KR20130052168A - 장기 체공의 수직 이착륙 비행체 - Google Patents

Abstract

본 발명은 회전익 방식의 수직 이착륙 비행체에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 회전하는 블레이드에 추력 발생용 엔진을 구비하여 엔진을 통해 블레이드를 회전시키게 되는 장기 체공의 수직 이착륙 비행체에 관한 것이다.
본 발명의 장기 체공의 수직 이착륙 비행체는 다음과 같은 효과를 갖는다. 회전 날개를 통해 양력을 발생시켜 수직 이착륙이 가능하므로 좁은 장소에서 이착륙이 가능하다. 또한, 블레이드가 회전용 엔진을 통해 자체 회전하므로 기존의 헬리콥터와는 달리 본체에 토크를 발생시키지 않아 비행체의 안정성을 침해하지 않으며, 이착륙이나 장기 체공 및 저속 수평비행 시 비행체의 안정성이 높아 조종이 쉽고 사고 위험이 낮다. 또한, 통상의 회전 날개 방식의 비행체보다 긴 블레이드의 적용이 가능하여 양력을 크게 할 수 있으므로 효율적인 장기 체공 비행이 가능하다. 또한, 회전 날개 방식으로 수평 속도가 없어도 양력 발생이 가능하므로 정지 체공이 가능하다.

Description

장기 체공의 수직 이착륙 비행체{Long-Endurance Aircraft with Vertical Takeoff and Landing}

본 발명은 회전익 방식의 수직 이착륙 비행체에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 회전하는 블레이드에 추력 발생용 엔진을 구비하여 엔진을 통해 블레이드를 회전시키게 되는 장기 체공의 수직 이착륙 비행체에 관한 것이다.

공중의 고고도에 머물면서 장시간에 걸쳐 장거리를 정찰할 수 있기 위해서는 비행 효율이 높고 장기 체공이 가능한 비행체가 요구된다.

공중을 비행하기 위해서는 비행체를 공중에 띄우는 양력이 필요하다. 비행체의 양력을 발생시키기 위한 방법으로는 통상의 비행체에서 사용되는 고정날개 방식과, 헬리콥터에서 사용되는 회전날개 방식으로 나눌 수 있다.

고정날개 비행체의 경우 장기 체공을 위해서는 효율적인 양력을 발생시키기 위해 긴 날개를 사용할 수 있다. 고정날개 비행체의 경우 양력을 발생시키기 위해 수평방향의 속도가 필요하다. 따라서 초기 이륙 시 충분한 속도를 얻기 위해 긴 활주로가 필요하며 착륙 때도 마찬가지로 넓은 공간이 필요하다. 특히 비행 중에 양력을 얻기 위해 수평비행을 계속 해야 하며 제자리에서 정지 체공이나 수직 이착륙이 불가능하다.

이에 반해 헬리콥터는 좁은 장소에서의 수직 이착륙이 가능하고 정지체공 또한 가능하지만 고정날개 비행체에 비해 회전 날개의 길이가 짧고, 날개의 회전력으로 양력을 발생시키기 때문에 많은 에너지를 요구하므로 에너지 효율이 낮아 장기체공이 어렵다. 또한 회전 날개에서 발생하는 토크와 이를 상쇄하기 위한 추가적 장치로 인해 비행체 자체의 안정성이 떨어지며 조종이 어렵다.

따라서 수직 이착륙과 정지 체공이 가능하면서도 에너지 효율이 높아 장기 체공이 가능하며 안정성이 높은 비행체의 개발이 요구된다.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서 본 발명의 목적은, 회전 날개 방식을 이용하며, 블레이드에 구비되는 추력 발생용 엔진을 통해 블레이드를 회전시킴으로써 본체에 토크를 발생시키지 않게 되는 장기 체공의 수직 이착륙 비행체를 제공함에 있다.

아울러, 블레이드의 경사각을 연속적으로 가변시켜 신속하고 미세한 양력의 제어가 가능하게 되는 장기 체공의 수직 이착륙 비행체를 제공함에 있다.

본 발명의 수직 이착륙 비행체는, 메인바디; 하단부가 상기 메인바디의 상측에 회전 가능하도록 연결되는 회전축; 상기 회전축의 상단에 고정되는 블레이드허브; 지면에 수평하며, 일단이 상기 블레이드허브에 결합되되, 상기 회전축을 중심으로 방사상으로 복수 개 구비되는 블레이드; 및 상기 블레이드 각각에 구비되어 추력에 의해 상기 블레이드를 회전시키는 엔진; 을 포함하는 것을 특징으로 한다.

다른 실시 예로, 메인바디; 하단부가 상기 메인바디의 상측에 회전 가능하도록 연결되는 회전축; 상기 회전축의 상단에 고정되는 블레이드허브; 지면에 수평하며, 일단이 상기 블레이드허브에 결합되되, 상기 회전축을 중심으로 방사상으로 복수 개 구비되는 블레이드; 및 지면에 수평하며, 일단이 상기 블레이드허브에 결합되되, 상기 블레이드의 하방 또는 상방으로 일정거리 이격 형성되는 복수 개의 엔진프레임; 상기 엔진프레임의 타단부에 각각에 구비되어 추력에 의해 상기 엔진프레임을 회전시키는 엔진; 을 포함하는 것을 특징으로 한다.

이때, 상기 블레이드는 지면과의 경사각이 가변되도록 상기 블레이드허브에 결합되거나, 상기 블레이드는 회전방향 후측에 에일러론을 추가 구비하며, 상기 에일러론은 지면과의 경사각이 가변되도록 상기 블레이드에 결합되는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 수직이착륙비행체는, 추력에 의해 상기 메인바디를 수평 이동시키기 위해 상기 메인바디에 구비되는 복수의 수평비행엔진을 포함하며, 상기 수평비행엔진은 본체의 방향전환을 위해 각각의 제어가 가능한 것을 특징으로 한다.

상기와 같은 구성에 의한 본 발명의 장기 체공의 수직 이착륙 비행체는 다음과 같은 효과를 갖는다.

첫째, 회전 날개를 통해 양력을 발생시켜 수직 이착륙이 가능하므로 좁은 장소에서 이착륙이 가능하다.

둘째, 본 발명은 블레이드가 회전용 엔진을 통해 자체 회전하므로 기존의 헬리콥터와는 달리 본체에 토크를 발생시키지 않아 비행체의 안정성을 침해하지 않으며, 이착륙이나 장기 체공 및 저속 수평비행 시 비행체의 안정성이 높아 조종이 쉽고 사고 위험이 낮다.

셋째, 통상의 회전 날개 방식의 비행체보다 긴 블레이드의 적용이 가능하여 양력을 크게 할 수 있으므로 효율적인 장기 체공 비행이 가능하다.

넷째, 회전 날개 방식으로 수평 속도가 없어도 양력 발생이 가능하므로 정지 체공이 가능하다.

도 1은 본 발명의 제1 실시 예의 수직이착륙비행체 정면개략도
도 2는 본 발명의 제2 실시 예의 수직이착륙비행체 정면개략도
도 3은 본 발명의 수직이착륙 비행체 평면개략도
도 4a는 도 3의 AA' 단면도
도 4b 및 도 4c는 도 4a의 경사각이 가변된 블레이드 단면도
도 5는 본 발명의 제3 실시 예의 수직이착륙 비행체 평면개략도
도 6a는 도 5의 BB' 단면도
도 6b 및 도 6c는 도 6a의 경사각이 가변된 에일러론을 갖는 블레이드 단면도

이하, 상기와 같은 본 발명의 일실시예에 대하여 도면을 참조하여 상세히 설명한다.

- 실시 예 1

도 1 내지 도 3을 참조하면, 본 발명의 수직 이착륙 비행체는 블레이드부(10), 엔진(20), 회전축(30), 본체(40) 및 수평비행엔진(50)을 포함하여 이루어진다.

본체(40)는 함체 상으로 통상의 헬리콥터의 본체의 구성이 적용될 수 있으므로 상세 설명은 생략한다. 다만 본 발명의 본체(40)에는 블레이드부(10)를 회전시키기 위한 구성이나, 본체(40)의 회전토크를 상쇄시키기 위한 구성은 삭제될 수 있다. 본체의 하측에는 랜딩프레임(41)이 구비된다. 랜딩프레임(41)은 통상의 스키드(Skid) 방식이 적용될 수 있다.

본체(40)의 상측에는 회전축(30)이 결합된다. 상기 회전축(30)은 지면에 수직하게 상하 길이방향으로 설치되며, 하단부가 본체(40)의 상측에 결합된다. 이때 상기 회전축(30)은 축방향을 중심으로 회전 가능하도록 본체(40)에 결합된다. 회전축(30)과 본체(40)의 결합 방식은 통상의 베어링을 이용한 결합 방식이 적용될 수 있다.

상기 회전축(30)의 상단에는 블레이드부(10)가 결합된다. 블레이드부(10)는 블레이드(11)와 블레이드허브(12)로 구성된다. 블레이드허브(12)는 원형의 플레이트로 이루어진다. 블레이드허브(12)는 원형으로 도시되어 있으나, 회전축(30)에 연결되어 블레이드(11)를 지지할 수 있는 구성이면 어떠한 형태가 적용되어도 무방하다. 블레이드허브(12)의 하면 중심에 회전축(30)의 상단이 결합 고정된다. 블레이드(11)는 지면에 수평하게 위치한다. 블레이드(11)는 복수 개가 구비되며, 일단이 블레이드허브(12)의 둘레면에 결합된다. 상기 블레이드(11)의 형상은 통상의 헬리콥터 블레이드가 적용될 수 있다. 블레이드(11)는 회전축(30)을 중심으로 방사상으로 구성될 수 있다. 이때 블레이드(11)는 지면과의 경사각이 가변되도록 상기 블레이드허브(12)에 결합될 수 있다. 따라서 블레이드(11) 단면의 중심을 이은 선을 가변축이라고 할 때 상기 가변축을 중심으로 회전 가능하도록 블레이드허브(12)의 둘레면에 결합된다. 상기와 같은 구성을 통해 블레이드(11) 회전 시 양력을 신속하고 미세하게 조정 가능하게 한다.

엔진(20)은 블레이드(11)의 하면에 구비된다. 엔진(20)은 통상의 추력 발생용 엔진이 적용될 수 있다. 엔진(20)은 각각의 블레이드(11)에 설치되도록 복수 개가 구비될 수 있다. 이때 각각의 엔진(20)은 회전축(30)과의 거리가 동일하도록 설치된다. 즉 각각의 엔진(20)은 회전축(30)에 대하여 원대칭으로 배치될 수 있다. 이는 회전 운동 시 진동을 방지하기 위함이다.

또한 본 발명은 비행 효율을 극대화하기 위해 다음과 같은 구성을 갖는다.

엔진(20)과 회전축(30)의 거리는 블레이드(11) 길이의 20~70%인 것이 바람직하다. 출력이 높은 엔진(20)을 적용하여 블레이드(11)를 충분히 강한 힘으로 고속 회전시킬 수 있을 경우 엔진(20)과 회전축(30)의 거리는 블레이드(11)길이의 20% 정도로 짧게 하는 것이 바람직하며, 출력이 낮은 엔진(20)을 적용하여 에너지 효율을 높게 할 경우 엔진(20)과 회전축(30)의 거리를 70% 정도로 길게 하는 것이 바람직하다. 따라서 엔진의 출력에 따라 엔진(20)과 회전축(30)의 거리를 상기한 범위 내에서 가변시킬 수 있다.

상기와 같은 구성을 통해 블레이드부(10)가 엔진(20)에 의해 스스로 회전하여 양력을 발생하므로 본체(40)에 토크를 발생시키지 않으며 기존의 헬리콥터 블레이드에 비해 긴 블레이드를 적용할 수 있고 비행 효율이 높아진다.

수평비행엔진(50)은 본체(40) 상에 설치될 수 있다. 본 발명의 목적은 고속의 수평기동을 위한 것이 아니므로 수평비행용 엔진을 본체(40)상에 구비하여 저속의 수평이동을 하거나 복수 개의 수평비행용 엔진 각각을 개별적으로 제어하여 본체의 방향을 전환하는데 이용할 수 있다. 수평비행엔진(50)은 본체의 일측과 타측에 복수 개가 설치된다. 수평비행엔진(50)은 추력 발생을 위한 통상의 엔진이 적용된다. 수평비행엔진(50)은 복수 개를 동시에 제어하여 본체(40)를 수평비행하거나, 복수 개를 각각 제어하여 본체(40)의 방향을 전환시킨다.

- 실시 예 2

도 2를 참조하면, 본 발명의 수직 이착륙 비행체는 블레이드부(10), 엔진(20), 회전축(30), 본체(40) 및 수평비행엔진(50)을 포함하여 이루어진다.

본 발명의 제2 실시 예는 블레이드부(10)와 엔진(20)의 결합구조에 그 특징이 있으며 이를 제외한 구성은 본 발명의 제1 실시 예와 동일 한 바 동일 한 구성은 생략하고 설명하기로 한다.

본 발명의 제2 실시 예의 블레이드부(10)는 블레이드(11)와 블레이드허브(12a), 엔진프레임허브(12b) 및 엔진프레임(13)으로 구성된다. 블레이드허브(12a)는 원형의 플레이트로 이루어진다. 엔진프레임허브(12b)는 블레이드허브(12a)의 하측 또는 상측에 형성되며, 원형의 플레이트로 이루어진다. 도면상에는 상기 엔진프레임허브(12b)가 블레이드허브(12a)의 하면에 결합되는 것으로 도시되어 있으나, 엔진프레임허브(12b)는 블레이드허브(12a)의 하면 또는 상면에 결합되거나, 블레이드허브(12a)와 일체로 형성될 수 있다.

엔진프레임허브(12b)의 하면 중심에 회전축(30)의 상단이 결합 고정된다. 블레이드(11)는 지면에 수평하게 위치한다. 블레이드(11)는 복수 개가 구비되며, 일단이 블레이드허브(12a)의 둘레면에 결합된다. 상기 블레이드(11)의 형상은 통상의 헬리콥터 블레이드가 적용될 수 있다. 블레이드(11)는 회전축(30)을 중심으로 방사상으로 구성될 수 있다. 이때 블레이드(11)는 지면과의 경사각이 가변되도록 상기 블레이드허브(12a)에 결합될 수 있다. 따라서 블레이드(11) 단면의 중심을 이은 선을 가변축이라고 할 때 상기 가변축을 중심으로 회전 가능하도록 블레이드허브(12a)의 둘레면에 결합된다. 상기와 같은 구성을 통해 블레이드(11) 회전 시 양력을 신속하고 미세하게 조정 가능하게 한다.

엔진프레임(13)은 지면에 수평하게 위치한다. 엔진프레임(13)은 복수 개가 구비되며, 일단이 엔진프레임허브(12b)의 둘레면에 결합된다. 엔진프레임(13)은 회전축(30)을 중심으로 방사상으로 구성된다.

엔진(20)은 엔진프레임(13)의 타단에 구비된다. 엔진(20)은 통상의 추력 발생용 엔진이 적용될 수 있다. 엔진(20)은 각각의 엔진프레임(13)에 설치되도록 복수 개가 구비될 수 있다. 이때 각각의 엔진(20)은 회전축(30)과의 거리가 동일하도록 설치된다. 즉 각각의 엔진프레임(13)의 길이는 동일하게 구성될 수 있다. 이는 회전 운동 시 진동을 방지하기 위함이다.

상기한 바와 같은 본 발명의 제2 실시 예는 블레이드(11)와 엔진(20)이 분리되어 있으므로 블레이드(11)의 개수와 엔진(20)의 개수를 달리할 수 있다. 일예로 출력이 약한 엔진(20)을 여러 개 사용하면 그 중 몇 개의 엔진(20)에 결함이 발생하더라도 당장 사고로 연결되지 않고 시간적인 여유를 가지고 안전하게 착륙할 수 있는 장점이 있다. 또한 엔진(20)이 블레이드(11)에 장착되지 않기 때문에 엔진(20)의 교체작업 없이도 목적에 따라 길이와 형상이 다른 블레이드(11)를 교체하여 사용이 가능한 장점이 있다.

-실시 예 3

도 5 및 도 6을 참조하면, 본 발명의 제3 실시 예의 수직 이착륙 비행체는 블레이드부(11, 12), 엔진(20), 회전축(30), 본체(40) 및 에일러론(60)을 포함하여 이루어진다.

본 발명의 제3 실시 예는 블레이드부(10)와 에일러론(60)에 그 특징이 있으며 이를 제외한 구성은 본 발명의 제1 실시 예 또는 제2 실시 예와 동일 한 바 동일 한 구성은 생략하고 설명하기로 한다.

회전축(30)의 상단에는 블레이드부(10)가 결합된다. 블레이드부(10)는 블레이드(11)와 블레이드허브(12) 및 에일러론(60)으로 구성된다. 블레이드허브(12)는 원형의 플레이트로 이루어진다. 블레이드허브(12)의 하면 중심에 회전축(30)의 상단이 결합 고정된다. 블레이드(11)는 지면에 수평하게 위치한다. 블레이드(11)는 복수 개가 구비되며, 일단이 블레이드허브(12)의 둘레면에 결합된다. 블레이드(11)는 회전축(30)을 중심으로 방사상으로 구성될 수 있다. 이때 블레이드(11)는 지면과의 경사각이 가변되도록 다음과 같은 구성을 갖는다. 블레이드(11)의 회전방향 후측에는 에일러론(60)이 형성된다. 에일러론(60)은 통상의 보조익의 구성이 적용되며 지면과의 경사각이 가변되도록 일단부가 상기 블레이드(11)에 힌지결합부(61)를 통해 힌지 결합될 수 있다. 에일러론(60)은 도면에 도시된 바와 같이 블레이드(11)의 일부 구간에만 적용될 수 있다. 상기와 같은 구성을 통해 블레이드(11) 회전 시 지면과의 경사각을 바꾸기 위해 블레이드(11) 전체를 가변시키지 않고, 에일러론(60) 만을 가변시켜 양력을 보다 신속하고 미세하게 조정 가능하게 한다.

이하에서는 상기와 같이 구성된 본 발명의 작용에 대하여 도면을 참조하여 설명한다.

1. 이륙준비

이륙준비를 위해서 도 4a 및 도 6a에 도시된 바와 같이 블레이드(11) 또는 에일러론(60)의 지면과의 경사각을 조정하여 블레이드(11)의 고속 회전에서도 양력이 발생하지 않도록 한 후 엔진(20)을 가동하여 최대 회전속도가 될 때까지 블레이드(11)를 회전 시킨다. 블레이드(11)는 엔진(20)의 용량에 비해 비교적 길고 무겁기 때문에 초기에는 저속으로 회전하지만 추력을 계속 가하면 차츰 가속되어 일정 시간이 지난 후 고속회전에 도달한다.

블레이드(11)는 회전은 하지만 양력은 발생되지 않기 때문에 비행체는 제자리에 있게 된다.

2. 이륙

블레이드(11)의 회전이 최대속도에 도달하면 도 4c 및 도 6c에 도시된 바와 같이 블레이드(11) 또는 에일러론(60)의 지면과의 경사각을 증가시켜 양력을 발생시킨다. 일정각도 이상의 경사각에 도달하면 비행체를 공중에 띠울 수 있는 양력이 발생하게 되며 비행체는 수직방향으로 이륙하게 된다. 블레이드(11)의 회전속도를 유지시킨 상태에서 블레이드(11) 또는 에일러론(60)의 경사각을 독립적으로 가변시키므로 본 발명의 수직비행체는 이륙을 매끄럽게 제어하게 된다.

블레이드(11)는 자체 부착된 엔진(20)의 힘으로 회전하므로 본체(40)에는 토크를 발생시키지 않으며 비행체가 안정적으로 기동하게 된다. 이는 기존의 헬리콥터에서 야기되는 토크와 이를 상쇄시키기 위한 구성에서 발생되는 불안정성을 배제함으로서 가능하다.

3. 정지체공과 수평비행 및 장기체공

비행체가 충분한 고도로 상승한 후에는 수평비행엔진(50)을 가동하여 저속의 수평비행이 가능해진다. 또한 본체(40)의 방향을 전환할 때에도 복수 개 구비된 수평비행엔진(50)의 출력을 각각 제어하여 조정한다.

기존의 정찰기와 같이 긴 날개형태의 블레이드(11)를 적용할 경우 수직방향의 양력을 키울 수 있어 연료 효율이 높은 장기 체공이 가능해진다. 본 발명은 기본적으로 수직방향 양력과 수평방향 비행이 독립적인 엔진에 의해 구현되므로 수평비행엔진(50)이 작동하지 않을 경우 정지 체공 비행이 가능하다.

4. 착륙

착륙을 할 경우에는 수평방향 비행을 정지하여 정지 체공 상태에서 블레이드(11) 또는 에일러론(60)의 경사각을 차츰 작게 하여 양력을 천천히 감소시키면 비행체는 안정된 자세로 지면에 착륙한다.

본 발명의 상기한 실시 예에 한정하여 기술적 사상을 해석해서는 안된다. 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 당업자의 수준에서 다양한 변형 실시가 가능하다. 따라서 이러한 개량 및 변경은 당업자에게 자명한 것인 한 본 발명의 보호범위에 속하게 된다.

10 : 블레이드부 11 : 블레이드
12 : 블레이드허브 13 : 엔진프레임
20 : 엔진
30 : 회전축
40 : 본체 41 : 랜딩프레임
50 : 수평비행엔진
60 : 에일러론 61 : 힌지결합부

Claims (5)

1. 메인바디;
   하단부가 상기 메인바디의 상측에 회전 가능하도록 연결되는 회전축;
   상기 회전축의 상단에 고정되는 블레이드허브;
   지면에 수평하며, 일단이 상기 블레이드허브에 결합되되, 상기 회전축을 중심으로 방사상으로 복수 개 구비되는 블레이드; 및
   상기 블레이드 각각에 구비되어 추력에 의해 상기 블레이드를 회전시키는 엔진;
   을 포함하는 장기체공의 수직 이착륙 비행체.
   
2. 메인바디;
   하단부가 상기 메인바디의 상측에 회전 가능하도록 연결되는 회전축;
   상기 회전축의 상단에 고정되는 블레이드허브;
   지면에 수평하며, 일단이 상기 블레이드허브에 결합되되, 상기 회전축을 중심으로 방사상으로 복수 개 구비되는 블레이드; 및
   지면에 수평하며, 일단이 상기 블레이드허브에 결합되되, 상기 블레이드의 하방 또는 상방으로 일정거리 이격 형성되는 복수 개의 엔진프레임;
   상기 엔진프레임의 타단부에 각각에 구비되어 추력에 의해 상기 엔진프레임을 회전시키는 엔진;
   을 포함하는 장기체공의 수직 이착륙 비행체.
   
3. 제 1항 또는 제 2항에 있어서,
   상기 블레이드는 지면과의 경사각이 가변되도록 상기 블레이드허브에 결합되는 것을 특징으로 하는 장기체공의 수직 이착륙 비행체.
   
4. 제 1항 또는 제 2항에 있어서,
   상기 블레이드는 회전방향 후측에 에일러론을 추가 구비하며, 상기 에일러론은 지면과의 경사각이 가변되도록 상기 블레이드에 결합되는 것을 특징으로 하는 장기체공의 수직 이착륙 비행체.
   
5. 제 1항 또는 제 2항에 있어서,
   상기 수직이착륙비행체는,
   추력에 의해 상기 메인바디를 수평 이동시키기 위해 상기 메인바디에 구비되는 복수의 수평비행엔진을 포함하며,
   상기 수평비행엔진은 본체의 방향전환을 위해 각각의 제어가 가능한 것을 특징으로 하는 장기 체공의 수직 이착륙 비행체.

Images