WO2014014136A1 - 동체 이착륙이 가능한 항공기 및 이 항공기의 이착륙 시스템 - Google Patents

동체 이착륙이 가능한 항공기 및 이 항공기의 이착륙 시스템 Download PDF

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WO2014014136A1
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landing
aircraft
take
fuselage
takeoff
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PCT/KR2012/005698
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English (en)
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양동규
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양후영
양현영
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    • B64F1/02—Ground or aircraft-carrier-deck installations for arresting aircraft, e.g. nets or cables
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/80—Energy efficient operational measures, e.g. ground operations or mission management

Definitions

  • the present invention relates to an aircraft capable of fuselage takeoff and landing without a hardening device such as a landing gear and a takeoff and landing system of the aircraft.
  • Landing apparatus is an essential component for takeoff and landing of an aircraft.
  • a stiffening device that is large enough to support a large load is required.
  • increasing the weight of the accelerating device increases the weight of the aircraft, thereby limiting the weight of the accelerating device to reduce the weight of the aircraft.
  • Ascending devices such as landing gears for medium and large passenger aircraft, typically weigh around 4.435-4.445% of the maximum takeoff weight. This is equivalent to about 8 to 10% of the weight of the aircraft, so the accretion device takes up a large portion of the weight of the aircraft. Therefore, if the attachment device can be removed, it is possible to increase the economic effect in the aviation industry, such as the weight reduction effect of other members in addition to the effect due to the weight reduction of the attachment device.
  • the conventional aircraft is taken off only by the thrust of the engine generated in the aircraft consumes a lot of fuel when taking off. Therefore, if the aircraft can provide the energy necessary for takeoff in addition to the thrust of the aircraft when taking off, it is possible to further reduce the weight of the aircraft to further increase the economic effect in the aviation industry.
  • the aircraft body capable of landing and landing can be provided on the bottom of the aircraft fuselage is a landing surface is formed so that the aircraft fuselage is seated on the virtual sliding surface.
  • the aircraft fuselage may be provided with a rail catcher assembly which is docked to a guide rail provided on the virtual sliding surface to support the aircraft fuselage to maintain a moving centerline.
  • the catcher accommodating space may be formed in the aircraft fuselage to accommodate the rail catcher assembly, and the catcher accommodating space may be provided in the catcher accommodating space for acquiring the rail catcher assembly.
  • a catcher correction unit may be provided between the aircraft fuselage and the rail catcher assembly to move the rail catcher assembly in a horizontal direction orthogonal to a sliding direction with respect to the aircraft fuselage.
  • the aircraft body may be provided with a shock absorbing unit for absorbing the impact force due to the contact with the virtual sliding surface.
  • the above-mentioned aircraft body is seated and includes a take-off and landing guide device having a sliding surface to take off and landing while the aircraft body slides in the sliding direction, the sliding surface is the sliding direction of the aircraft body
  • a take-off and landing system of an aircraft provided with a plurality of take-off and landing rollers for driving the aircraft while rotating in accordance with the sliding direction of the aircraft fuselage.
  • the rail catcher assembly provided in the aircraft is docked on the sliding surface body may be provided with a guide rail for guiding take-off and landing of the aircraft along the sliding direction of the aircraft body.
  • the sliding face may be coupled to a take-off and landing unit for elevating the sliding face in a vertical direction.
  • the slide surface may be divided into a take-off and landing slide surface and a running slide surface along the sliding direction of the aircraft fuselage, and the take-off and landing slide surface may include the take-off and landing unit.
  • the landing and landing elevating unit detects the landing speed and the descending speed of the aircraft and controls the landing speed and the descending speed of the aircraft to adjust the descending speed of the sliding surface.
  • the take-off and landing guide device may include: a support installed on the ground; Sliding surface is installed on the upper surface of the support; And a take-off and landing unit configured to be installed between the support and the slide surface to allow the slide surface to move up and down with respect to the support.
  • the lower wheel of the takeoff and landing guide device may further include a moving wheel for moving the takeoff and landing guide device along the ground.
  • the landing position correction unit may be further provided between the aircraft and the landing and landing guide device to move the landing and landing guide device according to the position of the aircraft fuselage.
  • the take-off and landing roller may be provided so that the rotational speed is added to and synchronized with the traveling speed of the aircraft fuselage.
  • one side of the take-off and landing roller may be provided with a roller braking unit for stopping the rotation of the take-off and landing roller.
  • the middle or end of the take-off and landing guide device may be further provided with a body transport trolley for moving the aircraft fuselage from the sliding surface to another place.
  • a plurality of transfer rollers may be provided between the takeoff and landing rollers to rotate in a direction different from the rotation direction of the takeoff and landing roller.
  • the take-off and landing guide device may further include a body lifting unit configured to raise the transfer roller higher than the take-off and land roller so that the aircraft body can be loaded on the body transport trolley.
  • Aircraft capable of taking off and landing of the fuselage according to the present invention and the take-off and landing system of the aircraft are capable of carrying out takeoff and landing by removing the existing heavy lifting device and allowing the aircraft fuselage to be directly seated on the sliding surface, and the other devices associated with the mounting device and the device. It is possible to lower the weight of the aircraft as much as the member. This reduces the fuel consumption of the aircraft and increases the effective space in the aircraft by reducing the oil load while eliminating or reducing the space required for installation of the stiffeners, thereby increasing the economic impact in the aviation industry.
  • the aircraft when the aircraft takes off, in addition to the thrust of the engine generated in the aircraft using the power of the take-off and landing device can reduce the thrust that must be generated in the aircraft.
  • the runway can be reduced by using both the thrust of the aircraft and the power of the takeoff and landing gear, or by using the friction force of the takeoff and landing gear to reduce the length of the runway, thereby increasing the economic effect in the aviation industry. .
  • the aircraft can safely take off and landing can greatly contribute to reducing aircraft accidents.
  • FIG. 1 is a perspective view showing an aircraft capable of taking off and landing in accordance with the present invention from the bottom,
  • FIG. 2 is a front view of the aircraft according to FIG. 1;
  • FIG. 3 is a side view of the aircraft according to FIG. 1;
  • FIG. 4 is an enlarged vertical cross-sectional view of part “A” of FIG. 3, and is a vertical cross-sectional view schematically showing a state where the shock absorbing unit is deployed;
  • FIG. 5 is a front view schematically showing a state where the shock absorbing unit of FIG. 4 is deployed;
  • FIG. 6 is a longitudinal cross-sectional view showing an enlarged portion "B" of Figure 3, a longitudinal cross-sectional view schematically showing a state in which the rail catcher assembly is deployed;
  • FIG. 7 is a schematic front view of the catcher correction unit in the rail catcher assembly of FIG. 6, FIG.
  • FIG. 8 is a perspective view schematically showing a state in which the rail catcher assembly according to FIG. 6 is coupled to a guide rail;
  • FIG. 9 is a schematic view illustrating a process of correcting a moving centerline of an aircraft by a rail catcher assembly according to FIG. 8;
  • FIG. 10 is a perspective view of the take-off and landing guide device according to the present invention from above;
  • Figure 11 is a plan view showing a take-off and landing guide according to Figure 10,
  • FIG. 12 is a cross-sectional view taken along line "I-I" of FIG. 11;
  • FIG. 13 is a sectional view taken along the line “II-II” of FIG. 11;
  • FIG. 14 and 15 are side views showing the lifted state of the takeoff and landing sliding surface in Fig. 11, respectively;
  • 16 is a schematic view showing a position correction unit between the aircraft and takeoff and landing guide device according to the present invention.
  • 17 to 19 is a schematic view showing a process of landing in the take-off and landing guide device aircraft according to the present invention
  • 20 is a plan view showing a process of transferring the aircraft using the transport cart in the takeoff and landing guide device according to the present invention
  • FIG. 21 is a perspective view illustrating a transport cart according to FIG. 20; FIG.
  • Fig. 22 is a sectional view taken along the line “III-III” of Fig. 21, showing the transfer bogie from the front;
  • Figure 1 is a perspective view of the aircraft capable of taking off and landing the fuselage according to the present invention from the bottom
  • Figure 2 is a front view showing the aircraft according to FIG.
  • the aircraft according to the present embodiment has a flat surface on the bottom of the aircraft body 1 so that the bottom of the aircraft body 1 can be directly seated on the virtual sliding surface to take off and land.
  • Landing surface 11 may be formed.
  • the main landing gear is installed on the main wing, and the front landing gear (or also referred to as a nose landing gear) is installed at the potential of the aircraft fuselage.
  • the main landing gear and the front landing gear are removed.
  • a hard surface 11 may be formed such that the bottom of the body 1 is directly seated on the virtual sliding surface. Accordingly, the aircraft of the present exemplary embodiment may be formed in a planar shape compared with a conventional aircraft bottom surface formed in a curved shape.
  • the hard surface 11 may be preferably formed as wide as possible so that the aircraft body 1 can be stably seated on the virtual sliding surface.
  • the area of the hard surface 11 may be appropriately designed in consideration of the weight of the body.
  • the front and rear sides of the aircraft fuselage 1 may be formed in a streamlined shape along the sliding direction to minimize the air resistance and minimize contact impact with the virtual sliding surface so that the aircraft fuselage can take off and land stably. Can be.
  • the aircraft As the landing gear is removed, the aircraft is configured in the form of a so-called high wing aircraft in which the main blade 2 is provided on the upper side of the aircraft fuselage 1 as shown in FIGS. 1 and 2, but the main wing is not shown in the drawing.
  • the engine In a so-called low wing type aircraft provided on the bottom of the aircraft body, the engine may be provided on the upper surface of the main wing. This allows sufficient spacing to be maintained without the wing or engine hitting the ground or virtual sliding surface.
  • the impact surface unit 20 capable of absorbing the impact force may be installed on the rigid surface 11 of the aircraft body 1.
  • the shock absorbing unit 20 can reduce the impact force that may occur when the aircraft body 1 moves at high speed while continuously contacting the upper surface of the roller constituting the virtual sliding surface, as well as the impact force that may occur when landing the fuselage. It may be desirable.
  • Figure 3 is a side view showing the aircraft according to Figure 1
  • Figure 4 is a longitudinal cross-sectional view of the enlarged "A" of Figure 3
  • Figure 5 is a front view schematically showing the deployed state of the shock absorber unit
  • Figure 6 is a longitudinal cross-sectional view showing an enlarged portion "B" of Figure 3
  • Figure 7 6 is a schematic front view of the catcher correction unit in the rail catcher assembly of FIG. 6.
  • the shock absorbing unit 20 uses a part of the rigid surface 11 of the aircraft fuselage 1, or although not shown in the drawing, the interior of the aircraft fuselage 1
  • the member housed in the can also be pulled out to operate when landing.
  • the shock absorbing unit 20 is a shock absorbing plate 21 which is in sliding contact with the virtual sliding surface, and the shock absorbing plate 21 is to be separated or withdrawn from the aircraft body (1) while at the same time absorbing the shock generated during landing ( 21 and the shock absorbing member 22 installed between the aircraft body 1.
  • the shock absorbing member 22 may be an air bag as shown in FIG. 4, but may be formed of a shock absorber or the like.
  • the shock absorbing plate 21 is not limited to a part of the hardening surface 11 but is a part surface forming the lower surface of the aircraft body 1.
  • the buffer plate 21 is preferably made of the entire surface of the buffer plate 21 in consideration of the flow resistance during flight, but the front surface of the buffer plate 21 is formed to be slightly curved so that the slide sliding smoothly when running the virtual sliding surface. May be
  • the buffer plate 21 is formed such that the length D1 of the buffer plate 21 is larger than the distance D2 between the roller shafts so that at least two or more rollers 125 may be simultaneously contacted and supported. It may be desirable to reduce the vibration that may occur when driving the upper surface of the roller 125.
  • the buffer plate 21 may be made of one or a plurality of. In the case of one buffer plate 21 is formed to have a width enough to be long on both sides of the guide rail 124 to be described later, when there are a plurality of buffer plate 21, the guide rail 124 as shown in FIG. It may be advantageous to balance the left and right of the aircraft fuselage 1 respectively on both sides of the plane.
  • the buffer member 22 may be made of one or a plurality of. In the case of one buffer member 22, the front and rear sides of the buffer plate 21 can be tilted in all directions, and the like. In the case where there are a plurality of buffer members 22, the left and right sides or the front and rear sides of the respective buffer plates 21 are provided. Each of the left and right sides may be installed to be tiltable.
  • shock absorbing unit 20 may be installed at the center of gravity of the aircraft or at a potential higher than the center of gravity so as to cushion the impact applied to the potential side of the aircraft fuselage 1 when the aircraft lands.
  • the rigid surface 11 of the aircraft body 1 may further include a separate body position correction unit (not shown).
  • the body posture correcting unit may include a posture plate formed in a shape similar to that of the buffer plate, and a correction member for elastically supporting the posture plate to perform correction.
  • the correction member may be provided separately from the shock absorbing member of the shock absorbing unit, but may be assembled using a universal joint or the like in the middle of the shock absorbing member.
  • At least one or more guide protrusions 12 may be formed along the sliding surface 11 of the aircraft body 1 along a sliding direction of the aircraft (hereinafter, abbreviated to the sliding direction).
  • the guide protrusion 12 is a guide protrusion (when the first roller wheel (hereinafter, abbreviated as a first roller wheel) 1252) to be described later is formed of an elastic member having a predetermined thickness, such as a pneumatic tire or rubber. 12) can press the first roller wheel 1252 to prevent the aircraft from sliding left and right.
  • the inclined surface 11 of the aircraft fuselage 1 is docked to a guide rail 124 of the sliding surface 120 to be described later, so as to dock the aircraft fuselage 1 of the aircraft fuselage 1.
  • At least one rail catcher assembly 30 may be installed to maintain a moving centerline. When there is a plurality of rail catcher assembly 30 may be installed at regular intervals in the left and right directions.
  • the rail catcher assembly 30 prevents the aircraft fuselage 1 from being disengaged from the landing point when the aircraft lands, and the aircraft fuselage 1 is shaken by side wind or wind shear during landing of the aircraft. It can be prevented from rolling or tilting. In addition, the rail catcher assembly 30 may prevent tipping of the fuselage due to accidental engine stoppage during takeoff or landing driving.
  • the rail catcher assembly 30 is located behind the rigid surface 11 of the aircraft body 1, that is, near the bending surface 11 upwardly, as shown in FIGS. 1 and 3 and 6, and the aircraft body 1. If the shock absorbing unit 20 is installed at the rear of the shock absorbing unit 20, the rear end of the aircraft fuselage 1 and the sliding surface 120 may not only reduce the impact during landing, but also be installed at the rear of the shock absorbing unit 20. It may be desirable to avoid tail strikes that interfere with the virtual sliding surface.
  • the rail catcher assembly 30 may be stored in the interior of the aircraft body 1 and then docked to the guide rail 124 while being taken out of the aircraft body 1 during takeoff and landing.
  • the catcher accommodation space 13 is formed in the aircraft fuselage 1 so that the rail catcher assembly 30 can be stored therein, and the aircraft has completed takeoff or landed inside the storage space 13.
  • a catcher take-out unit (not shown) may be installed to draw in or take out the rail catcher assembly 30 when attempting the same.
  • the catcher draw-out unit can use hydraulics or electric motors and gears.
  • the rail catcher assembly 30 may be accommodated in the vertical direction, in order to minimize the catcher accommodation space 13 as shown in FIG. 6, the catcher accommodation space 13 is formed long in the longitudinal direction of the aircraft fuselage 1 and the rails. It may be desirable for the catcher assembly 30 to be laid down in the longitudinal direction so that the catcher assembly 30 is pulled up and down in the vertical direction when the catcher assembly 30 is received. To this end, one end of the rail catcher assembly 30 is rotatably coupled to the aircraft body 1, and the other end of the rail catcher assembly 30 uses hydraulic or pneumatic or gears to open the rail catcher assembly 30. It may be coupled to the catcher rotation mechanism 35 that can be rotated.
  • the rail catcher assembly 30 is movably coupled to the catcher shaft 36 fixed in the left and right directions of the aircraft body 1, as shown in FIGS.
  • the rail catcher assembly 30 may be coupled to the catcher correction unit 40 so as to correct the position of the rail catcher assembly 30 by itself while moving left and right in the catcher shaft.
  • the catcher correction unit 40 is a guide rail 124 in real time while performing two-way wireless communication with the sensor provided on the sliding surface to be described later, the information collected by the position sensor, the speed sensor, the altitude sensor, the tilt sensor, etc. provided in the aircraft Receiving the position of the rail catcher assembly may be made of a gear type or a pneumatic device using an electric motor to add.
  • the first catcher frame 31 is rotatably coupled to the catcher shaft 36 in the catcher accommodation space 13 of the aircraft body 1.
  • the first catcher frame 31 may be made of a material having a predetermined length and having high rigidity.
  • the first catcher frame 31 is coupled to an expansion mechanism such as a hydraulic cylinder or pneumatic cylinder (hereinafter, abbreviated as hydraulic cylinder) provided in the aircraft body 1.
  • the first catcher frame 31 may be provided with another extension mechanism for deploying or restoring the second catcher frame 32 to be described later in the longitudinal direction from the first catcher frame 31.
  • the second catcher frame 32 is inserted and coupled to extend in the longitudinal direction inside the first catcher frame 31, and the second catcher frame 32 is a hydraulic cylinder provided in the first catcher frame 31. It can be coupled to an extension mechanism such as.
  • the second catcher frame 32 may be provided with another extension mechanism capable of rotating or restoring the third catcher frame 33 to be described later on both sides.
  • the second catcher frame 32 is made of a material having a predetermined length and high rigidity relative to the weight, and may be formed in a 'reverse T' shape as shown in FIG. 6.
  • the third catcher frame 33 is rotatably coupled to both front and rear sides of the lower end of the second catcher frame 32, and each third catcher frame 33 is provided in the second catcher frame 32.
  • Each may be coupled to the instrument.
  • the third catcher frame 33 may be coupled to both ends of the second catcher frame 32 so as to be rotated in opposite directions. However, in this case, the catcher wheel to be described later when the third catcher frame 33 is restored. Since the 34 may interfere with each other, it may be preferable that the third catcher frame 33 is coupled to each other so as to rotate in opposite directions at both ends of the second catcher frame 32.
  • An end of the third catcher frame 33 is rotatably coupled to a catcher wheel 34 which is in contact with and restrained by sliding on supporting surfaces 1242 and 1243 of the guide rail 124 to be described later.
  • a lubrication member such as a bush bearing is installed on the supporting surface of the guide rail, which will be described later, in contact with the end of the third catcher frame 33, or the lubricant is supplied to the guide rail to the third catcher.
  • the frame 33 may also be in direct contact with the guide rail 124.
  • the second catcher frame 32 may be formed in multiple stages in some cases.
  • the second catcher frame 32 is excluded and the second catcher frame 32 may be directly coupled to the first catcher frame 31, in this case, the length of the first catcher frame 31 is increased so that the aircraft body Since the large catcher accommodation space 13 is needed in (1), it may not be preferable.
  • FIG. 8 is a perspective view schematically illustrating a state in which the rail catcher assembly according to FIG. 6 is coupled to a guide rail
  • FIG. 9 is a schematic view illustrating a process of correcting a moving centerline of an aircraft in the guide rail by the rail catcher assembly according to FIG. 8. .
  • the rail catcher assembly 30 may include a guide rail of the rail catcher assembly 30 and the takeoff and landing guide device 100 having the aircraft fuselage 1 close to the takeoff and landing guide device 100.
  • the entire rail catcher assembly 30 is extended by the expansion mechanism with the catcher wheel 34 of the rail catcher assembly 30 constrained to the guide rail 124.
  • a predetermined amount is restored toward the catcher accommodation space 13 of the fuselage 1 to move at high speed along the trajectory of the guide rail 124.
  • the rail catcher assembly 30 restored to the inside of the fuselage by the amount of pressure set according to the model of the aircraft fuselage 1 pulls the guide rail 124 so that the aircraft fuselage 1 is affected by side wind, etc. ) Is released from the driving trajectory of the takeoff and landing guide device 100 to the left and right to maintain a pulling pressure so as not to fall.
  • a significantly smaller weight compared to the existing main landing gear or front landing gear may be sufficient to keep the aircraft fuselage stable. That is, the existing main landing gear or the front landing gear continuously receives the impact load applied at the moment of landing for landing, and the lifting force continues to decrease, and the load received by gravity (dynamic load due to the high speed movement) is continuously received until the landing is completed. This requires a considerable amount of weight as the aircraft and payload continue to be loaded during the time the aircraft is on the ground.
  • the rail catcher assembly 30 is capable of coping with unexpected sudden gusts that may occur when the inclined surface 11 of the aircraft fuselage 1 is seated on the virtual sliding surface when the windless landing is performed. You will receive only the power of
  • the rigid surface of the aircraft body 1 from the moment when the catcher rail assembly 30 is inserted into the guide rail 124 ( 11 contacts the virtual sliding surface 102 of the takeoff and landing guide 100, and the catcher wheel 34 of the catcher rail assembly 30 engages the upper support surface 1242 and the lower support surface of the guide rail 124.
  • the catcher rail assembly 30 supports the aircraft body 1 while repeatedly grounded at 1243.
  • the driving surface 11 of the aircraft fuselage 1 lands and runs on the virtual sliding surface 102 of the takeoff and landing guide device 100
  • the lift of the aircraft gradually decreases to gradually receive the control of the body weight.
  • the catcher wheel 34 of the catcher rail assembly 30 is grounded only to the upper support surface 1242 of the guide rail 124 until it stops, thereby receiving only enough force to cope with an unexpected blast situation.
  • the catcher rail assembly 30 catches the guide rail 124 and receives only a force that is ready to conduction by external force such as side wind.
  • the rail catcher 30 has a design strength (load) of the rail catcher 30 as compared with the main landing gear or the front landing gear of the existing aircraft. Since it is designed with a very small strength compared to the load, it can sufficiently support the aircraft body 1 even with a relatively remarkably small weight.
  • FIG. 10 is a perspective view showing the takeoff and landing guide according to the present invention from the top
  • FIG. 11 is a plan view showing the takeoff and landing guide according to FIG. 10
  • FIG. 12 is a sectional view taken along line “II” of FIG. 11, and
  • FIG. 13 is FIG. "II-II" is a cross-sectional view
  • Figure 14 and Figure 15 is a side view showing the lifted state of the take-off and landing sliding surface in Figure 11, respectively.
  • the take-off and landing guide device 100 according to the present embodiment, the virtual bow on the upper side of the support 110 is fixedly installed or movable on the runway surface 101 of the airfield Sliding surface 120 having a main surface 102 may be installed.
  • the support 110 may be formed of a structure having a rigidity enough to sufficiently support the sliding surface 120 and the aircraft by connecting a plurality of frames to each other.
  • the support 110 of the present embodiment may be provided with a plurality of side frames 112 having a predetermined height on an upper surface of the lower frame 111.
  • the lower frame 111 is formed to be as long as the length of the runway, the side frame 112 may be installed in the vertical direction at a predetermined interval between the edge of the lower frame 111 or between the corners.
  • An upper end of the side frame 112 may be provided with a buffer member (not shown) that can absorb the impact force when the sliding surface 120 is landed.
  • the support 110 is sufficient in structure having a rigidity enough to stably support the sliding surface and the aircraft.
  • a lower roller 111 of the support 110 may be provided with a first roller motor 1255 for driving the first roller 125 installed in the sliding surface 1201 to be described later. have.
  • the sliding body 120 may be formed in a shape that can be mounted on the upper surface of the support (110).
  • the slide surface 120 has a slide frame 121 having a size substantially the same as that of the lower frame 111 of the support 110, and the support 110 at a lower portion of the slide frame 121 at a predetermined interval.
  • a mounting frame 122 may be formed to be seated on the side frame 112.
  • the slide frame 121 and the seating frame 122 may be formed in substantially the same shape and coupled to the side frame 123.
  • a plurality of take-off and landing rollers (hereinafter, abbreviated as first rollers) 125 to form the virtual slide surface 102 may be coupled to the inner surface of the slide frame 121 at predetermined intervals along the length direction.
  • the slide frame 121 may be formed to be long in the sliding direction of the aircraft (hereinafter, mixed with the longitudinal direction) and as long as the length necessary for takeoff of the aircraft.
  • the conventional aircraft takes off only by thrust of the aircraft
  • the present embodiment uses the thrust of the aircraft and the frictional force generated by the first roller 125 of the takeoff and landing guide apparatus 100 so that the aircraft takes off.
  • the required run length can be much shorter than conventional runways.
  • the width of the slide frame 121 may be formed differently depending on the aircraft. For example, when the aircraft is low-wing type or the engine is installed on the lower side of the wing, the width of the slide surface 121 to take off and landing guide device 100 so that the main wing of the aircraft or the engine is not caught on the slide surface 121. It may be desirable to form smaller than the gap between both engines of the aircraft of the smallest size of the aircraft to be made available. However, when the aircraft is a high wing type, the main wing or the engine does not catch the sliding surface 120, so the width of the sliding surface 120 does not need to be limited.
  • the first roller 125 is a take-off and landing roller shaft (hereinafter, abbreviated to the first roller shaft) 1251 rotatably coupled to the slide frame 121, the first roller A take-off and landing roller wheel (hereinafter, abbreviated as first roller wheel) 1252 coupled to the shaft 1251 and forming a virtual slide surface 102.
  • first roller shaft hereinafter, abbreviated to the first roller shaft
  • first roller wheel take-off and landing roller wheel
  • the first roller shaft 1251 may be simply rotatably coupled to the slide frame 121, but may be rotated in conjunction with the speed required for takeoff and landing of the aircraft. It may be mechanically coupled to the rotating shaft of the take-off and landing roller driving motor (hereinafter, first roller motor) 1255.
  • the rotational speed of the first roller motor 1255 may be synchronized with the entry speed of the aircraft using variable frequency control of the inverter motor to be automatically executed by real-time interlocking operation.
  • the first roller motor 1255 may be fixedly coupled to the seating frame 122 of the sliding surface 120 to be mechanically connected to the first roller shaft 1251. Although the first roller motor 1255 may be independently connected to the plurality of first rollers 125, the first roller motor 1255 may be integrally connected to the plurality of first rollers 125 using the transmission member 1256 as shown in FIG. 11.
  • the first roller motor 1255 may always generate a driving force, but the first roller motor 1255 in a portion where power is not required to be idle without work to reduce unnecessary power consumption.
  • the first roller motor 1255 converts kinetic energy into thermal energy when braking the aircraft fuselage 1 to control the speed of the aircraft and controls the speed of the aircraft, and generates and recycles surplus kinetic energy through energy regenerative braking control (Energy Storage System). Applying this can increase energy efficiency.
  • first roller 125 may be bundled in plural numbers using a transmission member to drive the plurality of first rollers 125 independently of each other, all the first rollers 125 of the takeoff and landing sliding surface 1201 may be driven. And all the first rollers 125 of the driving slide body 1202 are tied to one driving member 1257, respectively, so that the entire first roller 125 of the take-off and landing slide body 1201 is driven at the same time. It may be desirable to allow all of the first rollers 125 of 1202 to be driven at the same time as this may generate high driving forces.
  • a roller braking unit 126 for forcibly braking the first roller shaft 1251 may include one end of the first roller shaft 1251 or the like. It can be coupled at both ends.
  • the roller braking unit 126 may be preferably connected to each other so that the roller braking unit 126 may be controlled in cooperation with the first roller motor 1255 since it can prevent unnecessary waste of energy.
  • the first roller 125 is coupled to each of the first roller shafts 1251 by one long roller wheel 1125 or a plurality of short roller rollers 1252 by a predetermined distance. Can be combined.
  • the first roller wheel 1252 may be made of a pneumatic tire so as to elastically support the aircraft, or may be made of an elastic material having a predetermined thickness, such as rubber.
  • Protrusions or grooves may be formed on the outer circumferential surface of the first roller wheel 1252 to increase friction with the aircraft body 1.
  • a heating wire (not shown) may be built in the first roller shaft 1251 and the first roller wheel 1252 to remove snow accumulated on the roller during snowfall.
  • the guide rail 124 may be coupled so that () may be inserted and docked.
  • the guide rail 124 may be formed in a hollow square tube shape to have a space portion 1244 into which the catcher wheel 34 of the rail catcher assembly 30 can be inserted and deployed to both sides.
  • the upper surface of the guide rail 124 is formed with an opening 1241 so that the third catcher frame 33 and the catcher wheel 34 of the rail catcher assembly 30 can be inserted, and the left and right sides of the opening 1241.
  • On both sides and the corresponding lower side when the third catcher frame 33 is deployed to both sides of the guide rail 124, the catcher wheel 34 coupled to the third catcher frame 33 is constrained to move the aircraft up, down, left and right.
  • the upper support surface 1242 and the lower support surface 1243 may be formed to support each other. In some cases, bearing members (not shown) such as bush bearings may be coupled to the inner circumferential surfaces of the upper support surface 1242 and the lower support surface 1243.
  • the guide rail 124 may be formed in a shape in which the supporting surface protrudes to both the left and right sides, for example, in the form of "I".
  • the third catcher frame 33 of the rail catcher assembly 30 may be configured to be developed inwardly as opposed to the above-described embodiment.
  • a clamp-shaped clamper (not shown) may be provided at an end portion of the third catcher frame 33 to hold the support surface to restrain the aircraft.
  • the sliding surface 120 is a sliding surface lifting unit so that the virtual sliding surface 102 is elevated in the vertical direction to reduce the impact when the aircraft fuselage 1 is landing.
  • a first lifting unit 127 may be further provided.
  • the first elevating unit 127 is a plurality of connecting frames (1271) and a link coupled between the lower frame 111 of the support 110 and the seating frame 122 of the sliding surface 120, the lower portion of the support 110
  • a plurality of lifting mechanisms 1272 installed on the frame 111 may be configured to push and rotate the connecting frame 1271 so that the sliding surface 120 is elevated in the vertical direction.
  • the first elevating unit 127 is provided with a lifting mechanism (not shown) directly on the lower frame or the side frame of the support without using a separate connecting frame and the seating frame 122 of the sliding surface 120 on the lifting mechanism.
  • the combination of the elevating mechanism and the lifting surface in the vertical direction while lifting the sliding surface 120 may be lifted.
  • the lifting mechanism may be a hydraulic cylinder.
  • the landing surface of the aircraft is raised before the landing time of the aircraft, and then the aircraft lands immediately after the third catcher frame 33 of the aircraft is deployed on the guide rail 124.
  • Pneumatic cylinders are also applicable because the descent starts in synchronization with the speed.
  • the first elevating unit 127 may be made by using a pneumatic device, but in some cases, various implementation methods for elevating a sliding surface such as a joint frame may be applied.
  • Slide frame 121 is composed of a singular dog, the entire surface of the slide surface 120 may be adjusted while lifting in the vertical direction at the same time or in the left and right directions, but is divided into a plurality of sections according to the take-off and landing process of the aircraft only the required portion up and down It may be adjusted in the direction or the left and right directions.
  • the slide frame 1211 of the slide surface 1201 for takeoff and landing of the sections located at both ends is first lifted. While coupled to and lifted from the unit 127, the slide frame 1212 of the driving slide body 1202 positioned between both takeoff and landing slide bodies 1201 and 1201 may be fixedly coupled to the support 110. .
  • the support 110 may be fixedly installed on the ground, but by the landing position correction unit 140 which will be described later, the support 110 and the sliding surface 120 may be moved while interlocking in the left and right directions along the movement of the aircraft.
  • a runway transport wheel (hereinafter, abbreviated as first transport wheel) 113 may be provided on the support 110.
  • the first transport wheel 113 may move the takeoff and landing guide device 100 formed of the support 110 and the sliding surface 120 in a direction perpendicular to the takeoff and landing direction of the aircraft.
  • the first conveying wheel 113 is provided in the lower frame 111 or side frame 112 or the support 110 of the support 110
  • the first wheel driving motor (hereinafter, the first wheel motor) is fixed to the motor frame 11272 of the (11271) can be coupled to the rotating shaft.
  • the first wheel motor 11271 may be independently provided on each of the first transport wheels 113 as in the case of the first roller 125, a plurality of first transport wheels may be used by using a transmission member (not shown). It is also possible to integrate 113 and connect it to one first wheel motor 11271.
  • the first transport wheel 113 may move freely on the ground 101. However, considering the weight of the aircraft or the weight of the take-off and landing guide device 100 in consideration of the stability of the aircraft, such as to move to a predetermined depth, that is, the first transport wheel 113 is inserted into the ground 101 It may be desirable to install a moving rail 1011 having a depth so that the takeoff and landing guide device 100 moves in a predetermined direction.
  • the upper surface of the moving rail 1011 is formed to have substantially the same height as the ground 101 to reduce the cost of replacing the runway. That is, by installing a moving rail on the existing airfield runway, not only can take off and land the aircraft with wheels using the existing runway, but also can take off and land the aircraft capable of taking off and landing by applying the takeoff and landing system of the present invention to the existing runway. have. Therefore, by installing a moving rail on the existing runway can be used as needed runway can reduce the cost for installing the take-off and landing guide of the present invention.
  • a landing position correction unit may be further provided between the aircraft according to the present embodiment and the landing and landing system of the aircraft to change the position of the landing and landing apparatus according to the landing landing point of the aircraft or to change the landing landing point of the aircraft.
  • Landing position correction unit can be applied to a number of aviation techniques.
  • first position sensors 141 and 141 are respectively installed at left and right ends of the takeoff and landing guide device 100, and the center of the aircraft body 1, that is, the rail catcher assembly 30.
  • the second position sensor 142 may be installed.
  • the first position sensors 141 and 141 and the second position sensor 142 communicate with each other to control the landing position of the aircraft fuselage 1 or to control the position of the takeoff and landing guide device 100 while the aircraft fuselage.
  • the rail catcher assembly 30 of (1) and the guide rail 124 of the takeoff and landing guide apparatus 100 may be guided to be stably docked.
  • the first position sensors 141 and 141 may be installed at the same distance from both left and right sides with respect to the guide rail 124.
  • a device or applied equipment to which the microwave searcher principle, which is one of missile target tracking methods, that is, a technology for detecting and tracking a target by using microwave electromagnetic waves and an anti-aircraft missile, etc. may be applied.
  • a method of installing a camera at a predetermined position at both ends of the takeoff and landing system to track a rail catcher of an aircraft entering and landing in real time, and correcting an image error in real time may be applied.
  • the take-off process when the aircraft body 1 is mounted on the first roller 125 of the sliding surface 120, the aircraft engine starts and at the same time the first roller 125 of the take-off and landing guide device 100 The rotation is performed by the rotational force of the first roller motor 1255. Then, the aircraft first roller 125 of the take-off and landing guide device 100 forming the virtual slide surface 102 by using the friction force of the first roller 125 by the thrust of the aircraft engine and the rotational force of the first roller motor 1255. Slides quickly at).
  • the aircraft deploys the main wing spoiler and accelerates while running for a predetermined time or a predetermined distance while maintaining the takeoff suppression mode.
  • the aircraft is taken off by folding the spoiler while operating the elevator, flap, etc. while removing the rail catcher assembly 30 from the guide rail 124 to lift the front of the aircraft. Let's go back.
  • the rail catcher assembly 30 is inclined in the left and right directions by the side wind, etc. as the third frame 33 is maintained left and right in the interior of the guide rail 124 before the aircraft reaches the take-off speed It is able to slide stably without losing or overturning.
  • the guide rails (3) and the second catcher frame (32) of the rail catcher assembly (30) are sequentially restored immediately before the aircraft reaches the take-off speed, or just before the take-off speed exceeds the take-off speed. 124) to prepare for takeoff.
  • the landing process is as shown in Figures 17 to 19. That is, as shown in FIG. 17, the first elevating unit 127 of the takeoff and landing slide surface 1201 positioned at a predetermined point at which the aircraft is to land operates to move the takeoff and landing slide surface 1201 at a predetermined height h1. Up in the vertical direction. At this time, the first catcher frame 31 and the second catcher frame 32 of the rail catcher assembly 30 are deployed on the rigid surface 11 of the aircraft body 1 to guide rails of the slide surface 1201 for takeoff and landing.
  • the shock absorbing unit 20 is provided, while the shock absorbing unit 20 is provided, the shock absorbing plate 21 of the shock absorbing unit 20 is unfolded from the aircraft body 1 by the shock absorbing member 22. 1 is prepared to absorb the collision force with the roller (125).
  • the landing and landing guide device 100 by the landing position correction unit 140 is corrected in real time to the exact landing position while moving in the left and right directions according to the landing point of the aircraft.
  • the rail catcher assembly 124 of the aircraft body 1 is inserted into the guide rail 124 of the slide surface 1201 for takeoff and landing, and docked, so that the rigid surface 11 of the aircraft body 1 is docked.
  • the first roller wheel 1252 of the slide surface 1201 for takeoff and landing is landed.
  • 1 elevating unit 127 is to land the aircraft safely while gradually lowering the take-off landing surface 1202 in accordance with the landing speed of the aircraft fuselage.
  • an X-axis angular displacement (left-right displacement) of the aircraft body 1 may occur due to side winds or the like.
  • the first elevating unit 127 of one line of the first elevating unit 127 raises and lowers the takeoff and landing sliding surface corresponding to the displacement angle of the aircraft body 1 so that the virtual sliding surface 1202 is the aircraft body 1
  • the virtual sliding surface 102 can be displaced in real time so as to be parallel to At this time, when the aircraft body 1 is attempted to land in an inclined state, as illustrated in FIG. 9, the rail catcher assembly 30 of the aircraft body 1 catches the guide rails 124 to the virtual slide surface 102.
  • the first elevating unit 127 having the larger lateral displacement in the Z-axis direction starts the lowering operation preferentially, while the other first having the smaller displacement
  • the elevating unit 127 may be automatically controlled by synchronizing the first elevating unit 127 with the landing speed of the aircraft by giving a delay time to equalize the operating heights of both first elevating units 127.
  • the aircraft enters the takeoff and landing slide surface 1201 at a speed of about 250 to 300 Km / Hr (about 70 to 84 m / s), and the takeoff and landing slide surface 1201 reaches about 200 to 300 m.
  • the rotation speed of the first roller 125 is continuously reduced by the deceleration of the first roller motor 1255 and the operation of the roller braking unit 126, thereby stopping the aircraft at a predetermined position. .
  • the second catcher frame 32 is restored while the third catcher frame 33 of the rail catcher assembly 30 inserted in the guide rail 124 is deployed to both sides, and the catcher wheel 34 is guide rail ( The vehicle is slid and driven while being restrained by the upper support surface 1242 or the lower support surface 1243 of the 124, so that the aircraft can stably land and travel without being inclined or rolled over, even under sudden environmental changes such as side winds.
  • FIG. 20 is a plan view illustrating a process of transferring an aircraft using a transport cart in a takeoff and landing guide according to the present invention
  • FIG. 21 is a perspective view showing the transport cart according to FIG. 20
  • FIG. 22 is a "III-III of FIG. 21. Is a longitudinal cross-sectional view showing the feed cart from the front.
  • Transfer portion 150 may be provided in the middle of the sliding surface 120 as shown in FIG. Accordingly, the transfer part 150 of the present exemplary embodiment may transfer the aircraft in a direction orthogonal to the sliding direction and move it to the transport cart 200.
  • the aircraft to be transported to the end of the sliding surface 120 by riding the first roller 125 of the sliding surface 120 by arranging the transport cart 200 at the end of the landing and landing guide device 100 without having a separate transfer portion Received in the sliding direction may be transferred to the transport cart 200.
  • the aircraft must be moved to the end of the slide surface 120, so unnecessary power may be consumed and the transfer time may be excessive.
  • the transfer part 150 may be preferably installed in the running slide surface 1202 because the aircraft is mainly transferred from the running slide surface 1202.
  • the transfer part 150 may be installed over the entire sliding surface 120.
  • the transfer part 150 is a transfer roller (hereinafter, abbreviated as a second roller) that rotates between the first rollers 125 in a direction orthogonal to the rotation direction of the first roller 125. ) 151 may be installed.
  • the second roller 151 may be coupled to the transfer frame 152 provided inside the slide frame 121 by coupling the second roller wheel 1512 to the second roller shaft 1511.
  • the second roller shaft 1511 is disposed at regular intervals in a direction orthogonal to the first roller shaft 1251 so as to be rotatably coupled to the supporting frame 154, which will be described later, and the second roller wheel 1512 is configured as a first roller. It may be coupled to the second roller shaft 1511 to rotate in a direction orthogonal to the roller wheel 1252.
  • the second roller wheel 1512 may be formed of the same material as the first roller wheel 1252 and may be formed smaller than the diameter of the first roller wheel 1252.
  • the transfer frame 152 is located at an intermediate height between the slide frame 121 and the seating frame 122 inside the slide frame 121 so that the second roller shaft 1511 does not interfere with the first roller shaft 1251. It may be provided.
  • the transfer frame 152 may be coupled to be supported by the lower frame 111 constituting the support 110 by a body lifting unit (hereinafter, abbreviated as a second lifting unit) 153 such as a hydraulic cylinder.
  • a plurality of support frames 154 capable of independently supporting the second roller shaft 1511 may be coupled to the transfer frame 152.
  • the support frame 154 is formed in a U-shape, and the second roller shaft 1511 is rotatably coupled between the opened ends, and the lower end of the support frame 154 is formed on the upper surface of the transfer frame 152. Can be fixedly coupled. Accordingly, the second roller 151 is simultaneously raised and lowered together with the transfer frame 152 that is lifted by the second lift unit 153.
  • the transfer frame 152 has a second roller driving motor (hereinafter, abbreviated as second roller motor) capable of rotating the second roller 151 in a direction orthogonal to the rotation direction of the first roller 125.
  • the 1515 may be installed, and the rotation shaft of the second roller motor 1515 may be mechanically connected to the second roller shaft 1511 by the transmission member 1516.
  • the second roller 151 may also be independently connected to each second roller motor 1515, but the plurality of second rollers 151 may be connected to one second roller motor 1515. It can also be integrated.
  • the transport cart 200 may be provided at the end or the middle of the takeoff and landing guide device 100 so as to move the aircraft to a desired position such as a boarding gate or a storage garage.
  • the transport cart 100 may be formed in a similar form to the takeoff and landing guide apparatus 100 except that a separate engine is provided.
  • the transfer cart 200 includes a bogie body 210 having a separate engine and a bogie transfer wheel (hereinafter, referred to as a second transfer wheel) provided at a lower end of the bogie body 210.
  • Abbreviated) 220 and the upper body of the bogie body 210 is rotatably coupled to the fuselage transport roller (hereinafter, abbreviated as a third roller) so that the rigid surface 11 of the aircraft body 1 slides and seats. 230).
  • the bogie body 210 may be manufactured in the same or similar shape as the support 110 of the takeoff and landing guide apparatus 100.
  • the second conveying wheel 220 may include a second conveying wheel 221 for front and rear directions and a second conveying wheel 222 for horizontal directions. Any one of the front and rear direction second conveying wheel 221 and the left and right second conveying wheel 222 is coupled to the conveying wheel lifting unit 225, such as a hydraulic cylinder, and the other second conveying wheel according to the conveying direction. As compared with the above, it can be made to lift longer in the ground direction.
  • the second transfer wheels 221 and 222 may be connected to a second wheel driving motor (abbreviated as a second wheel motor) 226 installed on the bogie body 210.
  • the second transfer wheels 221 and 222 may be independently connected to the second wheel motor 226, or the plurality of second transfer wheels 221 and 222 may be integrated into one second wheel motor 226, respectively. Can be connected.
  • the third roller 230 may be installed together with the rollers 125 and 151 of the take-off and landing guide apparatus 100 described above, in which the left and right third rollers 231 and the front and rear third rollers 232 are described above.
  • the third roller 230 may be connected to the rotating shaft of the third roller driving motor (hereinafter, abbreviated as third roller motor) 235 provided in the bogie body 210 by a transmission member.
  • third roller motor the third roller driving motor
  • the third roller 230 may be independently connected to the third roller motor 235, or a plurality of third rollers 230 may be integrally connected.
  • a guide rail 240 for supporting the aircraft is installed in the middle of the third roller 230 such that the rail catcher assembly 30 of the aircraft body 1 is inserted like the guide rail 124 of the sliding surface 120. Can be.
  • the front and rear sides of the balance body 210 are extended to both sides of the balance body 210 so that the aircraft and the transfer truck 200 are prevented from losing balance or overturning due to side winds during transportation of the aircraft. ) Can be installed further.
  • the second roller 151 of the take-off and landing guide device 100 rotates in a direction perpendicular to the sliding direction by the respective second roller motors 1515.
  • the third roller 231 in the horizontal direction of the feed cart 200 also rotates in the same direction as the second roller by the third roller motor.
  • the second roller 151 of the takeoff and landing guide device 100 is raised higher than the first roller 125 by a separate second elevating unit 153 so that the rigid surface 11 of the aircraft body 1 is removed. 1 to be spaced apart from the upper surface of the roller (125).
  • the aircraft body 1 is moved from the takeoff and landing guide device 100 to the transport cart 200 by the second roller 151 and the third roller 231, and the transport cart 200 carrying the aircraft is an aircraft. Will be transferred to the required position.
  • one side of the sliding surface may be further provided with a snow removal unit such as a brush to remove snow or other foreign matter accumulated on the first roller of the sliding surface.
  • the snow removing unit may be installed to remove snow or foreign substances while the brush is disposed in the left and right directions of the sliding surface body and moved in the longitudinal direction of the sliding surface body by a transmission member such as a belt.
  • a fire extinguishing unit may be further provided between the aircraft body and the roller to inject extinguishing liquid such as water or foam extinguishing agent.
  • the fire extinguishing unit may be provided with a plurality of extinguishing fluid injection nozzles capable of injecting extinguishing fluid along the longitudinal direction of the slide surface. It may be installed.

Landscapes

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Abstract

본 발명에 의한 동체 이착륙이 가능한 항공기 및 이 항공기의 이착륙 시스템은, 저면에 강착면(landing surface)이 형성되는 항공기 동체가 안착되어 활주방향으로 미끄러지면서 이착륙되도록 다수 개의 이착륙용 롤러가 활주방향으로 배열됨으로써, 별도의 랜딩기어 없이 항공기 동체가 활주면체에 접촉되어 이착륙될 수 있다. 이를 통해 항공기 중량을 낮출 수 있을 뿐만 아니라 항공기의 연료 소모량을 줄일 수 있으며 항공기 내 유효 공간을 넓힐 수 있고 이착륙 장치의 마찰력을 이용하여 활주로의 길이를 줄일 수 있고 항공기의 이착륙 안전성을 높일 수 있다.

Description

동체 이착륙이 가능한 항공기 및 이 항공기의 이착륙 시스템
본 발명은 랜딩기어(landing gear)와 같은 강착 장치 없이 동체 이착륙이 가능한 항공기 및 이 항공기의 이착륙 시스템에 관한 것이다.
일반적으로 고정형 양력 발생 장치를 가진 항공기의 이착륙(take off and landing)은 최초 동력 비행 이래 강착 장치에 의한 이착륙 및 포장 활주로에서의 이착륙이 정형화된 방식으로 고착된 상태에서 기술의 발전이 진행되어 왔다. 따라서 항공기의 고속화, 경량화, 안전도 강화, 전자화, 대형화 등의 기술의 발전 과정 속에서 주로 속도 및 안정성 향상과 관련된 날개 형상, 엔진 기술 및 내열, 경량 소재 개발 등을 위한 연구 등이 주로 이루어지고 있다.
하지만 기술의 발전에도 불구하고 항공기의 이착륙 사고는 계속되고 점차 대형화되는 현실임에도 불구하고 항공 운항 메커니즘의 변화를 통한 이착륙 사고 발생 감소 및 항공기 중량 감소 방안은 현재까지 거의 없는 실정이다.
강착 장치(landing apparatus)는 항공기의 이착륙을 위해 필수적인 구성요소이다. 항공기의 이착륙시 안전성을 높이기 위해서는 큰 하중을 지지할 수 있을 만큼의 규모를 갖는 강착 장치가 필요하다. 하지만, 강착 장치의 중량을 늘리면 그만큼 항공기 중량이 증가하게 되므로 강착 장치의 중량을 제한하여 항공기의 중량을 감소시키고 있다.
중대형 여객기에 적용되는 랜딩기어와 같은 강착 장치의 무게는 통상 최대 이륙 중량의 4.435 ~ 4.445% 전후가 된다. 이는 항공기 자중 대비 대략 8 ~ 10% 전후의 중량에 해당할 만큼 강착 장치는 항공기 무게에서 큰 비중을 차지한다. 따라서 강착 장치를 제거할 수 있다면 그 강착 장치의 무게 감소로 인한 효과 외에 여타 부재의 중량 감소 효과가 부가적으로 발생되는 등 항공 산업에서의 경제적 효과를 높일 수 있다.
또, 종래의 항공기는 해당 항공기에서 발생하는 엔진의 추력에 의해서만 이륙을 하게 되므로 이륙시 많은 연료를 소모하게 된다. 따라서 항공기의 이륙시 해당 항공기의 추력 외에 이륙에 필요한 에너지를 별도로 제공할 수 있다면 항공기의 무게를 더욱 줄여 항공 산업에서의 경제적 효과를 더욱 높일 수 있다.
뿐만 아니라, 항공기 사고의 70 ~ 80%가 이착륙 시 발생되는 현실을 감안하면 기존의 강착 장치를 제거하거나 또는 변경하면 항공기 사고를 줄이는데도 크게 기여할 수 있다.
본 발명의 목적은, 강착 장치를 제거하여 항공기 동체가 직접 가상 활주면과 접촉되어 이착륙하도록 함으로써 항공기의 무게를 줄여 항공기 분야에서의 경제적 효과를 높이는 동시에 항공기의 이착륙 사고를 줄일 수 있는 동체 이착륙이 가능한 항공기 및 이 항공기의 이착륙 시스템을 제공하려는데 있다.
본 발명의 목적을 달성하기 위하여, 항공기 동체의 저면에는 항공기 동체가 가상 활주면에 안착되어 이착륙되도록 강착면(landing surface)이 형성되는 동체 이착륙이 가능한 항공기가 제공될 수 있다.
여기서, 상기 항공기 동체에는 가상 활주면에 구비되는 가이드 레일에 도킹되어 상기 항공기 동체가 이동 중심선을 유지하도록 지지하는 레일 캐쳐 조립체가 구비될 수 있다.
그리고, 상기 항공기 동체에는 상기 레일 캐쳐 조립체가 수납되도록 캐쳐 수납공간이 형성되고, 상기 캐쳐 수납공간에는 상기 레일 캐쳐 조립체를 인입출하기 위한 캐쳐 인입출 유닛이 구비될 수 있다.
그리고, 상기 항공기 동체와 레일 캐쳐 조립체 사이에는 그 레일 캐쳐 조립체를 상기 항공기 동체에 대해 활주방향과 직교하는 좌우방향으로 이동시킬 수 있도록 캐쳐 보정 유닛이 구비될 수 있다.
그리고, 상기 항공기 동체에는 상기 가상 활주면과의 접촉으로 인한 충돌력을 흡수하는 충격 완충 유닛이 구비될 수 있다.
또, 본 발명의 목적을 달성하기 위하여, 전술한 항공기 동체가 안착되어 그 항공기 동체가 활주방향으로 미끄러지면서 이착륙되도록 활주면체를 갖는 이착륙 안내장치를 포함하고, 상기 활주면체는 상기 항공기 동체의 활주방향으로 회전을 하면서 항공기를 주행시키는 다수 개의 이착륙용 롤러가 항공기 동체의 활주방향을 따라 구비되는 항공기의 이착륙 시스템이 제공될 수 있다.
여기서, 상기 활주면체에는 상기 항공기에 구비되는 레일 캐쳐 조립체가 도킹되어 상기 항공기의 이착륙을 안내하는 가이드 레일이 상기 항공기 동체의 활주방향을 따라 구비될 수 있다.
그리고, 상기 활주면체는 그 활주면체를 상하 방향으로 승강시키는 이착륙용 승강유닛에 결합될 수 있다.
그리고, 상기 활주면체는 상기 항공기 동체의 활주방향을 따라 이착륙용 활주면체와 주행용 활주면체로 구분되고, 상기 이착륙용 활주면체는 상기 이착륙용 승강유닛이 구비될 수 있다.
그리고, 상기 이착륙 승강유닛은 상기 항공기의 착륙속도와 하강속도를 검출하여 그 항공기의 착륙속도와 하강속도에 연동되어 상기 활주면체의 하강속도를 조절할 수 있도록 제어할 수 있다.
그리고, 상기 이착륙 안내장치는, 지면에 설치되는 지지체; 상기 지지체의 상면에 설치되는 활주면체; 및 상기 지지체와 활주면체의 사이에 설치되어 상기 활주면체가 지지체에 대해 상하방향으로 승강되도록 하는 이착륙용 승강유닛;을 포함할 수 있다.
그리고, 상기 이착륙 안내장치의 하단에는 지면을 따라 상기 이착륙 안내장치를 이동시키는 이동용 휠이 더 구비될 수 있다.
그리고, 상기 항공기와 이착륙 안내장치의 사이에는 상기 이착륙 안내장치가 항공기 동체의 위치에 따라 움직일 수 있도록 착륙위치 보정유닛이 더 구비될 수 있다.
그리고, 상기 이착륙용 롤러는 상기 항공기 동체의 주행속도와 연동되어 동기화되면서 회전속도가 가감되도록 구비될 수 있다.
그리고, 상기 이착륙용 롤러의 일측에는 그 이착륙용 롤러의 회전을 정지시키는 롤러 제동유닛이 구비될 수 있다.
그리고, 상기 이착륙 안내장치의 중간 또는 끝단에는 상기 항공기 동체를 활주면체에서 다른 장소로 이동시키는 동체 이송용 대차가 더 구비될 수 있다.
그리고, 상기 이착륙용 롤러의 사이에는 그 이착륙용 롤러의 회전방향과 다른 방향으로 회전하는 다수 개의 이송용 롤러가 구비될 수 있다.
그리고, 상기 이착륙 안내장치에는 상기 이송용 롤러를 상기 이착륙용 롤러보다 높게 상승시켜 상기 항공기 동체를 동체 이송용 대차로 옮겨 실을 수 있도록 하는 동체 승강유닛이 더 구비될 수 있다.
본 발명에 의한 동체 이착륙이 가능한 항공기 및 이 항공기의 이착륙 시스템은, 기존의 무거운 강착 장치를 제거하고 항공기 동체가 활주면에 직접 안착되어 이착륙을 실시할 수 있게 되므로 강착 장치 및 그 강착 장치와 연관된 여타 부재 만큼의 항공기 중량을 낮출 수 있다. 이를 통해 항공기의 비행시 연료 소모량을 줄일 수 있으며 강착 장치의 설치에 필요한 공간을 제거하거나 줄이는 동시에 유류 적재량을 줄임으로써 항공기 내 유효 공간을 확대시켜 항공 산업에서의 경제적 효과를 높일 수 있다.
또, 항공기의 이륙시 해당 항공기에서 발생하는 엔진의 추력 외에 이착륙 장치의 동력을 이용함에 따라 항공기에서 발생시켜야 하는 추력을 낮출 수 있다. 뿐만 아니라, 항공기의 추력과 이착륙 장치의 동력을 함께 이용하여 이륙을 수행하거나 이착륙 장치의 마찰력을 이용하여 착륙을 수행하도록 함에 따라 활주로의 길이를 줄일 수 있어 항공 산업에서의 경제적 효과를 더욱 높일 수 있다.
또, 강착 장치를 제거하거나 항공기 동체가 직접 활주면에 안착되어 이착륙을 수행함에 따라 항공기가 안전하게 이착륙을 실시할 수 있어 항공기 사고를 줄이는데도 크게 기여할 수 있다.
도 1은 본 발명에 의한 동체 이착륙이 가능한 항공기를 저면에서 보인 사시도,
도 2는 도 1에 따른 항공기를 보인 정면도,
도 3은 도 1에 따른 항공기를 보인 측면도,
도 4는 도 3의 "A"부를 확대하여 보인 종단면도로서, 충격 완충 유닛이 전개된 상태를 개략적으로 보인 종단면도,
도 5는 도 4의 충격 완충 유닛이 전개된 상태를 개략적으로 보인 정면도,
도 6은 도 3의 "B"부를 확대하여 보인 종단면도, 레일 캐쳐 조립체가 전개된 상태를 개략적으로 보인 종단면도,
도 7은 도 6의 레일 캐쳐 조립체에서 캐쳐 보정 유닛을 개략적으로 보인 정면도,
도 8은 도 6에 따른 레일 캐쳐 조립체가 가이드 레일에 결합된 상태를 개략적으로 보인 사시도,
도 9는 도 8에 따른 레일 캐쳐 조립체가 가이드 레일에서 항공기의 이동 중심선을 보정하는 과정을 보인 개략도,
도 10은 본 발명에 의한 이착륙 안내장치를 상측에서 보인 사시도,
도 11은 도 10에 따른 이착륙 안내장치를 보인 평면도,
도 12는 도 11의 "I-I"선단면도,
도 13은 도 11의 "II-II"선단면도,
도 14 및 도 15는 도 11에서 이착륙용 활주면체의 승강 상태를 각각 보인 측면도,
도 16은 본 발명에 따른 항공기와 이착륙 안내장치 사이의 위치 보정 유닛을 보인 개략도,
도 17 내지 도 19는 본 발명에 따른 항공기가 이착륙 안내장치에 착륙하는 과정을 보인 개략도,
도 20은 본 발명에 따른 이착륙 안내장치에서 이송대차를 이용하여 항공기를 이적하는 과정을 보인 평면도,
도 21은 도 20에 따른 이송대차를 보인 사시도,
도 22는 도 21의 "III-III"선단면도로서, 이송대차를 정면에서 보인 종단면도.
이하, 본 발명에 의한 동체 이착륙이 가능한 항공기 및 이 항공기의 이착륙 시스템을 첨부도면에 도시된 일실시예에 의거하여 상세하게 설명한다.
도 1은 본 발명에 의한 동체 이착륙이 가능한 항공기를 저면에서 보인 사시도이고, 도 2는 도 1에 따른 항공기를 보인 정면도이며, 이다.
도 1 및 도 2에 도시된 바와 같이 본 실시예에 따른 항공기는, 항공기 동체(1)의 저면이 직접 가상 활주면에 안착되어 이착륙을 할 수 있도록 항공기 동체(1)의 저면에 평면으로 된 강착면(landing surface)(11)이 형성될 수 있다.
통상의 항공기는 주날개에 메인 랜딩기어가, 항공기 동체의 전위에 프론트 랜딩기어(또는, 노즈 랜딩기어라고도 함)가 각각 설치되어 있으나, 본 실시예는 메인 랜딩기어와 프론트 랜딩기어를 제거하고 항공기 동체(1)의 저면이 가상 활주면에 직접 안착되도록 강착면(11)이 형성될 수 있다. 이에 따라 통상의 항공기 저면이 곡면형으로 형성된 것에 비해 본 실시예의 항공기는 평면형으로 형성될 수 있다.
강착면(11)은 항공기 동체(1)가 가상 활주면에 안정적으로 안착될 수 있도록 가급적 넓게 형성되는 것이 바람직할 수 있으나, 동체 중량 등을 고려하여 강착면(11)의 넓이를 적절하게 설계할 수 있다. 다만, 항공기 동체(1)의 전방과 후방측에는 공기저항을 최소화하는 동시에 가상 활주면과의 접촉 충격을 최소화하여 항공기 동체가 안정적으로 이착륙을 실시할 수 있도록 활주방향을 따라 유선형으로 형성되는 것이 바람직할 수 있다.
그리고 항공기는 랜딩기어가 제거됨에 따라 도 1 및 도 2에서와 같이 주날개(2)가 항공기 동체(1)의 상측에 구비되는 소위 고익형 항공기 형태로 구성되거나 또는 도면으로 도시하지는 않았으나 주날개가 항공기 동체의 저면에 구비되는 소위 저익형 항공기에서도 엔진이 주날개의 상면에 구비될 수 있다. 이에 따라 날개 또는 엔진이 지면이나 가상 활주면에 부딪히지 않고 충분한 간격이 유지될 수 있다.
그리고 항공기는 랜딩기어 없이 동체가 직접 가상 활주면에 접촉하게 되므로 항공기 동체(1)의 강착면(11)에는 충격력을 흡수할 수 있는 충격 완충 유닛(20)이 설치되는 것이 바람직할 수 있다. 이 충격 완충 유닛(20)은 동체 착륙시 발생할 수 있는 충격력은 물론 항공기 동체(1)가 가상 활주면을 구성하는 롤러의 상부면을 연속으로 접촉하면서 고속으로 이동할 때 발생될 수 있는 충격력을 줄일 수 있어 바람직할 수 있다.
도 3은 도 1에 따른 항공기를 보인 측면도이고, 도 4는 도 3의 "A"부를 확대하여 보인 종단면도로서, 충격 완충 유닛이 전개된 상태를 개략적으로 보인 종단면도이며, 도 5는 도 4의 충격 완충 유닛이 전개된 상태를 개략적으로 보인 정면도이고, 도 6은 도 3의 "B"부를 확대하여 보인 종단면도, 레일 캐쳐 조립체가 전개된 상태를 개략적으로 보인 종단면도이며, 도 7은 도 6의 레일 캐쳐 조립체에서 캐쳐 보정 유닛을 개략적으로 보인 정면도이다.
도 3 및 도 4에서와 같이, 본 실시예에 따른 충격 완충 유닛(20)은 항공기 동체(1)의 강착면(11) 일부를 이용하거나, 또는 도면으로 도시하지는 않았으나 항공기 동체(1)의 내부에 수납되어 있던 부재가 착륙시 인출되어 작동되도록 할 수도 있다.
충격 완충 유닛(20)은 가상 활주면에 미끄러지게 접촉하는 완충판(21)과, 완충판(21)이 항공기 동체(1)로부터 분리되거나 인출되도록 하는 동시에 착륙시 발생되는 충격을 흡수할 수 있도록 완충판(21)과 항공기 동체(1) 사이에 설치되는 완충부재(22)로 이루어질 수 있다. 완충부재(22)는 도 4에서와 같이 에어백(air bag)이 이용될 수 있지만, 쇼크업소버(shock absorber) 등으로 이루어질 수 있다. 완충판(21)은 강착면(11)의 일부로 국한되지 않고 항공기 동체(1)의 하부면을 이루는 부위면 족하다.
완충판(21)은 비행시 유동저항을 고려하여 완충판(21)의 전체가 평면으로 이루어지는 것이 바람직하나, 가상 활주면을 주행시 원활하게 미끄러져 활주할 수 있도록 완충판(21)의 전면이 약간 곡면지게 형성될 수도 있다.
완충판(21)은 도 4에서와 같이 적어도 2개 이상의 롤러(125)가 동시에 접촉되어 지지될 수 있을 만큼 완충판(21)의 길이(D1)가 롤러축 사이의 간격(D2)보다 크게 형성되는 것이 롤러(125)의 상부면을 주행할 때 발생될 수 있는 진동을 줄일 수 있어 바람직할 수 있다.
완충판(21)은 한 개로 이루어지거나 복수 개로 이루어질 수 있다. 완충판(21)이 한 개인 경우에는 후술할 가이드 레일(124)의 양쪽으로 길게 놓일 수 있는 정도의 넓이를 갖도록 형성되는 반면, 완충판(21)이 복수 개인 경우에는 도 5에서와 같이 가이드 레일(124)을 중심으로 양쪽에 각각 배치되는 것이 항공기 동체(1)의 좌우 균형을 잡는데 유리할 수 있다.
완충부재(22)는 한 개로 이루어질 수도 있고 복수 개로 이루어질 수 있다. 완충부재(22)가 한 개인 경우에는 완충판(21)의 중앙에서 전후좌우 등 전방향으로 틸팅 가능하게 결합되는 반면, 완충부재(22)가 복수 개인 경우에는 각 완충판(21)의 좌우 양측 또는 전후좌우에서 각각 틸팅 가능하게 설치될 수 있다.
그리고 충격 완충 유닛(20)은 항공기의 착륙시 그 항공기 동체(1)의 전위측에 가해지는 충격을 완충시킬 수 있도록 항공기의 무게 중심에 설치되거나 또는 무게 중심보다 전위에 설치될 수 있다.
그리고 항공기 동체(1)의 강착면(11)에는 충격 완충 유닛(20) 외에 별도의 동체자세 보정유닛(미도시)이 더 구비될 수도 있다. 동체자세 보정유닛은 완충판과 유사한 모양으로 형성되는 자세판과, 자세판을 탄력적으로 지지하여 보정을 실시하는 보정부재로 이루어질 수 있다. 보정부재는 충격 완충 유닛의 완충부재와 별도로 구비될 수도 있지만 완충부재의 중간에 유니버셜 조인트 등을 이용하여 조립될 수도 있다. 하지만, 동체자세 보정유닛을 별도로 구비하지 않고 충격 완충 유닛의 완충부재를 3차원으로 움직일 수 있게 구성하여 항공기 동체가 항상 평행한 상태를 유지하도록 하는 것이 항공기 중량을 낮추는데 바람직할 수 있다.
도 2에 도시된 바와 같이, 항공기 동체(1)의 강착면(11)에는 그 항공기의 활주방향(이하, 활주방향으로 약칭함)을 따라 길게 적어도 한 개 이상의 가이드 돌기(12)가 형성될 수 있다. 가이드 돌기(12)는 후술할 제1 롤러휠(roller wheel, 이하, 제1 롤러휠로 약칭함)(1252)이 공기 타이어나 또는 고무와 같이 소정의 두께를 갖는 탄성부재로 이루어질 경우 가이드 돌기(12)가 제1 롤러휠(1252)을 눌러 항공기가 좌우로 미끄러지는 것을 방지할 수 있다.
도 6 내지 도 8에서와 같이, 항공기 동체(1)의 강착면(11)에는 후술할 활주면체(120)의 가이드 레일(guide rail)(124)에 도킹(docking)되어 항공기 동체(1)의 이동 중심선을 유지하도록 하는 레일 캐쳐 조립체(rail catcher assembly)(30)가 적어도 한 개 이상 설치될 수 있다. 레일 캐쳐 조립체(30)가 복수 개인 경우에는 좌우 방향으로 일정 간격을 두고 설치될 수 있다.
레일 캐쳐 조립체(30)는 항공기 착륙시 항공기 동체(1)가 착지 지점으로부터 이탈되는 것을 방지하고, 항공기의 착륙 주행시 측풍(side wind) 또는 전단풍(wind shear)에 의해 항공기 동체(1)가 흔들리거나 기울어지는 것을 방지할 수 있다. 또, 레일 캐쳐 조립체(30)는 이륙 또는 착륙 주행시 돌발적인 엔진 정지에 따른 동체의 쏠림 현상을 방지할 수 있다.
여기서, 레일 캐쳐 조립체(30)는 도 1 및 도 3 및 도 6에서와 같이 항공기 동체(1)의 강착면(11) 후위, 즉 강착면(11)에서 상향으로 꺾이는 부근, 그리고 항공기 동체(1)에 충격 완충 유닛(20)이 설치되는 경우에는 그 충격 완충 유닛(20)보다 후위에 설치되는 것이 착륙시 충격을 줄일 수 있을 뿐만 아니라 이착륙시 항공기 동체(1)의 후미 하부와 활주면체(120)의 가상 활주면이 간섭되는 테일스트라이크(tail strike)를 방지할 수 있어 바람직할 수 있다.
레일 캐쳐 조립체(30)는 항공기 동체(1)의 내부에 수납되었다가 이착륙시 항공기 동체(1)의 외부로 인출되면서 가이드 레일(124)에 도킹될 수 있다. 이를 위해, 도 6에서와 같이 항공기 동체(1)에는 레일 캐쳐 조립체(30)가 수납될 수 있도록 캐쳐 수납공간(13)이 형성되고, 수납공간(13)의 내부에는 항공기가 이륙을 완료했거나 착륙을 시도할 때 레일 캐쳐 조립체(30)를 인입하거나 인출시키기 위한 캐쳐 인입출 유닛(미도시)이 설치될 수 있다. 캐쳐 인입출 유닛은 유압장치나 또는 전동모터와 기어를 이용할 수 있다.
레일 캐쳐 조립체(30)는 수직방향으로 수납될 수도 있지만, 도 6에서와 같이 캐쳐 수납공간(13)을 최소화하기 위해서는 캐쳐 수납공간(13)이 항공기 동체(1)의 길이방향으로 길게 형성되고 레일 캐쳐 조립체(30)가 길이방향으로 눕혀져 수납되었다가 인출시 상하방향으로 세워져 인출되도록 하는 것이 바람직할 수 있다. 이를 위해, 레일 캐쳐 조립체(30)의 일단은 항공기 동체(1)에 회전 가능하게 결합되고, 레일 캐쳐 조립체(30)의 타단은 유압 또는 공압을 이용하거나 기어를 이용하여 레일 캐쳐 조립체(30)를 회전시킬 수 있는 캐쳐 회전 기구(35)에 결합될 수 있다.
또, 레일 캐쳐 조립체(30)는 도 6 및 도 7에서와 같이 항공기 동체(1)의 좌우방향으로 고정되는 캐쳐축(36)에 이동 가능하게 결합되어 항공기의 착륙시 측풍 등의 외부조건에 의해 착지 지점이 좌우방향으로 벗어날 경우 레일 캐쳐 조립체(30)가 캐쳐축에서 좌우방향으로 이동하면서 레일 캐쳐 조립체(30)의 위치를 스스로 보정할 수 있도록 캐쳐 보정 유닛(40)에 결합될 수 있다. 캐쳐 보정 유닛(40)은 항공기에 구비되는 위치센서, 속도센서, 고도센서, 기울기센서 등에 의해 수집된 정보를 후술할 활주면체에 구비되는 센서와 양방향 무선 통신을 진행하면서 실시간으로 가이드 레일(124)의 위치를 수신하여 레일 캐쳐 조립체를 가세할 수 있도록 전동모터를 이용한 기어방식 또는 유공압장치 등으로 이루어질 수 있다.
항공기 동체(1)의 캐쳐 수납공간(13)에는 제1 캐쳐 프레임(31)이 캐쳐축(36)에 회전 가능하게 결합된다. 제1 캐쳐 프레임(31)은 소정의 길이를 가지며 높은 강성을 갖는 재질로 이루어질 수 있다. 제1 캐쳐 프레임(31)은 항공기 동체(1)에 구비되는 유압 실린더 또는 공압 실린더(이하, 유공압 실린더로 약칭함)와 같은 신장기구에 결합된다. 그리고 제1 캐쳐 프레임(31)에는 후술할 제2 캐쳐 프레임(32)을 그 제1 캐쳐 프레임(31)으로부터 길이방향으로 전개시키거나 복원시키는 다른 신장기구가 설치될 수 있다.
제2 캐쳐 프레임(32)은 제1 캐쳐 프레임(31)의 내부에서 길이방향으로 신장될 수 있도록 삽입되어 결합되고, 제2 캐쳐 프레임(32)은 제1 캐쳐 프레임(31)에 구비되는 유공압 실린더와 같은 신장기구에 결합될 수 있다. 제2 캐쳐 프레임(32)에는 후술할 제3 캐쳐 프레임(33)을 양측으로 회전시켜 전개하거나 복원시킬 수 있는 다른 신장기구가 설치될 수 있다. 제2 캐쳐 프레임(32)은 소정의 길이를 가지며 무게에 비해 높은 강성을 갖는 재질로 이루어지고, 도 6에서와 같이 '역T'자 모양으로 형성될 수 있다.
제3 캐쳐 프레임(33)은 제2 캐쳐 프레임(32)의 하단의 전후방향 양측에 회전할 수 있도록 결합되고, 각각의 제3 캐쳐 프레임(33)은 제2 캐쳐 프레임(32)에 구비되는 신장기구에 각각 결합될 수 있다. 제3 캐쳐 프레임(33)은 제2 캐쳐 프레임(32)의 양단에 각각 복수 개씩이 서로 반대방향으로 회전하도록 결합될 수도 있지만, 이 경우 제3 캐쳐 프레임(33)이 복원될 때 후술할 캐쳐 휠(34)이 서로 간섭될 수 있으므로 제3 캐쳐 프레임(33)은 제2 캐쳐 프레임(32)의 양단에서 반대방향으로 회전할 수 있도록 한 개씩 결합되는 것이 바람직할 수 있다.
제3 캐쳐 프레임(33)의 단부에는 후술할 가이드 레일(124)의 지지면(supporting surface)(1242)(1243)에 미끄러지게 접하여 구속되는 캐쳐 휠(catcher wheel)(34)이 회전 가능하게 결합될 수 있다. 하지만, 캐쳐 휠(34)을 대신하여 제3 캐쳐 프레임(33)의 단부가 접하는 후술할 가이드 레일의 지지면에 부시 베어링과 같은 윤활부재 등이 설치되거나 또는 가이드 레일에 윤활제를 공급하여 제3 캐쳐 프레임(33)이 가이드 레일(124)에 직접 접촉될 수 있도록 할 수도 있다.
여기서, 제2 캐쳐 프레임(32)은 경우에 따라서는 복수 개를 다단으로 형성할 수도 있다. 물론, 제2 캐쳐 프레임(32)은 배제되고 제1 캐쳐 프레임(31)에 제2 캐쳐 프레임(32)이 직접 결합될 수도 있지만, 이 경우 제1 캐쳐 프레임(31)의 길이가 길어져 그만큼 항공기 동체(1)에 넓은 캐쳐 수납공간(13)이 필요하게 되므로 바람직하지 않을 수 있다.
도 8은 도 6에 따른 레일 캐쳐 조립체가 가이드 레일에 결합된 상태를 개략적으로 보인 사시도이고, 도 9는 도 8에 따른 레일 캐쳐 조립체가 가이드 레일에서 항공기의 이동 중심선을 보정하는 과정을 보인 개략도이다.
도 8을 참조하면 본 실시예에 의한 레일 캐쳐 조립체(30)는, 항공기 동체(1)가 이착륙 안내장치(100)에 근접하여 레일 캐쳐 조립체(30)와 이착륙 안내장치(100)의 가이드 레일(124) 사이가 수직 방향으로 일정 이격거리 이내로 도달하게 되면 레일 캐쳐 조립체(30)의 캐쳐 휠(34)이 가이드 레일(124)에 구속된 상태로 레일 캐쳐 조립체(30) 전체가 신장기구에 의해 항공기 동체(1)의 캐쳐 수납공간(13) 쪽으로 일정량 복원되면서 가이드 레일(124)의 궤적을 따라 고속으로 이동하게 된다. 이에 따라 항공기 동체(1)의 기종에 따라 설정된 압력량 만큼 동체 내부로 복원된 레일 캐쳐 조립체(30)는 가이드 레일(124)을 잡아당겨 항공기 동체(1)가 측풍 등의 영향에 의하여 동체(30)가 이착륙 안내장치(100)의 주행 궤적에서 좌 우측으로 이탈, 전도되지 않도록 잡아당기는 압력을 유지하게 된다.
그리고 기존의 메인 랜딩 기어 또는 프론트 랜딩 기어에 비해 현저하게 작은 중량으로도 항공기 동체의 균형을 안정적으로 유지하는데 충분할 수 있다. 즉, 기존의 메인 랜딩 기어 또는 프론트 랜딩 기어는 착륙을 위한 착지 순간 가해지는 충격 하중과 이후 양력이 계속 감소하며 중력에 의하여 받는 하중(고속 이동에 따른 동하중)을 착륙이 완료될 때까지 계속하여 받게 되며 항공기가 지상에 머무르는 시간 동안에도 계속적으로 항공기 및 탑재 중량만큼의 하중이 작용하게 되므로 상당한 중량을 필요로 한다.
반면, 본 실시예에 따른 레일 캐쳐 조립체(30)는 무풍 착륙일 때에는 항공기 동체(1)의 강착면(11)이 가상 활주면에 안착하여 주행할 때 발생할 수 있는 돌발적 돌풍 상황 등에 대처할 수 있는 정도의 힘만 받게 된다.
또, 불연속적인 강한 측풍 또는 전단풍 등의 상황에서 착륙을 할 때에는 도 9에서와 같이, 캐쳐 레일 조립체(30)가 가이드 레일(124)에 삽입 완료되는 순간부터 항공기 동체(1)의 강착면(11)이 이착륙 안내장치(100)의 가상 활주면(102)에 접촉되고, 캐쳐 레일 조립체(30)의 캐쳐 휠(34)이 가이드 레일(124)의 상부 지지면(1242)과 하부 지지면(1243)에 반복하여 접지되면서 캐쳐 레일 조립체(30)가 항공기 동체(1)를 지지하게 된다. 그리고, 항공기 동체(1)의 강착면(11)이 이착륙 안내장치(100)의 가상 활주면(102)에 착륙하여 주행하는 동안에는 항공기의 양력이 점차 감소하여 항공기가 동체 중량의 지배를 점진적으로 받게 되면서 정지할 때까지 캐쳐 레일 조립체(30)의 캐쳐 휠(34)이 가이드 레일(124)의 상부 지지면(1242)에만 접지되어 돌발적 돌풍 상황 등에 대처할 수 있는 정도의 힘만 받게 된다.
또, 항공기가 지상에 머무르는 시간 동안은 캐쳐 레일 조립체(30)가 가이드 레일(124)을 붙잡아 측풍 등의 외력에 의한 전도에 대비하는 정도의 힘만 받게 된다.
따라서, 본 실시예에 따른 레일 캐쳐(30)는 기존 항공기의 메인 랜딩 기어 또는 프론트 랜딩 기어와 비교할 때 레일 캐쳐(30)의 설계 강도(하중)는 기존 항공기의 메인 랜딩기어 또는 프론트 랜딩기어가 감당하는 하중에 비해 매우 작은 강도로 설계되기 때문에 상대적으로 현저하게 작은 중량으로도 항공기 동체(1)를 충분히 지지할 수 있다.
도 10은 본 발명에 의한 이착륙 안내장치를 상측에서 보인 사시도이고, 도 11은 도 10에 따른 이착륙 안내장치를 보인 평면도이며, 도 12는 도 11의 "I-I"선단면도이고, 도 13은 도 11의 "II-II"선단면도이며, 도 14 및 도 15는 도 11에서 이착륙용 활주면체의 승강 상태를 각각 보인 측면도이다.
본 실시예에 의한 이착륙 안내장치(100)는, 도 10 및 도 11에 도시된 바와 같이, 비행장의 활주로 지면(101)에 고정 설치되거나 또는 이동 가능하게 설치되는 지지체(110)의 상측에 가상 활주면(102)을 갖는 활주면체(120)가 설치되어 이루어질 수 있다.
지지체(110)는 복수 개의 프레임을 서로 연결하여 활주면체(120)와 항공기를 충분히 지지할 수 있는 정도의 강성을 갖는 구조체로 형성될 수 있다. 예를 들어, 도 10에서와 같이 본 실시예의 지지체(110)는 하부 프레임(111)의 상면에 소정의 높이를 갖는 다수 개의 측면 프레임(112)이 설치될 수 있다. 하부 프레임(111)은 활주로의 길이만큼 길게 형성되고, 측면 프레임(112)은 하부 프레임(111)의 모서리나 그 모서리 사이에 소정의 간격을 두고 수직방향으로 설치될 수 있다. 측면 프레임(112)의 상단에는 활주면체(120)가 착지될 때 충격력을 흡수할 수 있는 완충부재(미도시)가 구비될 수 있다. 하지만, 지지체(110)가 상기와 같은 구조 외에도 활주면체와 항공기를 안정적으로 지지할 수 있는 정도의 강성을 갖는 구조면 족하다.
도 12에서와 같이, 지지체(110)의 하부 프레임(111)에는 후술할 주행용 활주면체(1201)에 설치되는 제1 롤러(125)를 구동시키기 위한 제1 롤러모터(1255)가 설치될 수 있다.
도 10 및 도 11에서와 같이, 활주면체(120)는 지지체(110)의 상면에 얹힐 수 있는 모양으로 형성될 수 있다. 예를 들어, 활주면체(120)는 지지체(110)의 하부 프레임(111)과 대략 같은 크기로 활주 프레임(121)이 형성되고, 활주 프레임(121)의 하부에는 소정의 간격을 두고 지지체(110)의 측면 프레임(112)에 안착되는 안착 프레임(122)이 형성될 수 있다. 활주 프레임(121)과 안착 프레임(122)은 대략 동일한 형상으로 형성되어 측면 프레임(123)으로 결합될 수 있다.
활주 프레임(121)의 내측면에는 가상 활주면(102)을 이룰 다수 개의 이착륙용 롤러(이하, 제1 롤러로 약칭함)(125)가 길이방향을 따라 소정의 간격을 두고 결합될 수 있다. 활주 프레임(121)은 항공기의 활주방향(이하, 길이 방향과 혼용함)으로 길게, 대략 항공기의 이륙에 필요한 길이만큼 길게 형성될 수 있다. 하지만, 기존의 항공기는 항공기의 추력에 의해서만 이륙을 하는 반면, 본 실시예는 항공기의 추력과 이착륙 안내장치(100)의 제1 롤러(125)에서 발생되는 마찰력을 함께 이용하여 항공기가 이륙하게 되므로 필요한 활주 길이가 기존의 활주로에 비해 훨씬 짧아지게 될 수 있다.
그리고 활주 프레임(121)의 폭길이는 항공기에 따라 다르게 형성될 수 있다. 예를 들어, 항공기가 저익형이거나 엔진이 날개의 하측에 설치되는 경우에는 항공기의 주날개나 엔진이 활주면체(121)에 걸리지 않도록 활주면체(121)의 폭길이가 이착륙 안내장치(100)를 이용할 수 있도록 개발하는 항공기 중 최소 규격의 항공기의 양쪽 엔진 사이의 간격보다 작게 형성되는 것이 바람직할 수 있다. 하지만, 항공기가 고익형인 경우에는 주날개나 엔진이 활주면체(120)에 걸리지 않으므로 활주면체(120)의 폭길이는 굳이 제한을 둘 필요가 없다.
도 11 및 도 12에서와 같이, 제1 롤러(125)는 활주 프레임(121)에 회전 가능하게 결합되는 이착륙용 롤러축(이하, 제1 롤러축으로 약칭함)(1251)과, 제1 롤러축(1251)에 결합되어 가상 활주면(102)을 이루는 이착륙용 롤러휠(이하, 제1 롤러휠로 약칭함)(1252)로 이루어질 수 있다.
제1 롤러축(1251)은 활주 프레임(121)에 단순 회전 가능하게 결합될 수도 있지만, 항공기의 이착륙시 제1 롤러(125)가 항공기의 이착륙에 필요한 속도와 연동되어 회전될 수 있도록 인버터 모터로 된 이착륙용 롤러 구동용 모터(이하, 제1 롤러모터)(1255)의 회전축에 기구적으로 결합될 수 있다. 제1 롤러모터(1255)의 회전 속도는 인버터 모터의 가변 주파수 제어를 이용하여 항공기의 진입 속도와 동기화시켜 실시간 연동 운전에 의해 자동 실행되도록 할 수 있다.
제1 롤러모터(1255)는 활주면체(120)의 안착 프레임(122)에 고정 결합되어 제1 롤러축(1251)에 기구적으로 연결될 수 있다. 제1 롤러모터(1255)는 복수 개의 제1 롤러(125)와 독립적으로 연결될 수도 있지만 도 11에서와 같이 전동부재(1256)을 이용하여 복수 개의 제1 롤러(125)와 통합적으로 연결될 수도 있다.
제1 롤러모터(1255)는 항상 구동력을 발생하도록 할 수도 있지만, 동력을 낼 필요가 없는 부위의 제1 롤러모터(1255)는 일을 하지 않고 공회전을 하도록 하여 불필요한 전력소비를 줄일 수 있다. 또, 제1 롤러모터(1255)는 항공기 동체(1)를 제동시킬 때 운동에너지를 열에너지로 변환하여 항공기의 속도를 제어하면서 모터 회생 제동 제어를 통해 잉여 운동에너지의 발전 재활용 시스템(Energy Storage System)을 적용하는 것이 에너지 효율을 높일 수 있다.
제1 롤러(125)는 전동부재를 이용하여 복수 개씩 묶어 그 복수 개씩의 제1 롤러(125)를 서로 독립적으로 구동시킬 할 수도 있지만, 이착륙용 활주면체(1201)의 모든 제1 롤러(125)와 주행용 활주면체(1202)의 모든 제1 롤러(125)를 각각 한 개의 전동부재(1257)로 묶어 이착륙용 활주면체(1201)의 제1 롤러(125) 전체가 동시에 구동되고 주행용 활주면체(1202)의 제1 롤러(125) 전체가 동시에 구동되도록 하는 것이 높은 구동력을 발생시킬 수 있어 바람직할 수 있다.
도 11 및 도 12에 도시된 바와 같이, 제1 롤러모터(1255)의 일측에는 제1 롤러축(1251)을 강제 제동하기 위한 롤러 제동유닛(126)이 제1 롤러축(1251)의 일단 또는 양단에 결합될 수 있다. 롤러 제동유닛(126)은 제1 롤러모터(1255)와 연동되어 제어될 수 있도록 서로 전기적으로 연결되는 것이 불필요한 에너지 낭비를 막을 수 있어 바람직할 수 있다.
제1 롤러(125)는 각각의 제1 롤러축(1251)에 길이가 긴 한 개씩의 제1 롤러휠(1252)이 결합되거나 또는 길이가 짧은 복수 개씩의 제1 롤러휠(1252)이 일정 간격을 두고 결합될 수 있다. 제1 롤러휠(1252)은 항공기를 탄력적으로 지지할 수 있도록 공기 타이어로 이루어질 수도 있고 고무와 같이 소정의 두께를 갖는 탄성재로 이루어질 수도 있다.
제1 롤러휠(1252)의 외주면에는 항공기 동체(1)와의 마찰력을 높일 수 있도록 돌기 또는 홈이 형성될 수 있다. 그리고 제1 롤러축(1251)과 제1 롤러휠(1252)의 내부에는 강설시 롤러에 쌓인 눈을 제거할 수 있도록 열선(미도시)이 내장될 수 있다.
도 8 및 도 10 내지 도 12에 도시된 바와 같이, 제1 롤러축(1251)의 중간, 즉 제1 롤러휠(1252)들의 사이에는 활주방향을 따라 항공기 동체(1)의 레일 캐쳐 조립체(30)가 삽입되어 도킹될 수 있도록 가이드 레일(124)이 결합될 수 있다.
가이드 레일(124)은 레일 캐쳐 조립체(30)의 캐쳐 휠(34)이 삽입되어 양쪽으로 전개될 수 있는 공간부(1244)를 갖도록 속빈 사각관 모양으로 형성될 수 있다. 그리고 가이드 레일(124)의 상면은 레일 캐쳐 조립체(30)의 제3 캐쳐 프레임(33)과 캐쳐 휠(34)이 삽입될 수 있도록 개구부(1241)가 형성되는 동시에, 그 개구부(1241)의 좌우 양측과 이에 대응하는 하측에는 제3 캐쳐 프레임(33)이 가이드 레일(124)에서 양쪽으로 전개되었을 때 그 제3 캐쳐 프레임(33)에 결합되는 캐쳐 휠(34)을 구속하여 항공기를 상하좌우 방향으로 지지할 수 있도록 상부 지지면(1242)과 하부 지지면(1243)이 각각 형성될 수 있다. 상부 지지면(1242)과 하부 지지면(1243)의 내주면에는 경우에 따라 부시 베어링과 같은 베어링 부재(미도시)가 각각 결합될 수도 있다.
가이드 레일(124)은 도면으로 도시하지는 않았으나, 예를 들어 "I"모양과 같이 지지면이 좌우 양측으로 돌출되는 형상으로 형성될 수도 있다. 이 경우 레일 캐쳐 조립체(30)의 제3 캐쳐 프레임(33)이 전술한 실시예와는 반대로 안쪽으로 전개되도록 구성될 수 있다. 또, 이 경우 제3 캐쳐 프레임(33)의 단부에는 지지면을 잡아 항공기를 구속할 수 있도록 집게 모양의 클램퍼(미도시)가 구비될 수 있다.
도 10 및 도 14 및 도 15에 도시된 바와 같이, 활주면체(120)는 항공기 동체(1)가 착륙할 때 충격을 줄일 수 있도록 가상 활주면(102)이 상하 방향으로 승강되도록 활주면 승강유닛(이하, 제1 승강유닛이라고 함)(127)이 더 구비될 수 있다.
제1 승강유닛(127)은 지지체(110)의 하부 프레임(111)과 활주면체(120)의 안착 프레임(122) 사이에 링크 결합되는 다수 개의 연결 프레임(1271)과, 지지체(110)의 하부 프레임(111)에 설치되어 연결 프레임(1271)을 밀어 회전시킴으로써 활주면체(120)가 상하 방향으로 승강되도록 하는 다수 개의 승강기구(1272)로 이루어질 수 있다. 하지만, 제1 승강유닛(127)은 별도의 연결 프레임을 이용하지 않고 지지체의 하부 프레임이나 측면 프레임에 직접 승강기구(미도시)를 설치하고 그 승강기구에 활주면체(120)의 안착 프레임(122)을 결합하여 승강기구가 상하방향으로 승강력을 발휘하면서 활주면체(120)가 승강되도록 할 수도 있다. 승강기구는 통상 유압 실린더가 적용될 수도 있지만, 활주면체(120)가 항공기의 착륙 시점보다 먼저 상승하여 대기하고 있다가 항공기의 제3 캐쳐 프레임(33)이 가이드 레일(124)에 전개된 직후 항공기의 착륙 속도와 동기화되어 하강을 개시하게 되므로 공압 실린더도 적용 가능하다.
또, 제1 승강유닛(127)은 유공압장치를 이용하여 이루어질 수도 있지만, 경우에 따라서는 관절 프레임 등 활주면체를 승강시킬 수 있는 다양한 구현방식이 적용될 수 있다.
활주 프레임(121)은 단수 개로 이루어져 활주면체(120) 전체가 동시에 상하방향으로 승강하거나 또는 좌우방향으로 승강되면서 조절될 수도 있지만, 항공기의 이착륙 진행과정에 따라 복수 개의 구간으로 구획되어 필요한 부위만 상하 방향 또는 좌우 방향으로 조절될 수도 있다.
예를 들어, 도 10 및 도 11에서와 같이, 활주 프레임(121)이 복수 개의 구간으로 구획되는 경우에는 양단에 위치하는 구간의 이착륙용 활주면체(1201)의 활주 프레임(1211)은 제1 승강유닛(127)에 결합되어 승강되는 반면, 양쪽 이착륙용 활주면체(1201)(1201) 사이에 위치하는 주행용 활주면체(1202)의 활주 프레임(1212)은 지지체(110)에 고정 결합될 수 있다.
지지체(110)는 지면에 고정 설치될 수도 있지만, 후술할 착륙위치 보정유닛(140)에 의해 지지체(110)와 활주면체(120)가 항공기의 움직임을 따라 좌우 방향으로 연동되면서 움직일 수 있도록 다수 개의 활주로 이송용 휠(이하, 제1 이송휠로 약칭함)(113)이 지지체(110)에 구비될 수 있다.
도 12 및 도 13에서와 같이, 제1 이송휠(113)은 지지체(110)와 활주면체(120)로 된 이착륙 안내장치(100)를 항공기의 이착륙 방향에 대해 직교하는 방향으로 이동시킬 수 있도록 지지체(110)의 하부 프레임(111)에 회전 가능하게 결합되고, 제1 이송휠(113)은 지지체(110)의 하부 프레임(111)이나 측면 프레임(112) 또는 지지체(110)에 구비되는 별도의 모터 프레임(11272)에 고정되는 제1 휠 구동용 모터(이하, 제1 휠모터)(11271)의 회전축에 결합될 수 있다. 제1 휠모터(11271)는 제1 롤러(125)의 경우와 같이 각각의 제1 이송휠(113)에 독립적으로 구비될 수도 있지만, 전동부재(미도시)를 이용하여 복수 개의 제1 이송휠(113)을 통합하여 한 개의 제1 휠모터(11271)에 연결할 수도 있다.
제1 이송휠(113)은 지면(101)에서 자유상태로 움직일 수도 있다. 하지만 항공기의 중량이나 이착륙 안내장치(100)의 중량을 감안하면 항공기의 안정성 등을 고려하여 지면(101)에 소정의 깊이, 즉 제1 이송휠(113)이 삽입된 상태로 이동할 수 있을 정도의 깊이를 갖는 이동 레일(1011)을 포설하여 이착륙 안내장치(100)가 일정한 방향으로 움직이도록 하는 것이 바람직할 수 있다.
여기서, 이동 레일(1011)의 상단면은 지면(101)과 거의 동일 높이면을 이루도록 형성되는 것이 활주로 교체에 따른 비용을 줄일 수 있어 바람직할 수 있다. 즉, 기존의 비행장 활주로에 이동 레일을 포설하면 기존의 활주로를 이용하여 바퀴가 있는 항공기를 이착륙시킬 수 있을 뿐만 아니라 기존의 활주로에 본 발명의 이착륙 시스템을 적용하여 동체 이착륙이 가능한 항공기를 이착륙시킬 수 있다. 따라서, 기존의 활주로에 이동 레일을 포설하여 필요에 따라 활주로를 이용할 수 있으므로 본 발명의 이착륙 안내장치를 설치하기 위한 비용을 줄일 수 있다.
한편, 본 실시예에 의한 항공기와 항공기의 이착륙 시스템 사이에는 항공기의 착륙 예정 지점에 따라 이착륙 안내장치의 위치를 가변시키거나 또는 항공기의 착륙 예정 지점을 가변킬 수 있도록 착륙위치 보정유닛이 더 구비될 수 있다. 착륙위치 보정유닛은 여러 항공기술이 적용될 수 있다.
도 16은 본 발명에 따른 항공기와 이착륙 안내장치 사이의 위치 보정 유닛의 일례를 보인 개략도이다. 도 16에서와 같이 본 실시예는, 이착륙 안내장치(100)의 좌우방향 양단에 각각 제1 위치센서(141)(141)들이 설치되고, 항공기 동체(1)의 중심, 즉 레일 캐쳐 조립체(30)에 제2 위치센서(142)가 설치될 수 있다. 제1 위치센서(141)(141)들과 제2 위치센서(142)는 서로 교신하여 항공기 동체(1)의 착륙 예정 위치를 제어하거나, 또는 이착륙 안내장치(100)의 위치를 제어하면서 항공기 동체(1)의 레일 캐쳐 조립체(30)와 이착륙 안내장치(100)의 가이드 레일(124)이 안정적으로 도킹할 수 있도록 유도할 수 있다. 이 경우, 제1 위치센서(141)(141)들은 가이드 레일(124)을 중심으로 좌우 양측의 동일한 거리에 설치되는 것이 바람직할 수 있다.
이외에도, 미사일의 목표 추적 방식의 하나인 마이크로웨이브 탐색기 원리, 즉 마이크로웨이브 전자파를 이용해 표적을 탐지·추적하는 대함·대공 유도탄용 탐색기 기술 등이 적용된 장비 또는 응용된 장비가 적용될 수 있다. 또, 이착륙 시스템의 양단 일정 위치에 카메라를 설치하여 착륙 진입하는 항공기의 레일 캐쳐를 실시간 추적하고 영상 오차를 실시간 보정하는 방식 등이 적용될 수도 있다.
상기와 같은 본 실시예에 의한 항공기의 이착륙 시스템에서 항공기가 이착륙하는 과정을 살펴보면 다음과 같다.
먼저, 이륙 과정을 살펴보면, 항공기 동체(1)가 활주면체(120)의 제1 롤러(125)에 얹혀진 상태에서 항공기 엔진이 기동을 하는 동시에 이착륙 안내장치(100)의 제1 롤러(125)가 제1 롤러모터(1255)의 회전력에 의해 회전을 하게 된다. 그러면 항공기는 항공기 엔진의 추력과 제1 롤러모터(1255)의 회전력에 의한 제1 롤러(125)의 마찰력을 이용하여 가상 활주면(102)을 이루는 이착륙 안내장치(100)의 제1 롤러(125)에서 빠르게 미끄러져 주행을 하게 된다.
이후, 항공기가 주날개의 스포일러 등을 전개하여 이륙 억제 모드를 유지하면서 일정 시간 또는 일정 거리 동안 활주를 하면서 가속시키게 된다.
이후, 이륙 속도에 도달하거나 이륙 속도를 초과하게 되면 레일 캐쳐 조립체(30)를 가이드 레일(124)로부터 분리시키면서 스포일러를 접고 엘리베이터, 플랩(flap) 등을 조작하여 항공기의 전면을 부양시킴으로써 항공기가 이륙되록 한다.
이때, 레일 캐쳐 조립체(30)는 항공기가 이륙 속도에 도달하기 전에는 제3 프레임(33)이 가이드 레일(124)의 내부에서 좌우로 전개된 상태를 유지함에 따라 항공기가 측풍 등에 의해 좌우 방향으로 기울어지거나 전복되지 않고 안정적으로 활주할 수 있게 된다. 그리고 항공기가 이륙 속도에 도달하기 직전 또는 이륙 속도를 초과시켜 이륙시키려는 시점 직전에 레일 캐쳐 조립체(30)의 제3 캐쳐 프레임(33)과 제2 캐쳐 프레임(32)이 순차적으로 복원되면서 가이드 레일(124)에서 분리되어 이륙 준비를 하게 된다.
반면, 착륙 과정을 살펴보면 도 17 내지 도 19에 도시된 바와 같다. 즉, 도 17에서와 같이 항공기가 착륙하려는 예정 지점에 위치하는 이착륙용 활주면체(1201)의 제1 승강유닛(127)이 작동하여 해당 위치의 이착륙용 활주면체(1201)를 소정의 높이(h1)까지 수직 방향으로 상승시킨다. 이때, 항공기 동체(1)의 강착면(11)에서는 레일 캐쳐 조립체(30)의 제1 캐쳐 프레임(31)과 제2 캐쳐 프레임(32)이 전개되어 이착륙용 활주면체(1201)의 가이드 레일(124)에 도킹될 준비를 하는 동시에, 충격 완충 유닛(20)이 구비된 경우에는 그 충격 완충 유닛(20)의 완충판(21)이 완충부재(22)에 의해 항공기 동체(1)로부터 전개되어 제1 롤러(125)와의 충돌력을 흡수할 준비를 하게 된다. 아울러, 착륙위치 보정유닛(140)에 의해 이착륙 안내장치(100)는 항공기의 착륙 예정 지점에 따라 좌우방향으로 이동하면서 정확한 착륙 위치를 실시간으로 보정하게 된다.
이후, 도 18에서와 같이 항공기 동체(1)의 레일 캐쳐 조립체(124)가 이착륙용 활주면체(1201)의 가이드 레일(124)에 삽입되어 도킹되면서 항공기 동체(1)의 강착면(11)이 이착륙용 활주면체(1201)의 제1 롤러휠(1252)에 착지하게 된다. 이때, 항공기 동체(1)의 강착면(11), 보다 정확하게는 충격 완충 유닛(20)의 완충판(21)이 해당 이착륙용 활주면체(1202)의 제1 롤러휠(1252)에 닿는 순간부터 제1 승강유닛(127)은 이착륙용 활주면체(1202)를 항공기 동체의 착륙속도에 맞춰 점진적으로 낮추면서 항공기를 안전하게 착륙시키게 된다.
여기서, 항공기(1)가 이착륙용 활주면체(1201)의 가상 활주면(102)에 근접할 때 측풍 등의 영향에 의해 항공기 동체(1)의 X축 각도 변위(좌우방향 변위)가 발생할 수 있다. 이 경우 제1 승강유닛(127) 중에서 한 쪽 라인의 제1 승강유닛(127)이 항공기 동체(1)의 변위각과 대응하여 이착륙용 활주면체를 승강시킴으로써 가상 활주면(1202)이 항공기 동체(1)와 평행을 이루도록 가상 활주면(102)을 실시간으로 변위시킬 수 있다. 이때, 항공기 동체(1)가 기울어진 상태에서 착륙을 시도하면 도 9에 도시된 바와 같이 항공기 동체(1)의 레일 캐쳐 조립체(30)가 가이드 레일(124)을 붙잡아 가상 활주면(102)에 착지한 직후 Z축 방향(즉, 항공기의 활주 방향)에 대한 좌우방향 변위가 큰 쪽의 제1 승강유닛(127)이 우선적으로 신속하게 하강 작동을 개시하는 반면, 변위가 작은 다른 쪽의 제1 승강유닛(127)은 지연 시간을 주어 양쪽 제1 승강유닛(127)의 작동 높이를 균일하게 함으로써 항공기의 착륙 속도에 제1 승강유닛(127)이 동기화되어 자동 제어될 수 있다. 아울러, 제1 승강유닛(127)에 의해 이착륙용 활주면체는 지속적으로 하강하여 항공기가 그 이착륙용 활주면체(1201)를 완전히 통과하기 전에 이착륙용 활주면체(1201)가 주행용 활주면체(1202)와 동일 높이(h=0)까지 하강하게 된다.
이후, 도 19에서와 같이, 항공기는 약 250 ~ 300Km/Hr(약 70 ~ 84m/s)의 속도로 이착륙용 활주면체(1201)에 진입하여 약 200 ~ 300m에 달하는 이착륙용 활주면체(1201)를 통과한 후 주행용 활주면체(1202)로 진입하게 된다. 주행용 활주면체(1202)에서는 제1 롤러모터(1255)의 감속과 롤러 제동유닛(126)의 작동에 의해 제1 롤러(125)의 회전속도는 지속적으로 감속되면서 항공기를 일정 위치에서 정지시키게 된다.
이때, 가이드 레일(124)에 삽입된 레일 캐쳐 조립체(30)의 제3 캐쳐 프레임(33)이 양쪽으로 전개된 상태에서 제2 캐쳐 프레임(32)이 복원되면서 캐쳐 휠(34)이 가이드 레일(124)의 상부 지지면(1242) 또는 하부 지지면(1243)에 구속된 상태로 미끄러져 주행하게 되어 측풍과 같은 갑작스런 환경 변화에도 항공기가 기울어지거나 전복되지 않고 안정적으로 착륙 주행을 진행할 수 있다.
한편, 활주면체에는 항공기 동체를 이착륙 안내장치에서 후술할 이송대차로 옮겨 싣기 위한 이적부가 더 구비될 수 있다. 도 20은 본 발명에 따른 이착륙 안내장치에서 이송대차를 이용하여 항공기를 이적하는 과정을 보인 평면도이고, 도 21은 도 20에 따른 이송대차를 보인 사시도이며, 도 22는 도 21의 "III-III"선단면도로서, 이송대차를 정면에서 보인 종단면도이다.
본 실시예에 따른 이적부150)는 도 20에서와 같이 활주면체(120)의 중간에 구비할 수 있다. 이에 따라 본 실시예의 이적부(150)는 활주방향과 직교하는 방향으로 항공기를 이송시켜 이송대차(200)로 옮겨 실을 수 있다. 물론, 별도의 이적부를 구비하지 않고 이송대차(200)를 이착륙 안내장치(100)의 끝단에 배치하여 활주면체(120)의 제1 롤러(125)를 타고 활주면체(120)의 끝까지 이송되는 항공기를 활주방향으로 건네 받아 이송대차(200)에 옮겨 실을 수도 있다. 하지만, 이 경우에는 항공기의 종류에 따라 활주길이가 짧은 경우에도 항공기를 활주면체(120)의 끝단까지 옮겨와야 하므로 불필요한 동력이 소모될 수 있고 이송시간도 과도하게 소요될 수 있다.
도 10 및 도 11에서와 같이, 이적부(150)는 항공기가 주로 주행용 활주면체(1202)에서 이적시키게 되므로 그 주행용 활주면체(1202)에 설치하는 것이 바람직할 수 있다. 이적부(150)는 활주면체(120) 전체에 걸쳐 설치할 수도 있다.
이적부(150)는 도 13에서와 같이, 제1 롤러(125)들의 사이에 그 제1 롤러(125)의 회전방향과 직교하는 방향으로 회전하는 이적용 롤러(이하, 제2 롤러로 약칭함)(151)가 설치되어 이루어질 수 있다.
제2 롤러(151)는 제2 롤러축(1511)에 제2 롤러휠(1512)이 결합되어 활주 프레임(121)의 내측에 구비되는 이적 프레임(152)에 결합될 수 있다. 제2 롤러축(1511)은 제1 롤러축(1251)과 직교하는 방향으로 일정 간격을 두고 배치되어 후술할 지지 프레임(154)에 회전 가능하게 결합되고, 제2 롤러휠(1512)은 제1 롤러휠(1252)과 직교하는 방향으로 회전하도록 제2 롤러축(1511)에 결합될 수 있다. 제2 롤러휠(1512)은 제1 롤러휠(1252)와 동일한 재질로 형성될 수 있으며 제1 롤러휠(1252)의 직경보다는 작게 형성될 수 있다.
이적 프레임(152)은 제2 롤러축(1511)이 제1 롤러축(1251)과 간섭되지 않도록 활주 프레임(121)의 내측에서 그 활주 프레임(121)과 안착 프레임(122) 사이의 중간 높이에 구비될 수 있다. 그리고 이적 프레임(152)은 유압 실린더와 같은 동체 승강유닛(이하, 제2 승강유닛이라고 약칭함)(153)에 의해 지지체(110)를 이루는 하부 프레임(111)에 지지되도록 결합될 수 있다.
이적 프레임(152)에는 제2 롤러축(1511)을 독립적으로 지지할 수 있는 다수 개의 지지 프레임(154)이 결합될 수 있다. 지지 프레임(154)은 유(U)자 모양으로 형성되어 개구된 양단 사이에 제2 롤러축(1511)이 회전 가능하게 결합되고, 지지프레임(154)의 하단은 이적 프레임(152)의 상면에 고정 결합될 수 있다. 이에 따라 제2 승강유닛(153)에 의해 승강하는 이적 프레임(152)과 함께 제2 롤러(151)가 동시에 승강하게 된다.
또, 이적 프레임(152)에는 제2 롤러(151)를 제1 롤러(125)의 회전방향과 직교하는 방향으로 회전시킬 수 있는 제2 롤러 구동용 모터(이하, 제2 롤러모터라고 약칭함)(1515)가 설치되고, 제2 롤러모터(1515)의 회전축은 전동부재(1516)에 의해 제2 롤러축(1511)에 기구적으로 연결될 수 있다.
제2 롤러(151) 역시 제1 롤러(125)와 마찬가지로 각각의 제2 롤러모터(1515)에 독립적으로 연결될 수도 있지만, 복수 개의 제2 롤러(151)가 한 개의 제2 롤러모터(1515)에 통합적으로 연결될 수도 있다.
한편, 이송대차(200)는 항공기를 실어 탑승구나 수납고 또는 정비고와 같은 원하는 위치로 이동시키도록 이착륙 안내장치(100)의 끝단 또는 중간에 구비될 수 있다. 그리고, 이송대차(100)는 별도의 엔진을 갖추는 것을 제외하고는 이착륙 안내장치(100)와 유사한 형태로 형성될 수 있다.
도 21 및 도 22에서와 같이, 이송대차(200)는 별도의 엔진이 구비되는 대차바디(210)와, 대차바디(210)의 하단에 구비되는 대차 이송용 휠(이하, 제2 이송휠로 약칭함)(220)과, 대차바디(210)의 상면에 회전 가능하게 결합되어 항공기 동체(1)의 강착면(11)이 미끄러져 안착되도록 동체 이송용 롤러(이하, 제3 롤러로 약칭함)(230)로 이루어질 수 있다.
대차바디(210)는 이착륙 안내장치(100)의 지지체(110)와 동일하거나 유사한 형상으로 제작될 수 있다.
제2 이송휠(220)은 이착륙 안내장치(100)의 제1 이송휠(113)과 달리 전후방향용 제2 이송휠(221)과 좌우방향용 제2 이송휠(222)로 이루어질 수 있다. 전후방향용 제2 이송횔(221)과 좌우방향용 제2 이송휠(222) 중에서 어느 한 개는 유압 실린더와 같은 이송휠 승강유닛(225)에 결합되어 이송방향에 따라 다른 쪽 제2 이송휠에 비해 지면방향으로 더 길게 승강되도록 할 수 있다.
그리고 제2 이송휠(221)(222)은 대차바디(210)에 설치되는 제2 휠 구동용 모터(제2 휠모터로 약칭함)(226)에 연결될 수 있다. 제2 이송휠(221)(222)은 제2 휠모터(226)에 각각 독립적으로 연결되거나 또는 복수 개의 제2 이송휠(221)(222)이 각각 한 개의 제2 휠모터(226)에 통합적으로 연결될 수 있다.
제3 롤러(230)은 좌우방향 제3 롤러(231)과 전후방향 제3 롤러(232)가 전술한 이착륙 안내장치(100)의 롤러(125)(151)들과 같이 설치될 수 있다. 제3 롤러(230)는 대차바디(210)에 구비되는 제3 롤러 구동용 모터(이하, 제3 롤러모터로 약칭함)(235)의 회전축에 전동부재에 의해 연결될 수 있다. 제3 롤러(230)는 제3 롤러모터(235)에 각각 독립적으로 연결되거나 복수 개가 통합적으로 연결될 수 있다.
그리고, 제3 롤러(230)의 중간에는 활주면체(120)의 가이드 레일(124)과 같이 항공기 동체(1)의 레일 캐쳐 조립체(30)가 삽입되어 항공기를 지지하는 가이드 레일(240)이 설치될 수 있다.
대차바디(210)의 양측 전후방에는 대차바디(210)의 양측으로 길게 전개되어 항공기 이송시 측풍 등에 의해 항공기와 이송대차(200)가 균형을 잃거나 전복되는 것을 방지할 수 있도록 전복 방지 유닛(250)이 더 설치될 수 있다.
상기와 같은 이송대차(200)를 이용하기 위해서는 이착륙 안내장치(100)의 제2 롤러(151)가 각각의 제2 롤러모터(1515)에 의해 활주방향과 직교하는 방향으로 회전을 한다. 이와 동시에 이송대차(200)의 좌우방향 제3 롤러(231)도 제3 롤러모터에 의해 제2 롤러와 동일한 방향으로 회전을 하게 된다.
이때, 이착륙 안내장치(100)의 제2 롤러(151)는 별도의 제2 승강유닛(153)에 의해 제1 롤러(125)보다 높게 상승하여 항공기 동체(1)의 강착면(11)이 제1 롤러(125)의 상부면으로부터 이격되도록 한다.
그러면 항공기 동체(1)가 제2 롤러(151)와 제3 롤러(231)에 의해 이착륙 안내장치(100)에서 이송대차(200)로 옮겨지게 되고, 항공기를 옮겨 실은 이송대차(200)는 항공기를 필요한 위치로 이송시키게 된다.
한편, 활주면체의 일측에는 그 활주면체의 제1 롤러에 쌓인 눈이나 기타 이물질을 제거할 수 있도록 브러시와 같은 제설 유닛이 더 구비될 수 있다. 제설 유닛은 브러시가 활주면체의 좌우방향으로 배치되어 벨트와 같은 전동부재에 의해 활주면체의 길이방향으로 이동하면서 눈이나 이물질을 제거할 수 있도록 설치될 수 있다.
또, 항공기 동체와 롤러 사이로 물 또는 폼 소화약제 등의 소화액을 분사할 수 있는 소화 유닛이 더 구비될 수도 있다. 소화 유닛은 소화액을 분사할 수 있는 소화액 분사노즐이 활주면체의 길이방향을 따라 다수 개가 설치될 수도 있고, 별도의 이송 장치에 소화액 분사노즐이 결합되어 항공기를 따라 이동하면서 필요한 순간에 소화액을 분사하도록 설치될 수도 있다.

Claims (24)

  1. 항공기 동체의 저면에는 항공기 동체가 가상 활주면에 안착되어 이착륙되도록 강착면(landing surface)이 형성되는 동체 이착륙이 가능한 항공기.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 항공기 동체에는 가상 활주면에 구비되는 가이드 레일에 도킹되어 상기 항공기 동체가 이동 중심선을 유지하도록 지지하는 레일 캐쳐 조립체가 구비되는 동체 이착륙이 가능한 항공기.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 항공기 동체에는 상기 레일 캐쳐 조립체가 수납되도록 캐쳐 수납공간이 형성되고,
    상기 캐쳐 수납공간에는 상기 레일 캐쳐 조립체를 인입출하기 위한 캐쳐 인입출 유닛이 구비되는 동체 이착륙이 가능한 항공기.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 레일 캐쳐 조립체는 복수 개의 부재가 서로 미끄러지거나 회전하면서 신축되도록 결합되고,
    상기 레일 캐쳐 조립체의 단부에는 상기 레일 캐쳐 조립체가 상기 가이드 레일에 미끄러지면서 구속되도록 하는 지지부재가 구비되는 동체 이착륙이 가능한 항공기.
  5. 제2항에 있어서,
    상기 항공기 동체와 레일 캐쳐 조립체 사이에는 그 레일 캐쳐 조립체를 상기 항공기 동체에 대해 활주방향과 직교하는 좌우방향으로 이동시킬 수 있도록 캐쳐 보정 유닛이 구비되는 동체 이착륙이 가능한 항공기.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 항공기 동체에는 상기 가상 활주면과의 접촉으로 인한 충돌력을 흡수하는 충격 완충 유닛이 구비되는 동체 이착륙이 가능한 항공기.
  7. 제6항에 있어서,
    상기 충격 완충 유닛은 상기 항공기 동체의 무게 중심을 기준으로 그 무게 중심 위치 또는 그 무게 중심보다 전위측에 위치하도록 구비되는 동체 이착륙이 가능한 항공기.
  8. 제6항에 있어서,
    상기 항공기 동체에는 가상 활주면에 구비되는 가이드 레일에 도킹되어 상기 항공기 동체가 이동 중심선을 유지하도록 지지하는 레일 캐쳐 조립체가 구비되고,
    상기 충격 완충 유닛은 상기 레일 캐쳐 조립체의 좌우 양측에 위치하도록 구비되는 동체 이착륙이 가능한 항공기.
  9. 제1항 내지 제8항 중 어느 한 항의 항공기 동체가 안착되어 그 항공기 동체가 활주방향으로 미끄러지면서 이착륙되도록 활주면체를 갖는 이착륙 안내장치를 포함하고,
    상기 활주면체는 상기 항공기 동체의 활주방향으로 회전을 하면서 항공기를 주행시키는 다수 개의 이착륙용 롤러가 항공기 동체의 활주방향을 따라 구비되는 항공기의 이착륙 시스템.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 활주면체에는 상기 항공기에 구비되는 레일 캐쳐 조립체가 도킹되어 상기 항공기의 이착륙을 안내하는 가이드 레일이 상기 항공기 동체의 활주방향을 따라 구비되는 항공기의 이착륙 시스템.
  11. 제9항에 있어서,
    상기 활주면체는 그 활주면체를 상하 방향으로 승강시키는 이착륙용 승강유닛에 결합되는 항공기의 이착륙 시스템.
  12. 제11항에 있어서,
    상기 활주면체는 상기 항공기 동체의 활주방향을 따라 이착륙용 활주면체와 주행용 활주면체로 구분되고,
    상기 이착륙용 활주면체는 상기 이착륙용 승강유닛이 구비되는 항공기의 이착륙 시스템.
  13. 제11항에 있어서,
    상기 이착륙 승강유닛은 상기 항공기의 착륙속도와 하강속도를 검출하여 그 항공기의 착륙속도와 하강속도에 연동되어 상기 활주면체의 하강속도를 조절할 수 있도록 제어하는 항공기의 이착륙 시스템.
  14. 제9항에 있어서, 상기 이착륙 안내장치는,
    지면에 설치되는 지지체;
    상기 지지체의 상면에 설치되는 활주면체; 및
    상기 지지체와 활주면체의 사이에 설치되어 상기 활주면체가 지지체에 대해 상하방향으로 승강되도록 하는 이착륙용 승강유닛;을 포함하는 항공기의 이착륙 시스템.
  15. 제14항에 있어서,
    상기 이착륙 안내장치의 하단에는 지면을 따라 상기 이착륙 안내장치를 이동시키는 이동용 휠이 더 구비되는 항공기의 이착륙 시스템.
  16. 제15항에 있어서,
    상기 이동용 휠이 삽입되어 움직이도록 지면에는 소정의 깊이를 갖는 이동 레일이 포설되는 항공기의 이착륙 시스템.
  17. 제15항에 있어서,
    상기 항공기와 이착륙 안내장치의 사이에는 상기 이착륙 안내장치가 항공기 동체의 위치에 따라 움직일 수 있도록 착륙위치 보정유닛이 더 구비되는 항공기의 이착륙 시스템.
  18. 제9항에 있어서,
    상기 활주면체는 복수 개의 구간으로 구획되고, 상기 복수 개의 구간에 구비되는 이착륙용 롤러는 각각 동일한 전동부재에 의해 서로 연결되는 항공기의 이착륙 시스템.
  19. 제9항에 있어서,
    상기 이착륙용 롤러는 적어도 2개 이상의 이착륙용 롤러가 한 개의 모터에 기구적으로 연결되는 항공기의 이착륙 시스템.
  20. 제9항에 있어서,
    상기 이착륙용 롤러는 상기 항공기 동체의 주행속도와 연동되어 동기화되면서 회전속도가 가감되도록 구비되는 항공기의 이착륙 시스템.
  21. 제9항에 있어서,
    상기 이착륙용 롤러의 일측에는 그 이착륙용 롤러의 회전을 정지시키는 롤러 제동유닛이 구비되는 항공기의 이착륙 시스템.
  22. 제9항에 있어서,
    상기 이착륙 안내장치의 중간 또는 끝단에는 상기 항공기 동체를 활주면체에서 다른 장소로 이동시키는 동체 이송용 대차가 더 구비되는 항공기의 이착륙 시스템.
  23. 제22항에 있어서,
    상기 이착륙용 롤러의 사이에는 그 이착륙용 롤러의 회전방향과 다른 방향으로 회전하는 다수 개의 이송용 롤러가 구비되는 항공기의 이착륙 시스템.
  24. 제23항에 있어서,
    상기 이착륙 안내장치에는 상기 이송용 롤러를 상기 이착륙용 롤러보다 높게 상승시켜 상기 항공기 동체를 동체 이송용 대차로 옮겨 실을 수 있도록 하는 동체 승강유닛이 더 구비되는 항공기의 이착륙 시스템.
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