KR100672978B1 - 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드 - Google Patents

무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드 Download PDF

Info

Publication number
KR100672978B1
KR100672978B1 KR1020050079609A KR20050079609A KR100672978B1 KR 100672978 B1 KR100672978 B1 KR 100672978B1 KR 1020050079609 A KR1020050079609 A KR 1020050079609A KR 20050079609 A KR20050079609 A KR 20050079609A KR 100672978 B1 KR100672978 B1 KR 100672978B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
rotor
head
rotor head
motor
lower rotor
Prior art date
Application number
KR1020050079609A
Other languages
English (en)
Inventor
강범수
김태흥
변영섭
송준범
Original Assignee
부산대학교 산학협력단
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 부산대학교 산학협력단 filed Critical 부산대학교 산학협력단
Priority to KR1020050079609A priority Critical patent/KR100672978B1/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR100672978B1 publication Critical patent/KR100672978B1/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/08—Helicopters with two or more rotors
    • B64C27/10—Helicopters with two or more rotors arranged coaxially
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B64C27/58—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades
    • B64C27/59—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical
    • B64C27/605—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical including swash plate, spider or cam mechanisms
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/10—Rotorcrafts
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/19—Propulsion using electrically powered motors

Abstract

본 발명은 소형 동축반전 수직 이착륙 비행체에 적합하게 이루어지도록 상부로터에 스와시 플레이트를 없애고 스테빌라이져 웨이트와 시소믹싱 레버를 이용하여 상부로터의 회전면이 일정하게 유지시켜 호버링시의 안정성을 향상시키게 하고, 하부로터의 스와시 플레이트에 의해 용이하게 경사시켜 뛰어난 조정성을 갖도록 하며, 이에 따른 안정성, 운동성 및 구조적 신뢰도를 향상시키고, 동시에 유지보수를 용이하게 하는 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드를 제공하는데 그 특징이 있다.
이를 위한, 본 발명은 기체의 비행자세를 제어하기 위해 벨(Bell)방식으로 구성되는 상부로터와, 기체의 이동방향을 조정하도록 다이렉트 피치 컨트롤방식으로 구성되는 하부로터로 형성시켜 이루어지는 것이다.
수직 이칙륙 비행체, 로터헤드, 상부로터, 하부로터, 동축반전, 스테빌라이져, 스와시 플레이트, 시소믹싱 레버

Description

무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드{Unmanned VTOL Aerial Vehicle's Co-axial Rotor Head}
도 1은 종래의 싱글로터 동축반전 수직 이착륙 비행체에 대한 벨방식의 헤드를 보여주는 예시도,
도 2는 종래의 싱글로터 동축반전 수직 이착륙 비행체에 대한 다이렉트 피치 컨트롤방식의 헤드를 보여주는 예시도,
도3은 본 발명을 설명하기 위해 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드의 외관을 보여주는 사시 구성도,
도 4는 본 발명에 따른 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드의 정면을 보여주기 위한 구성도,
도 5는 본 발명에 따라 실시하고 있는 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드의 측면을 보여주기 위한 구성도,
도 6은 본 발명에 따른 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드의 평면을 보여주기 위한 구성도,
＜도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명＞
10 : 상부로터부 11 : 상부로터헤드
12 : 스테빌라이져 웨이트 13 : 시소믹싱 레버
20 : 하부로터부 21 : 하부로터헤드
22 : 스와시 플레이트 23 : 피치암
30 : 모터부 31 : 제1모터
32 : 제2모터 40 : 트랜스미션부
41 : 상부로터구동축 42 : 하부로터구동축
43 : 제1기어 44 : 제2기어
100 : 로터헤드
본 발명은 무인 동축반전 수직 이착륙(Vertical Take-Off and Landing, VTOL) 비행체의 로터헤드에 관한 것으로,
좀 더 상세하게는 로터헤드를 기체의 비행자세를 제어하기 위해 벨(Bell)방식으로 구성되는 상부로터와, 기체의 이동방향을 조정하도록 다이렉트 피치 컨트롤방식으로 구성되는 하부로터로 형성함으로써, 소형 동축반전 수직 이착륙 비행체에 적합하게 이루어져 전체적인 안정성, 운동성 및 구조적 신뢰도를 향상시키도록 하고, 유지보수를 용이하도록 하는 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드에 관한 것이다.
로터헤드를 이루고자 하는 구성방식으로는 싱글로터 헬리콥터에 장착된 헤드들을 응용하여 적용시키는 것으로, 이는 벨(Bell)방식, 힐러(Hiller)방식, 벨·힐 러 혼합방식, 그리고 다이렉트 피치 컨트롤 방식이 있다.
즉, 상기 벨(Bell)방식의 경우에는 스테빌라이져 웨이트가 로터 상부에 시소 믹싱레버로 부착되어 있는 것으로, 이는 스텔빌라이져 웨이트의 자이로 효과에 의해 회전면을 유지하려 하기 때문에 안정성이 우수하고 간단한 헤드 구성으로 인해 유지보수가 용이할 뿐만 아니라 스텔빌라이져 웨이트의 회전면을 변화시켜 2차적으로 메인로터의 회전면을 컨트롤하게 되어 서보의 부하가 적다는 장점이 있다.
또한, 상기 힐러(Hiller)방식의 경우에는 스테빌라이져 블레이드의 회전면 변화를 통해 로터면을 제어하는 방식이고, 상기 벨·힐러 혼합방식은 벨방식과 힐러방식을 혼합한 방식이다.
또한, 상기 다이렉트 피치 컨트롤 방식은 스와시 플레이트에서 각각의 로터에 직접 로드가 연결된 방식으로서, 이는 안정성을 위해 로터 끝에 추를 넣기도 하고 키의 반응이 매우 빠른 잇점이 있다.
종래에 실시하고 있는 싱글 로터형 헬리콥터는 구조가 비교적 단순하다는 장점을 가지는 반면, 양력 발생에 기여하지 않는 테일로터에 동력의 15%~30%을 빼앗기게 되고, 테일 붐에 의해 동체 전체 길이가 길어지며, 또한 테일로터 자체가 인명피해를 일으킬 수 있다는 문제점이 있다.
상기의 문제점을 해결하기 위해 첨부도면 도 3 및 도 4에 도시된 바와 같은 동축반전식 로터가 제시되었고, 이는 상하의 로터가 서로 역방향으로 회전함으로써 토크를 상쇄시키고 동시에 양력을 발생시키기 때문에 이론상 같은 면적의 싱글로터에 비해 1.7배의 양력이 발생되며 동체 외부에 구조물이 필요없으므로 그만큼 경량 화 및 소형화가 가능하였다.
그러나, 상기의 동축반전식 로터는 기계적으로 매우 복잡한 구조를 가지는 문제점이 있고, 특히 상용화된 러시아의 Ka-32, Ka-50의 경우에는 스와시 플레이트를 상부와 하부로터에 각각 하나씩 따로 두고 동시에 컨트롤하기 때문에 조정성은 좋아지지만 유지보수가 힘들고 사고의 위험이 상당히 커지는 문제가 있는 것이다.
따라서, 상기와 같은 문제들로 인해 종래에 실시하는 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드는 구조가 복잡하고 사고 위험이 높아 안정성, 운동성, 구조적 신뢰성 및 유지보수 용이성이 동시에 만족스럽지 못하는 등의 전체적인 효율성에 어느 정도 한계가 있는 것이다.
본 발명은 상기한 바와 같은 종래 기술이 갖는 제반 문제점들을 해결하고자 창출된 것으로, 다음과 같은 목적을 갖는다.
본 발명은 소형 동축반전 수직 이착륙 비행체에 적합하게 이루어지도록 상부로터에 스와시 플레이트를 없애고 스테빌라이져 웨이트와 시소믹싱 레버를 이용하여 상부로터의 회전면이 일정하게 유지시켜 호버링시의 안정성을 향상시키게 하고, 하부로터의 스와시 플레이트에 의해 용이하게 경사시켜 뛰어난 조정성을 갖도록 하며, 이에 따른 안정성, 운동성 및 구조적 신뢰도를 향상시키고, 동시에 유지보수를 용이하게 하는 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드를 제공하는데 그 목적이 있다.
상기의 목적을 달성하기 위한, 본 발명은 기체의 비행자세를 제어하기 위해 벨(Bell)방식으로 구성되는 상부로터와, 기체의 이동방향을 조정하도록 다이렉트 피치 컨트롤방식으로 구성되는 하부로터로 형성시켜 이루어지는 것이다.
이하, 상기한 본 발명을 이루기 위한 바람직한 실시예에 대해 첨부도면을 참조하여 구체적으로 살펴보기로 한다.
본 발명을 설명함에 있어, 관련된 공지 기능 또는 구성에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명을 생략할 것이고, 후술되는 용어들은 본 발명에서의 기능을 고려하여 설정된 용어들로서 이는 사용자, 작업자 및 생산자의 의도 또는 관례에 따라 달라 질 수 있으므로 그 정의는 본 명세서 전반에 걸친 내용을 토대로 내려져야 할 것이다.
먼저, 본 발명은 첨부도면 도 3 내지 도 6에 도시된 바와 같이, 도3은 본 발명을 설명하기 위해 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드의 외관을 보여주는 사시 구성도이고, 도 4는 본 발명에 따른 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드의 정면을 보여주기 위한 구성도이며, 도 5는 본 발명에 따라 실시하고 있는 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드의 측면을 보여주기 위한 구성도이고, 도 6은 본 발명에 따른 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드의 평면을 보여주기 위한 구성도를 나타낸 것이다.
즉, 본 발명인 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드(100)는 기체의 비행자세를 제어하기 위해 벨(Bell)방식으로 구성되는 상부로터부(10)와, 기체의 이동방향을 조정하도록 다이렉트 피치 컨트롤방식으로 구성되는 하부로터부(20)로 이루어지는 것이다.
또한, 상기 로터헤드(100)는 상부로터부(10)와 하부로터부(20)의 회전 구동을 위해 동력을 제공하도록 하는 모터부(30)와, 상기 모터부(30)에서 발생되는 동력을 상부로터부(10)와 하부로터부(20)의 각각에 전달시키도록 연결시켜 주는 트랜스미션부(40)를 더 포함하여 이루어진다.
상기 상부로터부(10)는 전달되는 동력에 의해 회전 구동하는 상부로터헤드(11)와, 자이로 효과에 의해 회전면을 유지시키기 위한 스테빌라이져 웨이트(12)와, 상기 상부로터헤드(11)와 스테빌라이져 웨이트(12)의 사이를 상호 연결시키는 시소믹싱 레버(13)로 구성되어 이루어진다.
또한, 상기 하부로터부(20)는 전달되는 동력에 의해 회전 구동하는 하부로터헤드(21)와, 수평을 유지시키기 위해 경사지도록 제어하는 스와시 플레이트(22)와, 상기 하부로터헤드(21)와 스와시 플레이트(22)의 사이를 상호 연결시키는 피치암(23)으로 구성되어 이루어진다.
또한, 상기 모터부(30)는 상부로터부(10)의 회전 구동을 위해 동력을 제공하도록 하는 제1모터(31)와, 하부로터부(20)의 회전 구동을 위해 동력을 제공하도록 하는 제2모터(32)로 구성되어 이루어진다.
또한, 상기 트랜스미션부(40)는 모터에서 제공되는 동력을 상부로터부(10)로 용이하게 전달할 수 있도록 연결시키는 상부로터구동축(41)과, 모터에서 제공되는 동력을 하부로터부(20)로 용이하게 전달할 수 있도록 연결시키는 하부로터구동축(42)과, 상기 상부로터구동축(41)과 제1모터(31)를 직접 연결시켜 주는 제1기어 (43)와, 상기 하부로터구동축(42)과 제2모터(32)를 직접 연결시켜 주는 제2기어(44)로 구성되어 이루어진다.
이에 따른, 본 발명인 로터헤드(100)는 중심부에 하부로터구동축(42)과 상부로터구동축(41)이 구비되되, 상기 상부로터구동축(41)은 하부로터구동축(42)의 내측으로 삽입되어 상부로 돌출된 상태로 이루어지고, 상기 로터헤드(100)의 하단부에는 제1모터(31)를 직접 연결시켜 주는 제1기어(43)가 구비되고, 상기 제1기어(43)의 상부에는 제2모터(32)를 직접 연결시켜 주는 제2기어(44)가 구비되며, 상기 제1기어(43)는 상부로터구동축(41)에 연결되고, 상기 제2기어(44)는 하부로터구동축(42)에 연결되어 이루어지며, 상기 제2기어(44)의 상부에는 수평을 유지시키기 위해 경사지도록 제어하는 스와시 플레이트(22)가 구비되고, 상기 스와시 플레이트(22)의 상부에는 하부로터헤드(21)가 구비되며, 상기 하부로터헤드(21)와 스와시 플레이트(22)의 사이에 피치암(23)이 구비되어 상호 연결되도록 이루어지고, 상기 하부로터헤드(21)의 상부에는 상부로터부(10)가 구비되되, 상기 상부로터부(10)는 상부로터구동축(41)에 연결되고, 상기 상부로터구동축(41)의 상단에 자이로 효과에 의해 회전면을 유지시키기 위한 스테빌라이져 웨이트(12)가 구비되며, 상기 스테빌라이져 웨이트(12)의 하부에 상부로터헤드(11)가 구비되고, 상기 상부로터헤드(11)와 스테빌라이져 웨이트(12)의 사이에 시소믹싱 레버(13)이 구비되어 상호 연결되도록 이루어지는 것이다.
한편, 본 발명을 실시하고 있는 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드(100)의 기술적 구성에 있어 다양하게 변형될 수 있고 여러 가지 형태를 취할 수 있다. 하지만 본 발명은 상기의 상세한 설명에서 언급되는 특별한 형태로 한정되는 것이 아닌 것으로 이해되어야 하며, 오히려 첨부된 청구범위에 의해 정의되는 본 발명의 정신과 범위 내에 있는 모든 변형물과 균등물 및 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.
먼저, 본 발명인 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드(100)는 상부로터단(10)을 벨(Bell)방식으로 구성시켜 회전면이 일정하게 유지되도록 기체의 비행자세를 제어할 수 있어 호버링시의 안정성이 향상되고, 하부로터부(20)를 다이렉트 피치 컨트롤방식으로 구성시켜 기체의 이동방향이 용이하게 조정되는 것이다.
이를 위해, 상기 상부로터부(10)에는 상부로터헤드(11), 스테빌라이져 웨이트(12) 및 시소믹싱 레버(13)로 구성되되, 상기 상부로터헤드(11)는 전달되는 동력에 의해 회전 구동하게 되고, 상기 스테빌라이져 웨이트(12)는 자이로 효과에 의해 회전면을 유지시키며, 상기 시소믹싱 레버(13)는 상부로터헤드(11)와 스테빌라이져 웨이트(12)의 사이를 상호 연결시키게 된다.
또한, 상기 하부로터부(20)는 하부로터헤드(21), 스와시 플레이트(22) 및 피치암(23)으로 구성되되, 상기 하부로터헤드(21)는 전달되는 동력에 의해 회전 구동하게 되고, 상기 스와시 플레이트(22)는 수평을 유지시키기 위해 경사지도록 제어하며, 상기 피치암(23)은 하부로터헤드(21)와 스와시 플레이트(22)의 사이를 상호 연결시키게 된다.
이와 같이, 상기 상부로터부(10)와 하부로터부(20)는 같은 속도로 회전되는 동시에 회전방향은 반대로 이루어지는데, 이는 모터부(30)와 트랜스미션부(40)에 의해 이루어지게 된다.
상기 모터부(30)에 구성된 제1모터(31)에 의해 상부로터부(10)의 회전 구동을 위해 동력을 제공하게 되고, 제2모터(32)에 의해 하부로터부(20)의 회전 구동을 위해 동력을 제공하게 된다.
또한, 상기 트랜스미션부(40)는 제1모터(31)에서 제공되는 동력을 상부로터부(10)로 용이하게 전달할 수 있도록 연결시키는 상부로터구동축이 구비되고, 제2모터(32)에서 모터에서 제공되는 동력을 하부로터부(20)로 용이하게 전달할 수 있도록 연결시키는 하부로터구동축(42)이 구비되는데, 이때 상기 트랜스미션부(40)에 구비된 제1기어(43)에 의해 상기 상부로터구동축(41)과 제1모터(31)를 직접 연결시키게 되고, 상기 트랜스미션부(40)에 구비된 제2기어(44)에 의해 상기 하부로터구동축(42)과 제2모터(32)를 직접 연결시키게 된다.
상기의 로터헤드(100)는 모터부(30)의 제1모터(31)에서 동력이 발생되면 상기 동력은 직접 연결되어 있는 트랜스미션부(40)의 제1기어(43)에 전달되고, 상기 제1기어(43)에 의해 상부로터구동축(41)에 전달되게 된다.
이때, 상기 상부로터구동축(41)에는 상부로터부(10)가 직접 연결되어 있어 전달된 동력은 상부로터헤드(11)와 스테빌라이져 웨이트(12)에 각각 전달되어 회전하게 되는 것이다.
그리고, 상기 상부로터헤드(11)와 스테빌라이져 웨이트(12)의 사이를 안정적으로 유지시키기 위해 시소믹싱 레버(13)가 상호 연결되어 있는 것이다.
상기 상부로터부(10)는 돌풍과 같은 외력에 의해 동체가 기울어질 경우에 스 테빌라이져 웨이트(12)의 회전면이 자이로 효과에 의해 최초의 면을 유지시키고, 상기 상부로터헤드(11)는 스테빌라이져 웨이트(12)의 회전면과 평행하게 이루도록 유지되는데, 이는 시소믹싱 레버(13)가 상부로터헤드(11)와 스테빌라이져 웨이트(12)의 사이에 상호 연결되어 있기 때문이다.
또한, 상기 모터부(30)의 제2모터(32)에서 동력이 발생되면 상기 동력은 직접 연결되어 있는 트랜스미션부(40)의 제2기어(44)에 전달되고, 상기 제2기어(44)에 의해 하부로터구동축(42)에 전달되게 된다.
이때, 상기 하부로터구동축(42)에는 하부로터부(20)가 직접 연결되어 있어 전달된 동력은 하부로터헤드(21)와 스와시 플레이트(22)에 각각 전달되어 회전하게 되고, 상기 하부로터헤드(21)와 스와시 플레이트(22)의 사이를 안정적으로 유지시키기 위해 피치암(23)이 상호 연결되어 있다.
이에 따른, 상기 로터헤드(100)는 수평방향 제어를 위해 하부로터부(20)의 스와시 플레이트(22)를 경사시켜 하부로터부(20)에 양력 불균형을 일으키게 되고 이때 하부로터헤드(21)의 회전면을 경사지게 하는 것이다.
상기와 같은, 본 발명인 로터헤드(100)는 모터부(30)와 트랜스미션부(40)에 의해서 상부로터부(10)와 하부로터부(20)가 같은 속도로 회전하고, 회전은 서로 반대방향으로 이루어지게 되는데, 이때의 요(Yaw)축 제어는 하부로터부(10)의 켈렉티브 피치 변화에 의해 상부로터부(10)의 반동토크를 이용하여 행해지게 되는 것이다.
본 발명에 따른 상부로터부(10)는 안정성을 향상시키기 위해 스와시 플레이 트와 피치로드를 제거한 상태에서 시소믹싱 레버(13)를 통해 스테빌라이져 웨이트(12)를 상부로터헤드(11)에 연결되어 있어 인위적인 제어없이 자이로 효과에 의한 회전면 보존 특성을 이용하는 것이다.
또한, 상기 하부로터부(20)는 스와시 플레이트(22)를 통해 켈렉티브 컨트롤과 사이클릭 컨트롤을 구현할 수 있기 때문에 상기 켈렉티브 컨트롤에 의해 요(Yaw)축을 제어할 수 있고, 동시에 싸이클릭 컨트롤에 의해 수평방향 제어를 할 수 있는 것이다.
이상에서 살펴본 바와 같이, 본 발명은 로터헤드를 기체의 비행자세를 제어하기 위해 벨(Bell)방식으로 구성되는 상부로터와, 기체의 이동방향을 조정하도록 다이렉트 피치 컨트롤방식으로 구성되는 하부로터로 형성함으로써, 소형 동축반전 수직 이착륙 비행체에 적합하게 이루어지도록 상부로터에 스와시 플레이트를 없애고 스테빌라이져 웨이트와 시소믹싱 레버를 이용하여 상부로터의 회전면이 일정하게 유지되어 호버링시의 안정성이 향상되는 효과와, 하부로터의 스와시 플레이트에 의해 용이하게 경사시켜 뛰어난 조정성이 있는 효과로 인해 전체적인 안정성, 운동성 및 구조적 신뢰도가 향상되고, 유지보수가 용이한 등의 여러 효과를 동시에 거둘 수 있다.

Claims (7)

  1. 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드에 있어서,
    상기 로터헤드는, 기체의 비행자세를 제어하기 위해 벨방식으로 구성되는 상부로터부와, 기체의 이동방향을 조정하도록 다이렉트 피치 컨트롤방식으로 구성되는 하부로터부로 이루어지되,
    상부로터부와 하부로터부의 회전 구동을 위해 동력을 제공하도록 하는 모터부와, 상기 모터부에서 발생되는 동력을 상부로터부와 하부로터부의 각각에 전달시키도록 연결시켜 주는 트랜스미션부를 더 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드.
  2. 삭제
  3. 제1항에 있어서,
    상기 상부로터부는, 전달되는 동력에 의해 회전 구동하는 상부로터헤드와, 자이로 효과에 의해 회전면을 유지시키기 위한 스테빌라이져 웨이트와, 상기 상부로터헤드와 스테빌라이져 웨이트의 사이를 상호 연결시키는 시소믹싱 레버로 구성되어 이루어지는 것을 특징으로 하는 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 하부로터부는, 전달되는 동력에 의해 회전 구동하는 하부로터헤드와, 수평을 유지시키기 위해 경사지도록 제어하는 스와시 플레이트와, 상기 하부로터헤드와 스와시 플레이트의 사이를 상호 연결시키는 피치암으로 구성되어 이루어지는 것을 특징으로 하는 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 모터부는, 상부로터부의 회전 구동을 위해 동력을 제공하도록 하는 제1모터와, 하부로터부의 회전 구동을 위해 동력을 제공하도록 하는 제2모터로 구성되어 이루어지는 것을 특징으로 하는 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 트랜스미션부는, 모터에서 제공되는 동력을 상부로터부로 용이하게 전달할 수 있도록 연결시키는 상부로터구동축과, 모터에서 제공되는 동력을 하부로터부로 용이하게 전달할 수 있도록 연결시키는 하부로터구동축과, 상기 상부로터구동축과 제1모터를 직접 연결시켜 주는 제1기어와, 상기 하부로터구동축과 제2모터를 직접 연결시켜 주는 제2기어로 구성되어 이루어지는 것을 특징으로 하는 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드.
  7. 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드에 있어서,
    상기 로터헤드는 중심부에 하부로터구동축과 상부로터구동축이 구비되되, 상기 상부로터구동축은 하부로터구동축의 내측으로 삽입되어 상부로 돌출된 상태로 이루어지고;
    상기 로터헤드의 하단부에는 제1모터를 직접 연결시켜 주는 제1기어가 구비되고, 상기 제1기어의 상부에는 제2모터를 직접 연결시켜 주는 제2기어가 구비되며, 상기 제1기어는 상부로터구동축에 연결되고, 상기 제2기어는 하부로터구동축에 연결되어 이루어지며;
    상기 제2기어의 상부에는 수평을 유지시키기 위해 경사지도록 제어하는 스와시 플레이트가 구비되고, 상기 스와시 플레이의 상부에는 하부로터헤드가 구비되며, 상기 하부로터헤드와 스와시 플레이트의 사이에 피치암이 구비되어 상호 연결되도록 이루어지고;
    상기 하부로터헤드의 상부에는 상부로터가 구비되되, 상기 상부로터부는 상부로터구동축에 연결되고, 상기 상부로터구동축의 상단에 자이로 효과에 의해 회전면을 유지시키기 위한 스테빌라이져 웨이트가 구비되며, 상기 스테빌라이져 웨이트의 하부에 상부로터헤드가 구비되고, 상기 상부로터헤드와 스테빌라이져 웨이트의 사이에 시소믹싱 레버가 구비되어 상호 연결되도록 이루어지는 것을 특징으로 하는 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드.
KR1020050079609A 2005-08-29 2005-08-29 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드 KR100672978B1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020050079609A KR100672978B1 (ko) 2005-08-29 2005-08-29 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020050079609A KR100672978B1 (ko) 2005-08-29 2005-08-29 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR100672978B1 true KR100672978B1 (ko) 2007-01-22

Family

ID=38014537

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020050079609A KR100672978B1 (ko) 2005-08-29 2005-08-29 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR100672978B1 (ko)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103818551A (zh) * 2014-01-24 2014-05-28 兰州神龙航空科技有限公司 垂直起降旋翼式无人飞行器
CN103847960A (zh) * 2014-03-20 2014-06-11 西北工业大学 一种复合旋转驱动垂直起降飞行器
KR20160049912A (ko) 2014-10-28 2016-05-10 주식회사 류테크 비행체의 로터헤드 및 무인헬기
CN111392031A (zh) * 2020-02-24 2020-07-10 深圳联合飞机科技有限公司 一种旋翼变距装置

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH06170675A (ja) * 1992-12-04 1994-06-21 Toshiba Mach Co Ltd 回転電機装置
JPH11342899A (ja) * 1998-06-02 1999-12-14 Katsuhiko Araki 同軸二重反転式ヘリコプタ
US20020109044A1 (en) * 2001-02-14 2002-08-15 Airscooter Corporation Coaxial helicopter
JP2002316699A (ja) * 2001-04-18 2002-10-29 Techno Link Co Ltd 同軸反転型ヘリコプタ
JP2004121798A (ja) * 2002-10-06 2004-04-22 Hiroboo Kk 同軸反転式ラジオコントロールヘリコプタ

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH06170675A (ja) * 1992-12-04 1994-06-21 Toshiba Mach Co Ltd 回転電機装置
JPH11342899A (ja) * 1998-06-02 1999-12-14 Katsuhiko Araki 同軸二重反転式ヘリコプタ
US20020109044A1 (en) * 2001-02-14 2002-08-15 Airscooter Corporation Coaxial helicopter
JP2002316699A (ja) * 2001-04-18 2002-10-29 Techno Link Co Ltd 同軸反転型ヘリコプタ
JP2004121798A (ja) * 2002-10-06 2004-04-22 Hiroboo Kk 同軸反転式ラジオコントロールヘリコプタ

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103818551A (zh) * 2014-01-24 2014-05-28 兰州神龙航空科技有限公司 垂直起降旋翼式无人飞行器
CN103818551B (zh) * 2014-01-24 2016-04-13 兰州神龙航空科技有限公司 垂直起降旋翼式无人飞行器
CN103847960A (zh) * 2014-03-20 2014-06-11 西北工业大学 一种复合旋转驱动垂直起降飞行器
CN103847960B (zh) * 2014-03-20 2015-08-05 西北工业大学 一种复合旋转驱动垂直起降飞行器
KR20160049912A (ko) 2014-10-28 2016-05-10 주식회사 류테크 비행체의 로터헤드 및 무인헬기
CN111392031A (zh) * 2020-02-24 2020-07-10 深圳联合飞机科技有限公司 一种旋翼变距装置
CN111392031B (zh) * 2020-02-24 2022-05-06 深圳联合飞机科技有限公司 一种旋翼变距装置

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2351607B1 (en) Flying toy
CA2496385C (en) Rotor and aircraft passively stable in hover
US6719244B1 (en) VTOL aircraft control using opposed tilting of its dual propellers or fans
ES2210467T3 (es) Aerodino de despegue y aterrizaje verticales.
US9499263B2 (en) Multi-rotor aircraft
AU2006201845B2 (en) Rotary-wing vehicle system
JP5666431B2 (ja) 対の二重反転垂直軸プロペラを備えるフライングマシン
US20200010182A1 (en) Pivoting wing system for vtol aircraft
US20100001120A1 (en) High-speed aircraft with vertical lift and self-revolving ability
CN108602559A (zh) 混合式多旋翼和固定翼飞行器
US9296477B1 (en) Multi-rotor helicopter
WO2015172558A1 (zh) 变距飞行器的控制方法和控制装置
JP2004121798A (ja) 同軸反転式ラジオコントロールヘリコプタ
KR100672978B1 (ko) 무인 동축반전 수직 이착륙 비행체의 로터헤드
CN115720649A (zh) 具有多自由度飞行模式的无人机的控制方法
CN211033009U (zh) 一种小型共轴双旋翼无人机
KR200336766Y1 (ko) 날개짓 비행체 구동 메커니즘
KR100533952B1 (ko) 날개짓 비행체 구동 메커니즘
CN115734915A (zh) 具有多自由度飞行模式的无人机
JPH07148356A (ja) 模型回転翼機
SE516367C2 (en) Unmanned rotor propelled aircraft, controlled by rudders actuated by air flow from rotor, and provided with articulated rotor shaft
JP2006089010A (ja) ４ローター型ヘリコプターの構造と姿勢制御方法
JP4930923B2 (ja) 多機能飛行体
CN211055368U (zh) 纵列式五旋翼直升机
CN211055367U (zh) 同步反转纵列式四旋翼直升机

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20110104

Year of fee payment: 5

LAPS Lapse due to unpaid annual fee