KR20170122561A - Fixed wing flight vehicle unequipped aileron - Google Patents

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KR20170122561A
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이기성
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Abstract

The present invention relates to a twin engine type fixed wing flight vehicle in which an aileron is not mounted, wherein a fixed wing flight vehicle in which an aileron is not mounted in a main wing is formed to be a twin engine type in which a motor having excellent control ability is mounted. Moreover, each motor formed for a rotating direction to be different is controlled to precisely control an angle and a speed when turning and flying. According to the present invention, the twin engine type fixed wing flight vehicle in which an aileron is not mounted comprises a motor member in each of main wings provided on both sides of a fuselage. In the twin engine type fixed wing flight vehicle, an aileron is not mounted in each of the main wings of the twin engine type fixed wing flight vehicle, and the rotating directions of the motor members are formed to be different from each other.

Description

에일러론이 미장착되는 쌍발형 고정익 비행체{Fixed wing flight vehicle unequipped aileron} {Fixed wing flight vehicle unequipped aileron} without aileron}

본 발명은 주 날개에 에일러론이 미장착된 상태로 모터의 제어만을 이용하여 정밀한 선회 비행이 가능한 비행체에 관한 것으로써, 보다 상세하게는 주 날개에 에일러론이 미장착된 고정익 비행체를 제어성이 우수한 모터가 장착되는 쌍발기 형태로 구성하되, 회전 방향이 다르게 구성되는 각각의 모터를 제어하여 선회 비행시의 각도 및 속도를 정밀하게 제어하는 에일러론이 미장착되는 쌍발형 고정익 비행체에 관한 것이다.[0001] The present invention relates to a flying body capable of precise turning flight using only the control of a motor in a state where an aileron is not mounted on a main wing, and more particularly, to a flying body having an aileron- The present invention relates to a twin-wing fixed-wing aircraft having no aileron, which is configured in the form of a twin, and controls each motor having different rotational directions to precisely control an angle and a speed during a turn-over flight.

일반적으로 고정익 비행체의 우측 및 좌측 주 날개 후면에는 조종석에서 직접 조종하거나 동력기구 등으로 제어되는 에일러론이 각각 구비된다.Generally, the rear right and left main wings of a fixed-wing aircraft are provided with an aileron directly controlled from a cockpit or controlled by a power mechanism.

이러한 에일러론은 각기 대응되게 상승 및 하강하여 우측 및 좌측 주 날개에 영향을 미치는 양력을 증가 및 감소시켜 고정익 비행체를 선회시키는 역할을 수행한다.These ailerons are correspondingly raised and lowered to increase or decrease the lift that affects the right and left main wings, thereby turning the wing aircraft.

구체적으로, 고정익 비행체의 조종간을 우측으로 기울이면 일측이 우측 주 날개에 연결된 에일러론의 타측은 상승하게 되고, 일측이 좌측 주 날개에 연결된 에일러론의 타측은 하강하게 되어, 우측 주 날개면에 발생하는 양력은 감소되고 좌측 주 날개면에 발생하는 양력은 증가하게 됨으로써 고정익 비행체는 우측으로 선회하게 된다.Specifically, when the steering wheel of the fixed-wing aircraft is tilted to the right, the other side of the aileron connected to the right main wing is raised and the other side of the aileron connected to the left main wing is lowered, And the lift generated on the left main wing surface is increased, so that the fixed wing vehicle is turned to the right side.

소형 고정익 비행체의 경우에는 에일러론이 구비되지 않는 경우도 있으나, 이러한 경우에는 비행체의 선회 시에 제어의 정확성이 감소하게 되므로, 에일러론은 비행체의 정밀한 제어를 위해서 필수적인 요소라 할 것이다.In the case of a small fixed-wing aircraft, the aileron may not be provided. However, in this case, since the accuracy of control is reduced when the aircraft is turned, the aileron is an essential element for precise control of the air vehicle.

반면, 고정익 비행체의 주 날개에 에일러론을 장착하여 사용하기 위해서는 에일러론의 구동에 필요한 액추에이터와 서보모터 등의 부품도 필수적으로 장착되어야 하므로 고정익 비행체의 무게가 증가되고, 구조가 복잡해지는 단점이 있다.On the other hand, in order to mount the aileron on the main wing of the fixed-wing aircraft, the actuator and the servomotor, which are necessary for driving the aileron, are also required to be installed, which increases the weight of the wing-wing aircraft and complicates the structure.

이러한 문제를 해결하기 위한, 에일러론이 미장착된 상태에서 정밀한 비행 제어가 가능한 고정익 비행체에 관한 발명으로는 대한민국 특허공보 특1995-0009338호의 "동력행글라이더"가 제안되어 공개된 바 있다.In order to solve such a problem, a "power hang glider" of Korea Patent Publication No. 1995-0009338 has been proposed and disclosed as an invention relating to a fixed-wing aircraft capable of precise flight control in a state where the aileron is not mounted.

상기 대한민국 특허공보 특1995-0009338호의 "동력행글라이더"에는 조종수단이 없어 조종사의 몸 중심을 이동함으로써 방향을 조정하는 행글라이더에 카나드와 러너, 엘리베이터와 에일러론의 기능을 가진 보조익을 장착하는 발명이 제안되었다.In the "Power Hang Glider" of Korean Patent Publication No. 1995-0009338, there is proposed an invention in which an ankle having the functions of a canard, a runner, an elevator and an aileron is attached to a hang glider that adjusts the direction of the body by moving the body center of the pilot .

그러나 상기 종래 기술은 기본적으로 에일러론이 미장착된 비행체에 에일러론의 기능을 가진 보조익을 장착하는 발명이므로, 기본적으로 에일러론이 장착된 비행체에서 에일러론을 제거함으로써, 비행체의 무게 감소 및 구조의 단순화를 추구하는 본 발명과는 상이하다.However, since the above-mentioned prior art is basically an invention in which an aileron having an aileron function is mounted on an aircraft without an aileron, basically, the aileron is removed from the aileron-mounted air vehicle to reduce the weight of the air vehicle and simplify the structure It is different from the invention.

따라서, 에이러론을 미장착함으로써, 비행체의 무게 감소 및 구조의 단순화를 실현함과 동시에 정밀한 비행 제어를 할 수 있는 고정익 비행체가 요구되는 실정이다.Therefore, there is a need for a fixed-wing aircraft capable of realizing precise flight control while realizing weight reduction and structure simplification of the aircraft by not adopting the algorithm.

대한민국 특허공보 특1995-0009338호(1993. 10. 18)Korean Patent Publication No. 1995-0009338 (October 18, 1993)

본 발명에 의한 에일러론이 미장착되는 쌍발형 고정익 비행체는 상기와 같은 종래 기술의 문제점들을 해결하기 위해 제안된 기술로써,A twin-wobble fixed-wing aircraft having no aileron according to the present invention has been proposed to solve the problems of the prior art,

고정익 비행체의 정밀한 선회 비행에 필요한 에일러론을 주 날개에 장착하여 사용하기 위해서는 에일러론의 구동에 필요한 액추에이터와 서보모터 등의 부품을 추가로 장착하여야 하므로 고정익 비행체의 무게가 증가되고 구조가 복잡해지는 문제가 발생하였고;In order to use the aileron which is necessary for precise turning flight of the fixed-wing aircraft, it is necessary to additionally install the actuator and servomotor necessary for driving the aileron so that the weight of the wing-wing aircraft increases and the structure becomes complicated ;

우측 및 좌측 주 날개에 각각 장착되는 에일러론 중 어느 하나가 정상적으로 작동하지 않으면 고정익 비행체가 추락할 수 있는 문제가 발생하였으며;If any one of the ailerons mounted on the right and left main wings does not operate normally, there is a problem that the flywheel can fall down;

에일러론이 장착되지 않은 고정익 비행체는 에일러론을 대체할 수 있는 별도의 수단이 구비되지 않으면 정밀한 선회 비행이 어려운 문제가 발생하였기 때문에, 이에 대한 해결책을 제시하는 것을 그 목적으로 한다.A fixed wing aircraft not equipped with an aileron has a difficulty in precise turning flight unless a separate means for replacing the aileron is provided, and therefore, a solution to this problem is proposed.

본 발명에 의한 에일러론이 미장착되는 쌍발형 고정익 비행체는 상기와 같은 목적을 실현하고자,In order to realize the above-mentioned object, the twin-wing type fixed-wing aircraft having no aileron according to the present invention,

동체의 양측으로 구비되는 주 날개부 각각에 모터 부재가 구비되는 쌍발형 고정익 비행체에 있어서, 상기 쌍발형 고정익 비행체의 주 날개부 각각에는 에일러론이 미장착되고, 각각의 상기 모터 부재는 상호 간에 회전 방향이 다르게 구성되는 것을 특징으로 하는 에일러론이 미장착되는 쌍발형 고정익 비행체를 제시한다.A twin-wing fixed-wing aircraft in which a motor member is provided at each of main wings provided on both sides of a fuselage, wherein ailerons are not installed in each of the main wings of the twin-fis- cal fixed-wing flight, And the other is configured so that the aileron is not installed.

본 발명에 의한 에일러론이 미장착되는 쌍발형 고정익 비행체는, In the twin-wobble fixed-wing aircraft having no aileron according to the present invention,

일반적으로 고정익 비행체의 우측 및 좌측 주 날개 후면에 각각 장착되는 에일러론이 미장착됨으로써, 결과적으로는 비행체 무게의 증가 및 구조의 복잡화를 방지할 수 있는 효과가 발생하였고;In general, the aileron which is mounted on the right and left main wing rear sides of the fixed wing aircraft is not installed, resulting in an effect of preventing the increase of the flying weight and the complexity of the structure;

에일러론이 장착되지 않으므로 에일러론을 작동시키는 각종 부품들의 오작동 및 고장으로 인한 고정익 비행체의 추락이 방지되는 효과가 발생하였으며;Since the aileron is not installed, the malfunction of the various parts that operate the aileron and the falling of the fixed wing aircraft caused by the failure are prevented.

에일러론을 대체하는 별도의 수단이 없이도 모터 각각의 회전 방향 및 회전 속도 조절만으로 정밀한 선회 비행이 가능한 효과가 발생하였다.It is possible to perform precise turning flight only by adjusting the rotational direction and the rotational speed of each of the motors without an additional means for replacing the aileron.

도 1은 본 발명에 의한 에일러론이 미장착되는 쌍발형 고정익 비행체의 외부 사시도.
도 2(a)는 본 발명에 의한 에일러론이 미장착되는 쌍발형 고정익 비행체의 모터 부재가 회전하여 발생시키는 반토크를 나타낸 예시도.
도 2(b)는 본 발명에 의한 에일러론이 미장착되는 쌍발형 고정익 비행체가 모터 부재 각각의 회전 속도 차이로 인해 롤축을 축으로 하여 회전되는 모습을 나타낸 예시도.
도 3(a)는 본 발명에 의한 에일러론이 미장착되는 쌍발형 고정익 비행체의 모터 부재가 회전하여 발생하는 회전력을 나타낸 예시도.
도 3(b)는 본 발명에 의한 에일러론이 미장착되는 쌍발형 고정익 비행체가 모터 부재 각각의 회전 속도 차이로 인해 요축을 축으로 하여 회전되는 모습을 나타낸 예시도.Brief Description of the Drawings Fig. 1 is an external perspective view of a twin-wing fixed-wing air vehicle with no aileron according to the present invention.
FIG. 2 (a) is an exemplary view showing the anti-torque generated by the rotation of the motor member of the twin-boot type fixed-wing vehicle in which the aileron according to the present invention is not mounted.
FIG. 2 (b) is an exemplary view showing a state in which a twin-wing fixed-wing air vehicle having no aileron according to the present invention is rotated about a roll axis due to a difference in rotation speed of each motor member.
FIG. 3 (a) is an exemplary view showing a rotational force generated by a rotation of a motor member of a twin-rod type fixed-wing air vehicle in which the aileron according to the present invention is not mounted.
FIG. 3 (b) is a view showing a state in which a twin-wing fixed-wing air vehicle having no aileron according to the present invention is rotated about a yaw axis due to a difference in rotation speed of each of motor members.

본 발명은 주 날개에 에일러론이 미장착된 상태로 모터의 제어만을 이용하여 정밀한 선회 비행이 가능한 비행체에 관한 것으로써,The present invention relates to a flying body capable of precise turning flight using only the control of a motor in a state where an aileron is not attached to a main wing,

동체의 양측으로 구비되는 주 날개부 각각에 모터 부재가 구비되는 쌍발형 고정익 비행체에 있어서, 상기 쌍발형 고정익 비행체의 주 날개부 각각에는 에일러론이 미장착되고, 각각의 상기 모터 부재(100)는 상호 간에 회전 방향이 다르게 구성되는 것을 특징으로 하는 에일러론이 미장착되는 쌍발형 고정익 비행체에 관한 것이다.A twin-wing type fixed-wing aircraft in which a motor member is provided in each of main wing portions provided on both sides of a moving body, wherein the ailerons are not installed in each of the main wing portions of the twin- The present invention relates to a twin-link type fixed-wing aircraft having no aileron.

이하에서는 첨부한 도면을 참조하여 본 발명의 실시예들을 상세히 설명하고자 한다.Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

우선, 도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명에 의한 에일러론이 미장착되는 쌍발형 고정익 비행체는 동체의 양측으로 구비되는 주 날개부 각각에 모터 부재(100)가 구비되는 쌍발형 고정익 비행체에 적용 가능하다.First, as shown in FIG. 1, a twin-wing fixed-wing aircraft having no aileron according to the present invention is applicable to a twin-wing fixed-wing aircraft having a motor member 100 at each of main wing portions provided on both sides of the fuselage .

일반적인 고정익 비행체의 주 날개 후면에는 선회 비행을 위한 구성요소로써, 일측이 상기 주 날개에 고정된 상태로 타측이 상승 또는 하강하는 에일러론이 구비되나, 도 1에 도시된 바와 같이, 상기 쌍발형 고정익 비행체의 주 날개부 각각에는 에일러론이 미장착되는 것을 특징으로 한다.In the rear side of the main wing of a general fixed-wing aircraft, an aileron is provided as a component for turning flight, and the other side is raised or lowered with one side fixed to the main wing. However, as shown in FIG. 1, And the aileron is not attached to each of the main wing portions of the main wing.

따라서, 상기 쌍발형 고정익 비행체는 에일러론이 미장착됨으로 인해 에일러론의 구동에 필요한 액추에이터와 서보모터 등의 부품들이 필요하지 않게 되어 결과적으로는 비행체의 무게를 감소시킬 수 있고, 상기 부품들의 고장으로 인한 비행체의 추락이 방지되는 구성이다.Accordingly, the twin-wing type fixed-wing aircraft does not require the aileron, so that the actuator, the servo motor, and other components necessary for driving the aileron are not needed. As a result, the weight of the flying body can be reduced. So that a fall is prevented.

또한, 본 발명에 의한 에일러론이 미장착되는 쌍발형 고정익 비행체에 구비되는 각각의 상기 모터 부재(100)는 상호 간에 회전 방향이 다르게 구성되는 것을 특징으로 한다.In addition, each of the motor members 100 provided in the twin-wing fixed-wing air vehicle having no aileron according to the present invention is configured such that the rotational directions thereof are different from each other.

일반적으로 고정익 비행체의 고정익 각각에 구비되는 모터 또는 엔진은 회전 방향이 동일하게 구성되며, 주로 시계방향으로 회전하나 반드시 이에 한정되는 것은 아니다.Generally, the motors or engines provided in each of the fixed wings of the fixed-wing flight body are configured to rotate in the same direction and rotate mainly clockwise, but the present invention is not limited thereto.

이와 대비되는 구성으로써, 본 발명에 의한 에일러론이 미장착되는 쌍발형 고정익 비행체에 구비되는 각각의 상기 모터 부재(100)는 하나의 상기 모터 부재(100)가 시계방향으로 회전하면 다른 하나의 상기 모터 부재(100)는 반 시계 방향으로 회전하나, 보다 바람직하게는, 상기 쌍발형 고정익 비행체의 우측 주 날개부에 장착되는 상기 모터 부재(100)는 시계 방향으로 회전하고, 좌측 주 날개부에 장착되는 상기 모터 부재(100)는 반 시계 방향으로 회전하게 구성된다.In contrast to this, each of the motor members 100 provided in the twin-wing fixed-wing air vehicle having no aileron according to the present invention is configured such that when one motor member 100 rotates in the clockwise direction, The motor member 100 mounted on the right main wing portion of the twin-wise fixed-wing air vehicle rotates in a clockwise direction, and the motor member 100 mounted on the left main wing portion rotates clockwise, The motor member 100 is configured to rotate in a counterclockwise direction.

즉, 상기 모터 부재(100)는 상기 쌍발형 고정익 비행체의 우측 주 날개부에 장착되고, 시계 방향으로 회전하는 우측 모터 부재(110)와 상기 쌍발형 고정익 비행체의 좌측 주 날개부에 장착되고, 반 시계 방향으로 회전하는 좌측 모터 부재(120)를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다.That is, the motor member 100 is mounted on the right main wing portion of the twin-wing type fixed-wing flying body, and is mounted on the left main wing portion of the twin-wing type fixed-wing flying body, And a left motor member 120 rotating in a clockwise direction.

이때, 시계 방향 및 반 시계 방향이라 함은, 기준이 되는 위치에 따라 방향이 다르게 표현되므로, 본 발명에서는 상기 쌍발형 고정익 비행체 측에서 바라보는 시선을 기준으로 한다.In this case, since the directions of the clockwise and counterclockwise directions are expressed differently according to the reference position, the present invention is based on the line of sight seen from the side of the twin-wise fixed-wing vehicle.

또한, 본 발명에 의한 에일러론이 미장착되는 쌍발형 고정익 비행체는 상기 모터 부재(100) 각각의 회전속도를 다르게 구성하여 선회 비행 가능한 것을 특징으로 한다.In addition, the twin-boot type fixed-wing aircraft in which the aileron according to the present invention is not mounted is characterized in that the rotational speeds of the respective motor members 100 are configured differently so as to enable swirling.

구체적으로, 도 2(a)에 도시된 바와 같이, 상기 쌍발형 고정익 비행체의 우측 주 날개부에 장착되는 상기 우측 모터 부재(110)는 시계 방향으로 회전하도록 구성되고, 그 회전속도는 상기 우측 모터 부재(110)의 토크에 비례한다.Specifically, as shown in FIG. 2 (a), the right motor member 110 mounted on the right main wing portion of the twin-link type fixed-wing flight body is configured to rotate in a clockwise direction, Is proportional to the torque of the member (110).

상기 우측 모터 부재(110)가 시계 방향으로 회전하면, 회전속도(ω1)와 비례하는 반 토크(τ1)가 발생하게 되며, 상기 반 토크(τ1)는, 상기 쌍발형 고정익 비행체의 우측 주 날개부에서는 상방을 향하여 작용하고, 좌측 주 날개부에서는 하방을 향하여 작용한다.When the right motor member 110 rotates clockwise, a counter torque τ1 proportional to the rotational speed ω1 is generated, and the counter torque τ1 is generated in the right main wing portion of the twin- And acts downward in the left main wing portion.

또한, 상기 쌍발형 고정익 비행체의 좌측 주 날개부에 장착되는 좌측 모터 부재(120)는 반 시계 방향으로 회전하도록 구성되고, 그 회전속도는 상기 좌측 모터 부재(120)의 토크에 비례한다.Further, the left motor member 120 mounted on the left main wing portion of the twin-link type fixed wing flight body is configured to rotate in a counterclockwise direction, and the rotational speed thereof is proportional to the torque of the left motor member 120. [

상기 좌측 모터 부재(120)가 반 시계 방향으로 회전하면, 회전속도(ω2)와 비례하는 반 토크(τ2)가 발생하게 되며, 상기 반 토크(τ2)는, 상기 쌍발형 고정익 비행체의 좌측 주 날개부에서는 상방을 향하여 작용하고, 우측 주 날개부에서는 하방을 향하여 작용한다.When the left motor member 120 rotates counterclockwise, a counter torque τ2 proportional to the rotational speed ω2 is generated, and the counter torque τ2 is generated in the left main wing of the twin- And acts downward in the right main wing portion.

즉, 이를 공식화하면 τ ≒ ｃτ×ω라 할 수 있으며, 이때의 ｃτ는 회전속도와 토크 상호 간의 비례상수이다.In other words, it can be formulated as τ ≈ c τ × ω, where c τ is the proportional constant between the rotational speed and the torque.

상기 우측 모터 부재(110) 및 상기 좌측 모터 부재(120)에서 발생하는 각각의 반 토크의 합력은 상기 쌍발형 고정익 비행체의 진행방향을 따라 수평으로 형성되는 가상의 롤축에 대한 회전력인, 상기 쌍발형 고정익 비행체의 동체에 대한 반 토크(τ)로 작용하게 된다.The resultant force of each of the anti-torque generated in the right motor member 110 and the left motor member 120 is a rotational force with respect to a virtual roll axis formed horizontally along the traveling direction of the twin- (Τ) against the body of the fixed-wing aircraft.

즉, 도 2(a)에 도시된 바와 같이, 상기 우측 모터 부재(110)의 회전 속도(ω1) 및 상기 좌측 모터 부재(120)의 회전 속도(ω2)가 동일하면, 상기 우측 모터 부재(110) 및 상기 좌측 모터 부재(120)에서 발생하는 동일한 크기의 각각의 반 토크(τ1, τ2)가 상호 간에 상쇄되어, 상기 가상의 롤축에 대해 작용하는 회전력인, 상기 쌍발형 고정익 비행체의 동체에 대한 반 토크(τ)가 발생하지 않는다.2 (a), when the rotational speed? 1 of the right motor member 110 and the rotational speed? 2 of the left motor member 120 are the same, the right motor member 110 ) And the counter torque (? 1,? 2) of the same magnitude generated in the left motor member (120) are canceled each other to be a rotating force acting on the hypothetical roll axis, The anti-torque? Does not occur.

또한, 도 2(b)에 도시된 바와 같이, 상기 우측 모터 부재(110)의 회전 속도(ω1)가 상기 좌측 모터 부재(120)의 회전 속도(ω2)보다 빠르게 형성되면, 상기 쌍발형 고정익 비행체의 우측 주 날개부 상방 및 좌측 주 날개부 하방을 향하여 작용하는 반 토크(τ1)가 상기 쌍발형 고정익 비행체의 좌측 주 날개부 하방 및 우측 주 날개부 상방을 향하여 작용하는 반 토크(τ2)보다 크게 형성되어, 상기 쌍발형 고정익 비행체는 상기 가상의 롤축을 축으로 하여 반 시계 방향으로 회전된다.2 (b), if the rotational speed? 1 of the right motor member 110 is formed faster than the rotational speed? 2 of the left motor member 120, The counter torque " 1 ", which acts toward the upper side of the right main wing portion and the lower side of the left main wing portion, is larger than the antilock tau 2 acting on the lower main wing portion and above the right main wing portion of the twin- And the twin-link type fixed-wing flight body is rotated counterclockwise about the imaginary roll axis.

즉, 이를 공식화하면 τ= τ1 - τ2 = ｃτ(ω1+ω2) 이다.That is, if we formulate it, τ = τ1 - τ2 = c τ (ω1 + ω2).

따라서, 상기 좌측 모터 부재(120)의 회전속도가 상기 우측 모터 부재(110)의 회전 속도보다 빠르게 형성되면, 상기 쌍발형 고정익 비행체가 상기 가상의 롤축을 축으로 하여 시계 방향으로 회전되는 것은 자명하다.Accordingly, when the rotational speed of the left motor member 120 is formed faster than the rotational speed of the right motor member 110, it is obvious that the twin-wise fixed-wing flight body is rotated clockwise about the virtual roll axis .

이때, 어느 하나의 상기 모터 부재(100)가 다른 하나의 모터 부재(100)보다 회전 속도가 빠르게 형성된다 함은, 어느 하나의 상기 모터 부재(100)만의 회전 속도를 조절하는 방식 또는 어느 하나의 상기 모터 부재(100)의 회전 속도는 증가시키고 다른 하나의 모터 부재(100)의 회전 속도는 감소시키는 방식일 수 있다.At this time, the rotation speed of any one of the motor members 100 is faster than that of the other motor member 100. The rotation speed of any one of the motor members 100 may be adjusted, The rotational speed of the motor member 100 may be increased while the rotational speed of the other motor member 100 may be decreased.

또한, 어느 하나의 상기 모터 부재(100)의 회전 속도는 증가시키고 다른 하나의 모터 부재(100)의 회전 속도는 감소시키는 방식인 경우에, 상기 모터 부재(100) 각각의 회전 속도 증가 또는 감소 비율은 동일하게 구성됨이 바람직하다 반드시 이에 한정되는 것은 아니다.In the case of a method of increasing the rotation speed of any one of the motor members 100 and reducing the rotation speed of the other motor member 100, Are preferably configured identically, but are not limited thereto.

또한, 도 3(a)에 도시된 바와 같이, 상기 쌍발형 고정익 비행체를 전진 방향으로 미는 힘인 추력은 상기 모터 부재(100)의 회전 속도의 제곱과 비례하며, 상기 우측 모터 부재(110) 및 상기 좌측 모터 부재(120)의 회전 속도(ω1, ω2)에 의해 각각 발생하는 추력의 합력은 상기 가상의 롤축에 수직한 방향으로 형성되는 가상의 요축에 대한 회전력(Τ)으로 작용한다.3 (a), the thrust, which is the force pushing the twin-wing fixed-wing air vehicle in the forward direction, is proportional to the square of the rotational speed of the motor member 100, and the right motor member 110 and the right- The resultant force of the thrust generated by the rotational speeds? 1 and? 2 of the left motor member 120 acts as a rotational force? About a virtual yaw axis formed in a direction perpendicular to the imaginary roll axis.

이를 공식화하면, Ｆ = ｃＦ × ω2라 할 수 있다.When formulated, F = c F X? 2 .

즉, 도 3(b)에 도시된 바와 같이, 상기 우측 모터 부재(110)의 회전 속도(ω1)가 상기 좌측 모터 부재(120)의 회전 속도(ω2)보다 빠르게 형성되면, 상기 쌍발형 고정익 비행체는 상기 요축을 축으로 하여 반 시계 방향으로 회전된다.3 (b), when the rotational speed? 1 of the right motor member 110 is formed faster than the rotational speed? 2 of the left motor member 120, Is rotated counterclockwise about the yaw axis.

따라서, 상기 좌측 모터 부재(120)의 회전 속도(ω2)가 상기 우측 모터 부재(110)의 회전 속도(ω1)보다 빠르게 형성되면, 상기 쌍발형 고정익 비행체가 상기 요축을 축으로 하여 시계 방향으로 회전되는 것은 자명하다.Accordingly, when the rotational speed omega 2 of the left motor member 120 is formed faster than the rotational speed omega 1 of the right motor member 110, the twin-ended wing-wing flight body rotates clockwise It is self-evident.

즉, 이를 공식화하면 Τ= Ｆ1 - Ｆ2 = ｃＦ(ω12+ω22) 이며, 이때의 ｃＦ는 회전속도와 추력 간의 비례상수이다.In other words, when formulated, Τ = F1 - F2 = c F (ω1 2 + ω2 2 ), where c F is the proportional constant between rotational speed and thrust.

이때, 어느 하나의 상기 모터 부재(100)가 다른 하나의 모터 부재(100)보다 회전 속도가 빠르게 형성된다 함은, 어느 하나의 상기 모터 부재(100)만의 회전 속도를 조절하는 방식 또는 어느 하나의 상기 모터 부재(100)의 회전 속도는 증가시키고 다른 하나의 모터 부재(100)의 회전 속도는 감소시키는 방식일 수 있다.At this time, the rotation speed of any one of the motor members 100 is faster than that of the other motor member 100. The rotation speed of any one of the motor members 100 may be adjusted, The rotational speed of the motor member 100 may be increased while the rotational speed of the other motor member 100 may be decreased.

또한, 어느 하나의 상기 모터 부재(100)의 회전 속도는 증가시키고 다른 하나의 모터 부재(100)의 회전 속도는 감소시키는 방식인 경우에, 상기 모터 부재(100) 각각의 회전 속도 증가 또는 감소 비율은 동일하게 구성됨이 바람직하다 반드시 이에 한정되는 것은 아니다.In the case of a method of increasing the rotation speed of any one of the motor members 100 and reducing the rotation speed of the other motor member 100, Are preferably configured identically, but are not limited thereto.

위와 같이, 상기 쌍발형 고정익 비행체는 상기 주 날개부에 장착되는 각각의 상기 모터 부재(100)의 회전 방향이 다르게 구성됨으로 인해, 각각의 상기 모터 부재(100)의 회전 속도(ω1, ω2)를 조절하는 것만으로도 선회 비행에 필요한 자세를 구현할 수 있어, 결과적으로는 주 날개부에 에일러론이 미장착된 상태로도 주 날개부에 에일러론이 장착된 상태와 마찬가지의 정밀한 선회 비행이 가능해지는 구성이다. As described above, since the rotational direction of each of the motor members 100 mounted on the main wing portion is different from that of the main wing portion, the rotational speeds? 1 and? 2 of the respective motor members 100 So that it is possible to realize a precise turning flight similar to a state in which the aileron is mounted on the main wing portion even when the aileron is not mounted on the main wing portion.

이는, 주 날개부에 장착되는 각각의 모터 또는 엔진의 회전 속도가 동일한 상태에서 에일러론의 각도를 조절하여 선회 비행하는 일반적인 비행 형태와는 대비되는 구성이다.This configuration is in contrast to a general flight mode in which the rotational speed of each motor or engine mounted on the main wing portion is the same and the angle of the aileron is adjusted to make a turn flight.

상기 모터 부재(100)의 종류에는 제한이 없으나 상기 쌍발형 고정익 비행체의 비행이 가능하도록, 상기 쌍발형 고정익 비행체의 무게 및 크기에 따라 장착되는 상기 모터 부재(100)의 종류가 다르게 구성되어야 함은 자명하다.Although there is no limitation to the type of the motor member 100, the type of the motor member 100 to be mounted should be different according to the weight and size of the twin-wing type fixed-wing air vehicle so that the twin- It is obvious.

또한, 본 발명에 의한 에일러론이 미장착되는 쌍발형 고정익 비행체는 상기 모터 부재(100)를 대신하여 엔진 부재가 구비될 수 있는 것을 특징으로 하며, 상기 엔진 부재는 상기 쌍발형 고정익 비행체에 장착되어 충분한 비행 동력을 제공 가능한 것이면 어떠한 종류의 엔진이든 무방하다 할 것이다. In addition, the twin-boot type fixed-wing aircraft having no aileron according to the present invention may include an engine member in place of the motor member 100. The engine member may be mounted on the twin- Any type of engine may be used as long as it can provide power.

위에서 소개된 실시예들은 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 본 발명의 기술적 사상이 충분히 전달될 수 있도록 하기 위해, 예로써 제공되는 것이며, 본 발명은 위에서 설명된 실시예들에 한정되지 않고, 다른 형태로 구체화 될 수도 있다.The embodiments described above are provided by way of example for the purpose of enabling a person skilled in the art to sufficiently transfer the technical idea of the present invention to a person skilled in the art, But may be embodied in other forms without limitation.

본 발명을 명확하게 설명하기 위하여 설명과 관계없는 부분은 도면에서 생략하였으며 도면들에 있어서, 구성요소의 폭, 길이, 두께 등은 편의를 위하여 과장 또는 축소되어 표현될 수 있다. In order to clearly explain the present invention, parts not related to the description are omitted from the drawings, and in the drawings, the width, length, thickness, etc. of the components may be exaggerated or reduced for convenience.

또한, 명세서 전체에 걸쳐서 동일한 참조 번호들은 동일한 구성요소들을 나타낸다.Further, like reference numerals designate like elements throughout the specification.

100 : 모터 부재 110 : 우측 모터 부재
120 : 좌측 모터 부재 ω1 : 우측 모터 회전 속도
ω2 : 좌측 모터 회전 속도 τ : 동체에 대한 반토크
τ1 : 우측 모터의 회전에 의한 반 토크
τ2 : 좌측 모터의 회전에 의한 반 토크
Ｆ1 : 우측 모터의 회전에 의한 추력
Ｆ2 : 우측 모터의 회전에 의한 추력
Τ : 동체의 회전력100: motor member 110: right motor member
120: Left motor member? 1: Right motor rotational speed
ω2: Left motor rotation speed τ: Anti-torque for the body
τ1: Anti-torque due to rotation of the right motor
τ2: Anti-torque due to rotation of the left motor
F1: Thrust due to right motor rotation
F2: Thrust due to rotation of right motor
Τ: Rotational force of the body

Claims (4)

동체의 양측으로 구비되는 주 날개부 각각에 모터 부재(100)가 구비되는 쌍발형 고정익 비행체에 있어서,
상기 쌍발형 고정익 비행체의 주 날개부 각각에는, 에일러론이 미장착되고,
각각의 상기 모터 부재(100)는,
상호 간에 회전 방향이 다르게 구성되는 것을 특징으로 하는 에일러론이 미장착되는 쌍발형 고정익 비행체.
A twin-wing fixed-wing aircraft in which a motor member (100) is provided on each of main wings provided on both sides of a body,
Wherein the aileron is not mounted on each of the main wing portions of the twin-
Each of the motor members (100)
Wherein the ailerons are configured such that the direction of rotation is different from each other.
제 1항에 있어서,
상기 모터 부재(100)는,
상기 쌍발형 고정익 비행체의 우측 주 날개부에 장착되고, 시계 방향으로 회전하는 우측 모터 부재(110);
상기 쌍발형 고정익 비행체의 좌측 주 날개부에 장착되고, 반 시계 방향으로 회전하는 좌측 모터 부재(120); 를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 에일러론이 미장착되는 쌍발형 고정익 비행체.
The method according to claim 1,
The motor member (100)
A right motor member (110) mounted on a right main wing portion of the twin-link type fixed wing flight body and rotating in a clockwise direction;
A left motor member 120 mounted on a left main wing portion of the twin-wing fixed-wing flight body and rotating in a counterclockwise direction; Wherein the aileron is not provided with the aileron.
제 1항에 있어서,
상기 쌍발형 고정익 비행체는,
상기 모터 부재(100) 각각의 회전 속도를 다르게 구성하여 선회 비행 가능한 것을 특징으로 하는 에일러론이 미장착되는 쌍발형 고정익 비행체.
The method according to claim 1,
The twin-wobble fixed-
Wherein each of the motor members (100) has a different rotational speed and is capable of turning flight.
제 1항에 있어서,
상기 쌍발형 고정익 비행체는,
상기 모터 부재(100)를 대신하여 엔진 부재가 구비될 수 있는 것을 특징으로 하는 에일러론이 미장착되는 쌍발형 고정익 비행체.The method according to claim 1,
The twin-wobble fixed-
Wherein the motor member (100) can be replaced by an engine member.
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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US20210311473A1 (en) * 2018-11-09 2021-10-07 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gust load reduction in an aircraft

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108357671A (en) * 2018-03-09 2018-08-03 四川大学 A kind of fixed-wing unmanned vehicle and its control method
US20210311473A1 (en) * 2018-11-09 2021-10-07 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gust load reduction in an aircraft
US11892840B2 (en) * 2018-11-09 2024-02-06 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gust load reduction in an aircraft

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