KR102137330B1 - 추진체 토크 상쇄가 가능한 수직 이착륙기 - Google Patents

Abstract

본 발명은 추진체 토크 상쇄가 가능한 수직 이착륙기에 관한 것이다. 본 발명의 일 실시예에 따른 수직 이착륙기는, 주날개(3) 및 보조날개(W1, W2)가 장착된 비행동체(F); 상기 비행동체(F)의 양측에 각각 장착되어 수평 및 수직방향으로 가변 가능한 한 쌍의 전방 추진체(7); 상기 비행동체(F)의 후방에 구비된 보조날개(W1, W2)에 장착되어 수평 및 수직방향으로 가변 가능한 후방 추진체(9); 상기 비행동체(F) 및 상기 보조날개(W1, W2)에 장착되어 상기 전방 추진체(7) 및 상기 후방 추진체(9)를 수직 혹은 수평방향으로 가변시키는 전방 및 후방 가변부(11,13); 및 상기 전방 및 후방 가변부(11,13)를 제어하기 위한 제어부(50); 를 포함하되, 상기 후방 추진체(9)는 제 1 및 제 2후방 가변 프레임(33,35)의 사이에 일체로 연결되는 후방 가드(41)와; 후방 가드(41)의 내부에 장착되어 추력을 발생시키는 후방 프로펠러 조립체(40)를 포함하고, 상기 후방 추진체(9)는 복수이며, 상기 복수의 후방 추진체(9) 중 제 1 후방 추진체의 후방 프로펠러 조립체(40a)와 상기 복수의 후방 추진체(9) 중 제 2 후방 추진체의 후방 프로펠러 조립체(40b)는 서로 반대 방향으로 회전하면서 발생되는 토크를 상쇄할 수 있다.

Description

추진체 토크 상쇄가 가능한 수직 이착륙기 {vertical takeoff and landing plane able to offset torque of propellant}

본 발명은 추진체 토크 상쇄가 가능한 수직 이착륙기에 관한 것으로, 보다 상세하게는 선미뿐만 아니라 후미 추진체도 추력방향을 가변시킬 수 있어서 이착륙 뿐만 아니라 비행시에도 선후미 추진체의 추력을 후방으로 동시에 집중할 수 있으며, 선미의 추진체는 2개이고 후미의 추진체는 1개이므로 이륙시에 선미의 추진력이 후미보다 증가하게 되어 선미와 후미간의 추진력의 불균형이 발생할 수 있음으로 이를 감지하여 선, 후미 추진체의 추진력을 적절하게 제어할 수 있는 수직 이착륙기에 관한 것이다.

산업사회로의 급속한 발전으로 인하여 운송수단으로 비행기를 이용하는 비중이 점차적으로 증대되고 있다.

그러나 수직이착륙이 가능한 헬리콥터를 제외한 기타의 비행기는 일정길이의 활주로를 마련하여야 하므로 이에 따른 용지의 확보에 소용되는 비용이 증가되고 또 비행장까지의 이동시간이 길어 대중화되지 못하고 있는 실정이다.

더욱이, 산악지대가 많은 지역에서는 비행장을 건설하기에 많은 어려움이 있고, 또한 비행기 소음으로 인한 민원의 발생이 발생하고 있다.

따라서, 장소에 큰 영향을 받지 않고 자유롭게 이착륙할 수 있는 비행기에 대한 관심이 증가하고 있다.

이러한 수직 이착륙기는 다양한 형태가 개발되고 있으며, 그 일예가 특허출원 제 10-2015-7006351호에 개시된다.

상기 종래 기술의 항공기는 날개(320); 자신의 방향이 항공기에 대해 적어도 전체적으로 수직인 추력 벡터 방향과 전체적으로 종축방향인 추력 벡터 방향 사이에서 가변적인 추력을 제공하기 위한 틸트식인 틸트식 추진 유닛(420); 및 상기 항공기의 가속을 제어하도록 상기 틸트식 추진 유닛의 컨트롤러(1410)에 제어 명령을 발급하도록 구성된 제어 유닛(1290)으로 구성된다.

이러한 항공기는 이착륙시에는 추력 벡터 방향을 수직으로 제어하고, 비행시에는 종축방향으로 틸팅시키는 방식이다.

그러나, 상기와 같은 종래의 선행기술은 후미 추진체의 추력방향이 하향으로 고정된 구조이므로 이착륙시에는 선미와 후미의 추진체가 모두 추력을 하향으로 집중함으로써 용이하게 이착륙을 할 수 있으나, 비행시에는 선미의 추진체만으로 추력을 종축방향으로 발생시키고 후미의 추진체는 비행동체에 고정된 구조이므로 추력을 발생시킬 수 없는 문제점이 있다.

그리고, 미국특허출원 공개 US2012/0091257호에 제시된 항공기는 선미의 추진체만이 틸팅 가능한 구조이고, 후미의 추진체는 고정된 구조이다.

따라서, 항공기가 이착륙할 때에는 선미와 후미의 추진체가 모두 가동되지만, 이륙후 비행시에는 후미 추진체는 동체에 고정된 구조이므로 전방으로 추력을 발생시키지 못하는 단순 적재물이므로 비행 추력 발생에 기여하는 바가 거의 없다.

대한민국 특허청 출원번호 제 10-2015-7006351호 미국특허출원 공개 US2012/0091257호

따라서, 본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위하여 제안된 것으로서, 본 발명의 목적은 선미뿐만 아니라 후미 추진체도 추력방향을 가변시킬 수 있어서 이착륙 뿐만 아니라 비행시에도 선후미 추진체의 추력을 후방으로 집중할 수 있으며, 선미와 후미 추진체의 갯수가 다름으로써 발생하는 추진력의 불균형을 해소할 수 있는 수직 이착륙기를 제공하는 것이다.

또한, 본 발명에서는 트라이 로터 방식과 같은 홀 수개의 로터를 가진 기체의 문제점을 해소하하면서, 본 발명의 장점을 그대로 유지하기 위해, 발생하는 토크를 상쇄 할 수 있는 장치를 추가적으로 제안하고자 한다.

즉, 후미 로터와 앞 또는 뒤 또는 옆쪽으로 로터를 하나 더 구비하여, 회전 방향을 반대로 함으로써, 발생되는 토크를 상쇄하는 방법을 제공할 수 있다.

한편, 본 발명에서 이루고자 하는 기술적 과제들은 이상에서 언급한 기술적 과제들로 제한되지 않으며, 언급하지 않은 또 다른 기술적 과제들은 아래의 기재로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.

상기한 목적을 달성하기 위하여 본 발명의 일 실시예에 따른 수직 이착륙기는, 주날개(3) 및 보조날개(W1, W2)가 장착된 비행동체(F); 상기 비행동체(F)의 양측에 각각 장착되어 수평 및 수직방향으로 가변 가능한 한 쌍의 전방 추진체(7); 상기 비행동체(F)의 후방에 구비된 보조날개(W1, W2)에 장착되어 수평 및 수직방향으로 가변 가능한 후방 추진체(9); 상기 비행동체(F) 및 상기 보조날개(W1, W2)에 장착되어 상기 전방 추진체(7) 및 상기 후방 추진체(9)를 수직 혹은 수평방향으로 가변시키는 전방 및 후방 가변부(11,13); 및 상기 전방 및 후방 가변부(11,13)를 제어하기 위한 제어부(50); 를 포함하되, 상기 후방 추진체(9)는 제 1 및 제 2후방 가변 프레임(33,35)의 사이에 일체로 연결되는 후방 가드(41)와; 후방 가드(41)의 내부에 장착되어 추력을 발생시키는 후방 프로펠러 조립체(40)를 포함하고, 상기 후방 추진체(9)는 복수이며, 상기 복수의 후방 추진체(9) 중 제 1 후방 추진체의 후방 프로펠러 조립체(40a)와 상기 복수의 후방 추진체(9) 중 제 2 후방 추진체의 후방 프로펠러 조립체(40b)는 서로 반대 방향으로 회전하면서 발생되는 토크를 상쇄할 수 있다.

또한, 상기 복수의 후방 추진체(40)는 직렬, 병렬 또는 직렬 및 병렬 중 적어도 일부가 혼합된 형태로 배치될 수 있다.

또한, 상기 수직 이착륙기의 착륙을 위해 착륙 지점(200)과 적어도 일부 접촉하고, 말단에 펼쳐지거나 오므라드는 것이 가능한 복수의 블레이드(60a, 60b, 60c)가 구비된 착륙부;를 더 포함할 수 있다.
또한, 상기 수직 이착륙기가 상기 착륙을 위해 상기 착륙 지점(200)과 적어도 일부 접촉한 것을 감지하기 위해, 상기 수직 이착륙기 상에 구비된 센서부;를 더 포함하고, 상기 착륙부의 복수의 블레이드(60a, 60b, 60c)는, 상기 센서부가 상기 접촉 정보를 감지하기 전에는 오므라지고, 상기 센서부가 상기 접촉 정보를 감지한 경우에는 펼쳐지고, 상기 펼쳐진 상태를 유지할 수 있다.

삭제

또한, 상기 한 쌍의 전방 추진체(7)의 사이에는 제어부(50)가 추가로 배치되어 상기 전방 가변부(11)를 상기 비행동체에 대하여 횡방향으로 각각 이동시키며, 상기 제어부(50)는, 상기 비행동체(F)의 바닥에 배치되어 한 쌍의 전방 동력원(27)을 슬라이딩 가능하게 지지하는 전방 가변 제어모듈(52) 상에 구비된 슬라이딩 레일; 상기 한 쌍의 전방 동력원(27)의 사이에 배치되어 전방 동력원(27)을 밀거나 당겨서 횡방향으로 이동시키는 후방 가변 제어모듈(54); 및 상기 제어부(60)와 연동함으로써 비행속도에 따라 상기 후방 가변 제어모듈(54)를 가압하여 상기 한 쌍의 전방 동력원(27)의 이동거리를 제어하는 간격조절모듈(M3);을 더 포함할 수 있다.

또한, 상기 가변부는 상기 전방 추진체(7)를 가변시키는 전방 가변부(11); 및 상기 후방 추진체(9)를 가변시키는 후방 가변부(13);를 포함하고, 상기 전방 가변부(11)는 상기 비행동체(F)의 내부 양측에 각각 장착되어 회전운동이 가능한 전방 가변 동력원(27); 일단은 상기 전방 가변 동력원의 출력축에 연결되고 타단은 상기 전방 추진체(7)에 연결됨으로써 상기 전방 추진체(7)를 일정 각도로 회전시켜서 수평방향 혹은 수직방향으로 가변시킬 수 있는 전방 가변 프레임(29);을 포함할 수 있다.

또한, 상기 후방 가변부(13)는 상기 한 쌍의 보조날개(W1,W2)중 일측 보조날개(W1)에 장착되어 회전운동이 가능한 후방 가변 동력원(31); 일단은 상기 후방 가변 동력원(31)의 출력축에 연결되고 타단은 후방 추진체(9)에 연결됨으로써 상기 후방 추진체(9)를 일정 각도로 회전시켜서 수평방향 혹은 수직방향으로 가변시킬 수 있는 제 1후방 가변프레임(33); 및 일단은 상기 한 쌍의 보조날개(W1,W2)중 타측 보조날개(W2)에 회전가능하게 연결되고 타단은 상기 후방 추진체(9)에 회전 가능하게 연결되는 제 2후방 가변프레임(35);을 포함할 수 있다.

또한, 상기 후방 프로펠러 조립체(40)는 추력을 위한 동력을 발생시키는 후방 구동원(43); 상기 후방 구동원(43)의 출력축에 장착되어 추력을 발생시키는 후방 프로펠러(42); 및 상기 후방 구동원(43)을 상기 후방 가드(41)의 내주면에 연결하여 고정시키는 후방 지지 프레임(44);을 포함할 수 있다.

또한, 상기 제어부(50)는 상기 전방 가변 동력원을 제어할 수 있는 전방 가변 제어모듈(52); 상기 후방 가변 동력원을 제어할 수 있는 후방 가변 제어모듈(54); 및 상기 전후방 가변 프레임에 장착된 회전각 감지센서(58)로부터 수신된 출력값에 의하여 전방 및 후방 가변 제어모듈(54)의 현재 회전각을 파악하고, 목표 회전각과 비교하여 회전각을 조절하는 연산부(56)를 포함할 수 있다.

또한, 상기 전방 가변 제어모듈(52) 상에 구비된 슬라이딩 레일은 상기 비행동체(F)에 고정적으로 배치되는 하부레일(59); 상기 하부레일(59)의 상측에 결합되며 상측에는 상기 전방 동력원(27)이 얹혀지는 슬라이더(Slider;60)로 구성될 수 있다.

첫째, 선미뿐만 아니라 후미 추진체도 추력방향을 가변시킬 수 있어서 이착륙뿐만 아니라 비행시에도 선후미 추진체의 추력을 후방으로 집중 할 수 있다.

이와 같이, 순후미 추진체의 추력을 모두 가변가능한 구조로 함으로써 후미 추진체는 수평비행시에는 오로지 적재물의 역할에 한정되지 않고, 추력을 발생시킬 수 있으며, 또한 동일 형태의 비행체일 경우 추력을 3부분으로 분산 시키므로서 각각의 추진체를 보다 작은 출력의 추진체로 구성함으로서 추진체 각각의 크기를 줄일 수 있으므로 전방으로부터의 공기 저항을 줄여 에너지 효율을 높일 수 있으며, 전방 또는 후방의 추진체 어느 한쪽의 고장시라면 급작스런 추락을 방지 할 수 있는 기능을 겸비함으로서 비행 안정성을 높일 수 있는 장점이 있다.

둘째, 선미의 추진체는 2개이고 후미의 추진체는 1개이므로 이륙시에 선미의 추진력이 후미보다 증가하게 되어 선미와 후미간의 추진력의 불균형이 발생할 수 있음으로 이를 감지하여 선, 후미 추진체의 추진력을 적절하게 제어할 수 있는 장점이 있다.

셋째, 제어부(50)를 배치하여 2개의 선미 추진체의 간격을 비행속도에 따라 적절하게 조절함으로써 효율적인 비행이 가능하다.

넷째, 본 발명에서는 트라이 로터 방식과 같은 홀 수개의 로터를 가진 기체의 문제점을 해소하하면서, 본 발명의 장점을 그대로 유지하기 위해, 발생하는 토크를 상쇄 할 수 있는 장치를 추가적으로 이용할 수 있다.

즉, 후미 로터와 앞 또는 뒤 또는 옆쪽으로 로터를 하나 더 구비하여, 회전 방향을 반대로 함으로써, 발생되는 토크를 상쇄하는 방법을 제공할 수 있다.

다섯째, 무게추에 의한 1차 기울기를 보정 할 수 있으므로 고층빌딩과 같은 환경의 경우, 급격한 기울기 변동이 없으므로 아무런 전자장치나 부가 장치 없이 무게추 만으로도 핼리포트의 수평을 유지 할 수 있는 단순 구조로 인한 유지보수 비용 절감 및 내구성 향상에 기여할 수 있다.

여섯째, 강풍과 높은 파도가 상존하는 원해에서의 선박의 경우 급심한 롤링과 피치 변동이 발생하는데, 기존의 선행 특허로는 유압 실린더 등의 액추에이터를 사용하나 1차로 무게추에 의한 자체 보정과 동시에 자이로 휠을 이용한 2차 기울기 보정으로 보다 신속한 안정화에 유리함과 그에 따른 에너지 효율 극대화를 도모할 수 있다.

일곱째, 강풍이 불때의 고층빌딩이나 강풍과 높은 파도가 상존하는 원해 선박의 경우 급심한 롤링과 피치 변동에 착륙 후에도 그물망 구조와 랜딩 장치에 의한 기체 고정으로 착륙과 동시에 기체 안정성 확보로 선행특허 등에서 해결하지 못한 착륙 후 기체 안정성을 확보할 수 있다.

또한, 본 발명은 자율 방범 시스템, 버스전용차로 단속 시스템, 해양감시 시스템, 대상 식물의 암술의 인공수분을 수행하는 시스템, 산불감시 및 교량수위감시 모드를 갖는 드론 시스템, 드론을 활용하여 촬영한 영상으로 수질환경을 감시하는 시스템, 건축물 허가를 받지 않고 불법으로 공사하는 영역 감시하는 시스템, 휴게소 정화조의 수질관리 시스템 등으로 활용될 수 있다.

또한, 본 발명은 엑추에이터 및 자이로센서를 이용하여 이착륙시의 안정성을 확보하고, 착륙한 드론은 안전하게 고정하는 구조를 제공할 수 있다.

한편, 본 발명에서 얻을 수 있는 효과는 이상에서 언급한 효과들로 제한되지 않으며, 언급하지 않은 또 다른 효과들은 아래의 기재로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 수직 이착륙기를 보여주는 사시도이다.
도 2는 도 1에 도시된 수직 이착륙기가 이착륙을하고 있는 상태를 보여주는 저면 사시도이다.
도 3은 도 1에 도시된 수직 이착륙기가 비행하고 있는 상태를 보여주는 도면이다.
도 4는 도 1에 도시된 수직 이착륙기의 전방 추진체를 가변시키는 전방 가변부를 보여주는 정면도이다.
도 5는 도 1에 도시된 수직 이착륙기의 후방 추진체를 가변시키는 후방 가변부를 보여주는 정면도이다.
도 6은 도 1에 도시된 수직 이착륙기의 평면도이다.
도 7은 도 1에 도시된 수직 이착륙기의 측면도이다.
도 8은 도 1에 도시된 수직 이착륙기의 후면도이다.
도 9는 도 1에 도시된 수직 이착륙기의 전후진 추진체의 가변각도를 제어하는 제어부를 도시하는 블럭도이다.
도 10은 본 발명의 다른 실시예로서 추진력 보정부의 구조를 개략적으로 보여주는 블럭도이다.
도 11은 본 발명의 또 다른 실시예로서 간격 조절부에 의하여 2개의 선미 추진체간의 간격을 조절하는 상태를 보여주는 도면이다.
도 12는 도 11에 도시된 슬라이딩 레일에 전방 동력원이 안착된 상태를 보여주는 도면이다.
도 13a 및 도 13b는 본 발명의 일 실시예에 따라 후방 추진체를 복수로 구성하여 발생되는 토크를 상쇄하는 구조를 채용한 수직 이착륙기를 도시한 것이다.
도 14는 도 13a 및 도 13b의 수직 이착륙기에 적용되는 복수로 구성되어 발생되는 토크를 상쇄하는 후방 추진체의 일례를 도시한 것이다.
도 15는 본 발명과 관련하여, 연도별 드론의 활용 분야를 시간의 흐름에 따라 도시한 것이다.
도 16은 본 발명이 제안하는 무인항공기 착륙 스테이션과 무인항공기의 일례를 도시한 것이다.
도 17은 본 발명이 제안하는 무인항공기 착륙 스테이션의 일례를 도시한 것이다.
도 18은 본 발명의 무인항공기 착륙 스테이션에 적용되는 고정장치 및 무게추의 일례를 도시한 것이다.
도 19는 본 발명의 무인항공기 착륙 스테이션에 적용되는 무게추의 내부 구조의 일례를 도시한 것이다.
도 20은 본 발명의 무인항공기 착륙 스테이션에 적용되는 파일럿 램프 및 위치 조절 감지 센서의 일례를 도시한 것이다.

본 발명이 제안하는 수직 이착륙기

이하, 본 발명의 일 실시예에 따른 수직 이착륙기를 첨부된 도면을 참조하여 상세하게 설명한다.

도 1 내지 도 8에 도시된 바와 같이, 본 발명이 제안하는 수직 이착륙기(1)는 주날개(3) 및 보조날개(W1, W2)가 장착된 비행동체(F)와; 비행동체(F)의 양측에 각각 장착되어 수평 및 수직방향으로 가변가능한 한 쌍의 전방 추진체(7)와; 비행동체(F)의 후방에 구비된 보조날개(W1,W2)에 장착되어 수평 및 수직방향으로 가변 가능한 후방 추진체(9)와; 비행동체(F) 및 보조날개(W1,W2)에 장착되어 전방 추진체(7) 및 후방 추진체(9)를 수직 혹은 수평 방향으로 가변시키는 전후방 가변부(11,13)와; 전방 및 후방 가변부(11,13)를 제어하기 위한 제어부(50)와; 전방 및 후방 추진체(7,9)의 추진력을 감지하여 차이가 발생하는 경우 그 추진력 차이를 보상함으로써 안정적인 이륙이 가능하게 하는 추진력 보정부(60)를 포함한다.

이러한 구조를 갖는 수직 이착륙기(1)에 있어서, 한 쌍의 전방 추진체(7)는 비행동체(F)의 양측에 각각 장착되어 가변될 수 있다. 즉, 수직 이착륙기(1)가 이착륙시에는 전방 추진체(7)가 지면 방향으로 가변됨으로써 하부로 추력을 발생시키고, 비행시에는 전방으로 가변됨으로써 후방으로 추력을 발생시키게 된다.

이러한 전방 추진체(7)는 좌우에 1개씩 각각 장착되고, 그 구조가 서로 동일하므로 이하 하나의 전방 추진체(7)에 의하여 설명한다.

상기 전방 추진체(7)는 후술하는 전방 가변 프레임(29)에 일체로 장착되는 전방 가드(17)와; 전방 가드(17)의 내부에 장착되어 추력을 발생시키는 전방 프로펠러 조립체(20)를 포함한다.

따라서, 전방 추진체(7)는 전방 가변 프레임(29)이 수평방향 혹은 수직방향으로 회전함에 따라 전방 프로펠러 조립체(20) 및 전방 가드(17)도 회전함으로써 추력의 방향도 같이 가변될 수 있다.

보다 상세하게 설명하면, 상기 전방 가드(17)는 전방 프로펠러 조립체(20)를 지지하는 역할을 하며, 동시에 비행동체(F)에 전방 가변 프레임(29)에 의하여 연결된다.

이러한 전방 가드(17)는 원형 고리형상을 가짐으로써 상부 및 하부는 개방된 구조이고, 원주방향은 폐쇄된 구조이다. 따라서, 내부에 장착된 전방 프로펠러 조립체(20)로부터 추력이 발생하면 추력은 개방된 곳을 통하여 출력된다.

결국, 전방 가드(17)는 전방 프로펠러 조립체(20)를 지지하는 역할을 수행하는 동시에, 추력을 일방향으로 집중시키는 역할을 수행한다.

그리고, 전방 프로펠러 조립체(20)는 추력을 발생시키는 역할을 수행하는바, 추력을 위한 동력을 발생시키는 전방 구동원(21)과; 전방 구동원(21)의 출력축에 장착되어 추력을 발생시키는 전방 프로펠러(23)와; 전방 구동원(21)을 전방 가드(17)의 내주면에 연결하여 고정시키는 전방 지지 프레임(25)을 포함한다.

상기 전방 구동원(21)은 전방 프로펠러(23)를 회전시킬 수 있는 형태라면 모두 가능하며, 예를 들면 엔진, 모터 등을 포함한다.

그리고 이러한 전방 구동원(21)에는 전방 프로펠러(23)가 연결됨으로써, 엔진 혹은 모터가 구동하는 경우 전방 프로펠러(23)가 회전함으로써 추력이 발생될 수 있다.

이와 같이 전방 추진체(7)가 비행기 동체의 양측에 전방 가변부(11)에 의하여 각각 가변가능하게 장착되는 바, 이착륙시 혹은 비행시에는 전방 추진체(7)를 수평방향 혹은 수직방향으로 가변시킨다.

즉, 가변부는 전방 추진체(7)를 가변시키는 전방 가변부(11)와; 후방 추진체(9)를 가변시키는 후방 가변부(13)로 구성되는 바, 이러한 전방 가변부(11)는 전방 추진체(7)를 비행동체(F)에 회전 가능하게 연결함으로써 필요시 전방 추진체(7)를 수평방향 혹은 수직방향으로 가변시킬 수 있다.

보다 상세하게 설명하면, 도 4에 도시된 바와 같이, 전방 가변부(11)는 비행동체(F)의 내부 양측에 각각 장착되어 회전운동이 가능한 전방 동력원(27)과; 일단은 전방 동력원(27)의 출력축에 연결되고 타단은 전방 추진체(7)에 연결됨으로써 전방 추진체(7)를 일정 각도로 회전시켜서 수평방향 혹은 수직방향으로 가변시킬 수 있는 전방 가변 프레임(29)을 포함한다.

전방 동력원(27)으로는 회전력을 발생시킬 수 있는 형태이면 모두 포함할 수 있으며, 예를 들면 모터, 엔진 등이다. 이러한 전방 동력원(27)은 출력축이 구비되어 정방향 혹은 역방향 회전이 가능한 구조이다. 예를 들면, 엔진의 경우 변속기를 통하여 출력축의 회전방향을 정역방향으로 가변시킬 수 있다.

또한, 모터의 경우 전원의 공급방향을 변환시킴으로써 출력축을 정역방향으로 가변회전시킬 수 있다.

리고, 출력축은 전방 가변 프레임(29)을 통하여 전방 추진체(7)의 전방 가드(17)에 일체로 연결된다.

따라서, 동력원이 구동하는 경우, 출력축이 전방 가변 프레임(29)을 수평방향 혹은 수직방향으로 가변시킴으로써 전방 가드(17) 및 전방 프로펠러 조립체(20)도 같이 가변 될 수 있다.

한편, 비행동체(F)의 후방에는 후방 추진체(9)가 배치됨으로써 추력을 수평 혹은 수직방향으로 발생시키게 된다.

이러한 후방 추진체(9)는 한 쌍의 주날개에서 후방으로 각각 배치된 보조날개(W1,W2)의 사이에 후방 가변부(13)에 의하여 가변가능하게 배치된다.

상기 후방 추진체(9) 및 후방 가변부(13)는 전방 추진체(7) 및 전방 가변부(11)와 동일한 구조를 갖으며, 다만 보조날개(W1,W2)에 연결되는 구조에 있어서는 차이점이 있는 바, 중복된 설명은 생략한다.

상기 후방 추진체(9)는 후술하는 후방 가변부(13)에 의하여 지지됨으로써 수평 혹은 수직으로 가변될 수 있다.

이러한 후방 가변부(13)는 도 5에 도시된 바와 같이, 일단은 일측 보조날개(W1)의 후방 가변 동력원(31)의 출력축에 연결되고 타단은 후방 추진체(9)에 고정적으로 연결됨으로써 후방 추진체(9)를 일정 각도로 회전시켜서 수평방향 혹은 수직방향으로 가변시킬 수 있는 제 1후방 가변프레임(33)과; 일단은 한 쌍의 보조날개(W1,W2)중 타측 보조날개(W2)에 회전가능하게 연결되고 타단은 후방 추진체(9)에 회전가능하게 연결되는 제 2후방 가변프레임(35)을 포함한다.

따라서, 상기 후방 가변 동력원(31)이 구동하는 경우, 제 1후방 가변프레임(33)이 일정 각도로 회전함으로써 후방 추진체(9)가 수평 혹은 수직방향으로 가변될 수 있다.

이때, 가변 동력원은 엔진 혹은 모터를 포함하며, 회전각도를 조절할 수 있음으로 이착륙시, 혹은 비행시, 방향 전환시에 후방 추진체(9)의 방향을 가변시킬 수 있다.

그리고, 제 2후방 가변프레임(35)은 양단이 후방 추진체(9) 및 보조날개(W1,W2)에 베어링 등에 의하여 각각 연결된다. 따라서, 후방 추진체(9)가 회전하는 경우, 제 2후방 가변프레임(35)은 후방 추진체(9)를 회전가능하게 지지할 수 있다.

상기에서는 제 1후방 가변 프레임에 의하여 후방 추진체(9)가 회전하는 것으로 설명하였지만, 본 발명은 이에 한정되는 것은 아니고 제 2후방 가변프레임(35)에 의하여 후방 추진체(9)가 회전할 수도 있다.

상기 후방 추진체(9)는 제 1 및 제 2후방 가변프레임(33,35)의 사이에 장착되는 후방 가드(41)와; 후방 가드(41)의 내부에 장착되어 추력을 발생시키는 후방 프로펠러 조립체(40)를 포함한다.

상기 후방 가드(41)는 후방 프로펠러 조립체(40)를 지지하는 역할을 하며, 동시에 제 1 및 제 2후방 가변프레임(33,35)에 회전가능하게 연결된다.

이러한 후방 가드(41)는 원형 고리형상을 가짐으로써 상부 및 하부는 개방된 구조이고, 원주방향은 폐쇄된 구조이다. 따라서, 내부에 장착된 후방 프로펠러 조립체(40)로부터 추력이 발생하면 추력은 개방된 곳을 통하여 출력된다.

결국, 후방 가드(41)는 후방 프로펠러 조립체(40)를 지지하는 역할을 수행하는 동시에, 추력을 일방향으로 집중시키는 역할을 수행한다.

그리고, 후방 프로펠러 조립체(40)는 추력을 발생시키는 역할을 수행하는 바, 추력을 위한 동력을 발생시키는 후방 구동원(43)과; 후방 구동원(43)의 출력축에 장착되어 추력을 발생시키는 후방 프로펠러(42)와; 후방 구동원(43)을 후방 가드(41)의 내주면에 연결하여 고정시키는 후방 지지 프레임(44)을 포함한다.

상기 후방 구동원(43)은 후방 프로펠러(42)를 회전시킬 수 있는 형태라면 모두 가능하며, 예를 들면 엔진, 모터 등을 포함한다.

그리고 이러한 후방 구동원(43)에는 후방 프로펠러(42)가 연결됨으로써, 엔진 혹은 모터가 구동하는 경우 후방 프로펠러(42)가 회전함으로써 추력이 발생될 수 있다.

이와 같이 후방 추진체(9)가 한 쌍의 보조날개(W1,W2)의 사이에 후방 가변부(13)에 의하여 각각 가변가능하게 장착되는 바, 이착륙시 혹은 비행시에는 후방 추진체(9)를 수평방향 혹은 수직방향으로 가변시킨다.

한편, 전방 및 후방 가변부를 제어하기 위한 제어부(50)는 도 9에 도시된 바와 같이, 전방 가변부(11)의 전방 가변 동력원(27)과 후방 가변부(13)의 후방 가변 동력원(31)을 제어함으로써 전방 및 후방 추진체의 회전각도를 조절할 수 있다.

즉, 제어부(50)는 전방 가변 동력원(27)을 제어할 수 있는 전방 가변 제어모듈(52)과; 후방 가변 동력원(31)을 제어할 수 있는 후방 가변 제어모듈(54)과; 전후방 가변 프레임에 장착된 회전각 감지센서(58)로부터 수신된 출력값에 의하여 전방 및 후방 가변 제어모듈(54)의 현재 회전각을 파악하고, 목표 회전각과 비교하여 회전각을 조절하는 연산부(56)를 포함한다.

따라서, 이착륙시에는 제어부(50)가 전후방 가변 동력원에 신호를 전송하여 구동시킴으로써 전후방 가변 프레임을 회전시켜서 결국은 전방 및 후방 추진체의 추력 방향이 지면으로 향하도록 제어한다.

비행시에는 제어부(50)가 전후방 가변 동력원에 신호를 전송하여 구동시킴으로써 전후방 가변 프레임을 회전시켜서 결국은 전방 및 후방 추진체의 추력방향이 후방으로 향하도록 제어한다.

이때, 제어부(50)는 필요시 전방 및 후방 추진체의 추력방향을 독립적으로 제어할 수 있다.

상기한 바와 같이, 비행동체(F)의 양측에 전방 추진체(7)가 가변가능하게 장착되고, 한 쌍의 보조날개(W1,W2)의 사이에 후방 추진체(9)가 가변가능하게 장착됨으로써 이착륙 혹은 비행이 용이하다.

한편, 상기 추진력 보정부(60)는 선미 추진체(7)와 후미 추진체(9)에 발생하는 추진력 차이로 인하여 항공기 이착륙시 불안정해지는 것을 해소할 수 있다.

즉, 도 1 및 도 10에 도시된 바와 같이, 선미 추진체(7)는 2개이고, 후미 추진체(9)는 1개이므로 삼각형상을 이루어 배치되므로 이착륙시 선미의 추진력이 후미의 추진력보다 크다.

따라서, 항공기의 선미가 상부로 들릴 수 있어서 결국 항공기가 기울어진 상태로 이착륙을 할 수 있다.

이러한 문제는 선후미의 추진체가 동수인 경우, 예를 들면 선미와 후미 모두 2개씩 인 경우에는 추진력의 차이가 거의 발생하지 않으나, 본 발명과 같이 수평비행시 공기 저항을 줄이기 위하여 선미에는 2개의 추진체를 배치하고, 후미에는 1개의 추진체를 배치하되 선미 2개의 추진체 사이에 위치한 구조는 선미와 후미간의 추진력 차이가 발생하게 된다.

따라서, 2개의 선미 추진체에 수평센서를 각각 장착하고, 후미 추진체에도 수평센서를 장착하여 추진력 차이로 인하여 항공기가 선미에 기울기가 발생하는 경우 이를 감지하여 추진력을 보정할 수 있다.

보다 상세하게 설명하면, 추진력 보정부(60)는 2개의 선미 추진체에 장착되어 수평기울기를 감지하는 제 1수평센서(S1)와; 1개의 후미 추진체에 장착되어 수평 기울기를 감지하는 제 2수평센서(S2)와; 제 1 및 제 2수평센서(S1,S2)와 연결되어 수평으로 기울기를 감지하여 기울어지는 방향을 파악하고, 기울어진 방향에 장착된 추진체의 추진력 보상값을 연산하는 연산모듈(M1)과; 연산모듈(M1)에 의하여 연산된 기울기 차이에 의하여 기울어진 방향의 추진체에 신호를 전송함으로써 회전력을 높혀서 기울어짐을 방지하는 출력모듈(M2)을 포함한다.

상기 제 1 및 제 2수평센서(S1,S2)는 추진체에 각각 장착되어 수평 기울기를 감지하는 바, 다양한 종류의 센서가 적용될 수 있다. 예를 들면, 자이로스코프(gyroscope) 방식의 센서가 가능하다.

그리고, 연산모듈(M1)은 각 수평센서로부터 전송된 기울기값을 비교하여 기울어진 방향을 감지한다. 이러한 연산모듈(M1)은 마이크로 프로세서(Micro processor)와 같이 데이터가 입력되고 명령에 의하여 연산처리되는 회로소자 등으로 의미한다.

따라서, 연산모듈(M1)은 기울어진 방향이 파악되면, 기울어진 방향에 장착된 추진체의 현재 회전수를 감지한다.

현재 회전수는 추진체에 장착된 회전축의 회전수를 센싱함으로써 파악될 수 있다.

이와 같이 기울어진 방향의 추진체의 회전수가 파악되면, 이 회전수에 대응되는 추진력을 연산한다. 이때, 이 추진력은 다른 추진체의 추진력 보다 작은 값이므로 해당 추진체가 다른 추진체와 균형을 이룰 수 있는 추진력을 연산한다.

그리고, 연산모듈(M1)은 연산된 추진력에 상응하는 회전수를 연산하고, 출력모듈(M2)을 통하여 해당 추진체에 신호를 전송함으로써 출력을 높혀서 이 회전수로 회전시킨다.

한편, 본 발명의 수직 이착륙기는 선미 추진체(7)가 2개이고, 후미 추진체(9)는 1개이므로 삼각형상을 이루어 배치되므로 이착륙 뿐만 아니라 비행시에도 2개의 선미 추진체(7)에서 발생한 기류가 후미 추진체(9)에 영향을 미치게 된다.

즉, 2개의 선미 추진체(7)에서 후방으로 분사되는 2개의 기류가 퍼진 상태가 되므로 후미 추진체(9)에 충돌함으로써 추진력을 일부 약화시키게 된다.

특히, 비행속도를 높이는 경우에는 더욱 많은 기류가 후미 추진체(9)에 충돌함으로써 더욱 영향을 미치게 된다.

따라서, 비행속도에 따라 선미 추진체(7)의 간격을 적절하게 조절할 수 있는 제어부(50)를 추가로 장착할 수 있다.

보다 상세하게 설명하면, 도 11 및 도 12에 도시된 바와 같이, 제어부(50)는 2개의 선미 추진체(7)에 각각 장착된 전방 가변부(11)를 비행동체에 대하여 횡방향으로 각각 이동시키는 구조이다.

즉, 동체의 바닥에 배치되어 한 쌍의 전방 동력원(27)을 슬라이딩 가능하게 지지하는 전방 가변 제어모듈(52) 상에 구비된 슬라이딩 레일과; 한쌍의 전방 동력원(27)의 사이에 배치되어 전방 동력원(27)을 밀거나 당겨서 횡방향으로 이동시키는 후방 가변 제어모듈(54)와; 제어부와 연동함으로써 비행속도에 따라 후방 가변 제어모듈(54)를 가압하여 한 쌍의 전방 동력원(27)의 이동거리를 제어하는 간격조절모듈(M3)을 포함한다.

이러한 구조를 갖는 제어부(50)에 있어서, 전방 가변 제어모듈(52) 상에 구비된 슬라이딩 레일은 동체에 고정적으로 배치되는 하부레일(59)과; 하부레일(59)의 상측에 결합되며 상측에는 전방 동력원(27)이 얹혀지는 슬라이더(Slider;60)로 구성된다.

따라서, 전방 동력원(27)은 슬라이더(60)의 상부에 고정된 상태이므로, 외력이 가해지는 경우 전방 동력원(27)은 횡방향을 따라 전진하거나 후진할 수 있다.

그리고, 후방 가변 제어모듈(54)는 한 쌍의 전방 동력원(27)에 각각 연결되는 한 쌍의 피스톤(56)과, 한 쌍의 피스톤(56)을 구동시키는 한 쌍의 엑추에이터(58)로 구성된다.

이때, 엑추에이터(58)는 공압 혹은 유압 실린더를 포함한다.

따라서, 이러한 엑추에이터(58)가 구동하는 경우 피스톤(56)이 전진하거나 후진함으로써 한 쌍의 전방 동력원(27)을 당기거나 밀게 된다.

결국, 한 쌍의 전방 동력원(27)에 연결된 2개의 전방 추진체(7)는 횡방향으로 전진하거나 후진함으로써 그 간격이 적절하게 조절될 수 있다.

이때, 간격 조절모듈(M3)가 제어부에서 전송되는 비행 속도 신호를 수신하고, 이 신호에 따라 2개 선미 추진체(7)간의 간격을 적절하게 제어할 수 있다.

따라서, 간격 조절모듈(M3)에서 출력된 신호에 의하여 후방 가변 제어모듈(54)가 구동함으로써 비행 속도가 빠른 경우에는 선미 추진체(7)에서 발생하는 기류가 길게 형성되어 후미 추진체에 영향을 미치게 되므로 2개 선미 추진체(7)간의 간격을 넓게 형성함으로써 이 영향을 최소화하게 된다.

반대로, 비행속도가 느린 경우에는 선미 추진체(7)에서 발생하는 기류가 상대적으로 짧게 형성되어 후미 추진체에 영향을 덜 미치게 되므로 2개 선미 추진체(7)간의 간격을 상대적으로 좁게 형성하게 된다.

이와 같이, 본 발명은 수직 이착륙기에 제어부(50)를 배치하여 2개의 선미 추진체(7)의 간격을 비행속도에 따라 적절하게 조절함으로써 효율적인 비행이 가능하다.

본 발명이 제안하는 수직이착륙기 성능 향상을 위한 토크 상쇄

한편, 전술한 본 발명에서 트라이콥터의 특성 상 홀수개의 로터를 구비한 비행체는 프로펠러 회전 방향의 반대 방향으로 반작용 토크가 발생 하므로 제어가 어려울 수 있다. 이를 위해, 헬리콥터의 꼬리날개가 이용되고 있기도 하다.

즉, 트라이콥터의 특성 상 홀수개의 로터를 구비한 비행체는 프로펠러 회전 방향의 반대 방향으로 반작용 토크가 발생 하므로 제어가 어렵다는 문제점 1이 있다.

또한, 고속 회전하는 원형 물체는 자이로스코프 효과로 일컬어지는 회전축에 직각으로 토크가 발생하여 기체가 불안정해 질 수 있으므로 꼬리날개 등의 추가적인 제어가 필요하다는 문제점 2가 존재한다.

따라서 본 발명에서는 상기 문제점 1 및 문제점 2를 해소하기 위해, 트라이 로터 방식과 같은 홀 수개의 로터를 가진 기체의 문제점을 해소하면서, 본 발명의 장점을 그대로 유지하기 위해, 발생하는 토크를 상쇄 할 수 있는 장치를 추가적으로 제안한다.

즉, 본 발명에서는 후미 로터와 앞 또는 뒤 또는 옆쪽으로 로터를 하나 더 구비하여, 회전 방향을 반대로 함으로써, 발생되는 토크를 상쇄하는 구조 및 방법을 적용한다.

또한, 본 발명에서는 복수의 프로펠러를 병렬로 구비한 상태에서, 자이로스코프의 원리를 기초로 서로 다른 방향으로 회전시켜 발생되는 토크가 상쇄되도록 한다.

도 13a 및 도 13b는 본 발명의 일 실시예에 따라 후방 추진체를 복수로 구성하여 발생되는 토크를 상쇄하는 구조를 채용한 수직 이착륙기를 도시한 것이고, 도 14는 도 13a 및 도 13b의 수직 이착륙기에 적용되는 복수로 구성되어 발생되는 토크를 상쇄하는 후방 추진체의 일례를 도시한 것이다.

도 13a, 도 13b 및 도 14를 참조하면, 전방 추진체(7), 전방 및 후방 가변부(11, 13) 등의 구성은 전술한 구성과 동일하므로 명세서의 간명화를 위해 중복 설명은 생략하고, 차별화되는 후방 추진체(9)의 구조에 대해 설명한다.

도 13a, 도 13b 및 도 14를 참조하면, 본 실시예에 따른 후방 추진체(9)는 제 1후방 가변프레임(33)과 제 2후방 가변프레임(35) 사이의 후방 지지 프레임(44)에 구비된다.

특히, 후방 추진체(9)는 복수의 후방 프로펠러 조립체(40)로 구성된다.

본 도면 및 실시예에서는 후방 프로펠러 조립체(40)가 2개인 것을 가정하여 설명하였으나 더 많은 개수의 후방 프로펠러 조립체(40)로 구현될 수 있다.

여기서 복수의 후방 프로펠러 조립체(40)는 복수의 후방 프로펠러(42)와 복수의 후방 구동원(43)을 갖게 된다.

또한, 도 13a, 도 13b 및 도 14를 참조하면, 제 1후방 구동원(43a)는 제 1후방 구동원(43a)을 갖게 된다.

또한, 제 2 후방 프로펠러(42b)는 제 2후방 구동원(43b)을 갖게 된다.

이때, 제 1후방 구동원(43a)과 제 2후방 구동원(43b)의 조작을 통해, 제 1후방 구동원(43a)과 제 2 후방 프로펠러(42b)는 서로 다른 방향으로 회전 함으로써, 발생되는 토크를 상쇄하게 된다.

회전하는 물체의 회전축의 방향이 바뀔 때, 직관적으로 쉽게 이해할 수 없는 신기한 물리적 현상이 발생하는데, 이를 보여주는 대표적인 사례가 자이로스코프이다.

즉, 자이로스코프의 중심축 한쪽 끝을 고정점에 얹은 후에 중심축을 수평으로 유지한 상태에서 가만히 놓게 되면, 관성 바퀴가 회전하지 않을 경우에는 중심축의 반대쪽은 중력에 의해 아래로 떨어지게 된다.

그런데, 관성 바퀴가 회전하고 있을 경우에는 완전히 다른 현상이 일어난다. 중심축이 수평을 유지한 상태에서 고정점을 중심으로 지속적인 원운동을 한다. 이러한 회전 중심축의 운동을 세차운동(precession)이라고 한다.

따라서 본 발명에서는 이러한 자이로스코프의 원리를 기초로, 복수의 프로펠러를 병렬로 구비한 상태에서 서로 다른 방향으로 회전시켜 발생되는 토크가 상쇄되도록 할 수 있다.

한편, 본 실시예는 복수의 후방 프로펠러 조립체(40)가 병렬로 연결되는 것을 가정하여 설명하였으나 본 발명의 내용이 이에 한정되는 것은 아니고, 직렬로 복수로 연결되거나 직렬 및 병렬로 혼합하여 복수로 연결되는 것도 가능하다.

추가적으로, 본 발명에 따른 수직 이착륙기는 수직 이착륙, 수직 및 수평 비행 및 비행중 에너지 생성이 가능한 비행체로서 활용될 수도 있다.

즉, 3개 이상의 전기 모터 및 독립적으로 틸팅 가능한 고정익과 테일 전기 모터 설계를 통해 비행체의 수직 이착륙, 수직 및 수평 비행 및 비행 중 에너지　생성이 가능하다.

또한, 본 발명에 따른 수직 이착륙기는, 수직 이착륙, 수직 및 수평 비행 및 비행중 에너지 생성이 가능한 비행체가 될 수 있다.

즉, 3개 이상의 전기 모터 및 독립적으로 틸팅 가능한 고정익과 테일 전기 모터 설계를 통해 비행체의 수직 이착륙, 수직 및 수평 비행 및 비행 중 에너지　생성이 가능하다.

또한, 본 발명에 따른 수직 이착륙기는, 경사 가능한 팬에 의해 수직 이착륙뿐만 아니라 통상의 고정익기 같은 이착륙 및 순항도 가능한 수직 이착륙 항공기로서 활용될 수도 있다.

즉, 기체의 중심 부근의 동체 양측에 기체 전진 방향에 대해서 경사 가능한 팬을 설치하고 이 팬을 덕트로 둘러싸서 이루어지는 구조를 통해 같은 이착륙 및 순항도 가능한 수직 이착륙 항공기로서 활용될 수도 있다.

본 발명이 제안하는 수직이착륙기의 용도

도 15는 본 발명과 관련하여, 연도별 드론의 활용 분야를 시간의 흐름에 따라 도시한 것이다.

도 15를 참조하면, 본 발명이 제안하는 수직 이착륙기(드론)은 군사용 무인비행체, 무인기 시스템, 고성능 무인기시스템, 전략무인기 시스템, 자율화 향상 상업화 시스템, 정밀화 및 대형화 시스템 등에 활용되어 왔다.

구체적으로 수직 이착륙기(드론)은 군사용 무인비행체로서는, 군사목적 녹화 및 파괴용으로 활용되었고, 무인기 시스템에 적용되는 경우에는, 저고도/근거리 개발 및 농업용으로 활용되었다.

또한, 고성능 무인기로서는 걸프전 전술 무인화에 이용되고, 농약 살포용으로 실용화되었으며, 화재감시를 위해 이용되었다.

또한, 전략 무인기로서는 요격기능을 갖춘 무인기가 있고, 산업화 개념 도입 및 개발로 더 활성화되었다.

또한, 자율화 향상 및 상업화 추진을 위해, 광역 활동 무인기, 상업용 무인기로 이용되고, 스마트폰으로 조종되며, 드론 이용 택배 서비스가 도입된 바 있다.

또한, 정밀화 및 대형화를 위해, 무인 탑승 드론이 등장하였고, 3D 측량에 적용되며, 화물 수송 개념에 도입되었다.

전술한 본 발명의 수직 이착륙기와 관련하여, 본 명세서에서는 다음과 같은, 무인 항공기 용도를 제안하고자 한다.

(1) 드론과 사용자 휴대폰의 통신을 이용하는 자율 방범 시스템

본 발명에서는 방범지역(예를 들어, 과수원, 농장 또는 범죄가 주로 발생하는 지역을 설정)을 설정하고, 목표물(예를 들어, 농작물을 해치는 유해 고라니 또는 멧돼지 동물 등)의 침입을 감지하는 용도로 이용될 수 있다.

이때, 본 발명에 따른 드론을 통해, 해당 감지된 목표물을 촬영하고, 사용자 단말기로 전송하는 것도 가능하다.

별도의 경고수단(예를 들어, 싸이렌 소리, LED등의 발광 등)의 도움을 받지 않고, 드론(1)의 활강을 위한 프로펠러로부터 발생되는 구동소음을 이용함으로써, 주위의 변화나 소리 등에 민감한 야생동물의 습성에 따라 본 발명의 근접만으로도 해당 야생동물을 방범지역으로부터 도망가도록 할 수 있다.

(2) 무인비행기를 이용한 버스전용차로 단속 시스템

다음으로, 본 발명에서는 단속하고자 하는 지점 주변의 안전한 장소에 무인 비행기(1)를 대기시키고, 버스전용차로의 위반을 단속하려는 해당 장소에서, 목표 지점 및 정지 비행 고도에 대한 비행제어 정보에 따라 자동 비행하면서, 이동식 형태로 버스전용차로를 동영상을 촬영할 수 있다.

또한, 버스전용차로에서 주행 중인 차량을 트래킹하고, 위반을 단속할 지점에 트래킹 하던 차량이 도착하면, 해당 차량에 대한 정지영상을 촬영하며, 촬영된 정지영상에서 차량의 번호판 및 외형 분석을 수행하고, 번호판 분석 결과를 기초로, 번호가 버스 외 차량 또는 소형 차량에 해당시, 버스 전용차로 위반 차량으로 판단할 수 있다.

이후, 해당 위반 차량에 대한 영상을 저장하면서 동시에 지상 시스템으로도 전송함으로써, 과금을 유도할 수 있다.

(3) 비행체를 이용한 해양감시 시스템

본 발명에 따르면, 비행체(1)로부터 수신한 정보와 주간영상 센서나 적외선 센서, SAR(Synthetic Aperture Radar, 합성개구레이더), LiDAR 등을 통해 센싱된 정보를 융합하여 해양 상의 객체를 식별하고 디스플레이할 수 있다.

이때, 선박의 위치와 선박의 진행방향 표시되는 전자지도를 함께 표시할 수 있고, 복수의 선박 인 경우, 어느 하나를 선택하면, 해당되는 영상 및 선박 이름이 표시할 수 있다.

(4) 수분이 필요한 대상 식물에 접근하여 대상 식물의 암술의 인공수분을 수행

본 발명에 따르면, 무인 비행체(1)가 수분액을 저장하고, 제어장치에 의해 대상 식물에 접근하며, 대상 식물의 암술에 기설정된 범위 이내로 접근하고, 대상 식물의 암술에 수분액을 분사함으로써, 무인 비행체(1)가 대상 식물의 암술의 인공수분을 수행할 수 있다.

또한, 대상 식물이 복수로 일렬로 배열되는 경우, 각각의 대상 식물의 GPS 좌표를 기반으로 개별적인 거리를 측정하여 가장 가까운 거리의 대상 식물로부터 가장 먼 거리의 대상 식물까지 비행하도록 비행경로를 설정할 수 있다.

또한, 비행경로를 따라 비행하며, 상기 각각의 대상 식물의 암술에 상기 기설정된 범위 이내로 접근할 때마다 상기 수분액을 상기 각각의 대상 식물의 암술에 분사할 수도 있다.

(5) 산불감시 및 교량수위감시 모드를 갖는 드론 시스템

본 발명에 따르면, 드론(1)은 정해진 산불감시위치 혹은 교량감시위치로 이동하고, 일정시간 정지한 상태에서 카메라로 제1영상과 상기 제1영상과 시간차를 두고 제2영상을 촬영하여 지상제어단말기로 전송하며, 지상제어단말기는 수신한 상기 제1영상 및 상기 제2영상을 이용하여, 드론(1)이 관측한 위치에 산불이 발생하였는지 혹은 교량의 수위가 위험수위에 도달하였는지를 판단할 수 있다.

이때, 드론(1)의 현재위치아이콘과 드론(1)이 이동할 이동위치아이콘을 지도 상에 연동하여 디스플레이하는 것도 가능하다.

(6) 실시간으로 드론을 활용하여 촬영한 영상으로 수질환경을 감시

본 발명에 따르면, 드론(1)은 열화상카메라로 감시 목표지점을 촬영하여 영상데이터를 수집하고, 저장된 감시 목표지점의 영상데이터와 이미 촬영되어 저장된 이전의 감시 목표지점의 영상 데이터의 열화상온도를 비교 및 분석하여 설정된 비율의 변화가 발생하였는지를 판단하는 것이 가능하다.

또한, 일별 일정 시간간격으로 각각 동일 시간 대에 촬영된 복수개의 영상데이터를 기초로, 영상데이터 각각의 최고온도, 최저온도 및 평균온도를 이용할 수 있고, 열화상카메라에서 촬영된 열화상 영상데이터로부터 평상시보다 변화가 심하여 채증이 필요한 경우, 드론을 이용하여 하천의 물을 직접 채수하는 것도 가능하다.

(7) 건축물 허가를 받지 않고 불법으로 공사하는 영역 감시 사업

추가적으로 본 발명에 따르면, 지상 시스템의 제어를 받는 드론(1)이 공중으로 비행하여, 건축물 허가를 받지 않고 불법으로 공사하는 영역을 감시하고, 이베트 발생시 지상 시스템으로 보고하는 방식으로 활용될 수도 있다.

(8) 휴게소 정화조의 수질관리

또한, 본 발명에 따르면, 휴게소 정화조의 수질관리를 드론을 통해 수행하는 것이 가능하다.

현재는 리트머스종이로 정화조에 담가 해당 변화를 중앙관리 측에 송부하여 데이터 축적 및 판단을 하고 있는데, 본 발명에서는 드론(1)이 정화조의 수질과 관련된 정보를 직접 수집할 수 있다.

본 발명이 제안하는 수직이착륙기 착륙 스테이션

한편, 종래의 시스템에 따르면, 좁은 공간 또는 불안정한 공간에서 수직 이착륙이 어렵고, 특히, 안전하게 착륙할 수 있는 기술에 대한 니즈가 높아지고 있다.

따라서 본 발명에서는 자이로센서를 이용한 자세 제어 기술을 기초로, 드론 착륙 장치를 제안하고자 한다.

본 발명에서는 좁은 공간 또는 불안정한 공간에서 수직 이착륙을 지원하고, 안전하게 착륙할 수 있도록 수직 이착륙기(1)의 착륙부 하단에 전후좌우로 펼쳐질 수 있는 고정장치의 구조를 이용하고, 고정장치에 결합되는 망구조, 수직으로 흔들리는 것을 예방하는 엑추에이터, 전후좌우로 흔들리는 것을 막기 위한 자이로 무게추 등을 포함하는 착륙스테이션을 이용하고자 한다.

구체적인 구조에 대해 이하 도면을 참조하여 설명한다.

도 16은 본 발명이 제안하는 무인항공기 착륙 스테이션과 무인항공기의 일례를 도시한 것이다.

도 16을 참조하면, 본 발명에 따른 수직 이착륙기(1)는 착륙부 하단에 전후좌우로 펼쳐질 수 있는 복수의 고정장치(60a, 60b, 60c)를 포함할 수 있다.

여기서 복수의 고정장치(60a, 60b, 60c)는 3개인 것으로 도시하였으나 본 발명의 내용이 이에 한정되는 것은 아니고 보다 많은 개수의 고정장치(60)가 이용될 수 있다.

다음으로, 착륙 스테이션과 관련하여, 도 16을 참조하면, 수직 이착륙기(1)의 복수의 고정장치(60a, 60b, 60c)와 결합될 수 있는 그물구조물(200), 그물구조물(200)의 하단에 판형으로 펼쳐져 안정성을 제공하는 평형구조물(250)을 포함할 수 있다.

또한, 그물구조물(200) 및 평형구조물(250)을 관통하여 평형구조물(250)의 하단에 배치된 자이로 무게추(400)까지 연결된 엑추에이터(300)를 포함할 수 있다.

본 발명에 따른 엑추에이터(300)는 착륙 스테이션이 상하로 흔들려 불안정한 경우, 이를 평형 상태가 되도록 제어하는 기능을 제공한다.

예를 들어, 착륙 스테이션이 위로 상승하는 경우, 엑추에이터(300)의 길이를 짧게 제어하고, 착륙 스테이션이 아래로 하강하는 경우, 엑추에이터(300)의 길이를 길게 제어함으로써, 안정적인 상태가 유지되도록 할 수 있다.

또한, 엑추에이터(300)의 하단에 배치되는 자이로 무게추(400)는 비틀림 자이로휠을 통해 착륙 스테이션이 전후좌우로 흔들거리는 것을 막는 역할을 제공한다.

도 17은 본 발명이 제안하는 무인항공기 착륙 스테이션의 일례를 도시한 것이다.

도 17을 참조하면, 수직 이착륙기(1)의 복수의 고정장치(60a, 60b, 60c)와 결합될 수 있는 그물구조물(200), 그물구조물(200)의 하단에 판형으로 펼쳐져 안정성을 제공하는 평형구조물(250) 및 그물구조물(200)과 평형구조물(250)을 관통하여 평형구조물(250)의 하단에 배치된 자이로 무게추(400)까지 연결된 엑추에이터(300)의 일례가 도시된다.

도 18은 본 발명의 무인항공기 착륙 스테이션에 적용되는 고정장치 및 무게추의 일례를 도시한 것이다.

도 18을 참조하면, 본 발명에 따른 수직 이착륙기(1)는 착륙부 하단에 전후좌우로 펼쳐질 수 있는 복수의 고정장치(60a, 60b, 60c)를 포함하고, 이중 제 1 고정장치(60a) 및 제 2 고정장치(60b)가 그물구조물(200)의 적어도 일부에 삽입될 수 있다.

제 1 고정장치(60a) 및 제 2 고정장치(60b)가 그물구조물(200)의 적어도 일부에 삽입되었는지 여부는 센서(미도시)를 통해 확인될 수 있고, 이러한 센서는 수직 이착륙기(1)에 구비되거나 착륙 스테이션의 적어도 일부에 구비될 수 있다.

센서를 통해, 고정장치(60)가 그물구조물(200)에 삽입된 것이 확인되는 경우, 제 2 고정장치(60b)와 같이, 복수의 블레이드가 주변 방향으로 펼쳐짐으로써, 그물구조물(200)의 적어도 일부에 단단히 고정되는 것이 가능하다.

또한, 제 1 고정장치(60a)도 그물구조물(200)에 삽입된 것이 센서를 통해 확인되는 경우, 제 2 고정장치(60b)와 같이, 복수의 블레이드가 주변 방향으로 펼쳐짐으로써, 그물구조물(200)의 적어도 일부에 단단히 고정될 것이다.

또한, 도 18을 참조하면, 엑추에이터(300)의 하단에 배치된 자이로 무게추(400)는 비틀림 자이로휠을 통해 착륙 스테이션이 전후좌우로 흔들거리는 것을 막는 역할을 제공한다.

본 발명에 따른 자이로 무게추(400)는 구동모터(410) 및 자이로 휠(420)을 포함할 수 있다.

또한, 도 19는 본 발명의 무인항공기 착륙 스테이션에 적용되는 무게추의 내부 구조의 일례를 도시한 것인데, 도 19에 도시된 것과 같이, 엑추에이터(300) 하단의 자이로 무게추 내에 자이로 가속도 센서(430)가 더 포함된다.

또한, 구동모터(410) 및 자이로 휠(420)은 복수로 존재할 수 있고, 본 실시예에서는 4 세트(set)가 존재하는 것으로 가정하였으나 본 발명의 내용이 이에 한정되는 것은 아니다.

도 18 및 도 19를 참조하면, 자이로 무게추(400)는 구동모터(410)에 의한 구동부, 자이로 휠(420)과 같은 링크부 및 자이로 무게추(400)의 하우징을 의미하는 지지부로 나누어진다.

여기서 힘을 발생시키기 위해, 자이로휠(gyro-wheel, 420), 지지대 및 z 축 회전부(ψ )가 이용되고, 링크부는 구동부와 지지부를 연결해 주는 다리와 기타 연결 부품으로 구성된다.

또한, 지지부는 구동부와 링크부를 받쳐주는 힌지가 이용될 수 있다.

우선 도립진자 전체몸체의 회전축 힌지는 y′축에 있으며 궁극적으로 전체 몸체의 기립제어를 목표로 한다. 2 축

으로 2축으로 구성된 구동부는 일정한 속도로 회전(rolling)하는 자이로 휠(420)이 x 축을 회전축으로 장착되어 있으며, 자이로휠(gyro-wheel, 420))을 지지하는 구동부의 어셈블리는 그 전체가 z 축을 중심으로 회전(yawing)할 수 있다.

이러한 구조에 의하여 x 축을 중심으로 고속 회전하는 자이로휠(420)을 z 축 방향(yaw)으로 제어함으로써 피치(θ) 방향의 모멘트를 발생시켜 전체 몸체를 제어하게 된다.

또한, 구동모터(410) 및 자이로 휠(420)은 복수로 존재할 수 있으므로, 복수의 객체를 흔들리는 상황에 따라 제어하기 위해, 자이로 무게추 내에 자이로 가속도 센서(430)가 포함되어 이용될 수 있다.

한편, 도 20은 본 발명의 무인항공기 착륙 스테이션에 적용되는 위치 조절 감지 센서의 일례를 도시한 것이다.

도 20을 참조하면, 위치 조절 감지 센서(500)는 그물구조물(200)의 하단에 판형으로 펼쳐져 안정성을 제공하는 평형구조물(250)의 적어도 일부에 구비될 수 있다.

위치 조절 감지 센서(500)는 착륙 또는 이륙을 시도하는 수직이착륙기(1)의 스테이션 상의 위치를 센싱하고, 이에 대한 정보를 수직이착륙기(1)로 전송하거나 주변에 공유하여, 안정적인 착륙 또는 이륙을 시도하는데 활용할 수 있다.

본 발명에 따른 스테이션은 해양에서 적용되는 선박이나 함선 등에 대표적으로 적용될 수 있다.

단, 이러한 용도는 본 발명이 적용되는 일례에 불과하고, 보다 다양한 용도로 스테이션이 활용될 수 있음은 자명하다.

또한, 본 발명에 따른 스테이션은 특정 드론만을 대상으로 하지 않고, 다양한 종류의 수직 이착륙기에 적용될 수 있고, 수직 이착륙기 이외에도 해당, 선박 등에서 이륙 또는 착륙을 하고자 하는 객체에 범용적으로 적용될 수 있다.

본 발명에 따른 효과

통상의 비행기가 이착륙시 큰 활주로를 필요로 하고 헬리콥터류의 비행기 또는 드론으로 대변되는 헬리콥터류의 트라이콥터, 쿼드콥터, 핵사콥터 등은 오로지 프로펠러의 추력으로만 비행하므로 동력 효율면이나 주행시 속도면에서 비행기형 기체와는 상당한 차이를 보일 수 밖에 없다.

또한 활주로가 필요없는 반면 동력 효율이나 기동력이 현저히 떨어진다.

본 명세서에서 제안하는 수직이착륙기는 가변형 프로펠러가 전방 2개 후방 1개로 구성되어 있어 비행기와 헬리콥터의 장점만을 취하여 발명되었다.

기존의 수직이착륙기(이하 VTOL)는 쌍발 수직이착륙기로 대변되는 미군에서 운용하고 있는 허큘레스란 기체나 한국한공우주국에서 개발한 기체등이 있으며 트라이 로터형은 전방 가변 프로펠러와 후미 프로펠러는 고정형으로 주행 중에는 동작하지 않는 방식이 주류를 이룬다.

쿼드로터형은 다양하게 최근에 많이 개발되고 있다.

이하에서는 본 발명에 따른 수직이착륙기와 다른 방식의 기체의 효과를 상호 분석한다.

(1) 트윈로터 방식의 VTOL 기체와 본 발명의 비교

트윈로터 방식의 VTOL 기체는 이착륙 동작이 불안정하기로 정평이 나있다. 대표적인 일예로 미군의 허큘레스란 기종이 대표적인데 잦은 사고로 인하여 과부제조기라는 오명을 얻고 있다.

또한, 헬리콥터에 비견 될 만큼 큰 프로펠러를 장착하고 있음으로 인하여 고속 주행이 용이하지 않다는 문제점이 있다.

이에 비하여 본 제안하는 발명은 틸트로터를 후방에 구비하므로 인하여 이착륙시 보다 안정적인 동작이 용이하다.

즉, 두바퀴 자전거와 세발자전거에 비견 할 수 있을 것이다.

또한, 후미에 로터를 하나 더 추가하여 전체적인 동력은 같게 유지하면서 전방 프로펠러의 크기를 줄여 비행시 공기 저항을 줄임과 동시에 비교적 고속 비행이 용이하다.

또한, 전후방 로터의 제어체계를 이중화시켰을 때 어느 한쪽의 제어체계가 이상을 일으켰을때도 기존 비행기처럼 활주 착륙이 가능하므로 안정성을 배가 할 수 있다.

(2) 트라이 로터 방식의 VTOL 기체와 본 발명의 비교

기존의 트라이 로터 방식은 후방 로터가 고정형으로 이착륙시 이외 주행 중에는 로드(짐, load)으로써의 역할 밖에 할 수 없으므로 동력 효율 면에서 본 발명이 유리하다.

또한, 트윈로터 방식과 마찬가지로 후방 로터 고정형 VTOL은 전방의 로터 두 개 중 어느 하나가 고장을 일으키면 이착륙은 물론 비행도 경우에 따라서 보장하기 어렵다.

(3) 쿼드 로터 방식의 VTOL 기체와 본 발명의 비교

쿼드로터 방식의 주행성능이나 동력 효율면에서는 차이를 찾을 수 없다.

그러나 본 특허의 가장 핵심적인 내용인 전후방 로터의 제어체계를 이중화시켰을때, 어느 한쪽의 제어체계가 이상을 일으켰을 때 쿼드콥터의 경우 동일하게 제어체계를 이중화 한다고 하더라도 전방 체계가 고장을 일으킬 경우 비행 무게 중심의 변동으로 인하여 본 특허의 트라이로터방식에 비하여 용이하지 않다.

본 발명에 따르면, 첫째, 선미뿐만 아니라 후미 추진체도 추력방향을 가변시킬 수 있어서 이착륙뿐만 아니라 비행시에도 선후미 추진체의 추력을 후방으로 집중 할 수 있다.

이와 같이, 순후미 추진체의 추력을 모두 가변가능한 구조로 함으로써 후미 추진체는 수평비행시에는 오로지 적재물의 역할에 한정되지 않고, 추력을 발생시킬 수 있으며, 또한 동일 형태의 비행체일 경우 추력을 3부분으로 분산 시키므로서 각각의 추진체를 보다 작은 출력의 추진체로 구성함으로서 추진체 각각의 크기를 줄일 수 있으므로 전방으로부터의 공기 저항을 줄여 에너지 효율을 높일 수 있으며, 전방 또는 후방의 추진체 어느 한쪽의 고장시라면 급작스런 추락을 방지 할 수 있는 기능을 겸비함으로서 비행 안정성을 높일 수 있는 장점이 있다.

둘째, 선미의 추진체는 2개이고 후미의 추진체는 1개이므로 이륙시에 선미의 추진력이 후미보다 증가하게 되어 선미와 후미간의 추진력의 불균형이 발생할 수 있음으로 이를 감지하여 선, 후미 추진체의 추진력을 적절하게 제어할 수 있는 장점이 있다.

셋째, 제어부(50)를 배치하여 2개의 선미 추진체의 간격을 비행속도에 따라 적절하게 조절함으로써 효율적인 비행이 가능하다.

넷째, 본 발명에서는 트라이 로터 방식과 같은 홀 수개의 로터를 가진 기체의 문제점을 해소하하면서, 본 발명의 장점을 그대로 유지하기 위해, 발생하는 토크를 상쇄 할 수 있는 장치를 추가적으로 이용할 수 있다.

즉, 후미 로터와 앞 또는 뒤 또는 옆쪽으로 로터를 하나 더 구비하여, 회전 방향을 반대로 함으로써, 발생되는 토크를 상쇄하는 방법을 제공할 수 있다.

다섯째, 본 발명은 자율 방범 시스템, 버스전용차로 단속 시스템, 해양감시 시스템, 대상 식물의 암술의 인공수분을 수행하는 시스템, 산불감시 및 교량수위감시 모드를 갖는 드론 시스템, 드론을 활용하여 촬영한 영상으로 수질환경을 감시하는 시스템, 건축물 허가를 받지 않고 불법으로 공사하는 영역 감시하는 시스템, 휴게소 정화조의 수질관리 시스템 등으로 활용될 수 있다.

여섯째, 본 발명은 엑추에이터 및 자이로센서를 이용하여 이착륙시의 안정성을 확보하고, 착륙한 드론은 안전하게 고정하는 구조를 제공할 수 있다.

상술한 본 발명의 실시예들은 다양한 수단을 통해 구현될 수 있다. 예를 들어, 본 발명의 실시예들은 하드웨어, 펌웨어(firmware), 소프트웨어 또는 그것들의 결합 등에 의해 구현될 수 있다.

하드웨어에 의한 구현의 경우, 본 발명의 실시예들에 따른 방법은 하나 또는 그 이상의 ASICs(Application Specific Integrated Circuits), DSPs(Digital Signal Processors), DSPDs(Digital Signal Processing Devices), PLDs(Programmable Logic Devices), FPGAs(Field Programmable Gate Arrays), 프로세서, 컨트롤러, 마이크로 컨트롤러, 마이크로 프로세서 등에 의해 구현될 수 있다.

펌웨어나 소프트웨어에 의한 구현의 경우, 본 발명의 실시예들에 따른 방법은 이상에서 설명된 기능 또는 동작들을 수행하는 모듈, 절차 또는 함수 등의 형태로 구현될 수 있다. 소프트웨어 코드는 메모리 유닛에 저장되어 프로세서에 의해 구동될 수 있다. 상기 메모리 유닛은 상기 프로세서 내부 또는 외부에 위치하여, 이미 공지된 다양한 수단에 의해 상기 프로세서와 데이터를 주고 받을 수 있다.

상술한 바와 같이 개시된 본 발명의 바람직한 실시예들에 대한 상세한 설명은 당업자가 본 발명을 구현하고 실시할 수 있도록 제공되었다. 상기에서는 본 발명의 바람직한 실시예들을 참조하여 설명하였지만, 해당 기술 분야의 숙련된 당업자는 본 발명의 영역으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있음을 이해할 수 있을 것이다. 예를 들어, 당업자는 상술한 실시예들에 기재된 각 구성을 서로 조합하는 방식으로 이용할 수 있다. 따라서, 본 발명은 여기에 나타난 실시형태들에 제한되려는 것이 아니라, 여기서 개시된 원리들 및 신규한 특징들과 일치하는 최광의 범위를 부여하려는 것이다.

본 발명은 본 발명의 정신 및 필수적 특징을 벗어나지 않는 범위에서 다른 특정한 형태로 구체화될 수 있다. 따라서, 상기의 상세한 설명은 모든 면에서 제한적으로 해석되어서는 아니 되고 예시적인 것으로 고려되어야 한다. 본 발명의 범위는 첨부된 청구항의 합리적 해석에 의해 결정되어야 하고, 본 발명의 등가적 범위 내에서의 모든 변경은 본 발명의 범위에 포함된다. 본 발명은 여기에 나타난 실시형태들에 제한되려는 것이 아니라, 여기서 개시된 원리들 및 신규한 특징들과 일치하는 최광의 범위를 부여하려는 것이다. 또한, 특허청구범위에서 명시적인 인용 관계가 있지 않은 청구항들을 결합하여 실시예를 구성하거나 출원 후의 보정에 의해 새로운 청구항으로 포함할 수 있다.

Claims (10)

1. 수직 이착륙기에 있어서,
   주날개(3) 및 보조날개(W1, W2)가 장착된 비행동체(F);
   상기 비행동체(F)의 양측에 각각 장착되어 수평 및 수직방향으로 가변 가능한 한 쌍의 전방 추진체(7);
   상기 비행동체(F)의 후방에 구비된 보조날개(W1, W2)에 장착되어 수평 및 수직방향으로 가변 가능한 후방 추진체(9);
   상기 비행동체(F)에 장착되고, 상기 전방 추진체(7)를 수직 혹은 수평방향으로 가변시키는 전방 가변부(11);
   상기 보조날개(W1, W2)에 장착되고, 상기 후방 추진체(9)를 수직 혹은 수평방향으로 가변시키는 후방 가변부(13); 및
   상기 전방 및 후방 가변부(11,13)를 제어하기 위한 제어부(50); 를 포함하되,
   
   상기 후방 추진체(9)는, 추력을 발생시키는 복수의 후방 프로펠러 조립체(40)를 포함하고,
   상기 복수의 후방 프로펠러 조립체(40) 중 제 1 후방 프로펠러 조립체(40a)와 제 2 후방 프로펠러 조립체(40b)는 서로 반대 방향으로 회전하면서 발생되는 토크를 상쇄하며,
   
   상기 비행동체의 하단에 배치되어, 상기 수직 이착륙기의 착륙을 위해 착륙 지점(200)과 적어도 일부 접촉하고, 말단에 펼쳐지거나 오므라드는 것이 가능한 복수의 고정장치(60a, 60b, 60c)를 포함하는 착륙부; 및
   상기 수직 이착륙기가 상기 착륙을 위해 상기 착륙 지점(200)과 적어도 일부 접촉한 것을 감지하기 위해, 상기 수직 이착륙기 상의 적어도 일부에 구비된 센서부;를 더 포함하고,
   
   상기 착륙부의 복수의 고정장치(60a, 60b, 60c)는,
   상기 센서부가 상기 접촉 정보를 감지하기 전에는 오므라지고,
   상기 센서부가 상기 접촉 정보를 감지한 경우에는 펼쳐지고, 상기 펼쳐진 상태를 유지하는 것을 특징으로 하는 수직 이착륙기.
   
2. 제 1항에 있어서,
   상기 복수의 후방 프로펠러 조립체(40)는 직렬, 병렬 또는 직렬 및 병렬 중 적어도 일부가 혼합된 형태로 배치되는 것을 특징으로 하는 수직 이착륙기.
   
3. 삭제
4. 삭제
5. 삭제
6. 제 1항에 있어서,
   상기 가변부는 상기 전방 추진체(7)를 가변시키는 전방 가변부(11); 및 상기 후방 추진체(9)를 가변시키는 후방 가변부(13);를 포함하고,
   상기 전방 가변부(11)는 상기 비행동체(F)의 내부 양측에 각각 장착되어 회전운동이 가능한 전방 가변 동력원(27); 일단은 상기 전방 가변 동력원의 출력축에 연결되고 타단은 상기 전방 추진체(7)에 연결됨으로써 상기 전방 추진체(7)를 일정 각도로 회전시켜서 수평방향 혹은 수직방향으로 가변시킬 수 있는 전방 가변 프레임(29);을 포함하는 것을 특징으로 하는 수직 이착륙기.
   
7. 제 6항에 있어서,
   상기 후방 가변부(13)는 상기 한 쌍의 보조날개(W1,W2)중 일측 보조날개(W1)에 장착되어 회전운동이 가능한 후방 가변 동력원(31); 일단은 상기 후방 가변 동력원(31)의 출력축에 연결되고 타단은 후방 추진체(9)에 연결됨으로써 상기 후방 추진체(9)를 일정 각도로 회전시켜서 수평방향 혹은 수직방향으로 가변시킬 수 있는 제 1후방 가변프레임(33); 및 일단은 상기 한 쌍의 보조날개(W1,W2)중 타측 보조날개(W2)에 회전가능하게 연결되고 타단은 상기 후방 추진체(9)에 회전 가능하게 연결되는 제 2후방 가변프레임(35);을 포함하는 것을 특징으로 하는 수직 이착륙기.
   
8. 삭제
9. 제 7항에 있어서,
   상기 제어부(50)는 상기 전방 가변 동력원을 제어할 수 있는 상기 전방 가변 제어모듈(52); 상기 후방 가변 동력원을 제어할 수 있는 상기 후방 가변 제어모듈(54); 및 상기 전후방 가변 프레임에 장착된 회전각 감지센서(58)로부터 수신된 출력값에 의하여 전방 및 후방 가변 제어모듈(54)의 현재 회전각을 파악하고, 목표 회전각과 비교하여 회전각을 조절하는 연산부(56)를 포함하는 것을 특징으로 하는 수직 이착륙기.
   
10. 삭제

Images