KR20180128236A - 수직이착륙 분산 추진형 항공기 및 이의 제어 방법 - Google Patents

수직이착륙 분산 추진형 항공기 및 이의 제어 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기는 비행 모드에 따라 지면에 대한 피치각(pitching angle)이 변하는 몸체부, 상기 몸체부에 고정익 형태로 연결된 윗날개부 및 아랫날개부, 상기 윗날개부 및 상기 아랫날개부에 각각 연결되는 복수 개의 윗프로펠러 및 복수 개의 아랫프로펠러를 포함한다.
상기 윗프로펠러 및 아랫프로펠러는 수직이착륙 모드에서 양력을 제공하고, 전진비행 모드에서 추력을 제공한다.

Description

수직이착륙 분산 추진형 항공기 및 이의 제어 방법{Vertical takeoff and landing aircraft with distributed propulsion system and control method of thereof}
본 발명은 수직이착륙 분산 추진형 항공기 및 이의 제어 방법에 관한 것이다.
항공기가 수직이착륙 기능을 가지게 되는 경우, 활주 없이 제자리에서 이륙하고 공중에 정지한 지점에서 바로 착륙할 수 있어 운용 상 커다란 장점을 가진다. 수직이착륙이 가능한 항공기, 예컨대 헬리콥터는 주로 내연 기관과 환경친화적인 추진장치(전기모터와 배터리 혹은 연료 전지)를 활용하여 로터(rotor) 또는 프로펠러(propeller)를 지면에 대해 평행하게 회전시켜 양력(lift)을 얻어 원하는 고도로 상승한 이후에 전진 비행을 한다.
그러나 이러한 수직이착륙 항공기는 비행에 필요한 추력을 로터 회전에 의해서만 생성해야 하고, 로터의 회전속도가 증가하면 급격한 성능감소(양력 감소와 급격한 항력 증가), 이러한 비행체가 갖는 전면 노출면적이 큰 형상적인 제약으로 인하여 고속 주행에는 불리하다. 따라서 고속 및 장거리 주행이 요구되는 항공기는 대부분 고정익(fixed wing) 형태의 주익(主翼)을 장착하여 양력을 얻고, 로터 또는 프로펠러를 이용하여 추력을 얻는다.
최근, 수직이착륙의 장점을 가지면서도 강한 추력을 가질 수 있는 틸트 로터(tilt-rotor) 형식의 항공기에 대한 연구가 활발히 이루어지고 있다. 틸트 로터 항공기는 지면에 대해 평행하게 로터를 회전시켜 수직 이륙한 뒤, 로터의 회전면을 90도 회전(pivoting)시켜 추력(thrust)을 얻어 전진비행을 수행한다. 하지만 이 비행체는 자세 변경을 수행하는 과정에서 정확한 자세를 위한 제어 로직(control logic)이 매우 정교해야 한다.
한국 등록특허 제10-0822366호 (등록일 2008.04.08.)
상술한 틸트 로터(tilt-rotor) 형태의 항공기는 로터의 몸체에 대한 회전(pivoting)을 수행하기 위한 기계적 장치의 복잡성 등으로 인하여 실험, 제작, 제어가 어렵다.
또한 비행 중 동력원에 문제가 발생하여 로터의 일부가 회전을 멈춘 경우와 같은 돌발 상황이 발생할 때, 항공기의 자세를 제어할 수 없게 되어 항공 사고의 위험성이 크다.
또한, 틸트 로터 형태의 항공기는 충분한 추력을 얻기 위하여 직경이 큰 로터를 사용하기 때문에, 로터의 날(blade)에 의하여 가속된 공기의 후류(stream)의 일부만이 주익의 양력 증가에 활용되므로, 양항비(L/D ratio)를 크게 할 수 없다.
본 발명은 상기와 같은 문제점을 포함하여 여러 문제점들을 해결하기 위한 것으로써, 2층 형태로 배치된 윗날개부, 아랫날개부에 배치된 복수 개의 윗프로펠러, 아랫프로펠러를 이용하여 제어가 간단하고 운용 상의 안정성이 증대되고, 양항비(L/D)가 큰 수직이착륙 분산 추진형 항공기 및 이의 제어방법을 제공하는 것을 목적으로 한다. 그러나, 이러한 과제는 예시적인 것으로, 이에 의해 본 발명의 범위가 한정되는 것은 아니다.
본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기는, 비행 모드에 따라 지면에 대한 피치각(pitching angle)이 변하는 몸체부; 상기 몸체부에 고정익 형태로 연결된 윗날개부 및 아랫날개부; 상기 윗날개부 및 상기 아랫날개부에 각각 연결되는 복수 개의 윗프로펠러 및 복수 개의 아랫프로펠러;를 포함하고, 상기 윗프로펠러 및 아랫프로펠러는 수직이착륙 모드에서 양력을 제공하고, 전진비행 모드에서 추력을 제공한다.
일 실시예에 따르면, 상기 윗프로펠러는 상기 윗날개부의 왼쪽 및 오른쪽에 각각 2개 이상 배치되고, 상기 아랫프로펠러는 상기 윗날개부의 왼쪽 및 오른쪽에 각각 2개 이상 배치될 수 있다.
일 실시예에 따르면, 상기 비행 모드가 상기 수직이착륙 모드에서 상기 전진비행 모드로 변할 때, 상기 복수 개의 윗프로펠러 중 특정 윗프로펠러의 분당회전수는 상기 특정 윗프로펠러의 위치에 대응하는 아랫프로펠러의 분당회전수보다 클 수 있다.
일 실시예에 따르면, 상기 윗날개부 및 상기 아랫날개부는 비행 중 양력을 조절하는 플랩퍼런(flaperon)과 같은 조종면을 포함할 수 있다.
일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기는, 상기 몸체부의 내부에 추진기관 운용에 필요한 전원을 공급하는 배터리가 배치되고, 상기 비행 모드가 변할 때 배터리의 위치를 이동시키는 배터리 이송부를 더 포함할 수 있다.
일 실시예에 따르면, 상기 비행 모드가 상기 수직이착륙 모드에서 상기 전진비행 모드로 변할 때, 상기 배터리 이송부는 상기 배터리를 상기 몸체부의 앞쪽 방향으로 이동시킬 수 있다. 이때 배터리의 이동 및 윗날개부와 아랫날개부에 위치한 프로펠러들의 분당회전수 차이에 의한 피칭모멘트 생성을 통해 항공기의 자세를 변화시킬 수 있다.
일 실시예에 따르면, 상기 아랫날개부는 상기 윗날개부보다 상기 몸체부의 앞쪽에 배치될 수 있다.
일 실시예에 따르면, 상기 복수 개의 윗프로펠러 중 상기 윗날개부의 가장 바깥쪽에 배치된 윗프로펠러는 나머지 윗프로펠러보다 날(blade)의 길이가 길고, 상기 복수 개의 아랫프로펠러 중 상기 아랫날개부의 가장 바깥쪽에 배치된 아랫프로펠러는 나머지 아랫프로펠러보다 날(blade)의 길이가 길 수 있다.
전진 비행중에서 윗날개부 및 아랫날개부의 안쪽에 위치한 다수의 프로펠러의 회전수를 증가시키면, 이들 회전면을 지나는 후류의 속도가 가속되고 이로 인해 날개부의 위와 아래를 지나는 유속이 증가한다. 이에 따라, 날개부에서 생성하는 양력이 증가하여 고속 및 장거리 비행이 가능하게 된다. 이것이 분산 추진 추력장치를 이용하는 장점이고, 다수의 추진장치가 날개부에 부착되어 있어, 이들 중에 일부분이 작동하지 않아도 남아있는 추력장치를 이용하여 원하는 지점까지 안전하게 이동할 수 있어 항공기의 안정성이 확보된다.
본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 제어 방법은 순차적으로 수행되는 이륙 단계, 전이 단계, 전진비행 단계를 포함하고, 상기 이륙 단계는, 윗날개부 및 아랫날개부에 각각 연결되는 복수 개의 윗프로펠러 및 아랫프로펠러를 회전시키는 단계를 포함하고, 상기 전이 단계는, 상기 복수 개의 윗프로펠러 및 아랫프로펠러의 분당회전수를 조절하여 몸체부의 지면에 대한 피치각을 변화시키는 단계를 포함한다.
일 실시예에 따르면, 상기 전이 단계 및 상기 전진비행 단계는, 상기 윗날개부 및 상기 아랫날개부에 포함된 조종면의 각도를 조절하는 단계를 더 포함할 수 있다.
일 실시예에 따르면, 상기 전이 단계는, 상기 몸체부의 내부에 배치된 배터리를 상기 몸체부의 앞쪽 방향으로 이동시키는 단계를 더 포함할 수 있다.
일 실시예에 따르면, 상기 전진비행 단계는, 상기 윗프로펠러 및 상기 아랫프로펠러 중 가장 바깥쪽에 배치된 윗프로펠러 및 아랫프로펠러의 분당회전수를 감소시키고, 안쪽에 배치된 윗프로펠러 및 아랫프로펠러의 분당회전수를 증가시키는 단계를 포함할 수 있다.
일 실시예에 따르면, 상기 전진비행 단계는, 상기 몸체부의 내부에 배치된 배터리를 상기 몸체부의 뒤쪽 방향으로 이동시키는 단계를 더 포함할 수 있다.
전술한 것 외의 다른 측면, 특징, 이점이 이하의 도면, 특허청구범위 및 발명의 상세한 설명으로부터 명확해질 것이다.
본 발명의 일 실시예에 따른 항공기는, 본 2층 구조를 가지는 날개부에 연결된 프로펠러의 분당회전수를 조절하여 수직이착륙 모드 및 전진비행 모드를 구현할 수 있다. 따라서 날개부 또는 프로펠러를 틸팅(tilting)시키기 위한 장치가 필요하지 않으므로 기계적 구조가 단순하고 제조, 정비, 제어 등이 비교적 간단하다.
또한 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기는 복수 개의 프로펠러를 사용하여 분산 추진(distributed propulsion)하므로, 비행 중 추진 장치의 일부가 고장 나더라도 다른 추진 장치를 통해 항공기의 자세를 제어할 수 있으므로 항공 사고의 위험성이 감소된다.
또한 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기는 작은 직경을 가지는 다수의 프로펠러를 날개부에 연결시켜 프로펠러에 의해 생성된 후류를 통해 양력을 증가시키므로, 양항비(L/D ratio)를 증가시킬 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 항공기의 제어 방법에 따르면, 2층 형태의 프로펠러, 보조 날개 또는 배터리 이송부를 이용한 배터리의 움직임을 제어하여 (수직)이륙 단계, 전이 단계, 전진비행 단계를 수행할 수 있다. 특히 전이 단계에서 다양한 제어 방식을 통해 피칭 모멘트를 제어하므로, 운용 상의 안정성이 증대된다. 물론 이러한 효과에 의해 본 발명의 범위가 한정되는 것은 아니다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기를 개략적으로 그린 사시도이다.
도 2a 내지 도 2c는 본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 비행 모드를 개략적으로 표현한 그림이다.
도 3은 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 측면도이다.
도 4는 다른 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 측면도이다.
도 5는 본 발명의 또다른 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 측면도이다.
도 6는 본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 정면도이다.
도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 제어 방법을 나타낸 순서도이고,
도 8a 내지 도 8e은 상기 제어 방법에 따라 제어된 항공기의 상태를 각 단계에 따라 나타낸 그림이다.
본 발명은 다양한 변환을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세한 설명에 설명하고자 한다. 본 발명의 효과 및 특징, 그리고 그것들을 달성하는 방법은 도면과 함께 상세하게 후술되어 있는 실시예들을 참조하면 명확해질 것이다. 그러나 본 발명은 이하에서 개시되는 실시예들에 한정되는 것이 아니라 다양한 형태로 구현될 수 있다.
이하의 실시예에서, 제1, 제2 등의 용어는 한정적인 의미가 아니라 하나의 구성 요소를 다른 구성 요소와 구별하는 목적으로 사용된다.
이하의 실시예에서, 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다.
이하의 실시예에서, 포함하다 또는 가지다 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 또는 구성요소가 존재함을 의미하는 것이고, 하나 이상의 다른 특징들 또는 구성요소가 부가될 가능성을 미리 배제하는 것은 아니다.
어떤 실시예가 달리 구현 가능한 경우에 특정한 단계는 설명되는 순서와 다르게 수행될 수도 있다. 예를 들어, 연속하여 설명되는 두 단계는 실질적으로 동시에 수행될 수도 있고, 설명되는 순서와 반대의 순서로 수행될 수도 있다.
도면에서는 설명의 편의를 위하여 구성 요소들이 그 크기가 과장 또는 축소될 수 있다. 예컨대, 도면에서 나타난 각 구성의 크기 및 두께는 설명의 편의를 위해 임의로 나타내었으므로, 본 발명이 반드시 도시된 바에 한정되지 않는다.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예들을 상세히 설명하기로 하며, 도면을 참조하여 설명할 때 같거나 대응하는 구성 요소는 같은 도면부호를 부여하고 이에 대한 중복되는 설명은 생략하기로 한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기를 개략적으로 그린 사시도이다. 이하에서 '수직이착륙 분산 추진형 항공기'는 '항공기'로도 약칭하기로 한다.
이하에서, 전진비행 또는 순항(cruise) 시의 항공기의 진행 방향을 x 방향으로, 중력의 반대 방향을 z 방향으로, x 방향과 z 방향에 수직이며 항공기의 왼쪽을 가리키는 방향을 y 방향으로 정의한다.
이하에서, '위', '윗', '아래', '아랫' 등의 표현은 항공기가 전진비행 중일 때 z 방향에 대한 상대적인 위치를 나타낼 수 있다.
이하에서, '앞', '뒤', '뒷' 등의 표현은 항공기가 전진비행 중일 때 x 방향에 대한 상대적인 위치를 나타낼 수 있다.
이하에서, '왼쪽', '오른쪽' 등의 표현은 항공기가 전진비행 중인 방향을 앞쪽 방향으로 할 때의 상대적인 위치를 나타낼 수 있다.
일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기는, 비행 모드에 따라 지면에 대한 피치(pitch)각이 변하는 몸체부(100), 몸체부(100)에 고정익(fixed wing) 형태로 연결된 윗날개부(200) 및 아랫날개부(300), 윗날개부(200) 및 아랫날개부(300)에 각각 연결되는 복수 개의 윗프로펠러(210) 및 복수 개의 아랫프로펠러(310)를 포함한다.
도 1을 참조하면, 몸체부(100)의 위, 아래에 각각 윗날개부(200) 및 아랫날개부(300)가 배치된다. 즉 항공기는 2층으로 배치된 형태의 날개부를 가진다. 윗날개부(200) 및 아랫날개부(300)는 도 1에 도시된 것처럼 몸체부(100)의 바깥쪽에 배치될 수 있으나, 몸체부(100)로부터 돌출되어 나온 것처럼 배치될 수도 있다. 어느 형태든, 윗날개부(200) 및 아랫날개부(300)는 고정익 형태를 가지는 항공기의 주익(主翼)으로서, 전진비행 중인 항공기에 양력(lift)을 제공하는 역할을 수행한다.
윗날개부(200) 및 아랫날개부(300)의 길이, 종횡비(aspect ratio) 및 에어포일(airfoil)의 형태는 같을 수 있다. 이 경우 항공기가 수직이착륙 할 때의 무게 중심이 한 쪽으로 쏠리지 않아 안정성이 증대되며, 항공기의 제작 비용이 절감될 수 있다. 한편, 윗날개부(200)와 아랫날개부(300)는 받음각(angle of attack)이 다르도록 배치될 수 있다. 예컨대 윗날개부(200)의 받음각은 아랫날개부(300)의 받음각보다 커, 더 큰 양력을 내도록 배치될 수 있다.
윗날개부(200)에는 복수 개의 윗프로펠러(210)가 연결된다. 윗프로펠러(210)의 깃(blade)은 회전하여 항공기에 양력(lift) 및 추력(thrust)을 제공할 수 있다. 윗프로펠러(210)의 중심부는 윗날개부(200)의 앞전(leading edge)에 박혀 있는 형태로 배치될 수 있으나 본 발명이 이에 제한되는 것은 아니다.
윗프로펠러(210)의 개수, 위치, 크기 등은 윗날개부(200)의 길이, 원하는 공력 특성 등에 따라 적절히 선택될 수 있다. 단, 각각의 윗프로펠러(210)의 후방에서 발생하는 후류(stream)에 의한 간섭이 발생하지 않도록 설계, 배치되는 것이 바람직하다. 한편, 각각의 윗프로펠러(210)의 크기, 형태, 회전 속도는 서로 다를 수 있다. 윗프로펠러(210)가 각각 다른 형태를 가지더라도, 윗날개부(200)의 중앙, 즉 도 1에서는 x축을 중심축을 하여 대칭적으로 구성되는 것이 바람직하다.
이러한 복수 개의 윗프로펠러(210)는 항공기의 운행에 필요한 추력을 분산(distributed propulsion)하여 발생시킨다. 일 실시예에 따르면 윗날개부(200)의 왼쪽, 오른쪽에는 각각 2개 이상의 윗프로펠러(210)가 배치될 수 있다. 도 1에서는 윗프로펠러(210)가 왼쪽, 오른쪽에 대칭적으로 5개씩 배치된 것을 예시하였으나 본 발명이 이에 제한되는 것은 아니다. 이 경우 어느 한쪽의 윗프로펠러 중 일부(예컨대, 왼쪽 프로펠러 213L)가 비행 중 고장 나 회전을 멈춘 경우와 같은 돌발 상황에서도, 나머지 윗프로펠러(211L, 212L, 214L, 215L)는 여전히 구동되므로 좌우 균형을 맞출 수 있어 항공 사고의 위험성이 감소된다.
한편, 아랫날개부(300)에는 복수 개의 아랫프로펠러(310)가 연결된다. 아랫프로펠러(310) 역시 윗프로펠러(210)와 비슷한 특징을 가지므로 자세한 서술을 생략한다.
윗프로펠러(210) 및 아랫프로펠러(310)는 수직이착륙 모드에서 항공기에 양력을 제공하고, 전진비행 모드에서는 추력을 제공하는데, 이하 그 메커니즘(mechanism)을 서술한다.
도 2a 내지 도 2c는 본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 비행 모드를 개략적으로 표현한 그림이다.
항공기의 비행 모드는 제1 모드(M1)인 수직이착륙(vertical take-off and landing, VTOL) 모드와 제2 모드(M2)인 전진비행 모드를 가진다. 도 2a는 항공기가 수직이착륙 모드에 있는 상태를 나타낸다. 수직이착륙 모드에서, 몸체부(100)의 앞쪽 끝(nose, 110)은 중력의 반대 방향(z 방향), 즉 하늘을 향해 있다. 몸체부(100) 뒤쪽의 꼬리부(120)는 항공기가 바닥에 '선' 상태를 유지할 수 있도록 평평한 부분을 포함할 수 있다. 즉 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기는 이륙 전 및 착륙 후 꼬리부(120)가 지면에 닿는 테일 시터(tail-sitter) 방식을 차용할 수 있다. 한편 꼬리부(120)는 전진비행 시 안정적인 저속 유동장을 생성하여 추가적인 추력을 제공하기 위한 형상을 가질 수 있다.
수직이착륙 모드에서 윗프로펠러(210)와 아랫프로펠러(310)는 회전하여 항공기에 양력을 제공한다. 이때 윗프로펠러(210) 및 아랫프로펠러(310)의 회전 방향은 반대일 수 있다. 예컨대 아랫프로펠러(310)의 날(310B)이 시계 방향으로 회전할 때, 대응되는 위치에 배치된 윗프로펠러(210)의 날(210B)은 반시계 방향으로 회전할 수 있다.
이때 수직이착륙 모드에서 복수 개의 윗프로펠러(210)에 의하여 발생하는 양력(Lu)의 크기와 복수 개의 아랫프로펠러(310)에 의하여 발생하는 양력(Ll)의 크기는 같을 수 있다. 즉 위, 아래에 대응하는 위치에 배치된 윗프로펠러(210) 및 아랫프로펠러(310)의 분당회전수(RPM)는 같을 수 있다. 이에 따라 항공기는 수직이착륙 및 제자리 비행(hovering)할 수 있다.
도 2b는 수직이착륙 모드(M1)에서 전진비행 모드(M2)로 전이(transition)하는 단계의 항공기의 상태를 나타낸다. 일 실시예에 따르면, 비행 모드가 수직이착륙 모드에서 전진비행 모드로 변할 때, 복수 개의 윗프로펠러 중 특정 윗프로펠러의 분당회전수는 상기 특정 윗프로펠러의 위치에 대응하는 아랫프로펠러의 분당회전수보다 클 수 있다. 다시 도 1을 참조하면, 예컨대 윗날개부(200)의 왼쪽 끝에 배치된 윗프로펠러(211L)와 아랫날개부(300)의 왼쪽 끝에 배치된 아랫프로펠러(311L)는 위치 상 서로 대응된다. 즉 전이 상태에서 왼쪽 끝 윗프로펠러(211L)의 분당회전수는 왼쪽 끝 아랫프로펠러(311L)의 분당회전수보다 클 수 있다. 물론 왼쪽의 나머지 프로펠러(212L~215L, 312L~315L) 및 오른쪽에 배치된 프로펠러(211R~215R, 311R~315R) 역시 비슷하게 작동할 수 있다.
윗프로펠러(210)의 분당회전수가 아랫프로펠러(310)의 분당회전수보다 크므로, 윗프로펠러(210)에 의하여 발생하는 양력(Lu)의 크기는 아랫프로펠러(310)에 의하여 발생하는 양력(Ll)의 크기보다 크다. 따라서 피칭 모멘트(pitching moment)가 작용하여 몸체부(100)의 기수가 낮아져, 앞쪽 끝(110)은 점점 x방향을 향하게 된다. 즉 몸체부(100)의 지면에 대한 피치각(pitch angle, θp)이 변하게 된다.
도 2c는 항공기의 제2 모드(M2), 즉 전진비행 모드를 나타낸다. 전진비행 모드에서, 몸체부(100)의 앞쪽 끝(110)은 x 방향을 향하게 되고, 몸체부(100)의 지면에 대한 피치각은 0도에 가깝게 된다. 이때 윗프로펠러(210)와 아랫프로펠러(310)는 회전하여 각각 추력(Tu, Tl)을 제공하고, 윗날개부(200)와 아랫날개부(300)는 각각 양력(Lu, Ll)을 제공한다.
한편, 전진비행 시 아랫프로펠러(310)를 지나는 공기는 주변 속도보다 가속이된 후류로 아랫날개부(300)를 지나게 된다. 이때 후류는 날개부의 아래와 위로 지나가 되는데, 가속된 후류는 주익의 상대적인 압력차를 크게하고, 이것이 결과적으로 양력을 증가시키는 역할을 하고 이로 인해서 추가적인 양력(powered lift, Lp)을 얻을 수 있다
이때 아랫프로펠러(310)에 의한 후류(S)가 최대의 축 방향(axial) 속도를 가지는 위치에 아랫날개부(300)가 배치되도록 하는 경우, 추가적인 양력(Lp)의 크기를 최대로 할 수 있다. 한편 아랫프로펠러(310)의 크기를 줄여 아랫날개부(300)에 연결되는 아랫프로펠러(310)의 개수를 많게 하는 경우, 이에 의해 생성된 후류에 의해 아랫날개부(300) 전체를 지나는 유동이 가속되면서 아랫날개부(300)에는 더 큰 양력이 발생한다. 이와 같은 원리는 윗프로펠러(210) 및 윗날개부(200)에도 비슷하게 적용된다.
본 발명의 일 실시예에 따른 항공기는, 2층 구조를 가지는 날개부(200, 300)에 연결된 프로펠러(210, 310)의 분당회전수를 조절하여 수직이착륙 모드 및 전진비행 모드를 구현할 수 있다. 따라서 날개부(200, 300) 또는 프로펠러(210, 310)를 틸팅(tilting)시키기 위한 장치가 필요하지 않으므로 기계적 구조가 단순하고 제조, 정비, 제어 등이 비교적 간단하다.
또한 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기는, 후류에 의한 추가적인 양력을 얻을 수 있으므로, 2층의 날개부를 가지지 않는 기존의 항공기보다 짧은 시위 길이(chord)를 가지고도 비슷한 양력을 낼 수 있다. 따라서 윗날개부(200), 아랫날개부(300)의 무게를 줄일 수 있어, 양력을 더욱 증가시킬 수 있다. 이때 윗프로펠러(210), 아랫프로펠러(310)의 개수를 많게 하는만큼 항력(drag) 역시 증가하지만 양력의 증가폭이 더 크기 때문에 전체적인 양항비(L/D)는 증가할 수 있다.
이하 수직이착륙 모드에서 전진비행 모드의 전이 시 항공기의 자세를 제어하는 메커니즘을 서술한다.
도 3은 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 측면도이다.
일 실시예에 따르면, 윗날개부(200) 및 아랫날개부(300)는 비행 중 양력을 조절하는 조종면(220, 320)을 포함할 수 있다.
도 3을 참조하면, 윗날개부(200) 및 아랫날개부(300)의 뒷전(trailing edge)에 배치되어 양력의 크기를 제어할 수 있는 플래퍼론(flaperon) 형태의 조종면(220, 320)이 예시되어 있다. 플래퍼론과 날개부의 시위선(chord)이 이루는 각도가 달라짐에 따라 양력 역시 달라지게 된다. 따라서 윗날개부(200) 및 아랫날개부(300)의 조종면(220, 320)의 각도 조절을 통해 항공기의 자세를 제어할 수 있다.
예컨대, 수직이착륙 모드에서 전진비행 모드로 전이가 시작될 때, 윗날개부(200)의 보조 날개(220)를 아래쪽으로 회전시키면, 윗날개부(200)의 양력은 더 커지게 된다. 반대로 아랫날개부(300)의 보조 날개(320)를 위쪽으로 회전시키면, 아랫날개부(300)의 양력은 더 작아지게 된다. 따라서 조종면(220, 320)의 움직임을 조절하여 몸체부(100)에 피칭 모멘트를 가할 수 있어, 전이 단계에서의 자세를 제어할 수 있다.
한편, 보조 날개는 도 3에 도시된 것과는 달리 날개부(200, 300)의 앞전에 배치될 수도 있고, 날개부의 아랫면 일부가 갈라져 나와 아래로 꺾이는 스플릿(split) 형태, 날개부의 아랫면 일부가 뒤로 미끄러지듯 빠져나오는 파울러(Fowler) 형태 등 다양한 구조로 변형될 수 있다.
도 4는 다른 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 측면도이다. 도 4에서는 후술하는 배터리(B) 및 배터리 이송부(400)를 표현하기 위해 편의상 아랫날개부(300) 및 아랫프로펠러(310)를 도시하지 않았다.
일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기는, 몸체부(100)의 내부에 배치되고, 비행 모드가 변할 때 배터리(B)를 이동시키는 배터리 이송부(400)를 더 포함할 수 있다. 이때 비행 모드가 수직이착륙 모드에서 전진비행 모드로 변할 때, 배터리 이송부(400)는 배터리(B)를 몸체부(100)의 앞쪽 방향으로 이동시킬 수 있다.
항공기는 윗프로펠러(210), 아랫프로펠러(310) 등의 움직임을 전기적으로 제어하는 제어부 및 전기에너지를 제공하는 배터리(B)를 포함한다. 그런데 특히 전기만으로 구동되는 무인항공기에 사용되는 배터리(B)의 총 중량은 항공기의 최대허용이륙중량(maximum takeoff weight, MTOW)의 약 40% 이상을 차지할 정도로 무겁다. 이때 항공기가 이착륙할 때와 지면에 놓인 상태로 보관될 때의 안정성을 확보하기 위해서는 항공기의 무게중심을 아래쪽으로 유지시키는 것이 좋고, 따라서 배터리(B)가 몸체부(100)의 뒤쪽(이착륙 시를 기준으로는 아래쪽)에 놓이는 것이 바람직하다.
그런데 항공기의 비행 모드가 전이하는 단계에서도 배터리(B)가 몸체부(100)의 뒤쪽에 놓이게 되면, 대부분의 무게가 아래쪽에 쏠리게 되어 윗프로펠러(210) 및 아랫프로펠러(310)의 분당회전수 조절만으로는 몸체부(100)의 피치각을 조절하기 어렵게 된다.
도 4를 참조하면, 전이 단계에서 배터리 이송부(400)에 의해 배터리(B)가 몸체부(100)의 앞쪽으로 이동한다. 전이 단계에서 배터리(B)를 앞쪽으로 이동시키면, 피칭 모멘트를 크게 할 수 있어 몸체부(100)의 피치각 조절을 수월하게 할 수 있다.
배터리 이송부(400)는 배터리(B)가 위에 놓이게 되는 홀더(410), 홀더(410)가 앞/뒤 방향으로 이동할 수 있는 길을 제공하는 슬라이딩부(420), 홀더(410)가 움직이도록 동력을 제공하는 동력제공부(430)를 포함할 수 있다.이와 달리, 배터리 이송부(400)는 별도의 동력제공부(430)를 가지지 않을 수 있다. 이때, 홀더(410)는 배터리(B)로부터 전력을 공급받아 슬라이딩부(420) 상에서 움직여, 배터리(B)를 움직이게 할 수도 있다.
배터리 이송부(400)의 구조는 이에 제한되지 않으며, 배터리(B)가 몸체부(100)에 대해 상대적으로 움직일 수 있게 하는 구조라면 다양한 변형이 가능하다. 한편, 배터리 이송부(400) 및 배터리(B)는 항공기의 무게 중심이 좌우로 치우치지 않도록 항공기의 중심축에 배치되는 것이 바람직하다.
즉 i)윗프로펠러(210)와 아랫프로펠러(310)의 분당회전수 조절, ii) 보조 날개(220, 320) 각도 조절, iii) 배터리 이송부(400)를 이용한 배터리(B)의 이동을 통해 피칭 모멘트를 조절할 수 있고, 이에 따라 몸체부(100)의 피치각을 조절, 비행 모드를 전이시킬 수 있다. 이때 윗프로펠러(210), 아랫프로펠러(310), 보조 날개(220, 320), 배터리 이송부(400)의 움직임을 제어하는 제어부는 상기 3가지 방식을 모두, 동시에 이용할 수 있으며, 이를 통해 안정적으로 비행 모드를 전이시킬 수 있다.
도 5는 본 발명의 또다른 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 측면도이다.
일 실시예에 따르면, 아랫날개부(300)는 윗날개부(200)보다 몸체부(100)의 앞쪽에 배치될 수 있다.
전진비행 중에는 보조 날개(220, 320) 등을 통해 윗날개부(200), 아랫날개부(300)에 작용하는 항력(drag)을 다르게 하여 피칭 모멘트를 조절할 수 있으나, 도 5와 같이 아랫날개부(300)와 윗날개부(200)를 앞뒤로 배치시켜 양력 차이를 주어 피칭 모멘트를 조절할 수도 있다. 예컨대 전진비행 모드(M2)에서 다시 수직이착륙 모드(M1)로 전이하고 싶은 경우, 아랫프로펠러(310) 및 윗프로펠러(210)의 분당회전수를 조절하거나 조종면(220, 320)의 각도를 조절하여 아랫날개부(300)에 작용하는 양력(Ll)을 윗날개부(200)에 작용하는 양력(Lu)보다 크게 할 수 있다. 이에 따라 기수를 드는 방향으로 피칭 모멘트를 작용할 수 있으며, 이 경우 항력을 이용하는 경우보다 더욱 쉽게 피칭 모멘트를 조절할 수 있다.
도 6는 본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 정면도이다.
일 실시예에 따르면, 복수 개의 윗프로펠러(210) 중 윗날개부(200)의 가장 바깥쪽에 배치된 윗프로펠러(211L, 211R)는 나머지 윗프로펠러(212L~215L, 212R~215R)보다 날(blade)의 길이가 길고, 복수 개의 아랫프로펠러(310) 중 아랫날개부(300)의 가장 바깥쪽에 배치된 아랫프로펠러(311L, 311R)는 나머지 아랫프로펠러(312L~315L, 312R~315R)보다 날(blade)의 길이가 길 수 있다. 이하에서는 아랫프로펠러(310)를 기준으로 설명하나 윗프로펠러(210) 역시 비슷한 논리가 적용된다.
본 발명의 아랫프로펠러(310)는 수직이착륙 모드에서는 양력을, 전진비행 모드에서는 추력을 제공하는데, 아랫프로펠러(310)의 지름이 클수록 수직이착륙 시에는 양력 효율이 좋아지게 되나, 전진비행시에는 후류에 의한 추가적 양력(powered lift)을 얻을 수 없어 양항비가 작아진다. 즉 아랫프로펠러(310)의 수직이착륙 모드에서의 효율과 전진비행 모드에서의 효율은 서로 상충 관계(trade-off)에 있다.
본 발명의 일 실시예에서는 두 개의 지름을 가지는 아랫프로펠러를 이용한다. 도 6을 참조하면, 아랫날개부(300)의 바깥쪽에 배치된 아랫프로펠러(311L, 311R)의 날(blade)의 지름은 나머지 아랫프로펠러(312L~315L, 312R~315R)의 지름보다 클 수 있다.
이때 이착륙 시에는 큰 지름을 가지는 아랫프로펠러(311L, 311R)를 주로 이용하여 양력 효율을 증대시키고, 전진비행 시에는 작은 지름을 가지는 아랫프로펠러(312L~315L, 312R~315R)를 주로 이용하여 추가적 양력을 발생시켜 각각의 이점을 살릴 수 있다.
한편, 왼쪽 및 오른쪽에 배치된 아랫프로펠러(310)의 회전 방향은 반대일 수 있다. 예컨대 몸체부(100)의 왼쪽, 도 6을 기준으로는 오른쪽에 배치된 아랫프로펠러(312L~315L)가 반시계 방향으로 회전할 때, 몸체부(100)의 오른쪽, 도 6을 기준으로 왼쪽에 배치된 아랫프로펠러(312R~315R)는 시계 방향으로 회전할 수 있다. 이로 인해 회전에 의해 발생하는 모멘트가 상쇄될 수 있다.
윗프로펠러(210)의 경우도 아랫프로펠러(310)와 마찬가지 구조가 적용될 수 있으므로, 자세한 기재를 생략한다. 단, 윗프로펠러(210)와 아랫프로펠러(310)의 회전 방향은 반대일 수 있다. 한편, 아랫날개부(300)의 바깥쪽에 배치된 아랫프로펠러(311L, 311R)에서 발생한 후류는 회전면을 지나면서 수축되므로, 전진비행 시에도 윗날개부(200)에 난류를 제공하지 않을 수 있다.
이하 본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 제어 방법을 설명한다.
도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 제어 방법을 나타낸 순서도이고, 도 8a 내지 도 8e은 상기 제어 방법에 따라 제어된 항공기의 상태를 각 단계에 따라 나타낸 그림이다.
도 7을 참조하면, 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 제어 방법은 순차적으로 수행되는 이륙 단계(S10), 전이 단계(S20), 전진비행 단계(S30)를 포함한다.
도 8a는 이륙 단계(S10)를 나타낸다. 이륙 단계(S10)에서는 몸체부(100)의 앞쪽 끝이 z 방향을 향하고 있는 항공기의 윗프로펠러(210)와 아랫프로펠러(310)를 회전시키는 단계(S11)가 수행된다. 이때 윗프로펠러(210)와 아랫프로펠러(310)는 양력을 제공하여 항공기를 이륙시킨다.
이때 도 5와 비슷하게 아랫날개부(300) 및 아랫프로펠러(310)를 윗날개부(200) 및 윗프로펠러(210)보다 몸체부(100)의 앞쪽에 위치시키는 경우, 이륙 단계(S10)에서 윗프로펠러(210)가 지면(G)에 더 가까우므로 아랫프로펠러(310)보다 지면 효과(ground effect)가 더 크게 발생한다. 따라서 이 경우 제어부는 지면 효과의 차이를 상쇄하는 방향으로 윗프로펠러(210)와 아랫프로펠러(310)의 분당회전수를 제어할 수 있다. 한편, 제어부는 복수 개의 윗프로펠러(210) 및 아랫프로펠러(310) 중, 가장 바깥쪽에 배치되고 날(blade)의 지름이 큰 프로펠러(도 6, 211L, 211R, 311L, 311R)만이 이륙 과정에서 동작하도록 제어할 수 있다.
한편, 이륙이 시작될 때, 바람 등에 의한 턴오버(turnover) 현상을 방지하고, 항공기의 안정성을 증대시키기 위하여 배터리(B)를 몸체부(100)의 뒤쪽, 즉 도 8a에서는 밑에 배치할 수 있다. 단, 이륙 후 배터리(B)는 몸체부(100)의 앞쪽, 즉 도 8a에서는 위쪽으로 이동할 수 있다.
도 8b는 전이 단계(S20)를 나타낸다. 전이 단계(S20)는 지면 효과가 없어져 항공기의 안정성이 담보되는 높이(hg)에 이른 후에 수행될 수 있다. 상기 높이(hg)는 약 5m일 수 있으나, 항공기의 크기에 따라 차이가 있을 수 있다. 전이 단계(S20)에서는 항공기에 피칭 모멘트를 작용시켜 몸체부(100)의 지면에 대한 피치각을 변화시킨다.
이때, 전이 단계(S20)는 윗프로펠러(210) 및 아랫프로펠러(310)의 분당회전수를 조절하는 단계(S21)를 포함할 수 있다. 특히 제어부는 윗프로펠러(210)의 분당회전수를 아랫프로펠러(310)의 분당회전수보다 크도록 제어하여 항공기에 피칭 모멘트를 가할 수 있다.
한편, 전이 단계(S20)는 윗날개부(200) 및 아랫날개부(300)에 포함된 조종면 (220, 320)의 각도를 조절하는 단계(S22)를 더 포함할 수 있다. 예컨대 도 8b를 참조하면, 몸체부(100)의 회전 중에 윗날개부(200)에 포함된 조종면(220)은 아래쪽을 향하게 하여 더 큰 양력을 발생시키고, 아랫날개부(300)에 포함된 조종면(320)은 위쪽을 향하게 하여 더 작은 양력을 발생시킬 수 있다. 제어부는 조종면(220, 320)의 움직임을 제어하여 피칭 모멘트를 미세 조절할 수 있다.
한편, 전이 단계(S20)는 몸체부(100)의 내부에 배치된 배터리(B)를 몸체부(100)의 앞쪽 방향으로 이동시키는 단계(S23)를 더 포함할 수 있다. 이때 배터리(B)는 이륙 단계(S10)에서부터 전이 단계에 걸쳐 몸체의 앞쪽 방향으로 이동할 수 있고, 지면 효과(ground effect)가 없어진 고도에서는 윗날개부(200) 및 아랫날개부(300)의 가운데에 위치할 수 있다. 이때 배터리(B)를 이동시키는 배터리 이송부(400) 및 배터리(B) 전체의 무게 중심은 윗날개부(200)의 뒷전(trailing edge)까지 이동할 수 있다. 배터리(B)의 이동에 따라, 역시 피칭 모멘트의 미세 조절이 가능하다.
즉 항공기의 제어 방법 중 전이 단계는 i) 윗프로펠러(210)와 아랫프로펠러(310)의 분당회전수 조절 단계, ii) 조종면(220, 320)의 각도 조절 단계, iii) 배터리(B)를 몸체부(100)의 앞쪽 방향으로 이동시키는 단계를 포함할 수 있고, 각 단계는 선택적으로 또는 동시에 수행될 수 있다. 이때 제어부는 항공기의 비행 모드가 안정적으로 전이되도록 윗프로펠러(210), 아랫프로펠러(310), 보조 날개(220, 320), 배터리 이송부(400)를 각각 제어할 수 있다.
도 8c는 전진비행 단계를 나타낸다. 전진비행 단계에서, 윗프로펠러(210) 및 아랫프로펠러(310)는 각각 항공기에 추력(Tu, Tl)을 제공한다.
일 실시예에 따르면, 전진비행 단계는 윗프로펠러(210) 및 아랫프로펠러(310) 중 가장 바깥쪽에 배치된 윗프로펠러(도 6, 211R, 211L) 및 아랫프로펠러(도 6, 311R, 311L)의 분당회전수를 감소시키고, 안쪽에 배치된 윗프로펠러(도 6, 212L~215L, 212R~215R) 및 아랫프로펠러(도 6, 312L~315L, 312R~315R)의 분당회전수를 증가시키는 단계를 포함할 수 있다. 이때 바깥쪽에 배치된 윗프로펠러 및 아랫프로펠러의 날의 길이는 나머지 윗프로펠러 및 아랫프로펠러의 날의 길이보다 클 수 있다.
도 6을 다시 참조하면, 상술한 바와 같이, 수직이착륙 단계에서 제어부는 바깥쪽에 배치되고 큰 지름을 가지는 아랫프로펠러(311L, 311R)의 분당회전수를 증가시켜 양력을 제공할 수 있다. 이후, 전이 단계 수행 이후에 제어부는 바깥쪽에 배치되고 큰 지름을 가지는 아랫프로펠러(311L, 311R)의 분당회전수를 수직이착륙 단계에서의 분당회전수보다 작도록 제어할 수 있다. 반면, 제어부는 안쪽에 배치되고 작은 지름을 가지는 아랫프로펠러(312L~315L, 312R~315R)의 분당회전수를 수직이착륙 단계에서의 분당회전수보다 크도록 제어할 수 있다. 이에 따라 전진비행 시에는 작은 지름을 가지는 아랫프로펠러(312L~315L, 312R~315R)의 이점인 '추가적 양력(powered lift)'이 더욱 크게 발생한다.
한편 전진비행 단계는, 윗날개부(200) 및 아랫날개부(300)에 포함된 보조 날개(220, 320)의 각도를 조절하는 단계(S32)를 더 포함할 수 있다. 예컨대 전진비행 단계에서 아랫날개부(300)에 포함된 보조 날개(220, 320)는 아래쪽을 향하도록 회전하여 양력을 크게 하도록 제어될 수 있다. 한편 전진비행 단계 중 순항(cruise) 시 조종면(220, 320)의 각도는 약 0도로 유지될 수 있다.
한편 전진비행 단계는, 몸체부(100)의 내부에 배치된 배터리(B)를 몸체부(100)의 뒤쪽 방향으로 이동시키는 단계(S33)를 더 포함할 수 있다. 제어부는 앞쪽으로 이동된 배터리(B)를 다시 뒤쪽으로 이동시켜 항공기의 무게 중심을 조절할 수 있다.
한편 전진 비행 중에서도, 자세 제어를 위해 윗프로펠러(210)와 아랫프로펠러(310)의 분당회전수가 조절될 수 있다.전진비행 단계 이후에는 다시 전이 단계 및 착륙 단계가 수행될 수 있다.
도 8d는 전진비행 단계에서 착륙 단계로 전이하는 단계를 나타낸다. 이때에는 이륙 후의 전이 단계와는 반대로 아랫프로펠러(310)의 분당회전수를 윗프로펠러(210)의 분당회전수보다 크게 하고, 조종면(220, 320)의 각도를 조절하여 양력을 다르게 하고, 배터리(B)를 뒤쪽 방향으로 이동시켜 피칭 모멘트를 형성할 수 있다. 이에 따라 몸체부(100)의 지면에 대한 피치각은 다시 커지게 된다.
도 8e는 착륙 단계를 나타낸다. 몸체부(100)가 다시 세워진 상태가 된 후에, 제어부는 윗프로펠러(210)와 아랫프로펠러(310)의 분당회전수가 다시 비슷해지도록 조절하고, 조종면(220, 320)의 각도를 조절하여 항공기의 자세를 제어할 수 있다. 착륙 단계에서, 배터리(B)는 이륙 단계(S10)에 있던 자리로 돌아갈 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 항공기의 제어 방법에 따르면, 2층 형태의 프로펠러, 조종면(220, 320) 또는 배터리 이송부(400)를 이용한 배터리(B)의 움직임을 제어하여 (수직)이륙 단계(S10), 전이 단계(S20), 전진비행 단계(S30)를 수행할 수 있다. 특히 전이 단계에서 다양한 제어 방식을 통해 피칭 모멘트를 제어하므로, 운용 상의 안정성이 증대된다.
본 발명은 도면에 도시된 실시예를 참고로 설명되었으나 이는 예시적인 것에 불과하며, 당해 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 다른 실시 예가 가능하다는 점을 이해할 것이다. 따라서, 본 발명의 진정한 기술적 보호 범위는 첨부된 특허청구범위의 기술적 사상에 의하여 정해져야 할 것이다.
100: 몸체부 110: 앞쪽 끝
120: 꼬리부 200: 윗날개부
210: 윗프로펠러 220: 윗날개부 조종면
300: 아랫날개부 310: 아랫프로펠러
320: 아랫날개부 조종면 400: 배터리 이송부
410: 홀더 420: 슬라이딩부
430: 동력제공부

Claims (13)

  1. 비행 모드에 따라 지면에 대한 피치각(pitching angle)이 변하는 몸체부;
    상기 몸체부에 고정익 형태로 연결된 윗날개부 및 아랫날개부;
    상기 윗날개부 및 상기 아랫날개부에 각각 연결되는 복수 개의 윗프로펠러 및 복수 개의 아랫프로펠러;를 포함하고,
    상기 윗프로펠러 및 아랫프로펠러는 수직이착륙 모드에서 양력을 제공하고, 전진비행 모드에서 추력을 제공하는, 수직이착륙 분산 추진형 항공기.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 윗프로펠러는 상기 윗날개부의 왼쪽 및 오른쪽에 각각 2개 이상 배치되고,
    상기 아랫프로펠러는 상기 윗날개부의 왼쪽 및 오른쪽에 각각 2개 이상 배치되는, 수직이착륙 분산 추진형 항공기.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 비행 모드가 상기 수직이착륙 모드에서 상기 전진비행 모드로 변할 때, 상기 복수 개의 윗프로펠러 중 특정 윗프로펠러의 분당회전수는 상기 특정 윗프로펠러의 위치에 대응하는 아랫프로펠러의 분당회전수보다 큰, 수직이착륙 분산 추진형 항공기.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 윗날개부 및 상기 아랫날개부는 비행 중 양력을 조절하는 조종면을 포함하는, 수직이착륙 분산 추진형 항공기.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 몸체부의 내부에 배치되고, 상기 비행 모드가 변할 때 배터리를 이동시키는 배터리 이송부를 더 포함하는, 수직이착륙 분산 추진형 항공기.
  6. 제5항에 있어서,
    상기 비행 모드가 상기 수직이착륙 모드에서 상기 전진비행 모드로 변할 때, 상기 배터리 이송부는 상기 배터리를 상기 몸체부의 앞쪽 방향으로 이동시키는, 수직이착륙 분산 추진형 항공기.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 아랫날개부는 상기 윗날개부보다 상기 몸체부의 앞쪽에 배치된, 수직이착륙 분산 추진형 항공기.
  8. 제1항에 있어서,
    상기 복수 개의 윗프로펠러 중 상기 윗날개부의 가장 바깥쪽에 배치된 윗프로펠러는 나머지 윗프로펠러보다 날(blade)의 길이가 길고,
    상기 복수 개의 아랫프로펠러 중 상기 아랫날개부의 가장 바깥쪽에 배치된 아랫프로펠러는 나머지 아랫프로펠러보다 날(blade)의 길이가 긴, 수직이착륙 분산 추진형 항공기.
  9. 순차적으로 수행되는 이륙 단계, 전이 단계, 전진비행 단계를 포함하고,
    상기 이륙 단계는, 윗날개부 및 아랫날개부에 각각 연결되는 복수 개의 윗프로펠러 및 아랫프로펠러를 회전시키는 단계를 포함하고,
    상기 전이 단계는, 상기 복수 개의 윗프로펠러 및 아랫프로펠러의 분당회전수를 조절하여 몸체부의 지면에 대한 피치각을 변화시키는 단계를 포함하는, 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 제어 방법.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 전이 단계 및 상기 전진비행 단계는,
    상기 윗날개부 및 상기 아랫날개부에 포함된 보조 날개의 각도를 조절하는 단계를 더 포함하는, 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 제어 방법.
  11. 제9항에 있어서,
    상기 전이 단계는,
    상기 몸체부의 내부에 배치된 배터리를 상기 몸체부의 앞쪽 방향으로 이동시키는 단계를 더 포함하는, 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 제어 방법.
  12. 제9항에 있어서,
    상기 전진비행 단계는, 상기 윗프로펠러 및 상기 아랫프로펠러 중 가장 바깥쪽에 배치된 윗프로펠러 및 아랫프로펠러의 분당회전수를 감소시키고, 안쪽에 배치된 윗프로펠러 및 아랫프로펠러의 분당회전수를 증가시키는 단계를 포함하는, 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 제어 방법.
  13. 제9항에 있어서,
    상기 전진비행 단계는,
    상기 몸체부의 내부에 배치된 배터리를 상기 몸체부의 뒤쪽 방향으로 이동시키는 단계를 더 포함하는, 수직이착륙 분산 추진형 항공기의 제어 방법.
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6613423B1 (ja) * 2019-01-01 2019-12-04 株式会社エアロネクスト 有人飛行体
KR20200077123A (ko) * 2018-12-20 2020-06-30 메디케어제약 주식회사 운반 용기가 구비된 드론 및 이를 이용한 비행 방법
JP2020108997A (ja) * 2019-09-26 2020-07-16 株式会社エアロネクスト 有人飛行体
KR20200116332A (ko) * 2019-04-01 2020-10-12 동의대학교 산학협력단 지면효과를 갖는 쿼드로터에 대한 피드백 선형화기반 슬라이딩 모드 제어 시스템

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES1246309Y (es) * 2020-02-26 2020-08-27 Arnim Paukner Avión de ala fija

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100822366B1 (ko) 2007-05-15 2008-04-16 한국항공우주연구원 틸트 로터-윙 항공기
JP2016517821A (ja) * 2013-05-03 2016-06-20 エアロバイロメント, インコーポレイテッドAerovironment, Inc. 垂直離着陸（ｖｔｏｌ）航空機
KR20160072522A (ko) * 2014-12-15 2016-06-23 한국항공우주연구원 틸트로터 항공기용 날개

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100822366B1 (ko) 2007-05-15 2008-04-16 한국항공우주연구원 틸트 로터-윙 항공기
JP2016517821A (ja) * 2013-05-03 2016-06-20 エアロバイロメント, インコーポレイテッドAerovironment, Inc. 垂直離着陸（ｖｔｏｌ）航空機
KR20160072522A (ko) * 2014-12-15 2016-06-23 한국항공우주연구원 틸트로터 항공기용 날개

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20200077123A (ko) * 2018-12-20 2020-06-30 메디케어제약 주식회사 운반 용기가 구비된 드론 및 이를 이용한 비행 방법
JP6613423B1 (ja) * 2019-01-01 2019-12-04 株式会社エアロネクスト 有人飛行体
KR20200116332A (ko) * 2019-04-01 2020-10-12 동의대학교 산학협력단 지면효과를 갖는 쿼드로터에 대한 피드백 선형화기반 슬라이딩 모드 제어 시스템
JP2020108997A (ja) * 2019-09-26 2020-07-16 株式会社エアロネクスト 有人飛行体

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