KR101749863B1

KR101749863B1 - 수직 이착륙 비행체

Info

Publication number: KR101749863B1
Application number: KR1020160029586A
Authority: KR
Inventors: 정진덕
Original assignee: 한국항공우주연구원
Priority date: 2016-03-11
Filing date: 2016-03-11
Publication date: 2017-06-22
Also published as: WO2017155348A1

Abstract

일 실시예에 따른 수직 방향으로 이착륙되는 비행체는 몸체, 상기 몸체에 배치되어서 동력을 공급하는 동력 공급부, 상기 몸체에 배치되어서 비행모드를 제어하는 제어부, 상기 몸체에 배치되고, 상기 동력 공급부로부터 동력을 전달 받아 회전하는 수직 추력부, 및 상기 동력 공급부로부터 동력을 전달 받아 회전하고, 상기 몸체의 일 측에서 배치되는 가변 추력부를 포함할 수 있다. 또한, 상기 제어부는 상기 수직 추력부와 상기 가변 추력부를 제어하며 상기 수직 추력부는 상기 제어부에 의해 상기 몸체에 대하여 평행하게 배치되고, 상기 가변 추력부는 상기 제어부에 의해 상기 몸체에 대하여 평행 및 수직 방향으로 전환될 수 있다.

Description

수직 이착륙 비행체{VERTICAL TAKEOFF AND LANDING AERIAL VEHICLE}

수직 이착륙 및 고속 비행이 가능한 비행체가 개시된다. 보다 상세하게는 비행 속도를 증진시키기 위하여, 비행 중 수직 추력부를 비행체의 동체 내부로 인입시킬 수 있고 비행체의 후방에 장착된 가변 추력부의 각도를 조정할 수 있으며, 수직 이착륙이 가능한 비행체가 개시된다.

비행체는 대표적으로 항공기, 무인 항공기, 헬기, 기구 및 글라이더 등의 종류가 있다. 이 중에서도 무인기는 다양한 목적을 위하여 이용된다.

무인기는 사람이 타지 않고 무선 전파를 이용해 원격 조종할 수 있다. 이러한 무인기는 사람 대신 위험 지역에서 군사 임무를 수행하고, 사람 없이 무기나 연료를 실을 수 있는 운송수단으로써 빠른 속도로 개발되어 왔다.

하지만, 최근에는 생산 기술 발달에 따라 제작비가 낮아지고 다양한 활용도로 인해, 글로벌 기업, IT업체, 공과 대학 등 많은 단체에서 다양한 목적으로 개발되고 있다.

특히, 상업용으로 개발되고 있는 수직 이착륙이 가능한 무인기는 탁월한 기동성과 다양한 활용성에서 강점을 보인다.

일반적으로 수직 이착륙이 가능한 무인기들은 주로 다수의 로터를 이용하여 무인기를 이륙시키는 양력을 생성하고, 또한 로터의 방향을 변경시켜서 전진 비행을 구현한다. 하지만 오로지 로터로만 전진 비행을 할 경우에는 로터의 블래이드 팁에서 충격파가 발생하여서, 비행 성능이 급격하게 떨어질 수 있다.

이러한 비행체는 2015년 10월 26일에 출원된 대한민국 특허 공고번호 제 2015-0148440호 "드론 보트"에 개시되어 있다.

일 실시예에 따른 목적은 작은 공간에서도 이용할 수 있도록 수직 이착륙이 가능한 비행체를 제공하는 것이다.

일 실시예에 따른 다른 목적은 수직 이착륙이 가능한 비행체의 비행 속도를 증대 시키는 것이다.

일 실시예에 따른 다른 목적은 수직 이착륙이 가능한 비행체의 블래이드 팁에서 발생하는 충격파에 의한 성능 저하를 해결하는 것이다.

일 실시예에 따른 다른 목적은 비행체의 소음을 저감시키는 것이다.

일 실시예에 따른 다른 목적은 적은 동력으로도 고속 운행을 할 수 있는 비행체를 제공하는 것이다.

또한, 일 실시예에 따른 비행체의 상기 가변 추력부는 상기 몸체 및 상기 가변 추력부를 연결하는 연결 부재, 및 상기 몸체 및 상기 가변 추력부 사이의 각도를 조절하여 상기 가변 추력부의 방향을 전환시키는 관절 부재를 포함할 수 있다.

또한, 일 실시예에 따른 비행체의 상기 수직 추력부는 상기 몸체로부터 상기 수직 추력부의 높이를 조절하는 높이 조절 부재를 포함할 수 있고, 상기 높이 조절 부재는 상기 수직 추력부를 상기 몸체 위로 승강시킬 수 있다.

또한, 일 실시예에 따른 비행체의 상기 몸체는 상기 수직 추력부를 수용하는 수용 홈, 및 상기 수용 홈의 상단을 덮는 상부 덮개를 구비할 수 있다.

또한, 일 실시예에 따른 비행체의 상기 높이 조절 부재는 상기 수직 추력부를 상기 수용 홈으로 하강시킬 수 있다.

또한, 일 실시예에 따른 비행체의 상기 제어부는 상기 수직 추력부가 상기 몸체의 상부에 배치되고, 상기 가변 추력부가 상기 몸체에 대하여 평행이 되도록 배치되는 수직 이착륙 모드, 상기 수직 추력부가 상기 몸체 내로 하강 또는 승강되고, 상기 가변 추력부는 상기 몸체에 대하여 수직한 방향 또는 평행한 방향으로 가변되는 천이 모드, 상기 수직 추력부가 상기 몸체 내로 수용되고, 상기 가변 추력부가 상기 몸체에 대하여 수직하게 배치되는 순항 모드를 가질 수 있다.

또한, 일 실시예에 따른 비행체의 상기 몸체의 측 부는 익형으로 형성되고, 상기 몸체의 익형 측 부의 후방 단부에 배치되는 조향 부재를 구비하며, 상기 조향 부재는 상기 비행체의 진행 방향 및 균형을 제어할 수 있다.

또한, 일 실시예에 따른 비행체는 상기 수직 추력부 또는 상기 가변 추력부의 소음을 저감하는 소음 저감부를 더 포함하고, 상기 소음 저감부는 상기 수직 추력부 또는 상기 가변 추력부의 소음을 측정하는 마이크로폰, 및 상기 수직 추력부 또는 상기 가변 추력부의 소음에 대응하는 주파수를 출력하는 스피커를 구비할 수 있다.

또한, 일 실시예에 따른 비행체의 상기 몸체는 짐을 적재하는 적재부를 구비하고, 상기 적재부는 상기 몸체의 하부에 배치될 수 있다.

일 실시예에 따른 비행체에 의하면, 작은 공간에서도 이용할 수 있도록 수직 이착륙이 가능한 비행체가 제공된다.

일 실시예에 따른 비행체에 의하면, 비행속도가 증가되는 수직이착륙이 가능한 비행체가 제공된다.

일 실시예에 따른 다른 비행체에 의하면, 블래이드 팁에서 발생하는 충격파에 의한 성능 저하를 해결할 수 있는 수직 이착륙이 가능한 비행체가 제공된다.

일 실시예에 따른 다른 비행체에 의하면, 수직 추력부 및 가변 추력부에서 발생하는 소음이 저감되는 비행체가 제공된다.

일 실시예에 따른 다른 비행체에 의하면, 적은 동력으로도 고속 운행을 할 수 있는 비행체가 제공된다.

도 1a는 일 실시예에 따른 이착륙하는 비행체의 평면도이다.
도 1b는 일 실시예에 따라 순항하는 비행체의 평면도이다.
도 2는 일 실시예에 따른 비행체의 수직 추력부가 상승될 때의 후측 모습을 도시한다.
도 3a 내지 도 3c는 일 실시예에 따른 비행체의 각 모드들을 도시한다.

이하, 실시예들을 예시적인 도면을 통해 상세하게 설명한다. 각 도면의 구성요소들에 참조부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 가지도록 하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 실시예를 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 실시예에 대한 이해를 방해한다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다.

또한, 실시예의 구성 요소를 설명하는 데 있어서, 제 1, 제 2, A, B, (a), (b) 등의 용어를 사용할 수 있다. 이러한 용어는 그 구성 요소를 다른 구성 요소와 구별하기 위한 것일 뿐, 그 용어에 의해 해당 구성 요소의 본질이나 차례 또는 순서 등이 한정되지 않는다. 어떤 구성 요소가 다른 구성요소에 "연결", "결합" 또는 "접속"된다고 기재된 경우, 그 구성 요소는 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되거나 접속될 수 있지만, 각 구성 요소 사이에 또 다른 구성 요소가 "연결", "결합" 또는 "접속"될 수도 있다고 이해되어야 할 것이다.

도 1a 및 도 1b는 일 실시예에 따른 비행체(100)의 평면도이고 도 2는 일 실시예에 따른 비행체(100)의 수직 추력부(130)가 상승될 때의 후측 모습을 도시한다.

구체적으로 도 1a는 일 실시예에 따른 비행체(100)의 수직 추력부(130)가 상승된 상태에서의 평면도이고, 도 1b는 일 실시예에 따른 비행체(100)의 수직 추력부(130)가 하강되고 상부 덮개(114)가 덮인 상태에서의 평면도이다.

도 1a 내지 도 2를 참조하여, 일 실시예에 따른 비행체(100)는 동력 공급부(120), 제어부(120), 수직 추력부(130), 가변 추력부(140), 적재부(150) 및 몸체(110)를 포함할 수 있다.

상기 동력 공급부(120)는 상기 비행체(100)의 구성요소들로 동력을 공급할 수 있고, 상기 몸체(110)의 하부에 배치될 수 있다.

일 실시예에 따른 동력 공급부의 동력원은 배터리 및 연료로 기술되고, 엔진 또는 모터를 이용하여 동력을 발생시키는 것으로 기술되지만, 반드시 이에 한정되는 것은 아니다. 예를 들어, 엔진 또는 모터 중 하나를 이용할 수도 있고, 다른 다양한 동력원을 이용할 수 있다.

또한, 상기 배터리는 탈착 및 충전이 가능할 수 있다.

상기 수직 추력부(130)는 상기 몸체(110)에 배치될 수 있고, 팬 및 회전축으로 구성될 수 있다. 상기 수직 추력부(130)의 상기 팬은 복수 개의 날개를 가질 수 있고, 상기 회전축과 결합될 수 있다. 상기 수직 추력부(130)의 상기 회전축은 상기 동력 공급부(120)로부터 동력을 전달 받아 회전할 수 있다. 따라서, 상기 수직 추력부(130)의 상기 팬은 회전될 수 있고, 양력을 발생시켜서 상기 비행체(100)를 이륙 시킬 수 있다.

일 실시예에 따른 수직 추력부는 몸체 상에 두 개가 배치되어 있지만, 반드시 이에 한정되는 것은 아니다.

또한, 상기 수직 추력부(130)는 상기 몸체(110)로부터 상기 수직 추력부(130)의 높이를 조절하는 높이 조절 부재를 포함할 수 있다.

상기 높이 조절 부재(132)는 상기 수직 추력부(130)를 상기 몸체(110) 위로 승강시킬 수 있다.

상기 가변 추력부(140)는 상기 몸체(110)의 일 측에 배치될 수 잇고, 팬 및 회전축으로 구성될 수 있다. 상기 가변 추력부(140)의 팬은 복수 개의 날개를 가질 수 있고, 상기 회전축과 결합될 수 있다. 상기 가변 추력부(140)의 상기 회전축은 상기 동력 공급부(120)로부터 동력을 전달받아 회전할 수 있다. 따라서, 상기 가변 출력부의 상기 팬은 회전될 수 있고, 추력 및 양력을 발생시켜서 상기 수직 추력부(130)와 함께 상기 비행체(100)를 이륙시키거나, 이륙된 상기 비행체(100)를 전진시킬 수 있다.

또한, 상기 가변 추력부(140)는 상기 몸체(110) 및 상기 가변 추력부(140)를 연결하는 연결 부재, 및 상기 몸체(110) 및 상기 가변 추력부(140) 사이의 각도를 조절하여 상기 가변 추력부(140)의 방향을 전환시키는 관절 부재(144)를 포함할 수 있다.

이에 따라, 상기 가변 추력부(140)는 상기 몸체(110)에 대하여 수평 또는 수직으로 위치될 수 있다. 즉, 상기 가변 추력부(140)의 회전 축은 상기 몸체(110)에 대하여 수평 또는 수직으로 위치될 수 있다.

상기 수직 추력부(130) 또는 상기 가변 추력부(140)는 무게를 줄이고, 제작 및 생산의 편의를 위해 덕트를 제외시킬 수 있으나 아래서 기술되는 소음 저감부의 설치를 위하여 상기 덕트가 구비될 수 있다. 상기 덕트는 상기 가변 추력부(140) 및 상기 수직 추력부(130)의 측부를 감싸는 관 형상일 수 있다.

상기 제어부(120)는 상기 몸체(110)에 배치되어서, 상기 비행체(100)의 구성요소들을 제어할 수 있다. 구체적으로, 상기 제어부(120)는 상기 비행체(100)의 비행 모드를 제어할 수 있고, 이는 도 3을 참조하여 아래에서 기술된다.

보다 상세하게, 일 실시예에 따른 비행체의 상기 제어부(120)는 상기 수직 추력부(130) 및 상기 제어부(120)를 제어하며, 상기 수직 추력부(130)는 상기 제어부(120)에 의해 상기 몸체(110)에 대하여 평행하게 배치될 수 있고, 상기 가변 추력부(140)는 상기 제어부(120)에 의해 상기 몸체(110)에 대하여 평행 및 수직하게 방향이 변환될 수 있다.

또한, 상기 제어부(120) 및 상기 동력 공급부(120)는 몸체 하부의 박스(120) 내에 배치될 수 있다. 상기 박스(120)는 내부에 엔진 구동을 위한 연료를 저장하는 공간이 있을 수 있고, 상기 연료와 별도로 구성 요소들을 작동시킬 수 있는 배터리 등이 저장될 수 있다.

상기 적재부(150)는 상기 몸체(110)의 하부에 배치될 수 있다.

일 실시예에 따른 적재부 및 박스는 직사각형 박스 형태로 도시되지만, 반드시 이에 한정되는 것은 아니다. 예를 들어, 적재부는 항력을 절감하기 위한 공기 역학적인 형상을 가질 수 있고, 적재될 수화물의 모양에 따라 다양한 형상으로 형성될 수도 있다.

상기 몸체(110)는 상기 비행체(100)의 구성 요소들을 배치 및 고정시킬 수 있다. 상기 몸체(110)는 비행 효율과 성능을 위하여 유선형 표면으로 형성될 수 있고, 가벼운 소재로 구성될 수 있다.

상기 몸체(110)의 측 부는 익형으로 형성되고, 상기 몸체(110)의 익형 측 부의 후방 단부에 배치되는 조향 부재(116)를 구비할 수 있다. 상기 조향 부재(116)는 상기 비행체(100)의 진행 방향 및 균형을 제어할 수 있다. 또한, 상기 몸체(110)는 수용 홈 및 상부 덮개를 구비할 수 있다.

상기 수용 홈(112)은 상기 수직 추력부(130) 보다 큰 직경을 구비하여서, 상기 수직 추력부(130)를 수용할 수 있고, 상기 상부 덮개(114)는 상기 수용 홈(112)의 상단을 덮을 수 있다. 따라서, 상기 높이 조절 부재(132)는 상기 수직 추력부(130)를 상기 수용 홈(112)으로 하강시킬 수 있다.

또한, 상기 몸체(110)의 하부 및 상기 높이 조절 부재(132)의 하부에는 상기 동력 공급부(120)가 위치된 상기 박스(120)에서 상기 수직 추력부(130)로 동력을 전달하는 프레임(118)이 배치될 수 있다.

일 실시예에 따른 몸체는 익형으로 도시되고 기술되지만, 반드시 이에 한정되는 것은 아니다. 예를 들어, 몸체는 타원형, 박스형 등의 모양으로 형성될 수 있다.

상기 비행체(100)는 상기 수직 추력부(130) 또는 상기 가변 추력부(140)의 소음을 저감할 수 있는 소음 저감부를 더 포함할 수 있고, 상기 소음 저감부는 마이크로폰 및 스피커로 구성될 수 있다.

상기 마이크로폰은 상기 수직 추력부(130) 또는 상기 가변 추력부(140)의 소음과 위상(phase)을 측정할 수 있고, 상기 스피커는 상기 수직 추력부(130) 또는 상기 가변 추력부(140)의 소음에 대응하는 주파수, 즉 세기(power)가 유사하고 신호(signal)의 위상이 다른 주파수를 출력할 수 있다

구체적으로, 상기 소음 저감부는 특정한 RPM으로 회전하는 상기 수직 추력부(130) 및 가변 추력부(140)의 소음을 능동소음제거(active noise control) 기법을 이용하여 저감시킬 수 있다.

보다 상세하게, 상기 소음 저감부는 상기 수직 추력부(130) 또는 상기 가변 추력부(140)가 발생시키는 음조의 소음(tonal noise), 즉 특정한 주파수의 배수주파수를 따라서 소음이 커지는 현상을 저감하기 위하여 상기 수용 홈(112) 또는 상기 덕트의 벽면을 따라 상기 스피커와 상기 마이크로폰을 설치할 수 있다.

상기 소음 저감부는 상기 몸체(110) 및 상기 연결 부재(142)에 배치될 수 있다.

이하에서는 일 실시예에 따른 비행체가 이용하는 방법에 대해 도3a 내지 도3b를 참조하여 상세히 설명한다.

도 3a 내지 도3c는 일 실시예에 따른 비행체의 각 모드들을 도시한다. 일 실시예에 따른 수직 이착륙 가능한 비행체는 이착륙 모드, 천이 모드 및 순항 모드로 전환될 수 있다.

보다 상세하게는, 도 3a는 일 실시예에 따른 비행체의 이착륙 모드를 도시하고, 도 3b는 일 실시예에 따른 비행체의 천이 모드를 도시하며, 도 3c는 일 실시예에 따른 비행체의 순항 모드를 도시한다.

구체적으로, 도 3a에는 상기 비행체(100)가 이륙 및 착륙할 때의 상기 수직 추력부(130) 및 상기 가변 추력부(140)의 배치로 표현되는 상기 이착륙 모드가 도시된다. 상기 이착륙 모드는 상기 수직 추력부(130)가 상기 몸체(110)의 상부에 배치될 수 있고, 상기 가변 추력부(140)가 상기 몸체(110)에 대하여 평행이 되도록 배치될 수 있다.

또한, 도 3b에는 상기 비행체(100)가 상기 순항 모드로 변형될 때의 상기 수직 추력부(130) 및 상기 가변 추력부(140)의 배치로 표현되는 상기 천이 모드가 도시된다. 상기 천이 모드는 상기 수직 추력부(130)가 상기 몸체(110) 내로 하강 또는 승강될 수 있고, 상기 가변 추력부(140)는 상기 몸체(110)에 대하여 수직한 방향 또는 평행한 방향으로 선회될 수 있다.

또한, 도 3c에는 상기 비행체(100)가 순항 중일 때의 상기 수직 추력부(130) 및 상기 가변 추력부(140)의 배치로 표현되는 상기 순항 모드가 도시된다. 상기 순항 모드는 상기 수직 추력부(130)가 상기 몸체(110) 내로 수용될 수 있고, 상기 가변 추력부(140)가 상기 몸체(110)에 대하여 수직하게 배치될 수 있다.

도 3a 내지 도 3c를 참조하여, 상기 비행체(100)가 이륙할 시, 상기 수직 추력부(130)는 상기 몸체(110)의 위에서 상기 몸체(110)와 평행하게 배치될 수 있고, 상기 가변 추력부(140)는 상기 몸체(110)의 후방에서 상기 몸체(110)와 평행하게 배치될 수 있다. 따라서, 상기 수직 추력부(130) 및 상기 가변 추력부(140)는 서로 같은 방향을 향해서 양력을 발생시키도록 배치될 수 있다.

따라서, 도 1a에서 도시된 바와 같이 상기 가변 추력부(140)는 상기 수직 추력부(130)와 평행하게 배치될 수 있다.

일 실시예에 따른 가변 추력부는 몸체의 후방에 위치되고 가변 추력부의 회전축과 연결 부재는 수직하게 연결된 것으로 도시되고 기술되지만, 반드시 이에 한정되는 것은 아니다. 예를 들어, 회전축과 연결 부재는 서로 수평하게 연결될 수 있고, 또한 가변 추력부는 몸체의 하 측에 위치될 수 있다.

상기 수직 추력부(130) 및 상기 가변 추력부(140)가 상기 동력 공급부(120)에 의해 동력을 공급받아서, 상기 수직 추력부(130) 및 상기 가변 추력부(140)의 회전축과 팬은 회전하게 되고, 상기 수직 추력부(130) 및 상기 가변 추력부(140)의 회전에 의해 발생되는 양력으로 상기 비행체(100)는 이륙되게 된다.

특히, 상기 비행체(100)가 이륙 할 때, 상기 수직 추력부(130) 및 상기 가변 추력부(140)는 이륙에 필요한 양력을 발생시키기 위하여, 상기 동력 공급부(120)의 상기 모터와 배터리에 추가적으로 연료와 엔진으로 동력을 추가 공급받을 수 있다. 따라서, 상기 이착륙 모드 중 이륙하는 상황일 때, 상기 동력 공급부(120)는 최대 출력을 상기 수직 추력부(130) 및 상기 가변 추력부(140)에 제공할 수 있다.

상기 비행체(100)의 이륙 과정에서, 상기 제어부(120)는 상기 비행체(100)가 지면과 수평을 이룰 수 있도록 상기 조향 부재(116)를 제어할 수 있다.

상기 비행체(100)가 일정 수준 이륙한 후, 일정 수준의 고도에서 순항하기 위하여 상기 제어부(120)는 상기 동력 공급부(120)가 상기 수직 추력부(130) 및 상기 가변 추력부(140)에 제공하는 동력의 수준, 즉 상기 수직 추력부(130) 및 상기 가변 추력부(140)의 회전 속도를 제한 및 감소시킬 수 있고, 또한 상기 제어부(120)는 상기 순항 모드로 변하도록 상기 수직 추력부(130)의 상기 높이 조절 부재(132) 및 상기 가변 추력부(140)의 상기 관절 부재(144)를 제어할 수 있다.

상기 제어부(120)로부터 상기 순항 모드로 변형하도록 상기 천이 모드 신호를 전달받은 상기 높이 조절 부재(132) 및 상기 관절 부재(144)는 변형될 수 있다. 구체적으로, 도 3b를 참조하여, 상기 높이 조절 부재(132)는 상기 수직 추력부(130)가 상기 수용 홈(112)에 인입 되도록 길이가 감소되게 변형될 수 있거나 하강될 수 있다. 또한, 상기 관절 부재(144)는 상기 가변 추력부(140)가 상기 몸체(110)와 수직이 되도록 상기 연결 부재(142)를 선회시킬 수 있다. 즉, 상기 관절 부재(144)는 상기 가변 추력부(140)의 회전축이 상기 몸체(110)와 평행이 되도록 배치시킬 수 있다.

이때, 상기 관절 부재(144)는 상기 연결 부재(142) 사이에 배치될 수 있고, 상기 연결 부재(142)들 사이 각도를 초당 2도 정도로 서서히 감소시킬 수 있다. 또한, 상기 제어부(120)에 의해 상기 수직 추력부(130) 및 상기 가변 추력부(140)의 회전속도는 줄어들 수 있다.

상기 천이 모드를 통해서 상기 높이 조절 부재(132) 및 상기 관절 부재(144)가 정해진 위치에 도달하면, 상기 비행체(100)는 순항 모드가 될 수 있다. 구체적으로 도 3c를 참조하여, 상기 높이 조절 부재(132)는 하강하여 상기 수용 홈(112)에 상기 수직 추력부(130)를 인입되게 배치시킬 수 있고, 상기 관절 부재(144)는 상기 가변 추력부(140)를 상기 몸체(110)에 수직하는 방향으로 배치시킬 수 있다. 즉, 상기 관절 부재(144)는 상기 가변 추력부(140)의 회전축이 상기 몸체(110)와 평행하게 위치시킬 수 있다.

또한, 상기 수직 추력부(130)가 상기 높이 조절 부재(132)에 의해 상기 수용 홈(112) 내부로 인입 되었을 때, 상기 상부 덮개(114)는 상기 수직 추력부(130)를 덮을 수 있다. 선택적으로, 상기 하부 덮개는 상기 수용 홈(112)의 하부를 덮을 수 있고, 상기 상부 덮개(114) 및 하부 덮개는 공기가 통과될 수 있어서, 상기 수용 홈(112)에 인입된 상기 수직 추력부(130)의 회전에 의해 상기 몸체(110)의 익형에 생기는 공기의 유동을 제어할 수 있다.

구체적으로, 도 1b에서 도시된 바와 같이 상기 가변 추력부(140)는 상기 몸체(110)에 대하여 수직으로 배치되고, 상기 수직 추력부(130)는 상기 몸체(110)의 익형 내부에 배치되며, 상기 덮개는 상기 수직 추력부(130)의 상부에 배치될 수 있다.

순항 모드일 때, 상기 비행체(100)의 무게 중심은 상기 몸체(110)의 중심보다 후방, 즉 도 1a의 상기 제어부(120)의 위치에 있어서, 상기 몸체(110)의 전방이 상승된 형태로 전진할 수 있다. 상기 몸체(110)의 전방이 상승된 형태, 상기 몸체(110)의 익형 및 상기 가변 추력기의 회전은 상기 비행체(100)에 가해지는 중력에 대응되어서, 상기 비행체(100)를 순항 시킬 수 있다.

또한, 상기 수직 추력부(130)는 상기 수용 홈(112) 내부에서 회전을 통해서 상기 비행체의 중심과 방향을 조절할 수 있다.

구체적으로, 순항 모드일 때, 상기 수직 추력부(130)는 제어부에 의해 회전 속도가 줄어들게 된다. 상기 수직 추력부(130)의 추력과 상기 비행체(100)의 무게중심에 의해서 상기 몸체(110)의 전방은 상승되게 되고, 또한 상기 몸체(110)와 수직으로 위치된 상기 가변 추력부(140)도 상승하는 방향으로 배치될 수 있다. 상기 가변 추력부(140)의 추력으로 상기 비행체(100)는 상승하는 방향으로 진행하게 되고, 상승하는 힘(양력)에 의해 상기 비행체(100)의 중력을 상쇄시켜 일정한 고도에서 순항 할 수 있다.

또는, 상기 수직 추력부(130)는 동력 효율을 위해 정지될 수 있으며, 상기 수용 홈(112)의 하부는 하부 덮개로 덮일 수 있다.

상기 비행체(100)가 원하는 장소에 근접했을 때 상기 비행체(100)는 다시 상기 천이 모드를 통해 변형 될 수 있다. 구체적으로, 도 3b에서 도시된 화살표와 반대되도록 상기 가변 추력부(140)는 하강되고 상기 수직 추력부(130)는 상승될 수 있다.

상기 천이 모드를 통해서 상기 비행체(100)는 다시 상기 이착륙 모드로 변형될 수 있고, 상기 이착륙 모드일 때, 상기 제어부(120)는 상기 수직 추력부(130) 및 상기 가변 추력부(140)의 회전을 제어하여서, 상기 비행체(100)를 목적지에 착륙시킬 수 있다.

이에 의해, 일 실시예에 따른 비행체는 작은 공간에서 수직 이착륙이 가능하고, 저항을 줄여 비행 속도를 증대시킬 수 있으며, 소음이 저감되고, 적은 동력으로 고속 운행을 할 수 있다.

이상과 같이 본 발명의 실시예에서는 구체적인 구성 요소 등과 같은 특정 사항들과 한정된 실시예 및 도면에 의해 설명되었으나 이는 본 발명의 보다 전반적인 이해를 돕기 위해서 제공된 것일 뿐, 본 발명은 상기의 실시예에 한정되는 것은 아니며, 본 발명이 속하는 분야에서 통상적인 지식을 가진 자라면 이러한 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다. 따라서, 본 발명의 사상은 설명된 실시예에 국한되어 정해져서는 아니 되며, 후술하는 특허청구범위뿐 아니라 이 특허청구범위와 균등하거나 등가적 변형이 있는 모든 것들은 본 발명 사상의 범주에 속한다고 할 것이다.

100 : 비행체
110 : 몸체
112 : 수용 홈
114 : 상부 덮개
116 : 조향 부재
118 : 프레임
120 : 박스
130 : 수직 추력부
132 : 높이 조절 부재
140 : 가변 추력부
142 : 연결 부재
144 : 관절 부재
150 : 적재부

Claims

몸체;
상기 몸체에 배치되어서 동력을 공급하는 동력 공급부;
상기 몸체에 배치되어서 비행모드를 제어하는 제어부;
상기 몸체에 배치되고, 상기 동력 공급부로부터 동력을 전달 받아 회전하는 수직 추력부; 및
상기 동력 공급부로부터 동력을 전달 받아 회전하고, 상기 몸체의 일 측에서 배치되는 가변 추력부;
를 포함하고,
상기 제어부는 상기 수직 추력부와 상기 가변 추력부를 제어하며,
상기 수직 추력부는 상기 제어부에 의해 상기 몸체에 대하여 평행하게 배치되고, 상기 몸체로부터 상기 수직 추력부의 높이를 조절하는 높이 조절 부재를 포함하며,
상기 높이 조절 부재는 상기 수직 추력부를 상기 몸체 위로 승강시키고,
상기 가변 추력부는 상기 제어부에 의해 상기 몸체에 대하여 평행 및 수직 방향으로 변환되는,
수직 방향으로 이착륙되는, 비행체.
제 1항에 있어서,
상기 가변 추력부는,
상기 몸체 및 상기 가변 추력부를 연결하는 연결 부재; 및
상기 몸체 및 상기 가변 추력부 사이의 각도를 조절하여 상기 가변 추력부의 방향을 변환시키는 관절 부재;
를 포함하는, 비행체.
삭제
제 1항에 있어서,
상기 몸체는,
상기 수직 추력부를 수용하는 수용 홈; 및
상기 수용 홈의 상단을 덮는 상부 덮개;
를 구비하고,
상기 높이 조절 부재는 상기 수직 추력부를 상기 수용 홈으로 하강시키는, 비행체.
몸체;
상기 몸체에 배치되어서 동력을 공급하는 동력 공급부;
상기 몸체에 배치되어서 비행모드를 제어하는 제어부;
상기 몸체에 배치되고, 상기 동력 공급부로부터 동력을 전달 받아 회전하는 수직 추력부; 및
상기 동력 공급부로부터 동력을 전달 받아 회전하고, 상기 몸체의 일 측에서 배치되는 가변 추력부;
를 포함하고,
상기 수직 추력부는 상기 제어부에 의해 상기 몸체에 대하여 평행하게 배치되고,
상기 제어부는 상기 수직 추력부와 상기 가변 추력부를 제어하며,
상기 제어부는,
상기 수직 추력부가 상기 몸체의 상부에 배치되고, 상기 가변 추력부가 상기 몸체에 대하여 평행이 되도록 배치되는 수직 이착륙 모드;
상기 수직 추력부가 상기 몸체 내로 하강 또는 승강되고, 상기 가변 추력부는 상기 몸체에 대하여 수직한 방향 또는 평행한 방향으로 가변되는 천이 모드; 및
상기 수직 추력부가 상기 몸체 내로 수용되고, 상기 가변 추력부가 상기 몸체에 대하여 수직하게 배치되는 순항 모드;
를 가지는, 수직 방향으로 이착륙되는, 비행체.
제 1항에 있어서,
상기 몸체의 측 부는 익형으로 형성되고, 상기 몸체의 익형 측 부의 후방 단부에 배치되는 조향 부재를 구비하며,
상기 조향 부재는 상기 비행체의 진행 방향 및 균형을 제어하는, 비행체.
제 1항에 있어서,
상기 비행체는 상기 수직 추력부 또는 상기 가변 추력부의 소음을 저감하는 소음 저감부를 더 포함하고,
상기 소음 저감부는,
상기 수직 추력부 또는 상기 가변 추력부의 소음을 측정하는 마이크로폰; 및
상기 수직 추력부 또는 상기 가변 추력부의 소음에 대응하는 주파수를 출력하는 스피커;
를 구비하는, 비행체.
제 7항에 있어서,
상기 수직 추력부 또는 상기 가변 추력부는 상기 수직 추력부 또는 상기 가변 추력부를 감싸는 관 형상의 덕트를 구비할 수 있고,
상기 덕트의 벽면에는 상기 소음 저감부의 상기 스피커 및 상기 마이크로폰이 배치되는, 비행체.
제 1항에 있어서,
상기 비행체는 적재부를 포함할 수 있고,
상기 적재부는 상기 몸체의 하부에 배치되는, 비행체.