KR20190133528A

KR20190133528A - 비행체 및 비행체 자세 제어 시스템

Info

Publication number: KR20190133528A
Application number: KR1020180058574A
Authority: KR
Inventors: 장성호; 김유신; 최성욱; 강영신; 조암
Original assignee: 한국항공우주연구원
Priority date: 2018-05-23
Filing date: 2018-05-23
Publication date: 2019-12-03
Also published as: KR102062726B1; WO2019225859A1; US20210009264A1; US11505315B2

Abstract

일 실시예에 따른 비행체는, 본체, 상기 본체의 측면에 형성되는 주날개, 상기 주날개의 외측에 구비되고 틸트될 수 있는 덕트 형상의 제1 추진부, 상기 본체의 후방에 배치되는 제2 추진부, 상기 제2 추진부의 양 측면에 형성되는 수평 꼬리 날개 및 를 상기 제1 추진부, 상기 제2 추진부 및 상기 수평 꼬리 날개의 움직임을 제어하는 제어부를 포함하고, 상기 제어부는, 상기 제2 추진부와 상기 수평 꼬리 날개를 상기 제1 추진부의 틸트되는 각도에 대응하여 제어한다.

Description

비행체 및 비행체 자세 제어 시스템 {AN AIRCRAFT AND A CONTROL SYSTEM OF ATTUTUDE OF THE AIRCRAFT}

아래의 실시예들은 비행체에 관한 것이다.

수직으로 이착륙이 가능한 비행체의 프로펠러에 덕트를 적용하게 될 경우 덕트 효과에 의해 추력이 증가하는 이점을 가질 수 있으나, 덕트의 형상으로 인해 발생하는 피치 모멘트와 모멘텀 항력을 극복할 만한 충분한 힘을 만들지 못하면 기체가 불안정해지거나 추락할 수 있다.이를 극복하기 위하여 덕트의 길이를 줄이거나 덕트 아래 조종면들을 추가로 장착 또는 조종면적을 증가시켜, 조종력을 향상시키는 방법이 있다.

덕트의 길이를 줄이는 방법을 적용할 경우, 항공기의 수직 이착륙조건에서는 측풍의 영향을 감소시킬 수 있으나, 덕트가 틸트되는 항공기의 경우 전진 비행 시 덕트에서 발생하는 양력이 감소하여 덕트의 길이를 감소하는 것에 한계가 있다.

덕트를 갖춘 비행체의 형상은 대체적으로 단일 덕트이며, 수직 이착륙 및 호버 시에는 바로 서는 형상이다. 전진 비행 시에는 자세를 기울여 비행을 하지만 일정한 자세 이상은 기울일 수 없어 고속비행은 불가능하다.

고속 비행을 위한 날개나 동체에 틸트 가능한 덕트를 장착하는 비행체는 덕트가 수직형상에서 이착륙하고 수평으로 회전(틸트)하면서 고정익 비행체처럼 운용된다.

또한, 군수산업에서 시작된 드론(drone)은 사람이 타지 않고 무선전파의 유도에 의해서 비행하는 비행기나 헬리콥터 모양의 비행체를 말하며, 최근에는 상기 드론을 이용하여 군사적, 상업적으로 널리 이용되고 있으며 이에 대한 연구 또한 활발히 진행되고 있다.

특히, 카메라와 센서 등을 이용하여 탁월한 감지능력과 신속한 이동성을 갖춘 드론은 운송, 보안, 감시, 관측 등 여러 분야에서 활용되고 있는 추세이다.

상기의 예로 미국의 쇼핑몰 업체에서는 드론을 이용하여 물류 배송 시스템 구축을 계획하고 있으며, 이에 대한 홍보가 이루어지고 있다.

상기 드론은 고정익, 회전익, 복합형 등 사용목적에 맞게 다양한 형태로 이루어지며, 고정익은 일반 항공기와 같이 고정익 날개에서 발생하는 양력을 이용하여 비행을 하는 드론을 의미한다.

이 경우에도, 고속 비행을 위한 날개나 동체에 틸트 가능한 덕트를 장착하는 드론은 덕트가 수직형상에서 이착륙하고 수평으로 회전(틸트)하면서 고정익 비행체처럼 운용된다.

한국 등록 공보 2009-0067686에는 틸트-덕트 비행체가 개시되어 있다.

일 실시예에 따른 목적은, 비행체의 후방에 배치된 제2 추진부를 적용함으로써 비행체의 전방에 배치되고 덕트 형상으로 형성된 제1 추진부의 틸트에 따라 발생되는 모멘트를 상쇄시킬 수 있는 비행체를 제공하는 것이다.

또한, 일 실시예에 따른 목적은, 비행체의 수평 꼬리 날개와 제2 추진부를 서로 연동시켜 제어함으로써 제1 추진부의 틸트에 따라 발생되는 모멘트를 제어할 수 있는 비행체 및 비행체 자세 제어 시스템을 제공하는 것이다.

아울러, 일 실시예에 따른 목적은, 비행체의 수평 꼬리 날개와 제2 추진부를 서로 연동시켜 제어함으로써 회전익의 비행에서 제2 추진부로 유입되는 공기에 의해 방해하지 않으면서 충분한 양력을 발생할 수 있는 비행체 및 비행체 자세 제어 시스템을 제공하는 것이다.

일 실시예에 따른 비행체는, 본체, 상기 본체의 측면에 형성되는 주날개, 상기 주날개의 외측에 구비되고 틸트될 수 있는 덕트 형상의 제1 추진부, 상기 본체의 후방에 배치되는 제2 추진부, 상기 제2 추진부의 양 측면에 형성되는 수평 꼬리 날개 및 상기 제1 추진부, 상기 제2 추진부 및 상기 수평 꼬리 날개의 움직임을 제어하는 제어부를 포함하고, 상기 제어부는, 상기 제2 추진부와 상기 수평 꼬리 날개를 상기 제1 추진부의 틸트되는 각도에 대응하여 제어한다.

상기 제어부는, 상기 제1 추진부의 틸트된 각도가 회전익인 경우, 상기 수평 꼬리 날개의 후단을 수평을 기준으로 아래 쪽으로 기울어지도록 제어하고, 상기 제1 추진부의 틸트된 각도가 상기 회전익에서 고정익으로 변화될수록, 상기 수평 꼬리 날개의 후단을 점진적으로 수평이 되도록 제어할 수 있다.

상기 비행체는, 상기 본체의 후단에 형성된 수직 꼬리 날개를 더 포함하고, 상기 제2 추진부는 프로펠러 형상으로 형성되어 상기 수직 꼬리 날개의 하측에 배치될 수 있다.

또한, 상기 제어부는, 상기 제1 추진부의 틸트된 각도가 회전익인 경우, 상기 제2 추진부의 날개의 후단의 피치각을 수평을 기준으로 음의 값을 가지도록 제어하며, 상기 제1 추진부의 틸트된 각도가 상기 회전익에서 고정익으로 변화될수록, 상기 제2 추진부의 날개의 후단의 피치각의 크기를 점진적으로 감소하도록 제어할 수 있다.

아울러, 상기 제어부는, 상기 제1 추진부의 틸트된 각도가 상기 회전익에서 고정익으로 변화될수록, 상기 제2 추진부의 파워를 점진적으로 감소하도록 제어할 수 있다.

일 실시예에 따른 비행체 자세 제어 시스템은, 상기 비행체의 측면에 배치되고 덕트 형상으로 형성된 제1 추진부의 틸트된 각도가 회전익인 경우, 상기 비행체의 후방에 배치된 수평 꼬리 날개의 후단이 수평을 기준으로 아래 쪽으로 기울어지도록 제어하며, 상기 제1 추진부의 틸트된 각도가 상기 회전익에서 고정익으로 변화될수록, 상기 수평 꼬리 날개의 후단이 수평이 되도록 제어할 수 있다.

또한, 상기 비행체 자세 제어 시스템은, 상기 제1 추진부의 틸트된 각도가 회전익인 경우, 상기 비행체의 후단에 프로펠러 형상으로 형성된 제2 추진부의 날개의 후단의 피치각이 수평을 기준으로 음의 값을 가지도록 제어되며, 상기 제1 추진부의 틸트된 각도가 상기 회전익에서 고정익으로 변화될수록, 상기 제2 추진부의 날개의 후단의 피치각의 크기가 점진적으로 감소하도록 제어할 수 있다.

아울러, 상기 비행체 자세 제어 시스템은, 상기 제1 추진부의 틸트된 각도가 상기 회전익에서 고정익으로 변화될수록, 상기 제2 추진부의 파워가 점진적으로 감소되도록 제어할 수 있다.

일 실시예에 따른 비행체는, 비행체의 후방에 배치된 제2 추진부를 적용함으로써 비행체의 전방에 배치되고 덕트 형상으로 형성된 제1 추진부의 틸트에 따라 발생되는 모멘트를 상쇄시킬 수 있다.

또한, 일 실시예에 따른 비행체 및 비행체 자세 제어 시스템은, 비행체의 수평 꼬리 날개와 제2 추진부를 서로 연동시켜 제어함으로써 제1 추진부의 틸트에 따라 발생되는 모멘트를 제어할 수 있다.

아울러, 일 실시예에 따른 비행체 및 비행체 자세 제어 시스템은, 비행체의 수평 꼬리 날개와 제2 추진부를 서로 연동시켜 제어함으로써 회전익의 비행에서 제2 추진부로 유입되는 공기에 의해 방해하지 않으면서 충분한 양력을 발생할 수 있다.

도1은 일 실시예에 따른 비행체의 사시도를 나타낸다.
도2 및 도3은 제2 추진부 및 수평 꼬리 날개를 확대한 모습을 나타낸다.
도4는 일 실시예에 따른 비행체의 제어부가 세로축 제어 명령에 기초하여 수평 꼬리 날개 및 제2 추진부를 제어하는 방법을 설명하기 위한 도면이다.
도5는 비행체의 이륙하는 상태를 나타낸다.
도6은 비행체의 회전익 비행에서 고정익 비행으로 천이되는 모습을 나타낸다.
도7은 비행체의 고정익 비행 상태를 나타낸다.
도8은 비행체의 고정익 비행에서 회전익 비행으로 천이되는 모습을 나타낸다.
도9는 비행체의 착륙하는 상태를 나타낸다.

이하, 실시예들을 첨부된 도면을 참조하여 상세하게 설명한다. 이하의 설명은 실시예들의 여러 태양(aspects) 중 하나이며, 하기의 기술(description)은 실시예에 대한 상세한 기술(detailed description)의 일부를 이룬다.

다만, 일 실시예를 설명함에 있어서, 공지된 기능 혹은 구성에 관한 구체적인 설명은 본 발명의 요지를 명료하게 하기 위하여 생략하기로 한다.

또한, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 해석되어서는 아니 되며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의

방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여, 일 실시예에 따른 비행체 및 비행체 자세 제어 시스템의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다.

따라서, 본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 일 실시예에 따른 비행체 및 비행체 자세 제어 시스템의 가장 바람직한 일 실시예에 불과할 뿐이고, 일 실시예에 따른 비행체 및 비행체 자세 제어 시스템의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형 예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.

도1은 일 실시예에 따른 비행체의 사시도를 나타낸다. 도2 및 도3은 제2 추진부 및 수평 꼬리 날개를 확대한 모습을 나타낸다. 도4는 일 실시예에 따른 비행체의 제어부가 세로축 제어 명령에 기초하여 수평 꼬리 날개 및 제2 추진부를 제어하는 방법을 설명하기 위한 도면이다. 도5는 비행체의 이륙하는 상태를 나타낸다. 도6 은 비행체의 회전익 비행에서 고정익 비행으로 천이되는 모습을 나타낸다. 도7은 비행체의 고정익 비행 상태를 나타낸다. 도8은 비행체의 고정익 비행에서 회전익 비행으로 천이되는 모습을 나타낸다. 도9는 비행체의 착륙하는 상태를 나타낸다.

도1을 참조하면, 일 실시예에 따른 비행체(10)는, 본체(100), 본체(100)의 측면에 형성되는 주날개(200), 주날개의 외측에 구비되고 틸트될 수 있는 덕트 형상의 제1 추진부(300), 본체(100)의 후방에 배치되는 제2 추진부(400) 및 제2 추진부(400)의 양 측면에 형성되는 수평 꼬리 날개(500)를 포함할 수 있다. 이 때, 제2 추진부(400)와 수평 꼬리 날개(500)는 제1 추진부(200)의 틸트되는 각도에 대응하여 제어된다. 즉, 제1 추진부(200)의 틸트되는 각도가 회전익의 상태와 고정익의 상태에서 변화될 때, 이에 대응하여 제2 추진부(400)의 피치각과 파워가 제어될 수 있으며, 수평 꼬리 날개(500)의 후단의 각도 또한 제어될 수 있다.

또한, 비행체(10)는, 본체(100)의 후단에 형성된 수직 꼬리 날개(600)를 더 포함할 수 있다. 이 때, 제2 추진부(400)는 프로펠러 형상으로 형성되어 수직 꼬리 날개(600)의 하측에 배치될 수 있다.

이 때, 본체(100)는 비행체(10)의 기본 골격으로 통상적인 유선형의 형상일 수 있으나, 이에 한정되는 것은 아니며, 드론(drone)과 같은 원통형 형상, 팔면체 형상 등 다양한 형태로 형성될 수 있음은 당연하다.

주날개(200)는 본체(100)의 양쪽 측면에 형성되어 익형의 형상일 수 있다.

제1 추진부(300)는 주날개(200)의 외측에 구비되며, 제1 추진부(300)는 회전하여 추진력을 발생시키는 프로펠러 및 프로펠러의 외측를 감싸는 덕트요소를 포함한다.

제1 추진부(300)는 주날개(200)에 의하여 지지되고, 회전익과 고정익으로 틸트될 수 있다. 따라서, 비행체(10)가 수직 이착륙 하거나 호버(hover) 상태에 있는 경우에, 제1 추진부(300)는 회전익으로 틸트되고, 비행체(10)가 전진 비행하는 경우에, 제1 추진부(300)는 고정익으로 틸트될 수 있다.

도2 및 도3을 참조하면, 제1 추진부(300)의 틸트된 각도가 회전익인 경우, 수평 꼬리 날개(500)의 후단은 수평을 기준으로 아래 쪽으로 기울어질 수 있다.

아울러, 제1 추진부(300)의 틸트된 각도가 회전익인 경우, 제2 추진부(400)의 날개의 후단의 피치각은 수평을 기준으로 음의 값을 가질 수 있다.

즉, 제1 추진부(300)의 틸트된 각도가 회전익 상태에 놓인 경우, 수평 꼬리 날개(500)와 제2 추진부의 프로펠러의 날개의 후단은 모두 수평을 기준으로 아래 쪽을 향하도록 기울어지도록 제어된다. 이와 같은 제어를 통하여, 제 1 추진부(300)가 회전익 및 저속 천이 비행 상태에 놓인 경우 피치 모멘트와 모멘텀 항력이 발생됨에 따라 비행체가 들리는 모멘트를 상쇄시킬 수 있다.

반면, 비행체가 이륙 후 고속 비행상태로 전환되면서 제1 추진부(300)의 틸트된 각도가 회전익에서 고정익으로 변화될수록, 수평 꼬리 날개(500)의 후단은 수평이 되도록 기울어질 수 있다. 또한, 제2 추진부(400)의 프로펠러의 날개 또한 후단의 피치각의 크기가 점진적으로 감소될 수 있다.

즉, 제1 추진부(300)의 틸트된 각도가 회전익에서 고정익으로 변화될수록, 수평 꼬리 날개(500)와 제2 추진부(400)의 프로펠러의 날개의 후단은 모두 기울어진 각도가 수평에 가까워지도록 제어될 수 있다.

일 예로서, 제1 추진부(300)가 회전익 상태인 경우 제2 추진부(400)의 프로펠러의 날개의 후단의 피치각은 수평을 기준으로 -25ㅀ ~ -28ㅀ일 수 있으며, 제1 추진부(300)가 고정익 상태인 경우 제2 추진부(400)의 프로펠러의 날개의 후단의 피치각은 수평을 기준으로 -2ㅀ ~ -3ㅀ일 수 있다. 다만, 반드시 이에 한정되는 것은 아님이 자명하다.

아울러, 제1 추진부(300)의 틸트된 각도가 회전익에서 고정익으로 변화될수록, 제2 추진부(400)의 프로펠러의 파워는 점진적으로 감소될 수 있다.

일 예로써, 비행체는 제1 추진부, 제2 추진부 및 수평 꼬리 날개의 움직임을 제어하는 제어부를 포함할 수 있고, 상기 제어부는 도4와 같이 세로축 제어 명령에 기초하여 수평 꼬리 날개 및 제2 추진부를 제어할 수 있다.

즉, 세로축 제어 명령에 기초하여 제어부는 수평 꼬리 날개의 기울기를 제어할 수 있으며, 제2 추진부의 변위 및 파워(예를 들어, 회전수)를 제어할 수 있다. 제어부는, 비행체의 비행 속도가 증가할수록, 예를 들어 제1 추진부의 틸트각이 회전익에서 고정익으로 변화될수록, 수평 꼬리 날개의 후단의 기울어진 각도는 점진적으로 줄어들도록 제어할 수 있다. 또한, 제2 추진부의 변위의 경우, 제어부는, 비행체의 비행 속도가 증가할수록, 예를 들어 제1 추진부의 틸트각이 회전익에서 고정익으로 변화될수록, 제2 추진부의 날개의 후단의 피치각의 각도가 점진적으로 줄어들도록 제어할 수 있다. 아울러, 제어부는, 비행체의 비행 속도가 증가할수록, 예를 들어 제1 추진부의 틸트각이 회전익에서 고정익으로 변화될수록, 제2 추진부의 파워를 점진적으로 줄일 수 있다.

이하에서는, 도 5 내지 도9를 참조하여, 비행체가 이륙하는 과정에서부터 착륙하는 과정까지 비행체(10)의 제1 추진부(300), 제2 추진부(400) 및 수평 꼬리 날개(500)가 어떻게 서로 연동되어 변화되는지 설명한다.

도5와 같이 비행체(10)는 이륙 상태에서 제1 추진부(300)는 회전익 상태에 놓인 상태에서 추력을 발생시킨다.이 때, 회전익 비행상태에서 제1 추진부(300)는 회전익으로 틸트되어 있으며, 수평 꼬리 날개(500)의 후단은 수평을 기준으로 아래 쪽으로 기울어진다. 또한, 제2 추진부(400)의 프로펠러의 날개의 후단도 수평을 기준으로 아래 쪽을 향해 기울어진다. 즉, 제2 추진부(400)의 날개의 후단의 피치각이 수평을 기준으로 음의 값을 가진다.

그 후, 도6과 같이, 저속 천이 비행 상태에서, 제1 추진부(300)는 회전익에서 고정익으로 변화되도록 점진적으로 틸트되며, 이 때, 수평 꼬리 날개(500)의 후단은 수평에 가까워지는 -향으로 기울기가 변화되며, 제2 추진부(400)의 프로펠러의 날개 또한 후단의 피치각의 크기가 점진적으로 감소될 수 있다. 아울러, 제2 추진부(400)의 파워(예를 들어, 회전수)는 점진적으로 감소될 수 있다.

최종적으로 7과 같이, 비행체가 고속 천이 비행을 하는 경우, 제1 추진부(300)는 완전한 고정익의 상태로 틸트되며, 이 때, 수평 꼬리 날개(500)와 제2 추진부(400)의 프로펠러의 날개의 후단은 수평에 가까운 기울기를 지닐 수 있다. 다만, 이에 한정되는 것은 아니며, 필요에 따라, 다양한 각도로 제어될 수 있음은 자명하다.

고속 비행 후 도8과 같이 착륙을 위한 저속 천이 비행 상태인 경우, 제1 추진부(300)는 고정익에서 회전익으로 변화되도록 점진적으로 틸트되며, 이 때, 수평 꼬리 날개(500)의 후단은 수평을 기준으로 아래 쪽을 향하도록 점진적으로 기울어지며, 제2 추진부(400)의 프로펠러의 날개 또한 후단의 피치각의 크기가 점진적으로 증가될 수 있다. 또한, 제2 추진부(400)의 파워(예를 들어, 회전수)는 점진적으로 증가될 수 있다.

그 후, 도9와 같이, 착륙을 위한 회전익 비행 상태에서 제1 추진부(300)는 회전익으로 틸트되어 있으며, 이 때, 수평 꼬리 날개(500)의 후단은 수평을 기준으로 아래 쪽으로 기울어진다. 또한, 제2 추진부(400)의 프로펠러의 날개의 후단도 수평을 기준으로 아래 쪽을 향해 기울어진다. 그리하여, 비행체(10)는 안정적인 자세를 유지하며 지상에 착륙될 수 있다.

상기에서 설명한 바와 같은 덕트 형상의 틸트되는 추진부를 가진 비행체의 자세를 안정적으로 제어하기 위한 일 실시예에 따른 비행체 자세 제어 시스템을 이하에서 설명한다.

일 실시예에 따른 비행체 자세 제어 시스템은, 비행체의 측면에 배치되고 덕트 형상으로 형성된 제1 추진부의 틸트된 각도가 회전익인 경우, 비행체의 후방에 배치된 수평 꼬리 날개의 후단이 수평을 기준으로 아래 쪽으로 기울어지도록 제어하며, 제1 추진부의 틸트된 각도가 회전익에서 고정익으로 변화될수록, 수평 꼬리 날개의 후단이 수평이 되도록 제어할 수 있다.

또한, 비행체 자세 제어 시스템은, 제1 추진부의 틸트된 각도가 회전익인 경우, 비행체의 후단에 프로펠러 형상으로 형성된 제2 추진부의 날개의 후단의 피치각이 수평을 기준으로 음의 값을 가지도록 제어하며, 제1 추진부의 틸트된 각도가 회전익에서 고정익으로 변화될수록, 제2 추진부의 날개의 후단의 피치각의 크기가 점진적으로 감소하도록 제어할 수 있다.

아울러, 비행체 자세 제어 시스템은, 제1 추진부의 틸트된 각도가 회전익에서 고정익으로 변화될수록, 제2 추진부의 파워가 점진적으로 감소되도록 제어할 수 있다.

이와 같은 틸트-덕트 형태의 추진부를 무인기에 활용할 경우, 프로펠러를 덕트요소로 감싸는 구조를 이용하여 주거지와 같은 고밀집 지역에서도 인명 피해를 우려하지 아니하고 비행체가 비행할 수 있다. 또한, 틸트-덕트 형태의 추진부의 틸트되는 각도에 따라 수평 꼬리 날개 및 비행체의 후방에 배치된 별도의 추진부의 틸트 각도 또는 파워를 제어함으로써 비행체의 안정적인 자세를 유지할 수 있다.

이와 같은 일 실시예에 따른 비행체는, 비행체의 후방에 배치된 제2 추진부를 적용함으로써 비행체의 전방에 배치되고 덕트 형상으로 형성된 제1 추진부의 틸트에 따라 발생되는 모멘트를 상쇄시킬 수 있다.

또한, 상기 비행체 및 비행체 자세 제어 시스템은, 비행체의 수평 꼬리 날개와 제2 추진부를 서로 연동시켜 제어함으로써 제1 추진부의 틸트에 따라 발생되는 모멘트를 제어할 수 있다.

아울러, 상기 비행체 및 비행체 자세 제어 시스템은, 비행체의 수평 꼬리 날개와 제2 추진부를 서로 연동시켜 제어함으로써 회전익의 비행에서 제2 추진부로 유입되는 공기에 의해 방해하지 않으면서 충분한 양력을 발생할 수 있다.

이상과 같이 실시예에서는 구체적인 구성 요소 등과 같은 특정 사항들과 한정된 실시예 및 도면에 의해 실시예가 설명되었으나 이는 전반적인 이해를 돕기 위해서 제공된 것이다. 또한, 본 발명이 상술한 실시예들에 한정되는 것은 아니며, 본 발명이 속하는 분야에서 통상적인 지식을 가진 자라면 이러한 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다. 그러므로, 본 발명의 사상은 상술한 실시예에 국한되어 정해져서는 아니 되며, 후술하는 특허청구범위뿐 아니라 특허청구범위와 균등하거나 등가적 변형이 있는 모든 것들은 본 발명 사상의 범주에 속한다고 할 것이다.

10 : 비행체
100 : 본체
200 : 주날개
300 : 제1 추진부
400 : 제2 추진부
500 : 수평 꼬리 날개
600 : 수직 꼬리 날개

Claims

본체;
상기 본체의 측면에 형성되는 주날개;
상기 주날개의 외측에 구비되고 틸트될 수 있는 덕트 형상의 제1 추진부;
상기 본체의 후방에 배치되는 제2 추진부;
상기 제2 추진부의 양 측면에 형성되는 수평 꼬리 날개; 및
상기 제1 추진부, 상기 제2 추진부 및 상기 수평 꼬리 날개의 움직임을 제어하는 제어부;
를 포함하고,
상기 제어부는, 상기 제2 추진부와 상기 수평 꼬리 날개를 상기 제1 추진부의 틸트되는 각도에 대응하여 제어하는, 비행체.
제1항에 있어서,
상기 제어부는,
상기 제1 추진부의 틸트된 각도가 회전익인 경우, 상기 수평 꼬리 날개의 후단을 수평을 기준으로 아래 쪽으로 기울어지도록 제어하며
상기 제1 추진부의 틸트된 각도가 상기 회전익에서 고정익으로 변화될수록, 상기 수평 꼬리 날개의 후단을 점진적으로 수평이 되도록도록 제어하는, 비행체.
제2항에 있어서,
상기 본체의 후단에 형성된 수직 꼬리 날개;
를 더 포함하고,
상기 제2 추진부는 프로펠러 형상으로 형성되어 상기 수직 꼬리 날개의 하측에 배치되는, 비행체.
제3항에 있어서,
상기 제어부는,
상기 제1 추진부의 틸트된 각도가 회전익인 경우, 상기 제2 추진부의 날개의 후단의 피치각을 수평을 기준으로 음의 값을 가지도록 제어하며,
상기 제1 추진부의 틸트된 각도가 상기 회전익에서 고정익으로 변화될수록, 상기 제2 추진부의 날개의 후단의 피치각의 크기를 점진적으로 감소하도록 제어하는, 비행체.
제4항에 있어서,
상기 제어부는,
상기 제1 추진부의 틸트된 각도가 상기 회전익에서 고정익으로 변화될수록, 상기 제2 추진부의 파워를 점진적으로 감소하도록 제어하는, 비행체.
비행체의 자세를 제어하는 시스템에 있어서,
상기 비행체의 측면에 배치되고 덕트 형상으로 형성된 제1 추진부의 틸트된 각도가 회전익인 경우, 상기 비행체의 후방에 배치된 수평 꼬리 날개의 후단이 수평을 기준으로 아래 쪽으로 기울어지도록 제어하며,
상기 제1 추진부의 틸트된 각도가 상기 회전익에서 고정익으로 변화될수록, 상기 수평 꼬리 날개의 후단이 수평이 되도록 제어하는, 비행체 자세 제어 시스템.
제6항에 있어서,
상기 제1 추진부의 틸트된 각도가 회전익인 경우, 상기 비행체의 후단에 프로펠러 형상으로 형성된 제2 추진부의 날개의 후단의 피치각이 수평을 기준으로 음의 값을 가지도록 제어되며,
상기 제1 추진부의 틸트된 각도가 상기 회전익에서 고정익으로 변화될수록, 상기 제2 추진부의 날개의 후단의 피치각의 크기가 점진적으로 감소하도록 제어되는, 비행체 자세 제어 시스템.
제7항에 있어서,
상기 제1 추진부의 틸트된 각도가 상기 회전익에서 고정익으로 변화될수록, 상기 제2 추진부의 파워가 점진적으로 감소되도록 제어되는, 비행체 자세 제어 시스템.