KR102354838B1 - 링형 회전날개 어셈블리, 링형 회전날개 어셈블리를 구동하는 양측식 선형 유도 모터, 및 양측식 선형 유도 모터에 의해 양력을 발생하는 링형 회전날개 시스템 - Google Patents

Abstract

본 발명은 드론, 수직이착륙 비행체 등의 회전날개를 링형으로 구축하고 이를 비행체에 비접촉 방식으로 결합하는 기술에 관한 것으로서, 일 실시예에 따른 링형 회전날개 어셈블리는 비행체로부터 전달되는 외력을 비접촉 방식으로 전달 받아 원주의 일주 방향 중 어느 하나의 방향으로 회전 운동하는 링, 및 상기 링의 중심으로 향하는 제1 방향 또는 상기 제1 방향에 대향하는 제2 방향으로 향하는 형태로 고정되고, 상기 링의 회전 운동에 따라 상기 링과 함께 회전운동하여 상기 원주에 수직하는 방향으로 양력을 발생하는 날개를 포함할 수 있다.

Description

링형 회전날개 어셈블리, 링형 회전날개 어셈블리를 구동하는 양측식 선형 유도 모터, 및 양측식 선형 유도 모터에 의해 양력을 발생하는 링형 회전날개 시스템{Ring rotary wing assembly, Double-sided Linear Induction Motor for driving ring rotary wing assembly, and rotary wing system for generating lift by Double-sided Linear Induction Motor}

본 발명은 드론, 수직이착륙 비행체 등의 회전날개를 링형으로 구축하고 이를 비행체에 비접촉 방식으로 결합하는 기술에 관한 것으로서, 구체적으로는 원주 형태를 가진 링에 날개가 부착되어 이 링의 회전운동에 따라 같이 회전하면서 양력을 발생하고, 이 힘을 비접촉 구동방식으로 드론을 포함한 수직 이착륙 비행체에 전달하여 비행체가 수직이착륙(VTOL)하도록 양력을 발생시키는 기술적 사상에 관한 것이다.

회전 날개를 사용하는 비행체의 일종인 드론, 헬리콥터, 플라잉카 등 수직 이착륙 비행체의 대다수는 양력 및 추력 발생 수단으로 회전날개인 로터 블레이드를 사용하고 있다. 로터 블레이드는 구동축에서 방사하는 형태를 가지므로 회전속도가 높아지면 회전 축이 감당해야 원심력이 속도의 2자승배로 커지므로 블레이드의 길이, 폭 및 무게를 늘리기에 한계가 있어서 결과적으로 양력 발생이 제한될 수밖에 없다. 실제로 운영 중인 가장 큰 규모의 기존 헬리콥터라도 로터 블레이드의 반경이 10m 내외, 폭은 0.6m, 회전 속도는 200rpm 정도이다. 이러한 제한을 극복하여 보다 큰 운송능력을 가지려면 회전 반경, 블레이드의 폭, 회전 속도를 키울 때 생성되는 큰 원심력을 감내할 수 있는 회전날개 시스템이 필요하게 된다.

기존의 수직이착륙 비행체는 매우 독특하고 큰 소음을 발생시키는데, 이는 주로 화석 연료를 사용하는 엔진, 기어, 로터 블레이드 및 동체 등에서 자체로 또는 상호작용으로 나온다. 이런 소음은 워낙 커서 탑승자들에게는 치명적인 손상을 줄 수 있으며, 주변의 일반 시민들도 불편함을 느끼므로 수직이착륙 비행체의 소음 대책이 심각한 실정이다. 또한 화석 연료로 인한 배출 가스도 환경 문제가 되고 있다. 이런 문제들은 기존의 수직이착륙 비행체에서는 불가피한 현상이지만, 공항, 버스터미널이나 택배 환경 등 대중의 곁에서 사용하려면 공해와 소음을 격감시켜 친환경적인 요건을 충족할 필요가 있다.

기존의 수직이착륙 비행체의 대부분은 로터 블레이드의 회전 공간을 확보하고 동체의 안정을 도모하기 위하여 로터 블레이드를 동체보다 위쪽으로 배치하고 있고, 회전 시 로터 블레이드 길이를 반경으로 하는 회전 평면 공간을 전적으로 점유한다. 이런 구조로 인하여 추락 등 위급 상황 시 로터 블레이드가 칼날처럼 작용하므로 상부로 낙하산을 펼치거나 조종사 및 승객의 비상탈출이 불가능하여 별도의 안전성 향상 방법이 요구된다.

기존 수직이착륙 비행체의 회전 날개가 회전하는 힘에 대한 반작용으로 동체가 회전하게 되는데, 이를 방지하는 방법으로 주로 테일 로터 또는 동축 반전 로터 방식을 도입하고 있다. 테일 로터 방식의 경우 양력을 발생하지 않기 때문에 비행체의 부하를 증가시키는 비효율적인 면이 있고, 동축반전 방식의 경우 위아래 로터 블레이드를 일정간격 이상으로 배치하여 서로의 공기 흐름에 의한 간섭과 소음을 배제하여야 하기 때문에 기체가 높아져서 무게중심이 불안정해지고 공간의 효율성이 저하된다. 이러한 부하의 증가, 불안정 및 공간 이용의 효율성을 재고하기 위해서는 새로운 로터 방식이 요구되고 있다.

한국특허출원 제10-2016-0035348호 "다층 구조의 회전날개 유닛을 가지는 멀티콥터" 한국특허출원 제10-2009-0048374호 "속도 감응형 회전날개가 구비된 임펠러형 발전기"

본 발명은 드론, 플라잉카 등을 포함한 수직이착륙 비행체에 규모가 크고 소음이 적고 친환경적이고 안전성과 공간 효율이 향상된 링형 회전날개 어셈블리 및 그 구동 방식을 제공하는 것을 목적으로 한다.

본 발명은 수직 이착륙 비행체 또는 드론에 있어서 회전날개가 보다 빠른 회전을 가능하게 하는 링형 회전날개를 제공하는 것을 목적으로 한다.

본 발명은 빠른 링형 회전날개를 제공함으로써 생성되는 양력을 증가시켜 대규모 비행체의 제작을 가능하게 하는 것을 목적으로 한다.

본 발명은 청정 에너지원을 사용하여 인구 밀집지역의 환경 오염을 줄이고, 소음을 대폭 감소시킴으로써 탑승자와 비행 경로 및 공항 인근의 인체 손상 위협을 줄여 인구 밀집 지역에서도 운용이 가능하게 하는 것을 목적으로 한다.

본 발명은 비행체 고장 시 비상 탈출 방법을 다양화 시켜 안전성을 획기적으로 향상시키고, 회전 날개의 동일면 이용으로 공간 효율을 증대시키는 것을 목적으로 한다.

본 발명은 향후 드론 산업, 중단거리 항공 산업, 수직 이착륙기 산업 및 나르는 자동차 산업 등에 근본적인 영향을 미치는 것을 목적으로 한다.

일 실시예에 따른 링형 회전날개 어셈블리는 비행체로부터 전달되는 외력을 비접촉 방식으로 전달 받아 원주의 일주 방향 중 어느 하나의 방향으로 회전 운동하는 링, 및 상기 링의 중심으로 향하는 제1 방향 또는 상기 제1 방향에 대향하는 제2 방향으로 향하는 형태로 고정되고, 상기 링의 회전 운동에 따라 상기 링과 함께 회전운동하여 상기 원주에 수직하는 방향으로 양력을 발생하는 날개를 포함할 수 있다.

일 실시예에 따른 상기 링은, 적어도 일부분이 도전 코일 또는 도전체를 포함하고, 상기 비행체로부터 전달되는 기전력을 상기 도전 코일 또는 도전체에서 비접촉 방식으로 전달 받아 원주의 일측 방향으로 회전 운동할 수 있다.

일 실시예에 따른 양측식 선형 유도 모터는, 마주보는 양측에서 고정된 일정 간격으로 배치되는 상부 고정자 및 하부 고정자를 포함하고, 상기 상부 고정자 및 하부 고정자의 일정 간격에 의해 형성되는 에어갭을 유지하면서, 링의 형태를 갖는 원주형 고정자 어셈블리, 및 상기 상부 고정자 및 하부 고정자에서 발생하는 자기력에 반응하여 움직임을 발생하는 도체를 포함하고, 상기 도체의 움직임에 따라 상기 에어갭 내에서 상기 링의 원주에 대한 일주 방향 중 어느 하나의 방향으로 회전 운동하는 원주형 이동자 어셈블리를 포함하고, 상기 원주형 고정자 어셈블리와 상기 원주형 이동자 어셈블리는 동일한 극성을 마주보도록 배치되는 정위치용 자석을 각각 포함하고, 상기 정위치용 자석에 의해 상기 원주형 고정자 어셈블리와 상기 원주형 이동자 어셈블리의 원주 간 간격을 일정하게 유지할 수 있다.

일 실시예에 따른 링형 회전날개 시스템은 마주보는 양측에서 고정된 일정 간격으로 배치되는 상부 고정자 및 하부 고정자를 포함하고, 상기 상부 고정자 및 하부 고정자의 일정 간격에 의해 형성되는 에어갭을 유지하면서, 링의 형태를 갖는 원주형 고정자 어셈블리, 및 상기 상부 고정자 및 하부 고정자에서 발생하는 자기력에 반응하여 움직임을 발생하는 도체를 포함하고, 상기 도체의 움직임에 따라 상기 에어갭 내에서 상기 링의 원주에 대한 일주 방향 중 어느 하나의 방향으로 회전 운동하는 원주형 이동자 어셈블리를 포함하고, 상기 원주형 이동자 어셈블리는, 상기 링의 중심으로 향하는 제1 방향 또는 상기 제1 방향에 대향하는 제2 방향으로 향하는 형태로 고정되고, 상기 회전 운동에 따라 함께 회전운동하여 상기 원주에 수직하는 방향으로 양력을 발생하는 날개를 포함할 수 있다.

일 실시예에 따른 링형 회전날개 시스템은 상기 원주형 고정자 어셈블리와 상기 원주형 이동자 어셈블리가 형성하는 평면의 내부에서 또 다른 원주형 고정자 어셈블리 및 원주형 이동자가 배치될 수 있다.

일 실시예에 따르면, 드론, 플라잉카 등을 포함한 수직이착륙 비행체에 규모가 크고 소음이 적고 친환경적이고 안전성과 공간 효율이 향상된 링형 회전날개 어셈블리 및 그 구동 방식을 제공할 수 있다.

일 실시예에 따르면, 수직 이착륙 비행체 또는 드론에 있어서 회전날개가 보다 빠른 회전을 가능하게 하는 링형 회전날개를 제공할 수 있다.

일 실시예에 따르면, 빠른 링형 회전날개를 제공함으로써 생성되는 양력을 증가시켜 대규모 비행체의 제작을 가능하게 한다.

일 실시예에 따르면, 청정 에너지원을 사용하여 인구 밀집지역의 환경 오염을 줄이고, 소음을 대폭 감소시킴으로써 탑승자와 비행 경로 및 공항 인근의 인체 손상 위협을 줄여 인구 밀집 지역에서도 운용이 가능하게 한다.

일 실시예에 따르면, 비행체 고장 시 비상 탈출 방법을 다양화 시켜 안전성을 획기적으로 향상시키고, 회전 날개의 동일면 이용으로 공간 효율을 증대시킬 수 있다.

일 실시예에 따르면, 향후 드론 산업, 중단거리 항공 산업, 수직 이착륙기 산업 및 나르는 자동차 산업 등에 근본적인 영향을 미칠 수 있다.

도 1은 일 실시예에 따른 바깥쪽 링형 회전날개 어셈블리 사시도를 설명하는 도면이다.
도 2는 일 실시예에 따른 안쪽 링형 회전날개 어셈블리 사시도를 설명하는 도면이다.
도 3a 및 3b는 도 1에 표시된 A-A 단면도를 구체적으로 도시하는 도면이다.
도 4는 알드림(r-DLIM)을 설명하기 위한 도면이다.
도 5a는 도 4의 B-B 단면도를 구체적으로 도시하는 도면이다.
도 5b는 도 4의 알드림에 대한 분해도를 나타내는 도면이다.
도 5c는 도 4의 알드림에 대한 조립도를 나타내는 도면이다.
도 5d는 도 4의 알드림에 대한 근접도를 나타내는 도면이다.
도 6a는 안쪽 회전날개로만 구성한 링형 회전날개 시스템을 설명하는 도면이다.
도 6b는 도 6a에서 상부 고정자 부위를 제거한 링형 회전날개 시스템의 내부 사시도를 도시한 도면이다.
도 6c는 도 6b의 근접도를 나타내는 도면이다.
도 7은 일시시예에 따른 링형 회전날개 동일면 시스템 사시도를 설명하는 도면이다.
도 8은 일시시예에 따른 링형 회전날개 동일면 편측 시스템 사시도를 설명하는 도면이다.
도 9는 링형 회전날개 동일면 편측 시스템에 비행체에 연결한 예시를 설명하는 도면이다.

본 명세서에 개시되어 있는 본 발명의 개념에 따른 실시예들에 대해서 특정한 구조적 또는 기능적 설명들은 단지 본 발명의 개념에 따른 실시예들을 설명하기 위한 목적으로 예시된 것으로서, 본 발명의 개념에 따른 실시예들은 다양한 형태로 실시될 수 있으며 본 명세서에 설명된 실시예들에 한정되지 않는다.

본 발명의 개념에 따른 실시예들은 다양한 변경들을 가할 수 있고 여러 가지 형태들을 가질 수 있으므로 실시예들을 도면에 예시하고 본 명세서에 상세하게 설명하고자 한다. 그러나, 이는 본 발명의 개념에 따른 실시예들을 특정한 개시형태들에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 변경, 균등물, 또는 대체물을 포함한다.

제1 또는 제2 등의 용어를 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 상기 구성요소들은 상기 용어들에 의해 한정되어서는 안 된다. 상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만, 예를 들어 본 발명의 개념에 따른 권리 범위로부터 이탈되지 않은 채, 제1 구성요소는 제2 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제2 구성요소는 제1 구성요소로도 명명될 수 있다.

어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어" 있다거나 "접속되어" 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다. 반면에, 어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "직접 연결되어" 있다거나 "직접 접속되어" 있다고 언급된 때에는, 중간에 다른 구성요소가 존재하지 않는 것으로 이해되어야 할 것이다. 구성요소들 간의 관계를 설명하는 표현들, 예를 들어 "~사이에"와 "바로~사이에" 또는 "~에 직접 이웃하는" 등도 마찬가지로 해석되어야 한다.

본 명세서에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시예들을 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 명세서에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 설시된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부분품 또는 이들을 조합한 것이 존재함으로 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부분품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.

다르게 정의되지 않는 한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함해서 여기서 사용되는 모든 용어들은 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미를 가진다. 일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥상 가지는 의미와 일치하는 의미를 갖는 것으로 해석되어야 하며, 본 명세서에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다.

이하, 실시예들을 첨부된 도면을 참조하여 상세하게 설명한다. 그러나, 특허출원의 범위가 이러한 실시예들에 의해 제한되거나 한정되는 것은 아니다. 각 도면에 제시된 동일한 참조 부호는 동일한 부재를 나타낸다.

도 1은 일 실시예에 따른 바깥쪽 링형 회전날개 어셈블리(100) 사시도를 설명하는 도면이다. 또한, 도 2는 일 실시예에 따른 안쪽 링형 회전날개 어셈블리(100) 사시도를 설명하는 도면이다.

본 명세서 사용되는 날개의 개수, 모양 또는 기타 구조들은 발명의 컨셉을 설명하기 위한 일실시예일 뿐 다양하게 설계 변경될 수 있다. 예를 들어, 양력을 최대화 하기 위한 모양으로 다양하게 설계 변경될 수 있다.

사시도(100)에서 보는 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 링형 회전날개 어셈블리(100)는 링(101)을 포함하고, 링(101)이 이루는 평면에서 링(101)의 안 또는 바깥으로 날개(102, 103)가 다수 부착되는 형태를 갖는다.

특히, 링은 비행체로부터 전달되는 외력을 비접촉 방식으로 전달 받아 원주의 일주 방향 중 어느 하나의 방향으로 회전 운동할 수 있다.

링(101)에 고정되는 날개(102, 103)는 링의 중심으로 향하는 제1 방향 또는 제1 방향에 대향하는 제2 방향으로 향하는 형태로 링에 고정될 수 있다. 본 실시예에서는 제1 방향이 링의 중심으로 향하는 방향, 제2 방향이 링의 중심에 대향해서 바깥으로 향하는 방향으로 해석될 수 있다.

날개(102, 103)는 링(101)의 회전 운동에 따라 링과 함께 회전운동하여 원주에 수직하는 방향으로 양력을 발생할 수 있다.

본 명세서에서는 날개(102, 103)를 두 개 또는 세 개로 나타내고 있으나, 날개는 링(101)의 회전에 따라 중심이 흐트러지지 않는 선에서 다양한 개수로 설계 변경될 수 있다.

또한, 일 실시예에 따른 링(101)은 회전력, 양력, 공중부양력, 탈선방지를 위한 힘 등을 비행체로부터 비접촉으로 주고받기 위한 자석, 도전 코일 또는 도전체를 포함할 수 있다.

일례로, 링(101)은 적어도 일부분이 도전 코일 또는 도전체를 포함하고, 비행체로부터 전달되는 기전력을 상기 도전 코일 또는 도전체에서 비접촉 방식으로 전달 받아 원주의 일측 방향으로 회전 운동할 수 있다.

특히, 링(101)에는 회전력, 양력, 공중부양력, 탈선방지를 위한 힘 등을 비행체로부터 비접촉으로 주고받기 위한 자석, 도전 코일 또는 도전체 등을 원주를 따라 구비될 수 있다.

일 실시예에 따른 링형 회전 날개 어셈블리(100)는 링(101) 내부의 평면(106)이 대부분 빈 공간이기 때문에 링형 회전 날개 어셈블리(100)에 동체 지지대를 연결하여 동체, 엔진, 화물 등 비행체의 구조물을 링 내부평면(106)에 위치시킬 수 있고, 링형 회전 날개 어셈블리(100)를 비행체의 중간 높이 또는 아래에 배치할 수도 있다.

그러므로 비행체 추락 시 비행체의 상부로 낙하산을 펼치거나 조종사 및 승객의 비상탈출이 가능한 구조를 제공할 수 있다.

링(101)의 내부평면(106)은 회전하는 링(101)과 회전날개(102, 103)가 지나가는 궤적을 제외한 대부분이 빈 공간이기 때문에 이 공간에 별도의 링형 회전날개 어셈블리(100)를 한 개 또는 복수 개를 추가하여 서로 반대 방향으로 회전시키는 링형 회전날개 동일면 시스템(600)을 구성할 수도 있다.

일례로, 본 발명에서는 안쪽 회전날개(103)만을 사용하거나 바깥 회전날개(102)만을 사용하여 상기 링형 날개 어셈블리(100)을 구성할 수 있으며, 특히 링형으로 회전하는 날개에 대해 제1 방향으로 형성되는 안쪽 회전날개(103)와, 제2 방향으로 형성되는 바깥 회전날개(102)를 함께 구성할 수도 있다.

도 3a와 도 3b는 도 1에 표시된 A-A 단면도를 구체적으로 도시하는 도면이다.

도 3a와 도 3b의 차이는 날개(103)의 모양 차이로서, 양력을 극대화 하기 위해서 다양한 모양으로 설계 변경될 수 있음을 나타낸다.

링(101)의 A-A 단면도를 살펴보면, 링(101)의 내부에는 링(101)을 따라 원주의 전부 또는 일부로 구비되는 링 도체판(104)이 위치할 수 있다.

본 발명의 일 실시예에 따른 링형 회전날개 어셈블리(100)는 링(101)을 구비하고, 상기 링(101)이 이루는 평면에서 상기 링(101)의 안 또는 바깥으로 날개(102, 103)가 다수 부착되는 형태를 가지며, 상기 링(101)의 내부에는 상기 링(101)을 따라 원주의 전부 또는 일부로 구비되는 링 도체판(104)이 위치하는데, 링 도체판(104)은 다른 실시예에서는 자석, 도전 코일 등으로 구비될 수도 있다.

도 4는 알드림(r-DLIM)을 설명하기 위한 도면이다.

알드림(r-DLIM)은 일반적인 구조의 양측식 선형 유도 모터(DLIM: Double-sided Linear Induction Motor)가 링 형태로 형성되는 것으로 해석될 수 있다.

이하에서는, 알드림 대신에 원주형의 양측식 선형 유도 모터(400)로 설명한다.

구체적으로, 원주형의 양측식 선형 유도 모터(400)는 양측 고정자를 수직으로 이격한 원주형 고정자 어셈블리(401)를 구비하고, 이동자 도체와 이동자 정위치용 자석을 포함한 원주형 이동자 어셈블리(404)를 양측 고정자 사이의 에어갭에 고정자의 원주를 따라 구비할 수 있다.

원주형의 양측식 선형 유도 모터(400)의 구조는 B-B 단면도를 통해 이하에서 보다 구체적으로 설명한다.

도 5a는 도 4의 B-B 단면도를 구체적으로 도시하는 도면이다.

원주형의 양측식 선형 유도 모터(400)는 마주보는 양측에서 고정된 일정 간격으로 배치되는 상부 고정자(402) 및 하부 고정자(403)를 포함할 수 있다. 일 실시예에서 상부 고정자(402) 및 하부 고정자(403)는 일반적인 전자석과 같이 각각 철심과 권선으로 이루어져 있다.

또한, 원주형의 양측식 선형 유도 모터(400)는 상부 고정자(402) 및 하부 고정자(403)와 일정 간격에 의해 형성되는 에어갭(408)을 유지하면서, 링의 형태를 갖는 원주형 고정자 어셈블리(401)를 포함할 수 있다. 이때, 원주형 고정자 어셈블리(401)는 비행체에 고정될 수 있다.

한편, 원주형 이동자 어셈블리(404)는 비행체에 고정되지 않고, 원주형 고정자 어셈블리(401)와도 물리적으로 분리된다.

특히, 원주형 이동자 어셈블리(404)는 상부 고정자(402) 및 하부 고정자(403)에서 발생하는 자기력에 반응하여 움직임을 발생하는 링 도체판(405)을 포함할 수 있다.

또한, 원주형 이동자 어셈블리(404)는 링 도체판(405)의 움직임에 따라 에어갭(408)에 내에서 링의 원주에 대한 일주 방향 중 어느 하나의 방향으로 회전 운동할 수 있다.

링형 회전날개 어셈블리(100)는 비행체에 포함되는 자석, 도전 코일, 도체판 등을 가지는 본 발명의 일부인 원주형의 양측식 선형 유도 모터(400)의 상부 고정자(402)와 하부 고정자(403) 사이에 수직으로 이격된 비접촉 방식으로 결합하면서 서로의 상호작용으로 상기 링형 회전날개 어셈블리(100)가 에어갭(408)에서 일정 높이를 유지하면서 추진력을 받아 회전하게 한다.

링형 회전날개 어셈블리(100)가 회전하면 양력이 발생하는데, 이 양력은 원주형의 양측식 선형 유도 모터(400)를 통하여 비행체의 동체로 전달되어 비행체를 공중에 뜨게할 수 있다.

링형 회전 날개 어셈블리(100)와 비행체 사이에서 비접촉 방식 결합의 일 실시예로 제시되는 원주형의 양측식 선형 유도 모터(400)는 통상의 선형 유도 모터(Linear Induction Motor: LIM) 원리를 응용할 수 있다.

일반적인 선형 유도 모터는 3상 전력을 받는 전자석으로 된 고정자와 알루미늄 등 도전체 판으로 된 이동자로 구성된다.

이러한 선형 유도 모터의 원리에 따라, 상부 고정자(402) 및 하부 고정자(403)에 교류 전기를 인가하면 선형모터의 원리에 따라 생성되는 자기장에 의하여 원주형 이동자 어셈블리(404)는 링 도체판(405)는 상부 고정자(402)가 생성하는 하방 부양력(-y 방향)과 고정자(403)가 생성하는 상방 부양력 (y 방향)이 균형을 이루는 중간 위치에 떠 있으면서 자기장의 변화에 따라 x 방향(원주방향)으로 움직이게 된다.

이에 따라 원주형의 양측식 선형 유도 모터(400)는 원주형 이동자 어셈블리(404)를 동심 원주를 따라 무한 회전운동을 하게 한다.

탈선 방지용 가이드는 선형 이동일 경우에는 횡방향의 양측에 구비하는 것이 일반적이지만 원주를 따라 구성될 시에는 한쪽 편에만 구비하도록 하여 무게 및 부품의 수를 줄일 수 있다. 이 경우, 원주형 이동자 어셈블리(404) 정지 시에는 고정자들(402, 403)에 전원이 끊어지면서 갑자기 원주형 이동자 어셈블리(404)가 아래로 떨어지게 될 수 있으므로, 원주형 이동자 어셈블리(404)의 속도를 천천히 줄이기 위해 공급전원의 위상과 전력을 제어하고, 완전 정지 시 원주형 이동자 어셈블리(404)가 하부 고정자(403)에 접촉하지 않도록 이들 사이에 상부가 위치하는 정지용 바퀴(409)를 원주를 따라 다수 구비할 수 있다.

원주형의 양측식 선형 유도 모터(400)는 도 4에 도시된 것처럼 고정자 어셈블리(401)에 상부 고정자(402)와 하부 고정자(403)를 구비하며, 이들 고정자 사이의 에어갭(408)에 이동자 어셈블리(404)를 구비한다.

고정자 어셈블리(401) 내부에는 고정자 정위치용 자석(407)이 구비되어 이동자 어셈블리(404) 내부의 이동자 정위치용 자석(406)과 같은 극성으로 마주보게 배치되어 서로 미는 힘을 생성하도록 한다. 또한, 자석들이 각각 원주형의 양측식 선형 유도 모터(400)의 원주를 따라 구비되므로 어떤 위치에서도 서로 미는 힘이 균일하게 발생하게 되고 따라서 이동자 어셈블리(404)가 탈선하지 않게 한다.

링형 회전날개 시스템은 원주형의 양측식 선형 유도 모터(400)의 이동자 어셈블리(404)를 상기 링형 회전날개 어셈블리(100)로 대체한 것이다.

링형 회전날개 시스템의 고정자(402, 403)에 전력이 공급되면 선형모터의 원리에 의해 상기 링형 회전날개 어셈블리(100)의 회전이 유도되므로, 상기 링형 회전날개 어셈블리(100)에 부착된 날개도 따라 돌면서 양력을 발생시킨다. 이 때 상기 고정자(402, 403)와 링형 회전날개 어셈블리(100)는 상호작용으로 힘의 상하 평형이 잡혀진 상태이므로, 발생한 양력으로 인해 상기 링형 회전날개 어셈블리(100)가 위로 이동하여 상부 고정자(402)에 접근하면 상기 링 도체판(104)에 도달하는 자속이 변하므로, 상기 링 도체판(104)에는 렌츠의 법칙에 따라 자속의 변화를 억제하는 방향, 즉 좁혀지는 거리를 넓히는 방향으로 힘이 생성 되고, 반면 하부 고정자(403)에서는 같은 원리로 넓혀지는 간격을 좁히는 방향으로 힘을 생성 되어 평형상태를 결과적으로 유지한다. 이 평형 상태는 링형 회전날개 어셈블리(100)를 통하여 가해지는 양력이 링형 회전날개 시스템(500)을 포함하는 비행체(700)의 무게보다 작거나 같을 때까지 유지되며, 만일 크게 되면 비행체(700)는 수직 이륙하게 된다.

단, 상기 고정자가 링 도체판에 가하는 힘은 링형 회전날개 어셈블리(100)가 발생시킨 양력보다 충분히 크도록 하여, 상기 링형 회전날개 어셈블리(100)가 상기 상부 고정자에 접촉하지 않도록 한다.

도 5b는 도 4의 원주형의 양측식 선형 유도 모터(400)에 대한 분해도를 나타내는 도면으로서, 원주형 이동자 어셈블리는 상부 고정자(402)를 나타내고, 도 5c는 도 4의 알드림에 대한 조립도를 나타내는 도면이다.

원주형의 양측식 선형 유도 모터(400)는 마주보는 양측에서 고정된 일정 간격으로 배치되는 상부 고정자(402) 및 하부 고정자(403)를 포함할 수 있다.

또한, 원주형의 양측식 선형 유도 모터(400)는 상부 고정자(402) 및 하부 고정자(403)의 일정 간격에 의해 형성되는 에어갭을 유지하면서, 링의 형태를 갖는 원주형 고정자 어셈블리(401)를 포함할 수 있다. 원주형 고정자 어셈블리(401)는 비행체에 고정될 수 있다.

한편, 원주형 이동자 어셈블리는 비행체에 고정되지 않고, 원주형 고정자 어셈블리와도 물리적으로 분리된다.

특히, 원주형 이동자 어셈블리(404)는 상부 고정자(402) 및 하부 고정자(403)에서 발생하는 자기력에 반응하여 움직임을 발생하는 링 도체판(405)를 포함할 수 있다.

또한, 원주형 이동자 어셈블리(404)는 링 도체판(405)의 움직임에 따라 에어갭(408)에 내에서 링의 원주에 대한 일주 방향 중 어느 하나의 방향으로 회전 운동할 수 있다.

도 5d는 도 4의 알드림에 대한 근접도를 나타내는 도면이다.

원주형 고정자 어셈블리(401)와 원주형 이동자 어셈블리(404)는 동일한 극성을 마주보도록 배치되는 정위치용 자석(406)을 각각 포함할 수 있다.

정위치용 자석(406)에 의해 원주형 고정자 어셈블리(401)와 원주형 이동자 어셈블리(404)의 원주 간 간격을 일정하게 유지할 수 있다.

도 6a는 안쪽 회전날개로만 구성한 링형 회전날개 시스템(500)을 설명하는 도면이다.

링형 회전날개 시스템(500)은 마주보는 양측에서 고정된 일정 간격으로 배치되는 상부 고정자 및 하부 고정자를 포함하고, 상부 고정자 및 하부 고정자의 일정 간격에 의해 형성되는 에어갭을 유지하면서, 링의 형태를 갖는 원주형 고정자 어셈블리(401)를 포함할 수 있다.

또한, 링형 회전날개 시스템(500)은 상부 고정자 및 하부 고정자에서 발생하는 자기력에 반응하여 움직임을 발생하는 도체를 포함하고, 도체의 움직임에 따라 에어갭 내에서 상기 링의 원주에 대한 일주 방향 중 어느 하나의 방향으로 회전 운동하는 원주형 이동자 어셈블리(404)를 포함할 수 있다.

또한, 원주형 이동자 어셈블리(401)는, 링의 중심으로 향하는 제1 방향 또는 제1 방향에 대향하는 제2 방향으로 향하는 형태로 고정되고, 회전 운동에 따라 함께 회전운동하여 원주에 수직하는 방향으로 양력을 발생하는 날개(103)를 포함할 수 있다.

원주형 고정자 어셈블리와 원주형 이동자 어셈블리가 형성하는 평면의 내부에서 또 다른 원주형 고정자 어셈블리 및 원주형 이동자가 일 실시예로 도 7과 같이 배치될 수도 있다.

한편, 도 6b는 도 6a에서 원주형 고정자 어셈블리(401) 중에서 상부 고정자 부분을 제거한 링형 회전날개 시스템의 내부 사시도를 도시한 도면이고, 도 6c는 도 6b의 근접도를 나타내는 도면이다.

일 실시예에 따른 링형 회전날개 어셈블리는 링을 구비하고, 링이 이루는 평면에서 링의 안 또는 밖으로 날개가 부착되는 형태를 가지며, 이 링은 자석, 도전 코일 혹은 도전체 등을 포함하는데, 이는 동력을 제공하는 수단을 구비한 비행체와 비접촉 방식으로 탈선을 방지하고 공중부양력, 회전력, 양력 등을 주고받기 위함이다.

링형 회전날개 어셈블리가 비행체와 비접촉 방식으로 결합하기 위해서 비행체에 결합하면서 링형 회전날개 어셈블리의 링을 원주형 이동자 어셈블리로 구비될 수 있다.

알드림은 원주형 고정자 어셈블리를 자석 또는 도전체로 구비하고, 탈선 방지용 가이드를 자석으로 구비하여 상기 링형 회전날개 어셈블리가 가진 자석, 도전 코일 혹은 도전체와 비접촉으로 상호작용하여 탈선 방지력, 공중부양력, 회전력, 양력 등을 주고받게 한다.

본 발명에서 사용하는 비접촉 방식은 기존의 자기부상열차 등에서 쓰이는 Maglev(자기 공중 부양) 기술과 자계를 이용한 선형 추진 기술로 구현될 수 있다. 이러한 기술은 전기를 에너지원으로 하여 친환경적이며, 자기의 흡입력을 이용하는 EMS(electromagnetic suspension), 반발력을 이용하는 EDS(electrodynamic suspension) 및 수동소자를 이용하여 에너지 효율을 높인 인덕트랙(Inductrack) 방식 등 다양한 선형유도모터(LIM)가 개발되어 이미 수십 톤에 이르는 고속열차를 선로에서 1cm 내지 10cm 정도 부상 시킬 수 있는 정도로 상용화가 되어 있으며, 자석을 이용한 선형 추진 기술도 자기부상열차가 대략 시속 500km 또는 초속 180m 이상의 속도로 이동할 수 있게 개발되어 있다.

도 7은 일시시예에 따른 링형 회전날개 동일면 시스템(600)의 사시도를 설명하는 도면이다.

링형 회전날개 시스템(500)이 속하는 평면에서 링 내부평면은 회전하는 링과 회전날개가 지나가는 궤적을 제외한 대부분이 빈 공간이기 때문에 이 공간에 별도의 링형 회전날개 어셈블리를 한 개 또는 복수 개를 추가하여 서로 반대 방향으로 회전시키는 링형 회전날개 동일면 시스템(600)을 구성할 수 있다.

본 발명에서는 안쪽 회전날개(103)만을 사용하거나 바깥 회전날개(102)만을 사용하여 링형 날개 어셈블리을 구성할 수 있으며, 안쪽 회전날개(103)와 바깥 회전날개(102)를 함께 적용하여 링형 날개 어셈블리(100)를 구성할 수도 있다.

도 8은 일 실시예에 따른 링형 회전날개 동일면 편측 시스템(800)의 사시도를 설명하는 도면이다.

특히, 도 8에서 보는 바와 같이, 링형 회전날개 동일면 시스템(600)을 바깥 회전날개와 안쪽 회전날개로 구성하여 링형 회전날개 동일면 편측 시스템(800)을 구현할 수 있다.

일반적으로 링 형상은 구조상 기존의 축방식에 비하여 원심력에 강하기 때문에 상기 링형 회전날개 어셈블리는 기존의 축방식에 비해 더 빠르고 회전할 수 있고 날개도 넓게 제작하여 더 큰 양력을 발생시킬 수 있으므로 수직이착륙 비행체 내지는 드론 등의 성능과 효율을 향상시킬 수 있게 한다.

본 발명에서 채용한 비접촉 공중 부양 방식 및 추진 방식은 기존의 수직이착륙 비행체의 엔진, 기어 및 로터 블레이드에서 발생하는 소음을 대폭 줄이게 된다. 일반적인 로터 블레이드는 길이가 길고 폭이 좁으며 두께가 얇기 때문에 회전 시 각 블레이드의 상하 진동, 동체, 메인 로터 및 테일 로터 사이의 간섭, 전진 시 발생하는 아음속 충격파 및 후퇴 시 발생하는 불안정한 스톨, 로터 끝의 난류 파문 등의 복잡한 소음원으로부터 특유의 소음이 발생하는 것은 주지의 사실이다.

이에 비하여 본 발명에 따른 링형 회전 날개 시스템의 경우 날개의 원주방향 폭을 넓히는 대신에 축으로 향하는 길이를 짧게 하여 진동을 작게 하고 동체 등과의 간섭을 줄이며 꼬리 날개가 없이 구성할 수 있어서 간섭파가 줄어들기 때문에 소음이 작게 발생하는 구조가 가능하다.

도 9는 링형 회전날개 동일면 편측 시스템에 비행체에 연결한 예시를 설명하는 도면이다.

링형 회전날개 어셈블리(100)의 상기 회전날개(102, 103) 길이와 폭을 짧고 넓게 구성하여 상하 진동을 작게 하거나 꼬리 날개가 없이 구성하여 간섭파를 대폭 줄일 수 있고, 링의 직경을 크게 하여 상기 회전날개(102,103)의 끝에서 생성되는 와류(Blade vortex)가 비행체와 간섭을 일으키지 않게 하거나 최소화하고, 상기 링형 회전 날개 어셈블리(100)를 상기 비행체(701) 아래 쪽에 설치하여 날개에서 생성되는 와류(Blade vortex)가 상기 비행체(701)에 도달하지 못하도록 하여 소음이 작게 발생하는 구조를 이룰 수 있게 한다.

본 발명의 상기 링형 회전 날개 어셈블리(100)는 상기 링 내부평면이 대부분 빈 공간이기 때문에 링형 회전날개 시스템(500)에 동체 지지대를 연결하여 동체, 엔진, 화물 등 비행체의 구조물을 상기 링 내부평면(106)에 위치시킬 수 있고, 상기 링형 회전 날개 어셈블리(100)를 상기 비행체의 중간 높이 또는 아래에 배치할 수도 있다. 그러므로 비행체 추락 시 상기 비행 동체(701)의 상부로 낙하산을 펼치거나 조종사 및 승객의 비상탈출이 가능한 구조를 제공한다.

본 발명에 의한 상기 링형 회전 날개 시스템은 비행체에 위치하는 화석연료 엔진 대신에 전기를 동력으로 사용하는 eVTOL(electric Vertical Take-Off & Landing: 전기 수직 이착륙) 방식으로 구현이 가능하다. 전기 에너지 방식은 환경 오염을 줄이는 친환경 그린(green) 에너지원이며, 엔진 및 기어가 없으므로 비행 시 발생하는 소음을 대폭 줄일 수 있다. 그러므로 향 후 수직이착륙 비행장, 드론 비행장, 플라잉카 터미널 등 다중이 이용할 공중 운송 시설들이 인구 밀집지역 인근에도 친환경으로 설치될 수 있게 한다.

기존 테일 로터의 효과를 동일하게 이루기 위하여 본 발명인 상기 링형 회전 날개 시스템을 기존과 같이 비행체의 꼬리 날개에 수직으로 설치할 수 있다. 그러나 이 경우 꼬리 날개는 양력을 발생시키지 못하기 때문에 비행체의 무게가 증가되는 문제점이 있다. 또한 기존의 동축반전 로터 블레이드처럼 비행체의 임의의 위치에 상기 링형 회전날개 시스템을 하나 더 추가하여 서로 반대 방향으로 회전시키는 방법이 있으나, 이는 통상의 기술자들이 구상하고 실현할 수 있는 기술의 범위에 속한다고 할 수 있다.

본 발명인 상기 링형 회전날개 시스템이 속하는 평면에서 링의 내부평면은 회전하는 날개가 지나가는 궤적을 제외한 대부분이 빈 공간이기 때문에 이 공간에 또 다른 상기 링형 회전날개 시스템을 추가하여 서로 반대 방향으로 회전시키는 링형 회전날개 동일면 반전 시스템을 구성하면, 기존의 동축반전 방식이나 테일로터 방식의 기능을 모두 실현하면서도 한 개의 상기 링형 회전날개 시스템이 차지하는 공간에서 더 이상의 공간이 불필요 하기 때문에 기존 방식보다 향상된 공간 이용 효율을 제공한다.

상기 고정자, 링 도체판, 고정자 정위치용 자석 및 링 정위치용 자석은 링 형상을 가지는 것이 바람직하지만, 비행 동체 및 링형 회전날개 어셈블리(100)의 무게, 크기, 속도, 관성 및 비행체 운영 방식에 따라 원주의 일부만을 그 형상으로 가질 수 있다. 이 경우 선형모터의 열화 특성 중 하나인 단말효과 (End Effect)가 발생하여 선형모터의 추진 성능을 저하시키게 된다.

한편 매우 무거운 동체를 가진 경우 등 필요에 따라서는 상기 고정자와 상기 링 도체판의 위치를 서로 바꾸어 구성할 수도 있다. 특히 자기부양 철도의 경우에서와 같이 큰 힘을 내기 위해 초전도체를 초저온에서 사용하여야 하는 경우에는 상기 고정자를 초전도체로 대체하여 극저온 상태를 유지하기 위한 장치들을 비행기 동체에 구비하고 상기 링 도체판를 고정자석으로 대체할 수도 있다. 이러한 경향은 향후 기술의 발전으로 상온에 근접한 초전도체가 개발될수록 촉진될 것이다.

이상에서 설명된 장치는 하드웨어 구성요소, 소프트웨어 구성요소, 및/또는 하드웨어 구성요소 및 소프트웨어 구성요소의 조합으로 구현될 수 있다. 예를 들어, 실시예들에서 설명된 장치 및 구성요소는, 예를 들어, 프로세서, 콘트롤러, ALU(arithmetic logic unit), 디지털 신호 프로세서(digital signal processor), 마이크로컴퓨터, FPA(field programmable array), PLU(programmable logic unit), 마이크로프로세서, 또는 명령(instruction)을 실행하고 응답할 수 있는 다른 어떠한 장치와 같이, 하나 이상의 범용 컴퓨터 또는 특수 목적 컴퓨터를 이용하여 구현될 수 있다. 처리 장치는 운영 체제(OS) 및 상기 운영 체제 상에서 수행되는 하나 이상의 소프트웨어 애플리케이션을 수행할 수 있다. 또한, 처리 장치는 소프트웨어의 실행에 응답하여, 데이터를 접근, 저장, 조작, 처리 및 생성할 수도 있다. 이해의 편의를 위하여, 처리 장치는 하나가 사용되는 것으로 설명된 경우도 있지만, 해당 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자는, 처리 장치가 복수 개의 처리 요소(processing element) 및/또는 복수 유형의 처리 요소를 포함할 수 있음을 알 수 있다. 예를 들어, 처리 장치는 복수 개의 프로세서 또는 하나의 프로세서 및 하나의 콘트롤러를 포함할 수 있다. 또한, 병렬 프로세서(parallel processor)와 같은, 다른 처리 구성(processing configuration)도 가능하다.

이상과 같이 실시예들이 비록 한정된 도면에 의해 설명되었으나, 해당 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 상기의 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다. 예를 들어, 설명된 기술들이 설명된 방법과 다른 순서로 수행되거나, 및/또는 설명된 시스템, 구조, 장치, 회로 등의 구성요소들이 설명된 방법과 다른 형태로 결합 또는 조합되거나, 다른 구성요소 또는 균등물에 의하여 대치되거나 치환되더라도 적절한 결과가 달성될 수 있다.

그러므로, 다른 구현들, 다른 실시예들 및 특허청구범위와 균등한 것들도 후술하는 특허청구범위의 범위에 속한다.

100: 링형 회전날개 어셈블리 101: 링
102: 바깥 회전날개 103: 안쪽 회전날개
104: 링 도체판 105: 링 정위치용 자석
106: 링 내부평면 400: 원주형의 양측식 선형 유도 모터
401: 원주형 고정자 어셈블리 402: 상부 고정자
403: 하부 고정자 404: 원주형 이동자 어셈블리
405: 이동자 도체 406: 이동자 정위치용 자석
407: 고정자 정위치용 자석 408: 에어갭
409: 바퀴 500: 링형 회전날개 시스템
600: 링형 회전날개 동일면 시스템 700: 비행체
701: 비행동체 (Fuselage) 800: 링형 회전날개 동일면 편측 시스템

Claims (5)

1. 삭제
2. 삭제
3. 삭제
4. 마주보는 양측에서 고정된 일정 간격으로 배치되는 상부 고정자 및 하부 고정자를 포함하고, 상기 상부 고정자 및 하부 고정자에는 철심코어와 권선이 구비되어 자기력을 발생시키면서, 상기 상부 고정자 및 하부 고정자의 일정 간격에 의해 형성되는 에어갭을 유지하면서, 링의 형태를 갖는 원주형 고정자 어셈블리; 및
   상기 상부 고정자 및 하부 고정자에서 발생하는 자기력에 반응하여 움직임을 발생하는 도체를 포함하고, 상기 도체의 움직임에 따라 상기 에어갭 내에서 상기 링의 원주에 대한 일주 방향 중 어느 하나의 방향으로 회전 운동하는 원주형 이동자 어셈블리;를 포함하고,
   상기 원주형 이동자 어셈블리는,
   상기 링의 중심으로 향하는 제1 방향 또는 상기 제1 방향에 대향하는 제2 방향으로 향하는 형태로 고정되고, 상기 회전 운동에 따라 함께 회전운동하여 상기 원주에 수직하는 방향으로 양력을 발생하는 날개를 포함하며,
   상기 원주형 고정자 어셈블리와 상기 원주형 이동자 어셈블리는 동일한 극성을 마주보도록 배치되는 정위치용 자석;을 더 포함하고,
   상기 원주형 고정자 어셈블리와 상기 원주형 이동자 어셈블리가 형성하는 평면의 내부에서 또 다른 원주형 고정자 어셈블리 및 원주형 이동자 어셈블리가 배치되는 링형 회전날개 시스템.
   
5. 삭제

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