KR101918439B1 - 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기 - Google Patents

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KR101918439B1
KR101918439B1 KR1020180003903A KR20180003903A KR101918439B1 KR 101918439 B1 KR101918439 B1 KR 101918439B1 KR 1020180003903 A KR1020180003903 A KR 1020180003903A KR 20180003903 A KR20180003903 A KR 20180003903A KR 101918439 B1 KR101918439 B1 KR 101918439B1
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강범수
윤준석
정진석
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부산대학교 산학협력단
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Abstract

본 발명은 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 수직 비행시 측풍으로 인한 외란의 간섭을 최소화하면서 자세유지를 용이하게 하고 수평 비행시 비행 안정성을 높기 위한 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기에 관한 것이다.
본 발명의 일실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기는 유선형으로 마련되는 동체부와, 상기 동체부의 중심부 양옆으로 마련되는 메인날개부와, 상기 메인날개부를 가로지르는 형태로, 상기 동체부의 진행방향을 기준으로 양측면에 평행하게 마련되는 바(bar) 형태의 로터지지부와, 지면에 수직한 회전축이 형성되는 로터(rotor)가 상기 로터지지부에 마련되어 상기 동체부를 부양하는 양력을 발생시키는 메인로터부와, 지면과 평행한 회전축이 형성되는 로터가 상기 동체부의 전면에 마련되어 상기 동체부의 추진력을 발생시키는 추진로터부와, 상기 동체부 후측에서 신축(伸縮)되는 동체신축부, 및 상기 동체신축부의 후방에 마련되는 꼬리날개부를 포함하고, 수직 이착륙시 상기 동체신축부는 상기 동체부 내로 삽입되어 상기 동체신축부의 진행방향 길이를 감축시키고 상기 꼬리날개부의 횡단면이 일(一)자형을 유지하여 안정적인 양력을 발생시키며, 수평 비행시 상기 동체신축부는 상기 동체부 내에서 인출되어 상기 동체신축부의 진행방향 길이를 증가시키고 상기 꼬리날개부의 횡단면이 브이(V)형상으로 조정하여 항속거리를 향상시킨다.

Description

안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기{Stable flight performance Hybrid Unmanned Aerial Vehicle}
본 발명은 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 수직 비행시 측풍으로 인한 외란의 간섭을 최소화하면서 자세유지를 용이하게 하고 수평 비행시 비행 안정성을 높기 위한 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기에 관한 것이다.
일반적으로 무인항공기는 회전익 항공기 형태 또는 고정익 항공기 형태로 구조가 고정되어 있어 다양한 임무를 수행하기에는 부족한 부분이 있었다.
이를 해결하기 위해, 고정익 항공기 형태의 비행날개 및 회전익 항공기 형태의 로터(rotor)가 함께 구성되어, 회전익 항공기 및 고정익 항공기의 특징을 모두 가지는 하이브리드 수직 이착륙 무인항공기가 개발되고 있으나 저속 단거리 비행 모드나 고속 장거리 비행 모드를 모두 효과적으로 수행하기에는 하나의 날개구조로는 부족한 부분이 있었다.
이와 관련하여, 종래의 기술을 살펴보면 가변형 회전익을 이용한 수직이착륙기가 대한민국 공개특허 제10-2009-0057504호에 개시되고 있으나, 이는 로터(rotor)의 각도만을 조절하여 고정익 항공기 및 회전익 항공기의 특성을 모두 살리고자 하였으나, 비행시 각도가 조절되는 로터(rotor)가 오히려 양력을 일으키는데 방해요소가 될 수 있고 다수의 로터에 의해 중량이 높아져 비행이 어려운 등의 문제점이 있었다.
특히, 항공기는 수평 비행시 및 수직 비행시에 추진력을 발생시키기 위하여 외부에 로터(rotor)를 설치하여 사용하고 있지만, 외부에 설치되는 로터(rotor)는 비행시에 항력을 발생시키기 때문에 더 많은 동력을 소모하게 되는 문제점이 있었다.
한국 특허공개번호 제10-2009-0057504호, 발명의 명칭 '가변형 회전익을 이용한 수직이착륙기' (공개일자 2009.06.08.)
본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위하여 창출된 것으로, 수직 비행시 측풍으로 인한 외란의 간섭을 최소화하면서 자세유지를 용이하게 하고 수평 비행시 비행 안정성을 높일 수 있는 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기를 제공하는 데 그 목적이 있다.
상기한 문제점을 해결하기 위하여, 본 발명의 일실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기는 유선형으로 마련되는 동체부와, 상기 동체부의 중심부 양옆으로 마련되는 메인날개부와, 상기 메인날개부를 가로지르는 형태로, 상기 동체부의 진행방향을 기준으로 양측면에 평행하게 마련되는 바(bar) 형태의 로터지지부와, 지면에 수직한 회전축이 형성되는 로터(rotor)가 상기 로터지지부에 마련되어 상기 동체부를 부양하는 양력을 발생시키는 메인로터부와, 지면과 평행한 회전축이 형성되는 로터가 상기 동체부의 전면에 마련되어 상기 동체부의 추진력을 발생시키는 추진로터부와, 상기 동체부 후측에서 신축(伸縮)되는 동체신축부, 및 상기 동체신축부의 후방에 마련되는 꼬리날개부를 포함하고, 수직 이착륙시 상기 동체신축부는 상기 동체부 내로 삽입되어 상기 동체신축부의 진행방향 길이를 감축시키고 상기 꼬리날개부의 횡단면이 일(一)자형을 유지하여 안정적인 양력을 발생시키며, 수평 비행시 상기 동체신축부는 상기 동체부 내에서 인출되어 상기 동체신축부의 진행방향 길이를 증가시키고 상기 꼬리날개부의 횡단면이 브이(V)형상으로 조정하여 항속거리를 향상시킨다.
본 발명에 따르면, 비행 중 꼬리날개부를 구비된 장치를 통해 각각 수평 비행시(고정익 모드)와 수직 이착륙시(회전익 모드)에 유리한 형상으로 변경함으로써 수직 이착륙시(회전익 모드)에서의 외란 문제를 해소하고, 수평 비행시(고정익 모드)에는 항속거리를 높일 수 있는 이점이 있다.
또한, 꼬리날개부와 동체부를 연결하는 동체신축부의 길이를 신축하여 외란이 작용하는 모멘트암의 길이를 변경할 수 있는 이점이 있다.
또한, 꼬리날개부의 각도를 변경하여 측풍의 작용 면적을 조정할 수 있는 이점이 있다.
도 1은 항공기 이착륙을 예시적으로 도시한 도면이다.
도 2는 항공기에 작용하는 바람의 영향 및 회전 모멘트를 예시적으로 설명하기 위한 도면이다.
도 3은 본 발명에서 제안하는 고정익 모드 및 회전익 모드시 무인항공기를 예시적으로 도시한 사시도이다.
도 4는 이착륙(회전익 모드)시 본 발명의 일실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기를 예시적으로 도시한 사시도이다.
도 5는 이착륙(회전익 모드)시 본 발명의 일실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기를 예시적으로 도시한 투시사시도이다.
도 6은 수평 비행(고정익 모드)시 본 발명의 일실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기를 예시적으로 도시한 사시도이다.
도 7은 수평 비행(고정익 모드)시 본 발명의 일실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기를 예시적으로 도시한 투시사시도이다.
도 8은 본 발명의 일실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기의 동체신축부를 확대한 투시사시도이다.
도 9는 본 발명의 일실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기의 동체신축부를 확대한 다른 투시사시도이다.
도 10은 본 발명의 일실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기의 꼬리날개부를 확대한 투시사시도이다.
도 11은 본 발명의 일실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기의 꼬리날개부를 확대한 다른 투시사시도이다.
도 12는 본 발명의 일실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기의 꼬리날개부를 도시한 정면도이다.
도 13은 본 발명의 일실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기의 꼬리날개부를 도시한 다른 정면도이다.
도 14는 본 발명의 다른 실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기의 꼬리날개부를 도시한 측면도이다.
도 15는 본 발명의 다른 실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기의 꼬리날개부를 도시한 투시사시도이다.
이하, 첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명의 실시 예에 대하여 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 상세히 설명한다. 그러나 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시 예에 한정되지 않는다.
여기서 사용되는 전문용어는 단지 특정 실시 예를 언급하기 위한 것이며, 본 발명을 한정하는 것을 의도하지 않는다. 여기서 사용되는 단수 형태들은 문구들이 이와 명백히 반대의 의미를 나타내지 않는 한 복수 형태들도 포함한다. 명세서에서 사용되는 "포함하는"의 의미는 특정 특성, 영역, 정수, 단계, 동작, 요소 및/또는 성분을 구체화하며, 다른 특정 특성, 영역, 정수, 단계, 동작, 요소, 성분 및/또는 군의 존재나 부가를 제외시키는 것은 아니다.
다르게 정의하지는 않았지만, 여기에 사용되는 기술용어 및 과학용어를 포함하는 모든 용어들은 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 일반적으로 이해하는 의미와 동일한 의미를 가진다. 보통 사용되는 사전에 정의된 용어들은 관련 기술문헌과 현재 개시된 내용에 부합하는 의미를 가지는 것으로 추가 해석되고, 정의되지 않는 한 이상적이거나 매우 공식적인 의미로 해석되지 않는다.
도면을 참조하여 설명된 본 발명의 실시 예는 본 발명의 이상적인 실시 예를 구체적으로 나타낸다. 그 결과, 도해의 다양한 변형이 예상된다. 따라서 실시 예는 도시한 영역의 특정 형태에 국한되지 않는다. 편평하다고 도시되거나 설명된 영역은 일반적으로 걸치거나/거칠고 비선형인 특성을 가질 수 있다.
또한, 날카로운 각도를 가지는 것으로 도시된 부분은 라운드질 수 있다. 따라서 도면에 도시된 영역은 원래 대략적인 것에 불과하며, 이들의 형태는 영역의 정확한 형태를 도시하도록 의도된 것이 아니고, 본 발명의 범위를 좁히려고 의도된 것도 아니다.
도면들은 개략적이고 축적에 맞게 도시되지 않았다는 것을 일러둔다. 도면에 있는 부분들의 상대적인 치수 및 비율은 도면에서의 명확성 및 편의를 위해 그 크기에 있어 과장되거나 감소되어 도시되었으며 임의의 치수는 단지 예시적인 것이지 한정적인 것은 아니다. 그리고 둘 이상의 도면에 나타나는 동일한 구조물, 요소 또는 부품에는 동일한 참조 부호가 다른 실시 예에서 대응하거나 유사한 특징을 나타내기 위해 사용된다.
고정익 수직이착륙 무인항공기의 개념은 고정익 무인항공기와 멀티 로터형 회전익 무인항공기를 결합한 형태로, 전진 비행 중 양력을 발생시키는 주 날개와 수직이착륙 및 제자리비행을 위한 로터(회전익)를 모두 지니고 있어 하이브리드(hybrid) 무인항공기라고도 한다.
또한, 추진 장치는 일반적으로 1개의 전진용 프로펠러와 4개의 수직 로터로 구성된다.
또한, 수직이착륙과 제자리 비행시에는 4개의 수직 로터를 사용하고(회전익 모드), 전진 비행시에는 전진용 프로펠러에서 추력을 얻으면서 주 날개에서 발생되는 양력을 이용해 비행한다(고정익 모드).
또한, 고정익과 회전익 모드 사이의 저속 비행 시에는 부족한 양력을 보충하기 위해 4개의 수직 로터를 함께 사용하기도 하고(천이 모드), 꼬리날개는 고정익 모드에서 비행 중 기체의 자세를 제어하기 위해 사용된다.
이러한 고정익 수직이착륙 무인항공기는 다음과 같은 강점 및 이점을 가진다.
고정익과 회전익의 특징을 모두 지녀 범용성이 넓고, 고정익과 마찬가지로 주 날개에서 발생하는 양력을 이용하므로 전진 비행시 동력 효율이 좋고, 따라서 일반 회전익 무인항공기에 비행 장기 체공이 가능하다.
또한, 수직 이착륙 및 제자리비행이 가능하므로 이착륙시 넓은 공간을 필요로 하는 고정익의 단점이 해소되고, 회전익의 한계인 낮은 비행 속도는 고정익 비행을 통해 자연히 해소된다.
또한, 고정익의 장기 체공 및 고속 비행 능력과 회전익의 제자리 비행 능력을 결합하여 각각의 방식으로는 불가능했던 다양하고 복잡한 임무를 수행할 수 있다.
도 1은 항공기 이착륙을 예시적으로 도시한 도면이고, 도 2는 항공기에 작용하는 바람의 영향 및 회전 모멘트를 예시적으로 설명하기 위한 도면이며, 도 3은 본 발명에서 제안하는 고정익 모드 및 회전익 모드시 무인항공기를 예시적으로 도시한 사시도이다.
도 1에 도시된 바와 같이, 이륙시에는 회전익 모드, 저속 비행시에는 천이 모드, 고속 순항시에는 고정익 모드, 다시 저속 비행시에는 천이 모드, 착시에는 회전익 모드가 된다.
한편, 하이브리드 무인항공기는 다음과 같은 약점이 있다.
도 2를 참고하면, 꼬리 날개는 고정익 항공기의 비행 중 기체의 자세 제어를 위해 꼭 필요한 요소이지만, 회전익 모드로 비행 중에는 수직 로터의 추력과 회전력으로 모든 자세를 제어하게 되므로 불필요한 요소이다.
특히 수직 꼬리 날개는 측풍의 영향에 취약하여 도 2에 도시된 바와 같이 자세 제어에 외란이 작용하는 원인이 된다.
또한, Yaw 축 자세 제어를 위해 상대적으로 힘이 약한 수직 로터의 회전력 만을 사용하는 회전익 모드의 경우, 측풍으로 인한 Yaw 축 회전 모멘트로 인해 안정성이 저하되어 심각한 문제를 초래할 수 있다.
또한, 측풍으로 인한 외란을 극복하기 위해 추가로 동력을 소모하게 되므로 동력 효율이 저하되는 문제점이 있다.
따라서, 상기한 문제점을 해결하기 위하여 다음과 같이 본 발명을 제안한다.
도 3에 도시된 바와 같이, 비행 중 꼬리 날개를 구비된 장치를 통해 각각 고정익 모드와 회전익 모드에 유리한 형상으로 변경함으로써 회전익 모드에서의 외란 문제를 해소하고, 이때 꼬리 날개의 종류는 변형에 유리한 V-tail 형으로 한다.
즉, 꼬리 날개와 동체를 연결하는 붐(Boom)의 길이를 신축하여 외란이 작용하는 모멘트암의 길이를 변경한다.
여기서 붐(Boom)은 본 발명에서 동체신축부에 해당한다.
또한, 꼬리 날개의 각도를 변경하여 측풍의 작용 면적을 조정한다.
이렇게 하므로, 회전익 모드에서 측풍으로 인한 외란의 간섭 회피할 수 있으므로 자세 유지가 용이하고 비행 안정성을 높일 수 있는 이점이 있다.
또한, 측풍으로 인한 외란 위험을 줄임으로써 이착륙 시의 사고 위험을 크게 낮출 수 있는 이점이 있다.
또한, 고정익 모드에 비해 더 많은 동력을 소모하는 회전익 모드에서 외란으로 인한 불필요한 동력 소모를 줄일 수 있으므로 동력 효율이 증가되는 이점이 있다.
또한, 연료 효율이 증가됨에 따라 항속거리가 증가하는 이점이 있다.
도 4는 이착륙(회전익 모드)시 본 발명의 일실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기를 예시적으로 도시한 사시도이고, 도 5는 이착륙(회전익 모드)시 본 발명의 일실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기를 예시적으로 도시한 투시사시도이며, 도 6은 수평 비행(고정익 모드)시 본 발명의 일실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기를 예시적으로 도시한 사시도이다.
또한, 도 7은 수평 비행(고정익 모드)시 본 발명의 일실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기를 예시적으로 도시한 투시사시도이고, 도 8은 본 발명의 일실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기의 동체신축부를 확대한 투시사시도이며, 도 9는 본 발명의 일실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기의 동체신축부를 확대한 다른 투시사시도이다.
또한, 도 10은 본 발명의 일실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기의 꼬리날개부를 확대한 투시사시도이고, 도 11은 본 발명의 일실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기의 꼬리날개부를 확대한 다른 투시사시도이며, 도 12는 본 발명의 일실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기의 꼬리날개부를 도시한 정면도이다.
또한, 도 13은 본 발명의 일실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기의 꼬리날개부를 도시한 다른 정면도이고, 도 14는 본 발명의 다른 실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기의 꼬리날개부를 도시한 측면도이며, 도 15는 본 발명의 다른 실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기의 꼬리날개부를 도시한 투시사시도이다.
그럼, 본 발명의 일실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기(100)는 도면들을 참조하여 설명하면 다음과 같다.
상기 도면들을 참조하면, 본 발명에서 제안하는 하이브리드 무인항공기(100)는 유선형으로 마련되는 동체부(110)와, 상기 동체부(110)의 중심부 양옆으로 마련되는 메인날개부(120)와, 상기 메인날개부(120)를 가로지르는 형태로, 상기 동체부(110)의 진행방향을 기준으로 양측면에 평행하게 마련되는 바(bar) 형태의 로터지지부(130)와, 지면에 수직한 회전축이 형성되는 로터(rotor)가 상기 로터지지부(130)에 마련되어 상기 동체부(110)를 부양하는 양력을 발생시키는 메인로터부(140)와, 지면과 평행한 회전축이 형성되는 로터(rotor)가 상기 동체부(110)의 전면에 마련되어 상기 동체부(110)의 추진력을 발생시키는 추진로터부(150)와, 상기 동체부(110) 후측에서 신축(伸縮)되는 동체신축부(160), 및 상기 동체신축부(160)의 후방에 마련되는 꼬리날개부(170)를 포함한다.
또한, 수직 이착륙시 상기 동체신축부(160)는 상기 동체부(110) 내로 삽입되어 상기 동체신축부(160)의 진행방향 길이를 감축시키고 상기 꼬리날개부(170)의 횡단면이 일(一)자형을 유지하여 안정적인 양력을 발생시키며, 수평 비행시 상기 동체신축부(160)는 상기 동체부(110) 내에서 인출되어 상기 동체신축부(160)의 진행방향 길이를 증가시키고 상기 꼬리날개부(170)의 횡단면이 브이(V)형상으로 조정하여 항속거리를 향상시킨다.
또한, 상기 동체신축부(160)는 동력을 전달하는 신축동력부(161)와, 상기 신축동력부(161)로부터 동력을 전달받아 회전하는 신축기어부(162)와, 상기 신축기어부(162)의 회전에 의해서 전후진하는 바(bar)형의 랙(rack)부(163)와, 상기 동체부(110) 후측과 일체로 연장·고정되는 중공의 제1 신축부(164), 및 상기 랙부(163)에 고정되어 상기 랙부(163)의 전·후진에 따라 상기 제1 신축부(164) 내로 삽입 또는 인출되는 제2 신축부(165)를 포함한다.
또한, 상기 꼬리날개부(170)는 플랫(flat)타입의 제1 꼬리편(171)과, 상기 제1 꼬리편(171)과 대칭하는 플랫(flat)타입의 제2 꼬리편(172)과, 상기 제1 꼬리편(171) 하측에 고정되는 바(bar)타입의 제1 링크부(173)와, 상기 제2 꼬리편(172) 하측에 고정되는 바(bar)타입의 제2 링크부(174)와, 상기 제1 링크부(173) 일단과 힌지 연결되어 밀거나 당기는 제1 회전부(175)와, 상기 제2 링크부(174) 일단과 힌지 연결되어 밀거나 당기는 제2 회전부(176)와, 상기 제1 회전부(175) 및 제2 회전부(176)에 동력을 공급하는 꼬리동력부(177)를 포함한다.
또는, 상기 꼬리날개부(170')는 일측에 톱니가 형성된 플랫(flat)타입의 제1 꼬리편(171')과, 상기 제1 꼬리편(171')과 대칭하고 일측에 톱니가 형성된 플랫타입의 제2 꼬리편(172')과, 상기 제1 꼬리편(171') 일측 톱니와 맞물려 회전력을 제공하는 제1 기어부(173')와, 상기 제2 꼬리편(172') 일측 톱니와 맞물려 회전력을 제공하는 제2 기어부(174')와, 상기 제1 꼬리편(171') 및 제2 꼬리편(172')을 지지하는 꼬리힌지부(175'), 및 상기 제1 기어부(173') 및 제2 기어부(174')에 동력을 공급하는 꼬리동력부(177')를 포함한다.
구체적으로, 본 발명의 일실시 예에 따른 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기(100)의 구성 및 작용은 다음과 같다.
본 발명이 제안하는 하이브리드 무인항공기(100)는 도 4에 도시된 바와 같이 동체부(110)와, 메인날개부(120)와, 로터지지부(130)와, 메인로터부(140)와, 추진로터부(150)와, 동체신축부(160), 및 꼬리날개부(170)를 포함한다.
동체부(110)는 도 4 내지 도 7에 도시된 바와 같이, 항공기 동체가 되는 부분으로, 유선형으로 마련되어 바람의 저항을 최소화하여 비행이 용이한 일반적인 항공기 동체 형태로 형성되는 것이 바람직하다.
메인날개부(120)는 동체부(110)의 중심축을 기준으로 양옆으로 날개 형태로 마련된다.
구체적으로 메인날개부(120)는 동체부(110)의 중심부에 양옆으로 마련되어 비행시, 양력을 일으키는 주 날개 역할을 하는 것으로 효율적인 비행이 가능하다면 어떠한 형태로도 구성 가능하다.
보다 구체적으로, 상기 메인날개부(120)는, 도 4 내지 도 7에 도시된 바와 같이, 상기 동체부(110)에 양측에 연결되어 날개 역할을 하면서 로터지지부(130)의 지지역할도 한다.
이는, 비행 모드에 따라, 효율적인 비행을 실시하기 위한 것으로, 고속 장거리 비행 모드 시에는 고정익 항공기 형태로 효과적인 비행을 실시할 수 있고, 저속 단거리 비행 모드 시에는 회전익 항공기 형태로 효과적인 비행을 실시할 수 있다.
또한, 메인날개부(120)는 좌측 메인날개부(미부호) 및 우측 메인날개부(미부호)로 구분될 수 있다.
로터지지부(130)는 메인날개부(120)를 가로지르는 형태로, 동체부(110)의 진행방향을 기준으로 양측면에 평행하게 마련되는 바(bar) 형태로 구성된다.
구체적으로, 로터지지부(130)는 도 4 내지 도 7에 도시된 바와 같이, 하기의 메인로터부(140)를 형성하는 로터가 장착되는 부분으로, 상기 메인날개부(120)를 가로지르는 형태로 구성되고, 상기 동체부(110)의 진행방향을 기준으로 양측면에 평행하게 마련되는 바(bar) 형태로 구성되어, 상기 동체부(110)를 기준으로 전방의 좌우측면 및 후방의 좌우측면에 로터(rotor)가 마련될 수 있도록 구성된다.
메인로터부(140)는 로터지지부(130)에 마련되어 동체부(110)를 지면에 수직으로 떠오를 수 있도록 양력을 일으킨다.
즉, 메인로터부(140)는 도 4 내지 도 7에 도시된 바와 같이, 지면에 수직한 회전축이 형성되는 로터(rotor)가 상기 로터지지부(130)에 마련되어 상기 동체부(110)를 부양하는 양력을 발생시킨다.
구체적으로, 상기 메인로터부(140)는 쿼드콥터 형태로 구성되는데, 상기 로터지지부(130)의 전방부 좌우측면 및 후방부 좌우측면에 로터(rotor)가 마련되어 상기 동체부(110)를 지면에 수직으로 떠오를 수 있도록 양력을 일으킨다.
또한, 메인로터부(140)를 통해, 회전익 항공기 형태의 비행이 가능하고, 저속 단거리 비행 임무를 수행할 수 있다.
추진로터부(150)는 지면과 평행한 회전축이 형성되는 로터(rotor)가 동체부(110)의 전면에 마련되어 동체부(110)의 추진력을 발생시킨다.
즉, 추진로터부(150)는 도 4 내지 도 7에 도시된 바와 같이, 동체부(110)의 전면에 마련되어 동체부(110)가 수평방향으로 나아갈 수 있도록 바람을 일으킨다.
구체적으로, 추진로터부(150)는 동체부(110)의 전면에 로터(rotor) 형태로 마련되어, 로터(rotor)의 회전을 통해 추진력을 발생시킨다.
동체신축부(160)는 도 5, 도 7 내지 도 9에 도시된 바와 같이, 상기 동체부(110) 후측에서 신축(伸縮)되는 구성이다.
또한, 동체신축부(160)는 도 8 및 도 9에 도시된 바와 같이, 신축동력부(161)와, 신축기어부(162)와, 랙(rack)부(163)와, 제1 신축부(164), 및 제2 신축부(165)를 포함한다.
신축동력부(161)는 동력을 제공 및 전달하는 장치로, 도 8 및 도 9에 도시된 바와 같이, 서보모터(servo motor)로 구성될 수 있다.
여기서 서보모터는 속도를 정밀하게 통제할 수 있는 모터 시스템을 말한다.
신축기어부(162)는 신축동력부(161)로부터 동력을 전달받아 회전하는 1줄 또는 여러 줄의 나사산이 있는 원통형의 나사 모양 톱니바퀴로, 원통 웜(worm) 형상이다.
랙(rack)부(163)는 신축기어부(162)의 회전에 의해서 전후진하는 바(bar) 형으로, 일자형 바(bar) 일측에 기어(gear)가 형성되어 상기 신축기어부(162)의 회전에 따라 전진 또는 후진 이동을 할 수 있다.
제1 신축부(164)는 동체부(110) 후측과 일체로 연장·고정되는 내부가 비어 있는 중공 형상으로, 하기의 제2 신축부(165)가 제1 신축부(164) 내부로 삽입 또는 제1 신축부(164) 밖으로 인출이 가능하도록 공간을 마련해 준다.
제2 신축부(165)는 랙부(163)에 고정되어 상기 랙부(163)의 전·후진에 따라 상기 제1 신축부(164) 내로 삽입 또는 인출되는 구성이다.
따라서, 동체신축부(160)는 신축동력부(161)가 신축기어부(162)에 동력을 제공하여 신축기어부(162)가 회전하게 되고 신축기어부(162)의 나사산과 물려있는 랙부(163)의 기어와 연동되어 랙(rack)부(163)가 전진하면, 제1 신축부(164) 내로 제2 신축부(165)가 삽입되어 동체신축부(160)의 진행방향 길이를 감축시키므로 안정적인 수직 이착륙이 가능하게 하고, 랙(rack)부(163)가 후진하면, 제1 신축부(164) 밖으로 제2 신축부(165)가 인축되어 동체신축부(160)의 진행방향 길이를 증가시키므로 안정적인 수평 비행이 가능하게 한다.
특히, 꼬리날개부(170)와 동체부(110)를 연결하는 동체신축부(160)의 길이를 신축(伸縮)하여 외란이 작용하는 모멘트암(moment arm)의 길이를 조정할 수 있다.
여기서 모멘트암(moment arm)은 모멘트를 일으키는 힘과 상기 힘에 의해 회전 작용이 발생하는 지점과의 거리를 말하는 것으로, 본 발명에서는 메인로터부(140)에 의해서 양력을 받는 동체부(110)와 꼬리날개부(170) 사이의 거리를 수직 이착륙시(회전익 모드) 및 수평 비행시(고정익 모드) 각각에 맞게 조정하므로 최적의 항공 상태를 제공한다.
꼬리날개부(170)는 도 4 내지 도 15에 도시된 바와 같이, 동체신축부(160)의 후방에 마련된다.
구체적으로, 꼬리날개부(170)는 비행시 동체부(110)의 중심을 잡고 방향을 제어하기 위한 구성이다.
특히, 꼬리날개부(170, 170')를 통하여 수평 비행시(고정익 모드)와 수직 이착륙시(회전익 모드) 각각에 유리한 각도로 조정하므로, 수직 이착륙시(회전익 모드)에서의 외란 문제를 해소하고, 수평 비행시(고정익 모드)에는 항속거리를 높일 수 있으며, 측풍의 작용 면적을 조정할 수 있다.
또한, 꼬리날개부(170)는 도 10 내지 도 13에 도시된 바와 같이, 제1 꼬리편(171)과, 제2 꼬리편(172)과, 제1 링크부(173)와, 제2 링크부(174)와, 제1 회전부(175)와, 제2 회전부(176), 및 꼬리동력부(177)를 포함한다.
제1 꼬리편(171)는 플랫(flat)타입으로, 꼬리날개부(170) 중앙을 기준으로 일측에 구비된다.
제2 꼬리편(172)는 플랫(flat)타입으로, 상기 제1 꼬리편(171)과 대칭하여 꼬리날개부(170) 중앙을 기준으로 타측에 구비된다.
제1 링크부(173)는 제1 꼬리편(171) 하측에 고정되는 바(bar)타입으로, 링크이음장치(linkage)이다.
제2 링크부(174)는 제2 꼬리편(172) 하측에 고정되는 바(bar)타입으로, 링크이음장치(linkage)이다.
제1 회전부(175)는 제1 링크부(173) 일단과 힌지 연결되어 밀거나 당기는 장치이다. 이때, 제1 회전부(175)는 하기의 꼬리동력부(177)로부터 동력을 제공받아 시계방향 또는 반시계방향으로 회전한다.
제2 회전부(176)는 제2 링크부(174) 일단과 힌지 연결되어 밀거나 당기는 장치이다. 이때, 제2 회전부(176)는 하기의 꼬리동력부(177)로부터 동력을 제공받아 시계방향 또는 반시계방향으로 회전한다.
꼬리동력부(177)는 제1 회전부(175) 및 제2 회전부(176)에 동력을 공급하는 장치로, 속도를 정밀하게 통제할 수 있는 서보모터(servo motor)로 구성될 수 있다.
따라서, 꼬리날개부(170)는 수직 이착륙시 꼬리날개부(170)의 횡단면이 일(一)자형을 유지할 수 있도록 제1 및 제2 회전부(175, 176)가 꼬리동력부(177)로부터 동력을 제공받아 회전하여 제1 및 제2 꼬리편(171, 172)이 제1 및 제2 링크부(173, 174)에 의해 당겨져 수평을 유지하여 안정적인 상태를 유지할 수 있게 하고, 수평 비행시 꼬리날개부(170)의 횡단면이 브이(V)형상으로 조정하여 항속거리를 향상시킬 수 있도록 제1 및 제2 회전부(175, 176)가 꼬리동력부(177)로부터 동력을 제공받아 회전하여 제1 및 제2 꼬리편(171, 172)이 제1 및 제2 링크부(173, 174)에 의해 조정되어 제1 및 제2 꼬리편(171, 172)이 소정 각도를 이루도록 조정되어 안정적인 수평 비행을 할 수 있게 한다.
또는, 본 발명이 제안하는 다른 실시 예인 꼬리날개부(170')는 도 14 및 도 15에 도시된 바와 같이, 제1 꼬리편(171')과, 제2 꼬리편(172')과, 제1 기어부(173')와, 제2 기어부(174')와, 꼬리힌지부(175')와, 및 꼬리동력부(177')를 포함한다.
제1 꼬리편(171')는 일측에 톱니가 형성된 플랫(flat)타입으로, 꼬리날개부(170') 중앙을 기준으로 일측에 구비된다.
제2 꼬리편(172')는 일측에 톱니가 형성된 플랫(flat)타입으로, 상기 제1 꼬리편(171)과 대칭하여 꼬리날개부(170) 중앙을 기준으로 타측에 구비된다.
제1 기어부(173')는 제1 꼬리편(171') 일측 톱니와 맞물려 회전력을 제공하는 장치로, 원형 테두리를 따라 기어(gear)로 구성된다. 이때, 제1 기어부(173')는 하기의 꼬리동력부(177')로부터 동력을 제공받아 시계방향 또는 반시계방향으로 회전한다.
제2 기어부(174')는 제2 꼬리편(172') 일측 톱니와 맞물려 회전력을 제공하는 장치로, 원형 테두리를 따라 기어(gear)로 구성된다. 이때, 제2 기어부(174')는 하기의 꼬리동력부(177')로부터 동력을 제공받아 시계방향 또는 반시계방향으로 회전한다.
꼬리힌지부(175')는 제1 꼬리편(171') 및 제2 꼬리편(172')을 지지하면서 상기 제1 꼬리편(171') 및 제2 꼬리편(172')이 회전할 수 있는 기준축 기능을 한다.
꼬리동력부(177')는 제1 기어부(173') 및 제2 기어부(174')에 동력을 공급하는 장치로, 속도를 정밀하게 통제할 수 있는 서보모터(servo motor)로 구성될 수 있다.
따라서, 꼬리날개부(170')는 수직 이착륙시 꼬리날개부(170')의 횡단면이 일(一)자형을 유지할 수 있도록 제1 및 제2 기어부(173', 174')가 꼬리동력부(177')로부터 동력을 제공받아 회전하여 제1 및 제2 꼬리편(171', 172')이 꼬리힌지부(175')를 기준으로 수평을 유지하여 안정적인 상태를 유지할 수 있게 하고, 수평 비행시 꼬리날개부(170')의 횡단면이 브이(V)형상으로 조정하여 항속거리를 향상시킬 수 있도록 제1 및 제2 기어부(173', 174')가 꼬리동력부(177')로부터 동력을 제공받아 회전하여 제1 및 제2 꼬리편(171', 172')이 조정되어 제1 및 제2 꼬리편(171', 172')이 소정 각도를 이루도록 조정되어 안정적인 수평 비행을 할 수 있게 한다.
이와 같이, 본 발명이 제안하는 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기는 다음과 같은 효과를 기대할 수 있다.
본 발명에 따르면, 비행 중 꼬리날개부(170, 170')를 구비된 장치를 통해 각각 수평 비행시(고정익 모드)와 수직 이착륙시(회전익 모드)에 유리한 형상으로 변경함으로써 수직 이착륙시(회전익 모드)에서의 외란 문제를 해소하고, 수평 비행시(고정익 모드)에는 항속거리를 높일 수 있는 이점이 있다.
또한, 꼬리날개부(170)와 동체부(110)를 연결하는 동체신축부(160)의 길이를 신축하여 외란이 작용하는 모멘트암의 길이를 변경할 수 있는 이점이 있다.
또한, 꼬리날개부(170)의 각도를 변경하여 측풍의 작용 면적을 조정할 수 있는 이점이 있다.
이상의 설명은 본 발명의 기술적 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위 내에서 다양한 수정, 변경 및 치환이 가능할 것이다.
따라서, 본 발명에 개시된 실시예 및 첨부된 도면들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예 및 첨부된 도면에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다.
본 발명의 보호 범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.
100 : 본 발명이 제안하는 무인항공기
110 : 동체부
120 : 메인날개부
130 : 로터지지부
140 : 메인로터부
150 : 추진로터부
160 : 동체신축부
170 : 꼬리날개부

Claims (4)

  1. 유선형으로 마련되는 동체부와,
    상기 동체부의 중심부 양옆으로 마련되는 메인날개부와,
    상기 메인날개부를 가로지르는 형태로, 상기 동체부의 진행방향을 기준으로 양측면에 평행하게 마련되는 바(bar) 형태의 로터지지부와,
    지면에 수직한 회전축이 형성되는 로터(rotor)가 상기 로터지지부에 마련되어 상기 동체부를 부양하는 양력을 발생시키는 메인로터부와,
    지면과 평행한 회전축이 형성되는 로터가 상기 동체부의 전면에 마련되어 상기 동체부의 추진력을 발생시키는 추진로터부와,
    상기 동체부 후측에서 신축(伸縮)되는 동체신축부, 및
    상기 동체신축부의 후방에 마련되는 꼬리날개부를 포함하고,
    상기 동체신축부는
    동력을 전달하는 신축동력부와,
    상기 신축동력부로부터 동력을 전달받아 회전하는 신축기어부와,
    상기 신축기어부의 회전에 의해서 전후진하는 바(bar)형의 랙(rack)부와,
    상기 동체부 후측과 일체로 고정되는 중공의 제1 신축부, 및
    상기 랙부에 고정되어 상기 랙부의 전후진에 따라 상기 제1 신축부 내로 삽입 또는 인출되는 제2 신축부를 포함하며,
    수직 이착륙시 상기 동체신축부는 상기 동체부 내로 삽입되어 상기 동체신축부의 진행방향 길이를 감축시키고 상기 꼬리날개부의 횡단면이 일(一)자형을 유지하여 안정적인 양력을 발생시키며,
    수평 비행시 상기 동체신축부는 상기 동체부 내에서 인출되어 상기 동체신축부의 진행방향 길이를 증가시키고 상기 꼬리날개부의 횡단면이 브이(V)형상으로 조정하여 항속거리를 향상시키는 것을 특징으로 하는 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기.
  2. 삭제
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 꼬리날개부는
    플랫(flat)타입의 제1 꼬리편과,
    상기 제1 꼬리편과 대칭하는 플랫타입의 제2 꼬리편과,
    상기 제1 꼬리편 하측에 고정되는 바(bar)타입의 제1 링크부와,
    상기 제2 꼬리편 하측에 고정되는 바(bar)타입의 제2 링크부와,
    상기 제1 링크부 일단과 힌지 연결되어 밀거나 당기는 제1 회전부와,
    상기 제2 링크부 일단과 힌지 연결되어 밀거나 당기는 제2 회전부와,
    상기 제1 회전부 및 제2 회전부에 동력을 공급하는 꼬리동력부를 포함하는 것을 특징으로 하는 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 꼬리날개부는
    일측에 톱니가 형성된 플랫(flat)타입의 제1 꼬리편과,
    상기 제1 꼬리편과 대칭하고 일측에 톱니가 형성된 플랫타입의 제2 꼬리편과,
    상기 제1 꼬리편 일측 톱니와 맞물려 회전력을 제공하는 제1 기어부와,
    상기 제2 꼬리편 일측 톱니와 맞물려 회전력을 제공하는 제2 기어부와,
    상기 제1 꼬리편 및 제2 꼬리편을 지지하는 꼬리힌지부, 및
    상기 제1 기어부 및 제2 기어부에 동력을 공급하는 꼬리동력부를 포함하는 것을 특징으로 하는 안정적인 비행 수행 하이브리드 무인항공기.
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109733599A (zh) * 2019-02-27 2019-05-10 广西翼界科技有限公司 一种组合式两用无人机
KR20200137653A (ko) 2019-05-31 2020-12-09 유콘시스템 주식회사 2 자유도 관절을 이용하여 비행 성능을 유지 가능한 회전익형 비행체
CN113998112A (zh) * 2021-11-23 2022-02-01 河北悟科智能科技有限责任公司 飞行翼单元

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050093507A1 (en) * 2003-11-03 2005-05-05 Sliwa Steven M. Methods and systems for starting propeller-driven devices
US20110036939A1 (en) * 2009-07-31 2011-02-17 William Craig Easter Rapidly convertible hybrid aircraft and manufacturing method
US20130092799A1 (en) * 2011-10-17 2013-04-18 Yu Tian Fixed-wing and electric multi-rotor composite aircraft
US20170113795A1 (en) * 2015-07-14 2017-04-27 Jeremy Duque Quad Rotor Aircraft With Fixed Wing And Variable Tail Surfaces
WO2017158417A1 (en) * 2016-03-15 2017-09-21 Navis S.R.L. Vertical take off and landing aircraft with four tilting wings and electric motors

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050093507A1 (en) * 2003-11-03 2005-05-05 Sliwa Steven M. Methods and systems for starting propeller-driven devices
US20110036939A1 (en) * 2009-07-31 2011-02-17 William Craig Easter Rapidly convertible hybrid aircraft and manufacturing method
US20130092799A1 (en) * 2011-10-17 2013-04-18 Yu Tian Fixed-wing and electric multi-rotor composite aircraft
US20170113795A1 (en) * 2015-07-14 2017-04-27 Jeremy Duque Quad Rotor Aircraft With Fixed Wing And Variable Tail Surfaces
WO2017158417A1 (en) * 2016-03-15 2017-09-21 Navis S.R.L. Vertical take off and landing aircraft with four tilting wings and electric motors

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109733599A (zh) * 2019-02-27 2019-05-10 广西翼界科技有限公司 一种组合式两用无人机
KR20200137653A (ko) 2019-05-31 2020-12-09 유콘시스템 주식회사 2 자유도 관절을 이용하여 비행 성능을 유지 가능한 회전익형 비행체
CN113998112A (zh) * 2021-11-23 2022-02-01 河北悟科智能科技有限责任公司 飞行翼单元

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