WO2017188587A1 - 기울기 제어 날개를 가지는 비행체 - Google Patents

기울기 제어 날개를 가지는 비행체 Download PDF

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WO2017188587A1
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thrust portion
blade
angle
thrust
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PCT/KR2017/002477
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박영민
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한국항공우주연구원
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    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U2201/00—UAVs characterised by their flight controls
    • B64U2201/10—UAVs characterised by their flight controls autonomous, i.e. by navigating independently from ground or air stations, e.g. by using inertial navigation systems [INS]

Definitions

  • a vehicle has a tilt controlled wing that can control the angle of attack for long distance flight. More specifically, it is provided with a wing to enhance energy efficiency for long-distance flight, can be cruised using the lift force of the wing, by using the thrust of the rotor thrust portion by the cruise through the wing to advance or output
  • a vehicle is disclosed that has a wing with controlled tilt, which can be reduced.
  • Unmanned aerial vehicles can be remotely controlled by radio waves without human beings. These vehicles have been developed at high speeds as vehicles that can carry out military missions in hazardous areas instead of humans and carry weapons or fuel without humans.
  • unmanned aerial vehicles are developed for the purpose of moving to places that are difficult for humans to enter or to navigate and transport a wide range.
  • unmanned aerial vehicles mainly use multiple rotors to generate lift for taking off the drone, and also change the direction of the rotor to achieve forward flight.
  • An object according to an embodiment is to provide a vehicle that is increased in power efficiency to enable long-term operation.
  • Another object according to one embodiment is to increase the flight speed of the vehicle.
  • Another object according to an embodiment is to provide a vehicle capable of navigating a wide range as power efficiency increases.
  • Another object according to one embodiment is to provide a vehicle that performs a special task requiring long-term flight, such as forest fire observation.
  • Another object according to one embodiment is to provide a vehicle that is easy to divert and center.
  • an aircraft having a wing whose tilt is adjusted is connected to the body, a thrust part connected to the body and having a propeller and a rotation axis, and disposed on both sides of the body and spaced apart from the thrust part. It may include a wing that is arranged to be. The wing is pitched and rotated about the left and right axis of the body so that the angle of attack of the wing is adjusted, and the angle between the axis of rotation of the thrust portion and the wing may be varied by the pitching rotation of the wing.
  • the thrust portion is fixed to the body, the rotation axis of the thrust portion is perpendicular to the body, the wing can be variable in the range of the vertical and horizontal relative to the body.
  • the vehicle may be changed into a takeoff and landing mode, a cruise mode, a high speed flight mode and a stop flight mode.
  • the wing In the take-off and landing mode, the wing is variable in a direction parallel to the rotation axis of the thrust portion, so that the wing can be perpendicular to the thrust portion, in the cruise mode, the wing is the thrust
  • the blade and the thrust portion may be acutely angled by the angle at an oblique angle with respect to the rotation axis of the negative portion, and in the high-speed flight mode, the rotation axis of the thrust portion may vary in a direction parallel to the blade, so that the thrust
  • the part may be perpendicular to the wing, and in the stop flight mode, when there is no wind, the wing is variable in a direction perpendicular to the body, and when there is wind, the wing is variable in the direction of the wind.
  • the rotational speed of the thrust portion may be reduced, and when the angle between the thrust portion and the wing is perpendicular, the rotation speed of the thrust portion may be increased. have.
  • the thrust portion may be composed of one or more first thrust portion disposed on one side of the wing and having a rotation axis, and one or more second thrust portion disposed on the opposite side of the wing and having a rotation axis. have.
  • the axis of rotation of the first thrust portion and the axis of rotation of the second thrust portion may be perpendicular to the body.
  • the wing may be composed of a first wing disposed on one side of the body and a second wing disposed on the other side of the body.
  • the rotation angles of the first wing and the second wing may be controlled to adjust the attitude and direction of the vehicle.
  • the vehicle is a control unit for measuring the information acting on the aircraft, a control unit for controlling the angle between the rotation axis and the blade by pitching the blade using the information measured by the detection unit, and controlled by the controller And it may include a servo motor for providing a power for varying the blade so that the angle between the rotation axis and the blade is changed.
  • the detection unit is a measurement sensor for measuring the altitude, speed, flow angle of the flow, etc. generated in accordance with the progress of the vehicle, the upper side and the lower side of the wing is disposed on the pressure of the upper side and the lower side of the wing At least one of a differential pressure sensor for measuring the flow angle using the difference, and a flow sensor for measuring the air flow around the vehicle to the control unit to vary the wing to correspond to the air flow around the vehicle. have.
  • a vehicle having a wing whose slope is controlled to increase the power efficiency to enable long-term operation.
  • a vehicle having a wing whose tilt is controlled to increase the flying speed is provided.
  • a vehicle having a wing whose tilt is controlled to search a wide range according to an increase in power efficiency.
  • a vehicle that performs a special mission requiring long-term flight, such as forest fire observation.
  • another object is provided with a wing having a wing controlled tilt is easy to change direction and center.
  • FIG. 1 is a plan view of a vehicle having a tilt control vane according to an embodiment.
  • Figure 2a shows a shape in which the angle of the blade is controlled in parallel to the body using the servomotor of the vehicle having the tilt control blade in accordance with one embodiment.
  • FIG. 2B illustrates a shape in which a wing feather is directed downward by using a servomotor of a vehicle having a tilt control blade according to an embodiment.
  • FIG. 2C illustrates a shape in which a wing feather is turned upward by using a servomotor of a vehicle having a tilt control blade according to an embodiment.
  • 3A illustrates a takeoff and landing mode of a vehicle having a tilt control vane according to one embodiment.
  • 3B illustrates a cruising mode of a vehicle having a tilt control vane according to one embodiment.
  • 3C illustrates a takeoff and landing mode of a vehicle having a tilt control vane according to one embodiment.
  • Figure 4a represents the lifting ratio according to the angle of attack of the aircraft having a tilt control wing in accordance with one embodiment.
  • FIG. 5 is a view schematically showing the lift and thrust of the vehicle according to the presence or absence of the wing of the vehicle having a tilt control wing according to an embodiment.
  • first, second, A, B, (a), and (b) may be used. These terms are only for distinguishing the components from other components, and the nature, order or order of the components are not limited by the terms. If a component is described as being “connected”, “coupled” or “connected” to another component, that component may be directly connected or connected to that other component, but between components It will be understood that may be “connected”, “coupled” or “connected”.
  • FIG. 1 is a plan view of a vehicle 100 having a tilt control blade 130 according to an embodiment
  • Figures 2a to 2c is a servo motor of the aircraft 100 having a tilt control blade 130 according to an embodiment The angle control shape of the blade
  • wing 130 using 160 is shown.
  • a vehicle 100 using a wing 130 may include a body 110, a thrust part 120, and a wing 130.
  • the body 110 may be a casing having components such as a power unit and a communication unit for the flight of the vehicle 100.
  • the body 110 may have a streamlined surface in order to reduce resistance when the aircraft 100 is operated.
  • the body 110 may be made of a light material in order to reduce the weight of the vehicle 100 to increase the operating efficiency, and a rigid material to ensure the durability required for operating in high altitude and high speed environment It can be produced as.
  • the surface of the body 110 or the wing 130 is provided with a solar panel can generate power to improve energy efficiency.
  • the thrust part 120 may be connected to the body 110 and may include a propeller and a rotating shaft.
  • the rotation shaft may rotate using the power supplied from the body 110.
  • the propeller may be formed of a plurality of blades disposed circumferentially radially about the rotation axis.
  • each of the plurality of blades are disposed obliquely to the rotation shaft, respectively, to be rotated in accordance with the rotation of the rotation shaft, it is possible to generate a lift through the rotation. Therefore, the thrust unit 120 may generate a thrust so that the vehicle 100 is operated.
  • the thrust part 120 may be fixed to the body 110 so that the rotation axis of the thrust part 120 may be disposed perpendicular to the body 110. Therefore, when the vehicle 100 takes off, the body 110 may be parallel to the ground, and the axis of rotation of the thrust portion 120 may be perpendicular to the ground.
  • the rotation surface of the propeller which is the radius of rotation during the rotation of the propeller may be disposed perpendicular to the rotation axis, and may be parallel to the ground.
  • four thrust portions are illustrated, but are not necessarily limited thereto.
  • the thrust part 120 is the first thrust part 122 is spaced apart from one side of the wing 130 and the second thrust part 124 spaced apart from the other side of the wing 130 is opposite. It can be composed of).
  • a plurality of first thrust portions 122 may be installed at the rear of the blade 130, and the second thrust portion 124 may be the second thrust portion. It may be provided in plurality in a direction opposite to the 124, that is, the front of the wing 130.
  • the wings 130 may be disposed on both sides of the body 110 and may be spaced apart from the thrust portion 120. Specifically, the wing 130 may be disposed to face the left, right, both sides with respect to the body 110. Accordingly, the wings 130 may be identically arranged left and right symmetrically with respect to the body 110.
  • An aircraft according to one embodiment is shown and described as including two wings, left and right, but is not necessarily limited thereto.
  • the vehicle may include a tail wing or may include one wing or two or more pairs of wings.
  • the wings 130 disposed on both sides of the body 110 are integrally formed so that the wings 130 disposed in the left and right directions with respect to the body 110 may be pitched and rotated in the same direction at the same time.
  • the wing 130 may include a first wing 132 disposed on one side of the body 110, and a second wing 134 disposed on the other side of the body 110. The first wing 132 and the second wing 134 may be separately controlled to adjust the attitude and direction of the vehicle 100.
  • the wing 130 may generate lift when the vehicle 100 operates, thereby increasing fuel efficiency and extending the flight time of the vehicle 100.
  • the blade 130 and the portion where the body 110 is connected is provided with a rotating shaft or a bearing, the blade 130 may be pitched rotation with respect to the body (110).
  • the coordinate system of the vehicle 100 in the present circle is an x axis, which is a longitudinal axis of the body 110, a y axis, which is a longitudinal axis of the blade 130, as shown in FIGS. And a z axis, which is a direction perpendicular to a plane formed of the x and y axes.
  • the blade 130 may be rotated about the y-axis, that is, the longitudinal axis of the blade 130 intersecting the x-axis, the y-axis rotation of the blade 130 is named pitching rotation Can be.
  • the wing and body of the vehicle are described as being connected to a rotating shaft or bearing, but are not necessarily limited thereto.
  • the wing and the body of the vehicle can be connected to each other pitching rotation in any structure used in the art, such as guide grooves and protrusions.
  • the wing 130 may be pitched rotated relative to the body 110 in the manner mentioned, and thus the wing 130 may be pivoted about the thrust portion 120 which may be fixed to the body 110.
  • the wing 130 is provided with a solar panel, may use solar heat as a power source for controlling the equipment (fire fighting equipment, rescue equipment, shipping goods, etc.) provided in the vehicle 100.
  • equipment fire fighting equipment, rescue equipment, shipping goods, etc.
  • the vehicle 100 may further include a detector 140, a controller 150, and a servomotor 160.
  • the detector 140 may measure the altitude, temperature, speed, flow angle of the action, etc. acting on the vehicle 100. More specifically, the detection unit 140 is a measurement sensor for measuring the altitude, speed, flow angle of the flow, etc. generated in accordance with the progress of the vehicle 100, the upper side and the lower side of the wing 130 Is disposed on the differential pressure sensor for measuring the flow angle using the pressure difference between the upper side and the lower side of the wing 130, and the control unit 150 corresponding to the air flow around the vehicle 100, the wing It may mean one of the flow sensors for measuring the air flow around the vehicle 100 to vary the 130.
  • the sensing unit 140 may be an acceleration sensor, an inertial sensor, or the like.
  • the sensing unit 140 may be, for example, a small sensor type, and the small sensor may be disposed inside the wing.
  • the sensing unit 140 may be a 5-hole probe having a rod shape and a hole at an end thereof.
  • the five-hole probe may calculate the velocity of flow, altitude, angle of sideslip and angle of attack by measuring pressure values acting on the holes disposed at the end.
  • the controller 150 may control the movement of the wing 130 by using the information measured by the detector 140. Specifically, the pitching rotation of the wing 130 can be adjusted. In addition, the controller 150 may adjust the rotational speed of the thrust unit 120.
  • the servomotor 160 may be controlled by the controller 150, and may provide power to change the blade 130 so that an angle between the rotation axis and the blade 130 may be changed. can do.
  • the vehicle 100 may further include a connection assembly 170.
  • connection assembly 170 serves to vary between the wing 130 and the body 110. Specifically, the connection assembly 170 is connected to the servo motor 160, and receives the power generated from the servo motor 160 to transmit the power to the blade 130.
  • connection assembly 170 may be formed, for example, as shown in FIGS. 2A to 2B.
  • the connection assembly 170 illustrated in FIGS. 2A to 2B may include a first connection member 172, a second connection member 174, and a third connection member 176.
  • the first connection member 172, the second connection member 174, and the third connection member 176 may have a rod shape, and the first connection member 172 may be connected to the body 110. It is pivoted about a connection point with the body 110.
  • the second connection member 174 may be pivotally connected to the wing 130 to be perpendicularly connected to the wing 130, and the third connection member 176 may be pivoted. By connecting the first connection member 172 and the second connection member 174, the pivoting movement of the first connection member 172 may be transmitted to the second connection member 174.
  • first connecting member 172 and the second connecting member 174 may be moved in the same direction, so that the servo motor 160 is connected to the vanes through the connecting assembly 170. 130 and the angle between the body 110 may be varied.
  • the rotational shaft of the servomotor 160 may be directly connected to each of the blades 130, and the servomotor 160 rotates the rotational shaft by the controller 150 to rotate the blades 130. You can.
  • the servo motor 160 causes the first connection member 172 to be connected to the servo motor.
  • the first connection member 172 is disposed perpendicular to the 160, and the first connection member 172 is disposed in parallel with the body 110, and the third connection member 176 is disposed in the second connection.
  • the connection member 174 may be disposed in parallel with the first connection member 172.
  • the wing 130 may be pitched to rotate.
  • connection assembly is described and represented as including, but not necessarily limited to, steering a wing by operating in a pivotal manner with a first connection member, a second connection member and a third connection member.
  • the connection assembly may vary the wing in various ways, such as a chain or gear.
  • 3A-3C illustrate a flight mode of a vehicle 100 having a tilt control vane 130 according to one embodiment.
  • the vehicle 100 may be changed to various shapes by an angle change of the wing 130 by the controller 150. Specifically, the vehicle 100 may be changed into a takeoff and landing mode, a cruise mode and a high speed flight mode.
  • the landing and landing mode means that the wing 130 is variable in a direction parallel to the rotation axis of the thrust part 120, so that the wing 130 is perpendicular to the thrust part 120.
  • the take-off and landing mode is to rotate the pitch 130 in the direction perpendicular to the body 110 with respect to the body 110.
  • the rear end of the wing 130 may descend toward the lower direction of the body 110, and in the landing mode, the rear end of the wing 130 may rise to the upper direction of the body 110.
  • the wing 130 may be arranged to reduce the resistance due to the wing 130 to a minimum.
  • the cruising mode means that the wing 130 is variable at an oblique angle with respect to the rotation axis of the thrust part 120, so that the wing 130 and the thrust part 120 form an acute angle.
  • the cruise mode is that the wing 130 is pitched in an oblique direction to the body 110 with respect to the body 110. Therefore, the wing 130 may be disposed parallel to the ground to be able to supply lifting force to the vehicle 100, or may be disposed obliquely in accordance with the wind or the traveling direction of the vehicle 100.
  • the high-speed flight mode means that the axis of rotation of the thrust portion 120 is varied in a direction parallel to the blade 130, so that the thrust portion 120 is perpendicular to the blade 130.
  • the rotation axis of the body 110 and the thrust part 120 is vertically disposed with respect to the blade 130.
  • the high speed flight mode is similar to the takeoff and landing mode, but the wing 130 in the takeoff and landing mode is disposed to be perpendicular to the ground, and the high speed flight mode is disposed to be parallel to the ground.
  • the body 110 in the take-off and landing mode may be disposed parallel to the ground and the wing 130 may be disposed perpendicular to the ground, and in the cruise mode
  • the body 110 may be disposed obliquely to the ground and the wings 130 may be disposed parallel to the ground.
  • the body 110 in the high-speed flight mode may be disposed perpendicular to the ground, the blade 130 may be disposed parallel to the ground.
  • the vehicle 100 may be in a stop flight mode.
  • the vehicle 100 may be in the stationary flight mode which is aired at a point, when the wind is present, the wing 130 may be arranged to be inclined in the direction of the wind, at this time, the wing Lifting force is generated by the 130 and the wind to obtain additional thrust can save energy.
  • the wing when no wind exists, the wing may be disposed parallel to the ground, and the body 110 may be disposed perpendicular to the ground and the body 110, as in the takeoff and landing mode. .
  • 4A and 4B are diagrams schematically illustrating an angle of attack A of an aircraft 100 having an inclination control blade 130 and an aircraft 100 wing 130 according to an embodiment.
  • Figure 4a shows the positive and negative ratio according to the angle of attack (A) of the wing 130
  • Figure 4b is the direction of the wind (F) acting on the wing 130 of the vehicle 100 and of the wing 130
  • the direction Aw is shown
  • the angle of attack A which is the angle between the direction of the wind F and the direction Aw of the wing 130, that is, the angle of the wind applied with respect to the wing 130, is shown. do.
  • the wing 130 may adjust the angle of attack A using the information measured by the detector 140.
  • FIG 5 is a view schematically showing the lift and thrust of the vehicle 100 according to the presence or absence of the wing 130 of the vehicle 100 having the tilt control blade 130 according to an embodiment.
  • Fa1 means the propeller thrust of the wingless aircraft
  • Fa2 means the lift element disassembled from the propeller thrust of the wingless aircraft
  • Fa3 is the thrust resolved from the propeller thrust of the wingless aircraft. Element.
  • b of Figure 5 shows the lift and thrust of the vehicle 100 with the wing 130.
  • Fb1 means propeller thrust of the vehicle 100 with the wing 130
  • Fb2 means lift element disassembled from the propeller thrust of the vehicle 100 with the wing 130
  • Fb3 is The thrust element is decomposed from the propeller thrust of the vehicle 100 with the wing 130.
  • Fb4 means the lift generated by the wing 130 of the vehicle 100 with the wing 130.
  • the wingless vehicle needs the propeller thrust of Fa1 to generate lift as much as Fa2 shown in FIG. 5A, but the wing shown in b of FIG. 5.
  • the aircraft 100 with 130 can generate lift as much as Fa2 even with a thrust of about Fb2 (less force than the wingless aircraft as shown in the figure).
  • the vehicle 100 having the wings 130 may generate similar lift and thrust even with less thrust than the thrust of the wingless aircraft.
  • the lift of the vehicle 100 with the wing 130 may use both the lift generated by the wing 130 and the lift generated by the thrust unit 120, thereby operating The rotation speed of the thrust part 120 may be reduced.
  • the aircraft 100 having the wing 130 whose inclination is adjusted can be operated for a long time and a long distance, and can also increase the flight speed.

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Abstract

일 실시예에 따른 기울기가 조절되는 날개를 가지는 비행체는 몸체, 상기 몸체와 연결되고 프로펠러 및 회전 축을 가지는 추력부, 및 상기 몸체의 양 측에 각각 배치되고 상기 추력부와 이격되게 배치되는 날개를 포함할 수 있다. 상기 날개의 받음각이 조절되도록, 상기 날개는 상기 몸체의 좌우 방향 축을 기준으로 피칭 회전되며, 상기 날개의 피칭 회전에 의해 상기 추력부의 상기 회전 축 및 상기 날개 사이의 각도가 가변 될 수 있다.

Description

기울기 제어 날개를 가지는 비행체
장거리 비행을 위해 받음각을 제어할 수 있는, 기울기가 제어되는 날개를 구비하는 비행체가 개시된다. 보다 상세하게는, 장거리 비행을 위하여 에너지 효율을 증진시키도록 날개를 구비하고, 상기 날개의 양력을 이용하여 순항할 수 있으며, 상기 날개를 통한 순항에 의해 로터 추력부의 추력을 전진에 이용하거나 출력을 줄일 수 있는, 기울기가 제어되는 날개를 구비하는 비행체가 개시된다.
비행체 중 무인 비행체는 사람이 타지 않고 무선 전파를 이용해 원격 조종할 수 있다. 이러한 비행체는 사람 대신 위험 지역에서 군사 임무를 수행하고, 사람 없이 무기나 연료를 실을 수 있는 운송수단으로써 빠른 속도로 개발되어 왔다.
최근에는 생산 기술 발달에 따라 제작비가 낮아지고 다양한 활용도로 인해, 글로벌 기업, IT업체, 공과 대학 등 많은 단체에서도 다양한 목적으로 개발되고 있다.
특히, 무인 비행체는 인간이 진입하기 어려운 곳으로 이동하거나 넓은 범위를 탐색 및 운송하는 목적으로 개발된다.
일반적으로 무인 비행체들은 주로 다수의 로터를 이용하여 무인기를 이륙시키는 양력을 생성하고, 또한 로터의 방향을 변경시켜서 전진 비행을 구현한다.
이러한 무인 비행체는 2014년 7월 29일 출원된 대한민국 특허 공개번호 제 2016-0014266호 "무인 비행체"에 개시되어 있다.
일 실시예에 따른 목적은 장시간 운항이 가능하도록 동력 효율이 증대되는 비행체를 제공하는 것이다.
일 실시예에 따른 다른 목적은 비행체의 비행 속도를 증대시키는 것이다.
일 실시예에 따른 다른 목적은 동력 효율 증대에 따라서 넓은 범위를 탐색 할 수 있는 비행체를 제공하는 것이다.
일 실시예에 따른 다른 목적은 산불 관찰과 같이 장기간 체공이 필요한 특수한 임무를 수행하는 비행체를 제공하는 것이다.
일 실시예에 따른 다른 목적은 방향 전환 및 중심을 잡기 용이한 비행체를 제공하는 것이다.
상기 목적을 달성하기 위한 일 실시예에 따른 기울기가 조절되는 날개를 가지는 비행체는 몸체, 상기 몸체와 연결되고 프로펠러 및 회전 축을 가지는 추력부, 및 상기 몸체의 양 측에 각각 배치되고 상기 추력부와 이격되게 배치되는 날개를 포함할 수 있다. 상기 날개의 받음각이 조절되도록, 상기 날개는 상기 몸체의 좌우 방향 축을 기준으로 피칭 회전되며, 상기 날개의 피칭 회전에 의해 상기 추력부의 상기 회전 축 및 상기 날개 사이의 각도가 가변 될 수 있다.
상기 추력부는 상기 몸체에 고정되어서, 상기 추력부의 상기 회전 축은 상기 몸체와 수직을 이루고, 상기 날개는 상기 몸체에 대하여 수직 및 수평의 범위에서 각도가 가변 될 수 있다.
상기 비행체는 이착륙모드, 순항모드, 고속비행모드 및 정지비행모드로 가변 될 수 있다. 상기 비행체는 상기 이착륙모드에서, 상기 날개가 상기 추력부의 상기 회전 축에 대하여 평행한 방향으로 가변 되어서, 상기 날개는 상기 추력부에 대하여 수직을 이룰 수 있고, 상기 순항모드에서, 상기 날개가 상기 추력부의 상기 회전 축에 대하여 비스듬한 각도로 가변 되어서, 상기 날개와 상기 추력부는 예각을 이룰 수 있으며, 상기 고속비행모드에서, 상기 추력부의 상기 회전 축이 상기 날개에 대하여 평행한 방향으로 가변 되어서, 상기 추력부는 상기 날개에 대하여 수직을 이룰 수 있고, 상기 정지비행모드에서, 바람이 없는 경우에는 상기 날개는 상기 몸체에 수직인 방향으로 가변되고, 바람이 있는 경우에는 상기 날개는 상기 바람의 방향을 향하게 가변될 수 있다
상기 비행체는 상기 추력부와 상기 날개의 사이 각도가 예각일 때, 상기 추력부의 회전 속도는 감소될 수 있고, 상기 추력부와 상기 날개 사이 각도가 수직일 때, 상기 추력부의 회전 속도는 증가될 수 있다.
상기 추력부는 상기 날개의 일 측에 이격되게 배치되며 회전 축을 구비하는 하나 이상의 제1 추력부, 및 상기 날개의 대향하는 일 측에 이격되게 배치되며 회전 축을 구비하는 하나 이상의 제2 추력부로 구성될 수 있다. 또한 상기 제1 추력부의 회전 축 및 상기 제2 추력부의 회전 축은 상기 몸체에 대하여 수직방향일 수 있다.
상기 날개는 상기 몸체의 일 측에 배치되는 제1 날개 및 상기 몸체의 다른 일 측에 배치되는 제2 날개로 구성될 수 있다. 또한, 상기 제1 날개 및 상기 제2 날개의 회전 각도는 상기 비행체의 자세 및 방향이 조절되도록 각기 제어될 수 있다.
상기 비행체는 상기 비행체에 작용하는 정보를 측정하는 감지부, 상기 감지부가 측정한 정보를 이용하여 상기 날개를 피칭 회전시켜서 상기 회전 축 및 상기 날개 사이의 각도를 제어하는 제어부, 및 상기 제어부에 의해 제어되고 상기 회전 축 및 상기 날개 사이의 각도가 변화되도록 상기 날개를 가변 시키는 동력을 제공하는 서보모터를 포함할 수 있다.
상기 감지부는, 상기 비행체의 진행에 따라 발생하는 공기의 고도, 속도, 유동의 흐름각도 등을 측정하는 계측센서, 상기 날개의 상부 측면 및 하부 측면에 배치되어서 상기 날개의 상부 측면 및 하부 측면의 압력차이를 이용하여 유동각을 측정하기 위한 차압센서, 및 상기 제어부가 상기 비행체 주변의 공기 흐름에 대응되게 상기 날개를 가변 시키도록 상기 비행체 주변의 공기 흐름을 측정하는 유동센서 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.
일 실시예에 따른 비행체에 의하면, 장시간 운항이 가능하도록 동력 효율이 증대되는 기울기가 제어되는 날개를 구비하는 비행체가 제공된다.
일 실시예에 따른 비행체에 의하면, 비행속도가 증대되는 기울기가 제어되는 날개를 구비하는 비행체가 제공된다.
일 실시예에 따른 비행체에 의하면, 동력 효율 증대에 따라서 넓은 범위를 탐색할 수 있는 기울기가 제어되는 날개를 구비하는 비행체가 제공된다.
일 실시예에 따른 비행체에 의하면, 산불 관찰과 같이 장기간 체공이 필요한 특수한 임무를 수행하는 비행체가 제공된다.
일 실시예에 따른 비행체에 의하면, 다른 목적은 방향 전환 및 중심을 잡기 용이한 기울기가 제어되는 날개를 구비하는 비행체가 제공된다.
도 1은 일 실시예에 따른 기울기 제어 날개를 가지는 비행체의 평면도이다.
도 2a는 일 실시예에 따른 기울기 제어 날개를 가지는 비행체의 서보모터를 이용하여 날개의 각도가 몸체에 대해 평행하게 제어되는 형상을 도시한다.
도 2b는 일 실시예에 따른 기울기 제어 날개를 가지는 비행체의 서보모터를 이용하여 날개 깃이 아래로 향하도록 제어된 형상을 도시한다.
도 2c는 일 실시예에 따른 기울기 제어 날개를 가지는 비행체의 서보모터를 이용하여 날개 깃이 위로 향하도록 제어된 형상을 도시한다.
도 3a는 일 실시예에 따른 기울기 제어 날개를 가지는 비행체의 이착륙 모드를 도시한다.
도 3b는 일 실시예에 따른 기울기 제어 날개를 가지는 비행체의 순항 모드를 도시한다.
도 3c는 일 실시예에 따른 기울기 제어 날개를 가지는 비행체의 이착륙 모드를 도시한다.
도 4a는 일 실시예에 따른 기울기 제어 날개를 가지는 비행체의 비행 시 받음각에 따른 양항비를 표현한다.
도 4b는 받음각을 표현한다.
도 5는 일 실시예에 따른 기울기 제어 날개를 가지는 비행체의 날개의 유무에 따른 비행체의 양력과 추력을 개략적으로 표시한 도면이다.
이하, 실시예들을 예시적인 도면을 통해 상세하게 설명한다. 각 도면의 구성요소들에 참조부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 가지도록 하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 실시예를 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 실시예에 대한 이해를 방해한다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다.
또한, 실시예의 구성 요소를 설명하는 데 있어서, 제 1, 제 2, A, B, (a), (b) 등의 용어를 사용할 수 있다. 이러한 용어는 그 구성 요소를 다른 구성 요소와 구별하기 위한 것일 뿐, 그 용어에 의해 해당 구성 요소의 본질이나 차례 또는 순서 등이 한정되지 않는다. 어떤 구성 요소가 다른 구성요소에 "연결", "결합" 또는 "접속"된다고 기재된 경우, 그 구성 요소는 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되거나 접속될 수 있지만, 각 구성 요소 사이에 또 다른 구성 요소가 "연결", "결합" 또는 "접속"될 수도 있다고 이해되어야 할 것이다.
도 1은 일 실시예에 따른 기울기 제어 날개(130)를 가지는 비행체(100)의 평면도이고, 도 2a 내지 도2c는 일 실시예에 따른 기울기 제어 날개(130)를 가지는 비행체(100)의 서보모터(160)를 이용한 날개(130)의 각도 제어 형상을 도시한다.
도 1을 참조하여, 일 실시예에 따른 날개(130)를 이용하는 비행체(100)는 몸체(110), 추력부(120), 날개(130)를 포함할 수 있다.
상기 몸체(110)는 비행체(100)의 운항을 위한 동력부, 통신부 등의 구성요소를 구비한 케이싱일 수 있다. 상기 몸체(110)는 비행체(100)의 운항 시 저항을 줄이기 위하여 유선형 표면을 가질 수 있다.
또한, 상기 몸체(110)는 상기 비행체(100)의 무게를 줄여 운항 효율을 증대시키기 위해 가벼운 소재로 제작될 수 있고, 높은 고도 및 고속의 환경에서 운항하는 데에 필요한 내구성을 확보하기 위하여 단단한 물질로 제작될 수 있다.
또한, 상기 몸체(110) 또는 상기 날개(130)의 표면에는 태양 전지판이 구비되어서 전력을 생성하여 에너지 효율을 향상시킬 수 있다.
상기 추력부(120)는 상기 몸체(110)와 연결될 수 있고, 프로펠러 및 회전 축을 포함할 수 있다.
상기 회전 축은 상기 몸체(110)에서부터 공급받은 동력을 이용하여 회전할 수 있다.
상기 프로펠러는 상기 회전축을 중심으로 원주방향 방사상으로 배치되는 복수 개의 블레이드로 형성될 수 있다. 또한, 각각의 상기 복수 개의 블레이드는 상기 회전축에 각각 비스듬하게 배치되어서 상기 회전축의 회전에 따라서 회전되며, 회전을 통하여 양력을 발생시킬 수 있다. 따라서, 상기 추력부(120)는 상기 비행체(100)가 운항되도록 추력을 발생시킬 수 있다.
상기 추력부(120)는 상기 몸체(110)에 고정되어서 상기 추력부(120)의 회전 축이 상기 몸체(110)에 수직하게 배치될 수도 있다. 따라서, 상기 비행체(100)가 이륙할 때, 상기 몸체(110)는 상기 지면에 평행하고, 상기 추력부(120)의 회전 축은 상기 지면에 수직할 수 있다. 또한, 상기 프로펠러의 회전 시 회전 반경인 상기 프로펠러의 회전면은 상기 회전 축에 수직하게 배치되어서, 상기 지면에 평행할 수 있다.
일 실시예에 따른 추력부는 네 개로 도시되지만, 반드시 이에 한정되는 것은 아니다.
상기 추력부(120)는 상기 날개(130)의 일 측에 이격되게 배치되는 제1 추력부(122) 및 상기 날개(130)의 대향하는 다른 일 측에 이격되게 배치되는 제2 추력부(124)로 구성될 수 있다.
예를 들어, 도 1에 도시된 바와 같이, 상기 제1 추력부(122)는 상기 날개(130)의 후방에 복수 개로 설치될 수 있고, 상기 제2 추력부(124)는 상기 제2 추력부(124)에 대향하는 방향, 즉 상기 날개(130)의 전방에 복수 개로 설치될 수 있다.
상기 날개(130)는 상기 몸체(110)의 양 측에 각각 배치될 수 있고 상기 추력부(120)와는 이격되게 배치될 수 있다. 구체적으로 상기 날개(130)는 상기 몸체(110)를 중심으로 좌, 우, 양 측에 대향되게 배치될 수 있다. 따라서 상기 날개(130)는 상기 몸체(110)를 중심으로 좌 우 대칭으로 동일하게 배치될 수 있다.
일 실시예에 따른 비행체는 좌, 우 두 개의 날개를 포함하는 것으로 도시되고 기술되지만, 반드시 이에 한정되는 것은 아니다. 상기 비행체는 꼬리 날개를 포함할 수도 있고, 하나의 날개 또는, 두 쌍 이상의 날개를 포함할 수도 있다.
또한, 상기 몸체(110)의 양측에 배치되는 상기 날개(130)는 일체형으로 형성되어서, 상기 몸체(110)에 대하여 좌우 방향에 배치된 상기 날개(130)들이 동시에 같은 방향으로 피칭 회전될 수 있거나, 상기 날개(130)는 상기 몸체(110)의 일 측에 배치되는 제1 날개(132), 및 상기 몸체(110)의 다른 일 측에 배치되는 제2 날개(134)로 구성될 수도 있고, 상기 제1 날개(132) 및 상기 제2 날개(134)는 상기 비행체(100)의 자세 및 방향을 조정할 수 있도록, 각각 별개로 제어될 수 있다.
상기 날개(130)는 상기 비행체(100)가 운항할 때, 양력을 발생시켜서, 상기 비행체(100)의 연료효율을 늘리고 체공시간을 연장시킬 수 있다.
또한, 상기 날개(130) 및 상기 몸체(110)가 연결되는 부분에는 회전 샤프트 또는 베어링이 구비되어서, 상기 날개(130)는 상기 몸체(110)에 대하여 피칭 회전될 수 있다.
구체적으로, 본 원에서의 상기 비행체(100)의 좌표계는 도 1 내지 도 2c에 도시된 바와 같이, 상기 몸체(110)의 길이방향 축인 x축, 상기 날개(130)의 길이방향 축인 y축, 및 상기 x축 및 y축으로 구성된 평면으로부터 수직하는 방향인 z축으로 정의될 수 있다. 상기 좌표계에 따라 상기 날개(130)는 상기 y축, 즉 x축에 교차되는 상기 날개(130)의 길이방향 축을 중심으로 회전될 수 있고, 상기 날개(130)의 y축 회전은 피칭 회전으로 명명될 수 있다.
일 실시예에 따른 비행체의 날개 및 몸체는 회전 샤프트 또는 베어링으로 연결되는 것으로 기술되지만, 반드시 이에 한정되는 것은 아니다. 예를 들어, 비행체의 날개 및 몸체는 가이드 홈 및 돌출부 등 당 업계에서 이용되는 어떠한 구조로도 서로 피칭 회전 되도록 연결될 수 있다.
상기 날개(130)는 언급된 방법으로 상기 몸체(110)에 대하여 피칭회전 될 수 있고, 따라서 상기 날개(130)는 상기 몸체(110)에 고정될 수 있는 상기 추력부(120)의 상기 회전 축과의 사이 각도가 가변 될 수 있다. 즉, 상기 날개(130)는 상기 몸체(110) 및 상기 회전축에 대하여 각도가 가변 될 수 있다.
또한, 상기 날개(130)는 솔라패널을 구비하여서, 상기 비행체(100)에 구비된 장비(소방장비, 구조장비, 배송물품 등)를 컨트롤하는 전원으로써 태양열을 이용할 수도 있다.
또한, 상기 비행체(100)는 감지부(140), 제어부(150), 서보모터(160)를 더 포함할 수 있다.
상기 감지부(140)는 상기 비행체(100)에 작용하는 고도, 온도, 속도, 유동의 흐름각도 등을 측정할 수 있다. 보다 상세하게, 상기 감지부(140)는 상기 비행체(100)의 진행에 따라 발생하는 공기의 고도, 속도, 유동의 흐름각도 등을 측정하는 계측센서, 상기 날개(130)의 상부 측면 및 하부 측면에 배치되어서 상기 날개(130)의 상부 측면 및 하부 측면의 압력차이를 이용하여 유동각을 측정하기 위한 차압센서, 및 상기 제어부(150)가 상기 비행체(100) 주변의 공기 흐름에 대응되게 상기 날개(130)를 가변 시키도록 상기 비행체(100) 주변의 공기 흐름을 측정하는 유동센서 중 하나를 의미할 수 있다. 또한, 상기 감지부(140)는 가속도센서, 관성센서 등일 수도 있다.
상기 감지부(140)는 예를 들어 소형센서 종류일 수 있고, 상기 소형 센서는 상기 날개의 내측에 배치될 수 있다.
예를 들어, 상기 감지부(140)는 막대 형상이고 단부에 홀(hole)을 구비하는 5홀 프로브일 수 있다. 상기 5홀 프로브는 단부에 배치된 상기 홀에 작용하는 압력값들을 측정하여 유동의 속도, 고도, 수평방향 각도(angle of sideslip) 및 수직방향 각도(angle of attack; 받음각)를 계산할 수 있다.
상기 제어부(150)는 상기 감지부(140)가 측정한 정보를 이용하여 상기 날개(130)의 움직임을 제어할 수 있다. 구체적으로, 상기 날개(130)의 피칭 회전을 조절할 수 있다. 또한, 상기 제어부(150)는 상기 추력부(120)의 회전 속도를 조절할 수도 있다.
상기 서보모터(160)는 상기 제어부(150)에 의해서 제어될 수 있고, 상기 회전 축 및 상기 날개(130) 사이의 각도가 변화될 수 있도록, 상기 날개(130)를 가변시킬 수 있는 동력을 제공할 수 있다.
도 2a 내지 도 2c를 참조하여, 상기 비행체(100)는 연결 조립체(170)를 더 포함할 수 있다.
상기 연결 조립체(170)는 상기 날개(130) 및 상기 몸체(110) 사이를 가변시키는 역할을 한다. 구체적으로 상기 연결 조립체(170)는 상기 서보모터(160)에 연결되어서, 상기 서보모터(160)에서 발생하는 동력을 전달 받아 상기 날개(130)에 전달하는 역할을 한다.
상기 연결 조립체(170)는 예를 들어서 도 2a 내지 도 2b와 같이 형성될 수 있다. 도 2a 내지 도 2b에서 도시된 상기 연결 조립체(170)는 제1 연결부재(172), 제2 연결부재(174) 및 제3 연결부재(176)로 구성될 수 있다.
상기 제1 연결부재(172), 상기 제2 연결부재(174) 및 상기 제3 연결부재(176)는 봉 형상일 수 있고, 상기 제1 연결부재(172)는 상기 몸체(110)에 연결되어서 상기 몸체(110)와의 연결지점을 중심으로 선회된다. 또한, 상기 제2 연결부재(174)는 상기 날개(130)에 수직으로 고정되게 연결되어서 상기 날개(130)와의 연결지점을 중심으로 선회될 수 있고, 상기 제3 연결부재(176)는 상기 제1 연결부재(172) 및 상기 제2 연결부재(174)를 연결하여서, 상기 제1 연결부재(172)의 선회 이동을 상기 제2 연결부재(174)에 전달할 수 있다.
이에 따라, 상기 제1 연결부재(172) 및 상기 제2 연결부재(174)는 서로 같은 방향으로 운동될 수 있고, 따라서, 상기 서보모터(160)는 상기 연결 조립체(170)를 통해서 상기 날개(130) 및 상기 몸체(110) 사이의 각도를 가변시킬 수 있다.
또는, 상기 서보모터(160)의 회전축은 각각의 상기 날개(130)와 직접 연결될 수 있고, 상기 서보모터(160)는 상기 제어부(150)에 의해 상기 회전축이 회전되어서 상기 날개(130)를 회전시킬 수 있다.
예를 들어, 도 2a에 도시된 바와 같이, 상기 날개(130)가 상기 몸체(110)에 대하여 평행하게 제어될 때, 상기 서보모터(160)가 상기 제1 연결부재(172)를 상기 서보모터(160)에 수직하게 배치하고, 상기 제1 연결부재(172)가 상기 제3 연결부재(176)를 상기 몸체(110)와 평행하게 배치하며, 상기 제3 연결부재(176)가 상기 제2 연결부재(174)를 제1 연결부재(172)와 서로 평행하게 배치할 수 있다.
또한, 도 2b에 도시된 바와 같이, 상기 날개(130)의 날개 깃 부분이 아래로 향하도록 상기 날개(130)가 상기 몸체(110)에 대하여 비스듬하게 피칭회전 될 때, 상기 제1 연결부재(172)가 상기 날개(130) 방향으로 비스듬하게 선회되고, 상기 제1 연결부재(172)가 상기 제3 연결부재(176)를 상기 제2 연결부재(174) 방향으로 밀며, 상기 제3 연결부재(174)가 상기 제2 연결부재(172)를 상기 제1 연결부재(172)와 평행하도록 밀어서, 상기 제1 연결부재(172)는 상기 날개(130)의 날개 깃이 비스듬하게 아래로 향하도록 상기 날개(130)를 피칭회전 시킬 수 있다.
또한, 도 2c에 도시된 바와 같이, 상기 날개(130)의 날개 깃 부분이 아래를 향하도록 상기 날개(130)가 상기 몸체(110)에 대하여 비스듬하게 피칭회전 될 때, 상기 제1 연결부재(172)가 상기 날개(130) 쪽에 반대되는 방향으로 비스듬하게 선회되고, 상기 제1 연결부재(172)가 상기 제3 연결부재(176)를 상기 제2 연결부재(174) 쪽의 반대되는 방향으로 당기며, 상기 제3 연결부재(174)가 상기 제2 연결부재(172)를 상기 제1 연결부재(172)와 평행하도록 당겨서, 상기 제1 연결부재(172)는 상기 날개(130)의 날개 깃이 비스듬하게 위로 향하도록 상기 날개(130)를 피칭회전 시킬 수 있다.
일 실시예에 따른 연결 조립체는 제1 연결부재, 제2 연결부재 및 제3 연결부재를 포함하고 서로 선회되게 작동하여서 날개를 조종하는 것으로 기술되고 표현되지만, 반드시 이에 한정되는 것은 아니다. 예를 들어 상기 연결 조립체는 체인형식, 기어형식 등 다양한 방법으로 날개를 가변 시킬 수 있다.
도 3a 내지 도 3c는 일 실시예에 따른 기울기 제어 날개(130)를 가지는 비행체(100)의 비행모드를 도시한다.
도 3a 내지 도 3c를 참조하여, 상기 비행체(100)는 상기 제어부(150)에 의한 상기 날개(130)의 각도변화에 의해 다양한 형상으로 가변 되어서 운항할 수 있다. 구체적으로, 상기 비행체(100)는 이착륙모드, 순항모드 및 고속비행모드로 가변될 수 있다.
상기 이착륙모드는 상기 날개(130)가 상기 추력부(120)의 상기 회전 축에 대하여 평행한 방향으로 가변 되어서, 상기 날개(130)가 상기 추력부(120)에 대하여 수직을 이루는 것을 의미한다.
보다 상세하게, 상기 이착륙모드는 상기 몸체(110)를 기준으로 상기 날개(130)가 상기 몸체(110)에 수직한 방향으로 피칭 회전되는 것이다. 특히, 이륙모드일 때에는 상기 날개(130)의 후단이 상기 몸체(110)의 하부 방향으로 내려가고, 착륙모드일 때에는 상기 날개(130)의 후단이 상기 몸체(110)의 상부 방향으로 올라갈 수 있다. 따라서, 상기 이착륙모드에서 상기 날개(130)는 상기 날개(130)로 인한 저항을 최소로 줄일 수 있도록 배치될 수 있다.
상기 순항모드는 상기 날개(130)가 상기 추력부(120)의 상기 회전축에 대하여 비스듬한 각도로 가변 되어서, 상기 날개(130)와 상기 추력부(120)가 예각을 이루는 것을 의미한다.
보다 상세하게, 상기 순항모드는 상기 몸체(110)를 기준으로 상기 날개(130)가 상기 몸체(110)에 비스듬한 방향으로 피칭 회전 되는 것이다. 따라서, 상기 날개(130)는 상기 비행체(100)에 양력을 공급할 수 있도록 지면에 평행하게 배치되거나, 바람에 따라서 또는 상기 비행체(100)의 진행방향에 따라서 비스듬하게 배치될 수 있다.
상기 고속비행모드는 상기 추력부(120)의 상기 회전축이 상기 날개(130)에 대하여 평행한 방향으로 가변 되어서, 상기 추력부(120)가 상기 날개(130)에 대하여 수직을 이루는 것을 의미한다.
보다 상세하게, 상기 고속비행모드는 상기 날개(130)를 기준으로 상기 몸체(110) 및 상기 추력부(120)의 회전축이 수직하게 배치되는 것이다. 상기 고속비행모드는 상기 이착륙모드와 유사한 모양이지만, 상기 이착륙모드에서의 상기 날개(130)는 상기 지면과 수직에 가깝게 배치되고, 상기 고속비행모드는 상기 지면과 평행에 가깝게 배치된다.
따라서, 상기 지면을 기준으로, 상기 이착륙모드에서의 상기 몸체(110)는 상기 지면에 평행하게 배치될 수 있고 상기 날개(130)는 상기 지면에 수직하게 배치될 수 있으며, 상기 순항모드에서의 상기 몸체(110)는 상기 지면에 비스듬하게 배치될 수 있고 상기 날개(130)는 상기 지면에 평행하게 배치될 수 있다. 또한, 상기 고속비행모드에서의 상기 몸체(110)는 상기 지면에 수직하게 배치될 수 있고, 상기 날개(130)는 상기 지면에 평행하게 배치될 수 있다.
또한, 상기 비행체(100)는 정지비행모드에 있을 수 있다.
구체적으로, 상기 비행체(100)는 일 지점에서 체공하는 상기 정지비행모드에 있을 수 있으며, 바람이 존재할 때에는 상기 날개(130)가 상기 바람의 방향으로 기울어 지도록 배치될 수 있으며, 이 때, 상기 날개(130)와 바람에 의해 양력이 발생되어서 추가 추력을 얻을 수 있어서 에너지를 절약할 수 있다.
또한, 바람이 존재하지 않을 때에는 상기 날개는 상기 이착륙모드와 같이 몸체(110)는 상기 지면에 평행하게 배치되고, 상기 날개(130)는 상기 지면 및 상기 몸체(110)에 수직하게 배치될 수 있다.
도 4a 및 도 4b는 일 실시예에 따른 기울기 제어 날개(130)를 가지는 비행체(100) 및 비행체(100) 날개(130)의 받음각(A)을 개략적으로 표시한 도면이다.
도 4a는 상기 날개(130)의 받음각(A)에 따른 양항비를 나타내고, 도 4b는 상기 비행체(100)의 상기 날개(130)에 작용하는 바람의 방향(F) 및 상기 날개(130)의 방향(Aw)을 도시하고, 상기 바람의 방향(F) 및 상기 날개(130)의 방향(Aw) 사이의 각도 즉, 상기 날개(130)에 대하여 적용되는 바람의 각도인 받음각(A)을 도시한다.
도 4a를 참조하여, 상기 날개(130)가 상기 바람의 방향에 대한 받음각(A)을 조절하면 양항비가 변할 수 있고, 일정한 각도에서 항력 대비 양력을 최고로 받을 수 있다. 따라서, 상기 비행체(100)가 양력 발생에 유리한 받음각(A)으로 비행하기 위하여, 상기 날개(130)는 상기 감지부(140)에서 측정된 정보를 이용하여 받음각(A)을 조절할 수 있다.
도 5는 일 실시예에 따른 기울기 제어 날개(130)를 가지는 비행체(100)의 날개(130)의 유무에 따른 비행체(100)의 양력과 추력을 개략적으로 표시한 도면이다.
도 5의 a는 날개가 없는 비행체의 양력과 추력을 도시한다. 구체적으로, Fa1은 상기 날개가 없는 비행체의 프로펠러 추력을 의미하고, Fa2는 상기 날개가 없는 비행체의 프로펠러 추력에서 분해된 양력요소를 의미하며, Fa3은 상기 날개가 없는 비행체의 프로펠러 추력에서 분해된 추력요소를 의미한다.
또한, 도 5의 b는 상기 날개(130)가 있는 상기 비행체(100)의 양력과 추력을 도시한다. Fb1은 상기 날개(130)가 있는 상기 비행체(100)의 프로펠러 추력을 의미하고, Fb2는 상기 날개(130)가 있는 상기 비행체(100)의 프로펠러 추력에서 분해된 양력요소를 의미하며, Fb3은 상기 날개(130)가 있는 상기 비행체(100)의 프로펠러 추력에서 분해된 추력요소를 의미한다. 또한, Fb4는 상기 날개(130)가 있는 상기 비행체(100)의 상기 날개(130)에 의해 발생하는 양력을 의미한다.
도 5의 도면에서 도시된 화살표를 참조하여, 도 5의 a에 도시된 Fa2만큼의 양력을 발생시키기 위하여 상기 날개가 없는 비행체는 Fa1의 프로펠러 추력이 필요하지만, 도 5의 b에 도시된 상기 날개(130)가 있는 상기 비행체(100)는 Fb2 정도(도면에서 도시된 바와 같이 상기 날개가 없는 비행체 보다 적은 힘)의 추력으로도 Fa2만큼의 양력을 발생시킬 수 있다.
따라서, 날개(130)가 있는 상기 비행체(100)는 상기 날개가 없는 비행체의 추력보다 적은 추력으로도 비슷한 양력과 추력을 발생시킬 수 있다. 구체적으로, 상기 날개(130)가 있는 상기 비행체(100)의 양력은 상기 날개(130)에 의해 생성된 양력과 상기 추력부(120)에 의해 생성되는 양력을 모두 이용할 수 있고, 이에 의해 운항 시 상기 추력부(120)의 회전 속도를 감소시킬 수 있다.
이에 따라, 기울기가 조절되는 상기 날개(130)를 가지는 비행체(100)는 장시간, 장거리 운항이 가능하고, 또한 비행속도를 증대시킬 수 있다.
이상과 같이 본 발명의 실시예에서는 구체적인 구성 요소 등과 같은 특정 사항들과 한정된 실시예 및 도면에 의해 설명되었으나 이는 본 발명의 보다 전반적인 이해를 돕기 위해서 제공된 것일 뿐, 본 발명은 상기의 실시예에 한정되는 것은 아니며, 본 발명이 속하는 분야에서 통상적인 지식을 가진 자라면 이러한 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다. 따라서, 본 발명의 사상은 설명된 실시예에 국한되어 정해져서는 아니 되며, 후술하는 특허청구범위뿐 아니라 이 특허청구범위와 균등하거나 등가적 변형이 있는 모든 것들은 본 발명 사상의 범주에 속한다고 할 것이다.

Claims (8)

  1. 몸체;
    상기 몸체와 연결되고, 프로펠러 및 회전 축을 가지는 추력부; 및
    상기 몸체의 양 측에 각각 배치되고, 상기 추력부와 이격되게 배치되는 날개;
    를 포함하고,
    상기 날개의 받음각이 조절되도록, 상기 날개는 상기 몸체의 좌우 방향 축을 기준으로 피칭 회전되고,
    상기 날개의 피칭 회전에 의해 상기 추력부의 상기 회전 축 및 상기 날개 사이의 각도가 가변 되는, 비행체.
  2. 제 1항에 있어서,
    상기 추력부는 상기 몸체에 고정되어서, 상기 추력부의 상기 회전 축은 상기 몸체와 수직을 이루고,
    상기 날개는 상기 몸체에 대하여 수직 및 수평의 범위에서 각도가 가변 되는, 비행체.
  3. 제 1항에 있어서,
    상기 비행체는 이착륙모드, 순항모드, 고속비행모드 및 정지비행모드로 가변되고,
    상기 이착륙모드에서, 상기 날개가 상기 추력부의 상기 회전 축에 대하여 평행한 방향으로 가변 되어서, 상기 날개는 상기 추력부에 대하여 수직을 이루고,
    상기 순항모드에서, 상기 날개가 상기 추력부의 상기 회전 축에 대하여 비스듬한 각도로 가변 되어서, 상기 날개와 상기 추력부는 예각을 이루며,
    상기 고속비행모드에서, 상기 추력부의 상기 회전 축이 상기 날개에 대하여 평행한 방향으로 가변 되어서, 상기 추력부는 상기 날개에 대하여 수직을 이루는,
    상기 정지비행모드에서, 바람이 없는 경우에는 상기 날개는 상기 몸체에 수직인 방향으로 가변되고, 바람이 있는 경우에는 상기 날개는 상기 바람의 방향을 향하게 가변되는, 비행체.
  4. 제 3항에 있어서,
    상기 추력부와 상기 날개의 사이 각도가 예각일 때, 상기 추력부의 회전 속도는 감소되고, 상기 추력부와 상기 날개 사이 각도가 수직일 때, 상기 추력부의 회전 속도는 증가되는, 비행체.
  5. 제 1항에 있어서,
    상기 추력부는,
    상기 날개의 일 측에 이격 되게 배치되며, 회전 축을 구비하는 하나 이상의 제1 추력부; 및
    상기 날개의 대향하는 일 측에 이격 되게 배치되며, 회전 축을 구비하는 하나 이상의 제2 추력부;
    로 구성되며,
    상기 제1 추력부의 회전 축 및 상기 제2 추력부의 회전 축은 상기 몸체에 대하여 수직방향인, 비행체.
  6. 제 1항에 있어서,
    상기 날개는 상기 몸체의 일 측에 배치되는 제1 날개 및 상기 몸체의 다른 일 측에 배치되는 제2 날개로 구성되고,
    상기 제1 날개 및 상기 제2 날개의 회전 각도는 상기 비행체의 자세 및 방향이 조절되도록 각기 제어되는, 비행체.
  7. 제 1항에 있어서,
    상기 비행체에 작용하는 정보를 측정하는 감지부;
    상기 감지부가 측정한 정보를 이용하여 상기 날개를 피칭 회전시켜서, 상기 회전 축 및 상기 날개 사이의 각도를 제어하는 제어부; 및
    상기 제어부에 의해 제어되고, 상기 회전 축 및 상기 날개 사이의 각도가 변화되도록 상기 날개를 가변 시키는 동력을 제공하는 서보모터;
    를 포함하는, 비행체.
  8. 제 7항에 있어서,
    상기 감지부는,
    상기 비행체의 진행에 따라 발생하는 공기의 고도, 속도, 유동의 흐름 각도를 측정하는 계측센서;
    상기 날개의 상부 측면 및 하부 측면에 배치되어서 상기 날개의 상부 측면 및 하부 측면의 압력차이를 이용하여 유동각을 측정하는 차압센서; 및
    상기 제어부가 상기 비행체 주변의 공기 흐름에 대응되게 상기 날개를 가변 시키도록 상기 비행체 주변의 공기 흐름을 측정하는 유동센서;
    중 적어도 하나를 포함하는, 비행체.
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