KR102122990B1 - 틸트프롭 항공기 - Google Patents

틸트프롭 항공기 Download PDF

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KR102122990B1
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tilt
propeller
wing
installation hole
cover
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이융교
최성욱
황창전
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한국항공우주연구원
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Abstract

본 발명의 실시예들에 따르면, 본체부; 상기 본체부에 결합되고, 설치홀부가 형성되는 날개부; 상기 날개부의 양 측단부에 회전가능하게 결합되고, 제1프로펠러가 설치되는 한 쌍의 틸트부; 상기 틸트부와 이격 배치되어 상기 설치홀부의 내측에 배치되는 제2프로펠러; 상기 날개부에 설치되며, 상기 설치홀부를 개폐하는 커버부;를 포함하는, 틸트프롭 항공기를 제공한다.

Description

틸트프롭 항공기{Tilt-prop aircraft}
본 발명의 실시예들은 틸트프롭 항공기에 관한 것이다.
일반적으로 틸트프롭 항공기는 수직이착륙 모드 및 전진비행 모드 전환이 가능한 항공기이다. 일반적인 틸트프롭 항공기는, 날개 좌우 끝단에 각각 반대방향으로 회전하는 로터(rotor)를 가진다.
이 때 로터를 포함하는 나셀(Nacelle)의 각도를 변화시켜 비행모드를 전환한다. 즉 로터의 회전축을 지면에 수직하게 하는 경우, 헬리콥터와 같은 회전익을 가지게 되어 수직이착륙이 가능하고, 로터의 회전축을 지면과 평행하게 하는 경우, 로터는 프로펠러(Propeller)처럼 기능하여 고속 전진비행을 할 수 있게 된다.
종래 수직 이착륙을 위해 날개에 위치가 고정되는 로터가 외부로 노출됨으로 인하여 틸트프롭 항공기의 순항 모드 시 항력이 발생되며, 동력 효율이 감소되고, 로터의 크기가 증가됨에 따라 비행 소음도 증가되는 문제점이 있었다.
본 발명의 배경기술은 대한민국 등록특허공보 제10-1125870호(2012.03.05 등록, 발명의 명칭: 나셀틸트각과 플래퍼론각의 기계적 연동이 이루어지는 고성능 틸트로터 항공기)에 개시되어 있다.
본 발명은 상기와 같은 문제점을 개선하기 위해 안출된 것으로, 제2프로펠러가 날개부의 내측에 배치되고, 커버부가 제2프로펠러를 개폐함에 따라 순항 모드로 비행 시 항력을 감소시킬 수 있는 틸트프롭 항공기를 제공하고자 한다.
또한, 복수 개가 구비되는 프로펠러의 구동을 제어하여 수직 이착륙 모드, 순항 모드 등 비행 상태에 따라 소요되는 동력을 절감시킬 수 있는 틸트프롭 항공기를 제공하고자 한다.
그러나 이러한 과제는 예시적인 것으로, 이에 의해 본 발명의 범위가 한정되는 것은 아니다.
본 발명의 일 실시에에 따르면, 본체부; 상기 본체부에 결합되고, 설치홀부가 형성되는 날개부; 상기 날개부의 양 측단부에 회전가능하게 결합되고, 제1프로펠러가 설치되는 한 쌍의 틸트부; 상기 틸트부와 이격 배치되어 상기 설치홀부의 내측에 배치되는 제2프로펠러; 상기 날개부에 설치되며, 상기 설치홀부를 개폐하는 커버부;를 포함하는, 틸트프롭 항공기를 제공한다.
본 발명에 있어서, 상기 커버부는, 서로 마주보는 상기 설치홀부의 각 면을 연결하는 샤프트부; 상기 샤프트부에 회전가능하게 결합되는 커버본체;를 포함할 수 있다.
본 발명에 있어서, 상기 커버본체는 한 쌍이 구비되어 상기 샤프트부를 기준으로 대칭을 이루며 배치될 수 있다.
본 발명에 있어서, 상기 커버부는 복수 개가 구비되어 상기 날개부의 상측 및 하측에 설치될 수 있다.
본 발명에 있어서, 상기 커버부의 외주면은 상기 날개부의 외주면과 연장되도록 형성될 수 있다.
본 발명에 있어서, 상기 틸트부와 상기 제2프로펠러 및 상기 커버부의 구동을 제어하는 제어부;를 포함할 수 있다.
본 발명에 있어서, 상기 제어부는 순항 모드의 경우에 상기 틸트부의 상기 제1프로펠러의 회전 중심축이 상기 본체부의 길이 방향과 나란하게 배치되도록 상기 틸트부의 구동을 제어할 수 있다.
본 발명에 있어서, 상기 제어부는 순항 모드의 경우에 상기 커버부가 상기 설치홀부를 커버하도록 상기 커버부의 구동을 제어할 수 있다.
본 발명에 있어서, 상기 제어부는 순항 모드의 경우에 상기 제2프로펠러의 회전이 정지되도록 상기 제2프로펠러의 구동을 제어할 수 있다.
전술한 것 외의 다른 측면, 특징, 이점이 이하의 도면, 특허청구범위 및 발명의 상세한 설명으로부터 명확해질 것이다.
본 발명에 따른 틸트프롭 항공기는, 제2프로펠러가 날개부의 내측에 개폐식으로 설치되며 날개부의 외측에 노출되지 않음으로 인하여, 순항 모드 시 발생되는 항력 및 그에 따른 동력 소모를 감소시킬 수 있는 효과가 있다.
틸트부와 위치 고정되는 프로펠러가 함께 있는 복합형 틸트프롭 항공기로 비행 모드에 따라 제어부가 틸트부와 위치 고정되는 프로펠러의 구동을 제어하여 소요 동력을 절감시키는 효과가 있다.
또한, 순항 모드에서 날개부의 내측에 설치되는 제2프로펠러의 회전이 정지되도록 제어부가 고정부의 구동을 제어함으로써 순항 모드에서 소요 동력을 절감시킬 수 있다.
물론 이러한 효과에 의해 본 발명의 범위가 한정되는 것은 아니다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 틸트프롭 항공기의 이착륙 모드 상태를 도시한 사시도이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 틸트프롭 항공기의 순항 모드 상태를 도시한 사시도이다.
도 3은 도 1의 A부분을 확대한 확대도이다.
도 4는 도 3의 정단면도이다.
도 5는 도 2의 B부분을 도시한 확대도이다.
도 6은 도 5의 정단면도이다.
본 발명은 다양한 변환을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세한 설명에 상세하게 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.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예들을 상세히 설명하기로 하며, 도면을 참조하여 설명할 때 동일하거나 대응하는 구성 요소는 동일한 도면부호를 부여하고 이에 대한 중복되는 설명은 생략하기로 한다.
이하의 실시예에서, 제1, 제2 등의 용어는 한정적인 의미가 아니라 하나의 구성 요소를 다른 구성 요소와 구별하는 목적으로 사용되었다.
이하의 실시예에서, 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다.
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.
이하의 실시예에서, 막, 영역, 구성 요소 등의 부분이 다른 부분 위에 또는 상에 있다고 할 때, 다른 부분의 바로 위에 있는 경우뿐만 아니라, 그 중간에 다른 막, 영역, 구성 요소 등이 개재되어 있는 경우도 포함한다.
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.
어떤 실시예가 달리 구현 가능한 경우에 특정한 공정 순서는 설명되는 순서와 다르게 수행될 수도 있다. 예를 들어, 연속하여 설명되는 두 공정이 실질적으로 동시에 수행될 수도 있고, 설명되는 순서와 반대의 순서로 진행될 수 있다.
이하의 실시예에서, 막, 영역, 구성 요소 등이 연결되었다고 할 때, 막, 영역, 구성 요소들이 직접적으로 연결된 경우뿐만 아니라 막, 영역, 구성요소들 중간에 다른 막, 영역, 구성 요소들이 개재되어 간접적으로 연결된 경우도 포함한다. 예컨대, 본 명세서에서 막, 영역, 구성 요소 등이 전기적으로 연결되었다고 할 때, 막, 영역, 구성 요소 등이 직접 전기적으로 연결된 경우뿐만 아니라, 그 중간에 다른 막, 영역, 구성 요소 등이 개재되어 간접적으로 전기적 연결된 경우도 포함한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 틸트프롭 항공기의 이착륙 모드 상태를 도시한 사시도이다. 도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 틸트프롭 항공기의 순항 모드 상태를 도시한 사시도이다. 도 3은 도 1의 A부분을 확대한 확대도이다. 도 4는 도 3의 정단면도이다. 도 5는 도 2의 B부분을 도시한 확대도이다. 도 6은 도 5의 정단면도이다.
도 1 내지 도 6을 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 틸트프롭 항공기(1)는, 본체부(100), 날개부(200), 제1프로펠러(305)가 설치되는 틸트부(300), 제2프로펠러(400), 커버부(500), 제어부(600), 전익부(700), 미익부(800)를 포함할 수 있다.
도 1, 도 2를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 본체부(100)는 X축(도 1 기준)을 길이 방향으로 형성되는 것으로, 뒤에 설명할 날개부(200), 전익부(700), 미익부(800)가 결합될 수 있다. 본체부(100)는 외부로부터 전원을 공급받아 구동될 수 있다.
도 1 내지 도 3을 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 날개부(200)는 본체부(100)에 결합되는 것으로, 설치홀부(210)가 형성될 수 있다. 본체부(100)를 중앙으로 하여 양측에 대칭형으로 형성될 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 설치홀부(210)는 복수 개가 구비되어, 본체부(100)를 중앙으로 하여 양측에 대칭형으로 형성되는 날개부(200)에 각각 형성될 수 있다. 설치홀부(210)는 Z축(도 1 기준)으로 날개부(200)를 관통하며, 설치홀부(210)의 내측에 뒤에 설명할 제2프로펠러(400)가 설치될 수 있다.
도 1을 참조하면, 날개부(200)가 본체부(100)의 후방측에 결합되나, 이에 한정하는 것은 아니고 틸트프롭 항공기(1)의 설계 조건에 따라 위치가 변형될 수 있는 등 다양한 변형실시가 가능하다.
날개부(200)에는 뒤에 설명할 틸트부(300)가 결합되며, 구체적으로 날개부(200)의 양 외측 단부에 틸트부(300)가 회전가능하게 결합될 수 있다. 이에 대한 설명은 뒤에서 자세하게 설명한다.
도 1, 도 2를 참조하면, 날개부(200)로 인하여 순항 모드에서는 설치홀부(210)에 설치되는 제2프로펠러(400), 뒤에 설명할 전익부(700)에 설치되는 제3프로펠러(705)의 구동을 정지시키고, 날개부(200)로 양력을 발생시킬 수 있어, 비행 시 소요되는 동력을 절감시키는 효과가 있다.
이에 더하여 형상이 고정되는 날개부(200)로 인하여 수직 이착륙 모드 또는 순항 모드에서 제1프로펠러(305), 제2프로펠러(400), 제3프로펠러(705)에 문제가 발생하여도 활공이 가능하며, 조종력이 확보되어 안정성이 향상될 수 있다.
도 1, 도 2를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 틸트부(300)는 날개부(200)의 양 측단부에 회전가능하게 결합되는 것으로, 제1프로펠러(305)가 설치될 수 있다. 틸트부(300)는 웜 기어 등 별도의 구동부(도면부호 미설정)로부터 동력을 전달받아 날개부(200) 상에서 시계 방향 또는 반시계 방향으로 반복적으로 회전될 수 있다.
도 1, 도 2를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 틸트부(300)는 Y축(도 2 기준)을 회전 중심축으로 하여 시계 방향 또는 반시계 방향으로 회전될 수 있다.
도 1과 같이 수직 이착륙 모드에서는 뒤에 설명할 제2프로펠러(400), 제3프로펠러(705)를 보조하여 제1프로펠러(305)가 Z축(도 1 기준)을 회전 중심축으로 하여 틸트프롭 항공기(1)가 Z축 방향으로 승강할 수 있도록 동력을 제공할 수 있다.
도 2와 같이 일반적인 비행 상태인 순항 모드에서는 틸트부(300)가 반시계 방향(도 2 기준)으로 회전되며, 제1프로펠러(305)의 회전 중심축이 수직 이착륙 모드 시 Z축에서 본체부(100)의 길이 방향과 나란하게 형성되는 X축(도 2 기준)으로 변형될 수 있다.
본 발명에서 틸트부(300)는 한 쌍이 구비되어 날개부(200)의 양 측단부에 회전가능하게 결합되나, 이에 한정하는 것은 아니고, 본체부(100)에 결합되거나, 날개부(200) 상 다른 위치에 결합되는 등 다양한 변형실시가 가능하다.
본 발명의 일 실시예에 따른 제1프로펠러(305)는 틸트부(300)에 설치되는 것으로, 제1프로펠러(305)의 회전 중심축은 틸트부(300)의 길이 방향축을 공유하며, 틸트프롭 항공기(1)의 수직 이착륙 모드에서는 제1프로펠러(305)의 회전 중심축이 Z축 기준이고, 순항 모드에서는 제1프로펠러(305)의 회전 중심축이 X축(도 2 기준)으로 형성될 수 있다.
제1프로펠러(305)는 회전 중심축을 기준으로 시계 방향 또는 반시계 방향으로 회전될 수 있다.
도 1 내지 도 4를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 제2프로펠러(400)는, 틸트부(300)와 이격 배치되는 것으로, 설치홀부(210)의 내측에 배치될 수 있다.
제2프로펠러(400)는 날개부(200)에 형성되는 설치홀부(210)가 복수 개 구비되는 것에 대응되도록 복수 개가 구비될 수 있고, 각각의 설치홀부(210)에 설치될 수 있다.
도 1, 도 2를 참조하면, 설치홀부(210)가 날개부(200)의 양 측단부에 결합되는 한 쌍의 틸트부(300) 사이에 위치할 수 있으며, 제2프로펠러(400)가 날개부(200), 구체적으로 설치홀부(210)의 내측에 배치됨으로 인하여, 틸트부(300)와 간섭이 되는 것을 방지, 구체적으로 제1프로펠러(305)와 제2프로펠러(400) 간 간섭 및 이로 인한 충돌을 방지할 수 있다.
도 1 내지 도 3을 참조하면, 제2프로펠러(400)가 날개부(200), 구체적으로 설치홀부(210)의 내측에 배치됨으로 인하여, 뒤에 설명할 커버부(500)가 제2프로펠러(400)가 설치되는 설치홀부(210)를 폐쇄함에 따라 틸트프롭 항공기(1)의 순항 모드 시 날개부(200)의 외측에 노출되는 것을 방지할 수 있다.
제2프로펠러(400)가 틸트프롭 항공기(1)의 외측에 노출되지 않음으로써 틸트프롭 항공기(1)의 순항 모드 시 발생되는 항력을 감소시킬 수 있는 효과가 있다.
제2프로펠러(400)는 날개부(200)에 설치되는 구동부(도면부호 미도시)를 포함하며, 구동부로부터 동력을 전달받아 틸트프롭 항공기(1)의 수직 이착륙 모드 시 회전되며 양력을 발생시킬 수 있다.
도 1 내지 도 6을 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 커버부(500)는 날개부(200)에 설치되는 것으로, 날개부(200), 구체적으로 날개부(200)에 형성되는 설치홀부(210)를 개폐할 수 있다.
도 1 내지 도 4를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 커버부(500)는 샤프트부(510), 커버본체(520)를 포함할 수 있다.
샤프트부(510)는 서로 마주보는 설치홀부(210)의 각 면을 연결하는 것이고, 별도의 구동부(도면 미도시)가 설치될 수 있다. 샤프트부(510)는 뒤에 설명할 커버본체(520)와 연결되고, 구동부로부터 동력을 전달받아 커버본체(520)를 회전 구동시킬 수 있다.
커버본체(520)는 뒤에 설명할 제어부(600)로부터 전기적 신호를 전달받아 샤프트부(510)를 회전 중심축으로 하여 시계 방향 또는 반시계 방향으로 회전 구동될 수 있다.
도 3 내지 도 6을 참조하면, 커버본체(520)는 한 쌍이 구비되어 샤프트부(510)를 기준으로 대칭을 이루며 배치될 수 있다.
도 3, 도 4를 참조하면, 틸트프롭 항공기(1)의 수직 이착륙 모드 시 커버본체(520)는 제어부(600)로부터 전기적 신호를 전달받아 샤프트부(510)를 회전 중심으로 하여 회전되며, 서로 마주보도록 배치될 수 있다.
이로 인하여 커버본체(520)는 날개부(200)에 형성되는 설치홀부(210)를 개방시키고, 설치홀부(210)의 내측에 배치되는 제2프로펠러(400)가 회전됨에 따라 양력이 발생되며, 틸트프롭 항공기(1)가 수직 방향(도 4 기준 상하 방향)으로 이륙 또는 착륙할 수 있도록 한다.
커버본체(520)는 설치홀부(210)로 인하여 상하 방향(도 4 기준)으로 개구부가 형성되는 날개부(200)를 개방 또는 폐쇄하기 위하여 제2프로펠러(400)를 기준으로 상하측(도 4 기준)에 복수 개가 구비되며, 총 4개의 커버본체(520)가 형성될 수 있다.
도 2, 도 5, 도 6을 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 틸트프롭 항공기(1)의 순항 모드 시에는 커버부(500)는 제어부(600)로부터 전기적 신호를 전달받아 날개부(200)에 설치되는 설치홀부(210)를 폐쇄할 수 있다.
도 5, 도 6을 참조하면, 복수 개의 커버본체(520)는 샤프트부(510)를 회전 중심으로 하여, 설치홀부(210)를 폐쇄하도록 회전 구동될 수 있다.
도 5, 도 6을 참조하면, 커버부(500), 구체적으로 커버본체(520)의 외주면은 날개부(200)의 외주면과 연장되도록 형성될 수 있다. 이로 인하여 설치홀부(210)가 폐쇄되는 틸트프롭 항공기(1)의 순항 모드 시 날개부(200)의 표면이 연장되도록 하여 항력의 발생을 최소화할 수 있는 효과가 있다.
본 발명에서는 커버본체(520)의 형상이 반원 형사이나, 이에 한정하는 것은 아니고 사각형 등 다각형 형상으로 형성되는 등 다양한 변형실시가 가능하다.
도 1, 도 2를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 제어부(600)는 틸트부(300), 제2프로펠러(400), 커버부(500), 전익부(700)의 구동을 제어하는 것으로, 제1프로펠러(305), 제2프로펠러(400), 제3프로펠러(705)의 구동을 제어할 수 있다.
도 1을 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 틸트프롭 항공기(1)의 수직 이착륙 모드로, 제어부(600)는 틸트부(300)의 길이 방향축, 즉 제1프로펠러(305)의 회전 중심축이 Z축이 되도록 틸트부(300)의 구동을 제어할 수 있다.
이때 틸트프롭 항공기(1)의 수직 이착륙을 위해 제1프로펠러(305), 제2프로펠러(400), 제3프로펠러(705) 모두 회전되도록 구동을 제어할 수 있다.
도 3을 참조하면, 틸트프롭 항공기(1)의 수직 이착륙을 위해 제어부(600)는 커버부(500)로 전기적 신호를 전달하여 샤프트부(510)에 결합되는 커버본체(520)가 회전되며, 날개부(200)에 형성되는 설치홀부(210)를 개방시킬 수 있다.
설치홀부(210)가 개방됨에 따라 설치홀부(210)의 내측에 설치되는 제2프로펠러(400)가 회전되도록 제어부(600)는 제2프로펠러(400)에 전기적 신호를 전달하여 구동을 제어할 수 있다.
도 2를 참조하면, 틸트프롭 항공기(1)의 순항 모드로 제어부(600)는 틸트부(300)의 제1프로펠러(305)의 회전 중심축이 본체부(100)의 길이 방향과 나란하게 배치되도록 틸트부(300)의 구동을 제어할 수 있다.
이때 제어부(600)는 틸트부(300)의 길이 방향축, 즉 제1프로펠러(305)의 회전 중심축이 X축(도 2 기준)이 되도록 틸트부(300)의 구동을 제어할 수 있다.
도 5, 도 6을 참조하면, 틸트프롭 항공기(1)의 순항 모드에서 비행을 위해 제어부(600)는 커버부(500)로 전기적 신호를 전달하여 샤프트부(510)에 결합되는 커버본체(520)가 회전되며, 날개부(200)에 형성되는 설치홀부(210)를 폐쇄시킬 수 있다.
이로 인하여 틸트프롭 항공기(1)의 순항 모드 시 Z축(도 1 기준)을 따라 날개부(200)를 관통하며 형성되는 설치홀부(210)로 공기가 유동되며, 추력이 감소되는 것을 방지할 수 있다.
다시 말해 본 발명의 일 실시예에 따른 틸트프롭 항공기(1)의 순항 모드 시 제어부(600)는, 제2프로펠러(400), 제3프로펠러(705)의 회전을 정지시키고, 제3프로펠러(705)의 길이 방향축(X2)이 본체부(100)의 길이 방향축(X1)과 나란하게 정렬되도록 한다.
도 1, 도 2를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 전익부(700)는 날개부(200)가 결합되는 본체부(100)의 후방 측에 대향되는 전방 측에 결합되는 것으로, 고정 형상으로 형성될 수 있다. 전익부(700)의 양 측단부에는 제3프로펠러(705)가 설치될 수 있다.
도 2를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 제어부(600)가 틸트프롭 항공기(1)의 순항 모드에서 제3프로펠러(705)의 구동을 정지시키고, 제3프로펠러(705)의 길이 방향축(X2)을 본체부(100)의 길이 방향축(X1)과 나란하게 정렬시켜 순항 모드에서 틸트프롭 항공기(1)가 받는 항력을 절감시킬 수 있다.
도 1, 도 2를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 제3프로펠러(705)는 전익부(700)의 양 측단부에 각각 한 쌍이 설치될 수 있다. 구체적으로 전익부(700)의 양 측단부에 회전 중심축(Z축)을 공유하는 한 쌍의 제3프로펠러(705)가 설치되며, 총 4개의 제3프로펠러(705)가 설치될 수 있다.
이로 인하여 틸트프롭 항공기(1)가 충분히 추력을 얻을 수 있고, 제1프로펠러(305), 제2프로펠러(400) 등의 고장 시에도 비행 안정성을 확보할 수 있는 효과가 있다.
도 1, 도 2를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 미익부(800)는 본체부(100)에 결합되는 것으로, 'V'자 형상으로 형성될 수 있다. 미익부(800)는 본체부(100)의 상측에 결합되며, Z축 방향으로 본체부(100)와 소정 각도를 이루며 형성될 수 있다.
이로 인하여 승강타(elecvator)와 방향타(rudder)의 역할을 동시에 수행하며, 본체부(100)의 후방 측에 조종면이 없어도 틸트프롭 항공기(1)의 비행 시 자세 제어가 가능한 효과가 있다.
이에 더하여 단일의 수직 미익 형상에 비하여, 틸트프롭 항공기(1)의 최대 높이가 낮아지는 효과가 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 틸트프롭 항공기(1)는, 제1프로펠러(305) 외에 제2프로펠러(400), 제3프로펠러(705)가 복수 개 구비됨으로 인하여 상대적으로 크기가 크면서 적은 수의 프로펠러를 가지는 항공기에 비하여 프로펠러로 인한 소음을 저감시킬 수 있는 효과가 있다.
도 1, 도 2를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 틸트프롭 항공기(1)는, 고정익 모드에서 요(Yaw)축(도 2 기준 Z축) 방향 제어는 날개부(200)의 양 측단부에 결합되는 틸트부(300), 구체적으로 제1프로펠러(305)의 선택적 제어와 미익부(800)에 장착되는 러더(도면부호 미설정)를 함께 사용하여 이루어지고, 어느 하나의 조종면이 고장난 경우에도 틸트프롭 항공기(1)의 조종을 가능하게 하는 효과가 있다.
본 발명에서 설명하는 특정 실행들은 일 실시 예들로서, 어떠한 방법으로도 본 발명의 범위를 한정하는 것은 아니다. 명세서의 간결함을 위하여, 종래 전자적인 구성들, 제어 시스템들, 소프트웨어, 상기 시스템들의 다른 기능적인 측면들의 기재는 생략될 수 있다. 또한, 도면에 도시된 구성 요소들 간의 선들의 연결 또는 연결 부재들은 기능적인 연결 및/또는 물리적 또는 회로적 연결들을 예시적으로 나타낸 것으로서, 실제 장치에서는 대체 가능하거나 추가의 다양한 기능적인 연결, 물리적인 연결, 또는 회로 연결들로서 나타내어질 수 있다. 또한, "필수적인", "중요하게" 등과 같이 구체적인 언급이 없다면 본 발명의 적용을 위하여 반드시 필요한 구성 요소가 아닐 수 있다.
따라서, 본 발명의 사상은 상기 설명된 실시예에 국한되어 정해져서는 아니 되며, 후술하는 특허청구범위뿐만 아니라 이 특허청구범위와 균등한 또는 이로부터 등가적으로 변경된 모든 범위는 본 발명의 사상의 범주에 속한다고 할 것이다.
1: 틸트프롭 항공기 100: 본체부
200: 날개부 210: 설치홀부
300: 틸트부 305: 제1프로펠러
400: 제2프로펠러 500: 커버부
510: 샤프트부 520: 커버본체
600: 제어부 700: 전익부
705: 제3프로펠러 800: 미익부

Claims (9)

  1. 본체부;
    상기 본체부에 결합되고, 설치홀부가 형성되는 날개부;
    상기 날개부의 양 측단부에 회전가능하게 결합되고, 제1프로펠러가 설치되는 한 쌍의 틸트부;
    상기 틸트부와 이격 배치되어 상기 설치홀부의 내측에 배치되는 제2프로펠러;
    상기 날개부에 설치되며, 상기 설치홀부를 개폐하는 커버부;를 포함하고,
    상기 커버부는,
    서로 마주보는 상기 설치홀부의 각 면을 연결하는 샤프트부;
    상기 샤프트부에 회전가능하게 결합되는 커버본체;를 포함하며,
    상기 커버본체는 한 쌍이 구비되어 상기 샤프트부를 기준으로 대칭을 이루며 배치되는, 틸트프롭 항공기.
  2. 삭제
  3. 삭제
  4. 제1항에 있어서,
    상기 커버부는 복수 개가 구비되어 상기 날개부의 상측 및 하측에 설치되는, 틸트프롭 항공기.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 커버부의 외주면은 상기 날개부의 외주면과 연장되도록 형성되는, 틸트프롭 항공기.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 틸트부와 상기 제2프로펠러 및 상기 커버부의 구동을 제어하는 제어부;를 포함하는, 틸트프롭 항공기.
  7. 제6항에 있어서,
    상기 제어부는 순항 모드의 경우에 상기 틸트부의 상기 제1프로펠러의 회전 중심축이 상기 본체부의 길이 방향과 나란하게 배치되도록 상기 틸트부의 구동을 제어하는, 틸트프롭 항공기.
  8. 제6항에 있어서,
    상기 제어부는 순항 모드의 경우에 상기 커버부가 상기 설치홀부를 커버하도록 상기 커버부의 구동을 제어하는, 틸트프롭 항공기.
  9. 제6항에 있어서,
    상기 제어부는 순항 모드의 경우에 상기 제2프로펠러의 회전이 정지되도록 상기 제2프로펠러의 구동을 제어하는, 틸트프롭 항공기.
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