KR102020291B1 - 버티컬 이착륙, 버티컬 및 호리즌탈 비행 및 비행중 에너지 생성이 가능한 비행체 - Google Patents

버티컬 이착륙, 버티컬 및 호리즌탈 비행 및 비행중 에너지 생성이 가능한 비행체 Download PDF

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Abstract

본 기술의 일 실시예에 의한 버티컬 이착륙, 버티컬 및 호리즌탈 비행 및 비행중 에너지 생성이 가능한 비행체는 제1 방향으로 배치되는 동체; 제2 방향으로 상호 대향하도록 동체에 배치되는 2개의 메인 윙들 - 제2 방향은 제1 방향에 수직임; 메인 윙들 각각에 연결되며, 메인 윙들을 상호 독립적으로 틸팅하도록 제어하는 메인 윙 틸팅 제어부들; 메인 윙들 각각에 구비되는 메인 추력체들; 제2 방향 및 제3 방향으로 동체의 후단에 배치되는 테일 윙들 - 제3 방향은 제1 및 2 방향에 수직임; 제3 방향으로 배치된 테일 윙에 배치되는 방향타; 방향타의 틸팅을 제어하는 방향타 틸팅 제어부; 동체의 후단에 배치되는 테일 추력체; 테일 추력체의 틸팅을 제어하는 테일 틸팅 제어부; 메인 및 테일 추력체들에게 전력을 공급하는 전원부; 및 비행체의 자세의 보정을 위해 메인 추력체들 및 테일 추력체의 출력 및 메인 윙들 및 테일 추력체의 틸팅을 제어하는 자세 제어부를 포함할 수 있다.

Description

버티컬 이착륙, 버티컬 및 호리즌탈 비행 및 비행중 에너지 생성이 가능한 비행체{An aircraft capable of vertical take-off and landing, vertical and horizontal flight and on-air energy generation}
본 발명은 항공우주공학에 관한 것으로서, 보다 상세하게는, 독립적인 틸팅이 가능한 고정익(fixed wing) 비행체에 관한 것이다. 본 발명은 특히 유인 또는 무인 비행체 시스템에 적용이 가능하며, 자동 또는 제어 비행체에 적용 가능하다.
현재, 단거리 이착륙 또는 버티컬 이착륙이 가능한 다양한 사이즈의 고정익 비행체가 개시되어 있다. 소형의 고정익 비행체의 경우, 단거리 이착륙 및 이착륙을 가능하게 하는 다양한 기술들이 개시되어 있다.
활주로를 이용하지 않고 고정익 무인 비행체를 이착륙시키기 위한 가능한 방안 중 하나는 보조 이륙 장치를 이용하는 것이다. 이러한 보조 이륙 장치의 이용은 비행체가 이륙하여 비행 상태가 될 수 있도록 초기 에너지를 제공함으로써 수행된다. 일단 비행체가 비행 상태가 되면, 상기 비행체의 제어 시스템은 비행 동작 중에 안정적으로 균형을 잡을 수 있도록 모터와 함께 동작할 수 있다.
이러한 종래 기술에 따르면, 상기 고정익 비행체의 발사를 보장하기 위해 특별한 슬링샷(slingshot) 장치를 필요로 할 수 있으며, 따라서 이륙 장치의 시간 및 복잡도가 증가할 수 있다. 또한, 이륙에 실패했을 때 비행체가 손상될 위험이 있다.
어떠한 보조 장치도 없는 이륙을 위해 취할 수 있는 방안들 중 하나는 틸트 로터(tilt rotor) 방식이다. 틸트 로터 구성에서, 이륙 및 비행 과정에서 날개는 고정되고 모터만 가동될 수 있다. 이러한 틸트 로터 구성에서, 상기 비행체가 지상에 있을 때에는 상기 로터의 추진력이 버티컬이 되도록 함으로써 회전익 비행체와 유사하게 상기 비행체에게 추진력을 제공하고 상기 비행체가 버티컬 이륙을 가능하게 한다. 상기 틸트 로터 방식의 비행체가 비행 상태가 되었을 때, 상기 로터의 위치가 회전됨으로써 푸시 또는 풀 추진력(push or pull thrust)을 제공하여 상기 비행체가 비행 상태를 유지할 수 있는 양력을 제공한다.
이러한 종래기술에 따르면, 공기 역학적인 저항력이 크다. 비행체의 이륙 과정에서 날개가 동일한 구성으로 유지되기 때문에 상기 날개는 거대한 공기 역학적인 저항력을 경험하며 따라서 상기 비행체의 추진을 위해 밀어내야 하는 공기의 양이 훨씬 증한다. 결국, 비행체의 모터가 감당해야 할 추진력의 양이 훨씬 더 크다.
또 다른 종래기술은 기울어진 날개와 고정된 로터를 이용하는 비행체이다. 이러한 종래의 비행체에 제공된 로터는 항상 같은 방향을 가리키지만 날개는 여러 각도로 기울어 질 수 있다. 이러한 기울어진 날개를 갖는 비행체는 틸트 로터 방식의 비행체와 매우 유사한 방식으로 이륙을 수행한다. 기울어진 날개와 고정된 로터를 이용하는 비행체와 틸트 로터 방식의 비행체를 비교할 때 가장 큰 차이점은 기울어진 날개와 고정된 로터를 이용하는 비행체의 날개가 버티컬로 기울어질 수 있으므로 날개가 경험하는 공기 역학적인 저항력이 감소될 수 있으며 결과적으로 비행체의 안정성이 향상된다는 것이다.
이러한 종래기술에 따르면, 비행체가 비행 상태에 도달 할 수 있도록 제공되어야 하는 추진력이 크다. 비행체의 안정적인 이륙을 위한 추진력을 제공하기 위해서는 대개 4대의 모터가 필요하며 따라서 비행체에 저장된 에너지의 많은 양이 소모되기 때문에 비행 시간이 단축된다.
무인 비행체는 전기적 힘에 의해 작동하므로 에너지의 빠른 소모를 피하기 위해 비행체 시스템의 전력을 제어할 수 있는 방안이 요구된다. 고정익 및 회전 로터를 가지는 비행체의 에너지 소스는 일반적으로 전기 배터리이다.
배터리가 비행체에 장착됨에 따라 비행체의 무게가 증가한다. 일반적으로 더 많은 전력 공급을 하는 배터리의 무게가 더 무겁다. 배터리가 장착된 비행체의 비행을 위해서는 더 많은 에너지가 필요하며, 배터리가 무거울수록 필요한 에너지는 더 커진다. 따라서, 배터리가 장착된 비행체에서, 장착되는 배터리가 공급하는 전력과 배터리의 장착으로 인해 추가적으로 소모되는 에너지는 트레이드 오프의 관계를 갖는다.
에너지 소비를 제어하기 위해 비행체의 배터리 관리 시스템이 대부분의 전기 작동 비행체에 포함되어 있다. 이러한 비행체는 배터리 방전 및 충전을 위한 제어 체계가 필요하며, 이러한 제어 체계는 비행체가 복수 개의 배터리 팩을 장착하고 있는 상황에서 더욱 유용하다.
쿼드콥터(quadcopter) 방식의 비행체에 제공되는 모든 양력(lift force)은 모터에서 제공되기 때문에 쿼드콥터 방식의 비행체에서는 배터리가 매우 빨리 소모된다. 고정익 방식의 비행체에 제공되는 양력은 모터뿐만 아니라 공기의 흐름과 날개의 상호 작용에서도 발생한다. 따라서 공기의 흐름과 날개를 이용할 경우 비행체의 비행에 요구되는 전력량은 상당히 낮아질 것이다.
비행체는 상기 호리즌탈 비행 모드에서 상기 비행체의 몸체와 나란하게 틸팅 된 메인 윙으로부터 큰 양력을 얻을 수 있고, 콥터 및 틸트 로터 방식의 비행체보다 빠른 호리즌탈 비행이 가능하거나 보다 높은 에너지효율을 가지고 비행을 할 수 있는 버티컬 이착륙, 버티컬 및 호리즌탈 비행 및 비행중 에너지 생성이 가능한 비행체를 제공할 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 비행체는 제1 방향으로 배치되는 동체; 제2 방향으로 상호 대향하도록 상기 동체에 배치되는 2개의 메인 윙들 - 상기 제2 방향은 상기 제1 방향에 수직임; 상기 메인 윙들 각각에 연결되며, 상기 메인 윙들을 상호 독립적으로 틸팅하도록 제어하는 메인 윙 틸팅 제어부들; 상기 메인 윙들 각각에 구비되는 메인 추력체들; 상기 제2 방향 및 제3 방향으로 상기 동체의 후단에 배치되는 테일 윙들 - 상기 제3 방향은 상기 제1 및 2 방향에 수직임; 상기 제3 방향으로 배치된 상기 테일 윙에 배치되는 방향타; 상기 방향타의 틸팅을 제어하는 방향타 틸팅 제어부; 상기 동체의 후단에 배치되는 테일 추력체; 상기 테일 추력체의 틸팅을 제어하는 테일 틸팅 제어부; 상기 메인 및 테일 추력체들에게 전력을 공급하는 전원부; 및 상기 비행체의 자세의 보정을 위해 상기 메인 추력체들 및 상기 테일 추력체의 출력 및 상기 메인 윙들 및 상기 테일 추력체의 틸팅을 제어하는 자세 제어부를 포함할 수 있다.
상기 메인 윙들은 상호 대칭하는 모양을 갖고, 상기 제2 방향으로 배치되는 테일 윙들은 상호 대향하도록 배치되며 대칭하는 모양을 가질 수 있다.
상기 메인 윙 틸팅 제어부들 및 테일 틸팅 제어부는 상기 비행체의 제3 방향으로의 비행 동안 상기 메인 추력체들 및 상기 테일 추력체가 추력 및 양력을 제공하도록 상기 메인 윙들 및 상기 테일 추력체를 틸팅시킬 수 있다.
상기 메인 윙 틸팅 제어부들 및 테일 틸팅 제어부는 상기 비행체의 상기 제1, 2 방향에 의해 형성되는 평면에서의 비행 동안 상기 메인 추력체들 및 상기 테일 추력체가 추력 및 양력을 제공하도록 상기 메인 윙들 및 상기 테일 추력체를 틸팅시킬 수 있다.
상기 테일 추력체는 상기 비행체의 상기 제1, 2 방향에 의해 형성되는 평면에서의 비행 동안 턴 오프 되며, 공기의 흐름으로부터 전력을 생산하고, 상기 전원부는 상기 비행체의 상기 제1, 2 방향에 의해 형성되는 평면에서의 비행 동안 상기 테일 추력체에 의해 생산된 전력에 기초하여 충전할 수 있다.
상기 메인 윙 틸팅 제어부들은 상기 비행체의 상기 제1, 2 방향에 의해 형성되는 평면에서의 비행 또는 상기 제3방향으로의 비행 동안 상기 비행체가 피치(pitch) 운동을 수행하도록 상기 메인 윙들을 서로 동일한 방향으로 틸팅시킬 수 있다.
상기 방향타 틸팅 제어부는 상기 비행체의 상기 제1, 2 방향에 의해 형성되는 평면에서의 비행 동안 상기 비행체가 요(yaw) 운동을 수행하도록 상기 방향타를 틸팅시킬 수 있다.
상기 메인 윙 틸팅 제어부들은 상기 비행체의 상기 제1, 2 방향에 의해 형성되는 평면에서의 비행 동안 상기 비행체가 롤(roll) 운동을 수행하도록 상기 메인 윙들을 서로 반대 방향으로 틸팅시킬 수 있다.
상기 메인 윙 틸팅 제어부들은 상기 비행체의 상기 제3방향으로의 비행 동안 상기 비행체가 요(yaw) 운동을 수행하도록 상기 메인 윙들을 서로 반대 방향으로 틸팅시킬 수 있다.
상기 메인 추력체들은 상기 비행체의 상기 제3방향으로의 비행 동안 상기 비행체가 롤(roll) 운동을 수행하도록 상호 출력을 다르게 제공할 수 있다.
상기 자세 제어부는 기준 자세 값을 저장하는 메모리부; 상기 비행체의 현재 자세를 센싱하여 현재 자세 값을 생성하는 센싱부; 및 상기 기준 자세 값과 상기 현재 자세 값으로부터 보정 값을 생성하여 상기 메인 윙 틸팅 제어부들, 메인 추력체들, 방향타 틸팅 제어부, 테일 추력체 및 테일 틸팅 제어부로 제공하는 자세 보정부를 포함할 수 있다.
본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 비행체는 상기 호리즌탈 비행 모드에서 상기 비행체의 몸체와 나란하게 틸팅 된 메인 윙으로부터 큰 양력을 얻을 수 있다.
또한, 본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 비행체는 모터의 추력을 양력으로 많이 사용해야하는 콥터 및 틸트 로터 방식의 비행체와 달리 모터의 추력을 양력보다 추진력에 집중 시킬 수 있다. 따라서, 콥터 및 틸트 로터 방식의 비행체보다 빠른 호리즌탈 비행이 가능하거나 보다 높은 에너지효율을 가지고 비행을 할 수 있다.
또한, 본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 비행체는 호리즌탈 비행 모드에서 메인 윙 모터만을 추진력을 얻는데 사용하고 테일 모터는 턴 오프 시켜 발전기로 활용하면서 배터리를 충전시킬 수 있다.
또한, 본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 비행체는 버티컬 비행 모드에서 활주로 없이 버티컬 이륙 및 착륙이 가능하다.
또한, 본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 비행체는 다른 방식의 비행체보다 높은 에너지효율을 갖고 더 긴 비행시간을 갖는다.
또한, 본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 비행체는 외부 제어의 개입 없이 비행 자세를 안정적으로 유지할 수 있다.
또한, 본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 비행체는 상기 틸팅 가능한 메인 윙으로부터 추가적인 양력을 얻을 수 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시 예에 따른 비행체의 버티컬 이륙 및 착륙 자세를 도시하는 도면이다.
도 2는 도 1의 비행체의 비행 모드 전환을 도시하는 도면이다.
도 3은 도 1의 비행체의 호리즌탈 비행 모드를 도시하는 도면이다.
도 4는 도 1의 비행체의 호리즌탈 비행 모드에서 피치(pitch) 회전을 도시하는 도면이다.
도 5는 도 1의 비행체의 호리즌탈 비행 모드에서 요(yaw) 회전을 도시하는 도면이다.
도 6은 도 1의 비행체의 호리즌탈 비행 모드에서 롤(roll) 회전을 도시하는 도면이다.
도 7은 도 1의 비행체의 버티컬 비행 모드를 도시하는 도면이다.
도 8은 도 1의 비행체의 버티컬 비행 모드에서 피치(pitch) 회전을 도시하는 도면이다.
도 9는 도 1의 비행체의 버티컬 비행 모드에서 요(yaw) 회전을 도시하는 도면이다.
도 10은 도 1의 비행체의 버티컬 비행 모드에서 롤(roll) 회전을 도시하는 도면이다.
도 11은 도 1의 비행체에 포함된 제어 시스템을 개략적으로 도시하는 도면이다.
도 12내지 20은 도 1의 비행체에 포함된 메인 윙과 메인 윙 액추에이터 간의 연결관계를 나타내는 다양한 실시 예들을 도시하는 도면들이다.
도 21은 도 20의 유성기어장치를 도 1의 비행체에 적용할 때 하우징(housing)하는 방법의 예를 도시하는 도면이다.
도 22는 도 21의 단면을 도시하는 도면이다.
도 23은 도 1의 비행체의 테일추력체를 틸팅시키는 방법에 대한 실시 예를 도시하는 도면이다.
도 24은 도 1의 비행체의 추진기관을 터보프롭 엔진으로 대체한 도면이다.
도 25은 도 1의 비행체의 추진기관을 터보팬 엔진으로 대체한 도면이다.
도 26는 도 1의 비행체의 추진기관을 제트 엔진으로 대체한 도면이다.
도 27은 도 1의 비행체의 추진기관을 덕트팬 엔진으로 대체한 도면이다.
다양한 실시 예가 첨부된 도면을 참조하여보다 상세히 설명될 수 있다. 그러나, 본 발명은 사람이 탑승하는 유인 비행체, 자율 비행체, 무인 소형 비행체와 같이 다른 크기와 형태로 구체화될 수 있으며, 여기에 설명된 실시 예에 한정되는 것으로 해석되어서는 아니된다. 오히려, 이들 실시 예는 본 발명이 철저하고 완전 할 수 있도록 제공되며, 당업자에게 본 발명의 범위를 충분히 전달할 수 있다. 도면은 반드시 비례가 아니며, 경우에 따라서는 실시 예의 특징을 명확히 설명하기 위해 비율이 과장되었을 수도 있다. 본 명세서 전반에 걸쳐, 참조 부호는 본 발명의 다양한 도면 및 실시 예에서 동일한 부분에 직접적으로 대응한다. 또한, 본 명세서에서, "연결/결합/부착/장착된"은 다른 구성 요소를 직접적으로 결합시킬 뿐만 아니라 다른 구성 요소를 중간 구성 요소를 통해 간접적으로 결합시키는 하나의 구성 요소를 지칭한다. 또한, 단수 형태는 문장에서 구체적으로 언급되지 않는 한 복수형을 포함할 수 있다. 본 발명에서의 "어느 부분에 위치"한다는 의미는 당해 부분에 직접적으로 위치한다는 의미뿐만 아니라 당해 부분의 중간에 배치된 어떤 부분에 위치한다는 의미로도 해석되는 식으로 가장 넓은 방식으로 해석되어야 한다.
본 발명의 실시 예에 따른 추진 시스템, 에너지 저장 방법 및 비행 구성은 많은 유형의 비행체에 적용될 수 있다. 본 발명의 실시 예는 자동 제어되거나 원격 제어되는 무인 비행체(unmanned aerial vehicle: UAV) 또는 유인 비행체에 적용될 수 있다.
도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 비행체를 나타내는 도면이다.
도 1을 참조하면, 비행체는 동체(3)의 양측에 배치되는 메인 윙(4 및 7)을 포함한다. 상기 메인 윙(4 및 7) 각각에는 트랙터(tractor) 형태로 메인 윙 모터(2 및 8)가 배치된다. 메인 윙 액추에이터(5 및 6)는 상기 메인 윙(4 및 7)과 상기 동체(3) 사이에 각각 배치된다. 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)는 상호 독립적으로 작동하며, 따라서 상기 메인 윙(4 및 7)은 상호 독립적으로 틸팅이 가능하다. 상기 메인 윙(4 및 7)의 독립 틸팅에 의해 상기 메인 윙 모터(2 및 8) 추진 방향도 독립적으로 제어된다. 상기 메인 윙 모터(2 및 8) 및 상기 메인 윙 모터(2 및 8)에 의해 추진력을 제공하는 메인 윙 프로펠러(2 및 8)는 상기 메인 윙(4 및 7)의 전방에 트랙터(tractor) 형태로 각각 배치된다.
상기 비행체는 동체(3) 후단에 배치된 호리즌탈 테일 윙(11 및 12) 및 버티컬 테일 윙(13)을 포함한다.
상기 버티컬 테일 윙(13)에는 방향타(14)가 배치된다. 상기 방향타(14)는 상기 버티컬 테일 윙(13)과 상기 방향타(14) 사이에 배치되는 버티컬 테일 액추에이터(15)에 의해 제어될 수 있다.
상기 호리즌탈 테일 윙(11 및 12) 사이에 테일 모터(10)가 배치된다. 상기 테일 모터(10)는 테일 프로펠러와 함께 상기 비행체의 수직 및 수평 추진력을 제공한다. 상기 테일 모터(10)의 틸팅은 상기 호리즌탈 테일 윙(11 및 12) 사이에 배치되는 테일 액추에이터(9)에 의해 제어된다. 상기 테일 모터(10)는 푸셔(pusher) 형태이다.
상기 메인 윙(4 및 7) 및 호리즌탈 테일 윙(11 및 12)은 대칭적인 테이퍼드 스트레이트 스위프 구성(symmetrical tapered straight sweep configuration)을 가질 수 있다.
상기 비행체는 그 내부에 제공된 다수의 배터리 셀 세트(미도시)에 의해 동력을 공급받을 수 있다.
도 1은 상기 비행체의 버티컬 이륙 및 착륙 자세를 도시한다.
도 1을 참조하면, 상기 비행체는 상기 동체(3)의 전방과 후방에 배치된 랜딩기어(16)를 지지체로 사용하여 지면 자세를 유지한다. 상기 비행체가 이륙하는 동안, 상기 메인 윙(4 및 7)과 테일 모터(10)는 상기 메인 윙 액추에이터 및 테일 액추에이터(5, 6 및 9)에 의해 버티컬 방향으로 회전된다. 상기 메인 윙 모터(2 및 8) 및 테일 모터(10) 모두가 턴 온 되어 상기 비행체가 비행 상태에 도달 할 수 있도록 최대 추진력 및 양력을 비행체에 제공한다. 상기 비행체가 착륙을 할 때는 상기 메인 윙(4 및 7) 및 테일 모터(10)가 버티컬 방향을 유지하고 메인 윙 및 테일 모터(2, 8 및 10)의 출력을 변화시키며 비행체가 지면에 착지할 때까지 안정된 하강이 가능하도록 한다. 착륙이 끝나면 비행체는 랜딩기어(16)에 의해 지면 자세를 유지한다. 전자 장치 및 모든 주요 구성 요소는 비행체의 노우즈(1) 및 상기 동체(3) 속에 배치될 수 있다.
상기 비행체의 전력원인 제1 및 2 배터리 팩들은 상기 동체(3)에 저장될 수 있다. 상기 메인 윙 모터(2 및 8) 및 테일 모터(10)는 상기 제1 및 2 배터리 팩들로부터 각각 전력을 공급받을 수 있다. 상기 비행체의 이륙 과정에서, 상기 제1 및 2 배터리 팩들 중 어느 하나는 상기 테일 모터(10)에, 나머지 하나는 상기 메인 윙 모터(2 및 8)에 전력을 공급할 수 있다.
도 2는 상기 비행체의 비행 모드 전환을 도시하는 도면이다.
도 2는 버티컬 비행 모드로부터 호리즌탈 비행 모드로 전환하는 상기 비행체를 도시하고 있다. 상기 비행체가 지면에서 상승하여 충분히 높은 고도에 도달하면, 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)와 상기 테일 액추에이터(9)는 상기 메인 윙(4 및 7)과 테일 모터(10)를 점진적으로 틸팅시킴으로써 상기 비행체가 비행 모드를 버티컬 모드로부터 호리즌탈 모드로 변경하여 비행할 수 있다.
도 3은 상기 호리즌탈 비행 모드를 도시하는 도면이다.
도 3을 참조하면, 상기 비행체가 상기 호리즌탈 비행 모드로 전환하고 일정 속도에 도달하면, 상기 메인 윙 모터(2 및 8)가 동작하는 동안 테일 모터(10)는 턴 오프 되어 발전기로서 동작한다. 테일 모터(10)의 발전에 의해 발생되는 전기는 상기 제1, 2 배터리 팩들 중에서 에너지 량이 적은 배터리 팩을 충전 할 수 있으며, 다른 배터리 팩은 적어도 상기 메인 윙 모터(2 및 8)에 에너지를 제공 할 수 있다. 상기 비행체가 상기 호리즌탈 비행 모드로 전환함에 따라서 상기 비행체 전방에서 후방으로 흐르는 기류는 상기 테일 모터(10)의 프로펠러를 회전시킴으로써 전력을 생성하여 상기 제1, 2 배터리 팩들을 충전할 수 있다.
상기 제1, 2 배터리 팩들 중 하나는 상기 메인 윙 모터(2 및 8)로 전력을 공급하며 다른 하나는 테일 모터(10)로 전력을 공급할 수 있다. 상기 제1, 2 배터리 팩들 중 상대적으로 잔존 전력량이 많은 배터리 팩은 상기 메인 윙 모터(2 및 8)로 전원을 공급할 수 있도록 스위칭될 수 있다. 상기 비행체는 상기 제1, 2 배터리 팩에 더하여, 상기 비행체의 비상 착륙 과정에서 사용할 수 있는 보조 추력원을 포함할 수 있다.
상기 호리즌탈 비행 모드로 전환한 후, 상기 비행체는 상기 메인 윙 모터(2 및 8)의 동력만으로 비행할 수 있다. 상기 호리즌탈 비행 모드에서 상기 비행체는 상기 동체(3)와 나란하게 틸팅 된 상기 메인 윙(4 및 7)으로부터 양력을 얻을 수 있다.
도 4는 상기 비행체의 호리즌탈 비행 모드에서 피치(pitch) 회전을 도시하는 도면이다.
도 4는 상기 호리즌탈 비행 모드에서 상기 비행체의 피치(pitch) 운동을 도시하고 있다. 상기 호리즌탈 비행 모드에서 피치 동작(pitch operation) 동안 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)는 양력이 요구되는 임의 방향으로 상기 메인 윙 모터(2 및 8)를 틸팅시킨다. 이러한 상황에서, 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)는 동일한 방향으로 회전하여 상기 비행체의 피치(pitch)를 제공할 수 있다. 도 4에 예시된 봐와 같이, 상기 메인 윙(4 및 7)을 위로 틸팅시키면 상기 메인 윙 모터(2 및 8)가 만들어내는 추력은 상승 버티컬 성분을 포함하게 되고 이러한 상승 버티컬 성분의 추력이 상기 비행체의 머리를 들어올려 상승 피치(pitch)를 제공한다. 반대로, 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)가 상기 메인 윙(4 및 7)을 아래로 틸팅시키면 상기 메인 윙 모터(2 및 8)가 만들어내는 추력은 하강 버티컬 성분을 포함하게 되고 이러한 하강 버티컬 성분의 추력이 상기 비행체의 머리를 내려 하강 피치(pitch)를 제공한다. 상기 메인 윙 모터(2 및 8)가 상기 피치(pitch) 운동을 하는 동안, 메인 추력은 필요에 따라 테일 모터(10)에 의해 다시 제공될 수 있다.
도 5는 상기 비행체의 호리즌탈 비행 모드에서 요(yaw) 회전을 도시하는 도면이다.
도 5는 상기 호리즌탈 비행 모드에서 상기 비행체의 요(yaw) 운동을 도시하고 있다. 상기 호리즌탈 비행 모드에서 상기 호리즌탈 액추에이터(15)가 상기 방향타(14)를 시계방향으로 회전시키면 상기 비행체는 반시계방향으로 회전한다. 반대로 상기 호리즌탈 액추에이터(15)가 상기 방향타(14)를 반시계방향으로 회전시키면 상기 비행체는 시계 방향으로 회전한다. 일 실시예로서, 상기 메인 윙 모터(2 및 8)의 출력을 달리함으로써 상기 비행체는 요(yaw) 운동을 수행할 수 있다.
도 6은 상기 비행체의 호리즌탈 비행 모드에서 롤(roll) 회전을 도시하는 도면이다.
도 6은 상기 호리즌탈 비행 모드에서 상기 비행체의 롤(roll) 운동을 도시하고 있다. 롤 동작(roll operation) 동안 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)는 상기 메인 윙 모터(2 및 8)를 상호 반대 방향으로 틸팅시킨다. 상기 메인 윙(4 및 7)의 틸팅 방향에 따라 상기 비행체가 시계 또는 반시계방향으로 롤(roll) 동작을 할 수 있다. 도 6에 예시된 바와 같이, 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)가 오른쪽 메인 윙(7)을 위로 틸팅시키고 왼쪽 메인 윙(4)을 아래로 틸팅시키면 오른쪽 메인 윙 모터(8)가 만들어내는 추력은 상승 버티컬 성분을 포함하게 되고 왼쪽 메인 윙 모터(2)가 만들어내는 추력은 하강 버티컬 성분을 포함하게 되는데, 이러한 서로 반대 방향의 버티컬 성분들이 상기 비행체의 동체(3)를 비행체 정면을 기준으로 시계방향으로 회전시켜 롤(roll)을 제공한다. 반대로, 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)가 상기 오른쪽 메인 윙(7)을 아래로 틸팅시키고 상기 왼쪽 메인 윙(4)을 위로 틸팅시키면 상기 오른쪽 메인 윙 모터(8)가 만들어내는 추력은 하강 버티컬 성분을 포함하게 되고 상기 왼쪽 메인 윙 모터(2)가 만들어내는 추력은 상승 버티컬 성분을 포함하게 되는데, 이러한 서로 반대 방향의 버티컬 성분들이 비행체의 동체(3)를 비행체 정면을 기준으로 반시계방향으로 회전시켜 롤(roll)을 제공한다.
도 7은 상기 비행체의 상기 버티컬 비행 모드를 도시하는 도면이다.
도 7은 버티컬 방향으로 상승 또는 하강하는 상기 비행체를 도시하고 있다. 상기 호리즌탈 비행 모드에서 상기 버티컬 비행 모드로 전환되는 동안, 상기 테일 모터(10)는 다시금 턴 온 되어 상기 메인 윙 모터(2 및 8)과 함께 상기 비행체에 양력을 제공한다. 상기 비행체가 버티컬 비행 모드에 있을 때, 양력은 상기 메인 윙 및 테일 모터(2, 8 및 10)에 의해 제공되는 추진력에만 의존한다. 상기 비행체가 상기 버티컬 비행 모드로 전환되면, 상기 테일 모터(10)는 발전기의 역할을 멈추고 모터로 동작하여 상기 비행체에 양력을 다시 제공할 수 있다. 상기 버티컬 비행 모드에서, 상기 비행체는 상기 메인 윙 모터 및 테일 모터(2, 8 및 10)의 출력을 조절할 수 있고 필요한 경우 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6) 및 테일 액추에이터(9)는 상기 메인 윙(4 및 7) 및 테일 모터(10)를 틸팅하여 추력 방향을 제어할 수 있다. 이러한 제어는 상기 비행체를 안정화시킬 수 있다. 상기 버티컬 비행 모드에서, 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6) 및 테일 액추에이터(9)는 상기 메인 윙(4 및 7) 및 테일 모터(10)를 상호 독립적으로 틸팅시킴으로써 상기 비행체에게 피치, 요 및 병진(pitch, yaw and translation) 운동을 제공할 수 있다. 상기 버티컬 비행 모드에서 상기 병진 운동은 비행 모드 전환 과정에서의 상기 비행체 운동과 유사하다. 도 2에 도시된 바와 같이 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6) 및 테일 액추에이터(9)는 버티컬 방향의 상기 메인 윙(4 및 7)과 테일 모터(10)를 조금씩 틸팅시킴으로써 상기 메인 윙 및 테일 모터(2, 8 및 10)가 호리즌탈 방향 성분의 추력을 생성할 수 있다.
도 8은 상기 비행체의 버티컬 비행 모드에서 피치(pitch) 회전을 도시하는 도면이다.
도 8은 상기 버티컬 비행 모드에서 상기 비행체의 피치(pitch) 운동을 도시하고 있다. 상기 버티컬 비행 모드에서 상기 비행체는 상기 메인 윙 모터 및 테일 모터(2, 8 및 10)로부터 양력을 얻는다. 상기 버티컬 비행 모드에서 상기 비행체의 전방부에 위치한 상기 메인 윙 모터(2 및 8)의 출력을 증가시키거나 상기 비행체의 후방부에 위치한 상기 테일 모터(10)의 출력을 감소시키면 상기 비행체의 머리는 도 8에 예시된 바와 같이 들어올려지고 상기 비행체는 상승 피치(pitch) 운동을 한다. 반대로, 상기 메인 윙 모터(2 및 8)의 출력을 감소시키고 상기 테일 모터(10)의 출력을 증가시키면 상기 비행체의 머리는 내려가게 되고 상기 비행체는 하강 피치(pitch) 운동을 한다.
도 9는 상기 비행체의 버티컬 비행 모드에서 요(yaw) 회전을 도시하는 도면이다.
도 9은 상기 버티컬 비행 모드에서 상기 비행체의 요(yaw) 운동을 도시하고 있다. 상기 버티컬 비행 모드에서 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)는 메인 윙 모터(2 및 8)를 서로 반대 방향으로 틸팅시키면 상기 비행체는 호리즌탈 면에서 시계 방향 또는 반시계 방향으로 회전한다. 도 9에 예시된 바와 같이, 상기 오른쪽 메인 윙(7)의 전면부를 상기 비행체의 후방로 틸팅시키고 상기 왼쪽 메인 윙(4)의 전면부를 상기 비행체의 전방으로 틸팅시키면 상기 오른쪽 메인 윙 모터(8)의 추력은 상기 비행체의 후방으로 향하는 호리즌탈 성분을 포함하고 상기 왼쪽 메인 윙 모터(2)의 추력은 상기 비행체의 전방으로 향하는 호리즌탈 성분을 포함한다. 이러한 상호 반대 방향의 호리즌탈 성분들이 상기 비행체를 호리즌탈 면에서 시계방향으로 회전시켜 요(yaw)를 제공한다. 반대로, 상기 오른쪽 메인 윙(7)의 전면부를 상기 비행체의 전방으로 틸팅시키고 상기 왼쪽 메인 윙(4)의 전면부를 상기 비행체의 후방으로 틸팅시키면 상기 오른쪽 메인 윙 모터(8)의 추력은 상기 비행체의 전방으로 향하는 호리즌탈 성분을 포함하고 상기 왼쪽 메인 윙 모터(2)의 추력은 상기 비행체의 후방으로 향하는 호리즌탈 성분을 포함한다. 이러한 상호 반대 방향의 호리즌탈 성분들이 상기 비행체를 호리즌탈 면에서 반시계방향으로 회전시켜 요(yaw)를 제공한다.
도 10은 상기 비행체의 버티컬 비행 모드에서 롤(roll) 회전을 도시하는 도면이다.
도 10은 상기 버티컬 비행 모드에서 상기 비행체의 롤(roll) 운동을 도시하고 있다. 상기 버티컬 비행 모드에서의 상기 메인 윙(4 및 7) 및 상기 테일 모터(10)를 틸팅시키지 않고 추력을 버티컬 방향으로 유지하면서 상기 메인 윙 모터(2 및 8)의 출력을 조절함으로써 롤(roll) 운동을 제공할 수 있다. 상기 오른쪽 메인 윙 모터(8)의 출력을 증가시키고 상기 왼쪽 메인 윙 모터(2)의 출력을 감소시키면 도 10에 예시된 바와 같이 상기 비행체는 동체(3)의 축을 기준으로 시계방향의 롤(roll) 운동을 한다. 반대로, 상기 오른쪽 메인 윙 모터(8)의 출력을 감소시키고 상기 왼쪽 메인 윙 모터(2)의 출력을 증가시키면 상기 비행체는 동체(3)의 축을 기준으로 반시계방향의 롤(roll) 운동을 한다.
도 11은 상기 비행체에 포함된 제어 시스템을 개략적으로 도시하는 도면이다.
상기 비행체의 제어 시스템은 내부 메모리를 포함한다. 상기 내부 메모리에는 상기 비행체의 기준 자세를 나타내는 기준 자세 값이 사전에 저장된다.
상기 제어 시스템은 가속도계 및 자이로스코프를 더 포함한다. 상기 가속도계 및 자이로스코프는 상기 비행체의 비행 중에 상기 비행체의 현재 자세를 측정한다. 상기 가속도계 및 자이로스코프의 노이즈 취약성을 감소시키기 위해, 상기 제어 시스템은 연장된 칼만필터(extended Kalman filter)와 같은 노이즈(noise)필터를 더 포함할 수 있다.
상기 제어 시스템은 자세 보정부를 더 포함한다. 상기 자세 보정부는 예를 들어 proportional-integral (PI) 제어기이다. 상기 자세 보정부는 상기 내부 메모리에 저장되어 있는 기준 값과 상기 가속도계 및 자이로스코프로부터 제공되는 상기 현재 자세 값을 비교하여 오차 값을 산출한다. 상기 오차 값은 보정되어야 할 상기 비행체의 자세를 나타낼 수 있다. 상기 자세 보정부는 상기 오차 값을 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6), 테일 액추에이터(9), 버티컬 테일 액추에이터(15), 메인 윙 모터(2 및 8) 및 테일 모터(10)로 제공한다.
상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6), 테일 액추에이터(9), 버티컬 테일 액추에이터(15), 메인 윙 모터(2 및 8) 및 테일 모터(10)는 상기 자세 보정부로부터 제공되는 상기 오차 값을 보상하기 위해 상기 메인 윙 모터(2 및 8) 및 테일 모터(10)의 출력, 상기 메인 윙(4 및 7) 및 테일 모터(10), 상기 방향타(14)의 틸팅 각도를 제어한다. 상기 자세 보정을 위한 틸팅 및 추력 조절을 통해, 상기 비행체는 안정적인 자세로 비행을 수행할 수 있다.
도 12 내지 19는 상기 메인 윙(4 및 7)의 독립 틸팅을 제공하기 위한 상기 메인 윙(4 및 7)과 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)간의 연결 관계를 나타내는 다양한 실시 예들을 나타내는 도면들이다. 본 발명의 사상은 본 명세서에 개시된 상기 연결 관계의 실시 예들에 한정되지 않는다.
도 12는 제1 실시예에 따른 상기 메인 윙(4 및 7)과 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)간의 연결 관계를 도시하는 도면이다.
본 발명의 일실시예에 따르면, 독립적으로 틸팅 가능한 상기 메인 윙(4 및 7)은 상호 분리된다. 상기 동체(3)에는 상기 메인 윙(4 및 7)을 틸팅시키며 상기 메인 윙(4 및 7)을 상기 동체(3)에 결합하는 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)가 장착된다. 상기 메인 윙(4 및 7)은 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)의 회전축에 직접 연결되며, 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6) 각각이 독립적으로 동작함으로써 상기 메인 윙(4 및 7)을 독립적으로 틸팅시킬 수 있다.
도 13은 제2 실시예에 따른 상기 메인 윙(4 및 7)과 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)간의 연결 관계를 도시하는 도면이다.
상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)의 회전축에 상기 메인 윙(4 및 7)을 직접 연결함에 있어서, 작은 면적으로 상기 메인 윙(4 및 7)를 상기 동체(3)에 연결하면서 상기 메인 윙(4 및 7)의 무게와 비행 중 공기 저항력을 지탱해야하기 때문에 상기 메인 윙(4 및 7)과 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)간의 연결은 안전성이 요구된다. 따라서, 상기 메인 윙(4 및 7)과 상기 동체(3)의 일부를 관통하는 튜브 모양의 외부 금속 막대(18)를 이용하여 상기 안전성을 보장한다. 상기 메인 윙(4 및 7) 각각은 상기 외부 금속 막대(18)에 의해 고정된다. 그리고 상기 외부 금속 막대(18)의 내경과 같은 크기의 외경을 갖는 내부 금속 막대(17)에 의해 상기 메인 윙(4 및 7) 각각의 외부 금속 막대(18)는 지지된다. 상기 내부 금속 막대(17)가 상기 외부 금속 막대(18)의 내부에 배치된 상태에서, 상기 내부 및 외부 금속 막대(17 및 18)는 자유롭게 회전할 수 있다. 작은 외경의 상기 내부 금속 막대(17)는 상기 동체(3)에 고정되고 상기 외부 금속 막대(18)들이 각각 독립적으로 상기 내부 금속 막대(17)의 외면을 따라 회전이 가능하다. 그러므로, 상기 외부 금속 막대(18) 내부의 상기 내부 금속 막대(17)가 상기 메인 윙(4 및 7) 각각의 회전을 보장하면서 동시에 상기 메인 윙(4 및 7)이 제 위치를 유지하도록 지지한다. 상기 동체(3)의 내부에서 상기 외부 금속 막대(18)에는 기어(19)가 장착된다. 상기 메인 윙(4 및 7)의 틸팅은 상기 동체(3)에 장착된 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)에 의해 제어되며, 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)에도 기어(20)가 장착된다. 상기 두 기어(19 및 20)는 서로 맞물려서 기어비에 따라 상호 반대 방향으로 회전한다. 즉, 메인 윙 액추에이터(5 및 6)가 일정 각도로 회전하면 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)의 기어(20)도 동일한 각도만큼 회전한다. 이에 따라, 상기 외부 금속 막대(18)의 기어(19)도 반대 방향으로 기어비에 따라 회전한다. 상기 기어(19)와 함께 상기 외부 금속 막대(18)가 회전함에 따라 상기 외부 금속 막대(18)에 부착된 상기 메인 윙(4 및 7)은 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)의 회전 방향와 반대방향으로 상기 기어들(19 및 20)의 기어비에 따라 회전한다. 이로써 상기 메인 윙(4 및 7)의 틸팅이 완료된다.
도 14는 제3 실시예에 따른 상기 메인 윙(4 및 7)과 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)간의 연결 관계를 도시하는 도면이다.
도 15는 제4 실시예에 따른 상기 메인 윙(4 및 7)과 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)간의 연결 관계를 도시하는 도면이다.
비행 중에 상기 메인 윙(4 및 7)을 틸팅하기 위해서는 많은 힘이 필요하다. 상기 메인 윙(4 및 7)에 부착된 상기 메인 윙 모터(2 및 8)가 만들어내는 추력과 상기 메인 윙(4 및 7)이 경험하는 공기 저항력보다 큰 힘으로 틸팅을 수행해야 하기 때문이다. 따라서 원활한 틸팅을 위해서 메인 윙 액추에이터(5 및 6)를 복수 개 제공함으로써 틸팅에 필요한 큰 힘을 제공할 수 있다. 도 14에 예시된 바와 같이 여러 개의 메인 윙 액추에이터(5 및 6)에 상기 기어(20)를 직렬 연결할 수 있고 또는 도 15에 예시된 바와 같이 병렬 연결할 수 있다. 그리고 상기 두 기어(19 및 20)의 기어비를 달리하여 상기 메인 윙(4 및 7)이 틸팅되는 정도를 조절할 수 있다.
상기 메인 윙(4 및 7)의 독립적인 틸팅이 가능한 상기 비행체를 설명하는데 있어서 편의를 위해 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)에 상기 메인 윙 모터(2 및 8)와 상기 기어(19 및 20)가 포함된 실시 예를 개시하였지만 본 발명의 사상은 이러한 실시 예에 제한되지 않는다. 예를 들어, 상기 메인 윙(4 및 7)을 틸팅시키는데 필요한 힘과 비행체의 구조에 따라 유압 및 공압실린더(21), 링크(24 및 25), 유성기어장치(26, 27, 28 및 29), 랙앤피니언(30), 리니어모터를 이용하는 방법 등 다양한 액추에이터들을 활용 할 수 있다.도 16은 제 5실시 예에 따른 상기 메인 윙(4 및 7)과 상기 유압 및 공압실린더(21) 간의 연결관계를 도시하는 도면이다.
상기 동체(3)의 내부에서 상기 외부 금속 막대(18)에는 핀(23)으로 결합 할 수 있는 구조물(22)을 통해 상기 유압 및 공압실린더(21)의 피스톤과 연결된다. 상기 외부 금속 막대(18)와 상기 유압 및 공압실린더(21)의 피스톤은 상기 핀(23)으로 연결되어 있기 때문에 고정됨과 동시에 회전이 가능하다. 상기 메인 윙(4 및 7)의 틸팅은 상기 동체(3)에 장착된 상기 유압 및 공압실린더(21)에 의해 제어되며, 상기 유압 및 공압실린더(21)가 피스톤을 밀고 당김에 따라 상기 외부 금속 막대(18)가 회전한다. 즉, 상기 유압 및 공압실린더(21)가 피스톤을 당기면 상기 핀(23)으로 연결된 상기 외부 금속 막대(18)가 딸려오면서 자연스럽게 시계방향으로 회전하게 되고 상기 유압 및 공압실린더(21)가 피스톤을 밀면 상기 핀(23)으로 연결된 상기 외부 금속 막대(18)가 밀리면서 자연스럽게 반시계방향으로 회전하게 된다. 따라서 상기 외부 금속 막대(18)에 부착된 상기 메인 윙(4 및 7)은 틸팅된다. 상기 유압 및 공압실린더(21)의 피스톤을 얼마나 밀고 당기는지에 따라 상기 메인 윙(4 및 7)의 틸팅되는 정도가 달라진다. 상기 유압 및 공압실린더(21)를 직렬 또는 병렬 연결하여 복수 개를 제공함으로써 큰 힘을 제공 할 수 있다.
도 17은 제 6실시 예에 따른 상기 메인 윙(4 및 7), 긴 링크(24), 짧은 링크(25)와 상기 액추에이터(5 및 6)로 구성된 구조물 간의 연결 관계를 도시하는 도면이다.
상기 동체(3)의 내부에서 상기 외부 금속 막대(18)에는 상기 핀(23)으로 결합 할 수 있는 구조물(22)을 통해 상기 긴 링크(24)와 연결된다. 상기 긴 링크(24)는 상기 핀(23)을 통해 상기 짧은 링크(25)와 연결되며, 상기 짧은 링크(25)는 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)와 연결된다. 상기 외부 금속 막대(18), 상기 긴 링크(24), 상기 짧은 링크(25)와 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)는 상기 핀(23)으로 연결되어 있기 때문에 고정됨과 동시에 회전이 가능하다. 상기 메인 윙(4 및 7)의 틸팅은 상기 동체(3)에 장착된 상기 긴 링크(24), 상기 짧은 링크(25)와 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)에 의해 제어되며, 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)가 상기 짧은 링크(25)를 회전시켜 상기 긴 링크(24)를 밀고 당김에 따라 상기 긴 링크(24)와 연결된 상기 외부 금속 막대(18)가 회전한다. 즉, 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)가 상기 짧은 링크(25)를 시계방향으로 회전시키면 연결된 상기 긴 링크(24)는 당겨지게 되고 연결된 상기 외부 금속 막대(18)가 딸려오면서 자연스럽게 시계방향으로 회전하게 된다. 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6) 가 상기 짧은 링크(25)를 반시계 방향으로 회전시키면 연결된 상기 긴 링크(24)는 밀리게 되고 연결된 상기 외부 금속 막대(18)가 밀리면서 자연스럽게 반시계방향으로 회전하게 된다. 따라서 상기 외부 금속 막대(18)에 부착된 상기 메인 윙(4 및 7)은 틸팅된다. 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)가 상기 짧은 링크(25)를 회전시키면서 상기 긴 링크(24)를 얼마나 밀고 당기는지에 따라 상기 메인 윙(4 및 7)의 틸팅되는 정도가 달라진다. 상기 링크(24 및 25)와 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)를 직렬 또는 병렬 연결하여 복수 개를 제공함으로써 큰 힘을 제공 할 수 있다.
도 18는 제 7실시 예에 따른 상기 메인 윙(4 및 7), 랙앤피니언(30)과 상기 유압 및 공압실린더(21) 로 구성된 구조물 간의 연결 관계를 도시하는 도면이다.
상기 랙앤피니언(30)에서 피니언은 랙에 맞물려 돌아가는 기어를 뜻하므로 상기 외부 금속 막대(18)에 부착된 기어(19)로 대체될 수 있다. 상기 랙(30)은 상기 유압 및 공압실린더(21)와 결합되어 있으며 상기 유압 및 공압실린더(21)가 피스톤을 밀고 당김에 따라 상기 랙(30)이 움직이게 되고 상기 랙(30)에 맞물려 있는 상기 외부 금속 막대(18)에 부착된 상기 기어(19)는 회전하게 된다. 따라서 상기 외부 금속 막대(18)에 부착된 상기 메인 윙(4 및 7)은 틸팅된다. 상기 유압 및 공압실린더(21)의 피스톤을 얼마나 밀고 당기는지에 따라 상기 메인 윙(4 및 7)이 틸팅되는 정도가 달라진다. 상기 랙(30)을 움직이게 하는 상기 유압 및 공압실린더(21)의 역할은 리니어모터로 대체될 수 있다.
도 19는 제 8실시 예에 따른 상기 메인 윙(4 및 7)의 안정성 있는 틸팅을 위해 복수 개의 상기 외부 금속 막대(18)를 이용하는 예의 절단면을 도시하는 도면이다.
상기 메인 윙(4 및 7)을 단수 개의 상기 외부 금속 막대(18)로 지지하고 틸팅시킬 때는 큰 부하가 걸릴 수 있다. 상기 외부 금속 막대(18)의 구부러짐과 상기 메인 윙(4 및 7)을 틸팅시킬 때 상기 외부 금속 막대(18)와 상기 메인 윙(4 및 7) 간의 슬립을 예방하기 위해서 복수 개의 상기 외부 금속 막대(18)를 이용할 수 있다. 상기 메인 윙(4 및 7) 내부로 복수 개의 상기 외부 금속 막대(18)가 관통하여 지지를 하게 되고 상기 메인 윙(4 및 7) 끝부분에서 커넥터(31)를 이용해 상기 외부 금속 막대(18)들을 하나로 결합시켜준다. 상기 커넥터(31)는 상기 비행체의 몸체 방향으로 단수 개의 튜브 모양의 막대를 포함하고 있으며 이 부분에 도 12에서 도 18까지의 상기 실시 예들의 방법을 적용하여 상기 메인 윙(4 및 7)을 틸팅시킬 수 있다.
도 20은 제 9실시 예에 따른 상기 메인 윙(4 및 7), 유성기어장치(26, 27, 28 및 29)와 상기 액추에이터(5 및 6)로 구성된 구조물 간의 연결 관계를 도시하는 도면이다.
상기 유성기어장치(26, 27, 28 및 29)는 선기어(26), 유성기어(27), 링기어(28), 캐리어(29)로 구성된다. 상기 유성기어장치(26, 27, 28 및 29)에서 상기 링기어(28)를 고정시키고 상기 선기어(26)를 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)를 통해 회전시켜 입력을 주면 상기 유성기어(27)들이 상기 선기어(26)의 회전방향과 반대방향으로 자전함과 동시에 상기 선기어(26)와 상기 링기어(28)의 표면을 따라 상기 선기어(26)의 회전방향과 같은 방향으로 회전하면서 상기 선기어(26)와 동일한 회전 방향의 출력을 상기 캐리어(29)를 통해 제공하게 된다. 상기 유성기어(27)의 개수는 임의로 늘리고 줄일 수 있는데, 상기 캐리어(29)는 상기 유성기어(27)들의 간격을 일정하게 유지하면서 함께 회전할 수 있도록 상기 유성기어(27)들의 회전축을 묶어주는 역할을 한다. 상기 선기어(26)와 복수 개의 상기 유성기어(27)는 각각의 회전축을 가지고 있기 때문에 상기 외부 금속 막대(18)와 베어링을 이용해 결합될 수 있다. 이 특성을 틸팅되는 상기 메인 윙(4 및 7)의 구조적 안정성을 높이는데 이용할 수 있다. 도 20과 같이 상기 선기어(26)와 동일한 축에 연결되는 상기 외부 금속 막대(18) 이외에 상기 유성기어(27)의 회전축에 연결되는 상기 외부 금속 막대(18)들을 추가할 수 있다. 추가된 상기 외부 금속 막대(18)들 또한 상기 캐리어(29)와 연결되며 상기 선기어(26)가 입력을 받아 회전함에 따라 상기 캐리어(29)의 출력을 통해 함께 회전하게 되고 여러 개의 상기 외부 금속 막대(18)들은 보다 튼튼하게 상기 메인 윙(4 및 7)을 지지하면서 상기 메인 윙(4 및 7)을 틸팅시킨다. 상기 외부 금속 막대(18)의 개수는 상기 유성기어(27)의 개수에 따라 달라진다. 상기 캐리어(29)의 회전속도는 상기 선기어(26)와 상기 링기어(28)의 잇수와 상기 선기어(26)의 회전속도에 의해 결정된다. 상기 유성기어장치(26, 27, 28 및 29)를 이용하는 경우에는 도 12의 제 1실시 예와 같이 상기 선기어(26)에 상기 메인 윙 액추에이터(5 및 6)를 직접 연결시키기 때문에 상기 내부 금속 막대(17)가 존재 하지 않는다. 상기 외부 금속 막대(18)를 지지하고 구부러짐을 예방하기 위한 상기 내부 금속 막대(17)의 역할은 베어링(32)을 통한 지지로 대체될 수 있다. 상기 비행체의 몸체와 연결된 상기 베어링(32)을 회전축 곳곳에 필요한 만큼 배치시켜 회전축의 내부가 아닌 외부에서 지지하고 떨림을 막아주는 동시에 회전축이 원활하게 회전할 수 있게 한다. 이러한 상기 베어링(32)의 역할은 모든 실시 예들에 적용할 수 있다.
도 21은 도 20의 상기 유성기어장치(26, 27, 28 및 29)를 도 1의 비행체에 적용할 때 하우징(housing)하는 방법의 예를 도시하는 도면이다.
틸팅 가능한 메인 윙을 갖는 비행체에서 고려해야하는 사항 중 하나는 틸팅되는 메인 윙과 몸체 사이의 공기 흐름이다. 일반 비행체는 메인 윙과 몸체가 한 몸을 이루고있어 공기 흐름이 몸체와 메인 윙 표면을 따라 자연스럽게 흐른다. 메인 윙을 틸팅시키기 위해서는 메인 윙이 몸체와 떨어져 있어야한다. 메인 윙과 몸체 사이의 틈으로 흐르는 공기는 빠른 속도로 비행하는 비행체에 악영향을 끼칠 수 있다. 도 21은 상기 유성기어장치(26, 27, 28 및 29)를 이용할 때 상기 메인 윙(4 및 7)과 몸체 사이의 틈을 줄일 수 있는 하우징을 도시한다. 상기 유성기어장치(26, 27, 28 및 29)에서는 상기 캐리어(29)가 출력 축이 된다. 따라서 상기 캐리어(29)가 회전할 때 상기 메인 윙(4 및 7)이 틸팅된다. 원판 모양의 캐리어(33)를 상기 링기어(28)를 둘러싸는 형태로 제작하고 기차 차륜처럼 가장자리에 플렌지 테두리를 만들어 준다. 그리고 상기 메인 윙(4 및 7)을 상기 원판 모양의 캐리어(33)에 접합한다. 내부적으로는 도 20과 같이 상기 메인 윙(4 및 7)의 내부로부터 상기 캐리어(33), 상기 선기어(26)와 상기 유성기어(27)까지 상기 외부 금속 막대(28)로 이어져 있다. 상기 비행체의 표면(34)은 상기 원판 모양의 캐리어(33)의 플렌지와 맞물리는 방향의 플렌지를 갖고 상기 원판 모양의 캐리어(33)를 둘러싸게 되는데 상기 원판 모양의 캐리어(33)와 상기 비행체 표면(34) 사이에는 약간의 틈을 주어 상기 원판 모양의 캐리어(33)가 회전하는데 걸림이 없도록 한다. 상기 원판 모양의 캐리어(33)와 상기 메인 윙(4 및 7)이 접합하는 면을 상기 비행체의 표면(34)과 일치시킴으로써 외부에서 보기에 상기 메인 윙(4 및 7)은 상기 비행체의 몸체와 유격이 없음과 동시에 회전이 가능하게 된다. 서로 맞물리는 플렌지는 약간의 틈을 만들기는 하지만 통로 방향이 상기 비행체의 표면을 따라 흐르는 공기 흐름의 진행방향과 반대되는 방향으로 형성되므로 비행시 공기흐름이 상기 비행체의 내부로 흘러 들어오는 것을 최소화 시킬 수 있다.
도 22는 도 21의 단면을 도시하는 도면이다.
도 22의 단면에서 볼 수 있듯이 상기 원판 모양의 캐리어(33)는 복수 개의 상기 유성기어(27)와 상기 메인 윙(4 및 7) 연결시켜주고 상기 링기어(28)와 상기 비행체의 표면(34)과는 접촉하지 않아 걸림없이 회전할 수 있다. 그리고 상기 원판 모양의 캐리어(33)의 플렌지와 상기 비행체의 표면(34)의 플렌지가 맞물리면서 만들어내는 틈이 비행시 공기 흐름 방향의 반대방향으로 만들어 짐을 확인할 수 있다.
도 23은 도 1의 비행체의 테일 추력체를 틸팅시키는 방법에 대한 실시 예를 도시하는 도면이다.
상기 테일 모터(10)와 상기 테일 액추에이터(9)가 장착되는 구조물(35)이 있다. 상기 테일 액추에이터(9)는 상기 기어(20)가 부착되어 있다. 상기 구조물(35)은 기어(36)를 갖고있는 원형 막대와 베어링(32)을 통해 결합된다. 상기 기어(36)를 갖고있는 원형 막대는 비행체의 몸체에 고정이 되고 상기 테일 액추에이터(9)에 부착된 상기 기어(20)와 상기 원형 막대의 기어(36)는 서로 맞물린다. 상기 원형 막대의 기어(36)는 상기 비행체의 몸체에 고정이 되어 있어 회전할 수 없으므로 상기 테일 액추에이터(9)가 상기 기어(20)를 회전시키면 상기 기어(20)가 상기 원형 막대에 부착된 기어(36)의 외부를 따라 돌게 된다. 따라서 상기 테일 모터(10)가 부착된 상기 구조물(35) 전체는 원형 막대를 중심축으로 회전하게 되고 상기 테일 모터(10)는 틸팅된다. 상기 기어(20 및 36)의 기어비와 상기 테일 액추에이터(9)가 부착된 상기 기어(20)를 얼마나 회전시키는지에 따라 상기 테일 모터(10)가 틸팅되는 각도가 결정된다.
또, 상기 비행체를 사람이 탑승 가능한 크기의 유인 비행체로 응용하여 제작 할 때에는 프로펠러를 이용해 추력을 제공하는 메인 윙 모터(2 및 8)와 테일 모터(10)를 터보프롭 엔진(37), 터보팬 엔진(38), 제트 엔진(39), 덕트팬 엔진(40) 등 다양한 연료를 사용하는 추진기관으로 대체할 수 있다.
도 24은 상기 비행체의 추진기관으로 터보프롭 엔진(37)을 적용한 모습을 나타내는 도면이다.
도 25은 상기 비행체의 추진기관으로 터보팬 엔진(38)을 적용한 모습을 나타내는 도면이다.
도 26는 상기 비행체의 추진기관으로 제트 엔진(39)을 적용한 모습을 나타내는 도면이다.
도 27은 상기 비행체의 추진기관으로 덕트팬 엔진(40)을 적용한 모습을 나타내는 도면이다.
이상에서 설명된 바와 같이, 본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 비행체는 상기 호리즌탈 비행 모드에서 상기 비행체의 몸체와 나란하게 틸팅 된 메인 윙으로부터 큰 양력을 얻을 수 있다.
또한, 본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 비행체는 모터의 추력을 양력으로 많이 사용해야하는 콥터 및 틸트 로터 방식의 비행체와 달리 모터의 추력을 양력보다 추진력에 집중 시킬 수 있다. 따라서, 콥터 및 틸트 로터 방식의 비행체보다 빠른 호리즌탈 비행이 가능하거나 보다 높은 에너지효율을 가지고 비행을 할 수 있다.
또한, 본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 비행체는 호리즌탈 비행 모드에서 메인 윙 모터만을 추진력을 얻는데 사용하고 테일 모터는 턴 오프 시켜 발전기로 활용하면서 배터리를 충전시킬 수 있다.
또한, 본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 비행체는 버티컬 비행 모드에서 활주로 없이 버티컬 이륙 및 착륙이 가능하다.
또한, 본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 비행체는 다른 방식의 비행체보다 높은 에너지효율을 갖고 더 긴 비행시간을 갖는다.
또한, 본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 비행체는 외부 제어의 개입 없이 비행 자세를 안정적으로 유지할 수 있다.
또한, 본 발명의 일 실시 예에 따르면, 상기 비행체는 상기 틸팅 가능한 메인 윙으로부터 추가적인 양력을 얻을 수 있다.
본 발명이 특정 실시 예에 관하여 설명되었지만, 당업자에게는 다음의 청구 범위에 정의된 본 발명의 사상 및 범위를 벗어나지 않고 다양한 변경 및 수정이 이루어질 수 있다.
1 : 노우즈
2, 8 : 메인 윙 모터
3 : 동체
4 , 7: 메인 윙
5, 6 : 메인 윙 액추에이터
8 : 메인 윙 프로펠러
9 : 테일 액추에이터
10 : 테일 모터
11, 12 : 호리즌탈 테일 윙
13 : 버티컬 테일 윙
14 : 방향타
15 : 버티컬 테일 액추에이터
16 : 랜딩기어

Claims (1)

  1. 비행체에 있어서,
    제1 방향으로 배치되는 동체;
    제2 방향으로 상호 대향하도록 상기 동체에 배치되는 2개의 메인 윙들 - 상기 제2 방향은 상기 제1 방향에 수직임;
    상기 메인 윙들 각각에 연결되며, 상기 메인 윙들을 상호 독립적으로 틸팅하도록 제어하는 메인 윙 틸팅 제어부들;
    상기 메인 윙들 각각에 구비되는 메인 추력체들;
    상기 제2 방향 및 제3 방향으로 상기 동체의 후단에 배치되는 테일 윙들 - 상기 제3 방향은 상기 제1 및 2 방향에 수직임;
    상기 제3 방향으로 배치된 상기 테일 윙에 배치되는 방향타;
    상기 방향타의 틸팅을 제어하는 방향타 틸팅 제어부;
    상기 동체의 후단에 배치되는 테일 추력체;
    상기 테일 추력체의 틸팅을 제어하는 테일 틸팅 제어부;
    상기 메인 및 테일 추력체들에게 전력을 공급하는 전원부; 및
    상기 비행체의 자세의 보정을 위해 상기 메인 추력체들 및 상기 테일 추력체의 출력 및 상기 메인 윙들 및 상기 테일 추력체의 틸팅을 제어하는 자세 제어부
    를 포함하며,
    상기 메인 윙 틸팅 제어부들은
    상기 비행체의 상기 제1, 2 방향에 의해 형성되는 평면에서의 비행 동안 상기 비행체가 롤(roll) 운동을 수행하도록 상기 메인 윙들을 서로 반대 방향으로 틸팅시키고,
    상기 비행체의 상기 제3방향으로의 비행 동안 상기 비행체가 요(yaw) 운동을 수행하도록 상기 메인 윙들을 서로 반대 방향으로 틸팅시키고,
    상기 메인 윙들은
    상호 대칭하는 모양을 갖고,
    상기 제2 방향으로 배치되는 테일 윙들은
    상호 대향하도록 배치되며 대칭하는 모양을 갖고,
    상기 메인 윙 틸팅 제어부들 및 테일 틸팅 제어부는
    상기 비행체의 제3 방향으로의 비행 동안 상기 메인 추력체들 및 상기 테일 추력체가 추력 및 양력을 제공하도록 상기 메인 윙들 및 상기 테일 추력체를 틸팅시키고,
    상기 메인 윙 틸팅 제어부들 및 테일 틸팅 제어부는
    상기 비행체의 상기 제1, 2 방향에 의해 형성되는 평면에서의 비행 동안 상기 메인 추력체들 및 상기 테일 추력체가 추력 및 양력을 제공하도록 상기 메인 윙들 및 상기 테일 추력체를 틸팅시키고,
    상기 테일 추력체는
    상기 비행체의 상기 제1, 2 방향에 의해 형성되는 평면에서의 비행 동안 턴오프되며, 공기의 흐름으로부터 전력을 생산하고,
    상기 전원부는
    상기 비행체의 상기 제1, 2 방향에 의해 형성되는 평면에서의 비행 동안 상기 테일 추력체에 의해 생산된 전력에 기초하여 충전하고,
    상기 메인 윙 틸팅 제어부들은
    상기 비행체의 상기 제1, 2 방향에 의해 형성되는 평면에서의 비행 또는 상기 제3방향으로의 비행 동안 상기 비행체가 피치(pitch) 운동을 수행하도록 상기 메인 윙들을 서로 동일한 방향으로 틸팅시키고,
    상기 방향타 틸팅 제어부는
    상기 비행체의 상기 제1, 2 방향에 의해 형성되는 평면에서의 비행 동안 상기 비행체가 요(yaw) 운동을 수행하도록 상기 방향타를 틸팅시키고,
    상기 메인 추력체들은
    상기 비행체의 상기 제3방향으로의 비행 동안 상기 비행체가 롤(roll) 운동을 수행하도록 상호 출력을 다르게 제공하고,
    상기 자세 제어부는
    기준 자세 값을 저장하는 메모리부;
    상기 비행체의 현재 자세를 센싱하여 현재 자세 값을 생성하는 센싱부; 및
    상기 기준 자세 값과 상기 현재 자세 값으로부터 보정 값을 생성하여 상기 메인 윙 틸팅 제어부들, 메인 추력체들, 방향타 틸팅 제어부, 테일 추력체 및 테일 틸팅 제어부로 제공하는 자세 보정부
    를 포함하는 비행체.
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