KR200300458Y1 - Pair rotary wing convertiplane - Google Patents
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Abstract
본 고안은 기체의 양측으로 회전날개조립체를 각각 수직으로 배치하고 각 회전날개조립체의 샤프트를 서로 동기시킴으로써, 고장으로 인해 일측 회전날개조립체의 엔진이 정지하거나 구동력이 약해지더라도 양측 회전날개조립체의 각 주회전날개를 동일한 속도로 회전시킬 수 있는 쌍회전 날개식 수직이착륙 비행체에 관한 것이다.According to the present invention, the rotor blade assemblies are vertically disposed on both sides of the body, and the shafts of the rotor blade assemblies are synchronized with each other, so that the engine of one rotor blade assembly is stopped or the driving force is weakened due to a failure. It relates to a twin-wing wing vertical takeoff and landing vehicle capable of rotating the main rotor blades at the same speed.
본 고안에 따른 쌍회전 날개식 수직이착륙 비행체는, 기체(10); 기체(10)의 상부에 수평으로 장착된 수평로드(20); 수평로드(20)의 양단부에 수직으로 장착되는 엔진(31)과, 엔진(31)의 구동에 의해 회전하는 샤프트(32)와, 샤프트(32)의 단부에 결합되는 주회전날개(33)로 구성된 좌,우 회전날개조립체(30); 수평로드(20)에 내장되고, 그 양단부가 각 샤프트(32)에 동력적으로 연결되어 각 샤프트(32)의 회전속도를 동기시키는 동기로드(40); 및 기체(10)의 상부 중심에 장착되어, 수평로드(20)를 기체(10)의 상부에 전후 회동 가능하고 그 양단부를 중심부에 대하여 상하 회동 가능하게 고정하는 회동장치(50)를 포함하여 이루어진 것을 특징으로 한다.Twin-rotating wing-type vertical landing and landing vehicle according to the present invention, the body 10; A horizontal rod 20 mounted horizontally on the upper portion of the base 10; With the engine 31 mounted vertically at both ends of the horizontal rod 20, the shaft 32 rotated by the driving of the engine 31, and the main rotary blade 33 coupled to the end of the shaft 32 Left and right rotary wing assembly 30 configured; A synchronous rod 40 embedded in the horizontal rod 20, the both ends of which are dynamically connected to each shaft 32 to synchronize the rotational speed of each shaft 32; And a rotating device 50 mounted at the upper center of the base 10 to rotate the horizontal rod 20 back and forth on the upper portion of the base 10 and to fix both ends of the horizontal rod 20 up and down with respect to the center. It is characterized by.
Description
본 고안은 수직이착륙 비행체에 관한 것으로, 특히 기체의 양측으로 회전날개조립체를 각각 수직으로 배치하고 각 회전날개조립체의 샤프트를 서로 동기시킴으로써, 고장으로 인해 일측 회전날개조립체의 엔진이 정지하거나 구동력이 약해지더라도 양측 회전날개조립체의 각 주회전날개를 동일한 속도로 회전시킬 수 있는 쌍회전 날개식 수직이착륙 비행체에 관한 것이다.The present invention relates to a vertical take-off and landing vehicle, and in particular, by placing the rotor blade assemblies vertically on both sides of the aircraft and synchronizing the shafts of the rotor blade assemblies with each other, the engine of one rotor blade assembly is stopped or the driving force is weak due to failure. The present invention relates to a twin-wing vertical take-off and landing vehicle capable of rotating each main rotor blade of both rotary vane assemblies at the same speed.
산업사회로의 급속한 발전으로 인하여 운송수단으로 비행기를 이용하는 비중이 점차적으로 증대되고 있다. 그러나, 수직이착륙이 가능한 헬리콥터를 제외한 기타의 비행기는 일정길이의 착륙장을 마련하여야 하므로, 그에 따른 용지의 확보에 소용되는 비용이 증가되고, 또한 비행장까지의 이동시간이 길어 대중화되지 못하고 있는 실정이다.Due to the rapid development into the industrial society, the proportion of using airplane as a means of transportation is gradually increasing. However, other planes except for helicopters capable of vertical takeoff and landing are required to provide a landing area of a certain length, so that the cost of securing the land is increased and the travel time to the airfield is not popularized.
수직이착륙이 가능한 비행체가 도 1에 도시되어 있다. 도시된 바와 같이 종래의 수직이착륙 비행체로서의 헬리콥터는, 기체(1)와, 기체(1) 내의 엔진(미도시)으로부터 구동력을 전달받아 회전하는 샤프트(2)와, 샤프트(2)의 상부에 장착되는 2∼5장의 주회전날개(3)를 포함하여 이루어져, 엔진의 구동으로 주회전날개(3)를회전시켜 양력을 얻는 비행체이다.A vehicle capable of vertical takeoff and landing is shown in FIG. 1. As shown in the figure, the helicopter as a conventional take-off and landing vehicle is mounted on the shaft 1 and the shaft 2 which rotates by receiving a driving force from the engine 1 and an engine (not shown) in the aircraft 1. It consists of two to five main rotor blades (3), which is a flying body to obtain a lift by rotating the main rotor blades (3) by the drive of the engine.
이처럼, 헬리콥터는 주회전날개(3)의 회전에 의해 양력을 얻기 때문에 날개가 고정된 보통의 항공기처럼 이륙시 활주하여 양력을 발생시킬 필요가 없으므로 거의 수직으로 이착륙할 수 있으며, 또 주회전날개(3)를 경사시킴으로써 양력과 동시에 비행방향으로의 분력을 얻을 수 있기 때문에 전진은 물론 후퇴나 좌우비행, 그리고 공중정지 등을 할 수 있다.Thus, since the helicopter gains lift by the rotation of the main rotor blade 3, it can take off and land almost vertically because it does not need to generate lift by lifting during takeoff like a normal aircraft with fixed wings. 3) By tilting, you can gain lift and lift force in the direction of flight, so you can move forward, retreat, fly left and right, and stop.
그러나, 상술한 바와 같이 구성된 종래의 수직이착륙 비행체의 경우, 기체에 장착되는 하나의 샤프트에 장착되는 주회전날개의 회전에 의해서만 비행이 이루어지므로 샤프트를 회전시키는 엔진이 고장나게 되면 비행이 불가능할 뿐만 아니라, 비행중 엔진의 고장으로 인해 주회전날개의 회전이 정지되면 비행체가 추락하게 되는 문제점이 있었다.However, in the case of the conventional vertical take-off and landing vehicle configured as described above, the flight is performed only by the rotation of the main rotor blades mounted on one shaft mounted on the aircraft, so when the engine that rotates the shaft fails, the flight is not possible. , There was a problem that the aircraft is falling when the rotation of the main rotor blade is stopped due to the failure of the engine during flight.
이에, 본 고안은 종래 수직이착륙 비행체의 문제점을 해소하기 위하여 안출된 것으로, 기체의 양측으로 회전날개조립체를 각각 기체와 수직으로 장착하고 각 주회전날개의 회전속도를 서로 동기시킴으로써, 고장으로 일측 회전날개조립체의 엔진이 정지하거나 구동력이 약해지더라도 양측 주회전날개를 동일한 속도로 회전시킬 수 있는 쌍회전 날개식 수직이착륙 비행체를 제공하는데 그 목적이 있다.Thus, the present invention was devised to solve the problems of the conventional vertical takeoff and landing aircraft, and by mounting the rotary blade assembly to the aircraft on both sides of the body perpendicular to each other and by synchronizing the rotational speed of each main rotary blade, one side rotation by failure It is an object of the present invention to provide a dual-rotation wing type take-off and landing vehicle capable of rotating both main rotor blades at the same speed even when the engine of the wing assembly is stopped or the driving force is weakened.
또한, 본 고안은 양단부에 회전날개조립체가 각각 장착되는 수평로드를 기체에 회동 가능하게 고정함으로써, 각 회전날개조립체의 주회전날개를 각각 경사시키지 않고도 수평로드의 회동만으로 각 회전날개조립체의 각 주회전날개를 동시에 경사지도록 하여 간편하게 전후진하거나 좌우 이동할 수 있는 쌍회전 날개식 수직이착륙 비행체를 제공하는 목적도 있다.In addition, the present invention by rotatably fixing the horizontal rod on which the rotary blade assembly is mounted on each end to the body, each circumference of each rotary blade assembly only by the rotation of the horizontal rod without tilting the main rotary blade of each rotary wing assembly There is also an object to provide a twin-wing wing vertical take-off and landing vehicle that can be forward and backward or move left and right simply by tilting the rotary wing at the same time.
도 1은 종래 수직이착륙 비행체의 사시도.1 is a perspective view of a conventional vertical takeoff and landing aircraft.
도 2는 본 고안의 일 실시예에 따른 쌍회전 날개식 수직이착륙 비행체의 사시도.Figure 2 is a perspective view of a twin-swing wing vertical takeoff and landing vehicle according to an embodiment of the present invention.
도 3은 도 2에 도시된 각 회전날개조립체의 동기구조를 개략적으로 개략적으로 나타낸 정면도.FIG. 3 is a schematic front view schematically showing a synchronous structure of each rotary blade assembly shown in FIG. 2; FIG.
도 4는 도 2의 일부 분해사시도.4 is an exploded perspective view of part of FIG. 2;
도 5는 도 2의 평면도.5 is a plan view of FIG.
도 6은 도 2의 정면도.6 is a front view of FIG. 2;
도 7은 도 2의 측면도.7 is a side view of FIG. 2;
< 도면의 주요 참조부호에 대한 설명><Description of Main Reference Codes in Drawings>
10 : 기체 20 : 수평로드10: gas 20: horizontal rod
30 : 회전날개조립체 31 : 엔진30: rotary wing assembly 31: engine
32 : 샤프트 33 : 주회전날개32: shaft 33: main rotor blade
34 : 제1동기기어 40 : 동기로드34: first gear 40: synchronous load
41 : 제2동기기어 50 : 회동장치41: second gear 50: rotating device
51 : 제1고정브라켓 52 : 제2고정브라켓51: first fixing bracket 52: second fixing bracket
53 : 십자축 54 : 제1링크53: cross axis 54: first link
55 : 제1유압실린더 56 : 제2링크55: 1st hydraulic cylinder 56: 2nd link
57 : 제2유압실린더57: second hydraulic cylinder
본 고안에 따른 쌍회전 날개식 수직이착륙 비행체는, 기체(機體); 기체의 상부에 수평으로 장착된 수평로드; 수평로드의 양단부에 수직으로 장착되는 엔진과, 엔진의 구동에 의해 회전하는 샤프트와, 샤프트의 단부에 결합되는 주회전날개로 구성된 좌,우 회전날개조립체; 수평로드에 내장되고, 그 양단부가 각 샤프트에 동력적으로 연결되어 각 샤프트의 회전속도를 동기시키는 동기로드; 및 기체의 상부 중심에 장착되어, 수평로드를 기체의 상부에 전후 회동 가능하고 그 양단부를 중심부에 대하여 상하 회동 가능하게 고정하는 회동장치를 포함하여 이루어진 것을 특징으로 한다.A twin-wing wing vertical takeoff and landing vehicle according to the present invention includes a body; A horizontal rod mounted horizontally on top of the body; Left and right rotary wing assemblies including an engine mounted vertically at both ends of the horizontal rod, a shaft rotating by driving the engine, and a main rotary blade coupled to an end of the shaft; A synchronous rod which is built in the horizontal rod and whose ends are dynamically connected to each shaft to synchronize the rotational speed of each shaft; And a rotating device mounted to the upper center of the body, the horizontal rod being able to rotate back and forth on the upper part of the body, and fixing both ends of the horizontal rod to be vertically rotatable with respect to the center part.
또한, 본 고안 쌍회전 날개식 수직이착륙 비행체에 따르면, 각 회전날개조립체의 각 샤프트에는 제1동기기어가 형성되고, 동기로드의 양단부에는 각 제1동기기어와 직교되게 맞물리는 제2동기기어가 각각 형성된 것을 특징으로 한다.In addition, according to the present invention twin-wing vertical take-off and landing aircraft, a first dynamic gear is formed on each shaft of each rotary wing assembly, and the second dynamic gear is meshed orthogonally to each first dynamic gear at both ends of the synchronous rod. It is characterized in that each formed.
또, 본 고안 쌍회전 날개식 수직이착륙 비행체에 따르면, 회동장치는, 기체의 상부에 좌우로 이격되게 설치되는 한 쌍의 제1고정브라켓; 수평로드의 중심부 외측에 전후로 이격되게 설치되는 한 쌍의 제2고정브라켓; 양측단부는 각 제1고정브라켓에 회동 가능하게 관통 설치되고, 양측단부와 직교되게 형성되는 전후단부는 각 제2고정브라켓에 회동 가능하게 관통 설치되는 십자축; 일단부가 십자축의 일측단부에 체결되는 제1링크; 하단부는 일측 제1고정브라켓의 외측면 하부에 힌지 결합되고, 피스톤로드의 단부는 제1링크의 타단부와 힌지 결합되는 제1유압실린더; 일단부가 각 제2고정브라켓을 관통하는 십자축의 전단부 또는 후단부에 체결되는 제2링크; 하단부는 수평로드상에 그 중심으로부터 소정거리 이격된 위치에 힌지 결합되고, 피스톤로드의 단부는 제2링크의 타단부와 힌지 결합되는 제2유압실린더를 포함하여 이루어진 것을 특징으로 한다.In addition, according to the present invention twin-blade vertical take-off and landing vehicle, the rotating device, a pair of first fixed bracket which is installed spaced apart left and right on the upper portion of the body; A pair of second fixing brackets spaced apart from the front and rear of the center of the horizontal rod; Both side ends are rotatably installed in each of the first fixing bracket, and the front and rear ends formed to be orthogonal to both ends are cross-shaped shafts rotatably installed in each of the second fixing bracket; A first link having one end coupled to one side end of the cross shaft; The lower end portion is hinged to the lower side of the outer side of the first fixing bracket, the end of the piston rod is hinged with the other end of the first link first hydraulic cylinder; A second link having one end coupled to the front end or the rear end of the cross shaft passing through each of the second fixing brackets; The lower end is hinged to a position spaced a predetermined distance from the center on the horizontal rod, the end of the piston rod is characterized in that it comprises a second hydraulic cylinder is hinged to the other end of the second link.
본 고안 쌍회전 날개식 수직이착륙 비행체에 따르면, 각 주회전날개는 서로 반대방향으로 회전되도록 이루어진 것을 특징으로 한다.According to the inventive twin-swing wing vertical takeoff and landing vehicle, each main rotary blade is characterized in that it is made to rotate in the opposite direction.
이하, 본 고안에 따른 쌍회전 날개식 수직이착륙 비행체의 바람직한 실시예들을 통하여 상술한 바와 같은 구성들의 특징과 그 작용을 보다 구체적으로 설명한다.Hereinafter, the characteristics and the operation of the components as described above through the preferred embodiments of the twin-swing wing vertical takeoff and landing vehicle according to the present invention will be described in more detail.
첨부된 도면의 도 2는 본 고안의 일 실시예에 따른 쌍회전 날개식 수직이착륙 비행체의 사시도이고, 도 3은 도 2에 도시된 각 회전날개조립체의 동기구조를 개략적으로 개략적으로 나타낸 정면도이며, 도 4는 도 2의 일부 분해사시도이고, 도 5는 도 2의 평면도이며, 도 6은 도 2의 정면도이고, 도 7은 도 2의 측면도이다.Figure 2 of the accompanying drawings is a perspective view of a twin-swing wing vertical takeoff and landing vehicle according to an embodiment of the present invention, Figure 3 is a front view schematically showing a synchronous structure of each rotary wing assembly shown in Figure 2, 4 is a partially exploded perspective view of FIG. 2, FIG. 5 is a plan view of FIG. 2, FIG. 6 is a front view of FIG. 2, and FIG. 7 is a side view of FIG. 2.
도시된 바와 같이, 본 고안의 일 실시예에 따른 쌍회전 날개식 수직이착륙 비행체는, 기체(10); 기체(10)의 상부에 수평으로 장착되는 수평로드(20); 수평로드(20)의 양단부에 수직으로 장착되는 좌,우 회전날개조립체(30); 좌,우 회전날개조립체(30)의 각 주회전날개(33)의 회전속도를 동기시키는 동기로드(40); 수평로드(20)를 기체(10)의 상부에 회동 가능하게 고정하는 회동장치(50)를 포함하여 이루어진 것을 특징으로 한다.As shown, the twin-swing wing vertical takeoff and landing vehicle according to an embodiment of the present invention, the body 10; A horizontal rod 20 mounted horizontally on the upper portion of the base 10; Left and right rotary wing assembly 30 mounted vertically on both ends of the horizontal rod (20); A synchronous rod 40 for synchronizing the rotational speeds of the respective main rotary blades 33 of the left and right rotary wing assemblies 30; It characterized in that it comprises a rotating device 50 for rotatably fixing the horizontal rod 20 to the upper portion of the base (10).
기체(10)는 통상의 비행체와 마찬가지로 공기저항을 최소화하기 위해 유선형으로 형성되며, 그 꼬리부 양측에는 기체(10)의 수평비행을 보조하는 수평꼬리날개(11)가 각각 장착되며, 그 꼬리부 후단에는 기체(10)의 좌우 선회비행을 보조하는 수직꼬리날개(12)가 회동 가능하게 장착된다. 또한, 기체(10)의 꼬리부에는 공중에서 정지시 기체를 좌우 회전시키는 꼬리회전날개(13)가 기체(10)와 수직으로 장착된다.The body 10 is formed in a streamlined shape to minimize air resistance as in a conventional aircraft, and both sides of the tail are equipped with horizontal tail blades 11 to assist the horizontal flight of the body 10, respectively. At the rear end, a vertical tail wing 12 that assists the left and right turning flight of the body 10 is rotatably mounted. In addition, the tail portion of the base 10 is mounted vertically with the base 10, the tail rotary wing 13 for rotating the gas left and right when stopped in the air.
수평로드(20)는 회동장치(50)에 의해 기체(10)의 상부 중심에 전후회동 가능할 뿐만 아니라 그 중심부에 대하여 그 양단부가 상하 회동 가능하게 장착되며, 그 양단부에는 회전날개조립체(30)가 각각 수직으로 장착된다. 따라서, 수평로드(20)의 회동시 수평로드(20)의 양단부에 장착되는 회전날개조립체(30)가 경사짐으로써, 기체(10)의 전후진 및 좌우 이동이 이루어지게 된다.The horizontal rod 20 is not only rotatable back and forth in the upper center of the base 10 by the rotation device 50, the both ends of the horizontal rod is mounted so as to be able to rotate up and down, and both ends of the rotating wing assembly 30 Each is mounted vertically. Therefore, when the rotary blade assembly 30 mounted on both ends of the horizontal rod 20 is inclined when the horizontal rod 20 is rotated, forward and backward movement of the base 10 and left and right movements are made.
좌우 회전날개조립체(30)는, 수평로드(20)의 양단부에 수직으로 장착되어 구동력을 발생시키는 엔진(31)과, 엔진(31)에 축결합되어 엔진(31)의 구동에 의해 회전하는 샤프트(32)와, 샤프트(32)의 단부에 수직으로 장착되는 주회전날개(33)를 포함하여 이루어진다. 여기서, 각 회전날개조립체(30)의 각 샤프트(32)에는 동기로드(40)의 단부가 동력적으로 연결되는 제1동기기어(34)가 형성된다. 한편, 각 주회전날개(33)는 서로 반대방향으로 회전하기 때문에 각 주회전날개(33)의 회전에 의한 기체(10)의 유동이 방지된다.The left and right rotary wing assembly 30 is vertically mounted at both ends of the horizontal rod 20 to generate a driving force, and a shaft axially coupled to the engine 31 to rotate by driving of the engine 31. And a main rotary blade 33 mounted perpendicularly to the end of the shaft 32. Here, each shaft 32 of each rotary wing assembly 30 is formed with a first dynamic gear 34 to which the end of the synchronous rod 40 is dynamically connected. On the other hand, since the main rotor blades 33 rotate in opposite directions to each other, the flow of the gas 10 due to the rotation of the main rotor blades 33 is prevented.
동기로드(40)는 수평로드(20)에 내장되며 그 양단부에 회전날개조립체(30)의 제1동기기어(34)와 직교되게 맞물리는 제2동기기어(41)가 각각 일체로 형성되어,엔진(31)의 구동에 의해 각 샤프트(32)의 회전에 의해 회전하게 된다. 따라서, 비행중 고장으로 인해 일측 회전날개조립체(30)의 엔진(31)이 정지하거나 그 구동력이 약해지더라도, 동기로드(40)가 타측 회전날개조립체(30)의 샤프트(32)가 갖는 회전력을 고장난 일측 회전날개조립체(30)의 샤프트(32)에 전달해줌으로써, 좌우 샤프트(32)의 회전력은 동일하게 유지된다.The synchronous rod 40 is embedded in the horizontal rod 20, and the second synchronous gear 41, which is orthogonally engaged with the first synchronous gear 34 of the rotary wing assembly 30, is integrally formed at both ends thereof. The engine 31 is rotated by the rotation of each shaft 32 by the driving of the engine 31. Therefore, even if the engine 31 of one rotary wing assembly 30 is stopped or its driving force is weakened due to a failure during flight, the rotational force of the synchronous rod 40 of the shaft 32 of the other rotary wing assembly 30 is retained. By transmitting to the shaft 32 of the broken one-side rotor blade assembly 30, the rotational force of the left and right shafts 32 is maintained the same.
회동장치(50)는, 기체(10)의 상부에 좌우로 이격되게 설치되는 한 쌍의 제1고정브라켓(51); 수평로드(20)의 중심부 외주연에 전후로 이격되게 설치되고 각 제1고정브라켓(51) 사이에 각 제1고정브라켓(51)과 직교되게 위치되는 한 쌍의 제2고정브라켓(52); 양측단부는 각 제1고정브라켓(51)에 회동 가능하게 관통 설치되고, 양측단부와 직교되게 형성되는 전후단부는 각 제2고정브라켓(52)에 회동 가능하게 관통 설치되는 십자축(53); 일단부가 우측 제1고정브라켓(51)을 관통하는 십자축(53)의 우측단부에 체결되는 제1링크(54); 하단부는 우측 제1고정브라켓(51)의 외측면 하부에 힌지 결합되고, 내부의 피스톤(미도시)에 연결된 피스톤로드(55a)의 단부는 제1링크(54)의 타단부와 힌지 결합되는 복동식의 제1유압실린더(55); 일단부가 전방의 제2고정브라켓(52)을 관통하는 십자축(53)의 전단부에 체결되는 제2링크(56); 하단부는 수평로드(20)의 외측에 중심에서 좌측으로 소정거리 이격된 위치에 힌지 결합되고, 내부의 피스톤(미도시)에 연결된 피스톤로드(57a)의 단부는 제2링크(56)의 타단부와 힌지 결합되는 복동식의 제2유압실린더(57)를 포함하여 이루어진다.The rotating device 50 includes a pair of first fixing brackets 51 installed on the upper portion of the base 10 so as to be spaced apart from left and right; A pair of second fixing brackets 52 installed on the outer periphery of the center of the horizontal rod 20 and spaced apart from each other and positioned orthogonally to the first fixing brackets 51 between the first fixing brackets 51; A cross shaft 53 installed at both sides of the first fixing bracket 51 so as to be rotatable, and front and rear ends formed at right angles to both sides of the second fixing bracket 52 to be rotatably installed at each of the second fixing brackets 52; A first link 54 having one end coupled to the right end of the cross shaft 53 passing through the right first fixing bracket 51; The lower end is hinged to the lower side of the outer surface of the right first fixing bracket 51, the end of the piston rod (55a) connected to the inner piston (not shown) is hinged to the other end of the first link (54) A first hydraulic cylinder 55 of the same type; A second link 56 whose one end is fastened to a front end portion of the cross shaft 53 passing through the front second fixing bracket 52; The lower end is hinged to a position spaced a predetermined distance from the center to the left outside the horizontal rod 20, the end of the piston rod (57a) connected to the inner piston (not shown) is the other end of the second link (56) And a second double acting hydraulic cylinder (57) hingedly coupled.
따라서, 제1유압실린더(55)의 하부를 통해 유압유를 주입시키면, 그 압력으로 인해 피스톤이 전진하면서 제1링크(54)의 타단부를 일단부에 대하여 시계방향으로 회동시키므로, 십자축(53)의 전후단부와 제2고정브라켓(52)이 십자축(53)의 양측단부를 중심으로 시계방향으로 회동하게 되고, 그에 따라 수평로드(20)도 시계방향으로 회동하게 된다. 이처럼 수평로드(20)가 시계방향으로 회동하게 되면 수평로드(20)의 양단부에 장착된 좌우 회전날개조립체(30)의 각 주회전날개(33)가 후방으로 하향 경사지므로 기체(10)는 후진된다.Therefore, when hydraulic oil is injected through the lower portion of the first hydraulic cylinder 55, the piston rotates due to the pressure, and the other end of the first link 54 is rotated clockwise with respect to one end, so that the cross shaft 53 ), The front and rear ends and the second fixing bracket 52 rotate clockwise around both ends of the cross shaft 53, and the horizontal rod 20 also rotates clockwise. When the horizontal rod 20 rotates clockwise as described above, since the main rotary blades 33 of the left and right rotating blade assemblies 30 mounted on both ends of the horizontal rod 20 are inclined downward, the base 10 is reversed. do.
이와 반대로, 제1유압실린더(55)의 상부를 통해 유압유를 주입시키면, 수평로드(20)의 양단부에 장착된 좌우 회전날개조립체(30)의 각 주회전날개(33)가 전방으로 하향 경사지므로 기체(10)는 전진된다.On the contrary, when the hydraulic oil is injected through the upper portion of the first hydraulic cylinder 55, each of the main rotary blades 33 of the left and right rotary wing assembly 30 mounted on both ends of the horizontal rod 20 is inclined downward forward. Gas 10 is advanced.
한편, 제2유압실린더(57)의 하부를 통해 유압유를 주입시키면, 그 압력으로 인해 피스톤로드(57a)가 전진하게 되는데, 이 때 십자축(53)의 전후단부는 그 원주방향으로 회동되지 않으므로 제2링크(56)는 고정된 상태로 유지된다. 따라서, 피스톤로드(57a) 전진시 제2유압실린더(57)가 상대적으로 하강하게 되면서 수평로드(20)의 일측이 하강하게 되어 각 회전날개조립체(30)의 각 주회전날개(33)가 일측으로 하향 경사지므로 기체(10)는 일측으로 이동하게 된다.On the other hand, when the hydraulic oil is injected through the lower portion of the second hydraulic cylinder 57, the piston rod (57a) is advanced due to the pressure, at this time, the front and rear ends of the cross shaft 53 does not rotate in the circumferential direction The second link 56 remains fixed. Therefore, when the piston rod 57a is moved forward, the second hydraulic cylinder 57 is relatively lowered, and one side of the horizontal rod 20 is lowered, so that each main rotary blade 33 of each rotary blade assembly 30 is one side. Since it is inclined downward, the base 10 moves to one side.
이와 반대로, 제2유압실린더(57)의 상부를 통해 유압유를 주입시키면, 수평로드(20)의 타측이 하강하게 되고, 그에 따라 각 주회전날개(33)는 타측으로 하향 경사지게 위치되므로 기체(10)는 타측으로 이동하게 된다.On the contrary, when the hydraulic oil is injected through the upper portion of the second hydraulic cylinder 57, the other side of the horizontal rod 20 is lowered, and accordingly, each main rotary blade 33 is inclined downward to the other side so that the gas 10 ) Moves to the other side.
상기와 같이 구성된 본 고안의 일 실시예에 따른 쌍회전 날개식 수직이착륙 비행체의 작동관계를 구체적으로 설명하면 다음과 같다.Referring to the operation of the twin-swing wing vertical take-off and landing vehicle according to an embodiment of the present invention configured as described above in detail.
먼저, 운전자가 기체(10)에 탑승한 후 시동을 켜고 상승을 위해 운전대를 조작하면, 각 회전날개조립체(30)의 각 주회전날개(33)가 지면에 대하여 수평상태를 유지하면서 회전하게 되므로 양력이 발생하여 기체(10)는 상승하게 된다.First, when the driver boards the aircraft 10 and turns on the ignition and operates the steering wheel for the ascension, each of the main rotor blades 33 of each rotor blade assembly 30 rotates while maintaining a horizontal state with respect to the ground. Lifting force is generated, the gas 10 is raised.
이 때, 각 주회전날개(33)는 각 회전날개조립체(30)의 각 엔진(31)의 구동에 의해 회전하게 되는데, 비행중 고장으로 인해 일측 회전날개조립체(30)의 엔진(31)이 멈추거나 구동력이 약해지더라도 타측 회전날개조립체(30)의 샤프트(32)가 갖는 회전력이 동기로드(40)를 통해 고장난 일측 회전날개조립체(30)의 샤프트(32)로 전달되므로, 양측 주회전날개(33)는 동일한 회전속도를 갖게 되어 비행체의 추락을 방지할 수 있다.At this time, each main rotary blade 33 is rotated by the driving of each engine 31 of each rotary wing assembly 30, due to the failure during flight of the engine 31 of one rotary wing assembly 30 Even if the driving force is stopped or weakened, the rotational force of the shaft 32 of the other rotary blade assembly 30 is transmitted to the shaft 32 of the one rotary blade assembly 30 that has failed through the synchronous rod 40. The wings 33 have the same rotation speed to prevent the fall of the aircraft.
비행중 운전자가 전진을 위해 운전대를 조작하면, 복동식 제1유압실린더(55)의 상부에 유압유가 주입되고, 그 압력으로 인해 피스톤이 후진하면서 제1링크(54)의 타단부를 일단부에 대하여 반시계방향으로 회동시키므로, 십자축(53)의 전후단부와 제2고정브라켓(52)이 십자축(53)의 양측단부를 중심으로 반시계방향으로 회동하게 되고, 그에 따라 수평로드(20)도 반시계방향으로 회동하게 된다. 이처럼 수평로드(20)가 반시계방향으로 회동하게 되면 수평로드(20)의 양단부에 장착된 좌우 회전날개조립체(30)의 각 주회전날개(33)가 전방으로 하향경사지므로 기체(10)는 전진된다.When the driver operates the steering wheel to move forward during the flight, hydraulic oil is injected into the upper portion of the double-acting first hydraulic cylinder 55, and the pressure is reversed so that the other end of the first link 54 is at one end. Since it rotates in a counterclockwise direction, the front and rear ends of the cross shaft 53 and the second fixing bracket 52 rotate counterclockwise around both ends of the cross shaft 53, and thus the horizontal rod 20 ) Will also rotate counterclockwise. When the horizontal rod 20 rotates counterclockwise as described above, since the main rotary blades 33 of the left and right rotary wing assemblies 30 mounted on both ends of the horizontal rod 20 are inclined downward, the base 10 is Is advanced.
이와 반대로, 비행중 운전자가 후진을 위해 운전대를 조작하면, 복동식 제1유압실린더(55)의 하부에 유압유가 주입되고, 수평로드(20)의 양단부에 장착된 좌우 회전날개조립체(30)의 각 주회전날개(33)가 후방으로 하향 경사지므로 기체(10)는 후진된다.On the contrary, when the driver operates the steering wheel for reversing during the flight, hydraulic oil is injected into the lower portion of the double-acting first hydraulic cylinder 55, and the left and right rotary wing assemblies 30 mounted on both ends of the horizontal rod 20 are rotated. Since each main rotary blade 33 is inclined downward backward, the base 10 is reversed.
한편, 비행중 운전자가 좌우 이동을 위해 운전대를 조작하면, 복동식 제2유압실린더(57)의 하부 또는 상부를 통해 유압유를 주입시키면, 그 압력으로 인해 피스톤이 전진 또는 후진되는데, 이 때 십자축(53)의 전후단부는 그 원주방향으로 회동되지 않으므로 제2링크(56)는 고정된 상태로 유지된다. 따라서, 피스톤 전진시에는 제2유압실린더(57)가 상대적으로 하강하게 되면서 수평로드(20)의 일측이 하강하게 되어 각 회전날개조립체(30)의 각 주회전날개(33)가 일측으로 하향 경사지므로 기체(10)는 일측으로 이동하게 된다. 반대로, 피스톤 후진시에는 제2유압실린더(57)가 상대적으로 상승하게 되면서 수평로드(20)의 타측이 하강하게 되어 각 회전날개조립체(30)의 각 주회전날개(33)가 타측으로 하향 경사지므로 기체(10)는 타측으로 이동하게 된다.On the other hand, if the driver manipulates the steering wheel to move left and right during flight, when the hydraulic oil is injected through the lower or upper portion of the double-actuated second hydraulic cylinder 57, the piston is moved forward or backward due to the pressure, the cross axis Since the front and rear ends of the 53 are not rotated in the circumferential direction, the second link 56 is kept in a fixed state. Therefore, when the piston advances, the second hydraulic cylinder 57 is relatively lowered, and one side of the horizontal rod 20 is lowered, so that each main rotary blade 33 of each rotary blade assembly 30 is inclined downward to one side. Since the gas 10 is moved to one side. On the contrary, when the piston is retracted, the second hydraulic cylinder 57 is relatively raised while the other side of the horizontal rod 20 is lowered, so that each main rotary blade 33 of each rotary blade assembly 30 is inclined downward to the other side. Since the body 10 is moved to the other side.
이와 같이, 비행체의 전후진 및 좌우이동을 위해 각 주회전날개(33)를 경사지게 회동시키지 않고도 수평로드(20)만을 간편하게 회동시켜 각 주회전날개(33)를 동시에 경사지게 유지시킬 수 있다.As such, the main rods 33 may be simply rotated at the same time by simply rotating the horizontal rod 20 without rotating the main rotor blades 33 inclined for forward and backward movement of the aircraft.
이상과 같이 본 고안의 바람직한 실시예에 따른 쌍회전 날개식 수직이착륙 비행체를 첨부된 도면을 참조로 설명하였으나, 본 고안은 명세서에 상세히 설명된 실시예와 도면에 한정되지 아니하며, 고안의 기술사상 범위 내에서 다양한 변형이 이루어질 수 있다. 예컨대, 본 고안에 따른 쌍회전 날개식 수직이착륙 비행체는 사람이 탑승할 수 있는 유인비행체뿐만 아니라 완구용 비행체등에도 동일하게 적용할 수 있다.As described above with reference to the accompanying drawings, a twin-swing wing vertical takeoff and landing aircraft according to a preferred embodiment of the present invention, the present invention is not limited to the embodiments and drawings described in detail in the specification, the technical scope of the invention Various modifications can be made within. For example, the twin-swing wing vertical takeoff and landing vehicle according to the present invention can be equally applicable to toy vehicles as well as to manned flying vehicles.
이상에서 상세히 설명한 바와 같은 본 고안 쌍회전 날개식 수직이착륙 비행체에 따르면, 기체의 양측으로 회전날개조립체를 각각 기체와 수직으로 장착하고 각 주회전날개의 회전속도를 서로 동기시킴으로써, 비행중 일측 회전날개조립체의 엔진이 정지되거나 그 구동력이 약해지더라도 양측 샤프트와 주회전날개 모두 동일한 속도로 회전하게 되어 비행체의 추락을 방지할 수 있는 효과가 있다.According to the present invention twin-wing vertical take-off and landing vehicle as described in detail above, by mounting the rotary blade assembly to the side of the body vertically with each aircraft and by synchronizing the rotational speed of each of the main rotary blade, one side of the rotor blade during flight Even if the engine of the assembly is stopped or its driving force is weakened, both shafts and the main rotor blades rotate at the same speed, thereby preventing the fall of the vehicle.
또한, 본 고안은 양단부에 회전날개조립체가 각각 장착되는 수평로드를 기체에 회동 가능하게 고정함으로써, 각 회전날개조립체의 주회전날개를 각각 경사시키지 않고도 수평로드의 회동만으로 각 회전날개조립체의 각 주회전날개를 동시에 경사지도록 하여 간편하게 전후진하거나 좌우 이동할 수 있어 그 구조가 간단해지는 효과도 있다.In addition, the present invention by rotatably fixing the horizontal rod on which the rotary blade assembly is mounted on each end to the body, each circumference of each rotary blade assembly only by the rotation of the horizontal rod without tilting the main rotary blade of each rotary wing assembly Rotating blades can be inclined at the same time, so that they can be moved forward and backward or can be moved left and right.
Claims (5)
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|---|---|---|---|
| KR20-2002-0027945U KR200300458Y1 (en) | 2002-09-17 | 2002-09-17 | Pair rotary wing convertiplane |
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ID=49398428
Family Applications (1)
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| KR20-2002-0027945U KR200300458Y1 (en) | 2002-09-17 | 2002-09-17 | Pair rotary wing convertiplane |
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100563931B1 (en) | 2005-03-31 | 2006-03-23 | 한국항공우주연구원 | Reconfiguration controlling method for a rotorcraft having left and right side rotors, and reconfiguration controlling method for a tilt rotor aircraft in the fixed-wing mode |
| KR20080035760A (en) * | 2006-10-20 | 2008-04-24 | 홍순영 | Convertiplane with three pair rotor |
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-
2002
- 2002-09-17 KR KR20-2002-0027945U patent/KR200300458Y1/en active IP Right Grant
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