KR200286578Y1 - 가변형 프로펠러를 이용한 수직이착륙기 - Google Patents

Abstract

본 고안은 강력한 추진력을 얻음과 동시에 수직이착륙이 가능한 가변형 프로펠러를 이용한 수직이착륙기에 관한 것으로서, 구체적으로는 기체에 일체로 장착되는 비행날개의 각도가 가변되도록 하여 이착륙시에는 수직으로 세우고 비행시에는 수평상태를 유지하여 저부에 장착된 프로펠러에 의해 얻게되는 추진력에 의해 고속비행이 가능토록 한 가변형 프로펠러를 이용한 수직이착륙기에 관한 것이다.

본 고안의 전체적인 구성은 전후측에 소형의 바퀴가 장착되고 상면의 중앙에 지지대가 고정 장착된 기체와; 상기 지지대상에 장착되는 날개각조절기어와; 상기 날개각조절기어의 상면에 고정된 비행날개와; 상기 비행날개의 내측에 장착되며 엔진에서 공급되는 동력에 의해 회전되는 프로펠러로 구성된 것이다.

Description

가변형 프로펠러를 이용한 수직이착륙기{Taking off and landing airplane using propeller}

본 고안은 강력한 추진력을 얻음과 동시에 수직이착륙이 가능한 가변형 프로펠러를 이용한 수직이착륙기에 관한 것으로서, 구체적으로는 기체에 일체로 장착되는 비행날개의 각도가 가변되도록 하여 이착륙시에는 수직으로 세우고 비행시에는 수평상태를 유지하여 저부에 장착된 프로펠러에 의해 얻게되는 추진력에 의해 아음속에 가까운 고속비행이 가능토록 한 가변형 프로펠러를 이용한 수직이착륙기에 관한 것이다.

산업사회로의 급속한 발전으로 인하여 운송수단으로 비행기를 이용하는 비중이 점차적으로 증대되고 있다.

그러나 수직이착륙이 가능한 헬리콥터를 제외한 기타의 비행기는 일정길이의 착륙장을 마련하여야 하므로 이에 따른 용지의 확보에 소용되는 비용이 증가되고 또 비행장까지의 이동시간이 길어 대중화되지 못하고 있는 실정이다.

그리고 기존의 프로펠러 항공기는 프로펠러가 비행방향에 대하여 수직방향으로 원운동하게 되므로 프로펠러의 회전속도보다 훨씬 느릴 수밖에 없다.

또한 고속비행시 프로펠러의 전단면에 받는 압력이 증가하여 속도가 떨어져 실속현상이 일어나므로 프로펠러의 각도를 조절하거나 감속시키게되는 것이나 여전히 많은 문제점이 내재되어 있는 것이다.

따라서 도로를 이용한 운송수단의 대체수단으로서 용이하고 신속하게 이착륙이 가능하며 또 고속비행이 가능한 운송수단의 개발이 시급히 요구되고 있는 것이다.

이러한 운송수단은 가까운 미래에 현실로 다가온 운송대체수단인 것이 분명한 것으로서 본 고안은 이를 실현하기 위한 최초의 시도라 할 수 있는 것이다.

본 고안은 상기와 같은 제반의 문제점에 착안해서 본 고안을 제안하기에 이른 것으로서, 본 고안의 목적은 적은 연료로 아음속에 가까운 고속비행이 가능하고 또 수직이착륙이 가능한 가변형 프로펠러를 이용한 수직이착륙기를 제공하는데 있다.

본 고안의 다른 목적은 프로펠러에 미치는 전단면의 압력을 해소하고 프로펠러의 수평방향 원운동을 진행방향과 조화되도록 하여 고속비행이 가능한 구조를 갖는 가변형 프로펠러를 이용한 수직이착륙기를 제공하는데 있다.

상기의 목적을 달성하기 위한 본 고안의 전체적인 구성은 전후측에 소형의 바퀴가 장착되고 상면의 중앙에 지지대가 고정 장착된 기체와; 상기 지지대상에 장착되는 비행날개각도조절수단과; 상기 비행날개각도조절수단의 상면에 고정된 비행날개와; 상기 비행날개의 내측에 장착되며 엔진에서 공급되는 동력에 의해 회전되는 프로펠러로 구성된 것이다.

이하 본 고안의 전체적인 구성상태 및 이로부터 얻게되는 특유의 효과 등에 대하여 첨부도면을 이용하여 상세히 설명하면 하기와 같다.

도 1은 본 고안의 전체적인 구성상태를 예시한 사시도

도 2는 도 1의 종단면도

도 3은 날개의 수직으로 이동시킨 상태의 사시도

도 4는 도 3의 정면도

도 5는 본체에서 날개를 분리한 상태의 분해사시도

도 6 (a)는 비행날개를 수직으로 유지한 상태의 측면도

(b)는 비행날개를 수평으로 유지한 상태의 측면도

도 7은 본 고안의 평면도

도 8은 본 고안의 프로펠러의 구성상태를 예시한 사시도

도 9는 프로펠러의 작동상태를 예시한 작동상태도

도 10은 본 고안의 다른 실시예를 예시한 사시도

<도면의 주요부분에 대한 부호의 설명>

1…바퀴 2…헤드부 3…지지대 3a…구동기어

3b…모터 4…꼬리날개 5…기체 6…기어틀

7…기어 8…고정판 10…비행날개각도조절수단 11…보조날개

15…비행날개 16…구동축 17…상부체 18…종동축

19…하부체 22…연동수단 24…브레이드

도 1은 본 고안의 전체적인 구성상태를 예시한 사시도이고, 도 2는 도 1의 종단면도, 도 3은 날개의 수직으로 이동시킨 상태의 사시도, 도 4는 도 3의 정면도이고, 도 5는 본체에서 날개를 분리한 상태의 분해사시도, 도 6(a)는 비행날개를 수형으로 유지한 상태의 측면도, 도 6(b)는 비행날개를 수직으로 유지한 상태의 측면도, 도 7은 본 고안의 평면도, 도 8은 본 고안의 프로펠러의 구성상태를 예시한 사시도, 도 9는 프로펠러의 작동상태를 예시한 작동상태도이다.

동 도면에 예시되어 있는 바와 같이, 본 고안의 전체적인 구성은 저면에 바퀴(1)가 장착되고 상면의 중앙에 지지대(3)가 고정 장착된 기체(5)와, 상기 지지대(3)상에 장착되는 비행날개각도조절수단(10)과, 상기 비행날개 각도조절수단(10)의 상면에 고정 장착되는 비행날개(15)와; 상기 비행날개(15)의 내측에 장착된 엔진에 의해 회전되는 프로펠러(25)로 구성된 것이다.

상기 기체(5) 저면의 전측과 후측에 소형의 바퀴(1)를 장착하고 전측의 헤드부(2)에 마련된 탑승석(2a)의 전방 및 측면의 시야를 확보하기 위하여 투명재질로 성형한 구성으로 이루어진 것이다.

또 상기 헤드부(2)의 후측 중앙에는 " - "자 형상의 지지대(3)를 고정 장착한 것으로서, 이 지지대(3)의 전측의 저면에는 양측에 구동기어(3a)가 장착된모터(3b)와 비행날개각도조절수단(10)을 장착하고, 후측에는 방향을 조절하는 꼬리날개(4)를 일체로 장착한 구성으로 이루어진 것이다.

상기 비행날개각도조절수단(10)은 비행날개(15)의 각도를 수직 및 수평으로 가변시키는 것으로서, 이는 좌/우동형의 반원형상으로 이루어진 기어틀(6)의 외주연에는 상술한 구동기어(3a)와 치합되는 기어(7)가 등간격으로 전면에 형성되고, 상면은 비행날개(15)를 고정하기 위한 평면부를 갖는 고정판(8)이 일체로 형성된 구성으로 이루어진 것이다.

그리고 상기 비행날개각도조절수단(10)과 일체로 결합되는 비행날개(15)는 바람 등의 유체에 저항을 받지 않도록 도모함과 동시에 베르누이정리(원리)에 의한 양력발생을 위해 유선형으로 성형하였으며, 또 전측에는 보조날개(11)를 부가하여 내부로 바람이 유입되는 것을 차단한 구성으로 이루어진 것이다.

상기 비행날개(15)의 저부에 장착되어 엔진(30)에서 출력되는 동력에 의해서 회전되는 프로펠러(25)는 도 8에 도시되어 있는 바와 같이, 구동축(16) 상에 고정 장착되는 상부체(17)와, 종동축(18)상에 장착되는 하부체(19)와, 상기 상부체(17)와 하부체(19)가 연동되도록 하는 연동수단(22) 및 바람의 영향을 많이 받도록 한 브레이드(24)로 구성된 것이다.

상기 상부체(17)는 내구성과 내열성 등이 우수한 FRP 등으로 성형한 것으로서, 외측으로 연장되는 8개의 지지편(17a)이 일체로 형성된 구성으로 이루어진 것이다.

상기 지지편(17a)은 바람의 저항을 최대한 많이 받도록 하기 위하여 양측면에 요홈(17b)이 형성된 구성으로 이루어진 것으로, 엔진(30)에서 연장되는 구동축(16)상에 고정 장착되는 것이다.

또한 종동축(18)에 장착되는 하부체(19)도 상술한 상부체(17)와 동일한 구성으로 양측면에 요홈(19b)이 형성된 8개의 지지편(19a)을 구성된 것으로서, 이를 종동축(18)을 이용하여 상부체(17)와 연동되도록 함으로써 회전력을 증대시키기 위한 것이다.

상기 상부체(17)와 하부체(19)를 연동시키는 연동수단(22)의 구성은 구동축(16)에 장착된 원동스프로켓트(20a)와 종동축(18)에 고정 설치된 종동스프로켓트(20b)에 체인(21)을 권취한 구성으로 이루어진 것이다.

또한 상기 상부체(17)와 하부체(19)에 일체로 결합되는 브레이드(24)는 내측으로 만곡된 3개의 날개편(24a)과 외측에 일정간격을 두고 형성된 내측체결공(23a)과 외측체결공(23b)이 형성된 너클부(23)로 구성된 것이다.

상기 외측체결공(23b)의 상부에는 상부체(17)의 단부와 접합되어 핀(P1)으로 고정하고, 내측체결공(23a)에는 하부체(19)를 구성하는 지지편(19b)의 단부와 접합시켜 핀(P2)으로 결합하게 되는 것이다.

상기와 같이 구성된 프로펠러(25)는 비행날개(15) 저면의 좌우에 역방향으로 회전되도록 일체로 장착되는 것이다.

이의 작동은 엔진(30)을 구동시키면, 구동축(16)이 회전되면서 이에 고정 장착되어 있는 상부체(17)가 회전됨과 동시에 연동수단(22)에 연결되어있는 하부체(19)도 회전하게 된다.

상기 상부체(17)와 하부체(19)는 구동축(16)과 종동축(18)상에 고정 장착되어 회전반경을 달리하고 있는 것으로서, 원을 중심으로 하여 내측으로 진입시에는 상부체(17)의 지지편(17a)이 하부체(19)의 지지편(17b)보다 직경이 커지고, 브레이드(24)가 외측으로 선회시에는 하부체(19)의 지지편(17b)이 상부체(17)의 지지편(17a)보다 직경이 커지게 되는 것이다.

이렇게 함으로써 상부체(17)와 하부체(19)의 지지편(17a,19b)상에 핀(P1,P2)에 의해 장착되어있는 브레이드(24)는 내측으로 진입시에는 절첩되고 외측으로 선회시에는 전개되는 것이다.

즉, 원을 중심으로 하여 브레이드(24)가 내측에 위치하는 경우에는 절첩된 상태로 회전하고, 내측에서 벗어나게 되면 브레이드(24)가 전개되면서 강력한 추진력을 얻어 기체(5)를 고속으로 비행 가능토록 하는 것이다.

착륙한 상태에서 수직이륙하기 위해서는 도 3에 도시되어 있는 바와 같이, 지지대(3) 상에 장착되어 있는 모터(3b)를 작동시키면 양측의 원동기어(3a)가 회전하면서 이와 치합되어 있는 비행날개각도조절수단(10)을 구성하는 기어(7)가 상부로 이동되어 비행날개(15)가 지면과 수직상태를 유지시키게 되는 것이다.

이러한 상태에서 비행날개(15)에 장착되어있는 엔진(30)을 가동시켜 프로펠러(25)를 회전시킴으로써 발생되는 추력에 의해 수직이륙이 이루어지게 되는 것이다.

상기의 프로펠러(25)의 작동은 도 9의 a∼c에 도시되어 있는 바와 같이, 엔진(30)에서 동력이 부여되면, 구동축(16)을 중심으로 하여 상부체(17)와하부체(19)에 결합된 브레이드(24)가 동시에 회전하게 되면서 강력한 추력을 얻게되어 이륙이 가능하게 되는 것이다.

이때 상/하부체(17,19)의 양단부에 장착되어 있는 브레이드(24)는 360도 회전하게 되는 것으로서, 비행날개(24)의 내부로 진입시에는 접히고, 외측으로 벗어남과 동시에 전개되면서 브레이드(24)에 의해 많은 공기를 잡아당겨 강력한 추진력을 얻게되어 고속비행이 가능하게 되는 것이다.

이렇게 하여 기체(5)가 일정높이로 이륙하게되면 다시 지지대(3) 상에 장착된 모터(3b)를 작동시켜 비행날개각도조절수단(10)이 점진적으로 원상태로 복원되면서 비행날개(15)가 수평상태를 유지하면서 전측으로 고속 비행하게 되는 것이다.

목적지에 도착하여 착륙하고져 할 경우에는 상기와 역순으로 기기를 작동시켜 착륙하게 되는 것으로서, 이는 비행날개각도조절수단(10)을 작동시켜 비행날개(15)를 수직으로 이동시킨 후 서서히 하강하여 착륙이 완료되는 것이다.

본 고안은 비행날개(15)를 가변시켜 수직이착륙이 가능한 항공기뿐만이 아니라 도 10에 도시한 바와 같이, 비행날개가 기체에 고정되어있는 대형항공기에 본 고안의 프로펠러를 적용하면 아음속에 가까운 고속비행이 가능하게되는 것이다.

상술한 바와 같이 본 고안은 각도의 변형이 가능한 비행날개를 부가 설치하여 수직이착륙이 가능토록 함과 동시에 비행날개에 일체로 장착되어있는 프로펠러를 엔진의 출력에 의해 고속 회전시켜 강력한 추력을 얻어 안전하게 고속 비행할 수 있는 유용한 고안인 것이다.

Claims (4)

1. 전후측에 소형의 바퀴가 장착되고 상면의 중앙에 지지대가 고정 장착된 기체와; 상기 지지대상에 장착되는 비행날개각도조절수단과; 상기 비행날개각도조절수단의 상면에 고정되어 가변된 비행날개와; 상기 비행날개의 내측에 장착되며 엔진에서 공급되는 동력에 의해 회전되는 프로펠러로 구성된 것을 특징으로 하는 가변형 프로펠러를 이용한 수직이착륙기.
2. 제1항에 있어서, 상기 비행날개각도조절수단은 좌/우동형의 반원형상으로 외주연에 기어가 형성된 기어틀과, 양측에 체결부가 형성되어 상기 기어틀의 상부에 고정판을 마련하여 이에 비행날개를 고정 설치한 구성으로 이루어진 것을 특징으로 하는 가변형 프로펠러를 이용한 수직이착륙기.
3. 제1항에 있어서, 상기 프로펠러는 양단부에 요홈이 형성된 지지편이 다수개 형성되어 구동축에 장착된 상부체와; 상기 상부체와 동일한 형상으로 종동축에 고정되는 하부체와; 상기 구동축과 종동축에 고정된 원동 및 종동스프로켓에 체인을 권취한 연동수단과; 상기 상/하부체의 단부에 회동 가능토록 브레이드를 일레로 장착한 구성으로 이루어진 것을 특징으로 하는 가변형 프로펠러를 이용한 수직이착륙기.
4. 제3항에 있어서, 상기 브레이드는 내측으로 만곡된 날개편과 상부체를 구성하는 지지편의 저면과 핀으로 결합되는 외측체결공과 상부체의 지지편의 상면과 핀에 의해서 결합되는 내측체결공이 형성된 너클부를 포함하는 구성으로 이루어진 것을 특징으로 하는 가변형 프로펠러를 이용한 수직이착륙기.