KR100558462B1 - 수직 이착륙 비행체 - Google Patents

Abstract

개시된 수직 이착륙 비행체는, 동체의 양측면을 관통하는 수평선과 평행한 회전축을 중심으로 하여 그 회전축과 실질적으로 평행하게 배치된 복수의 블레이드가 회전하면서 양력과 추력을 발생시키는 사이클로이드 블레이드 시스템을 비행체의 전후측에 한 쌍씩, 모두 두 쌍을 구비한다. 이와 같은 사이클로이드 블레이드 시스템에서는 블레이드의 피치각과 위상만 변화시키면 원하는 방향으로의 양력과 추력을 얻을 수 있으므로, 비행체를 조정하기 위한 구조가 매우 간소해지며, 동체가 블레이드 회전 시 발생되는 공기흐름을 방해하지 않기 때문에 힘의 이용효율이 좋아진다. 또한, 두 쌍의 사이클로이드 블레이드 시스템 중 어느 하나에 문제가 생길 경우에 나머지 하나만으로도 비행체의 착륙은 수행할 수 있기 때문에, 비행 안전성에 대한 신뢰를 더 높일 수 있다.

Description

수직 이착륙 비행체{A vertical takeoff and landing aircraft}

도 1은 종래의 수직 이착륙 비행체를 도시한 도면,

도 2는 본 발명에 따른 수직 이착륙 비행체의 외관을 도시한 도면,

도 3은 도 2에 도시된 수직 이착륙 비행체에 채용된 사이클로이드 블레이드 시스템을 도시한 도면,

도 4a는 도 3에 도시된 사이클로이드 블레이드 시스템에서 피치제어부를 도시한 도면,

도 4b는 도 4a에 도시된 피치제어부의 변형 가능한 예를 도시한 도면,

도 5a 내지 도 5c는 도 3에 도시된 사이클로이드 블레이드 시스템을 이용한 비행체의 이륙과 비행 과정을 설명하기 위한 도면,

도 6은 도 3에 도시된 사이클로이드 블레이드 시스템의 변형 가능한 구조의 예를 보인 도면.

< 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명 >

100...사이클로이드 블레이드 시스템 110...로우터부

111...블레이드 120...회전중심부

130...지지부재 140...피치제어부

150...구동원 200...동체

본 발명은 수직 이착륙이 가능한 비행체에 관한 것으로, 더 상세하게는 사이클로이드 블레이드 시스템을 구비한 수직 이착륙 비행체에 관한 것이다.

일반적으로 비행체는, 소정 거리를 활주하면서 양력을 얻어서 이륙하는 방식과, 회전날개인 로우터의 회전으로부터 양력을 얻어 제자리에서 수직으로 이착륙하는 방식으로 분류된다. 이중에서 수직 이착륙이 가능한 비행체의 전형적인 예로는 도 1에 도시된 바와 같은 헬리콥터(10)를 들 수 있다. 헬리콥터(10)는 로우터(12)가 설치된 수직축(11)을 회전시키면서 양력을 발생시키고, 이 로우터(12)가 회전하면서 그리는 평면을 틸트(tilt)시킴으로써 비행방향으로 분력을 얻어 전진하는 메카니즘을 갖고 있다. 그런데, 이와 같은 전형적인 수직 이착륙 비행체는 이륙과 전진을 위한 동력을 발생시키는 구조가 지나치게 복잡하게 구성되어 있을 뿐 아니라, 회전하는 로우터(12)의 바로 아래에 동체(13)가 있기 때문에 공기의 흐름이 방해되어 힘의 이용 효율이 좋지 않은 문제점을 안고 있다. 또한, 로우터(12) 끝단부에서의 선속도가 매우 높아서 소음과 진동이 심한 단점도 있다.

따라서, 이러한 단점들을 해소할 수 있는 새로운 구조의 수직 이착륙 비행체가 요구되고 있다.

본 발명은 상기의 필요성을 감안하여 창출된 것으로서, 간소화된 구조를 가 지면서도 저소음, 고효율의 성능을 낼 수 있는 수직 이착륙 비행체를 제공하는데 그 목적이 있다.

상기의 목적을 달성하기 위한 본 발명은, 동체를 수직으로 이착륙시키는 비행메카니즘을 구비한 수직 이착륙 비행체에 있어서, 상기 비행메카니즘이 상기 동체의 양측면을 관통하는 수평선과 평행한 회전축을 중심으로 하여 그 회전축과 실질적으로 평행하게 배치된 복수의 블레이드가 회전하면서 양력과 추력을 발생시키는 사이클로이드 블레이드 시스템을 동체의 전방과 후방측에 각각 한 쌍씩 구비하는 것을 특징으로 한다.

여기서, 상기 사이클로이드 블레이드 시스템은, 구동원과; 상기 회전축 상에 위치되어 상기 구동원에 의해 회전하는 회전중심부와; 상기 회전중심부에 중심을 둔 원주 상에 배치된 상기 복수의 블레이드를 포함하는 로우터부와; 일단은 상기 블레이드를 회전가능하게 지지하고 타단은 상기 회전중심부에 결합된 지지부재와; 상기 복수의 블레이드의 상기 지지부재에 대한 회전축으로부터 소정 간격 이격된 블레이드의 작용점에 일단이 연결된 복수의 연결부재와, 상기 각 연결부재의 타단이 연결되고 상기 회전중심부의 중심을 기준 위치로 하며 상기 로우터부와 같이 회전하는 회전디스크 및, 상기 회전디스크의 중심을 기준 위치로부터 병진 및 회전시킴으로써 그 회전디스크와 상기 연결부재로 연결된 상기 블레이드의 피치각 크기 및 위상이 변화되게 하는 조절수단을 구비한 피치제어부;를 포함하여 구성되는 것이 바람직하다.

이하 첨부된 도면을 참조하면서 본 발명에 따른 바람직한 실시예를 상세히 설명하기로 한다.

도 2는 본 발명에 따른 수직 이착륙 비행체를 도시한 것이다.

도시된 바와 같이 본 발명의 수직 이착륙 비행체는, 동체(200)의 양측면을 관통하는 수평선(X)과 평행한 방향으로 마련된 회전축(101)을 중심으로 복수의 블레이드(111)가 회전하면서 양력과 추력을 발생시키는 비행메카니즘을 구비하고 있다. 즉, 기존의 수직 이착륙기는 도 1에서 설명한 바와 같이 동체의 상하면을 관통하는 수직선(Z) 상에 마련된 회전축을 중심으로 로우터가 회전하면서 양력과 추력을 발생시키는 비행메카니즘을 갖고 있는데 비해, 본 발명에서는 상기와 같이 수평 회전축(101)을 회전중심으로 하여 그 회전축(101)과 실질적으로 평행하게 배치된 복수의 블레이드(111)가 회전하면서 양력과 추력을 발생시키는 비행메카니즘을 구비하고 있다. 이하, 이러한 본 발명의 비행메카니즘을 사이클로이드 블레이드 시스템(cycloidal blade system,CBS;100)이라 칭하기로 한다. 본 실시예에서 이 사이클로이드 블레이드 시스템(100)은 동체(200)의 전방측과 후방측의 좌우측면에 각각 대칭되게 한 쌍씩, 모두 두 쌍이 설치된다.

도 3은 상기한 두 쌍의 사이클로이드 블레이드 시스템(100) 중 하나를 보다 상세하게 도시한 것이다. 도시된 바와 같이 사이클로이드 블레이드 시스템(100)은, 상기한 수평 회전축(101) 상에 위치되어 구동원(150)에 의해 회전하는 회전중심부(120)와, 상기 회전중심부(120)에 중심을 둔 원주상에 서로 균등하게 배치되는 복수의 블레이드(111)로 이루어지는 로우터부(110)와, 상기 회전중심부(120)와 블 레이드(111)를 연결하며 블레이드(111)를 외팔보 형태로 지지하는 지지부재(130)와, 상기 블레이드(111)의 피치각을 변화시키기 위해 상기 블레이드(111)의 작용점에 작용력을 부여하는 피치제어부(140)를 기본적으로 구비하게 된다. 참조부호 120a는 회전중심부(120)의 덮개를 나타낸다.

상기 구동원(150)과 회전중심부(120) 사이에는 예컨대 도 3에 도시된 바와 같이 기어박스(160) 등이 동력전달 수단으로서 사용될 수 있으며 이외에도 벨트를 이용한 동력 전달 구조도 채용될 수 있다.

상기 회전중심부(120)는 상하방향으로는 비행체의 무게 중심 위쪽에, 그리고 앞뒤 방향으로는 무게 중심의 약간 앞쪽에 배치되는 것이 반토크를 감당하는 측면 등을 고려할 때 바람직하다. 상기 지지부재(130)는 이 회전중심부(120)에 견고하게 고정된다.

상기 블레이드(111)는 양력과 추력의 조정을 위해 피치각을 가변시킬 수 있게 의도된 것으로, 본 실시예에서는 그 단면 형상을 비행기의 날개에 주로 사용되는 대칭형의 익형으로 예시하였다. 그러나, 피치각을 가변시킬 수만 있다면 비대칭 익형도 채용할 수 있음은 물론이다. 이러한 블레이드(111)는, 그 길이방향으로 상기 수평선(X)과 평행하게 배치되어, 회전 시 유입되는 바람의 방향과 실질적으로 직각을 이루도록 배치된다. 그리고, 상기 블레이드(111)의 폭방향 위치가 상기 로우터부(110)를 이루는 원주상의 접선방향과 일치한 상태를 블레이드(111)의 피치각 변화가 없는 기준위치로 삼는다. 이 상태에서 대칭형 익형을 가진 블레이드(111)가 로우터부(110)의 원주를 따라 돌아간다면 양력은 발생하지 않게 된다. 따라서, 이와 같이 블레이드(111)의 피치각 변화가 없는 기준위치에서의 시스템 구동은 주로 워밍업 시에 사용된다.

한편, 이러한 블레이드(111)는 회전하면서 발생하는 원심력에 의한 하중에 영향을 받게 되므로 요구되는 강성을 가지면서도 무게가 가벼운 것이 구조적인 안전성이나 운용의 효율성 면에서 바람직하다. 따라서 상기 블레이드(111)는 무게대 강성비가 뛰어난 섬유 강화 복합재료로 제작하는 것이 바람직하며, 이에는 유리섬유나 탄소섬유 등이 있다. 상기 복합재료를 이용하여 블레이드(111)를 형성하는 것은 통상적인 기술에 의해 가능하다. 이러한 복합재료를 사용하는 경우 피치제어부(140)에 가해지는 하중을 감소시켜 구조적인 파손을 방지하고 수명을 연장시킬 수 있다. 또한, 블레이드(111)의 개수는 비행체의 무게 등에 따라 달라질 수 있다.

상기 지지부재(130)는 일단이 상기 회전중심부(120)에 고정되어 있고, 타단에 마련된 회전축(131)은 피치각이 변할 수 있도록 블레이드(111)를 회전가능하게 지지한다. 이때, 이러한 회전축(131)의 위치는 블레이드(111) 단면의 익형상의 이 무게중심에 놓이도록 하는 것이 블레이드(111)의 불필요한 진동에 의한 손상을 방지하는데 유리하다.

다음으로, 도 4a는 회전중심부(120) 내부에 설치된 피치제어부(140)를 확대하여 도시한 것이다.

도면을 참조하면, 피치제어부(140)는 상기 블레이드(111)의 회전축(131)으로부터 폭 방향으로 소정 간격 이격된 작용점(132a)에 일단이 연결된 연결부재(142) 와, 상기 연결부재(142)의 타단이 연결되고 상기 회전중심부(120)의 중심을 기준위치로 하여 회전하는 회전디스크(141)와, 상기 회전디스크(141)의 중심을 기준위치로부터 직선 및 회전이동시킴으로써 양력과 추력을 발생시키는 블레이드(111)의 피치각 크기를 정현적으로 변화시키고 그 힘의 방향을 조정하기 위해 상기 블레이드(111)의 위상을 변화시키는 조절수단(143)을 구비한다.

상기 연결부재(142)는 블레이드(111)에 의해 작용하는 인장력과 압축력에 견디는 재질의 형상을 가진 통상의 로드이며, 상기 로드(142)는 블레이드(111)의 피치각을 변화시키면서 연결부가 회전할 수 있게 베어링을 이용하여 연결하는 것이 바람직하다. 또한, 상기 회전디스크(141)와도 베어링을 이용하여 연결하게 되는데, 그 중 하나의 로드(142')는 회전디스크(141)에 직접 고정시켜준다. 상기 로드(142)가 블레이드(111)와 연결되는 작용점(132a)은 상기 블레이드(111)의 피치각 변화의 범위와, 후술할 상기 조절수단(143)의 작동범위를 고려하여 정한다. 또한, 상기 로드(142)의 연결을 위한 작용점(132a)은 상기 블레이드(111) 상에 직접 마련할 수도 있지만, 제조상의 문제와 블레이드(111) 표면을 타고 흐르는 공기흐름의 난류화를 방지하기 위해 별도의 중간부재(132)를 이용하여 마련하는 것이 바람직하다. 즉, 블레이드(111)를 중간부재(132)에 체결하고, 그 중간부재(132)를 지지부재(130)에 고정된 회전축(131)에 회전가능하게 결합시키면서, 중간부재부재(132) 일측에 작용점(132a)에 마련하는 것이다. 상기 회전축(131)은 내부에 베어링(미도시)이 설치된 것으로, 상기 중간부재(132)에 형성된 샤프트(미도시)가 그 베어링의 내륜에 끼워져 고정된다.

다음으로, 상기 로드(142)는 하나(142')를 제외하고는 상기 회전디스크(141)와 베어링으로 연결되며, 상기 로드들 중 기준이 되는 로드(142')는 회전디스크(141)에 기구학적인 작동을 위해 고정된다. 이러한 고정되는 로드(142')는 블레이드(111)의 회전시 다른 로드들(142)에 비해 큰 하중이 걸리므로 더욱 강건하게 제작되어야 한다.

또한 상기 회전디스크(141)는 볼베어링(143c)을 통하여 상기 조절수단(143)에 장착된다. 즉, 상기 회전디스크(141)는 볼베어링(143c)의 외륜에 연결되어 편심축(143a')에 대해 회전 가능한 상태로 설치되어 있다.

상기 조절수단(143)은, 상기 회전디스크(141)가 탑재되는 가이드부(143a)와, 가이드부(143a)를 직선상으로 안내하기 위한 가이드 레일(143b)과, 상기 가이드부(143a)를 병진 이동시키는 가이드부구동원(143e)과, 상기 가이드부(143a)를 탑재하여 상기 회전중심부(120) 안에 회전가능하게 설치된 방향조절블록(143d) 및, 그것을 회전구동시키기 위한 방향조절블록구동원(143f)을 구비한다.

상기 가이드부(143a)는 그 중앙에 마련된 편심축(143a')이 상기 볼베어링(143c)의 내륜에 결합됨으로써 상기 회전판(141)과 연결된다. 따라서, 이 가이드부(143a)가 상기 가이드 레일(143b)을 따라 이동하면 상기 회전디스크(141)가 직선운동을 하게 되어 블레이드(111)의 피치각 크기가 조절된다.

또한, 상기 방향조절블록구동원(143f)을 이용하여 방향조절블록(143d)을 원하는 각도만큼 회전시키면, 이에 탑재된 상기 가이드부(143a)의 편심축(143a')도 그만큼 회전되면서 블레이드(111)의 위상이 변화되어 힘의 작용방향이 바뀌게 된 다. 이때, 블레이드(111) 또는 회전중심부(120)의 회전에는 아무런 영향도 미치지 않는다. 물론, 이와 같이 방향조절블록(143d)의 회전에 따라 편심축(143a')의 위치가 돌아가려면, 편심축(143a')이 방향조절블록(143d)의 회전중심과 동축상에 있으면 안되고 소정 간격 이격되어 있어야 한다.

한편, 도 4b는 상기한 가이드부구동원(143e)과 방향조절블록구동원(143f)의 변형 가능한 예를 보인 것이다. 여기서는 가이드 레일(143b) 중 가운데 것을 직접 리드스크류로 구성하여서 가이드부구동원(143e)의 구동에 따라 가이드부(143a)가 직선 이동되게 하고, 방향조절블록(143d)의 회전축에 직접 방향조절블록구동원(143f)을 연결하여 방향조절블록(143d)을 회전시킬 수 있도록 하고 있다. 다만, 이때에는 주 구동원(150)과 방향조절블록구동원(143f)과의 배치 상 중첩을 피하기 위해 도면과 같이 주 회전축(101)과 주 구동원(150)을 벨트(160')로 연결하여 구동하는 것이 바람직하다.

상기와 같이 구성된 피치제어부(140)를 이용한 수직 이착륙 비행체의 작동을 설명하면 다음과 같다.

우선, 동체(200)의 전방측에 배치된 한 쌍의 사이클로이드 블레이드 시스템과 후방측에 배치된 한 쌍의 사이클로이드 블레이드 시스템은 서로 반대방향으로 회전하도록 구성된다. 왜냐하면, 각 시스템의 로우터부(110)가 고속으로 회전하면 그에 따라 동체(200)도 회전하려는 토크가 받기 때문에, 이를 상쇄시킬 수 있도록 전방측과 후방측의 시스템을 서로 반대방향으로 회전되게 하는 것이다.

따라서, 비행의 안정성을 확보하기 위해 이와 같이 전후방측 시스템을 반대 로 구동시키게 되는데, 일단 이륙에 앞서서, 비행체가 지상에 착륙해 있는 상태로 사이클로이드 블레이드 시스템을 작동시켜 보는 워밍 업 단계가 필요하다. 이때에는, 블레이드(111)의 편심각이 영인 상태 즉, 도 5a에 도시된 바와 같이, 상기 블레이드(111)의 폭방향 위치가 상기 로우터부(110)를 이루는 원주상의 접선방향과 일치한 상태가 된다. 이 상태에서는 블레이드(111)가 로우터부(110)의 원주를 따라 회전하더라도 양력은 발생하지 않고, 시스템의 워밍 업만 진행된다.

이후, 워밍 업이 어느 정도 완료되어 비행체를 이륙시키고자 할 때에는, 상기한 피치제어부(140)의 가이드부(143a)를 직선 이동시켜서 양력이 발생되도록 블레이드(111)의 피치각을 조정한다. 이때 양력의 작용 방향은 피치각의 설정에 따라, 비행체를 수직으로 상승시키는 방향이 될 수도 있고, 수직 상승방향과 전진방향이 합성된 방향이 될 수도 있다. 여기서는, 이륙 시 양력의 작용방향이 수직 상승방향인 것으로 가정한다. 따라서, 회전중심부(120)가 계속해서 회전하게 되면 상기 블레이드(111)에 양력이 작용하여 수직 상승방향으로 비행체가 떠오르게 된다. 이때의 블레이드(111)의 피치각 상태를 예를 들면 도 5b와 같은 상태라고 볼 수 있다. 그리고, 이러한 과정에서 양력의 대소는 상기 블레이드(111)의 피치각을 더 변화시킴으로써 조정할 수 있다. 즉, 상기 가이드부(143a)를 가이드레일(143b)을 따라 직선 이동시켜서 회전디스크(141)를 변위시키면, 로드(142)를 통해 연결된 블레이드(111)가 회전하게 되면서 피치각이 더 크거나 작게 변하게 된다. 따라서, 블레이드(111)의 회전으로부터 얻어지는 양력의 크기가 조절되는 것이다. 이 피치각은 도 5c에서 b로 표시된 피치제어부(140)의 편심크기 즉, 가이드부(143a)가 직 선 이동한 거리에 비례하여 조절된다. b가 영인 경우, 즉 편심 크기가 영인 경우에는 각 블레이드(111)의 피치각 각도는 영이 되고, 편심 크기 b가 커질수록 각 블레이드(111)의 최대 피치각은 커지게 된다.

이와 같이 지상에서 이륙한 비행체를 전진시키기 위해서는 블레이드(111)로부터 얻어진 힘의 작용 방향을 수직 상승방향에서 상승 및 전진방향으로 바꿔줘야 한다. 이를 위해서는, 도 5c와 같이 상기 방향조절블록(143d)을 회전시킴으로써 블레이드(111)의 위상 자체를 변화시킨다. 즉, 상기한 방향조절블록구동원(143f)을 가동하여 방향 조절부(111)를 회전시키면, 이에 고정된 상기 가이드부(143a)가 회전하게 되어 도 5c에서 a로 표시된 만큼의 편심각이 발생하게 되고 이는 상기 회전디스크(141) 및 로드(142)를 통해 블레이드(111)에 전달되어 블레이드(111) 전체의 위상변화를 가져온다. 이렇게 되면, 블레이드(111)가 회전하면서 얻어지는 전체적인 힘의 작용방향이 그 위상변화를 따라 이동하게 되며, 예를 들어 수직 상승방향으로 힘이 작용하던 상태에서 위상을 전진방향 쪽으로 변화시키면 비행체가 상승과 동시에 전진방향의 힘을 받아서 앞으로 나아가게 된다.

그러므로, 상기와 같은 과정을 통해 블레이드의 피치각과 위상의 변화를 능동적으로 제어함으로써 비행체의 수직 이착륙 및 비행을 간단하게 조정할 수 있게 된다.

한편, 본 실시예에서는 상기 블레이드(111)의 일단만을 지지부재(130)에 지지시킨 외팔보 형태를 예시하고 있는데, 보다 안정적인 지지를 보장하기 위해 도 6과 같이 보조지지부재(130a)를 더 설치할 수도 있다. 이 보조지지부재(130a)는 회 전중심부(120)에서 연장된 지지축(120b)에 일단이 고정되어 있고, 타단은 블레이드(111) 몸체 길이의 약 1/4지점에 마련된 결합부(111a)에 결합되어 블레이드(111)를 회전가능한 상태로 지지하고 있다. 이렇게 되면, 각 블레이드(111)를 두 지점에서 지지해주기 때문에, 보다 안정적인 지지구조를 구현할 수 있게 된다.

상술한 바와 같은 두 쌍의 사이클로이드 블레이드 시스템을 구비한 본 발명의 수직 이착륙 비행체는 다음과 같은 효과를 제공한다.

첫째, 로우터가 회전하는 평면 전체를 틸트시켜 상승과 전진에 필요한 힘을 얻던 종래의 구조에 비해, 사이클로이드 블레이드 시스템에서는 블레이드의 피치각과 위상만 간단히 변화시키면서 원하는 방향의 힘을 얻을 수 있으므로, 비행체를 조정하기 위한 구조가 매우 간소해진다.

둘째, 사이클로이드 블레이드 시스템에서는 블레이드가 동체의 양측면을 관통하는 수평선과 평행한 회전축을 중심으로 회전하므로, 동체가 블레이드에 작용하는 공기의 흐름을 방해하지 않게 되어 힘의 손실이 적다.

셋째, 블레이드가 전장에 걸쳐서 일정한 선속도로 회전하기 때문에, 종래와 같이 자유단부 쪽의 선속도가 지나치게 높아지는 현상이 사라져, 소음이 적어진다.

넷째, 본 발명의 사이클로이드 블레이드 시스템에서는 무게대 강성비가 뛰어난 복합재료로 이루어진 블레이드를 사용함으로써 구조적인 안전성을 제공한다.

다섯째, 동체의 전후방측에 각각 설치된 두 쌍의 사이클로이드 블레이드 시스템을 서로 반대방향으로 회전시킴으로써 별도의 반토크 기구를 설치하지 않고도 비행의 안정성을 확보할 수 있다.

여섯째, 두 쌍의 사이클로이드 블레이드 시스템 중 어느 하나에 문제가 생길 경우에 나머지 하나만으로도 비행체의 착륙은 수행할 수 있기 때문에, 비행 안전성에 대한 신뢰를 더 높일 수 있다.

본 발명은 상기에 설명되고 도면에 예시된 것에 의해 한정되는 것은 아니며 다음에 기재되는 청구의 범위 내에서 더 많은 변형 및 변용예가 가능한 것임은 물론이다.

Claims (15)

1. 동체를 수직으로 이착륙시키는 비행메카니즘을 구비한 수직 이착륙 비행체에 있어서,

   상기 비행메카니즘은,

   상기 동체의 양측면을 관통하는 수평선과 평행한 회전축을 중심으로 하여 그 회전축과 실질적으로 평행하게 배치된 복수의 블레이드가 회전하면서 양력과 추력을 발생시키는,

   구동원과;

   상기 회전축 상에 위치되어 상기 구동원에 의해 회전하는 회전중심부와;

   상기 회전중심부에 중심을 둔 원주 상에 배치된 상기 복수의 블레이드를 포함하는 로우터부와;

   일단은 상기 블레이드를 회전가능하게 지지하고 타단은 상기 회전중심부에 결합된 지지부재와;

   상기 복수의 블레이드의 상기 지지부재에 대한 회전축으로부터 소정 간격 이격된 블레이드의 작용점에 일단이 연결된 복수의 연결부재와, 상기 각 연결부재의 타단이 연결되고 상기 회전중심부의 중심을 기준 위치로 하며 상기 로우터부와 같이 회전하는 회전디스크 및, 상기 회전디스크의 중심을 기준 위치로부터 병진 및 회전시킴으로써 그 회전디스크와 상기 연결부재로 연결된 상기 블레이드의 피치각 크기 및 위상이 변화되게 하는 조절수단을 구비한 피치제어부;를 포함하는 사이클로이드 블레이드 시스템을 동체의 전방과 후방측에 각각 한 쌍씩 구비하는 것을 특징으로 하는 수직 이착륙 비행체.
2. 제1항에 있어서,

   상기 전방측 한 쌍의 사이클로이드 블레이드 시스템과 후방측 한 쌍의 사이클로이드 블레이드 시스템은 서로 반대방향으로 회전구동되는 것을 특징으로 하는 수직 이착륙 비행체.
3. 제1항에 있어서,

   상기 블레이드의 단면은 대칭형 익형인 것을 특징으로 하는 수직 이착륙 비행체.
4. 제1항에 있어서,

   상기 블레이드는 섬유 강화 복합재료로 이루어진 것을 특징으로 하는 수직 이착륙 비행체.
5. 삭제
6. 제1항에 있어서,

   상기 복수의 블레이드의 몸체 중간 부위를 지지하는 보조지지부재가 더 구비되는 것을 특징으로 하는 수직 이착륙 비행체.
7. 제6항에 있어서,

   상기 보조지지부재는,

   상기 블레이드가 상기 지지부재와 결합된 쪽으로부터 그 블레이드 몸체 길이의 1/4지점을 지지하는 것을 특징으로 하는 수직 이착륙 비행체.
8. 제1항에 있어서,

   상기 블레이드의 회전축은 그 블레이드 단면의 무게중심에 위치되는 것을 특징으로 하는 수직 이착륙 비행체.
9. 제1항에 있어서,

   상기 복수의 연결부재 중 하나는 상기 회전디스크에 고정된 것을 특징으로 하는 수직 이착륙 비행체.
10. 제1항에 있어서,

    상기 피치제어부의 조절수단은, 상기 회전디스크가 탑재되는 가이드부와, 상기 가이드부를 가이드레일을 따라 병진이동시키는 가이드부구동원과, 상기 가이드부가 탑재되는 방향조절블록 및 상기 방향조절블록을 회전이동시키는 방향조절블록구동원을 구비하는 것을 특징으로 하는 수직 이착륙 비행체.
11. 제10항에 있어서,

    상기 회전디스크와 상기 가이드부는 볼베어링을 통해 연결되는 것을 특징으로 하는 수직 이착륙 비행체.
12. 제11항에 있어서,

    상기 가이드부는 상기 볼베어링의 내륜에 결합되는 편심축을 포함하는 것을 특징으로 하는 수직 이착륙 비행체.
13. 제1항에 있어서,

    상기 회전중심부는 상하방향으로 비행체의 무게 중심 위쪽에, 앞뒤 방향으로는 무게 중심의 앞쪽에 배치되는 것을 특징으로 하는 수직 이착륙 비행체.
14. 제1항에 있어서,

    상기 로우터부의 블레이드는 상기 회전디스크가 기준위치에 있을 때, 그 폭방향이 상기 로우터부를 이루는 원주상의 접선방향과 일치하도록 위치되는 것을 특징으로 하는 수직 이착륙 비행체.
15. 제1항에 있어서,

    상기 블레이드는 상기 지지부재에 외팔보 형태로 지지된 것을 특징으로 하는 수직 이착륙 비행체.

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