 외피의 외부면에 지지되는 제2안테나;
상기 제2안테나를 고정하기 위해 상기 외피에 설치되고, 상기 제2안테나로부터 전달되는 하중을 상기 외피의 외부면 및 내부면으로 분산시킬 수 있도록 상기 외피의 외부면 및 내부면에 각각 접촉되며, 상기 외피의 외부면을 실링하는 안테나 장착 장치;를 포함하는 비행체.an outer shell for maintaining the appearance of the fuselage formed to be able to fly;
a first antenna installed on the shell in the lower rear part of the body;
a second antenna disposed on the rear upper portion of the fuselage and supported on the outer surface of the shell;
It is installed on the shell to fix the second antenna, and is in contact with the outer and inner surfaces of the shell so as to distribute the load transmitted from the second antenna to the external and internal surfaces of the shell, and the Aircraft including; an antenna mounting device for sealing the outer surface of the shell.
상기 제1안테나는, 상기 외피의 외주면을 따라 전후방향 및 좌우방향으로 연장되는 제1베이스부와, 상기 제1베이스부로부터 하방으로 연장되는 제1방사부를 포함하고,
상기 제2안테나는, 상기 외피의 외주면을 따라 전후방향 및 좌우방향으로 연장되는 제2베이스부와, 상기 제2베이스부로부터 상방으로 연장되는 제2방사부를 포함하고,
상기 제1방사부 및 상기 제2방사부는 상기 제1베이스부 및 상기 제2베이스부로부터 멀어질수록 단면적이 작아지도록, 각각의 외측면이 상기 제1베이스부 및 상기 제2베이스부 각각에 대해 전후방향 및 좌우방향으로 경사지게 연장되는 비행체.16. The method of claim 15,
The first antenna includes a first base portion extending in the front-rear and left-right directions along the outer circumferential surface of the shell, and a first radiating portion extending downward from the first base portion,
The second antenna includes a second base portion extending in the front-rear direction and left and right directions along the outer circumferential surface of the shell, and a second radiating portion extending upwardly from the second base portion,
The first radiating part and the second radiating part have an outer surface with respect to each of the first base part and the second base part so that the cross-sectional area becomes smaller as the distance from the first base part and the second base part increases. An aircraft that extends obliquely in the front-rear and left-right directions.
상기 동체의 내부로부터 외부로 상기 안테나 장착 장치의 내부 몸체와, 상기 외피와, 상기 안테나 장착 장치의 외부 몸체와 상기 제2안테나의 제2베이스부 순서로 위치함에 의해, 일체화된 샌드위치 구조를 형성하고,
상기 외피에는 상기 안테나 장착 장치의 내부 몸체와 외부 몸체를 연결시키기 위한 복수개의 관통홀이 구비되고, 상기 복수개의 관통홀은 상기 샌드위치 구조를 위한 코어 캐비티를 형성할 수 있도록 상기 제2베이스부의 하측에 상하방향으로 정렬되며 전후방향 및 좌우방향으로 상호 이격되는 비행체.17. The method of claim 16,
By locating the inner body of the antenna mounting device, the outer shell, the outer body of the antenna mounting device, and the second base part of the second antenna from the inside of the body to the outside, an integrated sandwich structure is formed, ,
A plurality of through holes for connecting the inner body and the outer body of the antenna mounting device are provided in the outer shell, and the plurality of through holes are provided on the lower side of the second base to form a core cavity for the sandwich structure. Aircraft aligned in the vertical direction and spaced apart from each other in the front-rear and left-right directions.
상기 외부 몸체는 전후방향 및 좌우방향으로 상기 외피의 외부면와 상기 제2방사부 사이에 복수의 단차를 형성하고,
상기 복수의 단차 중 적어도 하나의 단차에 복수의 돌기가 구비되는 비행체.18. The method of claim 17,
The outer body forms a plurality of steps between the outer surface of the outer shell and the second radiating part in the front-rear and left-right directions,
An aircraft having a plurality of projections on at least one of the plurality of steps.
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|---|---|---|---|
| KR1020210144577A KR102402438B1 (en) | 2021-10-27 | 2021-10-27 | Antenna mounting apparatus and aero vehicle |
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR102539155B1 (en) * | 2023-03-16 | 2023-06-01 | 단암시스템즈 주식회사 | Hood for preventing the interference of frequency of projectile antenna |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20080025364A (en) | 2005-05-18 | 2008-03-20 | 벨 헬리콥터 텍스트론, 인크. | Helicopter one-piece door |
| JP2008258976A (en) * | 2007-04-05 | 2008-10-23 | Toshiba Corp | Array antenna device |
| KR101559933B1 (en) | 2014-05-09 | 2015-10-14 | 국방과학연구소 | Aircraft Compatibility Evaluating Method of an Antenna |
-
2021
- 2021-10-27 KR KR1020210144577A patent/KR102402438B1/en active IP Right Grant
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