KR20190059174A - 수직 이착륙과 비행의 날개장치 - Google Patents

수직 이착륙과 비행의 날개장치 Download PDF

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KR20190059174A KR1020170157786A KR20170157786A KR20190059174A KR 20190059174 A KR20190059174 A KR 20190059174A KR 1020170157786 A KR1020170157786 A KR 1020170157786A KR 20170157786 A KR20170157786 A KR 20170157786A KR 20190059174 A KR20190059174 A KR 20190059174A
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    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant

Abstract

본 발명은 냉동사이클을 이용한 초 효율발전장치의 동력으로 원심압축 분사장치를 만들고, 기 분사장치의 전, 후에 에어포일을 설치하여 양력을 발생시켜 수직 이착륙을 하고 별도의 초효율엔진에 의해 비행하는 수직 이착륙과 비행의 날개장치에 관한 것이다.
현재, 가장 많이 쓰고 있는 프로펠러방식의 수직 이착륙 장치는 이륙하기위한 바람이 지면으로 향하기 때문에, 대량의 먼지가 발생하여 이륙과 착륙장이 없는 가정에서는 사용하기에 불편함이 있고, 비행속도도 낮은 단점이 있다.
따라서 , 본 발명의 목적은 제자리에서 수직 이륙, 착륙이 가능하며, 베르누이정리에 의한 에어포일의 양력발생을 이용하여 먼지를 발생시키는 않고 이륙과 착륙이 가능하며, 빠른 비행을 할 수 있는 수직 이착륙과 비행의 날개장치를 제공하는 것이다.
따라서 , 반드시 필요한 발명이다.

Description

수직 이착륙과 비행의 날개장치 { A Flight Equipment For Vertical take-off and landing wing }
본 발명은 냉동사이클을 이용한 초효율발전장치의 동력으로 원심송풍기를 만들고, 기 송풍장치의 전, 후에 에어포일을 설치하여 양력을 발생시켜 수직 이착륙을 하고 별도의 초효율엔진에 의해 비행하는 수직 이착륙과 비행의 날개장치에 관한 것이다.
헬리콥터나 드론과 같은 회전익에 기반 한 수직이착륙 항공기는 별도의 이착륙 시설 및 장비가 필요하지 않는 장점이 있으나, 고속비행, 장기체공 및 고고도 성능에 있어서는 동급의 고정익 항공기에 비해 성능이 떨어진다.
일반적으로 수직 이착륙을 하는 항공기 및 드론은 강한 압력을 노즐로 분사하여 지면에서 수직으로 이륙하는 영국해군의 주력기 해리어전투기방식과 헬리콥터의 프로펠러를 회전시켜 지면에서 이륙하는 방식이 있으며, 본인이 특허 출원한 드론의 원형 에어포일의 중심에서 외부로 바람을 이송시켜 양력을 발생시키는 방식이 있다.
전자는 지면에서 먼지 등이 발생하여 일반적인 주택의 주변에서 사용하기가 난점이 있고, 후자는 비행하는 속도가 늦는 단점이 있다.
전기 모터부터 제트 엔진까지 다양한 추진시스템의 선정이 가능한 고정익 항공기에 비해, 엔진의 축마력에만 의존하는 수직이착륙 항공기는 기체의 중량이 작을수록 추진시스템의 선택이 제한된다.
특히, 최대이륙중량 (Maximum take-off weight: MTOW)이 10~300kg 내외로 작은 소형 항공기에 널리 사용되는 왕복엔진의 경우 출력 대 중량비가 2 내외로 매우 작다.
따라서 , 수직이착륙에 필요한 동력을 공급하기 위해서, 엔진의 부피와 무게가 동급의 고정익 항공기에 비해 매우 커지게 되고, 항공기 건조중량(empty weight) 대비 추진 시스템의 무게가 과도하여 임무에 필요한 유상하중(payload) 및 체공시간(Endurance time)을 확보하기 어렵다.
따라서 , 소형 항공기에는 배터리와 전기모터를 이용한 추진시스템을 널리 사용하고 있으나, 낮은 에너지 밀도를 가지는 현재 배터리 기술의 한계로 인해, 임무에 필요한 충분한 체공시간을 제공할 수 없는 형편이다.
장기체공을 위해서는 비에너지(specific energy)가 높은 에너지원과 이를 변환할 수 있는 동력장치가 요구되지만, 수직이착륙을 위해서는 비 동력(specific power)이 높은 에너지원과 이를 양력으로 변환할 수 있는 장치가 요구된다.
그러나 , 비에너지와 비 동력이 모두 높은 에너지원 및 동력발생장치가 없으므로, 보다 긴 체공시간을 제공하기 위한 노력이 계속되고 있다.
한편, 가장 많이 쓰고 있는 프로펠러방식의 수직 이착륙 장치는 이륙하기위한 바람이 지면으로 향하기 때문에, 대량의 먼지가 발생하여 이륙과 착륙장이 없는 가정에서는 사용하기에 불편함이 있고, 비행속도도 낮은 단점이 있다.
또한, 비행 중 추락 시 안전장치인 낙하산을 장착하는데 구조적인 문제점이 있다.
따라서 , 본 발명의 목적은 제자리에서 수직 이륙, 착륙이 가능하며, 베르누이정리에 의한 에어포일의 양력발생을 이용하여 먼지를 발생시키는 않고 이륙과 착륙이 가능하며, 빠른 비행을 할 수 있는 수직 이착륙과 비행의 날개장치를 제공하는 것이다.
상기 목적을 달성하기 위하여, 본 발명은 냉동사이클의 압력 차이를 터빈을 이용하여 발전하고, 공기 열과 융합하여 고온부와 저온부의 사이에서 발생되는 전자의 이동을 열전자발전소자를 이용하여 전기를 발생시키는 제1동력 부를 에어포일의 내부에 장착하고 ; 상기 동력부에서 발생되는 전기에너지를 받아 구동되는 발전모터부와; 상기 발전모터의 회전력을 변속시켜 전달하는 속도 컨트롤부로 원심송풍기를 구동시키며; 상기 원심송풍기 전, 후에 설치된 에어포일에 발생하는 양력의 균형을 맞추기 위하여, 압축기 전반부에 설치되는 에어포일의 전반부에 프로펠러를 설치하고; 상기 프로펠러 전반부에 두 개의 에어포일을 설치하며, 상기 원심송풍기 내부로 흡입되는 공기와 배출되는 공기의 속도에 의해 양력이 결정되도록 설치하는 것으로 그 기술적 구성상의 기본 특징으로 한다.
또한, 두 개의 원심송풍기를 설치하되, 그사이에 공기흡입 공을 설치하여 양력장치의 상부와 하부의 압력 차이를 극명하게 하여 양력계수가 1에 가깝게 상승하도록 하며, 수직이착륙 시 사용되는 양력의 크기를 극대화시키는 동시에 에너지의 양을 적게 사용되도록 하였다.
상기에서 기술한 바와 같이 본 수직 이착륙과 비행의 날개장치는 다음과 같은 효과를 발생시킨다.
본 발명의 수직 이착륙과 비행의 날개장치는,
1. 압력을 이용하여 지면으로 분사하는 방식이 아니라 공기를 수평으로 이동 하게 하는 양력발생방식이므로 가정이나 운동장 등의 장소에 상관없이 편리하게 사용하는 것이 가능하다.
2. 수직 이륙 후 , 빠르게 비행 할 수 있다.
3. 연료의 공급 없이 장기간 비행에 사용 할 수 있다.
4. 일반적인 양력장치에 비해 양력계수가 커져 주행하지 않고 제자리 이륙과 착륙이 가능하다.
제1도 : 본 발명의 압축기 구성도.
제2도 : 본 발명의 수직 이착륙과 비행의 날개장치의 평면구성도.
제3도 : 본 발명의 수직 이착륙과 비행의 날개장치의 평면단면도.
제4도 : 본 발명의 수직 이착륙과 비행의 날개장치의 정면, 측면구성도.
제5도 : 본 발명의 수직 이착륙과 비행의 날개장치의 정면단면도.
제6도 : 본 발명의 수직 이착륙과 비행의 날개장치의 양력발생설명도.
제7도 : 본 발명의 수직 이착륙과 비행의 날개장치의 비행도.
제8도 : 본 발명의 수직 이착륙과 비행의 날개장치의 양력발생 참고도.
* 도면의 주요한 부호에 대한 설명
01) 프로펠러 03) 몸체 05) 원심송풍기
07) 흡입 공 09) 가속송풍기 11) 고정지지편
13) 베어링하우징 15) 회전동력조정장치 17) 지지대
21) 베어링지지체 31) 보조날개 33) 메인날개
35) 조정날개 37) 후방메인날개 39) 후방조정날개
41) 동력발생장치 43) 연결관 45) 터보송풍기
47) 모터 49) 유입 공 88) 전방측면몸체 판
90) 후방측면몸체 판 92) 중간몸체 판
* 화살표(
Figure pat00001
)는 공기 또는 유체의 흐름과 항공기 이동방향.
→ 유체의 속도 표시
표시 없는 사각은 공간 또는 같은 목적의 부품임.
본 발명의 구성 상태를 제1도에서 제8도까지 제시한 도면에 의거하여 상세하게 설명하면 다음과 같다.
일반적으로 비행기가 이륙을 하려면 주행을 시작하여 소정의 필요한 속도가 가속이 되었을 때 , 날개의 플랩과 슬랩 장치를 작동시켜 양력을 극대화시켜 이륙하게 된다.
이는 에너지가 유한할 때, 효과적으로 사용하기 위함이어서, 활주로가 없는 가정이나 기타장소에서는 이착륙하기가 불가능하다.
본 발명은 에어포일의 양력계수(CL=0.5)가 날개 윗면의 속도와 아랫면의 속도비로 결정된다는 점에 주목하여 아래면의 유체이송속도를 OM/SEC인 점과 날개의 윗면의 속도를 빠르게 하여 양력계수를 CL=1에 근접하게 조건을 형성시켜 양력을 극대화되는 사실에 기초하여 설치하였다.
회전동력조정장치(15)는 기존의 항공기 엔진을 사용해도 되고, 배터리나 또는 본인이 특허출원한 냉동사이클을 이용한 초효율장치로 구성을 해도 가능하며, 일례로 배터리의 에너지원으로 변속 가능한 모터로 설명한다.
상기 회전동력조정장치(15)의 어느 한쪽에 원심송풍기(05)가 설치되고; 상기 원심송풍기(05)의 다른 쪽에 메인날개(33)를 설치하고; 상기 메인날개(33)의 상부에, 회전축으로 연결되어 설치된 프로펠러(01)를 다단으로 설치하되; 상기 프로펠러(01)는 3개의 날개를 기본으로 4단으로 하여 12개의 송풍날개를 갖는 것으로 예를 들어 설명한다.
이어서, 회전동력조정장치(15)의 다른 쪽에는 가속송풍기(09)를 설치하고; 회전동력조정장치(15)가 설치된 중간 몸체(03)의 상면에 다수의 흡입 공(07)을 설치하며; 상기 가속송풍기(09)의 다른 쪽에 후방메인날개(37)를 설치한다.
이때, 메인날개(33)와 후방메인날개(37)의 내부에는 동력발생장치(41)가 설치되고; 동력발생장치(41)에 필요한 공기를 유통하게 하는 목적으로 동력발생장치(41)의 어느 한쪽에 연결관(43)이 설치되고; 연결관(43)다른 쪽에 터보송풍기(45)의 흡입부가 관이음으로 연결 설치되고; 터보송풍기(45)의 출구 쪽에 조정날개(35), 후방조정날개(39)가 설치되어 이륙과 비행 시에 동력발생장치(41)를 통과하는 공기를 배출하는 역할을 수행한다.
한편, 프로펠러(01)부는 양쪽 측면에 판을 설치하고, 아래 위는 관통되어 있어야 하며, 메인날개(33)부에는 전방측면몸체 판(88), 회전동력조정장치(15)부는 중간몸체 판(92), 후방메인날개(37)부에는 후방측면몸체 판(90)이 각각 밀착 설치되어 상부만 개방되어 있고, 회전동력조정장치(15)에는 몸체(03)부의 흡입 공(07)이 그 역할을 대신한다.
또 다른 한편, 공기가 원심송풍기(05)를 통과하여 몸체(03)와 회전동력조정장치(15)의 사이공간으로 흘러서 가속송풍기(09)를 통과하여 빠른 속도로 배출되어야 함으로, 몸체(03)인 회전동력조정장치(15)의 사이에 단면이 유선형인 지지대(17)를 3곳에 설치하며; 상기와 동일한 목적으로, 몸체(03)와 베어링하우징(13)사이에 고정지지편(11)을 설치하면 본 발명의 구성이 완료된다.
여기에서, 동력발생장치는 본인이 특허출원한 냉동사이클을 이용한 초효율 발생장치의 내용을 참조하기 바란다.
이어서, 본 발명의 작용 상태를 제1도에서 제8도까지 제시된 도면에 의거하여 상세히 설명하면 다음과 같다.
동력발생장치(41)에서 발생되는 전원으로 회전동력조정장치(15)가 작동되어 원심송풍기(05)가 회전하면, 동시에 앞쪽에 설치된 프로펠러(01)도 회전을 하게 되어 바람은 원심송풍기(05)의 내부로 흡입되어 이송되며, 이송된 바람은 속도를 지니게 되며, 가속송풍기(09)가 회전을 하게 되면, 몸체(03)에 설치된 흡입 공(07)으로 흡입된 공기와 함께 가속송풍기(09)를 통과하여 빠른 속도로 배출되어 진다.
이때, 메인날개(33)와 후방메인날개(37)에 의해 분리된 상부공간의 유체흐름속도는 빠르며, 하부공간의 유체흐름속도는 정지 상태이다.
오히려, 몸체(03)에 설치된 흡입 공(07)으로 유입되는 유체의 양만큼 압력이 저하된다고 볼 수 있으므로 이장치의 양력계수는 1에 가깝게 근접한다.
따라서 제8도에 도시된바와 같이 양력이 극대화되어 제자리에서 수직 이착륙이 가능하다고 볼 수 있다.
또한, 회전동력조정장치(15)를 중심으로 가속송풍기(09)는 속도를 지닌 바람을 유입시키는 구조이어서 앞쪽의 원심송풍기(05)보다 작은 에너지로도 빠른 속도를 낼 수 있고, 공기의 관성으로 후방메인날개(37)의 양력이 더 크다는 것을 알 수 있으며, 이를 보완하기 위하여, 전방에 프로펠러(01)를 설치하고, 그 앞에 보조날개(31)를 상, 하에 설치함으로서 전, 후방의 양력의 균형을 이루도록 설치하였다.
따라서 , 속도를 줄여서 목표한 지점에 착륙 할 수도 있고 비행을 할 수도 있으며, 회전속도를 줄여서 수면에서 작동하면 선박의 추진체로도 사용이 가능하므로 반드시 필요한 발명이다.
이상에서 설명한 것은 수직 이착륙과 비행의 날개장치의 본 발명을 실시하기위한 하나의 실시 예에 불과한 것으로 본 발명은 상기한 실시 예에 한정하지 않고 이하의 특허 청구 범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 당해 발명에 속하는 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 누구든지 다양한 변경실시가 가능할 것이다.

Claims (4)

  1. 회전동력조정장치(15)의 어느 한쪽에 원심송풍기(05)가 설치되고; 상기 원심송풍기(05)의 다른 쪽에 메인날개(33)를 설치하고; 상기 메인날개(33)의 상부에, 회전축으로 연결되어 설치된 프로펠러(01)를 다단으로 설치하며,
    회전동력조정장치(15)의 다른 쪽에는 가속송풍기(09)를 설치하고; 회전동력조정장치(15)가 설치된 중간 몸체(03)의 상면에 다수의 흡입 공(07)을 설치하며; 상기 가속송풍기(09)의 다른 쪽에 후방메인날개(37)를 설치하고,
    메인날개(33)와 후방메인날개(37)의 내부에는 동력발생장치(41)가 설치되고; 동력발생장치(41)에 필요한 공기를 유통하게 하는 목적으로 동력발생장치(41)의 어느 한쪽에 연결관(43)이 설치되고; 연결관(43)다른 쪽에 터보 송풍기(45)의 흡입부가 관이음으로 연결 설치되고; 터보송풍기(45)의 출구쪽에 조정날개(35), 후방조정날개(39)를 설치하며,
    프로펠러(01)부는 양쪽 측면에 판을 설치하고, 아래 위는 관통되어 있어야 하며, 메인날개(33)부에는 전방측면몸체 판(88), 회전동력조정장치(15)부는 중간몸체 판(92), 후방메인날개(37)부에는 후방측면몸체 판(90)이 각각 밀착 설치되어 상부만 개방되어 있고, 회전동력조정장치(15)에는 몸체(03)부의 흡입 공(07)이 설치 된 것을 특징으로 하는 수직 이착륙과 비행의 날개장치.
  2. 제1항에 있어서, 회전동력조정장치(15)를 기존의 항공기엔진으로 대체하여 설치하는 것이 특징인 수직 이착륙과 비행의 날개장치.
  3. 제1항에 있어서, 동력발생장치(41)를 냉동사이클을 이용한 초효율발생장치로 대체하여 설치한 것이 특징인 수직 이착륙과 비행의 날개장치.
  4. 제1항에 있어서, 몸체(03)를 비롯한 구성부품의 재질을 알루미늄이나 마그네슘으로 사용하여 설치한 것이 특징인 수직 이착륙과 비행의 날개장치.
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