KR102405599B1 - 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기 - Google Patents

추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기 Download PDF

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Abstract

본 발명은 멀티콥터에 고효율 추진시스템을 장착할 수 있도록 구성한 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기에 관한 것으로서, 상기 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기는 기체의 무게 중심에서 앞, 뒤 소정의 거리에 위치하여, 각각 양측에 대칭으로 액추에이터가 형성되는 기체 프레임과, 상기 기체 프레임의 각 액추에이터에 결합하여 상기 기체 프레임을 ‘수직이착륙 모드’ 및 ‘고정익 모드’ 비행이 가능하도록 다수 개의 엔진으로 구성되는 고효율 추진시스템을 포함하는 것을 특징으로 하는 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기에 관한 것이다.
따라서 본 발명은 기체의 수평을 유지하며, 엔진 등 제어 응답이 느린 고효율 추진시스템을 장착이 가능한 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기를 구현할 수 있다.

Description

추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기{A vertical takeoff and landing vehicle using a thrust vector method}
본 발명은 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기에 관한 것으로서, 더 상세하게는 기체의 수평을 유지하며, 엔진 등 제어 응답이 느린 고효율 추진시스템을 장착이 가능한 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기에 관한 것이다.
수직이착륙기(VTOL)는 수직으로 또는 거의 수직에 가까운 소정 각도로 이착륙을 할 수 있다. 상기 VTOL은 활주로의 필요성을 없애고, 작은 공간에서도 이착륙이 가능하며, 이러한 비행체의 종류는 멀티콥터 및 소정의 날개 고정형 항공기를 포함하며, 군사용으로 자주 활용된다.
최근 수직이착륙기(VTOL)는 군사적, 상업적으로 널리 이용되고 있으며 활발한 연구로 매우 빠른 속도로 발전하고 있다. 전기 로터를 사용하는 VTOL은 배터리를 탑재하고 있으며, 로터는 고정식 수직 회전축을 사용하기 때문에 전진 비행 시 기체를 기울여야 함으로써 항력이 증가되고, 수직이착륙 모드에서 동력 소모가 커서 충전 당 이동 거리가 상당히 줄어드는 문제점이 있다.
따라서 상기와 같은 문제점을 해소하고 수직이착륙 및 이동 비행이 안전한 동력원을 제공하는 연구가 더욱 필요하다.
본 출원인은 멀티콥터에 틸팅(Tilting) 메커니즘을 추가하여 수평 비행 시 추력을 얻을 수 있고, 로터 및/또는 팬을 대신하여 제어 응답이 느리지만, 고효율 추진시스템인 엔진(Engine)의 장착이 가능한 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기를 구현하고자 한다.
그리고, 본 발명은 엔진의 추력을 일정하게 또는 응답이 느리게 반응하더라도 추력선을 변경하여 즉각적으로 반응하는 추력 벡터 성분을 이용하여 제어함으로써, 상기 고효율 추진시스템 엔진을 사용할 수 있는 수직이착륙기를 제공하고자 한다.
대한민국 등록특허공보 제10-1772223호(2017.08.28.) 대한민국 등록특허공보 제10-2179828호(2020.11.17.)
상술한 문제점을 해결하기 위한 본 발명의 목적은, 멀티콥터에 고효율 추진시스템을 장착할 수 있도록 기체 프레임, 고효율 추진시스템을 포함하여 구성되는 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기를 제공하는 데 있다.
본 발명의 다른 목적은, 상기 기체 프레임은 기체의 무게 중심에서 앞, 뒤 소정의 거리에 위치하여, 각각 양측에 대칭으로 엑추에이터가 형성되는 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기를 제공하는 데 있다.
본 발명의 또 다른 목적은, 상기 엑추에이터는 축 방향으로 좌·우 회전하도록 구성되는 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기를 제공하는 데 있다.
본 발명의 또 다른 목적은, 상기 고효율 추진시스템은 상기 기체 프레임의 각 엑추에이터에 결합하여 상기 기체 프레임을 ‘수직이착륙 모드’ 및 ‘고정익 모드’ 비행이 가능하도록 다수 개의 엔진으로 구성되는 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기를 제공하는 데 있다.
본 발명의 또 다른 목적은, 상기 ‘수직이착륙(VTOL) 모드’는 상기 다수 개의 엔진을 수직 상태로 작동하여 얻어지는 추력으로 상기 수직이착륙기를 일정한 높이까지 상승시켜 호버링 상태를 유지하도록 구성되는 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기를 제공하는 데 있다.
본 발명의 또 다른 목적은, 상기 ‘고정익 모드’는 상기 다수 개의 엔진을 기수 방향으로 전환하여 얻어지는 추력으로 비행 상태를 유지하도록 구성되는 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기를 제공하는 데 있다.
이와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기의 특징은, 멀티콥터에 고효율 추진시스템을 장착할 수 있도록 기체 프레임, 고효율 추진시스템을 포함하여 구성된다.
본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기의 다른 특징은, 상기 기체 프레임은 기체의 무게 중심에서 앞, 뒤 소정의 거리에 위치하여, 각각 양측에 대칭으로 엑추에이터가 형성된다.
본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기의 또 다른 특징은, 상기 엑추에이터는 축 방향으로 좌·우 회전하도록 구성된다.
본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기의 또 다른 특징은, 상기 고효율 추진시스템은 상기 기체 프레임의 각 엑추에이터에 결합하여 상기 기체 프레임을 ‘수직이착륙 모드’ 및 ‘고정익 모드’ 비행이 가능하도록 다수 개의 엔진으로 구성된다.
본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기의 또 다른 특징은, 상기 ‘수직이착륙(VTOL) 모드’는 상기 다수 개의 엔진을 수직 상태로 작동하여 얻어지는 추력으로 상기 수직이착륙기를 일정한 높이까지 상승시켜 호버링 상태를 유지하도록 구성된다.
본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기의 또 다른 특징은, 상기 ‘고정익 모드’는 상기 다수 개의 엔진을 기수 방향으로 전환하여 얻어지는 추력으로 비행 상태를 유지하도록 구성된다.
이상에서와 같은 본 발명은 먼저, 일반적으로 멀티콥터에 적용하지 않는 엔진을 사용할 수 있도록 구성하였다. 따라서 제어 응답이 느려서 수직이착륙기에는 적용하기 어려운 엔진 등 고효율 추진시스템을 채택함으로써, 로터를 이용한 수직이착륙기의 문제점을 해소할 수 있는 장점이 있다.
또한, 본 발명은 엔진을 이용하여 ‘VTOL 모드’ 및 ‘고정익 모드’로 비행할 수 있도록 구성하였다. 따라서 제어 응답이 느리거나, 과 응답의 특징이 있는 엔진을 적용하여 수직이착륙의 고효율 동력을 확보함으로써 우수한 비행능력을 보유할 수 있는 장점이 있다.
또한, 본 발명에는 틸팅 메커니즘이 적용되어 비행 시 기체가 수평을 유지하면서 ‘고정익 모드’로 비행할 수 있도록 구성하였다. 따라서 기체의 항력을 감소시켜 동력 손실이 적고, 비행시간 및 항속 거리가 증대되며, 추력의 방향을 변환하여 롤링·요잉·피칭 불균형을 제어할 수 있는 장점이 있다.
도 1은 종래 멀티콥터의 비행자세를 개략적으로 나타내는 그림이다.
도 2는 본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기에 틸팅 메커니즘을 적용한 비행자세를 개략적으로 나타내는 그림이다.
도 3은 본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기의 ‘VTOL 모드’ 비행 및 제어 개념을 개략적으로 나타내는 그림과 표이다.
도 4는 본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기의 ‘고정익 모드’ 비행 및 제어 개념을 개략적으로 나타내는 그림과 표이다.
본 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 실시 예를 가질 수 있는바, 특정한 실시 예들을 도면에 예시하고 발명의 설명에 상세하게 설명하고자 한다.
그러나 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.
본 발명에 사용된 용어나 단어는 단지 특정한 실시 예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 자신의 발명을 최선으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙으로 본 발명의 기술적 사상에 부합되는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다.
멀티콥터는 주로 모터를 추력 시스템으로 사용하는데, 이는 응답이 빠르고 시스템이 간단해서 제어하기 쉬운 까닭이다. 그러나 배터리 효율의 한계성과 사용 전후 무게가 일정하여 멀티콥터의 성능이 좋지 않은 문제점이 있다.
그래서 근래에는 엔진으로 전력을 생산하는 하이브리드 시스템을 사용하기도 하나, 화석연료를 전기로 변환하면서 동력 손실이 발생하고 모터가 추가됨으로써, 성능향상에 한계가 있다. 이에 대응하여 화석연료를 직접 이용하여 추력을 발생하는 엔진을 사용하면 더욱 성능 좋은 비행체를 개발할 수 있으나, 엔진의 응답속도가 느려 제어가 곤란한 문제점이 있다.
일반적으로 멀티콥터(1)는 다수 개의 로터 및/또는 팬을 이용하여 수직 이착륙을 하도록 구성되나 전진 비행 시에는 기체를 기울여 비행한다. 이러한 방식은 간단한 기체 시스템에 따라 제어 기법도 단순하지만, 항력증가로 동력 손실이 커지고 비행시간 및 항속 거리가 짧아지는 문제점을 가지고 있다. 또한, 영상 카메라의 시선 변화로 인한 조정이 필수적이고, 카메라의 시각 각도가 제한되는 문제점이 있다. (이상, 도 1 참조)
본 발명은 상기 멀티콥터(1)에 틸팅(Tilting) 메커니즘을 추가하여 기체 시스템은 다소 복잡하나, 수평 비행 시 얻을 수 있는 장점을 취하고, 상기 로터 및/또는 팬을 대신하여 제어 응답이 느리지만, 고효율 추진시스템인 엔진(Engine)의 장착이 가능한 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기를 제공하고자 한다.
그리고, 본 발명은 엔진의 추력을 일정하게 또는 응답이 느리게 반응하더라도 추력선을 변경하여 즉각적으로 반응하는 추력 벡터 성분을 이용하여 제어함으로써, 상기 고효율 추진시스템 엔진을 사용할 수 있는 수직이착륙기를 제공하고자 한다.
본 발명의 구체적인 특징 및 이점은 첨부된 도면을 참조한 이하의 설명으로 더욱 명확해질 것이다.
도 1은 종래 멀티콥터의 비행자세를 개략적으로 나타내는 그림이고, 도 2는 본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기에 틸팅 메커니즘을 적용한 비행자세를 개략적으로 나타내는 그림이고, 도 3은 본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기의 ‘VTOL 모드’ 비행 및 제어 개념을 개략적으로 나타내는 그림과 표이고, 도 4는 본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기의 ‘고정익 모드’ 비행 및 제어 개념을 개략적으로 나타내는 그림과 표이다.
도 2를 참조하여 설명하면, 본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기(10)는, 멀티콥터에 고효율 추진시스템을 장착할 수 있도록 기체 프레임(11), 고효율 추진시스템(12)을 포함하여 구성된다.
본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기의 상기 기체 프레임(11)은, 기체의 무게 중심에서 앞, 뒤 소정의 거리에 위치하여, 각각 양측에 대칭으로 액추에이터(111)가 형성된다. 또한, 기체의 진행 방향으로 봤을 때 상기 기체 프레임(11)은 전·후방 암의 길이가 일정 비율로 다르게 구성된다.
이러한 본 발명의 상기 액추에이터(111)는, 축 방향으로 좌·우 회전하도록 구성된다.
이때, 상기 4개의 액추에이터(111)에는, 엔진(E1~E4)이 장착되어 ‘VTOL 모드’일 때는 축 방향으로 회전하여 엔진을 수직으로 직립시켜 양력을 얻고, ‘고정익 모드’에서는 다시 회전하여 상기 엔진을 기수 방향으로 수평 전환하여 얻어지는 추력으로 비행 상태를 유지하도록 구성된다.
본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기의 상기 고효율 추진시스템(12)은, 상기 기체 프레임(11)의 각 액추에이터(111)에 결합하여 상기 기체 프레임(11)을 ‘수직이착륙 모드’ 및 ‘고정익 모드’ 비행이 가능하도록 다수개의 엔진(E1~E4 : 121)으로 구성된다.
이하에서는 도 3 및 도 4를 참조하여, 본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기의 제어 개념을 설명한다.
* VTOL 모드 제어 개념 *
본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기의 상기 ‘수직이착륙(VTOL) 모드’는, 상기 다수 개의 엔진(121)을 수직 상태로 작동하여 얻어지는 추력으로 상기 수직이착륙기(10)를 일정한 높이까지 상승시켜 호버링 상태를 유지하도록 구성된다.
이러한 본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기의 상기 ‘VTOL 모드’에서, ‘롤링(Rolling)’ 불균형은 하기 일반식(1)에 의해 오른쪽 날개의 롤링 현상을 상쇄하며, 하기 일반식(2)에 의해 왼쪽 날개의 롤링 현상을 상쇄하도록 제어된다.
[일반식]
T1 = θ T3 (1)
T2 = θ T4 (2)
(식 중, T1, T3는 오른쪽(RGT) 앞·뒤 날개에 결합된 엔진의 수직 성분의 추력이며, T2, T4는 왼쪽(LFT) 앞·뒤 날개에 결합된 엔진의 수직 성분의 추력이다. FREM(Front Rear Engine Moment Arm) ratio θ=Rear MA/Front MA이며, 상기 MA(Moment Arm)는 무게 중심(ⓧ)으로부터 엔진(E1, E2) 또는 엔진(E3, E4)을 잇는 직선과의 수직 길이를 의미한다.)
이러한 본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기의 상기 ‘VTOL 모드’에서, ‘요잉(Yawing)’ 불균형은 하기 일반식(3)에 의해 오른쪽 날개의 요잉 현상을 상쇄하며, 하기 일반식(4)에 의해 왼쪽 날개의 요잉 현상을 상쇄하도록 제어된다.
[일반식]
T2 = θ T3 (3)
T1 = θ T4 (4)
(식 중, T2, T3는 왼쪽(LFT) 앞날개 및 오른쪽(RGT) 뒷날개에 결합된 엔진(P2, P3)의 추력이며, T1, T4는 오른쪽(RGT) 앞날개 및 왼쪽(LFT) 뒷날개에 결합된 엔진(P1, P4)의 추력이다. θ=Rear MA/Front MA이며, FREM(Front Rear Engine Moment Arm) ratio를 의미한다.)
이러한 본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기의 상기 ‘VTOL 모드’에서 ‘피칭(Pitching)’ 불균형은, 엔진(P3, P4)의 추력(T3, T4) 및 엔진(P1, P2)의 추력(T1, T2)의 방향을 변경하여 피칭 현상을 업(UP), 다운(Down)하여 상쇄하도록 제어된다.
이러한 본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기의 상기 ‘VTOL 모드’에서 상기 수직이착륙기의 ‘고정익 모드’에서, ‘피칭(Pitching)’ 불균형은, 엔진(P1, P2)의 추력(T1, T2)의 방향을 변경하여 피칭 현상을 업(UP), 다운(Down)하여 상쇄하도록 제어된다. (이상, 도 3의 표 참조)
* 고정익 모드 제어 개념 *
본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기의 상기 ‘고정익 모드’는, 상기 다수개의 엔진(121)을 기수 방향으로 전환하여 얻어지는 추력으로 비행 상태를 유지하도록 구성된다.
이러한 본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기의 상기 ‘고정익 모드’에서, 오른쪽 날개의 ‘롤링(Rolling)’ 불균형은 엔진(P3, P4)의 추력(T3, T4) 방향을 기체 쪽으로 기울여 상쇄하며, 왼쪽 날개의 ‘롤링(Rolling)’ 불균형은 엔진(P3, P4)의 추력(T3, T4) 방향을 기체의 바깥쪽으로 기울여 상쇄하도록 제어된다.
이러한 본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기의 상기 ‘고정익 모드’에서, 오른쪽 날개의 ‘요잉(Yawing)’ 불균형은 엔진(P2, P4)의 추력(T2, T4)을 상승시켜 상쇄하며, 왼쪽 날개의 ‘요잉(Yawing)’ 불균형은 엔진(P1, P3)의 추력(T1, T3)을 상승시켜 상쇄하도록 제어된다.
이러한 본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기의 상기 ‘고정익 모드’에서, ‘피칭(Pitching)’ 불균형은, 엔진(P1, P2)의 추력(T1, T2)의 방향을 변경하여 피칭 현상을 업(UP), 다운(Down)하여 상쇄하도록 제어된다. (이상, 도 4의 표 참조)
도 3 및 도 4의 표를 참조하여 본 발명에 따른 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기의 롤링·요잉·피칭 불균형을 상쇄하는 제어 개념에 대해 자세히 살펴본다.
1. 롤링(Rolling) 불균형 상쇄제어
* VTOL 모드 RGT Roll *
- 상기 [일반식 1] T1 = θ T3에 의해 제어된다.
- 기체 오른쪽 앞뒤 날개의 엔진(P1, P3)을 기수(機首) 및 그 반대 방향으로 일정 각도 기울여 추력(T1, T3)을 발생시키면, 각각 벡터가 생기고 그 벡터값으로 오른쪽 날개의 롤링 현상을 상쇄시킨다.
* VTOL 모드 LFT Roll *
- 상기 [일반식 2] T2 = θ T4에 의해 제어된다.
- 기체 왼쪽 앞뒤 날개의 엔진(P2, P4)을 기수(機首) 및 그 반대 방향으로 일정 각도 기울여 추력(T2, T4)을 발생시키면, 각각 벡터가 생기고 그 벡터값으로 왼쪽 날개의 롤링 현상을 상쇄시킨다.
* 고정익 모드 RGT Roll *
- 기체 뒷날개의 엔진(P3, P4)을 기체 쪽으로 일정 각도 기울여 추력(T3, T4)을 발생시키면, 각각 벡터가 생기고 그 벡터값으로 오른쪽 날개의 롤링 현상을 상쇄시킨다.
* 고정익 모드 LFT Roll *
- 기체 뒷날개의 엔진(P3, P4)을 기체의 반대쪽으로 일정 각도 기울여 추력(T3, T4)을 발생시키면, 각각 벡터가 생기고 그 벡터값으로 오른쪽 날개의 롤링 현상을 상쇄시킨다.
2. 요잉(Yawing) 불균형 상쇄제어
* VTOL 모드 RGT Yaw *
- 상기 [일반식 3] T2 = θ T3에 의해 제어된다.
- 기체 대각 방향 앞뒤 날개의 엔진(P2, P3)을 기수(機首) 및 그 반대 방향으로 일정 각도 기울여 추력(T2, T3)을 발생시키면, 각각 벡터가 생기고 그 벡터값으로 오른쪽 날개의 요잉 현상을 상쇄시킨다.
* VTOL 모드 LFT Yaw *
- 상기 [일반식 4] T1 = θ T4에 의해 제어된다.
- 기체 대각 방향 앞뒤 날개의 엔진(P1, P4)을 기수(機首) 및 그 반대 방향으로 일정 각도 기울여 추력(T1, T4)을 발생시키면, 각각 벡터가 생기고 그 벡터값으로 왼쪽 날개의 요잉 현상을 상쇄시킨다.
* 고정익 모드 RGT Yaw *
- 기체 왼쪽 앞뒤 날개 엔진(P2, P4)의 추력(T2, T4)을 상승시키면, 기체가 오른쪽으로 회전하면서 오른쪽 날개의 요잉 현상을 상쇄시킨다.
* 고정익 모드 LFT Yaw *
- 기체 오른쪽 앞뒤 날개 엔진(P1, P3)의 추력(T1, T3)을 상승시키면, 기체가 왼쪽으로 회전하면서 왼쪽 날개의 요잉 현상을 상쇄시킨다.
3. 피칭(Pitching) 불균형 상쇄제어
* VTOL 모드 Pitch Up *
- 기체 뒷날개의 엔진(P3, P4)을 기수(機首) 및 그 반대 방향으로 일정 각도 기울여 추력(T3, T4)을 발생시키면, 각각 벡터가 생기고 그 벡터값으로 피치가 상승하여 피칭 현상을 상쇄시킨다.
* VTOL 모드 Pitch Down *
- 상기 [일반식 2] T2 = θ T4에 의해 제어된다.
- 기체 앞날개의 엔진(P1, P2)을 기수(機首) 및 그 반대 방향으로 일정 각도 기울여 추력(T1, T2)을 발생시키면, 각각 벡터가 생기고 그 벡터값으로 피치가 하강하여 피칭 현상을 상쇄시킨다.
* 고정익 모드 Pitch Up *
- 기체 앞날개의 엔진(P1, P2)을 기체 반대쪽 및 기체 쪽으로 일정 각으로 기울여 추력(T1, T2)을 발생시키면, 각각 벡터가 생기고 그 벡터값으로 피치가 상승하여 피칭 현상을 상쇄시킨다.
* 고정익 모드 Pitch Down *
- 기체 앞날개의 엔진(P1, P2)을 기체 쪽 및 기체의 반대쪽으로 일정 각으로 기울여 추력(T1, T2)을 발생시키면, 각각 벡터가 생기고 그 벡터값으로 피치가 하강하여 피칭 현상을 상쇄시킨다.
4. 포워드(Forward) 및 리어워드(Rearward) 제어
- 전체 엔진(P1, P2, P3, P4,)을 수직 상태에서 기수 방향으로 일정 각도로 기울여 작동하여 추력(T1, T2, T3, T4)을 발생시키면, 기체가 전진하고, 후미 방향으로 일정 각도로 기울여 작동하여 추력(T1, T2, T3, T4)을 발생시키면, 기체가 후진 비행 상태가 된다.
5. 상승(Climb) 및 하강(Descend) 제어
- 전체 엔진(P1, P2, P3, P4,)을 수직 상태로 작동하여 추력(T1, T2, T3, T4)을 발생시켜 상승, 호버링 및 하강한다.
이와 같은 본 발명의 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기는 다음과 같은 특징이 있다.
먼저, 본 발명은 일반적으로 멀티콥터에 적용하지 않는 엔진을 사용할 수 있도록 구성하였다.
따라서 제어 응답이 느려서 수직이착륙기에는 적용하기 어려운 엔진 등 고효율 추진시스템을 채택함으로써, 로터를 이용한 수직이착륙기의 문제점을 해소할 수 있는 장점이 있다.
또한, 본 발명은 엔진을 이용하여 ‘VTOL 모드’ 및 ‘고정익 모드’로 비행할 수 있도록 구성하였다.
따라서 제어 응답이 느리거나, 과 응답의 특징이 있는 엔진을 적용하여 수직이착륙의 고효율 동력을 확보함으로써 우수한 비행능력을 보유할 수 있는 장점이 있다.
또한, 본 발명에는 틸팅 메커니즘이 적용되어 비행 시 기체가 수평을 유지하면서 ‘고정익 모드’로 비행할 수 있도록 구성하였다.
따라서 기체의 항력을 감소시켜 동력 손실이 적고, 비행시간 및 항속 거리가 증대되며, 추력의 방향을 변환하여 롤링·요잉·피칭 불균형을 제어할 수 있는 장점이 있다.
1 : 멀티콥터
10 : 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기(VTOL)
11 : 기체 프레임
111 : 액추에이터
112 : 틸팅 샤프트
12 : 고효율 추진시스템
121 : 엔진(P1, P2, P3, P4)
T : 추력(Thrust)
θ : FREM(Front Rear Engine Moment) ratio

Claims (10)

  1. 멀티콥터에 틸팅 메커니즘을 추가하여 수평 비행 시 추력을 얻을 수 있고, 제어 응답이 느린 고효율 추진시스템인 엔진(Engine)의 장착이 가능한 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기에 관한 것으로서,
    상기 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기는,
    기체의 진행 방향으로 봤을 때, 무게 중심에서 앞·뒤 소정의 거리에 대칭으로 위치하는 전·후방 암의 길이가 일정 비율로 다르게 구성되는 기체 프레임(11);
    상기 기체 프레임(11)의 각 액추에이터(111)에 결합하여 상기 기체 프레임(11)을 '수직이착륙(VTOL) 모드' 및 '고정익 모드' 비행이 가능하도록 다수개의 엔진으로 구성되는 고효율 추진시스템(12);을 포함하며,
    상기 '수직이착륙 모드'는, 상기 다수개의 엔진을 수직 상태로 작동하여 얻어지는 추력으로 상기 수직이착륙기(10)를 일정한 높이까지 상승시켜 호버링 상태를 유지하도록 구성되며,
    상기 '수직이착륙 모드'에서, 외란 극복 및 자세변환을 위한 ‘롤링(Rolling) 제어'는, 식 T1 = θ T3 및 T2 = θ T4에 의해 피칭 모멘트 및 요잉 모멘트의 발생 없이 우측 수직 성분의 추력(T1, T3)을 변화시키도록 구성되며,
    상기 '수직이착륙 모드'에서, 외란 극복 및 자세변환을 위한 '요잉(Yawing) 제어'는, 식 T2 = θ T3 및 T1 = θ T4에 의해 피칭 모멘트 및 롤링 모멘트의 발생없이 좌측 수평 성분의 추력(P2, P3)을 변화시켜도록 구성되는 것을 특징으로 하는 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기.
    (식 중, T1, T3는 오른쪽(RGT) 앞·뒤 날개에 결합된 엔진의 수직 성분의 추력이며, T2, T4는 왼쪽(LFT) 앞·뒤 날개에 결합된 엔진의 수직 성분의 추력이다. FREM(Front Rear Engine Moment Arm) ratio θ=Rear MA/Front MA이며, 상기 MA(Moment Arm)는 무게 중심(ⓧ)으로부터 엔진(E1, E2) 또는 엔진(E3, E4)을 잇는 직선과의 수직 길이를 의미한다.)
  2. 청구항 1에 있어서,
    상기 액추에이터(111)는, 축 방향으로 좌·우 회전하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기.
  3. 청구항 2에 있어서,
    상기 ‘수직이착륙(VTOL) 모드’는, 상기 다수 개의 엔진(121)을 수직 상태로 작동하여 얻어지는 추력으로 상기 수직이착륙기(10)를 일정한 높이까지 상승시켜 호버링 상태를 유지하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기.
  4. 청구항 1에 있어서,
    상기 '고정익 모드'는, 상기 다수개의 엔진(121)을 기수 방향으로 전환하여 얻어지는 추력으로 비행 상태를 유지하도록 구성되며,
    상기 '고정익 모드'에서, 외란을 상쇄하거나 평형상태에서 다른 자세로 바꾸기 위한 '오른쪽 날개의 롤링(Rolling) 제어'는 우측의 엔진(E1, E3)을 하향시켜 수직 성분의 추력(T1, T3)을 하방을 향하게 하고, 좌측의 엔진(E2, E4)을 상방으로 틸트시켜 수직 성분의 추력(T2, T4)을 상향하게 하여 우측으로 기울이는 모멘트를 발생시키도록 구성되며,
    상기 '고정익 모드'에서, 외란을 상쇄하거나 평형상태에서 다른 자세로 바꾸기 위한 ‘왼쪽 날개의 롤링(Rolling) 제어’는 우측의 엔진(E1, E3)을 상향시켜 수직 성분의 추력(T1, T3)을 상방으로 향하게 하고, 좌측의 엔진(E2, E4)을 하방으로 틸트시켜 수직 성분의 추력(T2, T4)을 하향하게 하여 좌측으로 기울이는 모멘트를 발생시키도록 구성되며,
    상기 '고정익 모드'에서, 외란을 상쇄하거나 평형상태에서 다른 자세로 바꾸기 위한 ‘요잉(Yawing) 제어'는 기체의 왼쪽 앞·뒤 날개 엔진(E2, E4)의 수평 성분의 추력(P2, P4)을 증가시켜 기수(機首)를 우측으로 회전시키거나, 오른쪽 앞·뒤 날개 엔진(E1, E3)의 수평 성분의 추력(P1, P3)을 증가시켜 좌측으로 회전시키도록 구성되는 것을 특징으로 하는 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기.
  5. 청구항 4에 있어서,
    상기 수직이착륙기의 ‘VTOL 모드’에서, ‘롤링(Rolling)’ 불균형은 하기 일반식(1)에 의해 오른쪽 날개의 롤링 현상을 상쇄하며, 하기 일반식(2)에 의해 왼쪽 날개의 롤링 현상을 상쇄하도록 제어되는 것을 특징으로 하는 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기.
    [일반식]
    T1 = θ T3 (1)
    T2 = θ T4 (2)
    (식 중, T1, T3는 오른쪽(RGT) 앞뒤 날개에 결합된 엔진(P1, P3)의 추력이며, T2, T4는 왼쪽(LFT) 앞뒤 날개에 결합된 엔진(P2, P4)의 추력이다. θ=Rear MA/Front MA이며, FREM(Front Rear Engine Moment Arm) ratio를 의미한다.)
  6. 청구항 3에 있어서,
    상기 수직이착륙기의 ‘VTOL 모드’에서, ‘요잉(Yawing)’ 불균형은 하기 일반식(3)에 의해 오른쪽 날개의 요잉 현상을 상쇄하며, 하기 일반식(4)에 의해 왼쪽 날개의 요잉 현상을 상쇄하도록 제어되는 것을 특징으로 하는 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기.
    [일반식]
    T2 = θ T3 (3)
    T1 = θ T4 (4)
    (식 중, T2, T3는 왼쪽(LFT) 앞날개 및 오른쪽(RGT) 뒷날개에 결합된 엔진(P2, P3)의 추력이며, T1, T4는 오른쪽(RGT) 앞날개 및 왼쪽(LFT) 뒷날개에 결합된 엔진(P1, P4)의 추력이다. θ=Rear MA/Front MA이며, FREM(Front Rear Engine Moment Arm) ratio를 의미한다.)
  7. 청구항 4에 있어서,
    상기 수직이착륙기의 ‘고정익 모드’에서, 오른쪽 날개의 ‘롤링(Rolling)’ 불균형은 엔진(P3, P4)의 추력(T3, T4) 방향을 기체 쪽으로 기울여 상쇄하며, 왼쪽 날개의 ‘롤링(Rolling)’ 불균형은 엔진(P3, P4)의 추력(T3, T4) 방향을 기체의 바깥쪽으로 기울여 상쇄하도록 제어되는 것을 특징으로 하는 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기.
  8. 청구항 4에 있어서,
    상기 수직이착륙기의 ‘고정익 모드’에서, 오른쪽 날개의 ‘요잉(Yawing)’ 불균형은 엔진(P2, P4)의 추력(T2, T4)을 상승시켜 상쇄하며, 왼쪽 날개의 ‘요잉(Yawing)’ 불균형은 엔진(P1, P3)의 추력(T1, T3)을 상승시켜 상쇄하도록 제어되는 것을 특징으로 하는 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기.
  9. 청구항 6에 있어서,
    상기 수직이착륙기의 ‘VTOL 모드’에서 ‘피칭(Pitching)’ 불균형은, 엔진(P3, P4)의 추력(T3, T4) 및 엔진(P1, P2)의 추력(T1, T2)의 방향을 변경하여 피칭 현상을 업(UP), 다운(Down)하여 상쇄하도록 제어되는 것을 특징으로 하는 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기.
  10. 청구항 8에 있어서,
    상기 수직이착륙기의 ‘고정익 모드’에서, ‘피칭(Pitching)’ 불균형은, 엔진(P1, P2)의 추력(T1, T2)의 방향을 변경하여 피칭 현상을 업(UP), 다운(Down)하여 상쇄하도록 제어되는 것을 특징으로 하는 추력 벡터 방식을 이용한 수직이착륙기.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117360772A (zh) * 2023-12-07 2024-01-09 四川沃飞长空科技发展有限公司 垂直起降飞行器及控制方法

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2016035068A2 (en) * 2014-09-02 2016-03-10 Amit Regev Tilt winged multi rotor
WO2016120833A1 (en) * 2015-01-30 2016-08-04 Stefanutti Leopoldo Tiltrotor drone with movable aerodynamic surfaces
US20160340028A1 (en) * 2014-01-20 2016-11-24 Robodub Inc. Multicopters with variable flight characteristics
US20170015412A1 (en) * 2015-07-17 2017-01-19 iDrone LLC Thrust vectoring on a rotor-based remote vehicle
KR101772223B1 (ko) 2016-07-29 2017-08-28 주식회사 샘코 로터가 숨겨진 하이브리드 수직이착륙 무인항공기
US20200148354A1 (en) * 2018-11-08 2020-05-14 Textron Innovations Inc. Autonomous thrust vectoring ring wing pod
KR102179828B1 (ko) 2019-09-24 2020-11-17 한국항공우주연구원 틸트프롭과 리프트프롭을 구비하는 혼합형 수직이착륙기의 제어방법

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160340028A1 (en) * 2014-01-20 2016-11-24 Robodub Inc. Multicopters with variable flight characteristics
WO2016035068A2 (en) * 2014-09-02 2016-03-10 Amit Regev Tilt winged multi rotor
WO2016120833A1 (en) * 2015-01-30 2016-08-04 Stefanutti Leopoldo Tiltrotor drone with movable aerodynamic surfaces
US20170015412A1 (en) * 2015-07-17 2017-01-19 iDrone LLC Thrust vectoring on a rotor-based remote vehicle
KR101772223B1 (ko) 2016-07-29 2017-08-28 주식회사 샘코 로터가 숨겨진 하이브리드 수직이착륙 무인항공기
US20200148354A1 (en) * 2018-11-08 2020-05-14 Textron Innovations Inc. Autonomous thrust vectoring ring wing pod
KR102179828B1 (ko) 2019-09-24 2020-11-17 한국항공우주연구원 틸트프롭과 리프트프롭을 구비하는 혼합형 수직이착륙기의 제어방법

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117360772A (zh) * 2023-12-07 2024-01-09 四川沃飞长空科技发展有限公司 垂直起降飞行器及控制方法
CN117360772B (zh) * 2023-12-07 2024-02-06 四川沃飞长空科技发展有限公司 垂直起降飞行器及控制方法

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