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公开(公告)号：KR1020130057222A
公开(公告)日：2013-05-31
申请号：KR1020110123035
申请日：2011-11-23
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: PURPOSE: A wing driving device and an ornithopter with the same are provided to improve lift and thrust by implementing active twisting because a rear skin operates independent from a front skin with a rear driving part. CONSTITUTION: A wing driving device comprises a body(10), a wing mounting part(400), a front driving part(200), and a rear driving part(300). The wing mounting part is mounted on the body to provide lift and propelling force to an ornithopter. The wing mounting part comprises a front skin(504) and a rear skin(500) connected to the front skin. The front driving part controls the movement of the front skin. The rear driving part controls the movement of the rear skin to make phase difference between the rear skin and the front skin.
Abstract translation: 目的：提供一种机翼驱动装置和具有相同功能的飞行器，以通过执行主动扭转来改善提升和推力，因为后部皮肤与前部皮肤独立于后部驱动部分。 构成：机翼驱动装置包括主体（10），机翼安装部（400），前驱动部（200）和后驱动部（300）。 机翼安装部分安装在主体上，以向鸟巢机提供升力和推进力。 翼安装部分包括连接到前皮的前皮（504）和后皮（500）。 前驱动部分控制前皮的运动。 后驱动部件控制后皮的运动，使后皮与前皮之间的相位差。
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公开(公告)号：KR1020130056690A
公开(公告)日：2013-05-30
申请号：KR1020110122416
申请日：2011-11-22
Applicant: 국방과학연구소
IPC: B64C33/00 , B64D41/00 , H01L31/042
CPC classification number: Y02E10/50 , B64C33/025 , B64D27/24 , B64D2041/002 , H01L31/042 , H02S10/40 , H02S40/38 , Y02E10/52
Abstract: PURPOSE: A wing system for an ornithopter with flexible thin-film solar cells is provided to increase the flight distance and time of the wing system. CONSTITUTION: A wing system for an ornithopter with flexible thin-film solar cells comprises a pair of main wings(20), a flapping gear box, and a battery. The pair of main wings is hinge-coupled to a body. The flapping gear box is operated by a main motor to vertically flap the main wings. The battery supplies power to the main motor. Each main wing comprises a wing spar(21), a wing film(23), and solar cell modules(25). One end of the wing spar is hinge-fixed on the body. The solar cell modules are attached to the top surface of the wing film. The solar cell modules produce electricity and store the produced electricity to the battery.
Abstract translation: 目的：提供用于具有柔性薄膜太阳能电池的鸟巢机翼系统，以增加机翼系统的飞行距离和时间。 构成：用于具有柔性薄膜太阳能电池的鸟巢的机翼系统包括一对主翼（20），起飞齿轮箱和电池。 一对主翼与主体铰接。 起动齿轮箱由主电机操作，以垂直折叠主机翼。 电池为主电机供电。 每个主翼包括翼梁（21），翼片（23）和太阳能电池模块（25）。 翼梁的一端铰链固定在车身上。 太阳能电池模块附接到翼片的顶表面。 太阳能电池模块产生电力并将产生的电量存储到电池中。
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公开(公告)号：KR101247575B1
公开(公告)日：2013-03-26
申请号：KR1020110100484
申请日：2011-10-04
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: PURPOSE: An optical spectrometer and a system for measuring a physical quantity of a structure using the same at a high speeds are provided to enable to measure the physical quantity of the structure at a high speed under a condition in which electromagnetic waves are generated, thereby measuring the vibration and the soundness of the structure on a real time basis. CONSTITUTION: A system for measuring a physical quantity of a structure using an optical spectrometer at high speeds comprises a broadband light source(100), a photo coupler(101), a fiber bragg gratings(120), a digital signal processing unit(140), and a signal control and detection system(170). The photo coupler makes lights emitted from the broadband light source incident into optical fibers where the optical fiber bragg gratings with different reflective wavelengths are connected and the lights reflected by the optical fiber bragg gratings with the different reflective wavelengths incident into an optical spectrometer(130). The optical fiber bragg gratings receive the broadband light source from the photo coupler and have different reflective wavelengths for measuring each physical quantity of a plurality of spots of the structure. The optical spectrometer measures the reflecting spectra of the optical fiber bragg gratings reflected by the photo coupler at high speeds. The digital signal processing unit generates the optical spectrum data of the lights reflected by the optical fiber bragg gratings having different reflective wavelengths. The signal control and detection system generates signal periodically to measure the optical spectra with the optical spectrometer. [Reference numerals] (100) Broadband light source; (101) Photo coupler; (120) Fiber bragg gratings(FBG); (130) Optical spectrometer; (131) Lights reflected from the fiber bragg gratings; (132) Light diffraction gratings; (133) Mirror; (134) Light receiving diode; (135) Light current/voltage converting amplifier; (136) Analog/digital signal converter; (140) Digital signal processing unit(FPGA); (170) Signal control and detection system; (AA) Light source
Abstract translation: 目的：提供一种光谱仪和用于以高速测量结构的物理量的系统，以便能够在产生电磁波的条件下高速地测量结构的物理量，由此 实时测量结构的振动和稳定性。 构成：使用高速光谱仪测量结构的物理量的系统包括宽带光源（100），光耦合器（101），光纤布拉格光栅（120），数字信号处理单元（140） ）和信号控制和检测系统（170）。 光耦合器使得从宽带光源发射的光入射到光纤中，其中具有不同反射波长的光纤布拉格光栅被连接，并且具有不同反射波长的光纤布拉格光栅反射的光入射到光谱仪（130）中， 。 光纤布拉格光栅从光耦合器接收宽带光源并且具有不同的反射波长，用于测量结构的多个点的每个物理量。 光谱仪测量由光耦合器高速反射的光纤布拉格光栅的反射光谱。 数字信号处理单元产生由具有不同反射波长的光纤布拉格光栅反射的光的光谱数据。 信号控制和检测系统周期性地产生信号，用光谱仪测量光谱。 （附图标记）（100）宽带光源; （101）光耦合器; （120）光纤布拉格光栅（FBG）; （130）光谱仪; （131）从光纤布拉格光栅反射的光; （132）光衍射光栅; （133）镜; （134）光接收二极管; （135）电流/电压转换放大器; （136）模拟/数字信号转换器; （140）数字信号处理单元（FPGA）; （170）信号控制和检测系统; （AA）光源
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公开(公告)号：KR101298620B1
公开(公告)日：2013-08-26
申请号：KR1020110123035
申请日：2011-11-23
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: 본 발명은 비행체에 사용되는 날개 구동장치 및 이를 포함하는 비행체에 관한 것으로, 날개 구동장치는 전방 스킨과 후방 스킨을 포함하고, 상기 전방 및 후방 스킨은 서로 연동되는 전방 구동부와 후방 구동부에 의하여 구동된다.
따라서, 상기 후방 스킨은 전방 스킨과 독립적으로 트위스팅(twisting) 운동을 하므로 비행체의 양력과 추력을 향상시킬 수 있다.-
公开(公告)号：KR1020130075065A
公开(公告)日：2013-07-05
申请号：KR1020110143263
申请日：2011-12-27
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: PURPOSE: A method for monitoring the structural stability of an aircraft is provided to monitor damage to an aircraft caused by a flying load or shock load in real-time by using multiple lattice sensors and piezoelectric sensors. CONSTITUTION: A method for monitoring the structural stability of an aircraft is as follows. The deformation of aircraft wings and shock applied to the aircraft wings is sensed (S11). The size of the sensed deformation and the position of the shock are stored (S12). If the size of the deformation is more than a first reference value, the flying of an aircraft is stopped. If the size of the deformation is less than a second reference value, the flying of the aircraft is continued. If the size of the deformation is between the first and second reference values, the flying of the aircraft is stopped when cracks and bolt loosening are sensed. And the flying of the aircraft is continued when cracks and bolt loosening are not sensed (S13). [Reference numerals] (S11) First step of sensing the deformation of aircraft wings and shock applied to the aircraft wings; (S12) Second step of confirming and storing the size of the deformation and the position of the shock; (S13) Third step of stopping the flying of an aircraft if the size of the deformation is more than a first reference value, continuing the flying of the aircraft if the size of the deformation is less than a second reference value, stopping the flying of the aircraft if cracks and bolt loosening are sensed, and continuing the flying of the aircraft if cracks and bolt loosening are not sensed; (S14) Fourth step of precisely inspecting damages to the deformation position, the connection portion of the aircraft wings and an aircraft body, and/or the shock position
Abstract translation: 目的：提供一种用于监测飞机结构稳定性的方法，通过使用多个格子传感器和压电传感器来实时监测由飞行载荷或冲击载荷引起的飞机损坏。 构成：监测飞机结构稳定性的方法如下。 感测到飞机机翼的变形和飞机机翼的冲击（S11）。 存储感测变形的大小和冲击的位置（S12）。 如果变形的尺寸大于第一参考值，则停止飞行器的飞行。 如果变形的尺寸小于第二参考值，则继续飞行。 如果变形的尺寸在第一和第二参考值之间，则当感测到裂纹和螺栓松动时，飞行器的飞行停止。 当感觉到裂缝和螺栓松动时，飞机继续飞行（S13）。 （S11）检测飞机机翼的变形和应用于飞机机翼的冲击的第一步骤; （S12）确认并存储变形的大小和冲击位置的第二步骤; （S13）如果变形的尺寸大于第一参考值，则停止飞行器飞行的第三步，如果变形的尺寸小于第二参考值，继续飞行的飞行，停止飞行 如果感觉到裂缝和螺栓松动，飞机如果没有感觉到裂缝和螺栓松动，继续飞行; （S14）精确检查对变形位置的损害的第四步骤，飞机机翼和飞机机身的连接部分和/或冲击位置
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR1020110098301A
公开(公告)日：2011-09-01
申请号：KR1020100017857
申请日：2010-02-26
Applicant: 국방과학연구소
CPC classification number: G01N29/2418 , G01B17/06 , G01N29/04 , G01N29/26 , G01N29/4463 , G01N29/48
Abstract: 본 발명은 주파수 영역 면내 또는 면외 초음파 전파 영상화 장치와 그 방법 관한 것으로서, 주파수 영역 면내 초음파 전파 영상화 장치는, 소정 조사 반복속도로 펄스 레이저 빔을 생성하여 조사하는 레이저 빔 조사부와, 상기 조사된 펄스 레이저 빔을 복수의 펄스 레이저 빔으로 분리하여 대상체의 외부면 상의 복수의 영역으로 전달하는 빔 분리기와, 상기 전달된 펄스 레이저 빔을 상기 복수의 영역 상의 다수의 조사점으로 반사하는 레이저 거울 스캐너와, 상기 반사된 펄스 레이저 빔이 상기 외부면을 통해 전달되고 전달된 펄스 레이저 빔에 의해 초음파가 생성되어 상기 대상체의 면내(in-plane)에서 전파되면, 전파된 초음파를 접촉형 또는 비접촉형 레이저 초음파 센서를 통해 피치-캐치 모드(pitch-catch mode)로 수신하고, 수신된 초음파를 시간 대 진폭의 신호로 실시간 처리하는 수신 처리부와, 상기 처리된 신호를 주파수 변환하고, 주파수 변환된 신호를 상기 다수의 조사점에서의 주파수 대 진폭의 신호인 3차원 데이터 구조의 신호로 재구성하고, 재구성된 3차원 데이터 구조의 신호를 주파수별로 분할하여 면내(in-plane) 초음파 주파수 분할 영상을 생성하고 출력하는 영상 처리부와, 상기 레이저 빔 조사부가 상기 소정 조사 반복 속도로 펄스 레이저 빔을 생성하도록 제어하고, 상기 레이저 거울 스캐너가 펄스 레이저 빔을 소정 간격의 다수의 조사점으로 반사하도록 제어하는 제어부를 구성한다.
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公开(公告)号：KR101273422B1
公开(公告)日：2013-06-11
申请号：KR1020110091127
申请日：2011-09-08
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: 복수개의 광섬유 격자센서와 압전센서를 사용하여 항공기 운항 중에 항공기의 손상을 실시간으로 감시할 수 있도록 하여 항공기의 안전성을 보장할 수 있는, 항공기의 구조 건전성 감시 시스템을 제공한다.
본 발명에 따른 항공기의 구조 건전성 감시 시스템은 항공기 날개의 변형을 감지하는 변형감지부; 상기 항공기 날개에 가해지는 충격을 감지하는 충격감지부;
상기 항공기 날개와 동체의 연결부분에 설치되며, 균열 및 볼트 풀림을 감지하는 손상감지부; 및 상기 변형감지부로부터 신호를 받고, 상기 충격감지부로부터 신호를 받고, 상기 손상감지부로부터 신호를 받아서, 상기 변형 또는 충격이 크거나 균열 및 볼트 풀림이 발생하면 항공기의 운항을 중지시키고, 상기 변형 또는 충격이 작거나 균열 및 볼트 풀림이 발생하지 않으면 항공기의 운항을 계속시키는 제어부;를 포함한다.-
公开(公告)号：KR101850647B1
公开(公告)日：2018-04-19
申请号：KR1020170052862
申请日：2017-04-25
Applicant: 국방과학연구소
CPC classification number: B64F5/60 , G01M5/0016
Abstract: 본발명은날개의시험에관한것으로, 보다상세하게는실제전투환경에서발생할수 있는비행환경조건을구현하여비행체에구비되는날개의피격손상을시험하기위해날개에비행하중을부가하고, 날개의자세를제어하는것이가능한구동장치에관한것이다. 본발명인비행하중부가및 자세제어가가능한구동장치는날개의양측을각각그립핑(gripping)하는메인그립부와보조그립부; 날개가구비되는비행체의비행방향을기준으로, 비행방향과수직한피치축을중심으로날개를양방향회전시키는피치구동부; 비행방향과평행한롤축을중심으로개를양방향회전시키는롤구동부; 및피치축및 롤축과수직한요축과평행한방향으로날개에하중을가하여굽힘모멘트를제공하는모멘트제공부;를포함하고, 모멘트제공부는날개가피치축을중심으로비틀어지도록날개에비틀림모멘트를더 제공하는것을특징으로한다.
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公开(公告)号：KR1020130027729A
公开(公告)日：2013-03-18
申请号：KR1020110091127
申请日：2011-09-08
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: PURPOSE: A structural integrity monitoring system for an aircraft is provided to guarantee the safety of the aircraft by monitoring damage to the aircraft with multiple optical fiber lattice sensors and piezoelectric sensors. CONSTITUTION: A structural integrity monitoring system(100) for an aircraft comprises a transformation detecting part(110), an impact detecting part(120), a damage detecting part(130), and a control part. The transformation detecting part comprises multiple first optical fibers(f1) and multiple first optical fiber lattice sensors and detects the transformation of a wing. The impact detecting part comprises multiple second optical fibers(f2) and multiple second optical fiber lattice sensors and detects impact applied to the wing. The damage detecting part has multiple piezoelectric sensors(P) and is installed in a part where the wing is connected to a body to detect cracks and bolt loosening. The control part stops operating the aircraft when the cracks and bolt loosening are generated, and continuously operates the aircraft when the cracks and bolt loosening are not generated.
Abstract translation: 目的：提供飞机的结构完整性监控系统，以通过使用多个光纤格栅传感器和压电传感器监测对飞机的损坏来保证飞机的安全。 构成：用于飞行器的结构完整性监视系统（100）包括变换检测部分（110），冲击检测部分（120），损伤检测部分（130）和控制部分。 变换检测部分包括多个第一光纤（f1）和多个第一光纤晶格传感器，并且检测机翼的变换。 冲击检测部分包括多个第二光纤（f2）和多个第二光纤晶格传感器并且检测施加到机翼的冲击。 损伤检测部具有多个压电传感器（P），并且安装在机翼连接到身体的部分中以检测裂缝和螺栓松动。 当产生裂缝和螺栓松动时，控制部分停止操作飞行器，并且在不产生裂纹和螺栓松动的情况下连续操作飞行器。
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