KR20180098007A - 프로펠러 장치 - Google Patents

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KR20180098007A
KR20180098007A KR1020170024918A KR20170024918A KR20180098007A KR 20180098007 A KR20180098007 A KR 20180098007A KR 1020170024918 A KR1020170024918 A KR 1020170024918A KR 20170024918 A KR20170024918 A KR 20170024918A KR 20180098007 A KR20180098007 A KR 20180098007A
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Abstract

본 발명은 프로펠러 장치에 관한 것으로, 회전 중심이 되는 허브의 외주연에 방사상으로 원호상의 블레이드를 등간격 배치하고 림으로 커버링하여 프로펠러의 회전 중심축에 대한 무게를 분산시키고 부양능력을 향상시키기 위한 것이다.
이를 위하여 본 발명은 회전 중심축을 형성하는 허브의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 방사상으로 원호상의 블레이드가 일체형으로 배치되고 블레이드를 림으로 일체형으로 커버링하되 림의 외주면에 전체적으로 영구자석을 부착하여 허브를 중심으로 수평 회전 가능하게 설치되는 주회전 날개부, 주회전 날개부의 영구자석을 둘러 감싸도록 주회전 날개부 일측에 근접하여 적어도 2개소에 설치되어 주회전 날개부의 수평회전을 위한 구동력을 영구자석에 작용시키는 구동부를 포함하는 프로펠러 장치를 제공하여, 회전축에 의한 날개의 파손을 줄일 수 있으며, 프로펠러 구동부가 블레이드에 의한 공기의 흐름을 방해하지 않게 되어 프로펠러의 안정성 및 부양능력을 향상시킬 수 있고 인명 사고의 발생 위험성을 줄일 수 있게 한다.

Description

프로펠러 장치{Apparatus for a propeller}
본 발명은 프로펠러 장치에 관한 것으로, 보다 상세하게는 프로펠러의 회전 중심축에 대한 무게를 분산시킬 수 있도록 하고 프로펠러 구동부가 공기의 흐름에 방해하지 않도록 하여 프로펠러의 안정성 및 부양능력을 향상시킬 수 있으면서도 회전축에 의한 날개의 파손을 줄여 인명 사고의 발생 위험성을 줄일 수 있는 프로펠러 장치에 관한 것이다.
무인 비행체는 조종사 없이 사전에 입력된 프로그램에 따라 또는 비행체 스스로 항로 또는 주변 장애물을 인식하고 판단하여 자율비행하는 비행체로서, 조종사를 위한 공간과 안전장치 등을 별도로 구비할 필요성이 없기 때문에 소형화, 경량화가 가능하여 사람의 직접 접근이 어려운 곳의 정보 수집과 정찰을 위한 촬영용이나 정찰용 등에 주로 사용되고 있으며, 최근에는 레저용이나 그 밖에도 여러 분야에서 무인 비행체의 활용이 두드러지고 있어 차세대 산업으로 주목받고 있다.
이러한 무인 비행체는 일반적으로 전자 부품 및 제어모듈 등이 탑재되며 비행체의 골격을 구성하는 본체, 본체와 프로펠러를 기계적 및 전기적으로 연결하고 지지하는 다수의 지지 프레임, 각 지지 프레임의 종단에 모터에 의해 회전 가능하게 각각 설치되는 다수 개의 프로펠러 등을 포함하여 구성되고, 본체에 탑재되는 모듈들은 무인 비행체의 소형화 및 경량화를 위하여 기계적 강성을 지니면서 슬림형으로 구현 가능한 재료들로 구현되며, 각각의 프로펠러는 그 주위를 감싸는 형태의 프로펠러 보호용 구조물이 구비되어 구성될 수도 있다.
그러나 상기와 같은 프레임이나 프로펠러 보호용 구조물은 무인 비행체의 부피와 무게를 증가시킬 뿐만 아니라 무인 비행체의 프로펠러 동작에 의한 공기 순환을 방해하게 되어 무인 비행체의 수직 상승시 또는 현재 좌표 유지시 요잉 제어를 어렵게 하는 문제점을 야기시키며, 또한 각각의 프로펠러는 블레이드의 회전 중심축에 구동부가 각각 구비되므로 회전 중심축에 과도하게 무게가 집중될 수 있어 무인 비행체의 운행시 날개 파손 및 그에 의한 인명사고 등을 발생시키는 원인이 되기도 하였다.
KR 10-2012-0136797 A 2012.12.20. 공개 KR 10-1589263 B1 2016.01.21. 등록
따라서 본 발명은 상기의 문제점을 해결하기 위해 안출한 것으로서, 본 발명이 해결하고자 하는 기술적 과제는, 회전 중심이 되는 허브의 외주연에 방사상으로 원호상의 블레이드를 등간격 배치하고 림으로 커버링하여 프로펠러의 회전 중심축에 대한 무게를 분산시킬 수 있도록 함으로써 회전축에 의한 날개의 파손을 줄일 수 있으며, 프로펠러 구동부가 블레이드에 의한 공기의 흐름을 방해하지 않도록 하여 프로펠러의 안정성 및 부양능력을 향상시킬 수 있으면서도 인명 사고의 발생 위험성을 줄일 수 있는 프로펠러 장치를 제공하고자 하는 것이다.
상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 일 실시 형태는 회전 중심축을 형성하는 허브의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 방사상으로 원호상의 블레이드가 일체형으로 배치되고 블레이드를 림으로 일체형으로 커버링하되 림의 외주면에 전체적으로 영구자석 또는 초전도체를 부착하여 허브를 중심으로 수평 회전 가능하게 설치되는 주회전 날개부, 주회전 날개부의 영구자석 또는 초전도체를 둘러 감싸도록 주회전 날개부 일측에 근접하여 적어도 2개소에 설치되어 주회전 날개부의 수평회전을 위한 구동력을 영구자석 또는 초전도체에 작용시키는 구동부를 포함하는 프로펠러 장치이다.
상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 다른 실시 형태는, 주회전 날개부와 연동하여 같은 방향으로 수평 회전하도록 주회전 날개부의 하부로 일정 간격 이격되어 주회전 날개부와 평행 또는 교차하게 설치되는 부회전 날개부를 더 포함하는 프로펠러 장치이다.
본 발명에 의하면, 회전 중심이 되는 허브의 외주연에 방사상으로 원호상의 블레이드가 등간격 배치되고 블레이드의 외측을 림으로 커버링하여 형성함으로써 프로펠러의 회전시 중심축에 대한 무게를 분산시킬 수 있기 때문에 프로펠러 회전축에 의한 날개의 파손을 줄일 수 있으며, 프로펠러 구동부의 유체 흐름에 대한 반발력을 줄여 프로펠러 구동부가 블레이드에 의한 공기의 흐름에 방해하지 않도록 하여 프로펠러의 안정성 및 부양능력을 향상시킬 수 있으면서도 인명 사고의 발생 위험성을 줄일 수 있는 이점이 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시 형태에 따른 프로펠러 장치의 조립사시도이다.
도 2a는 도 1의 프로펠러 장치에서 구동부의 전자석이 주회전 날개부에 원형상으로 배치된 예를 나타내는 조립사시도이다.
도 2b는 도 2a의 분해사시도이다.
도 3a는 도 1의 프로펠러 장치에서 구동부의 전자석이 주회전 날개부에 균등하게 이격 배치된 예를 나타내는 조립사시도이다.
도 3b는 도 3a의 분해사시도이다.
도 4의 (a)와 (b)는 본 발명의 다른 실시 형태에 따른 프로펠러 장치의 조립사시도이다.
도 5는 도 4의 (a)의 분해 사시도이다.
도 6은 본 발명의 각 실시 형태에 따른 프로펠러 장치에 내장되는 구동회로 블록도이다.
이하, 본 발명의 바람직한 실시 형태에 따른 프로펠러 장치의 구성과 동작 및 그에 의한 작용 효과를 첨부 도면을 참조하여 상세히 설명한다.
본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정 해석되지 아니하며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다. 따라서, 본 명세서에 기재된 실시 예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 일 실시 예에 불과할 뿐이므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.
도 1은 본 발명의 일 실시 형태에 따른 프로펠러 장치의 조립사시도이고, 도 2a와 도 2b는 도 1의 프로펠러 장치에서 구동부의 전자석이 주회전 날개부에 원형상으로 배치된 예를 나타내는 조립사시도와 분해사시도이며, 도 3a와 도 3b는 도 1의 프로펠러 장치에서 구동부의 전자석이 주회전 날개부에 균등하게 이격 배치된 예를 나타내는 조립사시도와 분해사시도로서, 본 발명의 일 실시 형태에 의한 프로펠러 장치는, 도 1 내지 도 3b에 예시된 바와 같이 주회전 날개부(110), 구동부(120)를 포함하여 구성될 수 있으며, 도 4의 (a)와 (b) 및 도 5는 본 발명의 다른 실시 형태에 따른 프로펠러 장치의 조립사시도와 분해사시도로서, 본 발명의 다른 실시 형태에 의한 프로펠러 장치는, 도 4의 (a)와 (b) 및 도 5에 예시된 바와 같이 주회전 날개부(110), 구동부(120), 및 부회전 날개부(130)를 포함하여 구성될 수 있다.
이러한 본 발명의 각 실시 형태에 의한 프로펠러 장치가 설치되는 비행체의 본체는 상공 비행이 용이하도록 구현되는 비행체 모형으로 구성될 수 있으며, 하우징의 형상이나 모양을 예시된 하우징의 형태로 특정하지는 않음은 물론이다.
먼저, 본 발명의 일 실시 형태에 따른 프로펠러 장치는 도 1 내지 도 3b에 예시된 바와 같이 주회전 날개부(110), 구동부(120)를 포함하여 구성되며, 이때 구동부(120)는 도 2a 및 도 2b에 예시된 바와 같이 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 전체적으로 원형상으로 설치되거나, 또는 도 3a 및 도 3b에 예시된 바와 같이 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 균등하게 이격되어 적어도 2개 또는 그 이상의 갯수(도면에는 4개인 경우를 예시하고 있음)가 설치될 수 있다. 또한 전자석(121)의 일측에 형성된 냉각가스 주입구(121b)에 극저온의 헬륨 또는 질소 냉각가스를 주입하게 되면 주입되는 냉각가스에 의해 초전도체의 온도를 극저온으로 유지시킬 수 있도록 한다.
주회전 날개부(110)는 도 2a 및 도 2b에 예시된 바와 같이, 회전 중심축을 형성하는 허브(111), 허브(111)의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 방사상으로 배치되어 허브(111)와 일체형으로 형성되는 원호상의 블레이드(112), 블레이드(112)의 외측을 감싸도록 블레이드(112)와 일체형으로 형성되는 림(113), 및 림(113)의 외주면에 전체적으로 부착되는 종동체(114)를 포함하여, 허브(111)를 중심으로 수평 회전 가능하게 설치된다. 여기서 종동체(114)는 영구자석이나 초전도체 중의 어느 하나로 구성될 수 있으며, 초전도체의 경우 외부에서 공급되는 냉각가스에 의해 온도가 극저온(예를 들면 초전도체의 전기 저항을 '0'으로 감소시킬 수 있는 온도로서, 영하 268.8℃)으로 감소되는 경우 전기저항이 '0'이 되는 초전도체로 구성되는 것이 바람직하다.
이러한 주회전 날개부(110)는 비행체의 본체 상부 또는 측면에 연결되는 별도의 지지 프레임(20)에 의해 적어도 일측이 지지되는 주회전 날개 커버(115)를 더 구비하여 구성될 수 있다.
주회전 날개 커버(115)는 주회전 날개부(110)의 림(113)과 종동체(114)가 구동부(120)의 작용에 의해 자유롭게 수평 회전 가능하도록 하기 위해 주회전 날개부(110)의 블레이드(112)를 제외한 림(113)과 종동체(114) 및 구동부(120)의 주변을 전체적으로 근접하게 둘러 감싸도록 설치되는 것이 바람직하다. 즉, 구동부(120)가 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 전체적으로 원형상으로 설치되거나 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 균등하게 이격되어 설치되는 경우에도, 주회전 날개 커버(115)는 주회전 날개부(110)의 블레이드(112)를 커버링 면적에서 배제시킬 수 있도록 내측이 개방되고 나머지 부분은 림(113)과 종동체(114)를 전체적으로 둘러 감쌀 수 있도록 폐쇄된 'ㄷ'자형 단면의 원형 커버로 형성되는 것이 바람직하다.
그러나 구동부(120)가 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 균등하게 이격되어 설치되는 경우에, 주회전 날개 커버(115)는 주회전 날개부(110)의 블레이드(112)를 커버링 면적에서 배제시킬 수 있도록 내측이 개방되고 나머지 부분은 림(113)과 종동체(114)를 전체적으로 둘러 감쌀 수 있도록 폐쇄된 'ㄷ'자형 단면의 원형 커버로 이루어지되 구동부(120)에 대응되는 부분은 몸체가 외측으로 돌출되어 림(113)과 종동체(114) 및 구동부(120)를 전체적으로 둘러 감쌀 수 있는 형태로 구성될 수도 있음은 물론이다.
구동부(120)는 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 전체적으로 원형상으로 설치되거나, 주회전 날개부(110)의 일측에 근접하여 적어도 2개소 또는 그 이상의 개소에 설치되되 림(113)의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 이격 설치되어 주회전 날개부(110)의 수평회전을 위한 구동력을 종동체(114)에 작용시키도록 구성된다.
도 6은 본 발명의 각 실시 형태에 따른 프로펠러 장치에 내장되는 구동회로 블록도로서, 상기와 같은 동작 및 작용을 위하여 구동부(120)는 종동체(114)를 전체적으로 둘러 감싸는 전자석(121)을 구비하고, 도 6에 예시된 바와 같이 냉각가스 공급부(122), 제어부(123), 및 전원부(124)를 추가로 더 포함하여 구성될 수 있다.
전자석(121)은 주회전 날개부(110)의 종동체(114)의 주위를 전체적으로 근접하게 둘러 감싸도록 설치되고, 전류가 공급되면 자력을 발생시킬 수 있는 코일(121a)이 권선되며 코일 전류에 의해 자화되면서 자력을 발생시켜, 자기부상열차의 구동원리와 마찬가지로 자력이 발생한 전자석(121)과 종동체(114) 간의 N극과 S극의 흡인력 또는 반발력으로 주회전 날개부(110)와 구동부(120) 사이가 떨어져 공간이 유지된 상태로 회전할 수 있도록 구성한다.
한편, 코일 전류에 의한 도체의 전기저항을 줄이기 위해서 이러한 전자석(121)의 일측에는 냉각가스 주입구(121b)를 형성하여 외부에서 전자석의 내부로 냉각 가스를 주입할 수 있도록 구성할 수 있다. 이러한 전자석(121)은 주입되는 냉각가스에 의해 온도가 극저온(예를 들면 초전도체의 전기 저항을 '0'으로 감소시킬 수 있는 온도로서, 영하 268.8℃)으로 감소되는 경우 전기저항이 '0'이 되는 초전도체로 구성되는 것이 바람직하다.
냉각가스 공급부(122)는 전자석(121)의 냉각가스 주입구(121b)에 냉각가스를 공급한다. 이러한 냉각가스 공급부(122)는 냉각가스 탱크(122a), 전동 밸브(122b)를 포함하여 구성될 수 있다.
냉각가스 탱크(122a)는 전자석에 주입될 냉각가스가 저장된다. 여기서 탱크에 저장되는 냉각가스는 헬륨, 질소, 저온가스 중에서 선택되는 어느 하나의 극저온 냉각가스가 사용될 수 있다.
전동 밸브(122b)는 전자석(121)의 냉각가스 주입구(121b)에 일측 단부가 연결되고 냉각가스 탱크(122a)에 타측 단부가 연결되며, 전자석(121)의 코일(121a) 전류를 제어하는 전류제어신호(S1)와 함께 제어부(123)에서 출력되는 밸브 제어신호(S2)에 의해 개방 또는 폐쇄되어 전자석(121)에 냉각가스를 주입 또는 차단하도록 구성된다.
제어부(123)는 전자석(121)의 코일(121a) 전류를 단속하는 전류 제어신호(S1), 코일 전류의 공급/차단과 함께 냉각가스 공급부(122)의 냉각가스 주입구(121b)에 연결된 밸브를 개방/폐쇄시켜 초전도체로 구성되는 종동체(114), 전자석(121)에 냉각가스의 주입/차단을 단속하는 밸브 제어신호(S2)를 제어하여, 전자석(121)의 코일(121a) 전류 및 냉각가스 공급을 제어한다. 예를 들면 이러한 제어부(123)는 자기부상열차의 구동원리와 마찬가지로 전자석(121)의 코일(121a)에 전류를 공급함과 동시에 전압의 크기와 코일 전류의 방향을 조절하여 그에 의해 발생되는 자극 극성을 제어함에 의해 종동체(114)와 전자석(121)의 극성을 교번시키거나 매칭시키는 방법으로 주회전 날개부(110)의 회전 동작을 제어하고, 동시에 이들 간의 간극도 조절하면서 프로펠러를 회전시킬 수 있게 된다.
전원부(124)는 전자석(121)에 권선된 코일(121a)에 전류를 공급하며, 냉각가스 공급부(122) 및 제어부(123)에 연결되어 동작 전원을 공급한다.
한편, 본 발명의 다른 실시 형태에 따른 프로펠러 장치는 도 4의 (a)와 도 5에 예시된 바와 같이 주회전 날개부(110), 구동부(120), 및 부회전 날개부(130)를 포함하여 구성되며, 이 실시 형태에서 주회전 날개부(110)는 상술한 본 발명의 일 실시 형태와 마찬가지로, 허브(111), 원호상의 블레이드(112), 림(113), 종동체(114), 및 주회전 날개 커버(115)를 포함하여 허브(111)를 중심으로 수평 회전 가능하게 설치되고, 구동부(120)도 상술한 본 발명의 일 실시 형태와 마찬가지로, 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 균등하게 이격되어 적어도 2개 또는 그 이상의 갯수가 설치되거나 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 전체적으로 원형상으로 설치될 수 있으므로, 이와 관련된 구성요소의 상세한 설명은 본 발명의 일 실시 형태의 설명을 참조하기로 한다.
다만, 이러한 본 발명의 다른 실시 형태의 구현을 위하여 달라지는 구성은 주회전 날개부(110)의 허브(111)로서, 이러한 허브(111)는 중공형 몸체로 이루어지고, 그 중공형 몸체의 내주면에 톱니를 형성하여 내부 링기어(111a)를 구성하며, 구동부(120)에서 발생되는 주회전 날개부(110)의 회전력을 내부 링기어(111a)의 톱니를 통해 부회전 날개부(130)로 전달하기 위한 기어군(111b)이 내부 링기어(111a)의 톱니와 맞물려 회전하도록 내설된다. 여기서 기어군(111b)은 유성치차군(111b-1), 태양치차(111b-2)을 포함하여 구성될 수 있다.
유성치차군(111b-1)은 내부 링기어(111a)의 톱니와 맞물리는 톱니가 몸체의 외주면에 형성되되 내부 링기어(111a)의 톱니와 일측이 접하고 타양치차(111b-2)의 톱니와 타측이 맞물리도록 내부 링기어(111a)에 내설되어, 내부 링기어(111a)의 회전동작에 따라 내부 링기어(111a)와 맞물려 자전하면서 태양치차(111b-2)의 주변을 따라 공전하도록 구성된다. 이때 유성치차군(111b-1)은, 태양치차(111b-2)의 외주면을 따라 일정 간격을 두고 방사상으로 배치되는 3개의 유성치차로 구성되는 것이 바람직하다.
태양치차(111b-2)는 몸체의 하단부를 부회전 날개부(130)의 회전 중심축인 허브(131)와 일체로 되게 형성하고, 몸체의 상단부는 그 외주면에 유성치차군(111b-1)의 톱니와 맞물리는 톱니를 형성하여 유성치차군(111b-1)의 톱니와 일측이 접하여 맞물리도록 내부 링기어(111a)에 내설되어, 구동부(120)의 작용에 의해 발생되는 주회전 날개부(110)의 회전력을 내부 링기어(111a)와 유성치차군(111b-1)을 통해 전달받아 자전하면서 그 회전력으로 부회전 날개부(130)의 허브(131)를 직접 회전시켜 부회전 날개부(130)의 블레이드(132)를 주회전 날개부(110)의 블레이드(112)와 일방향으로 회전시킬 수 있게 구성한다.
부회전 날개부(130)는 주회전 날개부(110)의 하부로 일정 간격 이격되게 설치되되, 주회전 날개부(110)와 연동하여 회전하도록 주회전 날개부(110)와 평행 또는 교차하게 설치된다. 이 실시 형태에서 주회전 날개부(110)와 부회전 날개부(130)는 비행체의 본체 상부 또는 측면에 연결되는 별도의 지지 프레임(20)에 의해 적어도 일측이 지지되고 림(113,133)과 동일한 직경을 갖는 원통 덕트(140)의 상단부와 하단부에 각각 안착되어 설치되는 것이 바람직하다.
부회전 날개부(130)는 회전 중심축을 형성하면서 상기 태양치차(111b-2)의 하단부와 일체로 형성되는 허브(131), 허브(131)의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 방사상으로 배치되되 허브(131)와 일체형으로 형성되는 원호상의 블레이드(132), 블레이드(132)의 외측을 감싸도록 블레이드(132)와 일체형으로 형성되는 림(133), 및 림(133)이 자유롭게 수평 회전 가능하도록 덕트 주변을 근접하게 둘러 감싸는 부회전 날개 커버(134)를 포함하여 구성될 수 있다.
한편, 본 발명의 다른 실시 형태에 따른 프로펠러 장치는 도 4의 (b)에 예시된 바와 같이 주회전 날개부(110)의 블레이드(112)와 부회전 날개부(130)의 블레이드(132)를 하나의 공통된 허브 중심점(141)에서 각 날개부(110)(130)의 림(113,133)까지 방사상으로 배치되도록 일체로 연설하여, 두 날개부(110,130)가 회전 동작시 하나의 허브 중심점(141)을 기준으로 일체로 연동 가능하게 형성할 수도 있다. 이 경우 주회전 날개부(110)와 부회전 날개부(130)의 각 블레이드(112,132)는 원통 덕트(140)의 중심축 상에 위치하는 하나의 허브 중심점(141)에서 각 날개부(110)(130)의 림(113,133)까지 방사상으로 배치되어, 전체적으로 각 블레이드(112,132)가 상하방향 및 좌우방향에서 동시에 교차되는 형태의 X자형으로 일체로 구성될 수 있을 것이다.
이상과 같이 구성되는 본 발명의 동작 및 그에 의한 작용 효과를 설명하면 다음과 같다.
먼저, 본 발명의 일 실시 형태에 따른 프로펠러 장치는, 회전 중심축을 형성하는 허브(111)의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 원호상의 블레이드(112)가 허브(111)와 일체형으로 방사상 배치되고 이러한 블레이드(112)의 외측을 일체형으로 감싸도록 형성된 림(113)의 외주면에 종동체(114)를 전체적으로 부착하여 주회전 날개부(110)를 형성한다.
이후 초전도체로 구성되고 코일이 권선된 전자석(121), 헬륨 또는 질소 냉각가스를 저장하고 전자석에 공급하는 냉각가스 공급부(122), 전자석에 권선된 코일의 전류 및 냉각가스 공급부에 설치된 밸브의 개폐 제어를 위한 제어부(123), 및 동작 전원 공급을 위한 전원부(124)로 구성되는 구동부(120)를 주회전 날개부(110)의 외주연에 적어도 2개소 또는 그 이상의 개소 또는 원형상으로 설치한다.
상기와 같이 구동부(120)가 설치된 주회전 날개부(110)에 비행체의 본체 상부 또는 측면에 별도의 지지 프레임(20)에 의해 연결되어 적어도 일측이 지지되는 주회전 날개 커버(115)를 설치한다.
이때 주회전 날개 커버(115)는 구동부(120)가 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 균등하게 이격되어 설치되는 경우에는, 주회전 날개부(110)의 블레이드(112)를 커버링 면적에서 배제시킬 수 있도록 내측이 개방되고 나머지 부분은 림(113)과 종동체(114)를 전체적으로 둘러 감쌀 수 있도록 폐쇄된 'ㄷ'자형 단면의 원형 커버로서, 구동부(120)에 대응되는 부분은 몸체가 외측으로 돌출되어 림(113)과 종동체(114) 및 구동부(120)를 전체적으로 둘러 감쌀 수 있는 형태의 것을 설치하며, 반면에 구동부(120)가 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 전체적으로 원형상으로 설치되는 경우에는, 주회전 날개부(110)의 블레이드(112)를 커버링 면적에서 배제시킬 수 있도록 내측이 개방되고 나머지 부분은 림(113)과 종동체(114)를 전체적으로 둘러 감쌀 수 있도록 폐쇄된 'ㄷ'자형 단면의 원형 커버로 형성되는 것을 설치한다.
이로써, 주회전 날개 커버(115)가 주회전 날개부(110)의 블레이드(112)를 제외한 림(113)과 종동체(114) 및 구동부(120)의 주변을 전체적으로 근접하게 둘러 감싸는 상태로 설치되어 있게 되므로, 전원부(124)에서 동작 전원이 공급되고 제어부(123)에서 구동부(120)의 코일(121a) 전류를 공급하여 전자석(121)에서 자력이 발생하게 되면 주회전 날개부(110)의 종동체(114가 자화되고 이들 간에는 자기부상열차의 구동원리와 마찬가지로 자력이 발생한 전자석(121)과 종동체(114) 간의 N극과 S극의 흡인력 또는 반발력으로 주회전 날개부(110)와 구동부(120) 사이가 떨어져 공간이 유지된 상태로 회전력을 발생시킬 수 있게 되므로, 주회전 날개 커버(115)의 내측에서 떠 있는 상태(부양 상태)로 주회전 날개부(110)가 안정적으로 수평 회전할 수 있게 된다.
한편, 이러한 주회전 날개부(110)에 의한 프로펠러의 부양력을 증가시키는 방법은 주회전 날개부(110)의 회전속도를 증가시키는 것이며, 이를 위해서는 전자석(121)의 코일 전류에 의한 도체 전기저항을 줄이는 것이므로 전자석(121)을 초전도체로 구성하고, 제어부(123)에서 코일(121a)에 전류를 공급함과 동시에 전동 밸브(122b)를 개방하여 냉각가스 탱크(122a)에서 전자석(121)의 일측에 형성된 냉각가스 주입구(121b)에 극저온의 헬륨 또는 질소 등의 냉각가스를 주입하게 되면, 주입되는 냉각가스에 의해 초전도체의 온도를 극저온으로 감소시킬 수 있게 되며, 이로써 프로펠러의 부양력 향상이 가능하게 된다.
한편, 본 발명의 다른 실시 형태에 따른 프로펠러 장치는 허브(111), 원호상의 블레이드(112), 림(113), 종동체(114), 및 주회전 날개 커버(115)를 포함하는 주회전 날개부(110)를 허브(111)를 중심으로 수평 회전 가능하게 설치하고, 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 전체적으로 또는 일정 간격을 두고 균등하게 이격시켜 구동부(120)를 설치한다.
상기와 같이 구동부(120)가 설치된 주회전 날개부(110)에 비행체의 본체 상부 또는 측면에 별도의 지지 프레임(20)에 의해 연결되어 적어도 일측이 지지되는 주회전 날개 커버(115)를 설치한 후, 원통 덕트(140)의 상단부에 안착시켜 고정 설치한다.
또한 허브(131), 원호상의 블레이드(132), 림(133), 및 림(133)이 자유롭게 수평 회전 가능하도록 덕트 주변을 근접하게 둘러 감싸는 부회전 날개 커버(134)를 포함하는 부회전 날개부(130)를 준비하고, 비행체의 본체 상부 또는 측면에 연결되는 별도의 지지 프레임(20)에 의해 적어도 일측이 지지되면서 림(113,133)과 동일한 직경을 갖는 원통 덕트(140)의 하단부에 주회전 날개부(110)와 평행하게 안착시켜 주회전 날개부(110)의 하부로 일정 간격 이격되게 설치한다.
이때 부회전 날개부(130)가 주회전 날개부(110)와 연동하여 회전하도록 하기 위해 이 실시 형태에서, 주회전 날개부(110)의 허브(111)는 기어군(111b)이 내부에 삽입 설치될 수 있는 내부 공간을 갖는 중공형 몸체로 형성하고 그 중공형 몸체의 내주면에 톱니를 형성하여 내부 톱니를 갖는 내부 링기어(111a)를 형성한다. 내부 링기어(111a)의 내부에는 구동부(120)에서 발생되는 주회전 날개부(110)의 회전력을 내부 링기어(111a)의 톱니를 통해 부회전 날개부(130)로 전달할 수 있도록, 유성치차군(111b-1), 태양치차(111b-2)로 형성되는 기어군(111b)을 삽입 설치한다.
이때 유성치차군(111b-1)은 태양치차(111b-2)의 외주면을 따라 일정 간격을 두고 방사상으로 3개의 유성치차를 배치하여 내부 링기어(111a)의 톱니와 일측이 접하여 톱니가 서로 맞물리도록 설치하여, 내부 링기어(111a)의 회전동작에 따라 내부 링기어(111a)의 내측에서 자전하면서 태양치차(111b-2)의 주변을 따라 공전할 수 있도록 한다.
또한 태양치차(111b-2)는 몸체의 하단부가 부회전 날개부(130)의 회전 중심축인 허브(131)와 일체로 형성하고, 상단부 톱니가 유성치차군(111b-1)의 톱니와 접하여 맞물리도록 내부 링기어(111a)에 내설한다.
이로써 구동부(120)에 의해 자력이 발생되어 주회전 날개부(110)가 회전하게 되면 태양치차(111b-2)는 그 회전력을 내부 링기어(111a)와 유성치차군(111b-1)을 통해 전달받아 회전하면서 하단부에 일체로 연결된 부회전 날개부(130)의 허브(131)를 직접 회전시킬 수 있게 되며, 따라서 부회전 날개부(130)의 블레이드(132)도 주회전 날개부(110)의 블레이드(112)와 연동하여 회전할 수 있게 된다.
이상의 본 발명에 의하면, 회전 중심이 되는 허브의 외주연에 방사상으로 원호상의 블레이드가 등간격 배치되고 블레이드의 외측을 림으로 커버링하여 형성하게 되므로 프로펠러의 회전시 중심축에 대한 무게를 분산시킬 수 있게 되어 프로펠러 회전축에 의한 날개의 파손을 줄일 수 있는 이점을 제공한다.
또한 본 발명은 초전도체로 구성된 전자석과 헬륨 또는 질소 등의 냉각가스를 이용하여 주회전 날개부와 구동부 사이가 떨어져 공간이 유지된 상태로 회전력을 발생시키고 이를 정밀 제어할 수 있게 되며, 또한 유성치차와 태양치차로 구성되는 기어군을 이용하여 주회전 날개부와 부회전 날개부 간의 동력 전달 및 회전동작이 이루어질 수 있게 되므로 프로펠러 구동에 다른 소음 발생을 줄일 수 있을 분만 아니라 프로펠러 구동부의 유체 흐름에 대한 반발력을 줄여 프로펠러 구동부가 블레이드에 의한 공기의 흐름에 방해하지 않게 되어 프로펠러의 안정성 및 부양능력을 향상시킬 수 있으면서도 인명 사고의 발생 위험성을 줄일 수 있는 이점을 제공한다.
이상과 같이 본 발명은 비록 한정된 실시예와 도면에 의해 설명되었으나, 본 발명은 상기의 실시예에 한정되는 것은 아니며, 이는 본 발명이 속하는 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 이러한 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다. 따라서, 본 발명의 사상은 아래에 기재된 특허 청구 범위에 의해서만 파악되어야 하고, 이의 균등 또는 등가적 변형 모두는 본 발명 사상의 범주에 속한다고 할 것이다.
20 : 지지 프레임 110 : 주회전 날개부
111,131 : 허브 111a : 내부 링기어
111b : 기어군 111b-1 : 유성치차군
111b-2 : 태양치차 112,132 : 블레이드
113,133 : 림 114 : 종동체
115 : 주회전 날개 커버 120 : 구동부
121 : 전자석 121a : 코일
121b : 냉각가스 주입구 122 : 냉각가스 공급부
122a : 냉각가스 탱크 122b : 전동 밸브
123 : 제어부 124 : 전원부
130 : 부회전 날개부 134 : 부회전 날개 커버
140 : 원통 덕트 141 : 허브 중심점

Claims (13)

  1. 회전 중심축을 형성하는 허브(111)와, 허브(111)의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 방사상으로 배치되되 허브(111)와 일체형으로 배치되는 원호상의 블레이드(112)와, 블레이드(112)를 일체형으로 커버링하는 림(113), 및 림(113)의 외주면에 전체적으로 부착되는 종동체(114)를 포함하여, 수평회전 가능하게 설치되는 주회전 날개부(110);
    상기 주회전 날개부(110)의 종동체(114)를 둘러 감싸도록 주회전 날개부(110) 일측에 근접하여 적어도 2개소에 설치되어 주회전 날개부(110)의 수평회전을 위한 구동력을 종동체(114)에 작용시키는 구동부(120);를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 프로펠러 장치.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 주회전 날개부(110)와 연동하여 회전하도록 상기 주회전 날개부(110)의 하부로 일정 간격 이격되어 주회전 날개부(110)와 평행 또는 교차하게 설치되는 부회전 날개부(130);를 더 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 프로펠러 장치.
  3. 제1항 또는 제2항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 구동부(120)는,
    상기 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 설치되는 것을 특징으로 하는 프로펠러 장치.
  4. 제1항 또는 제2항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 구동부(120)는,
    상기 주회전 날개부(110)의 외주연을 따라 전체적으로 설치되는 것을 특징으로 하는 프로펠러 장치.
  5. 제1항 또는 제2항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 구동부(120)는,
    상기 주회전 날개부(110)의 종동체(114)의 주위를 전체적으로 근접하게 둘러 감싸도록 설치되며, 전류 공급을 위한 코일(121a)이 권선되고, 몸체의 일측에 냉각가스 주입구(121b)가 형성되어 외부에서 주입되는 냉각가스에 의해 온도와 전기저항이 감소되는 전자석(121);
    상기 전자석(121)의 냉각가스 주입구(121b)에 냉각가스를 공급하는 냉각가스 공급부(122);
    전자석(121)의 코일(121a) 전류를 단속하는 전류 제어신호, 코일 전류의 공급/차단과 함께 냉각가스 공급부(122)의 냉각가스 주입구(121b)에 연결된 밸브를 개방/폐쇄시켜 전자석(121)에 냉각가스의 주입/차단을 단속하는 밸브 제어신호를 제어하여, 전자석(121)의 코일(121a) 전류 및 냉각가스 공급을 제어하는 제어부(123); 및
    전자석(121)에 권선된 코일(121a)에 전류를 공급하며, 상기 냉각가스 공급부(122) 및 제어부(123)에 동작 전원을 공급하는 전원부(124);를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 프로펠러 장치.
  6. 제5항에 있어서, 상기 냉각가스 공급부(122)는,
    상기 전자석에 주입되는 냉각가스가 저장되는 냉각가스 탱크(122a);
    상기 전자석(121)의 냉각가스 주입구(121b)에 일측 단부가 연결되고 냉각가스 탱크(122a)에 타측 단부가 연결되며, 상기 전자석(121)의 코일(121a)에 흐르는 전류제어신호에 따라 개방 또는 폐쇄되어 전자석에 냉각가스를 주입 또는 차단하는 전동 밸브(122b);를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 프로펠러 장치.
  7. 제6항에 있어서, 상기 냉각가스는,
    헬륨, 질소 중에서 선택되는 어느 하나의 냉각가스인 것을 특징으로 하는 프로펠러 장치
  8. 제1항에 있어서, 상기 주회전 날개부(110)는,
    상기 림(113)과 종동체(114)가 자유롭게 수평 회전 가능하도록 림(113)과 구동부(120)의 주변을 근접하게 둘러 감싸며 비행체의 본체 상부 또는 측면에 연결되는 별도의 지지 프레임(20)에 의해 적어도 일측이 지지되는 주회전 날개 커버(115);를 더 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 프로펠러 장치.
  9. 제2항에 있어서, 상기 주회전 날개부(110)는,
    상기 림(113)과 종동체(114)가 자유롭게 수평 회전 가능하도록 림(113)과 구동부(120)의 주변을 근접하게 둘러 감싸는 주회전 날개 커버(115)를 포함하고,
    상기 부회전 날개부(130)는,
    회전 중심축이 되는 허브(131)와, 상기 허브(131)의 외주연을 따라 일정 간격을 두고 방사상으로 배치되되 허브(131)와 일체형으로 배치되는 원호상의 블레이드(132)와, 블레이드(132)를 일체형으로 커버링하는 림(133), 및 림(133)이 수평 회전 가능하도록 덕트 주변을 근접하게 둘러 감싸는 부회전 날개 커버(134)를 포함하며,
    비행체의 본체 상부 또는 측면에 연결되는 별도의 지지 프레임(20)에 의해 적어도 일측이 지지되고 림(113,133)과 동일한 직경을 갖는 원통 덕트(140)의 상단부와 하단부에 상기 주회전 날개부(110)와 부회전 날개부(130)가 각각 안착되어 설치되는 것을 특징으로 하는 프로펠러 장치.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 주회전 날개부(110)의 허브(111)는,
    중공형으로 이루어지는 몸체의 내주면에 톱니가 형성된 내부 링기어(111a)로 구성되고,
    상기 구동부(120)에서 발생되는 주회전 날개부(110)의 회전력을 상기 내부 링기어(111a)의 톱니를 통해 부회전 날개부(130)로 전달하기 위한 기어군(111b)이 상기 내부 링기어(111a)의 톱니와 맞물려 회전하도록 내설되는 것을 특징으로 하는 프로펠러 장치.
  11. 제10항에 있어서, 상기 기어군(111b)은,
    상기 내부 링기어(111a)의 톱니와 맞물리는 톱니가 몸체의 외주면에 형성되되 내부 링기어(111a)의 톱니와 일측이 접하여 톱니가 맞물리도록 내부 링기어(111a)에 내설되어, 내부 링기어(111a)의 회전동작에 따라 내부 링기어(111a)의 내부에서 자전하면서 공전하는 유성치차군(111b-1);
    몸체의 상단부 외주면에는 상기 유성치차군(111b-1)의 톱니와 맞물리는 톱니가 형성되어 상기 유성치차군(111b-1)의 톱니와 일측이 접하여 맞물리도록 내부 링기어(111a)의 내측에 내설되고, 몸체의 하단부는 상기 부회전 날개부(130)의 회전 중심축인 허브(133)와 일체로 연결되는 태양치차(111b-2);를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 프로펠러 장치.
  12. 제11항에 있어서, 상기 유성치차군(111b-1)은,
    태양치차(111b-2)의 외주면을 따라 일정 간격을 두고 방사상으로 배치되는 3개의 유성치차로 구성되는 것을 특징으로 하는 프로펠러 장치.
  13. 제2항에 있어서, 상기 주회전 날개부(110)와 부회전 날개부(130)는,
    하나의 공통된 허브 중심점(141)에서 각 날개부(110)(130)의 림(113,133)까지 일체로 연설되는 형태로 블레이드(112,132)가 배치되어, 전체적으로 상하방향 및 좌우방향에서 동시에 교차되는 X자형으로 형성되는 것을 특징으로 하는 프로펠러 장치.
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