KR102267987B1

KR102267987B1 - 원반형 비행체

Info

Publication number: KR102267987B1
Application number: KR1020200035931A
Authority: KR
Inventors: 박명준
Original assignee: 박명준
Priority date: 2018-06-14
Filing date: 2020-03-24
Publication date: 2021-06-21
Also published as: KR20200034987A

Abstract

본 발명의 실시예에 따른 원반형 비행체는, 중앙부로부터 가장자리를 향하여 하향경사를 형성하며 연장되고, 상기 중앙부에는 상하방향으로 관통 형성되는 통공을 구비하는 회전이 가능한 원반형 날개, 날개의 하방에 형성된 공간에 배치되는 본체, 날개에 회전 동력을 제공하는 구동부, 일단부는 통공을 형성하는 날개의 일측에 연결되고, 타단부는 구동부에 연결되어 날개에 회전 동력을 전달하는 연결부, 날개와 상기 본체 사이에 배치되어 통공으로 흡입된 가스가 유동하는 메인유로, 메인유로를 따라 유동되는 가스를 하방으로 분사하며, 상기 날개의 하단부와 본체 사이의 공간에 형성되는 분사구; 및 날개의 높이를 조절하여 메인유로의 형상을 변경시켜서 분사구에서 분사되는 가스의 분사량을 조절하는 비행제어부를 포함하는 원반형 비행체를 제공한다.

Description

원반형 비행체{DISK-SHAPED VEHICLE}

본 발명의 실시예에 따른 원반형 비행체는 전체적인 형상이 원반형상을 가지며 비행할 수 있는 원반형 비행체에 관한 것이다.

일반적으로 비행체는 날개를 이용하여 대기 중에 이동을 함으로써 양력을 얻는 구조로 이루어진다. 또한 헬리콥터나 배는 대기 또는 수중에서 프로펠러를 회전시킴으로써 부양력을 얻는 구조로 이루어진다.

반면에, 원반형 비행체는 그 구조상 날개를 이용하여 양력을 얻기가 어려우므로, 현재로서는 공기를 아랫방향으로 강하게 분출시켜서 그 분출력을 이용하여 양력을 얻는 구조로 이루어진다.

그러나, 이러한 분출력만으로 충분한 양력을 얻기 위해서는 많은 에너지를 소모해야 한다는 문제가 있다.

또한, 프로펠러를 사용하는 헬리콥터는 프로펠러의 블레이드가 고속으로 회전하기 때문에 소음이 크고 위험하다는 문제가 있다.

대한민국 공개특허공보 10-2006-0032226(2006. 04. 17.)

본 발명의 실시예는, 원반형 날개의 회전에 의해 가스가 하방으로 분사될 수 있도록 하여 양력을 발생시킬 수 있는 원반형 비행체를 제공하고자 한다. 또한 블레이드로 이루어진 프로펠러를 사용하지 않고, 원반형 날개를 사용함으로써 소음을 감소시키고, 안전한 비행체를 제공하고자 한다.

본 발명의 실시예에 따른 원반형 비행체는, 중앙부로부터 가장자리를 향하여 하향경사를 형성하며 연장되고, 상기 중앙부에는 상하방향으로 관통 형성되는 통공을 구비하는 회전이 가능한 원반형 날개, 날개의 하방에 형성된 공간에 배치되는 본체, 날개에 회전 동력을 제공하는 구동부, 일단부는 통공을 형성하는 날개의 일측에 연결되고, 타단부는 구동부로부터 회전 동력을 제공받아 날개에 전달하는 연결부, 날개와 상기 본체 사이에 배치되어 통공으로 흡입된 가스가 유동하는 메인유로, 메인유로를 따라 유동되는 가스를 하방으로 분사하며, 상기 날개의 하단부와 본체 사이의 공간에 형성되는 분사구; 및 날개의 높이를 조절하여 메인유로의 형상을 변경시켜서 분사구에서 분사되는 가스의 분사량을 조절하는 비행제어부를 포함하는 원반형 비행체를 제공한다.

본 발명의 실시예에 따른 원반형 비행체는, 본체의 중심을 지나는 수직면을 사이에 두고 양측에 각각 배치되며, 본체에 연결되는 파이프 형상의 유로로써, 통공으로부터 흡입된 가스를 분사할 수 있는 제1분사부 및 제2분사부를 포함할 수 있다.

본 실시예에 있어서, 제1분사부 및 제2분사부는 서로에 대해 다방향으로 관절운동이 가능한 복수의 단위분사부를 구비하여, 다방향으로 가스를 분사할 수 있다.

다방향으로 관절운동이 가능한 적어도 하나의 관절부를 각각 구비하므로, 다방향으로 가스를 분사할 수 있다.

본 실시예에 있어서, 본체는 통공으로부터 흡입된 가스를 제1분사부에 공급하는 제1서브유로, 통공으로부터 흡입된 가스를 제2분사부에 공급하는 제2서브유로, 제1서브유로 내에 배치되며 제1서브유로의 유량을 조절하는 제1유량조절부 및 제2서브유로 내에 배치되며 제2서브유로의 유량을 조절하는 제2유량조절부를 포함하며, 비행제어부는 제1유량조절부를 제어하여 상기 제2분사부의 가스 분사량을 조절하고, 상기 제2유량조절부를 제어하여 상기 제3분사부의 가스 분사량을 조절할 수 있다.

본 실시예에 있어서, 비행제어부는 날개의 회전 방향에 따라서 제1분사부 및 제2분사부의 가스 분사량을 상이하게 조절할 수 있다.

본 실시예에 있어서, 비행제어부는 날개의 높이를 낮춤으로써 메인유로로 유동되는 가스의 양을 감소시키고, 제1서브유로 및 제2서브유로로 유동되는 가스의 양을 증가시킬 수 있다.

본 실시예에 있어서, 연결부는 복수개의 블레이드를 포함하며 블레이드는 날개가 회전하면 날개의 상방에서 하방으로 가스가 흡입되도록 배치될 수 있다.

본 실시예에 따른 원반형 비행체는 비행제어부를 원격으로 제어할 수 있는 원격제어기를 더 포함할 수 있다.

본 발명의 실시예에 따른 원반형 비행체는, 원반형 날개를 회전시키면서 가스를 하방으로 분사하여 양력을 얻으므로 보다 효율적으로 비행체를 부유시킬 시 있다. 또한 블레이드를 가지는 프로펠러를 사용하는 대신에 원반형 날개를 회전시키므로 안전하며, 고속 회전으로 인한 소음이 작다는 효과가 있다.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 원반형 비행체가 착륙한 모습을 후방에서 바라본 모식도이다.
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 원반형 비행체의 비행시 모습을 후방에서 바라본 모식도이다.
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 원반형 비행체의 착륙한 모습과 비행시 모습을 상방에서 바라본 모식도이다.
도 4는 본 발명의 실시예에 따른 원반형 비행체의 다방향 움직임을 보여주는 모식도이다.
도 5는 본 발명의 실시예에 따른 원반형 비행체가 방향전환 하는 모습을 상방에서 바라본 모식도이다.

본 발명은 첨부되는 도면과 함께 상세하게 후술되어 있는 실시예들을 참조하면 명확해질 것이다. 그러나 본 발명은 이하에서 개시되는 실시예들에 한정되는 것이 아니라 서로 다른 다양한 형태로 구현될 것이며, 단지 본 실시예들은 본 발명의 개시가 완전하도록 하며, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공되는 것이며, 본 발명은 청구항의 범주에 의해 정의될 뿐이다. 한편, 본 명세서에서 사용된 용어는 실시예들을 설명하기 위한 것이며 본 발명을 제한하고자 하는 것은 아니다. 본 명세서에서, 단수형은 문구에서 특별히 언급하지 않는 한 복수형도 포함한다. 명세서에서 사용되는 "포함한다(comprises)" 및/또는 "포함하는(comprising)"은 언급된 구성요소, 단계, 동작 및/또는 소자는 하나 이상의 다른 구성요소, 단계, 동작 및/또는 소자의 존재 또는 추가를 배제하지 않는다. 제1, 제2 등의 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 구성요소들은 용어들에 의해 한정되어서는 안 된다. 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다.

이하에서, 첨부된 도면들을 참조하여 본 발명의 실시예를 상세하게 설명하기로 한다.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 원반형 비행체가 착륙한 모습을 후방에서 바라본 모식도이다. 도 2는 본 발명의 실시예에 따른 원반형 비행체의 비행시 모습을 후방에서 바라본 모식도이다.

도 1 및 도 2를 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 원반형 비행체(1000)는 날개(1100)의 회전으로 인한 양력 및 가스 분사로 인한 추진력을 이용하여 공중에서 비행하는 비행체(1000)에 관한 것이다. 원반형 비행체(1000)는 날개(1100), 본체(1200), 구동부(1210) 및 비행제어부를 포함할 수 있다.

날개(1100)는 그 중앙에 위치한 중앙부로부터 가장자리를 향하여 하향경사를 가지며 연장된 원반형으로 형성될 수 있다. 날개(1100)가 원반형으로 형성되어 비행시 주변 공기 흐름이 원반형 형상 주변을 지나면서 원반형 비행체(1000)에 추가적인 상승력을 발생시킬 수 있다.

날개(1100)는 중앙부를 상하로 관통하는 가상의 축을 회전중심으로 하여 고속으로 회전할 수 있다. 날개(1100)가 회전하면서 양력을 발생시켜 비행체(1000)를 부양시킬 수 있다. 날개(1100)의 중앙부에는 상하방향으로 관통된 통공(1110)이 형성될 수 있다. 날개(1100)의 상방에 존재하는 가스는 날개(1100)의 회전에 의하여 통공(110)을 통해 유입되어 날개(1100)의 하방으로 유동될 수 있다.

본체(1200)는 날개(1100)가 회전 가능하게 결합될 수 있는 구조물을 제공하며, 비행체(1000)의 다양한 부품을 수용하기 위한 부분일 수 있다. 본체(1200)는 날개(1100)의 하방에 형성된 공간에 배치될 수 있다. 본체(1200)는 본체(1200) 내부로 탑승자가 탑승할 수 있는 구조를 제공하는 탑승부(1280), 비행체(1000)의 착륙을 보조하기 위한 착지대(1290)를 포함할 수 있다.

탑승부(1280)는 계단의 형태로 구비될 수 있으며, 비행시에는 본체(1200)의 내부 하단부에 수용되어 있다가 착륙시에 본체(1200)의 하방으로 돌출되어 탑승자가 본체(1200) 내부로 탑승할 수 있도록 탑승로를 제공할 수 있다.

또한, 착지대(1290)도 비행시에는 본체(1200)의 내부 하단부에 수용되어 있다가 착륙시에는 본체(1200)의 하방으로 돌출되어 비행체(1000)를 하방에서 지지함으로써, 안전한 착륙을 보조할 수 있다. 또한, 본체(1200)에는 내부 공간이 형성될 수 있다. 그 내부 공간에는 탑승자의 착석을 위한 시트(1260), 구동부(1210)에 전원을 공급하기 위한 배터리(1270) 등이 수용될 수 있다. 또한, 본체(1200)의 일측에는 카메라(미도시)가 구비되고 본체(1200)의 내부 공간에는 모니터(미도시)가 구비될 수 있다. 탑승자는 카메라 및/또는 모니터를 통해 외부 상황을 모니터링 할 수 있다.

구동부(1210)는 날개(1100)에 회전 동력을 제공할 수 있다. 구동부(1210)는 본체(1200)의 일측에 배치될 수 있다. 본 실시예에서는, 구동부(1210)가 본체(1200)의 중앙에 배치되는 것으로 가정하여 설명하기로 한다. 구동부(1210)는 전동 모터일 수 있다. 날개(1100)와 구동부(1210)는 연결부(1220)를 통해 서로 연결될 수 있다. 연결부(1220)의 일단부는 통공(1110)을 형성하는 날개(1100)의 일측에 연결될 수 있다. 연결부(1220)의 타단부는 구동부(1210)의 회전축(미도시)의 일측에 연결되어 날개(1100)에 회전 동력을 전달할 수 있다. 연결부(1220)는 복수개의 블레이드를 포함하며, 블레이드는 날개(1100)가 회전하면 날개(1100)의 상방에서 하방으로 가스가 흡입되도록 배치될 수 있다. 예들 들어, 연결부(1220)는 날개(1100)의 상방에서 하방으로 가스를 유입시키는 팬 블레이드 형상일 수 있다. 연결부(1220)와 구동부(1210) 사이에는 본체(1100)에 대한 날개(1100)의 높이(h1,h2)를 조절하는 기능을 가진 높이조절부(1221)가 배치될 수 있다. 상기 연결부(1220)의 타단부는 높이조절부(1221)에 연결될 수 있으며, 높이조절부(1221)는 구동부(1210)에 대하여 상하로 이동할 수 있다. 이로써 구동부(1210)에 대한 연결부(1220) 및 연결부(1220)에 연결된 날개(1100)의 상대높이(h1,h2)가 조절될 수 있다. 후술할 비행제어부(미도시)는 구동부(1210)에 대한 높이조절부(1221)의 이동을 제어함으로써, 연결부(1220) 및 날개(1100)와 본체(1200) 사이의 상대높이(h1,h2)를 조절할 수 있다.

비행제어부는 비행체(1000)의 비행을 제어하기 위한 부분일 수 있다. 비행제어부는 본체(1200)의 내부에 배치될 수 있다. 비행제어부는 비행체(1000)의 각 구성부품을 제어하는 회로기판, 집적회로칩, 하드웨어에 탑재된 일련의 컴퓨터 프로그램, 펌웨어, 소프트웨어 등의 다양한 모습으로 구현될 수 있다.

본 발명의 실시예에 따른 원반형 비행체(1000)는 가스가 유동되는 메인유로(1300), 제1서브유로(1240) 및 제2서브유로(1250)를 포함할 수 있다. 비행제어부는 이러한 유로에 유동되는 가스의 양을 조절하여 비행체(1000)의 비행을 제어할 수 있다.

날개(1100)와 본체(1200)는 서로 이격되어 통공(1110)으로 흡입된 가스가 하방으로 유동될 수 있는 메인유로(1300)를 형성할 수 있다. 메인유로(1300)를 따라 유동되는 가스는 메인유로(1300)의 하단에 형성된 분사구(1310)를 통하여 하방으로 분사될 수 있다. 비행체(1000)는 분사력의 반력으로 인하여 상방으로 추진력을 얻을 수 있다. 본체(1200)의 외측면은 날개(1100)의 내측면과 대응되는 경사가 형성될 수 있다. 또한, 본체(1200)의 외측면은 날개(1100)의 내측면과 밀접하게 배치될 수 있다. 따라서, 분사구(1310)의 단면적이 작아서 가스가 분사되는 분사력이 강할 수 있다.

전술한 바와 같이, 비행제어부는 날개(1100)의 높이(h1,h2)를 조절할 수 있다. 날개(1100)의 높이(h1,h2)가 조절되면서 메인유로(1300)의 형상은 변경될 수 있다. 메인유로(1300)에 가스가 유입되는 부분의 단면적과 분사되는 부분의 단면적의 비율에 따라 분사구(1310)에서 분사되는 가스의 분사력이 달라질 수 있다. 예를 들어, 날개(1100)의 높이(h1)가 높아지면 가스 유입부의 단면적이 커지고 이와 대비하여 분사구(1310)의 단면적이 상대적으로 작아지므로 가스 분사량이 증가할 수 있다(도 2의 (a) 참조). 또한, 날개(1100)의 높이(h2)가 낮아지면 가스 유입부의 단면적이 작아지고 이와 대비하여 분사구(1310)의 단면석이 상대적으로 커지므로 가스 분사량이 감소할 수 있다(도 2의 (b) 참조). 이로써, 비행제어부는 비행체(1000)의 날개(1100)의 높이(h1, h2)를 조절하여 메인유로(1300)의 형상을 변경시켜서 분사구(1310)에서 분사되는 가스의 분사량을 가감시키면서 비행체(1000)의 상승 및 하강을 제어할 수 있다.

도 3은 본 발명의 실시예에 따른 원반형 비행체의 착륙한 모습과 비행시 모습을 상방에서 바라본 모식도이다. 도 4는 본 발명의 실시예에 따른 원반형 비행체의 다방향 움직임을 보여주는 모식도이다.

도 3 및 도 4를 참조하면, 비행제어부는 비행체(1000)가 다양한 방향으로 비행하도록 할 수 있다. 이를 위하여 비행체(1000)는 제1분사부(1400) 및 제2분사부(1500)를 포함할 수 있다. 제1분사부(1400) 및 제2분사부(1500)는 통공(1110)으로 유입되는 가스를 비행체(1000)의 측방향을 포함한 다양한 방향으로 분사할 수 있는 부분일 수 있다. 제1분사부(1400) 및 제2분사부(1500)는 본체(1200)의 중심을 지나는 수직면을 사이에 두고 양측에 각각 배치될 수 있다. 제1 및 제2분사부(1400,1500)는 본체(1200)에 연결되는 파이프 형상의 유로일 수 있다. 제1 및 제2분사부(1400,1500)는 비행체(1000)의 착지시에 본체(1200)의 내부로 삽입될 수 있고, 비행체(1000)의 주행시에는 본체(1200)의 외부로 돌출될 수 있다. 이로써, 비행체(1000)가 착지할 때 제1 및 제2분사부(1400,1500)가 지면에 충돌하지 않을 수 있다. 또한, 주행시에 제1 및 제2분사부(1400,1500)는 가스의 분사 방향에 따라 위치이동이 되는데 이 때에 본체(1200)의 일부분에 충돌될 수 있다. 따라서, 주행시에는 제1 및 제2분사부(1400,1500)가 본체(1200)로부터 추가적으로 돌출되어, 본체(1200)로부터 먼 위치에서 위치이동이 수행되므로, 본체(1200)에 충돌되는 경우가 없이 가스를 다방향으로 분사할 수 있다.

제1분사부(1400) 및/또는 제2분사부(1500)는 적어도 하나의 관절부(1410,1510)를 구비할 수 있다. 이 경우, 제1분사부(1400) 및/또는 제2분사부(1500)는 관절부(1410, 1510)를 사이에 두고 양측에 배치되어 서로에 대해 다방향 관절운동이 가능한 복수의 단위분사부(1420,1430,1520,1530)를 포함할 수 있다. 이하에서 제1분사부(1400) 및 제2분사부(1500)는 설명의 편의상, 하나의 관절부(1410, 1510)를 구비하는 것을 기준으로 설명하기로 한다. 관절부(1410,1510)는 제1분사부(1400) 및 제2분사부(1500)의 중앙부분에 배치될 수 있다. 여기서, 제1분사부(1400)가 포함하는 복수의 단위분사부(1420,1430) 중에 관절부(1410)와 본체(1200) 사이에 배치된 단위분사부를 제1단위분사부(1420)로 지칭하기로 하며, 나머지 단위분사부를 제2단위분사부(1430)로 지칭하기로 한다. 또한, 제2분사부(1500)가 포함하는 복수의 단위분사부(1520,1530) 중에 관절부(1510)와 본체(1200) 사이에 배치된 단위분사부를 제3단위분사부(1520)로 지칭하기로 하며, 나머지 단위분사부를 제4단위분사부(1530)로 지칭하기로 한다.

비행제어부는 관절부(1410,1510)를 제어하여, 제1단위분사부(1420) 및 제2단위분사부(1430)가 형성하는 상대적인 각도 및/또는 제3단위분사(1510) 및 제4단위분사부(1530)가 형성하는 상대적인 각도를 조정함으로써, 가스가 분사되는 방향을 조절할 수 있다. 구체적으로, 제1 및 제3단위분사부(1420,1520)는 대략 본체(1200)의 후방 측을 향하여 연장되어 있으며, 제1 및 제3단위분사부(1420,1520)와 제2 및 제4단위분사부(1430,1530)가 관절운동 함으로써, 제1 및 제3단위분사부(1420,1520)와 제2 및 제4단위분사부(1430,1530)가 형성하는 각도가 다양하게 변화되면서, 가스의 분사 방향이 조절될 수 있다. 예를 들어, 제2 및 제4단위분사부(1430,1530)가 제1 및 제3단위분사부(1420,1520)에 대하여 완만한 각도를 형성하며 수평방향으로 비행체(1000)의 후방으로 가스를 분사하면 비행체(1000)는 전방으로 추진력을 얻을 수 있다(도 4의 (a)참조). 또한, 제2 및 제4단위분사부(1430,1530)가 제1 및 제3단위분사부(1420,1520)에 대하여 후방으로 상향하는 각도를 형성하며 비행체(1000)의 후측 상방을 향하여 가스를 분사하면 비행체(1000)의 전단부가 상방을 향하도록 주행할 수 있다(도 4의 (b) 참조). 또한, 제2 및 제4단위분사부(1430,1530)가 제1 및 제3단위분사부(1420,1520)에 대하여 후방으로 하향하는 각도를 형성하며 비행체(1000)의 후측 하방을 향하여 가스를 분사하면 비행체(1000)의 전단부가 하방을 향하도록 주행할 수 있다(도 4의 (c) 참조). 또한, 제2단위분사부(1430)는 제1단위분사부(1420)에 대하여 후방으로 상향하며 비행체(1000)의 후측 상방을 향하여 가스를 분사하고, 제4단위분사부(1530)는 제3단위분사부(1520)에 대하여 후방으로 하향하며 비행체(1000)의 후측 하방을 향하여 가스를 분사하면, 비행체(1000)는 비행체(1000)의 전후방향으로 형성되는 가상의 축을 회전중심으로 하여 시계반대방향으로 회전할 수 있다(도 4의 (d) 참조). 또한, 제2단위분사부(1430)는 제1단위분사부(1420)에 대하여 후방으로 하향하며 비행체(1000)의 후측 하방을 향하여 가스를 분사하고, 제4단위분사부(1530)는 제3단위분사부(1520)에 대하여 후방으로 상향하며 비행체(1000)의 후측 상방을 향하여 가스를 분사하면, 상기 가상의 축을 회전중심으로 하여 시계방향으로 회전할 수 있다(도 4의 (e) 참조).

제1분사부(1400) 및 제2분사부(1500)에 가스를 공급하기 위하여 본체(1200)는 제1서브유로(1240) 및 제2서브유로(1250)를 포함할 수 있다. 제1서브유로(1240)는 통공(1110)으로부터 흡입된 공기를 제1분사부(1400)에 공급할 수 있다. 제2서브유로(1250)는 통공(1110)으로부터 흡입된 공기를 제2분사부(1500)에 공급할 수 있다. 제1서브유로(1240) 및 제2서브유로(1250)는 각각 제1유량조절부(1241) 및 제2유량조절부(1251)를 포함할 수 있다.

제1유량조절부(1241)는 제1서브유로(1240) 내에 유동되는 가스의 유량을 조절하기 위한 수단일 수 있다. 제1유량조절부(1241)는 제1서브유로(1240) 내에 배치될 수 있다. 제2유량조절부(1251)는 제2서브유로(1250) 내에 유동되는 가스의 유량을 조절하기 위한 수단일 수 있다. 제2유량조절부(1251)는 제2서브유로(1250) 내에 배치될 수 있다. 비행제어부는 제1 및 제2유량조절부(1251)를 제어하여 제1 및 제2서브유로(1250)의 개폐 정도를 조절하며, 이를 통해서 제1 및 제2분사부(1500)로 유동되는 가스의 유량을 조절하여 비행을 제어할 수 있다.

도 5는 본 발명의 실시예에 따른 원반형 비행체가 방향전환 하는 모습을 상방에서 바라본 모식도이다.

도 5를 참조하면, 비행제어부는 날개(1100)의 회전 방향에 따라서, 제1분사부(1400) 및 제2분사부(1500)의 공기 분사량을 상이하게 조절할 수 있다. 비행체(1000)가 전방으로 직진운동을 하기 위해서는, 날개(1100)의 회전으로 인한 원심력을 상쇄할 수 있도록 제1분사부(1400)와 제2분사부(1500)의 가스 분사량이 다를 수 있다. 예를 들어, 날개(1100)가 시계방향으로 회전한다면 비행체(1000)의 전후방으로 연장된 가상의 축을 중심으로 좌측에 배치된 제1분사부(1400)의 가스 분사량이 우측에 배치된 제2분사부(1500)의 가스 분사량보다 많아야 비행체(1000)가 전방으로 직진운동을 할 수 있다.

또한, 비행제어부는 비행체(1000)가 좌회전 또는 우회전을 하기 위하여 제1 및 제2분사부(1500)의 가스 분사량을 다르게 할 수 있다. 예를 들어, 시계방향으로 회전하는 날개(1100)를 가진 비행체(1000)가 우회전을 하기 위해서는 제1분사부(1400)의 가스 분사량이 제2분사부(1500)의 가스 분사량보다 많아야 할 수 있다(도 5의 (a)참조). 또한, 비행체(1000)가 좌회전을 하기 위해서는 제1분사부(1400)의 가스 분사량이 제2분사부(1500)의 가스 분사량보다 작거나 같아야 할 수 있다(도 5의 (b)참조).

비행제어부는 날개(1100)의 높이를 낮춤으로써, 메인유로(1300)로 유동되는 공기의 양을 감소시키고, 제1서브유로(1240) 및 제2서브유로(1250)로 유동되는 공기의 양을 증가시킬 수 있다. 메인유로(1300)는 날개(1100)의 높낮이 조절로 인하여 직접적으로 형상이 변형되어, 날개(1100)의 높이가 낮아지면 메인유로(1300)의 가스 유입구의 단면적이 감소하여, 메인유로(1300)로 유입되는 가스의 양이 작아질 수 있다. 반면에, 제1 및 제2서브유로(1240,1250)는 날개(1100)의 높이에 의해 유로의 형상 변형이 없을 수 있으므로, 날개(1100)의 높이가 낮아져도 유입되는 가스의 양이 달라지지 않을 수 있다. 따라서, 날개(1100)의 높이가 낮아지면 메인유로(1300)로 유동되는 가스의 양은 감소하고, 상대적으로 제1 및 제2서브유로(1240,1250)로 유동되는 가스의 양은 증가할 수 있다. 이로써, 비행체(1000)는 제1 및 제2분사부(1400,1500)로 유입되는 가스의 양을 증가시킴으로써, 비행체(1000)의 수평방향으로의 추진력을 증가시킬 수 있다.

본 발명의 실시예에 따른 비행체(1000)는 비행제어부를 원격으로 제어할 수 있는 원격제어기(미도시)를 더 포함할 수 있다. 비행제어부와 원격제어기는 각각 통신모듈(미도시)을 구비하며 서로 통신가능하고, 원격제어기로 비행제어부를 제어하여 비행체(1000)의 비행을 조종할 수 있다.

이하에서는 본 발명의 실시예에 따른 원반형 비행체(1000)의 작동일례에 대하여 설명하기로 한다.

원반형 비행체(1000)는 착륙한 상태에서 수직이륙을 위하여 날개(1100)를 회전시킬 수 있다. 이로써, 양력이 발생하고 통공(1110)을 통해 날개(1100)의 상방에서 하방으로 공기가 유입되어 메인유로(1300)를 유동하게 되고 분사구(1310)에서 하방으로 분사되면서 상승력을 얻어서 이륙할 수 있다. 이러한 경우에 비행제어부는 높이조절부(1221)를 제어하여 날개(1100)의 높이를 높이고, 제1 및 제2유량조절부(1241,1251)를 제어하여 제1 및 제2서브유로(1240,1250)의 단면적을 줄여서 유입되는 가스량을 감소시킴으로써, 메인유로(1300)로 유입되는 가스량을 증가시켜서 더 큰 상승력을 얻을 수 있다. 원반형 비행체(1000)가 주행할 때에는 비행제어부는 제1 및 제2분사부(1400,1500)의 관절부(1410,1510)를 제어하여 가스가 분사되는 방향을 설정하여 비행체(1000)의 주행방향을 결정하고, 높이조절부(1221)를 제어하여 날개(1100)의 높이를 낮추고, 제1 및 제2유량조절부(1241,1251)를 제어하여 제1 및 제2서브유로(1240,1250) 개방함으로써, 제1 및 제2서브유로(1240,1250)로 유동하는 가스량을 증가시켜서 수평방향으로 더 큰 추진력을 얻을 수 있다. 원반형 비행체(1000)가 착륙할 때에는 비행제어부가 날개(1100)의 회전을 점차 멈추고, 날개(1100)의 높이를 낮추며, 제1 및 제2분사부(1400,1500)로 분사되는 가스량을 줄이고, 본체(1200)의 하부에서 착지대(1290)가 돌출되도록 하여 안정적인 착륙을 수행할 수 있다.

이하에서는 본 발명의 실시예에 따른 원반형 비행체(1000)의 효과에 대하여 설명하기로 한다.

본 발명의 실시예에 따른 원반형 비행체(1000)는 날개(1100)의 회전 및 분사구(1310)를 통한 가스를 하방으로 분사하여 상승력을 얻음으로써, 비행체(1000)의 이륙을 수월하게 할 수 있다.

또한, 비행체(1000)는 다방향으로 가스를 분사할 수 있는 제1 및 제2분사부(1400,1500)를 포함하므로, 다양한 방향으로 주행이 가능할 수 있다.

또한, 비행체(1000)는 원반형 날개(1100)를 가지므로, 프로펠러형 날개를 가진 비행체(1000)보다 고속 회전시에 발생하는 소음이 작고, 블레이드를 사용하지 않으므로 안전할 수 있다.

또한, 비행체(1000)는 날개(1100)의 높이를 조절하여 분사구(1310), 제1 및 제2분사부(1400,1500)로 분사되는 가스량을 조절함으로써 비행체(1000)의 주행 모드를 유기적으로 변경할 수 있다.

비록 본 발명이 상기 언급된 바람직한 실시예와 관련하여 설명되었지만, 발명의 요지와 범위로부터 벗어남이 없이 다양한 수정이나 변형을 하는 것이 가능하다. 따라서 첨부된 특허청구의 범위에는 본 발명의 요지에 속하는 한 이러한 수정이나 변형을 포함할 것이다.

1000:원반형 비행체 1100:날개
1110:통공 1200:본체
1210:구동부 1220:연결부
1221:높이조절부 1240:제1서브유로
1241:제1유량조절부 1250:제2서브유로
1251:제2유량조절부 1260:시트
1270:배터리 1280:승강계단
1290:착지대 1300:메인유로
1310:분사구 1400:제1분사부
1410,1510:관절부 1500:제2분사부

Claims

중앙부로부터 가장자리를 향하여 하향경사를 형성하며 연장되고, 상기 중앙부에는 상하방향으로 관통 형성되는 통공을 구비하는, 회전이 가능한 원반형 날개;
상기 날개의 하방에 형성된 공간에 배치되는 본체;
회전 동력을 제공하는 구동부;
일단부는 상기 통공을 형성하는 상기 날개의 일측에 연결되고, 타단부는 상기 구동부로부터 회전 동력을 제공받아 상기 날개에 전달하는 연결부;
상기 중앙부를 중심으로 하는 가상원의 원주방향을 따라 연속적으로 연장되어 있는 상기 날개와 상기 본체 사이의 공간으로서, 상기 통공으로 흡입된 가스가 유동하는 메인유로; 및
상기 메인유로를 따라 유동되는 가스를 하방으로 분사하며, 상기 날개의 하단부와 본체 사이의 공간에 형성되는 분사구;를 포함하는 원반형 비행체.
제1항에 있어서,
상기 날개의 높이를 조절하여 상기 메인유로의 형상을 변경시켜서 상기 분사구에서 분사되는 가스의 분사량을 조절하는 비행제어부를 포함하는 원반형 비행체.
제1항에 있어서,
상기 본체의 중심을 지나는 수직면을 사이에 두고 양측에 각각 배치되며, 상기 본체에 연결되는 파이프 형상의 유로로써, 상기 통공으로부터 흡입된 가스를 분사할 수 있는 제1분사부 및 제2분사부를 포함하는 원반형 비행체.
제3항에 있어서,
상기 제1분사부 및 제2분사부는,
서로에 대해 다방향으로 관절운동이 가능한 복수의 단위분사부를 구비하여, 다방향으로 가스를 분사할 수 있는 원반형 비행체.
제3항에 있어서,
상기 원반형 비행체는,
상기 날개의 높이를 조절하여 상기 메인유로의 형상을 변경시켜서 상기 분사구에서 분사되는 가스의 분사량을 조절하는 비행제어부를 포함하며,
상기 본체는,
상기 통공으로부터 흡입된 가스를 상기 제1분사부에 공급하는 제1서브유로;
상기 통공으로부터 흡입된 가스를 상기 제2분사부에 공급하는 제2서브유로;
상기 제1서브유로 내에 배치되며 상기 제1서브유로의 유량을 조절하는 제1유량조절부; 및
상기 제2서브유로 내에 배치되며 상기 제2서브유로의 유량을 조절하는 제2유량조절부를 포함하며,
상기 비행제어부는, 상기 제1유량조절부를 제어하여 상기 제1분사부의 가스 분사량을 조절하고, 상기 제2유량조절부를 제어하여 상기 제2분사부의 가스 분사량을 조절하는 원반형 비행체.
제3항에 있어서,
상기 원반형 비행체는,
상기 날개의 높이를 조절하여 상기 메인유로의 형상을 변경시켜서 상기 분사구에서 분사되는 가스의 분사량을 조절하는 비행제어부를 포함하며,
상기 비행제어부는 상기 날개의 회전 방향에 따라서, 상기 제1분사부 및 제2분사부의 가스 분사량을 상이하게 조절하는 원반형 비행체.
제5항에 있어서,
상기 비행제어부는,
상기 날개의 높이를 낮춤으로써, 상기 메인유로로 유동되는 가스의 양을 감소시키고, 상기 제1서브유로 및 제2서브유로로 유동되는 가스의 양을 증가시키는 원반형 비행체.
제1항에 있어서,
상기 연결부는 복수개의 블레이드를 포함하며, 상기 블레이드는 상기 날개가 회전하면 상기 날개의 상방에서 하방으로 가스가 흡입되도록 배치된 원반형 비행체.
제2항에 있어서,
상기 비행제어부를 원격으로 제어할 수 있는 원격제어기를 더 포함하는, 원반형 비행체.