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公开(公告)号：KR101193242B1
公开(公告)日：2012-10-18
申请号：KR1020100097039
申请日：2010-10-05
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: 본 발명은 날갯짓 비행체의 비행 제어방법, 날갯짓 비행체의 비행 제어장치 및 이를 구비하는 날갯짓 비행체에 관한 것으로, 상기 날갯짓 비행체의 비행 제어방법은, 주날개의 날갯짓 운동에 의하여 비행하며, 꼬리날개의 틸팅에 의하여 비행방향이 제어되는 날갯짓 비행체의 비행 제어방법에 있어서, 상기 주날개의 날갯짓 운동에 대응하는 제1 주기운동을 감지하는 단계와, 상기 제1 주기운동의 주파수를 이용하여 상기 꼬리날개의 제2 주기운동을 생성하는 단계와, 기설정된 범위내에서 상기 날갯짓 비행체의 진동을 최소화시키는 상기 제2 주기운동의 진폭과 상기 제1 및 제2 주기운동의 위상차를 탐색하는 단계, 및 상기 탐색된 진폭과 위상차를 이용하여 상기 제2 주기운동을 제어하는 단계를 포함한다. 이에 의하여 날갯짓 비행체의 비행 안정성이 구현될 수 있다.
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公开(公告)号：KR1020120114060A
公开(公告)日：2012-10-16
申请号：KR1020110031810
申请日：2011-04-06
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: PURPOSE: A design and verification method for an automatic flight control system of a flight vehicle is provided to replace an actual flight test with a new wind tunnel test using magnetic force, thereby obtaining the safety of a fight vehicle. CONSTITUTION: A design and verification method for an automatic flight control system of a flight vehicle grasps dynamic properties of a flight vehicle by using an automatic flight control system or designs the automatic flight control system required for an automatic flight of the flight vehicle or verify the performance of the same. A design and verification method includes a wind tunnel driving step(S401), a magnetic controlling device driving step(S402), an automatic flight control system design step(S403), a controlling force rate regulating step(S404), a flight safety confirming step(S405), a flight control testing step(S406), and a flight control function confirming step(S407). [Reference numerals] (AA) Start; (BB, DD) No; (CC, EE) Yes; (FF) End; (S401) Wind tunnel driving step; (S402) Magnetic controlling device driving step; (S403) Automatic flight control system design step; (S404) Controlling force rate regulating step; (S405) Flight safety confirming step; (S406) Flight control testing step; (S407) Flight control function confirming step
Abstract translation: 目的：提供飞行器自动飞行控制系统的设计和验证方法，通过使用磁力的新风洞试验取代实际飞行试验，从而获得战斗车辆的安全性。 规定：飞行器的自动飞行控制系统的设计和验证方法通过使用自动飞行控制系统来掌握飞行器的动态属性，或设计飞行器自动飞行所需的自动飞行控制系统，或者验证 表现相同。 设计验证方法包括风洞驱动步骤（S401），磁控制装置驱动步骤（S402），自动飞行控制系统设计步骤（S403），控制力调节步骤（S404），飞行安全确认 步骤（S405），飞行控制测试步骤（S406）和飞行控制功能确认步骤（S407）。 （附图标记）（AA）开始; （BB，DD）否; （CC，EE）是; （FF）结束; （S401）风洞驱动步骤; （S402）磁控制装置驱动步骤; （S403）自动飞行控制系统设计步骤; （S404）控制力调节步骤; （S405）飞行安全确认步骤; （S406）飞行控制测试步骤; （S407）飞行控制功能确认步骤
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公开(公告)号：KR1020110114359A
公开(公告)日：2011-10-19
申请号：KR1020100033969
申请日：2010-04-13
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: 본 발명은 변위를 이용한 전개식 날개의 모의 하중시험장치로서, 더욱 상세하게는 전개식 날개를 갖는 비행체에 수직 및 수평으로 부가되는 공력하중을 모사하여 날개 전개장치의 전개성능을 확인하기 위한 변위를 이용하는 전개식 날개의 모의 하중시험장치를 제공하는 것을 목적으로 한다.
상기 목적을 위해 본 발명은 시험체를 장착시키기 위한 하판(下板)과, 상기 하판의 양측상면에 설치되고, 상기 하판의 중심을 향해 경사조절 할 수 있는 한 쌍의 경사판을 포함하는 것을 특징으로 하는 변위를 이용한 전개식 날개의 모의 하중시험장치를 제공한다.-
公开(公告)号：KR100984333B1
公开(公告)日：2010-09-30
申请号：KR1020080070084
申请日：2008-07-18
Applicant: 국방과학연구소
IPC: H01L41/09
CPC classification number: H01L41/313 , H01L41/0926 , Y10T29/42
Abstract: 본 발명은 구조물의 변형 및 진동이나 유체의 흐름을 감지하거나, 제어력을 가하여 구조물의 변형 및 진동이나 유체의 흐름을 제어할 수 있도록 하는, 전기 기계 변환기 및 그 제작방법에 관한 것으로서,
전기 기계 변환기는, 초기 응력이 가해진 기저 구조물(12)과; 기저 구조물(12)에 부착되는 전기작동 재료층(11)과; 전기작동 재료층(11)이 구동될 수 있도록 하는 전극(11a)(11b);을 포함하여 이루어지고, 기저 구조물(12)에 가해진 초기 응력을 제거하였을 때 기저 구조물(12) 및 전기작동 재료층(11)이 변형되어 곡률을 갖는 것을 특징으로 하고,
전기 기계 변환기 제작방법은, 장비를 이용하여 기저 구조물(12)에 응력을 가하는 단계; 전극(11a)(11b)을 포함한 전기작동 재료층(11)을 기저 구조물(12)에 접착제로 부착하는 단계; 접착제가 완전 경화될 때까지 대기하는 단계; 전기작동 재료층(11)이 접착된 기저 구조물(12)을 장비로부터 분리하여 전기 기계 변환기(10)를 완성하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
전기기계변환기, 작동기, 센서, 액츄에이터, THUNDER, 유니모프, 바이모프, 압전, 전기구동Abstract translation: 公开了一种机电换能器及其制造方法，其可以通过施加控制力来检测或控制流体的结构和流动的变形和振动。 本发明的机电换能器包括施加初始应力的基底， 附着在基底基板上的电活性材料层; 以及安装在电活性材料层的顶部和底部的电极，用于致动电活性材料层，基底基材和电活性材料层，当从基底基材除去初始应力时，该活性物质层变形， 基底和电活性材料层具有曲率。
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公开(公告)号：KR1020100009266A
公开(公告)日：2010-01-27
申请号：KR1020080070084
申请日：2008-07-18
Applicant: 국방과학연구소
IPC: H01L41/09
CPC classification number: H01L41/313 , H01L41/0926 , Y10T29/42
Abstract: PURPOSE: An electromechanical transducer and a manufacturing method thereof are provided to improve displacement and power performance by optimizing the thickness ratio of each material layer. CONSTITUTION: An electromechanical transducer comprises a base structure(12), an electromotive layer(11) and electrodes(11a,11b). The initial stress is applied on the base structure. The electromotive layer is attached to the base structure. The electrode drives the electromotive layer. By eliminating the initial stress applied on the base structure, the base structure and electromotive layer are transformed.
Abstract translation: 目的：提供一种机电换能器及其制造方法，通过优化每个材料层的厚度比来提高位移和功率性能。 构成：机电换能器包括基座结构（12），电动层（11）和电极（11a，11b）。 初始应力应用于基础结构。 电动层附接到基座结构。 电极驱动电动层。 通过消除施加在基底结构上的初始应力，基底结构和电动层被转变。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR1020140116316A
公开(公告)日：2014-10-02
申请号：KR1020130030884
申请日：2013-03-22
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: A high aspect ratio aircraft of the present invention includes a pair of wings comprising a left high aspect wing (3) and a right high aspect wing (5), which is influenced by vibration of an aircraft (30). A symmetric bending mode generated in the wings is suppressed by an arming wire (7). Also, an inverse symmetric bending mode generated in the wings is suppressed by a fixer comprising a first restraint bracket (11) and a second restraint bracket (13). Therefore, the arming wire (7) is freed from distortion caused by the inverse symmetric bending mode. In addition, damage to the arming wire, which can damage to the right and left wings, is fundamentally prevented. Therefore, flight efficiency of the high aspect ratio aircraft (1) is maximized.
Abstract translation: 本发明的高纵横比飞行器包括由飞机（30）的振动影响的包括左高翼翼（3）和右高翼翼（5）的一对翼。 在翼中产生的对称弯曲模式被布线（7）抑制。 另外，通过包括第一限制托架（11）和第二约束托架（13）的定位器来抑制翼部产生的逆对称弯曲模式。 因此，布线（7）可以避免由反向对称弯曲模式引起的变形。 此外，从根本上防止了可能损坏右翼和左翼的布防线的损坏。 因此，高纵横比飞机（1）的飞行效率最大化。
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公开(公告)号：KR1020120035499A
公开(公告)日：2012-04-16
申请号：KR1020100097039
申请日：2010-10-05
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: PURPOSE: A method for controlling the flight of an ornithopter, an apparatus for controlling the flight of an ornithopter, and an ornithopter with the same are provided to promote the flight stability of an ornithopter by the period motion of an empennage. CONSTITUTION: A method for controlling the flight of an ornithopter comprises following steps. A first period motion corresponding to the flapping motion of a main wing is sensed(S200). A second period motion of an empennage is created using the frequency of the first period motion(S300). In the fixed range, the amplitude of the second period motion for minimizing the vibration of the ornithopter and the phase difference of the first and second period motion are searched. The second period motion is controlled using the searched amplitude and the phase difference.
Abstract translation: 目的：提供一种控制鸟类飞行员的飞行方法，控制鸟类飞行员的飞行器具以及具有鸟类飞行器的飞行器的方法，以通过尾翼的周期运动来提升鸟类飞行的飞行稳定性。 构成：控制鸟类飞行器飞行的方法包括以下步骤。 感测对应于主翼的拍动运动的第一周期运动（S200）。 使用第一周期运动的频率创建尾叶的第二周期运动（S300）。 在固定范围内，搜索用于使鸟笼的振动最小化的第二周期运动的幅度和第一和第二周期运动的相位差。 使用所搜索的幅度和相位差来控制第二周期运动。
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公开(公告)号：KR1020110062088A
公开(公告)日：2011-06-10
申请号：KR1020090118675
申请日：2009-12-02
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: PURPOSE: An expansion device of a folding wing and an air vehicle having the same are provided to secure the safety and stability of an air vehicle by spreading wings by two stages in the different speed. CONSTITUTION: An expansion device of a folding wing comprises: an expansion rod(210) installed to a wing(120) to be rotatable; a rod carrier(220) connected to the expansion rod and moving in a straight line in the housing to move the expansion rod; a 1-stage expansion unit(230) moving the rod carrier to the first position at the first speed while a wing is folded; and a 2-stage expansion unit(240) moving from the first position to the second position at the second speed.
Abstract translation: 目的：提供折叠翼和具有该折叠翼的机动车辆的膨胀装置，以通过以不同的速度将两个翼展开来来确保飞行器的安全性和稳定性。 构造：折叠翼的膨胀装置包括：安装到翼（120）以可旋转的膨胀杆（210）; 连接到所述膨胀杆并且在所述壳体中以直线移动以移动所述膨胀杆的杆托架（220） 一级膨胀单元（230），在机翼折叠的同时以一速的方式将杆架移动到第一位置; 以及以第二速度从第一位置移动到第二位置的2级膨胀单元（240）。
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公开(公告)号：KR1020050020484A
公开(公告)日：2005-03-04
申请号：KR1020030058485
申请日：2003-08-23
Applicant: 국방과학연구소
IPC: B64D37/14
Abstract: PURPOSE: A fuel coupling for an air craft is provided to enable self-eccentricity control in combination to prevent a fault in assembling by mis-alignment and oil leakage and to facilitate combination and disassembly of fuel couplings. CONSTITUTION: A fuel coupling for an air craft comprises a main wing-mounting part(100) installed to a main wing of the air craft; a pylon-mounting part(200) mounted to a pylon of the aircraft; and an outer fuel tank-mounting part(300) mounted to an outer fuel tank combined to the pylon. The main wing-mounting part has a main wing-side circulation pipe(110) and a main wing-side circulation pipe valve(150) elastically supported by a first support spring(160) to open and close an inlet(140) of the main wing-side circulation pipe in the main wing-side circulation pipe. The pylon-mounting part has a pylon-side circulation pipe mounted in the pylon; a first spool(220) mounted to one end of the pylon-side circulation pipe to push the main wing-side circulation pipe valve and open the main wing-side circulation pipe valve; and a pylon-side circulation pipe valve(250) mounted to the other end of the pylon-side circulation pipe and elastically supported by a second support spring(260) to open and close an inlet of the pylon-side circulation pipe. The outer fuel tank-mounting part has an outer fuel tank-side circulation pipe, and a second spool(311) installed to the end of the outer fuel tank-side circulation pipe to push the pylon-side circulation pipe valve and open the pylon-side circulation pipe.
Abstract translation: 目的：提供一种用于飞行器的燃油联轴器，以组合起来实现自我偏心控制，以防止由错误对准和漏油引起的组装故障，并且便于组合和拆卸燃油联轴器。 构成：用于飞行器的燃料联合器包括安装在飞行器的主翼上的主翼安装部分（100） 安装在飞机的塔架上的挂架安装部件（200）; 以及安装到组合到塔架的外部燃料箱的外部燃料箱安装部分（300）。 主翼安装部分具有主翼侧循环管（110）和主翼侧循环管阀（150），该主翼侧循环管（110）由第一支撑弹簧（160）弹性支撑，以打开和关闭 主翼侧循环管主翼侧循环管。 挂架安装部件具有安装在塔架中的塔架侧循环管道; 第一阀芯（220），其安装在所述塔架侧循环管的一端，以推动所述主翼侧循环管阀并打开所述主翼侧循环管阀; 以及安装在塔架侧循环管的另一端并由第二支撑弹簧（260）弹性支撑以打开和关闭塔式侧循环管的入口的塔式侧循环管阀（250）。 外部燃料箱安装部分具有外部燃料箱侧循环管和安装在外部燃料箱侧循环管的端部的第二阀芯（311），以推动塔式侧循环管阀并打开塔架 边循环管。
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公开(公告)号：KR101229846B1
公开(公告)日：2013-02-05
申请号：KR1020110031810
申请日：2011-04-06
Applicant: 국방과학연구소
Abstract: 본 발명은 항공기나 미사일 등과 같은 비행체 자동비행조종장치를 설계하고 그 성능을 검증하는 방법에 관한 것으로서, 더 구체적으로는, 비행체의 자동비행을 제어하기 위한 자동비행조종장치를 설계함에 있어, 자기력을 활용한 풍동시험으로 비행시험을 대체함과 아울러, 이러한 자기력을 활용한 풍동시험에 의해, 비행체 자동비행조종장치를 더 효과적으로 설계하고 그 성능을 검증할 수 있도록 한, 자기력을 활용한 비행체 자동비행조종장치의 설계 및 검증방법에 관한 것이다.
본 발명에 의하면, 자동비행조종장치의 설계 및 성능검증 과정에서, 비행체에 대한 비행시험 대신, 자기력을 활용한 풍동시험이 행해지므로, 비행체의 안전을 보장하는 것이 가능하다. 이를 통해, 비행체의 안전이 보장된 상태에서, 다양한 형태의 비행체의 비행 동역학적 특성을 파악하거나 비행체 자동비행조종장치를 설계하고 그 성능을 검증할 수 있다.
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