KR20230120915A - Air vehicle - Google Patents

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KR20230120915A
KR20230120915A KR1020220017759A KR20220017759A KR20230120915A KR 20230120915 A KR20230120915 A KR 20230120915A KR 1020220017759 A KR1020220017759 A KR 1020220017759A KR 20220017759 A KR20220017759 A KR 20220017759A KR 20230120915 A KR20230120915 A KR 20230120915A
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unit
aircraft
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홍유정
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디스이즈엔지니어링 주식회사
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
    • B64C29/0033—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being tiltable relative to the fuselage
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/08—Helicopters with two or more rotors
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    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/52—Tilting of rotor bodily relative to fuselage
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/10—Rotorcrafts
    • B64U10/13—Flying platforms

Abstract

본 발명은 개별적으로 틸팅가능한 복수의 단위로터가 구비되고, 수직이착륙이 가능한 비행체를 개시한다.
비행체는 동체; 및 상기 동체에 연결되는 복수의 로터그룹;을 포함하고, 상기 복수의 로터그룹 각각은, 상기 동체에 연결되는 메인프레임;과, 상기 메인프레임에 연결되는 복수의 단위 로터;를 포함한다.The present invention discloses an aircraft equipped with a plurality of individually tiltable unit rotors and capable of vertical take-off and landing.
The aircraft is the fuselage; and a plurality of rotor groups connected to the body, each of the plurality of rotor groups includes a main frame connected to the body, and a plurality of unit rotors connected to the main frame.

Description

비행체{AIR VEHICLE}Aircraft {AIR VEHICLE}

본 발명은 수직이착륙이 가능한 비행체에 관한 것이다.The present invention relates to an aircraft capable of vertical take-off and landing.

최근 PAV(Personal Air Vehicle) 산업이 미래형 이동수단으로써 주목 받고 있는 가운데, 이에 따라 다양한 형태의 PAV의 개발이 활발하게 이루어지고 있다.Recently, while the PAV (Personal Air Vehicle) industry is attracting attention as a future type of transportation, the development of various types of PAVs is being actively conducted.

일반적으로 PAV는 전동 로터로 프로펠러를 회전시켜 양력을 발생시킴으로써 비행하게 되고, 도심 내에서 운용되거나 인접한 도시간에 이동하는데에 이용될 수 있다.In general, PAVs fly by generating lift by rotating a propeller with an electric rotor, and can be operated within a city center or used to move between adjacent cities.

이 때, PAV는 기본적으로 이륙, 착륙, 비행 및 호버링 등이 가능해야 하며, 도심 내에서는 넓은 활주로를 확보하기가 어렵기 때문에 수직이착륙 시스템 역시 구비되는 것이 바람직하다고 볼 수 있다. 따라서, 간편하고 신속한 이착륙이 가능하며, 효율적이고 안정적인 비행과 호버링이 가능한 PAV의 개발이 필요한 실정이다.At this time, the PAV should basically be capable of taking off, landing, flying and hovering, and since it is difficult to secure a wide runway in the city center, it is desirable to have a vertical take-off and landing system as well. Therefore, it is necessary to develop a PAV capable of simple and rapid take-off and landing, efficient and stable flight and hovering.

상기의 배경기술로서 설명된 사항들은 본 발명의 배경에 대한 이해 증진을 위한 것일 뿐, 이 기술분야에서 통상의 지식을 가진자에게 이미 알려진 종래기술에 해당함을 인정하는 것으로 받아들여져서는 안 될 것이다.The matters described as the background art above are only for improving understanding of the background of the present invention, and should not be taken as an admission that they correspond to prior art already known to those skilled in the art.

KRKR 10-0832067 10-0832067 B1B1

본 발명은 이러한 문제점을 해결하기 위하여 제안된 것으로, 호버링 효율, 돌풍에 대한 저항 등 비행의 안정성과 순항 성능, 회전 반경 등 비행 속도 및 민접성에 효율성을 가질 수 있는 비행체를 제공하고자 함이다.The present invention has been proposed to solve these problems, and is intended to provide an aircraft that can have efficiency in flight stability and cruising performance such as hovering efficiency and resistance to gusts, and flight speed and agility such as turning radius.

상기의 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 비행체는 동체; 및 상기 동체에 연결되는 복수의 로터그룹;을 포함하고, 상기 복수의 로터그룹 각각은, 상기 동체에 연결되는 메인프레임;과, 상기 메인프레임에 연결되는 복수의 단위 로터;를 포함한다.An aircraft according to the present invention for achieving the above object includes a fuselage; and a plurality of rotor groups connected to the body, each of the plurality of rotor groups includes a main frame connected to the body, and a plurality of unit rotors connected to the main frame.

상기 복수의 로터그룹 각각은 상기 복수의 단위 로터와 상기 메인프레임을 연결하는 로터프레임을 더 포함할 수 있다.Each of the plurality of rotor groups may further include a rotor frame connecting the plurality of unit rotors and the main frame.

상기 로터프레임은 상기 메인프레임에 대해 일체로써 틸팅가능하도록 결합될 수 있다.The rotor frame may be integrally coupled to the main frame so as to be tiltable.

상기 로터프레임은 상기 복수의 단위 로터 각각의 회전수에 따라 상기 메인프레임에 대해 틸팅되는 틸팅각도가 변화될 수 있다.The tilting angle of the rotor frame with respect to the main frame may be changed according to the number of revolutions of each of the plurality of unit rotors.

상기 복수의 단위 로터 각각은 상기 동체의 비행 상황에 따라 회전수가 변화될 수 있다.The number of revolutions of each of the plurality of unit rotors may be changed according to flight conditions of the fuselage.

상기 로터프레임은 볼조인트 방식을 포함하는 결합방식으로 상기 메인프레임과 결합될 수 있다.The rotor frame may be coupled to the main frame by a coupling method including a ball joint method.

상기 로터프레임에는 상기 복수의 단위 로터가 상기 메인프레임의 둘레방향을 따라 배치될 수 있다.The plurality of unit rotors may be arranged in the rotor frame along a circumferential direction of the main frame.

복수의 단위 로터는 상기 메인프레임에 각각 개별적으로 틸팅 가능하게 연결될 수 있다.A plurality of unit rotors may be connected to the main frame to be individually tiltable.

상기 로터프레임은 상기 단위 로터가 위치되는 복수의 단위프레임을 포함하며, 상기 복수의 단위프레임은 하나의 중심점을 기준으로 틸팅가능할 수 있다.The rotor frame includes a plurality of unit frames in which the unit rotor is located, and the plurality of unit frames may be tiltable based on one central point.

상기 복수의 단위프레임은 상기 중심점을 기준으로 각각 개별적으로 틸팅되며, 상기 단위 로터는 상기 단위프레임에 틸팅가능하게 연결될 수 있다.The plurality of unit frames are individually tilted based on the center point, and the unit rotor may be tiltably connected to the unit frame.

상기 동체의 양측에는 한 쌍의 주날개가 마련되며, 상기 복수의 로터그룹 각각은 상기 메인프레임이 상기 동체의 주날개에 연결될 수 있다.A pair of main wings are provided on both sides of the fuselage, and the main frame of each of the plurality of rotor groups may be connected to the main wings of the fuselage.

상기 메인프레임은 상기 주날개에 틸팅 가능하게 연결될 수 있다.The main frame may be tiltably connected to the main wing.

상기 주날개의 양단에는 각각 연장되고 상기 주날개와 상기 메인프레임을 연결하는 지지프레임이 마련되며, 상기 로터그룹은 상기 지지프레임에 각각 2개 이상 마련될 수 있다.A support frame extending from both ends of the main wing and connecting the main wing and the main frame is provided, and two or more rotor groups may be provided on the support frame, respectively.

상기 로터그룹은 상기 동체를 기준으로 전방측과 후방측에 각각 마련될 수 있다.The rotor groups may be respectively provided on the front side and the rear side with respect to the fuselage.

상기 로터그룹은 상기 메인프레임의 둘레방향을 따라 배치되는 적어도 4개의 단위 로터를 포함할 수 있다.The rotor group may include at least four unit rotors disposed along the circumferential direction of the main frame.

본 발명의 비행체에 따르면, 각각 개별적으로 틸팅가능하도록 마련된 복수의 단위 로터가 구비된 복수의 로터그룹를 통해 호버링 효율, 돌풍에 대한 저항 등 비행의 안정성과 순항 성능, 회전 반경 등 비행 속도 및 민접성에 효율성을 가진다.According to the air vehicle of the present invention, through a plurality of rotor groups equipped with a plurality of unit rotors prepared to be individually tiltable, flight stability such as hovering efficiency and resistance to gusts, cruising performance, and efficiency in flight speed and agility such as turning radius have

도 1은 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체의 사시도이다.
도 2는 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체의 평면도이다.
도 3은 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체의 측면도이다.
도 4는 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체의 정면도이다.
도 5a는 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체가 호버링하는 상태를 나타낸 측면도이다.
도 5b 내지 도 5c는 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체에서 로터그룹이 전후방향으로 틸트되는 것을 나타낸 도면이다.
도 6a 내지 도 6b는 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체에서 로터그룹이 측방향으로 틸트되는 것을 나타낸 도면이다.
도 7은 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체에서 단위 로터의 회전수에 따른 틸트각 변화를 나타낸 표이다.
도 8a 내지 도 8b는 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체에서 단위 로터의 회전수에 따른 틸트각 변화를 나타낸 도면이다.
도 9a는 본 발명의 제2실시예에 따른 비행체의 사시도이다.
도 9b는 본 발명의 제2실시예에 따른 비행체의 평면도이다.
도 9c는 본 발명의 제2실시예에 따른 비행체의 측면도이다.
도 9d는 본 발명의 제2실시예에 따른 비행체의 정면도이다.
도 10a는 본 발명의 제3실시예에 따른 비행체의 사시도이다.
도 10b는 본 발명의 제3실시예에 따른 비행체의 평면도이다.
도 10c는 본 발명의 제3실시예에 따른 비행체의 측면도이다.
도 10d는 본 발명의 제3실시예에 따른 비행체의 정면도이다.
도 11a는 본 발명의 제4실시예에 따른 비행체의 사시도이다.
도 11b는 본 발명의 제4실시예에 따른 비행체의 평면도이다.
도 11c는 본 발명의 제4실시예에 따른 비행체의 측면도이다.
도 11d는 본 발명의 제4실시예에 따른 비행체의 정면도이다.
도 12a는 본 발명의 제5실시예에 따른 비행체의 사시도이다.
도 12b는 본 발명의 제5실시예에 따른 비행체의 평면도이다.
도 12c는 본 발명의 제5실시예에 따른 비행체의 측면도이다.
도 12d는 본 발명의 제5실시예에 따른 비행체의 정면도이다.
도 13a는 본 발명의 제6실시예에 따른 비행체의 사시도이다.
도 13b는 본 발명의 제6실시예에 따른 비행체의 평면도이다.
도 13c는 본 발명의 제6실시예에 따른 비행체의 측면도이다.
도 13d는 본 발명의 제6실시예에 따른 비행체의 정면도이다.
도 14는 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체에서 메인프레임이 지지프레임에 대해 틸팅되는 것을 나타낸 측면도이다.1 is a perspective view of an air vehicle according to a first embodiment of the present invention.
2 is a plan view of an air vehicle according to a first embodiment of the present invention.
3 is a side view of an aircraft according to a first embodiment of the present invention.
Figure 4 is a front view of the aircraft according to the first embodiment of the present invention.
Figure 5a is a side view showing a hovering state of the aircraft according to the first embodiment of the present invention.
Figures 5b to 5c are views showing that the rotor group is tilted in the forward and backward directions in the aircraft according to the first embodiment of the present invention.
6a to 6b are views showing that the rotor group is tilted in the lateral direction in the aircraft according to the first embodiment of the present invention.
7 is a table showing a change in tilt angle according to the number of revolutions of a unit rotor in an aircraft according to a first embodiment of the present invention.
8A to 8B are diagrams showing a change in tilt angle according to the number of revolutions of a unit rotor in an air vehicle according to a first embodiment of the present invention.
9a is a perspective view of an aircraft according to a second embodiment of the present invention.
Figure 9b is a plan view of the aircraft according to the second embodiment of the present invention.
9c is a side view of an aircraft according to a second embodiment of the present invention.
9d is a front view of an aircraft according to a second embodiment of the present invention.
10A is a perspective view of an aircraft according to a third embodiment of the present invention.
10B is a plan view of an air vehicle according to a third embodiment of the present invention.
10c is a side view of an aircraft according to a third embodiment of the present invention.
10d is a front view of an aircraft according to a third embodiment of the present invention.
11a is a perspective view of an air vehicle according to a fourth embodiment of the present invention.
11b is a plan view of an air vehicle according to a fourth embodiment of the present invention.
11c is a side view of an air vehicle according to a fourth embodiment of the present invention.
11d is a front view of an air vehicle according to a fourth embodiment of the present invention.
12a is a perspective view of an air vehicle according to a fifth embodiment of the present invention.
12b is a plan view of an air vehicle according to a fifth embodiment of the present invention.
12c is a side view of an aircraft according to a fifth embodiment of the present invention.
12d is a front view of an air vehicle according to a fifth embodiment of the present invention.
13a is a perspective view of an air vehicle according to a sixth embodiment of the present invention.
13b is a plan view of an air vehicle according to a sixth embodiment of the present invention.
13c is a side view of an aircraft according to a sixth embodiment of the present invention.
13d is a front view of an air vehicle according to a sixth embodiment of the present invention.
14 is a side view showing that the main frame is tilted with respect to the support frame in the aircraft according to the first embodiment of the present invention.

본 명세서에 기재된 실시예는 다양하게 변형될 수 있다. 특정한 실시예가 도면에서 묘사되고 상세한 설명에서 자세하게 설명될 수 있다. 그러나, 첨부된 도면에 개시된 특정한 실시 예는 다양한 실시 예를 쉽게 이해하도록 하기 위한 것일 뿐이다. 따라서, 첨부된 도면에 개시된 특정 실시 예에 의해 기술적 사상이 제한되는 것은 아니며, 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 균등물 또는 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.The embodiments described in this specification may be modified in various ways. Certain embodiments may be depicted in the drawings and described in detail in the detailed description. However, specific embodiments disclosed in the accompanying drawings are only intended to facilitate understanding of various embodiments. Therefore, the technical idea is not limited by the specific embodiments disclosed in the accompanying drawings, and it should be understood to include all equivalents or substitutes included in the spirit and technical scope of the invention.

제1, 제2 등과 같이 서수를 포함하는 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 이러한 구성요소들은 상술한 용어에 의해 한정되지는 않는다. 상술한 용어는 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다.Terms including ordinal numbers, such as first and second, may be used to describe various components, but these components are not limited by the above terms. The terminology described above is only used for the purpose of distinguishing one component from another.

본 명세서에서, "포함한다" 또는 "가지다" 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다. 어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어" 있다거나 "접속되어" 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다. 반면에, 어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "직접 연결되어" 있다거나 "직접 접속되어" 있다고 언급된 때에는, 중간에 다른 구성요소가 존재하지 않는 것으로 이해되어야 할 것이다.In this specification, terms such as "comprise" or "having" are intended to indicate that there is a feature, number, step, operation, component, part, or combination thereof described in the specification, but one or more other features It should be understood that the presence or addition of numbers, steps, operations, components, parts, or combinations thereof is not precluded. It is understood that when an element is referred to as being "connected" or "connected" to another element, it may be directly connected or connected to the other element, but other elements may exist in the middle. It should be. On the other hand, when an element is referred to as “directly connected” or “directly connected” to another element, it should be understood that no other element exists in the middle.

한편, 본 명세서에서 사용되는 구성요소에 대한 "모듈" 또는 "부"는 적어도 하나의 기능 또는 동작을 수행한다. 그리고, "모듈" 또는 "부"는 하드웨어, 소프트웨어 또는 하드웨어와 소프트웨어의 조합에 의해 기능 또는 동작을 수행할 수 있다. 또한, 특정 하드웨어에서 수행되어야 하거나 적어도 하나의 프로세서에서 수행되는 "모듈" 또는 "부"를 제외한 복수의 "모듈들" 또는 복수의 "부들"은 적어도 하나의 모듈로 통합될 수도 있다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다.Meanwhile, a “module” or “unit” for a component used in this specification performs at least one function or operation. Also, a “module” or “unit” may perform a function or operation by hardware, software, or a combination of hardware and software. In addition, a plurality of “modules” or “units” other than “modules” or “units” to be executed in specific hardware or to be executed in at least one processor may be integrated into at least one module. Singular expressions include plural expressions unless the context clearly dictates otherwise.

그 밖에도, 본 발명을 설명함에 있어서, 관련된 공지 기능 혹은 구성에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 경우, 그에 대한 상세한 설명은 축약하거나 생략한다.In addition, in describing the present invention, if it is determined that a detailed description of a related known function or configuration may unnecessarily obscure the subject matter of the present invention, the detailed description thereof will be abbreviated or omitted.

이하에서는 첨부된 도면을 참조하여 다양한 실시 예를 보다 상세하게 설명한다.Hereinafter, various embodiments will be described in more detail with reference to the accompanying drawings.

도 1은 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체의 사시도이다. 도 2는 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체의 평면도이다. 도 3은 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체의 측면도이다. 도 4는 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체의 정면도이다. 도 5a는 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체가 호버링하는 상태를 나타낸 측면도이다. 도 5b 내지 도 5c는 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체에서 로터그룹이 전후방향으로 틸트되는 것을 나타낸 도면이다. 도 6a 내지 도 6b는 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체에서 로터그룹이 측방향으로 틸트되는 것을 나타낸 도면이다. 도 7은 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체에서 단위 로터의 회전수에 따른 틸트각 변화를 나타낸 표이다. 도 8a 내지 도 8b는 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체에서 단위 로터의 회전수에 따른 틸트각 변화를 나타낸 도면이다. 도 9a는 본 발명의 제2실시예에 따른 비행체의 사시도이다. 도 9b는 본 발명의 제2실시예에 따른 비행체의 평면도이다. 도 9c는 본 발명의 제2실시예에 따른 비행체의 측면도이다. 도 9d는 본 발명의 제2실시예에 따른 비행체의 정면도이다. 도 10a는 본 발명의 제3실시예에 따른 비행체의 사시도이다. 도 10b는 본 발명의 제3실시예에 따른 비행체의 평면도이다. 도 10c는 본 발명의 제3실시예에 따른 비행체의 측면도이다. 도 10d는 본 발명의 제3실시예에 따른 비행체의 정면도이다. 도 11a는 본 발명의 제4실시예에 따른 비행체의 사시도이다. 도 11b는 본 발명의 제4실시예에 따른 비행체의 평면도이다. 도 11c는 본 발명의 제4실시예에 따른 비행체의 측면도이다. 도 11d는 본 발명의 제4실시예에 따른 비행체의 정면도이다. 도 12a는 본 발명의 제5실시예에 따른 비행체의 사시도이다. 도 12b는 본 발명의 제5실시예에 따른 비행체의 평면도이다. 12c는 본 발명의 제5실시예에 따른 비행체의 측면도이다. 도 12d는 본 발명의 제5실시예에 따른 비행체의 정면도이다. 도 13a는 본 발명의 제6실시예에 따른 비행체의 사시도이다. 도 13b는 본 발명의 제6실시예에 따른 비행체의 평면도이다. 도 13c는 본 발명의 제6실시예에 따른 비행체의 측면도이다. 도 13d는 본 발명의 제6실시예에 따른 비행체의 정면도이다. 도 14는 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체에서 메인프레임이 지지프레임에 대해 틸팅되는 것을 나타낸 도면이다. 1 is a perspective view of an air vehicle according to a first embodiment of the present invention. 2 is a plan view of an air vehicle according to a first embodiment of the present invention. 3 is a side view of an aircraft according to a first embodiment of the present invention. Figure 4 is a front view of the aircraft according to the first embodiment of the present invention. Figure 5a is a side view showing a hovering state of the aircraft according to the first embodiment of the present invention. 5b to 5c are views showing that the rotor group is tilted in the forward and backward directions in the aircraft according to the first embodiment of the present invention. 6a to 6b are views showing that the rotor group is tilted in the lateral direction in the aircraft according to the first embodiment of the present invention. 7 is a table showing a change in tilt angle according to the number of revolutions of a unit rotor in an aircraft according to a first embodiment of the present invention. 8A to 8B are diagrams showing a change in tilt angle according to the number of revolutions of a unit rotor in an air vehicle according to a first embodiment of the present invention. 9a is a perspective view of an aircraft according to a second embodiment of the present invention. Figure 9b is a plan view of the aircraft according to the second embodiment of the present invention. 9c is a side view of an aircraft according to a second embodiment of the present invention. 9d is a front view of an aircraft according to a second embodiment of the present invention. 10A is a perspective view of an aircraft according to a third embodiment of the present invention. 10B is a plan view of an air vehicle according to a third embodiment of the present invention. 10c is a side view of an aircraft according to a third embodiment of the present invention. 10d is a front view of an aircraft according to a third embodiment of the present invention. 11a is a perspective view of an air vehicle according to a fourth embodiment of the present invention. 11b is a plan view of an air vehicle according to a fourth embodiment of the present invention. 11c is a side view of an air vehicle according to a fourth embodiment of the present invention. 11d is a front view of an air vehicle according to a fourth embodiment of the present invention. 12a is a perspective view of an air vehicle according to a fifth embodiment of the present invention. 12b is a plan view of an air vehicle according to a fifth embodiment of the present invention. 12c is a side view of the aircraft according to the fifth embodiment of the present invention. 12d is a front view of an air vehicle according to a fifth embodiment of the present invention. 13a is a perspective view of an air vehicle according to a sixth embodiment of the present invention. 13b is a plan view of an air vehicle according to a sixth embodiment of the present invention. 13c is a side view of an aircraft according to a sixth embodiment of the present invention. 13d is a front view of an air vehicle according to a sixth embodiment of the present invention. 14 is a view showing that the main frame is tilted with respect to the support frame in the aircraft according to the first embodiment of the present invention.

도 1은 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)의 사시도이다. 도 2는 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)의 평면도이다. 도 3은 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)의 측면도이다. 도 4는 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)의 정면도이다. 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)는 동체(110); 및 상기 동체(110)에 연결되는 복수의 로터그룹(120);을 포함하고, 상기 복수의 로터그룹(120) 각각은, 상기 동체(110)에 연결되는 메인프레임(130);과, 상기 메인프레임(130)에 연결되는 복수의 단위 로터(122);를 포함한다.1 is a perspective view of an air vehicle 10 according to a first embodiment of the present invention. Figure 2 is a plan view of the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention. Figure 3 is a side view of the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention. Figure 4 is a front view of the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention. The aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention includes a fuselage 110; and a plurality of rotor groups 120 connected to the body 110; each of the plurality of rotor groups 120 includes a main frame 130 connected to the body 110; A plurality of unit rotors 122 connected to the frame 130; includes.

또한, 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)에서 상기 복수의 로터그룹(120) 각각은 상기 복수의 단위 로터(122)와 상기 메인프레임(130)을 연결하는 로터프레임(140)을 더 포함할 수 있다.In addition, in the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention, each of the plurality of rotor groups 120 includes a rotor frame 140 connecting the plurality of unit rotors 122 and the main frame 130. can include more.

한편, 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)에서 상기 로터그룹(120)은 상기 메인프레임(130)의 둘레방향을 따라 배치되는 적어도 4개의 단위 로터(122)를 포함할 수 있다.Meanwhile, in the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention, the rotor group 120 may include at least four unit rotors 122 disposed along the circumferential direction of the main frame 130.

구체적으로, 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)는 동체(110)가 구비되고, 상기 로터그룹(120)은 상기 메인프레임(130)을 통해 동체(110)에 직접 연결될 수 있다. 또한, 상기 동체(110)에는 주날개(150)와 상기 주날개(150)에 연결된 지지프레임(160)이 마련될 수 있고, 상기 로터그룹(120)은 메인프레임(130)을 통해 상기 지지프레임(160)상에 위치될 수도 있다.Specifically, the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention is provided with a fuselage 110, and the rotor group 120 is directly connected to the fuselage 110 through the main frame 130. Can be. In addition, the fuselage 110 may be provided with a main wing 150 and a support frame 160 connected to the main wing 150, and the rotor group 120 passes through the main frame 130 to the support frame. It may also be located on (160).

상기 주날개(150)가 구비되는 경우, 상기 주날개(150)는 상기 동체(110)의 비행시 양력을 극대화 시키고 공기저항을 최소화 시키기 위해 유선형으로 형성되고, 상기 동체(110)에서부터 멀어질 수록 그 폭과 두께가 점점 줄어드는 형상으로 형성되는 것이 바람직할 것이다.When the main wing 150 is provided, the main wing 150 is formed in a streamlined shape to maximize lift and minimize air resistance during flight of the fuselage 110, and the further away from the fuselage 110 It would be preferable to be formed in a shape in which the width and thickness gradually decrease.

또한, 상기 동체(110)에는 내부에 승객이 탑승할 수 있는 캐빈룸이 구비되며, 이착륙을 위해 지면에 지지되는 랜딩기어와 같은 구조가 상기 동체(110)의 하단에 구비될 수 있다. 상기 동체(110) 역시 공기역학적으로 원활한 비행을 위해 유선형으로 형성될 수 있으며, 상기 동체(110)의 전방에서 중앙측으로 갈수록 그 폭이 점점 넓어지는 형상으로 형성되어 승객이 탑승하는 캐빈룸의 공간을 극대화할 수 있고, 다시 중앙측에서 후방으로 향할수록 그 폭이 줄어들어 공기저항을 최소화할 수 있다.In addition, the fuselage 110 may include a cabin room in which passengers can board, and a structure such as a landing gear supported on the ground for takeoff and landing may be provided at the lower end of the fuselage 110 . The fuselage 110 may also be formed in a streamlined shape for aerodynamically smooth flight, and the width of the fuselage 110 gradually widens toward the center from the front of the fuselage 110 to improve the space of the cabin room in which passengers board. It can be maximized, and the width decreases as it goes from the center to the rear, thereby minimizing air resistance.

나아가, 상기 동체(110) 내에서 캐빈룸은 상기 동체(110)의 필요 무게중심에 따라 승객이 탑승하는 지점이 전방 또는 후방측으로 전환될 수 있고, 캐빈룸의 폭또는 높이 역시 공기역학 측면 또는 상기 비행체(10)의 목적에 따라 다양하게 변화될 수 있을 것이다.Furthermore, in the cabin room within the fuselage 110, the point at which passengers board can be switched to the front or rear side according to the required center of gravity of the fuselage 110, and the width or height of the cabin room can also be changed from the aerodynamic side or above. Depending on the purpose of the vehicle 10, it may be variously changed.

한편, 상기 주날개(150) 및 상기 지지프레임(160)이 구비되는 경우, 상기 주날개(150)와 상기 지지프레임(160)이 결합되는 방식이나 결합되는 지점, 또는 상기 주날개(150)와 상기 지지프레임(160)이 결합되는 각도에 따라 공기저항이나 비행효율이 달라질 수 있으며, 이는 앞서 기술한 바와 같이 공기역학 측면이나 상기 비행체(10)의 목적에 따라 다양하게 변화가능할 것이다.On the other hand, when the main wing 150 and the support frame 160 are provided, the method or point where the main wing 150 and the support frame 160 are coupled, or the main wing 150 and Depending on the angle at which the support frame 160 is coupled, air resistance or flight efficiency may vary, which, as described above, may be variously changed depending on the aerodynamic aspect or the purpose of the aircraft 10 .

또한, 상기 메인프레임(130) 역시 도면상에는 편의상 원기둥 형상으로 묘사되어 있지만, 공기역학적 측면에서 유선형으로 형성될 수 있고, 결합강성 확보 및 지지력 확보를 위해 상단에서 하단으로 갈 수록 그 폭이 증가하는 형상으로 형성되는 등 다양한 형상으로 구비될 수 있을 것이다.In addition, although the main frame 130 is also depicted in a cylindrical shape for convenience in the drawing, it may be formed in a streamlined shape in terms of aerodynamics, and the width increases from the top to the bottom to secure coupling stiffness and support capacity. It may be provided in various shapes, such as being formed as.

도 5a는 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)가 호버링하는 상태를 나타낸 측면도이다. 도 5b 내지 도 5c는 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)에서 로터그룹(120)이 전후방향으로 틸트되는 것을 나타낸 도면이다. 도 6a 내지 도 6b는 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)에서 로터그룹(120)이 측방향으로 틸트되는 것을 나타낸 도면이다. 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)에서 상기 로터프레임(140)은 상기 메인프레임(130)에 대해 일체로써 틸팅가능하도록 결합될 수 있다.Figure 5a is a side view showing a hovering state of the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention. Figures 5b to 5c are views showing that the rotor group 120 is tilted in the forward and backward directions in the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention. 6a to 6b are views showing that the rotor group 120 is tilted in the lateral direction in the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention. In the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention, the rotor frame 140 may be integrally coupled to the main frame 130 so as to be tiltable.

또한, 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)에서 상기 로터프레임(140)은 볼조인트(142) 방식을 포함하는 결합방식으로 상기 메인프레임(130)과 결합될 수 있다.In addition, in the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention, the rotor frame 140 may be combined with the main frame 130 by a coupling method including a ball joint 142 method.

구체적으로, 각각의 로터그룹(120)에는 각각 4개의 단위 로터(122)가 구비되며, 각 단위 로터(122)는 상기 로터프레임(140) 상에 위치된다. 각각의 단위 로터(122)는 기본적으로 상기 로터프레임(140) 상에서 어느 일방을 향해 배치되는데, 각각의 단위 로터(122)가 배치된 상기 로터프레임(140)은 일체로서 틸팅되고, 상기 로터프레임(140)은 볼조인트(142) 등을 통해 상기 메인프레임(130)에 대해 자유회전이 가능하도록 결합된다.Specifically, each rotor group 120 is provided with four unit rotors 122, respectively, and each unit rotor 122 is located on the rotor frame 140. Each unit rotor 122 is basically disposed toward one side on the rotor frame 140, and the rotor frame 140 on which each unit rotor 122 is disposed is tilted integrally, and the rotor frame ( 140) is coupled to allow free rotation with respect to the main frame 130 through a ball joint 142 or the like.

다만, 단위 로터(122)의 회전이 정지할 시에는 상기 로터프레임(140)이 상기 메인프레임(130)에 대해 일정 각도이상 틸팅되지 않도록 결합지점에 스토퍼 등이 구비되어 일정 포지션을 유지할 수 있고, 이후 이륙 시에는 다시 단위 로터(122)가 회전함으로써 상기 로터프레임(140)이 필요한 각도로 틸팅되어 비행할 수 있을 것이다.However, when the rotation of the unit rotor 122 is stopped, the rotor frame 140 is provided with a stopper at the coupling point so that the rotor frame 140 does not tilt more than a certain angle with respect to the main frame 130 to maintain a certain position, At the time of take-off thereafter, the unit rotor 122 rotates again, so that the rotor frame 140 is tilted to a required angle and can fly.

따라서, 상기 로터프레임(140)은 상기 로터프레임(140)에 마련되는 각각의 단위 로터(122)의 회전수(RPM) 변화에 따라서 상기 메인프레임(130)에 대해 틸팅되는 틸팅각이 변화하게 되고, 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)의 사용자는 단지 각각의 단위 로터(122)의 회전수를 제어하는 것 만으로도 상기 로터프레임(140)의 틸팅각도를 제어할 수 있고, 상기 동체(110)는 상기 로터프레임(140)의 틸팅각도와 각각의 단위 로터(122)가 만드는 추진력을 통해 안정적으로 비행하며 방향전환 역시 빠르고 효율적으로 수행할 수 있는 것이다.Therefore, the tilting angle of the rotor frame 140 tilted with respect to the main frame 130 changes according to the change in the number of revolutions (RPM) of each unit rotor 122 provided on the rotor frame 140, , The user of the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention can control the tilting angle of the rotor frame 140 simply by controlling the number of revolutions of each unit rotor 122, and the fuselage (110) can fly stably through the tilting angle of the rotor frame 140 and the propulsive force generated by each unit rotor 122, and can also perform direction change quickly and efficiently.

도 7은 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)에서 단위 로터(122)의 회전수에 따른 틸트각 변화를 나타낸 표이다. 도 8a 내지 도 8b는 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)에서 단위 로터(122)의 회전수에 따른 틸트각 변화를 나타낸 도면이다. 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)에서 상기 로터프레임(140)은 상기 복수의 단위 로터(122) 각각의 회전수에 따라 상기 메인프레임(130)에 대해 틸팅되는 틸팅각도가 변화될 수 있다.7 is a table showing the change in tilt angle according to the number of revolutions of the unit rotor 122 in the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention. 8a to 8b are diagrams showing a change in tilt angle according to the number of revolutions of the unit rotor 122 in the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention. In the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention, the tilting angle of the rotor frame 140 tilted with respect to the main frame 130 according to the number of revolutions of each of the plurality of unit rotors 122 is changed. can

또한, 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)에서 상기 복수의 단위 로터(122) 각각은 상기 동체(110)의 비행 상황에 따라 회전수가 변화될 수 있다.In addition, in the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention, each of the plurality of unit rotors 122 may change the number of rotations according to the flight condition of the fuselage 110 .

한편, 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)에서 상기 로터프레임(140)에는 상기 복수의 단위 로터(122)가 상기 메인프레임(130)의 둘레방향을 따라 배치될 수 있다.Meanwhile, in the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention, the plurality of unit rotors 122 may be disposed along the circumferential direction of the main frame 130 in the rotor frame 140 .

구체적으로, 도 5a, 5b, 및 5c를 참고하면, 이륙 또는 호버링의 경우에는 각 로터그룹(120)의 단위 로터(122)들이 회전수가 모두 동일하여 로터프레임(140)이 틸팅되지 않고 동체(110)의 상방을 향함으로써 상기 동체(110)에 양력을 발생시킬 수 있는 것이다.Specifically, referring to FIGS. 5A, 5B, and 5C, in the case of take-off or hovering, the rotor frame 140 is not tilted and the fuselage 110 ) It is possible to generate lift in the fuselage 110 by pointing upward.

또한, 동체(110) 전진의 경우에는 각 로터그룹(120) 내에서 후방에 위치한 단위 로터(122)의 회전수가 전방에 위치한 단위 로터(122)의 회전수보다 많음으로써 로터프레임(140)은 전방을 향해 틸팅되며, 이를 통해 동체(110)는 전진하게 되는 것이다. 후진의 경우는 이와 반대로 전방에 위치한 단위 로터(122)의 회전수가 후방에 위치한 단위 로터(122)의 회전수보다 많음으로써 로터프레임(140)은 후방을 향해 틸팅되며, 이를 통해 동체(110)는 후진하게 되는 것이다.In addition, in the case of moving the fuselage 110 forward, the number of rotations of the unit rotor 122 located at the rear within each rotor group 120 is greater than the number of rotations of the unit rotor 122 located at the front, so that the rotor frame 140 moves forward. is tilted toward, through which the fuselage 110 moves forward. In the case of backward movement, on the contrary, since the number of revolutions of the unit rotor 122 located at the front is greater than the number of revolutions of the unit rotor 122 located at the rear, the rotor frame 140 is tilted toward the rear, and through this, the fuselage 110 it will fall behind

이와 같은 원리로 도 6a 및 도 6b를 참고하면, 각 로터그룹(120)내에서 일측의 단위 로터(122) 회전수가 타측의 회전 수보다 많음으로써 상기 동체(110)가 측방을 향해 이동하게 되는 것이다.Referring to FIGS. 6A and 6B in the same principle, as the number of rotations of the unit rotor 122 on one side is greater than the number of rotations on the other side within each rotor group 120, the fuselage 110 moves toward the side. .

또한, 도 7을 참고하면, 단위 로터(122)의 회전수, 동체(110)의 전진속도 변화, 추진력 및 로터프레임(140)의 틸트각도 데이터를 확인할 수 있고, 이에 따라 도 8a 및 8b에서는 로터프레임(140)이 10도 및 40도로 틸트된 상태를 확인할 수 있다.In addition, referring to FIG. 7, it is possible to check the number of revolutions of the unit rotor 122, the change in forward speed of the fuselage 110, the driving force, and the tilt angle data of the rotor frame 140. Accordingly, in FIGS. 8A and 8B, the rotor It can be seen that the frame 140 is tilted at 10 degrees and 40 degrees.

즉, 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)는 단순히 특정 비행모드에 따라 로터프레임(140)의 틸팅각도가 미리 설정된 각도로 변화되는 것이 아니며, 실제 비행상황, 기상상황, 장애물 여부에 따라 각각의 단위 로터(122)의 회전수가 끊임없이 변화됨으로써, 기존의 PAV에 비해 더욱 고성능의 비행능력을 확보할 수 있는 것이다.That is, in the flight vehicle 10 according to the first embodiment of the present invention, the tilting angle of the rotor frame 140 is not simply changed to a preset angle according to a specific flight mode, but depending on actual flight conditions, weather conditions, and obstacles As the number of revolutions of each unit rotor 122 is continuously changed according to the above, it is possible to secure a higher flight capability than a conventional PAV.

또한, 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)는 로터그룹(120) 별로 각각의 단위 로터(122) 회전수 제어 및 로터프레임(140)의 다양한 틸팅각도 통해 안정적인 비행 및 호버링, 민첩한 방향전환 등이 가능하게 되며, 각 단위 로터(122)의 오작동 시에도 나머지 단위 로터(122) 또는 다른 로터그룹(120)에 의해 보완되어 안전하게 비행할 수 있는 효과 역시 도모할 수 있는 것이다.In addition, the flight vehicle 10 according to the first embodiment of the present invention provides stable flight and hovering, agile direction through control of the rotation speed of each unit rotor 122 for each rotor group 120 and various tilting angles of the rotor frame 140 Conversion is possible, and even when each unit rotor 122 malfunctions, it is complemented by the remaining unit rotors 122 or other rotor groups 120, and the effect of safely flying can also be achieved.

한편, 도 9 내지 도 13을 참고하면, 본 발명의 다양한 실시예에 따른 비행체의 형상이 나타나 있는데, 동체를 기준으로 주날개의 형상과, 주날개에 마련되는 복수의 로터그룹 배치는 필요한 상황과 비행체의 목적에 따라 다양하게 구성될 수 있음을 나타낸다. 이하에서는 본 발명의 다양한 실시예에 따른 비행체에 대해 기술하며, 기본적인 틸팅이나 비행원리는 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체와 유사한 것이다.On the other hand, referring to FIGS. 9 to 13, the shape of the aircraft according to various embodiments of the present invention is shown, the shape of the main wing based on the fuselage and the arrangement of a plurality of rotor groups provided on the main wing It shows that it can be configured in various ways according to the purpose of the aircraft. Hereinafter, aircraft according to various embodiments of the present invention will be described, and the basic tilting or flight principle is similar to that of the aircraft according to the first embodiment of the present invention.

도 9a는 본 발명의 제2실시예에 따른 비행체(20)의 사시도이다. 도 9b는 본 발명의 제2실시예에 따른 비행체(20)의 평면도이다. 도 9c는 본 발명의 제2실시예에 따른 비행체(20)의 측면도이다. 도 9d는 본 발명의 제2실시예에 따른 비행체(20)의 정면도이다.Figure 9a is a perspective view of the aircraft 20 according to the second embodiment of the present invention. Figure 9b is a plan view of the aircraft 20 according to the second embodiment of the present invention. Figure 9c is a side view of the aircraft 20 according to the second embodiment of the present invention. Figure 9d is a front view of the aircraft 20 according to the second embodiment of the present invention.

본 발명의 제2실시예에 따른 비행체(20)는 상기 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)와 그 형상이 유사하나, 주날개의 위치에 있어서 차이가 있다. 본 발명의 제2실시예에 따른 비행체(20)는 주날개(150)가 동체(110)의 상단에 결합되는 제1실시예에 따른 비행체(10)와는 달리 주날개(250)가 동체(210)의 하단에 결합되어 전체 비행체(20)의 높이가 다소 줄어든 형상을 가진다.The aircraft 20 according to the second embodiment of the present invention is similar in shape to the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention, but there is a difference in the position of the main wing. Unlike the aircraft 10 according to the first embodiment in which the main wings 150 are coupled to the upper end of the fuselage 110, the flight vehicle 20 according to the second embodiment of the present invention has the main wings 250 attached to the fuselage 210. ) Is coupled to the lower end of the overall aircraft 20 has a somewhat reduced height.

즉, 제1실시예의 경우 주날개(150)가 동체(110)의 무게중심을 기준으로 상단측에 위치하는 것이며, 제2실시예의 경우 주날개(250)가 동체(210)의 무게중심을 기준으로 하단측에 위치하는 것이다.That is, in the case of the first embodiment, the main wing 150 is located at the upper end side with respect to the center of gravity of the fuselage 110, and in the case of the second embodiment, the main wing 250 is based on the center of gravity of the fuselage 210 is located on the lower side.

또한, 본 발명의 제2실시예에 따른 비행체(20)에서 상기 주날개(250)의 단부에는 지지프레임(260)이 마련되며, 메인프레임(230) 은 상기 지지프레임(260)의 양 단부에 각각 마련됨으로써 총 4개의 로터그룹(220)이 구비된다.In addition, in the aircraft 20 according to the second embodiment of the present invention, a support frame 260 is provided at the end of the main wing 250, and the main frame 230 is provided at both ends of the support frame 260 As each is provided, a total of four rotor groups 220 are provided.

도 10a는 본 발명의 제3실시예에 따른 비행체(30)의 사시도이다. 도 10b는 본 발명의 제3실시예에 따른 비행체(30)의 평면도이다. 도 10c는 본 발명의 제3실시예에 따른 비행체(30)의 측면도이다. 도 10d는 본 발명의 제3실시예에 따른 비행체(30)의 정면도이다.10A is a perspective view of an air vehicle 30 according to a third embodiment of the present invention. Figure 10b is a plan view of the aircraft 30 according to the third embodiment of the present invention. Figure 10c is a side view of the aircraft 30 according to the third embodiment of the present invention. Figure 10d is a front view of the aircraft 30 according to the third embodiment of the present invention.

본 발명의 제3실시예에 따른 비행체(30)는 각각 동체(310)의 전방 및 후방에 각각 주날개(350, 355)가 마련되며, 상기 주날개(350, 355)에 연결되는 별도의 지지프레임 없이 메인프레임(330)이 상기 주날개(350, 355) 상에 마련된다.In the flight vehicle 30 according to the third embodiment of the present invention, main wings 350 and 355 are provided at the front and rear of the fuselage 310, respectively, and a separate support connected to the main wings 350 and 355 is provided. A main frame 330 without a frame is provided on the main wings 350 and 355.

또한, 본 발명의 제3실시예에 따른 비행체(30)에서 상기 주날개(350, 355)는 전방에 위치한 주날개(350)의 경우 상기 동체(310)의 하단에, 후방에 위치한 주날개(355)의 경우 상기 동체(310)의 상단에 마련되는 특징을 가진다.In addition, in the flight vehicle 30 according to the third embodiment of the present invention, the main wings 350 and 355 are located at the lower end of the fuselage 310 in the case of the main wing 350 located at the front, and the main wing located at the rear ( 355) is characterized by being provided at the upper end of the body 310.

도 11a는 본 발명의 제4실시예에 따른 비행체(40)의 사시도이다. 도 11b는 본 발명의 제4실시예에 따른 비행체(40)의 평면도이다. 도 11c는 본 발명의 제4실시예에 따른 비행체(40)의 측면도이다. 도 11d는 본 발명의 제4실시예에 따른 비행체(40)의 정면도이다.11a is a perspective view of an air vehicle 40 according to a fourth embodiment of the present invention. Figure 11b is a plan view of the aircraft 40 according to the fourth embodiment of the present invention. Figure 11c is a side view of the aircraft 40 according to the fourth embodiment of the present invention. Figure 11d is a front view of the aircraft 40 according to the fourth embodiment of the present invention.

본 발명의 제4실시예에 따른 비행체(40)는, 로터프레임(340)이 상방을 향하여 배치되는 제3실시예에 따른 비행체(30)와 유사하나, 기본적으로 로터프레임(440)이 전방으로 일부 틸팅되어 있으며, 이후 단위 로터(422)의 회전수에 따라 제3실시예에 따른 비행체(30)에 비해 상기 로터프레임(440)이 전방을 향해 더 큰 각도만큼 틸팅될 수 있다는 차이가 있다.The aircraft 40 according to the fourth embodiment of the present invention is similar to the aircraft 30 according to the third embodiment in which the rotor frame 340 is disposed upward, but basically the rotor frame 440 moves forward. It is partially tilted, and there is a difference that the rotor frame 440 can be tilted forward by a larger angle than the aircraft 30 according to the third embodiment according to the number of revolutions of the unit rotor 422.

또한, 제4실시예에 따른 비행체(40)는 주날개(450, 455)의 단부가 상방으로 절곡된 형상으로 형성됨으로써 공기저항을 줄일 수 있을 것이며, 상방으로 절곡된 단부(430)가 다른 실시예의 메인프레임을 대체할 수도 있을 것이다.In addition, the air vehicle 40 according to the fourth embodiment is formed in a shape in which the ends of the main wings 450 and 455 are bent upward, thereby reducing air resistance, and the upwardly bent end 430 is different from other embodiments. It could also replace the example mainframe.

도 12a는 본 발명의 제5실시예에 따른 비행체(50)의 사시도이다. 도 12b는 본 발명의 제5실시예에 따른 비행체(50)의 평면도이다. 도 12c는 본 발명의 제5실시예에 따른 비행체(50)의 측면도이다. 도 12d는 본 발명의 제5실시예에 따른 비행체(50)의 정면도이다.12a is a perspective view of an aircraft 50 according to a fifth embodiment of the present invention. Figure 12b is a plan view of the aircraft 50 according to the fifth embodiment of the present invention. Figure 12c is a side view of the aircraft 50 according to the fifth embodiment of the present invention. Figure 12d is a front view of the aircraft 50 according to the fifth embodiment of the present invention.

본 발명의 제5실시예에 따른 비행체(50)는, 제4실시예에 따른 비행체(40)와 같이 별도의 지지프레임이 없이 전방으로 돌출되는 주날개(550)와 후방으로 돌출되는 주날개(555)가 각각 구비되며, 각각의 주날개(550, 555)의 단부에 메인프레임(530)을 통해 로터그룹(520)이 결합되게 된다. 각각의 주날개(550, 555)는 동체(510)의 상단에 결합된다.The aircraft 50 according to the fifth embodiment of the present invention, like the aircraft 40 according to the fourth embodiment, has main wings 550 protruding forward and main wings protruding rearward without a separate support frame ( 555) is provided, respectively, and the rotor group 520 is coupled to the end of each of the main wings 550 and 555 through the main frame 530. Each of the main wings 550 and 555 is coupled to the top of the fuselage 510.

도 13a는 본 발명의 제6실시예에 따른 비행체(60)의 사시도이다. 도 13b는 본 발명의 제6실시예에 따른 비행체(60)의 평면도이다. 도 13c는 본 발명의 제6실시예에 따른 비행체(60)의 측면도이다. 도 13d는 본 발명의 제6실시예에 따른 비행체(60)의 정면도이다.13a is a perspective view of an air vehicle 60 according to a sixth embodiment of the present invention. Figure 13b is a plan view of the aircraft 60 according to the sixth embodiment of the present invention. Figure 13c is a side view of the aircraft 60 according to the sixth embodiment of the present invention. Figure 13d is a front view of the aircraft 60 according to the sixth embodiment of the present invention.

본 발명의 제6실시예에 따른 비행체(60) 역시 제5실시예에 따른 비행체(50)와 유사하나, 전방으로 돌출되는 주날개(650)의 경우, 동체(610)의 하단에 결합되며, 후방으로 돌출되는 주날개(655)의 경우, 상기 동체(610)의 상단에 결합된 것을 확인할 수 있다.The flight vehicle 60 according to the sixth embodiment of the present invention is also similar to the flight vehicle 50 according to the fifth embodiment, but in the case of the main wing 650 protruding forward, it is coupled to the lower end of the fuselage 610, In the case of the main wing 655 protruding rearward, it can be confirmed that it is coupled to the upper end of the fuselage 610.

상기 다양한 실시예에 따른 비행체들은 비행환경이나, 비행속도, 비행거리에 따라 채택될 수 있으며, 이 외에도 필수적인 구성요소인 동체와 틸팅가능한 로터그룹을 중심으로 상황에 맞는 다양한 형상을 가지는 주날개 또는 상기 주날개에 연결되는 지지프레임이 채택될 수 있을 것이다.Flight vehicles according to various embodiments may be adopted according to the flight environment, flight speed, and flight distance. A support frame connected to the main wing may be adopted.

도 14는 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)에서 메인프레임(130)이 지지프레임(160)에 대해 틸팅되는 것을 나타낸 측면도이다. 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)에서 복수의 단위 로터(122)는 상기 메인프레임(130)에 각각 개별적으로 틸팅 가능하게 연결될 수 있다.14 is a side view showing that the main frame 130 is tilted with respect to the support frame 160 in the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention. In the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention, the plurality of unit rotors 122 may be connected to the main frame 130 to be individually tiltable.

구체적으로, 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)에서 상기 로터프레임(140)은 상기 단위 로터(122)가 위치되는 복수의 단위프레임(144)을 포함하며, 상기 복수의 단위프레임(144)은 하나의 중심점을 기준으로 틸팅가능할 수 있다. 여기서 중심점은 도 1을 참고하면 상기 볼조인트(142)가 중심점이 될 수 있다.Specifically, in the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention, the rotor frame 140 includes a plurality of unit frames 144 in which the unit rotor 122 is located, and the plurality of unit frames ( 144) may be tiltable based on one central point. Referring to FIG. 1 as the center point, the ball joint 142 may be the center point.

또한, 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)에서 상기 복수의 단위프레임(144)은 상기 중심점을 기준으로 각각 개별적으로 틸팅되며, 상기 단위 로터(122)는 상기 단위프레임(144)에 틸팅가능하게 연결될 수 있다.In addition, in the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention, the plurality of unit frames 144 are individually tilted based on the center point, and the unit rotor 122 is attached to the unit frame 144 It can be tiltably connected.

구체적으로, 상기 로터그룹(120)은 크게 틸팅가능한 메인프레임(130)과 상기 메인프레임(130)의 상단을 중심점으로 하는 상기 로터프레임(140)으로 구성될 수 있으며, 상기 로터프레임(140)은, 도 2를 참고하면, 4개의 단위프레임(144)이 중심점을 기준으로 결합되어 X자 형태로 구성될 수 있다.Specifically, the rotor group 120 may be composed of a main frame 130 that is largely tiltable and the rotor frame 140 having the upper end of the main frame 130 as a center point, the rotor frame 140 , Referring to FIG. 2, four unit frames 144 may be combined based on a center point to form an X shape.

따라서, 상기 각각의 단위프레임(144)은 상기 메인프레임(130)나 상기 단위 로터(122)들이 틸팅되는 것과는 독립적으로 또 다시 틸팅될 수 있으며, 결론적으로 상기 단위 로터(122)들은 최소 3방향의 자유도를 가진 틸팅이 수행될 수 있는 것이다.Therefore, each unit frame 144 can be tilted again independently of the tilting of the main frame 130 or the unit rotors 122, and consequently, the unit rotors 122 are tilted in at least three directions. Tilting with a degree of freedom can be performed.

나아가, 상기 복수의 단위프레임(144)은 각각 개별적으로는 물론 일측과 타측에 대응되는 한쌍의 단위프레임(144)이 함께 틸팅됨으로써 상기 동체(110)는 틸팅에 따른 다양한 비행을 수행할 수 있는 것이다.Furthermore, as the plurality of unit frames 144 are tilted individually as well as a pair of unit frames 144 corresponding to one side and the other side together, the fuselage 110 can perform various flights according to the tilting. .

또한, 상기 로터그룹(120)에 구비된 각각의 단위 로터(122)는 개별적으로 틸팅이 가능하며, 정면을 향하도록 틸팅되는 경우 상기 동체(110)를 전방으로 추진하며, 상면을 향하도록 틸팅되는 경우 상기 동체(110)를 상방으로 추진하여 양력을 발생시키게 된다. 이를 통해, 본 발명의 일 실시에에 따른 비행체(10)는 수직이착륙(Vertical Take-Off and Landing)이 가능하게 되며, 따라서, 긴 활주로 없이도 간편하게 이착륙을 수행할 수 있게 되는 것이다.In addition, each unit rotor 122 provided in the rotor group 120 can be tilted individually, and when tilted toward the front, the fuselage 110 is propelled forward and tilted toward the upper surface In this case, lift is generated by propelling the fuselage 110 upward. Through this, the aircraft 10 according to one embodiment of the present invention is capable of vertical take-off and landing, and thus, it is possible to perform take-off and landing conveniently without a long runway.

결국, 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)는 단순히 단위 로터(122)의 1방향 틸팅이 아닌 3방향의 틸팅 제어를 통해 각각의 추진모드나, 다양한 대기환경에서 상기 동체(110)의 안정성을 최대한 확보할 수 있는 특징이 있다. As a result, the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention controls the tilting of the unit rotor 122 in three directions rather than in one direction, so that the fuselage 110 can be operated in each propulsion mode or in various atmospheric environments. It has a feature that can ensure maximum stability of

또한, 그룹별 로터제어를 통해 신속하고 효율적인 제어시스템을 구축할 수 있다는 특징과, 비교적 작은 단위 로터(122)를 복수개 사용함으로써 제조비용을 절감하고 유지보수에 용이한 특징이 있으며, 다방향 틸팅제어를 통해 어떠한 상황에서도 상기 동체(110)의 피치자세각을 유지할 수 있기 때문에 탑승객들이 보다 편안한 상태에서 이동할 수 있을 것이다.In addition, it is characterized by the ability to build a fast and efficient control system through group-specific rotor control, and the use of a plurality of relatively small unit rotors 122 to reduce manufacturing costs and facilitate maintenance, multi-directional tilting control Since the pitch attitude angle of the fuselage 110 can be maintained under any circumstances, passengers will be able to move in a more comfortable state.

한편, 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)에서 상기 동체(110)의 양측에는 한 쌍의 주날개(150)가 마련되며, 상기 복수의 로터그룹(120) 각각은 상기 메인프레임(130)이 상기 동체(110)의 주날개(150)에 연결될 수 있다.On the other hand, in the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention, a pair of main wings 150 are provided on both sides of the fuselage 110, and each of the plurality of rotor groups 120 is the main frame ( 130) may be connected to the main wing 150 of the fuselage 110.

또한, 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)에서 상기 메인프레임(130)은 상기 주날개(150)에 틸팅 가능하게 연결될 수 있다. 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)에서 상기 주날개(150)의 양단에는 각각 연장되고 상기 주날개(150)와 상기 메인프레임(130)을 연결하는 지지프레임(160)이 마련되며, 상기 로터그룹(120)은 상기 지지프레임(160)에 각각 2개 이상 마련될 수 있다.In addition, in the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention, the main frame 130 may be tiltably connected to the main wing 150. In the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention, a support frame 160 is provided at both ends of the main wing 150 and connects the main wing 150 and the main frame 130, , Two or more rotor groups 120 may be provided on the support frame 160, respectively.

한편, 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)는 기본적으로 4개의 로터그룹(120)이 각각 360도 모든 방향으로 틸팅되는 구조를 가지고 있어 멀티롭터보다 더 우수한 호버링 효율 및 바람에 대한 안정성을 가지고 있으며 틸팅에 의해 회전 반경 또한 멀티롭터보다 더 적어 비행의 안정성이 매우 우수하다.On the other hand, the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention basically has a structure in which four rotor groups 120 are tilted in all directions by 360 degrees, respectively, resulting in better hovering efficiency and wind stability than multi-rotors. It has a smaller turning radius than multirotors due to tilting, so flight stability is very good.

또한, 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)는 순항 시, 로터그룹(120) 틸팅 및 주날개(150)의 양력을 이용함으로써 도심 내 뿐만 아니라 도시 간 이동의 경우에도 순항 속도 및 비행 시간 측면에서 매우 효율적인 비행을 할 수 있는 것이다.In addition, the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention uses the tilting of the rotor group 120 and the lift of the main wing 150 during cruising, thereby increasing the cruising speed and flight not only in the city center but also in the case of movement between cities. It is a very efficient flight in terms of time.

한편, 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)에서 상기 로터그룹(120)은 상기 동체(110)를 기준으로 전방측과 후방측에 각각 마련될 수 있다.On the other hand, in the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention, the rotor group 120 may be provided on the front side and the rear side of the fuselage 110, respectively.

구체적으로, 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)에서 상기 로터그룹(120)은 상기 동체(110)를 기준으로 전방측과 후방측에 각각 마련될 수 있다.종래의 수직이착륙이 가능한 틸트로터형 비행체(10)의 경우, 단순히 양 날개의 대형 로터가 상방을 향하여 상승하고 상승 후 대형 로터가 한번에 전방으로 틸팅되며 전진되는 구조를 채택하고 있으나, 이는 대형 로터의 회전반경이 매우 넓고, 틸팅에 소모되는 시간이 길다. 또한, 상기 비행체(10)가 상승에서 전진으로 전환 시 기체가 불안정하고, 대기환경이 안좋은 경우에는 상기 비행체(10)가 전환과정에서 추락할 위험이 있는 등의 문제점이 존재하게 된다.Specifically, in the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention, the rotor groups 120 may be provided on the front side and the rear side of the fuselage 110, respectively. In the case of the tilt-rotor-type flight vehicle 10, a structure is adopted in which the large rotors of both wings simply rise upward and the large rotor tilts forward at once after rising, but the rotation radius of the large rotor is very wide, and the tilting A long time is spent on In addition, when the aircraft 10 is switched from ascending to forward, the aircraft is unstable, and when the atmospheric environment is bad, there are problems such as the risk of the aircraft 10 falling during the conversion process.

반면, 본 발명의 제1실시예에 따른 비행체(10)는 복수의 로터들이 각각 틸팅됨은 물론, 복수의 단위 로터(122)들이 그룹핑되어 복수의 로터그룹(120)을 구성하고, 상기 복수의 로터그룹(120)은 상기 단위 로터(122)의 회전수 제어 EH는 상기 메인프레임(130)을 통해 개별적으로 틸팅됨으로써, 각각 추진모드를 신속하고 독립적으로 수행할 수 있는 것이다.On the other hand, in the aircraft 10 according to the first embodiment of the present invention, a plurality of rotors are each tilted, and a plurality of unit rotors 122 are grouped to form a plurality of rotor groups 120, and the plurality of rotors In the group 120, the rotation speed control EH of the unit rotor 122 is individually tilted through the main frame 130, so that each propulsion mode can be performed quickly and independently.

가령, 상기 복수의 로터그룹(120)은 이착륙시 모두 상방을 향해 동작될 수 있으며, 이후 전진 시에는 틸팅되어 전방으로 기울어져 동작될 수 있을 것이다. 특히 상기 복수의 로터그룹(120)은 상승 후 전진 또는 전진 후 하강 시에, 일부 그룹은 상방으로 나머지 그룹은 틸팅되도록 개별동작됨으로써, 추진모드 전환 시 상기 동체(110)의 안정성을 크게 향상 시킬 수 있는 특징이 있다.For example, the plurality of rotor groups 120 may all be operated upward during take-off and landing, and may be tilted and tilted forward during forward movement thereafter. In particular, the plurality of rotor groups 120 are individually operated so that some groups are tilted upward and the other groups are tilted when moving forward after rising or descending after moving forward, so that the stability of the fuselage 110 can be greatly improved when switching the propulsion mode. There are features.

또한, 상기 복수의 로터그룹(120)에서 각각의 로터그룹(120)별로 틸팅정도를 다르게 설정함으로써 환경변화에 따른 상기 동체(110)가 불안정해지는 것을 방지할 수 있으며, 나아가, 상기 메인프레임(130)을 통한 상기 로터그룹(120)의 틸팅 이후, 각 로터그룹(120) 내의 단위 로터(122)의 틸팅정도를 개별적으로 제어함으로써, 더욱 정교하고 정밀한 추진모드를 수행하고, 상기 동체(110)의 안정성을 확보할 수 있는 것이다.In addition, by setting the degree of tilt differently for each rotor group 120 in the plurality of rotor groups 120, it is possible to prevent the fuselage 110 from becoming unstable due to environmental changes, and furthermore, the main frame 130 After tilting the rotor group 120 through ), by individually controlling the tilting degree of the unit rotor 122 in each rotor group 120, a more sophisticated and precise propulsion mode is performed, and the body 110 stability can be ensured.

이상 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예들을 더욱 상세하게 설명하였으나, 본 발명은 반드시 이러한 실시예로 국한되는 것은 아니고, 본 발명의 기술사상을 벗어나지 않는 범위 내에서 다양하게 변형 실시될 수 있다. 따라서, 본 발명에 개시된 실시예들은 본 발명의 기술 사상을 제한하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 제한되는 것은 아니다. 그러므로, 이상에서 기술한 실시예들은 모든 면에서 예시적인 것이며 제한적이 아닌 것으로 이해해야만 한다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.Although the embodiments of the present invention have been described in more detail with reference to the accompanying drawings, the present invention is not necessarily limited to these embodiments, and may be variously modified and implemented without departing from the technical spirit of the present invention. . Therefore, the embodiments disclosed in the present invention are not intended to limit the technical idea of the present invention, but to explain, and the scope of the technical idea of the present invention is not limited by these embodiments. Therefore, it should be understood that the embodiments described above are illustrative in all respects and not restrictive. The protection scope of the present invention should be construed according to the claims below, and all technical ideas within the equivalent range should be construed as being included in the scope of the present invention.

10 : 비행체(제1실시예)
110 : 동체(제1실시예) 120 : 로터그룹(제1실시예)
122 : 단위 로터(제1실시예) 130 : 메인프레임(제1실시예)
140 : 로터프레임(제1실시예) 142 : 볼조인트(제1실시예)
144 : 단위프레임(제1실시예) 150 : 주날개(제1실시예)
160 : 지지프레임(제1실시예)
20 : 비행체(제2실시예)
210 : 동체(제2실시예) 220 : 로터그룹(제2실시예)
222 : 단위 로터(제2실시예) 230 : 메인프레임(제2실시예)
240 : 로터프레임(제2실시예) 242 : 볼조인트(제2실시예)
244 : 단위프레임(제2실시예) 250 : 주날개(제2실시예)
30 : 비행체(제3실시예)
310 : 동체(제3실시예) 320 : 로터그룹(제3실시예)
322 : 단위 로터(제3실시예) 330 : 메인프레임(제3실시예)
340 : 로터프레임(제3실시예) 342 : 볼조인트(제3실시예)
344 : 단위프레임(제3실시예) 350 : 주날개(제3실시예)
40 : 비행체(제4실시예)
410 : 동체(제4실시예) 420 : 로터그룹(제4실시예)
422 : 단위 로터(제4실시예) 430 : 메인프레임(제4실시예)
440 : 로터프레임(제4실시예) 442 : 볼조인트(제4실시예)
444 : 단위프레임(제4실시예) 450 : 주날개(제4실시예)
50 : 비행체(제5실시예)
510 : 동체(제5실시예) 520 : 로터그룹(제5실시예)
522 : 단위 로터(제5실시예) 530 : 메인프레임(제5실시예)
540 : 로터프레임(제5실시예) 542 : 볼조인트(제5실시예)
544 : 단위프레임(제5실시예) 550 : 주날개(제5실시예)
60 : 비행체(제6실시예)
610 : 동체(제6실시예) 620 : 로터그룹(제6실시예)
622 : 단위 로터(제6실시예) 630 : 메인프레임(제6실시예)
640 : 로터프레임(제6실시예) 642 : 볼조인트(제6실시예)
644 : 단위프레임(제6실시예) 650 : 주날개(제6실시예)10: flight body (first embodiment)
110: fuselage (first embodiment) 120: rotor group (first embodiment)
122: unit rotor (first embodiment) 130: main frame (first embodiment)
140: rotor frame (first embodiment) 142: ball joint (first embodiment)
144: unit frame (first embodiment) 150: main wing (first embodiment)
160: support frame (first embodiment)
20: flight body (second embodiment)
210: fuselage (second embodiment) 220: rotor group (second embodiment)
222: unit rotor (second embodiment) 230: main frame (second embodiment)
240: rotor frame (second embodiment) 242: ball joint (second embodiment)
244: unit frame (second embodiment) 250: main wing (second embodiment)
30: flight body (third embodiment)
310: fuselage (third embodiment) 320: rotor group (third embodiment)
322: unit rotor (third embodiment) 330: main frame (third embodiment)
340: rotor frame (third embodiment) 342: ball joint (third embodiment)
344: unit frame (third embodiment) 350: main wing (third embodiment)
40: flight body (fourth embodiment)
410: fuselage (fourth embodiment) 420: rotor group (fourth embodiment)
422: unit rotor (fourth embodiment) 430: main frame (fourth embodiment)
440: rotor frame (fourth embodiment) 442: ball joint (fourth embodiment)
444: unit frame (fourth embodiment) 450: main wing (fourth embodiment)
50: flight body (fifth embodiment)
510: fuselage (fifth embodiment) 520: rotor group (fifth embodiment)
522: unit rotor (fifth embodiment) 530: main frame (fifth embodiment)
540: rotor frame (fifth embodiment) 542: ball joint (fifth embodiment)
544: unit frame (fifth embodiment) 550: main wing (fifth embodiment)
60: flight body (sixth embodiment)
610: body (sixth embodiment) 620: rotor group (sixth embodiment)
622: unit rotor (sixth embodiment) 630: main frame (sixth embodiment)
640: rotor frame (sixth embodiment) 642: ball joint (sixth embodiment)
644: unit frame (sixth embodiment) 650: main wing (sixth embodiment)

Claims (15)

동체; 및
상기 동체에 연결되는 복수의 로터그룹;을 포함하고,
상기 복수의 로터그룹 각각은, 상기 동체에 연결되는 메인프레임;과, 상기 메인프레임에 연결되는 복수의 단위 로터;를 포함하는 비행체.fuselage; and
Includes; a plurality of rotor groups connected to the fuselage,
Each of the plurality of rotor groups includes a main frame connected to the fuselage; and a plurality of unit rotors connected to the main frame. 청구항 1에 있어서,
상기 복수의 로터그룹 각각은 상기 복수의 단위 로터와 상기 메인프레임을 연결하는 로터프레임을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체.The method of claim 1,
Each of the plurality of rotor groups further comprises a rotor frame connecting the plurality of unit rotors and the main frame. 청구항 2에 있어서,
상기 로터프레임은 상기 메인프레임에 대해 일체로써 틸팅가능하도록 결합되는 것을 특징으로 하는 비행체.The method of claim 2,
The rotor frame is an air vehicle, characterized in that coupled to be tiltable integrally with respect to the main frame. 청구항 3에 있어서,
상기 로터프레임은 상기 복수의 단위 로터 각각의 회전수에 따라 상기 메인프레임에 대해 틸팅되는 틸팅각도가 변화되는 것을 특징으로 하는 비행체.The method of claim 3,
The rotor frame is an air vehicle, characterized in that the tilting angle of the tilting angle with respect to the main frame is changed according to the number of revolutions of each of the plurality of unit rotors. 청구항 4에 있어서,
상기 복수의 단위 로터 각각은 상기 동체의 비행 상황에 따라 회전수가 변화되는 것을 특징으로 하는 비행체.The method of claim 4,
Each of the plurality of unit rotors is an air vehicle, characterized in that the number of revolutions is changed according to the flight conditions of the fuselage. 청구항 2에 있어서,
상기 로터프레임은 볼조인트 방식을 포함하는 결합방식으로 상기 메인프레임과 결합되는 것을 특징으로 하는 비행체.The method of claim 2,
The rotor frame is an aircraft, characterized in that coupled to the main frame by a coupling method including a ball joint method. 청구항 2에 있어서,
상기 로터프레임에는 상기 복수의 단위 로터가 상기 메인프레임의 둘레방향을 따라 배치되는 것을 특징으로 하는 비행체The method of claim 2,
In the rotor frame, the plurality of unit rotors are arranged along the circumferential direction of the main frame. 청구항 1에 있어서,
복수의 단위 로터는 상기 메인프레임에 각각 개별적으로 틸팅 가능하게 연결되는 것을 특징으로 하는 비행체.The method of claim 1,
A plurality of unit rotors are air vehicles, characterized in that each individually tiltably connected to the main frame. 청구항 2에 있어서,
상기 로터프레임은 상기 단위 로터가 위치되는 복수의 단위프레임을 포함하며, 상기 복수의 단위프레임은 하나의 중심점을 기준으로 틸팅가능한 것을 특징으로 하는 비행체.The method of claim 2,
The rotor frame includes a plurality of unit frames in which the unit rotor is located, and the plurality of unit frames are tiltable based on one center point. 청구항 9에 있어서,
상기 복수의 단위프레임은 상기 중심점을 기준으로 각각 개별적으로 틸팅되며, 상기 단위 로터는 상기 단위프레임에 틸팅가능하게 연결되는 것을 특징으로 하는 비행체.The method of claim 9,
The plurality of unit frames are individually tilted based on the center point, and the unit rotor is tiltably connected to the unit frame. 청구항 1에 있어서,
상기 동체의 양측에는 한 쌍의 주날개가 마련되며, 상기 복수의 로터그룹 각각은 상기 메인프레임이 상기 동체의 주날개에 연결되는 것을 특징으로 하는 비행체.The method of claim 1,
A pair of main wings are provided on both sides of the fuselage, and the main frame of each of the plurality of rotor groups is connected to the main wing of the fuselage. 청구항 11에 있어서,
상기 메인프레임은 상기 주날개에 틸팅 가능하게 연결되는 것을 특징으로 하는 비행체.The method of claim 11,
The main frame is an aircraft, characterized in that tiltably connected to the main wing. 청구항 11에 있어서,
상기 주날개의 양단에는 각각 연장되고 상기 주날개와 상기 메인프레임을 연결하는 지지프레임이 마련되며, 상기 로터그룹은 상기 지지프레임에 각각 2개 이상 마련되는 것을 특징으로 하는 비행체.The method of claim 11,
An air vehicle, characterized in that a support frame is provided at both ends of the main wing and connects the main wing and the main frame, and two or more rotor groups are provided on the support frame, respectively. 청구항 1에 있어서,
상기 로터그룹은 상기 동체를 기준으로 전방측과 후방측에 각각 마련되는 것을 특징으로 하는 비행체.The method of claim 1,
The rotor group is characterized in that each provided on the front side and the rear side relative to the fuselage. 청구항 1에 있어서,
상기 로터그룹은 상기 메인프레임의 둘레방향을 따라 배치되는 적어도 4개의 단위 로터를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체.The method of claim 1,
The rotor group is an air vehicle, characterized in that it comprises at least four unit rotors disposed along the circumferential direction of the main frame.
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