KR102562010B1 - 수직이착륙 무인 비행체 - Google Patents

Abstract

본 발명은 연료전지를 이용해 추력을 얻는 수직이착륙 무인 비행체에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 하우징의 측면에 형성된 공기인입구를 통해 하우징 내부로 들어온 공기를 측면통로를 지나 제1,2마찰벽에 충돌시켜 스택유입통로에서 균일한 밀도를 형성하도록 하고 연료전지스택에 균일하게 유입되도록 함으로써 연료전지스택에서 효율적인 전기에너지 생산이 가능하고 고속 비행시에도 안정성이 뛰어난 수직이착륙 무인 비행체에 관한 것이다.

Description

수직이착륙 무인 비행체 {VTOL Unmanned Aerial Vehicle}

본 발명은 연료전지를 이용해 추력을 얻는 수직이착륙 무인 비행체에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 하우징의 측면에 형성된 공기인입구를 통해 하우징 내부로 들어온 공기를 측면통로를 지나 제1,2마찰벽에 충돌시켜 스택유입통로에서 균일한 밀도를 형성하도록 하고 연료전지스택에 균일하게 유입되도록 함으로써 연료전지스택에서 효율적인 전기에너지 생산이 가능하고 고속 비행시에도 안정성이 뛰어난 수직이착륙 무인 비행체에 관한 것이다.

일반적으로 무인 비행체 (Unmanned Aerial Vehicle; UAV)는 드론(drone)이라고도 불리우며, 무선전파로 조종할 수 있는 무인 항공기를 가리킨다. 이러한 무인 비행체는, 카메라, 센서, 통신시스템 등이 탑재되어 있으며 그 용도에 따라 무게와 크기도 다양하다.

또한, 활주로를 활강하여 고속에서 이륙하는 비행체도 있으나 긴 활주거리가 필요없이 양력을 발생시키는 프로펠러를 가동하여 정지된 상태에서 떠오르는 수직이착륙 비행체도 존재한다.

초창기 무인 비행체는 군사용도로 처음 생겨났지만 전자 통신기술의 지속적 발전에 따라 요격 연습용, 군용 정찰기, 폭격기 등 군사용도 뿐만 아니라 배송, 지도 제작, 항공 촬영 등 그 이외의 다양한 분야로 확대 보급되고 있으며, 장시간 다양한 임무를 수행하기 적합한 무인 비행체로 선호되고 있다.

한편, 전술한 다양한 임무의 수행을 위해서는 드론의 안정적인 체공시간이 확보되어야 하고, 이를 위해 드론에 구비되는 에너지원의 보유량을 증가시키기 위해 배터리로 사용되는 2차 전지는 용량을 늘리게 되면 부피와 무게가 증가하는 문제점이 발생하였으며, 이는 로터에서 비행을 위해 발생하는 양력의 크기를 증가시켜야 하고, 양력을 발생시키는 로터와 로터를 구동시키는 구동부의 크기도 커지게 됨에 따라 전체적인 드론의 무게와 부피가 증가하는 결과를 초래하게 된다.

따라서, 드론의 무게를 많이 증가시키지 않고, 비행 및 임무수행 시간을 증가시킬 수 있는 기술의 개발이 필요하게 되었다.

예로, 대한민국 등록특허 10-2121662 에서는 수소를 연료로 하여 전기에너지를 얻는 드론으로서, 비행체의 외형을 형성하는 케이스, 상기 케이스 내부에 탑재되어 연료를 저장하는 가스탱크, 상기 가스탱크에서 수소를 공급받고 전면부에 형성된 공기유입구를 통하여 유입된 공기를 스택부에 통과시켜 전기에너지를 생산하는 연료전지부를 포함한다.

상기 발명은 비행 시간을 증가시키기 위해 전기 에너지를 저장하는 배터리를 과다하게 설치하여 무게 및 부피를 늘릴 필요없이 수소를 연료로 하여 부피를 감소시킬 수 있으며 무게 또한 가벼워지는 장점이 있다.

그러나, 상기 발명의 드론은 고속으로 비행시에 상당한 공기저항을 맞게 되어 과다한 항력이 발생하고 이런 문제로 항속거리가 짧아지는 단점이 있다.

무인 비행체가 양력을 발생시키는 프로펠러 뿐 아니라 추력을 발생시키는 프로펠러가 구비된 경우 공중에서 상당히 빠른 속도로 비행할 수 있으며 이런 무인 비행체는 공기저항으로 인해 상당한 항력이 발생한다.

이러한 빠른 비행속도를 갖는 수직 이착륙형 무인 비행체가 드론처럼 비행체 외부에 스택을 노출시켜 형성하면 비행안전성이 매우 나빠지고, 빠른 비행 속도로 인하여 공기가 스택사이로 유입되지 못하는 문제가 있다.

KR 10-2121662 (B1) 2020.06.04 KR 10-2226748 (B1) 2021.03.05

상기 문제점을 해결하기 위해 본 발명은 고속으로 비행하는 수직이착륙 무인 비행체에 있어서, 비행체의 외형을 이루는 하우징에 양측면으로 공기인입구가 형성되며 상기 공기인입구로 공기가 하우징의 내부로 유입되고 가스탱크의 양측면을 따라 후방으로 이동하여 연료전지스택에 공기를 공급하므로 고속 비행시에도 공기저항을 최소화하여 항력을 낮출 수 있는 수직이착륙 무인 비행체를 제공하는 것이다.

또한 본 발명의 다른 목적은 수소연료를 저장하는 가스탱크를 하우징의 중심부에 배치하고, 연료전지스택을 외부에 노출되지 않고 하우징의 내부의 양측면에 대칭구조로 배치함으로써 비행체의 자세 안정성을 유지하고 비행속도를 저감시키지 않는 수직이착륙 무인 비행체를 제공하는 것이다.

또한 본 발명의 다른 목적은 상기 공기인입구를 통해 하우징의 내부로 유입된 공기가 제1마찰벽에 부딪쳐 유속이 낮아진 상태로 스택유입통로로 유입되며, 상기 스택유입통로로 유입된 공기가 제2마찰벽에 부딪치며 공기 이동 방향을 반전시켜 와류를 형성하며 유입공기와 혼합되면서 스택유입통로에서 밀도의 균일성을 높여 연료전지스택의 효율을 향상시킬 수 있는 수직이착륙 무인 비행체를 제공하는 것이다.

또한 본 발명의 다른 목적은 100km/h 이상으로 비행하는 수직이착륙 무인 비행체의 비행속도를 저감시키지 않도록 연료전지스택과 수소 가스탱크를 외부에 노출시키지 않고 하우징 내부에 배치할 수 있으며, 수직 이착륙시 낮은 비행속도로 인하여 충분한 공기가 유입되지 않을 때에도 흡기팬을 작동시켜 안정적으로 산소를 공급할 수 있는 수직이착륙 무인 비행체를 제공하는 것이다.

또한 본 발명의 다른 목적은 고속 비행으로 공기인입구로 유입되는 공기가 흡기팬의 구동으로 배출되는 공기보다 많을 때에는 측면통로에 공기 밀도가 높아져 공기인입구로 공기 유입량이 적어져 연료전지스택에 공급되는 공기의 양에 일정하게 유지되는 수직이착륙 무인 비행체를 제공하는 것이다.

상기 목적을 달성하기 위한 본 발명은 수직이착륙용 프로펠러(120)가 부착된 비행날개(110)가 하우징(100)의 양측면으로 구비되고, 추력모터(500)에 의해 구동되는 비행용 프로펠러(미도시)가 하우징(100)의 후방 끝단에 구비되는 수직이착륙 무인 비행체에 있어서, 양측면에 외부공기를 내부로 유입시키는 공기인입구(610)가 형성되는 하우징(100); 상기 하우징(100)의 중앙부에 배치되며, 중공인 내부에 수소를 저장하는 원통형의 가스탱크(200); 상기 공기인입구(610)로 유입된 공기가 지나가며, 상기 가스탱크(200)의 외면과 상기 하우징(100)의 양측 표면 사이에 형성되는 측면통로(620); 상기 하우징(100) 내부의 양측에 구비되는 연료전지스택(700);을 포함한다.

또한 본 발명은 상기 측면통로(620)의 후방 끝단에 배치되며 상기 연료전지스택(700)의 전면과 결합되고, 가장자리에서 중앙부로 경사지게 형성되어, 상기 측면통로(620)를 통과한 공기의 유속을 낮추고 이동 방향을 변경시키는 제1마찰벽(640)을 포함한다.

또한 본 발명은 상기 가스탱크(200)의 후면과 상기 연료전지스택(700)의 전면이 이격되어 형성된 공간으로, 상기 하우징(100)의 양측면으로 각각 유입된 공기가 상기 제1마찰벽(640)과 부딪친 후 모아지는 수렴통로(630);를 포함한다.

또한 본 발명은 상기 수렴통로(630)로 모아진 공기가 이동되는 공간이며, 상기 연료전지스택(700)의 사이에 형성된 스택유입통로(650)를 더 포함하며, 상기 스택유입통로(650)는 후단에 상기 연료전지스택(700)의 후면보다 더 후방으로 라운드지게 돌출되어 스택유입통로(650)를 통과한 공기를 다시 상기 스택유입통로(650)로 반사시키는 제2마찰벽(660)이 형성된다.

또한 본 발명은 상기 연료전지스택(700)을 통과한 공기가 외부로 배출되는 배출구(730)가 배치되며, 경사진 면으로 형성되는 배출가이드부(720);를 포함한다.

또한 본 발명의 상기 배출구(730)는 상기 하우징(100)의 외측면보다 더 돌출되며, 상기 연료전지스택(700) 사이의 공기를 흡기하는 흡기팬(740)이 구비된다.

또한 본 발명의 상기 제1마찰벽(640)은 하우징(100) 양쪽에 동일한 형상으로 2개가 형성되되, 하우징(100)의 중앙으로 점차 후방 경사진다.

또한 본 발명의 상기 측면통로(620)는 상기 가스탱크(200)의 외측에 형성된 내통로면(621)과 하우징의 표면인 외통로면(622) 사이에 위치하며; 상기 공기인입구(610)에서 후방으로 갈수록 그 폭이 점차 커지고; 상기 내통로면(621)은 가스탱크(200)의 후방에서 서로 라운드되게 연결된다.

본 발명에 따른 수직이착륙 무인 비행체는 고속으로 비행하는 수직이착륙 무인 비행체에 있어서, 비행체의 외형을 이루는 하우징에 양측면으로 공기인입구가 형성되며 상기 공기인입구로 공기가 하우징의 내부로 유입되고 가스탱크의 양측면을 따라 후방으로 이동하여 연료전지스택에 공기를 공급하므로 고속 비행시에도 공기저항을 최소화하여 항력을 낮출 수 있는 장점이 있다.

또한 본 발명은 수소연료를 저장하는 가스탱크를 하우징의 중심부에 배치하고, 연료전지스택을 외부에 노출하지 않고 하우징의 내부의 양측면에 대칭구조로 배치함으로써 비행체의 자세 안정성을 유지하고 비행속도를 저감시키지 않는 장점이 있다.

또한 본 발명은 상기 공기인입구를 통해 하우징의 내부로 유입된 공기가 제1마찰벽에 부딪혀 유속이 낮아진 상태로 스택유입통로로 유입되며, 상기 스택유입통로로 유입된 공기가 제2마찰벽에 부딪히며 공기 이동 방향을 반전시켜 와류를 형성하며 유입되는 공기와 혼합되면서 스택유입통로에서 밀도의 균일성을 높여 연료전지스택의 효율을 향상시킬 수 있는 장점이 있다.

또한 본 발명은 100km/h 이상으로 비행하는 수직이착륙 무인 비행체의 비행속도를 저감시키지 않도록 연료전지스택과 수소 가스탱크를 외부에 노출시키지 않고 하우징 내부에 배치할 수 있으며, 수직 이착륙시 낮은 비행속도로 인하여 충분한 공기가 유입되지 않을 때에도 흡기팬을 작동시켜 안정적으로 산소를 공급할 수 있는 효과가 있다.

또한 본 발명은 고속 비행으로 공기인입구로 유입되는 공기가 흡기팬의 구동으로 배출되는 공기보다 많을 때에는 측면통로에 공기 밀도가 높아져 공기인입구로 공기 유입량이 적어져 연료전지스택에 공급되는 공기의 양에 일정하게 유지되는 장점이 있다.

도 1은 본 발명의 수직이착륙 무인 비행체의 사시도.
도 2는 본 발명의 수직이착륙 무인 비행체의 측면도.
도 3은 본 발명의 수직이착륙 무인 비행체의 평면도.
도 4는 본 발명의 수직이착륙 무인 비행체에서 유동가이드부를 따라 흐르는 공기의 유동을 나타낸 단면도
도 5는 본 발명의 수직이착륙 무인 비행체에서 연료전지스택을 나타낸 사시도.
도 6은 본 발명의 수직이착륙 무인 비행체에서 연료전지스택을 나타낸 정면도.

이하, 본 발명의 바람직한 실시 예를 첨부한 도면을 참조하여 당해 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 설명한다.

도 1 내지 도 6을 참고하여, 본 발명에 따른 수직이착륙 무인 비행체는 수직이착륙용 프로펠러(120)가 부착된 비행날개(110)가 하우징(100)의 양측면으로 구비되고, 추력모터(500)에 의해 구동되는 비행용 프로펠러(미도시)가 하우징(100)의 후방 끝단에 구비되는 수직이착륙 무인 비행체에 있어서,

양측면에 외부공기를 내부로 유입시키는 공기인입구(610)가 형성되는 하우징(100);

상기 하우징(100)의 중앙부에 배치되며, 중공인 내부에 수소를 저장하는 원통형의 가스탱크(200);

상기 공기인입구(610)로 유입된 공기가 지나가며, 상기 가스탱크(200)의 외면과 상기 하우징(100)의 양측 표면 사이에 형성되는 측면통로(620);

상기 하우징(100) 내부의 양측에 구비되는 연료전지스택(700);을 포함한다.

본 발명의 수직이착륙 무인 비행체(VTOL)는 기존 교체용 배터리 대신에 수소를 연료로 하여 연료전지를 통해 전기에너지를 생산하고, 생산된 전기에너지로 프로펠러를 돌려 추력을 얻는 무인 비행체로서, 사람이 탑승하지 않으며 비행의 목적에 부합하는 장비를 탑재하여 비행 중에 임무를 수행한다.

본 발명의 수직이착륙 무인 비행체는 전진하도록 비행용 프로펠러(미도시)에 추력을 제공하는 추력모터(500)와 수직이착륙용 프로펠러(120)에 구동력을 제공하는 양력모터(미도시)가 비행날개(110)에 구비되어, 상기 양력모터(미도시)를 이용하여 수직으로 이착륙이 가능하며 또한 상기 추력모터(500)가 비행체의 전진방향으로 추력을 발생시키므로 100km/h 이상의 고속으로 비행할 수 있다.

일반적인 드론은 추력모터가 구비되지 않고 양력모터만 구비되므로 양력모터로 수직 이착륙이 이루어지고 상기 양력모터를 일정 각으로 기울임으로써 추력을 얻는다. 그러나 추력만을 발생시키는 추력모터가 구비되지 않아 최대 40km/h의 저속으로 비행한다.

본 발명에 따른 수직이착륙 무인 비행체는 하우징(100)의 양측면에 양력을 일으키는 비행날개(110)가 길게 형성되고, 공기역학적 구조를 고려하여 전면이 유선형으로 이루어진 것으로, 3~4m의 동체 길이를 가진다.

100km/h 이상의 고속으로 비행하는 본 발명의 수직이착륙 무인 비행체는, 40km/h 정도의 저속의 드론과 달리 작은 돌출부에 의해서도 균형이 틀어지고, 비행의 안전을 저해하기에 산소를 흡기하여야 하는 연료전지스택(700)이 무인 비행체 외부 또는 내외에 걸쳐 설치할 수 없다.

또한, 100km/h 이상의 고속으로 비행시에 무인 비행체 주변의 공기 유속도 비행 속도와 같게 되어 매우 빠르게 공기가 이동하기에 흡기팬을 설치하여도 연료전지스택(700) 사이로 공기가 흡기되지 못한다.

본 발명의 수직이착륙 무인 비행체는 수소연료전지를 사용하기 위한 구조가 외부에 노출되게 설치되지 않고, 비행체 내부에 설치하며, 연료전지스택(700)을 통과한 공기를 배출하는 배출구(730)만이 하우징의 외부에 약간 돌출된다. 이러한 배출구(730)도 무인 비행체의 양쪽에서 동일한 크기와 위치에 설치된다.

본 발명의 수직이착륙 무인 비행체는 상기 하우징(100)의 측면에 공기인입구(610)가 형성되고 상기 공기인입구(610)는 공기가 유입될 수 있는 홈으로 외부로 돌출되지 않으므로 고속주행시에도 상기 공기인입구(610)에 따른 공기저항이 발생하지 않는다.

상기 하우징(100)의 양측면으로 흐르는 공기는 상기 공기인입구(610)를 통해 하우징(100) 내부로 유입된다. 하우징(100) 내부를 따라 측면통로(620), 제1마찰벽(640) 및 수렴통로(630)를 거치는 동안 유속이 매우 낮아지며, 스택유입통로(650)로 진입한 후 상기 스택유입통로(650)에서 제2마찰벽(660)에 충돌하여 유동이 불안정해져 와류가 발생하여 상기 스택유입통로(650)에서 공기가 혼합된다.

스택유입통로(650)에 존재하는 공기는 밀도가 어느 정도 균일하게 분포되고 유속이 매우 낮아져 연료전지스택(700)으로 유입될 수 있다. 따라서 상기 연료전지스택(700)은 공기를 받아들이는 전 면적에 대하여 어느 정도 균일한 밀도로 공기가 유입되므로 연료전지스택(700)은 효율적인 전기에너지 생산이 가능하다. 스택유입통로(650)에서의 공기 이동 속도는 공기인입구(610)와 측면통로(620)보다 현저히 낮은 속도를 갖게 되고, 이와 같이 낮아진 공기 이동 속도로 인하여 흡기팬(740)의 구동만으로 공기를 흡기하여 연료전지스택(700)을 통과시킬 수 있다.

따라서 효율적인 공기역학적 구조와 형상을 통해 연료전지스택(700)에서의 전기에너지 생산이 증대되고 본 발명의 수직이착륙 무인 비행체는 향상된 항속거리와 체공시간을 얻을 수 있다.

도 1 내지 도 3에 도시된 바와 같이 본 발명에 따른 수직이착륙 무인 비행체의 외형을 이루는 하우징(100)은 유선형으로 형성되며 공기저항으로 인해 발생하는 항력을 낮추기 위해 전면부가 작은 면적을 가지도록 형성된다.

본 발명에 따른 하우징(100)은 비행중에 공기와 직접적으로 접촉되는 구성이므로 형상에 따라 공기 저항 계수에 영향을 끼친다. 따라서 후술할 배출구(730)를 제외한 나머지 구성들은 하우징(100)의 내부에 탑재하여 공기와의 직접적인 접촉을 배제하여 비행안전을 제고하고 공기 저항 계수를 낮출 수 있다.

본 발명에서 전방, 전면, 후방, 후면은 하우징(100)을 기준으로 결정한 것이며, 하우징(100)의 앞쪽이 전방, 뒤쪽이 후방이 된다.

본 발명의 수직이착륙 무인 비행체가 비행시에 대기 중의 공기는 전면부에 의해 갈라지면서 상기 하우징(100)의 측면을 따라 이동하며, 상기 하우징(100)의 측면에 형성된 공기인입구(610)를 통하여 공기가 하우징(100)의 내부로 유입된다.

상기 하우징(100)에는 공기인입구(610)의 후방에 연료전지스택(700)과 연통되는 배출구(730)가 상기 하우징(100)의 외면보다 돌출된다. 후술할 배출구(730)는 상기 공기인입구(610)를 통해 하우징(100) 내부로 들어간 공기가 연료전지스택(700)을 통과하고 외부로 배출되는 통로이다. 상기 배출구(730)는 하우징(100)의 길이방향과 수직된 방향으로 형성되어 스택유입통로(650)에서 흐름판(710)을 통과하는 공기의 이동 방향이 무인 비행체의 비행 방향과 수직되게 된다.

도 1 내지 도 3에 도시된 바와 같이, 상기 하우징(100)의 중심부에는 수소를 저장하는 가스탱크(200)가 배치되며, 가스탱크(200)가 본 발명의 수직이착륙 무인 비행체의 무게중심이 되어 비행시 안전을 유지시킨다. 또한 상기 공기인입구(610)는 상기 가스탱크(200)보다 전방에 위치한다.

상기 가스탱크(200)는 원통형으로 구비되며, 전,후면이 라운드지게 구(球)형으로 형성된다.

상기 가스탱크(200)의 양측면은 상기 하우징(100)의 표면과 일정 이격된다. 상기 가스탱크(200)와 하우징(100) 사이의 틈은 후술할 측면통로(620)가 형성되고 측면통로(620)는 상기 공기인입구(610)와 연통된다. 따라서 상기 공기인입구(610)로 하우징(100) 내부로 유입된 공기는 상기 하우징(100)과 가스탱크(200) 사이의 틈인 측면통로(620)를 지나가며 상기 가스탱크(200)의 후방에 배치된 연료전지스택(700)으로 이동한다.

상기 하우징(100)과 가스탱크(200) 사이의 틈인 측면통로(620)가 지나치게 협소하지 않도록 가스탱크(200)의 양측이 하우징(100)의 내표면과 적당히 이격되는 것이 좋으나 상기 가스탱크(200)의 크기가 수용가능한 수소연료의 용량이므로 상기 가스탱크(200)는 적정한 크기로 형성되는 것이 바람직하다.

상기 가스탱크(200)의 후방에는 후술할 연료전지스택(700)이 배치되는데, 상기 가스탱크(200)와 연료전지스택(700) 사이에 공기가 유동할 수 있는 통로인 수렴통로(630)가 형성된다. 수렴통로(630)는 상기 가스탱크(200)의 후면과 연료전지스택(700)사이의 공간으로 공기 이동 속도를 낮추며, 측면통로(620)와 연통되어 측면통로(620)로 유동하는 공기가 수렴통로(630)를 통하여 연료전지스택(700)으로 이동한다.

상기 가스탱크(200)의 후면이 라운드지게 형성되므로 측면통로(620)의 후단을 통과하는 공기는 상기 가스탱크(200)의 후면을 따라 수렴통로(630)를 통해 연료전지스택(700)으로 이동할 수 있다.

상기 가스탱크(200)의 전방에는 연료전지스택(700)에서 생산된 전기에너지를 저장하는 배터리(300)와 비행 목적에 맞게 임무를 수행할 수 있는 임무장비(400)가 탑재된다. 상기 임무장비(400)는 카메라, 무기 등이 탑재될 수 있으나 이에 한정되는 것은 아니고 다양한 장비가 탑재될 수 있다. 상기 임무장비(400)의 위치는 본 발명의 일실시예에 따라 전단에 위치하는 것으로 하였으나 이에 한정되지 않으며 임무장비(400)의 특성에 알맞도록 가변할 수 있다.

본 발명에 따른 수직이착륙 무인 비행체에서, 추력을 발생시키는 추력모터(500)는 후단에 위치하나, 이에 한정되지 않으며 전단에도 위치할 수 있다.

상기 추력모터(500)는 수평방향으로 힘이 발생하도록 배치되며 상기 추력모터(500)로 인해 본 발명의 수직이착륙 무인 비행체가 고속으로 비행할 수 있다.

도 2 내지 도 4에 도시된 바와 같이, 본 발명의 상기 하우징(100)의 양측면을 따라 이동하는 공기중 일부는 상기 하우징(100)의 양측면에 형성된 공기인입구(610)를 통하여 하우징(100) 내부로 유입된다. 상기 공기인입구(610)를 통해 들어온 공기는 하우징(100) 내부에 형성된 유동가이드부(600)를 따라 연료전지스택(700)으로 유도되어 이동한다.

상기 유동가이드부(600)는 외부의 공기를 하우징(100) 내부로 인입한 후 연료전지스택(700)까지 유동할 수 있도록 가이드하는 통로로서, 대기중의 공기는 공기인입구(610)부터 시작하여 측면통로(620)와 수렴통로(630)를 거쳐 스택유입통로(650)까지 도달한다. 스택유입통로(650)에서 연료전지스택(700)에 공기 중의 산소를 공급하여 수소와 반응시켜 연료전지스택(700)에서 전기에너지를 생산한다.

상기 유동가이드부(600)는 상기 공기인입구(610)와, 상기 가스탱크(200)와 하우징(100)의 내면 사이로 이루어지는 통로인 측면통로(620)와, 상기 측면통로(620)와 연통되며 상기 가스탱크(200)의 후면과 연료전지스택(700) 사이의 통로인 수렴통로(630) 및 상기 수렴통로(630)와 연통되며 연료전지스택(700) 사이의 틈으로 형성되는 통로인 스택유입통로(650)로 구성된다.

먼저 대기 중의 공기는 공기인입구(610)를 통하여 하우징(100) 내부로 유입된다.

상기 공기인입구(610)로 하우징(100) 내부로 들어온 공기는 상기 가스탱크(200)와 하우징(100) 내표면 사이의 틈으로 형성되는 측면통로(620)를 지난다. 상기 측면통로(620)는 상기 공기인입구(610)와 연통되며 상기 하우징(100)의 후방으로 공기를 유도한다.

상기 측면통로(620)는 상기 상기 가스탱크(200)의 외측에 형성된 내통로면(621)과 하우징(100)의 표면인 외통로면(622) 사이의 위치하며 상기 공기인입구(610)에서 후방으로 갈수록 그 폭이 점차 커지고 상기 내통로면(621)은 가스탱크(200)의 후방에서 서로 라운드되게 연결된다. 본 발명의 공기인입구(610)와 측면통로(620)는 하우징(100)의 양 측면에 설치되는 것으로 서로 대칭으로 형성되며, 이중 내통로면(621)은 후방에서 도 4와 같이 서로 연결된다.

상기 측면통로(620)는 상기 하우징(100)의 양측에 형성되며 지나는 공기의 유동은 선형적으로 이동하는 층류유동이다.

상기 가스탱크(200)의 측면과 하우징(100)의 내표면은 비행체의 이동방향과 평행하도록 평평하게 형성되므로 상기 측면통로(620)도 또한 비행체의 전진방향으로 길게 형성된다.

상기 측면통로(620)가 협소하게 형성되지 않도록 상기 가스탱크(200)와 하우징(100) 내면 사이는 적정한 거리로 이격되는 것이 바람직하다.

상기 측면통로(620)는 후방으로 갈수록 폭이 넓어지도록 형성된다. 또한, 하우징(100)의 중앙부에 가까운 면인 측면통로(620)의 내측면은 중심부를 향하도록 경사져 있다.

상기 가스탱크(200)의 후면과 연료전지스택(700)의 사이에 형성되는 수렴통로(630)는 상기 측면통로(620)와 연통된다. 상기 수렴통로(630)는 하우징(100)의 양측에 형성된 측면통로(620)와 연통되므로 상기 측면통로(620)를 흐르는 공기를 한 곳으로 모으고 수렴되도록 한다.

본 발명에서 연료전지스택(700)으로 유입되는 공기가 머무는 스택유입통로(650)에서 공기의 유속을 낮추는 것이 매우 중요하다. 스택유입통로(650)에서 공기의 속도가 높으면 흡기팬(740)에 의해서도 흐름판(710)으로 공기가 통과되지 않는다.

상기 공기인입구(610)를 통해 하우징(100) 내부로 들어오고 측면통로(620)를 지나는 공기는 하우징(100)의 후방을 향하여 유동이 진행되는데, 스택유입통로(650)에서 공기의 유속을 충분히 낮추기 위해서는 스택유입통로(650)의 전방인 수렴통로(630)에서 어느 정도 공기의 유속이 낮아져야 하며, 이를 위하여 수렴통로(630)는 측면통로(620)로 유입된 공기가 서로 충돌하게 한다.

상기 가스탱크(200)의 후면은 라운드지게 구형으로 형성되므로 상기 가스탱크(200)의 후면 형상과 대응되도록 내통로면(621)의 후면은 하우징(100)의 중심부를 향하여 라운드진다.

상기 측면통로(620)의 후단에 다다른 공기는 수렴통로(630)로 진입하기 전에 가스탱크(200)의 표면과 가까운 공기는 상기 가스탱크(200)의 라운드진 후면을 따라 중앙부를 향하며 일부 공기는 측면통로(620)의 후단에 배치된 제1마찰벽(640)에 충돌하며, 공기의 이동 방향이 변경된다.

상기 제1마찰벽(640)은 연료전지스택(700)의 전면에 위치하여 상기 가스탱크(200)의 후면과 연료전지스택(700) 사이에 위치한다.

상기 제1마찰벽(640)은 하우징(100)의 중심부를 향하여 후방 경사진 형상이되, 직선으로 형성된다. 상기 제1마찰벽(640)은 상기 측면통로(620)를 따라 이동한 공기가 후단에서 상기 제1마찰벽(640)과 충돌시에 중심부로 향하도록 하여, 내통로면(621)을 따라 유입된 공기와 충돌하여 이동 속도를 감소시킨다.

또한 상기 제1마찰벽(640)은 상기 측면통로(620)의 후방 끝단에 배치되며 상기 연료전지스택(700)의 전면과 결합되고, 가장자리에서 중앙부로 후방 경사지게 형성되어, 상기 측면통로(620)를 통과한 공기의 유속을 낮추고 이동 방향을 변경시킨다.

상기 제1마찰벽(640)은 하우징(100)의 중앙으로 점차 후방으로 경사진 형상이고 상기 가스탱크(200)의 후면도 하우징(100)의 중심부를 향하여 라운드진 형상이므로, 상기 측면통로(620)에서 수렴통로(630)로 연통되는 부분에서 공기는 중심부로 유도되어 수렴한다.

상기 제1마찰벽은 하우징(100)의 양쪽에 동일한 형상으로 대칭되게 형성된다.

이때, 상기 측면통로(620)를 따라 이동하는 공기 중 가스탱크(200)의 표면과 가까운 일부 공기는 상기 내통로면(621)의 라운드진 표면을 따라서 하우징(100)의 중앙부로 이동하지만, 일부 공기는 상기 제1마찰벽(640)과 충돌한다. 상기 제1마찰벽(640)과 충돌하며 속도에 손실을 입고 방량이 변경되어 내통로면(621)을 따라 이동하는 공기와 충돌하는 등 유동의 불안정성이 증가함으로써 층류유동에서 난류유동으로 바뀐다.

상기 제1마찰벽(640)이 중심부를 향하여 경사져 있으므로 상기 제1마찰벽(640)과 충돌한 공기는 중심부로 튕겨져 나온다. 그리고 상기 가스탱크(200)의 라운드진 후면과 부딪히고 튕기면서 중심부로 향한다.

따라서 상기 제1마찰벽(640)과 가스탱크(200)의 라운드진 후면에 번갈아가면서 충돌하고 튕겨져 나오면서 속도가 낮아진 상태로 하우징(100)의 중심부로 수렴하게 되는 것이다.

또한 상기 제1마찰벽(640)과 가스탱크(200)의 후면 번갈아가며 부딪히면서 공기가 가지고 있던 운동에너지와 속도를 잃고 유동의 불안정성이 형성되어 층류유동에서 난류유동으로 바뀌어 와류가 발생한다. 상기 수렴통로(630)에 있는 공기는 난류를 형성하면서 중심부로 모이게 되는 것이다.

수렴통로(630)는 상기 가스탱크(200)의 후면과 상기 연료전지스택(700)의 전면이 이격되어 형성된 공간으로, 상기 하우징(100)의 양측면으로 각각 유입된 공기가 상기 제1마찰벽(640)과 부딪친 후 모아진다.

상기 수렴통로(630)로 모인 와류가 형성된 공기는 상기 수렴통로(630)의 중심부에 후단으로 연통되어 형성된 공간인 스택유입통로(650)로 진입한다. 상기 스택유입통로(650)는 후술할 연료전지스택(700)의 사이에 형성된 통로로서, 연료전지스택(700)으로 공기가 유입될 수 있도록 유도한다.

연료전지스택(700)은 하우징(100)의 후방에서 양측으로 대칭되도록 배치되므로 연료전지스택(700) 사이의 틈인 스택유입통로(650)가 형성되고 상기 스택유입통로(650)가 수렴통로(630)와 연통되므로 수렴통로(630)를 통해 중심부로 모인 공기가 스택유입통로(650)로 유입된다.

상기 수렴통로(630)에서 공기는 제1마찰벽(640)과 가스탱크(200)의 후면에 반복적으로 충돌하여 유속이 낮아진 상태로 스택유입통로(650)로 유입된다.

상기 스택유입통로(650)는 연료전지스택(700)에 공기가 유입되는 면인 내측면과 접촉된다. 상기 스택유입통로(650)에 있는 공기가 연료전지스택(700)으로 유입되어 연료전지스택(700) 내에서 수소와 반응하여 전기에너지를 생산하는 것이다.

상기 스택유입통로(650)는 후단이 연료전지스택(700)의 후면보다 더 후방으로 돌출되어 형성된다. 상기 스택유입통로(650)의 후단에는 라운드지게 형성된 제2마찰벽(660)으로 형성된다.

상기 제2마찰벽(660)상기 스택유입통로(650)는 후단에 상기 연료전지스택(700)의 후면보다 더 후방으로 라운드지게 돌출되어 스택유입통로(650)를 통과한 공기를 다시 상기 스택유입통로(650)로 반사시킨다.

상기 제2마찰벽(660)은 상기 수렴통로(630)에서 스택유입통로(650)로 진입한 공기가 부딪히는 벽으로서, 상기 제1마찰벽(640)에서 1차로 공기가 부딪혀 불안정성을 야기하고 제2마찰벽(660)에서 2차로 공기가 부딪혀 와류를 유도하는 구성이다.

상기 제2마찰벽(660)에 부딪힌 공기는 반발력으로 공기 이동 방향이 반전되어 상기 스택유입통로(650)로 튕기며, 수렴통로(630)에서 스택유입통로(650)로 유입되는 공기와 서로 충돌하면서 유동의 불안정성을 야기한다.

본 발명의 수직이착륙 무인 비행체가 고속으로 비행시에도 하우징(100) 내부로 공기가 고속으로 유입되고 압축되어 스택유입통로(650)의 후단에 고밀도로 형성되고 전단에는 저밀도로 형성될 수 있다. 이 상태로 연료전지스택(700)에 유입되면 저밀도로 형성된 공기가 위치한 부분에서는 연료전지스택(700)에서 적은 효율로 전기에너지를 생산된다.

하지만 상기 스택유입통로(650)에서는 위치에 따라 서로 다른 밀도를 가진 공기가 서로 혼합이 이루어지면서 균일한 밀도를 형성한다.

따라서 본 발명의 수직이착륙 무인 비행체의 고속비행시에도 스택유입통로(650)에는 전,후단 등 위치에 상관없이 균일한 밀도를 형성하고 연료전지스택(700)에 공기가 균일하게 들어갈 수 있으므로 연료전지스택(700)에서는 전,후단 등 위치에 상관없이 모든 면적에 대하여 균일하게 효율적으로 전기에너지를 생산할 수 있다.

상기 스택유입통로(650)에서 공기가 혼합되어 모든 위치에 대해 균일한 밀도를 가지므로 상기 연료전지스택(700)으로 유입되고, 효율전지스택의 효율을 끌어낼 수 있는 것이다.

또한, 상기 스택유입통로(650)의 후단인 제2마찰벽(660)은 연료전지스택(700)의 후면보다 더 돌출되어 있기에, 상기 제2마찰벽(660)과 충돌한 공기는 튕겨져 나가더라도 연료전지스택(700)의 내측면(공기가 유입되는 면)의 후방부로도 유입될 수 있다. 따라서, 상기 연료전지스택(700)의 모든 면적에 대하여 공기가 균일한 밀도로 유입되기에 연료전지스택(700)의 효율은 향상된다.

도 5 내지 도 6에 도시된 바와 같이, 상기 스택유입통로(650)의 양측에 구비되는 연료전지스택(700)은 수소와 공기중의 산소를 공급받아 통과시킴으로써 전기에너지를 생산하는 구성이다. 상기 연료전지스택(700)에서 생산된 전기에너지는 상기 배터리(300)에 저장 후 추력모터(500) 및 양력모터(미도시)에 공급하여 가동시켜 추력과 양력을 발생시킨다.

본 발명의 수직이착륙 무인 비행체는 연료전지스택(700)을 통해 전기에너지를 비행중에도 생산하므로 이륙전에 배터리(300)에 전력을 충전시키지 않아 배터리(300)의 용량을 충분히 확보할 필요가 없다.

상기 연료전지스택(700)에서 전기에너지를 생산한 후 바로 추력모터(500)에 공급하여 양력 및 추력을 발생시키므로 무인 비행체에 적용하기가 용이한 장점이 있다.

상기 연료전지스택(700)은 가스탱크(200)의 후방에 배치되되, 하우징(100)의 내부에서 상기 스택유입통로(650)의 양측면에 대칭되도록 배치된다. 따라서, 무게배분이 대칭으로 형성되어 비행체의 자세 안정성을 유지하고 비행속도를 저감시키지 않는다.

상기 연료전지스택(700)은 내측면에서 외측면으로 이동하는 공기유동을 형성하므로, 상기 비행체의 진행방향과 하우징(100) 내부의 공기 유동방향과 수직을 이룬다.

상기 연료전지스택(700)은 상기 수소와 산소가 지나가는 다수의 흐름판(710)이 병렬로 적층되어 있다. 상기 흐름판(710)은 비행체의 전진방향과 수직으로 배열된다.

상기 스택유입통로(650)에 있는 공기는 흐름판(710) 사이사이를 지나가게 되며 이때의 유동방향은 비행체의 전진방향과 수직이 된다.

상기 연료전지스택(700)은 상기 스택유입통로(650)의 양측인 내측면으로 공기를 받아들이고 상기 흐름판(710)을 통과한 공기를 외측면으로 배출한다.

상기 연료전지스택(700)의 외측면은 상기 연료전지스택(700)을 통과한 공기가 하우징(100)의 외부로 배출되도록 유도하는 배출가이드부(720)를 형성한다. 상기 배출가이드부(720)는 상기 연료전지스택(700)의 외측면에서 밀폐되도록 결합되므로 상기 연료전지스택(700)의 흐름판(710) 사이를 빠져나온 공기는 상기 배출가이드부(720)를 거치게 된다.

상기 배출가이드부(720)는 하우징(100)의 외측으로 돌출되도록 형성되며, 그 끝단은 배출구(730)로 형성된다. 상기 배출가이드부(720)는 상기 배출구(730)보다 작아지도록 경사지게 형성되어 상기 배출구(730)의 면적은 배출가이드부(720)의 단면보다 더 작다.

상기 배출가이드부(720)는 상기 연료전지스택(700)을 통과한 공기가 외부로 배출되는 배출구(730)가 배치되며,경사진 면으로 형성된다.

상기 배출구(730)는 상기 하우징(100)의 외면보다 더 돌출되도록 구성된다. 따라서 상기 연료전지스택(700)의 흐름판(710) 사이를 통과한 공기는 배출구(730)를 통해 하우징(100) 외부로 배출될 시에 상기 하우징(100) 양측면을 따라 유동하는 공기에 방해받지 않고 외부로 배출될 수 있다.

상기 배출구(730)에는 공기를 원활히 배출시키고 스택유입통로(650)의 공기를 흡기하는 흡기팬(740)을 더 포함한다. 상기 흡기팬(740)의 회전속도에 따라 배출되는 공기의 유량을 조절할 수 있다.

본 발명의 수직이착륙 무인 비행체가 고속으로 비행시에 상기 유동가이드부(600)에 공기가 밀집되어 추가적인 공기가 공기인입구(610)를 통해 유입되기 어려운 경우, 상기 흡기팬(740)의 회전속도를 고속으로 조절하여 상기 유동가이드부(600) 내부의 적체된 공기를 신속히 배출시킴으로써 연료전지스택(700)의 전기에너지 생산 효율성을 높이고 대기 중의 공기를 추가적으로 유입시킬 수 있다.

추가적인 공기 유입이 필요없을 경우 상기 흡기팬(740)의 회전속도를 저속으로 조절하거나 또는 정지시킴으로써 추가적인 공기 유입없이 상기 유동가이드부(600) 내부의 공기만으로 상기 연료전지스택(700)을 통과하게 하여 생산되는 전기에너지의 양을 조절할 수 있다.

또한, 본 발명의 수직이착륙 무인 비행체가 수직 이착륙시 낮은 비행속도로 인하여 충분한 공기가 유입되지 않을 때에도 흡기팬을 작동시켜 유동가이드부(600)의 공기 유동을 촉진시킴으로써 안정적으로 산소를 공급할 수 있다.

더불어, 고속 비행으로 공기인입구로 유입되는 공기가 흡기팬의 구동으로 배출되는 공기보다 많을 때에는 측면통로에 공기 밀도가 높아져 공기인입구로 공기 유입량이 적어져 연료전지스택에 공급되는 공기의 양이 일정하게 유지될 수 있다.

본 발명의 수직이착륙 무인 비행체에 따른 공기 유동을 설명한다.

본 발명의 수직이착륙 무인 비행체는 비행시에 면적이 작은 전면부에서 공기를 가르게 되며, 공기는 상기 하우징(100)의 외면을 따라 상기 하우징(100)의 후방으로 이동한다.

상기 하우징(100)의 양측에 형성된 공기인입구(610)를 통하여 하우징(100)의 내부로 공기가 유입되며, 하우징(100) 내부로 유입된 공기는 측면통로(620)를 따라서 후방으로 이동한다.

공기는 상기 측면통로(620)에서 수렴통로(630)로 진입하면서 상기 측면통로(620)의 후단에 위치한 제1마찰벽(640)에 충돌하여 운동에너지와 속도에 손실을 입고 유동의 불안정성이 발생함과 동시에 튕겨져 나와 가스탱크(200)의 라운드진 후면에도 충돌한다.

상기 제1마찰벽(640)과 가스탱크(200)의 후면에 번갈아가며 반복적으로 충돌되면서 중심부로 수렴하고, 난류유동이 형성된다. 또한, 추가적으로 유입되는 후행의 공기에 의해 하우징(100)의 후방으로 이동한다.

상기 수렴통로(630)의 중심부로 수렴한 공기는 상기 수렴통로(630)의 중심부에서 후방으로 길게 연장된 스택유입통로(650)로 진입한다. 상기 스택유입통로(650)의 후단에는 제2마찰벽(660)이 형성되므로 스택유입통로(650)에서 후방으로 이동하는 공기는 제2마찰벽(660)과 충돌한다.

상기 제2마찰벽(660)에 충돌하고 부딪힌 공기는 후행의 스택유입통로(650)에서 후방으로 이동하는 공기와 충돌하면서 유동의 불안정성이 더 발생하게 되고 와류가 발생한다.

본 발명의 수직이착륙 무인 비행체가 고속으로 비행시에도 상기 스택유입통로(650)의 후방에서 공기가 밀집되지 않고 와류로 인하여 서로 혼합이 되므로 상기 스택유입통로(650)에서는 공기의 밀도가 균일하게 분포된다.

따라서 상기 연료전지스택(700)의 내측면(공기가 유입되는 면)에서 모든 면적에 대해 균일한 공기가 유입되므로 위치별 공기 유량 편차가 발생하지 않아 상기 연료전지스택(700)의 전기에너지 생산의 효율이 향상된다.

상기 연료전지스택(700)으로 유입된 공기는 흐름판(710)의 사이를 통과하면서 수소와 반응하게 되고 전기에너지가 생산된다.

상기 흐름판(710)을 빠져나오면 공기는 배출가이드부(720)를 지나가고 배출구(730)를 통해 외부로 배출된다. 상기 배출구(730)는 하우징(100)의 외면보다 더 돌출되어 하우징(100) 측면을 따라 이동하는 공기에 방해받지 않고 배출될 수 있다.

상기 배출구(730)에는 흡기팬(740)이 형성되므로 흡기팬(740)이 상기 유동가이드부(600) 내부의 공기를 배출 속도를 조절할 수 있다. 상기 유동가이드부(600)에 공기가 밀집되면 상기 공기인입구(610)를 통해 더이상 공기가 유입되지 않을 수 있다.

상기 배출가이드부(720)를 통하여 연료전지스택(700)을 통과한 공기는 오직 배출구(730)를 통해서만 배출된다.

본 발명에 따른 수직이착륙 무인 비행체는 100km/h 이상으로 비행하는 수직이착륙 무인 비행체의 비행속도를 저감시키지 않도록 연료전지스택과 수소 가스탱크를 외부에 노출시키지 않고 하우징 내부에 배치할 수 있으며, 수직 이착륙시 낮은 비행속도로 인하여 충분한 공기가 유입되지 않을 때에도 흡기팬을 작동시켜 안정적으로 산소를 공급할 수 있다.

또한 본 발명은 하우징(100) 내부로 유입되어 유동가이드부(600)를 따라 유동하는 공기에 제1,2마찰벽에 의해 와류를 유도하여 위치에 따른 균일한 밀도를 형성하게 함으로써 상기 연료전지스택(700)에 균등하게 공기를 유입시킬 수 있어 연료전지스택(700)의 효율을 향상시킬 수 있다.

또한 본 발명은 연료전지스택(700)을 통과한 공기가 배출가이드부(720)를 거치면서 배출구(730)로 배출되며, 상기 배출구(730)에 구비된 흡기팬(740)에 의하여 유동속도가 조절되어 연료전지스택(700)에서의 전기에너지 생산을 조절할 수 있다.

100:하우징 110:비행날개 120:수직이착륙용 프로펠러
200:가스탱크 300:배터리 400:임무장비 500:추력모터
600:유동가이드부 610:공기인입구 620:측면통로
621:내통로면 622:외통로면 630:수렴통로
640:제1마찰벽 650:스택유입통로 660:제2마찰벽
700:연료전지스택 710:흐름판 720:배출가이드부 730:배출구 740:흡기팬

Claims (8)

1. 수직이착륙용 프로펠러(120)가 부착된 비행날개(110)가 하우징(100)의 양측면으로 구비되고, 추력모터(500)에 의해 구동되는 비행용 프로펠러(미도시)가 하우징(100)의 후방 끝단에 구비되는 수직이착륙 무인 비행체에 있어서,
   양측면에 외부공기를 내부로 유입시키는 공기인입구(610)가 형성되는 하우징(100);
   상기 하우징(100)의 중앙부에 배치되며, 중공인 내부에 수소를 저장하는 원통형의 가스탱크(200);
   상기 공기인입구(610)로 유입된 공기가 지나가며, 상기 가스탱크(200)의 외면과 상기 하우징(100)의 양측 표면 사이에 형성되는 측면통로(620);
   상기 하우징(100) 내부의 양측에 구비되는 연료전지스택(700);,
   상기 측면통로(620)의 후방 끝단에 배치되며 상기 연료전지스택(700)의 전면과 결합되고, 가장자리에서 중앙부로 경사지게 형성되어, 상기 측면통로(620)를 통과한 공기의 유속을 낮추고 이동 방향을 변경시키는 제1마찰벽(640);
   상기 가스탱크(200)의 후면과 상기 연료전지스택(700)의 전면이 이격되어 형성된 공간으로, 상기 하우징(100)의 양측면으로 각각 유입된 공기가 상기 제1마찰벽(640)과 부딪친 후 모아지는 수렴통로(630); 및
   상기 수렴통로(630)로 모아진 공기가 이동되는 공간이며, 상기 연료전지스택(700)의 사이에 형성된 스택유입통로(650);를 포함하며,
   상기 스택유입통로(650)는 후단에 상기 연료전지스택(700)의 후면보다 더 후방으로 라운드지게 돌출되어 스택유입통로(650)를 통과한 공기를 다시 상기 스택유입통로(650)로 반사시키는 제2마찰벽(660)이 형성되는
   수직이착륙 무인 비행체.
   
2. 삭제
3. 삭제
4. 삭제
5. 제1항에 있어서,
   상기 연료전지스택(700)을 통과한 공기가 외부로 배출되는 배출구(730)가 배치되며, 경사진 면으로 형성되는 배출가이드부(720);를 포함하는
   수직이착륙 무인 비행체.
   
6. 제5항에 있어서,
   상기 배출구(730)는 상기 하우징(100)의 외측면보다 더 돌출되며, 상기 연료전지스택(700) 사이의 공기를 흡기하는 흡기팬(740)이 구비되는
   수직이착륙 무인 비행체.
   
7. 제1항에 있어서,
   상기 제1마찰벽(640)은 하우징(100) 양쪽에 동일한 형상으로 2개가 형성되되, 하우징(100)의 중앙으로 점차 후방 경사진
   수직이착륙 무인 비행체.
   
8. 제1항에 있어서,
   상기 측면통로(620)는 상기 가스탱크(200)의 외측에 형성된 내통로면(621)과 하우징의 표면인 외통로면(622) 사이에 위치하며;
   상기 공기인입구(610)에서 후방으로 갈수록 그 폭이 점차 커지고;
   상기 내통로면(621)은 가스탱크(200)의 후방에서 서로 라운드되게 연결된
   수직이착륙 무인 비행체.