WO2021066583A1 - 고속 하향 날갯짓 비행장치 - Google Patents

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WO2021066583A1
WO2021066583A1 PCT/KR2020/013431 KR2020013431W WO2021066583A1 WO 2021066583 A1 WO2021066583 A1 WO 2021066583A1 KR 2020013431 W KR2020013431 W KR 2020013431W WO 2021066583 A1 WO2021066583 A1 WO 2021066583A1
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wing
flapping
fuselage
wings
downward
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PCT/KR2020/013431
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이상철
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이상철
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    • 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
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16H—GEARING
    • F16H21/00—Gearings comprising primarily only links or levers, with or without slides
    • F16H21/10—Gearings comprising primarily only links or levers, with or without slides all movement being in, or parallel to, a single plane
    • F16H21/16—Gearings comprising primarily only links or levers, with or without slides all movement being in, or parallel to, a single plane for interconverting rotary motion and reciprocating motion
    • F16H21/18—Crank gearings; Eccentric gearings

Definitions

  • the present invention relates to a flapping flight device that stirs both wings up and down like a bird or an insect, and more particularly, when the wing is lowered than when the wing is raised, the width of the wing is wider and the speed of winging is also It relates to a manned or unmanned aerial vehicle in which the fuselage lifting force is effectively generated by the structure and movement mechanism of the wing flapping device that becomes faster, and in a gliding situation, both wings are spread widely.
  • Patent Registration No. 10-1845748 (2018.03.30)
  • the buoyancy force is generated by the method of flapping the wings, which is larger than the width of the wings when the wings are lowered.
  • a patent has been obtained for this variable wing flying device.
  • the flight device is a flight device having one or more wings on the left and right sides of the fuselage that generate buoyancy by performing relative motion to the fuselage by a driving source, wherein the driving force is transmitted from the driving source to the left and right sides of the fuselage.
  • One or more receiving crank mechanisms and blades are each provided, and each of the crank mechanisms includes a crank shaft extending in a front and rear direction of the fuselage, a crank pin revolving around the crank shaft, and the crank shaft and the crank pin.
  • a crank arm to connect is provided, and each of the crank pins orbits in a rotational direction passing through a point farthest from the fuselage when the crank pin descends along an orbital trajectory determined by the length of the crank arm.
  • On the left side and the right side of the fuselage at least one flap rotation shaft serving as a central axis of the flapping is provided, and each of the crank mechanisms is provided with a wing crank connecting portion connecting the crank pin and the wing.
  • the wing is composed of a hinge outer wing joined to the wing crank connection portion, a hinge inner wing joined to the wing motion shaft, and a hinge coupling portion that connects the hinge outer wing and the hinge inner wing,
  • the linear distance between the wing crank connection portion and the wing flap rotation shaft may be increased or decreased according to the position change in the orbital orbit of the crank pin due to a relative rotation between the hinge outer wing and the hinge inner wing with the hinge coupling portion as a central axis. It is formed in a structure that can be
  • the wing width becomes longer and then becomes shorter as it passes the maximum point. It is characterized in that the wing width becomes shorter and shorter when flapping upwards, and then becomes longer and longer as it passes the minimum point.
  • Patent Literature 1 Patent registration 10-1845748 (Flying device with variable width of wings)
  • the present inventor/applicant developed the technical review and simulation of the wing-fitting flight device with a variable wing width as follows.
  • both the wing crank connecting portion and the hinge connecting portion move downward, so the vertical angular velocity of the wing flapping is relatively small, and when the wing flaps upward, the wing crank connecting portion moves upward and the hinge This is because the angular velocity in the vertical direction of the wing flap is relatively large because the coupling point moves downward.
  • the driving force transmission device is large and heavy, and the air resistance in the direction of flight is excessive.
  • the inner wing of the hinge, the hinge coupling part, a part of the hinge outer wing, and the wing crank connection part must all be arranged in a state to make relative movements with each other. This is because the gap between the and the right crank mechanisms is inevitably increased. Accordingly, the crankpins on the left and right sides of the fuselage must orbit in opposite directions at the same angular velocity so that the wings are symmetrical to each other and can flap the wings in a balanced manner.
  • the size and weight of the gears constituting the driving force transmission unit and air resistance in the flight direction are very large.
  • the wing flapping flight apparatus of the present invention is a flight apparatus having at least one wing at each of the left and right sides of the fuselage to generate buoyancy by performing relative motion with respect to the fuselage by at least one driving source.
  • crank mechanisms and blades each receiving driving force from the driving source are provided on the left and right sides of the fuselage,
  • Each of the crank mechanisms includes a crankshaft extending in the front and rear direction of the fuselage, a crankpin revolving around the crankshaft, and a crank arm connecting the crankshaft and the crankpin,
  • crank pins orbits in a rotational direction passing through a point closest to the fuselage when the crank pin descends, along an orbital trajectory determined by the length of the crank arm,
  • At least one flap rotation shaft is provided that serves as a rotation shaft when the wings flap their wings,
  • Each of the wings, the outer end (wing tip) is in the state of the free end, the inner end (wing tip) is hinged in a manner capable of rotating in place with the wing biting rotation axis, and a part between the outer end and the inner end of the wing
  • a slit-shaped opening having a through space shape having a length slightly longer than the orbiting diameter of the crankpin and a height slightly higher than the diameter of the crankpin is provided along the left and right width directions of the blades
  • crankpin is inserted into the slit-shaped opening of the blade and rolled or slides along the length direction of the slit-shaped opening, and is roller-coupled with the blade in such a manner that it can reciprocate,
  • crank pin When the crank pin performs an orbital motion by receiving the driving force of the driving source, the crank pin repeats the motion of pushing up and down the slit-shaped opening, so that the wing performs a flapping motion in which the wing moves up and down in the vertical direction,
  • the distance between the crank pin and the flapping shaft becomes shorter than the width of the blade when the crank pin revolves in the downward direction, and becomes longer than the width of the blade when the crank pin revolves in the upward direction. Because,
  • the wing biting rotation shaft is provided with one each on the left and the right side based on the central axis of the fuselage, and a wing biting rotation shaft gear is installed at the inner end of the wing that is hinged to the wing biting rotation shaft in a way that can be rotated in place.
  • the wing biting rotation shaft gear of the left wing and the wing biting rotation shaft gear of the right wing have a size and shape that rotate in the opposite direction after being bitten by each other.
  • the flight device may be provided with a downward flapping reinforcement unit that enhances the rotational force in the downward flapping of the left and right wings by using the elastic force of the spring member,
  • the downward flapping reinforcement part is composed of a flapping moment arm having a shape protruding downward from the left and right wings of the fuselage, and a spring member for pulling each of the wings or each of the flapping moment arms in a downward flapping direction,
  • the wing rotational force in the upward flapping direction decreases, and the wing rotational force in the downward flapping direction increases.
  • the flight device may be provided with a wing flapping efficiency enhancing unit that solves the problem of energy loss due to inertial resistance that must be overcome in the process of flapping the wings in the vertical direction by using the elastic force of the spring member.
  • the wing biting efficiency enhancement unit includes an upper wing moment arm protruding upward from the left and right wings of the fuselage, a lower wing moment arm protruding downward, and a pair of left and right upper wing moment arms. Consisting of an upper wing spring member that connects to each other to provide elasticity and elasticity, and a lower wing spring member that provides elasticity by connecting each pair of the lower wing moment arms to each other, approaching the upper dead center or lower dead center of the wing In this case, kinetic energy is converted to potential energy, and elastic potential energy is converted to kinetic energy at a position between the top dead center and the bottom dead center, where the wings are spread wide to the left and right, thereby increasing the energy efficiency of the wing flapping.
  • the wing-fitting efficiency enhancement part is formed of a plate of high elasticity that can cause bending deformation at the connection part between the left wing of the fuselage and the right wing of the fuselage, so that the elastic potential energy and motion by the elastic bending deformation and restoring force of the central part of both wings It is also possible to make energy conversion between energies happen.
  • each of the wings may be composed of an outer wing rotation shaft extending in the front and rear direction of the fuselage and a hinge inner wing and an outer hinge wing that can rotate relative to each other around the outer wing rotation axis, and between the fuselage and the wing
  • the hinge outer wing may be provided with an outer wing bit increasing unit that enhances the rotational force so that the wing at an angular speed faster than the hinge inner wing
  • the outer wing bit increasing part an outer wing moment arm having a shape protruding downward from the hinge outer wing, an elastic force transmission re-rotation shaft located above the wing bit rotation axis and extending in the front and rear direction of the fuselage, and the outer wing moment arm. It is composed of an elastic force transmission material that connects the outer end portion and the elastic force transmission re-rotation shaft and transmits the elastic force change according to the flapping of the wing, and the slot-shaped opening is provided on the inner wing of the hinge,
  • the hinge lateral wing rotates downward around the lateral wing rotation axis, and accordingly, the hinge lateral wing makes a downward wing motion at an angular velocity faster than the hinge inner wing. .
  • a torsion spring capable of providing rotational force to the outer wing of the hinge should be installed around the outer wing rotational shaft. When doing so, the width of the wings can be spread out widely.
  • two or more of the wings may be installed along the front and rear directions of the fuselage, and when the two or more wings share one crank mechanism, each crank pin revolves between the crank pins causing flapping of the wings on the front and rear sides. It is preferable to configure the shape of the crank mechanism so that the phase difference is at a constant interval (eg, the difference in the orbital phase between the crankpins is 180 degrees when there are two pairs of wings, and 120 degrees when there are three pairs).
  • the distance between the flapping shaft and the crankpin is relatively short when flapping downward and relatively long when flapping upward, even if the revolution speed of the crankpin is constant, the angular velocity of the downward flapping is upward. This is because it is faster than the angular velocity of flapping, and the buoyancy by flapping increases in proportion to the square of the angular velocity of flapping.
  • the elastic force of the spring member of the downward flap reinforcement part increases the energy efficiency.
  • the driving force required for downward flapping is (L 2 )/(L 1 ) times the driving force required for upward flapping.
  • the torque required for the downward flapping is much greater than the driving force required for the upward flapping.
  • the elastic force of the spring member of the wing flapping efficiency enhancement part increases the energy efficiency.
  • the kinetic energy of the flapping is converted into elastic potential energy when the wing approaches the top dead center or the bottom dead center during the flapping process, and when the wing is unfolded in the horizontal direction, the elastic potential energy flaps the wing.
  • the inertial resistance is overcome by It is possible to maximize both the effect of enhancing energy efficiency and the effect of reinforcing downward flapping.
  • the driving force transmission part is small and light, and the air resistance in the direction of flight is also reduced.
  • crank pins on the left and right of the fuselage are at the same angular velocity. This is because it is possible to make the driving force transmission gears that rotate through tooth engagement so as to rotate in the opposite direction to be small and light. In addition, as the maximum value of the required driving force is reduced, the size and weight of the required driving source are also reduced.
  • both wings can be spread out widely.
  • the elevation angle between the upper and lower ends of the flapping trajectory is also increased, and the angular velocity of the flapping is also faster, thus maximizing the energy efficiency of generating buoyancy.
  • the crank mechanism increases and decreases the load by flapping at the same frequency as the number of the wing pairs. Because of the overlapping, even if the downward flapping reinforcement part is not separately installed, the magnitude of the driving force to be provided by the driving source is relatively equal and the maximum value of the required driving force is reduced, so that the vertical fluctuation of the fuselage is reduced, and the energy efficiency of the flapping is reduced. Improves.
  • Fig. 1 is a perspective view of a cited invention for which the inventors have obtained a patent, "a wing flapping flight device having a variable wing width”.
  • Fig. 2 is a front view showing an outline of a mechanism and a sequence of a flapping motion in the flight apparatus of Fig. 1.
  • FIG 3 is a perspective view of an embodiment of a flight apparatus according to the present invention, in which one driving source and a driving force transmission unit are provided at the rear of the fuselage.
  • FIG. 4 is a plan view as viewed from above of the flight apparatus of the embodiment of FIG. 3.
  • FIG. 5 is a schematic view showing the shape and function of a driving force transmission unit and a downward flap reinforcement unit of the flight apparatus of the embodiment of FIG. 3.
  • FIG. 6 is a front view showing an outline of a mechanism and sequence of a flapping motion according to an orbiting position of a crankpin in the flight apparatus of FIG. 3.
  • FIG. 7 is a perspective view of an embodiment of a flight device according to the present invention, in which a downward flap reinforcement part using the elastic force of the spring member is installed.
  • FIG. 8 is a perspective view of an embodiment of a flight apparatus according to the present invention, in which a downward flap reinforcement part using the coiling elastic force of the spring member is installed.
  • FIG. 9 is a perspective view of an embodiment of the flight apparatus of the present invention in which the front and rear wings alternately flap downward by one crank mechanism having two crank pins having an orbital phase difference of 180 degrees.
  • FIG. 10 is a perspective view of an embodiment of the flight apparatus of the present invention in which the wings of the front and rear are flapping like waves by two crank mechanisms having four crank pins having an orbital phase difference of 90 degrees.
  • FIG. 11 is an exemplary view viewed from the side of the flight apparatus of FIG. 10, showing a shape in which the front and rear fuselages are coupled to enable relative rotation with respect to the central axis of the fuselage.
  • FIG. 12 is a perspective view of an embodiment of a flight apparatus according to the present invention, wherein the wing is composed of an outer wing of a hinge and an inner wing of a hinge, and an outer wing bit increase unit is installed.
  • Fig. 13 is a front view showing an outline of a mechanism and a sequence of a flapping motion according to an orbiting position of a crankpin in the flight apparatus of Fig. 11;
  • FIG. 14 is a perspective view of an embodiment of a flight apparatus according to the present invention, showing an elastic force transmission material made of a bent material, a coiling spring wound around the outer wing rotational shaft, and a power transmission device using a barbell gear and a chain.
  • 15 is an exemplary view showing a change in the flapping speed at the tip of the wing according to the change in the orbital speed and the orbital phase of the crankpin in the flight apparatus according to the present invention.
  • FIG. 16 is a perspective view of an embodiment of a flight apparatus according to the present invention, in which a wing biting efficiency enhancement unit using the elastic force of the coil spring member is installed.
  • FIG. 17 is a perspective view of an embodiment of a flight apparatus according to the present invention, in which a wing biting efficiency enhancement part is installed, using the bending elasticity of a round torsion spring.
  • Fig. 18 is a front view showing an outline of a mechanism and a sequence of a flapping motion and a coil spring expansion and contraction according to an orbiting position of a crankpin in the flight apparatus of Fig. 16;
  • the flight apparatus 1 of the present invention has a wing 6 that generates a buoyant force by performing a relative motion with respect to the fuselage 2 by a driving source 3 on the left and right sides of the fuselage. It is a flying device that has more than one each.
  • the body 2 is a member to which the drive source 3 and the blade 6 are provided.
  • At least one crank mechanism 5 and a blade 6 receiving driving force from the driving source 3 are provided, respectively,
  • Each of the crank mechanisms 5 includes a crankshaft 51 extending in the front and rear direction of the body 2, a crankpin 53 revolving around the crankshaft, and connecting the crankshaft and the crankpin.
  • a crank arm 52 is provided.
  • Each of the crank pins 53 is in a rotational direction passing through a point closest to the body 2 when the crank pin 53 descends along an orbital trajectory determined by the length of the crank arm 52. It revolves, and the fuselage 2 is provided with at least one wing-biting rotation shaft 21 serving as a rotating shaft when each of the wings 6 performs a wing-swing motion.
  • a slit-shaped opening 61 having a length slightly longer than that of the crank pin 53 and having a height slightly higher than the diameter of the crank pin 53 has a slit-shaped opening 61.
  • crank pin 53 is inserted into the slit-shaped opening 61 of the blade 6, and slides or rolls along the length direction of the slit-shaped opening 61 to reciprocate the blade 6 ) And rollers are combined.
  • crank pin 53 of the crank mechanism 5 performs an orbital motion by receiving the driving force of the driving source 3, the crank pin 53 pushes the slit-shaped opening 61 up and down. Because of the repetition, the wing moves up and down in a flapping motion.
  • the distance between the crank pin 53 and the wing flap rotation shaft 21 is shorter than the width of the wing 6 when the crank pin 53 revolves in the downward direction, and the crank pin 53 is When orbiting in the upward direction, it is longer than the width of the blade 6,
  • crankpin 53 revolves at a constant angular velocity, when revolving in a downward direction, the wing 6 flaps downward at a relatively high angular velocity, and when revolving in an upward direction, the wing 6 It will flap its wings upward at a relatively slow angular velocity.
  • a driving force transmission unit 4 including driving force transmission gears 41 for transmitting the driving force of the driving source 3 to the crank mechanisms 5 may be provided between the wings 6,
  • the driving force transmission gears 41 are, as in the example shown in FIG. 5, one or more driving force transmission gears 41 on the left side of the fuselage 2 and one or more driving force transmission gears 41 on the right side of the fuselage 2 are identical to each other. It is preferable that the crank pin 53 on the left side of the body 2 and the crank pin 53 on the right side of the body 2 maintain the same angular velocity and revolve in opposite directions.
  • the driving force transmission unit 4 may include a chain or a belt as shown in the exemplary diagrams of FIG. 10 or FIG. 14.
  • the wing 6 on the left side of the fuselage 2 and the wing 6 on the right side of the fuselage 2 are formed with a wing biting moment arm 71 protruding downward, respectively.
  • the flapping moment arm 71 on the left side of the fuselage and the flapping moment arm 71 on the right side are connected to each other by a tension spring 721, the elasticity that pulls the flapping moment arms 71 on the left and right sides toward the center By providing restoring force, it strengthens the rotational force in the downward flapping direction.
  • a tension spring 721 pulling both the wing 6 on the left side of the fuselage 2 and the wing 6 on the right side of the fuselage downward is the wing 6 and the fuselage 2 It is installed between, and strengthens the rotational force in the downward flapping direction.
  • a coiled torsion spring 722 is installed around the wing flap rotation shaft 21 to provide rotational force to the wing in the downward flapping direction.
  • the outer wing bit increasing part 8 is an outer wing moment arm 82 having a shape protruding downward from the hinge outer wing 63, and extending in the front and rear direction of the fuselage while being located above the wing bit rotation shaft 21 It is composed of an elastic force transmission re-rotation shaft 84 and an elastic force transmission material 83 that connects the outer end of the outer wing moment arm 82 with the elastic force transmission re-rotation shaft 84 and transmits the change in elastic force according to the flapping of the wings.
  • the slot-type opening 61 is provided in the hinge inner wing 62,
  • the hinge outer wing 63 is the outer wing pivot shaft 81 ) Is rotated downward around the center, and accordingly, the hinge outer wing 63 makes a downward wing motion at an angular velocity faster than the hinge inner wing 62.
  • the elastic force transmission member 83 may provide a force to pull the outer wing moment arm 82, but a pushing force. Therefore, as illustrated in FIG. 14, a torsion spring 85 capable of providing a rotational force in the upward flapping direction to the hinge outer wing 63 is installed around the outer wing pivoting shaft 81, and the hinge It is preferable to install an inner wing roller 86 for smooth reciprocating movement of the elastic force transmission member 83 on the inner wing 62.
  • each wing 6 linked to the orbital motion of the crank pins 53 is at regular time intervals. It is also possible to install a crank mechanism having two or more crank pins 53 having the same orbital phase difference to each other so as to continuously flap downwards.
  • the exemplary diagram of FIG. 9 shows the flight device 1 having an orbital phase difference of 180 degrees between the two crank pins 53 constituting one crank mechanism 5, and the exemplary diagram of FIG. 10
  • Two crank mechanisms 5 with a 90 degree difference in revolution phase between the four front and rear crank pins 53 constituting the crank mechanism 5 are disposed on the left and right sides of the fuselage 2, one at a time, and these two fuselages 2
  • the wing upper spring member 90 connects the wing upper moment arm 88 on the left and right of the fuselage 2 to the upper side of the wing 6, which is a pair of left and right, and a pair of left and right wing
  • the lower wing moment arm 89 on the left and right sides of the fuselage is connected by the lower wing spring member 91 to provide elasticity, thereby eliminating energy loss due to inertia resistance at the upper dead center and lower dead center of the wing.
  • Note shows the wing biting efficiency enhancement section (9).
  • the distance from the flapping rotation shaft 21 to the crank shaft 51 is 2L
  • the rotation radius of the crankpin 53 is L
  • the length of the blade is 6L
  • the crankpin Assuming that the rotational speed of (53) is V, the maximum rotational speed of the wing tip due to the downward flapping is 6V, and the maximum rotational speed of the wing tip due to the upward flapping is 2V.
  • the driving force transmission device is small and light, and the air resistance in the flight direction is greatly reduced.
  • crank mechanisms 5 on the left and right sides of the fuselage 2 are installed closer to the fuselage compared to the cited invention of FIG. Since the gears of the transmission device 4 can be formed in a small and light shape, and accordingly, the air resistance is also greatly reduced, energy efficiency is significantly improved compared to the above cited invention.
  • the spring member for reinforcing the downward flapping greatly improves the energy efficiency of the flapping.
  • the driving force of the driving source 3 is a rotational moment that causes an upward flapping of the blades. Is 3L*F, and the rotational moment causing downward flapping is L*F.
  • the maximum driving force required for the downward flapping is F 1
  • the maximum driving force required for the upward flapping is F 2
  • the maximum rotational moment required for the upward flapping is M f .
  • both wings can be spread out widely.
  • both wings 6 are gliding upwards as shown in Fig. 6(a). do.
  • both wings 6 are in the shape shown in (c) or (d) of FIG. 6 You can gliding with a wider spread.
  • both wings are spread outward due to the elastic force of the upper wing spring member 91 and the lower wing spring member 92.
  • each wing (6) is preferably installed with a high elastic material that can flap up and down, and the shape of each wing (6) is also located at the outer wing tip side than the wing tip side. If it is formed so as to be inclined, forward thrust is generated more effectively due to the elastic bending deformation of the wing.
  • Flight control is possible by independently controlling the front and rear fuselage and wings.
  • the front fuselage 2 and the rear fuselage 2 of the flight device 1 bordering the rotation coupling 22 can control the relative rotation with the front and rear directions of the fuselage as a rotation axis.
  • the direction of flight and if the wings of the front fuselage and the wings of the rear fuselage can be controlled independently of each other, speed increase/decrease, direction change, stop flight, vertical Flight control such as elevation can also be easily implemented.
  • the coordinates of the outer wing rotation shaft 81 with the wing biting rotation shaft 21 as the reference point (0, 0) are (X, Y), the rotation radius R, the elevation angle A, and the outer wing moment arm 82 ) If the coordinates of the distal end are (X', Y'), and the coordinates of the elastic force transmission re-rotation axis 84 are (0, H),
  • the hinge outer wing 63 flaps downward at an angular velocity 1.5 times faster than the hinge inner wing 62, and strongly pushes down while collecting the fluid that was pushed in the lateral direction of the wing (6). Therefore, the lifting force of the fuselage 2 is greatly improved.
  • crank arm 52 resists all inertia forces and impact forces due to the change of the direction of the flapping reciprocating motion with the tensile strength, and at this time, the crank pin 53 moves in a direction perpendicular to the inertia force, so that the inertia force It can rotate smoothly without being affected by it.
  • the flapping efficiency enhancement unit 9 when the flapping efficiency enhancement unit 9 is provided, the kinetic energy of the flapping is converted into elastic potential energy and stored in the vicinity of the top dead center and the bottom dead center of the flapping, and the middle between the top dead center and the bottom dead center where the wings are spread outward. In the vicinity, since the elastic potential energy is converted into kinetic energy to reinforce the flapping of the wings, the energy efficiency of the flapping can be maximized without energy loss due to inertial resistance.
  • crank mechanism since the crank mechanism is located outside the side of the wing and resists the inertia force, excessive stress exceeding the member's allowable strength is applied to the inner end of the wing (6) even if the flight device is supersized. It is not created.
  • the wide horizontal tail wings 92 having a wide width By installing the wide horizontal tail wings 92 having a wide width in the flight device 1, the inclination of the fuselage in the front and rear directions and vertical fluctuations due to the flapping of the wings are reduced, and the wide horizontal tail wings 92 As it moves up and down like a fan and pushes the air back, the forward thrust is enhanced, and the increased flight speed increases the lift of the wing further.
  • the direction change of the fuselage 2 can be controlled by changing the direction of the wing flap rotation shaft 21 or the direction of the rear part of the fuselage.
  • the shape of the body (2) can also be formed to be long in the vertical direction to increase the payload and lower the center of gravity.
  • the length and modulus of elasticity of the spring member 72 can be adjusted by separating the wing shaft 221 of the left and right wings of the fuselage and adjusting the distance.

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Abstract

본 발명의 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 공전크랭크기구가 각각 1개 이상 구비되고, 상기 크랭크기구에는, 동체의 앞뒤 방향으로 뻗은 크랭크축과, 크랭크핀 및, 크랭크암이 구비되고, 상기 크랭크핀은 하강할 때에 동체에서 가장 가까운 지점을 통과하는 회전방향으로 공전하며, 상기 동체에는, 각 날개의 날갯짓 운동의 회전축 역할을 하는 날갯짓회동축이 1개 이상 구비되고, 각 상기 날개는, 외측 말단부위는 자유단 상태이며, 내측 말단부위는 상기 날갯짓회동축에 제자리회전이 가능한 방식으로 힌지결합되며, 상기 날개의 외측말단부와 내측말단부 사이의 일부 구간에는 길이가 상기 크랭크핀의 공전 지름보다 약간 길고, 높이는 상기 크랭크핀의 지름보다 약간 높은 관통공간 형상의 슬릿형개구부가, 날개의 좌우 폭 방향을 따라 구비된다.

Description

고속 하향 날갯짓 비행장치
본 발명은 새나 곤충처럼 양쪽 날개를 위아래로 저어주는 날갯짓(flapping) 비행장치에 관한 것으로서, 보다 상세히는, 날개가 상승할 때보다 날개가 하강할 때에, 날개의 폭이 더 넓어지고 날갯짓의 속도도 더 빨라지게 되는 날갯짓 장치의 구조와 운동 메커니즘에 의해 동체 부양력이 효과적으로 생성되고, 글라이딩 상황에서는 양쪽 날개가 넓게 펼쳐지는 유인 또는 무인 비행장치에 관한 것이다.
본 발명인/출원인은 특허 등록번호 10-1845748(2018.03.30)로, 날개가 하강할 때의 날개폭(wingspan)이 상승할 때의 날개폭보다 커지는 날갯짓 방식에 의해 부양력이 생성되는, "날개폭이 변하는 날갯짓 비행장치"에 대한 특허를 취득하였다.
상기 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 크랭크 기구와 날개가 각각 1개 이상씩 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 동체의 좌측과 우측에는, 상기 날갯짓의 중심축 역할을 하는 날갯짓회동축이 각각 1개 이상 구비되고, 각 상기 크랭크기구에는, 상기 크랭크핀과 상기 날개를 접속시켜주는 날개크랭크접속부가 구비되고,
상기 날개는 날개크랭크접속부에 접합된 힌지외측날개와 날갯짓운동축에 접합된 힌지내측날개 및 상기 힌지외측날개와 힌지내측날개를 접속시켜주는 힌지결합부로 구성되고,
상기 날개크랭크접속부와 상기 날갯짓회동축 사이의 직선거리가, 상기 힌지외측날개와 상기 힌지내측날개 상호간 상기 힌지결합부을 중심축으로 하는 상대회동에 의한 상기 크랭크핀의 공전궤도 상 위치변화에 따라 증감될 수 있는 구조로 형성되어 있어서,
상기 구동원에서 구동력을 전달받는 상기 크랭크핀의 공전운동에 따라, 상기 날개가 상기 날갯짓회동축을 중심축으로 회동하는 하향날갯짓을 할 때에는 날개폭이 점점 더 길어지다가 최대 점을 지나면서 다시 점점 짧아지게 되고, 상향 날갯짓을 할 때에는 날개폭이 점점 더 짧아지다가 최소 점을 지나면서 다시 점점 길어지게 되는 것을 특징으로 한다.
선행기술문헌 (특허문헌 1) 특허등록 10-1845748 (날개폭이 변하는 날갯짓 비행장치)
본 발명인/출원인이 개발한 상기 날개폭이 변하는 날갯짓 비행장치의 기술적 검토와 시뮬레이션 과정에서 제기된 해결과제는 다음과 같다.
1. 하향보다 상향 날갯짓 속도가 빠르므로, 날갯짓의 부양력 생성 효율이 낮다.
왜냐하면, 날개가 하향 날갯짓을 하는 때에는 상기 날개크랭크접속부와 상기 힌지결합부가 모두 아래쪽으로 이동하므로 날갯짓의 상하 방향 각속도가 상대적으로 작고, 상행 날갯짓을 하는 때에는, 상기 날개크랭크접속부는 위쪽으로 이동하고 상기 힌지결합점은 아래쪽으로 이동하므로 날갯짓의 상하 방향 각속도가 상대적으로 크기 때문이다.
2. 구동력 전달 장치가 크고 무거우며, 비행 방향의 공기저항도 과다하다.
왜냐하면, 상기 동체의 좌측 크랭크기구와 우측 크랭크기구 사이 구간에 상기 힌지내측날개, 힌지결합부, 힌지외측날개의 일부 및 날개크랭크접속부가 모두 배치되어 있는 상태에서 서로 상대운동을 해야 하므로, 상기 동체 좌측과 우측 크랭크기구들 간의 간격이 매우 커질 수밖에 없는 구조이기 때문이다. 이에 따라, 상기 동체 좌측과 우측의 크랭크핀들이 서로 같은 각속도로 반대 방향으로 공전하여야 양쪽 날개가 서로 대칭을 이루며 균형 있게 날갯짓을 할 수 있으나, 이를 위해서는 상기 동체 좌측과 우측의 크랭크핀들 사이의 넓은 간격 내에, 치아 맞물림에 의해 연동되며 동력전달과 변속 기능을 하는 소형과 대형 기어들이 다수 개 배치되어야 하므로, 구동력전달부를 구성하는 기어들의 크기와 중량 및 비행 방향 공기저항이 매우 커지게 된다.
상기 과제들을 해결하기 위한, 본 발명의 날갯짓 비행장치는, 1개 이상의 구동원에 의해 동체에 대한 상대운동을 하여 부양력을 발생시키는 날개를 상기 동체에 좌측과 우측에 각각 1개 이상씩 가지는 비행장치에 있어서,
상기 동체의 좌측과 우측에는, 상기 구동원에서 구동력을 전달받는 크랭크기구와 날개가 각각 1개 이상씩 구비되고,
각 상기 크랭크기구에는, 상기 동체의 앞뒤 방향으로 뻗은 크랭크축과, 상기 크랭크축을 중심으로 공전하는 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 가까운 지점을 통과하는 회전 방향으로 공전하며,
상기 동체에는, 상기 날개들이 날갯짓 운동을 할 때 회전축 역할을 하는 날갯짓회동축이 1개 이상 구비되고,
각 상기 날개는, 외측말단부(wing tip)은 자유단 상태이며, 내측말단부(날개죽지)는 상기 날갯짓회동축에 제자리회전이 가능한 방식으로 힌지결합 되며, 상기 날개의 외측말단부와 내측말단부 사이의 일부 구간에는 길이가 상기 크랭크핀의 공전 지름보다 약간 길고, 높이는 상기 크랭크핀의 지름보다 약간 높은 관통공간 형상의 슬릿형개구부가, 날개의 좌우 폭 방향을 따라 구비되고,
상기 크랭크핀은, 상기 날개의 슬릿형개구부에 삽입되어 상기 슬릿형개구부의 길이 방향을 따라 구르거나 미끄러지며 왕복할 수 있는 방식으로 상기 날개와 롤러결합 되어있어서,
상기 크랭크핀이 상기 구동원의 구동력을 전달받아서 공전운동을 하면, 상기 크랭크핀이 상기 슬릿형개구부를 밀어 올렸다 내렸다 하는 운동을 반복하기 때문에, 상기 날개가 상하 방향으로 오르내리는 날갯짓 운동을 하게 되는데,
상기 크랭크핀과 상기 날갯짓회동축 사이의 거리가, 상기 크랭크핀이 하강 방향으로 공전할 때에는 상기 날개의 폭에 비해서 짧아지고, 상기 크랭크핀이 상승 방향으로 공전할 때에는 상기 날개의 폭에 비해서 길어지기 때문에,
상기 크랭크핀이 일정한 회전속도로 공전하더라도, 상기 크랭크핀이 하강 방향으로 공전할 때에는, 상기 날개가 상대적으로 빠른 각속도로 하향 날갯짓을 하게 되고, 상기 크랭크핀이 상승 방향으로 공전할 때에는, 상기 날개가 상대적으로 느린 각속도로 상향 날갯짓을 하게 되는 것을 기본적 특징으로 한다.
한편, 상기 날갯짓회동축은 상기 동체의 중심축을 기준으로 좌측과 우측에 각각 1개씩 구비되고, 상기 날갯짓회동축에 제자리회전이 가능한 방식으로 힌지결합 되는 상기 날개의 내측말단부에는 날갯짓회동축기어가 설치되며, 상기 좌측날개의 날갯짓회동축기어와 우측날개의 날갯짓회동축기어는 서로 맛물려서 반대방향으로 회전하는 크기와 형상을 구비하는 것이 바람직하다.
왜냐하면 상기 좌측 날갯짓회동축기어와 우측 날갯짓회동축기어가 서로 맞물려서 회전하면, 동체 양쪽에 위치한 1쌍의 날개가 서로 정확하게 면대칭을 이루며 균형 있게 날갯짓을 할 수 있기 때문이다. 한편, 상기 비행장치에는 스프링부재의 탄성력을 이용하여 상기 좌측 날개와 우측 날개의 하향 날갯짓에 회전력을 강화시켜주는 하향날갯짓강화부가 구비될 수 있는데,
상기 하향날갯짓강화부는, 상기 동체의 좌측과 우측 날개들에서 각각 아래쪽으로 돌출된 형상인 날갯짓모멘트팔 및, 각 상기 날개나 각 상기 날갯짓모멘트팔을 하향 날갯짓 방향으로 잡아당기는 스프링부재 등으로 구성되어, 상향 날갯짓 방향의 날개 회전력은 감소시키고, 하향 날갯짓 방향의 날개 회전력은 증가시켜 준다.
또한, 상기 비행장치에는 스프링부재의 탄성력을 이용하여, 상하 방향 날갯짓 과정에서 극복해야 하는 관성저항에 의한 에너지손실 문제를 해소시켜 주는 날갯짓효율증강부가 구비될 수도 있는데,
상기 날갯짓효율증강부는, 상기 동체의 좌측과 우측 날개들에서 각각 위쪽으로 돌출된 형상인 날개상부모멘트팔과 아래쪽으로 돌출된 형상인 날개하부모멘트팔 및, 좌우 1쌍의 상기 각 날개상부모멘트팔을 서로 연결하여 신축 탄성력을 제공하는 날개상부스프링부재와, 1쌍의 상기 각 날개하부모멘트팔을 서로 연결하여 신축 탄성력을 제공하는 날개하부스프링부재 등으로 구성되어, 날갯짓의 상사점 또는 하사점에 접근할 때는 운동에너지가 위치에너지로 전환되고, 날개가 좌우로 넓게 펼쳐지는 상기 상사점과 하사점의 중간 위치에서는 탄성 위치에너지가 운동에너지로 전환되어 날갯짓의 에너지효율을 높여준다.
한편 상기 날갯짓효율증강부는 동체 좌측날개와 동체 우측날개의 연결부위가 휨변형이 발생할 수 있는 고탄성의 판재로 형성되어 있어서, 양쪽 날개의 중앙부위의 탄성적 휨변형과 복원력에 의해 탄성위치에너지와 운동에너지간의 에너지변환이 이루어지도록 하는 것도 가능하다.
한편, 상기 비행장치에 넓은 수평면적을 갖는 꼬리날개를 설치하면, 날갯짓에 따른 비행장치 동체의 오르내림이 꼬리날개를 위아래도 부채처럼 흔들어 주기 때문에, 날갯짓에 의한 비행장치 동체의 상하방향 기울어짐과 요동이 대폭 감소할 뿐만 아니라, 공기를 부채처럼 뒤쪽으로 밀어내기 때문에 전방 추진력과 동체 부양력도 증가된다.
한편, 각 상기 날개는 상기 동체의 앞뒤 방향으로 뻗은 외측날개회동축 및 상기 외측날개회동축를 중심으로 서로 상대 회동이 가능한 힌지내측날개와 힌지외측날개로 구성될 수 있으며, 상기 동체와 상기 날개 사이에는 상기 힌지외측날개가 상기 힌지내측날개보다 빠른 각속도로 날갯짓하도록 회전력을 증강해주는 외측날갯짓증속부가 구비될 수 있는데,
상기 외측날갯짓증속부는, 상기 힌지외측날개에서 아래쪽으로 돌출된 형상의 외측날개모멘트팔, 상기 날갯짓회동축의 위쪽에 위치하며 상기 동체의 앞뒤 방향으로 뻗은 신축력전달재회동축 및, 상기 외측날개모멘트팔의 외측 말단부와 상기 신축력전달재회동축을 연결하며 날갯짓에 따른 신축력 변화를 전달해 주는 신축력전달재로 구성되어 있고, 상기 슬롯형개구부는 상기 힌지내측날개에 구비되어 있어서,
상기 크랭크기구의 크랭크핀이 공전운동을 함에 따라 상기 힌지내측날개가 하향날갯짓을 할 때는, 상기 신축력전달재회동축과 상기 외측날개회동축 사이의 거리가 점점 멀어지면서, 상기 신축력전달재가 상기 외측날개모멘트팔의 외측 말단부를 잡아당기는 힘이 발생하기 때문에, 상기 힌지외측날개가 상기 외측날개회동축을 중심으로 아래쪽으로 회전하게 되며, 이에 따라 힌지외측날개가 힌지내측날개보다 빠른 각속도로 하향날갯짓을 하게 된다.
여기서, 상기 신축력전달재로 줄이나 끈처럼 잘 휘어지는 소재를 사용하는 경우에는, 상기 힌지외측날개에 상향날갯짓 방향으로 회전력을 제공할 수 있는 토션스프링을 상기 외측날개회동축 주위에 설치하여야 상향 날갯짓을 할 때 날개의 폭이 넓게 펼쳐질 수 있다.
한편, 상기 날개는 동체의 앞뒤 방향을 따라 2개 이상 설치될 수도 있으며, 상기 2개 이상의 날개들이 하나의 크랭크기구를 공유할 때는, 앞뒤 쪽에 있는 각 날개의 날갯짓을 유발하는 각 크랭크핀 상호 간 공전위상 차이가 일정한 간격(예, 앞뒤로 2쌍의 날개일 때는 크랭크핀 간 공전위상 차이가 180도, 3쌍일 때는 120도)이 되도록, 크랭크기구의 형상을 구성하는 것이 바람직하다.
1. 상향 날갯짓보다 빠른 하향 날갯짓으로, 부양력이 효과적으로 생성된다.
왜냐하면, 상기 날갯짓회동축과 상기 크랭크핀 사이의 거리가, 하향 날갯짓을 할 때는 상대적으로 짧고, 상향 날갯짓을 할 때는 상대적으로 길기 때문에, 상기 크랭크핀의 공전 속도가 일정하더라도, 하향 날갯짓의 각속도가 상향 날갯짓의 각속도보다 빠르며, 날갯짓에 의한 부양력은 날갯짓 각속도의 제곱에 비례하여 커지기 때문이다.
2. 하향날갯짓강화부의 스프링부재의 탄성력이 에너지효율을 증가시켜 준다.
상기 크랭크장치의 크랭크핀과 상기 날갯짓회동축 사이의 거리가 하향 날갯짓 때는 최소거리(L1), 상향 날갯짓 때는 최대거리(L2)가 발생하므로, 지렛대 원리에 의하면, 하향 날갯짓에 소요되는 구동력(Torque)은 상향 날갯짓에 요구되는 구동력의 (L2)/(L1) 배가 된다.
이에 더하여, 하향 날갯짓 속도가 상향 날갯짓 속도보다 빠르고, 공기저항은 날갯짓 속도의 제곱에 비례하기 때문에, 하향 날갯짓에 소요되는 구동력(Torque)이 상향 날갯짓에 소요되는 구동력보다 훨씬 크다.
따라서 상기 스프링부재의 탄성력을 이용하여 하향 날갯짓 방향의 소요 구동력을 감소시키고, 상향 날갯짓 방향의 소요 구동력을 증가시키면, 상기 구동원이 제공해야 하는 소요 구동력의 크기가 상대적으로 균등해지므로, 날갯짓의 에너지효율이 대폭 증가하며, 소요 구동력의 최대치도 작아진다.
3. 날갯짓효율증강부의 스프링부재의 탄성력이 에너지효율을 증가시켜 준다.
상기 날갯짓효율증강부가 구비되면, 상기 날개가 날갯짓 과정에서 상사점이나 하사점에 접근할 때에는 날갯짓의 운동에너지가 탄성 위치에너지로 전환되고, 상기 날개가 수평 방향으로 펼쳐질 때에는, 상기 탄성 위치에너지가 날갯짓의 운동에너지로 전환됨으로써, 날갯짓의 방향이 주기적으로 전환되더라도 관성저항에 의한 에너지 손실이 발생치 않으므로, 날갯짓의 에너지효율이 비약적으로 증가할 수 있다.
그러므로, 상기의 하향날갯짓강화부와 상기 날갯짓효율증강부를 적절히 조합하여, 상기 날개상부스프랑장치와 날개하부스프링장치의 상대적 설치 위치나 탄성계수를 최적의 상태로 조정하면, 관성저항의 극복에 의한 에너지효율 제고 효과와 하향날갯짓 강화 효과를 모두 극대화하는 것이 가능하다.
4. 구동력전달부가 작고 가벼워지며, 비행 방향의 공기저항도 줄어든다.
왜냐하면, 상기 동체의 좌측과 우측의 크랭크핀들이 서로 인접하게 설치될 수 있어서, 상기 날개폭이 변하는 날갯짓 비행장치(특허등록 10-1845748)에 비해, 상기 동체 좌측과 우측의 크랭크핀들이 같은 각속도로 반대 방향으로 공전할 수 있도록 치아 맞물림 회전하는 상기 구동력전달기어들을 작고 가볍게 만들 수 있기 때문이다. 또한, 소요 구동력의 최대치가 줄어든 만큼 소요 구동원의 크기와 무게도 작아진다.
5. 비행장치가 글라이딩 할 때, 양쪽 날개가 외측으로 넓게 펼쳐질 수 있다.
하향날갯짓강화부가 설치되지 않은 비행장치가 글라이딩을 할 때는, 날개의 하부에 가해지는 상향 공기압에 의해, 날개 끝단 쪽이 다소 위쪽으로 향한 모습으로 날개가 넓게 펼쳐진다.
이에 더하며, 하향 날갯짓 방향으로 회전력을 강화해주는 하향날갯짓강화부나, 날갯짓효율증강부를 설치되면, 상기 날개가 더욱 넓게 펼쳐져서 보다 에너지 효율적으로 글라이딩을 하게 된다.
6. 외측날갯짓증속부을 이용한 날갯짓 증속이 부양력을 더욱 강화한다.
왜냐하면, 힌지외측날개가 힌지내측날개와 같은 각속도로 내려가면, 날개 하부의 공기가 날개의 측면방향으로 쉽게 새어나가지만, 힌지외측날개가 힌지내측날개보다 빠른 각속도로 내려가면, 날개의 측면으로 새어나가는 공기량이 줄면서 날개의 하부로 밀려 내려가는 공기량이 증가하면서 부양력 생성의 효율이 향상된다.
또한, 날갯짓 궤적의 상단과 하단 사이의 고저각도 더 커지며, 날갯짓 각속도도 더 빨라지므로 부양력 생성의 에너지효율이 극대화된다.
7. 앞뒤의 날개 쌍들이 상호 일정한 시간 간격으로 하향 날갯짓하면, 동체의 상하요동은 줄고, 전방 추진력이 생성되며, 날갯짓의 에너지효율이 향상될 수 있다.
앞뒤의 날개 쌍들의 날갯짓을 유발하며, 하나의 크랭크기구를 구성하는 앞뒤의 크랭크핀들 상호 간의 공전 위상 차이가 일정한 경우, 상기 크랭크기구에는 상기 날개 쌍의 개수와 동일한 주파수로 날갯짓에 의한 부하의 증감 파동이 중첩되므로, 상기 하향날갯짓강화부를 별도로 설치하지 않더라도, 상기 구동원이 제공해야 하는 구동력의 크기가 상대적으로 균등해지며 소요 구동력의 최대치도 작아지므로, 동체의 상하방향 요동이 줄어들고, 날갯짓의 에너지효율이 향상된다.
또한, 앞쪽의 날개가 하향 또는 상향 날갯짓을 하며 공기를 뒤쪽으로 밀어낸 후에, 뒤쪽 날개가 물결치듯이 빠르게 접근하며 연속적으로 공기를 뒤로 밀어내기 때문에, 뒤쪽으로 밀려 나가는 공기가 점점 가속되기 때문에 전방 추진력이 효과적으로 생성된다.
도 1은, 본 발명인이 특허를 취득한 인용발명인 "날개폭이 변하는 날갯짓 비행장치"의 사시도이다.
도 2는, 도 1의 비행장치에 있어서, 날갯짓 운동의 메커니즘과 순서의 개요를 나타내는 정면도이다.
도 3은 동체의 뒤쪽에 1개의 구동원과 구동력전달부가 구비된 형상인, 본 발명에 의한 비행장치의 일 실시예의 사시도이다.
도 4는, 도 3의 실시 예의 비행장치를 위쪽에서 바라본 평면도이다.
도 5는, 도 3의 실시 예의 비행장치의 구동력전달부 및 하향날갯짓강화부의 형상과 기능을 보여주는 개요도이다.
도 6은, 도 3의 비행장치에 있어서, 크랭크핀의 공전 위치에 따른 날갯짓 운동의 메커니즘과 순서의 개요를 보여주는 정면도이다.
도 7은, 스프링부재의 신축 탄성력을 이용하는 하향날갯짓강화부가 설치된, 본 발명에 의한 비행장치의 일 실시예의 사시도이다.
도 8은, 스프링부재의 코일링 탄성력을 이용하는 하향날갯짓강화부가 설치된, 본 발명에 의한 비행장치의 일 실시예의 사시도이다.
도 9는, 공전 위상차가 180도인 2개의 크랭크핀을 갖는 크랭크기구 1개에 의해 앞뒤의 날개가 번갈아 하향 날갯짓하는 본 발명의 비행장치의 일 실시예의 사시도이다.
도 10은, 공전 위상차가 90도인 4개의 크랭크핀을 갖는 크랭크기구 2개에 의해 앞뒤의 날개들이 물결치듯이 날갯짓하는 본 발명의 비행장치의 일 실시예의 사시도이다.
도 11은, 앞쪽 동체와 뒤쪽의 동체가 동체 중심축을 기준으로 상대 회동이 가능하게 결합된 형상 등을 보여주는, 도 10의 비행장치를 측면에서 바라본 예시도이다.
도12는, 날개가 힌지외측날개와 힌지내측날개로 구성되고, 외측날갯짓증속부가 설치된, 본 발명에 의한 비행장치의 일 실시예의 사시도이다.
도 13은, 도 11의 비행장치에 있어서, 크랭크핀의 공전 위치에 따른 날갯짓 운동의 메커니즘과 순서의 개요를 나타내는 정면도이다.
도 14는, 휘어지는 재질의 신축력전달재, 외측날개회동축을 감은 코일링스프링 및 바벨기어와 체인을 이용한 동력전달장치 등을 보여주는, 본 발명에 의한 비행장치의 일 실시예의 사시도이다.
도 15는, 본 발명에 의한 비행장치에 있어서, 크랭크핀의 공전속도와 공전위상의 변화에 따른 날개 끝단 부위의 날갯짓 속도 변화를 보여주는, 예시도이다.
도 16은, 코일스프링부재의 신축 탄성력을 이용하는 날갯짓효율증강부가 설치된, 본 발명에 의한 비행장치의 일 실시예의 사시도이다.
도 17은 둥근 토션스프링의 굽힘 탄력성을 이용하는, 날갯짓효율증강부가 설치된, 본 발명에 의한 비행장치의 일 실시예의 사시도이다.
도 18은, 도 16의 비행장치에 있어서, 크랭크핀의 공전 위치에 따른 날갯짓 운동과 코일스프링 신축의 메커니즘과 순서의 개요를 나타내는 정면도이다.
이하, 첨부도면을 참조하면서 본 발명을 상세히 설명한다. 다만, 동일구성에 의해 동일기능을 가지는 <비행장치의 형상 및 구성>부분은, 도면이 달라지더라도 동일부호를 유지함으로써, 그 상세한 설명을 생략하는 경우가 있다.
<비행장치의 형상 및 구성>
본 발명의 비행장치(1)는, 도 3등에 도시된 바와 같이, 구동원(3)에 의해 동체(2)에 대한 상대운동을 하여 부양력을 발생시키는 날개(6)를 상기 동체의 좌측과 우측에 각각 1개 이상씩 가지는 비행장치이다.
상기 동체(2)는, 상기 구동원(3) 및 상기 날개(6)가 설치되는 부재이다.
상기 동체(2)의 좌측과 우측에는, 상기 구동원(3)에서 구동력을 전달받는 크랭크기구(5)와 날개(6)가 각각 1개 이상씩 구비되고,
각 상기 크랭크기구(5)에는, 상기 동체(2)의 앞뒤 방향으로 뻗은 크랭크축(51)과, 상기 크랭크축을 중심으로 공전하는 크랭크핀(53)과, 상기 크랭크축과 상기 크랭크핀을 연결해 주는 크랭크암(52)이 구비되어 있다.
각 상기 크랭크핀(53)은, 크랭크암(52)의 길이에 의해 정해지는 공전궤도를 따라, 상기 크랭크핀(53)이 하강할 때에 상기 동체(2)에서 가장 가까운 지점을 통과하는 회전 방향으로 공전하며, 상기 동체(2)에는, 상기 각 날개(6)들이 날갯짓 운동을 할 때 회전축 역할을 하는 날갯짓회동축(21)이 1개 이상 구비되어 있다.
각 상기 날개(6)는, 외측말단부(wing tip)은 자유단 상태이며, 내측말단부(날갯죽지)는 상기 날갯짓회동축(21)에 제자리회전이 가능한 방식으로 힌지결합 되며, 상기 날개의 외측말단부와 내측말단부 사이의 일부 구간에는 길이가 상기 크랭크핀(53)의 공전지름보다 약간 길고, 높이는 상기 크랭크핀(53)의 지름보다 약간 높은 관통공간 형상인 슬릿형개구부(61)가 상기 날개(6)의 폭 방향을 따라 구비되어 있으며,
상기 크랭크핀(53)은, 상기 날개(6)의 슬릿형개구부(61)에 삽입되어, 상기 슬릿형개구부(61)의 길이 방향을 따라 미끄러지거나 굴러가며 왕복운동 할 수 있는 방식으로 상기 날개(6)와 롤러결합 되어있다.
그러므로 상기 크랭크기구(5)의 크랭크핀(53)이 상기 구동원(3)의 구동력을 전달받아서 공전운동을 하면, 상기 크랭크핀(53)이 상기 슬릿형개구부(61)를 밀어 올렸다 내렸다 하는 운동을 반복하기 때문에, 상기 날개가 상하 방향으로 오르내리는 날갯짓 운동을 하게 되는데,
상기 크랭크핀(53)과 상기 날갯짓회동축(21) 사이의 거리가, 상기 크랭크핀(53)이 하강 방향으로 공전할 때에는 상기 날개(6)의 폭에 비해서 짧고, 상기 크랭크핀(53)이 상승 방향으로 공전할 때에는, 상기 날개(6)의 폭에 비해서 길기 때문에,
상기 크랭크핀(53)이, 일정한 각속도로 공전하더라도, 하강 방향으로 공전할 때에는 상기 날개(6)가 상대적으로 빠른 각속도로 하향 날갯짓을 하게 되고, 상승 방향으로 공전할 때에는, 상기 날개(6)가 상대적으로 느린 각속도로 상향 날갯짓하게 된다.
한편, 양쪽 날개(6) 사이에는 상기 구동원(3)의 구동력을 상기 크랭크기구(5)들에 전달하는 구동력전달기어(41)들을 포함하는 구동력전달부(4)가 구비될 수 있는데,
상기 구동력전달기어(41)들은, 도 5에 도시된 예시처럼 동체(2) 좌측의 1개 이상의 구동력전달기어(41)와 동체(2) 우측의 1개 이상의 구동력전달기어(41)가 서로 동일한 기어비로 치아 맞물림 회전함으로써, 상기 동체(2) 좌측의 크랭크핀(53)과 상기 동체(2) 우측의 크랭크핀(53)이 동일한 각속도를 유지하며 서로 반대 방향으로 공전하도록 구성되는 것이 바람직하다.
이러한, 상기 구동력전달부(4)에는 도10이나 도14의 예시도에서 보는 바와 같이 체인이나 벨트가 포함될 수도 있다.
한편, 날갯짓에 대한 공기의 저항력은 날갯짓 속도의 제곱에 비례하기 때문에, 하향 날갯짓 방향의 회전력은 증가시켜 주고, 상향 날갯짓 방향의 회전력은 감소시켜 주는 하향날갯짓강화부(7)를 설치하는 것이 구동원(3)의 에너지효율 제고 측면에서 바람직하며, 다음과 같은 다양한 방식의 하향날갯짓강화부(7)가 구현될 수 있다.
도 3과 도5에 예시된 방식은, 상기 동체(2) 좌측의 날개(6)와 동체(2) 우측의 날개(6)의 하부에 각각 아래쪽으로 돌출된 날갯짓모멘트팔(71)가 형성되고, 상기 동체 좌측의 날갯짓모멘트팔(71)와 우측의 날갯짓모멘트팔(71)이 인장스프링(721)에 의해 서로 연결되어 있어서, 상기 좌측과 우측의 날갯짓모멘트팔(71)들을 중앙 쪽으로 당겨주는 탄성 복원력을 제공함으로써, 하향 날갯짓 방향으로 회전력을 강화해준다.
도 7에 예시된 방식은, 상기 동체(2) 좌측의 날개(6)와 동체 우측의 날개(6)를 모두 아래쪽으로 당겨주는 인장스프링(721)이 상기 날개(6)와 상기 동체(2) 사이에 설치되어, 하향 날갯짓 방향으로 회전력을 강화해준다.
도 8에 예시된 방식은, 날갯짓회동축(21) 주위에 코일링된 토션스프링(722)이 설치되어, 상기 날개에 하향날갯짓 방향으로 회전력을 제공해 준다.
한편 각 상기 날개(6)는, 도 12와 도13 등에 도시된 바와 같이, 동체의 앞뒤 방향으로 뻗은 외측날개회동축(81) 및 상기 외측날개회동축(81)를 중심으로 서로 상대회동이 가능한 힌지내측날개(62)와 힌지외측날개(63)로 구성될 수 있으며, 상기 동체(2)와 상기 날개(6) 사이에는 상기 힌지외측날개(63)가 힌지내측날개(62)보다 빠른 각속도로 날갯짓하도록 회전력을 증강해주는 외측날갯짓증속부(8)가 구비될 수 있는데,
상기 외측날갯짓증속부(8)는, 힌지외측날개(63)에서 아래쪽으로 돌출된 형상의 외측날개모멘트팔(82), 상기 날갯짓회동축(21)의 위쪽에 위치하면서 상기 동체의 앞뒤방향으로 뻗은 신축력전달재회동축(84) 및, 상기 외측날개모멘트팔(82)의 외측 말단부와 상기 신축력전달재회동축(84)을 연결하며 날갯짓에 따른 신축력 변화를 전달해 주는 신축력전달재(83)로 구성되어 있고, 상기 슬롯형개구부(61)은 힌지내측날개(62)에 구비되어 있어서,
상기 크랭크핀(53)의 공전운동에 따라 상기 힌지내측날개(62)가 하향 날갯짓을 할 때는, 상기 신축력전달재회동축(84)과 상기 외측날개회동축(81) 간의 거리가 점점 멀어지면서, 상기 신축력전달재(83)가 상기 외측날개모멘트팔(82)의 외측 말단부를 잡아당기는 힘이 발생하기 때문에, 도 13에 도시된 예시처럼, 상기 힌지외측날개(63)가 상기 외측날개회동축(81)을 중심으로 아래쪽으로 회전하게 되며, 이에 따라 힌지외측날개(63)가 힌지내측날개(62)보다 빠른 각속도로 하향날갯짓을 하게 된다.
여기서, 상기 신축력전달재(83)로 줄이나 끈처럼 잘 휘어지는 소재를 사용하는 경우에는, 신축력전달재(83)가 외측날개모멘트팔(82)를 당기는 힘은 제공할 수 있으나 미는 힘은 제공할 수 없으므로, 도 14에 도시된 예시도와 같이, 상기 힌지외측날개(63)에 상향날갯짓 방향으로 회전력을 제공할 수 있는 토션스프링(85)을 상기 외측날개회동축(81) 주위에 설치하고, 힌지내측날개(62) 위에는 신축력전달재(83)의 원활한 왕복운동을 위한 내측날개롤러(86)을 설치하는 것이 바람직하다.
한편, 도 9와 도 10에 각각 도시된 예시와 같이, 비행장치 동체(2)의 앞뒤 방향을 따라, 상기 각 크랭크핀(53)의 공전운동에 연동된 각 날개(6)가 일정한 시간 간격으로 연속적으로 하향 날갯짓을 하도록, 서로 동일한 공전 위상차를 갖는 2개 이상의 크랭크핀(53)들을 갖춘 크랭크기구가 설치되는 것도 가능하다.
이와 관련, 도 9의 예시도는 1개의 크랭크기구(5)를 구성하는 2개의 크랭크핀(53) 간의 공전위상 차이가 180도인 비행장치(1)을 보여주면, 도 10의 예시도는 1개의 크랭크기구(5)를 구성하는 4개의 앞뒤 크랭크핀(53) 간의 공전위상 차이가 90도인 크랭크기구(5) 2개가 동체(2)의 좌우에 각각 1개씩 배치되고, 이러한 동체(2) 2개가 앞뒤 방향을 회전축으로 제자리회전 가능하게 결합된 형상의 비행장치(1)를 보여준다.
도 16과 도 17 및 도18은 좌우 1쌍인 날개(6)의 위쪽에는 동체(2) 좌측과 우측의 날개상부모멘트팔(88)을 날개상부스프링부재(90)가 연결하고, 좌우 1쌍인 날개의 아래쪽에는 동체 좌측과 우측의 날개하부모멘트팔(89)을 날개하부스프링부재(91)가 연결하여 신축 탄력성을 제공해 줌으로써, 날갯짓의 상사점과 하사점에서의 관성저항에 따른 에너지손실을 해소시켜 주는 날갯짓효율증강부(9)를 보여주고 있다.
<비행장치의 동작 및 효과>
1. 상향 날갯짓보다 빠른 하향 날갯짓으로, 부양력이 효과적으로 생성된다.
도 15와 같은 날갯짓 운동 메커니즘에 대한 개요도에 있어서, 날갯짓회동축(21))에서 크랭크축(51)까지의 거리는 2L, 크랭크핀(53)의 공전반경은 L, 날개의 길이는 6L, 크랭크핀(53)의 회전속도는 V라고 가정하면, 하향날갯짓에 의한 날개끝단(wing tip)의 최대회전속도는 6V가 되며, 상향날갯짓에 의한 날개끝단의 최대회전속도는 2V가 된다.
한편, 날갯짓에 의한 양력은 속도의 제곱에 비례하므로, 하향날갯짓에 의한 (+)최대양력이 상향날갯짓에 의한 (-)최대양력의 약 9배가 된다. 따라서 상향날갯짓에 의한 (-)의 양력은 무시할 수 있을 만큼 효과적으로 날갯짓에 의한 양력이 생성된다.
2. 구동력 전달 장치가 작고 가벼우며, 비행방향 공기저항도 대폭 감소한다.
도 3에서 보듯이, 본 발명에 의한 비행장치(1)에서는 상기 동체(2) 좌우측의 크랭크기구(5)들이 도 1의 인용발명에 비해 동체에 가깝게 설치되므로, 서로 치아 맞물림 회전하는 동체 좌우측 동력전달장치(4)의 기어들이 작고 가벼운 형상으로 형성될 수 있으며, 이에 따라, 공기저항도 대폭 줄어들기 때문에, 상기 인용발명보다 에너지효율이 대폭 개선된다.
3. 하향날갯짓강화용 스프링부재가 날갯짓의 에너지효율을 대폭 제고시켜 준다.
도 15와 같은 날갯짓 운동 메커니즘 예시도에 있어서, 상기와 같이 하향 날갯짓에 의한 (+)최대양력이 상향 날갯짓에 의한 (-)최대양력의 약 9배가 되므로, 상향날갯짓에 소요 회전모멘트를 Mf라고 하면 하향날갯짓에 소요 회전모멘트는 9Mf이 된다.
여기서,
Figure PCTKR2020013431-appb-I000001
(k: 계수, ρ: 공기질량, x: 날갯짓회동축에서 거리)로 표현될 수 있다.
또한, 구동원(3)의 구동력에 의해 상기 크랭크핀(53)이 상기 날개(6)를 위쪽이나 아래쪽으로 미는 힘을 F라고 가정하면, 상기 구동원(3)의 구동력이 상향 날갯짓을 유발하는 회전모멘트는 3L*F, 하향 날갯짓을 유발하는 회전모멘트는 L*F가 된다.
이러한 조건에서, 상기 스프링부재(72)가 하향날갯짓 방향으로 가하는 회전모멘트를 Ms라고 하고, Ms에 의해 하향날갯짓과 상향날갯짓에 소요되는 구동원의 구동력 크기가 동일(F = constant)해 졌다고 가정하면,
하향날갯짓 때에는 9Mf = L*F + Ms
상향날갯짓 때에는 Mf = 3*L*F - Ms가 되므로,
F = 2.5Mf/L, Ms = 6.5 Mf이 된다.
따라서 상기 스프링부재(72)가 Ms = 6.5 Mf의 회전력을 제공하면, 하향 날갯짓과 상향 날갯짓에 소요되는 구동력의 크기(F)가 2.5Mf/L로 같아지며,
이에 따라 상향 날갯짓과 하향 날갯짓 방향으로 각각 크랭크핀(53)이 단위거리 이동하는 데 소요되는 에너지의 합은 [2.5Mf/L * 1 + 2.5Mf/L * 1 = 5*Mf/L]이 된다.
한편, 상기 스프링부재(72)가 설치되지 않는 경우의, 하향 날갯짓에 소요돠는 최대 구동력을 F1, 상향날갯짓에 소요되는 최대 구동력을 F2, 상향 날갯짓에 소요되는최대 회전모멘트를 Mf라고 가정하면,
하향 날갯짓 때에는 9Mf = F1*L, 상향 날갯짓 때에는 Mf = F2*3L이 되므로
F1 = 9(Mf/L), F2 = 1/3*(Mf/L)이 된다.
따라서 상향 날갯짓과 하향 날갯짓 방향으로 크랭크핀(53)이 각각 단위거리를 이동하는 데 소요되는 에너지의 합은 9(Mf/L)*1 + 1/3*(Mf/L)*1 = 9.33*Mf/L이 된다.
그러므로 상기 스프링부재(72)를 설치하면, 소요되는 최대 구동력은 2.5/9 = 0.225배로 대폭 줄어들고, 최대 날갯짓 부하 구간의 단위거리 이동당 에너지효율은 9.33/5 = 1.87배로 증가하게 된다.
이처럼 스프링부재(72)를 설치하면, 구동원(2)에 전달되는 부하가 보다 균등하게 분산되므로, 과부하가 감소하여 소요 구동원(3)과 동력전달장치(4)의 소형화가 가능해지며, 날갯짓에 의한 동체(2) 부양력과 에너지효율이 크게 증가된다.
한편, 날갯짓회동축(21)과 크랭크축(51) 사이의 거리, 크랭크암(53)의 길이, 날갯짓회동축(21)의 높이 등이 변하면, 소요 구동력과 에너지효율 등도 변한다.
4. 비행장치가 글라이딩 할 때, 양쪽 날개가 외측으로 넓게 펼쳐질 수 있다.
상기 스프링부재(72)가 없는 상태로 날개(6)가 정지된 채로 하부에서 공기압을 받으면, 도 6의 (a)에 도시된 형상처럼 양쪽 날개(6)가 위쪽으로 향해 펼쳐진 형태로 글라이딩을 하게 된다.
한편, 하향날갯짓의 회전력을 보강해 주는 스프링부재(72)가 도 3, 도 7 또는 도 8처럼 설치된 경우에는, 양쪽 날개(6)가 도 6의 (c)나 (d)에 도시된 형상처럼 더욱 넓게 펼쳐진 상태로 글라이딩을 할 수 있다.
또한, 날갯짓효율증강부(9)가 설치된 경우에도 날개상부스프링부재(91)과 날개하부스프링부재(92)의 탄성력에 의해 양쪽 날개가 외측으로 펼쳐진다.
5. 2쌍 이상의 날개를 설치하면, 동체 오르내림은 줄고, 에너지효율은 향상된다.
도 9에서 보듯이, 잠자리처럼 상기 동체(2)의 앞뒤 방향을 따라 2쌍 이상의 날개(6)들이 설치되어 일정한 시간 간격으로 오르내리면, 별도의 스프링장치를 설치하지 않더라도, 날갯짓 싸이클 동안 크랭크축(51)과 구동원(2)에 가해지는 부하의 증감 파동이 서로 중첩되어 상대적으로 부하가 균등해지므로, 과부하가 해소되고 동체 부양력과 에너지효율이 향상되며, 날갯짓에 의한 동체(2)의 상하요동도 앞뒤 날개 쌍이 증가할수록 줄어든다.
6. 3쌍 이상의 날개가 일정한 시간 간격으로 날갯짓하면 추진력이 생성된다.
도 10의 예시도와 같이, 일정한 크랭크핀(53) 공전 위상차를 갖는 날개(6)가 동체(2)의 앞뒤 방향을 따라 다수 개 설치되는 경우에는, 상기 날개(6)들이 앞에서 뒤쪽으로 공기를 연속적으로 물결치듯이 밀어내므로, 전방 추진력이 효과적으로 생성된다. 이 경우, 각 날개(6)의 뒤쪽 플랩은 위아래로 펄럭일 수 있는 고탄성 재질로 설치되는 것이 바람직하며, 각 날개(6)의 형상도 날갯죽지 쪽보다 외측 날개말단(wing tip)쪽이 뒤에 위치하도록 경사지게 형성되면, 날개의 탄력적 휨 변형에 의한 전방 추진력이 보다 효과적으로 생성된다.
7. 앞뒤의 동체와 날개들을 독립적으로 제어하는 방식으로 비행조종이 가능하다.
도 11의 예시도와 같이, 회동커플링(22)을 경계로 하는 비행장치(1)의 앞쪽 동체(2)와 뒤쪽 동체(2)가 동체의 앞뒤 방향을 회전축으로 하는 상대회동을 제어할 수 있는 방식으로 결합되면 비행 방향의 조종이 가능해지며, 앞쪽 동체의 날개들과 뒤쪽 동체 의 날개들이 서로 독립적으로 속도 제어돨 수 있는 경우에는, 비행장치(1)의 속도증감, 방향전환, 정지비행, 수직승강 등의 비행제어도 용이하게 구현될 수 있다.
8. 외측날갯짓증속부를 설치하면, 부양력이 더욱 효과적으로 생성될 수 있다.
도 13의 (a)에서 (d)에 도시된 바와 같은 날갯짓 운동의 개요도에 있어서, 힌지내측날개(62)와 힌지외측날개(63)의 날갯짓 고저각 변화의 상관관계는 다음과 같다.
즉, 날갯짓회동축(21)을 기준점(0, 0)으로 하는 외측날개회동축(81)의 좌표를 (X,Y), 회전반경을 R, 고저각을 A라고 하고, 외측날개모멘트팔(82) 말단부의 좌표를 (X', Y'), 신축력전달재회전축(84)의 좌표를 (0, H)라고 하면,
X2 + Y2 = R2, X'2 + Y'2 = R'2
(X - X')2 + (Y-Y')2 = S2 이 되므로, X의 변화에 따른 Y, X', Y'의 값을 구할 수 있다. 또한 X = R*cos(A)이므로 고저각 A의 변화에 따른 (X, Y)와 (X', Y')값을 구할 수 있다. 여기서, 외측날개모멘트팔(82)의 고저각은 tan-1(Y'-Y)/(X'-X)가 되므로, 힌지외측날개(63)의 고저각이 외측날개모멘트팔(82)과 직각이라면 힌지외측날개(63)의 고저각(C)은 C = 90도 + tan-1(Y'-Y)/(X'-X)가 된다.
이에 따라 계산한 결과, R=1m, R'=0.95m, H=0.1m, S=0.15m인 경우, 힌지내측날개(62)의 고저각이 60도~(-)30도까지 변할 때, 힌지외측날개(63)의 고저각은 60도~(-)87.3도까지 변하며, 이러한 고저각 차이는 상기 R. R', S의 길이비율에 따라 달라진다.
[한지내측날개와 힌지외측날개의 날갯짓 고저각 상관표]
힌지내측날개 고저각(도) 60.0 30.0 0.0 -30.0
힌지외측날개 고저각(도) 60.0 12.8 -37.2 -87.3
위의 예시와 같이, 힌지외측날개(63)가 힌지내측날개(62)보다 1.5배 이상의 빠른 각속도로 하향 날갯짓을 하여, 날개(6)의 측면방향으로 밀려 나가던 유체를 안쪽으로 모으면서 강하게 밀어 내리므로, 동체(2) 부양력이 크게 향상된다.
9. 관성저항을 받지 않으므로, 날갯짓의 고속화와 비행체의 대형화가 가능하다.
날갯짓에 의한 원호 왕복운동의 상단과 하단은 크랭크핀(53)의 공전궤도에 날개(6)가 접하는 접점에서 발생하며, 당해 접점에서 상기 날개(6)와 크랭크암(52)이 서로 직각을 형성한다. 이에 따라, 날갯짓 왕복운동의 방향전환에 따른 모든 관성력과 충격력에는 상기 크랭크암(52)이 인장강도로 저항하게 되며, 이때, 상기 크랭크핀(53)은 상기 관성력에 직각 방향으로 이동하므로, 관성력에 의한 영향을 받지 않고 원활하게 회전할 수 있다. 이에 더하여, 날갯짓효율증강부(9)가 구비되면, 날갯짓의 상사점과 하사점 인근에서는 날갯짓의 운동에너지가 탄성위치에너지로 변환되며 저장되고, 날개가 외측으로 펼쳐지는 상사점과 하사점의 중간 인근에서는 상기 탄성위치에너지가 운동에너지로 변환되어 날갯짓을 강화시켜 주므로, 관성저항에 의한 에너지 손실 없이 날갯짓의 에너지효율이 극대화 될 수 있다.
한편, 상기 크랭크기구가 상기 날갯죽지의 측면 바깥쪽에 위치하며 관성력에 저항해 주므로 상기 비행장치가 초대형화 되어도 상기 날개(6)의 내측말단부(날갯죽지) 부위에 부재 허용강도를 초과하는 과도한 응력이 생성되지 않는다.
이로 인해, 상기 구동원(3)과 상기 날갯죽지에 관성력에 의한 과부하가 걸리지 않으므로, 날갯짓의 에너지효율이 극대화되며, 상시 비행장치(1)는 비행체 크기의 대소와 날갯짓 속도에 구애받음 없이 빠르고 원활한 날갯짓을 할 수 있게 된다.
10. 비행장치(1)에 죄우 폭이 넓은 형상인 넓은수평꼬리날개(92)를 설치하면, 날갯짓에 의한 동체의 앞뒤방향 기울어짐과 상하방향 요동이 줄어들며, 상기 넓은수평꼬리날개(92)가 부채질하듯이 상하방향으로 윈호운동을 하며 공기를 뒤로 밀어내가 때문에 전방 추진력이 증강되고, 이에 따라 증가된 비행속도는 날개의 양력을 더욱 증가시켜 준다.
<부가적 기능 구현>
1. 동체(2)의 방향전환은 날갯짓회전축(21)의 방향이나 동체 후미 부위의 방향을 변경시키는 방식으로 조종할 수 있다.
2. 날개(6)에 아래쪽으로만 열리고 닫히는 미닫이문 방식의 기문을 설치하면 부양력을 증가시킬 수 있다.
3. 날개(6)가 위쪽으로 둥글게 볼록한 곡면으로 제작되면, 전방 추진력에 의한 부양력 생성 효율이 증가한다.
4. 동체(2)의 형상은 페이로드를 높이고 무게중심을 낮출 수 있도록 상하방향으로 길게 형성할 수도 있다.
5. 동체(2) 좌우측 날개의 날갯짓회동축(221)을 분리시키고 거리를 조정하는 방식으로 스프링부재(72)의 길이와 탄성계수를 조절할 수 있다.
이상 특정 실시 예를 가지고 본 발명을 설명하였으나, 본 발명은 이에 한정되는 것이 아니고, 청구범위에 기재된 범위 내에서 이루어진 변형, 개량, 변경은 모두, 본 발명의 범위에 속하는 것으로 해석되어야 한다.
1: 비행장치
2: 동체
21: 날갯짓회동축
22: 회동커플링
3: 구동원
4: 구동력전달부
41: 구동력전달기어
411: 구동축기어
412: 크랭크축기어
413: 체인
414: 바벨기어
5: 크랭크기구
51: 크랭크축
52: 크랭크암
53: 크랭크핀
6: 날개
61: 슬릿형개구부
62: 힌지내측날개
63: 힌지외측날개
7: 하향날갯짓강화부
71: 날갯짓모멘트팔
72: 스프링부재
721: 인장스프링
722: 코일스프링
8: 외측날갯짓증속부
81: 외측날개회동축
82: 외측날개모멘트팔
83: 신축력전달재
84: 신축력전달재회동축
85: 토션스프링
86: 내측날개롤러
87: 날갯짓회동축기어
88: 날개상부모멘트팔
89: 날개하부모멘트팔
9: 날갯짓효율증강부
90: 날개상부스프링부재
91: 날개하부스프링부재
92: 넓은수평꼬리날개

Claims (8)

  1. 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 공전크랭크기구가 각각 1개 이상 구비되고,
    각 상기 크랭크기구에는, 상기 동체의 앞뒤 방향으로 뻗은 크랭크축과, 상기 크랭크축을 중심으로 공전하는 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 가까운 지점을 통과하는 회전방향으로 공전하며,
    상기 동체에는, 상기 날개들이 날갯짓 운동을 할 때에 회전축 역할을 하는 날갯짓회동축이 1개 이상 구비되고,
    각 상기 날개는, 외측 말단부위는 자유단 상태이며, 내측 말단부위는 상기 날갯짓회동축에 제자리회전이 가능한 방식으로 힌지결합되며, 상기 날개의 외측말단부와 내측말단부 사이의 일부 구간에는 길이가 상기 크랭크핀의 공전 지름보다 약간 길고, 높이는 상기 크랭크핀의 지름보다 약간 높은 관통공간 형상의 슬릿형개구부가, 날개의 좌우 폭 방향을 따라 구비되고,
    상기 크랭크핀은, 상기 날개의 슬릿형개구부에 삽입되어 상기 슬릿형개구부의 길이 방향을 따라 왕복할 수 있는 방식으로 상기 날개와 롤러결합되어 있어서,
    상기 크랭크기구의 크랭크핀이 상기 구동원의 구동력을 전달받아서 공전운동을 하면, 상기 크랭크핀이 일정한 회전속도로 공전하더라도, 하강 방향으로 공전할 때에는, 상기 날개가 상대적으로 빠른 속도로 하향 날갯짓을 하게 되고, 상승 방향으로 공전할 때에는, 상기 날개가 상대적으로 느린 속도로 상향 날갯짓을 하게 되는 것을 특징으로 하는 날갯짓 비행장치.
  2. 청구항 1에 있어서, 상기 날갯짓회동축은 상기 동체의 중심축을 기준으로 좌측과 우측에 각각 1개씩 구비되고, 상기 각 날갯짓회동축에는 날개의 내측말단부에 결합된 날갯짓회동축기어가 제자리회전 가능한 힌지 방식으로 설치되며, 상기 동체의 좌측 날갯짓회동축기어와 우측 날갯짓회동축기어는 서로 맞물려서 반대방향으로 회전하는 크기와 형상으로 설치되어 있어서, 상기 동체의 좌우측에 구비되는 1쌍의 날개가 서로 면대칭을 이루면서 균형있게 날갯짓 하는 것을 특징으로 하는 날갯짓 비행장치.
  3. 청구항 1에 있어서,
    상기 비행장치에는, 상기 구동원의 구동력에 의해, 상기 날개가 하향 날갯짓 방향으로 회전할 때에는 회전력이 증가되고, 상향 날갯짓 방향으로 회전할 때에는 회전력이 감소될 수 있도록, 하향 날갯짓 방향으로 탄성 복원력에 의한 회전력을 제공하는 스프링부재가 포함되는 하향날갯짓강화부가 구비되는 것을 특징으로 하는 날갯짓 비행장치.
  4. 청구항 3에 있어서,
    상기 하향날갯짓강화부에는, 상기 동체의 좌측 날개와 우측 날개에는 각각 아래쪽으로 돌출된 날갯짓모멘트팔이 구비되고, 각 상기 좌측 날갯짓모멘트팔의 말단부위와 우측 날갯짓모멘트팔의 말단부위 사이에는 상기 날갯짓모멘트팔들을 서로 연결하고 탄성 복원력에 의해 안쪽으로 당김으로써 하향 날갯짓 방향으로 회전력을 제공하는 1개 이상의 인장스프링이 구비되는 것을 특징으로 하는 날갯짓 비행장치.
  5. 청구항 1에 있어서,
    각 상기 날개는 전후방향으로 뻗은 외측날개회동축 및 상기 외측날개회동축를 중심으로 서로 상대회동이 가능한 힌지내측날개와 힌지외측날개로 구성되어 있고,
    상기 비행장치에는, 상기 힌지외측날개에서 아래쪽으로 돌출된 형상의 외측날개모멘트팔, 상기 날갯짓회동축의 위쪽에 위치하며 상기 동체의 앞뒤 방향으로 뻗은 신축력전달재회동축 및, 상기 외측날개모멘트팔의 외측 말단부와 상기 신축력전달재회동축을 연결하며 날갯짓에 따른 신축력 변화를 전달해 주는 신축력전달재를 포함하는 외측날갯짓증속부가 구비되어 있어서,
    상기 크랭크핀의 공전운동에 따라 상기 힌지내측날개가 하향날갯짓을 할 때에는, 상기 신축력전달재회동축과 상기 외측날개회동축 간의 거리가 점점 멀어지면서, 상기 신축력전달재가 상기 외측날개모멘트팔의 외측 말단부를 잡아당김에 따른 회전력이 발생하기 때문에, 상기 힌지외측날개가 힌지내측날개보다 빠른 각속도로 하향날갯짓을 하게 되는 것을 특징으로 하는 날갯짓 비행장치.
  6. 청구항 1에 있어서,
    각 상기 크랭크기구에는 동체의 앞뒤 방향을 따라 공전 위상의 차이가 동일한 크기인 2개 이상의 크랭크핀이 구비되어 있어서,
    상기 각 날개들이 상기 각 크랭크핀의 공전운동에 의해 날갯짓을 하는 경우에는, 앞뒤의 각 날개들이 일정한 시간차로 연속적으로 날갯짓 하며, 추진력을 생성하는 것을 특징으로 하는 날갯짓 비행장치.
  7. 청구항 1에 있어서,
    상기 비행장치에는, 상기 구동원의 구동력에 의해, 상기 날개가 날갯짓의 상사점 또는 하사점에 접근할 때에는 날갯짓의 운동에너지가 날개상부스프링부재 또는 날개하부스프링부재에 축적되는 탄성위치에너지로 전환되고, 날개가 상기 상사점과 하사점의 중간 위치에 접근할 때에는 상기 스프링부재들에 의한 탄성에너지가 운동에너지로 전횐됨으로써 날겟짓의 에너지효율을 높혀주는, 날갯짓효율증강부가 구비되는 것을 특징으로 하는 날갯짓 비행장치.
  8. 청구항 7에 있어서,
    상기 날갯짓효율증강부에는, 상기 동체의 좌측 날개와 우측 날개를 위쪽에서 서로 연결하여 신축 탄성력을 제공하는 날개상부스프링부재와, 상기 동체 좌측 날개와 동체 우측 날개를 아래쪽에서 서로 연결하여 신축 탄성력을 제공하는 날개하부스프링부재가 함께 구비되는 것을 특징으로 하는 날갯짓 비행장치.
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