KR101953892B1

KR101953892B1 - Vertical takeoff and landing aircraft with distributed propulsion system and control method of thereof

Info

Publication number: KR101953892B1
Application number: KR1020170063523A
Authority: KR
Inventors: 정진덕
Original assignee: 한국항공우주연구원
Priority date: 2017-05-23
Filing date: 2017-05-23
Publication date: 2019-03-04
Also published as: KR20180128236A

Abstract

본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기는 비행 모드에 따라 지면에 대한 피치각(pitching angle)이 변하는 몸체부, 상기 몸체부에 고정익 형태로 연결된 윗날개부 및 아랫날개부, 상기 윗날개부 및 상기 아랫날개부에 각각 연결되는 복수 개의 윗프로펠러 및 복수 개의 아랫프로펠러를 포함한다.
상기 윗프로펠러 및 아랫프로펠러는 수직이착륙 모드에서 양력을 제공하고, 전진비행 모드에서 추력을 제공한다. The vertical take-off and landing dispersion propulsion type aircraft according to an embodiment of the present invention includes a body portion having a pitching angle to the ground changed according to a flight mode, an upper wing portion and a lower wing portion connected to the body portion in the form of a fixed wing, And a plurality of upper propellers and a plurality of lower propellers respectively connected to the lower wing portion and the lower wing portion.
The upper propeller and the lower propeller provide lift in the vertical take-off mode and provide thrust in the forward flight mode.

Description

TECHNICAL FIELD [0001] The present invention relates to a vertical take-off and landing distributed propulsion type aircraft and a control method thereof,

본 발명은 수직이착륙 분산 추진형 항공기 및 이의 제어 방법에 관한 것이다.The present invention relates to a vertical landing and landing dispersion propulsion aircraft and a control method thereof.

항공기가 수직이착륙 기능을 가지게 되는 경우, 활주 없이 제자리에서 이륙하고 공중에 정지한 지점에서 바로 착륙할 수 있어 운용 상 커다란 장점을 가진다. 수직이착륙이 가능한 항공기, 예컨대 헬리콥터는 주로 내연 기관과 환경친화적인 추진장치(전기모터와 배터리 혹은 연료 전지)를 활용하여 로터(rotor) 또는 프로펠러(propeller)를 지면에 대해 평행하게 회전시켜 양력(lift)을 얻어 원하는 고도로 상승한 이후에 전진 비행을 한다.If the aircraft has a vertical takeoff and landing function, it can take off in place without a glide and land directly at the point where it stops in the air, which is a great advantage in operation. An aircraft capable of vertical landing and landing, for example, a helicopter, is mainly driven by an internal combustion engine and an environmentally friendly propulsion device (electric motor and battery or fuel cell) to rotate a rotor or a propeller parallel to the ground, ) To get the desired altitude and then make a forward flight.

그러나 이러한 수직이착륙 항공기는 비행에 필요한 추력을 로터 회전에 의해서만 생성해야 하고, 로터의 회전속도가 증가하면 급격한 성능감소(양력 감소와 급격한 항력 증가), 이러한 비행체가 갖는 전면 노출면적이 큰 형상적인 제약으로 인하여 고속 주행에는 불리하다. 따라서 고속 및 장거리 주행이 요구되는 항공기는 대부분 고정익(fixed wing) 형태의 주익(主翼)을 장착하여 양력을 얻고, 로터 또는 프로펠러를 이용하여 추력을 얻는다. However, such a vertical takeoff and landing aircraft must generate thrust necessary for flight only by rotating the rotor, and if the rotation speed of the rotor increases, the performance decreases (lift reduction and rapid drag increase) Which is disadvantageous to high-speed driving. Therefore, most of the aircraft requiring high speed and long haul are equipped with fixed wing type wing (main wing) to gain lift and obtain thrust using rotor or propeller.

최근, 수직이착륙의 장점을 가지면서도 강한 추력을 가질 수 있는 틸트 로터(tilt-rotor) 형식의 항공기에 대한 연구가 활발히 이루어지고 있다. 틸트 로터 항공기는 지면에 대해 평행하게 로터를 회전시켜 수직 이륙한 뒤, 로터의 회전면을 90도 회전(pivoting)시켜 추력(thrust)을 얻어 전진비행을 수행한다. 하지만 이 비행체는 자세 변경을 수행하는 과정에서 정확한 자세를 위한 제어 로직(control logic)이 매우 정교해야 한다.Recently, a tilt-rotor type aircraft has been actively studied, which has the advantages of vertical take-off and landing and strong thrust. The tilt rotor aircraft takes a vertical takeoff by rotating the rotor parallel to the ground, then pivoting the rotation surface of the rotor 90 degrees to get thrust and perform forward flight. However, the control logic for correct posture must be very sophisticated in the course of performing the posture change.

한국 등록특허 제10-0822366호 (등록일 2008.04.08.)Korean Patent No. 10-0822366 (Registered on April 4, 2008)

상술한 틸트 로터(tilt-rotor) 형태의 항공기는 로터의 몸체에 대한 회전(pivoting)을 수행하기 위한 기계적 장치의 복잡성 등으로 인하여 실험, 제작, 제어가 어렵다. The tilt-rotor type aircraft described above is difficult to experiment, manufacture, and control due to the complexity of the mechanical device for performing pivoting with respect to the rotor body.

또한 비행 중 동력원에 문제가 발생하여 로터의 일부가 회전을 멈춘 경우와 같은 돌발 상황이 발생할 때, 항공기의 자세를 제어할 수 없게 되어 항공 사고의 위험성이 크다. In addition, when an unexpected situation occurs, such as when a part of the rotor stops rotating due to a problem in the power source during the flight, it is impossible to control the attitude of the aircraft, and thus there is a great risk of an air accident.

또한, 틸트 로터 형태의 항공기는 충분한 추력을 얻기 위하여 직경이 큰 로터를 사용하기 때문에, 로터의 날(blade)에 의하여 가속된 공기의 후류(stream)의 일부만이 주익의 양력 증가에 활용되므로, 양항비(L/D ratio)를 크게 할 수 없다. Also, since the tilt-rotor type aircraft uses a rotor with a large diameter to obtain sufficient thrust, only a part of the air stream accelerated by the blade of the rotor is utilized to increase the lift of the wing. The ratio (L / D ratio) can not be increased.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 포함하여 여러 문제점들을 해결하기 위한 것으로써, 2층 형태로 배치된 윗날개부, 아랫날개부에 배치된 복수 개의 윗프로펠러, 아랫프로펠러를 이용하여 제어가 간단하고 운용 상의 안정성이 증대되고, 양항비(L/D)가 큰 수직이착륙 분산 추진형 항공기 및 이의 제어방법을 제공하는 것을 목적으로 한다. 그러나, 이러한 과제는 예시적인 것으로, 이에 의해 본 발명의 범위가 한정되는 것은 아니다.SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made to solve the above-mentioned problems and it is an object of the present invention to provide an air conditioner that can be easily controlled by using an upper wing disposed in a two-layered configuration, a plurality of upper propellers disposed in a lower wing, And an object of the present invention is to provide a vertical take-off and landing dispersive propulsion type aircraft with a high stability ratio and a large L / D ratio and a control method thereof. However, these problems are illustrative and do not limit the scope of the present invention.

본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기는, 비행 모드에 따라 지면에 대한 피치각(pitching angle)이 변하는 몸체부; 상기 몸체부에 고정익 형태로 연결된 윗날개부 및 아랫날개부; 상기 윗날개부 및 상기 아랫날개부에 각각 연결되는 복수 개의 윗프로펠러 및 복수 개의 아랫프로펠러;를 포함하고, 상기 윗프로펠러 및 아랫프로펠러는 수직이착륙 모드에서 양력을 제공하고, 전진비행 모드에서 추력을 제공한다. According to an embodiment of the present invention, there is provided a vertical landing and landing dispersion propulsion aircraft comprising: a body portion having a pitching angle with respect to a ground; An upper wing portion and a lower wing portion connected to the body portion in a fixed wing shape; A plurality of upper propellers and a plurality of lower propellers connected to the upper wing portion and the lower wing portion, respectively, wherein the upper propeller and the lower propeller provide lift in the vertical take-off mode and provide thrust in the forward flight mode .

일 실시예에 따르면, 상기 윗프로펠러는 상기 윗날개부의 왼쪽 및 오른쪽에 각각 2개 이상 배치되고, 상기 아랫프로펠러는 상기 윗날개부의 왼쪽 및 오른쪽에 각각 2개 이상 배치될 수 있다. According to one embodiment, the upper propeller may be disposed on the left and right sides of the upper wing portion respectively, and the lower propeller may be disposed on the left and right sides of the upper wing portion, respectively.

일 실시예에 따르면, 상기 비행 모드가 상기 수직이착륙 모드에서 상기 전진비행 모드로 변할 때, 상기 복수 개의 윗프로펠러 중 특정 윗프로펠러의 분당회전수는 상기 특정 윗프로펠러의 위치에 대응하는 아랫프로펠러의 분당회전수보다 클 수 있다. According to one embodiment, when the flight mode is changed from the vertical take-off mode to the forward flight mode, the rotation speed per minute of the specific upper propeller among the plurality of upper propellers is set to a speed corresponding to the minute speed of the lower propeller corresponding to the position of the specific upper propeller, May be greater than the number of revolutions.

일 실시예에 따르면, 상기 윗날개부 및 상기 아랫날개부는 비행 중 양력을 조절하는 플랩퍼런(flaperon)과 같은 조종면을 포함할 수 있다. According to one embodiment, the upper wing and the lower wing may include a steering surface such as a flapper that adjusts lift during flight.

일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기는, 상기 몸체부의 내부에 추진기관 운용에 필요한 전원을 공급하는 배터리가 배치되고, 상기 비행 모드가 변할 때 배터리의 위치를 이동시키는 배터리 이송부를 더 포함할 수 있다. The vertical take-off and landing dispersion propulsion type aircraft according to an embodiment of the present invention further includes a battery feeder for supplying power for operating a propulsion engine to the inside of the body, and a battery feeder for shifting the position of the battery when the flight mode is changed .

일 실시예에 따르면, 상기 비행 모드가 상기 수직이착륙 모드에서 상기 전진비행 모드로 변할 때, 상기 배터리 이송부는 상기 배터리를 상기 몸체부의 앞쪽 방향으로 이동시킬 수 있다. 이때 배터리의 이동 및 윗날개부와 아랫날개부에 위치한 프로펠러들의 분당회전수 차이에 의한 피칭모멘트 생성을 통해 항공기의 자세를 변화시킬 수 있다. According to an embodiment, when the flight mode changes from the vertical take-off mode to the forward flight mode, the battery transfer unit may move the battery toward the front of the body. At this time, it is possible to change the posture of the aircraft through the movement of the battery and the generation of the pitching moment due to the difference in rotation speed per minute between the propeller located at the upper wing portion and the lower wing portion.

일 실시예에 따르면, 상기 아랫날개부는 상기 윗날개부보다 상기 몸체부의 앞쪽에 배치될 수 있다. According to one embodiment, the lower wing portion may be disposed in front of the body portion with respect to the upper wing portion.

일 실시예에 따르면, 상기 복수 개의 윗프로펠러 중 상기 윗날개부의 가장 바깥쪽에 배치된 윗프로펠러는 나머지 윗프로펠러보다 날(blade)의 길이가 길고, 상기 복수 개의 아랫프로펠러 중 상기 아랫날개부의 가장 바깥쪽에 배치된 아랫프로펠러는 나머지 아랫프로펠러보다 날(blade)의 길이가 길 수 있다. According to an embodiment of the present invention, the upper propeller disposed at the outermost side of the upper wing portion of the plurality of upper propellers has a longer blade length than the remaining upper propellers and is disposed at the outermost side of the lower wing portion of the plurality of lower propellers The lower propeller may have a longer blade length than the lower propeller.

전진 비행중에서 윗날개부 및 아랫날개부의 안쪽에 위치한 다수의 프로펠러의 회전수를 증가시키면, 이들 회전면을 지나는 후류의 속도가 가속되고 이로 인해 날개부의 위와 아래를 지나는 유속이 증가한다. 이에 따라, 날개부에서 생성하는 양력이 증가하여 고속 및 장거리 비행이 가능하게 된다. 이것이 분산 추진 추력장치를 이용하는 장점이고, 다수의 추진장치가 날개부에 부착되어 있어, 이들 중에 일부분이 작동하지 않아도 남아있는 추력장치를 이용하여 원하는 지점까지 안전하게 이동할 수 있어 항공기의 안정성이 확보된다. Increasing the number of rotations of a number of propellers located inside the upper wing and lower wing in a forward flight accelerates the velocity of the wake past these rotating surfaces, thereby increasing the flow velocity above and below the wing. As a result, the lift generated by the wing portion increases, thereby enabling high-speed and long-distance flying. This is an advantage of using the dispersing thrust device, and a plurality of propulsion devices are attached to the wing portion, so that even if some of them are not operated, the remaining thrust device can be used to safely move to a desired point, thereby ensuring stability of the aircraft.

본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 제어 방법은 순차적으로 수행되는 이륙 단계, 전이 단계, 전진비행 단계를 포함하고, 상기 이륙 단계는, 윗날개부 및 아랫날개부에 각각 연결되는 복수 개의 윗프로펠러 및 아랫프로펠러를 회전시키는 단계를 포함하고, 상기 전이 단계는, 상기 복수 개의 윗프로펠러 및 아랫프로펠러의 분당회전수를 조절하여 몸체부의 지면에 대한 피치각을 변화시키는 단계를 포함한다. The control method of the vertical take-off and landing propulsion type aircraft according to an embodiment of the present invention includes a take-off step, a transfer step, and a forward flight step, which are sequentially performed, and the take-off step is connected to the upper wing portion and the lower wing portion And rotating the plurality of upper propellers and the lower propellers by varying the number of revolutions per minute of the plurality of upper propellers and lower propellers to change the pitch angle with respect to the ground of the body portion.

일 실시예에 따르면, 상기 전이 단계 및 상기 전진비행 단계는, 상기 윗날개부 및 상기 아랫날개부에 포함된 조종면의 각도를 조절하는 단계를 더 포함할 수 있다. According to an embodiment, the transition step and the forward flight step may further include adjusting an angle of the steering surface included in the upper wing portion and the lower wing portion.

일 실시예에 따르면, 상기 전이 단계는, 상기 몸체부의 내부에 배치된 배터리를 상기 몸체부의 앞쪽 방향으로 이동시키는 단계를 더 포함할 수 있다. According to an embodiment of the present invention, the transition step may further include moving a battery disposed inside the body part toward a front side of the body part.

일 실시예에 따르면, 상기 전진비행 단계는, 상기 윗프로펠러 및 상기 아랫프로펠러 중 가장 바깥쪽에 배치된 윗프로펠러 및 아랫프로펠러의 분당회전수를 감소시키고, 안쪽에 배치된 윗프로펠러 및 아랫프로펠러의 분당회전수를 증가시키는 단계를 포함할 수 있다. According to one embodiment, the forward flight step may include reducing the number of revolutions per minute of the upper and lower propellers disposed at the outermost of the upper propeller and the lower propeller, and rotating the upper propeller and the lower propeller, And increasing the number.

일 실시예에 따르면, 상기 전진비행 단계는, 상기 몸체부의 내부에 배치된 배터리를 상기 몸체부의 뒤쪽 방향으로 이동시키는 단계를 더 포함할 수 있다. According to an embodiment, the step of advancing and advancing may further include moving a battery disposed inside the body part toward a backward direction of the body part.

전술한 것 외의 다른 측면, 특징, 이점이 이하의 도면, 특허청구범위 및 발명의 상세한 설명으로부터 명확해질 것이다. Other aspects, features, and advantages will become apparent from the following drawings, claims, and detailed description of the invention.

본 발명의 일 실시예에 따른 항공기는, 본 2층 구조를 가지는 날개부에 연결된 프로펠러의 분당회전수를 조절하여 수직이착륙 모드 및 전진비행 모드를 구현할 수 있다. 따라서 날개부 또는 프로펠러를 틸팅(tilting)시키기 위한 장치가 필요하지 않으므로 기계적 구조가 단순하고 제조, 정비, 제어 등이 비교적 간단하다. The aircraft according to an embodiment of the present invention may implement the vertical takeoff and landing mode and the forward flight mode by adjusting the number of revolutions per minute of the propeller connected to the wing having the two-layer structure. Therefore, there is no need for a device for tilting the wing portion or the propeller, so that the mechanical structure is simple, and manufacturing, maintenance, and control are relatively simple.

또한 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기는 복수 개의 프로펠러를 사용하여 분산 추진(distributed propulsion)하므로, 비행 중 추진 장치의 일부가 고장 나더라도 다른 추진 장치를 통해 항공기의 자세를 제어할 수 있으므로 항공 사고의 위험성이 감소된다.In addition, since the aircraft according to the embodiment of the present invention uses a plurality of propellers for distributed propulsion, even if a part of the propulsion device in flight is broken, the posture of the aircraft can be controlled through another propulsion device, Is reduced.

또한 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기는 작은 직경을 가지는 다수의 프로펠러를 날개부에 연결시켜 프로펠러에 의해 생성된 후류를 통해 양력을 증가시키므로, 양항비(L/D ratio)를 증가시킬 수 있다. Also, the aircraft according to an embodiment of the present invention may increase the L / D ratio because a plurality of propellers having a small diameter are connected to the wing portion to increase lift through the wake generated by the propeller .

본 발명의 일 실시예에 따른 항공기의 제어 방법에 따르면, 2층 형태의 프로펠러, 보조 날개 또는 배터리 이송부를 이용한 배터리의 움직임을 제어하여 (수직)이륙 단계, 전이 단계, 전진비행 단계를 수행할 수 있다. 특히 전이 단계에서 다양한 제어 방식을 통해 피칭 모멘트를 제어하므로, 운용 상의 안정성이 증대된다. 물론 이러한 효과에 의해 본 발명의 범위가 한정되는 것은 아니다.According to the control method of an aircraft according to an embodiment of the present invention, the movement of the battery using the two-layered propeller, the auxiliary blade or the battery transfer unit can be controlled to perform the (vertical) takeoff step, the transition step, have. In particular, since the pitching moment is controlled through various control methods at the transition stage, stability in operation is increased. Of course, the scope of the present invention is not limited by these effects.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기를 개략적으로 그린 사시도이다.
도 2a 내지 도 2c는 본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 비행 모드를 개략적으로 표현한 그림이다.
도 3은 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 측면도이다.
도 4는 다른 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 측면도이다.
도 5는 본 발명의 또다른 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 측면도이다.
도 6는 본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 정면도이다.
도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 제어 방법을 나타낸 순서도이고,
도 8a 내지 도 8e은 상기 제어 방법에 따라 제어된 항공기의 상태를 각 단계에 따라 나타낸 그림이다. 1 is a perspective view schematically illustrating a vertical landing and landing distribution propulsion aircraft according to an embodiment of the present invention.
FIGS. 2A to 2C are schematic views illustrating a flight mode of a vertical landing and landing distribution propulsion type aircraft according to an exemplary embodiment of the present invention.
3 is a side view of a vertical landing and landing dispersal propulsion aircraft in accordance with one embodiment.
4 is a side view of a vertical takeoff and landing dispersion propulsion aircraft according to another embodiment.
5 is a side view of a vertical takeoff and landing dispersion propulsion aircraft according to another embodiment of the present invention.
6 is a front view of a vertical takeoff and landing distribution propulsion aircraft according to an embodiment of the present invention.
FIG. 7 is a flowchart illustrating a control method of a vertical landing and landing dispersion propulsion type airplane according to an embodiment of the present invention,
8A to 8E are diagrams showing the state of an aircraft controlled according to the control method according to each step.

본 발명은 다양한 변환을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세한 설명에 설명하고자 한다. 본 발명의 효과 및 특징, 그리고 그것들을 달성하는 방법은 도면과 함께 상세하게 후술되어 있는 실시예들을 참조하면 명확해질 것이다. 그러나 본 발명은 이하에서 개시되는 실시예들에 한정되는 것이 아니라 다양한 형태로 구현될 수 있다.The present invention is capable of various modifications and various embodiments, and specific embodiments are illustrated in the drawings and described in the detailed description. The effects and features of the present invention and methods of achieving them will be apparent with reference to the embodiments described in detail below with reference to the drawings. However, the present invention is not limited to the embodiments described below, but may be implemented in various forms.

이하의 실시예에서, 제1, 제2 등의 용어는 한정적인 의미가 아니라 하나의 구성 요소를 다른 구성 요소와 구별하는 목적으로 사용된다.In the following embodiments, the terms first, second, etc. are used for the purpose of distinguishing one element from another element, rather than limiting.

이하의 실시예에서, 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다.In the following examples, the singular forms "a", "an" and "the" include plural referents unless the context clearly dictates otherwise.

이하의 실시예에서, 포함하다 또는 가지다 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 또는 구성요소가 존재함을 의미하는 것이고, 하나 이상의 다른 특징들 또는 구성요소가 부가될 가능성을 미리 배제하는 것은 아니다.In the following embodiments, terms such as inclusive or possessive are intended to mean that a feature, or element, described in the specification is present, and does not preclude the possibility that one or more other features or elements may be added.

어떤 실시예가 달리 구현 가능한 경우에 특정한 단계는 설명되는 순서와 다르게 수행될 수도 있다. 예를 들어, 연속하여 설명되는 두 단계는 실질적으로 동시에 수행될 수도 있고, 설명되는 순서와 반대의 순서로 수행될 수도 있다.If certain embodiments are otherwise feasible, the specific steps may be performed differently from the described order. For example, two successively described steps may be performed substantially concurrently, or may be performed in a reverse order to that described.

도면에서는 설명의 편의를 위하여 구성 요소들이 그 크기가 과장 또는 축소될 수 있다. 예컨대, 도면에서 나타난 각 구성의 크기 및 두께는 설명의 편의를 위해 임의로 나타내었으므로, 본 발명이 반드시 도시된 바에 한정되지 않는다.In the drawings, components may be exaggerated or reduced in size for convenience of explanation. For example, the size and thickness of each component shown in the drawings are arbitrarily shown for convenience of explanation, and thus the present invention is not necessarily limited to those shown in the drawings.

이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예들을 상세히 설명하기로 하며, 도면을 참조하여 설명할 때 같거나 대응하는 구성 요소는 같은 도면부호를 부여하고 이에 대한 중복되는 설명은 생략하기로 한다.Hereinafter, exemplary embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings, wherein like reference numerals refer to like or corresponding components throughout the drawings, and a duplicate description thereof will be omitted .

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기를 개략적으로 그린 사시도이다. 이하에서 '수직이착륙 분산 추진형 항공기'는 '항공기'로도 약칭하기로 한다. 1 is a perspective view schematically illustrating a vertical landing and landing distribution propulsion aircraft according to an embodiment of the present invention. Hereinafter, the term 'vertical takeoff and landing dispersion propulsion aircraft' shall be abbreviated as 'aircraft'.

이하에서, 전진비행 또는 순항(cruise) 시의 항공기의 진행 방향을 x 방향으로, 중력의 반대 방향을 z 방향으로, x 방향과 z 방향에 수직이며 항공기의 왼쪽을 가리키는 방향을 y 방향으로 정의한다. Hereinafter, the direction of travel of the aircraft at forward flight or cruise is defined as x direction, the direction opposite to gravity is defined as z direction, the direction perpendicular to x direction and z direction and the left direction of aircraft is defined as y direction .

이하에서, '위', '윗', '아래', '아랫' 등의 표현은 항공기가 전진비행 중일 때 z 방향에 대한 상대적인 위치를 나타낼 수 있다. Hereinafter, expressions such as 'up', 'up', 'down', 'under' and the like may indicate relative positions in the z direction when the aircraft is in forward flight.

이하에서, '앞', '뒤', '뒷' 등의 표현은 항공기가 전진비행 중일 때 x 방향에 대한 상대적인 위치를 나타낼 수 있다. Hereinafter, expressions such as 'front', 'rear', and 'rear' may indicate relative positions relative to the x direction when the aircraft is in flight.

이하에서, '왼쪽', '오른쪽' 등의 표현은 항공기가 전진비행 중인 방향을 앞쪽 방향으로 할 때의 상대적인 위치를 나타낼 수 있다. Hereinafter, the expressions such as 'left' and 'right' may indicate relative positions when the direction in which the aircraft is moving forward is the forward direction.

일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기는, 비행 모드에 따라 지면에 대한 피치(pitch)각이 변하는 몸체부(100), 몸체부(100)에 고정익(fixed wing) 형태로 연결된 윗날개부(200) 및 아랫날개부(300), 윗날개부(200) 및 아랫날개부(300)에 각각 연결되는 복수 개의 윗프로펠러(210) 및 복수 개의 아랫프로펠러(310)를 포함한다. The vertical take-off and landing dispersing propulsion type aircraft according to an embodiment includes a body 100 having a pitch angle with respect to the ground according to a flight mode, an upper wing 100 connected to the body 100 in a fixed wing shape A plurality of upper propellers 210 and a plurality of lower propellers 310 connected to the upper wing portion 200 and the lower wing portion 300, the upper wing portion 200 and the lower wing portion 300, respectively.

도 1을 참조하면, 몸체부(100)의 위, 아래에 각각 윗날개부(200) 및 아랫날개부(300)가 배치된다. 즉 항공기는 2층으로 배치된 형태의 날개부를 가진다. 윗날개부(200) 및 아랫날개부(300)는 도 1에 도시된 것처럼 몸체부(100)의 바깥쪽에 배치될 수 있으나, 몸체부(100)로부터 돌출되어 나온 것처럼 배치될 수도 있다. 어느 형태든, 윗날개부(200) 및 아랫날개부(300)는 고정익 형태를 가지는 항공기의 주익(主翼)으로서, 전진비행 중인 항공기에 양력(lift)을 제공하는 역할을 수행한다.Referring to FIG. 1, an upper wing portion 200 and a lower wing portion 300 are disposed above and below the body portion 100, respectively. In other words, the aircraft has a wing in the form of two layers. The upper wing portion 200 and the lower wing portion 300 may be disposed outside the body 100 as shown in FIG. 1, but may be disposed as protruding from the body 100. In any form, the upper wing portion 200 and the lower wing portion 300 serve as a main wing of an aircraft having a fixed wing shape and provide a lift to an aircraft in a forward flight.

윗날개부(200) 및 아랫날개부(300)의 길이, 종횡비(aspect ratio) 및 에어포일(airfoil)의 형태는 같을 수 있다. 이 경우 항공기가 수직이착륙 할 때의 무게 중심이 한 쪽으로 쏠리지 않아 안정성이 증대되며, 항공기의 제작 비용이 절감될 수 있다. 한편, 윗날개부(200)와 아랫날개부(300)는 받음각(angle of attack)이 다르도록 배치될 수 있다. 예컨대 윗날개부(200)의 받음각은 아랫날개부(300)의 받음각보다 커, 더 큰 양력을 내도록 배치될 수 있다. The lengths, aspect ratios and airfoil shapes of the upper and lower wings 200 and 300 may be the same. In this case, the center of gravity when the aircraft takes off and land vertically is not shifted to one side, thereby increasing the stability and reducing the manufacturing cost of the aircraft. On the other hand, the upper wing portion 200 and the lower wing portion 300 may be arranged to have different angles of attack. For example, the angle of attack of the upper wing portion 200 may be greater than the angle of attack of the lower wing portion 300, so as to provide a larger lift.

윗날개부(200)에는 복수 개의 윗프로펠러(210)가 연결된다. 윗프로펠러(210)의 깃(blade)은 회전하여 항공기에 양력(lift) 및 추력(thrust)을 제공할 수 있다. 윗프로펠러(210)의 중심부는 윗날개부(200)의 앞전(leading edge)에 박혀 있는 형태로 배치될 수 있으나 본 발명이 이에 제한되는 것은 아니다. A plurality of upper propellers 210 are connected to the upper wing portion 200. A blade of the upper propeller 210 may rotate to provide a lift and thrust to the aircraft. The central portion of the upper propeller 210 may be disposed at a leading edge of the upper wing portion 200, but the present invention is not limited thereto.

윗프로펠러(210)의 개수, 위치, 크기 등은 윗날개부(200)의 길이, 원하는 공력 특성 등에 따라 적절히 선택될 수 있다. 단, 각각의 윗프로펠러(210)의 후방에서 발생하는 후류(stream)에 의한 간섭이 발생하지 않도록 설계, 배치되는 것이 바람직하다. 한편, 각각의 윗프로펠러(210)의 크기, 형태, 회전 속도는 서로 다를 수 있다. 윗프로펠러(210)가 각각 다른 형태를 가지더라도, 윗날개부(200)의 중앙, 즉 도 1에서는 x축을 중심축을 하여 대칭적으로 구성되는 것이 바람직하다. The number, position, size, and the like of the upper propeller 210 can be appropriately selected according to the length of the upper wing portion 200, desired aerodynamic characteristics, and the like. However, it is preferable that they are designed and arranged such that interference due to a stream generated at the rear of each upper propeller 210 does not occur. On the other hand, the size, shape, and rotation speed of each upper propeller 210 may be different from each other. Although the upper propeller 210 has a different shape, it is preferable that the upper propeller 210 is configured symmetrically with respect to the center of the upper wing portion 200, that is, the x axis in FIG.

이러한 복수 개의 윗프로펠러(210)는 항공기의 운행에 필요한 추력을 분산(distributed propulsion)하여 발생시킨다. 일 실시예에 따르면 윗날개부(200)의 왼쪽, 오른쪽에는 각각 2개 이상의 윗프로펠러(210)가 배치될 수 있다. 도 1에서는 윗프로펠러(210)가 왼쪽, 오른쪽에 대칭적으로 5개씩 배치된 것을 예시하였으나 본 발명이 이에 제한되는 것은 아니다. 이 경우 어느 한쪽의 윗프로펠러 중 일부(예컨대, 왼쪽 프로펠러 213L)가 비행 중 고장 나 회전을 멈춘 경우와 같은 돌발 상황에서도, 나머지 윗프로펠러(211L, 212L, 214L, 215L)는 여전히 구동되므로 좌우 균형을 맞출 수 있어 항공 사고의 위험성이 감소된다.The plurality of upper propellers 210 generate the propulsive force required for the operation of the aircraft by distributed propulsion. According to one embodiment, two or more upper propellers 210 may be disposed on the left and right sides of the upper wing portion 200, respectively. In FIG. 1, five upper propellers 210 are arranged symmetrically on the left and right sides, but the present invention is not limited thereto. In this case, the remaining upper propellers 211L, 212L, 214L, and 215L are still driven even in an unexpected situation such as when a part of one of the upper propellers (e.g., the left propeller 213L) And the risk of an air accident is reduced.

한편, 아랫날개부(300)에는 복수 개의 아랫프로펠러(310)가 연결된다. 아랫프로펠러(310) 역시 윗프로펠러(210)와 비슷한 특징을 가지므로 자세한 서술을 생략한다. Meanwhile, a plurality of lower propellers 310 are connected to the lower wing portion 300. The lower propeller 310 also has similar features to the upper propeller 210, so that detailed description is omitted.

윗프로펠러(210) 및 아랫프로펠러(310)는 수직이착륙 모드에서 항공기에 양력을 제공하고, 전진비행 모드에서는 추력을 제공하는데, 이하 그 메커니즘(mechanism)을 서술한다. The upper propeller 210 and the lower propeller 310 provide lift to the aircraft in the vertical take-off mode and provide thrust in the forward flight mode, and hereafter the mechanism is described.

도 2a 내지 도 2c는 본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 비행 모드를 개략적으로 표현한 그림이다. FIGS. 2A to 2C are schematic views illustrating a flight mode of a vertical landing and landing distribution propulsion type aircraft according to an exemplary embodiment of the present invention.

항공기의 비행 모드는 제1 모드(M1)인 수직이착륙(vertical take-off and landing, VTOL) 모드와 제2 모드(M2)인 전진비행 모드를 가진다. 도 2a는 항공기가 수직이착륙 모드에 있는 상태를 나타낸다. 수직이착륙 모드에서, 몸체부(100)의 앞쪽 끝(nose, 110)은 중력의 반대 방향(z 방향), 즉 하늘을 향해 있다. 몸체부(100) 뒤쪽의 꼬리부(120)는 항공기가 바닥에 '선' 상태를 유지할 수 있도록 평평한 부분을 포함할 수 있다. 즉 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기는 이륙 전 및 착륙 후 꼬리부(120)가 지면에 닿는 테일 시터(tail-sitter) 방식을 차용할 수 있다. 한편 꼬리부(120)는 전진비행 시 안정적인 저속 유동장을 생성하여 추가적인 추력을 제공하기 위한 형상을 가질 수 있다. The flight mode of the aircraft has a vertical take-off and landing (VTOL) mode, which is a first mode M1, and an advanced flight mode, which is a second mode M2. 2A shows a state in which the aircraft is in the vertical take-off mode. In the vertical take-off mode, the front end (nose) 110 of the body part 100 faces the opposite direction of gravity (z direction), i.e., toward the sky. The tail portion 120 behind the body portion 100 may include a flat portion so that the aircraft can maintain a 'line' condition on the floor. That is, the aircraft according to an embodiment of the present invention can borrow a tail-sitter method in which the tail portion 120 touches the ground before taking-off and landing. On the other hand, the tail 120 may have a shape to generate a stable low velocity flow field during forward flight to provide additional thrust.

수직이착륙 모드에서 윗프로펠러(210)와 아랫프로펠러(310)는 회전하여 항공기에 양력을 제공한다. 이때 윗프로펠러(210) 및 아랫프로펠러(310)의 회전 방향은 반대일 수 있다. 예컨대 아랫프로펠러(310)의 날(310B)이 시계 방향으로 회전할 때, 대응되는 위치에 배치된 윗프로펠러(210)의 날(210B)은 반시계 방향으로 회전할 수 있다. In the vertical take-off and landing mode, the upper propeller 210 and the lower propeller 310 rotate to provide lift to the aircraft. At this time, the direction of rotation of the upper propeller 210 and the lower propeller 310 may be reversed. For example, when the blade 310B of the lower propeller 310 rotates clockwise, the blade 210B of the upper propeller 210 disposed at the corresponding position can rotate in a counterclockwise direction.

이때 수직이착륙 모드에서 복수 개의 윗프로펠러(210)에 의하여 발생하는 양력(L_u)의 크기와 복수 개의 아랫프로펠러(310)에 의하여 발생하는 양력(L_l)의 크기는 같을 수 있다. 즉 위, 아래에 대응하는 위치에 배치된 윗프로펠러(210) 및 아랫프로펠러(310)의 분당회전수(RPM)는 같을 수 있다. 이에 따라 항공기는 수직이착륙 및 제자리 비행(hovering)할 수 있다.In this case, the magnitude of the lift L _u generated by the plurality of upper propellers 210 in the vertical take-off and landing mode may be the same as the magnitude of the lift L _l generated by the plurality of lower propellers 310. That is, the revolutions per minute (RPM) of the upper propeller 210 and the lower propeller 310 disposed at the corresponding positions above and below may be the same. As a result, the aircraft can be vertically landed and landed and hovered.

도 2b는 수직이착륙 모드(M1)에서 전진비행 모드(M2)로 전이(transition)하는 단계의 항공기의 상태를 나타낸다. 일 실시예에 따르면, 비행 모드가 수직이착륙 모드에서 전진비행 모드로 변할 때, 복수 개의 윗프로펠러 중 특정 윗프로펠러의 분당회전수는 상기 특정 윗프로펠러의 위치에 대응하는 아랫프로펠러의 분당회전수보다 클 수 있다. 다시 도 1을 참조하면, 예컨대 윗날개부(200)의 왼쪽 끝에 배치된 윗프로펠러(211L)와 아랫날개부(300)의 왼쪽 끝에 배치된 아랫프로펠러(311L)는 위치 상 서로 대응된다. 즉 전이 상태에서 왼쪽 끝 윗프로펠러(211L)의 분당회전수는 왼쪽 끝 아랫프로펠러(311L)의 분당회전수보다 클 수 있다. 물론 왼쪽의 나머지 프로펠러(212L~215L, 312L~315L) 및 오른쪽에 배치된 프로펠러(211R~215R, 311R~315R) 역시 비슷하게 작동할 수 있다. FIG. 2B shows the state of the aircraft at the transition from the vertical take-off mode M1 to the forward flight mode M2. According to one embodiment, when the flight mode changes from the vertical takeoff and landing mode to the forward flight mode, the revolutions per minute of a specific upper propeller among the plurality of upper propellers is greater than the revolutions per minute of the lower propeller corresponding to the position of the specific upper propeller . 1, the upper propeller 211L disposed at the left end of the upper wing portion 200 and the lower propeller 311L disposed at the left end of the lower wing portion 300 correspond to each other in position. In other words, in the transition state, the revolutions per minute of the left upper propeller 211L may be larger than the revolutions per minute of the left lower propeller 311L. Of course, the remaining propellers 212L to 215L, 312L to 315L on the left and the propellers 211R to 215R, 311R to 315R disposed on the right side can operate similarly.

윗프로펠러(210)의 분당회전수가 아랫프로펠러(310)의 분당회전수보다 크므로, 윗프로펠러(210)에 의하여 발생하는 양력(L_u)의 크기는 아랫프로펠러(310)에 의하여 발생하는 양력(L_l)의 크기보다 크다. 따라서 피칭 모멘트(pitching moment)가 작용하여 몸체부(100)의 기수가 낮아져, 앞쪽 끝(110)은 점점 x방향을 향하게 된다. 즉 몸체부(100)의 지면에 대한 피치각(pitch angle, θ_p)이 변하게 된다. The number of revolutions per minute of the upper propeller 210 is greater than the number of revolutions per minute of the lower propeller 310 so that the magnitude of the lift L _u generated by the upper propeller 210 is proportional to the lift generated by the lower propeller 310 L ₁ ). Therefore, a pitching moment acts to lower the nose of the body part 100, so that the front end 110 gradually faces the x direction. That is, the pitch angle (? _P ) with respect to the ground surface of the body part 100 is changed.

도 2c는 항공기의 제2 모드(M2), 즉 전진비행 모드를 나타낸다. 전진비행 모드에서, 몸체부(100)의 앞쪽 끝(110)은 x 방향을 향하게 되고, 몸체부(100)의 지면에 대한 피치각은 0도에 가깝게 된다. 이때 윗프로펠러(210)와 아랫프로펠러(310)는 회전하여 각각 추력(T_u, T_l)을 제공하고, 윗날개부(200)와 아랫날개부(300)는 각각 양력(L_u, L_l)을 제공한다.2C shows the second mode M2 of the aircraft, i.e., the forward flight mode. In the forward flight mode, the front end 110 of the body part 100 faces the x direction, and the pitch angle with respect to the ground surface of the body part 100 becomes close to 0 degrees. At this time, the upper propeller 210 and the lower propeller 310 rotate to provide thrusts T _u and T _l , respectively, and the upper wing portion 200 and the lower wing portion 300 respectively generate lift forces L _u and L _l , .

한편, 전진비행 시 아랫프로펠러(310)를 지나는 공기는 주변 속도보다 가속이된 후류로 아랫날개부(300)를 지나게 된다. 이때 후류는 날개부의 아래와 위로 지나가 되는데, 가속된 후류는 주익의 상대적인 압력차를 크게하고, 이것이 결과적으로 양력을 증가시키는 역할을 하고 이로 인해서 추가적인 양력(powered lift, L_p)을 얻을 수 있다 On the other hand, the air passing through the lower propeller 310 at the time of forward flight passes through the lower wing portion 300 with a wake accelerated than the peripheral speed. At this point, the wake passes below and above the wing, where the accelerated wake increases the relative pressure differential of the wing, which in turn results in an increase in lift, thereby resulting in an additional lift (L _p )

이때 아랫프로펠러(310)에 의한 후류(S)가 최대의 축 방향(axial) 속도를 가지는 위치에 아랫날개부(300)가 배치되도록 하는 경우, 추가적인 양력(L_p)의 크기를 최대로 할 수 있다. 한편 아랫프로펠러(310)의 크기를 줄여 아랫날개부(300)에 연결되는 아랫프로펠러(310)의 개수를 많게 하는 경우, 이에 의해 생성된 후류에 의해 아랫날개부(300) 전체를 지나는 유동이 가속되면서 아랫날개부(300)에는 더 큰 양력이 발생한다. 이와 같은 원리는 윗프로펠러(210) 및 윗날개부(200)에도 비슷하게 적용된다. At this time, when the lower wing 300 is disposed at a position where the wake S by the lower propeller 310 has the maximum axial velocity, the size of the additional lift L _p can be maximized have. When the lower propeller 310 is reduced in size to increase the number of lower propellers 310 connected to the lower wing 300, the flow passing through the lower wing 300 is accelerated by the wake generated by the lower propeller 310, A larger lift is generated in the lower wing portion 300. This principle is similarly applied to the upper propeller 210 and the upper wing portion 200.

본 발명의 일 실시예에 따른 항공기는, 2층 구조를 가지는 날개부(200, 300)에 연결된 프로펠러(210, 310)의 분당회전수를 조절하여 수직이착륙 모드 및 전진비행 모드를 구현할 수 있다. 따라서 날개부(200, 300) 또는 프로펠러(210, 310)를 틸팅(tilting)시키기 위한 장치가 필요하지 않으므로 기계적 구조가 단순하고 제조, 정비, 제어 등이 비교적 간단하다. The aircraft according to an embodiment of the present invention may implement the vertical takeoff and landing mode and the forward flight mode by controlling the number of revolutions per minute of the propellers 210 and 310 connected to the wings 200 and 300 having a two-layer structure. Therefore, there is no need for a device for tilting the wing parts 200, 300 or the propellers 210, 310, so that the mechanical structure is simple and the manufacturing, maintenance, and control are relatively simple.

또한 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기는, 후류에 의한 추가적인 양력을 얻을 수 있으므로, 2층의 날개부를 가지지 않는 기존의 항공기보다 짧은 시위 길이(chord)를 가지고도 비슷한 양력을 낼 수 있다. 따라서 윗날개부(200), 아랫날개부(300)의 무게를 줄일 수 있어, 양력을 더욱 증가시킬 수 있다. 이때 윗프로펠러(210), 아랫프로펠러(310)의 개수를 많게 하는만큼 항력(drag) 역시 증가하지만 양력의 증가폭이 더 크기 때문에 전체적인 양항비(L/D)는 증가할 수 있다.Also, since the aircraft according to the embodiment of the present invention can obtain additional lift by the wake, it is possible to generate a similar lift with a shorter chord length than a conventional aircraft having no two-story wing. Therefore, the weight of the upper wing portion 200 and the lower wing portion 300 can be reduced, and the lift force can be further increased. At this time, as the number of the upper propeller 210 and the lower propeller 310 is increased, the drag increases but the increase in lift is larger, so the overall drop ratio L / D can be increased.

이하 수직이착륙 모드에서 전진비행 모드의 전이 시 항공기의 자세를 제어하는 메커니즘을 서술한다. Hereinafter, a mechanism for controlling the posture of the aircraft in the transition of the forward flight mode in the vertical takeoff and landing mode is described.

도 3은 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 측면도이다. 3 is a side view of a vertical landing and landing dispersal propulsion aircraft in accordance with one embodiment.

일 실시예에 따르면, 윗날개부(200) 및 아랫날개부(300)는 비행 중 양력을 조절하는 조종면(220, 320)을 포함할 수 있다. According to one embodiment, the upper wing portion 200 and the lower wing portion 300 may include a steering surface 220, 320 for controlling lift during flight.

도 3을 참조하면, 윗날개부(200) 및 아랫날개부(300)의 뒷전(trailing edge)에 배치되어 양력의 크기를 제어할 수 있는 플래퍼론(flaperon) 형태의 조종면(220, 320)이 예시되어 있다. 플래퍼론과 날개부의 시위선(chord)이 이루는 각도가 달라짐에 따라 양력 역시 달라지게 된다. 따라서 윗날개부(200) 및 아랫날개부(300)의 조종면(220, 320)의 각도 조절을 통해 항공기의 자세를 제어할 수 있다. Referring to FIG. 3, a flaperon-shaped steering surface 220, 320 disposed at a trailing edge of the upper wing portion 200 and the lower wing portion 300 and capable of controlling the magnitude of the lift force, . As the angle between the flaperon and the chord of the wing changes, the lift also changes. Therefore, the attitude of the aircraft can be controlled by adjusting the angles of the steering surfaces 220 and 320 of the upper wing portion 200 and the lower wing portion 300.

예컨대, 수직이착륙 모드에서 전진비행 모드로 전이가 시작될 때, 윗날개부(200)의 보조 날개(220)를 아래쪽으로 회전시키면, 윗날개부(200)의 양력은 더 커지게 된다. 반대로 아랫날개부(300)의 보조 날개(320)를 위쪽으로 회전시키면, 아랫날개부(300)의 양력은 더 작아지게 된다. 따라서 조종면(220, 320)의 움직임을 조절하여 몸체부(100)에 피칭 모멘트를 가할 수 있어, 전이 단계에서의 자세를 제어할 수 있다. For example, when the transition from the vertical take-off mode to the forward flight mode starts, if the auxiliary wing 220 of the upper wing portion 200 is rotated downward, lift of the upper wing portion 200 becomes larger. Conversely, when the auxiliary wing 320 of the lower wing portion 300 is rotated upward, the lift force of the lower wing portion 300 becomes smaller. Accordingly, the movement of the control surfaces 220 and 320 can be controlled to apply a pitching moment to the body portion 100, and the posture in the transition phase can be controlled.

한편, 보조 날개는 도 3에 도시된 것과는 달리 날개부(200, 300)의 앞전에 배치될 수도 있고, 날개부의 아랫면 일부가 갈라져 나와 아래로 꺾이는 스플릿(split) 형태, 날개부의 아랫면 일부가 뒤로 미끄러지듯 빠져나오는 파울러(Fowler) 형태 등 다양한 구조로 변형될 수 있다. 3, the auxiliary wing may be disposed in front of the wing portions 200 and 300, or may have a split configuration in which a part of the lower surface of the wing portion is divided and bent downward, and a part of the lower surface of the wing portion is slid backward And a Fowler-type that comes out of the body.

도 4는 다른 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 측면도이다. 도 4에서는 후술하는 배터리(B) 및 배터리 이송부(400)를 표현하기 위해 편의상 아랫날개부(300) 및 아랫프로펠러(310)를 도시하지 않았다.4 is a side view of a vertical takeoff and landing dispersion propulsion aircraft according to another embodiment. 4, the lower wing 300 and the lower propeller 310 are not shown for the sake of convenience of describing the battery B and the battery transferring unit 400 described later.

일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기는, 몸체부(100)의 내부에 배치되고, 비행 모드가 변할 때 배터리(B)를 이동시키는 배터리 이송부(400)를 더 포함할 수 있다. 이때 비행 모드가 수직이착륙 모드에서 전진비행 모드로 변할 때, 배터리 이송부(400)는 배터리(B)를 몸체부(100)의 앞쪽 방향으로 이동시킬 수 있다. The vertical landing and landing dispersion propulsion aircraft according to an embodiment may further include a battery transfer unit 400 disposed inside the body part 100 and moving the battery B when the flight mode is changed. At this time, when the flying mode is changed from the vertical take-off mode to the forward flight mode, the battery transfer unit 400 can move the battery B toward the front side of the body 100.

항공기는 윗프로펠러(210), 아랫프로펠러(310) 등의 움직임을 전기적으로 제어하는 제어부 및 전기에너지를 제공하는 배터리(B)를 포함한다. 그런데 특히 전기만으로 구동되는 무인항공기에 사용되는 배터리(B)의 총 중량은 항공기의 최대허용이륙중량(maximum takeoff weight, MTOW)의 약 40% 이상을 차지할 정도로 무겁다. 이때 항공기가 이착륙할 때와 지면에 놓인 상태로 보관될 때의 안정성을 확보하기 위해서는 항공기의 무게중심을 아래쪽으로 유지시키는 것이 좋고, 따라서 배터리(B)가 몸체부(100)의 뒤쪽(이착륙 시를 기준으로는 아래쪽)에 놓이는 것이 바람직하다. The aircraft includes a control unit for electrically controlling the motion of the upper propeller 210, the lower propeller 310, and the like, and a battery B for providing electrical energy. However, the total weight of the battery (B) used in the unmanned aerial vehicle driven by electricity alone is heavy to occupy about 40% or more of the maximum takeoff weight (MTOW) of the aircraft. In this case, it is preferable to keep the center of gravity of the aircraft downward in order to ensure stability when the aircraft is taken off and landed and stored on the ground. Thus, when the battery B is positioned at the rear side of the body part 100 It is preferable to be placed on the lower side as a standard.

그런데 항공기의 비행 모드가 전이하는 단계에서도 배터리(B)가 몸체부(100)의 뒤쪽에 놓이게 되면, 대부분의 무게가 아래쪽에 쏠리게 되어 윗프로펠러(210) 및 아랫프로펠러(310)의 분당회전수 조절만으로는 몸체부(100)의 피치각을 조절하기 어렵게 된다. Even when the flight mode of the aircraft is shifting, when the battery B is placed on the rear side of the body 100, most of the weight of the battery B is lowered and the rotation speed of the upper propeller 210 and the lower propeller 310 It is difficult to adjust the pitch angle of the body portion 100 only by the use of the above-

도 4를 참조하면, 전이 단계에서 배터리 이송부(400)에 의해 배터리(B)가 몸체부(100)의 앞쪽으로 이동한다. 전이 단계에서 배터리(B)를 앞쪽으로 이동시키면, 피칭 모멘트를 크게 할 수 있어 몸체부(100)의 피치각 조절을 수월하게 할 수 있다. Referring to FIG. 4, the battery B is moved to the front side of the body part 100 by the battery transfer part 400 in the transition step. When the battery B is moved forward in the transition phase, the pitching moment can be increased and the pitch angle of the body portion 100 can be easily adjusted.

배터리 이송부(400)는 배터리(B)가 위에 놓이게 되는 홀더(410), 홀더(410)가 앞/뒤 방향으로 이동할 수 있는 길을 제공하는 슬라이딩부(420), 홀더(410)가 움직이도록 동력을 제공하는 동력제공부(430)를 포함할 수 있다.이와 달리, 배터리 이송부(400)는 별도의 동력제공부(430)를 가지지 않을 수 있다. 이때, 홀더(410)는 배터리(B)로부터 전력을 공급받아 슬라이딩부(420) 상에서 움직여, 배터리(B)를 움직이게 할 수도 있다.The battery transfer unit 400 includes a holder 410 on which the battery B is placed, a sliding unit 420 that provides a path through which the holder 410 can move in the forward / backward direction, The battery feeder 400 may not have a separate power supplier 430. The battery charger 430 may be a battery charger. At this time, the holder 410 may receive power from the battery B and move on the sliding part 420 to move the battery B.

배터리 이송부(400)의 구조는 이에 제한되지 않으며, 배터리(B)가 몸체부(100)에 대해 상대적으로 움직일 수 있게 하는 구조라면 다양한 변형이 가능하다. 한편, 배터리 이송부(400) 및 배터리(B)는 항공기의 무게 중심이 좌우로 치우치지 않도록 항공기의 중심축에 배치되는 것이 바람직하다. The structure of the battery transferring part 400 is not limited thereto, and various modifications are possible as long as the structure allows the battery B to move relative to the body part 100. The battery conveyance unit 400 and the battery B are preferably disposed on the center axis of the aircraft so that the center of gravity of the aircraft is not offset to the left or right.

즉 i)윗프로펠러(210)와 아랫프로펠러(310)의 분당회전수 조절, ii) 보조 날개(220, 320) 각도 조절, iii) 배터리 이송부(400)를 이용한 배터리(B)의 이동을 통해 피칭 모멘트를 조절할 수 있고, 이에 따라 몸체부(100)의 피치각을 조절, 비행 모드를 전이시킬 수 있다. 이때 윗프로펠러(210), 아랫프로펠러(310), 보조 날개(220, 320), 배터리 이송부(400)의 움직임을 제어하는 제어부는 상기 3가지 방식을 모두, 동시에 이용할 수 있으며, 이를 통해 안정적으로 비행 모드를 전이시킬 수 있다. I) adjustment of the revolutions per minute of the upper propeller 210 and the lower propeller 310, ii) angle adjustment of the auxiliary vanes 220 and 320, and iii) pitching The moment can be adjusted, thereby adjusting the pitch angle of the body part 100 and transferring the flight mode. At this time, the controller for controlling the movement of the upper propeller 210, the lower propeller 310, the auxiliary vanes 220 and 320, and the battery conveyance unit 400 can use all of the above three methods at the same time, Mode can be transferred.

도 5는 본 발명의 또다른 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 측면도이다. 5 is a side view of a vertical takeoff and landing dispersion propulsion aircraft according to another embodiment of the present invention.

일 실시예에 따르면, 아랫날개부(300)는 윗날개부(200)보다 몸체부(100)의 앞쪽에 배치될 수 있다. According to one embodiment, the lower wing portion 300 may be disposed in front of the body portion 100 rather than the upper wing portion 200.

전진비행 중에는 보조 날개(220, 320) 등을 통해 윗날개부(200), 아랫날개부(300)에 작용하는 항력(drag)을 다르게 하여 피칭 모멘트를 조절할 수 있으나, 도 5와 같이 아랫날개부(300)와 윗날개부(200)를 앞뒤로 배치시켜 양력 차이를 주어 피칭 모멘트를 조절할 수도 있다. 예컨대 전진비행 모드(M2)에서 다시 수직이착륙 모드(M1)로 전이하고 싶은 경우, 아랫프로펠러(310) 및 윗프로펠러(210)의 분당회전수를 조절하거나 조종면(220, 320)의 각도를 조절하여 아랫날개부(300)에 작용하는 양력(L_l)을 윗날개부(200)에 작용하는 양력(L_u)보다 크게 할 수 있다. 이에 따라 기수를 드는 방향으로 피칭 모멘트를 작용할 수 있으며, 이 경우 항력을 이용하는 경우보다 더욱 쉽게 피칭 모멘트를 조절할 수 있다. The pitching moment can be adjusted by changing the drag acting on the upper wing portion 200 and the lower wing portion 300 through the auxiliary wings 220 and 320 during the forward flight, 300 and the upper wing portion 200 are arranged back and forth so that the pitching moment can be adjusted by giving a difference in lift. For example, when it is desired to transition from the forward flight mode M2 to the vertical takeoff and landing mode M1, the rotation speed of the lower propeller 310 and the upper propeller 210 may be adjusted or the angle of the control surfaces 220 and 320 may be adjusted The lift L ₁ acting on the lower wing 300 can be made larger than the lift L _u acting on the upper wing 200. Accordingly, the pitching moment can be applied in the direction of lifting the cardinal number. In this case, the pitching moment can be adjusted more easily than in the case of using the drag force.

도 6는 본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 정면도이다.6 is a front view of a vertical takeoff and landing distribution propulsion aircraft according to an embodiment of the present invention.

일 실시예에 따르면, 복수 개의 윗프로펠러(210) 중 윗날개부(200)의 가장 바깥쪽에 배치된 윗프로펠러(211L, 211R)는 나머지 윗프로펠러(212L~215L, 212R~215R)보다 날(blade)의 길이가 길고, 복수 개의 아랫프로펠러(310) 중 아랫날개부(300)의 가장 바깥쪽에 배치된 아랫프로펠러(311L, 311R)는 나머지 아랫프로펠러(312L~315L, 312R~315R)보다 날(blade)의 길이가 길 수 있다. 이하에서는 아랫프로펠러(310)를 기준으로 설명하나 윗프로펠러(210) 역시 비슷한 논리가 적용된다.The upper propellers 211L and 211R disposed on the outermost side of the upper wing portion 200 of the plurality of upper propellers 210 are made of a blade than the remaining upper propellers 212L to 215L and 212R to 215R, And the lower propellers 311L and 311R disposed on the outermost side of the lower wing portion 300 among the plurality of lower propellers 310 are blades than the remaining lower propellers 312L to 315L and 312R to 315R, May be long. In the following description, the lower propeller 310 is used as a reference but the upper propeller 210 has a similar logic.

본 발명의 아랫프로펠러(310)는 수직이착륙 모드에서는 양력을, 전진비행 모드에서는 추력을 제공하는데, 아랫프로펠러(310)의 지름이 클수록 수직이착륙 시에는 양력 효율이 좋아지게 되나, 전진비행시에는 후류에 의한 추가적 양력(powered lift)을 얻을 수 없어 양항비가 작아진다. 즉 아랫프로펠러(310)의 수직이착륙 모드에서의 효율과 전진비행 모드에서의 효율은 서로 상충 관계(trade-off)에 있다. The lower propeller 310 of the present invention provides lift in the vertical takeoff and landing mode and thrust in the forward flight mode. The greater the diameter of the lower propeller 310, the better the lift efficiency at the time of vertical takeoff and landing. However, It is not possible to obtain a powered lift due to the load. That is, the efficiency of the lower propeller 310 in the vertical takeoff and landing mode and the efficiency in the forward flight mode are in a trade-off.

본 발명의 일 실시예에서는 두 개의 지름을 가지는 아랫프로펠러를 이용한다. 도 6을 참조하면, 아랫날개부(300)의 바깥쪽에 배치된 아랫프로펠러(311L, 311R)의 날(blade)의 지름은 나머지 아랫프로펠러(312L~315L, 312R~315R)의 지름보다 클 수 있다. In one embodiment of the present invention, a lower propeller having two diameters is used. 6, the diameter of the blades of the lower propellers 311L and 311R disposed on the outer side of the lower blade portion 300 may be greater than the diameter of the remaining lower propellers 312L to 315L and 312R to 315R .

이때 이착륙 시에는 큰 지름을 가지는 아랫프로펠러(311L, 311R)를 주로 이용하여 양력 효율을 증대시키고, 전진비행 시에는 작은 지름을 가지는 아랫프로펠러(312L~315L, 312R~315R)를 주로 이용하여 추가적 양력을 발생시켜 각각의 이점을 살릴 수 있다. At this time, during take-off and landing, the lower propellers 311L and 311R having large diameters are mainly used to increase the lift efficiency, while the lower propellers 312L to 315L and 312R to 315R having small diameters are used for forward flight, So that each advantage can be utilized.

한편, 왼쪽 및 오른쪽에 배치된 아랫프로펠러(310)의 회전 방향은 반대일 수 있다. 예컨대 몸체부(100)의 왼쪽, 도 6을 기준으로는 오른쪽에 배치된 아랫프로펠러(312L~315L)가 반시계 방향으로 회전할 때, 몸체부(100)의 오른쪽, 도 6을 기준으로 왼쪽에 배치된 아랫프로펠러(312R~315R)는 시계 방향으로 회전할 수 있다. 이로 인해 회전에 의해 발생하는 모멘트가 상쇄될 수 있다. On the other hand, the rotational directions of the lower propeller 310 disposed on the left and right sides may be reversed. When the lower propellers 312L to 315L arranged on the right side are rotated counterclockwise with respect to the left side of the body part 100 as shown in FIG. 6, the right side of the body part 100, The arranged lower propellers 312R to 315R can rotate clockwise. As a result, the moment generated by the rotation can be canceled.

윗프로펠러(210)의 경우도 아랫프로펠러(310)와 마찬가지 구조가 적용될 수 있으므로, 자세한 기재를 생략한다. 단, 윗프로펠러(210)와 아랫프로펠러(310)의 회전 방향은 반대일 수 있다. 한편, 아랫날개부(300)의 바깥쪽에 배치된 아랫프로펠러(311L, 311R)에서 발생한 후류는 회전면을 지나면서 수축되므로, 전진비행 시에도 윗날개부(200)에 난류를 제공하지 않을 수 있다.In the case of the upper propeller 210, the same structure as that of the lower propeller 310 can be applied, so detailed description will be omitted. However, the direction of rotation of the upper propeller 210 and the lower propeller 310 may be reversed. On the other hand, the wake generated by the lower propellers 311L and 311R disposed on the outer side of the lower wing portion 300 is contracted as it passes through the rotation surface, so that turbulence can not be provided to the upper wing portion 200 even during forward flight.

이하 본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 제어 방법을 설명한다. Hereinafter, a control method of a vertical landing and landing distribution propulsion type aircraft according to an embodiment of the present invention will be described.

도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 제어 방법을 나타낸 순서도이고, 도 8a 내지 도 8e은 상기 제어 방법에 따라 제어된 항공기의 상태를 각 단계에 따라 나타낸 그림이다. FIG. 7 is a flowchart illustrating a control method of a vertical landing and landing dispersal propulsion type aircraft according to an embodiment of the present invention. FIGS. 8A to 8E are diagrams illustrating states of an aircraft controlled according to the control method according to each step.

도 7을 참조하면, 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 제어 방법은 순차적으로 수행되는 이륙 단계(S10), 전이 단계(S20), 전진비행 단계(S30)를 포함한다. Referring to FIG. 7, the control method of the vertical landing and landing distribution propulsion type aircraft includes a take-off step (S10), a transition step (S20), and a forward flight step (S30).

도 8a는 이륙 단계(S10)를 나타낸다. 이륙 단계(S10)에서는 몸체부(100)의 앞쪽 끝이 z 방향을 향하고 있는 항공기의 윗프로펠러(210)와 아랫프로펠러(310)를 회전시키는 단계(S11)가 수행된다. 이때 윗프로펠러(210)와 아랫프로펠러(310)는 양력을 제공하여 항공기를 이륙시킨다. 8A shows the take-off step (S10). In the take-off step S10, a step S11 of rotating the upper propeller 210 and the lower propeller 310 of the aircraft whose front end of the body part 100 faces the z direction is performed. At this time, the upper propeller 210 and the lower propeller 310 provide lift to take off the aircraft.

이때 도 5와 비슷하게 아랫날개부(300) 및 아랫프로펠러(310)를 윗날개부(200) 및 윗프로펠러(210)보다 몸체부(100)의 앞쪽에 위치시키는 경우, 이륙 단계(S10)에서 윗프로펠러(210)가 지면(G)에 더 가까우므로 아랫프로펠러(310)보다 지면 효과(ground effect)가 더 크게 발생한다. 따라서 이 경우 제어부는 지면 효과의 차이를 상쇄하는 방향으로 윗프로펠러(210)와 아랫프로펠러(310)의 분당회전수를 제어할 수 있다. 한편, 제어부는 복수 개의 윗프로펠러(210) 및 아랫프로펠러(310) 중, 가장 바깥쪽에 배치되고 날(blade)의 지름이 큰 프로펠러(도 6, 211L, 211R, 311L, 311R)만이 이륙 과정에서 동작하도록 제어할 수 있다.5, when the lower wing 300 and the lower propeller 310 are positioned in front of the upper wing 200 and the upper propeller 210 in the take-off step S10, The ground effect is greater than that of the lower propeller 310 because the lower propeller 210 is closer to the ground G. [ Therefore, in this case, the controller can control the revolutions per minute of the upper propeller 210 and the lower propeller 310 in the direction to cancel the difference in the ground effect. 6, 211L, 211R, 311L, and 311R, which are disposed on the outermost side of the plurality of upper propellers 210 and lower propellers 310 and have a larger blade diameter, .

한편, 이륙이 시작될 때, 바람 등에 의한 턴오버(turnover) 현상을 방지하고, 항공기의 안정성을 증대시키기 위하여 배터리(B)를 몸체부(100)의 뒤쪽, 즉 도 8a에서는 밑에 배치할 수 있다. 단, 이륙 후 배터리(B)는 몸체부(100)의 앞쪽, 즉 도 8a에서는 위쪽으로 이동할 수 있다. On the other hand, when the take-off is started, the battery B may be arranged at the rear of the body part 100, that is, at the bottom in FIG. 8A, in order to prevent a turnover phenomenon caused by wind or the like and increase the stability of the aircraft. However, after take-off, the battery B can be moved to the front side of the body part 100, that is, upward in FIG. 8A.

도 8b는 전이 단계(S20)를 나타낸다. 전이 단계(S20)는 지면 효과가 없어져 항공기의 안정성이 담보되는 높이(h_g)에 이른 후에 수행될 수 있다. 상기 높이(h_g)는 약 5m일 수 있으나, 항공기의 크기에 따라 차이가 있을 수 있다. 전이 단계(S20)에서는 항공기에 피칭 모멘트를 작용시켜 몸체부(100)의 지면에 대한 피치각을 변화시킨다. FIG. 8B shows a transition step S20. Transition step S20 may be performed after reaching the height (h _g ) at which the stability of the aircraft is secured due to the absence of ground effect. The height (h _g), but can be about 5m, we may vary depending on the size of the aircraft. In the transition step S20, a pitching moment is applied to the aircraft to change the pitch angle of the body 100 with respect to the ground.

이때, 전이 단계(S20)는 윗프로펠러(210) 및 아랫프로펠러(310)의 분당회전수를 조절하는 단계(S21)를 포함할 수 있다. 특히 제어부는 윗프로펠러(210)의 분당회전수를 아랫프로펠러(310)의 분당회전수보다 크도록 제어하여 항공기에 피칭 모멘트를 가할 수 있다. At this time, the transition step S20 may include a step S21 of controlling the revolutions per minute of the upper propeller 210 and the lower propeller 310. Particularly, the control unit controls the rotation speed of the upper propeller 210 to be greater than the rotation speed per minute of the lower propeller 310 to apply a pitching moment to the aircraft.

한편, 전이 단계(S20)는 윗날개부(200) 및 아랫날개부(300)에 포함된 조종면 (220, 320)의 각도를 조절하는 단계(S22)를 더 포함할 수 있다. 예컨대 도 8b를 참조하면, 몸체부(100)의 회전 중에 윗날개부(200)에 포함된 조종면(220)은 아래쪽을 향하게 하여 더 큰 양력을 발생시키고, 아랫날개부(300)에 포함된 조종면(320)은 위쪽을 향하게 하여 더 작은 양력을 발생시킬 수 있다. 제어부는 조종면(220, 320)의 움직임을 제어하여 피칭 모멘트를 미세 조절할 수 있다. The transition step S20 may further include a step S22 of adjusting the angles of the steering surfaces 220 and 320 included in the upper wing portion 200 and the lower wing portion 300. 8B, during the rotation of the body 100, the steering surface 220 included in the upper wing portion 200 faces downward to generate a larger lift, and the steering surface 220 included in the lower wing portion 300 320 may be directed upwards to generate a smaller lift. The control unit may control the movement of the control surfaces 220 and 320 to finely control the pitching moment.

한편, 전이 단계(S20)는 몸체부(100)의 내부에 배치된 배터리(B)를 몸체부(100)의 앞쪽 방향으로 이동시키는 단계(S23)를 더 포함할 수 있다. 이때 배터리(B)는 이륙 단계(S10)에서부터 전이 단계에 걸쳐 몸체의 앞쪽 방향으로 이동할 수 있고, 지면 효과(ground effect)가 없어진 고도에서는 윗날개부(200) 및 아랫날개부(300)의 가운데에 위치할 수 있다. 이때 배터리(B)를 이동시키는 배터리 이송부(400) 및 배터리(B) 전체의 무게 중심은 윗날개부(200)의 뒷전(trailing edge)까지 이동할 수 있다. 배터리(B)의 이동에 따라, 역시 피칭 모멘트의 미세 조절이 가능하다.The transition step S20 may further include a step S23 of moving the battery B disposed inside the body part 100 toward the front side of the body part 100. [ At this time, the battery B can move in the front direction of the body from the take-off step S10 to the transition stage, and at the altitude where there is no ground effect, the battery B can be moved to the center of the upper wing portion 200 and the lower wing portion 300 Can be located. At this time, the center of gravity of the entire battery transfer part 400 and the battery B, which move the battery B, can move to the trailing edge of the upper wing part 200. As the battery B moves, fine adjustment of the pitching moment is also possible.

즉 항공기의 제어 방법 중 전이 단계는 i) 윗프로펠러(210)와 아랫프로펠러(310)의 분당회전수 조절 단계, ii) 조종면(220, 320)의 각도 조절 단계, iii) 배터리(B)를 몸체부(100)의 앞쪽 방향으로 이동시키는 단계를 포함할 수 있고, 각 단계는 선택적으로 또는 동시에 수행될 수 있다. 이때 제어부는 항공기의 비행 모드가 안정적으로 전이되도록 윗프로펠러(210), 아랫프로펠러(310), 보조 날개(220, 320), 배터리 이송부(400)를 각각 제어할 수 있다. That is, the transition step of the control method of the aircraft includes i) a step of controlling the rotation speed of the upper propeller 210 and the lower propeller 310 per minute, ii) an angle adjustment step of the control surfaces 220 and 320, iii) Moving in the forward direction of the unit 100, and each step may be performed selectively or concurrently. At this time, the control unit can control the upper propeller 210, the lower propeller 310, the auxiliary vanes 220 and 320, and the battery conveyance unit 400 so that the flight mode of the aircraft can be stably transferred.

도 8c는 전진비행 단계를 나타낸다. 전진비행 단계에서, 윗프로펠러(210) 및 아랫프로펠러(310)는 각각 항공기에 추력(T_u, T_l)을 제공한다. 8C shows the forward flight phase. In the forward flight phase, upper propeller 210 and lower propeller 310 provide thrust (T _u , T ₁ ) to the aircraft, respectively.

일 실시예에 따르면, 전진비행 단계는 윗프로펠러(210) 및 아랫프로펠러(310) 중 가장 바깥쪽에 배치된 윗프로펠러(도 6, 211R, 211L) 및 아랫프로펠러(도 6, 311R, 311L)의 분당회전수를 감소시키고, 안쪽에 배치된 윗프로펠러(도 6, 212L~215L, 212R~215R) 및 아랫프로펠러(도 6, 312L~315L, 312R~315R)의 분당회전수를 증가시키는 단계를 포함할 수 있다. 이때 바깥쪽에 배치된 윗프로펠러 및 아랫프로펠러의 날의 길이는 나머지 윗프로펠러 및 아랫프로펠러의 날의 길이보다 클 수 있다. According to one embodiment, the forward flight phase is performed by the upper propeller 210 and the outermost propeller (FIG. 6, 211R, 211L) and the lower propeller (FIG. 6, 311R, 311L) (Fig. 6, 212L to 215L, 212R to 215R) and the lower propeller (Figs. 6, 312L to 315L, 312R to 315R) disposed in the lower portion of the upper propeller . At this time, the length of the upper propeller and the lower propeller can be greater than that of the remaining upper propeller and lower propeller.

도 6을 다시 참조하면, 상술한 바와 같이, 수직이착륙 단계에서 제어부는 바깥쪽에 배치되고 큰 지름을 가지는 아랫프로펠러(311L, 311R)의 분당회전수를 증가시켜 양력을 제공할 수 있다. 이후, 전이 단계 수행 이후에 제어부는 바깥쪽에 배치되고 큰 지름을 가지는 아랫프로펠러(311L, 311R)의 분당회전수를 수직이착륙 단계에서의 분당회전수보다 작도록 제어할 수 있다. 반면, 제어부는 안쪽에 배치되고 작은 지름을 가지는 아랫프로펠러(312L~315L, 312R~315R)의 분당회전수를 수직이착륙 단계에서의 분당회전수보다 크도록 제어할 수 있다. 이에 따라 전진비행 시에는 작은 지름을 가지는 아랫프로펠러(312L~315L, 312R~315R)의 이점인 '추가적 양력(powered lift)'이 더욱 크게 발생한다. Referring back to FIG. 6, as described above, in the vertical landing and landing phase, the control unit can provide lift by increasing the revolutions per minute of the lower propellers 311L and 311R disposed outside and having large diameters. After the transition, the control unit may control the RPM of the lower propellers 311L and 311R to be smaller than the revolutions per minute in the vertical takeoff and landing stage. On the other hand, the control unit can control the revolutions per minute of the lower propellers 312L to 315L and 312R to 315R disposed at the inner side to be larger than the revolutions per minute at the vertical takeoff and landing stage. As a result, a 'powered lift', which is an advantage of the lower propellers 312L to 315L and 312R to 315R, having a small diameter, occurs even more during forward flight.

한편 전진비행 단계는, 윗날개부(200) 및 아랫날개부(300)에 포함된 보조 날개(220, 320)의 각도를 조절하는 단계(S32)를 더 포함할 수 있다. 예컨대 전진비행 단계에서 아랫날개부(300)에 포함된 보조 날개(220, 320)는 아래쪽을 향하도록 회전하여 양력을 크게 하도록 제어될 수 있다. 한편 전진비행 단계 중 순항(cruise) 시 조종면(220, 320)의 각도는 약 0도로 유지될 수 있다. The forward flight step may further include a step S32 of adjusting the angle of the auxiliary wings 220 and 320 included in the upper wing portion 200 and the lower wing portion 300. For example, the auxiliary vanes 220 and 320 included in the lower vane unit 300 may be controlled to rotate downward to increase the lift force. On the other hand, during cruising during the forward flight phase, the angles of the control surfaces 220 and 320 can be maintained at about zero degrees.

한편 전진비행 단계는, 몸체부(100)의 내부에 배치된 배터리(B)를 몸체부(100)의 뒤쪽 방향으로 이동시키는 단계(S33)를 더 포함할 수 있다. 제어부는 앞쪽으로 이동된 배터리(B)를 다시 뒤쪽으로 이동시켜 항공기의 무게 중심을 조절할 수 있다. The forward flight step may further include a step S33 of moving the battery B disposed inside the body part 100 to the backward direction of the body part 100. [ The control unit can adjust the center of gravity of the aircraft by moving the forwardly moved battery B backward.

한편 전진 비행 중에서도, 자세 제어를 위해 윗프로펠러(210)와 아랫프로펠러(310)의 분당회전수가 조절될 수 있다.전진비행 단계 이후에는 다시 전이 단계 및 착륙 단계가 수행될 수 있다.On the other hand, the number of revolutions per minute of the upper propeller 210 and the lower propeller 310 can be adjusted for attitude control even during forward flight. After the forward flight phase, the transition phase and the landing phase can be performed again.

도 8d는 전진비행 단계에서 착륙 단계로 전이하는 단계를 나타낸다. 이때에는 이륙 후의 전이 단계와는 반대로 아랫프로펠러(310)의 분당회전수를 윗프로펠러(210)의 분당회전수보다 크게 하고, 조종면(220, 320)의 각도를 조절하여 양력을 다르게 하고, 배터리(B)를 뒤쪽 방향으로 이동시켜 피칭 모멘트를 형성할 수 있다. 이에 따라 몸체부(100)의 지면에 대한 피치각은 다시 커지게 된다. FIG. 8D shows the transition from the forward flight phase to the landing phase. At this time, the rotation speed per minute of the lower propeller 310 is made larger than the rotation speed per minute of the upper propeller 210, the angle of the control surfaces 220 and 320 is adjusted to make the lift different, B can be moved in the backward direction to form a pitching moment. The pitch angle with respect to the ground surface of the body portion 100 is increased again.

도 8e는 착륙 단계를 나타낸다. 몸체부(100)가 다시 세워진 상태가 된 후에, 제어부는 윗프로펠러(210)와 아랫프로펠러(310)의 분당회전수가 다시 비슷해지도록 조절하고, 조종면(220, 320)의 각도를 조절하여 항공기의 자세를 제어할 수 있다. 착륙 단계에서, 배터리(B)는 이륙 단계(S10)에 있던 자리로 돌아갈 수 있다. 8E shows the landing stage. The control unit adjusts the rotation speed of the upper propeller 210 and the lower propeller 310 to be similar to each other and adjusts the angles of the control surfaces 220 and 320 so as to change the attitude of the aircraft Can be controlled. In the landing phase, the battery B can return to the position in the take-off step S10.

본 발명의 일 실시예에 따른 항공기의 제어 방법에 따르면, 2층 형태의 프로펠러, 조종면(220, 320) 또는 배터리 이송부(400)를 이용한 배터리(B)의 움직임을 제어하여 (수직)이륙 단계(S10), 전이 단계(S20), 전진비행 단계(S30)를 수행할 수 있다. 특히 전이 단계에서 다양한 제어 방식을 통해 피칭 모멘트를 제어하므로, 운용 상의 안정성이 증대된다. According to the control method of an aircraft according to an embodiment of the present invention, the movement of the battery B using the two-layered propeller, the control surfaces 220 and 320 or the battery transfer unit 400 is controlled S10, a transition step S20, and a forward flight step S30. In particular, since the pitching moment is controlled through various control methods at the transition stage, stability in operation is increased.

본 발명은 도면에 도시된 실시예를 참고로 설명되었으나 이는 예시적인 것에 불과하며, 당해 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 다른 실시 예가 가능하다는 점을 이해할 것이다. 따라서, 본 발명의 진정한 기술적 보호 범위는 첨부된 특허청구범위의 기술적 사상에 의하여 정해져야 할 것이다.While the present invention has been described with reference to exemplary embodiments, it is to be understood that the invention is not limited to the disclosed exemplary embodiments, but, on the contrary, is intended to cover various modifications and equivalent arrangements included within the spirit and scope of the invention. Accordingly, the true scope of the present invention should be determined by the technical idea of the appended claims.

100: 몸체부 110: 앞쪽 끝
120: 꼬리부 200: 윗날개부
210: 윗프로펠러 220: 윗날개부 조종면
300: 아랫날개부 310: 아랫프로펠러
320: 아랫날개부 조종면 400: 배터리 이송부
410: 홀더 420: 슬라이딩부
430: 동력제공부100: body portion 110: front end
120: tail portion 200: upper wing portion
210: upper propeller 220: upper wing control surface
300: lower wing part 310: lower propeller
320: lower wing portion control surface 400: battery transfer portion
410: holder 420: sliding part
430: Power supply

Claims

A body portion whose pitching angle with respect to the ground changes according to a flight mode;
An upper wing portion and a lower wing portion connected to the body portion in a fixed wing shape;
A plurality of upper propellers and a plurality of lower propellers disposed in the form of being embedded in the upper wing portion and the lower wing portion, respectively,
The upper propeller and the lower propeller provide lift in vertical take-off mode, provide thrust in forward flight mode,
Further comprising a battery transfer unit for transferring the battery when the flight mode is changed, and a battery transfer unit disposed inside the body unit.

The method according to claim 1,
Wherein the upper propeller is disposed on each of left and right sides of the upper wing portion,
Wherein at least two of the lower propellers are disposed on the left and right sides of the lower wing portion, respectively.

The method according to claim 1,
Wherein when the flight mode changes from the vertical take-off and landing mode to the forward flight mode, the number of revolutions per minute of the specific upper propeller of the plurality of upper propellers is greater than the number of revolutions per minute of the lower propeller corresponding to the position of the specific upper propeller, Landing and landing dispersal propulsion aircraft.

The method according to claim 1,
Wherein the upper wing portion and the lower wing portion comprise a steerable surface for controlling lift during flight.

delete

The method according to claim 1,
Wherein the battery transfer unit moves the battery in a forward direction of the body when the flight mode changes from the vertical take-off mode to the forward flight mode.

The method according to claim 1,
Wherein the lower wing portion is disposed in front of the body portion with respect to the upper wing portion.

The method according to claim 1,
The upper propeller disposed on the outermost side of the upper wing portion of the plurality of upper propellers has a longer blade length than the remaining upper propellers,
Wherein the lower propeller disposed on the outermost side of the lower wing portion of the plurality of lower propellers has a longer blade than the remaining lower propeller.

A take-off step, a transition step, and a forward flight step, which are sequentially performed,
Wherein the take-off step includes rotating a plurality of upper propellers and lower propellers, which are arranged in a state that the upper wings and the lower wings,
Wherein the transition step includes the step of changing the pitch angle with respect to the ground of the body by controlling the number of revolutions per minute of the plurality of upper propellers and lower propellers,
Wherein the transferring step comprises:
Further comprising moving a battery disposed in the body portion toward a front side of the body portion by a battery transfer portion disposed inside the body portion.

10. The method of claim 9,
Wherein the transition step and the forward-
Further comprising the step of adjusting an angle of an auxiliary wing coupled to the front or rear of the upper wing portion and the lower wing portion.

delete

10. The method of claim 9,
Wherein the forward flight step includes the steps of reducing the number of revolutions per minute of the upper propeller and the lower propeller disposed outermost among the plurality of upper propellers and the lower propellers, And increasing the revolutions per minute of the lower propeller.

10. The method of claim 9,
Wherein the forward flight step comprises:
Further comprising the step of moving a battery disposed within the body portion toward a rear side of the body portion.