KR101663814B1 - 꼬리 이착륙형 항공기 - Google Patents

Abstract

본 발명의 실시예에 따른 꼬리 이착륙형 항공기는 항공기의 몸체부, 상기 몸체부에 설치되어 이착륙 시에는 상기 몸체부를 중심으로 회전하고 순항 시에는 상기 몸체부에 고정익 형태로 배치되는 가변형 날개부, 그리고 이착륙 시에는 상기 가변형 날개부의 회전에 따른 반토크를 상쇄하고, 순항 시에는 추진력을 얻기 위해 구동되는 가변형 프로펠러부를 포함한다. 본 발명에 의하면, 이착륙 시에는 항공기의 몸체부를 중심으로 회전하여 로터 역할을 수행하고, 순항 시에는 항공기의 몸체부에 고정되어 고정익 역할을 수행하는 가변형 날개부를 형성함으로써, 이착륙 성능 및 순항 성능을 최적화 할 수 있다.
또한, 가변형 날개부를 구비하여 종래의 로터 및 고정날개를 대체함으로써, 꼬리 이착륙형 항공기의 구조를 단순화 하여 제품을 경량화 함은 물론, 제조비용을 일정수준 절감할 수 있다.

Description

꼬리 이착륙형 항공기{Tail-sitter airplane}

본 발명은 고속 전진 비행을 위한 고정익(翼)비행모드와 수직이착륙을 위한 회전익비행모드로의 비행이 가능한 꼬리 이착륙형 항공기에 관한 것이다.

일반적으로 헬리콥터 등과 같은 수직 이착륙형 항공기는 로터의 회전력을 통해 활주로가 구비되지 않은 환경에서도 자유로운 이착륙이 가능한 장점이 있다.

그러나, 이러한 수직 이착륙형 항공기는 고정날개를 가지는 항공기에 비하여 고속 전진 비행 시 속도가 현저히 떨어지고, 체공성능 또한 고정날개를 가지는 항공기에 비하여 장시간 지속될 수 없는 문제점이 있었다.

따라서, 종래에는 도 5에 도시된 바와 같이, 이러한 문제점을 해결하기 위하여 항공기의 몸체가 지면에 대하여 수직 이착륙 하고, 몸체에는 고정날개 및 로터가 동시에 구비되는 꼬리 이착륙형 항공기가 개발된 바 있다.

꼬리 이착륙형 항공기는 세워진 상태로 로터의 회전 추진력을 이용하여 수직 이착륙이 가능하고, 이륙 후에는 몸체에 고정된 고정날개를 이용하여 전진 비행이 가능하다. 따라서, 기존의 단순 수직 이착륙형 항공기에 비해 체공시간이 증가하여 장시간의 비행이 가능할 수 있다.

그러나, 종래의 꼬리 이착륙형 항공기는 로터가 제한된 크기로 형성되어, 이착륙 시 충분한 추력을 발생시키지 못하는 문제점이 있었다.

더 자세하게는, 종래의 꼬리 이착륙형 항공기의 로터는 항공기의 고정날개 및 순항 효율을 고려하여 일정 크기로 제한된다. 즉, 로터의 크기는 항공기의 이착륙 효율에 직접적인 영향을 끼치는데, 로터가 추력기관으로 적용되는 꼬리 이착륙형 항공기의 이착륙 효율은 로터의 지름이 커질수록 증대되고, 로터의 지름이 작아질수록 저하된다. 또한, 꼬리 이착륙형 항공기의 순항 효율은 로터의 지름이 작아질수록 증대되고, 로터의 지름이 커질수록 저하된다.

따라서, 종래의 꼬리 이착륙형 항공기의 로터는 순항 시 순항 효율에 영향을 최소화 할 수 있도록 제한된 크기로 형성되고, 이에 따라 종래의 꼬리 이착륙형 항공기는 이착륙 시 효율이 저하되는 문제점이 있었다.

한국등록특허 10-1125870

본 발명은 전술한 바와 같은 문제점들을 해결하기 위해 창출된 것으로서, 본 발명이 해결하고자 하는 과제는 몸체부에 이착륙 시에는 몸체부의 둘레를 따라 회전되어 종래의 로터 역할을 수행하고, 순항 시에는 몸체부에 고정되어 종래의 고정날개 역할을 수행하는 가변형 날개부를 형성하여 이착륙 성능 및 순항 성능을 최적화 할 수 있는 꼬리 이착륙형 항공기를 제공하는 것이다.

상기한 과제를 달성하기 위한 본 발명의 실시예에 따른 꼬리 이착륙형 항공기는 항공기의 몸체부, 상기 몸체부에 설치되어 이착륙 시에는 상기 몸체부를 중심으로 회전하고 순항 시에는 상기 몸체부에 고정익 형태로 배치되는 가변형 날개부, 그리고 이착륙 시에는 상기 가변형 날개부의 회전에 따른 반토크를 상쇄하고, 순항 시에는 추진력을 얻기 위해 구동되는 가변형 프로펠러부를 포함한다.

상기 가변형 날개부는 비행모드에 따라 폭의 방향이 상기 몸체부의 축 방향에 대하여 수직으로 배치되거나, 상기 몸체부의 축 방향에 대하여 평행하게 배치되는 복수 개의 날개를 포함할 수 있다.

상기 비행 모드가 이착륙 모드로 선택될 경우, 상기 복수 개의 날개는 상기 몸체부를 중심으로 회전하고, 상기 폭의 방향은 상기 몸체부의 축 방향에 대하여 수직으로 배치될 수 있다.

상기 비행 모드가 순항 모드로 선택될 경우, 상기 복수 개의 날개는 고정익 형태로 상기 몸체부에 배치되고, 이때 상기 폭의 방향은 상기 몸체부의 축 방향에 대하여 평행할 수 있다.

상기 복수 개의 날개는 상기 비행 모드가 이착륙 모드로 선택될 경우, 비대칭 구조로 배치되고, 상기 비행 모드가 순항 모드로 선택될 경우, 대칭 구조로 배치될 수 있다.

상기 복수 개의 날개에는 비행 중 양력조절을 위한 조절 날개가 더 구비될 수 있다.

상기 가변형 날개부로부터 상기 몸체부의 축 방향을 따라 전방 측으로 일정거리 이격된 상기 몸체부의 외면에는 상기 몸체부의 외측으로 연장된 복수 개의 보조 날개가 더 구비될 수 있다.

상기 가변형 프로펠러부는 상기 복수 개의 보조 날개에 구비되며, 상기 가변형 프로펠러부는 동력 전달부, 그리고 상기 동력 전달부에 의해 회전하는 프로펠러를 포함할 수 있다.

상기 상기 가변형 프로펠러부는 상기 비행 모드가 이착륙 모드로 선택될 경우, 상기 몸체부의 축 방향에 대하여 수직된 형태로 배치되고, 상기 비행 모드가 순항 모드로 선택될 경우, 상기 몸체부의 축 방향에 대하여 평행하게 배치될 수 있다.

각각의 가변형 프로펠러부에 구비되는 각각의 프로펠러는 상기 비행 모드가 이착륙 모드로 선택될 경우, 서로 반대 방향을 향하게 배치되고, 상기 비행 모드가 순항 모드로 선택될 경우, 서로 동일한 방향을 향하게 배치될 수 있다.

상기 가변형 날개부로부터 상기 몸체부의 축 방향을 따라 후방 측으로 일정 거리 이격된 상기 몸체부의 외면에는 상기 몸체부로부터 연장된 복수 개의 안정판이 더 구비될 수 있다.

본 발명에 의하면, 이착륙 시에는 항공기의 몸체부를 중심으로 회전하여 로터 역할을 수행하고, 순항 시에는 항공기의 몸체부에 고정되어 고정익 역할을 수행하는 가변형 날개부를 형성함으로써, 이착륙 성능 및 순항 성능을 최적화 할 수 있다.

또한, 가변형 날개부를 구비하여 종래의 로터 및 고정날개를 대체함으로써, 꼬리 이착륙형 항공기의 구조를 단순화 하여 제품을 경량화 함은 물론, 제조비용을 일정수준 절감할 수 있다.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 꼬리 이착륙형 항공기의 이착륙 시의 모습을 나타낸 사시도이다.
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 꼬리 이착륙형 항공기의 순항 시의 모습을 나타낸 사시도이다.
도 3은 이착륙 및 순항 시의 본 발명의 실시예에 따른 꼬리 이착륙형 항공기를 정면에서 바라본 모습을 나타내는 도면이다.
도 4는 이착륙 및 순항 시의 본 발명의 실시예에 따른 꼬리 이착륙형 항공기를 측면에서 바라본 모습을 나타내는 도면이다.
도 5는 종래의 꼬리 이착륙형 항공기의 한 예를 나타내는 도면이다.

이하에서 본 발명의 실시예를 첨부된 도면을 참조로 상세히 설명한다.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 꼬리 이착륙형 항공기의 이착륙 시의 모습을 나타낸 사시도이고, 도 2는 본 발명의 실시예에 따른 꼬리 이착륙형 항공기의 순항 시의 모습을 나타낸 사시도이다. 또한, 도 3은 이착륙 및 순항 시의 본 발명의 실시예에 따른 꼬리 이착륙형 항공기를 정면에서 바라본 모습을 나타내는 도면이고, 도 4는 이착륙 및 순항 시의 본 발명의 실시예에 따른 꼬리 이착륙형 항공기를 측면에서 바라본 모습을 나타내는 도면이다.

도 1 및 도 2를 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 꼬리 이착륙형 항공기(이하 '꼬리 이착륙형 항공기'라 함)는 고속 전진 비행을 위한 고정익(翼) 비행모드와 수직이착륙을 위한 회전익 비행모드로의 전환이 가능한 꼬리 이착륙형 항공기로서, 원통 형상의 몸체부(10)를 포함한다.

항공기의 몸체부(10)는 예컨대, 원통 형상으로 형성되어 외측에는 후술할 가변형 날개부(20)가 설치된다. 예시적으로, 몸체부(10)의 일측 단부는 공기의 저항을 최소한으로 하기 위하여 타원형의 곡면형상으로 형성되고, 몸체부(10)의 타측 단부는 평면형상으로 형성될 수 있다.

다음으로, 본 꼬리 이착륙형 항공기는 몸체부(10)에 설치되어 이착륙 시에는 몸체부(10)를 중심으로 회전하고, 순항 시에는 고정익으로 배치되는 가변형 날개부(20)를 포함한다.

가변형 날개부(20)는 몸체부(10)에 설치되어 상기한 바와 같이 본 꼬리 이착륙형 항공기의 비행 모드(이착륙 또는 순항)에 따라 몸체부(10)를 중심으로 회전하거나, 몸체부(10)에 고정익 형태로 배치될 수 있다.

도 3 및 도 4를 참조하면, 가변형 날개부(20)는 몸체부(10)에 설치되어 이착륙 또는 순항 중 어느 하나로 선택되는 비행모드에 따라 몸체부(10)를 중심으로 날개(23)를 선택적으로 회전시키는 구동부(주익 구동체 및 서보)(21), 그리고 구동부(21)에 의해 비행모드에 따라 폭의 방향(w)이 몸체부(10)의 축 방향(CL)에 대하여 수직으로 배치되거나, 몸체부(10)의 축 방향에 대하여 평행하게 배치되는 복수 개의 날개(예컨대 2개)(23)를 포함할 수 있다.

즉, 도 1과 같이 비행 모드가 이착륙 모드로 선택될 경우, 복수 개의 날개(주익)(23)는 몸체부(10)를 중심으로 회전하고, 폭의 방향(w)은 도 3 및 도 4의 (a)와 같이 몸체부(10)의 축 방향(CL)에 대하여 수직으로 배치될 수 있다.

반면, 도 2와 같이 비행 모드가 순항 모드로 선택될 경우, 구동부(21)에 의해 복수 개의 날개(23)는 몸체부(10)에 고정익 형태로 배치되고, 이때 폭의 방향(w)은 도 3 및 도 4의 (b)와 같이 몸체부(10)의 축 방향(CL)에 대하여 평행하게 배치될 수 있다.

정리하면, 비행모드에 따라 구동부(21)에 의해 복수 개의 날개(23)는 로터 형태로 회전하거나, 고정익 형태로 몸체부(10)에 배치될 수 있다.

이때, 복수 개의 날개(23)는 비행모드에 따라 대칭 또는 비대칭 구조로 배치될 수 있다.

즉, 복수 개의 날개(23)는 비행 모드가 이착륙 모드로 선택될 경우, 도 1에 도시된 바와 같이 리딩에지(leading edge)가 서로 반대편에 위치하는 비대칭 구조로 배치되고, 비행 모드가 순항 모드로 선택될 경우, 도 2에 도시된 바와 같이 리딩에지가 서로 동일한 쪽(항공기 진행 방향)에 위치하는 대칭 구조로 배치될 수 있다. 참고로, 리딩에지는 도 2 기준으로, 날개(23)의 전방 단부를 지칭한다.

한편, 도 1 및 도 2에 도시된 바와 같이 복수 개의 날개(23)에는 비행 중 양력조절을 위한 조절 날개(aileron)(25)가 더 구비될 수 있다.

또한, 복수 개의 날개(23)에는 보조 날개(canard)(30)가 더 구비될 수 있다.

더 자세하게는, 가변형 날개부(20)로부터 몸체부(10)의 축 방향을 따라 전방 측으로 일정거리 이격된 몸체부(10)의 외면에는 몸체부(10)의 외측으로 연장된 복수 개의 보조 날개(30)가 더 구비될 수 있다.

예시적으로, 복수 개의 보조 날개(30)는 몸체부(10)의 축 방향과 수직으로 배치될 수 있으며, 가변형 날개부(20)의 날개보다 짧은 길이로 형성될 수 있다.

여기서, 복수 개의 보조 날개(30)에는 추력을 발생시키는 가변형 프로펠러부(40)가 설치될 수 있다.

가변형 프로펠러부(40)는 도 3 및 도 4에 도시된 바와 같이, 예컨대 각각의 보조 날개(30)에 회전 가능하게 결합될 수 있으며, 프로펠러(43) 및 이를 구동하는 동력 전달부(41)를 포함한다. 가변형 프로펠러부(40)는 항공기 몸체부(10)의 축 방향에 대하여 수직된 형태로 배치되거나, 몸체부(10)의 축 방향에 대하여 평행하게 배치될 수 있다.

또한, 가변형 프로펠러부(40)는 비행모드에 따라 반토크(anti-torque)를 상쇄하거나, 추진력을 얻을 수 있는 상태로 변경될 수 있다.

더 자세하게는, 가변형 프로펠러부(40)는 비행 모드가 이착륙 모드로 선택될 경우, 도 4의 (a)와 같이 몸체부(10)의 축 방향에 대하여 수직된 형태로 배치되고, 비행 모드가 순항 모드로 선택될 경우, 도 4의 (b)와 같이 몸체부(10)의 축 방향에 대하여 평행하게 배치될 수 있다.

이때, 가변형 프로펠러부(40)에 구비되는 각 프로펠러(43)는 비행 모드가 이착륙 모드로 선택될 경우, 도 1 과 같이 서로 반대 방향을 향하여 배치되고, 비행 모드가 순항 모드로 선택될 경우, 도 2와 같이 서로 동일한 방향을 향하여 배치될 수 있다.

따라서, 각 프로펠러(43)는 이착륙 모드로 선택될 경우, 서로 반대 방향을 향하여 배치되어 회전됨으로써, 복수 개의 날개(23)의 회전에 따른 반토크를 상쇄할 수 있고, 순항 모드로 선택될 경우, 서로 동일한 방향을 향하여 배치되어 회전됨으로써, 추진력을 얻을 수 있다.

한편, 가변형 날개부(20)로부터 몸체부(10)의 축 방향을 따라 후방 측으로 일정 거리 이격된 몸체부(10)의 외면에는 몸체부(10)로부터 반경방향을 따라 수직으로 연장된 복수 개의 안정판(50)이 더 구비될 수 있다. 복수 개의 안정판(50)은 비행 시 조종 안정성을 유지시켜 주고, 이착륙 시에는 지면으로부터 몸체부(10)를 안정적으로 지지할 수 있는 착륙수단으로 활용 될 수 있다. 예시적으로, 복수 개의 안정판(50)은 복수 개의 보조 날개(30)의 길이보다 짧은 길이로 형성되며, 본 실시예에서는 예시적으로 4 개가 형성된 것이 도시되어 있다.

이처럼 본 발명에 의하면, 이착륙 시에는 항공기의 몸체부(10)를 중심으로 회전하여 로터 역할을 수행하고, 순항 시에는 항공기의 몸체부(10)에 고정되어 고정익 역할을 수행하는 가변형 날개부(20)를 형성함으로써, 이착륙 성능 및 순항 성능을 최적화 할 수 있다.

또한, 가변형 날개부(20)를 구비하여 종래의 로터 및 고정날개를 대체함으로써, 꼬리 이착륙형 항공기의 구조를 단순화 하여 제품을 경량화 함은 물론, 제조비용을 일정수준 절감할 수 있다.

이상에서 본 발명의 실시예를 설명하였으나, 본 발명의 권리범위는 이에 한정되지 아니하며 본 발명의 실시예로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 용이하게 변경되어 균등한 것으로 인정되는 범위의 모든 변경 및 수정을 포함한다.

10. 몸체부
20. 가변형 날개부
21. 구동부
23. 날개
25. 조절 날개
30. 보조 날개
40. 가변형 프로펠러부
41. 동력 전달부
43. 프로펠러
50. 안정판
CL. 몸체부의 축 방향
w. 날개의 폭의 방향

Claims (11)

1. 항공기의 몸체부,
   상기 몸체부에 설치되어 이착륙 시에는 상기 몸체부를 중심으로 회전하고 순항 시에는 상기 몸체부에 고정익 형태로 배치되는 가변형 날개부, 그리고
   이착륙 시에는 상기 가변형 날개부의 회전에 따른 반토크를 상쇄하고, 순항 시에는 추진력을 얻기 위해 구동되는 가변형 프로펠러부
   를 포함하고,
   상기 가변형 날개부는
   비행모드에 따라 폭의 방향이 상기 몸체부의 축 방향에 대하여 수직으로 배치되거나, 상기 몸체부의 축 방향에 대하여 평행하게 배치되는 복수 개의 날개
   를 포함하는 꼬리 이착륙형 항공기.
2. 삭제
3. 제1항에서,
   상기 비행 모드가 이착륙 모드로 선택될 경우,
   상기 복수 개의 날개는 상기 몸체부를 중심으로 회전하고, 상기 폭의 방향은 상기 몸체부의 축 방향에 대하여 수직으로 배치되는 꼬리 이착륙형 항공기.
4. 제3항에서,
   상기 비행 모드가 순항 모드로 선택될 경우,
   상기 복수 개의 날개는 고정익 형태로 상기 몸체부에 배치되고, 이때 상기 폭의 방향은 상기 몸체부의 축 방향에 대하여 평행한 꼬리 이착륙형 항공기.
5. 제4항에서,
   상기 복수 개의 날개는
   상기 비행 모드가 이착륙 모드로 선택될 경우, 비대칭 구조로 배치되고,
   상기 비행 모드가 순항 모드로 선택될 경우, 대칭 구조로 배치되는
   꼬리 이착륙형 항공기.
6. 제1항에서,
   상기 복수 개의 날개에는 비행 중 양력조절을 위한 조절 날개가 더 구비되는 꼬리 이착륙형 항공기.
7. 제1항에서,
   상기 가변형 날개부로부터 상기 몸체부의 축 방향을 따라 전방 측으로 일정거리 이격된 상기 몸체부의 외면에는
   상기 몸체부의 외측으로 연장된 복수 개의 보조 날개가 더 구비되는
   꼬리 이착륙형 항공기.
8. 제7항에서,
   상기 가변형 프로펠러부는 상기 복수 개의 보조 날개에 구비되며,
   상기 가변형 프로펠러부는
   동력 전달부, 그리고
   상기 동력 전달부에 의해 회전하는 프로펠러
   를 포함하는 꼬리 이착륙형 항공기.
9. 제8항에서,
   상기 상기 가변형 프로펠러부는
   상기 비행 모드가 이착륙 모드로 선택될 경우, 상기 몸체부의 축 방향에 대하여 수직된 형태로 배치되고,
   상기 비행 모드가 순항 모드로 선택될 경우, 상기 몸체부의 축 방향에 대하여 평행하게 배치되는 꼬리 이착륙형 항공기.
10. 제9항에서,
    각각의 가변형 프로펠러부에 구비되는 각각의 프로펠러는
    상기 비행 모드가 이착륙 모드로 선택될 경우, 서로 반대 방향을 향하게 배치되고,
    상기 비행 모드가 순항 모드로 선택될 경우, 서로 동일한 방향을 향하게 배치되는
    꼬리 이착륙형 항공기.
11. 항공기의 몸체부,
    상기 몸체부에 설치되어 이착륙 시에는 상기 몸체부를 중심으로 회전하고 순항 시에는 상기 몸체부에 고정익 형태로 배치되는 가변형 날개부, 그리고
    이착륙 시에는 상기 가변형 날개부의 회전에 따른 반토크를 상쇄하고, 순항 시에는 추진력을 얻기 위해 구동되는 가변형 프로펠러부
    를 포함하고,
    상기 가변형 날개부로부터 상기 몸체부의 축 방향을 따라 후방 측으로 일정 거리 이격된 상기 몸체부의 외면에는
    상기 몸체부로부터 연장된 복수 개의 안정판이 더 구비되는 꼬리 이착륙형 항공기.

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