KR20230116310A - 수직 이착륙 비행체 - Google Patents

Abstract

본 발명은 수직 이착륙 비행체에 관한 것으로, 고정된 날개가 포함된 동체 및 상기 동체의 앞쪽 양측과 뒤쪽 양측에 각각 결합되되, 상기 날개에 대해 비스듬한 각도를 이루도록 상기 동체에 고정 결합된 복수의 로터를 포함한다.

Description

수직 이착륙 비행체{Tailless Vertical Take Off and Landing air vehicle}

본 발명은 수직 이착륙 비행체에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 고정익과 회전익의 형상을 융합하여 수직 이착륙 및 수평비행이 가능한 수직 이착륙 비행체에 관한 것이다.

흔히 접할 수 있는 비행체의 종류는 비행기와 같이 기체의 좌우에 평판형의 날개가 구비되는 고정익(Fixed Wing) 형태와 헬리콥터와 같이 기체의 둘레에 복수의 로터(rotor)가 설치되는 회전익(Rotary Wing) 형태로 구분된다.

고정익 형태의 비행체는 일반 비행기 형상으로 날개가 고정되어 있으며 엔진, 프롭 등의 힘으로 추진력을 얻고, 좌우측에 구비된 평판형의 날개를 통하여 양력을 발생시켜 날 수 있게 되고, 각 날개의 후방에는 틸트 메커니즘을 적용하여 상하 회동 가능한 조종면(control surface)이 구비되어 비행 중 기체의 자세를 제어할 수 있다. 고정익 비행체의 경우에는 미션을 수행함에 있어 기체 좌우에 구비된 날개를 통하여 고속비행 및 장시간 비행이 가능한 장점이 있으나, 수직 이착륙이 불가능하여 별도의 이착륙 시스템이 필요하다는 단점이 있다

회전익 형태의 비행체는 기체의 둘레에 배치되어 회전되는 복수의 로터(프로펠러) 통해 양력을 발생시키고, 복수의 로터(프로펠러)를 부분적으로 제어하여 비행을 제어할 수 있다. 회전익 비행체의 경우에는 기체의 둘레에 구비된 복수의 로터를 통하여 양력을 발생시켜 수직 이착륙이 가능하고 기체의 자세제어가 용이하여 별도의 이착륙시스템이 필요하지 않다는 장점이 있으나, 상대적으로 미션을 수행함에 있어 비행속도가 매우 느리고, 비행시간이 짧다는 단점이 있다.

최근 수직이착륙이 가능한 회전익과 장거리/장시간 비행이 가능한 고정익기를 결합하는 시도들이 이루어지고 있다. 이러한 시도는 추력선 각도를 변경할 수 있는 틸트(tilt)형 추진 장치를 사용하거나, 수평비행용 추진 장치와 수직 이착륙용 추진 장치를 각각 따로 장착하여 사용하는 방법 등으로 이루어지고 있다. 그러나, 이러한 방법들은 무게가 증가하고 시스템이 복잡해지는 단점이 있다.

대한민국등록특허공보 제10-1636170호 대한민국공개특허공보 제10-2020-0093560호

상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 제안된 본 발명은 수직 이착륙이 가능하고, 장거리 및 장시간 비행이 가능한 수직 이착륙 비행체을 제공하는데 그 목적이 있다.

상기한 목적을 달성하기 위한 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 비행체는 고정된 날개가 포함된 동체 및 상기 동체의 앞쪽 양측과 뒤쪽 양측에 각각 결합되되, 상기 날개에 대해 비스듬한 각도를 이루도록 상기 동체에 고정 결합된 복수의 로터를 포함한다.

상술한 바와 같이, 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 비행체는 날개 면에 대해 로터부가 비스듬한 각도로 형성되고, 동체가 로터부의 각도와 동일한 각도로 기울어지게 형성됨으로써, 수직이착륙과 수평비행 모드간의 전환이 가능하므로 수직 이착륙이 가능하고, 장거리 및 장시간 비행이 가능하다.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 비행체를 나타낸 개략도.
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 비행체를 나타낸 사진.
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 비행체가 수직 이착륙 모드일 때를 나타낸 개략도.
도 4는 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 비행체가 수평 비행 모드일 때를 나타낸 개략도.
도 5는 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 비행체의 로터부의 각도에 따른 추력 및 중량 비를 비행체의 양항비에 대해 나타낸 그래프.

본 발명의 이점 및 특징, 그리고 그것들을 달성하는 기술 등은 첨부되는 도면들과 함께 상세하게 후술되어 있는 실시예를 참조하면 명확해질 것이다. 그러나 본 발명은 이하에서 개시되는 실시예에 한정되는 것이 아니라 서로 다른 다양한 형태로 구현될 수 있다. 본 실시예는 본 발명의 개시가 완전하도록 함과 더불어, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공될 수 있다.

한편, 본 명세서에서 사용된 용어들은 실시예를 설명하기 위한 것이며 본 발명을 제한하고자 하는 것은 아니다. 본 명세서에서, 단수형은 문구에서 특별히 언급하지 않는 한 복수형도 포함한다. 명세서에서 사용되는 '포함한다(comprise).' 와 '포함하는(comprising)'은 언급된 구성요소, 단계, 동작 및/또는 소자는 하나 이상의 다른 구성요소, 단계, 동작 및/또는 소자의 존재 또는 추가를 배제하지 않는다.

부가적으로, 각 도면에 걸쳐 표시된 동일 참조 부호는 동일 구성 요소를 지칭하며, 본 발명의 설명된 실시예의 논의를 불필요하게 불명료하도록 하는 것을 피하기 위해 공지된 특징 및 기술의 상세한 설명은 생략될 수 있다.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 비행체를 나타낸 개략도이고, 도 2는 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 비행체를 나타낸 사진이며, 도 3은 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 비행체가 수직 이착륙 모드일 때를 나타낸 개략도이고, 도 4는 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 비행체가 수평 비행 모드일 때를 나타낸 개략도이며, 도 5는 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 비행체의 로터부의 각도에 따른 추력 및 중량 비를 비행체의 양항비에 대해 나타낸 그래프이다.

도 1 내지 도 3에 도시된 바와 같이, 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 비행체는 동체(100) 및 로터(200)를 포함한다.

상기 동체(100)는 수직 이착륙 비행체를 이루는 기본 몸체로 통상적인 유선형의 형상일 수 있으나, 이에 한정되는 것은 아니며, 고정된 날개(110)가 포함될 수 있다.

여기서, 상기 고정된 날개(110)는 동체(100)의 양측에 대칭을 이루도록 한쌍이 형성될 수 있으나, 이에 한정되는 것은 아니며, 날개(110)의 갯수는 설계에 따라 변경될 수 있다.

또한, 상기 동체(100)는 날개(110)에 대해 소정각도로 비스듬하게 형성될 수 있다.

구체적으로, 상기 날개(110)가 수평을 이루었을 시 동체(100)가 앞쪽 방향으로 기울어지는 형태가 되도록 동체(100)는 날개(110)에 대해 소정각도로 비스듬하게 형성될 수 있다.

이때, 상기 동체(100)는 후술되는 로터(200)가 결합된 각도와 동일한 각도로 기울어지게 형성되는 것이 바람직하다.

상기 로터(200)는 동체(100)의 앞쪽 양측과 뒤쪽 양측에 각각 결합될 수 있다.

여기서, 상기 로터(200)는 동체(100)의 무게중심을 기준으로 앞쪽과 뒤쪽으로 동일한 위치에 형성될 수 있다.

구체적으로, 상기 로터(200)는 동체(100)의 무게중심을 기준으로 동체(100)의 앞쪽 양측에 두 개가 형성될 수 있고, 동체(100)의 무게중심을 기준으로 앞쪽과 동일한 거리로 동체(100)의 뒤쪽 양측에 두 개가 형성될 수 있다.

이때, 상기 로터(200)는 날개(110)에 대해 비스듬한 각도를 이루도록 동체(100)에 고정 결합될 수 있다.

즉, 상기 로터(200)는 날개(110)가 수평일 경우 앞쪽으로 소정각도 비스듬하게 결합될 수 있다.

특히, 상기 로터(200)는 날개(110)에 대해 각도가 30°~ 60°를 이루도록 동체(100)에 고정 결합되는 것이 바람직하다.

이는 도 5에 도시된 바와 같이, 날개(110)에 대한 로터(200)의 각도는 45° 를 기준으로, 이 각도가 너무 크면 필요출력이 일반 고정익 비행체 대비 크게 증가하게 된다. 한편 로터(200)의 각도가 너무 작으면 수직 이착륙 피치 자세와 수평비행 피치 자세에 큰 차이를 나타내게 된다. 즉, 수직 이착륙 비행체의 수직 이착륙 모드와, 수평 비행 모드 사이의 모드 전환시 피치 자세 변화량이 커지게 되어 안정성이 떨어질 수 있다. 이에 따라, 날개(110)에 대한 로터(200)의 적정한 각도는 30°~ 60°인 것이 바람직하다.

한편, 상기 로터(200)와 동체(100)가 날개(110) 대비 동일한 각도로 기울어지게 형성됨에 따라, 도 3 및 도 4에 도시된 바와 같이, 수직 이착륙과 수평 비행 모드 간의 전환이 가능하다.

이때, 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 비행체의 수직 이륙 시, 도 3에 도시된 바와 같이, 동체(100)의 앞쪽에 배치된 로터(200)가 동체(100)의 뒤쪽에 배치된 로터(200)에 비해 높은 위치에 위치되고, 모멘트(moment) 평형을 위해 앞쪽의 로터(200)와 뒤쪽의 로터(200)가 동일한 추력을 발생시켜 수직으로 이착륙 할 수 있게 된다.

한편, 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 비행체의 수평 비행시 로터(200)와 동체(100)가 날개(110) 대비 동일한 각도로 기울어지게 형성됨에 따라, 날개(110)가 수평을 이룰 경우 동체(100)의 뒤쪽에 배치된 로터(200)가 동체(100)의 앞쪽에 배치된 로터(200)에 비해 높은 위치에 위치될 수 있다.

특히, 도 4에 도시된 바와 같이, 수평 비행시 피치 안정성을 위해 수직 이착륙 비행체의 무게중심은 날개(110)의 공력중심보다 앞에 위치하도록 하여 정안정성 여유 (Static Margin)을 확보하게 된다.

여기서, 수평 비행시에는 날개(110)에 의해 추가적인 피칭모멘트가 발생하기 마련인데, 이는 동체(100)의 전후방 로터(200)의 추가적인 차등 추력으로 상쇄하여, 전체적인 모멘트 평형을 이루게 된다.

이때, 날개(110)에서 양력을 많이 발생시키기 위해서는 음(-)의 방향으로 피칭모멘트가 발생하기 때문에, 이를 상쇄하기 위해서는 양(+)의 모멘트를 발생하는 차등 추력이 필요하게 된다.

즉, 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 비행체는 수평 비행 시 동체(100) 앞쪽의 로터(200)와 동체(100) 뒤쪽의 로터 (200)간의 차등 추력을 통해 피치를 제어할 수 있다.

이제까지 본 발명에 대하여 그 바람직한 실시 예들을 중심으로 살펴보았다. 본 명세서를 통해 개시된 모든 실시 예들과 조건부 예시들은, 본 발명의 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 당업자가 독자가 본 발명의 원리와 개념을 이해하도록 돕기 위한 의도로 기술된 것으로, 당업자는 본 발명이 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 변형된 형태로 구현될 수 있음을 이해할 수 있을 것이다. 그러므로 개시된 실시 예들은 한정적인 관점이 아니라 설명적인 관점에서 고려되어야 한다. 본 발명의 범위는 전술한 설명이 아니라 특허청구범위에 나타나 있으며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 차이점은 본 발명에 포함된 것으로 해석되어야 할 것이다.

100 : 동체
110 : 날개
200 : 로터

Claims (6)

1. 고정된 날개가 포함된 동체; 및
   상기 동체의 앞쪽 양측과 뒤쪽 양측에 각각 결합되되, 상기 날개에 대해 비스듬한 각도를 이루도록 상기 동체에 고정 결합된 복수의 로터;
   를 포함하는 수직 이착륙 비행체.
   
2. 제1항에 있어서,
   상기 동체는
   상기 로터가 결합된 각도와 동일한 각도로 기울어지게 형성된 수직 이착륙 비행체.
   
3. 제2항에 있어서,
   상기 로터는
   상기 날개에 대해 각도가 30°~ 60°를 이루도록 상기 동체에 고정 결합되는 수직 이착륙 비행체.
   
4. 제3항에 있어서,
   상기 로터는
   상기 동체의 무게중심을 기준으로 앞쪽과 뒤쪽으로 동일한 위치에 형성되는 수직 이착륙 비행체.
   
5. 제4항에 있어서,
   수평 비행 시 앞쪽의 로터와 뒤쪽의 로터 간의 차등 추력을 통해 피치를 제어하는 수직 이착륙 비행체.
   
6. 제5항에 있어서,
   수직 이륙 시 모멘트(moment) 평형을 위해 앞쪽의 로터와 뒤쪽의 로터가 동일한 추력을 발생시키는 수직 이착륙 비행체.