KR101896175B1 - Apparatus for a propeller - Google Patents

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Abstract

본 발명은 프로펠러 장치에 관한 것으로, 회전 중심이 되는 허브의 외주연에 방사상으로 원호상의 블레이드를 등간격 배치하고 림으로 커버링하여 프로펠러의 회전 중심축에 대한 무게를 분산시키고 부양능력을 향상시키기 위한 것이다.
이를 위하여 본 발명은 회전 중심축을 형성하는 허브의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 방사상으로 원호상의 블레이드가 일체형으로 배치되고 블레이드를 림으로 일체형으로 커버링하되 림의 외주면에 전체적으로 영구자석을 부착하여 허브를 중심으로 수평 회전 가능하게 설치되는 주회전 날개부, 주회전 날개부의 영구자석을 둘러 감싸도록 주회전 날개부 일측에 근접하여 적어도 2개소에 설치되어 주회전 날개부의 수평회전을 위한 구동력을 영구자석에 작용시키는 구동부를 포함하는 프로펠러 장치를 제공하여, 회전축에 의한 날개의 파손을 줄일 수 있으며, 프로펠러 구동부가 블레이드에 의한 공기의 흐름을 방해하지 않게 되어 프로펠러의 안정성 및 부양능력을 향상시킬 수 있고 인명 사고의 발생 위험성을 줄일 수 있게 한다.The present invention relates to a propeller device, in which an arc-shaped blade is radially arranged on an outer circumference of a hub as a center of rotation, and the rotor is covered with a rim to disperse the weight of the propeller about the rotational center axis .
In order to achieve the above object, according to the present invention, an arc-shaped blade is integrally disposed radially with a predetermined interval along an outer circumference of a hub forming a rotation center axis, and the blades are integrally covered with a rim, wherein a permanent magnet is entirely attached to the outer circumference of the rim, And at least two positions close to one side of the main rotary vane portion so as to surround the permanent magnet of the main rotary vane portion so that the driving force for the horizontal rotation of the main rotary vane portion is transmitted to the permanent magnet The present invention provides a propeller device including a driving part for operating a propeller, and can reduce the damage of the blades due to the rotating shaft. The propeller driving part does not interfere with the air flow by the blades, Thereby reducing the risk of the occurrence of the disease.

Description

프로펠러 장치{Apparatus for a propeller}Apparatus for a propeller < RTI ID = 0.0 >

본 발명은 프로펠러 장치에 관한 것으로, 보다 상세하게는 프로펠러의 회전 중심축에 대한 무게를 분산시킬 수 있도록 하고 프로펠러 구동부가 공기의 흐름에 방해하지 않도록 하여 프로펠러의 안정성 및 부양능력을 향상시킬 수 있으면서도 회전축에 의한 날개의 파손을 줄여 인명 사고의 발생 위험성을 줄일 수 있는 프로펠러 장치에 관한 것이다.The present invention relates to a propeller device, and more particularly, to a propeller device capable of dispersing a weight of a propeller with respect to a rotational center axis and preventing a propeller drive device from interfering with the flow of air, thereby improving the stability and lifting capability of the propeller, The present invention relates to a propeller device capable of reducing the risk of human injury by reducing the damage of a blade caused by a propeller.

무인 비행체는 조종사 없이 사전에 입력된 프로그램에 따라 또는 비행체 스스로 항로 또는 주변 장애물을 인식하고 판단하여 자율비행하는 비행체로서, 조종사를 위한 공간과 안전장치 등을 별도로 구비할 필요성이 없기 때문에 소형화, 경량화가 가능하여 사람의 직접 접근이 어려운 곳의 정보 수집과 정찰을 위한 촬영용이나 정찰용 등에 주로 사용되고 있으며, 최근에는 레저용이나 그 밖에도 여러 분야에서 무인 비행체의 활용이 두드러지고 있어 차세대 산업으로 주목받고 있다.Unmanned aerial vehicles are self-propelled airplanes that recognize airplanes or surrounding obstacles according to pre-programmed programs or by themselves, and there is no need to provide separate spaces and safety devices for pilots. In recent years, the use of unmanned aerial vehicles has been attracting attention as a next-generation industry because of the remarkable utilization of unmanned aerial vehicles in various fields such as leisure, for example, for information gathering and reconnaissance in places where direct human access is difficult.

이러한 무인 비행체는 일반적으로 전자 부품 및 제어모듈 등이 탑재되며 비행체의 골격을 구성하는 본체, 본체와 프로펠러를 기계적 및 전기적으로 연결하고 지지하는 다수의 지지 프레임, 각 지지 프레임의 종단에 모터에 의해 회전 가능하게 각각 설치되는 다수 개의 프로펠러 등을 포함하여 구성되고, 본체에 탑재되는 모듈들은 무인 비행체의 소형화 및 경량화를 위하여 기계적 강성을 지니면서 슬림형으로 구현 가능한 재료들로 구현되며, 각각의 프로펠러는 그 주위를 감싸는 형태의 프로펠러 보호용 구조물이 구비되어 구성될 수도 있다.This unmanned aerial vehicle generally includes a main body that constitutes a skeleton of an aircraft, an electronic component and a control module mounted thereon, a plurality of support frames mechanically and electrically connecting the main body and the propeller, And a plurality of propellers installed in the main body. The modules mounted on the main body are realized with materials that are mechanically rigid and slimable for reducing the size and weight of the unmanned aerial vehicle, The propeller protection structure may be provided.

그러나 상기와 같은 프레임이나 프로펠러 보호용 구조물은 무인 비행체의 부피와 무게를 증가시킬 뿐만 아니라 무인 비행체의 프로펠러 동작에 의한 공기 순환을 방해하게 되어 무인 비행체의 수직 상승시 또는 현재 좌표 유지시 요잉 제어를 어렵게 하는 문제점을 야기시키며, 또한 각각의 프로펠러는 블레이드의 회전 중심축에 구동부가 각각 구비되므로 회전 중심축에 과도하게 무게가 집중될 수 있어 무인 비행체의 운행시 날개 파손 및 그에 의한 인명사고 등을 발생시키는 원인이 되기도 하였다.However, such a frame or propeller protection structure not only increases the volume and weight of the unmanned aerial vehicle, but also obstructs the air circulation caused by the operation of the propeller of the unmanned aerial vehicle, which makes it difficult to control the yawing And each propeller is provided with a driving portion on the rotational center axis of the blade, so that the weight can be excessively concentrated on the rotational center axis, thereby causing damage to the blade during operation of the unmanned aerial vehicle and causing accidents .

KR 10-2012-0136797 A 2012.12.20. 공개KR 10-2012-0136797A 2012.12.20. open KR 10-1589263 B1 2016.01.21. 등록KR 10-1589263 B1 201.01.21. Enrollment

따라서 본 발명은 상기의 문제점을 해결하기 위해 안출한 것으로서, 본 발명이 해결하고자 하는 기술적 과제는, 회전 중심이 되는 허브의 외주연에 방사상으로 원호상의 블레이드를 등간격 배치하고 림으로 커버링하여 프로펠러의 회전 중심축에 대한 무게를 분산시킬 수 있도록 함으로써 회전축에 의한 날개의 파손을 줄일 수 있으며, 프로펠러 구동부가 블레이드에 의한 공기의 흐름을 방해하지 않도록 하여 프로펠러의 안정성 및 부양능력을 향상시킬 수 있으면서도 인명 사고의 발생 위험성을 줄일 수 있는 프로펠러 장치를 제공하고자 하는 것이다. SUMMARY OF THE INVENTION Accordingly, the present invention has been made to solve the above problems, and it is an object of the present invention to provide an air- The propeller drive unit can prevent the flow of the air by the blades, thereby improving the stability and lifting ability of the propeller, And to provide a propeller device capable of reducing the risk of occurrence of the propeller.

상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 일 실시 형태는 회전 중심축을 형성하는 허브의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 방사상으로 원호상의 블레이드가 일체형으로 배치되고 블레이드를 림으로 일체형으로 커버링하되 림의 외주면에 전체적으로 영구자석 또는 초전도체를 부착하여 허브를 중심으로 수평 회전 가능하게 설치되는 주회전 날개부, 주회전 날개부의 영구자석 또는 초전도체를 둘러 감싸도록 주회전 날개부 일측에 근접하여 적어도 2개소에 설치되어 주회전 날개부의 수평회전을 위한 구동력을 영구자석 또는 초전도체에 작용시키는 구동부를 포함하는 프로펠러 장치이다.In order to accomplish the above object, according to one embodiment of the present invention, an arc-shaped blade is integrally disposed radially with an interval at an outer circumference of a hub forming a rotation center axis, and the blades are integrally covered with a rim, A main rotor having a main rotor and a superconductor attached thereto so as to be horizontally rotatable around the hub, and at least two main poles arranged adjacent to one side of the main rotor to surround the permanent magnet or superconductor of the main rotor, And a driving unit for applying a driving force for horizontally rotating the rotary vane portion to the permanent magnet or the superconductor.

상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 다른 실시 형태는, 주회전 날개부와 연동하여 같은 방향으로 수평 회전하도록 주회전 날개부의 하부로 일정 간격 이격되어 주회전 날개부와 평행 또는 교차하게 설치되는 부회전 날개부를 더 포함하는 프로펠러 장치이다.In order to achieve the above object, according to another aspect of the present invention, there is provided an air conditioner comprising: a main rotor having a main rotating vane portion and a main rotating vane portion, And further comprises a wing portion.

본 발명에 의하면, 회전 중심이 되는 허브의 외주연에 방사상으로 원호상의 블레이드가 등간격 배치되고 블레이드의 외측을 림으로 커버링하여 형성함으로써 프로펠러의 회전시 중심축에 대한 무게를 분산시킬 수 있기 때문에 프로펠러 회전축에 의한 날개의 파손을 줄일 수 있으며, 프로펠러 구동부의 유체 흐름에 대한 반발력을 줄여 프로펠러 구동부가 블레이드에 의한 공기의 흐름에 방해하지 않도록 하여 프로펠러의 안정성 및 부양능력을 향상시킬 수 있으면서도 인명 사고의 발생 위험성을 줄일 수 있는 이점이 있다.According to the present invention, since the blades of circular arc are radially arranged on the outer circumference of the hub as the center of rotation and the outer side of the blades is covered with the rim, the weight of the propeller can be dispersed with respect to the central axis during rotation of the propeller, It is possible to reduce the damage of the blades due to the rotation axis and to reduce the repulsive force against the fluid flow of the propeller drive unit so that the propeller drive unit does not interfere with the air flow by the blades so that the stability and lifting ability of the propeller can be improved, There is an advantage that the risk can be reduced.

도 1은 본 발명의 일 실시 형태에 따른 프로펠러 장치의 조립사시도이다.
도 2a는 도 1의 프로펠러 장치에서 구동부의 전자석이 주회전 날개부에 원형상으로 배치된 예를 나타내는 조립사시도이다.
도 2b는 도 2a의 분해사시도이다.
도 3a는 도 1의 프로펠러 장치에서 구동부의 전자석이 주회전 날개부에 균등하게 이격 배치된 예를 나타내는 조립사시도이다.
도 3b는 도 3a의 분해사시도이다.
도 4의 (a)와 (b)는 본 발명의 다른 실시 형태에 따른 프로펠러 장치의 조립사시도이다.
도 5는 도 4의 (a)의 분해 사시도이다.
도 6은 본 발명의 각 실시 형태에 따른 프로펠러 장치에 내장되는 구동회로 블록도이다.1 is an assembled perspective view of a propeller device according to an embodiment of the present invention.
FIG. 2A is an assembled perspective view showing an example in which the electromagnets of the driving portion in the propeller device of FIG. 1 are circularly arranged in the main rotating blade portion. FIG.
FIG. 2B is an exploded perspective view of FIG. 2A.
Fig. 3A is an assembled perspective view showing an example in which the electromagnets of the driving portion in the propeller device of Fig. 1 are equally spaced from the main rotating vane.
FIG. 3B is an exploded perspective view of FIG. 3A.
4 (a) and 4 (b) are assembly perspective views of a propeller device according to another embodiment of the present invention.
Fig. 5 is an exploded perspective view of Fig. 4 (a).
6 is a block diagram of a driving circuit incorporated in a propeller device according to each embodiment of the present invention.

이하, 본 발명의 바람직한 실시 형태에 따른 프로펠러 장치의 구성과 동작 및 그에 의한 작용 효과를 첨부 도면을 참조하여 상세히 설명한다.DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS Hereinafter, the configuration and operation of a propeller device according to a preferred embodiment of the present invention and its operation and effect will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정 해석되지 아니하며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다. 따라서, 본 명세서에 기재된 실시 예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 일 실시 예에 불과할 뿐이므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.It is to be understood that the words or words used in the present specification and claims are not to be construed in a conventional or dictionary sense and that the inventor can properly define the concept of a term in order to describe its invention in the best possible way And should be construed in light of the meanings and concepts consistent with the technical idea of the present invention. Therefore, it should be understood that the embodiments described herein and the configurations shown in the drawings are only the most preferred embodiments of the present invention, and that various equivalents and modifications may be substituted for them at the time of the present application shall.

도 1은 본 발명의 일 실시 형태에 따른 프로펠러 장치의 조립사시도이고, 도 2a와 도 2b는 도 1의 프로펠러 장치에서 구동부의 전자석이 주회전 날개부에 원형상으로 배치된 예를 나타내는 조립사시도와 분해사시도이며, 도 3a와 도 3b는 도 1의 프로펠러 장치에서 구동부의 전자석이 주회전 날개부에 균등하게 이격 배치된 예를 나타내는 조립사시도와 분해사시도로서, 본 발명의 일 실시 형태에 의한 프로펠러 장치는, 도 1 내지 도 3b에 예시된 바와 같이 주회전 날개부(110), 구동부(120)를 포함하여 구성될 수 있으며, 도 4의 (a)와 (b) 및 도 5는 본 발명의 다른 실시 형태에 따른 프로펠러 장치의 조립사시도와 분해사시도로서, 본 발명의 다른 실시 형태에 의한 프로펠러 장치는, 도 4의 (a)와 (b) 및 도 5에 예시된 바와 같이 주회전 날개부(110), 구동부(120), 및 부회전 날개부(130)를 포함하여 구성될 수 있다. FIG. 1 is an assembled perspective view of a propeller device according to an embodiment of the present invention, FIGS. 2 (a) and 2 (b) are an assembled perspective view showing an example in which the electromagnets of a driving portion in a propeller device of FIG. 3A and 3B are an assembled perspective view and an exploded perspective view showing an example in which the electromagnets of the driving portion are equally spaced from the main rotary vane portion in the propeller device of FIG. 1, and FIG. 3B is an exploded perspective view of the propeller device according to the embodiment of the present invention. 4 (a) and 4 (b), and FIG. 5 is a cross-sectional view of another embodiment of the present invention. As shown in FIGS. 1 to 3B, As shown in FIGS. 4A and 4B and FIG. 5, the propeller device according to another embodiment of the present invention is an assembled perspective view and an exploded perspective view of the propeller device according to the embodiment, ), A driving unit 120, It can comprise the entire wing unit 130.

이러한 본 발명의 각 실시 형태에 의한 프로펠러 장치가 설치되는 비행체의 본체는 상공 비행이 용이하도록 구현되는 비행체 모형으로 구성될 수 있으며, 하우징의 형상이나 모양을 예시된 하우징의 형태로 특정하지는 않음은 물론이다.The main body of the airplane in which the propeller device according to each of the embodiments of the present invention is installed can be configured as a flying body model that facilitates flying over the airplane. The shape and shape of the housing are not specified in the form of the illustrated housing to be.

먼저, 본 발명의 일 실시 형태에 따른 프로펠러 장치는 도 1 내지 도 3b에 예시된 바와 같이 주회전 날개부(110), 구동부(120)를 포함하여 구성되며, 이때 구동부(120)는 도 2a 및 도 2b에 예시된 바와 같이 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 전체적으로 원형상으로 설치되거나, 또는 도 3a 및 도 3b에 예시된 바와 같이 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 균등하게 이격되어 적어도 2개 또는 그 이상의 갯수(도면에는 4개인 경우를 예시하고 있음)가 설치될 수 있다. 또한 전자석(121)의 일측에 형성된 냉각가스 주입구(121b)에 극저온의 헬륨 또는 질소 냉각가스를 주입하게 되면 주입되는 냉각가스에 의해 초전도체의 온도를 극저온으로 유지시킬 수 있도록 한다.First, a propeller device according to an embodiment of the present invention includes a main rotating vane 110 and a driving unit 120 as illustrated in FIGS. 1 to 3B, 2B, it may be provided in a circular shape as a whole along the outer periphery of the main rotation wing portion 110, or may be formed in a circular shape along the outer periphery of the main rotation wing portion 110 as illustrated in Figs. 3A and 3B At least two or more numbers (four in the figure) are spaced equidistantly apart and spaced apart. Further, when cryogenic helium or nitrogen cooling gas is injected into the cooling gas inlet 121b formed at one side of the electromagnet 121, the temperature of the superconductor can be kept at a very low temperature by the injected cooling gas.

주회전 날개부(110)는 도 2a 및 도 2b에 예시된 바와 같이, 회전 중심축을 형성하는 허브(111), 허브(111)의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 방사상으로 배치되어 허브(111)와 일체형으로 형성되는 원호상의 블레이드(112), 블레이드(112)의 외측을 감싸도록 블레이드(112)와 일체형으로 형성되는 림(113), 및 림(113)의 외주면에 전체적으로 부착되는 종동체(114)를 포함하여, 허브(111)를 중심으로 수평 회전 가능하게 설치된다. 여기서 종동체(114)는 영구자석이나 초전도체 중의 어느 하나로 구성될 수 있으며, 초전도체의 경우 외부에서 공급되는 냉각가스에 의해 온도가 극저온(예를 들면 초전도체의 전기 저항을 '0'으로 감소시킬 수 있는 온도로서, 영하 268.8℃)으로 감소되는 경우 전기저항이 '0'이 되는 초전도체로 구성되는 것이 바람직하다.2A and 2B, the main rotating vane 110 includes a hub 111 forming a rotation center axis, a hub 111 disposed radially at regular intervals along the outer circumference of the hub 111, A rim 113 integrally formed with the blade 112 so as to surround the outside of the blade 112 and a follower 114 which is entirely attached to the outer circumferential surface of the rim 113. The blade 112 is formed integrally with the blade 112, And is horizontally rotatable around the hub 111. [ Here, the follower 114 may be composed of either a permanent magnet or a superconductor. In the case of a superconductor, the temperature is extremely low due to a cooling gas supplied from the outside (for example, the electric resistance of the superconductor can be reduced to '0' Temperature, minus 268.8 占 폚), it is preferable that the superconductor is formed of a superconductor having an electric resistance of '0'.

이러한 주회전 날개부(110)는 비행체의 본체 상부 또는 측면에 연결되는 별도의 지지 프레임(20)에 의해 적어도 일측이 지지되는 주회전 날개 커버(115)를 더 구비하여 구성될 수 있다. The main rotary vane 110 may further include a main rotary vane cover 115 at least one side of which is supported by a separate support frame 20 connected to the top or side of the body of the air vehicle.

주회전 날개 커버(115)는 주회전 날개부(110)의 림(113)과 종동체(114)가 구동부(120)의 작용에 의해 자유롭게 수평 회전 가능하도록 하기 위해 주회전 날개부(110)의 블레이드(112)를 제외한 림(113)과 종동체(114) 및 구동부(120)의 주변을 전체적으로 근접하게 둘러 감싸도록 설치되는 것이 바람직하다. 즉, 구동부(120)가 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 전체적으로 원형상으로 설치되거나 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 균등하게 이격되어 설치되는 경우에도, 주회전 날개 커버(115)는 주회전 날개부(110)의 블레이드(112)를 커버링 면적에서 배제시킬 수 있도록 내측이 개방되고 나머지 부분은 림(113)과 종동체(114)를 전체적으로 둘러 감쌀 수 있도록 폐쇄된 'ㄷ'자형 단면의 원형 커버로 형성되는 것이 바람직하다. The main rotating blade cover 115 is rotatably supported on the main rotating blade 110 to allow the rim 113 and the follower 114 of the main rotating blade 110 to freely rotate horizontally by the action of the driving unit 120. [ It is preferable that the guide member 120 is installed so as to enclose the periphery of the rim 113 excluding the blade 112, the follower 114 and the driving unit 120 as a whole. That is, even when the driving unit 120 is installed in a circular shape along the outer circumference of the main rotary vane unit 110 or equally spaced apart from the outer circumference of the main rotary vane unit 110, The main rotating blades cover 115 is opened to the inside so that the blades 112 of the main rotating blades 110 can be excluded from the covering area and the remaining part covers the rim 113 and the follower 114 as a whole Shaped cross-section of the " C "

그러나 구동부(120)가 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 균등하게 이격되어 설치되는 경우에, 주회전 날개 커버(115)는 주회전 날개부(110)의 블레이드(112)를 커버링 면적에서 배제시킬 수 있도록 내측이 개방되고 나머지 부분은 림(113)과 종동체(114)를 전체적으로 둘러 감쌀 수 있도록 폐쇄된 'ㄷ'자형 단면의 원형 커버로 이루어지되 구동부(120)에 대응되는 부분은 몸체가 외측으로 돌출되어 림(113)과 종동체(114) 및 구동부(120)를 전체적으로 둘러 감쌀 수 있는 형태로 구성될 수도 있음은 물론이다.However, when the driving unit 120 is installed to be evenly spaced along the outer circumference of the main rotating blade unit 110, the main rotating blade cover 115 rotates around the blade 112 of the main rotating blade unit 110 And the other part is a circular cover having a "C" -shaped section closed so as to surround the rim 113 and the follower body 114 as a whole, The corresponding portion may be configured such that the body protrudes outward so that the rim 113, the follower body 114, and the driving unit 120 are entirely surrounded.

구동부(120)는 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 전체적으로 원형상으로 설치되거나, 주회전 날개부(110)의 일측에 근접하여 적어도 2개소 또는 그 이상의 개소에 설치되되 림(113)의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 이격 설치되어 주회전 날개부(110)의 수평회전을 위한 구동력을 종동체(114)에 작용시키도록 구성된다.The driving unit 120 may be installed in a circular shape as a whole along the outer circumference of the main rotating wing 110 or may be installed at at least two or more locations close to one side of the main rotating wing 110, So as to apply a driving force for the horizontal rotation of the main rotary vane portion 110 to the follower 114. As shown in FIG.

도 6은 본 발명의 각 실시 형태에 따른 프로펠러 장치에 내장되는 구동회로 블록도로서, 상기와 같은 동작 및 작용을 위하여 구동부(120)는 종동체(114)를 전체적으로 둘러 감싸는 전자석(121)을 구비하고, 도 6에 예시된 바와 같이 냉각가스 공급부(122), 제어부(123), 및 전원부(124)를 추가로 더 포함하여 구성될 수 있다.6 is a block diagram of a drive circuit built in a propeller device according to each embodiment of the present invention. In order to operate and operate as described above, the drive unit 120 includes an electromagnet 121 that surrounds the driven member 114 as a whole And further includes a cooling gas supply unit 122, a control unit 123, and a power supply unit 124 as illustrated in FIG.

전자석(121)은 주회전 날개부(110)의 종동체(114)의 주위를 전체적으로 근접하게 둘러 감싸도록 설치되고, 전류가 공급되면 자력을 발생시킬 수 있는 코일(121a)이 권선되며 코일 전류에 의해 자화되면서 자력을 발생시켜, 자기부상열차의 구동원리와 마찬가지로 자력이 발생한 전자석(121)과 종동체(114) 간의 N극과 S극의 흡인력 또는 반발력으로 주회전 날개부(110)와 구동부(120) 사이가 떨어져 공간이 유지된 상태로 회전할 수 있도록 구성한다. The electromagnet 121 is installed so as to enclose the periphery of the follower 114 of the main rotary vane 110 as a whole. When the current is supplied, the coil 121a capable of generating a magnetic force is wound, So that the main rotating vane 110 and the driving unit 110 are attracted by the attracting force or the repulsive force of the N pole and the S pole between the electromagnet 121 and the follower body 114 in which the magnetic force is generated in the same manner as the driving principle of the magnetically levitated train, 120 are separated from each other so as to rotate in a state where the space is maintained.

한편, 코일 전류에 의한 도체의 전기저항을 줄이기 위해서 이러한 전자석(121)의 일측에는 냉각가스 주입구(121b)를 형성하여 외부에서 전자석의 내부로 냉각 가스를 주입할 수 있도록 구성할 수 있다. 이러한 전자석(121)은 주입되는 냉각가스에 의해 온도가 극저온(예를 들면 초전도체의 전기 저항을 '0'으로 감소시킬 수 있는 온도로서, 영하 268.8℃)으로 감소되는 경우 전기저항이 '0'이 되는 초전도체로 구성되는 것이 바람직하다.In order to reduce the electrical resistance of the conductor due to the coil current, a cooling gas inlet 121b may be formed at one side of the electromagnet 121 to inject cooling gas from the outside into the electromagnet. When the temperature of the electromagnet 121 is reduced to a cryogenic temperature (for example, a temperature at which the electrical resistance of the superconductor can be reduced to '0', minus 268.8 ° C) by the injected cooling gas, It is preferable that it is composed of a superconductor.

냉각가스 공급부(122)는 전자석(121)의 냉각가스 주입구(121b)에 냉각가스를 공급한다. 이러한 냉각가스 공급부(122)는 냉각가스 탱크(122a), 전동 밸브(122b)를 포함하여 구성될 수 있다. The cooling gas supply unit 122 supplies the cooling gas to the cooling gas inlet 121b of the electromagnet 121. The cooling gas supply unit 122 may include a cooling gas tank 122a and a motor-operated valve 122b.

냉각가스 탱크(122a)는 전자석에 주입될 냉각가스가 저장된다. 여기서 탱크에 저장되는 냉각가스는 헬륨, 질소, 저온가스 중에서 선택되는 어느 하나의 극저온 냉각가스가 사용될 수 있다.The cooling gas tank 122a stores the cooling gas to be injected into the electromagnet. Here, the cooling gas stored in the tank may be any one selected from helium, nitrogen, and low temperature gas.

전동 밸브(122b)는 전자석(121)의 냉각가스 주입구(121b)에 일측 단부가 연결되고 냉각가스 탱크(122a)에 타측 단부가 연결되며, 전자석(121)의 코일(121a) 전류를 제어하는 전류제어신호(S1)와 함께 제어부(123)에서 출력되는 밸브 제어신호(S2)에 의해 개방 또는 폐쇄되어 전자석(121)에 냉각가스를 주입 또는 차단하도록 구성된다. The electromotive valve 122b has one end connected to the cooling gas inlet 121b of the electromagnet 121 and the other end connected to the cooling gas tank 122a and the electric current controlling the current of the coil 121a of the electromagnet 121 And is opened or closed by the valve control signal S2 output from the control unit 123 together with the control signal S1 to inject or block the cooling gas into the electromagnet 121. [

제어부(123)는 전자석(121)의 코일(121a) 전류를 단속하는 전류 제어신호(S1), 코일 전류의 공급/차단과 함께 냉각가스 공급부(122)의 냉각가스 주입구(121b)에 연결된 밸브를 개방/폐쇄시켜 초전도체로 구성되는 종동체(114), 전자석(121)에 냉각가스의 주입/차단을 단속하는 밸브 제어신호(S2)를 제어하여, 전자석(121)의 코일(121a) 전류 및 냉각가스 공급을 제어한다. 예를 들면 이러한 제어부(123)는 자기부상열차의 구동원리와 마찬가지로 전자석(121)의 코일(121a)에 전류를 공급함과 동시에 전압의 크기와 코일 전류의 방향을 조절하여 그에 의해 발생되는 자극 극성을 제어함에 의해 종동체(114)와 전자석(121)의 극성을 교번시키거나 매칭시키는 방법으로 주회전 날개부(110)의 회전 동작을 제어하고, 동시에 이들 간의 간극도 조절하면서 프로펠러를 회전시킬 수 있게 된다.The control unit 123 controls the current control signal S1 for interrupting the current of the coil 121a of the electromagnet 121 and the valve connected to the cooling gas inlet 121b of the cooling gas supply unit 122, And a valve control signal S2 for interrupting injection / interruption of the cooling gas to the electromagnet 121 is controlled so that the coil 121a current of the electromagnet 121 and the cooling Thereby controlling the gas supply. For example, the control unit 123 supplies the current to the coil 121a of the electromagnet 121, adjusts the magnitude of the voltage and the direction of the coil current so that the stimulation polarity generated thereby It is possible to control the rotational operation of the main rotary vane 110 by controlling the polarity of the follower body 114 and the electromagnet 121 alternately or by the control box and to rotate the propeller while controlling the gap therebetween do.

전원부(124)는 전자석(121)에 권선된 코일(121a)에 전류를 공급하며, 냉각가스 공급부(122) 및 제어부(123)에 연결되어 동작 전원을 공급한다.The power supply unit 124 supplies current to the coil 121a wound on the electromagnet 121 and is connected to the cooling gas supply unit 122 and the control unit 123 to supply operation power.

한편, 본 발명의 다른 실시 형태에 따른 프로펠러 장치는 도 4의 (a)와 도 5에 예시된 바와 같이 주회전 날개부(110), 구동부(120), 및 부회전 날개부(130)를 포함하여 구성되며, 이 실시 형태에서 주회전 날개부(110)는 상술한 본 발명의 일 실시 형태와 마찬가지로, 허브(111), 원호상의 블레이드(112), 림(113), 종동체(114), 및 주회전 날개 커버(115)를 포함하여 허브(111)를 중심으로 수평 회전 가능하게 설치되고, 구동부(120)도 상술한 본 발명의 일 실시 형태와 마찬가지로, 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 균등하게 이격되어 적어도 2개 또는 그 이상의 갯수가 설치되거나 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 전체적으로 원형상으로 설치될 수 있으므로, 이와 관련된 구성요소의 상세한 설명은 본 발명의 일 실시 형태의 설명을 참조하기로 한다.The propeller device according to another embodiment of the present invention includes a main rotating blade 110, a driving unit 120, and a sub rotating blade 130 as illustrated in FIGS. 4 (a) and 5 In this embodiment, the main rotary vane 110 has a hub 111, a circular arc blade 112, a rim 113, a follower 114, And the main rotating blades 110 and the main rotating blades 110 so as to be rotatable about the hub 111. The driving unit 120 also includes the main rotating blades 110, At least two or more of them may be installed at equal intervals along the periphery at regular intervals and may be installed in a circular shape as a whole along the outer periphery of the main rotary vane 110, Reference will be made to the description of an embodiment of the present invention.

다만, 이러한 본 발명의 다른 실시 형태의 구현을 위하여 달라지는 구성은 주회전 날개부(110)의 허브(111)로서, 이러한 허브(111)는 중공형 몸체로 이루어지고, 그 중공형 몸체의 내주면에 톱니를 형성하여 내부 링기어(111a)를 구성하며, 구동부(120)에서 발생되는 주회전 날개부(110)의 회전력을 내부 링기어(111a)의 톱니를 통해 부회전 날개부(130)로 전달하기 위한 기어군(111b)이 내부 링기어(111a)의 톱니와 맞물려 회전하도록 내설된다. 여기서 기어군(111b)은 유성치차군(111b-1), 태양치차(111b-2)을 포함하여 구성될 수 있다.The hub 111 of the main rotating vane 110 is formed of a hollow body and the inner peripheral surface of the hollow body And the rotational force of the main rotating wing 110 generated in the driving unit 120 is transmitted to the auxiliary rotating wing 130 through the teeth of the inner ring gear 111a The gear group 111b for engagement with the teeth of the inner ring gear 111a rotates. Here, the gear group 111b may include a planetary gear group 111b-1 and a sun gear 111b-2.

유성치차군(111b-1)은 내부 링기어(111a)의 톱니와 맞물리는 톱니가 몸체의 외주면에 형성되되 내부 링기어(111a)의 톱니와 일측이 접하고 타양치차(111b-2)의 톱니와 타측이 맞물리도록 내부 링기어(111a)에 내설되어, 내부 링기어(111a)의 회전동작에 따라 내부 링기어(111a)와 맞물려 자전하면서 태양치차(111b-2)의 주변을 따라 공전하도록 구성된다. 이때 유성치차군(111b-1)은, 태양치차(111b-2)의 외주면을 따라 일정 간격을 두고 방사상으로 배치되는 3개의 유성치차로 구성되는 것이 바람직하다.The planetary gear group 111b-1 is formed on the outer circumferential surface of the body so as to engage with the teeth of the inner ring gear 111a, and the teeth of the inner ring gear 111a come into contact with one side, And is engaged with the inner ring gear 111a in accordance with the rotation operation of the inner ring gear 111a so as to revolve around the sun gear 111b-2 while rotating on the inner ring gear 111a so as to engage with the other side do. At this time, it is preferable that the planetary gear group 111b-1 is composed of three planetary gears disposed radially at regular intervals along the outer peripheral surface of the sun gear 111b-2.

태양치차(111b-2)는 몸체의 하단부를 부회전 날개부(130)의 회전 중심축인 허브(131)와 일체로 되게 형성하고, 몸체의 상단부는 그 외주면에 유성치차군(111b-1)의 톱니와 맞물리는 톱니를 형성하여 유성치차군(111b-1)의 톱니와 일측이 접하여 맞물리도록 내부 링기어(111a)에 내설되어, 구동부(120)의 작용에 의해 발생되는 주회전 날개부(110)의 회전력을 내부 링기어(111a)와 유성치차군(111b-1)을 통해 전달받아 자전하면서 그 회전력으로 부회전 날개부(130)의 허브(131)를 직접 회전시켜 부회전 날개부(130)의 블레이드(132)를 주회전 날개부(110)의 블레이드(112)와 일방향으로 회전시킬 수 있게 구성한다.The lower end of the sun gear 111b-2 is integrally formed with the hub 131 which is the rotation center axis of the auxiliary rotary wing 130. The upper end of the sun gear 111b-2 is formed on the outer peripheral surface of the planetary gear group 111b- And is engaged with the inner ring gear 111a so as to be in contact with one side of the gear teeth of the planetary gear group 111b-1 so as to be engaged with the main rotary vane portion 111b-1 generated by the action of the driving portion 120 The rotation of the hub 131 of the auxiliary rotary wing 130 is directly transmitted to the auxiliary rotary wing 130 by the rotation of the inner ring gear 111a and the planetary gear group 111b- 130 can be rotated in one direction with the blades 112 of the main rotary vane 110. [

부회전 날개부(130)는 주회전 날개부(110)의 하부로 일정 간격 이격되게 설치되되, 주회전 날개부(110)와 연동하여 회전하도록 주회전 날개부(110)와 평행 또는 교차하게 설치된다. 이 실시 형태에서 주회전 날개부(110)와 부회전 날개부(130)는 비행체의 본체 상부 또는 측면에 연결되는 별도의 지지 프레임(20)에 의해 적어도 일측이 지지되고 림(113,133)과 동일한 직경을 갖는 원통 덕트(140)의 상단부와 하단부에 각각 안착되어 설치되는 것이 바람직하다. The auxiliary rotary vane 130 is installed at a predetermined distance from the lower portion of the main rotary vane 110 and is installed parallel to or intersect with the main rotary vane 110 to rotate in conjunction with the main rotary vane 110 do. In this embodiment, the main rotor 110 and the auxiliary rotor 130 are supported at least one side by a separate support frame 20 connected to the top or side surface of the body of the airplane and have the same diameter as the rims 113, The upper and lower end portions of the cylindrical duct 140 having the first and second end portions 140a and 140b, respectively.

부회전 날개부(130)는 회전 중심축을 형성하면서 상기 태양치차(111b-2)의 하단부와 일체로 형성되는 허브(131), 허브(131)의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 방사상으로 배치되되 허브(131)와 일체형으로 형성되는 원호상의 블레이드(132), 블레이드(132)의 외측을 감싸도록 블레이드(132)와 일체형으로 형성되는 림(133), 및 림(133)이 자유롭게 수평 회전 가능하도록 덕트 주변을 근접하게 둘러 감싸는 부회전 날개 커버(134)를 포함하여 구성될 수 있다.The auxiliary rotary vane 130 is radially arranged at regular intervals along the outer circumference of the hub 131 and the hub 131 integrally formed with the lower end of the sun gear 111b- An arc-shaped blade 132 integrally formed with the hub 131, a rim 133 integrally formed with the blade 132 so as to surround the outside of the blade 132, and a rim 133 freely rotatable horizontally And a sub rotatable blade cover 134 that closely surrounds the periphery of the duct.

한편, 본 발명의 다른 실시 형태에 따른 프로펠러 장치는 도 4의 (b)에 예시된 바와 같이 주회전 날개부(110)의 블레이드(112)와 부회전 날개부(130)의 블레이드(132)를 하나의 공통된 허브 중심점(141)에서 각 날개부(110)(130)의 림(113,133)까지 방사상으로 배치되도록 일체로 연설하여, 두 날개부(110,130)가 회전 동작시 하나의 허브 중심점(141)을 기준으로 일체로 연동 가능하게 형성할 수도 있다. 이 경우 주회전 날개부(110)와 부회전 날개부(130)의 각 블레이드(112,132)는 원통 덕트(140)의 중심축 상에 위치하는 하나의 허브 중심점(141)에서 각 날개부(110)(130)의 림(113,133)까지 방사상으로 배치되어, 전체적으로 각 블레이드(112,132)가 상하방향 및 좌우방향에서 동시에 교차되는 형태의 X자형으로 일체로 구성될 수 있을 것이다.4 (b), the blades 112 of the main rotary vane 110 and the blades 132 of the auxiliary rotary vane 130 are rotated in the same direction as shown in FIG. 4 (b) The two wing portions 110 and 130 are integrally formed so as to be radially arranged from one common hub center point 141 to the rims 113 and 133 of the respective wing portions 110 and 130, As shown in Fig. The blades 112 and 132 of the main rotary vane 110 and the auxiliary rotary vane 130 are connected to the respective wing portions 110 at one hub center point 141 located on the central axis of the cylindrical duct 140, Like shape in which the respective blades 112 and 132 are crossed in the vertical direction and the left and right direction at the same time so as to be integrally arranged radially to the rims 113 and 133 of the blade 130.

이상과 같이 구성되는 본 발명의 동작 및 그에 의한 작용 효과를 설명하면 다음과 같다. The operation of the present invention constituted as described above and its operation and effect will be described as follows.

먼저, 본 발명의 일 실시 형태에 따른 프로펠러 장치는, 회전 중심축을 형성하는 허브(111)의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 원호상의 블레이드(112)가 허브(111)와 일체형으로 방사상 배치되고 이러한 블레이드(112)의 외측을 일체형으로 감싸도록 형성된 림(113)의 외주면에 종동체(114)를 전체적으로 부착하여 주회전 날개부(110)를 형성한다. First, in a propeller device according to an embodiment of the present invention, a circular blade 112 is radially disposed integrally with the hub 111 at regular intervals along the outer circumference of a hub 111 forming a rotation center shaft, The main body 114 is entirely attached to the outer circumferential surface of the rim 113 integrally surrounding the outer side of the blade 112 to form the main rotor 110.

이후 초전도체로 구성되고 코일이 권선된 전자석(121), 헬륨 또는 질소 냉각가스를 저장하고 전자석에 공급하는 냉각가스 공급부(122), 전자석에 권선된 코일의 전류 및 냉각가스 공급부에 설치된 밸브의 개폐 제어를 위한 제어부(123), 및 동작 전원 공급을 위한 전원부(124)로 구성되는 구동부(120)를 주회전 날개부(110)의 외주연에 적어도 2개소 또는 그 이상의 개소 또는 원형상으로 설치한다. A cooling gas supply part 122 for storing the helium or nitrogen cooling gas and supplying it to the electromagnet, a current control circuit for controlling the opening and closing of the valve installed in the current and cooling gas supply part of the coil wound on the electromagnet A driving unit 120 including a control unit 123 for supplying power and a power supply unit 124 for supplying operating power to the main rotary vane unit 110 is installed at at least two or more places or in a circle.

상기와 같이 구동부(120)가 설치된 주회전 날개부(110)에 비행체의 본체 상부 또는 측면에 별도의 지지 프레임(20)에 의해 연결되어 적어도 일측이 지지되는 주회전 날개 커버(115)를 설치한다. The main rotating blade cover 115 is connected to the main rotating blade 110 provided with the driving unit 120 by a separate supporting frame 20 on the top or side of the main body of the flying body so as to support at least one side thereof .

이때 주회전 날개 커버(115)는 구동부(120)가 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 균등하게 이격되어 설치되는 경우에는, 주회전 날개부(110)의 블레이드(112)를 커버링 면적에서 배제시킬 수 있도록 내측이 개방되고 나머지 부분은 림(113)과 종동체(114)를 전체적으로 둘러 감쌀 수 있도록 폐쇄된 'ㄷ'자형 단면의 원형 커버로서, 구동부(120)에 대응되는 부분은 몸체가 외측으로 돌출되어 림(113)과 종동체(114) 및 구동부(120)를 전체적으로 둘러 감쌀 수 있는 형태의 것을 설치하며, 반면에 구동부(120)가 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 전체적으로 원형상으로 설치되는 경우에는, 주회전 날개부(110)의 블레이드(112)를 커버링 면적에서 배제시킬 수 있도록 내측이 개방되고 나머지 부분은 림(113)과 종동체(114)를 전체적으로 둘러 감쌀 수 있도록 폐쇄된 'ㄷ'자형 단면의 원형 커버로 형성되는 것을 설치한다.In this case, when the driving unit 120 is installed to be evenly spaced along the outer circumference of the main rotary vane 110 at regular intervals, the main rotary vane cover 115 is rotated by the blade 112 of the main rotary vane 110 Shaped cover having a "'" -shaped cross section so as to cover the rim 113 and the follower body 114 as a whole, so as to correspond to the driving unit 120 The driving part 120 is provided on the main rotating blade part 110 and the driving part 120 is provided on the main rotating blade part 110, The inside of the main blade 110 is opened to allow the blade 112 of the main rotating blade 110 to be excluded from the covering area and the remaining portion of the blade 112 is connected to the rim 113 and the follower 114 ) To cover the whole And a circular cover having a closed 'C' -shaped section.

이로써, 주회전 날개 커버(115)가 주회전 날개부(110)의 블레이드(112)를 제외한 림(113)과 종동체(114) 및 구동부(120)의 주변을 전체적으로 근접하게 둘러 감싸는 상태로 설치되어 있게 되므로, 전원부(124)에서 동작 전원이 공급되고 제어부(123)에서 구동부(120)의 코일(121a) 전류를 공급하여 전자석(121)에서 자력이 발생하게 되면 주회전 날개부(110)의 종동체(114가 자화되고 이들 간에는 자기부상열차의 구동원리와 마찬가지로 자력이 발생한 전자석(121)과 종동체(114) 간의 N극과 S극의 흡인력 또는 반발력으로 주회전 날개부(110)와 구동부(120) 사이가 떨어져 공간이 유지된 상태로 회전력을 발생시킬 수 있게 되므로, 주회전 날개 커버(115)의 내측에서 떠 있는 상태(부양 상태)로 주회전 날개부(110)가 안정적으로 수평 회전할 수 있게 된다.The main rotating blade cover 115 is installed in a state of wrapping around the rim 113 excluding the blade 112 of the main rotating blade 110 and the periphery of the follower 114 and the driving unit 120 as a whole. When the operation power is supplied from the power supply unit 124 and the magnetic force is generated in the electromagnet 121 by supplying the coil 121a current of the driving unit 120 from the controller 123, The driven body 110 is magnetized by the suction force or the repulsive force of the N and S poles between the electromagnet 121 and the follower body 114 in which magnetic force is generated in the same manner as the driving principle of the magnetic levitation train, The main rotating blades 110 can be stably rotated horizontally in a floating state (floating state) from the inside of the main rotating blades cover 115, .

한편, 이러한 주회전 날개부(110)에 의한 프로펠러의 부양력을 증가시키는 방법은 주회전 날개부(110)의 회전속도를 증가시키는 것이며, 이를 위해서는 전자석(121)의 코일 전류에 의한 도체 전기저항을 줄이는 것이므로 전자석(121)을 초전도체로 구성하고, 제어부(123)에서 코일(121a)에 전류를 공급함과 동시에 전동 밸브(122b)를 개방하여 냉각가스 탱크(122a)에서 전자석(121)의 일측에 형성된 냉각가스 주입구(121b)에 극저온의 헬륨 또는 질소 등의 냉각가스를 주입하게 되면, 주입되는 냉각가스에 의해 초전도체의 온도를 극저온으로 감소시킬 수 있게 되며, 이로써 프로펠러의 부양력 향상이 가능하게 된다.A method of increasing the lifting force of the propeller by the main rotor 110 increases the rotational speed of the main rotor 110. For this purpose, the electric resistance of the conductor due to the coil current of the electromagnet 121 The electromagnet 121 is formed of a superconductor and the controller 123 supplies current to the coil 121a and opens the electromotive valve 122b so that the electromagnet 121 formed in one side of the electromagnet 121 in the cooling gas tank 122a When a cryogenic gas such as helium or nitrogen is injected into the cooling gas inlet 121b, the temperature of the superconductor can be reduced to a cryogenic temperature by the injected cooling gas, thereby improving the lifting power of the propeller.

한편, 본 발명의 다른 실시 형태에 따른 프로펠러 장치는 허브(111), 원호상의 블레이드(112), 림(113), 종동체(114), 및 주회전 날개 커버(115)를 포함하는 주회전 날개부(110)를 허브(111)를 중심으로 수평 회전 가능하게 설치하고, 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 전체적으로 또는 일정 간격을 두고 균등하게 이격시켜 구동부(120)를 설치한다. The propeller device according to another embodiment of the present invention includes a hub 111, a circular blade 112, a rim 113, a follower 114, and a main rotary vane cover 115, The driving unit 120 is installed so as to be horizontally rotatable about the hub 111 and equally spaced along the outer circumference of the main rotating vane 110 as a whole or at regular intervals.

상기와 같이 구동부(120)가 설치된 주회전 날개부(110)에 비행체의 본체 상부 또는 측면에 별도의 지지 프레임(20)에 의해 연결되어 적어도 일측이 지지되는 주회전 날개 커버(115)를 설치한 후, 원통 덕트(140)의 상단부에 안착시켜 고정 설치한다.The main rotating blade cover 115 is connected to the upper or side surface of the main body of the flying body by a separate supporting frame 20 and at least one side is supported by the main rotating blade 110, And then fixedly mounted on the upper end of the cylindrical duct 140.

또한 허브(131), 원호상의 블레이드(132), 림(133), 및 림(133)이 자유롭게 수평 회전 가능하도록 덕트 주변을 근접하게 둘러 감싸는 부회전 날개 커버(134)를 포함하는 부회전 날개부(130)를 준비하고, 비행체의 본체 상부 또는 측면에 연결되는 별도의 지지 프레임(20)에 의해 적어도 일측이 지지되면서 림(113,133)과 동일한 직경을 갖는 원통 덕트(140)의 하단부에 주회전 날개부(110)와 평행하게 안착시켜 주회전 날개부(110)의 하부로 일정 간격 이격되게 설치한다.And includes a hub 131, a circular blade 132, a rim 133, and a rotatable blade cover 134 that closely surrounds the duct around the rim 133 so that the rim 133 is freely rotatable horizontally. (130) is supported by at least one support frame (20) connected to the top or side surface of the body of the airplane, and a main rotor blade (140) is provided at the lower end of the cylindrical duct (140) (110) so as to be spaced apart from the main rotating blade (110) by a predetermined distance.

이때 부회전 날개부(130)가 주회전 날개부(110)와 연동하여 회전하도록 하기 위해 이 실시 형태에서, 주회전 날개부(110)의 허브(111)는 기어군(111b)이 내부에 삽입 설치될 수 있는 내부 공간을 갖는 중공형 몸체로 형성하고 그 중공형 몸체의 내주면에 톱니를 형성하여 내부 톱니를 갖는 내부 링기어(111a)를 형성한다. 내부 링기어(111a)의 내부에는 구동부(120)에서 발생되는 주회전 날개부(110)의 회전력을 내부 링기어(111a)의 톱니를 통해 부회전 날개부(130)로 전달할 수 있도록, 유성치차군(111b-1), 태양치차(111b-2)로 형성되는 기어군(111b)을 삽입 설치한다.In this embodiment, the hub 111 of the main rotary vane portion 110 is configured such that the gear group 111b is inserted into the main rotary vane portion 110, And an inner ring gear 111a having internal teeth is formed by forming teeth on the inner circumferential surface of the hollow body. The inner ring gear 111a is provided with a planetary gear unit 110a so that the rotational force of the main rotary vane unit 110 generated in the driving unit 120 can be transmitted to the auxiliary rotary vane unit 130 through the teeth of the inner ring gear 111a, And the gear group 111b formed of the sun gear 111b-1 and the sun gear 111b-2.

이때 유성치차군(111b-1)은 태양치차(111b-2)의 외주면을 따라 일정 간격을 두고 방사상으로 3개의 유성치차를 배치하여 내부 링기어(111a)의 톱니와 일측이 접하여 톱니가 서로 맞물리도록 설치하여, 내부 링기어(111a)의 회전동작에 따라 내부 링기어(111a)의 내측에서 자전하면서 태양치차(111b-2)의 주변을 따라 공전할 수 있도록 한다. At this time, the planetary gear group 111b-1 has three planetary gears arranged radially at regular intervals along the outer peripheral surface of the sun gear 111b-2 so that the teeth of the inner ring gear 111a are in contact with one side, So that it can revolve around the sun gear 111b-2 while rotating inside the inner ring gear 111a in accordance with the rotation operation of the inner ring gear 111a.

또한 태양치차(111b-2)는 몸체의 하단부가 부회전 날개부(130)의 회전 중심축인 허브(131)와 일체로 형성하고, 상단부 톱니가 유성치차군(111b-1)의 톱니와 접하여 맞물리도록 내부 링기어(111a)에 내설한다. The lower end of the sun gear 111b-2 is integrally formed with the hub 131, which is the center axis of rotation of the auxiliary rotary wing 130, and the upper end tooth is in contact with the teeth of the planetary gear group 111b-1 And is inserted into the inner ring gear 111a so as to be engaged therewith.

이로써 구동부(120)에 의해 자력이 발생되어 주회전 날개부(110)가 회전하게 되면 태양치차(111b-2)는 그 회전력을 내부 링기어(111a)와 유성치차군(111b-1)을 통해 전달받아 회전하면서 하단부에 일체로 연결된 부회전 날개부(130)의 허브(131)를 직접 회전시킬 수 있게 되며, 따라서 부회전 날개부(130)의 블레이드(132)도 주회전 날개부(110)의 블레이드(112)와 연동하여 회전할 수 있게 된다.The sun gear 111b-2 rotates its rotating force through the inner ring gear 111a and the planetary gear group 111b-1 when a magnetic force is generated by the driving unit 120 and the main rotating vane unit 110 rotates The blades 132 of the auxiliary rotary wing 130 are also rotated by the rotation of the main rotary wing 110. Thus, It is possible to rotate in conjunction with the blade 112 of the rotor.

이상의 본 발명에 의하면, 회전 중심이 되는 허브의 외주연에 방사상으로 원호상의 블레이드가 등간격 배치되고 블레이드의 외측을 림으로 커버링하여 형성하게 되므로 프로펠러의 회전시 중심축에 대한 무게를 분산시킬 수 있게 되어 프로펠러 회전축에 의한 날개의 파손을 줄일 수 있는 이점을 제공한다. According to the present invention, since the blades of the circular arc are radially arranged on the outer circumference of the hub as the center of rotation, and the outer side of the blades is covered with the rim, the weight on the central axis can be dispersed Thereby reducing the damage of the blades due to the propeller rotating shaft.

또한 본 발명은 초전도체로 구성된 전자석과 헬륨 또는 질소 등의 냉각가스를 이용하여 주회전 날개부와 구동부 사이가 떨어져 공간이 유지된 상태로 회전력을 발생시키고 이를 정밀 제어할 수 있게 되며, 또한 유성치차와 태양치차로 구성되는 기어군을 이용하여 주회전 날개부와 부회전 날개부 간의 동력 전달 및 회전동작이 이루어질 수 있게 되므로 프로펠러 구동에 다른 소음 발생을 줄일 수 있을 분만 아니라 프로펠러 구동부의 유체 흐름에 대한 반발력을 줄여 프로펠러 구동부가 블레이드에 의한 공기의 흐름에 방해하지 않게 되어 프로펠러의 안정성 및 부양능력을 향상시킬 수 있으면서도 인명 사고의 발생 위험성을 줄일 수 있는 이점을 제공한다. Further, the present invention uses a electromagnet composed of a superconductor and a cooling gas such as helium or nitrogen to generate a rotational force in a state in which the space between the main rotating vane part and the driving part is maintained and can be precisely controlled, The power transmission and rotation operation can be performed between the main rotary vane and the auxiliary rotary vane by using the gear group composed of the sun gear so that the generation of noise other than propeller driving can be reduced and the repulsive force against the fluid flow of the propeller driving portion So that the propeller drive unit does not interfere with the flow of air by the blades, thereby improving the stability and lifting ability of the propeller, while reducing the risk of human accidents.

이상과 같이 본 발명은 비록 한정된 실시예와 도면에 의해 설명되었으나, 본 발명은 상기의 실시예에 한정되는 것은 아니며, 이는 본 발명이 속하는 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 이러한 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다. 따라서, 본 발명의 사상은 아래에 기재된 특허 청구 범위에 의해서만 파악되어야 하고, 이의 균등 또는 등가적 변형 모두는 본 발명 사상의 범주에 속한다고 할 것이다.While the present invention has been particularly shown and described with reference to exemplary embodiments thereof, it is to be understood that the invention is not limited to the disclosed exemplary embodiments, but, on the contrary, Modification is possible. Accordingly, it is intended that the scope of the invention be defined by the claims appended hereto, and that all equivalent or equivalent variations thereof fall within the scope of the present invention.

20 : 지지 프레임 110 : 주회전 날개부
111,131 : 허브 111a : 내부 링기어
111b : 기어군 111b-1 : 유성치차군
111b-2 : 태양치차 112,132 : 블레이드
113,133 : 림 114 : 종동체
115 : 주회전 날개 커버 120 : 구동부
121 : 전자석 121a : 코일
121b : 냉각가스 주입구 122 : 냉각가스 공급부
122a : 냉각가스 탱크 122b : 전동 밸브
123 : 제어부 124 : 전원부
130 : 부회전 날개부 134 : 부회전 날개 커버
140 : 원통 덕트 141 : 허브 중심점20: Support frame 110: Main rotating blade
111, 131: hub 111a: inner ring gear
111b: gear group 111b-1: planetary gear group
111b-2: sun gear 112, 132: blade
113, 133: rim 114:
115: main rotating blade cover 120:
121: electromagnet 121a: coil
121b: Cooling gas inlet port 122: Cooling gas supply section
122a: Cooling gas tank 122b: Electric valve
123: control unit 124:
130: Rotating blades 134: Rotating blades
140: Cylindrical duct 141: hub center point

Claims (13)

회전 중심축을 형성하는 허브(111)의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 방사상으로 원호상의 블레이드(112)가 일체로 배치되고 블레이드(112)를 림(113)으로 일체형으로 커버링하되 림(113)의 외주면에 전체적으로 종동체(114)를 부착하여 허브를 중심으로 수평회전 가능하게 설치되는 주회전 날개부(110);
상기 주회전 날개부(110)의 종동체(114)를 둘러 감싸도록 주회전 날개부(110) 일측에 근접하여 적어도 2개소에 설치되어 주회전 날개부(110)의 수평회전을 위한 구동력을 종동체(114)에 작용시키는 구동부(120); 및,
상기 주회전 날개부(110)와 연동하여 같은 방향으로 수평 회전하도록 상기 주회전 날개부(110)의 하부로 일정 간격 이격되어 주회전 날개부(110)와 평행하게 설치되는 부회전 날개부(130);를 포함하되,
상기 주회전 날개부(110)는,
상기 림(113)과 종동체(114)가 자유롭게 수평 회전 가능하도록 림(113)과 구동부(120)의 주변을 근접하게 둘러 감싸는 주회전 날개 커버(115)를 포함하며,
상기 부회전 날개부(130)는,
회전 중심축이 되는 허브(131)와, 상기 허브(131)의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 방사상으로 배치되되 허브(131)와 일체형으로 배치되는 원호상의 블레이드(132)와, 블레이드(132)를 일체형으로 커버링하는 림(133), 및 림(133)이 수평 회전 가능하도록 주변을 근접하게 둘러 감싸는 부회전 날개 커버(134)를 포함하고,
상기 주회전 날개부(110)와 부회전 날개부(130)는 비행체의 본체 상부 또는 측면에 연결되는 별도의 지지 프레임(20)에 의해 적어도 일측이 지지되고 림(113,133)과 동일한 직경을 갖는 원통 덕트(140)의 상단부와 하단부에 각각 안착되어 설치되며,
상기 구동부(120)는,
상기 종동체(114)의 주위를 전체적으로 근접하게 둘러 감싸도록 설치되며, 전류 공급을 위한 코일(121a)이 권선되고, 몸체의 일측에 냉각가스 주입구(121b)가 형성되어 외부에서 주입되는 냉각가스에 의해 온도와 전기저항이 감소되는 전자석(121);
상기 전자석(121)의 냉각가스 주입구(121b)에 냉각가스를 공급하는 냉각가스 공급부(122);
전자석(121)의 코일(121a) 전류를 단속하는 전류 제어신호, 코일 전류의 공급/차단과 함께 냉각가스 공급부(122)의 냉각가스 주입구(121b)에 연결된 밸브를 개방/폐쇄시켜 전자석(121)에 냉각가스의 주입/차단을 단속하는 밸브 제어신호를 제어하여, 전자석(121)의 코일(121a) 전류 및 냉각가스 공급을 제어하는 제어부(123); 및
전자석(121)에 권선된 코일(121a)에 전류를 공급하며, 상기 냉각가스 공급부(122) 및 제어부(123)에 동작 전원을 공급하는 전원부(124);를 포함하여 구성되고,
상기 종동체(114) 또는 전자석(121) 중의 어느 하나는 냉각가스 공급시 온도가 극저온으로 변화되어 전기저항이 '0'으로 감소되는 초전도체로 구성되며,
상기 주회전 날개부(110)의 허브(111)는,
중공형으로 이루어지는 몸체의 내주면에 톱니가 형성된 내부 링기어(111a)로 구성되고,
상기 구동부(120)에서 발생되는 주회전 날개부(110)의 회전력을 상기 내부 링기어(111a)의 톱니를 통해 부회전 날개부(130)로 전달하기 위한 기어군(111b)이 상기 내부 링기어(111a)의 톱니와 맞물려 회전하도록 내설되며,
상기 기어군(111b)은,
상기 내부 링기어(111a)의 톱니와 맞물리는 톱니가 몸체의 외주면에 형성되되 내부 링기어(111a)의 톱니와 일측이 접하여 톱니가 맞물리도록 내부 링기어(111a)에 내설되어, 내부 링기어(111a)의 회전동작에 따라 내부 링기어(111a)의 내부에서 자전하면서 공전하도록 태양치차(111b-2)의 외주면을 따라 일정 간격을 두고 방사상으로 배치되는 3개의 유성치차군(111b-1);
몸체의 상단부 외주면에는 상기 유성치차군(111b-1)의 톱니와 맞물리는 톱니가 형성되어 상기 유성치차군(111b-1)의 톱니와 일측이 접하여 맞물리도록 내부 링기어(111a)의 내측에 내설되고, 몸체의 하단부는 상기 부회전 날개부(130)의 회전 중심축인 허브(133)와 일체로 연결되는 태양치차(111b-2);를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 프로펠러 장치.The blades 112 are integrally disposed radially with a predetermined distance along the outer circumference of the hub 111 forming the rotation center axis and the blades 112 are integrally covered with the rim 113, A main rotating blade 110 mounted on an outer circumferential surface of the main body 114 so as to be horizontally rotatable around the hub;
The driving force for horizontally rotating the main rotating blade 110 is provided at at least two positions close to one side of the main rotating blade 110 so as to surround the driven body 114 of the main rotating blade 110, A driving part (120) for applying the force to the body (114); And
The main rotor 110 has a main rotor 110 and a main rotor 110. The main rotor 110 has a main rotor 110 and a main rotor 110, ), ≪ / RTI >
The main rotating wing 110 is formed of a single-
And a main rotating blades cover 115 surrounding the rim 113 and the periphery of the driving unit 120 such that the rim 113 and the follower 114 can freely rotate horizontally,
The sub rotatable blade portion (130)
An arc-shaped blade 132 disposed in a radial pattern at a predetermined interval along the outer circumference of the hub 131 and disposed integrally with the hub 131; A rim 133 which integrally covers the rim 133, and a sub-rotary vane cover 134 which surrounds the periphery so that the rim 133 is horizontally rotatable,
The main rotating blades 110 and the auxiliary rotating blades 130 are supported by at least one supporting frame 20 connected to the top or side of the body of the airplane, And is installed in an upper end portion and a lower end portion of the duct 140, respectively,
The driving unit 120 includes:
A coil 121a for current supply is wound and a cooling gas inlet 121b is formed on one side of the body so that the cooling gas injected from the outside An electromagnet 121 whose temperature and electric resistance are reduced;
A cooling gas supply unit 122 for supplying a cooling gas to the cooling gas inlet 121b of the electromagnet 121;
A current control signal for interrupting the current of the coil 121a of the electromagnet 121 causes the electromagnet 121 to open / close a valve connected to the cooling gas inlet 121b of the cooling gas supplier 122, A control unit 123 for controlling a valve control signal for interrupting injection / interruption of the cooling gas into the coil 121a of the electromagnet 121 to control the current and the cooling gas supply of the coil 121a; And
And a power supply unit 124 supplying current to the coil 121a wound on the electromagnet 121 and supplying operating power to the cooling gas supply unit 122 and the control unit 123,
Any one of the follower 114 or the electromagnet 121 is composed of a superconductor whose temperature is changed to a cryogenic temperature when the cooling gas is supplied and the electric resistance is reduced to '0'
The hub (111) of the main rotating blade (110)
And an inner ring gear 111a having teeth formed on the inner peripheral surface of the hollow body,
A gear group 111b for transmitting the rotational force of the main rotating wing 110 generated in the driving unit 120 to the auxiliary rotating wing 130 through the teeth of the inner ring gear 111a is engaged with the inner ring gear 111b, To be rotated to engage with the teeth of the gears (111a)
The gear group 111b,
Teeth are formed on the outer peripheral surface of the inner ring gear 111a so as to engage with the teeth of the inner ring gear 111a so that the teeth of the inner ring gear 111a are in contact with one side of the inner ring gear 111a, Three planetary gear sets 111b-1 radially arranged at regular intervals along the outer circumferential surface of the sun gear 111b-2 so as to revolve in the inner ring gear 111a according to the rotation operation of the planetary gears 111a-111a;
Teeth are formed on the outer peripheral surface of the upper end of the body so as to engage with the teeth of the planetary gear group 111b-1 so that the teeth of the planetary gear group 111b-1 are in contact with the inner side of the inner ring gear 111a And a sun gear (111b-2) integrally connected to a hub (133), which is a rotation center axis of the auxiliary rotary blade (130), at the lower end of the body. 삭제delete 제1항에 있어서, 상기 구동부(120)는,
상기 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 설치되는 것을 특징으로 하는 프로펠러 장치.The apparatus of claim 1, wherein the driving unit (120)
Wherein the main rotor (110) is installed at a predetermined interval along the outer periphery of the main rotor (110). 제1항에 있어서, 상기 구동부(120)는,
상기 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 전체적으로 설치되는 것을 특징으로 하는 프로펠러 장치.The apparatus of claim 1, wherein the driving unit (120)
Wherein the main propeller unit is installed entirely along the outer circumference of the main rotor unit. 삭제delete 제1항에 있어서, 상기 냉각가스 공급부(122)는,
상기 전자석에 주입되는 냉각가스가 저장되는 냉각가스 탱크(122a);
상기 전자석(121)의 냉각가스 주입구(121b)에 일측 단부가 연결되고 냉각가스 탱크(122a)에 타측 단부가 연결되며, 상기 전자석(121)의 코일(121a)에 흐르는 전류제어신호에 따라 개방 또는 폐쇄되어 전자석에 냉각가스를 주입 또는 차단하는 전동 밸브(122b);를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 프로펠러 장치.The cooling apparatus according to claim 1, wherein the cooling gas supply unit (122)
A cooling gas tank 122a for storing a cooling gas injected into the electromagnet;
The cooling gas tank 122a is connected to one end of the cooling gas inlet 121b of the electromagnet 121 and the other end of the cooling gas tank 122a is opened or closed according to a current control signal flowing through the coil 121a of the electromagnet 121, And a motor-operated valve (122b) that closes and injects or blocks the cooling gas to the electromagnets. 제6항에 있어서, 상기 냉각가스는,
헬륨, 질소 중에서 선택되는 어느 하나의 냉각가스인 것을 특징으로 하는 프로펠러 장치7. The method according to claim 6,
Helium, and nitrogen, characterized in that the propeller device 삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete 제1항에 있어서, 상기 주회전 날개부(110)와 부회전 날개부(130)는,
하나의 공통된 허브 중심점(141)에서 각 날개부(110)(130)의 림(113,133)까지 일체로 연설되는 형태로 블레이드(112,132)가 배치되어, 전체적으로 상하방향 및 좌우방향에서 동시에 교차되는 X자형으로 형성되는 것을 특징으로 하는 프로펠러 장치.[3] The apparatus of claim 1, wherein the main rotating blades (110) and the auxiliary rotating blades (130)
The blades 112 and 132 are disposed integrally from one common hub center point 141 to the rims 113 and 133 of the wings 110 and 130 so as to be integrally formed in an X- Wherein the propeller unit comprises:
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