JP2020535079A - 垂直離着陸機 - Google Patents

Abstract

本発明は、垂直離着陸機に関し、本発明の一実施例に係る垂直離着陸機は、主翼３及び補助翼Ｗ１、Ｗ２が装着された飛行胴体Ｆと、前記飛行胴体Ｆの両側にそれぞれ装着されて水平及び垂直方向に可変可能な一対の前方推進体７と、前記飛行胴体Ｆの後方に備えられた補助翼Ｗ１、Ｗ２に装着されて水平及び垂直方向に可変可能な後方推進体９と、前記飛行胴体Ｆ及び前記補助翼Ｗ１、Ｗ２に装着されて前記前方推進体７及び前記後方推進体９を垂直あるいは水平方向に可変させる前方及び後方可変部１１、１３、及び前記前方及び後方可変部１１、１３を制御するための制御部５０を含む。

Description

本発明は、垂直離着陸機に関し、より詳細には、先尾だけでなく後尾推進体も推力方向を可変させることができるため、離着陸だけでなく飛行時にも先後尾推進体の推力を後方に同時に集中することができ、先尾の推進体は２個で、後尾の推進体は１個なので、離陸時に先尾の推進力が後尾よりも増加するようになって先尾と後尾間の推進力のばらつきが発生し得ることで、これを感知して先、後尾推進体の推進力を適切に制御することができる垂直離着陸機に関する。

産業社会への急速な発展に伴い、運送手段として飛行機を利用する比重が次第に増大している。しかし、垂直離着陸が可能なヘリコプターを除くその他の飛行機は、一定の長さの滑走路を用意しなければならないので、これに伴う用地の確保に所要される費用が増加し、また飛行場までの移動時間が長く大衆化されることができない実情である。さらに、山岳地帯が多い地域では、飛行場を建設するのに多くの困難があり、また飛行機の騷音による苦情が発生している。したがって、場所にあまり影響を受けずに自由に離着陸することができる飛行機に対する関心が増加している。

このような垂直離着陸機は、多様な形態が開発されており、その一例が特許文献１に開示される。前記従来技術の航空機は、翼３２０と、自身の方向が航空機に対して少なくとも全体的に垂直な推力ベクトル方向と、全体的に縦軸方向の推力ベクトル方向との間で可変的な推力を提供するためのチルト式のチルト式推進ユニット４２０、及び前記航空機の加速を制御するように前記チルト式推進ユニットのコントローラ１４１０に制御命令を発給するように構成された制御ユニット１２９０から構成される。このような航空機は、離着陸時には推力ベクトル方向を垂直に制御し、飛行時には縦軸方向にチルトさせる方式である。

しかし、上記のような従来の先行技術は、後尾推進体の推力方向が下向きに固定された構造なので、離着陸時には先尾と後尾の推進体がすべて推力を下向きに集中することで容易に離着陸ができるが、飛行時には先尾の推進体だけで推力を縦軸方向に発生させ、後尾の推進体は飛行胴体に固定された構造なので、推力を発生させることができない問題点がある。

そして、特許文献２に提示された航空機は、先尾の推進体だけがチルト可能な構造で、後尾の推進体は固定された構造である。したがって、航空機が離着陸する時には先尾と後尾の推進体がすべて可動されるが、離陸後の飛行時には、後尾推進体は胴体に固定された構造なので、前方に推力を発生させることができない単なる積載物なので、飛行推力発生に寄与することがほぼない。

韓国公開特許第１０−２０１５−７００６３５１号公報 米国特許出願公開第２０１２／００９１２５７号明細書

したがって、本発明は、上記問題点を解決するために提案されたものであって、本発明の目的は、先尾だけでなく後尾推進体も推力方向を可変させることができるため、離着陸だけでなく飛行時にも先後尾推進体の推力を後方に集中することができ、先尾と後尾推進体の数が異なることで発生する推進力のばらつきを解消することができる垂直離着陸機を提供することにある。

また、本発明では、トライロータ方式のような奇数個のロータを有する機体の問題点を解消しつつ、本発明の長所をそのまま維持するために、発生するトルクを相殺することができる装置を追加で提案する。すなわち、後尾ロータと前または後または横方にロータをさらに一つ備え、回転方向を反対にすることで、発生するトルクを相殺する方法を提供することができる。

一方、本発明で成し得ようとする技術的課題は、以上で言及した技術的課題に制限されず、言及しなかった他の技術的課題は、下記の記載から本発明が属する技術分野で通常の知識を有する者によって明確に理解される。

上記目的を達成するために、本発明の一実施例に係る垂直離着陸機は、主翼３及び補助翼Ｗ１、Ｗ２が装着された飛行胴体Ｆと、前記飛行胴体Ｆの両側にそれぞれ装着されて水平及び垂直方向に可変可能な一対の前方推進体７と、前記飛行胴体Ｆの後方に備えられた補助翼Ｗ１、Ｗ２に装着されて水平及び垂直方向に可変可能な後方推進体９と、前記飛行胴体Ｆ及び前記補助翼Ｗ１、Ｗ２に装着されて前記前方推進体７及び前記後方推進体９を垂直あるいは水平方向に可変させる前方及び後方可変部１１、１３、及び前記前方及び後方可変部１１、１３を制御するための制御部５０を含む。

また、前記一対の前方推進体７の間には間隔調節部５０が追加で配置されて前記前方可変部１１を前記飛行胴体に対して横方向にそれぞれ移動させ、前記間隔調節部５０は、前記飛行胴体Ｆの底に配置されて一対の前方動力源２７をスライド可能に支持するスライドレール５２と、前記一対の前方動力源２７の間に配置されて前方動力源２７を押したり引いたりして横方向に移動させる駆動部５４、及び前記制御部６０と連動することで飛行速度に応じて前記駆動部５４を加圧して前記一対の前方動力源２７の移動距離を制御する間隔調節モジュールＭ３をさらに含む。

また、前記可変部は、前記前方推進体７を可変させる前方可変部１１、及び前記後方推進体９を可変させる後方可変部１３を含み、前記前方可変部１１は、前記飛行胴体Ｆの内部両側にそれぞれ装着されて回転運動が可能な前方可変動力源２７と、一端は前記前方可変動力源の出力軸に連結され、他端は前記前方推進体７に連結されることで前記前方推進体７を一定の角度で回転させて水平方向あるいは垂直方向に可変させることができる前方可変フレーム２９を含み、前記後方可変部１３は、前記一対の補助翼Ｗ１、Ｗ２のうち一側の補助翼Ｗ１に装着されて回転運動が可能な後方可変動力源３１と、一端は前記後方可変動力源３１の出力軸に連結され、他端は後方推進体９に連結されることで前記後方推進体９を一定の角度で回転させて水平方向あるいは垂直方向に可変させることができる第１後方可変フレーム３３、及び一端は前記一対の補助翼Ｗ１、Ｗ２のうち他側の補助翼Ｗ２に回転可能に連結され、他端は前記後方推進体９に回転可能に連結される第２後方可変フレーム３５を含む。

また、前記後方推進体９は、前記第１及び第２後方可変フレーム３３、３５の間に一体に連結される後方ガード４１と、前記後方ガード４１の内部に装着されて推力を発生させる後方プロペラ組立体４０を含み、前記後方プロペラ組立体４０は、推力のための動力を発生させる後方駆動源４３と、前記後方駆動源４３の出力軸に装着されて推力を発生させる後方プロペラ４２、及び前記後方駆動源４３を前記後方ガード４１の内周面に連結して固定させる後方支持フレーム４４を含む。

また、前記制御部５０は、前記前方可変動力源を制御することができる前方可変制御モジュール５２と、前記後方可変動力源を制御することができる後方可変制御モジュール５４、及び前記前後方可変フレームに装着された回転角感知センサ５８から受信された出力値によって前方及び後方可変制御モジュール５４の現在回転角を把握し、目標回転角と比較して回転角を調節する演算部５６を含む。

また、前記スライドレール５２は、前記飛行胴体Ｆに固定的に配置される下部レール５９と、前記下部レール５９の上側に結合され、上側には前記前方動力源２７が載せられるスライダ（Ｓｌｉｄｅｒ）６０から構成される。

また、前記後方推進体９は、第１及び第２後方可変フレーム３３、３５の間に一体に連結される後方ガード４１と、後方ガード４１の内部に装着されて推力を発生させる後方プロペラ組立体４０を含み、前記後方推進体９は、複数であり、前記複数の後方推進体９のうち第１後方推進体の後方プロペラ組立体４０ａと前記複数の後方推進体９のうち第２後方推進体の後方プロペラ組立体４０ｂは、互いに反対方向に回転しながら発生されるトルクを相殺することができる。

また、前記複数の後方推進体４０は、直列、並列または直列及び並列のうち少なくとも一部が混合された形態で配置される。

第一に、先尾だけでなく後尾推進体も推力方向を可変させることができるため、離着陸だけでなく飛行時にも先後尾推進体の推力を後方に集中することができる。このように、先後尾推進体の推力をすべて可変可能な構造にすることで、後尾推進体は、水平飛行時には専ら積載物の役割に限定されず、推力を発生させることができ、また同一形態の飛行体の場合、推力を３つの部分に分散させることでそれぞれの推進体をより小さな出力の推進体から構成することで推進体それぞれの大きさを小さくすることができるので、前方からの空気抵抗を減らしてエネルギー効率を高めることができ、前方または後方の推進体いずれか一方の故障時であれば、突然の墜落を防止することができる機能を兼備することで飛行の安定性を高めることができる長所がある。

第二に、先尾の推進体は２個で、後尾の推進体は１個なので、離陸時に先尾の推進力が後尾よりも増加するようになり、先尾と後尾間の推進力のばらつきが発生し得ることで、これを感知して先、後尾推進体の推進力を適切に制御することができる長所がある。

第三に、間隔調節部５０を配置して２個の先尾推進体の間隔を飛行速度に応じて適切に調節することで効率的な飛行が可能である。
第四に、本発明ではトライロータ方式のような奇数個のロータを有する機体の問題点を解消しつつ、本発明の長所をそのまま維持するために、発生するトルクを相殺することができる装置を追加で利用することができる。

すなわち、後尾ロータと前または後または横方にロータをさらに一つ備え、回転方向を反対にすることで、発生するトルクを相殺する方法を提供することができる。一方、本発明で得ることができる効果は、以上で言及した効果に制限されず、言及しなかった他の効果は下記の記載から本発明が属する技術分野で通常の知識を有する者によって明確に理解される。

本発明の一実施例に係る垂直離着陸機を示した斜視図。 図１に示した垂直離着陸機が離着陸している状態を示す底面斜視図。 図１に示した垂直離着陸機が飛行している状態を示す図面。 図１に示した垂直離着陸機の前方推進体を可変させる前方可変部を示す正面図。 図１に示した垂直離着陸機の後方推進体を可変させる後方可変部を示す正面図。 図１に示した垂直離着陸機の平面図。 図１に示した垂直離着陸機の側面図。 図１に示した垂直離着陸機の後面図。 図１に示した垂直離着陸機の前後進推進体の可変角度を制御する制御部を示したブロック図。 本発明の他の実施例として推進力補正部の構造を概略的に示したブロック図。 本発明のまた他の実施例として間隔調節部によって２個の先尾推進体間の間隔を調節する状態を示した図。 図１１に示したスライドレールに前方動力源が着座された状態を示した図。 本発明の一実施例によって後方推進体を複数で構成して発生されるトルクを相殺する構造を採用した垂直離着陸機を示した図。 本発明の一実施例によって後方推進体を複数で構成して発生されるトルクを相殺する構造を採用した垂直離着陸機を示した図。 図１３ａ及び図１３ｂの垂直離着陸機に適用される複数で構成されて発生されるトルクを相殺する後方推進体の一例を示した図。

以下、本発明の一実施例に係る垂直離着陸機を添付された図面を参照して詳細に説明する。
図１ないし図８に示されたように、本発明が提案する垂直離着陸機１は、主翼３及び補助翼Ｗ１、Ｗ２が装着された飛行胴体Ｆと、飛行胴体Ｆの両側にそれぞれ装着されて水平及び垂直方向に可変可能な一対の前方推進体７と、飛行胴体Ｆの後方に備えられた補助翼Ｗ１、Ｗ２に装着されて水平及び垂直方向に可変可能な後方推進体９と、飛行胴体Ｆ及び補助翼Ｗ１、Ｗ２に装着されて前方推進体７及び後方推進体９を垂直あるいは水平方向に可変させる前後方可変部１１、１３と、前方及び後方可変部１１、１３を制御するための制御部５０と、前方及び後方推進体７、９の推進力を感知して差が発生する場合、その推進力の差を補償することで安定的な離陸が可能となる推進力補正部６０を含む。

このような構造を有する垂直離着陸機１において、一対の前方推進体７は、飛行胴体Ｆの両側にそれぞれ装着されて可変されることができる。すなわち、垂直離着陸機１が離着陸時には前方推進体７が地面方向に可変されることで下部に推力を発生させ、飛行時には前方に可変されることで後方に推力を発生させるようになる。

このような前方推進体７は、左右に１個ずつそれぞれ装着され、その構造が互いに同一なので、以下、一つの前方推進体７によって説明する。
前記前方推進体７は、後述する前方可変フレーム２９に一体に装着される前方ガード１７と、前方ガード１７の内部に装着されて推力を発生させる前方プロペラ組立体２０を含む。したがって、前方推進体７は、前方可変フレーム２９が水平方向あるいは垂直方向に回転するにつれ、前方プロペラ組立体２０及び前方ガード１７も回転することで、推力の方向も一緒に可変されることができる。

より詳細に説明すると、前記前方ガード１７は、前方プロペラ組立体２０を支持する役割をし、同時に飛行胴体Ｆに前方可変フレーム２９によって連結される。このような前方ガード１７は、円型リング形状を有することで上部及び下部は開放された構造であり、円周方向は閉鎖された構造である。したがって、内部に装着された前方プロペラ組立体２０から推力が発生すると推力は開放されたところを通じて出力される。

最終的に、前方ガード１７は、前方プロペラ組立体２０を支持する役割を遂行すると同時に、推力を一方向に集中させる役割を遂行する。そして、前方プロペラ組立体２０は、推力を発生させる役割を遂行するが、推力のための動力を発生させる前方駆動源２１と、前方駆動源２１の出力軸に装着されて推力を発生させる前方プロペラ２３と、前方駆動源２１を前方ガード１７の内周面に連結して固定させる前方支持フレーム２５を含む。

前記前方駆動源２１は、前方プロペラ２３を回転させることができる形態であればすべて可能であり、例えばエンジン、モータなどを含む。そして、このような前方駆動源２１には前方プロペラ２３が連結されることで、エンジンあるいはモータが駆動する場合、前方プロペラ２３が回転することで推力が発生されることができる。

このように前方推進体７が飛行機胴体の両側に前方可変部１１によってそれぞれ可変可能に装着されるが、離着陸時あるいは飛行時には前方推進体７を水平方向あるいは垂直方向に可変させる。すなわち、可変部は、前方推進体７を可変させる前方可変部１１と、後方推進体９を可変させる後方可変部１３から構成されるが、このような前方可変部１１は、前方推進体７を飛行胴体Ｆに回転可能に連結することで、必要時に前方推進体７を水平方向あるいは垂直方向に可変させることができる。

より詳細に説明すると、図４に示されたように、前方可変部１１は、飛行胴体Ｆの内部両側にそれぞれ装着されて回転運動が可能な前方動力源２７と、一端は前方動力源２７の出力軸に連結され、他端は前方推進体７に連結されることで前方推進体７を一定の角度で回転させて水平方向あるいは垂直方向に可変させることができる前方可変フレーム２９を含む。

前方動力源２７としては、回転力を発生させることができる形態であればすべて含むことができ、例えばモータ、エンジンなどである。このような前方動力源２７は、出力軸が備えられて正方向あるいは逆方向回転が可能な構造である。例えば、エンジンの場合、変速器を通じて出力軸の回転方向を正逆方向に可変させることができる。

また、モータの場合、電源の供給方向を変換させることで出力軸を正逆方向に可変回転させることができる。そして、出力軸は、前方可変フレーム２９を通じて前方推進体７の前方ガード１７に一体に連結される。したがって、動力源が駆動する場合、出力軸が前方可変フレーム２９を水平方向あるいは垂直方向に可変させることで前方ガード１７及び前方プロペラ組立体２０も一緒に可変されることができる。

一方、飛行胴体Ｆの後方には、後方推進体９が配置されることで推力を水平あるいは垂直方向に発生させるようになる。このような後方推進体９は、一対の主翼で後方にそれぞれ配置された補助翼Ｗ１、Ｗ２の間に後方可変部１３によって可変可能に配置される。

前記後方推進体９及び後方可変部１３は、前方推進体７及び前方可変部１１と同一の構造を有し、但し補助翼Ｗ１、Ｗ２に連結される構造においては差異があるところ、重複する説明は省略する。

前記後方推進体９は、後述する後方可変部１３によって支持されることで水平あるいは垂直に可変されることができる。このような後方可変部１３は、図５に示されたように、一端は一側の補助翼Ｗ１の後方可変動力源３１の出力軸に連結され、他端は後方推進体９に固定的に連結されることで後方推進体９を一定の角度で回転させて水平方向あるいは垂直方向に可変させることができる第１後方可変フレーム３３と、一端は一対の補助翼Ｗ１、Ｗ２のうち他側の補助翼Ｗ２に回転可能に連結され、他端は後方推進体９に回転可能に連結される第２後方可変フレーム３５を含む。

したがって、前記後方可変動力源３１が駆動する場合、第１後方可変フレーム３３が一定の角度で回転することで後方推進体９が水平あるいは垂直方向に可変されることができる。この時、可変動力源は、エンジンあるいはモータを含み、回転角度を調節することができることにより離着陸時、あるいは飛行時、方向転換時に後方推進体９の方向を可変させることができる。そして、第２後方可変フレーム３５は、両端が後方推進体９及び補助翼Ｗ１、Ｗ２にベアリングなどによってそれぞれ連結される。したがって、後方推進体９が回転する場合、第２後方可変フレーム３５は、後方推進体９を回転可能に支持することができる。

上記では第１後方可変フレームによって後方推進体９が回転することを説明したが、本発明はこれに限定されるものではなく、第２後方可変フレーム３５によって後方推進体９が回転することもある。前記後方推進体９は、第１及び第２後方可変フレーム３３、３５の間に装着される後方ガード４１と、後方ガード４１の内部に装着されて推力を発生させる後方プロペラ組立体４０を含む。

前記後方ガード４１は、後方プロペラ組立体４０を支持する役割をし、同時に第１及び第２後方可変フレーム３３、３５に回転可能に連結される。このような後方ガード４１は、円型リング形状を有することで上部及び下部は開放された構造であり、円周方向は閉鎖された構造である。したがって、内部に装着された後方プロペラ組立体４０から推力が発生すると推力は開放されたところを通じて出力される。

最終的に、後方ガード４１は、後方プロペラ組立体４０を支持する役割を遂行すると同時に、推力を一方向に集中させる役割を遂行する。そして、後方プロペラ組立体４０は、推力を発生させる役割を遂行するが、推力のための動力を発生させる後方駆動源４３と、後方駆動源４３の出力軸に装着されて推力を発生させる後方プロペラ４２と、後方駆動源４３を後方ガード４１の内周面に連結して固定させる後方支持フレーム４４を含む。

前記後方駆動源４３は、後方プロペラ４２を回転させることができる形態であればすべて可能であり、例えばエンジン、モータなどを含む。そして、このような後方駆動源４３には後方プロペラ４２が連結されることで、エンジンあるいはモータが駆動する場合、後方プロペラ４２が回転することで推力が発生されることができる。

このように後方推進体９が一対の補助翼Ｗ１、Ｗ２の間に後方可変部１３によってそれぞれ可変可能に装着されるが、離着陸時あるいは飛行時には後方推進体９を水平方向あるいは垂直方向に可変させる。一方、前方及び後方可変部を制御するための制御部５０は、図９に示されたように、前方可変部１１の前方可変動力源２７と後方可変部１３の後方可変動力源３１を制御することで前方及び後方推進体の回転角度を調節することができる。

すなわち、制御部５０は、前方可変動力源２７を制御することができる前方可変制御モジュール５２と、後方可変動力源３１を制御することができる後方可変制御モジュール５４と、前後方可変フレームに装着された回転角感知センサ５８から受信された出力値によって前方及び後方可変制御モジュール５４の現在回転角を把握し、目標回転角と比較して回転角を調節する演算部５６を含む。

したがって、離着陸時には制御部５０が前後方可変動力源に信号を伝送して駆動させることで前後方可変フレームを回転させ、最終的には前方及び後方推進体の推力方向が地面に向かうように制御する。飛行時には制御部５０が前後方可変動力源に信号を伝送して駆動させることで前後方可変フレームを回転させ、最終的には前方及び後方推進体の推力方向が後方に向かうように制御する。この時、制御部５０は、必要時に前方及び後方推進体の推力方向を独立的に制御することができる。

上記のように、飛行胴体Ｆの両側に前方推進体７が可変可能に装着され、一対の補助翼Ｗ１、Ｗ２の間に後方推進体９が可変可能に装着されることで離着陸あるいは飛行が容易である。一方、前記推進力補正部６０は、先尾推進体７と後尾推進体９に発生する推進力の差によって航空機の離着陸時に不安定になることを解消することができる。

すなわち、図１及び図１０に示されたように、先尾推進体７は２個で、後尾推進体９は１個なので、三角形状をなして配置されるので、離着陸時に先尾の推進力が後尾の推進力よりも大きい。したがって、航空機の先尾が上部に持ち上げられるため、最終的に航空機が傾いた状態で離着陸することができる。

このような問題は、先後尾の推進体が同数の場合、例えば先尾と後尾がすべて２個ずつの場合には推進力の差がほぼ発生しないが、本発明のように水平飛行時に空気抵抗を減らすために先尾には２個の推進体を配置し、後尾には１個の推進体を配置し、先尾２個の推進体の間に位置した構造は、先尾と後尾間の推進力の差が発生するようになる。したがって、２個の先尾推進体に水平センサをそれぞれ装着し、後尾推進体にも水平センサを装着して推進力の差によって航空機が先尾に傾斜が発生する場合、これを感知して推進力を補正することができる。

より詳細に説明すると、推進力補正部６０は、２個の先尾推進体に装着されて水平傾斜を感知する第１水平センサＳ１と、１個の後尾推進体に装着されて水平傾斜を感知する第２水平センサＳ２と、第１及び第２水平センサＳ１、Ｓ２と連結されて水平に対する傾斜を感知して傾く方向を把握し、傾いた方向に装着された推進体の推進力の補償値を演算する演算モジュールＭ１と、演算モジュールＭ１によって演算された傾斜差によって傾いた方向の推進体に信号を伝送することで回転力を高めて傾くことを防止する出力モジュールＭ２を含む。

前記第１及び第２水平センサＳ１、Ｓ２は、推進体にそれぞれ装着されて水平傾斜を感知するが、多様な種類のセンサが適用され得る。例えば、ジャイロスコープ（ｇｙｒｏｓｃｏｐｅ）方式のセンサが可能である。そして、演算モジュールＭ１は、各水平センサから伝送された傾斜値を比較して傾いた方向を感知する。このような演算モジュールＭ１は、マイクロプロセッサ（Ｍｉｃｒｏｐｒｏｃｅｓｓｏｒ）のようにデータが入力されて命令によって演算処理される回路素子などを意味する。

したがって、演算モジュールＭ１は、傾いた方向が把握されると、傾いた方向に装着された推進体の現在回転数を感知する。現在回転数は、推進体に装着された回転軸の回転数をセンシングすることで把握されることができる。このように傾いた方向の推進体の回転数が把握されると、この回転数に対応される推進力を演算する。この時、この推進力は、他の推進体の推進力よりも小さな値なので、当該推進体が他の推進体と均衡をなすことができる推進力を演算する。そして、演算モジュールＭ１は、演算された推進力に相応する回転数を演算し、出力モジュールＭ２を通じて当該推進体に信号を伝送することで出力を高めてこの回転数で回転させる。

一方、本発明の垂直離着陸機は、先尾推進体７が２個で、後尾推進体９は１個なので、三角形状をなして配置されるので、離着陸だけでなく飛行時にも２個の先尾推進体７で発生した気流が後尾推進体９に影響を及ぼすようになる。すなわち、２個の先尾推進体７から後方に噴射される２個の気流が広がった状態になるので、後尾推進体９に衝突することで推進力を一部弱化させるようになる。特に、飛行速度を高める場合には、さらに多くの気流が後尾推進体９に衝突することでさらに影響を及ぼすようになる。したがって、飛行速度に応じて先尾推進体７の間隔を適切に調節することができる間隔調節部５０を追加で装着することができる。

より詳細に説明すると、図１１及び図１２に示されたように、間隔調節部５０は、２個の先尾推進体７にそれぞれ装着された前方可変部１１を飛行胴体に対して横方向にそれぞれ移動させる構造である。すなわち、胴体の底に配置されて一対の前方動力源２７をスライド可能に支持するスライドレール５２と、一対の前方動力源２７の間に配置されて前方動力源２７を押したり引いたりして横方向に移動させる駆動部５４と、制御部と連動することで飛行速度に応じて駆動部５４を加圧して一対の前方動力源２７の移動距離を制御する間隔調節モジュールＭ３を含む。

このような構造を有する間隔調節部５０において、スライドレール５２は、胴体に固定的に配置される下部レール５９と、下部レール５９の上側に結合され、上側には前方動力源２７が載せられるスライダ（Ｓｌｉｄｅｒ）６０から構成される。したがって、前方動力源２７は、スライダ６０の上部に固定された状態なので、外力が加えられる場合、前方動力源２７は横方向に沿って前進したり後進することができる。

そして、駆動部５４は、一対の前方動力源２７にそれぞれ連結される一対のピストン５６と、一対のピストン５６を駆動させる一対のシリンダ５８から構成される。この時、シリンダ５８は、空圧あるいは油圧シリンダを含む。したがって、このようなシリンダ５８が駆動する場合、ピストン５６が前進したり後進することで、一対の前方動力源２７を引いたり押したりするようになる。

最終的に、一対の前方動力源２７に連結された２個の前方推進体７は、横方向に前進したり後進することでその間隔が適切に調節されることができる。この時、間隔調節モジュールＭ３が制御部から伝送される飛行速度信号を受信し、この信号によって２個の先尾推進体７間の間隔を適切に制御することができる。したがって、間隔調節モジュールＭ３から出力された信号によって駆動部５４が駆動することで、飛行速度が速い場合には、先尾推進体７で発生する気流が長く形成されて後尾推進体に影響を及ぼすようになるので、２個の先尾推進体７間の間隔を広く形成することで、この影響を最小化するようになる。

反対に、飛行速度が遅い場合には、先尾推進体７で発生する気流が相対的に短く形成されて後尾推進体に及ぼす影響が少なくなるので、２個の先尾推進体７間の間隔を相対的に狭く形成するようになる。このように、本発明は、垂直離着陸機に間隔調節部５０を配置して２個の先尾推進体７の間隔を飛行速度に応じて適切に調節することで効率的な飛行が可能である。

トルク相殺のための本発明の実施例
一方、前述した本発明でトライコプターの特性上、奇数個のロータを備えた飛行体は、プロペラ回転方向の反対方向に反作用トルクが発生するので、制御が困難な場合がある。このため、ヘリコプターの尾翼が利用される場合もある。また、高速回転する円型物体は、ジャイロ効果と呼ばれる回転軸に直角にトルクが発生して機体が不安定になる場合があるので、尾翼などの追加の制御が必要となる。したがって、本発明では、トライロータ方式のような奇数個のロータを有する機体の問題点を解消しつつ、本発明の長所をそのまま維持するため、発生するトルクを相殺することができる装置を追加で利用する。すなわち、後尾ロータと前または後または横方にロータをさらに一つ備え、回転方向を反対にすることで、発生するトルクを相殺する方法を適用する。

図１３ａ及び図１３ｂは本発明の一実施例によって後方推進体を複数で構成して発生されるトルクを相殺する構造を採用した垂直離着陸機を示したものであり、図１４は図１３ａ及び図１３ｂの垂直離着陸機に適用される複数で構成されて発生されるトルクを相殺する後方推進体の一例を示したものである。

図１３ａ、図１３ｂ及び図１４を参照すると、前方推進体７、前方及び後方可変部１１、１３などの構成は、前述した構成と同一なので、明細書の簡明化のために重複説明は省略し、差別化される後方推進体９の構造について説明する。

図１３ａ、図１３ｂ及び図１４を参照すると、本実施例に係る後方推進体９は、
第１後方可変フレーム３３と第２後方可変フレーム３５間の後方支持フレーム４４に備えられる。特に、後方推進体９は、複数の後方プロペラ組立体４０から構成される。本図面及び実施例では後方プロペラ組立体４０が２個であることを仮定して説明したが、さらに多くの個数の後方プロペラ組立体４０で具現されることができる。したがって、複数の後方プロペラ組立体４０は、複数の後方プロペラ４２と複数の後方駆動源４３を有するようになる。

図１３ａ、図１３ｂ及び図１４を参照すると、第１後方駆動源４３ａは、第１後方駆動源４３ａを有するようになる。また、第２後方プロペラ４２ｂは、第２後方駆動源４３ｂを有するようになる。この時、第１後方駆動源４３ａと第２後方駆動源４３ｂの操作を通じて、第１後方駆動源４３ａと第２後方プロペラ４２ｂは、互いに異なる方向に回転することで発生されるトルクを相殺するようになる。

回転する物体の回転軸の方向が変わる時、直観的に容易に理解し難い不思議な物理的現象が発生するが、これを示す代表的な事例がジャイロスコープである。すなわち、ジャイロスコープの中心軸の一側の端を固定点に載せた後、中心軸を水平に維持した状態で静かに置くようになると、慣性車輪が回転しない場合には中心軸の反対側は重力によって下方に落ちるようになる。

ところが、慣性車輪が回転している場合には、完全に異なる現象が起きる。中心軸が水平を維持した状態で固定点を中心に持続的な円運動をする。このような回転中心軸の運動を歳差運動（ｐｒｅｃｅｓｓｉｏｎ）と言う。したがって、本発明ではこのようなジャイロスコープの原理を基に、複数のプロペラを並列に備えた状態で互いに異なる方向に回転させて発生されるトルクが相殺されるようにすることができる。

一方、本実施例では複数の後方プロペラ組立体４０が並列に連結されることを仮定して説明したが、本発明の内容はこれに限定されるものではなく、直列に複数連結されたり直列及び並列を混合して複数連結されることも可能である。

本発明に係る効果
通常の飛行機は、離着陸時に大きな滑走路を必要とし、ヘリコプター類の飛行機またはドローンに代わるヘリコプター類のトライコプター、クワッドコプター、ヘキサコプターなどは専らプロペラの推力だけで飛行するので、動力効率面や走行時の速度面で飛行機型機体とは相当な差が発生せざるを得ない。また、滑走路が不要な反面、動力効率や機動力が顕著に劣る。

本明細書で提案する垂直離着陸機は、可変型プロペラが前方に２個、後方に１個が構成されているため、飛行機とヘリコプターの長所のみを取り入れて発明された。既存の垂直離着陸機（以下、ＶＴＯＬ）は、双発垂直離着陸機に代わる米軍で運用しているハーキュリーズという機体や韓国航空宇宙局で開発した機体等があり、トライロータ型は、前方可変プロペラと後尾プロペラは固定型で、走行中は動作しない方式が主流をなす。クワッドロータ型は、最近、様々開発されている。

以下では、本発明に係る垂直離着陸機と他の方式の機体の効果を相互分析する。
（１）ツインロータ方式のＶＴＯＬ機体と本発明の比較
ツインロータ方式のＶＴＯＬ機体は、離着陸動作が不安定であるという定評がある。代表的な一例として、米軍のハーキュリーズという機種が代表的だが、度重なる事故によって‘欠陥機’という汚名を着せられる。また、ヘリコプターと肩を並べるほどの大きなプロペラを装着しているにもかかわらず、高速走行が容易でないという問題点がある。これに比べて、本提案における発明は、チルトロータを後方に備えることによって、離着陸時により安定的な動作が容易である。すなわち、二輪自転車と三輪自転車に比肩できるものである。

また、後尾にロータをさらに一つ追加して、全体的な動力は同様に維持しながら前方プロペラの大きさを小さくして飛行時の空気抵抗を減らすと同時に、比較的高速飛行が容易である。また、前後方ロータの制御体系を二重化させた時、いずれかの制御体系が異常を起こした時も既存の飛行機のように滑走着陸が可能なので、安定性を倍加することができる。

（２）トライロータ方式のＶＴＯＬ機体と本発明の比較
既存のトライロータ方式は、後方ロータが固定型で離着陸時以外の走行中はロード（荷物、ｌｏａｄ）としての役割でしかないので、動力効率面で本発明が有利である。また、ツインロータ方式と同様に、後方ロータ固定型ＶＴＯＬは、前方のロータ２個のうちいずれかが故障を起こすと、離着陸はもちろん飛行も場合によって保証し難い。

（３）クワッドロータ方式のＶＴＯＬ機体と本発明の比較
クワッドロータ方式の走行性能や動力効率面では差は見つけられない。しかし、本特許の最も核心的な内容である前後方ロータの制御体系を二重化させた時、いずれか一方の制御体系が異常を起こした時、クワッドコプターの場合、同様に制御体系を二重化しても前方体系が故障を起こす場合、飛行重心の変動によって本特許のトライロータ方式に比べて容易でない。

上述した本発明の実施例は、多様な手段を通じて具現されることができる。例えば、本発明の実施例は、ハードウェア、ファームウェア（ｆｉｒｍｗａｒｅ）、ソフトウェアまたはそれらの組み合わせなどによって具現されることができる。ハードウェアによる具現の場合、本発明の実施例に係る方法は、一つまたはそれ以上のＡＳＩＣｓ（Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ Ｓｐｅｃｉｆｉｃ Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ Ｃｉｒｃｕｉｔｓ）、ＤＳＰｓ（Ｄｉｇｉｔａｌ Ｓｉｇｎａｌ Ｐｒｏｃｅｓｓｏｒｓ）、ＤＳＰＤｓ（Ｄｉｇｉｔａｌ Ｓｉｇｎａｌ Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ Ｄｅｖｉｃｅｓ）、ＰＬＤｓ（Ｐｒｏｇｒａｍｍａｂｌｅ Ｌｏｇｉｃ Ｄｅｖｉｃｅｓ）、ＦＰＧＡｓ（Ｆｉｅｌｄ Ｐｒｏｇｒａｍｍａｂｌｅ Ｇａｔｅ Ａｒｒａｙｓ）、プロセッサ、コントローラ、マイクロコントローラ、マイクロプロセッサなどによって具現されることができる。

ファームウェアやソフトウェアによる具現の場合、本発明の実施例に係る方法は、以上で説明された機能または動作を遂行するモジュール、手順または関数などの形態で具現されることができる。ソフトウェアコードはメモリユニットに格納されてプロセッサによって駆動されることができる。前記メモリユニットは、前記プロセッサ内部または外部に位置し、既に公知となった多様な手段によって上記プロセッサとデータをやり取りすることができる。

上述のように開示された本発明の好ましい実施例に対する詳細な説明は、当業者が本発明を具現して実施することができるように提供された。上記では本発明の好ましい実施例を参照して説明したが、当該技術分野の熟練した当業者は、本発明の領域から逸脱しない範囲内で本発明を多様に修正及び変更させることができることを理解されたい。例えば、当業者は上述した実施例に記載された各構成を互いに組み合わせる方式で利用することができる。したがって、本発明は、ここに示された実施形態に制限されるものではなく、ここで開示された原理及び新規の特徴と一致する最広の範囲を付与するものである。

本発明は、本発明の精神及び必須の特徴を逸脱しない範囲で他の特定の形態で具体化されることができる。したがって、上記の詳細な説明は、あらゆる面で制限的に解釈されてはならず、例示的なものとして考慮されなければならない。本発明の範囲は添付の請求項の合理的解釈によって定められなければならず、本発明の等価的範囲内におけるすべての変更は、本発明の範囲に含まれる。本発明は、ここに示された実施形態に制限されるものではなく、ここで開示された原理及び新規の特徴と一致する最広の範囲を付与するものである。また、特許請求の範囲で明示的な引用関係がない請求項を組み合わせて実施例を構成したり、出願後の補正によって新たな請求項として含んでもよい。

Claims (8)

1. 主翼（３）及び補助翼（Ｗ１、Ｗ２）が装着された飛行胴体（Ｆ）と、
   前記飛行胴体（Ｆ）の両側にそれぞれ装着されて水平及び垂直方向に可変可能な一対の前方推進体（７）と、
   前記飛行胴体（Ｆ）の後方に備えられた補助翼（Ｗ１、Ｗ２）に装着されて水平及び垂直方向に可変可能な後方推進体（９）と、
   前記飛行胴体（Ｆ）及び前記補助翼（Ｗ１、Ｗ２）に装着されて前記前方推進体（７）及び前記後方推進体（９）を垂直あるいは水平方向に可変させる前方及び後方可変部（１１、１３）、及び
   前記前方及び後方可変部（１１、１３）を制御するための制御部（５０）を含む、垂直離着陸機。
2. 一対の前記前方推進体（７）の間には間隔調節部（５０）が追加で配置されて前記前方可変部（１１）を前記飛行胴体に対して横方向にそれぞれ移動させ、前記間隔調節部（５０）は、前記飛行胴体（Ｆ）の底に配置されて一対の前方動力源（２７）をスライド可能に支持するスライドレール（５２）と、前記一対の前方動力源（２７）の間に配置されて前方動力源（２７）を押したり引いたりして横方向に移動させる駆動部（５４）、及び前記制御部（６０）と連動することで飛行速度に応じて前記駆動部（５４）を加圧して前記一対の前方動力源（２７）の移動距離を制御する間隔調節モジュール（Ｍ３）をさらに含む、請求項１に記載の垂直離着陸機。
3. 前記可変部は、前記前方推進体（７）を可変させる前方可変部（１１）、及び前記後方推進体（９）を可変させる後方可変部（１３）を含み、前記前方可変部（１１）は、前記飛行胴体（Ｆ）の内部両側にそれぞれ装着されて回転運動が可能な前方可変動力源（２７）と、一端は前記前方可変動力源の出力軸に連結され、他端は前記前方推進体（７）に連結されることで前記前方推進体（７）を一定の角度で回転させて水平方向あるいは垂直方向に可変させることができる前方可変フレーム（２９）を含み、前記後方可変部（１３）は、前記一対の補助翼（Ｗ１、Ｗ２）のうち一側の補助翼（Ｗ１）に装着されて回転運動が可能な後方可変動力源（３１）と、一端は前記後方可変動力源（３１）の出力軸に連結され、他端は後方推進体（９）に連結されることで前記後方推進体（９）を一定の角度で回転させて水平方向あるいは垂直方向に可変させることができる第１後方可変フレーム（３３）、及び一端は前記一対の補助翼（Ｗ１、Ｗ２）のうち他側の補助翼（Ｗ２）に回転可能に連結され、他端は前記後方推進体（９）に回転可能に連結される第２後方可変フレーム（３５）を含む、請求項２に記載の垂直離着陸機。
4. 前記後方推進体（９）は、前記第１及び第２後方可変フレーム（３３、３５）の間に一体に連結される後方ガード（４１）と、前記後方ガード（４１）の内部に装着されて推力を発生させる後方プロペラ組立体（４０）を含み、前記後方プロペラ組立体（４０）は、推力のための動力を発生させる後方駆動源（４３）と、前記後方駆動源（４３）の出力軸に装着されて推力を発生させる後方プロペラ（４２）、及び前記後方駆動源（４３）を前記後方ガード（４１）の内周面に連結して固定させる後方支持フレーム（４４）を含む、請求項３に記載の垂直離着陸機。
5. 前記制御部（５０）は、前記前方可変動力源を制御することができる前方可変制御モジュール（５２）と、前記後方可変動力源を制御することができる後方可変制御モジュール（５４）、及び前記前後方可変フレームに装着された回転角感知センサ（５８）から受信された出力値によって前方及び後方可変制御モジュール（５４）の現在回転角を把握し、目標回転角と比較して回転角を調節する演算部（５６）を含む、請求項３に記載の垂直離着陸機。
6. 前記スライドレール（５２）は、前記飛行胴体Ｆに固定的に配置される下部レール（５９）と、前記下部レール（５９）の上側に結合され、上側には前記前方動力源（２７）が載せられるスライダ（Ｓｌｉｄｅｒ）（６０）から構成される、請求項２に記載の垂直離着陸機。
7. 前記後方推進体（９）は、第１及び第２後方可変フレーム（３３、３５）の間に一体に連結される後方ガード（４１）と、後方ガード（４１）の内部に装着されて推力を発生させる後方プロペラ組立体（４０）を含み、前記後方推進体（９）は、複数であり、前記複数の後方推進体（９）のうち第１後方推進体の後方プロペラ組立体（４０ａ）と前記複数の後方推進体（９）のうち第２後方推進体の後方プロペラ組立体（４０ｂ）は、互いに反対方向に回転しながら発生されるトルクを相殺する、請求項３に記載の垂直離着陸機。
8. 前記複数の後方推進体（４０）は、直列、並列または直列及び並列のうち少なくとも一部が混合された形態で配置される、請求項７に記載の垂直離着陸機。