KR102575302B1 - Flying disc using asy㎜etric lift - Google Patents
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Abstract
본 발명은 비행기 날개의 에어포일 구조를 원반에 적용하여 비대칭 양력을 유도함으로 직선 운동과 회전운동을 결합한 다채로운 비행 특성을 구현할 수 있는 비대칭 양력을 이용한 비행원반에 관한 것이다.The present invention relates to a flight disk using asymmetric lift capable of implementing various flight characteristics combining linear motion and rotational motion by inducing asymmetric lift by applying an airfoil structure of an airplane wing to the disc.
Description
본 발명은 회전을 주어 던져 날리는 비행원반에 관한 것으로, 자세하게는 비행기 날개의 에어포일 구조를 원반에 적용하여 비대칭 양력을 유도함으로 직선 운동과 회전운동을 결합한 다채로운 비행 특성을 구현할 수 있는 비대칭 양력을 이용한 비행원반에 관한 것이다.The present invention relates to a flight disc that is thrown and thrown by rotation, and more specifically, by applying an airfoil structure of an airplane wing to a disc to induce asymmetric lift, using asymmetric lift that can realize various flight characteristics combining linear motion and rotation motion. It's about the flying disc.
비행원반은 야외에서 즐길 수 있는 완구로 회전을 주어 던지면 수평으로 날아가다가 내려앉는 비행특성을 갖고 있다.The flying disc is a toy that can be enjoyed outdoors and has a flight characteristic in that it flies horizontally and then lands when thrown by rotation.
이는 자체적인 추진력 없이 공중으로 던지는 힘의 세기에 따라 속도 및 비행 거리가 결정되며, 비행시 작용하는 양력에 의하여 일정구간 떠오른 후 하측면에 공기저항을 받게 되면서 서서히 하강한다.Its speed and flight distance are determined by the strength of the force thrown into the air without its own propulsion.
즉 공기 내에서 원반이 날아감에 따라 항력을 받게 되고, 원반의 형상 및 공기의 흐름에 따른 양력을 받는 것으로, 비행원반은 날개구조를 갖게 되어 항력보다 큰 양력을 발생시켜 일정 구간 비행하는 것이다.That is, as the disk flies in the air, it receives drag and receives lift according to the shape of the disk and the flow of air.
따라서 대부분의 비행원반은 날개구조가 테두리를 따라 형성되고 이에 중량이 모이는 형태로, 자체 무게로 던져지는 가속도에 의해 힘이 발생하면서 맞을 경우 부상으로 이어질 우려가 있고, 공기의 저항을 많이 받도록 원반의 크기가 커지는 것이 일반적이다.Therefore, in most flying discs, the wing structure is formed along the rim and the weight gathers on it, and force is generated by the acceleration thrown by its own weight, which may lead to injury if hit, and the disc's structure to receive a lot of air resistance It is common for them to increase in size.
이로 인해 비행원반은 그 형상이 단순하게 일편적일 수밖에 없어 다양한 비행특성의 구현도 불가능하였다.Because of this, the shape of the flying disk was inevitably simply one-sided, making it impossible to realize various flight characteristics.
본 발명은 상기와 같은 문제를 해결하기 위하여 창출된 것으로, 본 발명의 목적은 단면이 비행기 날개 단면의 유선형 구조로 이루어져 공기 중을 비행할 때 전면과 후면 그리고 측면에서 발생하는 양력의 비대칭성으로 인해 직선 운동은 물론 원반 중심축의 회전운동이 함께 나타나 다양한 비행특성을 구현할 수 있는 비대칭 양력을 이용한 비행원반을 제공하는 것이다.The present invention has been created to solve the above problems, and an object of the present invention is that the cross section has a streamlined structure of the cross section of an airplane wing due to the asymmetry of lift generated from the front, rear and side surfaces when flying in the air. It is to provide a flying disk using an asymmetrical lift that can realize various flight characteristics as well as linear motion as well as rotational movement of the central axis of the disk.
상기와 같은 목적을 위해 본 발명은 평면형상이 원형인 비행원반으로서, 비행원반의 총 지름을 나타내는 가상선을 기준으로 하여, 하측 중심부가 제1 두께 값을 갖도록 하측으로 볼록한 형상을 하되, 중심으로부터 테두리까지의 거리대비 상기 최대 제1두께 값에 해당하는 기울기가 0 ~ 30도 사이의 값을 갖도록 형성된 하면부; 비행원반의 총 지름을 나타내는 가상선을 기준으로 하여, 중심으로부터 테두리 방향으로 제1위치에 해당하는 부분이 상측으로 제2두께 값을 갖도록 볼록하며 고리형상을 이루는 돌출부가 형성되되, 중심으로부터 테두리까지의 거리대비 상기 제2두께 값의 비가 10 ~ 30% 사이의 값을 갖도록 형성된 상면부; 로 이루어지는 것을 특징으로 한다.For the above purpose, the present invention is a flight disk having a circular plane shape, based on an imaginary line representing the total diameter of the flight disk, and has a convex shape downward so that the lower center has a first thickness value, but from the center If the slope corresponding to the maximum first thickness value compared to the distance to the edge is formed to have a value between 0 and 30 degrees; Based on the imaginary line representing the total diameter of the flying disc, the portion corresponding to the first position in the direction from the center to the rim is convex and has a second thickness value upward, and a protrusion forming a ring shape is formed, but from the center to the rim an upper surface portion formed to have a ratio of the second thickness value to a distance of 10 to 30%; It is characterized by consisting of.
이때, 상기 상면부는 탄성을 갖는 재질로 이루어지며 상대적으로 단단한 재질의 하면부 상측으로 결합하되, 상기 상면부와 하면부 사이에 선택되는 지름을 갖는 고리 형태의 구조물을 삽입하여 상기 돌출부가 형성되도록 구성될 수 있다.At this time, the upper surface portion is made of a material having elasticity and coupled to the lower surface portion of a relatively hard material, but the protrusion is formed by inserting a ring-shaped structure having a selected diameter between the upper surface portion and the lower surface portion. It can be.
또한, 상기 고리 형태의 구조물의 전체 지름을 변경함으로 상기 돌출부의 위치를 수평방향으로 가변할 수 있도록 구성될 수 있다.In addition, by changing the overall diameter of the annular structure, the position of the protrusion may be configured to be variable in the horizontal direction.
또한, 상기 상면부는, 비행원반의 총 지름을 나타내는 가상선을 기준으로 하여, 상측 중심부의 제3두께 값이 상기 제1두께 값의 70~80% 로 구성될 수 있다.In addition, the upper surface portion may have a third thickness value of 70 to 80% of the first thickness value of the upper center portion based on an imaginary line representing the total diameter of the flight disc.
또한, 상기 상면부는, 상기 돌출부의 상단과 테두리를 연결하는 경사면이 외측으로 경사각이 작아지도록 순차적으로 형성된 제1경사부 및 제2경사부로 구성될 수 있다.In addition, the upper surface portion may be composed of a first inclined portion and a second inclined portion sequentially formed so that the inclined surface connecting the upper end of the protruding portion and the rim has a smaller inclination angle toward the outside.
본 발명은 레저 및 스포츠 도구로서 간단한 원리 이해를 통해 다채로운 비행특성의 구현할 수 있는 비행원반을 구성할 수 있다. 더불어 본 발명에 적용되는 비행원리와 실제 비행모습을 통해 양력과 비행원리 학습을 위한 교육용 도구로 활용이 가능하며, 본 발명의 원리를 드론과 같은 소형 비행체에 접목하는 형태로 관련 산업에 응용하여 기술발전을 도모할 수 있다.As a tool for leisure and sports, the present invention can construct a flying disc capable of realizing various flight characteristics through simple understanding of principles. In addition, it can be used as an educational tool for learning lift and flight principles through the flight principles and actual flight patterns applied to the present invention, and the principles of the present invention can be applied to related industries in the form of grafting small aircraft such as drones can promote development.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 사시도,
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 정면도,
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 평면도,
도 4는 본 발명의 실시예에 따른 측 단면도,
도 5는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 세부 치수를 나타낸 단면도,
도 6은 본 발명에 따른 비행원반의 비행모습을 나타낸 사용상태도,
도 7은 본 발명에 따른 비행 이론을 설명하기 위한 설명도,
도 8은 본 발명의 다른 실시예에 따른 구조를 나타낸 분해 사시도,
도 9는 본 발명의 다른 실시예에 따른 구조를 나타낸 측 단면도,
도 10은 비대칭 양력을 위한 다양한 돌출부의 형태 변화를 나타낸 측단면도이다.1 is a perspective view according to an embodiment of the present invention;
2 is a front view according to an embodiment of the present invention;
3 is a plan view according to an embodiment of the present invention;
4 is a side cross-sectional view according to an embodiment of the present invention;
5 is a cross-sectional view showing detailed dimensions according to a preferred embodiment of the present invention;
6 is a state diagram showing the flight state of the flight disk according to the present invention;
7 is an explanatory diagram for explaining the flight theory according to the present invention;
8 is an exploded perspective view showing a structure according to another embodiment of the present invention;
9 is a side cross-sectional view showing a structure according to another embodiment of the present invention;
10 is a cross-sectional side view showing changes in the shape of various protrusions for asymmetric lift.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명 비대칭 양력을 이용한 비행원반의 구조를 구체적으로 설명한다.Hereinafter, the structure of the flight disk using the asymmetric lift of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 사시도, 도 2는 본 발명의 실시예에 따른 정면도, 도 3은 본 발명의 실시예에 따른 평면도, 도 4는 본 발명의 실시예에 따른 측 단면도로서, 본 발명은 평면형상이 원형인 원반으로 손으로 회전을 주어 던져 날림으로 비행이 이루어진다.1 is a perspective view according to an embodiment of the present invention, Figure 2 is a front view according to an embodiment of the present invention, Figure 3 is a plan view according to an embodiment of the present invention, Figure 4 is a side cross-sectional view according to an embodiment of the present invention , In the present invention, the flight is performed by throwing and throwing by hand rotation with a disk having a circular plane shape.
구체적인 형상설명의 편의를 위해서 비행원반(이하, '원반'으로 칭함)의 총 지름을 나타내는 가상선, 실질적으로는 상기 가상선의 집합인 가상면을 기준으로 상측은 상면부(110), 하측은 하면부(120)로 정의한다.For convenience of specific shape description, the upper side is based on a virtual line representing the total diameter of the flight disc (hereinafter referred to as 'disc'), and the virtual plane, which is actually a set of the virtual lines, is the
본 발명은 비행기 날개 단면의 유선형 구조가 원반의 윗면, 즉 상면부(110)에 적용되고 원반의 아랫면, 즉 하면부(120)는 볼록한 구조로 하측면 전체 면을 덮는 닫힌 구조를 형성한다.In the present invention, the streamlined structure of the cross section of the airplane wing is applied to the upper surface of the disk, that is, the
도 4와 같이 원반 단면 구조는 비행기 날개의 단면과 같은 유선형으로 공기 중을 비행할 때 원반의 상면과 하면 그리고 측면에서 발생하는 양력의 비대칭성으로 인해 직선운동은 물론 원반 중심축의 회전운동이 함께 나타난다. As shown in FIG. 4, the cross-sectional structure of the disk is a streamlined shape like the cross section of an airplane wing, and when flying in the air, the rotational movement of the central axis of the disk as well as the linear movement appears due to the asymmetry of the lift generated from the upper and lower surfaces and sides of the disk. .
이때 원반의 각 부분에서 공기의 속도는 두 성분, 직선운동에 의한 공기의 상대속도와 원반 자체의 회전운동에 의한 공기의 상대속도의 벡터합성에 의해 결정된다. At this time, the air velocity in each part of the disk is determined by the vector composition of the two components, the relative velocity of the air due to the linear motion and the relative velocity of the air due to the rotational movement of the disk itself.
도 3에서 점선으로 표시된 화살표는 원반 면의 각 부분에서 벡터 합성된 공기의 속도를 나타낸다. 따라서 원반의 비행 중 진행방향에 있는 원반의 앞부분(①)과 원반의 뒷 부분(②)에서의 공기의 속도 차이가 발생하고 이 결과로 베르누이원리에 따라 양력의 차이가 발생한다.Arrows indicated by dotted lines in FIG. 3 indicate the velocity of vector synthesized air at each part of the disk surface. Therefore, during the flight of the discus, there is a difference in air speed between the front part (①) and the back part (②) of the discus in the direction of travel, and as a result, a difference in lift occurs according to Bernoulli's principle.
또한, 진행방향에 대해 수직한 방향에 있는 원반의 위(③)와 아래(④)에서도 역시 속도 차이가 나고 이러한 이유로 양력 차이가 발생하게 된다.In addition, there is also a speed difference above (③) and below (④) of the disk in the direction perpendicular to the direction of travel, and for this reason, a difference in lift occurs.
그리고 원반의 바닥 면에서도 윗면과 같은 양력의 차이가 발생하며 또한 윗면과 아랫면 사이에서도 양력의 차이가 발생한다. The same difference in lift occurs on the bottom surface of the disk as on the top surface, and also between the top and bottom surfaces.
도 4에서 점선으로 표시된 화살표는 원반 면의 각 부분에서의 공기의 속도를 나타낸다.Arrows indicated by dotted lines in FIG. 4 indicate the air velocity at each part of the disk surface.
원반의 구조 때문에 화살표의 길이 즉 속도의 크기가 원반의 모든 부분에서 달라지며, 이러한 속도차이가 원반의 중심축을 회전시키는 원인이 된다. 이 경우 회전축의 회전 정도는 원반을 던질 때의 회전 속도에 의해 결정된다.Because of the structure of the disk, the length of the arrow, or the size of the speed, varies in all parts of the disk, and this difference in speed causes the central axis of the disk to rotate. In this case, the degree of rotation of the rotating shaft is determined by the rotational speed when the disc is thrown.
이를 위한 구체적인 형태로 상기 하면부(120)는 비행원반(100)의 총 지름을 나타내는 가상선을 기준으로 하측 중심부(121)가 제1 두께 값을 갖도록 하측으로 볼록한 형상을 하되, 중심으로부터 테두리까지의 거리대비 상기 최대 제1두께 값에 해당하는 기울기가 0 ~ 30도 사이의 값을 갖도록 형성된다.In a specific form for this purpose, the
또한, 상기 상면부(110)는 비행원반의 총 지름을 나타내는 가상선을 기준으로 중심으로부터 테두리 방향으로 제1위치에 해당하는 부분이 상측으로 제2두께 값을 갖도록 볼록하며 평면형상이 고리형태를 이루는 돌출부(112)가 형성되되, 중심으로부터 테두리까지의 거리대비 상기 제2두께 값의 비가 10 ~ 30% 사이의 값을 갖도록 곡면구조가 형성된다.In addition, the
이는 도 4와 같이 원반의 단면이 유선형의 에어포일 형상을 기반으로 동일한 형상의 에어포일이 중심을 축으로 360도로 회전하여 원반을 형성하고 있다.As shown in FIG. 4, an airfoil having the same shape is rotated 360 degrees around the center to form a disk based on a streamlined airfoil shape in cross section of the disk.
본 발명에서 상면부(110)의 구조는 원반의 중심에서 원반의 테두리까지 이은 직선 c와 에어포일을 형성하는 돌출부의 최대 두께, 즉 제2두께 값을 나타내는 t의 비로 결정되며 첨부된 도 4는 t/c의 비가 약 18%인 원반의 단면을 도시하고 있다.In the present invention, the structure of the
또한, 하면부(120)의 구조는 원반 중심에서 테두리 끝 부분을 잇는 직선 c와 원반의 아랫면의 최대 두께, 즉 제1두께 값에 해당하는 h의 비인 기울기 h/c로 결정되며 기울기는 0(평면)에서부터 30도 이하의 임의의 각을 가질 수 있다. In addition, the structure of the
따라서 원반의 구조는 다양한 조건하에서 다양한 비행 특성의 구현은 세 변수 c, t 그리고 h의 적정한 조합에 의해 결정될 수 있으며, 앞서 설정한 범위를 넘어가는 경우 원활한 비행특성을 얻을 수 없게 된다.Therefore, the structure of the disc can be determined by appropriate combinations of the three variables c, t, and h to implement various flight characteristics under various conditions, and smooth flight characteristics cannot be obtained if the previously set range is exceeded.
상기 상면부(110)는 비행원반의 총 지름을 나타내는 가상선을 기준으로 하여, 상측 중심부의 제3두께 값이 상기 제1두께 값의 70~80% 로 구성되고, 상기 돌출부(112)의 상단과 테두리를 연결하는 경사면이 외측으로 경사각이 작아지도록 순차적으로 형성된 제1경사부(113) 및 제2경사부(114)로 구성될 수 있다.In the
도 5는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 세부 치수를 나타낸 단면도로서, 원반의 반지름 즉 중심으로부터 테두리까지의 거리 c=150㎜, 제1두께 값 h=10㎜, 제2두께 값 높이 t=25㎜인 비행원반의 단면 구조를 나타내고 있다. 또한, 상면부의 경우 중심으로부터 돌출부와 테두리까지의 표면이 곡면을 이루되, 바람직한 실시예로서 중심에 반지름 8㎜인 가상의 중심원을 얹은 상태로, 중심으로부터 테두리 측으로 30㎜ 지점에 반지름 25㎜의 가상의 제1반원을 통해 돌출부를 형상하고, 중심으로부터 테두리 측으로 60㎜에 반지름 15㎜의 가상의 제2반원을 형성하여, 상기 제1반원과 제2반원의 외측을 연결하는 제1경사부(113) 및 제2반원의 외측과 테두리를 연결하는 제2경사부(114)가 형성되도록 하고 있다. 이와 함께 테두리부분은 반지름 2㎜의 반원형태로 라운딩 처리함으로 유선형 구조를 형성하였다.Figure 5 is a cross-sectional view showing detailed dimensions according to a preferred embodiment of the present invention, the radius of the disk, that is, the distance from the center to the edge c = 150 mm, the first thickness value h = 10 mm, the second thickness value height t = 25 It shows the structure of the cross-section of the flying disc in mm. In addition, in the case of the upper surface portion, the surface from the center to the protrusion and the edge is curved, but as a preferred embodiment, a virtual center circle with a radius of 8 mm is placed on the center, and a radius of 25 mm is placed 30 mm from the center to the edge side. A first slope connecting the outer sides of the first semicircle and the second semicircle by forming a protrusion through the first imaginary semicircle and forming a second imaginary semicircle having a radius of 15 mm at 60 mm from the center toward the edge ( 113) and the second inclined portion 114 connecting the outside and the rim of the second semicircle are formed. At the same time, the edge portion was rounded in the form of a semicircle with a radius of 2mm to form a streamlined structure.
도 6은 본 발명에 따른 비행원반의 비행모습을 나타낸 사용상태도로서, 다음과 같은 순서로 원반의 비행이 이루어질 수 있다.6 is a state diagram showing the flight state of the flight disk according to the present invention, and the flight of the disk can be performed in the following order.
① 원반을 던질 때 스핀(회전)을 준다. ② 원반의 전방과 후방 그리고 측면에서의 양력 차이로 원반이 회전하기 시작한다. ③ 원반을 던지는 힘과 스핀 속도에 따라 원반의 회전 정도를 제어할 수 있다. ④ 원반 단면의 유선형 에어포일의 모양과 원반 밑면의 기울기(평면에서 임의의 각) 그리고 원반의 크기에 따라 다양한 비행을 연출할 수 있다. ① Give spin (rotation) when throwing the discus. ② The disc starts to rotate due to the difference in lift from the front, rear and sides of the disc. ③ The degree of rotation of the disc can be controlled according to the throwing power and spin speed. ④ Depending on the shape of the streamlined airfoil in the cross section of the disc, the inclination of the bottom of the disc (any angle in the plane), and the size of the disc, various flights can be produced.
도 7은 본 발명에 따른 비행 이론을 설명하기 위한 설명도로서, 수식을 통해 구체적인 비행원리와 함께 구조 변형에 따른 비행 효과의 변화를 이론적으로 설명한다.7 is an explanatory diagram for explaining the flight theory according to the present invention, and theoretically explains the change in flight effect according to structural deformation along with specific flight principles through equations.
원반에 형성된 유선형 날개에 발생하는 양력은 베르누이방정식에 의해 결정되며, 베르누이 방정식은 다음과 같은 [수학식 1]로 주어진다. The lift generated on the streamlined wing formed on the disc is determined by Bernoulli's equation, and the Bernoulli's equation is given by the following [Equation 1].
여기서 P는 유체의 압력, ρ는 유체의 밀도, v는 유체의 속도, h는 비행체의 높이 그리고 g는 중력가속도를 각각 나타낸다. 유선형 날개에 작용하는 양력의 크기는 베르누이방정식에 의해 결정되며 그 크기는 다음과 같다. 비행체가 수평방향으로 속도 V로 날아갈 경우 유선형 날개에는 반대방향의 공기의 흐름이 발생한다. 이때 도 7(a)와 같이 날개 위와 아래의 공기 속도는 가 된다. where P is the pressure of the fluid, ρ is the density of the fluid, v is the velocity of the fluid, h is the height of the vehicle, and g is the acceleration due to gravity. The magnitude of lift acting on a streamlined wing is determined by Bernoulli's equation, and its magnitude is as follows. When an aircraft flies in the horizontal direction at a speed V, the air flow in the opposite direction occurs on the streamlined wing. At this time, as shown in FIG. 7 (a), the air velocity above and below the wing is becomes
여기에 베르누이방정식을 적용해 보면 다음 [수학식 2]와 같이 주어진다.Applying Bernoulli's equation here gives the following [Equation 2].
날개는 높이변화 없이 수평으로만 운동하기 때문에 [수학식 2]는 가 되어 좌우변의 높이를 포함하는 항은 사라지고 나머지 항들은 다음 [수학식 3]과 같이 된다.Since the wings move only horizontally without height change, [Equation 2] , and the term including the height of the left and right sides disappears, and the remaining terms become as follows [Equation 3].
날개 위아래에서 두 항의 합이 같다는 것은 V가 크면 P가 작다는 것을 의미한다.The fact that the sum of the two terms above and below the wing is the same means that P is small when V is large.
따라서 조건에서 압력은 가 되며 날개 위와 아래에서의 공기의 속도차이는 압력의 차이를 발생시키며 이것이 바로 양력의 원동력이 된다. 이 경우 양력은 위로 향하게 되고 그 크기는 다음 [수학식 4]와 같이 주어진다. Therefore, the pressure at the condition The difference in air velocity above and below the wing creates a pressure difference, which is the driving force of lift. In this case, the lift force is directed upward and its magnitude is given by Equation 4 below.
만약 날개의 방향이 반대로 향하면 베르누이방정식에 따라 결과 역시 달라진다. 도 7(b)를 참고하면 날개 위와 아래의 공기의 속도가 이전에 비해 달라진 것을 볼 수 있다.If the direction of the wing is reversed, the result is also different according to Bernoulli's equation. Referring to FIG. 7 (b), it can be seen that the speed of the air above and below the wings is different than before.
이번에는 가 되어 압력은 가 되고, 압력차에 해당하는 양력이 아래로 향하게 된다. 이 경우 양력의 크기는 다음 [수학식 5]와 같이 주어진다. this time becomes and the pressure is , and the lift force corresponding to the pressure difference is directed downward. In this case, the magnitude of the lift force is given by Equation 5 below.
유선형 날개에 작용하는 양력의 크기는 날개 위와 아래면의 공기의 속도 크기에 따라 달라지며 날개의 진행방향에 대한 날개의 기하학적 모양에 따라 양력의 방향 역시 달라진다. 도 7(c)는 앞서 살펴본 두 결과를 하나의 그림으로 나타낸 것이다. The amount of lift acting on a streamlined wing depends on the speed of the air above and below the wing, and the direction of the lift also changes depending on the geometric shape of the wing relative to the direction of movement of the wing. 7(c) shows the two results examined above in one picture.
이와 같이 속도 크기의 차이에 따라 양력의 세기도 달라진다는 것을 알 수 있다. 본 발명의 유선형 날개 구조의 단면은 도 7(c)에 도시된 구조로서 전체적인 형상은 서로 마주보는 날개를 중심축에 대해 360도 회전시킬 때 형성되는 원반형 구조가 된다.As such, it can be seen that the strength of the lift force varies according to the difference in speed. The cross-section of the streamlined wing structure of the present invention is the structure shown in FIG. 7 (c), and the overall shape is a disk-shaped structure formed when the opposing wings are rotated 360 degrees about the central axis.
도 8은 본 발명의 다른 실시예에 따른 구조를 나타낸 분해 사시도, 도 9는 본 발명의 다른 실시예에 따른 구조를 나타낸 측 단면도, 도 10은 비대칭 양력을 위한 다양한 돌출부의 형태 변화를 나타낸 측단면도이다.Figure 8 is an exploded perspective view showing a structure according to another embodiment of the present invention, Figure 9 is a side cross-sectional view showing a structure according to another embodiment of the present invention, Figure 10 is a side cross-sectional view showing changes in the shape of various protrusions for asymmetric lift am.
본 발명은 수평 운동에 의한 비대칭 양력의 발생은 물론 회전운동에 의해 발생하는 양력의 비대칭성도 포함하고 있다. 따라서 본 발명의 전체 비행 패턴은 수평운동과 회전운동에 의해 발생하는 비대칭 양력의 합성에 의해 결정된다. 양력의 크기를 결정하는 가장 주요한 요소는 날개 위와 아래 그리고 전, 후, 측면에서의 공기의 속도이며 이 속도는 날개의 구조에 의존한다. 따라서 날개의 구조에 따라 다양한 비행 패턴을 유도할 수 있다.The present invention includes generation of asymmetrical lift due to horizontal motion as well as asymmetry of lift generated due to rotational motion. Therefore, the overall flight pattern of the present invention is determined by the synthesis of asymmetrical lift generated by horizontal motion and rotational motion. The most important factor in determining the amount of lift is the velocity of the air above, below, in front of, behind, and to the side of the wing, and this velocity depends on the structure of the wing. Therefore, various flight patterns can be induced according to the structure of the wing.
이를 위해 본 발명의 다른 실시예와 같이 상기 상면부(110)는 탄성을 갖는 재질로 이루어지며 상대적으로 단단한 재질의 하면부 상측으로 결합하되, 상기 상면부(110)와 하면부(120) 사이에 선택되는 지름을 갖는 고리 형태의 구조물(130)을 삽입하여 상기 돌출부(112)가 형성되도록 하며, 상기 고리 형태의 구조물(130)의 전체 지름을 변경함으로 상기 돌출부(112)의 위치를 수평방향으로 가변할 수 있도록 구성될 수 있다.To this end, as in another embodiment of the present invention, the
상기 구조물(130)은 돌출부(112)의 위치 및 형상을 위한 보조적인 구성으로 비행원반(100)의 중량에 큰 변화를 주지 않으면서도 비교적 단단한 재질로, 비행원반(100)을 구성하는 하면부(120)와 동일한 재질 등으로 구성할 수 있다.The
또한, 상기 하면부(120) 단단한 재질로 이루어지되 상측면 즉 상면부(110)와 접하는 방향으로 동심원 형태로 복수의 홈(122)이 형성되어 삽입되는 고리 형태의 구조물(130)의 위치를 잡아주게 되며, 상기 고리 형태의 구조물(130)의 삽입을 위해 상면부(110) 및 하면부(120)가 결합된 상태에서 접촉부에 공간이 형성되되 삽입된 고리 형태의 구조물이 탄성재질의 상면부(110)를 상측으로 밀어 돌출시켜 돌출부(112)가 형성되도록 한다.In addition, the
이때 상기 상면부(110)는 상시 하측으로 밀착되려는 힘이 작용하고 있어 형성된 돌출부(112)와 함께 외측 단면이 자연스럽게 유선형, 즉 에어포일 구조를 이루도록 하며, 상기 홈(122)에 대응하여 크기별, 즉 상기 홈(122)에 대응한 전체 지름별로 고리 형태의 구조물(130)을 구비하거나 텔레스코프 구조 등으로 고리 형태의 구조물(130) 전체 지름을 가변할 수 있도록 하며 돌출부(112)의 위치를 가변할 수 있다.At this time, the
이와 같이 유선형 날개의 최고점, 즉 돌출부(112)의 위치를 옮겨 간단하게 구조를 변형시킬 수 있으며 이 결과 양력의 변화가 유도되고 각 구조는 서로 다른 비행 패턴을 나타낼 수 있다.As such, the structure can be simply deformed by moving the highest point of the streamlined wing, that is, the position of the
본 발명의 권리는 위에서 설명된 실시 예에 한정되지 않고 청구범위에 기재된 바에 의해 정의되며, 본 발명의 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 청구범위에 기재된 권리범위 내에서 다양한 변형과 개작을 할 수 있다는 것은 자명하다.The rights of the present invention are defined by what is described in the claims, not limited to the embodiments described above, and that those skilled in the art can make various modifications and adaptations within the scope of rights described in the claims. It is self-evident.
100: 비행원반 110: 상면부
111: 상측 중심부 112: 돌출부
113: 제1경사부 114: 제2경사부
120: 하면부 121: 하측 중심부
122: 홈 130: 구조물100: flight disk 110: upper surface
111: upper center 112: protrusion
113: first inclined portion 114: second inclined portion
120: lower part 121: lower center
122
Claims (5)
비행원반(100)의 총 지름을 나타내는 가상선을 기준으로 하여, 하측 중심부(121)가 제1 두께 값을 갖도록 하측으로 볼록한 형상을 하되, 중심으로부터 테두리까지의 거리대비 최대 제1두께 값에 해당하는 기울기가 0 ~ 30도 사이의 값을 갖도록 형성된 하면부(120);
비행원반(100)의 총 지름을 나타내는 가상선을 기준으로 하여, 중심으로부터 테두리 방향으로 제1위치에 해당하는 부분이 상측으로 제2두께 값을 갖도록 볼록하며 평면형상이 고리형태를 이루는 돌출부(112)가 형성되되, 중심으로부터 테두리까지의 거리대비 상기 제2두께 값의 비가 10 ~ 30% 사이의 값을 갖도록 곡면구조가 형성된 상면부(110); 로 이루어지며,
상기 상면부(110)는 탄성을 갖는 재질로 이루어지며 상대적으로 단단한 재질의 하면부 상측으로 결합하되,
상기 상면부(110)와 하면부(120) 사이에 선택되는 지름을 갖는 고리 형태의 구조물(130)을 삽입하여 상기 돌출부(112)가 형성되도록 구성되고,
상기 고리 형태의 구조물(130)의 전체 지름을 변경함으로 상기 돌출부(112)의 위치를 수평방향으로 가변할 수 있도록 구성되되,
상기 하면부(120)는, 상측면에 동심원 형태로 복수의 홈(122)이 형성되어 상기 고리 형태의 구조물(130)의 위치를 안내하며,
상기 상면부(110)는, 비행원반의 총 지름을 나타내는 가상선을 기준으로 하여, 상측 중심부(111)의 제3두께 값이 상기 제1두께 값의 70~80% 로 구성되고,
상기 상면부(110)는, 상기 돌출부(112)의 상단과 테두리를 연결하는 경사면이 외측으로 경사각이 작아지도록 순차적으로 형성된 제1경사부(113) 및 제2경사부(114)로 구성되는 것을 특징으로 하는 비대칭 양력을 이용한 비행원반.
As a flight disk with a circular plane shape,
Based on the imaginary line representing the total diameter of the flight disk 100, the lower center 121 has a convex shape downward so that it has a first thickness value, but corresponds to the maximum first thickness value compared to the distance from the center to the edge When the slope portion 120 is formed to have a value between 0 and 30 degrees;
Based on the imaginary line representing the total diameter of the flight disc 100, the portion corresponding to the first position in the direction from the center to the edge is convex to have a second thickness value upward, and the flat shape is a ring shape Protrusion 112 ) Is formed, but the upper surface portion 110 is formed with a curved structure so that the ratio of the second thickness value to the distance from the center to the edge has a value between 10 and 30%; is made up of
The upper surface portion 110 is made of a material having elasticity and coupled to the upper side of the lower surface portion of a relatively hard material,
The protrusion 112 is formed by inserting a ring-shaped structure 130 having a selected diameter between the upper surface portion 110 and the lower surface portion 120,
By changing the overall diameter of the annular structure 130, the position of the protrusion 112 is configured to be variable in the horizontal direction,
The lower surface portion 120 has a plurality of concentric grooves 122 formed on the upper side thereof to guide the position of the ring-shaped structure 130,
In the upper surface portion 110, the third thickness value of the upper center portion 111 is 70 to 80% of the first thickness value based on an imaginary line representing the total diameter of the flight disc,
The upper surface part 110 is composed of a first inclined part 113 and a second inclined part 114 sequentially formed so that the inclined surface connecting the upper end and the rim of the protruding part 112 has a smaller inclination angle toward the outside. A flying disc using asymmetric lift.
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| KR1020210065785A KR102575302B1 (en) | 2021-05-21 | 2021-05-21 | Flying disc using asy㎜etric lift |
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2021
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