KR101846022B1 - 비행체용 베인 시스템 - Google Patents

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KR101846022B1
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이승한
허석행
김효태
설진운
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엘아이지넥스원 주식회사
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/02—Hub construction
    • B64C11/04—Blade mountings
    • B64C11/06—Blade mountings for variable-pitch blades
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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Abstract

본 발명의 실시 예에 따른 비행체용 베인 시스템은 비행체에 구비되는 덕트부, 상기 덕트부에 구비되는 프로펠러부 및, 상기 덕트부의 상부와 하부의 개구에 구비되는 풍향조절부를 포함하고, 상기 풍향조절부는, 상기 덕트부로 유입되는 공기의 진행 방향을 변경시키도록 회전 가능하게 배치된 복수의 베인구조체를 포함할 수 있다.

Description

비행체용 베인 시스템{Vane system for aircraft}
본 발명은, 비행체용 베인 시스템에 관한 것으로서, 특히 비행체의 자세 제어에 이용되는 비행체용 베인 시스템에 관한 것이다.
회전익기는 회전날개를 이용하여 이착륙 및 비행에 필요한 양력, 추력 및 자세 조종력을 갖는 비행체를 의미한다. 대표적인 회전익기에는 헬리콥터가 있으며 고정익기 대비 수직 이착륙, 제자리 비행, 저속 비행 등의 장점이 있으나 고속비행 불가, 진동 및 소음 발생 등의 단점을 가지고 있다.
이러한 단점을 보완하기 위해 고정익기와 회전익기의 장점을 합친 복합형 회전익기에 대한 신개념 연구의 필요성이 대두되고 있다. 복합형 회전익기(compound rotorcraft)는 고정익날개, 회전익날개, 덕티드 팬(Ducted fan) 등을 단독 또는 복합 활용하여 양력, 추력 및 자세 조종력을 얻을 수 있는 비행체를 의미한다.
복합형 회전익기는 고속 비행시 고정익 모드를 사용하며, 저속비행, 제자리 비행, 수직 이착륙시 회전익 모드를 사용할 수 있다. 특히, 회전익 모드의 양력 및 자세 조종력 변경 시 덕티드 팬 상하부에 다기능 베인 시스템(Vane System)을 적용하여 비행체를 제어할 수 있다. 선진국에서도 다기능 베인 시스템의 구성 및 구동 메커니즘에 대해서는 개념연구 단계로 현재까지 자세한 내용은 알려진 바가 없다. 이에 따라, 무인 복합형 회전익기에 적용 가능한 다기능 베인 시스템 구성 및 구동 메커니즘에 대한 개발이 요구되고 있다.
대한민국 등록특허공보 제10-0938547호
이에 본 발명은 상기한 사정을 감안하여 안출된 것으로, 비행체가 수직 이착륙시 수평비행자세를 유지하는데 필요한 양력을 제공할 수 있고, 비행체가 자세 제어시 요(Yaw)방향 회전, 롤(Roll) 방향 회전 및 피치(Pitch) 방향 회전이 용이하게 이루어지도록 하는 비행체용 베인 시스템을 제공하는 데 그 목적이 있다.
상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 실시 예에 따른 비행체용 베인 시스템은 비행체에 구비되는 덕트부; 상기 덕트부에 구비되는 프로펠러부; 및 상기 덕트부의 상부와 하부의 개구에 구비되는 풍향조절부;를 포함하고, 상기 풍향조절부는, 상기 덕트부로 유입되는 공기의 진행 방향을 변경시키도록 회전 가능하게 배치된 복수의 베인구조체를 포함할 수 있다.
상기 베인구조체 각각은, 회전동작에 따라 상기 덕트부의 상부와 하부의 개구면에 수직하게 배치되거나, 평행하게 배치되거나 또는 사선으로 배치될 수 있다.
상기 복수의 베인구조체는, 상기 덕트부 상부의 좌측 개구 및 우측 개구 각각에 적어도 두 개 이상이 구비되어 두 개의 군을 이루어 제1 베인집합부와 제2 베인집합부를 구성하고, 상기 덕트부 하부의 좌측 개구 및 우측 개구 각각에 적어도 두 개 이상이 구비되어 두 개의 군을 이루어 제3 베인집합부와 제4 베인집합부를 구성할 수 있다.
상기 비행체는, 이착륙 모드, 자세제어 모드 및 비행모드 중에서 선택되는 어느 하나로 동작하고, 상기 비행체가 상기 이착륙 모드로 동작하는 경우, 상기 제1, 제2 베인집합부는 상기 덕트부의 상부의 개구면에 수직하게 배치되거나 사선으로 배치되며, 상기 제3, 제4 베인집합부는 상기 덕트부의 하부의 개구면에 사선으로 배치될 수 있다.
상기 제1, 제2, 제3, 제4 베인집합부는, 전체적으로 'ㅅ'자 형상 또는 'X'자 형상을 구현할 수 있다.
상기 비행체가 상기 자세제어 모드로 동작하는 경우, 상기 제1, 제2 베인집합부는 상기 덕트부의 상부의 개구면에 수직하게 배치되거나 사선으로 배치되며, 상기 제3, 제4 베인집합부는 상기 덕트부의 하부의 개구면에 수직하게 배치되거나, 사선으로 배치될 수 있다.
상기 제1, 제2, 제3, 제4 베인집합부는, 전체적으로 'ㅣ'자 형상, '/'자 형상 또는 '＼'자 형상을 구현할 수 있다.
상기 비행체가 상기 비행모드로 동작하는 경우, 상기 제1, 제2, 제3, 제4 베인집합부는 상기 덕트부의 상부와 하부의 개구면에 평행하게 배치될 수 있다.
상기 풍향 조절부는, 상기 복수의 베인구조체를 연결하는 다관절 링크조립체를 포함할 수 있다.
상기 다관절 링크조립체는, 상기 베인구조체의 일단에 고정되는 복수의 수직평판부재; 및 상기 복수의 수직평판부재를 연결하는 한 쌍의 연결부재;를 포함하고, 상기 수직평판부재와 상기 연결부재는 회전 가능하게 연결될 수 있다.
상기 풍향조절부는, 상기 베인구조체를 회전 구동하는 회전구동부와, 상기 연결부재를 직선운동 구동하는 직선운동 구동부 중에서 선택되는 어느 하나를 더 포함할 수 있다.
상기 베인구조체 각각은, 양측단이 상기 비행체에 회전 가능하게 연결되고, 상기 수직평판부재가 고정되는 일단과 가까운 일면이 내측으로 파여져 접촉홈이 형성될 수 있다.
상기 베인구조체 각각은, 상기 덕트부의 상부와 하부의 개구면에 평행하게 배치되도록 회전하는 경우, 상기 수직평판부재가 고정되는 일단과 반대편 타단이 상대 베인구조체의 상기 접촉홈에 면접할 수 있다.
따라서, 본 발명의 실시 예에 따른 비행체용 베인 시스템에 의하면, 비행체의 전방 및 후방에 적절한 양력을 제공함으로써, 비행체가 수직 이착륙시 수평비행자세를 유지하도록 할 수 있고, 비행체가 자세 제어시 요(Yaw)방향 회전, 롤(Roll) 방향 회전 및 피치(Pitch) 방향 회전이 용이하게 이루어지도록 할 수 있다.
또한, 베인 구조체가 고강도, 고강성, 경량화 구현을 위해 샌드위치 패널 방식으로 제작되고, 경량화 복합 재질인 폼 코어 및 CFRP 재질로 제작되므로, 비행체의 체공시간 및 기동성 증대의 효과가 있다.
또한, 베어링을 이용하여 베인 구조체를 비행체에 연결하여 회전 구동하므로, 구동 정확도가 향상되고 저마찰 구동이 가능한 효과가 있다.
또한, 기어감속 구조를 이용한 방식과, 리니어 액츄에이터 및 기어감속 구조를 복합 활용한 방식 등 두 개의 구동방식을 이용하여 베인 구조체를 구동함으로써, 비행체의 탑재 공간 배치효율 및 구동효율이 증대하는 효과가 있다.
이와 더불어, 베인 구조체가 서로 접촉하여 덕트부 상하부를 덮을 때 베인 구조체 사이에 실링 구조가 구현되므로, 비행체의 고속 비행시 공기저항이 최소화되는 효과가 있다.
도 1은 본 발명의 실시 예에 따른 비행체용 베인 시스템의 사시도이다.
도 2는 본 발명의 실시 예에 따른 다관절 링크조립체의 사시도이다.
도 3은 본 발명의 실시 예에 따른 직선운동 구동부가 적용된 다관절 링크조립체의 사시도이다.
도 4는 본 발명의 실시 예에 따른 베인 구조체의 실링 구조를 설명하기 위한 도면이다.
도 5는 본 발명의 실시 예에 따른 비행체용 베인 시스템이 비행체의 자세제어에 이용되는 것을 설명하기 위한 제1 사용 상태도이다.
도 6은 본 발명의 실시 예에 따른 비행체용 베인 시스템이 비행체의 자세제어에 이용되는 것을 설명하기 위한 제2 사용 상태도이다.
도 7은 본 발명의 실시 예에 따른 비행체용 베인 시스템이 비행체의 자세제어에 이용되는 것을 설명하기 위한 제3 사용 상태도이다.
도 8은 본 발명의 실시 예에 따른 비행체용 베인 시스템이 비행체의 자세제어에 이용되는 것을 설명하기 위한 제4 사용 상태도이다.
도 9는 본 발명의 실시 예에 따른 비행체용 베인 시스템이 비행체의 자세제어에 이용되는 것을 설명하기 위한 제5 사용 상태도이다.
본 발명과 본 발명의 동작상의 이점 및 본 발명의 실시에 의하여 달성되는 목적을 충분히 이해하기 위해서는 본 발명의 바람직한 실시 예를 예시하는 첨부 도면 및 첨부 도면에 기재된 내용을 참조하여야만 한다.
이하, 첨부한 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시 예를 설명함으로써, 본 발명을 상세히 설명한다. 그러나 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며, 설명하는 실시 예에 한정되는 것이 아니다. 그리고 본 발명을 명확하게 설명하기 위하여 설명과 관계없는 부분은 생략되며, 도면의 동일한 참조부호는 동일한 부재임을 나타낸다.
명세서 전체에서, 어떤 부분이 어떤 구성요소를 “포함”한다고 할 때, 이는 특별히 반대되는 기재가 없는 한 다른 구성요소를 제외하는 것이 아니라, 다른 구성요소를 더 포함할 수 있는 것을 의미한다.
도1을 참고하면, 본 발명의 실시 예에 따른 비행체용 베인 시스템(100)은, 수직 이착륙 및 고속 비행이 가능한 복합형 비행체(회전익기)에 적용되어 비행자세 제어를 위한 양력을 제공하는 것으로서, 덕트부(110), 프로펠러부(120) 및 풍향조절부(130)를 포함할 수 있다.
덕트부(110)는 비행체의 전방 또는 후방에 구비될 수 있다. 프로펠러부(120)는 덕트부(110)에 구비될 수 있다. 풍향조절부(130)는 덕트부(110)의 상부와 하부의 개구에 구비될 수 있다. 풍향조절부(130)는 회전 가능한 복수의 베인구조체(131)를 구비할 수 있다. 여기서, 복수의 베인구조체(131)는 회전동작에 따라 덕트부(110)의 상하부에 수직하게 배치되거나, 평행하게 배치되거나 또는 사선으로 배치될 수 있다. 이를 통해 프로펠러부(120)에 의해 덕트부(110)로 유입되는 공기는 베인구조체(131)의 배치구조에 따라 진행 방향이 변하게 된다.
즉 비행체용 베인 시스템(100)은, 덕트부(110) 상부로 유입되는 공기를 덕트부(110) 하부로 배출할 때 공기의 진행 방향을 변경함으로써 비행체의 비행자세 제어를 위한 양력을 제공할 수 있다.
따라서, 비행체용 베인 시스템(100)은, 비행체의 전방 및 후방에 적절한 양력을 제공함으로써, 비행체가 수직 이착륙시 수평비행자세를 유지하도록 할 수 있고, 비행체가 자세 제어시 요(Yaw)방향 회전, 롤(Roll) 방향 회전 및 피치(Pitch) 방향 회전이 용이하게 이루어지도록 할 수 있다.
이하, 본 발명의 실시 예에 따른 비행체용 베인 시스템(100)의 구성에 대해 상세 설명한다.
덕트부(110)는 상부와 하부에 개구가 형성된 대략 원통형상일 수 있다. 덕트부(110)는 중앙부와 상부가 분할되고, 중앙부와 하부가 분할된 형태일 수 있다. 이는 비행체의 전진 비행시 덕트부(110)에 의한 항력이 줄어들도록 한다.
덕트부(110)의 내부 공간에는 프로펠러부(120)가 구비될 수 있다. 프로펠러부(120)는 덕트부(110) 하부에 양력을 발생시키는 것으로서, 회전 가능한 프로펠러(Propeller), 상기 프로펠러를 구동하는 구동부 및 구동부에 전원을 공급하는 배터리 등을 포함할 수 있다. 여기서, 구동부는 모터장치일 수 있다.
프로펠러부(120)는 덕트부(110)의 상부로부터 공기를 흡입하고, 덕트부(120)의 하부로 공기를 배출할 수 있다. 프로펠러부(120)에 의해 덕트부(110)의 하부로 배출되는 공기는 풍향조절부(130)에 의해 진행 방향이 변하게 되며, 비행체의 비행자세 제어에 이용된다.
풍향조절부(130)는 비행체의 비행자세 제어를 위해 덕트부(110)의 하부로 배출되는 공기의 진행 방향을 변경하는 것으로서, 복수의 베인구조체(131), 다관절 링크조립체(133), 회전구동부(135) 및 직선운동 구동부(137)를 포함할 수 있다. 여기서, 복수의 베인구조체(131)는 덕트부(110)의 상부와 하부의 개구에 구비될 수 있다. 다관절 링크조립체(133)는 복수의 베인구조체(131)를 연결할 수 있다. 회전구동부(135)는 베인구조체(131)를 회전 구동할 수 있다. 직선운동 구동부(137)는 링크조립체(133)를 직선운동 구동할 수 있다. 베인구조체(131) 각각은, 회전구동부(135) 또는 직선운동 구동부(137)에 의해 회전 동작하여 덕트부(110)의 상부와 하부의 개구에 수직하게 배치되거나, 평행하게 배치되거나 또는 사선으로 배치될 수 있다.
베인구조체(131)는 길이가 긴 막대형상일 수 있다. 베인구조체(131)는 항력이 감소되도록 일단이 라운딩되고 타단이 뾰족하게 형성될 수 있다. 베인구조체(131)는 양측단이 비행체에 회전 가능하게 연결될 수 있다. 베인구조체(131)의 양측단에는 베어링이 적용될 수 있다. 이는 저마찰 구동이 가능하게 한다.
베인구조체(131)는 강성을 가지고 경량화되도록 복합 재질로 형성될 수 있다. 베인구조체(131)는 내부가 폼 코어(foam core) 재질로 구성되고, 외부가 CFRP(Carbon Fiber Reinforced Plastic) 재질로 구성될 수 있다. 이는 샌드위치 패널 구조라고 말한다. 이를 통해 베인구조체(131)는 고강성, 고강도 및 경량화를 구현할 수 있다. 샌드위치 패널 구조의 베인구조체(131)는 정밀도 확보를 위해 금형을 활용한 오토크레이브 공법으로 제작될 수 있다.
베인구조체(131)는 덕트부(110)의 상부 좌측(도1 기준)에 적어도 두 개 이상이 구비될 수 있다. 베인구조체(131)는 덕트부(110) 상부의 좌측 개구에 하나의 군을 이루어 제1 베인집합부(VS1)를 구성할 수 있다. 또한, 베인구조체(131)는 덕트부(110) 상부의 우측 개구에 적어도 두 개 이상이 구비될 수 있다. 베인구조체(131)는 덕트부(110) 상부의 우측 개구(도1 기준)에 하나의 군을 이루어 제2 베인집합부(VS2)를 구성할 수 있다. 또한, 베인구조체(131)는 덕트부(110) 하부의 좌측 개구에 적어도 두 개 이상이 구비될 수 있다. 베인구조체(131)는 덕트부(110) 하부의 좌측 개구(도1 기준)에 하나의 군을 이루어 제3 베인집합부(VS3)를 구성할 수 있다. 이와 더불어, 베인구조체(131)는 덕트부(110) 하부의 우측 개구에 적어도 두 개 이상이 구비될 수 있다. 베인구조체(131)는 덕트부(110) 하부의 우측 개구(도1 기준)에 하나의 군을 이루어 제4 베인집합부(VS4)를 구성할 수 있다.
이러한 제1, 제2, 제3, 제4 베인집합부(VS1, VS2, VS3, VS4)는 개별적으로 회전 구동되며, 회전 동작에 따른 배치 구조에 따라 수평비행자세 유지, 요 방향 회전, 롤 방향 회전, 피치 방향 회전 등의 다양한 비행자세 제어가 가능하다. 여기서, 제1, 제2, 제3, 제4 베인집합부(VS1, VS2, VS3, VS4)의 배치 구조에 대해서는 후술한다.
다관절 링크조립체(133)는 복수의 베인구조체(131)를 연결할 수 있다. 다관절 링크조립체(133)는 제1, 제2, 제3, 제4 베인집합부(VS1, VS2, VS3, VS4) 각각에 두 개씩 적용될 수 있다. 즉, 제1, 제2, 제3, 제4 베인집합부(VS1, VS2, VS3, VS4) 각각은 동일한 두 개의 다관절 링크조립체(133)에 의해 연결되는 복수의 베인구조체(131)를 통해 구성된다.
도2를 참고하면, 다관절 링크조립체(133)는 복수의 수직평판부재(133a)와 한 쌍의 연결부재(133b)를 포함할 수 있다.
수직평판부재(133a)는 일단이 베인구조체(131)의 일단에 고정될 수 있다. 수직평판부재(133a)는 베인구조체(131)와 동일한 개수가 구비될 수 있다. 수직평판부재(133a)는 타단이 연결부재(133b)에 회전 가능하게 연결될 수 있다.
한 쌍의 연결부재(133b)는 수직평판부재(133a)의 양측에 하나씩 구비될 수 있다. 한 쌍의 연결부재(133b)는 수직평판부재(133a)와 수직한 방향으로 길이가 긴 막대형상일 수 있다. 한 쌍의 연결부재(133b)는 복수의 수직평판부재(133a)를 연결할 수 있다. 한 쌍의 연결부재(133b)는 수직평판부재(133a)의 타단에 회전 가능하게 연결될 수 있다. 이를 위해 한 쌍의 연결부재(133b)는 수직평판부재(133a)의 간격과 동일한 간격마다 수직평판부재(133a)를 마주보는 면에 연결홈이 형성될 수 있다.
다관절 링크조립체(133)는 수직평판부재(133a)와 한 쌍의 연결부재(133b)의 조합을 통해 복수의 베인구조체(131)가 동시에 회전 가능하게 한다.
회전구동부(135)는, 베인구조체(131)의 일측을 마주보는 방향에 위치할 수 있다. 회전구동부(135)는 베인구조체(131) 중에서 어느 하나에 연결될 수 있다. 회전구동부(135)는 베인구조체(131)의 일측단에 연결되는 기어, 기어에 기어연결되는 모터축을 구비한 모터 및 모터축의 회전각도를 측정하는 제1 각도 센서 및 베인구조체(131)의 회전각도를 측정하는 제2 각도 센서 등을 포함하여 구성될 수 있다. 여기서, 회전구동부(135)의 구동 정확도는 제1, 제2 각도 센서의 측정값들을 비교함으로써 확인 가능하다.
회전구동부(135)의 기어는 베인구조체(131)의 일측단과 앵귤러 콘택트 베어링(angular contact bearing)을 통해 연결될 수 있다. 이는 축방향 예압 및 강성을 증대시킨다. 비행체에 연결되는 베인구조체(131)의 타측단은 단열 깊은 홈 베어링이 적용될 수 있다. 이는 마찰력를 감소시킨다.
한편, 회전구동부(135)는 직선운동 구동부(137)로 대체 적용될 수 있다. 회전구동부(135)와 직선운동 구동부(137)는 비행체 플랫폼의 공간에 따라 적용될 수 있다. 즉 비행체의 전후 방향에 빈 공간이 있는 경우, 회전구동부(135)가 적용될 수 있고, 비행체의 좌후 방향에 빈 공간이 있는 경우, 직선운동 구동부(137)가 적용될 수 있다.
도3을 참고하면, 직선운동 구동부(137)는 다관절 링크조립체(133)에 연결될 수 있다. 직선운동 구동부(137)는 모터, 모터의 모터축에 연결되는 기어, 모터의 회전운동을 직선운동으로 변경하는 볼 스크류, 볼 스크류의 직선운동 거리를 측정하는 변위센서(LVDT: Linear variable differential transformer) 및 베인구조체(131)의 회전축의 회전각도를 측정하는 각도센서 등을 포함하여 구성될 수 있다. 직선운동 구동부(137)의 구동 정확도는 변위센서와 각도 센서의 측정값들을 비교함으로써 확인 가능하다
직선운동 구동부(137)는 다관절 링크조립체(133)를 직선운동 구동할 수 있다. 여기서, 다관절 링크조립체(133)는 별도의 링크부재(133c)를 더 구비할 수 있다. 이러한 링크부재(133c)는 연결부재(133b)에 회전 가능하게 연결될 수 있다. 링크부재(133c)는 직선운동 구동부(137)에 의해 연결부재(133b)를 길이방향으로 직선운동시킬 수 있다. 이때 연결부재(133b)에 연결되어 있는 수직평판부재(133a)는 연결부재(133b)에 대하여 회전하게되고, 수직평판부재(133a)가 고정되어 있는 베인구조체(131)가 함께 회전하게 된다.
도4의(a)는 복수의 베인구조체(131)와 다관절 링크조립체(133)의 측면도이고, 도4의(b)는 도4의(a)에서 복수의 베인구조체(131)가 회전하여 서로 접촉된 상태를 도시한 도면이다.
도4의(a)에서, 복수의 베인구조체(131) 각각의 일면에는 접촉홈(CH)이 형성될 수 있다. 접촉홈(CH)은 베인구조체(131)의 일면이 내측으로 파여져 형성될 수 있다. 접촉홈(CH)은 고무재질로 덮일 수 있다.
도4의(b)에서, 복수의 베인구조체(131) 각각은, 덕트부(110)의 상부와 하부의 개구에 평행하게 배치되도록 회전하는 경우, 하부가 상대 베인구조체(131)의 접촉홈(CH)에 면접하여 실링구조가 마련될 수 있다. 이때 덕트부(110)의 상부와 하부의 개구는 베인구조체(131)에 의해 덮이게 된다. 이는 비행체의 고속비행 모드에서 베인구조체(131) 간 실링 구조에 의해 비행체에 대한 공기저항이 최소화되도록 한다.
이하, 도5 내지 도9를 참고하여, 본 발명의 실시 예에 따른 비행체용 베인 시스템(100)의 자세 제어에 대해 설명한다. 자세 제어 설명에 앞서, 비행체는 이착륙 모드, 자세제어 모드 및 비행모드 중에서 선택되는 어느 하나로 동작할 수 있다. 이착륙 모드는, 비행체의 수직 방향 비행시 이용되는 모드이고, 자세제어 모드는 비행체의 요, 롤, 피치 방향 회전시 이용되는 모드이며, 비행모드는 비행체의 전진 고속 비행시 이용되는 모드를 말한다.
도5와 도6은 비행체가 이착륙 모드로 동작하는 경우에 대한 베인 시스템(100)의 정면 개념도이다. 도5에서, 제1 베인집합부(VS1)와 제2 베인집합부(VS2)는 덕트부(110)의 상부 개구에 수직하게 배치된다. 제3 베인집합부(VS3)는 덕트부(110)의 수직중심축으로부터 좌측으로 기울어져, 덕트부(110)의 하부 개구에 사선으로 배치된다. 제4 베인집합부(VS4)는 덕트부(110)의 수직중심축으로부터 우측으로 기울어져, 덕트부(110)의 하부 우측에 사선으로 배치된다. 여기서, 제1, 제2, 제3, 제4 베인집합부(VS1, VS2, VS3, VS4)는 전체적으로 'ㅅ'자 형상을 구현하게 된다.
이때, 공기(Air)는 덕트부(110) 내부의 프로펠러부(120)에 의해 유입되는 경우, 제1 베인집합부(VS1)와 제2 베인집합부(VS2)의 사이 간격을 통해 유입된다. 공기(Air)는 제1 베인집합부(VS1)와 제2 베인집합부(VS2)의 배치 구조에 따라 덕트부(110) 내부에 수직하게 유입된다. 이후 공기(Air)는 제3 베인집합부(VS3)의 배치 구조에 따라 덕트부(110)의 좌하측 사선 방향으로 배출되고, 제4 베인집합부(VS4)의 배치 구조에 따라 덕트부(110)의 우하측 사선 방향으로 배출된다. 이는 비행체가 수직이착륙시 안정적인 수평비행자세를 유지하도록 한다.
도6에서, 베인 시스템(100)은 제1 베인집합부(VS1)와 제2 베인집합부(VS2)의 배치구조가 도5와 다른 차이가 있다. 제1 베인집합부(VS1)는 덕트부(110)의 수직중심축으로부터 좌측으로 기울어져, 덕트부(110)의 상부 개구에 사선으로 배치된다. 제2 베인집합부(VS2)는 덕트부(110)의 수직중심축으로부터 우측으로 기울어져, 덕트부(110)의 상부 개구에 사선으로 배치된다. 여기서, 제1, 제2, 제3, 제4 베인집합부(VS1, VS2, VS3, VS4)는 전체적으로 'X'자 형상을 구현하게 된다.
이때 공기(Air)는 덕트부(110) 내부의 프로펠러부(120)에 의해 유입되는 경우, 제1 베인집합부(VS1)와 제2 베인집합부(VS2)의 배치 구조에 따라 덕트부(110)의 좌상측 및 우상측에서 사선 방향으로 덕트부(110)로 유입된다. 도6의 베인 시스템(100)의 배치 구조는 도5의 베인 시스템(100)과 같이, 비행체가 수직이착륙시 안정적인 수평비행자세를 유지하도록 한다.
도7 내지 도9는 비행체가 자세제어 모드로 동작하는 경우에 대한 베인 시스템(100)의 정면 개념도이다.
도7에서, 제1 베인집합부(VS1)와 제2 베인집합부(VS2)는 덕트부(110)의 수직중심축을 기준으로 우측으로 기울어져, 덕트부(110)의 상부 개구에 사선으로 배치된다. 제3 베인집합부(VS3)와 제4 베인집합부(VS4)는 덕트부(110)의 수직중심축을 기준으로 좌측으로 기울어져, 덕트부(110)의 하부 개구에 사선으로 배치된다. 여기서, 상기 제1, 제2, 제3, 제4 베인집합부(VS1, VS2, VS3, VS4)는, 전체적으로 '/'자 형상을 구현한다.
도8에서, 제1 베인집합부(VS1)와 제2 베인집합부(VS2)는 덕트부(110)의 수직중심축을 기준으로 좌측으로 기울어져, 덕트부(110)의 상부 개구에 사선으로 배치된다. 제3 베인집합부(VS3)와 제4 베인집합부(VS4)는 덕트부(110)의 수직중심축을 기준으로 우측으로 기울어져, 덕트부(110)의 하부 개구에 사선으로 배치된다. 여기서, 상기 제1, 제2, 제3, 제4 베인집합부(VS1, VS2, VS3, VS4)는, 전체적으로 '＼'자 형상을 구현한다.
도7과 도8의 베인 시스템(100)은 비행체의 자세제어 모드에서 요 방향 회전 및 롤 방향 회전이 필요한 경우 적절히 조합되어 이용된다. 예컨대, 비행체가 요 방향 회전이 필요한 경우, 비행체 전방의 베인 시스템(100)은 도7의 제1, 제2, 제3, 제4 베인집합부(VS1, VS2, VS3, VS4)의 배치구조가 적용되고, 비행체 후방의 베인 시스템(100)은 도8의 제1, 제2, 제3, 제4 베인집합부(VS1, VS2, VS3, VS4)의 배치구조가 적용된다. 이를 통해 비행체의 전방에는 좌하측 사선 방향으로 공기가 배출되고, 비행체의 후방에는 우하측 사선 방향으로 공기가 배출됨으로써, 비행체는 요 방향 회전이 가능하게 된다. 또한, 비행체 전후방의 베인 시스템(100)이 상기한 예와 반대로 적용되는 경우, 요 방향 회전이 반대로 가능하게 된다.
다른 예로, 비행체가 롤 방향 회전이 필요한 경우, 비행체 전후방의 베인 시스템(100)은 도7의 제1, 제2, 제3, 제4 베인집합부(VS1, VS2, VS3, VS4)의 배치구조가 적용된다. 이를 통해 비행체의 전후방에는 좌하측 사선 방향으로 공기가 배출됨으로써, 비행체는 롤 방향 회전이 가능하게 된다. 또한, 비행체 전후방의 베인 시스템(100)이 상기한 다른 예와 반대로 적용되는 경우, 롤 방향 회전이 반대로 가능하게 된다.
도9에서, 제1 베인집합부(VS1)와 제2 베인집합부(VS2)는 덕트부(110)의 상부 개구에 수직하게 배치된다. 제3 베인집합부(VS3)와 제4 베인집합부(VS4)는 덕트부(110)의 하부 개구에 수직하게 배치된다. 여기서, 제1, 제2, 제3, 제4 베인집합부(VS1, VS2, VS3, VS4)는, 전체적으로 'ㅣ'자 형상을 구현한다.
도9의 베인 시스템(100)은 비행체의 자세제어 모드에서 피치 방향 회전이 필요한 경우 이용된다. 예컨대, 비행체가 피치 방향 회전이 필요한 경우, 비행체 전후방의 베인 시스템(100)은 도9의 제1, 제2, 제3, 제4 베인집합부(VS1, VS2, VS3, VS4)의 배치구조가 적용된다. 이후 비행체 전방의 베인 시스템(100)은 비행체 후방의 베인 시스템보다 프로펠러부(120)의 속도를 크게 하거나 작게함으로써, 비행체는 피치 방향 회전이 가능하다.
본 발명은 도면에 도시된 실시 예를 참고로 설명되었으나 이는 예시적인 것에 불과하며, 본 기술 분야의 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 타 실시 예가 가능하다는 점을 이해할 것이다.
따라서, 본 발명의 진정한 기술적 보호 범위는 첨부된 등록청구범위의 기술적 사상에 의해 정해져야 할 것이다.
100: 비행체용 베인 시스템
110: 덕트부
120: 프로펠러부
130: 풍향조절부
131: 베인구조체
VS1, VS2, VS3, VS4: 제1, 제2, 제3, 제4 베인집합부
133: 다관절 링크조립체
133a: 수직평판부재
133b: 연결부재
133c: 링크부재
135: 회전구동부
137: 직선운동 구동부

Claims (13)

  1. 비행체에 구비되는 덕트부;
    상기 덕트부에 구비되는 프로펠러부; 및
    상기 덕트부의 상부와 하부의 개구에 구비되는 풍향조절부;
    를 포함하고,
    상기 풍향조절부는, 상기 덕트부로 유입되는 공기의 진행 방향을 변경시키도록 회전 가능하게 배치된 복수의 베인구조체를 포함하고,
    상기 복수의 베인구조체는, 상기 덕트부 상부의 좌측 개구 및 우측 개구 각각에 적어도 두 개 이상이 구비되어 두 개의 군을 이루어 제1 베인집합부와 제2 베인집합부를 구성하고, 상기 덕트부 하부의 좌측 개구 및 우측 개구 각각에 적어도 두 개 이상이 구비되어 두 개의 군을 이루어 제3 베인집합부와 제4 베인집합부를 구성하는 것을 특징으로 하는 비행체용 베인 시스템.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 베인구조체 각각은,
    회전동작에 따라 상기 덕트부의 상부와 하부의 개구면에 수직하게 배치되거나, 평행하게 배치되거나 또는 사선으로 배치되는 것을 특징으로 하는 비행체용 베인 시스템.
  3. 삭제
  4. 제1항에 있어서,
    상기 비행체는, 이착륙 모드, 자세제어 모드 및 비행모드 중에서 선택되는 어느 하나로 동작하고,
    상기 비행체가 상기 이착륙 모드로 동작하는 경우, 상기 제1, 제2 베인집합부는 상기 덕트부의 상부의 개구면에 수직하게 배치되거나 사선으로 배치되며, 상기 제3, 제4 베인집합부는 상기 덕트부의 하부의 개구면에 사선으로 배치되는 것을 특징으로 하는 비행체용 베인 시스템.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 제1, 제2, 제3, 제4 베인집합부는, 전체적으로 'ㅅ'자 형상 또는 'X'자 형상을 구현하는 것을 특징으로 하는 비행체용 베인 시스템.
  6. 제5항에 있어서,
    상기 비행체가 상기 자세제어 모드로 동작하는 경우, 상기 제1, 제2 베인집합부는 상기 덕트부의 상부의 개구면에 수직하게 배치되거나 사선으로 배치되며, 상기 제3, 제4 베인집합부는 상기 덕트부의 하부의 개구면에 수직하게 배치되거나, 사선으로 배치되는 것을 특징으로 하는 비행체용 베인 시스템.
  7. 제6항에 있어서,
    상기 제1, 제2, 제3, 제4 베인집합부는, 전체적으로 'ㅣ'자 형상, '/'자 형상 또는 '＼'자 형상을 구현하는 것을 특징으로 하는 비행체용 베인 시스템.
  8. 제4항에 있어서,
    상기 비행체가 상기 비행모드로 동작하는 경우, 상기 제1, 제2, 제3, 제4 베인집합부는 상기 덕트부의 상부와 하부의 개구면에 평행하게 배치되는 것을 특징으로 하는 비행체용 베인 시스템.
  9. 제1항에 있어서,
    상기 풍향 조절부는, 상기 복수의 베인구조체를 연결하는 다관절 링크조립체를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체용 베인 시스템.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 다관절 링크조립체는,
    상기 베인구조체의 일단에 고정되는 복수의 수직평판부재; 및
    상기 복수의 수직평판부재를 연결하는 한 쌍의 연결부재;
    를 포함하고,
    상기 수직평판부재와 상기 연결부재는 회전 가능하게 연결되는 것을 특징으로 하는 비행체용 베인 시스템.
  11. 제10항에 있어서,
    상기 풍향조절부는,
    상기 베인구조체를 회전 구동하는 회전구동부와, 상기 연결부재를 직선운동 구동하는 직선운동 구동부 중에서 선택되는 어느 하나를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체용 베인 시스템.
  12. 제10항에 있어서,
    상기 베인구조체 각각은,
    양측단이 상기 비행체에 회전 가능하게 연결되고, 상기 수직평판부재가 고정되는 일단과 가까운 일면이 내측으로 파여져 접촉홈이 형성되는 것을 특징으로 하는 비행체용 베인 시스템.
  13. 제12항에 있어서,
    상기 베인구조체 각각은, 상기 덕트부의 상부와 하부의 개구면에 평행하게 배치되도록 회전하는 경우, 상기 수직평판부재가 고정되는 일단과 반대편 타단이 상대 베인구조체의 상기 접촉홈에 면접하는 것을 특징으로 하는 비행체용 베인 시스템.
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