WO2024058619A1 - 방향 전환이 용이한 비행선 - Google Patents

방향 전환이 용이한 비행선 Download PDF

Info

Publication number
WO2024058619A1
WO2024058619A1 PCT/KR2023/013972 KR2023013972W WO2024058619A1 WO 2024058619 A1 WO2024058619 A1 WO 2024058619A1 KR 2023013972 W KR2023013972 W KR 2023013972W WO 2024058619 A1 WO2024058619 A1 WO 2024058619A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
aircraft
drone
airship
jet engine
propulsion
Prior art date
Application number
PCT/KR2023/013972
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
노동신
Original Assignee
노동신
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Priority claimed from KR1020220175691A external-priority patent/KR20240039989A/ko
Application filed by 노동신 filed Critical 노동신
Publication of WO2024058619A1 publication Critical patent/WO2024058619A1/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
    • B64C15/02—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C17/00—Aircraft stabilisation not otherwise provided for
    • B64C17/02—Aircraft stabilisation not otherwise provided for by gravity or inertia-actuated apparatus
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/02—Undercarriages
    • B64C25/08—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable
    • B64C25/10—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable retractable, foldable, or the like
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D11/00—Passenger or crew accommodation; Flight-deck installations not otherwise provided for
    • B64D11/06—Arrangements of seats, or adaptations or details specially adapted for aircraft seats
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D25/00—Emergency apparatus or devices, not otherwise provided for
    • B64D25/08—Ejecting or escaping means
    • B64D25/12—Ejectable capsules
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/20—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, fuselages

Definitions

  • the present invention relates to an airship, and more specifically, the aircraft, which is a mother ship, is formed in a disk or polygonal shape to minimize wind resistance and adjust the direction of thrust of the jet engine to enable forward and reverse propulsion of the aircraft as well as vertical takeoff and landing. It relates to an airship that is capable of easily changing direction, and is configured to easily control the posture and motion of the aircraft, such as sharp turns and ascending and descending flight, by adjusting the angles of the front and rear wings and the left and right wings.
  • examples of airships include aero planes, flying saucers, airships, and helicopters.
  • Airships have wings that generate lift attached to both sides of a streamlined body, and tail wings to control direction are attached to the tail of the body.
  • An auxiliary wing is installed behind the wing that generates lift so that the angle is adjusted within a predetermined range for the purpose of inducing takeoff/landing by adjusting the size of the lift force, and the angle of the auxiliary wing is adjusted using a motor, etc. .
  • the wings are simply a means of generating lift, and a separate propulsion device is required for propulsion, so the structure is very complicated and the weight is high.
  • the conventional airship is configured to change direction while the entire aircraft rotates in the desired direction by drawing a preset parabolic trajectory in order to change direction during flight, which poses a major disadvantage in the process of filming and transportation. there is.
  • the field of view may deviate greatly from the shooting target point, making it difficult to take continuous photos of the shooting target point or quickly moving the aircraft. Changing direction becomes difficult.
  • the present invention was invented to solve the above problems, and the first purpose is to provide a disk or polygonal flying vehicle (mother ship) equipped with a jet engine, and a rotating body with a jet engine at the bottom of the flying vehicle to be able to rotate.
  • a rotating ring with a jet engine is rotatably installed on the rotating body, allowing forward and reverse propulsion of the aircraft as well as vertical takeoff and landing by controlling the thrust direction of the jet engine, and also adjusting the angles of the front and rear wings and the left and right wings.
  • the aim is to provide an airship that is easy to change direction and is configured to easily control the attitude and motion of the aircraft, such as sharp turns and ascending and descending.
  • the second object of the present invention is to configure the drone to be separated from the aircraft and fly when emergency evacuation is necessary due to damage to the aircraft during flight, so that the drone can be emergency ejected to safely protect the driver, and furthermore, the cockpit
  • An escape capsule is installed inside, and the escape capsule is configured to eject (fire) from the drone when an emergency escape from the drone is necessary due to damage to the drone, so that it can change direction to safely protect the driver from danger in the event of damage to the drone.
  • the airship that is easy to change direction of the present invention for achieving the above object includes: a streamlined air vehicle (mother ship) in which a drone seating portion is formed in the center; A drone that is equipped with a cockpit (driver's seat) for a driver to board and drive, is seated in the drone seating portion, can be integrated with the aircraft, and is configured to be separated from the aircraft in the event of an emergency escape:
  • the aircraft An upper propellant module including a jet engine fixedly installed at the rear end of the aircraft for forward propulsion, and a propulsion rotation rudder rotatably installed on the jet engine to adjust the direction of propulsion of the jet engine.
  • a rotor module including a disk-shaped rotor rotatably installed at the bottom of the aircraft and rotor driving means for rotating the rotor;
  • a rotary ring module (rotary ring) including a rotary ring rotatably installed along a rotary guide groove formed on the outer lower surface of the rotary body, and a rotary ring driving means for rotating the rotary ring.
  • ring module It has a structure in which the thrust direction changes according to the rotation of the rotary ring, a jet engine fixedly installed at the rear end of the rotating body, and a thrust rotation rotatably installed on the jet engine to adjust the thrust direction of the jet engine.
  • a lower first propellant activate device having a rudder It has a structure in which the thrust direction changes according to the rotation of the rotary ring, a jet engine fixedly installed at the rear end of the rotating body, and a thrust rotation rotatably installed on the jet engine to adjust the thrust direction of the jet engine.
  • a lower secondary propellant activate device having a rudder A rear wing installed to enable angle control at the rear end (rear) of the aircraft; A front wing installed to enable angle control at the front end (front) of the aircraft; And up and down left and right side wings installed on the left and right ends of the aircraft to enable angle control;
  • the jet engine of the first propellant module and the jet engine of the second propellant module move in the same direction to enable zigzag flight operation of the aircraft.
  • the jet engine of the first propellant module and the jet engine of the second propellant module move in opposite directions to enable forward flight control of the aircraft.
  • the thrust direction of the jet engine is adjusted by rotating the propulsion rotation rudder in a predetermined direction to enable horizontal flight, rapid deceleration flight, sudden stop flight, hovering flight, vertical takeoff and landing flight, etc. of the aircraft.
  • the aircraft when the left wing is spread during forward flight of the aircraft, the aircraft is configured to make a sharp turn to the left with respect to the left wing due to air resistance caused by the left wing while the aircraft is maintained horizontally.
  • the aircraft When the right wing is spread, the aircraft is configured to make a sharp turn to the right with respect to the right wing due to air resistance caused by the right wing while the aircraft is maintained horizontally.
  • the rear wing is composed of left and right fixed wings and a center wing whose rotation angle can be controlled based on the rotation axis between the left and right fixed wings.
  • the propulsion force of the jet engine presses the rear end of the aircraft downward so that the front end of the aircraft is It may be configured to fly upward.
  • the propulsion force of the jet engine pushes the rear end of the aircraft upward so that the front end of the aircraft is lowered downward. It can be configured to fly.
  • a pair of left and right upper and lower auxiliary wings may be further installed on the left and right sides of the upper surface of the aircraft and the left and right lower surfaces of the rotating body in order to prevent left and right movement of the aircraft and ensure straight stability.
  • the left and right upper and lower auxiliary wings may be configured to unfold (unfold) when the aircraft is flying straight, and to be folded (folded) when the aircraft is rotating.
  • front wing, the left and right wings, and the rear wing can be unfolded to enable sudden braking of the aircraft.
  • an entrance passage may be formed below the center of the aircraft through which the driver can enter and exit the cockpit of the drone.
  • foldable or unfoldable legs are installed on both sides of the lower surface of the rotating body, and the legs are configured to unfold during takeoff and landing of the aircraft and to be folded during flight of the aircraft.
  • the legs are landing devices that safely support the aircraft during takeoff and landing.
  • the legs serve to stably support the aircraft on the ground during takeoff and landing.
  • the driver drives the drone from the cockpit, couples the drone into the drone seating unit, and the driver controls and drives the aircraft from the cockpit of the drone.
  • the drone may be separated from the aircraft and configured to make an emergency escape.
  • an escape capsule is provided in the cockpit, and the escape capsule is configured to be ejected from the drone when emergency escape is necessary due to damage to the drone, so that the driver can be safely protected from danger when the drone is damaged.
  • a disk-shaped gyro unit and a weight horizontal adjustment unit may be installed inside the aircraft to maintain the aircraft level during flight.
  • the present invention has the following effects.
  • a flying vehicle (mother ship) equipped with a jet engine
  • a rotating body having a jet engine is rotatably installed at the lower part of the flying vehicle
  • a rotating ring having a jet engine is rotatably installed on the rotating body to form a jet.
  • the driving mode can be freely adjusted so that the driver can control it from the cockpit or remotely control it unmanned.
  • the driver can call an airship, and by calling an aircraft (mothership) during the drone flight, the aircraft and drone can be combined on the ground or in the air to start flight.
  • an aircraft mothership
  • an entrance passage is formed at the bottom of the center of the aircraft through which the driver can enter and exit the cockpit of the drone, allowing the driver to freely enter and exit the inside and outside of the cockpit through the passage, providing convenience as well as safety for the driver. can do.
  • an escape capsule is installed in the cockpit.
  • the escape capsule is configured to be ejected (launched) from the drone in case an emergency escape is necessary due to damage to the drone, thereby safely protecting the driver from danger in the event of damage to the drone.
  • the conventional aircraft has a structure in which both jet engines of the lower propellant module are fixedly arranged, so when attempting to change the propulsion direction of the aircraft to 180 degrees (reverse propulsion), first turn off the propulsion of the upper jet engine, and then move.
  • Reverse propulsion must be performed, but in the airship of the present invention, the jet engine of the lower first propellant module and the jet engine of the lower second propellant module are arranged in opposite directions depending on the rotation angle of the rotor and rotary ring to prevent sudden stop or reverse propulsion.
  • a sudden change in direction is possible, and the upper jet engine can be adjusted to the same direction as the lower jet engine after stopping and generate propulsion again to improve propulsion.
  • the aircraft when the aircraft is flying forward, when the left wing is spread, the aircraft makes a sharp turn to the left based on the left wing due to air resistance caused by the left wing while the aircraft is maintained horizontally, while when the right wing is spread, When the aircraft is maintained horizontally, the air resistance caused by the right wing can cause the aircraft to make a sharp turn to the right based on the right wing.
  • FIG. 1 and 2 are front perspective views showing an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • Figures 3 and 4 are bottom perspective views showing an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • 5A to 5D are plan views (total of 4) showing airships that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • Figure 6 is a bottom view showing an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • Figure 7 is a longitudinal cross-sectional view schematically showing an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • Figure 8 is an enlarged view of part A of Figure 7
  • Figure 9 is an enlarged view of part B of Figure 7
  • Figure 10 is an enlarged view of part C of Figure 7
  • Figure 11 is a diagram showing the aircraft and drone separated in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • Figure 12 is a diagram showing the lifter lowering state of the drone in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • Figures 13 and 14 are perspective views showing the upper propellant module in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • Figure 15 is a longitudinal cross-sectional view showing the upper propellant module of Figure 13
  • Figures 16 and 17 are diagrams showing the lower first propellant module in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • FIGS. 18 and 19 are diagrams showing the lower second propellant module in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • Figure 20 is a diagram showing the gyro unit in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • Figure 21 is a diagram showing a weight horizontal adjustment unit in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • Figures 22 and 23 are diagrams showing the thrust rotation rudder and wing positions of the jet engine when the aircraft flies straight in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • Figures 24 and 25 are diagrams showing the rear wing position during flight in which the front end of the aircraft is lowered downward in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • Figures 26 and 27 are diagrams showing the rear wing position during flight so that the front end of the aircraft is raised upward in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • Figures 28 and 29 are diagrams showing sudden braking of the aircraft by unfolding the front wing, left and right wings, and rear wing in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • FIGS. 30 and 31 show the jet engine of the lower first propellant module and the lower second propellant module when the rotating body and the rotating ring rotate in the same direction in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • Figures 32 and 33 show the jet engine of the lower first propellant module and the lower second propellant module when the rotor and the rotary ring rotate in opposite directions in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • Figures 34 and 35 are diagrams showing a sharp left turn flight of the aircraft with respect to the left wing when the left wing is spread in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • Figures 36 and 37 are diagrams showing a sharp right turn of the aircraft with respect to the right wing when the right wing is spread in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • Figures 1 and 2 are front perspective views showing an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention
  • Figures 3 and 4 show an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • It is a bottom perspective view
  • Figures 5a to 5d are plan views showing an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention
  • Figure 6 is a bottom view showing an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • Figure 7 is a longitudinal cross-sectional view schematically showing an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention
  • Figure 8 is an enlarged view of part A of Figure 7
  • Figure 9 is an enlarged part B of Figure 7
  • Figure 10 is an enlarged view of part C of Figure 7
  • Figure 11 is a diagram showing the aircraft and drone separated in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention
  • Figure 12 is a diagram showing the present invention In an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention, it is a diagram showing the lifter lowering state of the drone
  • FIGS. 13 and 14 are diagrams showing the upper propellant module in the airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention. This is a perspective view showing .
  • Figure 15 is a longitudinal cross-sectional view showing the upper propellant module of Figure 13, and Figures 16 and 17 are diagrams showing the lower first propellant module in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention. 18 and 19 are diagrams showing the lower second propellant module in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • an airship (1) that is easy to change direction according to a preferred embodiment of the present invention includes a disk or polygonal flying vehicle (mother ship) (100); A drone 200 that can be integrated with the vehicle 100 and is configured to be separated from the vehicle 100 in the event of an emergency escape: an upper propellant module 300 installed on the vehicle 100; A rotating body module 400 rotatably installed at the lower part of the aircraft 100; A rotating ring module 500 rotatably installed on the rotating body 410 of the rotating body module 400; A lower first propellant module 600 installed at the rear end of the rotating body 410; A lower second propellant module 700 installed at the rear end of the rotating ring 510 of the rotating ring module 500; A rear wing 10 installed to enable angle control at the rear end of the aircraft 100; A front wing (20) installed to enable angle control at the front end of the aircraft (100); and up and down left and right wings 30 and 40 installed to enable angle control at the left and right ends of the aircraft 100; There are technical features including:
  • the aircraft 100 is a basic body that has a disk or polygonal shape and may be formed in a streamlined form.
  • Figure 5a it may be formed in a disk shape, or as shown in Figures 5b to 5d, it may be formed in a hexagonal or octagonal shape.
  • a drone seating portion 110 (see FIG. 11) that can be combined with the drone 200 is formed above the center of the aircraft (mother ship) 100.
  • the drone seating portion 110 refers to a space where the drone 200 can rest.
  • An access passage 130 may be formed below the center of the aircraft 100 through which the driver can enter and exit the cockpit 210 of the drone 200.
  • the driver can freely enter and exit the inside and outside of the cockpit 210 through the entrance passage 130, thereby allowing the driver to freely enter and exit the cockpit 210. It can provide safety as well as convenience.
  • the airship 1 which is easy to change direction according to a preferred embodiment of the present invention, is seated in the drone seating unit 110 after the driver flies the drone 200 in the cockpit 210, thereby forming the aircraft 100. ), and can be configured so that the driver controls and drives the flying vehicle 100 from the cockpit 210 of the drone 200.
  • the window 211 of the cockpit 210 is installed to be automatically openable and closed, and may be opened, for example, when a safety device (safety device) described later is activated.
  • a safety device safety device
  • the drone 200 is equipped with a quad propeller 220 to generate lift, and the angle of the quad propeller 220 can be adjusted to generate upward and downward propulsion as well as forward and backward propulsion.
  • the drone 200 is capable of vertical takeoff and landing by controlling the motion of the quad propeller 220, and can also fly forward and backward by adjusting the angle of the quad propeller 220.
  • the propeller cover 150 installed on the top of the flying vehicle 100 may be configured to rotate to cover and protect the quad propeller 220.
  • the propeller cover 150 has a rotating structure and rotates when necessary to safely protect the propeller cover 150 (see FIG. 1).
  • the drone 200 and the flying vehicle 100 are configured to enable wireless control from the outside, so that when the driver is not in the cockpit 210, the space inside the cockpit 210 is used for loading luggage or other cargo. It can be used, and a parachute storage space 214 (see FIGS. 7 and 8) can be formed on one side of the cockpit 210.
  • the aircraft 100 and the drone 200 may combine in the air and begin flight.
  • a lifter 213 may be configured to move up and down. When the lifter 213 is lowered, the driver uses the lifter 213 to lift the cockpit 210. ) for convenient entry and exit.
  • the airship 1 which can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention, is provided with safety means (safety devices) to protect the driver.
  • safety means safety devices
  • damage to the aircraft 100 during flight is provided. If an emergency escape is necessary due to this, the drone 200 is separated from the aircraft 100 and flown, thereby enabling the drone 200 to escape emergencyly and safely protecting the driver.
  • an escape capsule 230 (see FIG. 12) is installed in the cockpit 210, and the escape capsule 230 is ejected from the drone 200 when emergency escape is necessary due to damage to the drone 200. It is designed to safely protect the driver from danger when the drone 200 is damaged.
  • the upper propellant module 300 is a pair of jets fixedly installed at the rear end of the aircraft 100 for forward propulsion of the aircraft 100. It is provided with an engine 310 and a propulsion rotation rudder 320 rotatably installed at the rear end of the jet engine 310 to adjust the direction of propulsion of the jet engine 310.
  • a jet engine 310 is an engine that obtains propulsion based on the action-reaction principle by spewing out high-temperature gas combusted inside the engine.
  • a jet engine includes turbo jets, turbofans, scramjets, ramjets, and electric jet engines, and in a narrow sense, it refers only to gas turbine engines, i.e. turbojets.
  • the propulsion rotating rudder 320 includes an arm 321 fixedly installed on the outer periphery of the jet engine 310 and having a first gear portion 321a installed on one side; A propulsion guide rotary tube that is rotatably installed at the rear end of the jet engine 310 and has a second gear part 322a engaged with the first gear part 321a and a cut groove 322b formed on one side. (322); A propulsion direction blade 323 rotatably installed at the rear end of the propulsion guide rotary tube 322 to control the direction of the propulsion force of the jet engine 310 discharged through the propulsion guide rotary tube 322; And it may be configured to include a thrust direction blade driving unit 324 that drives the thrust direction blade 323.
  • the thrust direction blade 323 of the thrust rotation rudder 320 is configured to freely rotate 360 degrees to change the thrust direction of the jet engine 310, and the rotation angle of the thrust direction blade 323 is, for example, It is configured to be operated by the thrust direction blade drive unit 324.
  • the propulsion direction blade drive unit 324 may be composed of a rotation shaft gear unit 324a of the propulsion direction blade 323 and a drive motor gear unit 324b engaged with the rotation shaft gear unit 324a.
  • rotation shaft gear unit 324a and the drive motor gear unit 324b may be implemented as a rack and pinion gear or a bevel gear.
  • the thrust direction blade 323 rotates at a certain angle as the drive motor gear unit 324b drives (rotates). It is composed.
  • the propulsion force of the jet engine 310 is discharged toward the rear of the propulsion guide rotary tube 322.
  • the jet engine ( The thrust direction of 310) is configured to face the rear of the thrust guide rotary tube 322.
  • the propulsion direction of the jet engine 310 changes according to the angle of the propulsion direction blade 323. And when the propulsion direction blade 323 blocks the propulsion guide rotary tube 322 and only the cut groove (322b) is opened, the propulsion force of the jet engine 310 is discharged through the cut groove (322b), so the cut groove Depending on the direction of (322b), the direction of the thrust of the aircraft 100 can be freely changed in the forward, backward, left, right, up and down directions.
  • the rotating body module 400 includes a disk-shaped rotating body 410 rotatably installed at the lower part of the aircraft 100, and a rotating body driving means 420 for rotating the rotating body 410. It can be configured to include.
  • the rotating body 410 is installed at the lower part of the aircraft 100 so that it can rotate 360 degrees based on the center of the aircraft 100.
  • Bearing units 7 are installed at the center and outside of the aircraft 100 to minimize friction when the rotating body 410 rotates, and the rotating body 410 is rotated at a certain angle by the rotating body driving means 420. It is configured to rotate.
  • the rotating body driving means 420 includes a driving motor 421 installed on the aircraft 100 to generate rotating power; First gear unit 422 of the drive motor 421; and a second gear unit 423 formed on the rotating body 410 to engage the first gear unit 422 of the drive motor 421; It may be configured to include.
  • legs 80 may be installed on both sides of the lower surface of the rotating body 410 to stably support the aircraft on the ground during takeoff and landing.
  • the legs 80 are installed to be foldable or unfoldable on both sides of the lower surface of the rotating body 410. When the aircraft 100 takes off and lands, the legs 80 unfold and (unfolded), and the legs 80 may be configured to be folded (folded) during flight of the aircraft 100.
  • the legs 80 are landing devices and serve to safely support the aircraft 100 during takeoff and landing.
  • the rotation ring module 500 includes a rotation ring ( 510); and rotary ring driving means 520 for rotating the rotary ring 510; It may be configured to include.
  • the rotation ring 510 is installed to be able to rotate 360 degrees on the rotating body 410 along the rotation guide groove 511.
  • the rotating ring driving means 520 includes a driving motor 521 that is fixedly installed on the rotating body 410 and generates rotating power; A first gear unit 522 of the drive motor 521: and a second gear unit 523 formed on the rotation ring 510 to engage the first gear unit 521; It may be configured to include.
  • the lower first propellant module 600 is installed on the rotating body 410 and is configured to change the direction of the thrust according to the rotation of the rotating body 410.
  • the lower first propellant module 600 includes a jet engine 610 fixedly installed at the rear end of the rotating body 410; and a propulsion rotation rudder 620 rotatably installed on the jet engine 610 to adjust the direction of propulsion of the jet engine 610; is provided.
  • the propulsion rotating rudder 620 includes an arm 621 that is fixedly installed on the outer periphery of the jet engine 610 and has a first gear portion 621a installed on one side;
  • a propulsion guide rotary tube 622 is rotatably installed at the rear end of the jet engine 610 and has a second gear part 622a engaged with the first gear part 621a and a cut groove 622b is formed on one side. );
  • a propulsion direction blade 623 rotatably installed at the rear end of the propulsion guide rotary tube 622 to control the direction of the propulsion force of the jet engine 610 discharged through the propulsion guide rotary tube 622;
  • it may be configured to include a thrust direction blade driving unit 624 that drives the thrust direction blade 623.
  • the thrust direction blade 623 of the thrust rotation rudder 620 is configured to freely rotate 360 degrees and change the thrust direction of the jet engine 610.
  • the propulsion direction blade drive unit 624 may be composed of a rotation shaft gear unit 624a of the propulsion direction blade 623 and a drive motor gear unit 624b engaged with the rotation shaft gear unit 624a. Since the drive motor gear unit 624b and the rotation shaft gear unit 624a are engaged, the thrust direction blade 623 is configured to rotate at a certain angle as the drive motor gear unit 624b drives (rotates).
  • the operation of the lower first propellant module 600 is the same as the operation of the above-described upper propellant module 300.
  • the propulsion force of the jet engine 610 is discharged to the rear of the propulsion guide rotary tube 622, when the propulsion direction blade 623 is positioned horizontally.
  • the propulsion direction of the jet engine 610 is configured to face the rear of the propulsion guide rotary tube 622, and the propulsion direction blade 623 is rotated at a certain angle around the rotation axis (S) by the propulsion direction blade drive unit 624.
  • the thrust direction of the jet engine 610 changes depending on the angle of the thrust direction blade 623, and the thrust direction blade 623 blocks the thrust guide rotary tube 622, leaving only the cut groove 622b.
  • the propulsive force of the jet engine 610 is discharged through the cut groove 622b, so the propulsion direction of the aircraft 100 can be changed depending on the direction of the cut groove 622b.
  • the lower second propellant module 700 is installed on the rotary ring 510 and is configured to change the direction of the thrust according to the rotation of the rotary ring 510. do.
  • the engine jet 710 of the lower second propulsion module 700 is connected to the rotating ring 510 by a connecting bracket 510a (see FIG. 9).
  • the engine jet 610 of the lower first propulsion module 600 is also connected to the rotating body 410 by a connection bracket (not shown).
  • the lower second propellant module 700 includes a jet engine 710 fixed to the rear end of the rotating body 410, and a jet engine 710 to adjust the thrust direction of the jet engine 710. It is provided with a propulsion rotation rudder 720 that is rotatably installed.
  • the propulsion rotating rudder 720 includes an arm 721 fixedly installed on the outer periphery of the jet engine 710 and having a first gear portion 721a installed on one side; A propulsion guide rotary tube ( 722); A propulsion direction blade 723 rotatably installed at the rear end of the propulsion guide rotary tube 722 to control the direction of the propulsion force of the jet engine 710 discharged through the propulsion guide rotary tube 722; And it may be configured to include a thrust direction blade driving unit 724 that drives the thrust direction blade 723.
  • the thrust direction blade 723 of the thrust rotation rudder 720 is configured to freely rotate 360 degrees and change the thrust direction of the jet engine 710.
  • the propulsion direction blade drive unit 724 may be composed of a rotation shaft gear unit 724a of the propulsion direction blade 723 and a drive motor gear unit 724b engaged with the rotation shaft gear unit 724a.
  • the thrust direction blade 723 rotates at a certain angle as the drive motor gear unit 724b drives (rotates).
  • the operation of the lower second propellant module 700 is the same as the operation of the lower first propellant module 600 described above.
  • the propulsion force of the jet engine 710 is discharged to the rear of the propulsion guide rotary tube 722, when the propulsion direction blade 723 is positioned horizontally.
  • the propulsion direction of the jet engine 710 is configured to face the rear of the propulsion guide rotary tube 722, and the propulsion direction blade 723 is rotated at a certain angle around the rotation axis (S) by the propulsion direction blade drive unit 724.
  • the thrust direction of the jet engine 310 changes depending on the angle of the thrust direction blade 723, and the thrust direction blade 723 blocks the thrust guide rotary tube 722, so that only the cut groove 722b is formed.
  • the propulsive force of the jet engine 710 is discharged through the cut groove 722b, so the propulsion direction of the aircraft 100 can be changed depending on the direction of the cut groove 722b.
  • the thrust rotation rudders 320, 620, 720 are rotated in a predetermined direction to adjust the thrust direction of the jet engines 310, 610, 710 to achieve horizontal flight, rapid deceleration flight, sudden stop flight, and stationary flight of the aircraft 100. , can be configured to enable vertical takeoff and landing flight, etc.
  • the direction of propulsion generated from the jet engines (310, 610, 710) can be controlled by changing the angle in the forward, backward, left, right, and up and down directions, thereby allowing the aircraft (100)
  • the flight angle can be freely changed.
  • the rotation angle of the propulsion direction blades (323, 623, 723) is adjusted to direct the thrust direction downward, the level of the aircraft 100 can be freely maintained during takeoff and landing, and the aircraft (100) can be freely maintained in the sky. 100) of static flight and horizontal rotation can be performed freely.
  • the left and right upper and lower auxiliary wings ( 50)(60) may be further installed to enable folding or unfolding control.
  • the left and right upper and lower auxiliary wings 50 and 60 are configured so that their ends are bent at a certain angle (for example, 30 degrees) and can be folded or unfolded.
  • the rear wing 10 is composed of left and right fixed wings 12 and a center wing 11 between the left and right fixed wings 12 capable of controlling the rotation angle based on the rotation axis S.
  • a through hole (H) is formed between the center wing (11) and the aircraft (100).
  • the configuration of the rotation axis (S) is equally applied to other wings described later.
  • the jet engine 310 of the upper propellant module 300 when the rear end of the center wing 11 of the rear wing 10 is lifted upward based on the rotation axis S, the jet engine 310 ) The driving force presses the rear end of the aircraft 100 downward so that the front end of the aircraft 100 is lifted upward.
  • front wing 20 the left and right wings 30 and 40, and the rear wing 10 may be unfolded to enable sudden braking of the aircraft 100.
  • left and right upper and lower auxiliary wings 50 and 60 are configured to unfold (unfold) when the aircraft 100 is flying straight, and to fold (fold) when the aircraft 100 is flying left and right. .
  • the front and rear wings (10) (20) and the left and right wings (30) (40), etc., described above, are all configured so that the wing angle is adjusted by a rotation axis (S).
  • the rotation axis (S) is a rotation shaft drive motor (Motor). ) (not shown) is configured to rotate, thereby selectively folding or unfolding.
  • the angle adjustment of the front and rear wings 10 and 20 and the left and right wings 30 and 40 can be controlled from the cockpit 210 or remotely.
  • the conventional aircraft has a structure in which both jet engines of the lower propellant module are fixedly arranged, so when attempting to change the propulsion direction of the aircraft to 180 degrees (reverse propulsion), first turn off the propulsion of the upper jet engine, and then move. We need to proceed with reverse propulsion.
  • the jet engine of the lower first propellant module 600 is controlled by the rotation angle of the rotating body 410 and the rotating ring 510.
  • the jet engine 710 of the (610) and the lower second propellant module 700 are arranged in opposite directions to enable a sudden change in direction through sudden stop or reverse propulsion, and the upper jet engine 310 is used to stop the lower jet after stopping.
  • the driving force can also be increased by adjusting it in the same direction as the engine 610 and 710 and then generating the driving force again.
  • the jet engine 310 of the first propellant module 300 and the jet engine of the second propellant module 600 ( 610) is configured to move in the same direction to enable zigzag flight operation of the aircraft 100.
  • the first propellant The jet engine 310 of the module 300 and the jet engine 610 of the second propellant module 600 move in opposite directions to enable control of forward propulsion or reverse propulsion of the aircraft 100.
  • the jet engine 610 of the lower first propellant module 600 and the jet engine 710 of the lower second propellant module 700 are arranged in opposite directions to enable stable horizontal flight of the aircraft 100, and also, when the aircraft 100 makes a sudden stop, it is possible to send thrust in the opposite direction of the travel direction of the aircraft 100, reducing the resistance of the wings. In addition to the brake action, a quick flight stop can be realized.
  • the aircraft 100 when the left wing 30 is spread during forward flight of the aircraft 100, the aircraft 100 is maintained horizontally by air resistance caused by the left wing 30. ) is configured to make a sharp turn to the left with respect to the left wing 30.
  • the aircraft 100 is held horizontally and the air resistance caused by the right wing 40 causes the aircraft 100 to be based on the right wing 40. It is configured to make a sharp turn to the right.
  • Figure 20 is a diagram showing a gyro unit in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention
  • Figure 21 is a diagram showing a weight horizontal adjustment unit in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention. This is a drawing showing.
  • the airship 1 of the present invention is provided with means for maintaining the aircraft 100 horizontal so as not to overturn or tilt, for example, the gyro unit 910 and the weight A horizontal adjustment unit 920 may be provided.
  • the gyro unit 910 may be installed in the upper part of the aircraft 100, and the weight horizontal adjustment unit 920 may be installed in the lower part of the aircraft 100.
  • the arrangement of the gyro unit 910 and the weight horizontal adjustment unit 920 can be mutually changed depending on design conditions.
  • the gyro unit 910 rotates with the power of the motor M (shown in FIG. 9) according to control and uses rotational force to maintain the level of the aircraft 100 during flight.
  • a disk-shaped device is used. It has a structure.
  • the gyro unit 910 has a disk shape that rotates around the center of the vehicle 100, and uses the force generated while rotating by the drive motor (M) to rotate the vehicle 100. Maintain horizontal holding power.
  • the gyro unit 910 should have a first gyro 911 and a second gyro 912 that have the same structure and shape but rotate in opposite directions.
  • the gyro unit 910 has a first gyro 911 rotating around the center of the aircraft 100, and has the same size and shape as the first gyro 911, but is opposite to the first gyro 911. It may be configured to include a second gyro 912 that rotates in this direction.
  • the gyro unit 910 is composed of one disk, there is a risk that the rotating force will be generated in only one direction and the aircraft 100 will be rotated (tilted) in the rotation direction.
  • an even number of disks are used. It consists of (a first gyro and a second gyro), and rotates in opposite directions to effectively prevent the aircraft 100 from being rotated (tilted) to either side while maintaining the level of the aircraft 100. there is.
  • the gyro unit 910 is comprised of a first gyro 911 and a second gyro 912, and the first gyro 911 and the second gyro 912 are comprised of a large gyro 910a and a small gyro unit. (910b) is provided. That is, the large gyro unit 910a is configured in a disk shape, and a plurality of small gyro units 910b are arranged symmetrically at the center of the large gyro unit 910a, but each of the small gyro units 910b rotates individually. It is configured to do so.
  • the gyro units 910b are configured in an even number. Half of them may be configured to rotate in one direction (forward direction), while the other half may be configured to rotate in the other direction (reverse direction). In other words, for example, there are four gyro units 910b, two of which can be rotated in the forward direction and the remaining two can be rotated in the reverse direction. In this case, the position of the gyro units 910b rotating in the same direction is irrelevant, and if half of the total number of installed gyro units are rotating in the same direction, the force to rotate the aircraft 100 is maintained in balance. There is no problem maintaining the level of (100) at all.
  • the weight leveling unit 920 maintains the level of the aircraft 100 while the weight 922 provided on one side moves when the aircraft 100 takes off.
  • it can be configured to have a disk shape.
  • the weight horizontal adjustment unit 920 may be placed at the top or bottom of the gyro unit 910, and has a rail 921 extending radially outward from the center on the top of the disk-shaped disk, and each rail 921 ) may be configured to include one or more weights 922 that move on it.
  • the weight 922 moves on the rail 921 when the aircraft 100 takes off and maintains the center of gravity of the aircraft 100. During takeoff, the aircraft 100 is maintained horizontally. In , the position is fixed according to control, and the position is maintained until the landing of the aircraft 100.
  • the weight leveling unit 920 is responsible for maintaining the overall level of the aircraft 100 during takeoff, and once the aircraft 100 is Since the center of gravity does not change significantly during takeoff and flight, the position of the center of gravity is fixed to maintain the level of the aircraft 100 until the aircraft 100 lands, thereby ensuring a stable and smooth flight of the aircraft 100. Make this happen. However, it can be adjusted slightly according to changes in the center of gravity due to fuel use.
  • Figures 22 and 23 are diagrams showing the thrust rotation rudder and wing positions of the jet engine when the aircraft flies straight in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • the rear wing 10 and the propulsion rotation rudder 320 of the upper propellant module 300 are maintained horizontally so that the aircraft 100 has forward propulsion.
  • Figures 24 and 25 are diagrams showing the rear wing position during flight so that the front end of the aircraft is lowered in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • Figures 26 and 27 are diagrams showing the rear wing position during flight so that the front end of the aircraft is raised upward in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • Figures 28 and 29 are diagrams showing sudden braking of the aircraft by unfolding the front wing, left and right wings, and rear wing in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • the front wing 20, the left and right wings 30, 40, and the rear wing 10 are unfolded (unfolded) to enable sudden braking of the aircraft 100.
  • sudden braking is performed in the following order: the rear wing 10, the left and right wings 30 and 40, the front wing 20, and the thrust rotation rudder of the jet engine. Driving is preferable.
  • Figures 30 and 31 show that in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention, when the rotor and the rotary ring rotate in the same direction, the jet engine of the first lower propellant module and the second lower propellant module
  • Figures 32 and 33 show that in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention, when the rotor and the rotary ring rotate in opposite directions, the jet engine of the first lower propellant module and the second lower propellant module
  • This diagram shows the sudden stop and reverse propulsion of the aircraft due to the jet engines of the propellant module moving in the same direction.
  • the thrust can be sent in the reverse direction of the aircraft 100, making it possible to implement a quick flight stop as well as a braking action through the resistance of the wings 10 to 40.
  • Figures 34 and 35 are diagrams illustrating sharp left turn flight of the aircraft with respect to the left wing when the left wing is spread in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • the aircraft 100 when the left wing 30 is spread during forward flight of the aircraft 100, the aircraft 100 is maintained horizontally due to air resistance caused by the left wing 30. (100) can make a sharp turn to the left based on the left wing (30).
  • Figures 36 and 37 are diagrams illustrating a sharp turn to the right of the aircraft based on the right wing when the right wing is spread in an airship that can easily change direction according to a preferred embodiment of the present invention.
  • the aircraft 100 may perform a backward rolling flight (back tumbling flight), and conversely, the front and rear wings 20 ( When all 10) are unfolded downward at 90 degrees, the aircraft 100 may perform a forward rolling flight.
  • the present invention has the following effects.
  • a flying vehicle (mother ship) equipped with a jet engine
  • a rotating body having a jet engine is rotatably installed at the lower part of the flying vehicle
  • a rotating ring having a jet engine is rotatably installed on the rotating body to form a jet.
  • the driving mode can be freely adjusted so that the driver can control it from the cockpit or remotely control it unmanned.
  • the driver can call an airship, and by calling an aircraft (mothership) during the drone flight, the aircraft and drone can be combined on the ground or in the air to start flight.
  • an aircraft mothership
  • an entrance passage is formed at the bottom of the center of the aircraft through which the driver can enter and exit the cockpit of the drone, allowing the driver to freely enter and exit the inside and outside of the cockpit through the passage, providing convenience as well as safety for the driver. can do.
  • an escape capsule is installed in the cockpit.
  • the escape capsule is configured to be ejected (launched) from the drone in case an emergency escape is necessary due to damage to the drone, thereby safely protecting the driver from danger in the event of damage to the drone.
  • the conventional aircraft has a structure in which both jet engines of the lower propellant module are fixedly arranged, so when attempting to change the propulsion direction of the aircraft to 180 degrees (reverse propulsion), first turn off the propulsion of the upper jet engine, and then move.
  • Reverse propulsion must be performed, but in the airship of the present invention, the jet engine of the lower first propellant module and the jet engine of the lower second propellant module are arranged in opposite directions depending on the rotation angle of the rotor and rotary ring to prevent sudden stop or reverse propulsion.
  • a sudden change in direction is possible, and the upper jet engine can be adjusted to the same direction as the lower jet engine after stopping and generate propulsion again to improve propulsion.
  • the aircraft when the aircraft is flying forward, when the left wing is spread, the aircraft makes a sharp turn to the left based on the left wing due to air resistance caused by the left wing while the aircraft is maintained horizontally, while when the right wing is spread, When the aircraft is maintained horizontally, the air resistance caused by the right wing can cause the aircraft to make a sharp turn to the right based on the right wing.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Business, Economics & Management (AREA)
  • Emergency Management (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

본 발명은 방향 전환이 용이한 비행선에 관한 것으로, 제트엔진을 구비하는 원반 또는 다각 형상의 비행체(모선)을 가지며, 그 비행체의 하부에는 제트엔진을 갖는 회전체가 회전 가능하게 설치되고, 그 회전체에는 제트엔진을 갖는 회전링이 회전 가능하게 설치되어 제트엔진의 추진력 방향을 조절함으로써 비행체의 정방향 추진 및 역추진은 물론 수직 이착륙이 가능하며, 또한 전후방 날개 및 상하 좌우측 날개의 각도를 조정하여 비행체의 급회전 및 승하강 등의 자세 및 동작 제어가 용이하며, 비행체의 비행 중에 비행체의 파손으로 인하여 비상 탈출이 필요한 경우, 비행체로부터 드론을 분리하여 비행하도록 함으로써, 드론을 비상 탈출시켜서 운전자를 안전하게 보호할 수 있으며, 더 나아가, 조정석 안에 탈출 캡슐이 설치되고, 탈출 캡슐은 드론의 파손으로 인하여 드론으로부터 비상 탈출이 필요한 경우, 드론으로부터 이젝트(발사) 되도록 구성되어 드론 파손시 운전자를 위험으로부터 안전하게 보호할 수 있다.

Description

방향 전환이 용이한 비행선
본 발명은 비행선에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는 모선(母船)인 비행체가 원반 또는 다각 형태로 형성되어 바람 저항을 최소화하고 제트엔진의 추진력 방향을 조절하여 비행체의 정방향 추진 및 역추진은 물론 수직 이착륙이 가능하며, 전후방 날개 및 좌우측 날개의 각도를 조정하여 비행체의 급회전과 승하강 비행 등의 자세 및 동작 제어가 용이하도록 구성된 방향 전환이 용이한 비행선에 관한 것이다.
일반적으로 비행선은 비행기(aero plane), 비행접시(flying saucer), 비행선(airship), 헬리콥터(helicopter) 등을 예로 들 수 있다.
비행선은 유선형으로 이루어지는 몸체의 양옆에 양력을 발생시키는 날개를 부착하며, 몸체의 꼬리 부분에는 방향을 조정하기 위한 꼬리 날개를 부착한다.
양력을 발생시키는 날개의 뒤쪽에 양력의 크기 조정을 통해 이/착륙을 유도할 목적으로 소정의 범위 내에서 각도가 조절되도록 보조 날개를 설치하고, 모터 등을 이용하여 상기 보조 날개의 각도를 조절한다.
이와 같은 종래의 비행선은 날개가 단순히 양력을 발생시키는 수단이며, 별도의 추진을 위한 추진 장치가 요구되므로, 그 구조가 매우 복잡하고 중량이 많이 나가는 문제점이 있다.
종래의 비행선은 상공에서 비행체의 방향을 전환할 경우, 비행체의 자세가 기울어지게 된다.
비행선의 이착륙시, 비행체의 고도 변화만 있을 때에는 이착륙 추진력의 크기만을 조절하면 되므로 비행체의 자세 제어와 관련된 문제가 발생하지 않지만, 비행선의 이착륙 후에 수평 비행 중 비행체의 방향을 전환할 때에는 비행체가 균형을 유지하면서 수평방향 추진력을 생성하기 위해서 비행체가 기울어질 필요가 있다.
다시 말해서, 종래의 비행선은 비행 중 비행체가 방향을 전환하기 위해서 기설정한 포물선 궤도를 그리며 원하는 방향으로 비행체 전체가 회전하면서 방향을 전환하게 구성됨으로써, 촬영 및 수송 등을 수행하는 과정에서 큰 단점이 있다.
예컨대, 지상을 촬영하는 촬영용의 비행선은 비행체의 비행 방향을 전환하기 위해서 비행체 전체를 기울일 경우, 촬영 시야가 촬영 목적 지점에서 크게 벗어날 수 있으므로, 촬영 목적 지점에 대해 연속적인 촬영이 어려워지거나 비행체의 신속한 방향 전환이 어렵게 된다.
다른 예로, 수송용의 비행선은 비행 중 비행체의 비행 방향 전환을 위해 비행체 전체를 기울일 경우, 수송 대상물이 기울어져서 파손되거나 쏟아지거나 또는 변형되는 사고가 발생할 수 있다.
따라서, 필요에 따라 비행선의 비행 중 비행체의 비행 방향을 자유롭게 전환할 수 있으면서도, 임무 수행에 전혀 영향을 주지 않을 수 있는 방향 전환이 용이한 비행선의 개발이 절실히 요구되고 있다.
본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위하여 발명한 것으로서, 첫 번째 목적은 제트엔진을 구비하는 원반 또는 다각 형상의 비행체(모선)를 가지며, 그 비행체의 하부에 제트엔진을 갖는 회전체가 회전 가능하게 설치되고, 그 회전체에는 제트엔진을 갖는 회전링이 회전 가능하게 설치되어 제트엔진의 추진력 방향을 조절함으로써 비행체의 정방향 추진 및 역추진은 물론 수직 이착륙이 가능하며, 또한 전후방 날개 및 좌우측 날개의 각도를 조정하여 비행체의 급회전 및 승하강 등의 자세 및 동작 제어가 용이하도록 구성된 방향 전환이 용이한 비행선을 제공함에 있다.
본 발명의 두 번째 목적은 비행체의 비행 중에 비행체의 파손으로 인하여 비상 탈출이 필요한 경우, 비행체로부터 드론을 분리하여 비행하도록 구성함으로써, 드론을 비상 탈출시켜서 운전자를 안전하게 보호할 수 있으며, 더 나아가, 조정석 안에 탈출 캡슐이 설치되고, 탈출 캡슐은 드론의 파손으로 인하여 드론으로부터 비상 탈출이 필요한 경우, 드론으로부터 이젝트(eject)(발사) 되도록 구성되어 드론 파손시 운전자를 위험으로부터 안전하게 보호할 수 있는 방향 전환이 용이한 비행선을 제공함에 있다.
상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 방향 전환이 용이한 비행선은, 중앙부에 드론 안착부가 형성되는 유선형의 비행체(모선); 운전자가 탑승하여 운전하기 위한 조정석(운전석)을 구비하고, 상기 드론 안착부 안에 안착되어 상기 비행체와 일체로 결합이 가능하고, 비상 탈출 시에 상기 비행체로부터 분리되도록 구성되는 드론(drone): 상기 비행체의 전진 추진력을 위해서 상기 비행체의 후단부에 고정 설치되는 제트엔진(jet engine)과, 상기 제트엔진의 추진력 방향을 조정하기 위하여 상기 제트엔진에 회전 가능하게 설치되는 추진력 회전 방향타를 구비하는 상부 추진체 모듈(upper propellant activate device); 상기 비행체의 하부에 회전 가능하게 설치되는 원반 형상의 회전체(rotor)와, 상기 회전체를 회전하기 위한 회전체 구동수단을 구비하는 회전체 모듈(rotor module); 상기 회전체의 하면 외곽에 형성된 회전 가이드 홈(rotary guide groove)을 따라 회전 가능하게 설치되는 회전링(rotary ring)과, 상기 회전링을 회전하기 위한 회전링 구동수단을 구비하는 회전링 모듈(rotary ring module); 상기 회전링의 회전에 따라 추진력 방향이 변경되는 구조이며, 상기 회전체의 후단부에 고정 설치되는 제트엔진과, 상기 제트엔진의 추진력 방향을 조정하기 위하여 상기 제트엔진에 회전 가능하게 설치되는 추진력 회전 방향타를 구비하는 하부 제1 추진체 모듈(lower first propellant activate device); 상기 회전링의 회전에 따라 추진력 방향이 변경되는 구조이며, 상기 회전체의 후단부에 고정 설치되는 제트엔진과, 상기 제트엔진의 추진력 방향을 조정하기 위하여 상기 제트엔진에 회전 가능하게 설치되는 추진력 회전 방향타를 구비하는 하부 제2 추진체 모듈(lower secondary propellant activate device); 상기 비행체의 후단부(후방)에 각도 제어 가능하게 설치되는 후방 날개(rear wing); 상기 비행체의 전단부(전방)에 각도 제어 가능하게 설치되는 전방 날개(front wing); 및 상기 비행체의 좌우단부에 각도 제어 가능하게 설치되는 상하 좌우측 날개(side wing); 를 포함하여 구성된 기술적 특징이 있다.
또한, 상기 회전체와 상기 회전링이 서로 동일한 방향으로 회전하는 경우, 제1 추진체 모듈의 제트엔진과 제2 추진체 모듈의 제트엔진이 동일방향으로 움직이게 되어 상기 비행체의 지그재그 비행 운전이 가능하도록 구성된다.
그리고 상기 회전체와 상기 회전링이 서로 다른 방향으로 회전하는 경우, 제1 추진체 모듈의 제트엔진과 제2 추진체 모듈의 제트엔진이 반대방향으로 움직이게 되어 상기 비행체의 전진 비행 제어가 가능하도록 구성된다.
또한, 상기 추진력 회전 방향타를 소정 방향으로 회전시켜서 상기 제트엔진의 추진력 방향을 조정하여 상기 비행체의 수평 비행, 급감속 비행, 급정지 비행, 제자리 비행, 수직 이착륙 비행 등이 가능하도록 구성된다.
또한, 상기 비행체의 전진 비행시, 상기 좌측 날개를 펼치는 경우, 상기 비행체가 수평으로 유지한 상태에서 상기 좌측 날개에 의한 공기저항에 의해서 상기 비행체는 상기 좌측 날개를 기준으로 좌측으로 급선회 하도록 구성된다.
상기 우측 날개를 펼치는 경우, 상기 비행체가 수평으로 유지한 상태에서 상기 우측 날개에 의한 공기저항에 의해서 상기 비행체는 상기 우측 날개를 기준으로 우측으로 급선회 하도록 구성된다.
또한, 상기 후방 날개는 좌우 고정날개와, 상기 좌우 고정 날개 사이에 회전축을 기준으로 회전각도 제어가 가능한 센터 날개로 구성된다.
예를 들어, 상기 상부 추진체 모듈의 제트엔진에 대하여, 상기 센터 날개의 후단부가 상기 회전축을 기준으로 상방으로 들려지는 경우, 상기 제트엔진의 추진력이 상기 비행체의 후단부를 하방으로 눌러서 상기 비행체의 전단부가 상방으로 올려지는 비행을 하도록 구성될 수 있다.
반대로, 상기 상부 추진체 모듈의 제트엔진에 대하여, 상기 센터 날개의 후단부가 상기 회전축을 기준으로 하방으로 내려지는 경우, 상기 제트엔진의 추진력이 상기 비행체의 후단부를 상방으로 눌러서 상기 비행체의 전단부가 하방으로 내려지는 비행을 하도록 구성될 수 있다.
또한, 상기 비행체의 직진 비행시, 상기 비행체의 좌우 유동을 방지하고 직진 안정성을 확보하기 위하여 상기 비행체의 상면 좌우측과 상기 회전체의 하면 좌우측에 한 쌍의 좌우측 상하 보조 날개가 더 설치될 수 있다.
상기 좌우측 상하 보조 날개는 상기 비행체의 직진 비행시에는 언폴딩(unfolding)되고(펼쳐지고), 상기 비행체의 회전 비행시에는 폴딩(folding)되도록(접혀지도록) 구성될 수 있다.
또한, 상기 전방 날개와 상기 좌우측 날개 및 후방 날개를 언폴딩하여 상기 비행체의 급제동을 가능하게 할 수 있다.
또한, 상기 비행체의 중심부 하측에는 상기 드론의 조정석 안으로 운전자가 출입할 수 있는 출입통로가 형성될 수 있다.
또한, 상기 회전체의 하면 양쪽에는 폴딩 또는 언폴딩 가능하게 레그(leg)가 설치되며, 상기 비행체의 이착륙시에 상기 레그는 언폴딩되고 상기 비행체의 비행시에 상기 레그는 폴딩되도록 구성된다. 레그는 랜딩장치로서 이착륙시 비행체를 안전하게 지지하는 역할을 한다.
상기 레그는 비행체의 이착륙시 비행체를 안정적으로 지면에 지지하는 역할을 한다.
또한, 운전자가 조정석에서 상기 드론을 운전하여 상기 드론을 상기 드론 안착부 안에 결합하고, 상기 드론의 조정석에서 운전자가 상기 비행체를 제어하여 운전하도록 구성되며, 상기 비행체의 비행중에 상기 비행체의 파손으로 인하여 비상 탈출이 필요한 경우, 상기 비행체로부터 상기 드론을 분리하여 비상 탈출하도록 구성될 수 있다.
또한, 상기 조정석 안에 탈출 캡슐이 마련되고, 상기 탈출 캡슐은 상기 드론의 파손으로 인하여 비상 탈출이 필요한 경우, 상기 드론으로부터 이젝트 되도록 구성되어 상기 드론 파손시 운전자를 위험으로부터 안전하게 보호할 수 있다.
또한, 상기 비행체의 내부에는 상기 비행체의 비행중 수평을 유지하게 하는 디스크 형상의 자이로부와 중량수평 조정부가 설치될 수 있다.
이상에서 설명한 바와 같이, 본 발명은 다음과 같은 효과가 있다.
첫째, 경량구조로 형성되고 원반 또는 다각형으로 형성되어 바람의 저항을 최소화하고 에너지 효율을 극대화할 수 있다.
둘째, 제트엔진을 구비하는 비행체(모선)를 구비하며, 그 비행체의 하부에 제트엔진을 갖는 회전체가 회전 가능하게 설치되고, 그 회전체에는 제트엔진을 갖는 회전링이 회전 가능하게 설치되어 제트엔진의 추진력 방향을 조절함으로써, 비행체의 전진 방향 추진 및 역추진은 물론 수직 이착륙이 가능하며, 또한 전후방 날개 및 좌우측 날개의 각도를 조정하여 비행체의 급회전 및 승하강 비행 등의 자세 및 동작 제어가 매우 용이하다.
셋째, 비행체의 드론 안착부 안에 드론을 안착시켜서 조정석에서 운전자가 조정하거나 혹은 무인으로 원격지에서 원격조정할 수 있도록 운전모드를 자유롭게 조정할 수 있다.
더 나아가, 운전자는 비행선을 호출할 수 있으며, 드론 비행중 비행체(모선)을 호출하여 지상 또는 공중에서 비행체와 드론이 결합하여 비행을 시작할 수도 있다.
넷째, 비행체의 중심부 하측에 드론의 조정석 안으로 운전자가 출입할 수 있는 출입통로가 형성되어, 그 출입통로를 통해서 운전자가 자유롭게 조정석 내측과 외측으로 출입할 수 있도록 함으로써, 운전자의 안전은 물론 편의를 제공할 수 있다.
다섯째, 비행체의 비행 중에 비행체의 파손으로 인하여 비상 탈출이 필요한 경우, 드론을 비행체로부터 분리하여 비행하도록 함으로써, 드론을 비상 탈출시켜서 운전자를 안전하게 보호할 수 있으며, 더 나아가, 조정석 안에 탈출 캡슐이 설치되고, 탈출 캡슐은 드론의 파손으로 인하여 비상 탈출이 필요한 경우, 드론으로부터 이젝트(발사) 되도록 구성되어 드론 파손시 운전자를 위험으로부터 안전하게 보호할 수 있다.
여섯째, 종래 비행체는, 하부 추진체 모듈의 제트엔진 2개 모두가 고정 배치된 구조이므로, 비행체 추진방향을 180도 방향으로 전환(역추진)하려고 하는 경우, 일단 상부 제트엔진의 추진력을 끈 다음, 이동 후 역추진을 진행해야 하지만, 본 발명의 비행선에서는 회전체 및 회전링의 회전 각도에 의해서, 하부 제1 추진체 모듈의 제트엔진 및 하부 제2 추진체 모듈의 제트엔진이 서로 반대방향으로 배치되어 급정지 또는 역추진을 통한 방향 급전환이 가능하며, 상부의 제트엔진은 정지 후 하부의 제트엔진과 동일방향으로 조정 후 다시 추진력을 발생시켜 추진력을 향상시킬 수도 있다.
일곱째, 비행체의 전진 비행시, 좌측 날개를 펼치는 경우, 비행체가 수평으로 유지한 상태에서 좌측 날개에 의한 공기저항에 의해서 비행체는 좌측 날개를 기준으로 좌측으로 급선회하는 반면에, 우측 날개를 펼치는 경우, 비행체가 수평으로 유지한 상태에서 우측 날개에 의한 공기저항에 의해서 비행체는 우측 날개를 기준으로 우측으로 급선회할 수 있다.
도 1 및 도 2는 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선을 도시한 정면 사시도
도 3 및 도 4는 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선을 도시한 저면 사시도
도 5a 내지 5d는 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선을 도시한 평면도(총4개)
도 6은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선을 도시한 저면도
도 7은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선을 개략적으로 도시한 종단면도
도 8은 도 7의 A 부분 확대도
도 9는 도 7의 B 부분 확대도
도 10은 도 7의 C 부분 확대도
도 11은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 비행체와 드론을 분리하여 도시한 도면
도 12는 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 드론의 리프터 하강 상태를 도시한 도면
도 13 및 도 14는 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 상부 추진체 모듈을 도시한 사시도
도 15는 도 13의 상부 추진체 모듈을 도시한 종단면도
도 16 및 도 17은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 하부 제1 추진체 모듈을 도시한 도면
도 18 및 도 19는 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 하부 제2 추진체 모듈을 도시한 도면
도 20은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 자이로부를 도시한 도면
도 21은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 중량수평 조정부를 도시한 도면
도 22 및 도 23은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 비행체의 직진 비행시 제트엔진의 추진력 회전 방향타 및 날개 포지션을 도시한 도면
도 24 및 도 25는 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 비행체의 전단부가 하방으로 내려지도록 하는 비행시 후방 날개 포지션을 도시한 도면
도 26 및 도 27은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 비행체의 전단부가 상방으로 올려지도록 하는 비행시 후방 날개 포지션을 도시한 도면
도 28 및 도 29는 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 전방 날개와 좌우측 날개 및 후방 날개를 언폴딩하여(펼쳐서) 비행체의 급제동을 도시한 도면
도 30 및 도 31은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 회전체와 회전링이 서로 동일한 방향으로 회전하는 경우, 하부 제1 추진체 모듈의 제트엔진과 하부 제2 추진체 모듈의 제트엔진이 동일방향으로 움직이게 되어 비행체의 지그재그 비행을 도시한 도면
도 32 및 도 33은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 회전체와 회전링이 서로 반대 방향으로 회전하는 경우, 하부 제1 추진체 모듈의 제트엔진과 하부 제2 추진체 모듈의 제트엔진이 동일방향으로 움직이게 되어 비행체의 급정지 및 역추진을 도시한 도면
도 34 및 도 35는 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 좌측 날개를 펼치는 경우, 좌측 날개를 기준으로 비행체의 좌측 급선회 비행을 도시한 도면
도 36 및 도 37은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 우측 날개를 펼치는 경우, 우측 날개를 기준으로 비행체의 우측 급선회 비행을 도시한 도면
이하, 첨부도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에 대해서 상세히 설명하면 다음과 같다.
본 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 실시 예를 가질 수 있는 바, 특정 실시 예들을 도면에 예시하고 상세한 설명에 상세하게 설명하고자 한다.
본 발명 설명에 앞서, 이하의 특정한 구조 내지 기능적 설명들은 단지 본 발명의 개념에 따른 실시 예를 설명하기 위한 목적으로 예시된 것으로, 본 발명의 개념에 따른 실시 예들은 다양한 형태로 실시될 수 있으며, 본 명세서에 설명된 실시 예들에 한정되는 것으로 해석되어서는 아니 된다.
또한, 본 발명의 개념에 따른 실시 예는 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 형태를 가질 수 있으므로, 특정 실시 예들은 도면에 예시하고 본 명세서에 상세하게 설명하고자 한다.
도 1 및 도 2는 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선을 도시한 정면 사시도이고, 도 3 및 도 4는 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선을 도시한 저면 사시도이며, 도 5a 내지 5d는 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선을 도시한 평면도이고, 도 6은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선을 도시한 저면도이며, 도 7은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선을 개략적으로 도시한 종단면도이고, 도 8은 도 7의 A 부분 확대도이며, 도 9는 도 7의 B 부분 확대도이고, 도 10은 도 7의 C 부분 확대도이며, 도 11은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 비행체와 드론을 분리하여 도시한 도면이고, 도 12는 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 드론의 리프터 하강 상태를 도시한 도면이며, 도 13 및 도 14는 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 상부 추진체 모듈을 도시한 사시도이다.
도 15는 도 13의 상부 추진체 모듈을 도시한 종단면도이며, 도 16 및 도 17은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 하부 제1 추진체 모듈을 도시한 도면이고, 도 18 및 도 19는 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 하부 제2 추진체 모듈을 도시한 도면이다.
위 도면을 참조하면, 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선(1)은, 원반 또는 다각형의 비행체(모선)(100); 비행체(100)와 일체로 결합이 가능하고, 비상 탈출 시에 비행체(100)로부터 분리되도록 구성되는 드론(200): 비행체(100)에 설치되는 상부 추진체 모듈(300); 비행체(100)의 하부에 회전 가능하게 설치되는 회전체 모듈(400); 회전체 모듈(400)의 회전체(410)에 회전 가능하게 설치되는 회전링 모듈(500); 회전체(410)의 후단부에 설치되는 하부 제1 추진체 모듈(600); 회전링 모듈(500)의 회전링(510)의 후단부에 설치되는 하부 제2 추진체 모듈(700); 비행체(100)의 후단부에 각도 제어 가능하게 설치되는 후방 날개(10); 비행체(100)의 전단부에 각도 제어 가능하게 설치되는 전방 날개(20); 및 상기 비행체(100)의 좌우단부에 각도 제어 가능하게 설치되는 상하 좌우측 날개(30)(40); 를 포함하여 구성된 기술적 특징이 있다.
본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선(1)의 구성요소에 대해서 구체적으로 살펴보면 다음과 같다.
우선, 도 5a 내지 도 10을 참조하면, 상기 비행체(100)는 모선(basic body)으로서 원반 또는 다각 형상을 가지며 유선 형태로 형성될 수 있다.
예를 들어, 도 5a에 도시된 바와 같이, 원반 형상이거나 도 5b 내지 도 5d에 도시된 바와 같이 6각 이나 8각의 형상으로 형성될 수 있다.
비행체(모선)(100)의 중심부 상측에는 드론(200)과 결합할 수 있는 드론 안착부(110)(도 11 참조)가 형성된다. 드론 안착부(110)는 드론(200)이 안착할 수 있는 공간부를 말한다
상기 비행체(100)의 중심부 하측에는 드론(200)의 조정석(210) 안으로 운전자가 출입할 수 있는 출입통로(130)가 형성될 수 있다.
드론(200)이 드론 안착부(110)에 안착되어 비행체(100)와 결합된 상태에서, 그 출입통로(130)를 통해서 운전자가 자유롭게 조정석(210) 내측과 외측으로 출입할 수 있도록 함으로써, 운전자의 안전은 물론 편의를 제공할 수 있다.
더 나아가, 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선(1)은 운전자가 조정석(210)에서 드론(200)을 운전하여 비행한 후에 드론 안착부(110) 안에 안착되어 비행체(100)와 일체로 결합할 수 있고, 드론(200)의 조정석(210)에서 운전자가 비행체(100)를 제어하여 운전하도록 구성될 수 있다.
조정석(210)의 윈도우(211)는 자동으로 개폐 가능하게 설치되는 데, 예를 들어 후술하는 안전수단(안전장치) 작동시에 개방될 수 있다.
상기 드론(200)은 쿼드 프로펠러(220)가 설치되어 양력을 생성하도록 하며, 그 쿼드 프로펠러(220)는 각도가 조절되어 상하 추진력은 물론 전후진 추진력을 발생하도록 구성될 수 있다.
이와 같이 드론(200)은 쿼드 프로펠러(220)의 동작 제어를 통해 수직 이착륙이 가능함은 물론 쿼드 프로펠러(220) 각도를 조절하여 전후진으로 비행할 수 있다.
상기 드론(200)이 드론 안착부(110) 안에 안착되는 경우, 비행체(100)의 상부에 설치된 프로펠러 커버(150)가 회전하여서 쿼드 프로펠러(220)를 커버링하여 보호하도록 구성될 수 있다. 프로펠러 커버(150)는 도시하지는 않았으나 회전구조로 구성되어 필요시에 회동하면서 프로펠러 커버(150)(도 1 참조)를 안전하게 보호하도록 한다.
상기 드론(200) 및 비행체(100)는 외부에서 무선제어가 가능하도록 구성됨으로써, 조정석(210)에 운전자가 탑승하지 않는 경우, 그 조정석(210) 내부 공간은 짐을 싣거나 기타 화물을 싣는 용도로 사용할 수 있으며, 그 조정석(210)의 일측에는 낙하산 보관공간부(214)(도 7 및 도 8 참조)가 형성될 수 있다.
상기 드론(200) 또는 상기 드론(200)과 결합된 상기 비행체(100)를 운전자가 있는 곳에 원격호출할 수 있도록 구성되며, 상기 드론(200)의 비행중 상기 비행체(100)를 호출하여 지상 또는 공중에서 상기 비행체(100)와 상기 드론(200)이 결합하여 비행을 시작할 수 있다.
상기 조정석(210) 내부에는 리프터(213)(도 7 및 도 12 참조)가 상하로 이동하도록 구성될 수 있는데, 리프터(213)가 하강하는 경우 그 리프터(213)를 이용하여 운전자가 조정석(210)으로 편리하게 출입할 수 있다.
또한, 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선(1)에는 운전자를 보호하기 위한 안전수단(안전장치)이 마련되는 바, 우선 비행체(100)의 비행 중에 비행체(100)의 파손으로 인하여 비상 탈출이 필요한 경우, 드론(200)을 비행체(100)로부터 분리하여 비행함으로써, 드론(200)을 비상 탈출시켜서 운전자를 안전하게 보호할 수 있도록 구성된다.
더 나아가, 상기 조정석(210) 안에는 탈출 캡슐(230)(도 12 참조)이 설치되고, 탈출 캡슐(230)은 드론(200)의 파손으로 인하여 비상 탈출이 필요한 경우, 드론(200)으로부터 이젝트(발사) 되도록 구성되어 드론(200) 파손시 운전자를 위험으로부터 안전하게 보호할 수 있다.
또한, 도 7 및 도 9, 그리고 도 13 내지 도 15를 참조하면, 상기 상부 추진체 모듈(300)은 비행체(100)의 전진 추진력을 위해서 비행체(100)의 후단부에 고정 설치되는 한 쌍의 제트엔진(310)과, 상기 제트엔진(310)의 추진력 방향을 조정하기 위하여 제트엔진(310)의 후단부에 회전 가능하게 설치되는 추진력 회전 방향타(320)를 구비한다.
제트엔진(jet engine)(310)은 엔진 내부에서 연소시킨 고온의 가스를 분출함으로써 작용-반작용 원리에 의해 추진력을 얻는 기관이다.
제트엔진은 넓은 의미로 터보 제트, 터보팬, 스크램제트, 램제트, 전기 제트엔진 등을 포함하며, 좁은 의미로는 가스 터빈 엔진, 즉 터보젯만을 의미한다.
상기 추진력 회전 방향타(320)는, 제트엔진(310)의 외주에 고정 설치되고 일측에 제1 기어부(321a)가 설치되는 아암(321); 상기 제트엔진(310)의 후단부에 회전 가능하게 설치되며 상기 제1 기어부(321a)에 치합되는 제2 기어부(322a)를 구비하고 일측에 절개홈(322b)이 형성되는 추진력 가이드 회전관(322); 상기 추진력 가이드 회전관(322)을 통해서 배출되는 제트엔진(310)의 추진력 방향을 제어할 수 있도록 상기 추진력 가이드 회전관(322)의 후단부에 회동 가능하게 설치되는 추진력 방향 블레이드(323); 및 상기 추진력 방향 블레이드(323)를 구동하는 추진력 방향 블레이드 구동부(324)를 포함하여 구성될 수 있다.
상기 추진력 회전 방향타(320)의 추진력 방향 블레이드(323)는 360도 자유롭게 회전하면서 제트엔진(310)의 추진력 방향을 바꿀 수 있도록 구성되며, 그 추진력 방향 블레이드(323)의 회전각도는 예를 들어, 추진력 방향 블레이드 구동부(324)에 의해서 작동되도록 구성된다.
상기 추진력 방향 블레이드 구동부(324)는 추진력 방향 블레이드(323)의 회전축 기어부(324a)와, 그 회전축 기어부(324a)에 치합되는 구동모터 기어부(324b)으로 구성될 수 있다.
예를 들어, 회전축 기어부(324a)와 구동모터 기어부(324b)는 랙과 피니언 기어 또는 베벨기어 등으로 구현될 수 있다.
상기 구동모터 기어부(324b)와 회전축 기어부(324a)가 치합되므로(이맞물림되므로), 구동모터 기어부(324b)가 구동(회전)함에 따라 추진력 방향 블레이드(323)가 일정각도로 회동하도록 구성된다.
상기 상부 추진체 모듈(300)의 작동을 살펴보면, 제트엔진(310)의 추진력은 추진력 가이드 회전관(322)의 후방 쪽으로 토출되는 데, 추진력 방향 블레이드(323)가 수평으로 위치할 경우에는 제트엔진(310)의 추진력 방향은 추진력 가이드 회전관(322)의 후방을 향하도록 구성된다.
상기 추진력 방향 블레이드 구동부(324)에 의해서 추진력 방향 블레이드(323)가 회전축(323a)을 중심으로 일정각도로 조정되는 경우, 제트엔진(310)의 추진력 방향은 추진력 방향 블레이드(323) 각도에 따라 변경되며, 그리고 추진력 방향 블레이드(323)가 추진력 가이드 회전관(322)을 차단하여 절개홈(322b)만 개방된 경우에는 제트엔진(310)의 추진력은 절개홈(322b)을 통해서 배출되므로, 절개홈(322b)의 방향에 따라 비행체(100)의 추진력 방향이 전후좌우 상하 방향으로 자유롭게 변경될 수 있다.
또한, 상기 회전체 모듈(400)은 비행체(100)의 하부에 회전 가능하게 설치되는 원반 형상의 회전체(410)와, 그 회전체(410)를 회전하기 위한 회전체 구동수단(420)을 포함하여 구성될 수 있다.
상기 회전체(410)는 비행체(100)의 센터를 기준으로 360도 회전할 수 있도록 비행체(100)의 하부에 설치된다.
비행체(100)의 센터 및 외곽에는 베어링부(7)가 설치되어 상기 회전체(410)의 회전시 마찰을 최소화하도록 하며, 그 회전체(410)는 회전체 구동수단(420)에 의해서 일정각도로 회전할 수 있도록 구성된다.
상기 회전체 구동수단(420)은, 비행체(100)에 설치되어 회전 동력을 발생하는 구동모터(421); 구동모터(421)의 제1 기어부(422); 및 구동모터(421)의 제1 기어부(422)에 치합하도록 회전체(410)에 형성되는 제2 기어부(423); 를 포함하여 구성될 수 있다.
상기 구동모터(421)의 동력에 의해서 제2 기어부(423)에 치합된 제1 기어부(422)가 회전함에 따라 회전체(410)가 회전하게 되는 것이다.
더 나아가, 상기 회전체(410)의 하면 양쪽에는 비행체의 이착륙시 비행체를 안정적으로 지면에 지지하는 레그(80)가 설치될 수 있다.
상기 레그(leg)(80)(도 11 및 도 12)는 회전체(410)의 하면 양쪽에 폴딩 또는 언폴딩 가능하게 설치되는데, 비행체(100)의 이착륙시에 레그(80)는 언폴딩되고(펼쳐지고), 비행체(100)의 비행시에 레그(80)는 폴딩되도록(접히도록) 구성될 수 있다. 레그(80)는 랜딩장치로서 이착륙시 비행체(100)를 안전하게 지지하는 역할을 한다.
또한, 도 6, 도 7 및 도 9를 참조하면, 상기 회전링 모듈(500)은, 상기 회전체(410)의 하면 외곽에 형성된 회전 가이드 홈(511)을 따라 회전 가능하게 설치되는 회전링(510); 및 회전링(510)을 회전하기 위한 회전링 구동수단(520); 을 포함하여 구성될 수 있다.
상기 회전링(510)은 회전 가이드 홈(511)을 따라 회전체(410)에 360도 회전 가능하게 설치된다.
상기 회전링 구동수단(520)은, 회전체(410)에 고정 설치되어 회전 동력을 발생하는 구동 모터(521); 구동모터(521)의 제1 기어부(522): 및 제1 기어부(521)에 치합하도록 회전링(510)에 형성되는 제2 기어부(523); 를 포함하여 구성될 수 있다.
상기 구동모터(521)의 동력에 의해서 제2 기어부(523)에 치합된 제1 기어부(522)가 회전함에 따라 회전체(510)가 회전하는 것이다.
또한, 도 7, 도 16 및 도 17을 참조하면, 상기 하부 제1 추진체 모듈(600)은 회전체(410)에 설치되는 것으로 회전체(410)의 회전에 따라 추진력 방향이 변경되도록 구성된다.
상기 하부 제1 추진체 모듈(600)은, 회전체(410)의 후단부에 고정 설치되는 제트엔진(610); 및 제트엔진(610)의 추진력 방향을 조정하기 위하여 제트엔진(610)에 회전 가능하게 설치되는 추진력 회전 방향타(620); 를 구비한다.
상기 추진력 회전 방향타(620)는, 제트엔진(610)의 외주에 고정 설치되고 일측에 제1 기어부(621a)가 설치되는 아암(621); 제트엔진(610)의 후단부에 회전 가능하게 설치되며 제1 기어부(621a)에 치합되는 제2 기어부(622a)를 구비하고 일측에 절개홈(622b)이 형성되는 추진력 가이드 회전관(622); 추진력 가이드 회전관(622)을 통해서 배출되는 제트엔진(610)의 추진력 방향을 제어할 수 있도록 추진력 가이드 회전관(622)의 후단부에 회동 가능하게 설치되는 추진력 방향 블레이드(623); 및 추진력 방향 블레이드(623)를 구동하는 추진력 방향 블레이드 구동부(624)를 포함하여 구성될 수 있다.
상기 추진력 회전 방향타(620)의 추진력 방향 블레이드(623)는 360도 자유롭게 회전하면서 제트엔진(610)의 추진력 방향을 바꿀 수 있도록 구성된다.
상기 추진력 방향 블레이드 구동부(624)는 추진력 방향 블레이드(623)의 회전축 기어부(624a)와, 그 회전축 기어부(624a)에 치합되는 구동모터 기어부(624b)으로 구성될 수 있다. 구동모터 기어부(624b)와 회전축 기어부(624a)가 치합되어 있으므로, 구동모터 기어부(624b)가 구동(회전)함에 따라 추진력 방향 블레이드(623)가 일정각도로 회동하도록 구성된다.
상기 하부 제1 추진체 모듈(600)의 작동은 전술한 상부 추진체 모듈(300)의 작동과 동일하다.
상기 하부 제1 추진체 모듈(600)의 작동을 간략하게 살펴보면, 제트엔진(610)의 추진력은 추진력 가이드 회전관(622)의 후방으로 토출되는 데, 추진력 방향 블레이드(623)가 수평으로 위치할 경우에는 제트엔진(610)의 추진력 방향은 추진력 가이드 회전관(622)의 후방을 향하도록 구성되며, 추진력 방향 블레이드 구동부(624)에 의해서 추진력 방향 블레이드(623)가 회전축(S)을 중심으로 일정각도로 조정되는 경우, 제트엔진(610)의 추진력 방향은 추진력 방향 블레이드(623) 각도에 따라 변경되며, 그리고 추진력 방향 블레이드(623)가 추진력 가이드 회전관(622)를 차단하여 절개홈(622b)만 개방된 경우에는 제트엔진(610)의 추진력은 절개홈(622b)을 통해서 배출되므로, 절개홈(622b)의 방향에 따라 비행체(100)의 추진방향이 변경될 수 있다.
또한, 도 7, 도 18 및 도 19를 참조하면, 상기 하부 제2 추진체 모듈(700)은 상기 회전링(510)에 설치되는 것으로 상기 회전링(510)의 회전에 따라 추진력 방향이 변경되도록 구성된다. 하부 제2 추진모듈(700)의 엔진제트(710)는 연결 브래킷(510a)(도 9 참조)에 의해서 회전링(510)에 연결된다. 동일한 구조으로 하부 제1 추진모듈(600)의 엔진제트(610)도 연결 브래킷(미도시)에 의해서 회전체(410)에 연결된다.
상기 하부 제2 추진체 모듈(700)은 상기 회전체(410)의 후단부에 고정 설치되는 제트엔진(710)과, 상기 제트엔진(710)의 추진력 방향을 조정하기 위하여 상기 제트엔진(710)에 회전 가능하게 설치되는 추진력 회전 방향타(720)를 구비한다.
상기 추진력 회전 방향타(720)는, 제트엔진(710)의 외주에 고정 설치되고 일측에 제1 기어부(721a)가 설치되는 아암(721); 제트엔진(710)의 후단부에 회전 가능하게 설치되며 상기 제1 기어부(721a)에 치합되는 제2 기어부(722a)를 구비하고 일측에 절개홈(722b)이 형성되는 추진력 가이드 회전관(722); 상기 추진력 가이드 회전관(722)을 통해서 배출되는 제트엔진(710)의 추진력 방향을 제어할 수 있도록 상기 추진력 가이드 회전관(722)의 후단부에 회동 가능하게 설치되는 추진력 방향 블레이드(723); 및 추진력 방향 블레이드(723)를 구동하는 추진력 방향 블레이드 구동부(724)를 포함하여 구성될 수 있다.
상기 추진력 회전 방향타(720)의 추진력 방향 블레이드(723)는 360도 자유롭게 회전하면서 제트엔진(710)의 추진력 방향을 바꿀 수 있도록 구성된다.
상기 추진력 방향 블레이드 구동부(724)는 추진력 방향 블레이드(723)의 회전축 기어부(724a)와, 그 회전축 기어부(724a)에 치합되는 구동모터 기어부(724b)으로 구성될 수 있다.
상기 구동모터 기어부(724b)와 회전축 기어부(724a)가 치합되어 있으므로, 구동모터 기어부(724b)가 구동(회전)함에 따라 추진력 방향 블레이드(723)가 일정각도로 회동하도록 구성된다.
상기 하부 제2 추진체 모듈(700)의 작동은 전술한 상기 하부 제1 추진체 모듈(600)의 작동과 동일하다.
상기 하부 제2 추진체 모듈(700)의 작동을 간략하게 살펴보면, 제트엔진(710)의 추진력은 추진력 가이드 회전관(722)의 후방으로 토출되는 데, 추진력 방향 블레이드(723)가 수평으로 위치할 경우에는 제트엔진(710)의 추진력 방향은 추진력 가이드 회전관(722)의 후방을 향하도록 구성되며, 추진력 방향 블레이드 구동부(724)에 의해서 추진력 방향 블레이드(723)가 회전축(S)을 중심으로 일정각도로 조정되는 경우, 제트엔진(310)의 추진력 방향은 추진력 방향 블레이드(723) 각도에 따라 변경되며, 그리고 추진력 방향 블레이드(723)가 추진력 가이드 회전관(722)를 차단하여 절개홈(722b)만 개방된 경우에는 제트엔진(710)의 추진력은 절개홈(722b)을 통해서 배출되므로, 절개홈(722b)의 방향에 따라 비행체(100)의 추진방향이 변경될 수 있다.
전술한 바와 같이, 상기 추진력 회전 방향타(320,620,720)를 소정 방향으로 회전시켜서 제트엔진(310, 610, 710)의 추진력 방향을 조정하여 비행체(100)의 수평 비행, 급감속 비행, 급정지 비행, 제자리 비행, 수직 이착륙 비행 등이 가능하도록 구성될 수 있다.
상기 추진력 회전 방향타(320,620,720)에 의해서, 제트엔진(310, 610, 710)에서 발생하는 추진의 방향을 전후좌우 및 상하 방향으로 각도 전환을 통해서 추진 방향을 제어할 수 있으며, 이로 인해 비행체(100)의 비행 각도를 자유롭게 변경할 수 있다.
예를 들어, 추진방향 블레이드(323,623,723)의 회동 각도를 조정하여 추진력 방향을 하방으로 향하도록 하는 경우, 비행체(100)의 이착륙시, 비행체(100)의 수평을 자유롭게 유지할 수가 있으며, 상공에서는 비행체(100)의 정지 비행과 수평회전을 자유롭게 수행할 수 있다.
또한, 상기 비행체(100)의 직진 비행시, 비행체(100)의 좌우 유동을 방지하고 직진 안정성을 확보하기 위하여 비행체(100)의 상면 좌우측과 회전체(100)의 하면 좌우측에 좌우측 상하 보조 날개(50)(60)가 폴딩 또는 언폴딩 제어 가능하게 더 설치될 수 있다. 좌우측 상하 보조 날개(50)(60)는 끝단부가 일정각도(예를 들어 30도)로 꺽이도록 구성되고 폴딩되거나 언폴딩될 수 있다.
또한, 상기 후방 날개(10)는, 좌우 고정날개(12)와 상기 좌우 고정 날개(12) 사이에 회전축(S)을 기준으로 회전각도 제어가 가능한 센터 날개(11)로 구성된다. 그 센터 날개(11)와 비행체(100)와는 관통홀(H)이 형성된다. 상기 회전축(S)의 구성은 후술하는 다른 날개들에도 동일하게 적용된다.
상기 상부 추진체 모듈(300)의 제트엔진(310)에 대하여, 상기 후방 날개(10)의 센터 날개(11)의 후단부가 상기 회전축(S)을 기준으로 상방으로 들려지는 경우, 상기 제트엔진(310)의 추진력이 상기 비행체(100)의 후단부를 하방으로 눌러서 상기 비행체(100)의 전단부가 상방으로 들리도록 하는 비행을 할 수 있다.
또한, 상기 전방 날개(20)와 상기 좌우측 날개(30)(40) 및 후방 날개(10)를 언폴딩하여(펼쳐서) 상기 비행체(100)의 급제동을 가능하게 구성될 수 있다.
또한, 상기 좌우측 상하 보조 날개(50)(60)는 상기 비행체(100)의 직진 비행시에는 언폴딩되고(펼쳐지고), 상기 비행체(100)의 좌회전 우회전 비행시에는 폴딩(접혀지도록)되도록 구성된다.
전술한 전후방 날개(10)(20) 및 좌우측 날개(30)(40) 등은 모두 회전축(S)에 의해서 날개 각도가 조절되도록 구성되며, 예를 들어 그 회전축(S)은 회전축 구동모터(Motor)(미도시)에 의해서 회동하도록 구성됨으로써, 선택적으로 폴딩되거나 언폴되도록 구성된다. 전후방 날개(10)(20) 및 좌우측 날개(30)(40) 등의 각도조절은 조정석(210)이나 원격으로 제어할 수 있도록 구성될 수 있다.
또한, 종래 비행체는, 하부 추진체 모듈의 제트엔진 2개 모두가 고정 배치된 구조이므로, 비행체 추진방향을 180도 방향으로 전환(역추진)하려고 하는 경우, 일단 상부 제트엔진의 추진력을 끈 다음, 이동 후 역추진을 진행해야 한다.
하지만, 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선(1)에 있어서는, 회전체(410) 및 회전링(510)의 회전 각도에 의해서, 하부 제1 추진체 모듈(600)의 제트엔진(610) 및 하부 제2 추진체 모듈(700)의 제트엔진(710)이 서로 반대방향으로 배치되어 급정지 또는 역추진을 통한 방향 급전환이 가능하며, 상부의 제트엔진(310)은 정지 후 하부의 제트엔진(610)(710)과 동일방향으로 조정 후 다시 추진력을 발생시켜 추진력을 증가시킬 수도 있다.
다시 말해서, 상기 회전체(100)와 상기 회전링(510)이 서로 동일한 방향으로 회전하는 경우, 제1 추진체 모듈(300)의 제트엔진(310)과 제2 추진체 모듈(600)의 제트엔진(610)이 동일방향으로 움직이게 되어 상기 비행체(100)의 지그재그 비행 운전이 가능하도록 구성되며, 반면에 상기 회전체(100)와 상기 회전링(510)이 서로 반대 방향으로 회전하는 경우, 제1 추진체 모듈(300)의 제트엔진(310)과 제2 추진체 모듈(600)의 제트엔진(610)이 서로 반대방향으로 움직이게 되어 상기 비행체(100)의 전진 추진 또는 역추진 등의 제어가 가능하도록 구성된다.
이와 같이 회전체(410) 및 회전링(510)이 서로 반대방향으로 회전하는 경우, 하부 제1 추진체 모듈(600)의 제트엔진(610) 및 하부 제2 추진체 모듈(700)의 제트엔진(710)은 서로 반대방향으로 배치되어 비행체(100)의 안정적 수평 비행이 가능하며, 또한 비행체(100)의 급정지시, 비행체(100)의 진행 방향의 역방향으로 추진력을 보낼 수가 있게 되어 상기 날개들의 저항을 통한 브레이크 작용과 더불어 빠른 비행 정지를 구현할 수 있다.
또한, 상기 비행체(100)의 전진 비행시, 상기 좌측 날개(30)를 펼치는 경우, 상기 비행체(100)가 수평으로 유지한 상태에서 상기 좌측 날개(30)에 의한 공기저항에 의해서 상기 비행체(100)는 상기 좌측 날개(30)를 기준으로 좌측으로 급선회하도록 구성된다.
반대로, 상기 우측 날개(40)를 펼치는 경우, 상기 비행체(100)가 수평으로 유지한 상태에서 상기 우측 날개(40)에 의한 공기저항에 의해서 상기 비행체(100)는 상기 우측 날개(40)를 기준으로 우측으로 급선회 하도록 구성된다.
한편, 도 20은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 자이로부를 도시한 도면이고, 도 21은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 중량 수평 조정부를 도시한 도면이다.
도 20 및 도 21에 도시된 바와 같이, 본 발명의 비행선(1)은 비행체(100)의 전복되거나 기울어지지 않도록 수평을 유지하기 위한 수단을 구비하는데, 예를 들어, 자이로부(910)와 중량수평 조정부(920)를 구비할 수 있다.
일 실시 예로, 자이로부(910)를 비행체(100) 내부 상부에 설치하고, 비행체(100)의 하부에 중량 수평조정부(920)를 설치할 수 있다.
이와 같은 자이로부(910)와 중량 수평조정부(920)의 배치는 설계 조건에 따라 상호 위치 변경할 수 있음은 물론이다.
상기 자이로부(910)는 제어에 따라 모터(M)(도 9에 도시)의 동력으로 회전하면서 회전력을 이용하여 비행 중 비행체(100)의 수평을 유지하게 하는데, 이를 위한 일 실시 예로 디스크 형상의 구조를 갖는다.
도 7 및 도 20을 함께 참조하면, 자이로부(910)는 비행체(100)를 센터를 중심으로 회전하는 디스크 형상을 하는데, 구동모터(M)에 의해서 회전하면서 발생하는 힘을 이용해 비행체(100)의 수평 유지력을 유지한다.
바람직하게, 자이로부(910)는 동일 구조와 형상을 하되 서로 반대방향으로 회전하는 제1자이로(911)와 제2자이로(912)를 갖도록 하는 것이 좋다.
다시 말해, 자이로부(910)는 비행체(100)의 센터를 중심으로 회전하는 제1자이로(911)와, 상기 제1자이로(911)와 동일 크기와 형상을 하되 제1자이로(911)와 반대 방향으로 회전하는 제2자이로(912)를 포함하여 구성될 수 있다.
만일, 자이로부(910)가 하나의 디스크로 구성될 경우, 회전하는 회전력이 한 방향으로만 발생하여 비행체(100)가 회전방향으로 회전될(기울어질) 우려가 있는 바, 바람직한 실시 예로 짝수 개(제1자이로와 제2자이로)로 구성하되, 서로 반대방향으로 회전하도록 하여 비행체(100)의 수평을 유지하면서도 비행체(100)가 어느 한쪽으2로 회전되는(기울어지는) 것을 효과적으로 방지할 수 있다.
바람직하게, 자이로부(910)는 제1자이로(911)와 제2자이로(912)는 구성되는 바, 제1자이로(911)와 제2자이로(912)는 대자이로(910a)와 소자이로부(910b)를 구비한다. 즉, 대자이로부(910a)를 디스크 형상으로 구성하고, 그 대자이로부(910a)의 중심에서 대칭되게 복수의 소자이로부(910b)를 배치하되, 그 소자이로부(910b)는 각각 개별 회전하도록 구성된다. 이때, 소자이로부(910b)는 짝수로 구성됨이 바람직한 데, 절반은 한 방향(정방향)으로 회전하는 반면에 나머지 절반은 타방향(역방향)으로 회전하도록 구성할 수도 있다. 다시 말해서, 예를 들어 소자이로부(910b)를 4개로 구성하되, 2개는 정방향 나머지 2개는 역방향으로 회전될 수 있다. 이 경우 동일방향으로 회전하는 소자이로부(910b)의 위치는 무관하며 전체 소자이로부 설치 개수 중 절반씩이 같은 방향으로 회전하고 있다면 비행체(100)의 회전하려고 하는 힘의 균형을 유지하므로, 비행체(100)의 수평 유지에는 문제가 전혀 없다.
또한, 도 7 및 도 21을 함께 참조하면, 중량 수평조정부(920)는 비행체(100)의 이륙시 일측에 구비된 중량추(922)가 이동하면서 비행체(100)의 수평을 유지하게 하는데, 일 실시예로 디스크 형상을 갖도록 구성할 수 있다.
상기 중량 수평조정부(920)는, 자이로부(910)의 상부 또는 하부에 배치될 수 있는데, 디스크 형상의 원판 상부에 중심측에서 방사상 외측으로 연장한 레일(921)을 가지며, 각각의 레일(921)은 이를 타고 이동하는 하나 이상의 중량추(922)를 포함하여 구성될 수 있다.
중량추(922)는 비행체(100)의 이륙시 레일(921)을 타고 이동하면서 비행체(100)의 무게 중심을 유지하는데, 비행체(100)의 이륙 중, 비행체(100)의 수평이 유지된 상태에서, 제어에 따라 위치가 고정되고, 비행체(100)의 착륙시까지 해당 위치를 유지한다.
아직 공중에 떠오르기 전까지 원반 형상의 비행체(100)는 내부에 실린 화물 또는 다른 짐들에 의해 수평유지를 위한 무게중심이 정확하게 설정되지 않은 상태이므로, 이에 따라 비행체(100)가 이륙하는 도중에 수평을 잡지 않는다면 내부 화물 및 구조에 따른 무게중심 변화에 따라 비행체(100)가 전복되거나 기울어질 수 있는데, 중량 수평조정부(920)는 이륙시 비행체(100)의 전체적인 수평유지를 책임지며, 한번 비행체(1)가 이륙하여 비행 중에는 크게 무게중심이 변화되지 않으므로, 비행체(100)가 착륙할 때까지 비행체(100)의 수평을 유지하기 위한 무게중심 위치에서 그 위치를 고정시켜 비행체(100)의 안정적이고 원활한 비행이 이루어질 수 있게 한다. 단, 연료 사용에 따른 무게중심의 변화에 따라 조금씩 조정할 수 있다.
이하, 도면을 참조하여, 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선의 비행과 자세 및 동작 제어에 대해서 설명한다.
도 22 및 도 23은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 비행체의 직진 비행시 제트엔진의 추진력 회전 방향타 및 날개 포지션을 도시한 도면이다.
도 22 및 도 23을 참조하면, 후방날개(10) 및 상부 추진체 모듈(300)의 추진력 회전 방향타(320)가 수평을 유지하여 비행체(100)가 전진 추진력을 하도록 한다.
또한, 도 24 및 도 25는 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 비행체의 전단부가 하방으로 내려지도록 하는 비행시 후방 날개 포지션을 도시한 도면이다.
도 24 및 도 25를 참조하면, 센터 날개(11)의 후단부가 회전축(S)을 기준으로 상방으로 들려지는 경우, 제트엔진(310)의 추진력이 비행체(100)의 후단부를 상방으로 눌러서 비행체(100)의 전단부가 하방으로 내려지도록 하는 비행을 할 수 있다.
또한, 도 26 및 도 27은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 비행체의 전단부가 상방으로 올려지도록 하는 비행시 후방 날개 포지션을 도시한 도면이다.
도 26 및 도 27을 참조하면, 센터 날개(11)의 후단부가 회전축(S)을 기준으로 하방으로 내려지는 경우, 제트엔진(310)의 추진력이 비행체(100)의 후단부를 하방으로 눌러서 비행체(100)의 전단부가 상방으로 들려지도록 하는 비행을 할 수 있다.
또한, 도 28 및 도 29는 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 전방 날개와 좌우측 날개 및 후방 날개를 언폴딩하여(펼쳐서) 비행체의 급제동을 도시한 도면이다.
도 28 및 도 29를 참조하면, 전방 날개(20)와 좌우측 날개(30)(40) 및 후방 날개(10)를 언폴딩하여(펼쳐서) 비행체(100)의 급제동을 가능하게 한다.
참고로, 급제동 운전은 비행체(100)의 정지 안정성을 도모하기 위하여, 후방 날개(10), 좌우측 날개(30)(40), 전방 날개(20), 그리고 제트엔진의 추진력 회전 방향타 순으로 하여 급제동 운전을 하는 것이 바람직하다.
또한, 도 30 및 도 31은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 회전체와 회전링이 서로 동일한 방향으로 회전하는 경우, 하부 제1 추진체 모듈의 제트엔진과 하부 제2 추진체 모듈의 제트엔진이 동일방향으로 움직이게 되어 비행체의 지그재그 비행을 도시한 도면이다.
도 30 및 도 31을 참조하면, 회전체(100)와 회전링(510)이 서로 동일한 방향으로 회전하는 경우, 제1 추진체 모듈(300)의 제트엔진(310)과 제2 추진체 모듈(600)의 제트엔진(610)도 동일방향으로 움직이게 되므로, 회전체(100)와 회전링(510)을 시계방향과 반시계방향으로 교호적으로 작동시켜서 비행체(100)의 지그재그 비행이 가능하다.
또한, 도 32 및 도 33은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 회전체와 회전링이 서로 반대 방향으로 회전하는 경우, 하부 제1 추진체 모듈의 제트엔진과 하부 제2 추진체 모듈의 제트엔진이 동일방향으로 움직이게 되어 비행체의 급정지 및 역추진을 도시한 도면이다.
도 32 및 도 33을 참조하면, 회전체(100)와 회전링(510)이 서로 다른 방향으로 회전하는 경우, 제1 추진체 모듈(300)의 제트엔진(310)과 제2 추진체 모듈(600)의 제트엔진(610)이 서로 반대방향으로 움직이게 되므로, 회전체(100)와 회전링(510)이 각각 시계방향과 반시계방향으로 작동시켜서 비행체(100)의 급정지 및 역추진 등의 제어가 가능하다.
이와 같이 비행체(100)의 급정지시, 비행체(100)의 진행 방향의 역방향으로 추진력을 보낼 수가 있게 되어 날개(10 내지 40)의 저항을 통한 브레이크 작용과 더불어 빠른 비행 정지 등을 구현할 수 있다.
또한, 도 34 및 도 35는 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 좌측 날개를 펼치는 경우, 좌측 날개를 기준으로 비행체의 좌측 급선회 비행을 도시한 도면이다.
도 34 및 도 35를 참조하면, 비행체(100)의 전진 비행시, 좌측 날개(30)를 펼치는 경우, 비행체(100)가 수평으로 유지한 상태에서 좌측 날개(30)에 의한 공기저항에 의해서 비행체(100)는 좌측 날개(30)를 기준으로 좌측으로 급선회할 수 있다.
또한, 도 36 및 도 37은 본 발명의 바람직한 실시 예에 따른 방향 전환이 용이한 비행선에서, 우측 날개를 펼치는 경우, 우측 날개를 기준으로 비행체의 우측 급선회 비행을 도시한 도면이다.
도 36 및 도 37을 참조하면, 우측 날개(40)를 펼치는 경우, 비행체(100)가 수평으로 유지한 상태에서 우측 날개(40)에 의한 공기저항에 의해서 비행체(100)는 우측 날개(40)를 기준으로 우측으로 급선회할 수 있다.
또한, 도면에 도시하지는 않았으나, 전후방 날개(20)(10)를 모두 상방으로 90도로 펼치는 경우, 비행체(100)는 뒤 구르기 비행(백덤블링 비행)을 할 수도 있고, 반대로 전후방 날개(20)(10)를 모두 하방 90도로 펼치는 경우, 비행체(100)는 앞구르기 비행을 할 수도 있다.
이상에서 설명한 바와 같이, 본 발명은 다음과 같은 효과가 있다.
첫째, 경량구조로 형성되고 원반 또는 다각형으로 형성되어 바람의 저항을 최소화하고 에너지 효율을 극대화할 수 있다.
둘째, 제트엔진을 구비하는 비행체(모선)를 구비하며, 그 비행체의 하부에 제트엔진을 갖는 회전체가 회전 가능하게 설치되고, 그 회전체에는 제트엔진을 갖는 회전링이 회전 가능하게 설치되어 제트엔진의 추진력 방향을 조절함으로써, 비행체의 전진 방향 추진 및 역추진은 물론 수직 이착륙이 가능하며, 또한 전후방 날개 및 좌우측 날개의 각도를 조정하여 비행체의 급회전 및 승하강 비행 등의 자세 및 동작 제어가 매우 용이하다.
셋째, 비행체의 드론 안착부 안에 드론을 안착시켜서 조정석에서 운전자가 조정하거나 혹은 무인으로 원격지에서 원격조정할 수 있도록 운전모드를 자유롭게 조정할 수 있다.
더 나아가, 운전자는 비행선을 호출할 수 있으며, 드론 비행중 비행체(모선)을 호출하여 지상 또는 공중에서 비행체와 드론이 결합하여 비행을 시작할 수도 있다.
넷째, 비행체의 중심부 하측에 드론의 조정석 안으로 운전자가 출입할 수 있는 출입통로가 형성되어, 그 출입통로를 통해서 운전자가 자유롭게 조정석 내측과 외측으로 출입할 수 있도록 함으로써, 운전자의 안전은 물론 편의를 제공할 수 있다.
다섯째, 비행체의 비행 중에 비행체의 파손으로 인하여 비상 탈출이 필요한 경우, 드론을 비행체로부터 분리하여 비행하도록 함으로써, 드론을 비상 탈출시켜서 운전자를 안전하게 보호할 수 있으며, 더 나아가, 조정석 안에 탈출 캡슐이 설치되고, 탈출 캡슐은 드론의 파손으로 인하여 비상 탈출이 필요한 경우, 드론으로부터 이젝트(발사) 되도록 구성되어 드론 파손시 운전자를 위험으로부터 안전하게 보호할 수 있다.
여섯째, 종래 비행체는, 하부 추진체 모듈의 제트엔진 2개 모두가 고정 배치된 구조이므로, 비행체 추진방향을 180도 방향으로 전환(역추진)하려고 하는 경우, 일단 상부 제트엔진의 추진력을 끈 다음, 이동 후 역추진을 진행해야 하지만, 본 발명의 비행선에서는 회전체 및 회전링의 회전 각도에 의해서, 하부 제1 추진체 모듈의 제트엔진 및 하부 제2 추진체 모듈의 제트엔진이 서로 반대방향으로 배치되어 급정지 또는 역추진을 통한 방향 급전환이 가능하며, 상부의 제트엔진은 정지 후 하부의 제트엔진과 동일방향으로 조정 후 다시 추진력을 발생시켜 추진력을 향상시킬 수도 있다.
일곱째, 비행체의 전진 비행시, 좌측 날개를 펼치는 경우, 비행체가 수평으로 유지한 상태에서 좌측 날개에 의한 공기저항에 의해서 비행체는 좌측 날개를 기준으로 좌측으로 급선회하는 반면에, 우측 날개를 펼치는 경우, 비행체가 수평으로 유지한 상태에서 우측 날개에 의한 공기저항에 의해서 비행체는 우측 날개를 기준으로 우측으로 급선회할 수 있다.

Claims (17)

  1. 중앙부에 드론 안착부(110)가 형성되는 비행체(모선)(100);
    운전자가 탑승하여 운전하기 위한 조정석(210)을 구비하고, 상기 드론 안착부(110) 안에 안착되어 상기 비행체(100)와 일체로 결합이 가능하고, 비상 탈출 시에 상기 비행체(100)로부터 분리되도록 구성되는 드론(200):
    상기 비행체(100)의 전진 추진력을 위해서 상기 비행체(100)의 후단부에 고정 설치되는 제트엔진(310)과, 상기 제트엔진(310)의 추진력 방향을 조정하기 위하여 상기 제트엔진(310)에 회전 가능하게 설치되는 추진력 회전 방향타(320)를 구비하는 상부 추진체 모듈(300);
    상기 비행체(100)의 하부에 회전 가능하게 설치되는 회전체(410)와, 상기 회전체(410)를 회전하기 위한 회전체 구동수단(420)을 구비하는 회전체 모듈(400);
    상기 회전체(410)의 하면 외곽에 형성된 회전 가이드 홈(511)을 따라 회전 가능하게 설치되는 회전링(510)과, 상기 회전링(510)을 회전하기 위한 회전링 구동수단(520)을 구비하는 회전링 모듈(500);
    상기 회전체(410)의 회전에 따라 추진력 방향이 변경되는 구조이며, 상기 회전체(410)의 후단부에 고정 설치되는 제트엔진(610)과, 상기 제트엔진(610)의 추진력 방향을 조정하기 위하여 상기 제트엔진(610)에 회전 가능하게 설치되는 추진력 회전 방향타(620)를 구비하는 하부 제1 추진체 모듈(600);
    상기 회전링(510)의 회전에 따라 추진력 방향이 변경되는 구조이며, 상기 회전체(410)의 후단부에 고정 설치되는 제트엔진(710)과 상기 제트엔진(710)의 추진력 방향을 조정하기 위하여 상기 제트엔진(710)에 회전 가능하게 설치되는 추진력 회전 방향타(720)를 구비하는 하부 제2 추진체 모듈(700);
    상기 비행체(100)의 후단부에 각도 제어 가능하게 설치되는 후방 날개(10);
    상기 비행체(100)의 전단부에 각도 제어 가능하게 설치되는 전방 날개(20); 및
    상기 비행체(100)의 좌우단부에 각도 제어 가능하게 설치되는 상하 좌우측 날개(30)(40); 를 포함하는 방향 전환이 용이한 비행선.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 회전체(100)와 상기 회전링(510)이 서로 동일한 방향으로 회전하는 경우, 상기 제1 추진체 모듈(300)의 제트엔진(310)과 상기 제2 추진체 모듈(600)의 제트엔진(610)이 동일방향으로 움직이게 되어 상기 비행체(100)의 지그재그 비행 이 가능하도록 구성되며,
    상기 회전체(100)와 상기 회전링(510)이 서로 다른 방향으로 회전하는 경우, 상기 제1 추진체 모듈(300)의 제트엔진(310)과 상기 제2 추진체 모듈(600)의 제트엔진(610)이 반대방향으로 움직이게 되어 상기 비행체(100)의 추진 및 역추진 비행이 가능하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 방향 전환이 용이한 비행선
  3. 제1항에 있어서,
    상기 추진력 회전 방향타(320,620,720)를 소정 방향으로 회전시켜서 상기 제트엔진(310, 610, 710)의 추진력 방향을 조정하여 상기 비행체(100)의 수평비행, 급감속 비행, 급정지 비행, 제자리 비행, 수직 이착륙이 가능하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 방향 전환이 용이한 비행선.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 비행체(100)의 전진 비행시, 상기 좌측 날개(30)를 펼치는 경우, 상기 비행체(100)가 수평으로 유지한 상태에서 상기 좌측 날개(30)에 의한 공기저항에 의해서 상기 비행체(100)는 상기 좌측 날개(30)를 기준으로 좌측으로 급선회하도록 구성되며,
    상기 우측 날개(40)를 펼치는 경우, 상기 비행체(100)가 수평으로 유지한 상태에서 상기 우측 날개(40)에 의한 공기저항에 의해서 상기 비행체(100)는 상기 우측 날개(40)를 기준으로 우측으로 급선회하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 방향 전환이 용이한 비행선.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 후방 날개(10)는 좌우 고정날개(12)와, 상기 좌우 고정 날개(12) 사이에 회전축(S)을 기준으로 회전각도 제어가 가능한 센터 날개(11)로 구성되며,
    상기 상부 추진체 모듈(300)의 제트엔진(310)에 대하여, 상기 센터 날개(11)의 후단부가 상기 회전축(S)을 기준으로 상방으로 들려지는 경우, 상기 제트엔진(310)의 추진력이 상기 비행체(100)의 후단부를 하방으로 눌러서 상기 비행체(100)의 전단부가 상방으로 들리는 비행을 하도록 구성된 것을 특징으로 하는 방향 전환이 용이한 비행선.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 비행체(100)의 직진 비행시, 상기 비행체(100)의 상하 좌우 유동을 방지하고 직진 안정성을 확보하기 위하여 상기 비행체(100)의 상면 좌우측과 상기 회전체(100)의 하면 좌우측에 한 쌍의 좌우측 상하 보조 날개(50)(60)가 제어 가능하고 폴딩 또는 언폴딩 가능하게 더 설치되는 것을 특징으로 하는 방향 전환이 용이한 비행선.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 조정석(210) 내부에는 리프터(213)가 상하로 이동하도록 구성되어 상기 리프터(213)가 하강하는 경우 상기 리프터(213)를 이용하여 운전자가 상기 조정석(210)으로 출입할 수 있도록 구성되는 것을 특징으로 하는 방향 전환이 용이한 비행선.
  8. 제1항에 있어서,
    상기 전방 날개(20)와 상기 상하 좌우측 날개(30)(40) 및 후방 날개(10)를 언폴딩하여(펼쳐서) 상기 비행체(100)의 급제동을 가능하게 하는 것을 특징으로 하는 방향 전환이 용이한 비행선.
  9. 제1항에 있어서,
    상기 비행체(100)의 중심부 하측에는 상기 드론(200)의 조정석(210) 안으로 운전자가 출입할 수 있는 출입통로(130)가 형성되는 것을 특징으로 하는 방향 전환이 용이한 비행선.
  10. 제1항에 있어서,
    상기 회전체(410)의 하면 양쪽에는 폴딩 또는 언폴딩 가능하게 레그(leg)(80)가 설치되며, 상기 비행체(100)의 이착륙시에 상기 레그(80)는 언폴딩되고 상기 비행체(100)의 비행시에 상기 레그(80)는 폴딩되는 것을 특징으로 하는 방향 전환이 용이한 비행선.
  11. 제1항에 있어서,
    상기 드론(200)은 단거리 비행을 하는 경우에 사용하며, 장거리 비행시 상기 드론(200)은 상기 비행체(100)와 일체로 결합하여 비행하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 방향 전환이 용이한 비행선.
  12. 제1항에 있어서,
    운전자가 조정석(20)에서 상기 드론(200)을 운전하여 상기 드론(200)을 상기 드론 안착부(110) 안에 결합하고, 상기 드론(200)의 조정석(210)에서 운전자가 상기 비행체(100)를 제어하여 운전하도록 구성되며, 상기 비행체(100)의 비행중에 상기 비행체(100)의 파손으로 인하여 비상 탈출이 필요한 경우, 상기 비행체(100)로부터 상기 드론(200)을 분리하여 비상 탈출하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 방향 전환이 용이한 비행선.
  13. 제12항에 있어서,
    상기 조정석(210) 안에는 탈출 캡슐(230)이 설치되고, 상기 탈출 캡슐(230)은 상기 드론(200)의 파손으로 인하여 비상 탈출이 필요한 경우, 상기 드론(200)으로부터 이젝트 되도록 구성되어 상기 드론(200) 파손시 운전자를 위험으로부터 안전하게 보호하는 것을 특징으로 하는 방향 전환이 용이한 비행선.
  14. 제1항에 있어서,
    상기 비행체(100)의 내부에는 상기 비행체(100)의 비행중 수평을 유지하게 하는 디스크 형상의 자이로부(910)와 중량수평 조정부(920)가 설치되는 것을 특징으로 하는 방향 전환이 용이한 비행선.
  15. 제1항에 있어서,
    상기 회전체 구동수단(420)은,
    상기 비행체(100)에 설치되어 회전동력을 발생하는 구동모터(421);
    상기 구동모터(421)의 제1 기어부(422); 및
    상기 구동모터(421)의 제1 기어부(422)에 치합하도록 상기 회전체(410)에 형성되는 제2 기어부(423); 를 포함하는 방향 전환이 용이한 비행선.
  16. 제1항에 있어서,
    상기 회전링 구동수단(520)은,
    상기 회전체(410)에 고정 설치되어 회전동력을 발생하는 구동 모터(521);
    상기 구동모터의 제1 기어부(522): 및
    상기 제1 기어부(521)에 치합하도록 상기 회전링(510)에 형성되는 제2기어부(523); 를 구비하는 방향 전환이 용이한 비행선.
  17. 제1항에 있어서,
    상기 드론(200) 또는 상기 드론(200)과 결합된 상기 비행체(100)를 운전자가 있는 곳에 원격호출할 수 있도록 구성되며, 상기 드론(200)의 비행중 상기 비행체(100)를 호출하여 지상 또는 공중에서 상기 비행체(100)와 상기 드론(200)이 결합하여 비행을 시작할 수 있도록 구성되는 것을 특징으로 하는 방향 전환이 용이한 비행선.
PCT/KR2023/013972 2022-09-16 2023-09-15 방향 전환이 용이한 비행선 WO2024058619A1 (ko)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR20220117320 2022-09-16
KR10-2022-0117320 2022-09-16
KR1020220175691A KR20240039989A (ko) 2022-09-16 2022-12-15 방향 전환이 용이한 비행선
KR10-2022-0175691 2022-12-15

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2024058619A1 true WO2024058619A1 (ko) 2024-03-21

Family

ID=90275386

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/KR2023/013972 WO2024058619A1 (ko) 2022-09-16 2023-09-15 방향 전환이 용이한 비행선

Country Status (1)

Country Link
WO (1) WO2024058619A1 (ko)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR19980087871A (ko) * 1998-09-24 1998-12-05 최군휘 원반형 모형 비행체
KR20120038713A (ko) * 2010-10-14 2012-04-24 한국표준과학연구원 자이로스코프 원리를 이용한 수직 이착륙 비행체
KR20150085751A (ko) * 2014-01-16 2015-07-24 정윤이 배터리로 움직이는 글라이더 비행기
KR102212029B1 (ko) * 2020-05-15 2021-02-04 서용준 회전 비행체
KR20210120163A (ko) * 2020-03-25 2021-10-07 서울대학교산학협력단 비행 모듈 및 이를 구비한 비행체

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR19980087871A (ko) * 1998-09-24 1998-12-05 최군휘 원반형 모형 비행체
KR20120038713A (ko) * 2010-10-14 2012-04-24 한국표준과학연구원 자이로스코프 원리를 이용한 수직 이착륙 비행체
KR20150085751A (ko) * 2014-01-16 2015-07-24 정윤이 배터리로 움직이는 글라이더 비행기
KR20210120163A (ko) * 2020-03-25 2021-10-07 서울대학교산학협력단 비행 모듈 및 이를 구비한 비행체
KR102212029B1 (ko) * 2020-05-15 2021-02-04 서용준 회전 비행체

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA1037933A (en) Vertical takeoff and landing aircraft
US6843447B2 (en) Vertical take-off and landing aircraft
JP2647220B2 (ja) ロケット推進で、空中配置され、揚力を助長される、軌道飛行、超軌道飛行および低軌道飛行するためのブースタ飛行体
EP0513245B1 (en) Vtol aircraft
US11571938B2 (en) Jet-propelled VTOL hybrid car
WO2019190263A1 (ko) 개량형 하이브리드 드론
US7677491B2 (en) Methods and apparatus for airborne systems
US9387929B2 (en) Vertical takeoff and landing (“VTOL”) aircraft
US5340057A (en) Thrust vectoring free wing aircraft
US6029928A (en) Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft
US4014483A (en) Lighter-than-air craft
US3142455A (en) Rotary vertical take-off and landing aircraft
Anderson Historical overview of V/STOL aircraft technology
US20190176981A1 (en) Vertical Takeoff and Landing ("VTOL") Aircraft
US5984229A (en) Extremely short takeoff and landing of aircraft using multi-axis thrust vectoring
WO2017078330A1 (ko) 비행체
WO2019143014A1 (ko) 역추진 균형 기능을 갖는 드론
WO2020145677A1 (ko) 드론
WO2020116925A1 (ko) 이동수단용 배터리 충전장치
US20200010185A1 (en) Aircraft
US4813634A (en) Flying emergency ejection seat
US5465923A (en) Vertical take-off/landing of aircraft
US3066889A (en) Vtol aircraft
WO2024058619A1 (ko) 방향 전환이 용이한 비행선
US3662978A (en) Aircraft ejection seat vehicle stowed rotor

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 23865914

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1