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KR102693021B1 - 날개형상 단면을 갖는 다층구조 비행체 - Google Patents

날개형상 단면을 갖는 다층구조 비행체 Download PDF

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KR102693021B1
KR102693021B1 KR1020220042567A KR20220042567A KR102693021B1 KR 102693021 B1 KR102693021 B1 KR 102693021B1 KR 1020220042567 A KR1020220042567 A KR 1020220042567A KR 20220042567 A KR20220042567 A KR 20220042567A KR 102693021 B1 KR102693021 B1 KR 102693021B1
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wing
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aircraft
fluid
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남주영
최승영
배형모
장인중
김태현
윤마루솔
이용휘
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연세대학교 산학협력단
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Abstract

본 발명은 날개형상의 동체를 가진 비행체에 관한 것으로, 종단면이 에어포일(airfoil) 형상이며, 상면에는 길이 방향의 중심축을 따라 오목한 만곡면이 형성되는 제1 동체부; 및 상기 제1 동체부의 상부에 배치되고, 종단면이 에어포일 형상인 제2 동체부를 포함하고, 상기 제1 동체부와 상기 제2 동체부는 사이가 이격된 날개형상 비행체를 제공할 수 있다.

Description

날개형상 단면을 갖는 다층구조 비행체{Multi-Layer Structure Airfoil-Shaped Aircraft}
본 발명은 날개형상 단면의 동체부가 다층 구조로 형성된 비행체에 관한 것이다.
최근 주요 도시 내 드론(소형 비행체)를 통한 운송을 시도하면서 드론(소형 비행체)의 낮은 연료 효율, 낮은 양항비(L/D) 및 탑재량의 부족 등의 문제점이 대두되고 있다. 따라서 새로운 구조를 가진 드론(소형 비행체)의 개발에 대한 요구가 지속적으로 제기되어 왔고, 이에 따라 날개 동체 혼합형(Blended Wing Body, BWB)의 비행체가 개발되고 있다. 상기 BWB 비행체는 추진 시스템, 동체 및 날개를 일체로 통합하여 전체적인 효율성을 극대화하는 설계 방식으로 기존의 드론에서 발전된 새로운 설계개념을 통해 내부의 부피, 공기역학 구조, 소음감소 및 마일당 가격 등을 상당히 개선하였다. 또한, BWB 비행체는 종래 항공기보다 큰 양력을 얻을 수 있게 되었고, 이에 따라 승객의 수용량은 증가하고, 연료의 소비는 감소하며, L/D 비율을 증가시킬 수 있다.
공개특허공보 제2003-0049796호(2003.05.25.)
그러나 종래의 BWB 비행체는 여객용으로 개발되어 낮은 고도에서 비행하거나 산악지형 같은 복잡한 지형에서 비행하는데 어려움이 있다.
이에, 본 발명은 비행체의 동체부를 에어포일 형태로 형성하고, 복수의 동체부를 다층 구조로 형성하므로 비행체가 비행시 고양력을 받아 비행하므로 적은 동력으로 운행 가능하며, 비행의 안정성을 향상할 수 있고, 크기가 작아 복잡한 지형에서도 제약없이 비행할 수 있는 기동성이 극대화된 비행체를 제공하는 것을 목적으로 한다.
상기 목적을 달성하기 위해, 본 발명은 종단면이 에어포일(airfoil) 형상이며, 상면에는 길이 방향의 중심축을 따라 오목한 만곡면이 형성되는 제1 동체부; 및 상기 제1 동체부의 상부에 배치되고, 종단면이 에어포일 형상인 제2 동체부를 포함하고, 상기 제1 동체부와 상기 제2 동체부는 사이가 이격되며, 상기 제1 동체부는, 상기 만곡면의 양측부에 형성되며, 상기 만곡면의 길이 방향을 따라 상기 만곡면의 높이에 비해 높게 형성되어 상기 제1 동체부의 상면을 흐르는 유체를 상기 만곡면으로 유도하는 제1 유체가이드부; 및 상기 만곡면의 길이 방향으로 말단부에 형성되되 상기 만곡면의 폭에 비해 좁고 상기 만곡면에 비해 더 오목하게 형성되는 제2 유체가이드부를 포함하는 날개형상 비행체를 제공한다.
또한, 상기 만곡면은 상기 동체부 길이 방향 중심축 상에 형성된 날개형상 비행체를 제공한다.
또한, 상기 제2 동체부는 상기 제1 동체부 측면으로부터 연장되는 제1 연결 날개와 결합되는 날개형상 비행체를 제공한다.
또한, 상기 제1 연결 날개는 단면 형상이 에어포일 형상인 날개형상 비행체를 제공한다.
또한, 상기 제1 연결 날개 후방 단부에는 방향타가 설치된 날개형상 비행체를 제공한다.
또한, 상기 동체부 선단부 양측에는 각각 유체 유입구가 형성되고, 말단부 양측에는 각각 유체 유출구가 형성되며, 상기 유체 유입구는 상기 유체 유출구까지 덕트로 연결된 날개형상 비행체를 제공한다.
또한, 상기 덕트에는 개폐부재가 설치된 날개형상 비행체를 제공한다.
또한, 상기 개폐부재는 조리개 방식으로 개폐되는 날개형상 비행체를 제공한다.
또한, 상기 동체부에는 상기 개폐부재 전방에 상기 동체부 외부로 연통되는 리프트 노즐이 형성된 날개형상 비행체를 제공한다.
또한, 상기 덕트 내부에는 제1 추력발생장치가 배치되는 날개형상 비행체를 제공한다.
또한, 상기 날개형상 비행체는 제2 추력발생장치를 더 포함하고, 상기 제2 추력발행장치는 상기 균형날개 하부에 배치되는 날개형상 비행체를 제공한다.
또한, 상기 제2 추력발생장치의 후방에는 추력편향 노즐이 배치되고, 상기 추력편향 노즐은 유체가 분사되는 방향을 조절 가능한 날개형상 비행체를 제공한다.
또한, 상기 동체부 말단부에는 승강타가 설치된 날개형상 비행체를 제공한다.
또한, 상기 동체부 선단의 중심은 상기 선단 양측보다 전방을 향해 돌출된 날개형상 비행체를 제공한다.
또한, 상기 제2 동체부의 상부에는 제3 동체부가 배치된 날개형상 비행체를 제공한다.
본 발명에 따른 날개형상 비행체는 날개형상인 동체로부터 양력을 얻을 수 있어 추력발생장치의 적은 동력만으로도 비행할 수 있어 연료 소비의 효율성을 향상할 수 있으며, 특히, 동체 상부에 형성된 오목한 만곡면은 주날개 없이도 비행의 안정성을 크게 향상시킬 수 있다.
또한, 에어포일 형상의 동체부가 복수개 층구조로 형성되므로 비행체가 받을 수 있는 양력이 증가하고, 이를 통해 비행의 안정성을 향상할 수 있다.
또한, 개폐부재, 리프트 노즐 및 추력편향 노즐을 통해 추력편향제어가 가능하여 활주로가 없는 좁은 공간에서도 수직으로 이륙 또는 착륙할 수 있고, 비행체를 작은 크기로 만들 수 있어 산악지형이나 고도가 낮은 복잡한 지형에서도 비행할 수 있어 기동성을 극대화할 수 있다.
또한, 추력발생장치는 동체 내부에 구비하여 비행체 외부 소음을 저감시킬 수 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 다층구조 날개형상 비행체의 형태를 도시한 것이다.
도 2a 및 도 2b는 본 발명의 일 실시예에 따른 날개형상 비행체의 추력발생장치(터보제트 엔진, 터보팬 엔진)를 개략적으로 도시한 것이다.
도 3은 본 발명의 개폐 부재 및 리프트 노즐을 개략적으로 도시한 것이다.
도 4는 본 발명의 개폐 부재의 개방 비율에 따른 비행체의 기동 형태를 도시한 것이다.
도 5a 및 도 5b는 본 발명의 제1 동체부의 만곡면을 유동하는 유체의 흐름을 시뮬레이션 한 결과를 도시한 것이다.
도 6은 본 발명의 비행체의 받음각 변화에 따른 비행체 주변 유체의 유동을 도시한 것이다.
도 7은 본 발명의 제1 동체부와 제2 동체부가 결합되며 양력과 항력의 변화를 그래프로 나타낸 것이다.
도 8은 본 발명의 연결 날개 주변의 유체 유동을 시뮬레이션 한 결과를 나타낸 것이다.
도 9는 본 발명의 비행체에 설치된 제1 추력발생장치 및 제2 추력발생장치의 위치를 개략적으로 도시한 것이다.
도 10은 본 발명의 제2 동체부 제3 동체부의 실시예를 개략적으로 도시한 것이다.
이하 설명하는 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 실시 예를 가질 수 있는 바, 특정 실시 예들을 도면에 예시하고 상세하게 설명하고자 한다. 그러나, 이는 이하 설명하는 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 이하 설명하는 기술의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.
도 1 내지 도 10에는 본 발명의 하나의 실시예에 따른 다층구조 날개형상 비행체(10)의 구성이 도시되어 있다. 이하, 본 발명의 이해를 돕기 위해 첨부된 도면을 참고하여 본 발명을 보다 상세히 설명한다. 그러나 하기의 실시 예는 본 발명을 보다 쉽게 이해하기 위해 제공되는 것일 뿐, 하기 실시 예에 의해 본 발명의 내용이 한정되는 것은 아니다.
도 1은 본 발명의 하나의 실시 예에 따른 다층구조 날개형상 비행체(10)를 개략적으로 도시한 것이다. 도 1을 참조하여 설명하면, 날개형상 비행체(10)는 제1 동체부(100) 및 제2 동체부(200)를 포함할 수 있고, 제1 동체부(100)에는 유체 유입구(110), 유체 유출구(120), 덕트(130), 추력발생장치(140), 만곡면(150) 및 승강타(170)가 포함될 수 있다.
동체부(100)는 본 발명에 따른 비행체(10)의 몸체 부분으로 선단부 양측에 각각 유체 유입구(110)가 형성되고, 말단부 양측에 유체 유출구(120)가 형성될 수 있다.
동체부(100)는 일반적인 드론(소형 비행체)와 달리 주날개를 구비하지 않고, 동체부(100)가 에어포일(airfoil) 형상으로 형성될 수 있다. 동체부(100)의 종단면도 마찬가지로 에어포일 형상으로 형성될 수 있다. 따라서 날개 없이도 동체부(100)만으로 비행체(10)에 비행에 필요한 양력을 받을 수 있다. 상기 동체부(100)가 덕트(130) 내에 배치된 추력발생장치(140)로부터 생성되는 추력을 통해 양력을 받을 수 있고, 이에 동체부(100)가 받음각(Angle Of Attack, AOA)을 증가시키기 위해 동체의 피치(pitch)를 증가시키면 추가적인 양력이 더 생성될 수 있다. 특히, 동체부(100) 상면에 형성된 오목한 만곡면(150)과 수직날개(160)가 유체의 유동을 안정적으로 제어할 수 있어 동체부에(100)에 날개가 없어 발생되는 비행의 불안전성을 극복할 수 있다.
제1 동체부(100) 선단의 중심은 제1 동체부(100) 선단 양측보다 전방을 향해 돌출된 형상으로 형성되므로 비행체(10)가 비행시 제1 동체부(10) 선단이 받는 유체 저항이 감소될 수 있다.
동체부(100)의 크기는 이에 제한되는 것은 아니나, 예를 들어, 개인용 비행체로써 3인 이하의 사람이 탑승할 수 있도록 길이 방향의 길이는 1m 내지 5m 이고, 폭의 길이는 1m 내지 5m 일 수 있다.
유체 유입구(110)는 동체부(100) 선단부 양측부에 각각 형성되어 비행체 내부로 유체가 유입되는 곳일 수 있다. 유체 유입구(110)를 통해 유입된 유체는 동체부(100) 내부 덕트(130)에 배치된 제1 추력발생장치(140)에 유체를 공급할 수 있다. 유체 유입구(110)의 형태는 이에 제한되는 것은 아니나, 예를 들어, 원형, 타원형, 사각형 또는 다각형일 수 있다. 상기 유체 유입구(110)는 유체만 통과하고 이물질은 덕트(130) 내부로 들어오지 못하도록 보호가드(미도시)가 설치될 수 있다.
유체 유출구(120)는 동체부(100) 말단부 양측부에 각각 형성되어 비행체 외부로 고속의 유체가 배출되는 곳일 수 있다. 덕트(130) 내부의 제1 추력발생장치(140)를 통과한 유체는 압축되어 고속의 유체가 되므로 고속의 유체는 유체 유출구(120)를 통해 고속으로 배출되어 동체부(100)가 비행에 필요한 추력을 얻을 수 있게 된다. 상기 유체 유출구(120)의 단면은 이에 제한되는 것은 아니나, 예를 들어, 원형, 타원형, 사각형 또는 다각형일 수 있다.
유체 유출구(120) 말단부에는 추력 노즐(121)이 설치될 수 있다. 추력 노즐(121)은 유체 유출구(120)의 단면적보다 작은 단면적으로 형성되어 유체 유출구(120)를 지나는 유체의 속도보다 추력 노즐(121)을 통해 배출되는 유체의 유출 속도가 크며, 이를 통해 추력을 증가시킬 수 있다.
덕트(130)는 유체 유입구(110)와 유체 유출구(120)의 사이를 연통하도록 연결하여, 유체 유입구(110)를 통해서 유입된 유체를 제1 추력발생장치(140)에 전달하고, 제1 추력발생장치(140)를 통과한 유체를 유체 유출구(120)를 통해서 상기 유체를 배출하도록 할 수 있다. 상기 덕트(130)는 유체 유입구(110)에서 유체 유출구(120)까지 직선 형태일 수 있다. 상기 덕트(130)는 내부에 구비된 제1 추력발생장치(140)의 종류에 따라 단면의 크기가 달라질 수 있다. 제1 추력발생장치(140)에서 유체 유출구(120)까지는 추력발생장치(140)에서 배출되는 압축된 고속유체의 압축력이 유지되도록 단면적이 감소하는 형태일 수 있다.
도 2a 및 도 2b를 참조하여 설명하면, 상기 제1 추력발생장치(140)는 상기 동체부(100)가 전진 비행하기 위한 추력을 발생시키는 장치로써, 터보제트엔진 또는 터보팬 엔진일 수 있다. 터보제트엔진 또는 터보팬 엔진은 동체부(100) 내의 덕트(130) 내부에 배치되므로 동체부(100) 외부에서 소음이 저감되는 효과가 있다. 특히, 터보팬엔진은 바이패스덕트를 구비하여 상기 터보팬엔진 내부에서 발생하는 소음을 더욱 차단할 수 있다. 상기 제1 추력발생장치(140)는 압축기, 연소실 및 터빈 등을 구비할 수 있다. 상기 압축기는 유입된 공기를 압축하여 후방에 있는 연소기로 밀어낼 수 있고, 연소실은 압축기의 후방에 배치되어 연료가 연소되는 장소로써, 연료 노즐로부터 상기 연소실에 분사된 연료는 압축된 공기와 혼합된 후 점화되어 연소될 수 있다. 연료가 연소되면 고온, 고압의 연소가스가 생성되어 연소실의 후방으로 배출될 수 있다. 터빈은 연소실의 후방에 배치되며, 연소실에서 배출된 고온 고압의 연소가스에 의해서 회전된다. 터빈은 압축기와 함께 샤프트에 고정 결합되어 있으므로, 상기 터빈이 회전함에 따라서 압축기도 함께 회전할 수 있다.
도 3 및 도 4를 참조하여 설명하면, 덕트(130) 내부에는 덕트(130) 내부를 통과하는 고속유체의 유량을 제어할 수 있는 개폐부재(160)가 배치될 수 있다.
개폐부재(160)는 제1 추력발생장치(140)의 전방 또는 후방에 배치될 수 있으며, 개폐부재(160)에 형성된 조절홀(161)의 크기를 조절하며 개폐부재(160)를 통과하는 유량을 제어할 수 있다. 개폐부재(160)의 개방 비율에 따라 비행체의 동작이 제어될 수 있다.
하나의 실시 예로, 개폐부재(160)는 조리개(aperture) 구조로 형성될 수 있다. 개폐부재(160)에는 복수개의 블레이드(162)가 포함되며, 복수개의 블레이드(162)가 각각 슬라이딩 회전하며 개폐부재(160) 중심에 형성된 조절홀(161)의 크기를 조절할 수 있다.
다른 하나의 실시 예로, 개폐부재(160)은 스크린 구조로 형성될 수 있다. 개폐부재(160)에는 스크린 부재(163)가 일방향으로 직선 왕복 운동하며 조절홀(161)의 크기를 조절할 수 있다.
제1 동체부(100)에는 제1 동체부(100)의 하부를 향해 고속의 유체를 분사하는 리프트 노즐(142)이 장착될 수 있다. 리프트 노즐(142)는 개폐부재(160)의 전방에 형성된 리프트 홀(143)을 통해 배출되는 유체를 제1 동체부(100) 하부를 향해 유체를 강한 압력으로 분사할 수 있다.
도 3 및 도 4를 참조하여 설명하면, 개폐부재(160)와 리프트 노즐은 각각 개방 비율이 제어될 수 있으며, 이를 통해 덕트(130) 내부를 유동하는 고속의 유체 유동 방향을 제어하여 비행체(10)의 순항, 수직이착륙(VTOL) 또는 단거리이착륙(STOL)에 이용할 수 있다. 개폐부재(160)의 개방 비율이 0%인 경우에는 개폐부재(160)의 전방에 위치한 리프트 노즐(142)의 개방 비율은 100%가 되어 고속의 유체가 전부 개방된 리프트 노즐(142)로 이동하고, 리프트 노즐(142)은 고속의 유체를 비행체(10)의 하방향으로 분사하므로 비행체(10)는 제1 추력발생장치(140)에서 발생되는 추력을 모두 비행체가 공중에 정지하거나 VTOL/STOL시 활용할 수 있다. 개폐부재(160)의 개방 비율이 100%가 되는 경우에는 리프트 노즐(142)의 개방 비율은 0%가 되므로 고속의 유체는 리프트 노즐(142)로 향하지 않고, 전부 개폐부재(160)가 위치한 방향으로 향하여 제1 추력발생장치(140)에서 발생되는 추력을 모두 비행기의 순항에 활용할 수 있다. 개폐부재(160)의 개방 비율이 0% 초과 100% 미만인 경우 리프트 노즐(142)의 개방 비율은 비행 방식(승강, 하강, 순항, 받음각 조절 등)에 따라서 적절하게 제어할 수 있다.
리프트 노즐(142)는 제1 동체부(100) 하면에 형성되어 제1 동체부(100)의 하방향으로 유체를 분사할 수 있어, 비행체(10)가 리프트 노즐(142)이 분사하는 유체의 강한 압력으로 수직이착륙(VTOL) 또는 단거리이착륙(STOL)하는 경우 비행체(10)의 균형 유지 및 자세 제어 등에 활용할 수 있다.
리프트 노즐(142)은 제2 추력발생장치(220)에 설치되는 추력편향노즐(230)과 함께 수직이착륙(VTOL) 또는 단거리이착륙(STOL)시 활용 가능하다. 리프트 노즐(142)은 추력편향 노즐(230)이 제1 동체부(100) 후방에 위치함으로써 수직이착륙(VTOL) 또는 단거리이착륙(STOL)시 추력편향 노즐(230) 단독으로 사용시 발생되는 유체 압력의 불균형을 해소할 수 있다.
리프트 노즐(142)은 조절홀(161)의 크기에 따라 분사하는 유체의 압력이 변화될 수 있다.
도 5a, 도 5b 및 도 6은 본 발명의 제1 체부에 형성된 오목한 만곡면의 형태 및 받음각에 따라 동체부(100) 주변을 흐르는 유체를 개략적으로 도시한 것이다. 도 5a, 도 5b 및 도 6을 참조하여 설명하면, 상기 만곡면(150)은 상기 동체부(100) 상면에 길이 방향을 따라 선단부에서 말단부까지 오목하게 만곡된 형태로 형성될 수 있다. 상기 만곡면(150)과 수직날개(160)는 상기 동체부(100)의 주위를 흐르는 유체의 유동을 만곡면(150)으로 모아 비행을 안정성을 향상시킬 수 있다. 본 발명에 따른 상기 비행체는 일반적인 항공기와 달리 주날개가 없으므로 비행의 안정성을 향상시키는 것이 매우 중요하다. 상기 만곡면(150)과 수직날개(160)는 상기 동체부(100) 주위를 흐르는 유체의 흐름을 제어하여 안정적인 비행자세 유지 및 균형유지를 할 수 있고, 유체의 흐름을 모아주므로 큰 양력을 얻기 위해 상기 동체부(100)의 받음각(Angle Of Attack, AOA)을 증가시키더라도 상기 동체부(100) 상면에서 공기 박리현상을 최대한 지연시킬 수 있도록 한다. 상기 만곡면(150)의 양측부에는 상기 만곡면(150)이 길이 방향을 따라 일정한 폭과 높이를 구비하는 제1 유체가이드부(151)가 형성될 수 있다. 상기 제1 유체가이드부(151)의 높이는 적어도 상기 만곡면(150)보다 높이가 높게 형성되는 것이 바람직하다. 상기 제1 유체가이드부(151)는 상기 동체부(100) 상면을 흐르는 유체가 상기 만곡면(150)을 흐르도록 유도하여 비행의 안정성을 향상을 도모할 수 있다. 상기 만곡면(150)의 길이 방향 말단부에는 상기 만곡면(150)보다 폭이 더 좁고, 더 오목한 만곡면인 제2 유체가이드부(152)가 형성될 수 있다. 상기 제2 유체가이드부(152)는 상기 만곡면(150)을 통과한 유체의 유동을 다시 한번 유체 유출구(120) 사이에서 모아 동체부(100)의 상면과 박리되지 않도록 유체의 흐름을 제어할 수 있다.
상기 승강타(170)는 상기 동체부(100)의 말단부에 형성되며, 동체부(100) 말단부 형상을 가변시키며 상기 동체부(100)의 받음각을 크게 만들어 비행체가 이륙 또는 착륙시 낮은 속도에서도 큰 양력을 얻을 수 있도록 할 수 있다. 상기 승강타(170)는 상기 동체부(100)의 말단부와 힌지로 연결될 수 있고, 상기 승강타(170)는 상기 힌지를 기준으로 상·하방향으로 회전하여 양력을 제어할 수 있다. 상기 승강타(170)가 비회전 상태에서는 상기 동체부(100)와 매끄러운 유선형의 만곡면을 형성할 수 있다. 상기 승강타(170)가 하방향으로 일정한 각도만큼 회전하면 상기 동체부(100)와 승강타(170)가 이루는 전체 형상은 상기 동체부(100)가 피치(pitch)를 상승시킨 것과 같이 받음각이 커져 결과적으로 상기 동체부(100)는 양력도 크게 받을 수 있다. 다만, 이 경우 동체부(100)가 받는 항력도 증가하게 되므로 상기 승강타(170)는 적절한 각도 범위 내에서 회전하는 것이 바람직하다. 상기 승강타(170)는 이에 제한되는 것은 아니나, 공기의 유동이 모이는 말단부 양측부의 유체 유출구 사이에 형성되는 것이 바람직하다.
또한, 상기 승강타(170)는 상기 동체부(100)의 피치(pitch)를 제어할 수 있으므로 상기 동체부(100)의 무게중심과 최대한 이격되도록 동체부(100) 말단부에 배치하여 상기 승강타(170)의 작은 회전으로도 동체부(100)의 큰 피치 변화를 얻을 수 있도록 하는 것이 바람직하다.
제2 동체부(200)는 제1 동체부(100)의 후방 상부에 배치되며, 제1 동체부(100)와 미리 정해진 거리만큼 상방향으로 이격될 수 있다.
제2 동체부(200)는 에어포일 형상으로 형성되며 비행체(10)는 비행시 제2 동체부(200)로부터 양력을 받을 수 있다. 제2 동체부(200)는 종단면 역시 에어포일 형상으로 형성될 수 있다.
도 7을 참조하여 설명하면, 비행체(10)가 비행시 제1 동체부(100)를 통해 양력을 얻을 수 있을 뿐만 아니라 제2 동체부(200)를 통해서도 비행체(10)는 추가적인 양력을 얻을 수 있다. 또한, 제2 동체부(200)는 제1 동체부(100)보다 후방에 위치하여, 비행체(10)가 받는 양력은 제1 동체부(100)와 제2 동체부(200)로 분산되므로 비행체(10)가 안정적으로 자세를 유지하며 비행할 수 있다.
도 10의 (b)를 참조하여 설명하면, 제2 동체부(200)는 전진익 형태로 형성되어 제2 동체부(200)의 선단 중심이 선단 양측보다 후방에 배치될 수 있다.
제1 연결 날개(210)는 제1 동체부(100) 양측면으로부터 상방향으로 연장되어 제2 동체부(200) 양측 단부와 결합될 수 있고, 제1 동체부(100)와 제2 동체부(200) 및 제1 연결 날개(210)는 서로 완만한 곡면으로 연결되며 폐곡선으로 형성되는 유동 공간을 형성할 수 있다. 유동 공간은 전방 및 후방이 개방되고, 상·하·좌·우면이 유선형의 곡면으로 둘러싸여 있어 유동 공간을 통과하는 유체는 난류 형성이 저감될 수 있다.
도 11을 참조하여 설명하면, 제1 연결 날개(210)는 제2 동체부(200)의 양 측단부와 힌지로 결합될 수 있다. 제2 동체부(200)는 제1 동체부(100)의 받음각 0°기준선에 대해 일정한 각도 범위에서 힌지를 중심으로 회전 구동되며 받음각이 조절될 수 있다. 제2 동체부(200)의 받음각을 독립적으로 조절함으로써 비행체(10)의 비행시 제1 동체(100)의 받음각을 조절하지 않고도 양력과 항력을 유연하게 조절할 수 있다.
도 8에는 제1 연결 날개(210) 주변을 흐르는 유체의 유동 시뮬레이션이 나타나며, 8을 참조하여 설명하면, 제1 연결 날개(210)의 종단면은 에어포일 형상으로 형성되고, 제1 연결 날개(210)는 제1 동체부(100) 양측면에 대칭적으로 형성되어 제2 동체부(200) 측단부와 결합되므로, 제1 연결 날개(210) 주변을 흐르는 유체가 비행체(10)에 가하는 측방향의 힘을 대칭적으로 상쇄할 수 있어 비행체(10)의 비행 안정성을 향상할 수 있다. 또한, 제1 연결 날개(210)는 연결 날개(210)의 말단부와 제2 동체부(200) 측단부와 결합되므로 제2 동체부(200)의 양측부에서 발생 가능한 윙팁 와류를 감소시킬 수 있고, 이를 통해 비행체(10)의 공기 저항이 감소되어 운항 연비를 개선할 수 있다.
제1 연결 날개(210)의 후방 말단부에는 방향타(211)가 설치될 수 있다. 방향타(211)는 제1 연결 날개(210)를 중심으로 좌우로 회전하며 비행체(10)의 비행 방향을 제어할 수 있다.
도 9를 참조하여 설명하면, 제2 동체부의 하부에는 적어도 1개 이상의 제2 추력발생장치(220)가 배치될 수 있다. 제2 추력발생장치(220)는 터보제트엔진 또는 터보팬 엔진일 수 있다.
제2 추력발생장치(220)의 후방에는 추력편향 노즐(230)이 설치될 수 있으며, 추력편향 노즐(230)은 제2 추력발생장치(220)에서 발생되는 추력의 방향을 제어할 수 있다.
추력편향 노즐(230)에서 미리 정해진 지점에 가변부(231)가 형성될 수 있다. 가변부(231)는 추력편향 노즐(230)이 상기 가변부(131)를 중심으로 폴딩/언폴딩되도록 할 수 있다. 추력편향 노즐(230)를 통과하여 배출되는 고속의 유체가 배출되는 방향을 제어할 수 있다. 가변부(131)를 중심으로 추력편향 노즐(230)의 말단부를 하방향으로 90°폴딩시키면 추력편향 노즐(230)에서 배출되는 고속의 유체는 지면을 향해 배출될 수 있으며, 비행체(10)는 지면을 향해 고속의 유체를 배출하며 얻는 추력을 통해 공중에 정지된 채로 비행하거나 수직 이착륙(VTOL) 또는 단거리 이착륙(STOL)에 활용할 수 있다. 또한, 가변부(231)를 통해추력편향 노즐(230)의 폴딩 각도를 제어하여 추력에 의한 비행체(10)의 비행자세를 제어할 수 있다.
하나의 구체적인 구현예로, 가변부(231)는 추력편향 노즐(230)의 일부 지점에 추력편향 노즐(230)의 둘레를 따라 복수개 주름관이 겹쳐진 형태로 형성될 수 있다. 주름관이 형성된 구간의 일단 및 타단에 각각 플랜지가 구비되고, 상기 플랜지 사이를 링크 결합하여 상기 복수의 주름관의 일단과 타단의 중심 거리를 일정하게 유지하면서 상기 주름이 형성된 구간의 신장과 신축을 통해 추력편향 노즐(230)는 가변부(231)를 중심으로 폴딩 또는 언폴딩할 수 있다.
추력편향 노즐(231)과 리프트 노즐(142)은 서로 보완적으로 작용하여 비행체(10)의 비행자세 제어 및 VTOL/STOL 등에 활용할 수 있다.
도 10의 (a)를 참조하여 설명하면, 제3 동체부(300)는 에어포일 형상으로 형성되며, 비행체(10)는 비행시 제3 동체부(300)로부터 양력을 받을 수 있다. 제3 동체부(300)는 종단면 역시 에어포일 형상으로 형성될 수 있다. 제3 동체부(300)는 제1 동체부(100) 및 제2 동체부(200)와 함께 비행체의 비행에 필요한 양력을 생성할 수 있다.
도 10의 (c)를 참조하여 설명하면, 제1 동체부(100)의 후방 상부에는 보조 동체(400)가 배치될 수 있다. 보조 동체(400)는 복수 개 배치되어 제1 동체부(100)의 길이 방향 중심선을 기준으로 대칭되게 배치될 수 있다. 보조 동체(400)의 단면 형상은 제1 동체부(100)와 마찬가지로 에어포일 형상으로 형성될 수 있다. 보조 동체(400)의 너비는 제1 동체부(200)의 너비보다 작게 형성되므로 비행체(10)의 전체 무게를 감소시키는 동시에 에어포일 형상으로 형성되므로 양력을 얻을 수 있다, 제1 연결 날개(210)는 제1 동체부(100) 양측면으로부터 상방향으로 연장되어 각각의 보조 동체(400) 일측 단부와 결합될 수 있다. 또한, 보조 동체(400)의 타측 단부는 제1 동체부(100) 상면으로부터 상방향으로 연장 형성된 내측 날개(410)와 연결될 수 있다. 제1 동체부(100), 보조 동체(400), 제1 연결 날개(210) 및 내측 날개(240)는 서로 완만한 곡면으로 연결되며 폐곡면으로 형성되는 유동 공간을 형성할 수 있다. 유동 공간은 전방 및 후방이 개방되고, 상·하·좌·우면이 유선형의 곡면으로 둘러싸여 있어 유동 공간을 통과하는 유체는 난류 형성이 저감될 수 있다.
제2 연결 날개(310)는 제2 동체부(200) 양측면으로부터 상방향으로 연장되어 제3 동체부(300) 양측 단부와 결합될 수 있고, 제2 동체부(200), 제3 동체부(300) 및 제2 연결 날개(310)는 서로 완만한 곡면으로 연결되며 폐곡선으로 형성되는 유동 공간을 형성할 수 있다. 유동 공간은 전방 및 후방이 개방되고, 상·하·좌·우면이 유선형의 곡면으로 둘러싸여 있어 유동 공간을 통과하는 유체는 난류 형성이 배제되어 비행의 안전성이 향상될 수 있다.
제2 연결 날개(310)의 종단면은 에어포일 형상으로 형성되고, 제2 연결 날개(310)는 제1 동체부(100) 양측면에 대칭적으로 형성되어 제2 동체부(200) 측단부와 결합되므로, 제2 연결 날개(310) 주변을 흐르는 유체가 비행체(10)에 가하는 측방향의 힘을 대칭적으로 상쇄할 수 있어 비행체(10)의 비행 안정성을 향상할 수 있다. 또한, 제2 연결 날개(310)는 제3 동체부(300)의 양측부에서 발생 가능한 윙팁 와류를 감소시킬 수 있고, 이를 통해 비행체(10)의 공기 저항이 감소되어 운항 연비를 개선할 수 있다.
제2 연결 날개(310)는 제3 동체부(300)의 양 측단부와 힌지로 결합될 수 있다. 제3 동체부(300)는 제1 동체부(100)의 받음각 0°기준선에 대해 일정한 각도 범위에서 힌지를 중심으로 회전 구동되며 받음각이 조절될 수 있다. 제3 동체부(300)의 받음각을 독립적으로 조절함으로써 비행체(10)의 비행시 제1 동체(100)의 받음각을 조절하지 않고도 양력과 항력을 유연하게 제어할 수 있다.
이상 실시예를 통해 본 기술을 설명하였으나, 본 기술은 이에 제한되는 것은 아니다. 상기 실시예는 본 기술의 취지 및 범위를 벗어나지 않고 수정되거나 변경될 수 있으며, 본 기술분야의 통상의 기술자는 이러한 수정과 변경도 본 기술에 속하는 것임을 알 수 있을 것이다.
100 : 제1 동체부
110 : 유체 유입구
120 : 유체 유출구
130 : 덕트
140 : 제1 추력발생장치
142 : 리프트 노즐
143 : 리프트 홀
150 : 만곡면
160 : 개폐부재
161 : 조절홀
162 : 블레이드
163 : 스크린 부재
170 : 승강타
200 : 제2 동체부
210 : 제1 연결 날개
220 : 제2 추력발생장치
230 : 추력편향 노즐
231 : 가변부
300 : 제3 동체부
310 : 제2 연결 날개

Claims (20)

  1. 종단면이 에어포일(airfoil) 형상이며, 상면에는 길이 방향의 중심축을 따라 오목한 만곡면이 형성되는 제1 동체부; 및
    상기 제1 동체부의 상부에 배치되고, 종단면이 에어포일 형상인 제2 동체부를 포함하고,
    상기 제1 동체부와 상기 제2 동체부는 사이가 이격되며,
    상기 제1 동체부는,
    상기 만곡면의 양측부에 형성되며, 상기 만곡면의 길이 방향을 따라 상기 만곡면의 높이에 비해 높게 형성되어 상기 제1 동체부의 상면을 흐르는 유체를 상기 만곡면으로 유도하는 제1 유체가이드부; 및
    상기 만곡면의 길이 방향으로 말단부에 형성되되 상기 만곡면의 폭에 비해 좁고 상기 만곡면에 비해 더 오목하게 형성되는 제2 유체가이드부를 포함하는,
    날개형상 비행체.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 만곡면은 상기 제1 동체부의 길이 방향 중심축 상에 형성된 날개형상 비행체.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 제2 동체부는 상기 제1 동체부의 측면으로부터 연장되는 제1 연결 날개와 결합되는 날개형상 비행체.
  4. 제 3 항에 있어서,
    상기 제1 연결 날개는 단면 형상이 에어포일 형상인 날개형상 비행체.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 제1 연결 날개의 후방 단부에는 방향타가 설치된 날개형상 비행체.
  6. 제 3 항에 있어서,
    상기 제2 동체부는 상기 제1 연결 날개와 힌지 결합된 날개형상 비행체.
  7. 종단면이 에어포일(airfoil) 형상이며, 상면에는 길이 방향의 중심축을 따라 오목한 만곡면이 형성되는 제1 동체부; 및
    상기 제1 동체부의 상부에 배치되고, 종단면이 에어포일 형상인 제2 동체부를 포함하고,
    상기 제1 동체부와 상기 제2 동체부는 사이가 이격되며,
    상기 제1 동체부의 선단부 양측에는 각각 유체 유입구가 형성되고, 상기 제1 동체부의 말단부 양측에는 각각, 유체 유출구가 형성되며,
    상기 유체 유입구는 상기 유체 유출구까지 덕트로 연결된 날개형상 비행체.
  8. 제 7 항에 있어서,
    상기 덕트에는 개폐부재가 설치된 날개형상 비행체.
  9. 제 8 항에 있어서,
    상기 개폐부재는 조리개 방식으로 개폐되는 날개형상 비행체.
  10. 제 8 항에 있어서,
    상기 덕트에는 상기 개폐부재의 전방에 상기 제1 동체부의 하방으로 고속의 유체를 분사하는 리프트 노즐이 형성된 날개형상 비행체.
  11. 제 7 항에 있어서,
    상기 덕트 내부에는 제1 추력발생장치가 배치되는 날개형상 비행체.
  12. 제 1 항에 있어서,
    상기 날개형상 비행체는 제2 추력발생장치를 더 포함하고,
    상기 제2 추력발생장치는 상기 제2 동체부의 하부에 배치되는 날개형상 비행체.
  13. 제 12 항에 있어서,
    상기 제2 추력발생장치의 후방에는 추력편향 노즐이 배치되고,
    상기 추력편향 노즐은 유체가 분사되는 방향을 조절 가능한 날개형상 비행체.
  14. 제 1 항에 있어서,
    상기 제1 동체부의 말단부에는 승강타가 설치된 날개형상 비행체.
  15. 제 1 항에 있어서,
    상기 제1 동체부의 선단의 중심은 상기 제1 동체부의 선단 양측보다 전방을 향해 돌출된 날개형상 비행체.
  16. 제 1 항에 있어서,
    상기 날개형상 비행체는 제3 동체부 및 제2 연결날개를 더 포함하고,
    상기 제2 동체부의 상부에는 제3 동체부가 배치되고
    상기 제3 동체부는 상기 제2 동체부의 측면으로부터 연장되는 제2 연결 날개와 결합된 날개형상 비행체.
  17. 제 16 항에 있어서,
    상기 제3 동체부는 상기 제2 연결 날개와 힌지로 결합된 날개형상 비행체.
  18. 종단면이 에어포일(airfoil) 형상이며, 상면에는 길이 방향의 중심축을 따라 오목한 만곡면이 형성되는 제1 동체부; 및
    상기 제1 동체부의 길이 방향 중심선을 기준으로 대칭되게 상기 제1 동체부의 양측에 배치되고, 종단면이 에어포일 형상인 한 쌍의 보조 동체를 포함하고,
    상기 한 쌍의 보조 동체는 서로 사이가 이격되며,
    상기 제1 동체부는,
    상기 만곡면의 양측부에 형성되며, 상기 만곡면의 길이 방향을 따라 상기 만곡면의 높이에 비해 높게 형성되어 상기 제1 동체부의 상면을 흐르는 유체를 상기 만곡면으로 유도하는 제1 유체가이드부; 및
    상기 만곡면의 길이 방향으로 말단부에 형성되되 상기 만곡면의 폭에 비해 좁고 상기 만곡면에 비해 더 오목하게 형성되는 제2 유체가이드부를 포함하는,
    날개형상 비행체.
  19. 제 18 항에 있어서,
    상기 한 쌍의 보조 동체 각각의 일측 단부는 상기 제1 동체부의 측면으로부터 연장된 제1 연결 날개와 결합된 날개형상 비행체.
  20. 제 19 항에 있어서,
    상기 보조 동체의 타측 단부는 상기 제1 동체부의 상면으로부터 연장된 내측 날개와 연결된 날개형상 비행체.
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