WO2010005202A2 - 삼엽 하방날개형 비행체 - Google Patents

삼엽 하방날개형 비행체 Download PDF

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WO2010005202A2
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adjusting
blade
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최기남
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Choi Key Nam
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    • B64U70/80—Vertical take-off or landing, e.g. using rockets

Definitions

  • the present invention relates to a downward wing type aircraft which is a type of unmanned rotorcraft.
  • a downward wing type vehicle is generally composed of a propeller and an adjusting wing, and rotates the propeller with power and adjusts the adjusting wing to raise and lower the aircraft, move forward and backward, stop, turn left and right, and move forward. Is a vehicle that performs its flight.
  • Conventional downward wing type aircraft are provided with a plurality of pairs of fixed plates for carrying out a flight, and several pairs of forward and backward adjustment wings and left and right rotations for controlling front and rear swings and left and right swings under the fixed plates. It requires complicated structure and adjustment to separate and adjust the adjusting wings and install them at 90 degrees.
  • the number of forward and backward adjustment blades and the left and right adjustment blades move to the left and right with respect to the vertical plane, respectively, and thus the distance between adjacent adjustment blades is closer, and the wind around the adjustment blades is affected by the wind generated around the adjacent adjustment blades.
  • the flow was not uniform, there was a problem of instability and power efficiency deterioration of the aircraft.
  • Another downward wing type of the fixed plate and the adjustment wing structure consists of four fixed fixed plate and two adjustment wings to adjust the aircraft by combining the adjustment wings, but the left and right flight was difficult to fly. And because the adjacent fixed plate and the control blades are made at an angle of 90 degrees, the distance between the adjacent fixed plate and the adjustment blades is close, the adjustment wing has a problem that the flow of wind is not uniform due to the influence of the wind generated around the adjacent adjustment blades.
  • the present invention has been devised to solve the problems as described above, in order to perform the flight of the aircraft in the past, but separately mounted in a pair of fixed plate and several pairs of left and right adjustment blades and forward and backward adjustment wings,
  • the present invention consists of only three pairs of single-leaf monoliths, and the fixing plate and the adjusting blade are installed at 120 degrees, so that the distance between the adjacent fixing plates is wider than 90 degrees, and the wind around the adjusting blade is caused by the wind generated around the adjacent adjusting blade.
  • each fixing plate is inclined with respect to the vertical and protrudes so that half torque is eliminated, and the lower part is flatly grooved so that the adjustment blade shaped like a square plate is installed, and the rear side of the fixing plate is streamlined. It evens the wind and protects the adjusting blade.
  • the present invention can simplify the structure and adjustment of the aircraft by providing the configuration of the fixed plate and the adjustment wings of the new concept, it is possible to increase the power efficiency of the aircraft to increase the flight time, and also to reduce the weight and volume of the aircraft Since the aircraft can be miniaturized, it provides a three-blade downward wing type aircraft that performs flight such as rising and falling, left and right rotation, stop, forward and backward, left forward and rightward flight in a narrow place as well as outdoors. Its purpose is to.
  • the present invention the three-blade lower wing type aircraft, the fixed pitch propeller horizontally centered on the central axis, the power unit is installed on the central axis of the propeller, the control unit, adjustment on the lower part of the central axis of the propeller It is equipped with three pairs of fixed plates including wings, circular frame and leg plate.
  • One end of the first fixing plate, the second fixing plate, and the third fixing plate, each of which is fixed to the control unit, is mounted to the control unit, and the other end is mounted on the circular frame and the leg plate, and the leg plate is a circle. It is fixed under the mold and attached vertically.
  • each fixing plate is a vertically flat surface
  • the middle part is inclined with respect to the vertical and protrudes to remove some of the anti-torque
  • the lower part is flatly grooved to hinge the square-shaped adjusting wing.
  • the rear of the fixed plate is streamlined to facilitate the flow of wind, and the first, second and third adjustment blades are configured to be independently adjusted by the adjusting device connected to the control unit contained in the control unit. It is characterized by.
  • control unit the fixed plate, the circular frame and the leg plate is connected to each other has a structure that does not need another support.
  • the distance between the adjacent adjustment wings is increased by 120 degrees, which is greater than 90 degrees, and the distance between adjacent adjustment wings is widened.
  • the adjustment wings are installed on the lower part of the fixed plate with the hinge to move only on the left side in the vertical plane to protect the adjustment wings. Is characterized in that to solve the problem of the non-uniform flow of wind generated by the adjacent.
  • FIG. 1 is a perspective view of a three-lobed wing wing aircraft of the present invention
  • FIG. 2 is a perspective view of a portion of FIG. 1 removed and a portion of the first fixing plate cut away.
  • Figure 3 is a conceptual view from above to simplify the state of the wing when the aircraft is advancing
  • Figure 4 is a conceptual view from above to simplify the state of the wing when the aircraft reversing
  • Figure 6 is a conceptual view from above to simplify the state of the right wing wing of the aircraft
  • FIG. 7 is a cross-sectional view and a partial schematic view showing the components of an embodiment of the present invention.
  • a propeller (2) which is a fixed pitch, is installed horizontally around the central axis (1), the upper portion of the central axis (1) of the propeller (2) has a power unit (3), and a control unit (4) at the bottom.
  • the first fixing plate 11, the second fixing plate 12, and the third fixing plate 13 are each divided at an angle of 120 degrees so that one end thereof is fixedly attached to the controller vertically, and the other The first end is fixedly attached to the circular frame 5 and the leg plates 31, 32, and 33, and is first adjusted by the adjusting device 50 according to the control device installed in the control unit 4.
  • the blade 21, the 2nd adjustment blade 22, and the 3rd adjustment blade 23 are comprised in the front surface of the lower part of each fixed plate 11, 12, 13, and is comprised.
  • the circular frame 5 is a passage through which the wind generated by the rotation of the propeller 2 is well transmitted downward, and the fixing plates 11, 12, 13 and the leg plates 31, 32, 33 are fixed. It is a frame of a vehicle that has a circular ring shape attached to it.
  • the central shaft 1 is fixed to the power unit 3 and the control unit 4 in the shape of a circular pipe, and is connected to the power line 3 and the control unit 4 because the inside thereof is empty.
  • the leg plates 31, 32 and 33 protect the control blades 21, 22 and 23 and the fixed plates 11, 12 and 13 during takeoff and landing of the aircraft, and are transmitted downward by the rotation of the propeller 2. It is widely installed around the circular frame under the circular frame 5 so that the flow of wind is well transmitted to the adjusting blades 21, 22, 23 and the fixing plates 11, 12, 13.
  • the fixing plate (11, 12, 13) is firmly fixed to each other and attached to the control unit 4, the circular frame (5) and the leg plates (31, 32, 33), even if no separate support is installed It serves as a support.
  • the present invention by distributing the weight of the aircraft in the upper and lower centered around the central axis (1) of the fixed pitch propeller (2), the center of gravity of the aircraft is to place the center of gravity at the position where the center axis and the propeller meet By distributing the total weight above and below, the restoring force of the vehicle itself facilitates the equilibrium stability of the vehicle.
  • FIG. 2 removes the circular frame 5 and the leg plates 31, 32, 33 from FIG. 1 to show the position and arrangement of the first, second and third adjustment blades 21, 22, 23.
  • the first, second, and third fixing plates 11, 12, and 13 with adjusting blades 21, 22, and 23 are divided at 120 degree angles, and one end thereof is fixed vertically to the controller 4, It is installed.
  • the first fixing plate 11 cuts a part of the first fixing plate 11 to show a part of the first adjusting blade 21 and shows the dotted line.
  • the first, second and third adjustment blades 21, 22 and 23 are mounted below the front surface of the first, second and third fixing plates 11, 12 and 13, respectively.
  • the grooves of the bottom of the fixing plate are wide and flat so that they can be moved by the device 50, so that each of the adjusting blades having the shape of a square plate is connected to the adjusting device 50 and the hinge 40 by the first, second and third fixing plates. It is attached to (11, 12, 13), respectively.
  • the first, second and third adjustment blades 21, 22 and 23 are installed on the front of the lower part of the first, second and third fixing plates 11, 12 and 13 and are moved to the left by the adjusting device 50. It is equipped to adjust independently within 45 degrees.
  • the horizontal width of each of the adjustment blades (21, 22, 23) is a little shorter than the length between the leg plate in the control unit is installed so as not to touch the control unit and the leg plate while moving the adjustment blade.
  • each fixing plate is composed of three parts, the upper part, the middle part, the lower part, as shown in the hatched cross-sectional view of the end section of the second fixing plate 12 of FIG. It is vertical to pass through, and the middle part is inclined obliquely and protrudes forward.
  • the wind generated from the rotation of the propeller hits the inclined surface, which is the middle part of the fixed plate, to offset part of the anti-torque of the aircraft.
  • the adjusting blade is provided with a hinge so that the adjusting blade is moved by the adjusting device 50 in a flat groove shape.
  • the back of each fixed plate is streamlined to play a natural flow of wind and to protect the control wing.
  • the ratio between the inclined area of the front middle part of the fixed plate and the adjustment blade area can be 2: 1 or 5: 1 if necessary, but the ratio between 3: 1 and 4: 1 is appropriate. It became.
  • the first adjustment blade 21 is at the position i
  • the second adjustment blade 22 is at the t position
  • the third adjustment blade 23 is at the z position, thereby greatly increasing the angle of the adjustment blade.
  • the force of the wind directed downward by the rotation of the propeller 2 is the inclined surface of each fixed plate (11, 12, 13), the first adjustment blade (21), the second adjustment blade (22) and the third adjustment blade ( 23) and reacts with a force greater than the anti-torque of the aircraft, so the aircraft rotates counterclockwise to fly the left the fastest.
  • the angle of the adjusting blade is adjusted small.
  • the force of the wind which is directed downward by the rotation of the propeller 2 acts on the inclined surface of each fixed plate, the first adjusting blade 21, the second adjusting blade 22, and the third adjusting blade 23, so Repulsion with less force causes the aircraft to rotate clockwise and fly right the fastest.
  • the speed of the left turn and the right turn can be adjusted to increase or decrease the speed of the left and right turn of the vehicle by adjusting the angle of the adjustment blade large or small.
  • the air vehicle moves downward in the direction of the arrow as shown in FIG. 3, and the forward flight is referred to as moving backward in the direction of the arrow as shown in FIG. 4, and the left flight is moved to the left in the direction of the arrow as shown in FIG. 5.
  • moving to the right in the direction of the arrow as shown in Figure 6 is called a right flight.
  • the first adjusting blade 21 is in the i position
  • the second adjusting blade 22 is in the t position
  • the third adjusting blade 23 is x.
  • the third adjustment blade (23) ) Is a vertical form, so that it is not subjected to the wind, and the aircraft generates a force to incline in the direction of the arrow, and the vehicle becomes inclined to fly forward in the direction of the arrow.
  • the first adjusting blade 21 is in the position of g
  • the second adjusting blade 22 is in the position of r
  • the third adjusting blade is When adjusting (23) to the z position, the first adjusting blade 21 and the second adjusting blade 22 become vertical to avoid the wind, and the third adjusting blade 23 has a large angle to increase the number.
  • the aircraft When the wind is received, the aircraft generates a force to tilt in the direction of the arrow, and the vehicle is inclined to fly backward in the direction of the arrow.
  • the first adjustment blade 21 is set to the position i
  • the second adjustment blade 22 is set to the r position
  • the third adjustment blade ( 23) is adjusted to the y position, against the wind generated by the rotation of the propeller
  • the first adjustment blade 21 receives the most wind
  • the second adjustment blade 22 is vertical
  • the third adjustment blade 23 is inclined at the same slope as the lower part of the fixed plate and receives a moderate wind so that the aircraft generates a force to be inclined in the direction of the arrow and the aircraft is inclined. You will be in a true position and will fly left in the direction of the arrow.
  • the first adjusting blade 21 is in the g position
  • the second adjusting blade 22 is in the t position
  • the third When the adjustment blade 23 is adjusted to the position of y, the aircraft generates a force to be inclined in the direction of the arrow and the vehicle is inclined to fly to the right in the direction of the arrow.
  • the first adjustment blade 21, the second adjustment blade 22, and the third adjustment blade having three adjustment blades for flight adjustment such as stop, left turn, right turn, forward, backward, left turn and right turn of the vehicle It is possible by controlling the adjusting blade 23 independently, and the speed of the vehicle can be changed by adjusting the angle of each adjusting blade little by little as necessary.
  • the present invention by installing the three pairs of the fixed plate including the adjustment blades integrally formed by 120 degrees, it is possible to reduce the influence of the wind due to the adjustment blades adjacent, thereby the structure of the aircraft Simple and easy to adjust the size and weight can be reduced than the conventional lower wing type aircraft to increase the power efficiency has the effect of increasing the flight time of the aircraft.
  • the aircraft can be miniaturized to fly in indoors and narrow places, and can perform functions such as stop, left turn, right turn, forward, backward, left turn and right turn with only three adjustment wings.
  • FIG. 7 is a view illustrating an example in which a cross section of a vehicle is cut by mounting the camera 6 to the controller 4 based on the configuration of the present invention described above, and the power source 61 around the fixed pitch propeller 2.
  • the installed power unit 3 is disposed above the central axis 1 of the propeller 2, and the external gear 64, the remaining portion of the vehicle, and the power unit 62 below the central axis 1 of the propeller 2.
  • a control unit 4 equipped with a power gear 63, a control unit 7 and a camera 6, and adjusting blades 21, 22, 23, fixing plates 11, 12, 13 and leg plates 31 , 32, 33) and the like, and distribute the weight of the total vehicle to the upper and lower parts so that the center of gravity is near the central axis 1 of the fixed pitch propeller (2).
  • control unit is transmitted to the power via the connection line 8 connected to the power source to control the power unit 62, and is fixed to the shaft of the power unit 62
  • the external gear 64 meshed with the power gear 63 rotates at the same time so that the fixed pitch propeller 2 rotates so that the vehicle moves up and down and adjusts the adjusting wings to fly.
  • the power of the power unit 3 is transmitted to the control unit 4 via a connecting line 8 penetrating through the central axis 1 of the pipe form.
  • the power unit 3 and the control unit 4 may be installed by changing the position according to the balance and design of the weight so that the center of gravity is near where the propeller 2 and the central axis 1 meet. Position can also be installed under the control unit 4 or above the power unit 3 as necessary to facilitate reconnaissance and monitoring.
  • the built-in position recognition device in the present invention to recognize the position and direction of the aircraft, and by installing a flashing light in front of a fixed fixed plate to identify the position of the fixed plate during the flight of the aircraft.
  • the aircraft without performing a complicated installation of a plurality of fixed plate and a plurality of adjustment wings in order to perform the flight of the aircraft, by adjusting the three pairs of fixed plates including the adjustment blade at an angle of 120 degrees
  • the aircraft can be raised and lowered, left and right, stop, forward and backward, left and right forward, etc., which makes the structure of the aircraft simpler and easier to adjust, which is more power efficient than the conventional lower wing type aircraft.
  • the structure and adjustment of the aircraft can be simplified, and the size and weight of the aircraft can be reduced, so that the aircraft can be miniaturized, allowing for flight in indoor and narrow spaces, and equipped with surveillance equipment for reconnaissance and surveillance. There is an effect that facilitates.

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Abstract

종래의 하방날개형 비행체는 여러 쌍의 고정판과 전후진 조정날개 및 좌우회전 조정날개를 각각 장착하여 조정하는 복잡한 구조로 비행체의 무게와 부피가 대형화하게 되어 실내에서 정찰 및 감시에 어려운 문제점이 있었고, 또한 다른 비행체는 좌측진과 우측진 비행이 어렵고, 조정날개와 고정판이 서로 인접하게 설치되어 서로 바람의 영향으로 인해 바람의 흐름이 균일하지 않은 문제점이 있었다. 본 발명은 고정피치 프로펠러와 조정날개를 장치한 3쌍의 고정판을 120도로 설치한 것을 특징으로 하는 비행체로서, 비행체의 반토크, 정지, 전후진, 좌우회전, 좌측진, 우측진 등의 비행을 가능하게 하고, 협소한 장소에서 정찰과 감시를 가능하게 한 비행체로서, 비행체의 구조와 조정을 간단하게 하여 무게와 크기를 줄일 수 있어 동력효율을 높일 수 있는 삼엽 하방날개형 비행체를 제공한다.

Description

[규칙 제26조에 의한 보정 11.09.2009]　삼엽 하방날개형 비행체
본 발명은 무인 회전익기의 한 종류인 하방날개형 비행체에 관한 것이다.
하방날개형 비행체는 일반적으로 프로펠러와 조정날개로 구성되어 있는 비행체로서, 동력으로 프로펠러를 회전하고 조정날개를 조정하여 비행체의 상승 및 하강, 전진 및 후진, 정지, 좌우회전, 좌측진 및 우측진 등의 비행을 수행하는 비행체이다.
종래의 하방날개형 비행체는 비행의 수행을 위해, 여러 쌍으로 이루어진 다수의 고정판을 설치하고, 고정판 아래에 비행체의 앞 뒤 흔들림과 좌우의 요동을 제어하기 위한 여러 쌍의 전후진 조정날개와 좌우회전 조정날개를 각각 분리하여 90도로 배치하여 장착하는 복잡한 구조와 조정을 필요로 한다.
여기서 다수의 전후진 조정날개와 좌우회전 조정날개는 각각 수직면에 대하여 왼쪽과 오른쪽으로 움직이게 되어 있어, 때로는 인접한 조정날개의 거리가 가까워져, 인접한 조정날개 주위에서 발생한 바람의 영향으로 조정날개 주위의 바람의 흐름이 균일하지 않아 비행체의 불안정과 동력효율 저하의 문제점이 있었다.
또 다른 하방날개형 비행체의 고정판과 조정날개의 구조는 4개의 고정된 고정판과 2개의 조정날개로 구성되어 조정날개를 조합하여 비행체를 조정 하지만, 좌측진과 우측진 비행이 어려운 문제점이 있었다. 그리고 인접한 고정판과 조정날개가 90도 각도로 이루어져 인접한 고정판과 조정날개의 거리가 가까움으로 인하여, 조정날개는 인접한 조정날개 주위에서 발생한 바람의 영향으로 인하여 바람의 흐름이 균일하지 않은 문제점이 있었다.
그리고, 오래전부터 종래의 하방날개형 비행체보다 동력효율이 높고 체공시간이 긴 비행체와 비행체를 소형화하여 실외에서 뿐만 아니라 협소한 장소에서 정찰 및 감시 등의 목적을 수행하는 하방날개형 비행체를 꾸준히 필요로 하여 왔다.
따라서 본 발명은 상기한 바와 같은 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로서, 비행체의 비행을 수행하기위해 종래에는 여러 쌍의 고정판과 여러 쌍의 좌우회전 조정날개 및 전후진 조정날개로 각각 분리하여 장착하였으나, 본 발명은 고정판과 조정날개를 단지 3쌍의 단엽 일체형으로 구성하여 각각 120도로 설치함으로, 인접한 고정판과의 거리를 90도 보다 넓게 설치하여 인접한 조정날개 주위에서 발생한 바람의 영향으로 조정날개 주위의 바람의 흐름을 보다 균일하게 하고, 조정날개를 조합하여 비행체의 비행을 수행하고 조정하는 방법을 제시한다.
또한 각각의 고정판의 중간부분은 수직에 대하여 경사지게 기울어져 돌출되어 있어 반 토크를 일부 제거하고, 아랫부분은 평편하게 홈이 파여 있어 네모판 모양을 한 조정날개를 장치하고, 그 반대편 후면은 유선형으로 하여 바람의 흐름을 균일하게 하고 조정날개를 보호한다.
따라서 본 발명은 새로운 개념의 고정판과 조정날개의 구성을 제공하여 비행체의 구조와 조정을 간단하게 함으로, 비행체의 동력효율을 높일 수 있게 되어 체공시간 늘릴 수 있고, 또한 비행체의 무게와 부피를 줄일 수 있게 되어 비행체를 소형화 할 수 있어, 실외에서 뿐만 아니라 협소한 장소에서 비행체의 상승 및 하강, 좌우회전, 정지, 전진 및 후진, 좌측진과 우측진 등의 비행을 수행하는 3엽 하방날개형 비행체를 제공하는데 그 목적이 있다.
상기한 목적을 달성하기 위해 본 발명인 3엽 하방날개형 비행체는, 중심축을 중심으로 고정피치 프로펠러를 수평으로 장치하고, 프로펠러의 중심축 상부에는 동력부를 장치하고, 프로펠러의 중심축 하부에는 제어부, 조정날개를 포함한 3쌍의 고정판, 원형틀과 다리판을 장치한다.
제어부를 중심으로 제 1 고정판, 제 2고정판 및 제 3고정판이 각각 120도 각도로 한 쪽 끝단은 제어부에 고정되어 장치되고, 그리고 다른 쪽 끝단은 원형틀과 다리판에 장착되고, 다리판은 원형틀의 아래에 고정되어 세로로 부착되어 있다.
각각의 고정판의 전면 윗부분은 수직하게 평편한 면이고, 중간부분은 수직에 대하여 경사지게 기울어져 돌출되어 있어 반 토크를 일부 제거하고, 아랫부분은 평편하게 홈이 파여 있어 네모판 모양을 한 조정날개를 힌지로 각각 장치하고, 고정판의 후면은 유선형으로 바람의 흐름이 용이 하도록 하고, 제어부에 함유된 제어장치에 연결돤 조정장치에 의해 제 1 , 제 2 및 제 3 조정날개가 독립적으로 조정되도록 장치되어 구성되는 것을 특징으로 한다.
그리고 제어부와 고정판과 원형틀과 다리판이 서로 연결되어 또 다른 지지대가 필요하지 않은 구조로 되어 있다.
또한 인접한 조정날개와의 배치를 90도보다 큰 120도 하여 인접한 조정날개와의 거리를 넓게 하고, 조정날개를 수직면에서 왼쪽 한편에서만 움직이게 힌지로 고정판 아랫부분에 설치하여 조정날개를 보호하고, 조정날개가 인접함으로 인하여 발생하는 바람의 흐름이 균일하지 않은 문제점을 해소하는 것을 특징으로 한다.
도 1은 본 발명의 3엽 하방날개형 비행체의 사시도
도 2는 도 1의 일부를 제거하고 제 1고정판의 일부분을 절단한 사시도
도 3은 비행체의 전진시 날개의 상태를 단순화하여 위에서 본 개념도
도 4는 비행체의 후진시 날개의 상태를 단순화하여 위에서 본 개념도
도 5는 비행체의 좌측진시 날개의 상태를 단순화하여 위에서 본 개념도
도 6은 비행체의 우측진시 날개의 상태를 단순화하여 위에서 본 개념도
*도 7은 본 발명의 실시 예의 구성 요소를 나타낸 단면도 및 일부생략도
<도면의 주요부분에 대한 부호의 설명>
1 : 중심축 2 : 프로펠러
3 : 동력부 4 : 제어부
5 : 원형틀 6 : 카메라 7 : 제어장치
8 : 연결선 11 : 제 1고정판
12 : 제 2고정판 13 : 제 3고정판
*21 : 제 1조정날개 22 : 제 2조정날개
23 : 제 3조정날개 31 : 제 1다리판
32 : 제 2다리판 33 : 제 3다리판
40 : 힌지 50 : 조정장치
61 : 동력원 62 : 동력장치
63 : 동력기어 64 : 외접기어
상기한 바와 같은 목적을 실현하기 위한 본 발명의 전체적인 구조를 도 1 을 참고하여 설명하면 다음과 같다.
본 발명은 중심축(1)을 중심으로 고정피치인 프로펠러(2)가 수평으로 장치되어 있고, 프로펠러(2)의 중심축(1) 상부에는 동력부(3)가 있으며, 하부에는 제어부(4)가 있는 구조로서, 제 1 고정판(11), 제 2고정판(12) 및 제 3고정판(13)이 각각 120도 각도로 분할되어 차례로 한 쪽 끝단은 제어부에 세로로 고정되어 부착되어 있고, 다른 쪽 끝단은 원형틀(5)과 다리판(31, 32, 33)에 세로로 고정되어 부착되어 있으며, 제어부(4)에 장치한 제어장치에 따라 조정장치(50)에 의해 조정되는 제 1조정날개(21), 제 2조정날개(22) 및 제 3조정날개(23)가 각각의 고정판(11, 12, 13) 아랫부분의 전면에 장치되어 있는 구성으로 되어 있다.
본 구성에서, 원형틀(5)은 프로펠러(2)의 회전으로 인해 발생한 바람이 아래로 잘 전달되도록 하는 통로이고, 고정판(11, 12, 13)과 다리판(31, 32, 33)이 고정되어 부착된 원형 고리모양을 한 비행체의 틀이다.
중심축(1)은 도 7의 단면도와 같이, 원형 파이프 모양으로 동력부(3)와 제어부(4)에 고정되어 내부가 비어있어 동력부(3)와 제어부(4)를 연결하는 연결선(8)의 통로로 사용되고, 외부는 동력장치에 의해 반시계 방향으로 회전하는 프로펠러(2) 등을 장착하는 축이다.
다리판(31, 32, 33)은 비행체의 이륙과 착륙 시 조정날개(21, 22, 23) 및 고정판(11, 12, 13)을 보호하는 동시에, 프로펠러(2)의 회전으로 아래로 전달되는 바람의 흐름이 조정날개(21, 22, 23) 및 고정판(11, 12, 13)에 잘 전달되도록 원형틀(5) 아래에 원형틀 주위에 넓게 설치된다.
또한, 고정판(11, 12, 13)이 제어부(4)와 원형틀(5) 및 다리판(31, 32, 33)에 서로 견고하게 고정되어 부착되어 있으므로, 별도의 지지대를 설치하지 않아도 비행체의 지지대 역할을 함께하고 있다.
본 발명은 고정피치 프로펠러(2)의 중심축(1)을 중심으로 상부와 하부에 비행체의 무게를 분산하여 설치함으로써, 비행체의 무게중심은 중심축과 프로펠러가 만나는 위치에 무게중심을 두도록 비행체의 총 무게를 상부와 하부로 분산함으로써, 비행체 자체의 복원력만으로도 비행체의 평형안정을 용이하게 할 수 있게 한다.
도 2는 제 1 , 제 2 및 제 3조정날개(21, 22, 23)의 위치와 장치된 모양을 보이기 위해, 도 1에서 원형틀(5)과 다리판(31, 32, 33)을 제거하여 제 1 , 제 2 및 제 3고정판(11, 12, 13)과 제 1 , 제 2 및 제 3조정날개(21, 22, 23)의 구조를 보인 사시도로서, 제 1 , 제 2 및 제 3조정날개(21, 22, 23)가 부착된 제 1 , 제 2 및 제 3고정판(11, 12, 13)이 각 각 120도 각도로 분할되어 한 쪽 끝단이 제어부(4)에 세로로 고정되어 설치되어 있다.
그리고 제 1고정판(11)은 제 1조정날개(21)의 일부를 보여주기 위해 제 1고정판(11)의 일부를 절단하여 점선으로 보여준다.
도 2 에 나타낸 바와 같이, 제 1 , 제 2 및 제 3조정날개(21, 22, 23)는 제 1 , 제 2 및 제 3고정판(11, 12, 13)의 전면 아래에 각각 장착되고, 조정장치(50)에 의해 움직일 수 있도록 고정판 아랫부분이 넓게 평편한 홈이 파여 있어, 네모판 모양을 한 각각의 조정날개가 조정장치(50) 및 힌지(40)로 제 1 , 제 2 및 제 3고정판(11, 12, 13)에 각각 장착되어 있다.
제 1 , 제 2 및 제 3조정날개(21, 22, 23)는 제 1 , 제 2 및 제 3고정판(11, 12, 13) 아랫부분의 전면에 설치되어 조정장치(50)에 의해 왼쪽으로 45도내에서 독립적으로 조정하도록 장치되어 있다. 또한, 각 조정날개(21, 22, 23)의 가로 폭은 제어부에서 다리판 사이의 길이 보다 조금 짧게 하여 조정날개가 움직이면서 제어부와 다리판에 닿지 않도록 설치한다.
또한, 각 고정판의 전면은 세 부분인 윗부분, 중간부분, 아랫부분으로 이루어져 있으며, 도 2의 제 2고정판(12) 끝 단면의 빗금을 한 단면도와 같이, 전면 윗부분은 바람이 아래로 저항을 받지 않고 통하도록 수직면이고, 중간 부분은 경사지게 기울어져 앞으로 돌출되어 있는 모양으로 프로펠러의 회전으로 아래로 발생하는 바람이 고정판의 중간부분인 경사진 면에 부딪혀 비행체의 반 토크의 일부를 상쇄하도록 설치되어 있고, 고정판의 전면 아랫부분에는 조정날개가 장치되도록 평편하게 홈이 파여 있는 모양으로 조정날개가 조정장치(50)에 의해 움직이도록 힌지로 장치되어 있다. 그리고 각 고정판의 후면은 유선형으로 바람의 흐름을 자연스럽게 하고, 조정날개를 보호하는 역할을 담당한다.
여기서 일반적으로 실험상 고정판의 전면 중간 부분의 경사진 면적과 조정날개의 면적 비는 필요에 따라 2 : 1 또는 5 :1 의 면적비도 가능하나 3 : 1 과 4 : 1 내의 비율이 적당함을 알게 되었다.
그러면, 이제부터 비행체의 비행방법을 그림을 통해 설명하기로 한다.
우선 비행체의 정지비행과 좌우회전 비행을 도 1, 도 2및 도 3을 참고하여 설명하면, 동력부(3)의 동력으로 프로펠러(2)를 반시계 방향으로 회전 할 때, 비행체는 프로펠러의 회전에 의한 반 토크로 인하여 시계방향으로 회전하게 된다.
이때, 프로펠러(2)의 회전으로 인한 반 토크를 상쇄하고 비행체가 회전하지 않도록 하기 위한 방법으로, 도 2의 그림과 같이 수직면에 대하여 각 고정판 중간부분인 경사면의 기울기와 각 조정날개의 기울기가 같게 되도록 제 1조정날개(21)는 h의 위치에, 제 2조정날개(22)는 s의 위치에, 제 3조정날개(23)는 y의 위치로 조정하면, 프로펠러(2)의 회전으로 발생하는 아래로 향하는 바람이 각 고정판(11, 12, 13)의 경사면과 제 1조정날개(21), 제 2조정날개(22) 및 제 3조정날개(23)에 작용하여 비행체의 반 토크를 상쇄하게 되어 비행체는 회전하지 않고 정지비행 상태에 있게 된다.
이와 같은 원리로, 제 1조정날개(21)는 i의 위치에, 제 2조정날개(22)는 t의 위치에, 제 3조정날개(23)는 z의 위치에 두어 조정날개의 각도를 크게 조정하면, 프로펠러(2)의 회전으로 아래로 향하는 바람의 힘이 각 고정판(11, 12, 13)의 경사면과 제 1조정날개(21), 제 2조정날개(22) 및 제 3조정날개(23)에 작용하여 비행체의 반 토크 보다 더 큰 힘으로 반발하므로 비행체는 반시계방향으로 회전하여 가장 빠르게 좌회전 비행하게 된다.
반대로, 제 1조정날개(21)는 g의 위치에, 제 2조정날개(22)는 r의 위치에, 제 3조정날개(23)는 x의 위치에 두어 조정날개의 각도를 작게 조정하면, 프로펠러(2)의 회전으로 아래로 향하는 바람의 힘이 각 고정판의 경사면과 제 1조정날개(21), 제 2조정날개(22) 및 제 3조정날개(23)에 작용하여 비행체의 반 토크 보다 더 작은 힘으로 반발하므로 비행체는 시계방향으로 회전하여 가장 빠르게 우회전 비행하게 된다.
그리고 좌회전과 우회전의 속도는 조정날개의 각도를 크게 또는 작게 조정함으로서 비행체의 좌회전과 우회전의 속도를 크게 또는 작게 조정할 수 있다.
도 3, 도 4, 도 5 및 도 6의 그림은 각 각의 조정날개(21, 22, 23)의 위치가 같은 위치에 놓인 상태에서 비행체의 전진, 후진, 좌측진, 우측진 비행의 조정을 보이기 위한 그림으로, 도 1의 프로펠러, 동력부, 원형틀, 다리판을 제거하고, 비행체를 제어부와 고정판과 조정날개를 단순화 하여 조정날개의 상태를 위에서 바라본 개념도이다.
이어서, 전진과 후진, 좌측진과 우측진 비행의 원리를 도 3, 도 4, 도 5 및 도 6을 참조하여 설명하면, 비행체의 전진과 후진, 좌측진과 우측진 비행의 조정은 제 1조정날개(21), 제 2조정날개(22) 및 제 3조정날개(23)의 각도를 서로 다르게 조정함으로써 가능하게 된다. 여기서, 편의상 비행체가 도 3과 같이 화살표 방향인 아래로 움직이는 것을 전진 비행이라 하고, 도 4와 같이 화살표 방향인 위로 움직이는 것을 후진 비행이라 하고, 도 5와 같이 화살표 방향인 왼쪽으로 움직이는 것을 좌측진 비행이라 하고, 도 6과 같이 화살표 방향인 오른쪽으로 움직이는 것을 우측진 비행이라 한다.
도 3과 같이 비행체가 화살표 방향으로 전진 비행하려면, 제 1조정날개(21)를 i의 위치로 하고, 제 2조정날개(22)를 t의 위치로 하며, 제 3조정날개(23)를 x의 위치로 조정하면, 프로펠러의 회전으로 인하여 아래로 발생하는 바람에 대해, 제 1조정날개(21)와 제 2조정날개(22)는 각도가 커져 많은 바람을 받게 되고, 제 3조정날개(23)는 수직한 형태가 되어 바람을 받지 않게 되어 비행체는 화살표 방향으로 기울어지려는 힘이 발생하여 비행체는 기울어진 상태가 되어 화살표 방향으로 전진 비행하게 된다.
또한, 도 4와 같이 동일한 원리로 비행체를 화살표 방향으로 후진 비행하려면, 제 1조정날개(21)를 g의 위치로 하고, 제 2조정날개(22)를 r의 위치로 하며, 제 3조정날개(23)를 z의 위치로 조정하면, 제 1조정날개(21)와 제 2조정날개(22)는 수직한 형태가 되어 바람을 받지 않게 되고, 제 3조정날개(23)는 각도가 커져 많은 바람을 받게 되어 비행체는 화살표 방향으로 기울어지려는 힘이 발생하여 비행체는 기울어진 상태가 되어 화살표 방향으로 후진 비행하게 된다.
그리고, 도 5와 같이 비행체를 화살표 방향으로 좌측진 비행을 하려면, 제 1조정날개(21)를 i의 위치로 하고, 제 2조정날개(22)를 r의 위치로 하며, 제 3조정날개(23)를 y의 위치로 조정하면, 프로펠러의 회전으로 인하여 아래로 발생하는 바람에 대해, 제 1조정날개(21)는 가장 많은 바람을 받게 되고, 제 2조정날개(22)는 수직한 형태가 되어 바람을 받지 않게 되고, 제 3조정날개(23)는 고정판의 아랫부분과 같은 기울기로 경사한 상태가 되어 중간정도의 바람을 받게 되어 비행체는 화살표 방향으로 기울어지려는 힘이 발생하여 비행체는 기울어진 상태가 되어 화살표 방향으로 좌측진 비행하게 된다.
또한, 동일한 원리로 비행체를 도 6과 같이 화살표 방향으로 우측진 비행을 하려면, 제 1조정날개(21)를 g의 위치로 하고, 제 2조정날개(22)를 t의 위치로 하며, 제 3조정날개(23)를 y의 위치로 조정하면, 비행체는 화살표 방향으로 기울어지려는 힘이 발생하여 비행체는 기울어진 상태가 되어 화살표 방향으로 우측진 비행하게 된다.
상기한 바와 같이, 비행체의 정지, 좌회전, 우회전, 전진, 후진, 좌측진, 우측진 등의 비행 조정이 3개의 조정날개인 제 1조정날개(21), 제 2조정날개(22) 및 제 3조정날개(23)를 독립적으로 제어함으로써 가능하며, 비행체의 속도는 각 조정 날개의 각도를 필요에 따라 조금씩 조정함으로서 비행체의 속도를 변화시킬 수 있다.
상기한 설명과 같이 본 발명에 따르면, 일체로 이루어진 조정날개를 포함한 3쌍의 고정판을 120도로 분할하여 설치하여, 조정날개가 인접함으로 인한 바람의 영향을 줄일 수 있게 되고, 이로 인해 비행체의 구조가 간단하여지고 조정이 용이하게 되어 종래의 하방날개형 비행체 보다 크기와 무게를 줄일 수 있음으로 동력효율을 높일 수 있게 되어 비행체의 체공시간을 늘릴 수 있는 효과가 있다.
또한 비행체를 소형화 할 수 있어 실내 및 협소한 장소에서 비행이 가능하고, 3개의 조정날개만으로 비행체의 정지, 좌회전, 우회전, 전진, 후진, 좌측진, 우측진 등의 기능을 수행할 수 있다.
도 7은 상술한 본 발명의 구성을 바탕으로 제어부(4)에 카메라(6)를 장착하여 비행체의 단면을 잘라 보인 실시예의 그림으로, 고정피치인 프로펠러(2)를 중심으로 동력원(61)을 장치한 동력부(3)를 프로펠러(2)의 중심축(1) 상부에 배치하고, 프로펠러(2)의 중심축(1) 하부에는 비행체의 나머지 부분인 외접기어(64), 동력장치(62), 동력기어(63), 제어장치(7) 및 카메라(6) 등을 장치한 제어부(4)와 조정날개(21, 22, 23), 고정판(11, 12, 13) 및 다리판(31, 32, 33) 등을 배치하여, 고정피치 프로펠러(2)의 중심축(1) 부근에 무게중심이 오도록 총 비행체의 무게를 윗부분과 아랫부분에 분산하여 설치한다.
본 발명의 작동원리는 도 7에 나타낸 실시 예와 같이, 동력원에 연결된 연결선(8)을 통해 동력을 전달받은 제어장치가 동력장치(62)를 제어하고, 동력장치(62)의 축에 고정된 동력기어(63)가 회전하면 동력기어(63)에 맞물려 있는 외접기어(64)가 동시에 회전함으로써 고정피치 프로펠러(2)가 회전하게 되어 비행체는 상승과 하강을 하고 조정날개를 조정하여 비행하게 된다.
여기서, 동력부(3)의 동력은 파이프 형태의 중심축(1)을 관통하는 연결선(8)을 통하여 제어부(4)에 전달된다.
또한, 동력부(3)와 제어부(4)는 프로펠러(2)와 중심축(1)이 만나는 부근에 무게중심이 오도록 무게의 균형과 설계에 따라 위치를 바꾸어 설치할 수 있으며, 카메라(6)의 위치 또한 정찰과 감시를 용이하게 필요에 따라 제어부(4) 아래 또는 동력부(3) 상부에 설치 할 수 있다.
그리고 본 발명에 위치 인식장치를 내장하여 비행체의 위치와 방향을 인식하게 하고, 일정한 고정판 앞에 점멸등을 장치하여 비행체의 비행 중 고정판의 위치를 식별 할 수 있게 한다.
상기한 설명과 같이 본 발명에 따르면, 비행체의 비행을 수행하기위해 다수의 고정판과 다수의 조정날개를 복잡하게 설치하지 않고, 조정날개를 포함한 3쌍의 고정판을 120도 각도로 장치하여 조정날개를 조정하여 비행체의 상승 및 하강, 좌우회전, 정지, 전진 및 후진, 좌측진과 우측진 등의 비행이 가능하여, 비행체의 구조가 간단하여지고 조정이 용이하게 되어, 종래의 하방날개형 비행체 보다 동력효율을 높일 수 있게 되고 나아가 비행체의 체공시간을 늘릴 수 있고, 각각의 3쌍의 고정판과 조정날개를 120도로 분할하여 설치하여 조정날개가 인접함으로 인하여 발생하는 바람의 나쁜 영향을 줄일 수 있게 하는 효과가 있다.
또한, 비행체의 구조와 조정이 간단하게 되어 비행체의 크기와 무게를 줄일 수 있음으로, 비행체를 소형화 할 수 있게 되어, 실내 및 협소한 공간에서의 비행이 가능하고, 감시 장비를 장치하여 정찰과 감시를 용이하게 하는 효과가 있다.

Claims (3)

  1. 하방날개형 비행체에 있어서,
    중심축을 중심으로 수평으로 장치된 고정피치 프로펠러와.
    상기 프로펠러의 중심축 상부에 장착된 동력부와.
    상기 프로펠러의 중심축 하부에 장착된 제어부와,
    상기 제어부는 제어장치를 함유하며,
    상기 제어부를 중심으로 제 1 , 제 2 및 제 3고정판이 차례로 120도의 각도로 한쪽 끝단은 상기 제어부에 다른 끝단은 원형틀과 다리판에 장착되고,
    상기 다리판은 원형틀의 아래에 고정되어 세로로 부착되어 있고,
    상기 제 1 , 제 2 및 제 3고정판의 전면 아랫부분에 제 1 , 제 2 및 제 3 조정날개가 각 각 조정장치와 힌지로 장치되고,
    상기 제어장치에 연결돤 상기 조정장치에 의해 제 1 , 제 2 및 제 3 조정날개가 조정되도록 구성된 것을 특징으로 하는 삼엽 하방날개형 비행체.
  2. 제 1항에 있어서,
    상기 고정피치 프로펠러와 상기 제 1 , 제 2 및 제 3조정날개를 조정하여,
    상기 비행체의 반토크, 상승, 하강, 정지, 후진, 좌회전, 우회전, 좌측진, 우측진 비행을 수행하는 것을 특징으로 하는 삼엽 하방날개형 비행체.
  3. 제 1항에 있어서,
    상기 고정판의 전면 윗부분은 수직하게 평편한 면이고,
    중간부분은 수직에 대하여 경사지게 기울어져 돌출되어 있어 반 토크를 일부 제거하고,
    아랫부분은 평편하게 홈이 파여 있어 네모판 모양을 한 조정날개를 장치하고,
    고정판의 후면은 유선형으로 바람의 흐름이 용이 하도록 이루어진 고정판과 조정날개를 장치한 것을 특징으로 하는 삼엽 하방날개형 비행체.
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