WO2018066918A2 - 날개폭이 변하는 날갯짓 비행장치 - Google Patents

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WO2018066918A2
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crank
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fuselage
movement
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    • A—HUMAN NECESSITIES
    • A63—SPORTS; GAMES; AMUSEMENTS
    • A63H—TOYS, e.g. TOPS, DOLLS, HOOPS OR BUILDING BLOCKS
    • A63H27/00—Toy aircraft; Other flying toys
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C33/00—Ornithopters
    • B64C33/02—Wings; Actuating mechanisms therefor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
    • F15B—SYSTEMS ACTING BY MEANS OF FLUIDS IN GENERAL; FLUID-PRESSURE ACTUATORS, e.g. SERVOMOTORS; DETAILS OF FLUID-PRESSURE SYSTEMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F15B15/00—Fluid-actuated devices for displacing a member from one position to another; Gearing associated therewith
    • F15B15/02—Mechanical layout characterised by the means for converting the movement of the fluid-actuated element into movement of the finally-operated member

Definitions

  • the present invention relates to a flapping flying device that stirs both wings up and down like birds or insects, and more specifically, it becomes larger than the wing width when the wingspan when the wing descends (rise)
  • the wing's structure and kinematic mechanisms generate fuselage flotation by pushing more air faster when it is lower than when it is raised, and in gliding situations, both wings spread out like birds' wings to provide lift.
  • the present invention relates to a manned or unmanned aerial vehicle.
  • Flight devices using power can be largely classified into fixed wing, rotary wing, and flapping methods, and have advantages and disadvantages for each method.
  • the fixed wing method has the disadvantage of high speed, gliding, high energy efficiency, fast and accurate direction and high altitude and no hovering, and a runway required for takeoff and landing.
  • the rotorcraft method is capable of fast and accurate flight direction and altitude change and stop flight and requires no runway, but has a disadvantage of slow flight speed, no gliding function, and high energy consumption, making it difficult to fly for a long time.
  • the multicopter method using an electric motor has a fatal limitation that it is difficult to fly for about 40 minutes or more because the current capacity increases the weight of the battery.
  • birds or insects that fly in a flapping manner can freely switch between propulsion direction and flight altitude and can also stop flight, and the wing is lifted and lifted to minimize energy consumption. Because of the possibility of flying, much research has been conducted around flapping flight methods of birds and insects around the world.
  • the front wing In the wing flight, the front wing is leaned forward in the downward wing process to generate both thrust and lift, and in the upward wing process, the front wing is lifted upward to generate both thrust and negative lift.
  • lift may be generated using the forward thrust force.
  • a wing flight device equipped with an articulating device is disclosed in Utility Model Registration 20-028141.
  • a wing flight device is disclosed in the inventor's prior patent application (Application No. 10-2016-0033251).
  • the existing wing flight devices are made of small toys due to the following reasons, the fuselage buoyancy is weak, the energy efficiency and the practicality is low, but it was almost impossible to manufacture and use for industrial purposes.
  • Wing width increase / decrease The existing wing type has no change in left and right wing length or it is slightly bent and spread downward during the up wing, so the fuselage flotation is weak and energy efficiency is low. That is, the difference between the speed between the downward wing and the upward wing and the amount of air to be pushed out was not so large that it was not possible to generate a level of flotation force that was industrially practical.
  • Wing lift In the conventional method, the flotation of the wing is so weak that the three-dimensional wing of the airfoil was hard to bear the weight, and the airfoil shape could not produce enough lift due to the slow flight speed.
  • Flight control The existing wing flight device does not have the function of vertical rise and stop flight, and the direction is changed to the tail wing, so that it is not possible to secure in-situ change and fast and accurate speed, direction, and altitude change functions.
  • the present invention to solve the above problems of the conventional wing method, in a flapping flight device that stirs both wings up and down like birds and generates lift and propulsion,
  • Wingspan becomes wider when flying downward and pushes down a large amount of air quickly. Wingspan is narrowed when flying upward, and the wing width is narrowed and lifts up a small amount of air slowly.
  • High speed flight, low speed flight and stop flight are freely possible, but by controlling the speed, direction and altitude quickly and accurately at any flight speed,
  • At least one crank mechanism is provided at each of the left and right sides to receive the driving force from the drive source, and each of the crank mechanisms includes a crank shaft extending in the front and rear directions of the fuselage, and a crank pin for revolving motion about the crank shaft. And a crank arm connecting the crankshaft and the crank pin, each crank pin being farthest from the fuselage when the crank pin descends along an orbit defined by the length of the crank arm.
  • the wing is rotated in the direction of rotation passing through the distant point, and the wing has a wing that serves as the central axis of the wing It is provided with one or more coaxial, each said crank mechanism is provided with a wing crank connecting portion for coupling the crank pin and the blade, each of the wings, the blade end is a free end state, the middle portion is the wing crank connection
  • the inner portion is coupled to the wing shaft in such a way that it can rotate or slide in place, and each of the wings, the linear distance between the wing crank connecting portion and the wing shaft axis is on the orbit of the crank pin
  • It is formed of a material or structure that can be increased or decreased according to the position, when the crank pin of the crank mechanism is an orbital movement, the wing is a wing movement to stir up and down the axis of the wing movement axis, wherein the wing
  • the linear distance from the axis of motion to the wing crank joint is also dependent on the position of the orbit of the crank pin.
  • the orthogonal wingspan (wingspan) becomes longer and shorter again after passing the maximum point
  • the basic feature is that the orthogonal wing width becomes shorter and shorter as it passes through the minimum point.
  • the wing is formed of a material or a structure that can increase or decrease the linear distance between the wing crank connecting portion and the blade axis of the blade movement 1 1 bending deformation that the wing is formed of a material with a small bending rigidity can be bent in accordance with the change in the linear distance
  • Method 2 Hinge pivoting system that can be rotated relative to each other, consisting of two or more parts hinged together with wings. 3 Longitudinal opening is formed in the wing, and the wing shaft is fitted in the horizontal direction to reciprocate.
  • Piston type of wing frame is composed of piston type and cylinder type to make piston movement, 5 Longitudinal reciprocating type that inner edge of wing frame can reciprocate along the axial direction of the blade axis.
  • the cross section viewed from the side of the wing is preferably an airfoil shape or an upward circular arc shape.
  • an opening is formed in the wing, and a valve that can open and close it downward is provided.
  • the propulsion auxiliary wing made of a highly elastic material is coupled to the rear end of the wing in a cantilever manner.
  • the wing is preferably formed of a structure that can be bent elastically only downward or bent at the nodal point.
  • the wing face is formed on both the left and right portions of the wing shaft in one wing.
  • a separate front propulsion device capable of output control respectively on the left and right sides of the body is further provided.
  • a flight control system of a method of controlling the relative position and the elevation angle of the front and rear, left and right of the frame or platform supporting the wing and the crank mechanism, etc. based on the body.
  • the wing crank connection part passes through the furthest point from the wing movement axis when the wing is winged downward, and passes the closest point when wing is winged upward. Accordingly, when the wing is lowered, it spreads widely from side to side and pushes down a large amount of air, and when the wing is raised, it is narrowly folded and pushes up a small amount of air, so that the fuselage buoyancy is effectively generated.
  • the length from the wing axis to the wing crank connection becomes 0.414 x the crank pin revolution radius when the wing is folded, and 2.414 when it is unfolded. Since the x crank pin radius is set, the amount of air pushed down by the lower wing per unit time in the section is about 5.8 times the amount of air pushed up by the up wing.
  • the wing portion located outside the wing crank connecting portion has a function of elastically bending or bending only downward
  • the wingspan as well as the difference between the orthogonal wing widths of the downward wing and the upward wing are increased as the left and right wingpans are increased.
  • the difference in speed and amplitude also increases, so the fuselage floatation increases even more.
  • the top and bottom of the fan-shaped flap of the blade trajectory is generated at the point where the wing is in contact with the crankpin orbit, and the size of the fan is the ratio of the diameter of the orbital diameter of the crankpin to the straight line distance from the crankshaft to the blade axis. Determined by
  • the maximum size of the fan-shaped inner angle is different for each wing movement method, for example, in the case of the bending deformation method and the hinge rotation method, the inner angle of the fan shape can be increased up to 90 degrees, the piston movement method and the transverse direction In the reciprocating method, it can be up to 180.
  • the angle of the fan-shaped cabinet is 60 degrees to 120 degrees
  • the one rotational angular distance of the crank pin is proportional to the rotational speed of the driving source, and the rotational speed of the driving source is proportional to the magnitude of the kinetic energy of the driving source. Therefore, 60 degrees to 120 degrees of fan-shaped cabinets means that 2/3 to 5/6 of the total kinetic energy provided by the driving source is used for the lower wing and only 1/3 to 1/6 for the upper wing. do.
  • the conventional wing method but only 50% of the total kinetic energy of the drive source is used for the downward wing, 66% ⁇ 83% can be used according to the present invention is maximized the energy efficiency of the wing.
  • the conventional wing method is the same as the force of the up wing (Torque) and the power of the down wing, but according to the present invention the torque of the downward wing (Torque) than the force of the up wing that requires more force for the fuselage support. 2 to 5 times stronger.
  • the required output power and weight of the driving source is significantly reduced, compared to the conventional wing method, it is possible to more efficiently provide the large power (power) required for generating the flotation force.
  • the existing wing method is the same time for the up wing and down wing, but according to the present invention, since the up wing time is significantly reduced to 33% to 66% of the conventional wing method, and the flotation of the wing Energy efficiency is greatly improved.
  • the upper and lower ends of the wing circular arc reciprocating motion are generated at the contact point where the wings are in contact with the orbit of the crank pin, and at the contact point, the wing and the crank arm form a right angle to each other.
  • the crank arm will resist tensile strength.
  • the inertia force and the impact force according to the wing motion correspond to the structural strengths of the crank arms, so that the driving source is not overloaded, thereby maximizing energy efficiency and enabling fast and smooth winging.
  • the speed of the wing is the fastest at the stop position of the wing, and zero at the top and bottom, so that the wing bends most when it passes through the break point, and recovers when approaching the top point, cushioning the wing speed difference. give.
  • the air pressure acting on the wing is proportional to the square of the wing speed, this speed difference buffering greatly reduces the negative buoyancy.
  • the gap between the element members constituting the wing opens so that the air above the wing passes downward, and the negative buoyancy due to the upward wing is further reduced.
  • the high speed rotation of the weak force of the drive source is converted to the low speed rotation of the strong force by the power transmission device and transmitted to the crank mechanism.
  • the crank pin of the crank mechanism transfers the driving force directly to the body portion of the wing moving in a large trajectory, the impact load and stress concentration problem does not occur.
  • the flying device becomes larger, the load and stress can be properly distributed accordingly, so that the flying device can be made large in size without fear of wear and damage caused by exceeding the allowable stress.
  • the wing length is extended to the other side of the blade axis to further extend the wingspan, so that the wingspan of the crankpin side is narrowed by the revolving diameter of the crankpin, so that the wings can be upwardly winged.
  • the wing width across the wing shaft becomes wider, and the wing is spread downward, and when the wing across the wing shaft is upward, the crank pin wing is down.
  • the wing speed is proportional to the distance from the wing axis
  • the flotation force is proportional to the square of the wing speed, and when integrated, the flotation force increases in proportion to the third power of the wing length.
  • the conventional wing method uses only about 50% of the driving force for one wing, but according to the present invention, almost 100% of the driving force can be used for both wing, and thus the energy efficiency of the wing is greatly improved to almost twice the level. do.
  • the flight device of the present invention is high in energy efficiency and capable of high-speed wings, unlike the conventional wing flight method, it is possible to secure a large flotation force capable of vertical take-off and landing.
  • auxiliary propulsion devices such as propellers capable of output control are provided on the left and right sides of the fuselage, or when a system for controlling the relative position or elevation of the front, rear, left, and right sides of the wing or crank mechanism, etc. is additionally constructed, In addition to speed control, it can be conveniently implemented for vertical takeoff, landing, stop flight and gliding functions.
  • crank mechanism effectively transmits power but does not protrude to the outside, so the function and appearance are balanced.
  • crank pin Since the crank pin causing the blades to revolve in a very large circle, the high speed rotation of the drive source can be smoothly converted to the low speed blade movement without excessive load on the drive source and the power train.
  • the crank pin is integrated with the wing, so that only the crankshaft and the crank arm are exposed without being exposed to the outside.
  • the flight device of the present invention has a very simple structural shape and a movement mechanism, and is highly energy efficient and can perform various flight functions. Therefore, the flying device of the present invention can be widely used industrially from a small unmanned flight device to a large passenger flight device. It is possible to provide a flapping flight device having a very high market competitiveness compared to fixed wing or rotary wing flight methods.
  • FIG. 1 is a perspective view of one embodiment of the wing flight device of the present invention, characterized in that the wing auxiliary shaft is inserted into the opening formed in the wing joint support to fly through the mutual sliding movement.
  • FIG. 2 is a front view showing the method and procedure of the wing motion in the embodiment of FIG.
  • Figure 3 is a perspective view of one embodiment of a flight device of the present invention, characterized in that the wing portion between the crank pin in the blade movement shaft is formed of a material with a small bending stiffness, the blade through the deformation.
  • FIG. 4 is a front view showing the method and procedure of the wing movement in the embodiment of FIG. 3.
  • Figure 5 in the embodiment of Figure 3, showing an embodiment in which the wing shape and the propeller-type auxiliary propulsion device provided with an opening that can be opened and closed downward to the wing and the uneven portion to assist the deflection of the wing.
  • Perspective view in the embodiment of Figure 3, showing an embodiment in which the wing shape and the propeller-type auxiliary propulsion device provided with an opening that can be opened and closed downward to the wing and the uneven portion to assist the deflection of the wing.
  • FIG. 6 and 7 is a perspective view of an embodiment of the flying device of the present invention, characterized in that the wing portion between the crank pin is hinged coupled in the blade axis of the wing movement to fly through the relative rotation on the vertical plane to be.
  • FIG. 8 is a front view showing a method and procedure of a wing movement in the embodiment of FIG. 7.
  • Figure 9 is a perspective view of one embodiment of a flight device of the present invention, characterized in that the wing portion between the crank pin is hinged on the blade axis of the wing movement, the blade through the relative rotation on the horizontal plane.
  • FIG. 10 is a front view showing the configuration and procedure of the wing movement in the embodiment of FIG. 9.
  • FIG. 11 is a plan view showing a configuration and procedure of a wing movement in the embodiment of FIG. 9.
  • FIG. 12 is a perspective view of an embodiment of a flight device of the present invention, wherein a wing portion between the crank pins on the wing shaft comprises a piston portion and a cylindrical portion, and the blades fly through each other through a piston movement.
  • FIG. 13 is a front view showing the method and procedure of the wing movement in the embodiment of FIG. 12.
  • the wings are formed in the wings between the crank pin between the wing shaft long, the wing shaft is fitted, the blades through each other through the roller movement or sliding movement, each formed on both sides of the wing movement axis
  • the wing parts of the perspective view of an embodiment of the flying device of the present invention characterized in that the wing is alternately up and down alternately.
  • FIG.15 and FIG.16 is a front view which shows the structure and procedure of a wing motion in the Example of FIG.
  • FIG. 17 is a variation of the embodiment of FIG. 14, in which the right wing and the left wing of the fuselage are alternately arranged, the crankshaft of the fuselage right side functions as the wing center of the wing of the fuselage, and the crankshaft of the fuselage left is the fuselage right wing.
  • FIG. 18 is a front view showing the method and procedure of the wing movement in the embodiment of FIG. 17.
  • FIG. 19 is a perspective view of an embodiment of a flight apparatus of the present invention, wherein the inner end of the transverse wing frame is winged in a reciprocating manner along the axial direction of the wing shaft.
  • FIG. 20 is a front view showing the configuration and procedure of the wing motion in the embodiment of FIG. 20.
  • FIG. 21 is a plan view illustrating a configuration and procedure of a wing movement in the embodiment of FIG. 20.
  • Fig. 22 is a plan view showing a linearly curved shape of a wing like a bird's wing.
  • 23 is a plan view of a train-like configuration in which a plurality of wing flight devices are connected back and forth.
  • Figure 24 (a) is a front view of the shape of the wings unfolded
  • Figure 24 (b) is a plan view
  • Figure 24 (c) is a wing Front view of the folded shape
  • FIG. 24 (d) is a plan view.
  • FIG. 25 is an exemplary view of how the blade reciprocates in the front and rear directions of the fuselage.
  • FIG. 25 (a) shows the hinge rotation method and
  • FIG. 25 (b) shows the sliding method.
  • FIG. 26 is an exemplary view showing a wing structure hinged to the lateral wing frame 52 so that the gap between the longitudinal wing frames 53 having the tail wings with the airfoil shape can be stretched according to the increase or decrease of the wing width. .
  • FIG. 27 is a variation of the embodiment of FIG. 7, wherein the wing is formed by hinge coupling of a plurality of wing element members, and each wing element member is a perspective view of a configuration example in which an opening with a valve that can be opened and closed downward is formed; FIG. .
  • FIG. 28 is an exemplary view of a streamlined wing element member hinged in such a way that it can be bent downward and restored by the resiliency of a spring
  • FIG. 18 (a) is a perspective view
  • FIG. 18 (b) is a front view
  • Fig. 18 (c) is a side view.
  • Figure 29 (a) is a side view illustrating a hinged shape in another alternative way that allows the hinged wing element members to bend down and then be restored by the spring's resilience.
  • FIG. 29 (b) shows that the three-dimensional wing element members are fixed on the highly elastic thin plate member so that the wings are bent downward but not upward, and when the wings are bent, the air is spread out between the wing element members.
  • 30 (a) to 30 (d) are schematic views of a wing flight device in which each crank pin is coupled to the crank arm in a cantilever manner and the angle of attack of each wing can be controlled.
  • 30 (b) shows the case where the angle of attack is 30 degrees
  • FIG. 30 (c) shows the case where the angle of attack is -30 degrees
  • FIG. 30 (d) shows the case where the angle of attack of both wings is opposite to each other. It is a perspective view of an example.
  • 31 (a) to 31 (f) are exemplified diagrams illustrating structural shapes and movement mechanisms in which a wing elastically corresponds to a linear distance increase and decrease from the wing crank connecting portion to the wing shaft.
  • Fig. 32 is a view showing the trajectory of the wing according to the wing movement method from the front, (a) the trajectory of the transverse bending deformation method, (b) the trajectory of the transverse piston motion method, and (c) the transverse circular motion.
  • the trajectory of the system, (d) represents the trajectory of the longitudinal wing motion system.
  • the flying device of the present invention the wing 50 for generating a flotation force by the relative motion relative to the body 10 by the drive source 20 the body At least one aircraft on each of left and right sides of (10).
  • the body 10 is a member in which the drive source 20 and the vanes 50 are installed.
  • the drive source 20 is, for example, an engine or a motor, and imparts relative movement force of the blade 50 to the body 10.
  • the fuselage 10 is provided with one or more crank mechanisms 40 each receiving a driving force from the drive source 20 on the left and right sides of the fuselage 10.
  • Each crank mechanism 40 includes a crank shaft 41 extending in the front and rear directions of the body 10, a crank pin 43 revolving about the crank shaft, the crank shaft 41 and the crank pin ( The crank arm 42 which connects 43 is provided.
  • the drive source 20, through the separate power transmission mechanism 30 or directly coupled to the crank mechanism 40, can generate a rotational movement of the crank pin 43 revolves around the crank shaft 41. have.
  • each of the crank pins 43 located on the left and right sides of the fuselage 10 is along the orbit defined by the length of the crank arm 42, when the crank pins 43 are lowered. Make an orbital motion in the direction of rotation passing the point farthest from (10).
  • the fuselage 10 is provided with at least one blade movement shaft 11 serving as a central axis of the blade, and each of the crank mechanism 40, the crank pin 43 and the blade 50 Wing crank connecting portion 44 for coupling is provided.
  • one of the coupling portion of the crank pin 43 and the crank arm 42 or the coupling portion of the crank pin 43 and the wing crank connecting portion 44 should be coupled to each other in a manner capable of relative rotation.
  • Each wing 50, the wing tip (wing tip) is in the free end state, the middle portion is coupled to the wing crank connecting portion 44, the inner portion is rotated or slipped in place on the wing shaft (11) This will be combined in a possible way
  • the straight line distance from the wing crank connecting portion 44 to the blade wing axis 11 can be easily stretched through the structure and the movement mechanism of the wing as illustrated in FIG.
  • the wing 50 is a wing movement to stir up and down the wing axis (11) as a central axis, the blade wing
  • the linear distance from the movement shaft 11 to the wing crank connecting portion 44 also changes according to the position on the orbit of the crank pin 43.
  • the wingspan becomes longer and longer as the wings 50 fly downward, and becomes shorter again as they pass through the maximum point, and the wingspan becomes more and more wings as the wings 50 fly upward. It becomes shorter and then becomes longer again as it passes the minimum point.
  • the wing 50 when the wing 50 is lowered, it spreads widely from side to side and pushes down a large amount of air, and when the wing rises, it is narrowly folded and pushes up a small amount of air, so that the fuselage 10 flotation force is efficiently generated.
  • Figure 31 (a) to Figure 31 (f) shows the structural form and the movement mechanism that the wing is elastically corresponding to the linear distance increase and decrease from the wing crank connecting portion 44 to the blade axis of motion (11)
  • a and A ' denote the position of the wing crank connecting portion 44
  • C denotes the position of the blade wing axis (11).
  • Figure 31 (a) illustrates how the wing portion corresponds to the deflection deformation when the wing crank connecting portion 44 is moved from A to A '
  • Figure 31 (b) is a hinged multiple to only rotate relative downwards
  • Fig. 31 (c) illustrates the manner in which the two wing members hingedly correspond to relative rotation
  • Fig. 31 (d) illustrates the cylindrical wing member and the piston.
  • Figure 31 (e) illustrates the manner in which the wing blade axis 11 is fitted in the long opening formed in the transverse direction on the blade 50 corresponding to the roller movement 31 (f) illustrates a manner in which the inner end portion of the blade 50 corresponds to the reciprocating motion along the axial direction of the wing movement axis 11.
  • the wing blade support 12 is extended to the body 10 in the lateral direction, the wing blade support 12 is provided with a narrow and long opening in a slit shape, the wing auxiliary shaft in the opening
  • a straight line distance between the wing crank support 12 and the wing crank connecting portion 44 can be stretched through the sliding motion of the wing auxiliary shaft 55. Therefore, as shown in FIG. 2, when the wing descends, it is possible to perform a wing movement that is widened in the lateral direction of the fuselage and narrows when it rises.
  • such a wing method has the following three drawbacks, although it includes the technical elements of the present invention in that it enables a smooth and efficient wing by directly converting the idle motion of the crank pin 43 to the wing movement.
  • the negative flotation may be greater than the positive flotation.
  • the wing blade support 12 extending in the lateral direction of the fuselage should be excessively longer than twice the diameter of the crank pin 44 orbit.
  • the maximum angular distance between the top and the bottom of the wing movement is only 60 degrees, there is a limit to secure the wing function to stir down a large amount of air quickly and to stir down a large amount of air.
  • the rotation angle of the crank pin 43 used for the up wing is also 120 degrees or more, the torque and kinetic energy used for the down wing may exceed 2/3 of the total provided by the driving source. It becomes impossible.
  • the angular distance between the top and bottom of the wing can be increased to about 90 degrees, as shown in FIG.
  • the space utilization and energy efficiency are greatly improved compared to the illustrated wing method.
  • the material of the wing may be a flexible material such as cloth or vinyl, a high elastic material may be used that is thin and the flexural rigidity is small, but the high resilience, or may use a high-strength chain member.
  • the method using the high elastic material with high resilience is effective when used in a small flying device that requires a very high wing frequency.
  • the high-elastic material bends when the wing is up, and the elastic potential energy is accumulated and converted into kinetic energy when the wing is down. This is because it effectively buffers the inertia resistance and impact load, and enables high-speed wings without energy loss.
  • the frequency of the wingspan should be n 1/2 times faster to secure the flotation force.
  • the lift force is (area x velocity 2 ) times (1 / n) 2 ⁇ ( at m / n) is doubled, and the weight is (1 / n), so three times, (1 / n) 2 ⁇ (m / n) 2 ⁇ (1 / n) 3, should be to the m n ⁇ 1/2 Because.
  • the wing portion between the wing crank connecting portion 44 in the wing movement shaft 11 is connected to the hinge inner blade 501 and the wing crank connecting portion 44 joined to the wing movement shaft 11.
  • the hinge outer blade 502 when coupled to the hinge coupling portion 61 so as to be relatively rotatable with each other, the linear distance between the wing crank connecting portion 44 in the wing movement axis 11 is the hinge inner blade Because it can be stretched through the relative rotation of the 501 and the hinge outer wing 502, as shown in Figure 8 when the wing descends widespread in the lateral direction of the fuselage, when the wing is lifted by a large flotation force Generates.
  • the wing 50 is composed of a wing surface 51, the transverse wing frame 52 and the longitudinal wing frame 53, the transverse wing frame 52 is the hinge coupling portion 61 to the boundary
  • the hinge inner frame 521 and the hinge outer frame 522 may be configured.
  • FIG. 6 shows a case in which both wings share one wing movement axis 11
  • FIG. 7 shows a wing movement axis 11 on the left and right sides of the fuselage 10 for the purpose of eliminating interference of both wings.
  • the case is spaced apart from each other.
  • the hinge pivoting method when the wing 50 is winged upward, the transverse wing frame 52 and the wing face 51 are folded deeply into the fuselage as if the bird's wing is folded and the wing width ( By reducing wingspan, not only the moment of inertia due to the weight of the wing itself, but also the air pressure applied to the upper part of the wing is greatly reduced, so that the wing flotation and energy efficiency are greatly improved.
  • the width of the wings can be increased by any length, and can be utilized in various and wide ranges regardless of the size of the flying device from small to large.
  • the hinge outer frame 522 can be unfolded in almost the horizontal direction, the wing can be sufficiently lifted and gliding.
  • the rotation axis direction of the hinge coupler 61 in which the hinge inner frame 521 and the hinge outer frame 522 rotate relative to each other may be horizontal as shown in FIG. 7, or may be vertical as shown in FIG. 9. It may be set at any angle as needed within the range of 0 degrees (horizontal) to 90 degrees (vertical).
  • a piston-type frame 524 and a wing crank connection portion 44 in which a lateral wing frame 52 between the wing crank connecting portion 44 is connected to the wing moving shaft 11 in the wing movement shaft 11.
  • a combination of the cylindrical frame 525 coupled to since the linear distance from the wing blade axis 11 to the wing crank connecting portion 44 can be stretched through the piston movement, as shown in Figure 13 Likewise, when the wing descends, it spreads widely in the lateral direction of the fuselage, and when it ascends, it generates a large flotation force by a wing movement that narrows.
  • the angular distance between the top and bottom of the wing can be increased up to 180 degrees according to the distance control between the wing shaft 11 and the crankshaft 41, so that the time required for the ascending wing Energy can be further reduced.
  • the wing crank connecting portion 44 is provided with an opening portion 525 elongated in the slit shape in the wing portion (or wing frame) extending in the direction of the wing movement axis 11, the wing movement axis ( When 11) is inserted into the opening and can slide relative motion to each other, the linear distance between the wing crank connecting portion 44 and the wing crank connecting portion 44 is relative between the opening and the winging shaft 11. Since it can be increased or decreased through movement, as shown in FIG. 16, a large flotation force is generated by a wing movement that is widened in the lateral direction of the fuselage when the wing descends and narrows when it rises.
  • the kinetic energy due to the revolving of the crank pin is not used only on one wing, it can be used for both wings.
  • the crankshaft 41 of the crank mechanism 40 located on the left side of the fuselage 10 has a blade movement axis 11 of the wing 50 located on the right side of the fuselage 10.
  • Crankshaft 41 of the crank mechanism 40 located on the right side of the fuselage 10 to function as a wing shaft (11) of the wing 50 located on the left side of the fuselage 10, the fuselage 10 )
  • a large and inefficient space between the left and right wings 50 is minimized.
  • each wing 50 can be alternately winged downward alternately to the outside and the right side of the fuselage 10, a plurality of wings 50 are connected along the longitudinal direction of the fuselage 10, long shape like a train It can also form a flying device.
  • one wing alternately wings on both sides to produce a lateral wing frame 52 connected to the wing surface 51 in the shape of a circular rod or a square rod, and the wing movement axis 11 above It can also be implemented through a method of installing a single tube or roller-shaped connecting member through which a circular rod or an angular rod-shaped lateral wing frame 52 can pass therein.
  • the wing method illustrated in FIG. 19 is substantially similar to the method illustrated in FIG. 9, but the wing frame of the transverse wing frame 52 is rotated relative to each other by the transverse wing frame 52 being divided into two hinged members. There is a difference in that the wing joints reciprocate back and forth along the axial direction of the blade movement shaft 11 provided in the fuselage 10.
  • the wing joints reciprocate back and forth along the axial direction of the blade movement shaft 11 provided in the fuselage 10.
  • the wing crank connecting portion 44 as the central axis
  • the blade axis of the wing As shown in (11) of Fig. 25 (a), the inner end portion of the transverse wing frame 52 coupled by the hinge coupling or roller coupling method as shown in Fig. 25 (b) is to reciprocate in the front and rear direction of the fuselage.
  • Figure 25 (a) to Figure 25 (b) is an example of how the wing joint (wing joint) reciprocating in the front and rear direction of the fuselage 10,
  • Figure 15 (a) is a rotational movement
  • Figure 15 (b) illustrates the sliding method.
  • the transverse wing frame 52 as shown in Figure 10, but may be a straight shape, to solve the interference problem with the crank arm 42 generated when the wings are folded, and to improve the flotation of the wing motion
  • the body 10 may be bent or bent in a vertical or horizontal direction.
  • the wing portion between the crank pin 43 in the wing axis of movement (11) is a bending deformation movement in the side direction of the body 10, from the crank pin 43 to the wing tip (wing tip)
  • the wing portion of the wing crank connecting portion 44 such as to rotate in the forward and backward direction of the body 10, it is also possible to combine different wings.
  • the angle of change of the wing angle can be implemented by changing the high and low angles of the crankshaft 41 to the axis of rotation of the barbell gear shaft of the power transmission device 30, in this case the wing joint of each wing (wing joint) It is preferable to couple to the fuselage in a hinge or universal joint method capable of relative rotation in accordance with the change of the high and low angle of the crankshaft (41).
  • crank pin can bend along the axial direction of the crankshaft, thereby increasing the function of generating forward thrust force.
  • Such a cantilevered crank pin is not only the hinge rotation method of Figure 30, but also the bending deformation method, piston movement method, transverse reciprocating method, longitudinal reciprocating method and the like illustrated in Figure 31 (a) to Figure 31 (f) Consequently, it is also applicable to the winging method.
  • FIGS. 1, 5, 6, 7, and 12 different types of power transmission devices are illustrated in FIGS. 1, 5, 6, 7, and 12.
  • FIG. 1 illustrates a method using a biaxial motor and a barbell gear
  • FIG. 5 illustrates a method using a single-axis motor and a barbell gear
  • 12 is illustrated in FIG. 12 using a gear and a chain (or a belt) for transmitting the rotational force of the 1-axis motor in opposite directions to each other.
  • various power transmission methods may be used.
  • the movement of the wing such as the maximum high and low angles of the wing and the lowest downward high and low angles of the wing, as well as between the crankshaft 41 and the blade axis of the crank pin (43) relative to the revolving radius of the crank pin (43) Since it depends on the distance, the height difference between the crankshaft 41 and the blade axis (11), etc., it is desirable to find and implement the shape, size, position, etc. of each wing member to maximize the flotation force by wing type. .
  • an opening 511 is formed in a wing of a flying device, and a valve 512 that can open and close the opening downward in accordance with the flow of air is installed in a portion of the periphery of the opening in a hinged or adhesive manner. As a result, the negative flotation caused by the upward wing can be greatly reduced.
  • the wing element members 505 having the airfoil-shaped wings crossed in the vertical or oblique directions or the wing element members 505 having the shapes as shown in FIG. 29 (b) are in close contact with each other.
  • a highly elastic, thin, highly elastic plate-like member By fixing on a highly elastic, thin, highly elastic plate-like member in a state, it is possible to prevent the wings from bending downward but not upward.
  • the auxiliary propulsion device 70 for providing a forward propulsion force such as a jet engine or a propeller, respectively is further installed on the left and right of the wing flight device. If you build a system that can individually control the output of each auxiliary propulsion device 70, even if the wing is stopped after the vertical rise through the wing, it can also fly forward with the lift like a fixed-wing aircraft, precise direction change, Rapid rotation, sudden stop, and forward / backward switching are also possible.
  • the angle of attack control system can be controlled to control the angle of attack of each wing individually, so that the direction of flight, acceleration and deceleration, stop flight, vertical rise, Flight control functions such as reverse can be effectively implemented.
  • crankshaft 42 crank arm
  • crank pin 44 wing crank connection
  • wing 501 hinge inner wing
  • wing tip 505 wing element member
  • valve 52 transverse wing frame
  • piston frame 524 cylindrical frame
  • slit type opening 53 longitudinal wing frame
  • propulsion auxiliary wing 55 wing auxiliary axis
  • hinge coupling portion 70 auxiliary propulsion device

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Abstract

본 발명의 날갯짓 비행장치는, 구동원에 의해 동체에 대한 상대운동을 하여 부양력을 발생시키는 날개를 상기 동체에 좌측과 우측에 각각 1개 이상 가지는 비행장치에 있어서, 상기 동체의 좌측과 우측에는, 상기 구동원에서 구동력을 전달받는 크랭크기구가 각각 1개 이상 구비되고, 각 상기 크랭크기구에는, 상기 동체의 앞뒤 방향으로 뻗은 크랭크축과, 상기 크랭크축을 중심으로 공전운동을 하는 크랭크핀과, 상기 크랭크축과 상기 크랭크핀을 연결해 주는 크랭크암이 구비되고, 각 상기 크랭크핀은 하강할 때에 상기 동체에서 가장 멀리 떨어진 지점을 통과하는 회전방향으로 공전하며, 상기 동체에는, 상기 날갯짓의 중심축 역할을 하는 날갯짓운동축이 1개 이상 구비되고, 각 상기 크랭크기구에는, 상기 크랭크핀과 상기 날개를 접합시켜주는 날개크랭크접속부가 구비되고, 각 상기 날개는, 날개끝단은 자유단 상태이며, 중간부위는 상기 날개크랭크접속부에 결합 되고, 내측부위는 상기 날갯짓운동축에 제자리회전 또는 미끄럼운동이 가능한 방식으로 접합되어, 상기 구동원에서 구동력을 전달받는 상기 크랭크핀의 공전운동에 따라 상기 날개가 하향 날갯짓을 할 때에는 정사투영 날개폭(wingspan)이 점점 더 길어지다가 최대점을 지나면서 다시 점점 짧아지게 되고, 날개가 상향 날갯짓을 할 때에는 정사투영 날개폭이 점점 더 짧아지다가 최소점을 지나면서 다시 점점 길어지게 되는 것을 특징으로 한다.

Description

날개폭이 변하는 날갯짓 비행장치
본 발명은 새나 곤충처럼 양쪽 날개를 위아래로 저어주는 날갯짓(flapping) 비행장치에 관한 것으로서, 보다 상세하게는, 날개가 하강할 때의 날개폭(wingspan)이 상승할 때의 날개폭보다 커지게 되는 날개의 구조와 운동메커니즘을 통하여, 날개가 상승할 때보다 하강할 때에 더 많은 공기를 더 빠르게 밀어 내림으로써 동체 부양력을 발생시키고, 글라이딩 상황에서는 양쪽 날개가 새의 날개처럼 넓게 펼쳐져서 양력도 제공할 수 있는 유인 또는 무인 비행장치에 관한 것이다.
동력을 이용한 비행장치는 크게 고정익 방식, 회전익 방식, 날개짓(flapping) 방식으로 구분될 수 있으며 각각의 방식별 장단점이 있다.
고정익 방식은 속도가 빠르고, 글라이딩이 가능하며, 에너지효율도 높으나 신속하고 정확한 방향과 고도의 전환 및 정지비행(hovering)이 불가능하고, 이착륙을 위해서는 활주로가 반드시 필요하다는 단점이 있다.
회전익 방식은 신속하고 정확한 비행방향과 고도의 전환 및 정지비행(hovering)이 가능하고 활주로도 필요 없으나, 비행속도가 느리고, 글라이딩 기능이 없으며, 에너지 소모가 커서 장기간 비행이 어렵다는 단점이 있다. 특히 전동기를 이용한 멀티콥터 방식은 배터리의 용량을 키우면 중량도 증가하므로 현행 기술로는 약 40분 이상 비행하기 어렵다는 치명적 한계가 있다.
반면에, 날개짓(Flapping) 방식으로 비행하는 새나 곤충은 자유자재로 추진방향과 비행고도의 전환이 가능하고 정지비행도 할 수 있으며, 날개가 양력을 받으며 글라이딩 하는 기능으로 에너지 소모를 최소화하며 장기간 비행도 가능하므로, 세계적으로 새나 곤충의 날개짓(flapping) 비행방식에 관련한 많은 연구가 진행되어 왔다.
이러한 날개짓 비행장치는 하향 날갯짓 과정에서는 앞전 쪽이 아래로 숙여져서 추진력과 양력을 동시에 발생시키며, 상향 날갯짓 과정에서는 앞전 쪽이 위로 들려져서 추진력과 음(-)의 양력을 동시에 발생시킨다. 또한, 날개가 에어포일 형상인 경우에는 전방 추진력을 이용한 양력도 발생시킬 수 있다.
한편, 새는 상향 날갯짓을 할 때에 날개가 아래쪽으로 약간 굽혀졌다가 하향 날갯짓을 할 때에 다시 펴지기 때문에 상향 날갯짓에 의한 음(-)의 부양력이 감소되며, 이를 모방하여 날개가 아래쪽으로 약간 꺾일 수 있도록 해주는 관절장치가 장착된 날갯짓 비행장치가 실용신안등록 20-028141에 개시되어 있다.
또한, 비행체의 비행고도가 안정되게 유지되도록 하기 위해, 날갯짓을 유발하는 크랭크장치의 크랭크핀 형상변경을 통해 회전 위상차를 가지는 복수의 날개가 서로 번갈아 가며 오르내리도록 하는, 수평자세 수직 원운동 방식의 날갯짓 비행장치가 본 발명인의 선 특허출원(출원번호 10-2016-0033251)에 개시되어 있다.
그런데 기존의 날갯짓 비행장치들은 다음과 같은 사유로 동체 부양력이 약하고, 에너지효율과 실용성이 낮아서 소형 장난감으로 제작된 경우는 있으나, 산업적 목적으로 제작 및 활용은 거의 불가능하였다.
1) 날개폭 증감 : 기존의 날갯짓 방식은 좌우방향 날개 길이의 변화가 없거나 상향 날갯짓 동안에 아래쪽으로 약간 꺾였다가 펴지는 수준이기 때문에 동체 부양력이 약하고 에너지효율이 낮았다. 즉, 하향 날갯짓과 상향 날갯짓 간의 속도와 밀어내는 공기량의 차이가 크지 않아서, 산업적으로 실용 가능한 수준의 부양력을 생성할 수 없었다.
2) 유효 회전수 : 회전익 방식에서는 구동원 회전수(RPM)가 모두 공기를 밀어내리는 데 사용되나, 종래의 날갯짓 방식은 회전수의 50%만 하향(나머지 50%는 상향) 날갯짓에 사용되므로 에너지효율이 낮았다.
3) 유효 구동력 : 하향 날갯짓은 동체 부양력을 제공해야 하므로 상향 날갯짓보다 훨씬 큰 회전력(torque)이 요구되나, 상향과 하향 날갯짓에 같은 크기의 회전력이 제공되므로 비효율적이고 에너지 손실이 컸다.
4) 자유낙하 극복 : 하향 날갯짓에 의해 생성된 부양력이 상향 날갯짓 동안에 중력가속도에 의하여 소실되며 낙하하지 않도록 상향 날갯짓에 소요시간을 최대한 짧게 할 필요가 있으나, 상향 날갯짓과 하향 날갯짓의 속도가 거의 같기 때문에, 비행장치가 위아래로 크게 요동치며, 힘과 에너지의 손실이 컸다.
5) 관성력 극복 : 기존 날갯짓 방식은 수직 왕복운동에 따른 관성저항과 충격하중을 구동원의 회전력(Torque)으로 극복해야 하므로, 주기적인 과부하로 인해 날갯짓이 불안정하고 에너지효율이 낮았다.
6) 소형화 고속화 : 비행장치가 소형화될수록 날갯짓의 소요 주파수가 빨라지고, 이에 따라 관성저항과 충격하중이 커지므로, 기존 날개짓 방식은 관성저항과 충격하중 증가로 인해 비행체의 소형화와 날갯짓의 고속화가 곤란하였다.
7) 마모와 파손 : 기존 날갯짓 방식은 날개에 가해지는 제반 하중이 지렛대 원리에 의해 증폭되어 날갯죽지(wing joint) 부위에 집중되기 때문에, 부재의 마모와 파손 극복 및 비행장치의 대형화가 곤란하였다.
8) 수직 이착륙 : 기존 날갯짓 비행장치들은, 상기와 같은 사유로 날갯짓의 에너지 효율이 낮고 고속 날갯짓도 불가능하여, 수직 이착륙이나 정지비행(hovering)이 가능한 수준의 부양력을 확보할 수 없었다.
9) 전방 추진력 : 기존 날갯짓 비행장치는 날갯짓 과정에서 뒤쪽으로 밀리는 기류를 통해 약간의 추진력은 발생시킬 수는 있었으나, 초당 10m~30m를 초과하지 못할 정도로 매우 느려서 실용성이 낮았다.
10) 날개의 양력 : 기존 방식은 날갯짓의 부양력이 너무 약해서, 에어포일 형상의 입체적 날개는 무게를 감당하기 어려웠으며, 비행속도가 느려서 에어포일 형상을 사용해도 충분한 양력을 생성할 수 없었다.
11) 비행 컨트롤 : 기존 날갯짓 비행장치는, 수직상승과 정지비행 기능이 없고, 꼬리날개로 방향을 전환하므로, 제자리 방향전환 및 신속하고 정확한 속도, 방향, 고도 전환 기능을 확보할 수 없었다.
본 발명은, 종래 날갯짓 방식의 상기 문제점들을 해소하기 위한 것으로서, 새처럼 양쪽 날개를 위아래로 저어주며 양력과 추진력을 발생시키는 날갯짓(flapping) 비행장치에 있어서,
1) 하향 날갯짓을 할 때에는 날개폭(wingspan)이 넓어지며 다량의 공기를 빠르게 밀어 내리고, 상향 날갯짓을 할 때에는 날개폭이 좁혀지며 소량의 공기를 천천히 밀어 올림으로써, 날갯짓의 부양력을 대폭 제고시키고,
2) 구동원의 운동에너지(단위 시간당 회전수)의 2/3~5/6를 하향 날갯짓에 사용하고 상향 날갯짓에는 1/3~1/6만 사용토록 하여, 날갯짓 운동의 에너지효율을 대폭 향상시키며,
3) 큰 힘이 요구되는 하향 날갯짓에 구동원 회전력(Torque)의 2/3~5/6를 사용하고, 상향 날갯짓에는 1/3~1/6만 사용토록 하여, 힘(Torque)의 손실과 낭비를 줄이고 구동원의 소요 출력과 중량을 최소화하며,
4) 단위 상향 날갯짓 시간을 단위 하향 날갯짓 시간의 1/2~1/5배로 줄여줌으로써, 중력가속도에 의해 부양력이 급격히 소실되며 동체가 낙하하게 되는, 상향 날갯짓 시간을 대폭적으로 단축시키며,
5) 날갯짓 왕복운동에 따른 관성력과 충격하중을 구동력(Torque)이 아닌 구동력을 전달하는 구조체가 인장강도로 저항하도록 하여, 주기적 과부하에 의한 에너지손실 없이 고속 날갯짓이 가능하게 하며,
6) 상향 날갯짓 속도가 빨라짐에 따라 커지는 음(-)의 부양력과 날개의 관성모멘트를 날개의 형상과 구조 및 운동 메커니즘 등을 통해 대폭 감소시켜서, 날갯짓을 통한 동체 부양력 생성을 극대화 시키며,
7) 구동원의 고속회전(RPM)을 저속회전으로 변환하여 힘(Torque)를 키우고, 큰 궤적으로 움직이는 날개의 몸통부위에 직접 동력을 전달함으로써, 날갯죽지(wingjoint)에 집중되는 응력과 마모와 파손 문제를 해소해주며,
8) 이에 더하여, 날개가 상향 날갯짓을 하는 동안에도 음(-)의 부양력보다 양(+)의 부양력이 더 크게 생성되도록 하는 날개 형태와 날갯짓 방법을 제공하여, 에너지효율을 더욱 크게 증대시켜 주며,
9) 고속 비행과 저속 비행 및 정지 비행이 자유자재로 가능하면서도, 어떠한 비행속도에서도 신속하고 정확한 속도, 방향 및 고도의 제어가 이루어질 수 있도록 함으로써,
새나 곤충들처럼 에너지효율이 높고 글라이딩과 수직 이착륙 및 정지비행도 가능하며, 고정익이나 회전익 비행장치와 비교해도 경쟁력이 높고, 산업적으로 활용 가능한 날갯짓(flapping) 비행장치를 제공하고자 하는 것이다.
상기 과제를 해결하기 위한, 본 발명의 날갯짓 비행장치는, 구동원에 의해 동체에 대해 상대운동을 하여 부양력을 발생시키는 날개를 상기 동체에 좌측과 우측에 각각 1개 이상 가지는 비행장치에 있어서, 상기 동체의 좌측과 우측에는, 상기 구동원에서 구동력을 전달받는 크랭크기구가 각각 1개 이상 구비되고, 각 상기 크랭크기구에는, 상기 동체의 앞뒤 방향으로 뻗은 크랭크축과, 상기 크랭크축을 중심으로 공전운동을 하는 크랭크핀과, 상기 크랭크축과 상기 크랭크핀을 연결해 주는 크랭크암이 구비되고, 각 상기 크랭크핀은, 상기 크랭크암의 길이에 의해 정해지는 공전궤도를 따라, 상기 크랭크핀이 하강할 때에 상기 동체에서 가장 멀리 떨어진 지점을 통과하는 회전방향으로 공전하며, 상기 동체에는 상기 날갯짓의 중심축 역할을 하는 날갯짓운동축이 1개 이상 구비되고, 각 상기 크랭크기구에는 상기 크랭크핀과 상기 날개를 결합시켜주는 날개크랭크접속부가 구비되고, 각 상기 날개는, 날개 끝단은 자유단 상태이며, 중간 부위는 상기 날개크랭크접속부에 접합 되고, 내측 부위는 상기 날갯짓운동축에 제자리회전 또는 미끄럼운동이 가능한 방식으로 결합되며, 각 상기 날개는, 상기 날개크랭크접속부와 상기 날갯짓운동축 사이의 직선거리가 상기 크랭크핀의 공전궤도상 위치에 따라 증감될 수 있는 재질 또는 구조로 형성되어 있어서, 상기 크랭크기구의 크랭크핀이 공전운동을 하면, 상기 날개는 상기 날갯짓운동축을 중심축으로 위아래로 저어주는 날갯짓 운동을 하게 되는데, 이때 상기 날갯짓운동축에서 상기 날개크랭크접속부까지의 직선거리도 상기 크랭크핀의 공전궤도상 위치에 따라 변화하므로, 상기 구동원에서 구동력을 전달받는 상기 크랭크핀의 공전운동에 따라, 상기 날개가 하향 날갯짓을 할 때에는 정사투영 날개폭(wingspan)이 점점 더 길어지다가 최대점을 지나면서 다시 점점 짧아지게 되고, 상향 날갯짓을 할 때에는 정사투영 날개폭이 점점 더 짧아지다가 최소점을 지나면서 다시 점점 길어지게 되는 것을 기본적 특징으로 한다.
여기서, 상기 날개크랭크접속부와 상기 날갯짓운동축 사이의 직선거리가 증감될 수 있는 재질 또는 구조로 형성되어 있다 함은 ① 날개가 휨강성이 작은 소재로 형성되어 직선거리 변화에 따라 휘어질 수 있는 휨변형방식 ② 날개가 힌지결합된 2개 이상의 부분으로 구성되어 상대회전 할 수 있는 힌지회동방식, ③ 날개에 횡방향으로 긴 개구부가 형성되고, 여기에 날갯짓운동축이 끼워져서 왕복운동 할 수 있는 횡방향왕복방식, ④ 날개의 프레임이 피스톤형과 실린더형으로 구성되어 피스톤운동을 할 수 있는 피스톤운동방식, ⑤ 날개 프레임의 내측 말단부가 날갯짓운동축의 축방향을 따라 왕복운동 할 수 있는 종방향왕복방식 등을 통해 상기 두 지점 간 직선거리 변화에 대응하는 구조적 메커니즘을 구비함을 말한다.
한편, 상기 날개를 측면에서 본 단면은 에어포일 형상 또는 위쪽으로 둥근 원호 형상이 바람직하다.
또한, 날개에 개구부를 형성되고, 이를 하방으로 개폐할 수 있는 판막이 설치되는 것이 바람직하다.
또한, 날개 후단부엔 고탄성 재질의 추진보조날개가 캔틸레버 방식으로 결합되는 것이 바람직하다.
또한, 상기 날개는, 하방으로만 탄력적으로 휘거나 활절점에서 꺾일 수 있는 구조로 형성되는 것이 바람직하다.
한편, 날개가 하방으로 휘거나 꺾일 때는 공기가 통과할 수 있도록 날개 구성부재들 사이 공간이 벌어지는 구조가 바람직하다.
또한, 상기 횡방향왕복방식의 경우, 1개의 날개에서 날갯짓운동축의 좌측과 우측 부위에 모두 날개면체가 형성되는 것이 바람직하다.
또한, 상기 동체의 좌우에 각각 출력제어가 가능한 별도의 전방 추진장치가 추가로 구비되는 것이 바람직하다.
또한, 동체를 기준으로 날개와 크랭크기구 등을 지지하는 프레임이나 플랫폼의 전후좌우 상대적 위치나 고저각을 제어하는 방식의 비행조종시스템이 구비되는 것이 바람직하다.
1) 날개가 하강할 때는 좌우로 펼쳐지고, 상승할 때는 좁혀짐으로써 동체 부양력 제고
날개가 하향 날갯짓을 할 때에는 상기 날개크랭크접속부는 날갯짓운동축에서 가장 먼 지점을 지나며, 상향 날갯짓을 할 때에는 가장 가까운 지점을 지나게 된다. 이에 따라 날개가 하강할 때에는 좌우로 넓게 펼쳐지며 다량의 공기를 밀어 내리고, 날개가 상승할 때에는 좁게 접혀지며 소량의 공기를 밀어 올리기 때문에, 동체 부양력이 효과적으로 발생한다. 예로서, 날갯짓의 궤적이 그리는 부채꼴의 내각이 90도인 상기 피스톤운동방식의 경우, 날갯짓운동축에서 날개크랭크접속부까지의 길이가 날개가 접혔을 때는 0.414 x 크랭크핀공전반경이 되고, 펼쳐졌을 때는 2.414 x 크랭크핀공전반경이 되므로, 상기 구간에서 단위시간당 하향 날갯짓에 의해 밀려 내려가는 공기량이 상향 날갯짓에 의해 밀려 올라가는 공기량보다 약 5.8배나 된다.
또한, 날갯짓의 하방 고저각이 90도를 넘도록 상하로 크게 날갯짓할 수 있기 때문에, 상향 날갯짓 동안에는 공기가 측방 외측으로 밀려나며 흩어지지만, 하향 날갯짓 동안에는 동체 중앙부로 몰려서 한꺼번에 밀려 내려가기 때문에 동체 부양 효과가 증대된다.
한편, 날개크랭크접속부 외측에 위치하는 날개부위가 하방으로만 탄력적으로 휘거나 꺾이는 기능을 갖춘 경우에는, 좌우 날개폭(wingspan)을 늘일수록 하향 날갯짓과 상향 날갯짓의 정사투영 날개폭의 차이뿐 아니라 날갯짓의 속도와 진폭의 차이도 커지게 되므로, 동체 부양력이 더욱 큰 폭으로 증가하게 된다.
2) 전체 구동에너지의 2/3~5/6를 하향 날갯짓에 사용하여, 부양력 생성의 에너지효율 극대화
날갯짓의 궤적이 그리는 부채꼴의 상단과 하단은 날개가 크랭크핀 공전궤도에 접하는 지점에서 발생하며, 상기 부채꼴의 내각 크기는 크랭크축에서 날갯짓운동축까지의 직선거리 대비 크랭크핀의 공전궤도 직경크기의 비율에 의해서 결정된다.
한편, 상기 부채꼴 내각의 최대 크기는 날갯짓 운동 방식별로 차이가 있는데, 예로서 상기 휨변형방식과 힌지회동방식의 경우에는 상기 부채꼴의 내각이 최대 90도까지 커질 수 있으며, 상기 피스톤운동방식과 횡방향왕복방식 등에서는 180까지 커질 수 있다.
그러나 실무적으로는 날갯짓이 그리는 부채꼴의 최대 각거리를 날갯짓의 운동방식별 특성을 감안하여 60도~120도 수준에서 결정하는 것이 에너지 효율 측면에서 바람직하다. 그런데 상기 부채꼴의 내각이 60도~120도라 함은 크랭크핀의 1회 공전 각거리인 360도 중에서 상향 날갯짓에 사용되는 각거리가 {180도 - (60도~120도)} = 120도 ~ 60도이고, 하향 날갯짓에 사용되는 각거리는 {180도 + (60도 ~ 120도)} = 240도 ~ 300도라는 것을 의미한다. 한편, 크랭크핀의 1회 공전 각거리는 구동원의 회전수에 비례하고, 구동원의 회전수는 구동원의 운동에너지 크기에 비례한다. 따라서 날갯짓이 그리는 부채꼴의 내각이 60도~120도라 함은 구동원이 제공하는 전체 운동에너지 중 2/3~5/6은 하향 날갯짓에 사용되고, 상향 날갯짓에는 1/3~1/6만 사용됨을 의미한다.
이와 같은 원리로, 기존 날갯짓 방식은 구동원의 전체 운동에너지 중 50%만 하향 날갯짓에 사용하였으나, 본 발명에 의하면 66%~83%가 사용될 수 있으므로 날갯짓의 에너지효율이 극대화된다.
3) 전체 구동력(Torque)의 2/3~5/6를 하향 날갯짓에 사용하여, 구동원의 소요 출력과 중량 극소화
하향 날갯짓과 상향 날갯짓이 그리는 부채꼴의 내각 크기는 서로 같으므로, 하향 날갯짓에 구동원 회전수의 2/3~5/6를 사용한다는 것은, 하향 날갯짓에 사용되는 회전력(Torque)이 전체 회전력(Torque)의 2/3~5/6라는 것을 의미한다. 왜냐하면, 구동원의 약한 힘의 고속 회전이 강한 힘의 저속 날갯짓으로 변환되기 때문이다.
이로 인해, 기존 날갯짓 방식은 상향 날갯짓의 힘(Torque)과 하향 날갯짓의 힘이 동일하였으나, 본 발명에 의하면 동체 부양을 위해 더 큰 힘이 요구되는 하향 날갯짓의 힘(Torque)이 상향 날갯짓의 힘보다 2배~5배 강하게 된다.
따라서 기존 날갯짓 방식보다 구동원의 소요 출력과 중량은 대폭 줄이면서도, 부양력 생성에 필요한 큰 동력(power)을 보다 효율적으로 제공할 수 있게 된다.
4) 비행장치가 중력에 의해 낙하하는 기간을 대폭 단축하여 날갯짓의 부양력과 에너지효율 제고
비행장치가 상향 날갯짓을 하는 동안에는 중력에 의하여 부양력이 급속히 상실되며 낙하하게 된다. 그러므로 상향 날갯짓은 가능한 한 빠르게 하는 것이 바람직하다.
본 발명에 의하면, 크랭크핀의 1회 공전 각거리 중 2/3~5/6를 하향 날갯짓에 사용하고 상향 날갯짓에는 1/3~1/5만 사용하게 된다. 그런데 크랭크핀의 공전속도는 일정하므로, 이는 전체 날갯짓 기간 중 상향 날갯짓 기간이 1/3~1/6이고 하향 날갯짓 기간이 2/3~5/6이라는 것을 의미한다.
이와 같은 원리로, 기존 날갯짓 방식은 상향 날갯짓과 하향 날갯짓에 소요되는 시간이 동일하였으나, 본 발명에 의하면, 상향 날갯짓 시간이 기존 날갯짓 방식의 33%~66% 수준으로 대폭 단축되므로, 날갯짓의 부양력과 에너지효율이 크게 향상된다.
5) 날갯짓에 따른 관성력에 구조체가 저항해 주므로, 구동원에 과부하 없이 고속 날갯짓 가능
날갯짓 원호 왕복운동의 상단과 하단은 크랭크핀의 공전궤도에 날개가 접하는 접점에서 발생하며, 당해 접점에서 상기 날개와 크랭크암이 서로 직각을 형성하므로, 날갯짓 왕복운동의 방향전환에 따른 관성력과 충격력에 상기 크랭크암이 인장강도로 저항하게 된다.
한편, 이 시점에서, 날개는 크랭크핀 공전궤도의 접선방향과 거의 같은 방향으로 움직이기 때문에, 공전궤도에 직각방향으로 발생하는 관성력과 충격력 및 크랭크암의 인장응력에 의한 영향을 거의 받지 않는다.
이와 같이, 날갯짓 운동에 따른 관성력과 충격력은 상기 크랭크암이 모두 구조적 강도로 대응해 주기 때문에, 구동원에는 과부하가 걸리지 않으며, 이에 따라 에너지 효율이 극대화되고, 빠르고 원활한 날갯짓이 가능하게 된다.
6) 날개의 휨변형과 개구부 설치 등을 통해, 빨라진 상향 날갯짓에 의한 음(-)의 부양력 최소화
크랭크핀 1회 공전 각거리의 약 2/3~5/6가 하향 날갯짓에 사용되고, 1/3~1/6만 상향 날갯짓에 사용될 경우, 상향 날갯짓의 평균 각속도가 하향 날갯짓보다 2배~5배 빨라진다. 이에 따라, 상향과 하향 날갯짓 사이에 속도와 진폭의 차이가 발생하게 되는데, 날개크랭크접속부 내측 날개부위에서는 큰 차이가 없이만, 외측 날개부위에서는 큰 차이가 발생하게 된다. 왜냐하면, 날개크랭크접속부 위치의 날갯짓 속도는 크랭크핀 공전속도와 같고, 그 외측으로 갈수록 속도 차이가 커지기 때문이다. 이로 인하여, 날개크랭크접속부 외측의 날개길이가 길어질수록 상향 날갯짓 속도와 진폭 증가에 의한 음(-)의 부양력도 커지게 된다.
그러나 이에 대한 해결수단으로서, 날개에 하방으로만 개폐되는 개구부를 설치하거나, 날개 자체가 하향 공기압의 강약에 따라 하방으로만 탄력적으로 휘거나 꺾였다가 펴지도록 하면, 부(-)의 부양력이 대폭적으로 감소시킬 수 있다.
한편, 날갯짓의 속도는 날갯짓의 중단 위치에서 가장 빠르고, 상단과 하단에서는 0(zero)이 되기 때문에, 날개가 중단 지점을 통과할 때에 가장 많이 휘고 상단 지점에 접근하면 복원되면서 날갯짓 속도차를 완충시켜 준다. 한편, 날개에 작용하는 공기압은 날갯짓 속도의 제곱에 비례하므로, 이러한 속도차이 완충은 음(-)의 부양력을 대폭적으로 줄여준다.
이에 더하여, 날개가 아래쪽으로 휘거나 꺾일 때에 날개를 구성하는 요소부재들 사이가 벌어져서 날개 상부의 공기가 하부로 통과하도록 하면 상향 날갯짓에 의한 음(-)의 부양력이 더욱 대폭적으로 줄어들게 된다.
7) 날갯죽지(wing joint) 등에 집중되던 응력을 분산시켜서 마모와 파손 방지 및 원활한 운동 유도
본 발명에 의하면, 구동원의 약한 힘(Torque)의 고속회전이 동력전달장치에 의해 강한 힘의 저속 회전으로 전환되어 크랭크기구에 전달된다. 한편, 상기 크랭크기구의 크랭크핀은 큰 궤적을 그리며 움직이는 날개의 몸통부위에 구동력을 직접 전달하기 때문에, 충격하중과 응력집중 문제가 발생하지 않는다.
또한, 날갯짓운동축도 날개의 말단부에 결합되기 때문에 기존 날갯짓 방식의 문제점인 지렛대 원리에 의해 하중이 증폭되는 현상도 발생하지 않는다.
이러한 원리로, 비행장치가 커지면 이에 맞춰 하중과 응력을 적절히 분산시킬 수 있기 때문에, 허용응력 초과에 따른 마모와 파손의 우려 없이, 비행장치를 얼마든지 대형화할 수 있게 된다.
8) 상향 날갯짓 동안에도 양(+)의 부양력이 발생토록 하여 날갯짓의 부양력 생성효과 극대화
상기 횡방향왕복방식의 경우, 날갯짓운동축 건너편에도 날개길이를 연장하여 적정 폭(wingspan)의 날개를 추가로 형성하면, 크랭크핀 쪽의 날개폭이 크랭크핀의 공전 지름만큼 좁아지며 상향 날갯짓을 할 때에 날갯짓운동축 건너편 쪽의 날개폭은 그만큼 넓어지며 하향 날갯짓을 하게 되고, 날갯짓운동축 건너편 쪽의 날개가 상향 날갯짓을 할 때에는 그 반대로 크랭크핀 쪽의 날개가 하향 날갯짓을 하게 된다.
한편 날갯짓 속도는 날갯짓운동축으로부터의 거리에 비례하며, 부양력은 날갯짓 속도의 제곱에 비례하므로, 이를 적분하면 부양력은 날개 길이의 3승에 비례하여 증가함을 알 수 있다.
이에 따른 예로서, 하향 날갯짓을 하는 날개부위의 길이가 상향 날갯짓을 하는 날개부위의 길이의 2배인 경우, 하향과 상향 날갯짓의 부양력(절대값) 차이는 약 8배가 될 정도로 하향 날갯짓에 의한 부양력 생성이 훨씬 크게 된다.
이와 같이, 기존의 날갯짓 방식은 구동력의 약 50%만 한쪽 날갯짓에 사용하였으나, 본 발명에 의하면 구동력의 거의 100%를 양쪽 날갯짓에 사용할 수 게 되므로, 날갯짓의 에너지효율도 거의 2배 수준까지 크게 향상된다.
9) 비행 속도, 방향, 고도, 수직이착륙, 정지비행 및 무동력 글라이딩 기능 등의 효율적 구현
상기 원리로 인하여, 본 발명의 비행 장치는 에너지 효율이 높고 고속 날갯짓이 가능하기 때문에, 기존의 날갯짓 비행방식과는 달리 수직 이착륙이 가능할 정도의 큰 부양력을 확보할 수 있게 된다. 한편, 동체의 좌우측에 출력제어가 가능한 프로펠러 등 보조추진장치가 추가로 구비되거나, 동체를 기준으로 날개나 크랭크기구 등의 전후좌우 상대적 위치나 고저각을 제어하는 시스템이 추가로 구축되면 비행방향, 고도, 속도의 조종뿐 아니라 수직이착륙, 정지비행, 글라이딩 기능 등도 편리하게 구현할 수 있다.
10) 크랭크기구가 동력을 효과적으로 전달하면서도 외부로 돌출되지 않아 기능과 외형이 조화
날갯짓을 유발하는 크랭크핀이 매우 큰 원을 그리며 공전하기 때문에 구동원 및 동력전달장치에 무리한 하중이 가해지지 않으면서도 구동원의 고속회전력을 원활하게 저속의 날갯짓 운동으로 전환할 수 있다. 그러면서도, 크랭크핀은 날개와 일체화되어 외부로 노출되지 않고 크랭크축과 크랭크암만 노출되므로 미관상으로도 자연스러운 날개 형상을 연출하게 된다.
이와 같이 본 발명의 비행장치는 구조적 형상과 운동 메커니즘이 매우 단순하면서도 에너지효율이 높고 다양한 비행기능을 수행할 수 있기 때문에, 소형의 무인 비행장치에서 대형의 승용 비행장치에까지 산업적으로 광범위하게 활용 가능하고, 고정익이나 회전익 비행방식에 비해서도 시장경쟁력이 매우 우수한 날갯짓(flapping) 비행장치를 제공할 수 있다.
도 1은, 날갯죽지(wing joint) 지지대에 길게 형성된 개구부에 날갯짓보조축이 끼워져서 상호 미끄럼운동을 통해 날갯짓하는 것을 특징으로 하는 본 발명의 날갯짓 비행장치의 일 실시예의 사시도이다.
도 2는, 도1의 실시예에 있어서, 날갯짓 운동의 방법과 순서를 나타내는 정면도이다.
도 3은, 날갯짓운동축에서 크랭크핀 사이의 날개부위가 휨강성이 작은 소재로 형성되어, 휨변형을 통해 날갯짓하는 것을 특징으로 하는 본 발명의 비행장치의 일 실시예의 사시도이다.
도 4는, 도 3의 실시예에 있어서, 날갯짓 운동의 방법과 순서를 나타내는 정면도이다.
도 5는, 도 3의 실시예에 있어서, 날개에 하방으로 개폐될 수 있는 개구부와 날개의 휨변형을 보조해주는 요철 부위가 구비된 날개형태 및 프로펠러형 보조추진장치가 추가로 설치된 실시예를 나타내는 사시도이다.
도 6과 도 7은, 날갯짓운동축에서 크랭크핀 사이의 날개부위가 힌지결합된 2개의 부분으로 구성되어, 수직면 상의 상대회전을 통해 날갯짓하는 것을 특징으로 하는 본 발명의 비행장치의 일 실시예의 사시도이다.
도 8은, 도 7의 실시예에 있어서, 날갯짓 운동의 방법과 순서를 나타내는 정면도이다.
도 9는, 날갯짓운동축에서 크랭크핀 사이의 날개부위가 힌지결합된 2개의 부분으로 구성되어, 서로 수평면상의 상대회전을 통해 날갯짓하는 것을 특징으로 하는 본 발명의 비행장치의 일 실시예의 사시도이다.
도 10은, 도 9의 실시예에 있어서, 날갯짓 운동의 구성과 순서를 나타내는 정면도이다.
도 11은, 도 9의 실시예에 있어서, 날갯짓 운동의 구성과 순서를 나타내는 평면도이다.
도 12는, 날갯짓운동축에서 크랭크핀 사이의 날개부위가 피스톤형 부위와 실린더형 부위로 구성되고, 서로 피스톤운동을 통해 날갯짓하는 것을 특징으로 하는 본 발명의 비행장치의 일 실시예의 사시도이다.
도 13은, 도 12의 실시예에 있어서, 날갯짓 운동의 방법과 순서를 나타내는 정면도이다.
도 14는, 날갯짓운동축에서 크랭크핀 사이의 날개부위에 길게 개구부가 형성되고, 날갯짓운동축이 끼워져서, 서로 롤러운동 또는 미끄럼운동을 통해 날갯짓을 하되, 상기 날갯짓운동축을 중심으로 양쪽에 형성된 각각의 날개부위가 서로 번갈아 오르내리며 날갯짓 하는 것을 특징으로 하는 본 발명의 비행장치의 일 실시예의 사시도이다.
도 15와 도 16은, 도 14의 실시예에 있어서, 날갯짓 운동의 구성과 순서를 나타내는 정면도이다.
도 17은, 도 14의 실시예의 변형으로서, 동체의 우측 날개와 좌측 날개가 서로 엇갈리게 번갈아 배치되고, 동체 우측의 크랭크축은 동체 좌측 날개의 날갯짓중심축 기능을 하고, 동체 좌측의 크랭크축은 동체 우측 날개의 날갯짓중심축 기능을 하는 것을 특징으로 하는 본 발명의 비행장치의 일 실시예의 사시도이다.
도 18은, 도 17의 실시예에 있어서, 날갯짓 운동의 방법과 순서를 나타내는 정면도이다.
도 19는, 횡방향날개프레임의 내측 말단부가 날갯짓운동축의 축방향을 따라 왕복운동하는 방식을 통해 날갯짓하는 것을 특징으로 하는 본 발명의 비행장치의 일 실시예의 사시도이다.
도 20은, 도 20의 실시예에 있어서, 날갯짓 운동의 구성과 순서를 나타내는 정면도이다.
도 21은, 도 20의 실시예에 있어서, 날갯짓 운동의 구성과 순서를 나타내는 평면도이다.
도 22는, 날개의 선형이 조류의 날개처럼 부드럽게 곡선 화된 형상을 나타내는 평면도이다.
도 23은, 다수의 날갯짓 비행장치가 앞뒤로 연결된 열차형 구성예의 평면도이다.
도 24는, 날갯짓운동축에서 크랭크핀까지의 날개부위는 도 3과 같은 휨변형운동을 하고, 크랭크핀에서 날개끝단(wing tip)까지의 날개부위는 도 19와 처럼 날갯짓운동축의 축방향을 따라 왕복운동을 하는 것을 특징으로 하는 본 발명의 날갯짓 비행장치의 일 실시예로서, 도 24(a)는 날개가 펼쳐진 형상의 정면도, 도 24(b)는 평면도, 도 24(c)는 날개가 접혀진 형상의 정면도, 도 24(d)는 평면도이다.
도 25는, 날개가 동체의 앞뒤방향으로 왕복운동을 하는 방식에 대한 예시도로서, 도 25(a)는 힌지회동 방식, 도 25(b)는 슬라이딩 방식을 나타낸다.
도 26은, 꼬리날개가 달린 에어포일 형상의 종방향날개프레임(53)들의 간격이 날개폭의 증감에 따라 신축될 수 있도록 횡방향날개프레임(52)에 힌지결합된 날개구조를 나타내는 예시도이다.
도 27은, 도 7의 실시예의 변형으로서, 날개는 복수의 날개요소부재들의 힌지결합으로 형성되며, 각 날개요소부재에는 하방으로 개폐할 수 있는 판막이 부착된 개구부가 형성되어 있는 구성예의 사시도이다.
도 28은, 유선형의 날개요소부재들이, 하방으로 꺾였다가 스프링의 탄력에 의해 복원될 수 있는 방식으로 힌지결합된 형상의 예시도로서, 도 18(a)는 사시도, 도 18(b)는 정면도, 도 18(c)는 측면도이다.
도 29(a)는, 힌지결합된 날개요소부재들이 하방으로 꺾였다가 스프링의 탄력에 의해 복원될 수 있게 해주는 또다른 대안 방식으로 힌지결합된 형상을 예시하는 측면도이다.
도 29(b)는, 입체형 날개요소부재들을 고탄성의 얇은 판형 부재위에 고정시켜서, 날개가 하방으로는 휘어지되 상방으로는 휘어지지 않으며, 날개가 휘어지면 날개요소부재들 사이가 벌어져서 공기가 아래로 통과할 수 있도록 구성된 날개의 일 실시예의 사시도이다.
도 30(a) ~ 도 30(d)은 각 크랭크핀이 크랭크암에 캔틸레버 방식으로 결합되고, 각 날개의 받음각 크기가 제어될 수 있는 날갯짓 비행장치에 대한 개요도로서, 도 30(a)은 양쪽 날개가 수평인 경우, 도 30(b)은 받음각이 30도인 경우, 도 30(c)는 받음각이 -30도인 경우, 도 30(d)는 양쪽 날개의 받음각이 서로 반대방향인 경우를 나타내는 실시예의 사시도이다.
도 31(a) ~ 도 31(f)은, 날개크랭크접속부에서 상기 날갯짓운동축까지의 직선거리 증감에 대하여 날개가 신축적으로 대응하는 구조적 형태와 운동 메커니즘들을 보여주는 예시도이다.
도 32는, 날갯짓 운동방식별 날개의 궤적을 정면에서 바라본 예시도로서, (a)는 횡방향 휨변형방식의 궤적, (b) 횡방향 피스톤운동방식의 궤적, (c)는 횡방향 원호운동방식의 궤적, (d)는 종방향 날개운동 방식의 궤적을 나타낸다.
이하, 첨부도면을 참조하면서 본 발명을 상세히 설명한다. 다만, 동일구성에 의해 동일기능을 가지는 부분은, 도면이 달라지더라도 동일부호를 유지함으로써, 그 상세한 설명을 생략하는 경우가 있다.
본 발명의 비행장치는, 도 1, 도 3, 도 7, 도 9 등에 도시된 바와 같이, 구동원(20)에 의해 동체(10)에 대한 상대운동을 하여 부양력을 발생시키는 날개(50)를 상기 동체(10)의 좌측과 우측에 각각 1개 이상 가지는 비행장치이다.
상기 동체(10)는, 상기 구동원(20) 및 상기 날개(50)가 설치되는 부재이다.
상기 구동원(20)은, 예컨대 기관이나 모터이고, 상기 동체(10)에 대한 상기 날개(50)의 상대 운동력을 부여한다.
상기 동체(10)에는, 상기 구동원(20)에서 구동력을 전달받는 크랭크기구(40)가, 상기 동체(10)의 좌측과 우측에 각각 1개 이상 구비되어 있다.
각 상기 크랭크기구(40)에는, 상기 동체(10)의 앞뒤 방향으로 뻗은 크랭크축(41)과, 상기 크랭크축을 중심으로 공전하는 크랭크핀(43) 및 상기 크랭크축(41)과 상기 크랭크핀(43)을 연결시켜 주는 크랭크암(42)이 구비되어 있다.
상기 구동원(20)은, 별도의 동력전달기구(30)를 통하거나 직접 크랭크기구(40)에 결합하여, 크랭크축(41)을 중심으로 크랭크핀(43)이 공전하는 회전운동을 발생시킬 수 있다.
여기서 상기 동체(10)의 좌측과 우측에 위치한 각 상기 크랭크핀(43)은, 상기 크랭크암(42)의 길이에 의해 정해지는 공전궤도를 따라, 상기 크랭크핀(43)이 하강할 때에 상기 동체(10)에서 가장 멀리 떨어진 지점을 통과하는 회전방향으로 공전운동을 한다.
상기 동체(10)에는, 상기 날갯짓의 중심축 역할을 하는 날갯짓운동축(11)이 1개 이상 구비되고, 각 상기 크랭크기구(40)에는, 상기 크랭크핀(43)과 상기 날개(50)를 결합시켜주는 날개크랭크접속부(44)가 구비되어 있다. 여기서, 상기 크랭크핀(43)과 크랭크암(42)의 결합부위 또는 상기 크랭크핀(43)과 날개크랭크접속부(44)의 결합부위 중 하나는 서로 상대회전이 가능한 방식으로 결합 되어야 한다.
각 상기 날개(50)는, 날개끝단(wing tip)은 자유단 상태이며, 중간부위는 상기 날개크랭크접속부(44)에 결합 되고, 내측부위는 상기 날갯짓운동축(11)에 제자리회전 또는 미끄럼운동이 가능한 방식으로 결합 되며,
상기 날개크랭크접속부(44)에서 상기 날갯짓운동축(11)까지의 직선거리가 도 31에 예시된 바와 같은 날개의 구조적 형태와 운동 메커니즘을 통해 쉽게 신축될 수 있다.
그러므로 상기 구동원(20)에 의하여 상기 크랭크핀(43)이 공전운동을 하면, 상기 날개(50)는 상기 날갯짓운동축(11)을 중심축으로 위아래로 저어주는 날갯짓 운동을 하게 되는데, 이때 상기 날갯짓운동축(11)에서 상기 날개크랭크접속부(44)까지의 직선거리도 상기 크랭크핀(43)의 공전 궤도상 위치에 따라 변화한다.
이에 따라, 상기 날개(50)가 하향 날갯짓을 할 때에는 날개폭(wingspan)이 점점 더 길어지다가 최대점을 지나면서 다시 점점 짧아지게 되고, 날개(50)가 상향 날갯짓을 할 때에는 날개폭이 점점 더 짧아지다가 최소점을 지나면서 다시 점점 길어지게 된다.
그러므로 날개(50)가 하강할 때에는 좌우로 넓게 펼쳐지며 다량의 공기를 밀어 내리고, 날개가 상승할 때에는 좁게 접혀지며 소량의 공기를 밀어 올리기 때문에, 동체(10) 부양력이 효율적으로 발생한다.
이와 관련, 도 31(a)~도 31(f)는 상기 날개크랭크접속부(44)에서 상기 날갯짓운동축(11)까지의 직선거리 증감에 대하여 날개가 신축적으로 대응하는 구조적 형태와 운동 메커니즘을 예시하고 있다. 여기서 A와 A'는 날개크랭크접속부(44)의 위치를, C는 날갯짓운동축(11)의 위치를 나타낸다.
도 31(a)는 날개크랭크접속부(44)가 A에서 A'으로 이동할 때 날개부위가 휨변형으로 대응하는 방식을 예시하며, 도 31(b)는 하방으로만 상대회전 가능하게 힌지결합된 다수의 날개부재가 상대회전으로 대응하는 방식을 예시하며, 도 31(c)는 힌지결합된 2개의 날개부재가 상대회전으로 대응하는 방식을 예시하며, 도 31(d)는 실린더형 날개부재와 피스톤형 날개부재가 서로 피스톤운동으로 대응하는 방식을 예시하며, 도 31(e)는 날개(50)에 횡 방향으로 형성된 긴 개구부에 날갯짓운동축(11)이 끼워져서 롤러운동으로 대응하는 방식을 예시하며, 도 31(f)는 날개(50)의 내측 말단부가 날갯짓운동축(11)의 축방향을 따라 왕복운동으로 대응하는 방식을 예시하고 있다.
다음으로는 상기 날개크랭크접속부(44)에서 상기 날갯짓운동축(11)까지의 직선거리 변화에 대응하는 구조적 형태별 날갯짓의 방법과 장단점을 도면을 참조하여 보다 구체적으로 설명한다.
도 1과 같이, 동체(10)에 측면 방향으로 길게 날갯죽지지지대(12)가 뻗어있고, 상기 날개죽지지지대(12)에는 슬릿 형상으로 좁고 길게 형성된 개구부가 구비되어 있으며, 상기 개구부에 날갯짓보조축(55)이 끼워져서 서로 미끄럼운동을 할 수 있는 경우에는, 상기 날갯죽지지지대(12)에서 날개크랭크접속부(44) 사이의 직선거리가 날갯짓보조축(55)의 미끄럼운동을 통해 신축될 수 있기 때문에, 도 2에서 보는 바와 같이 날개가 하강할 때에는 동체의 측면방향으로 넓게 펼쳐지고 상승할 때에는 좁혀지는 날갯짓 운동을 할 수 있게 된다.
그러나 이러한 날갯짓 방식은 크랭크핀(43)의 공전운동을 날갯짓 운동으로 직접 전환함으로써, 원활하고 효율적인 날갯짓을 가능케 해 준다는 점에서는 본 발명의 기술적 요소를 포함하고 있음에도 다음과 같은 3지 단점이 있다.
첫째, 날개크랭크접속부(44)와 날갯짓운동축(11)사이의 거리가 변하지 않기 때문에 날갯짓에 의한 부양력 생성이 적다. 즉, 음(-)의 부양력을 생성하는 상향 날갯짓을 할 때와 양(+)의 부양력을 생성하는 하향 날갯짓을 할 때에 날갯짓중심축(11)을 기준으로 날개가 그리는 원호의 형상과 크기가 동일하다.
더욱이, 하향 날갯짓에 비하여 상향 날갯짓의 평균속도가 약 2배 이상 빠르기 때문에, 양의 부양력보다 음(-)의 부양력이 더 커질 수 있다.
둘째, 양쪽 날개의 날갯짓운동축(11)들의 충돌을 피하기 위해서는 동체의 측면 방향으로 뻗은 상기 날갯죽지지지대(12)가 크랭크핀(44) 공전궤도 지름의 2배 이상으로 과다하게 길어져야만 한다.
셋째, 날갯짓 운동의 상단과 하단 사이의 최대 각거리가 60도에 불과하여, 아래로 크게 저어주며 다량의 공기를 빠르게 밀어내리는 날갯짓 기능의 확보에 한계가 있다. 또한, 이 경우 상향 날갯짓에 사용되는 크랭크핀(43)의 회전 각거리도 120도이상이 되므로, 하향 날개짓에 사용되는 힘(Torque)과 운동에너지도 구동원이 제공하는 전체의 2/3를 초과할 수 없게 된다. 여기서 날개짓 운동의 최대 각거리가 60도를 초과할 수 없는 이유는 공전하는 크랭크핀(43)와 날갯죽지지지대(12) 간의 충돌배제를 위해 크랭크핀(43)과 날개짓운동축(11) 사이의 날개길이가 크랭크핀(43) 공전궤도의 지름보다 커져야 하기 때문이므로, 날갯죽지지지대(12)의 형상을 곡선화하는 경우에도 달라지지 않는다.
<휨 변형 방식의 날갯짓>
이러한 문제점에 대한 해결수단으로, 도 3과 같이, 상기 날갯짓운동축(11)에서 날개크랭크접속부(44)까지의 날개부위가 휨강성이 작은 소재로 형성되는 경우에는, 날갯짓운동축(11)에서 날개크랭크접속부(44) 사이의 직선거리가 상기 날개부위의 휨 변형을 통해 신축될 수 있기 때문에, 도 4에서 보는 바와 같이 날개가 하강할 때에는 동체의 측면방향으로 넓게 펼쳐지고 상승할 때에는 좁혀지는 날갯짓 운동을 함으로써 큰 부양력을 발생시킨다.
이러한 휨 변형을 이용한 날갯짓 방식은, 날개죽지지지대(12)를 동체(10)의 횡 방향으로 길게 설치할 필요가 없고, 날갯짓의 상단과 하단사이 각거리도 약 90도까지 커질 수 있어서, 상기 도 1에 예시된 날갯짓 방식에 비해 공간 활용성과 에너지 효율성이 크게 향상된다.
여기서, 날개의 소재는 천이나 비닐처럼 유연한 소재를 사용할 수도 있고, 얇고 휨강성은 작으나 복원력이 높은 고탄성소재를 사용할 수도 있고, 고강성의 체인형 부재를 사용할 수도 있다.
특히, 상기 복원력이 높은 고탄성 소재를 사용하는 방식은, 매우 높은 날갯짓 주파수가 요구되는 소형의 비행장치에 활용하면 효과적이다.
왜냐하면, 비행체가 작을수록 날갯짓이 주파수가 수십~수백 헤르츠로 빨라져야 하는데, 고탄성 소재는 상향 날갯짓을 할 때에 휘어지며 탄성 위치에너지를 축적했다가 하향 날갯짓을 할 때에 운동에너지로 전환하여 제공해 주므로, 날개의 관성저항과 충격하중을 효과적으로 완충시켜주면서, 에너지손실 없이 고속 날갯짓을 가능하게 해주기 때문이다. 여기서, 비행장치가 1/n로 소형화되면 날개짓의 주파수는 n1/2배로 빨라져야 부양력을 확보할 수 있다. 왜냐하면, 비행장치 한 변의 길이가 1/n으로 축소되고, 날갯짓의 주파수가 m배 빨라졌다고 가정할 경우, 베르누이정리에 의하면, 부양력은 (면적×속도2)배가 되므로 (1/n)2×(m/n)2배가 되고, 중량은 (1/n)3배가 되므로, (1/n)2×(m/n)2 ≥ (1/n)3에서, m ≥ n1/2가 되야하기 때문이다.
한편, 상기 체인형 날개부재를 사용하는 방식에서는, 도 28 ~ 도 29 및 도31(b)에 예시된 활절점 부위의 형상 등을 활용하여, 날개가 아래쪽이 볼록해지는 방향으로 휘어지지 않도록 하는 구조적 형태를 갖추는 것이 필요하다.
이와 관련, 도 5와 같이, 날개면체(51)에 복수의 개구부(53)가 구비되고, 상기 개구부 둘레의 일부에 하방으로만 개폐할 수 있는 판막(54)이 구비되면, 상향 날갯짓에 따른 음(-)의 부양력을 대폭적으로 줄일 수 있으며, 양쪽 날개가 만나는 중앙 부위의 날개면체(51)에 요철부위(55)가 형성되면 탄력적 휨변형이 보다 원활하게 이루어질 수 있다.
<힌지 회동 방식의 날갯짓>
도 6 또는 도 7과 같이, 상기 날갯짓운동축(11)에서 날개크랭크접속부(44) 사이의 날개부위가 날갯짓운동축(11)에 접합된 힌지내측날개(501)와 날개크랭크접속부(44)에 결합된 힌지외측날개(502)로 분리되어, 서로 상대회전 가능하게 힌지결합부(61)로 결합된 경우에는, 날갯짓운동축(11)에서 날개크랭크접속부(44) 사이의 직선거리가 힌지내측날개(501)와 힌지외측날개(502)의 상대회전을 통해 신축될 수 있기 때문에, 도 8에서 보는 바와 같이 날개가 하강할 때에는 동체의 측면방향으로 넓게 펼쳐지고 상승할 때에는 좁혀지는 날갯짓 운동을 함으로써 큰 부양력을 발생시킨다.
한편, 날개(50)를 날개면체(51)와 횡방향날개프레임(52) 및 종방향날개프레임(53)으로 구성하고, 상기 횡방향날개프레임(52)은 힌지결합부(61)를 경계로 구분되는 힌지내측프레임(521)과 힌지외측프레임(522)으로 구성하는 것도 가능하다.
여기에서, 도 6은 양쪽 날개가 1개의 날갯짓운동축(11)을 공유하는 경우를 나타내며, 도 7은 양쪽 날개의 간섭 배제를 위하여, 동체(10) 좌측과 우측의 날갯짓운동축(11)이 서로 이격된 경우를 나타낸다.
이와 같은 힌지회동방식을 사용하면, 날개(50)가 상향 날갯짓을 할 때에, 횡방향날개프레임(52)과 날개면체(51)가 새의 날개 접히듯이 자연스럽게 동체 안쪽으로 깊숙이 접혀 들어오며 날개폭(wingspan)을 줄여주기 때문에, 날개 자체의 무게에 의한 관성모멘트뿐 아니라 날개 상부에 가해지는 공기압이 대폭 줄어들게 되어, 날갯짓의 부양력과 에너지효율이 크게 향상된다.
또한, 날개가 아래쪽이 볼록해지는 방향으로 꺾일 위험이 없고, 미끄럼 운동방식에 비해 마찰저항도 훨씬 작아서 실무 활용성이 높아진다.
또한, 횡방향날개프레임(52)을 강성이 큰 소재로 제작하면 날개의 폭을 얼마든지 길게 늘일 수 있어서, 소형에서 대형까지 비행장치의 크기에 구애받지 않고 다양하고 광범위하게 활용될 수 있다.
또한, 도 8에서 보는 바와 같이, 하향 날갯짓 동안에 외측날개프레임(522)이 거의 수직이 될 때까지 빠르게 회전하기 때문에 좌우측 날개 하부의 공기를 동체 중앙쪽으로 모아서 한꺼번에 밀어 내리며 동체를 부양시키는 추가적 부양력 생성 효과도 거둘 수 있다.
또한, 전진하는 비행장치가 날갯짓을 멈추더라도, 힌지외측프레임(522)이 거의 수평방향으로 펼쳐지도록 할 수 있기 때문에, 날개가 양력을 받으며 글라이딩하는 기능도 충분히 확보할 수 있다.
한편, 힌지내측프레임(521)과 힌지외측프레임(522)이 상대 회전하는 힌지결합부(61)의 회전축 방향은 도 7과 같이 수평방향이 될 수도 있으나, 도 9와 같이 수직방향이 될 수도 있으며, 0도(수평)~90도(수직)의 범위 내에서 필요에 따라 임의의 각도로 정해질 수도 있다.
<피스톤운동 방식의 날갯짓>
도 12와 같이, 상기 날갯짓운동축(11)에서 날개크랭크접속부(44) 사이의 횡방향날개프레임(52)이 날갯짓운동축(11)에 결합된 피스톤형프레임(524)과 날개크랭크접속부(44)에 결합된 실린더형프레임(525)의 조합으로 구성된 경우에는, 날갯짓운동축(11)에서 날개크랭크접속부(44) 까지의 직선거리가 피스톤운동을 통해 신축될 수 있기 때문에, 도 13에서 보는 바와 같이, 날개가 하강할 때에는 동체의 측면방향으로 넓게 펼쳐지고 상승할 때에는 좁혀지는 날갯짓 운동을 함으로써 큰 부양력을 발생시킨다.
이와 같은 피스톤운동 방식을 사용하면, 날갯짓운동축(11)과 크랭크축(41) 사이의 거리조절에 따라 날갯짓의 상단과 하단사이 각거리를 최대 180도까지 키울 수 있으므로, 상행 날갯짓에 소요되는 시간과 에너지를 더욱 줄일 수 있다.
한편, 상기 실린더형프레임(525)의 내부에 압축스프링을 삽입하면, 날갯짓의 관성저항을 줄어주며, 날갯짓을 멈췄을 때는 날개가 넓게 펼쳐지도록 할 수 있다.
<횡방향 왕복방식의 날갯짓>
도 14 및 도 15와 같이, 날개크랭크접속부(44)에서 날갯짓운동축(11) 방향으로 뻗은 날개부위(또는 날개프레임)에 슬릿 형상으로 길게 형성된 개구부(525)가 구비되고, 상기 날갯짓운동축(11)이 상기 개구부에 끼워져서 서로 미끄럼 상대운동을 할 수 있는 경우에는, 상기 날갯짓운동축(11)에서 날개크랭크접속부(44) 사이의 직선거리가 상기 개구부와 날개짓운동축(11) 간의 상대운동을 통해 증감될 수 있기 때문에, 도 16에서 보는 바와 같이, 날개가 하강할 때에는 동체의 측면방향으로 넓게 펼쳐지고 상승할 때에는 좁혀지는 날갯짓 운동을 함으로써 큰 부양력을 발생시킨다.
이와 같은 횡방향왕복방식도, 상기 피스톤운동방식과 마찬가지로, 날갯짓 운동의 상단과 하단 사이의 각거리가 최대 180도까지 커질 수 있으므로, 날갯짓 운동의 특성은 상기 피스톤운동방식과 유사하다.
그러나, 날개(50)의 일부가 날갯짓운동축(11)의 안쪽까지 깊게 들어와서 위아래로 저어주기(flapping) 때문에, 동체(10) 양쪽 날개(50)의 날갯짓운동축(11)들 사이 간격을 상기 크랭크핀(44)의 공전지름의 2배 이상으로 넓혀놓지 않으면 양쪽날개의 내측 말단부가 서로 충돌하게 된다.
이에 대해 해결 수단으로서, 도 14의 조감도와 도 15의 정면도에서 보는 바와 같이, 날개면체(51)를 날갯짓운동축(11)을 지나서 안쪽으로 더 길게 형성하면, 도 16에서 보는 바와 같이, 크랭크핀(43) 쪽의 날개부위가 상기 크랭크핀(43)의 공전 지름만큼 좁아지며 상향 날갯짓을 할 때에 날갯짓운동축(11) 건너편 쪽의 날개부위는 그만큼 넓어지며 하향 날갯짓을 하게 된다. 반대로, 날갯짓운동축(11) 건너편 쪽의 날개부위가 좁혀지며 상향 날갯짓을 할 때에는 크랭크핀(43) 쪽의 날개부위가 넓혀지며 하향 날갯짓을 하게 된다.
따라서 상기 크랭크핀의 공전에 의한 운동에너지가 한쪽 날갯짓에만 사용되지 않고, 양쪽 날갯짓에 모두 사용되는 효과를 거둘 수 있다.
이로 인해, 상향 날갯짓 동안에 중력에 의해 부양력을 상실하며 낙하하는 기존 날갯짓 방식의 문제점이 해소될 뿐만 아니라, 구동원의 회전에너지를 100% 하향 날갯짓에 사용할 수 있게 되므로, 날갯짓의 에너지효율이 비약적으로 향상된다.
<크랭크축 활용형 양방향 날갯짓>
이에 대한 더욱 개선된 해결수단으로서, 도 17과 같이, 동체(10) 좌측에 위치한 크랭크기구(40)의 크랭크축(41)은 동체(10) 우측에 위치한 날개(50)의 날갯짓운동축(11)으로 기능하고, 동체(10) 우측에 위치한 크랭크기구(40)의 크랭크축(41)은 동체(10) 좌측에 위치한 날개(50)의 날갯짓운동축(11)으로 기능하도록 하고, 동체(10) 좌측에 날개크랭크접속부(44)가 있는 날개(50)와 동체(10) 우측에 날개크랭크접속부(44)가 있는 날개를 번갈아 배치하면, 좌우측 날개(50) 사이의 넓고 비효율적인 공간을 최소로 줄이면서, 각 날개(50)들이 동체(10)의 외쪽과 오른쪽으로 번갈아 가며 하향 날갯짓을 하도록 할 수 있으며, 다수의 날개(50)들이 동체(10)의 길이 방향을 따라 연결되어 열차처럼 긴 형상의 비행장치를 형성할 수도 있다.
한편, 이와 같이 1개의 날개가 양쪽으로 번갈아 가며 하향 날갯짓을 하는 기능은, 날개면체(51)에 연결된 횡방향날개프레임(52)을 원봉 또는 각봉 형상으로 제작하고, 날갯짓운동축(11)에는 상기 원봉 또는 각봉 형상의 횡방향날개프레임(52)이 내부로 통과할 수 있는 단관형상 또는 롤러형상의 접속 부재를 설치하는 방법을 통해서도 구현될 수 있다.
<종방향 왕복방식의 날갯짓>
도 19에 예시된 날갯짓 방식은 도 9에 예시된 방식과 거의 유사하나, 횡방향날개프레임(52)이 힌지 결합된 2개의 부재로 분리되어 서로 상대회전 하는 대신 횡방향날개프레임(52)의 날갯죽지(wing joint) 부위가 동체(10)에 구비된 날갯짓운동축(11)의 축방향을 따라 앞뒤로 왕복운동을 한다는 점에서 차이가 있다. 즉, 크랭크핀(43)의 공전운동으로 인해, 횡방향날개프레임(52)이 날개크랭크접속부(44)를 중심축으로 하는 좌우방향 원호 회동운동(위쪽에서 보는 경우)을 할 때에, 날갯짓운동축(11)에 도 25(a)처럼 힌지결합 또는 도 25(b)처럼 롤러결합 방식으로 결합된 횡방향날개프레임(52)의 내측 말단부는 동체 앞뒤 방향으로 왕복운동을 하게 된다.
이와 관련, 도 25(a)~도 25(b)는 날갯죽지(wing joint) 부위가 동체(10)의 앞뒤 방향으로 왕복운동을 하는 방법에 대한 예시로서, 도 15(a)는 회동운동, 도 15(b)는 미끄럼운동 방식을 예시하고 있다.
한편, 도 25(a)~(b)처럼 스프링장치를 설치하면, 날갯짓을 멈춘 상태에서도 스프링의 탄성력에 의하여 날개가 펼쳐지기 때문에 날개가 양력을 받으며 글라이딩하는 기능을 높일 수 있다.
한편, 상기 횡방향날개프레임(52)은, 도 10에서 보는 바와 같이, 직선 형상이 될 수도 있으나, 날개가 접힐 때 발생하는 크랭크암(42)과의 간섭 문제 해소와, 날갯짓 운동의 부양력 제고를 위해, 도 19, 도 20, 도 21 등에서 보는 바와 같이, 동체(10)의 상하, 좌우 또는 앞뒤 방향으로 휘거나 꺾인 형상이 될 수도 있다.
또한, 도 22와 같이, 횡방향날개프레임(52) 위에 조류나 곤충의 날개형상처럼 부드러운 곡선의 날개를 결합시키는 것도 가능하고, 횡방향날개프레임(52) 자체를 부드러운 곡선형상으로 휘거나 절곡하는 것도 가능하다.
<날갯짓 비행장치를 앞뒤로 연결>
또한, 도 23과 같이, 복수의 날갯짓 비행장치를 앞뒤 방향으로 연결하여 열차형으로 제작함으로써 한꺼번에 많은 물량 또는 여객을 실어 나르게 할 수도 있다. 이러한 열차형 비행장치는 도 3과 같은 휨변형방식, 도 4와 같은 힌지회동방식, 도 7과 같은 피스톤운동방식의 날갯짓 비행장치 들을 연결하는 경우에도 활용 가능하다.
<서로 다른 날갯짓 방식의 조합>
또한, 도 24와 같이, 날갯짓운동축(11)에서 크랭크핀(43) 사이의 날개부위는 동체(10) 측면방향의 휨변형운동을 하고, 크랭크핀(43)에서 날개끝단(wing tip)까지의 날개부위는 상기 날개크랭크접속부(44)를 중심으로 동체(10)의 앞뒤방향으로 회동운동을 하도록 하는 등 서로 다른 날갯짓 방식을 조합하는 것도 가능하다.
<캔틸레버 형태의 크랭크핀 사용>
한편, 도 30(a) ~ 도 30(d)과 같이, 크랭크핀(43)이 크랭크암(42)에 캔틸레버 방식으로 설치되면 크랭크기구(40)의 무게가 줄어들 뿐 아니라, 날개의 받음각 변경이 보다 효과적으로 구현될 수도 있으며, 날개의 후단부에 설치하는 추진보조날개(54)도 상기 크랭크암(42)과의 간섭발생 없이 설치될 수 있다. 여기서, 상기 날개의 받음각 변경은 동력전달장치(30)의 바벨기어 축을 회전축으로 크랭크축(41)의 고저각을 변경하는 방식으로도 구현 가능하다, 이 경우 각 날개의 날갯죽지(wing joint) 부위는 상기 크랭크축(41)의 고저각 변화에 맞춰 상대회전이 가능한 힌지 또는 유니버설조인트 방식으로 동체에 결합하는 것이 바람직하다.
특히, 이와 같은 캔틸레버 방식의 크랭크핀을 사용하면 날개가 크랭크축의 축방향을 따라 휘어질 수 있으므로, 전방추진력을 생성하는 기능이 높아진다.
한편, 이러한 캔틸레버식 크랭크핀은 도 30의 힌지회동방식뿐 아니라, 도 31(a) ~ 도 31(f)에 예시된 휨변형방식, 피스톤운동방식, 횡방향왕복방식, 종방향왕복방식 등의 날갯짓 방식에도 모두 적용 가능한 것은 자명하다.
<각종 동력전달방식 예시>
한편, 도 1, 도 5, 도 6, 도 7, 도 12등에는 서로 다른 형태의 동력전달장치가 예시되어 있다. 도 1에는 양축 모터와 바벨기어를 이용하는 방식이 예시되어 있고, 도 5에는 1축 모터와 바벨기어를 이용하는 방식이, 도 6과 도 7에는 반대방향으로 회전하는 2개의 1축 모터와 감속용 기어를 사용하는 방식이, 도 12에는 1축 모터의 회전력을 서로 반대방향으로 전달하는 기어와 체인(또는 벨트)을 사용하는 방식이 예시되어 있으며, 그 외에도 다양한 동력전달 방식이 사용될 수 있다.
<날갯짓 방식별 운동궤적과 부양력>
도 32에서 볼 수 있는 바와 같이, 날갯짓의 최대 상향고저각과 최저 하향고저각 등 날개의 운동궤적은 날갯짓 방식뿐 아니라 크랭크핀(43)의 공전반경 대비 크랭크축(41)에서 날갯짓운동축(11) 사이의 거리, 크랭크축(41)과 날갯짓운동축(11) 사이의 높이 차이 등에 따라 달라지므로, 부양력이 최대화될 수 있는 각 날개 부재의 형상, 크기, 위치 등을 날갯짓 방식별로 찾아서 구현하는 것이 바람직하다.
<에어포일형 날개 및 추진보조날개>
도 26과 같이, 날개의 종방향날개프레임(53) 및 날개면체(51)를 에어포일 형상 또는 위쪽으로 둥근 형상으로 제작하면, 비행장치의 전진 속도를 활용한 양력 생성이 가능하며, 날개의 후단부에는 공기의 압력에 따라 수직 또는 수평방향으로 탄력적으로 휘었다 복원될 될 수 있는 고탄성 소재로 형성된 추진보조날개(54)를 도 9와 도 30에서 보는 바와 같이 캔틸레버 방식으로 설치하면 날갯짓 운동을 통한 전방 추진력도 발생시킬 수 있다.
<날개에 개구부와 판막을 설치>
도 27과 같이, 비행장치의 날개에 개구부(511)를 형성하고, 개구부의 둘레의 일부에 공기의 흐름에 따라 상기 개구부를 하방으로 개폐할 수 있는 판막(512)을 힌지 또는 접착 방식으로 설치하면, 상향 날갯짓에 의해 발생하는 음(-)의 부양력을 대폭적으로 감축시킬 수 있다.
<하방으로만 꺾이는 날개구조>
또한, 도 28(a) ~ 도 28(c) 및 도 29(a)에서 보는 바와 같이, 상부에서 공기압이 가해지면 날개를 구성하는 날개요소부재(505)들의 힌지결합 부위가 상대회전 함으로써 하방으로 꺾이고, 상기 공기압이 약해지면 스프링의 탄력에 의해 복원되며, 상방으로는 꺾이지 않는 구조를 갖추도록 하여 상향 날갯짓에 의한 음(-)의 부양력을 감축시킬 수 있다. 또한, 도 28(a)와 같이 날개가 하방으로 꺾이면 날개요소부재들 사이가 벌어지도록 함으로써 상향 날갯짓에 의한 음(-)의 부양력을 감축시키는 것도 가능하다.
<하방으로만 휘어지는 날개구조>
한편, 도 29(a)와 같이 에어포일 형상의 날개를 수직 또는 사선 방향으로 횡단한 모양의 날개요소부재(505) 또는 도 29(b)와 같은 형상의 날개요소부재(505)들을 서로 밀착된 상태로 복원력이 높고 얇은 고탄성 판형 부재 위에 고정시킴으로써, 날개가 하방으로는 휘어지지만 상방으로는 휘어지지 못 하도록 할 수도 있다.
또한, 도 29(b)에서 보는 바와 같이, 날개가 아래쪽으로 휘어지면 날개요소부재(505)들 사이의 간격이 벌어지며, 상부의 공기가 통과될 수 있는 형상으로 날개요소부재(505)들을 형성하면 상향 날갯짓에 의한 음(-)의 부양력을 더욱 감축시킬 수 있다.
<보조추진장치>
다음으로, 도 5의 프로펠러형 보조추진장치(70)에서 보는 바와 같이, 상기 날갯짓 비행장치의 좌측과 우측에 각각 제트엔진이나 프로펠러 등 전방 추진력을 제공하는 보조추진장치(70)를 추가로 설치하고, 각 보조추진장치(70)별 출력을 개별적으로 제어할 수 있는 시스템을 구축하면, 날갯짓을 통해 수직 상승 이후에 날갯짓을 정지시켜도, 고정익 비행체처럼 양력을 받으며 전진 비행할 수도 있고, 정밀한 방향전환, 급회전, 급정지, 전후진 전환 등도 가능하게 된다.
<비행조종장치>
또한, 날개와 크랭크기구(40) 등을 지지하는 프레임이나 플랫폼을 동체(10)의 전후좌우 방향으로 자유롭게 이동시킬 수 있는 위치제어시스템을 구축하거나, 도 30 (a) ~ 도 30(d)의 예시도에서 보는 바와 같이 양쪽 날개의 받음각을 개별적으로 제어할 수 있는 받음각제어시스템을 구축하면 비행장치의 무게중심 변경이나 날개의 받음각 변경을 통해서도 비행방향의 전환, 가감속, 정지비행, 수직상승, 후진 등 비행조종 기능을 효과적으로 구현할 수 있다.
이상 특정 실시예를 가지고 본 발명을 설명하였으나, 본 발명은 이에 한정된 것이 아니고, 청구범위에 기재된 범위 내에서 이루어진 변형, 개량, 변경은 모두 본 발명의 범위에 속하는 것으로 해석되어야 한다.
10: 동체 11: 날갯짓운동축
12: 날갯죽지지지대 20: 구동원
30: 동력전달기구 40: 크랭크기구
41: 크랭크축 42: 크랭크암
43: 크랭크핀 44: 날개크랭크접속부
50: 날개 501: 힌지내측날개
502: 힌지외측날개 503: 날갯죽지(wing joint)
504: 날개끝단(wing tip) 505: 날개요소부재
51: 날개면체 511: 기문
512: 판막 52: 횡방향날개프레임
521: 힌지내측프레임 522: 힌지외측프레임
523: 피스톤형프레임 524: 실린더형프레임
525: 슬릿형개구부 53: 종방향날개프레임
54: 추진보조날개 55: 날갯짓보조축
61: 힌지결합부 70: 보조추진장치

Claims (16)

  1. 구동원에 의해 동체에 대해 상대운동을 하여 부양력을 발생시키는 날개를 상기 동체에 좌측과 우측에 각각 1개 이상 가지는 비행장치에 있어서,
    상기 동체의 좌측과 우측에는 상기 구동원에서 구동력을 전달받는 크랭크 기구와 날개가 각각 1개 이상 구비되고,
    각 상기 크랭크기구에는, 상기 동체의 앞뒤 방향으로 뻗은 크랭크축과, 상기 크랭크축을 중심으로 공전하는 크랭크핀과, 상기 크랭크축과 상기 크랭크핀을 연결해주는 크랭크암이 구비되고,
    각 상기 크랭크핀은, 상기 크랭크암의 길이에 의해 정해지는 공전궤도를 따라, 상기 크랭크핀이 하강할 때에 상기 동체에서 가장 멀리 떨어진 지점을 통과하는 회전방향으로 공전하며,
    상기 동체에는, 상기 날갯짓의 중심축 역할을 하는 날갯짓운동축이 1개 이상 구비되고,
    각 상기 크랭크기구에는, 상기 크랭크핀과 상기 날개를 결합시켜주는 날개크랭크접속부가 구비되고,
    각 상기 날개는, 날개 끝단은 자유단 상태이며, 중간 부위는 상기 날개크랭크접속부에 결합되고, 내측 부위는 상기 날갯짓운동축에 제자리회전 또는 미끄럼운동이 가능한 방식으로 결합 되며,
    각 상기 날개는, 상기 날개크랭크접속부와 상기 날갯짓운동축 사이의 직선거리가 상기 크랭크핀의 공전궤도상 위치에 따라 증감될 수 있는 재질 또는 구조로 형성되어 있어서,
    상기 구동원에서 구동력을 전달받는 상기 크랭크핀의 공전운동에 따라, 상기 날개가 상기 날갯짓운동축을 중심축으로 회동하는 하향 날갯짓을 할 때에는, 정사투영 날개폭이 점점 더 길어지다가 최대점을 지나면서 다시 점점 짧아지게 되고, 상향 날갯짓을 할 때에는 정사투영 날개폭이 점점 더 짧아지다가 최소점을 지나면서 다시 점점 길어지게 되는 것을 특징으로 하는 날갯짓 비행장치
  2. 청구항 1에 있어서, 상기 크랭크기구의 크랭크암이 1개이고 상기 크랭크핀은 상기 크랭크암에 캔틸레버 방식으로 결합되는 것을 특징으로 하는 날갯짓 비행장치
  3. 청구항 1 또는 청구항 2에 있어서, 상기 날개는 상기 동체의 좌우측 방향으로 뻗은 횡방향날개프레임과, 앞뒤 방향으로 뻗는 종방향날개프레임 및 상기 프레임들을 덮고 있는 형상의 날개면체로 구성되는 것을 특징으로 하는 날갯짓 비행장치
  4. 청구항 1, 청구항 2 또는 청구항 3에 있어서, 상기 날개의 상기 날개크랭크접속부에서 상기 날갯짓운동축까지의 직선거리 증감이, 휨강성이 작은 소재로 형성되는 상기 날개면체나 상기 횡방향날개프레임의 휨운동에 의하여 구현되는 것을 특징으로 하는 날갯짓 비행장치
  5. 청구항 1, 청구항 2 또는 청구항 3에 있어서, 상기 날개의 상기 날개크랭크접속부에서 상기 날갯짓운동축까지의 직선거리 증감이, 다수의 구성 부재가 체인방식으로 결합하여 형성되는 상기 날개면체나 상기 횡방향날개프레임의 절점회동에 의해 구현되는 것을 특징으로 하는 날갯짓 비행장치
  6. 청구항 1, 청구항 2 또는 청구항 3에 있어서, 상기 날개는 날개크랭크접속부에 결합된 힌지외측날개와 날개짓운동축에 결합된 힌지내측날개 상호간 힌지결합으로 구성되고, 상기 날개크랭크접속부에서 상기 날갯짓운동축까지의 직선거리 증감은, 상기 힌지외측날개와 상기 힌지내측날개 상호간 상기 힌지결합점을 중심축으로 하는 상대회동에 의하여 구현되는 것을 특징으로 하는 날갯짓 비행장치
  7. 청구항 1, 청구항 2 또는 청구항 3에 있어서, 상기 날개는 날개크랭크접속부에 결합된 실린더형날개와 날갯짓운동축에 결합된 피스톤형날개의 롤러결합으로 구성되고, 상기 날개크랭크접속부에서 상기 날갯짓운동축까지의 직선거리 증감은, 상기 실린더형날개와 상기 피스톤형 날개 상호간 피스톤운동에 의하여 구현되는 것을 특징으로 하는 날갯짓 비행장치
  8. 청구항 1, 청구항 2 또는 청구항 3에 있어서, 상기 날개의 상기 날개크랭크접속부에서 상기 날갯짓운동축까지의 직선거리 증감이, 상기 날개면체나 상기 횡방향날개프레임에 상기 날개짓운동축이 롤러결합되어, 날개와 날개짓운동축 간의 롤러운동 또는 미끄럼운동에 의하여 구현되는 것을 특징으로 하는 날갯짓 비행장치
  9. 청구항 8에 있어서, 상기 날개면체와 횡방향날개프레임이 상기 날갯짓운동축의 좌우측 방향으로 길게 형성되어 있어서, 한쪽의 날개부위가 하향 날갯짓을 하며 날개폭이 넓어질 때에는 반대쪽의 날개부위는 상향 날갯짓을 하며 날개폭이 좁아지는 것을 특징으로 하는 날갯짓 비행장치
  10. 청구항 8 또는 청구항 9에 있어서, 상기 동체의 좌측에 위치한 크랭크기구의 크랭크축은 상기 동체의 우측에 위치한 크랭크핀에 결합된 날개의 날갯짓운동축으로 기능하고, 동체의 우측에 위치한 크랭크기구의 크랭크축은 상기 동체의 좌측에 위치한 크랭크핀에 결합된 날개의 날갯짓운동축으로 기능하는 것을 특징으로 하는 날갯짓 비행장치
  11. 청구항 1, 청구항 2 또는 청구항 3에 있어서, 상기 날개의 상기 날개크랭크접속부에서 상기 날갯짓운동축까지의 직선거리 증감이, 상기 횡방향날개프레임의 내측 말단부가 상기 날갯짓운동축의 축방향을 따라 왕복함에 의하여 구현되는 것을 특징으로 하는 날갯짓 비행장치
  12. 청구항 1, 청구항 2 또는 청구항 3에 있어서, 상기 날개는 상향 날개짓 동안에 날개 상부에 가해지는 공기압에 의하여 하방으로 탄력적으로 휘거나 굽혀질 수 있는 것을 특징으로 하는 날갯짓 비행장치
  13. 청구항 1, 청구항 2 또는 청구항 3에 있어서, 상기 날개면체에는 1개 이상의 개구부와, 상기 개구부를 공기의 흐름에 따라 하방으로 개폐할 수 있는 판막이 상기 개구부 둘레의 일부에 구비되는 것을 특징으로 하는 날갯짓 비행장치
  14. 청구항 9에 있어서, 상기 날개는 에어포일 형상의 날개를 수직 또는 사선 방향으로 횡단한 모양의 구성 부재들이 서로 밀착된 상태로 고탄성의 판형 부재 위에 고정된 형상으로서, 날개가 하방으로 휘어지면 구성 부재들 사이의 간격이 벌어져서, 공기가 통과될 수 있는 것을 특징으로 하는 날갯짓 비행장치
  15. 청구항 1, 청구항 2에 있어서, 비행방향 및 비행고도의 전환을 위해 동체 좌측 날개와 우측 날개의 받음각을 각각 변경시킬 수 있는 받음각제어장치가 더 구비됨을 특징으로 하는 날갯짓 비행장치
  16. 청구항 1 또는 청구항 2에 있어서, 상기 비행장치 동체의 왼쪽과 오른쪽에 각각 출력제어가 가능하며 전방 추진력을 제공할 수 있는 보조추진장치가 더 구비됨을 특징으로 하는 날갯짓 비행장치
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