KR101219172B1 - 무인항공기 및 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법 - Google Patents

무인항공기 및 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 무인항공기 및 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법에 관한 것으로서, 더욱 상세하게 무인항공기의 날개를 추력이나 주변 유동에 의한 힘을 이용하여 인장시켜줌으로서 인장이 없을 경우에 비해 큰 굽힘 강성을 확보하여 더욱 큰 굽힘 응력을 견딜 수 있게 하거나, 굽힘 응력에 대한 저항력이 없는 얇은 막을 인장을 통해 굽힘 강성을 확보하여 양력을 내는 날개로 활용하는 무인항공기 및 무인항공기 날개의 굽힘 강성을 증대시키는 방법에 관한 것이다.

Description

무인항공기 및 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법{Unmanned air vehicle and bending stiffness increasing method of unmanned air vehicle wing by tension}
본 발명은 무인항공기 및 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법에 관한 것으로서, 더욱 상세하게 무인항공기의 날개를 추력이나 주변 유동에 의한 힘을 이용하여 인장 시켜줌으로써 인장이 없을 경우에 비해 큰 굽힘 강성을 확보하여 더욱 큰 굽힘 응력을 견딜 수 있게 하거나, 굽힘 응력에 대한 저항력이 없는 얇은 막을 인장을 통해 굽힘 강성을 확보하여 양력을 내는 날개로 활용하는 무인항공기 및 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법에 관한 것이다.
최근 전쟁 등의 여러 상황에 있어 정보가 중요해짐에 따라 첩보위성이나 정찰기 등이 계속적으로 개발, 제작되고 있다. 위성의 경우 정지궤도 위성은 인공위성의 고도가 너무 높아 충분한 정보를 얻기 어려우며 저궤도 위성은 계속 움직이기 필요한 순간에 활용이 어려운 경우가 많다.
따라서 필요한 장소, 필요한 시기에 정확한 정찰 활동을 위해 고고도 장기체공 (High-Altitude Long-Endurance) 무인기에 대한 개발과 제작이 계속되고 있다.
하지만 현재까지 개발된 고고도 장기체공 무인기의 경우 체공시간이 최대 36시간에 불과하고 막대한 운용비용이 발행한다는 단점이 있어, 이를 극복하기 위한 연구가 계속되고 있다.
더불어 최근 지구 온난화에 따른 기후 변화협약 등으로 인해, 전 세계적으로 온실가스를 줄이고자 화석 연료 대신 녹색 에너지를 활용하고자 하는 열풍이 일고 있다. 특히 항공 분야의 경우 추진계통의 연료 소모가 많아서 온실 가스가 대량으로 생성될 수밖에 없기 때문에 대기 오염이 매우 큰 문제가 되고 있다.
하지만 항공분야는 단위 중량당 추력이 중요하기 때문에, 고효율의 화석 연료 대신 녹색 에너지를 대체하는 것이 매우 어렵다.
이와 같은 어려움에도 불구하고, 무인 항공기의 경우, 녹색 에너지인 태양에너지를 활용하려는 시도가 꾸준히 지속되어 왔으며, 장기체공 무인기의 특성상 비행 도중 태양으로부터 에너지원을 얻을 수 있다는 점에서 매우 효율적이라는 이점이 있다.
한편, 태양에너지로부터 공급되는 전력은 제한되어 있으며, 무인항공기의 날개에 장착되는 태양전지의 면적에 따라 그 양이 달라진다.
항공기의 양력은 비행 속도의 제곱, 공기의 밀도와 날개 면적에 비례하기 때문에, 낮은 공기 밀도를 갖는 고고도에서 항공기의 양력이 일정하기 위해서는 날개의 면적을 더 증가시켜야 한다.
하지만, 항공기는 날개의 길이가 길어질수록 날개 뿌리(Wing Root)에 작용하는 굽힘 응력이 증가하고, 이에 따라 굽힘 강성 확보를 위해서 강성이 높은 구조 재료를 사용하거나 추가적인 구조 설계가 필요하다. 또한, 날개 끝(Wing tip)에서 대변형(Large Deflection)이 발생될 수 있으며, 이에 따라 날개의 공력 효과가 변하는 등 공탄성 문제가 추가로 나타날 수 있다는 문제점이 있다.
일예로, 나사(NASA)의 헬리오스(Helios)라는 태양에너지 기반 고고도 장기 체공 무인기는 날개 길이가 약 75m로 날개의 가로세로비(Aspect Ratio)가 매우 컸는데, 국부적인 난류(Turbulence)로 인하여 날개 일부에서 실속(Stall)이 발생하여 큰 굽힘 응력을 견디지 못하고 날개가 파손되어 추락하는 사건이 있었다.
따라서 구조 재료를 덧대어 강성을 증대시키거나 복합재료를 사용해서 날개의 길이를 길게 하는 수동적인 방식 외에 굽힘 강성을 증대시키면서 항공기 날개의 길이를 길게 제작할 수 있는 방법의 개발이 필요한 실정이다.
본 발명은 상술한 바와 같은 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로서, 본 발명의 목적은 무인항공기의 날개를 양쪽에서 인장시켜주는 추가적인 추력을 통해 상기 날개의 굽힘 강성을 능동적으로 조절함으로써 구조 재료의 추가적 사용을 통한 구조의 보강 없이도 국부적 난류로 인한 실속 및 파손을 방지하는 동시에 상기 무인항공기에 필요한 양력이 발생될 수 있는 무인항공기 및 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법을 제공하는 것이다.
또한, 본 발명의 목적은 얇은 막으로 이루어진 날개를 인장력을 통해 굽힘 강성을 능동적으로 조절하고 형상을 제어하여 양력을 발생시킴으로써, 무인항공기의 경량화가 가능하고 무게의 급격한 증가 없이 날개의 면적을 크게 할 수 있어 고고도에서도 충분한 양력을 유지할 수 있는 무인항공기 및 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법을 제공하는 것이다.
본 발명의 무인항공기는 날개(10)가 구비되는 무인항공기(1)에 있어서, 상기 무인항공기(1)는 상기 날개(10)의 길이방향으로 양단에 각각 구비되어 상기 날개(10)를 길이방향으로 인장시키는 인장력 발생부(20)를 포함하여 형성되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 무인항공기(1)의 날개(10)는 막으로 이루어지는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 날개(10)는 비행 도중 가해지는 굽힘 응력에 의해 영구적인 변형 및 파괴가 일어나지 않도록 합성수지 또는 공기가 투과되지 않는 천으로 제작되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 무인항공기(1)는 상기 날개(10)가 연결되는 인장력 발생부(20)의 일측과 반대되는 타측에 보조날개(30) 및 상기 날개(10)가 인장되는 방향으로 인장력이 발생되도록 하기 위한 프로펠러 중 적어도 어느 하나가 구비되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 무인항공기(1)는 주변 유동으로부터 받는 힘을 인장력으로 활용할 수 있도록 상기 인장력 발생부(20) 또는 보조날개(30)에 방향타(40)가 더 구비되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 인장력 발생부(20)는 상기 인장력 발생부(20)가 계속적으로 인장력을 발생시키는 방향으로 힘을 받도록 길이 방향으로의 단면이 익형 형태의 비행 동체인 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 날개(10)는 기체가 주입되도록 기낭 형태로 형성되는 것을 특징으로 한다.
또한, 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법은 (a) 상기 인장력 발생부(20)가 상기 날개(10)의 길이방향으로 바깥쪽으로 힘을 가해 상기 날개(10)를 인장시키는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법은 (b) 상기 방향타(40)의 각도를 조절하여 주변 유동으로부터 상기 방향타(40)에 가해지는 힘이 상기 날개(10)를 인장시키는 힘으로 작용하도록 힘의 방향을 조절하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또, 상기 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법은 (c) 기낭 형태로 형성된 상기 날개(10)의 내부 공간에 기체를 주입시키는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명의 무인항공기 및 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법은 무인항공기의 날개를 양쪽에서 인장시켜주는 추가적인 추력을 통해 상기 날개의 굽힘 강성을 능동적으로 조절함으로써 구조 재료의 추가적 사용을 통한 구조의 보강 없이도 국부적 난류로 인한 실속 및 파손을 방지하는 동시에 상기 무인항공기에 필요한 양력이 발생될 수 있는 장점이 있다.
또한, 본 발명의 무인항공기 및 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법은 얇은 막으로 이루어진 날개를 인장력을 통해 굽힘 강성을 능동적으로 조절하고 형상을 제어하여 양력을 발생시킴으로써, 무인항공기의 경량화가 가능하고 무게의 급격한 증가 없이 날개의 면적을 크게 할 수 있어 고고도에서도 충분한 양력을 유지할 수 있다는 장점이 있다.
또한, 본 발명의 무인항공기 및 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법은 태양전지를 날개에 장착시켜 태양에너지를 에너지원으로 사용하는 무인항공기에 있어서, 더 많은 태양전지를 장착시키기 위해 날개의 크기를 증가시키고자 할 때, 날개가 얇은 막으로 이루어져 구조의 보강 없이도 날개의 면적을 크게 할 수 있으므로 태양에너지를 이용하는 무인항공기가 고고도에서 장기체공 가능하도록 적용될 수 있다는 장점이 있다.
도 1은 본 발명의 날개를 개략적으로 나타낸 사시도.
도 2는 본 발명의 무인항공기를 개략적으로 나타낸 사시도.
도 3은 본 발명의 또 다른 날개를 개략적으로 나타낸 사시도.
도 4는 일반적인 비행체 날개 단면의 기하학적 변수를 나타낸 단면도.
도 5는 본 발명의 또 다른 무인항공기를 개략적으로 나타낸 부분사시도.
도 6은 본 발명의 또 다른 무인항공기를 개략적으로 나타낸 사시도.
이하, 상술한 바와 같은 특징을 가지는 본 발명의 무인항공기 및 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법을 첨부된 도면을 참조로 상세히 설명한다.
도 1은 본 발명의 날개를 개략적으로 나타낸 사시도이고, 도 2는 본 발명의 무인항공기를 개략적으로 나타낸 사시도이며, 도 3은 본 발명의 또 다른 날개를 개략적으로 나타낸 사시도이고, 도 4는 일반적인 비행체 날개 단면의 기하학적 변수를 나타낸 단면도이며, 도 5는 본 발명의 또 다른 무인항공기를 개략적으로 나타낸 부분사시도이고, 도 6은 본 발명의 또 다른 무인항공기를 개략적으로 나타낸 사시도이다.
본 발명은 날개가 구비되는 무인항공기(1)에 있어서, 상기 날개(10)의 길이방향으로 양단에 각각 구비되어 상기 날개(10)를 길이방향으로 인장시키는 인장력 발생부(20)를 포함하여 형성되는 것을 특징으로 하는 무인항공기(1)에 관한 것이다.
상기 무인항공기(1)의 날개(10)는 막으로 이루어질 수 있으며, 상기 인장력 발생부(20)는 상기 인장력 발생부(20)가 계속적으로 인장력을 발생시키는 방향으로 힘을 받도록 길이 방향으로의 단면이 익형 형태의 비행 동체일 수 있다.
또한, 상기 무인항공기(1)는 도 2에서 도시된 바와 같이 상기 날개(10)가 연결되는 인장력 발생부(20)의 일측과 반대되는 타측에 보조날개(30) 및 프로펠러 중 적어도 어느 하나가 구비될 수 있다.
상기 프로펠러는 상기 날개(10)가 인장되는 방향으로 상기 인장력 발생부(20)에 설치되어, 상기 날개(10)가 인장될 수 있도록 한다.
이에 따라, 상기 날개(10)는 상기 비행 동체의 추력에 의해 상기 날개(10)의 길이방향 및 바깥방향으로 인장력이 가해져 인장될 수 있다.
이 때, 상기 날개(10)는 비행 도중 가해지는 굽힘 응력에 의해 영구적인 변형 및 파괴가 일어나지 않도록 낙하산 또는 패러포일을 제작하는 데 사용될 수 있는 나일론과 같은 합성수지 또는 공기가 통하지 않는 특수 재질의 천으로 제작될 수 있다.
상기 무인항공기(1)는 주변 유동으로부터 받는 힘을 인장력으로 활용할 수 있도록 상기 인장력 발생부(20) 또는 보조날개(30)에 방향타(40)가 더 구비될 수도 있으며, 상기 날개(10)가 기낭 형태로 형성되어 내부에 기체가 주입될 수도 있다.
한편 상술한 바와 같은 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성 증대 방법은 (a) 상기 인장력 발생부(20)가 상기 날개(10)의 길이방향으로 바깥쪽으로 힘을 가해 상기 날개(10)를 인장시키는 단계; (b) 상기 방향타(40)의 각도를 조절하여 주변 유동으로부터 상기 방향타(40)에 가해지는 힘이 상기 날개(10)를 인장시키는 힘으로 작용하도록 힘의 방향을 조절하는 단계; (c) 기낭 형태로 형성된 상기 날개(10)의 내부 공간에 기체를 주입시키는 단계; 를 포함하며, (a)단계, (a)단계 및(b)단계, (a)단계 및 (c)단계, (a)단계와 (b)단계 및 (c)단계 중 어느 하나일 수 있다.
상술한 바와 같은 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법을 실시 예 1 내지 3에서 자세히 설명한다.
실시 예1
무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법의 실시 예1은 (a) 상기 인장력 발생부(20)가 상기 날개(10)의 길이방향으로 바깥쪽으로 힘을 가해 상기 날개(10)를 인장시키는 단계를 포함한다.
도 1 내지 2를 참고로 설명하면, 종래의 일반적인 날개(10) 및 상술한 바와 같은 얇은 막 형태의 날개(10)는 상기 인장력 발생부(20)에 의한 추력 및 주변 유동에 의해 가해지는 인장력에 의해 인장됨으로써, 굽힘 응력에 견딜 수 있는 강성이 증대될 수 있다.
상기 인장력 발생부(20), 즉 비행 동체는 상기 날개(10)의 길이 방향으로 양단에 구비되어 얇은 막으로 이루어진 날개(10)가 캠버(camber) 형상을 가지도록 제어하며, 상기 날개(10)를 인장시켜 양력이 발생될 수 있도록 한다.
이 때, 상기 비행 동체는 상기 날개(10)가 인장되는 방향으로 프로펠러가 설치되어 상기 프로펠러의 작동에 의해 인장력이 발생될 수 있다.
도 4를 참고로, 상술한 바와 같은 무인항공기 날개의 굽힘 강성을 증대시키는 방법을 뒷받침하기 위해 수식으로 정리하면,
일반적인 항공기 날개에서 발생하는 날개 단위 길이당 양력
Figure 112010062791954-pat00001
은 [수학식 1]과 같이 주어진다.
[수학식 1]
Figure 112010062791954-pat00002
단,
Figure 112010062791954-pat00003
는 공기밀도,
Figure 112010062791954-pat00004
는 날개에 입사하는 유동의 속도,
Figure 112010062791954-pat00005
는 시위길이,
Figure 112010062791954-pat00006
은 단면양력계수이다. 상술한 바와 같이 캠버 형상을 가지는 얇은 막 형태의 날개는 단면양력계수
Figure 112010062791954-pat00007
을 가지며, 얇은 날개 이론(thin airfoil theory)에 따라(날개의 두께
Figure 112010062791954-pat00008
이므로) [수학식 2] 를 얻을 수 있다.
[수학식 2]
Figure 112010062791954-pat00009
단,
Figure 112010062791954-pat00010
는 받음각(angle of attack),
Figure 112010062791954-pat00011
는 영양력각(angle of zero lift),
Figure 112010062791954-pat00012
는 시위선
Figure 112010062791954-pat00013
로부터 평균 캠버선의 높이(얇은 막 형태의 날개이므로 날개의 위치),
Figure 112010062791954-pat00014
는 날개 앞전에서의 위치이다. 날개 단면(날개 익형, Airfoil)의 기하학적 변수들을 도 3에 도식화하였다.
따라서 단면양력계수는 받음각과 캠버의 형태에 의해 결정된다. 그러므로 얇은 막 형태의 날개라도 받음각과 캠버의 형태와 받음각을 적절히 제어해준다면 일반 형태의 날개와 같은 양력을 얻을 수 있다. 하지만 일반 형태의 날개는 양력이 발생하더라도 날개 형태 변화가 양력에 큰 영향을 줄 정도는 아니지만 얇은 막의 경우 비행체를 들어올리기 위한 양력이 발생하면 날개의 형태가 크게 변형되어 원하는 양력을 충분히 생성하기 어렵기 때문에 본 발명에서는 얇은 막에서도 충분한 굽힘 강성을 가지기 위해 인장력이 활용된다.
실제 날개 형태에 대한 수학적 유도 및 결과식은 매우 복잡하므로 간단히 단순지지(simply supported) 직사각형 형태의 판에 대하여 다음과 같은 결과를 얻을 수 있다.
가로의 길이가
Figure 112010062791954-pat00015
, 세로의 길이가
Figure 112010062791954-pat00016
, 굽힘 강성(Flexural rigidity)가
Figure 112010062791954-pat00017
인 판(plate)에 수직하게 단위 면적당
Figure 112010062791954-pat00018
의 힘이 가해지고 가로 방향으로 단위 길이당
Figure 112010062791954-pat00019
의 인장력이 작용할 때 판의 수직 변위
Figure 112010062791954-pat00020
는 [수학식 3]과 같다.
[수학식 3]
Figure 112010062791954-pat00021
따라서 인장력
Figure 112010062791954-pat00022
가 증가함에 따라 판의 수직 변위는 감소하게 되어 굽힘 강성이 증가한다.
상기 [수학식 3]은 등방선형탄성체의 경우에만 성립하지만 비선형고체의 경우에도 원리는 동일하다. 따라서 적절한 인장력이 날개에 가해짐으로써, 굽힘 강성이 증대되어 날개의 변형이 감소될 수 있으며, 이에 따라 얇은 막 형태의 날개가 양력을 내는 날개로 활용될 수 있다.
실시 예2
무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법의 실시 예2는 (a) 상기 인장력 발생부(20)가 상기 날개(10)의 길이방향으로 바깥쪽으로 힘을 가해 상기 날개(10)를 인장시키는 단계; (c) 기낭 형태로 형성된 상기 날개(10)의 내부 공간에 기체를 주입시키는 단계; 를 포함한다.
도 3을 참고로 설명하면, 실시 예2는 상기 실시 예1의 얇은 막으로 이루어진 날개(10)가 기낭 형태로 형성되어 상기 날개(10)의 내부 공간에 기체가 주입된 것이다.
실시 예2의 기낭 형태로 형성되어 기체가 주입된 날개(10)는 내부에 압력
Figure 112010062791954-pat00023
가 가해져 원형을 유지하고자 하는 힘과 복원력이 존재하게 되며, 기체가 주입된 상기 날개(10)에 인장력
Figure 112010062791954-pat00024
가 가해지면 굽힘 강성이 증대되어 실시 예1의 날개(10)보다 작은 인장력으로 동일한 굽힘 강성을 얻을 수 있다.
실제 날개 형태에 대한 수학적 유도 및 결과식은 매우 복잡하므로 간단히 원기둥 형태의 관(Cylindrical vessel)에 대하여 다음과 같은 결과를 얻을 수 있다.
반지름이
Figure 112010062791954-pat00025
, 두께가
Figure 112010062791954-pat00026
인 원기둥에 내부 압력
Figure 112010062791954-pat00027
가 작용할 경우 세로 방향으로의 응력(longitudinal stress)
Figure 112010062791954-pat00028
은 [수학식 4]와 같이 주어진다.
[수학식 4]
Figure 112010062791954-pat00029
세로 방향으로의 응력
Figure 112010062791954-pat00030
에 두께
Figure 112010062791954-pat00031
를 곱하면 내부 압력으로 인한 단위 길이당 인장력
Figure 112010062791954-pat00032
가 된다. 실시 예1에서의 판의 경우와 식은 다르지만 동일한 원리로 인장력
Figure 112010062791954-pat00033
에 의해 굽힘 강성이 증대되며, 상기 날개에 인장력
Figure 112010062791954-pat00034
가 함께 가해지면 굽힘 강성이 더 증대될 수 있다.
위의 계산 결과 값은 등방선형탄성체의 경우에만 성립하지만 비선형고체의 경우에도 원리는 동일하다. 따라서 기체가 주입된 날개에 적절한 인장력이 가해짐으로써, 굽힘 강성이 증대되어 날개의 변형이 감소될 수 있으며, 이에 따라 얇은 막 형태의 날개가 양력을 내는 날개로 활용될 수 있다.
실시 예3
무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법의 실시 예3은 (b) 상기 방향타(40)의 각도를 조절하여 주변 유동으로부터 상기 방향타(40)에 가해지는 힘이 상기 날개(10)를 인장시키는 힘으로 작용하도록 힘의 방향을 조절하는 단계와, (a) 상기 인장력 발생부(20)가 상기 날개(10)의 길이방향으로 바깥쪽으로 힘을 가해 상기 날개(10)를 인장시키는 단계; 또는 (c) 기낭 형태로 형성된 상기 날개(10)의 내부 공간에 기체를 주입시키는 단계; 를 포함한다.
도 5 내지 6을 참고로 설명하면, 실시 예3은 인장력 발생부(20) 또는 보조날개(30)에 구비될 수 있는 방향타(40)의 각도를 조절하여 주변 유동으로부터 상기 방향타(40)에 가해지는 힘이 상기 날개(10)를 인장시키는 힘으로 작용하도록 힘의 방향을 조절하는 것이다.
실시 예3의 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법은 상기 인장력 발생부(20)로 사용되는 비행 동체를 일반적인 원기둥 형태가 아닌 길이 방향으로의 단면이 익형 형태를 가지도록 하여 비행 도중에도 날개(10)를 인장시켜주는 방향으로 힘을 받도록 하거나 상기 방향타(40)와 같은 조종익면을 설치하여 각도를 조절함으로써 주변 유동으로부터 상기 방향타(40)에 가해지는 힘이 상기 날개(10)를 인장시키는 힘으로 작용하도록 힘의 방향을 조절하는 것이다.
상술한 바와 같이 방향타(40)를 이용하여 날개(10)의 굽힘 강성을 증대시키는 방법은 실시 예1 및 실시 예2에 모두 적용 가능하며, 인장력 발생부(20) 또는 보조날개(30)에 추가적으로 방향타(40)를 설치할 수도 있고, 기존의 방향타(40)를 활용하여 인장력의 필요에 따라 상기 방향타(40)의 각도를 조절하여 주변 유동으로부터 상기 방향타(40)에 가해지는 힘을 인장력으로 작용하도록 할 수 있다.
상기 방향타(40)는 상기 날개(10)의 양단에 구비되는 인장력 발생부(20) 각각에 구비되어 동시에 제어되는 것이 바람직하며, 두 개의 방향타(40)가 각각 반대 방향으로 각도 조절되어 주변 유동으로부터 가해지는 힘이 상기 날개(10)를 인장시키는 방향으로 가해질 수 있도록 하는 것이 바람직하다.
도 5는 실시 예3을 도식화 한 것으로, 상기 방향타(40) 초기 위치는 점선으로 나타내고, 주변 유동으로부터 상기 방향타(40)에 가해진 힘이 인장력으로 활용되는 경우의 상기 방향타(40) 위치는 실선으로 나타냈다.
실시 예 3의 무인항공기 날개의 굽힘 강성을 증대시키는 방법은 상기 무인항공기 주변 유동으로부터 가해지는 힘이 상기 방향타(40)에 의해 상기 날개(10)를 인장시키는 방향으로 가해질 수 있도록 하는 것으로, 실시 예1 및 실시 예2에 적용되어 날개(10)를 인장시키는 힘이 더 증대될 수 있도록 할 수 있다.
또한, 상기 무인항공기(1)는 돌풍 및 난류와 같은 주변 환경 변화와 날개(10)에 가해지는 양력 및 항력에 따라 필요로 하는 굽힘 강성의 크기가 달라지는데, 상기 방향타(40) 각도를 조절하여 주변 유동으로부터 가해지는 힘을 인장력으로 활용함으로써 상기 날개(10)의 굽힘 강성을 증대시킬 수 있다.
이에 따라, 본 발명의 무인항공기 및 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법은 무인항공기의 날개를 양쪽에서 인장시켜주는 추가적인 추력을 통해 상기 날개의 굽힘 강성을 능동적으로 조절함으로써 구조 재료의 추가적 사용을 통한 구조의 보강 없이도 국부적 난류로 인한 실속 및 파손을 방지하는 동시에 상기 무인항공기에 필요한 양력이 발생될 수 있는 장점이 있다.
또한, 본 발명의 무인항공기 및 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법은 얇은 막으로 이루어진 날개를 인장력을 통해 굽힘 강성을 능동적으로 조절하고 형상을 제어하여 양력을 발생시킴으로써, 무인항공기의 경량화가 가능하고 무게의 급격한 증가 없이 날개의 면적을 크게 할 수 있어 고고도에서도 충분한 양력을 유지할 수 있다는 장점이 있다.
또한, 본 발명의 무인항공기 및 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법은 날개가 얇은 막으로 이루어져 구조의 보강 없이도 날개의 면적을 크게 할 수 있으므로, 태양전지를 날개에 장착시켜 태양에너지를 에너지원으로 사용하는 무인항공기에 적합하며, 태양에너지를 이용하는 무인항공기가 고고도에서 장기체공 가능하도록 적용될 수 있다는 장점이 있다.
본 발명은 상기한 실시 예에 한정되지 아니하며, 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 당해 본 발명이 속하는 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 누구든지 다양한 변형 실시가 가능한 것은 물론이다.
1 : 무인항공기
10 : 날개
20 : 인장력 발생부
30 : 보조날개
40 : 방향타

Claims (10)

  1. 날개(10)가 구비되는 무인항공기(1)에 있어서,
    상기 무인항공기(1)는
    낙하산 또는 패러포일을 제작하는데 사용되는 나일론과 같은 합성수지 또는 특수 재질의 천으로 제작되는 막 형태의 날개(10);
    상기 날개(10)의 길이방향으로 양단에 각각 구비되어 상기 날개(10)를 길이방향으로 인장시키는 인장력 발생부(20);를 포함하며,
    상기 인장력 발생부(20)는
    계속적으로 인장력을 발생시키는 방향으로 힘을 받도록 길이방향으로의 단면이 익형 형태로 형성되는 비행 동체이며,
    상기 날개(10)가 캠버(camber) 형상을 가지도록 제어하고,
    상기 날개(10)를 양쪽에서 인장시켜주는 추가적인 추력을 통해 상기 날개(10)의 굽힘 강성을 능동적으로 조절하는 것을 특징으로 하는 무인항공기.
  2. 삭제
  3. 삭제
  4. 제 1항에 있어서,
    상기 무인항공기(1)는
    상기 날개(10)가 연결되는 인장력 발생부(20)의 일측과 반대되는 타측에 보조날개(30) 및 상기 날개(10)가 인장되는 방향으로 인장력이 발생되도록 하기 위한 프로펠러 중 적어도 어느 하나가 구비되는 것을 특징으로 하는 무인항공기.
  5. 제 4항에 있어서,
    상기 무인항공기(1)는
    주변 유동으로부터 받는 힘을 인장력으로 활용할 수 있도록 상기 인장력 발생부(20) 또는 보조날개(30)에 방향타(40)가 더 구비되는 것을 특징으로 하는 무인항공기.
  6. 삭제
  7. 제 5항에 있어서,
    상기 날개(10)는
    기체가 주입되도록 기낭 형태로 형성되는 것을 특징으로 하는 무인항공기.
  8. 7항에 의한 무인항공기(1)의 날개(10)를 인장시킴으로써 무인항공기 날개의 굽힘 강성을 증대시키는 방법에 있어서,
    (a) 상기 인장력 발생부(20)가 상기 날개(10)의 길이방향으로 바깥쪽으로 힘을 가해 상기 날개(10)를 인장시키는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법.
  9. 제 8항에 있어서,
    상기 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법은
    (b) 상기 방향타(40)의 각도를 조절하여 주변 유동으로부터 상기 방향타(40)에 가해지는 힘이 상기 날개(10)를 인장시키는 힘으로 작용하도록 힘의 방향을 조절하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법.
  10. 제 8항 또는 9항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법은
    (c) 기낭 형태로 형성된 상기 날개(10)의 내부 공간에 기체를 주입시키는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 무인항공기 날개의 인장을 통한 굽힘 강성을 증대시키는 방법.
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