KR102539628B1

KR102539628B1 - Aerial vehicles

Info

Publication number: KR102539628B1
Application number: KR1020220024961A
Authority: KR
Inventors: 송순호; 송현우
Original assignee: 연세대학교 산학협력단
Priority date: 2022-02-25
Filing date: 2022-02-25
Publication date: 2023-06-05

Abstract

An aircraft including a phase variable assembly according to the present invention comprises: an aircraft body with a boarding space for users to board; and a phase variable assembly coupled to an upper part of the aircraft body and controlling the attitude of the aircraft body while moving the aircraft body. The phase variable assembly comprises: a phase variable unit including a ring set, at least a portion of which rotates concentrically or eccentrically in one direction with respect to the aircraft body; and a rotor head unit that is coupled to the upper part of the phase variable unit and rotates in one direction together by receiving a rotational force generated by concentric or eccentric rotation of at least a portion of the ring set. Thus, the present invention can provide the aircraft including a phase variable assembly having a simpler structure.

Description

비행체{Aerial vehicles}Aerial vehicles}

본 발명은 비행체에 관한 것이며, 보다 상세하게는 위상 가변 어셈블리를 포함하는 비행체에 관한 것이다.The present invention relates to an aircraft, and more particularly, to an aircraft including a phase variable assembly.

일반적으로, 1인 승차가 대다수를 차지하는 자가용 승용차로 인한 교통난과 환경오염을 저감하기 위해 도심 대중교통 이용이 권장되고 있으나, 최종 목적지까지 도착하기 위한 과정에서 도보 또는 자전거 등을 이용한 추가적인 이동수단을 이용해야 하는 경우가 빈번하게 발생한다. 추가적으로, 전염성 질병(예를 들면, 코로나19 바이러스) 확산에 따라, 사람들 간 비대면(contact-free) 시대에 부적합한 다인 승차로 인하여 불편함이 지속적으로 제기되고 있다.In general, the use of public transportation in the city center is recommended to reduce traffic congestion and environmental pollution caused by private cars, which occupy the majority of single-person rides, but additional means of transportation such as walking or bicycles are used in the process of arriving at the final destination. It often happens that you have to. Additionally, with the spread of contagious diseases (eg, the COVID-19 virus), inconvenience is continuously raised due to multi-person riding, which is inappropriate in a contact-free era between people.

최근, 도심 대중교통과 연계하여 집에서 대중교통 승차지점까지 이동하는 퍼스트 마일(first mile)과 대중교통 하차지점에서 목적지까지 이동하는 라스트 마일(last mile) 대응을 위한 근거리 교통수단으로 전동 휠, 전동 킥보드와 같은 개인형 이동장치가 보편화되었다. 이에 따라, 전기 동력을 사용하는 초소형 퍼스널 모빌리티 산업 및 공유 서비스가 급성장하고 있다. 그럼에도 불구하고, 기존의 교통수단 및 보행자를 기준으로 이분화된 도심 교통망에서, 퍼스널 모빌리티는 타 교통수단과의 도로 공유가 용이하지 않고, 최적 이동 경로 설정이 불가능하며, 관련 교통 인프라 역시 부족한 실정이다. Recently, in connection with public transportation in the city, electric wheels and electric kickboards are used as short-distance transportation to respond to the first mile from the house to the public transportation pick-up point and the last mile from the public transportation drop-off point to the destination. Such personal mobility devices have become common. Accordingly, the micro personal mobility industry and shared services using electric power are rapidly growing. Nevertheless, in the urban transportation network, which is bifurcated based on existing means of transportation and pedestrians, personal mobility is not easy to share roads with other means of transportation, it is impossible to set up optimal travel routes, and related transportation infrastructure is also insufficient. .

상기와 같은 문제들을 해소하기 위해, 도심 항공 교통(Urban Air Mobility; UAM) 산업이 대안으로 떠오르고 있으며, UAM 산업에 포함되는 오프더그라운드(Off-the-Ground, OTG) 모빌리티가 활발하게 연구개발되고 있다. 오프더그라운드 모빌리티는 지표면과 접촉하지 않고 공중에 떠서 이동하는 1인용 초소형 교통수단으로, 지면의 상태에 관계없이 도로가 아닌 곳에서도 이동할 수 있으며, 필요시 수십 미터 정도의 저고도로 상승한 상태로 이동할 수 있으므로, 오프더그라운드 모빌리티를 통해 이동 공간의 개념이 3차원으로 확장될 수 있다.In order to solve the above problems, the Urban Air Mobility (UAM) industry is emerging as an alternative, and Off-the-Ground (OTG) mobility included in the UAM industry is being actively researched and developed. . Off-the-ground mobility is a micro-transportation for one person that floats in the air without contacting the ground surface. , The concept of moving space can be expanded to three dimensions through off-the-ground mobility.

한편, 기존의 소형 회전익 비행체(예를 들면, 드론)는 멀티콥터와 같이 다수의 프로펠러(일반적으로 4개 이상의 프로펠러)를 사용하거나 헬리콥터와 같이 복잡한 스와시플레이트 구조가 적용된 로터 헤드를 사용하여 자세를 제어하였다. 이 때, 스와시플레이트의 배치방향, 배치위치를 제어하여 링크 구조를 변화시켜 비행체의 자세를 제어하는 방식은 구성요소들 간의 복잡한 결합이 요구되며, 구성요소들 중 어느 하나의 결함이 발생하더라도 비행체의 자세를 제어하기 어려워지고, 결함이 발생한 구성요소를 수리 또는 교체하기 위해 장시간이 소요되는 문제점이 있다.On the other hand, conventional small rotorcraft (eg, drones) use multiple propellers (generally 4 or more propellers) like a multicopter or use a rotor head with a complicated swash plate structure like a helicopter to adjust the posture. controlled. At this time, the method of controlling the attitude of the aircraft by changing the link structure by controlling the arrangement direction and position of the swash plate requires complex coupling between the components, and even if any one of the components is defective, the aircraft It becomes difficult to control the attitude of the robot, and it takes a long time to repair or replace defective components.

한국특허등록 제10-2038678호(2019.10.24)Korean Patent Registration No. 10-2038678 (2019.10.24)

본 발명은 전술한 문제점을 해결하기 위해, 보다 단순한 구조를 가지는 위상 가변 어셈블리를 포함하는 비행체를 제공한다.In order to solve the above problems, the present invention provides an aircraft including a phase variable assembly having a simpler structure.

본 발명의 기술적 과제들은 이상에서 언급한 기술적 과제들로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 또 다른 기술적 과제들은 아래의 기재들로부터 당업자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.The technical problems of the present invention are not limited to the technical problems mentioned above, and other technical problems not mentioned will be clearly understood by those skilled in the art from the description below.

전술한 바와 같은 목적을 달성하기 위해서, 본 발명에 따른 위상 가변 어셈블리를 포함하는 비행체는, 사용자가 탑승하는 탑승공간을 구비한 비행체 본체, 및 상기 비행체 본체의 상부에 결합 형성되며, 상기 비행체 본체를 이동시키면서 상기 비행체 본체의 자세를 제어하는 위상 가변 어셈블리를 포함하고, 상기 위상 가변 어셈블리는, 상기 비행체 본체에 대해 적어도 일부가 일방향으로 동심 또는 편심 회전하는 링 세트를 포함하는 위상 가변 유닛, 및 상기 위상 가변 유닛의 상부에 결합 형성되고, 상기 링 세트 중 적어도 일부의 동심 또는 편심 회전에 의한 회전력을 전달받아 함께 일방향으로 회전하는 로터 헤드 유닛을 포함한다.In order to achieve the above object, an aircraft body including a phase variable assembly according to the present invention is coupled to an aircraft body having a boarding space for a user to board, and an upper portion of the aircraft body, and the aircraft body A phase variable assembly including a phase variable assembly for controlling the posture of the aircraft body while moving, wherein the phase variable assembly includes a phase variable unit including a ring set at least partially rotating concentrically or eccentrically in one direction with respect to the aircraft body, and the phase variable assembly. and a rotor head unit coupled to an upper portion of the variable unit and rotating together in one direction by receiving rotational force due to concentric or eccentric rotation of at least a portion of the ring set.

또한, 상기 위상 가변 유닛은, 상기 비행체 본체 내부에 형성된 동력원으로부터 생산되는 동력을 전달하여 중심축을 중심으로 일방향으로 회전하는 동력원측 샤프트, 및 상기 동력원측 샤프트로부터 상기 동력을 전달받아 상기 로터 헤드 유닛을 일방향으로 회전시키는 로터 헤드측 샤프트를 포함할 수 있다.In addition, the phase variable unit transmits power generated from a power source formed inside the aircraft body to rotate in one direction about a central axis, and receives the power from the power source-side shaft to operate the rotor head unit. It may include a rotor head-side shaft rotating in one direction.

또한, 상기 링 세트는, 내부에 상기 동력원측 샤프트의 중심축과 상기 로터 헤드측 샤프트의 중심축을 포함하고, 상기 동력원측 샤프트 및 상기 로터 헤드측 샤프트에 대하여 동심 또는 편심 형성되고, 상기 링 세트는, 외주면에 결합 형성된 적어도 하나의 액추에이터에 의해 수평방향으로 평행이동하여 상기 동력원측 샤프트의 중심축 및 상기 로터 헤드측 샤프트와 동심 또는 편심 형성되는 제1 링 중심을 가지고, 제1 내직경을 가지도록 형성되는 제1 링, 및 상기 제1 링 중심과 동일한 제2 링 중심을 가지면서 상기 제2 링 중심을 회전중심으로 상기 동력원측 샤프트와 동일한 방향으로 회전하고, 상기 제1 내직경보다 작은 제2 내직경을 가지도록 형성되는 제2 링을 포함할 수 있다.In addition, the ring set includes a central axis of the power source-side shaft and a central axis of the rotor head-side shaft therein, and is formed concentrically or eccentrically with respect to the power source-side shaft and the rotor head-side shaft, and the ring set is , Parallel movement in the horizontal direction by at least one actuator coupled to the outer circumferential surface to have a first ring center concentrically or eccentrically formed with the central axis of the shaft on the power source side and the shaft on the rotor head side, and have a first inner diameter A second ring having a formed first ring and a second ring center that is the same as the first ring center and rotating in the same direction as the power source-side shaft with the second ring center as a rotation center and smaller than the first inner diameter. A second ring formed to have an inner diameter may be included.

또한, 상기 동력원측 샤프트는, 상기 동력원과 직접 연결된 제1 동력원측 샤프트, 상기 제2 링과 직접 연결된 제2 동력원측 샤프트, 및 상기 제1 동력원측 샤프트에 일단이 연결되고 상기 제2 동력원측 샤프트에 타단이 연결되어 상기 제1 동력원측 샤프트의 회전 토크를 상기 제2 동력원측 샤프트로 전달하는 커플링 요소를 포함할 수 있다.In addition, the power source-side shaft includes a first power source-side shaft directly connected to the power source, a second power source-side shaft directly connected to the second ring, and one end connected to the first power source-side shaft and the second power source-side shaft It may include a coupling element connected to the other end to transfer the rotational torque of the first power source side shaft to the second power source side shaft.

또한, 상기 제1 동력원측 샤프트 및 상기 제2 동력원측 샤프트는 상기 제1 링의 수평방향 평행이동에 의해 상호 편심운동할 수 있다.In addition, the first power source-side shaft and the second power-source-side shaft may mutually eccentrically move by parallel movement of the first ring in a horizontal direction.

또한, 상기 로터 헤드측 샤프트는, 상기 제2 링의 내주면 일부에 함몰 형성된 제2 링측 홀에 수용되고 상기 로터 헤드측 샤프트를 향하여 소정 길이 돌출 형성되는 슬라이딩 핀에 의해 상기 제2 링과 결합되고, 상기 로터 헤드측 샤프트는 상기 제2 링의 회전에 따라 함께 회전할 수 있다.In addition, the rotor head-side shaft is coupled to the second ring by a sliding pin accommodated in a second ring-side hole formed in a depression in a portion of the inner circumferential surface of the second ring and protruding a predetermined length toward the rotor head-side shaft, The rotor head-side shaft may rotate together with the rotation of the second ring.

또한, 상기 적어도 하나의 액추에이터에 의해 상기 제1 링이 소정 방향으로 수평방향 평행이동하면, 상기 로터 헤드측 샤프트의 수평방향 중심축을 기준으로 상기 소정 방향측에 형성되는 제1 영역에서의 상기 로터 헤드 유닛의 제1 각속도는 상기 로터 헤드측 샤프트의 수평방향 중심축을 기준으로 상기 소정 방향에 대향되는 측에 형성되는 제2 영역에서의 상기 로터 헤드 유닛의 제2 각속도보다 작을 수 있다.In addition, when the first ring is horizontally parallel moved in a predetermined direction by the at least one actuator, the rotor head in a first area formed on the predetermined direction side with respect to the horizontal central axis of the rotor head-side shaft The first angular velocity of the unit may be smaller than the second angular velocity of the rotor head unit in a second area formed on a side opposite to the predetermined direction with respect to the central axis of the rotor head side shaft in a horizontal direction.

또한, 상기 로터 헤드 유닛의 상기 제1 영역측 제1 피치는 상기 제2 영역측 제2 피치보다 낮게 형성되고, 상기 비행체 본체는 상기 제2 피치측에서 상기 로터 헤드 유닛의 회전방향으로 소정 각도를 가지는 직선방향으로 틸팅될 수 있다.In addition, the first pitch of the rotor head unit on the first area side is formed lower than the second pitch on the second area side, and the aircraft body forms a predetermined angle in the rotational direction of the rotor head unit on the second pitch side. The branches may be tilted in a straight direction.

또한, 상기 로터 헤드 유닛은, 상기 로터 헤드측 샤프트에 직접 결합되어 회전중심을 형성하는 로터 헤드 베이스부, 상기 로터 헤드 베이스부의 양측에 형성되며, 상기 로터 헤드 베이스부에 대하여 소정 방향 회전가능하도록 형성된 힌지부, 일단이 상기 힌지부에 의해 상기 로터 헤드 베이스부와 힌지 결합되는 로터 그립부, 및 상기 로터 헤드 베이스부와 힌지 결합된 상기 로터 그립부의 타단으로부터 연장 형성되며, 상기 비행체 본체를 부상시키기 위한 양력을 생성하는 로터 블레이드부를 포함하며, 상기 로터 헤드 베이스부의 양측은 소정 각도 경사지도록 형성되어 상기 힌지부는 소정 각도 경사지도록 형성될 수 있다.In addition, the rotor head unit is formed on both sides of the rotor head base portion coupled directly to the rotor head side shaft to form a rotation center and the rotor head base portion, and is formed to be rotatable in a predetermined direction with respect to the rotor head base portion A hinge part, one end of which extends from the rotor grip part hingedly coupled to the rotor head base part by the hinge part, and the other end of the rotor grip part hinged to the rotor head base part, and lifting force for lifting the aircraft body It includes a rotor blade part that generates, and both sides of the rotor head base part are formed to be inclined at a predetermined angle, and the hinge part may be formed to be inclined at a predetermined angle.

또한, 상기 로터 블레이드부는 상기 로터 헤드측 샤프트에 대한 상기 링 세트의 위치에 따라 받음각이 변화할 수 있다.Also, the angle of attack of the rotor blade part may vary according to a position of the ring set relative to the rotor head side shaft.

본 발명에 따른 위상 가변 어셈블리를 포함하는 비행체를 사용함으로써, 종래의 멀티콥터와 대비하여 큰 로터 헤드 유닛을 사용하여 상대적으로 높은 회전 관성 모멘트를 획득할 수 있고, 이에 따라 외풍을 포함하는 외부 환경으로부터의 안정성이 확보되는 이점이 있다.By using the flight vehicle including the phase variable assembly according to the present invention, it is possible to obtain a relatively high rotational moment of inertia using a large rotor head unit as compared to a conventional multicopter, and accordingly, from an external environment including drafts. It has the advantage of securing the stability of

또한, 본 발명에 따른 위상 가변 어셈블리를 포함하는 비행체를 사용함으로써, 상대적으로 높은 정지 추력을 획득할 수 있고, 높은 에너지 효율을 가지는 이점이 있다.In addition, by using the flight vehicle including the phase variable assembly according to the present invention, it is possible to obtain a relatively high static thrust and has an advantage of having high energy efficiency.

또한, 멀티콥터와 달리 동력원의 회전 속도 제어에 의존하지 않으므로, 내연기관을 포함한 다양한 동력원을 적용할 수 있는 이점이 있다.In addition, since it does not depend on the rotational speed control of the power source unlike the multicopter, there is an advantage that various power sources including internal combustion engines can be applied.

또한, 상대적으로 단순한 로터 헤드 유닛의 구조를 사용하여 제작용이성 및 유지보수 용이성을 향상시켜 저비용 고효율 비행체의 제작이 가능하고, 비행체의 소형화 또한 가능한 이점이 있다.In addition, it is possible to manufacture a low-cost, high-efficiency flight vehicle by improving ease of manufacture and maintenance by using a relatively simple structure of the rotor head unit, and there is an advantage that miniaturization of the flight vehicle is also possible.

도 1은 본 발명에 따른 위상 가변 어셈블리를 포함하는 비행체의 개략도이다.
도 2는 도 1의 비행체의 일 구성인 위상 가변 유닛의 일부이다.
도 3은 도 2의 위상 가변 유닛의 일부를 다른 각도에서 바라본 것이다.
도 4는 도 2의 위상 가변 유닛의 평면도이다.
도 5는 도 2의 위상 가변 유닛의 일부의 일측면도이다.
도 6은 본 발명에 따른 비행체의 제1 상태에서의 위상 가변 유닛의 형태를 설명하기 위한 것이다.
도 7은 본 발명에 따른 비행체의 제2 상태에서의 위상 가변 유닛의 형태를 설명하기 위한 것이다.
도 8은 본 발명에 따른 비행체의 제3 상태에서의 위상 가변 유닛의 형태를 설명하기 위한 것이다.
도 9는 도 1의 비행체의 일 구성인 로터 헤드 유닛의 일측면도이다.1 is a schematic diagram of an air vehicle including a phase variable assembly according to the present invention.
FIG. 2 is a part of a phase variable unit, which is a component of the aircraft of FIG. 1 .
FIG. 3 is a view of a part of the phase variable unit of FIG. 2 viewed from another angle.
FIG. 4 is a plan view of the phase variable unit of FIG. 2 .
FIG. 5 is a side view of a portion of the phase variable unit of FIG. 2 .
6 is for explaining the shape of the phase variable unit in the first state of the aircraft according to the present invention.
7 is for explaining the shape of the phase variable unit in the second state of the aircraft according to the present invention.
8 is for explaining the shape of the phase variable unit in the third state of the aircraft according to the present invention.
9 is a side view of a rotor head unit that is one component of the aircraft of FIG. 1 .

이하, 본 발명의 일부 실시예들을 예시적인 도면을 통해 상세하게 설명한다. 각 도면의 구성요소들에 참조부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 가지도록 하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 본 발명의 실시예를 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 실시예에 대한 이해를 방해한다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다.Hereinafter, some embodiments of the present invention will be described in detail through exemplary drawings. In adding reference numerals to components of each drawing, it should be noted that the same components have the same numerals as much as possible even if they are displayed on different drawings. In addition, in describing an embodiment of the present invention, if it is determined that a detailed description of a related known configuration or function hinders understanding of the embodiment of the present invention, the detailed description will be omitted.

본 발명의 실시예의 구성 요소를 설명하는 데 있어서, 제 1, 제 2, A, B, (a), (b) 등의 용어를 사용할 수 있다. 이러한 용어는 그 구성 요소를 다른 구성 요소와 구별하기 위한 것일 뿐, 그 용어에 의해 해당 구성 요소의 본질이나 차례 또는 순서 등이 한정되지 않는다. 또한, 다르게 정의되지 않는 한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함해서 여기서 사용되는 모든 용어들은 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미를 가진다. 일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥상 가지는 의미와 일치하는 의미를 가진 것으로 해석되어야 하며, 본 출원에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다.In describing the components of the embodiment of the present invention, terms such as first, second, A, B, (a), and (b) may be used. These terms are only used to distinguish the component from other components, and the nature, order, or order of the corresponding component is not limited by the term. In addition, unless defined otherwise, all terms used herein, including technical or scientific terms, have the same meaning as commonly understood by a person of ordinary skill in the art to which the present invention belongs. Terms such as those defined in commonly used dictionaries should be interpreted as having a meaning consistent with the meaning in the context of the related art, and unless explicitly defined in the present application, they should not be interpreted in an ideal or excessively formal meaning. don't

도 1은 본 발명에 따른 위상 가변 어셈블리(20, 30)를 포함하는 비행체(1)의 개략도이다.1 is a schematic diagram of an aircraft 1 including phase shift assemblies 20 and 30 according to the present invention.

도 1을 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체(1)는 비행체 본체(10), 및 위상 가변 어셈블리(20, 30)를 포함한다. 비행체 본체(10)는 사용자가 탑승하여 이동할 때, 사용자를 외부 환경으로부터 안전하게 보호할 수 있다. 위상 가변 어셈블리(20, 30)는 비행체 본체(10)의 상부에 결합 형성될 수 있다. 위상 가변 어셈블리(20, 30)는 비행체 본체를 일방향으로 이동시키면서 비행체 본체의 자세를 제어할 수 있다.Referring to FIG. 1 , an aircraft 1 according to an embodiment of the present invention includes an aircraft body 10 and phase variable assemblies 20 and 30 . The aircraft body 10 can safely protect the user from the external environment when the user gets on board and moves. The phase variable assemblies 20 and 30 may be coupled to an upper portion of the aircraft body 10 . The phase variable assemblies 20 and 30 may control the posture of the aircraft body while moving the aircraft body in one direction.

이하에서는 비행체 본체(10)에 대해 보다 상세히 설명한다.Hereinafter, the aircraft body 10 will be described in more detail.

비행체 본체(10)는 사용자가 탑승할 수 있는 탑승공간(110)을 구비할 수 있다. 예시적으로, 비행체 본체(10)의 일 전면에 탑승공간(110)이 마련되고, 사용자는 비행체 본체(10)에 안전하게 탑승할 수 있다. 탑승공간(110)의 전면은 사용자의 안전을 위한 창(window)으로 커버될 수 있으며, 상기 창은 투명한 재질로 형성될 수도 있다.The aircraft body 10 may include a boarding space 110 in which a user can board. Illustratively, the boarding space 110 is provided on one front surface of the aircraft body 10, and the user can safely board the aircraft body 10. The front of the boarding space 110 may be covered with a window for the user's safety, and the window may be formed of a transparent material.

또한, 비행체 본체(10)는 동력원(120)을 탑재할 수 있다. 이 때, 동력원(120)은 전기력으로 구동되는 전기 모터, 화석 연료의 연소에 의해 구동되는 내연기관 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.In addition, the aircraft body 10 may be equipped with a power source 120. At this time, the power source 120 may include at least one of an electric motor driven by electric power and an internal combustion engine driven by combustion of fossil fuel.

또한, 비행체 본체(10)는 사용자가 출발지로부터 안전하게 이륙하고 목적지에 안전하게 착륙하기 위한 랜딩부(130)를 포함할 수 있다. 랜딩부(130)는 지면과 평행한 방향으로 연장 형성되어 비행체(1)가 안정적으로 이착륙할 수 있도록 한다.In addition, the vehicle body 10 may include a landing unit 130 for a user to safely take off from a starting point and land safely at a destination. The landing part 130 is formed extending in a direction parallel to the ground so that the aircraft 1 can stably take off and land.

이하에서는, 위상 가변 어셈블리(20, 30) 중 위상 가변 유닛(20)에 대해 상세히 설명한다.Hereinafter, the phase variable unit 20 among the phase variable assemblies 20 and 30 will be described in detail.

도 2는 도 1의 비행체(1)의 일 구성인 위상 가변 유닛(20)의 일부이고, 도 3은 도 2의 위상 가변 유닛(20)의 일부를 다른 각도에서 바라본 것이며, 도 4는 도 2의 위상 가변 유닛(20)의 평면도이고, 도 5는 도 2의 위상 가변 유닛(20)의 일부의 일측면도이다.2 is a part of the phase variable unit 20, which is a component of the aircraft 1 of FIG. 1, FIG. 3 is a view of a part of the phase variable unit 20 of FIG. 2 from another angle, and FIG. A plan view of the phase variable unit 20 of FIG. 5 is a side view of a part of the phase variable unit 20 of FIG. 2 .

도 1 내지 도 5를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체(1)는 위상 가변 어셈블리(20, 30)를 포함할 수 있다. 위상 가변 어셈블리(20, 30)는 위상 가변 유닛(20)과 로터 헤드 유닛(30)을 포함할 수 있다. 위상 가변 어셈블리(20, 30)는 비행체 본체(10)를 전후좌우 방향으로 이동시키기 위하여, 이동하는 방향에 따라 대응되는 상이한 형태를 가질 수 있다.Referring to FIGS. 1 to 5 , an aircraft 1 according to an embodiment of the present invention may include phase variable assemblies 20 and 30 . The phase variable assemblies 20 and 30 may include the phase variable unit 20 and the rotor head unit 30 . The phase variable assemblies 20 and 30 may have different shapes corresponding to moving directions in order to move the aircraft body 10 in front and rear and left and right directions.

위상 가변 어셈블리(20, 30)의 일 구성인 위상 가변 유닛(20)은 동력원측 샤프트(210)를 포함할 수 있다. 동력원측 샤프트(210)는 비행체 본체(10)의 동력원(120)과 직간접적으로 연결될 수 있다. 동력원측 샤프트(210)는 비행체 본체(10) 내부에 형성된 동력원(120)으로부터 생산되는 동력을 전달하여 동력원측 샤프트(210)의 중심축을 중심으로 일방향으로 회전할 수 있다. 예시적으로, 동력원측 샤프트(210)는 전기 모터로 구성된 동력원(120)의 회전에 따라, xy평면을 기준으로 반시계방향으로 회전할 수 있다. 동력원측 샤프트(210)는 제2 링(222)을 회전시켜 로터 헤드측 샤프트(230)를 통해 로터 헤드 유닛(30)을 일방향으로 회전시킬 수 있다. 제2 링(222)을 포함하는 링 세트(220) 및 로터 헤드 유닛(30)의 상세한 동작에 대해서는 후술한다.The phase variable unit 20, which is one component of the phase variable assemblies 20 and 30, may include a power source-side shaft 210. The power source-side shaft 210 may be directly or indirectly connected to the power source 120 of the aircraft body 10. The power source-side shaft 210 may rotate in one direction around the central axis of the power source-side shaft 210 by transmitting power produced from the power source 120 formed inside the aircraft body 10 . Illustratively, the power source-side shaft 210 may rotate counterclockwise with respect to the xy plane according to the rotation of the power source 120 composed of an electric motor. The power source-side shaft 210 may rotate the second ring 222 to rotate the rotor head unit 30 in one direction through the rotor head-side shaft 230 . Detailed operations of the ring set 220 including the second ring 222 and the rotor head unit 30 will be described later.

동력원측 샤프트(210)는 제1 동력원측 샤프트(211), 제2 동력원측 샤프트(212), 및 커플링 요소(213)를 포함할 수 있다. 제1 동력원측 샤프트(211)의 일단은 동력원(120)과 직접 연결되어 동력원(120)으로부터 생산된 동력을 전달받을 수 있다. 제1 동력원측 샤프트(211)는 전달받은 동력을 타단으로 전달할 수 있다. 예시적으로, 제1 동력원측 샤프트(211)가 반시계방향으로 회전하면서 일단에서 타단으로 회전 토크를 전달할 수 있다. 이 때, 제1 동력원측 샤프트(211)가 동력원(120)에 직접 연결된 것은 제1 동력원측 샤프트(211)가 동력원(120)의 구동축 자체인 것뿐만 아니라, 제1 동력원측 샤프트(211)가 동력원(120)의 구동축과 벨트풀리와 같은 동력전달부재로 연결된 것을 포함하는 의미로 해석될 수도 있다.The power source-side shaft 210 may include a first power source-side shaft 211 , a second power source-side shaft 212 , and a coupling element 213 . One end of the first power source-side shaft 211 may be directly connected to the power source 120 to receive power generated from the power source 120 . The first power source-side shaft 211 may transmit the received power to the other end. Illustratively, the first power source-side shaft 211 may transmit rotational torque from one end to the other end while rotating in a counterclockwise direction. At this time, the fact that the first power source-side shaft 211 is directly connected to the power source 120 means that the first power source-side shaft 211 is the driving shaft itself of the power source 120, and that the first power source-side shaft 211 is It may be interpreted as meaning including being connected to a power transmission member such as a drive shaft and a belt pulley of the power source 120.

또한, 제2 동력원측 샤프트(212)는 링 세트(220) 중 제2 링(222)과 직접 연결될 수 있다. 제2 동력원측 샤프트(212)는 제1 동력원측 샤프트(211)를 통해 전달되는 회전 토크를 제2 링(222)에 전달할 수 있다. 이에 따라, 제2 링(222)은 일방향으로 회전 운동할 수 있다.Also, the second power source-side shaft 212 may be directly connected to the second ring 222 of the ring set 220 . The second power source-side shaft 212 may transfer rotational torque transmitted through the first power source-side shaft 211 to the second ring 222 . Accordingly, the second ring 222 may rotate in one direction.

또한, 제1 동력원측 샤프트(211)와 제2 동력원측 샤프트(212)는 커플링 요소(213)를 통해 연결될 수 있다. 예시적으로, 커플링 요소(213)의 일단은 제1 동력원측 샤프트(211)에 연결되고, 커플링 요소(213)의 타단은 제2 동력원측 샤프트(212)에 연결될 수 있다. 보다 상세하게는, 커플링 요소(213)의 일단은 제1 동력원측 샤프트(211)의 타단에 연결될 수 있고, 커플링 요소(213)의 타단은 제2 동력원측 샤프트(212)의 일단에 연결될 수 있다. 이에 따라, 제1 동력원측 샤프트(211)의 회전 토크는 커플링 요소(213)를 통해 제2 동력원측 샤프트(212)로 전달될 수 있다.In addition, the first power source-side shaft 211 and the second power source-side shaft 212 may be connected through a coupling element 213 . Illustratively, one end of the coupling element 213 may be connected to the first power source-side shaft 211 and the other end of the coupling element 213 may be connected to the second power source-side shaft 212 . More specifically, one end of the coupling element 213 may be connected to the other end of the first power source side shaft 211, and the other end of the coupling element 213 may be connected to one end of the second power source side shaft 212 can Accordingly, the rotational torque of the first power source-side shaft 211 may be transmitted to the second power source-side shaft 212 through the coupling element 213 .

한편, 제1 동력원측 샤프트(211)의 중심축과 제2 동력원측 샤프트(212)의 중심축은 상이하게 형성될 수 있다. 즉, 제1 동력원측 샤프트(211)와 제2 동력원측 샤프트(212)는 링 세트(220) 중 제1 링(221)의 수평방향 평행이동에 의해 상호 편심운동할 수 있다. 이 때, 커플링 요소(213)는 편심 형성된 제1 동력원측 샤프트(211)와 제2 동력원측 샤프트(212)를 연결하고, 제1 동력원측 샤프트(211)의 회전 토크를 안정적으로 제2 동력원측 샤프트(212)에 전달할 수 있다. 상호 편심운동하는 제1 동력원측 샤프트(211)와 제2 동력원측 샤프트(212) 간에 안정적인 회전 토크 전달을 위해, 커플링 요소(213)는 올덤 커플링(Oldham coupling), 슈미트 커플링(Schmidt coupling), 유니버셜 조인트 커플링(universal joint coupling)을 포함하는 알려진 연결 장치들 중 적어도 하나가 사용될 수 있다. 예시적으로, 커플링 요소(213)는 올덤 커플링일 수 있으나, 반드시 이에 한정되는 것은 아니다.Meanwhile, the central axis of the first power source-side shaft 211 and the second power source-side shaft 212 may be formed differently. That is, the first power source-side shaft 211 and the second power source-side shaft 212 may mutually eccentrically move by the parallel movement of the first ring 221 of the ring set 220 in the horizontal direction. At this time, the coupling element 213 connects the eccentric first power source-side shaft 211 and the second power source-side shaft 212, and stably converts the rotational torque of the first power source-side shaft 211 to the second power source. It can be transmitted to the side shaft 212. In order to stably transmit rotational torque between the first power source side shaft 211 and the second power source side shaft 212 that mutually eccentrically move, the coupling element 213 is an Oldham coupling, a Schmidt coupling ), at least one of known connecting devices including a universal joint coupling may be used. Illustratively, the coupling element 213 may be an Oldham coupling, but is not necessarily limited thereto.

또한, 동력원측 샤프트(210)는 적어도 하나의 커넥팅부(214)를 포함할 수 있다. 보다 상세하게는, 적어도 하나의 커넥팅부(214)는 제2 동력원측 샤프트(212)에 전달된 회전 토크를 링 세트(220) 중 제2 링(222)에 전달할 수 있다. 특히 도 3에 도시된 바와 같이, 커넥팅부(214)는 제2 동력원측 샤프트(212)의 외주면으로부터 연장 형성되어 제2 링(222)의 하면과 연결될 수 있다. 예시적으로, 제2 동력원측 샤프트(212)의 회전 토크를 제2 링(222)에 안정적으로 전달하기 위해, 커넥팅부(214)는 180° 각도 간격을 가지도록 한 쌍으로 형성될 수 있다. 다른 예시로, 커넥팅부(214)는 90° 각도 간격을 가지도록 4개 형성될 수 있다. 안정적인 회전 토크의 전달을 위해, 커넥팅부(214)가 복수개 구비되는 경우, 복수의 커넥팅부(214) 사이의 각도 간격은 동일할 수 있다.In addition, the power source-side shaft 210 may include at least one connecting part 214 . More specifically, the at least one connecting part 214 may transmit the rotational torque transmitted to the second power source-side shaft 212 to the second ring 222 of the ring set 220 . In particular, as shown in FIG. 3 , the connecting portion 214 may extend from the outer circumferential surface of the second power source-side shaft 212 and be connected to the lower surface of the second ring 222 . Illustratively, in order to stably transmit the rotational torque of the second power source-side shaft 212 to the second ring 222, the connecting parts 214 may be formed as a pair to have an angular interval of 180°. As another example, four connecting parts 214 may be formed to have 90° angular intervals. For stable transmission of rotational torque, when a plurality of connecting parts 214 are provided, angular intervals between the plurality of connecting parts 214 may be the same.

이하에서는, 위상 가변 유닛(20)의 일 구성인 링 세트(220)에 대해 보다 상세히 설명한다.Hereinafter, the ring set 220, which is one component of the phase variable unit 20, will be described in more detail.

도 1 내지 도 5를 참조하면, 위상 가변 유닛(20)은 비행체 본체(10)에 대해 적어도 일부가 일방향으로 동심 또는 편심 회전하는 링 세트(220)를 포함할 수 있다.Referring to FIGS. 1 to 5 , the phase variable unit 20 may include a ring set 220 at least a portion of which rotates concentrically or eccentrically in one direction with respect to the aircraft body 10 .

링 세트(220)는 그 내부에 전술한 동력원측 샤프트(210)의 중심축과 후술할 로터 헤드측 샤프트(230)의 중심축을 포함할 수 있다. 즉, 동력원측 샤프트(210)와 로터 헤드측 샤프트(230)는 xy 평면을 기준으로 링 세트(220)의 내부에서 일방향으로 회전할 수 있다. 또한, 링 세트(220)는 동력원측 샤프트(210)와 로터 헤드측 샤프트(230)에 대하여 동심 또는 편심 형성될 수 있다. 링 세트(220)가 동력원측 샤프트(210)와 로터 헤드측 샤프트(230)에 대하여 동심 형성되는 경우, 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체(1)는 정지된 상태(이 때, 정지된 상태는 공중에서 일정한 위치에서 부상된 상태를 포함한다)를 유지할 수 있다. 링 세트(220)가 동력원측 샤프트(210)와 로터 헤드측 샤프트(230)에 대하여 편심 형성되는 경우, 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체(1)는 일방향으로 틸팅되어 일정한 방향으로 이동할 수 있다.The ring set 220 may include a central axis of the power source-side shaft 210 described above and a central axis of the rotor head-side shaft 230 to be described later. That is, the power source-side shaft 210 and the rotor head-side shaft 230 may rotate in one direction within the ring set 220 based on the xy plane. In addition, the ring set 220 may be formed concentrically or eccentrically with respect to the power source side shaft 210 and the rotor head side shaft 230. When the ring set 220 is formed concentrically with respect to the power source side shaft 210 and the rotor head side shaft 230, the aircraft 1 according to an embodiment of the present invention is in a stopped state (at this time, a stopped state (including a floating state in a certain position in the air) can be maintained. When the ring set 220 is formed eccentrically with respect to the power source-side shaft 210 and the rotor head-side shaft 230, the aircraft 1 according to an embodiment of the present invention is tilted in one direction and can move in a certain direction .

링 세트(220)는 제1 링(221)을 포함한다. 제1 링(221)은 제1 링 중심을 가지고 제1 내직경을 가지도록 형성될 수 있다. 제1 링(221)은 일방향으로 회전하지 않고 고정되어 있다. 다만, 제1 링(221)은 제1 링(221)의 외주면에 결합 형성된 적어도 하나의 액추에이터(250)에 의해 xy평면을 기준으로 수평방향으로 평행이동할 수 있다. 예시적으로, 액추에이터(250) 중 제1 링(221)의 제1 측 외주면에 결합 형성된 제1 액추에이터(251)는 제1 링(221)을 제1 방향(예를 들면, y축과 나란한 y축 양의 방향 또는 y축 음의 방향)으로 평행이동시킬 수 있다. 다른 예시로, 액추에이터(250) 중 제1 링(221)의 제2 측 외주면에 결합 형성된 제2 액추에이터(252)는 제1 링(221)을 제2 방향(예를 들면, x축과 나란한 x축 양의 방향 또는 x축 음의 방향)으로 평행이동시킬 수 있다. 또한, 제1 액추에이터(251) 및 제2 액추에이터(252)가 함께 작용하여 제1 링(221)은 상기 제1 방향 및 상기 제2 방향이 조합된 특정 수평방향으로 평행이동될 수 있다.The ring set 220 includes a first ring 221 . The first ring 221 may have a first ring center and a first inner diameter. The first ring 221 is fixed without rotating in one direction. However, the first ring 221 may move in parallel in a horizontal direction based on the xy plane by at least one actuator 250 coupled to the outer circumferential surface of the first ring 221 . Illustratively, among the actuators 250, the first actuator 251 coupled to the outer circumferential surface of the first side of the first ring 221 moves the first ring 221 in a first direction (eg, y parallel to the y-axis). It can be translated in the positive direction or the negative y-axis direction). As another example, the second actuator 252 coupled to the outer circumferential surface of the second side of the first ring 221 among the actuators 250 moves the first ring 221 in the second direction (eg, x parallel to the x-axis). It can be translated in the positive direction of the x axis or the negative direction of the x axis). In addition, the first actuator 251 and the second actuator 252 may act together to move the first ring 221 in parallel in a specific horizontal direction in which the first direction and the second direction are combined.

한편, 제1 링(221)이 액추에이터(250)에 의해 수평방향으로 평행이동하면, 제1 링 중심은 동력원측 샤프트(210) 중 제1 동력원측 샤프트(211)의 중심축 및 로터 헤드측 샤프트(230)의 중심축과 편심된 구조를 형성할 수 있다. 제1 링(221)의 수평방향 평행이동에 따른 편심 발생 및 비행체(1)의 상세한 거동에 대해서는 후술한다.On the other hand, when the first ring 221 moves in parallel in the horizontal direction by the actuator 250, the center of the first ring is the central axis of the first power source side shaft 211 and the rotor head side shaft among the power source side shafts 210. It is possible to form a structure eccentric with the central axis of (230). The occurrence of eccentricity according to the horizontal parallel movement of the first ring 221 and the detailed behavior of the aircraft 1 will be described later.

또한, 링 세트(220)는 제2 링(222)을 포함한다. 제2 링(222)은 제2 동력원측 샤프트(212)와 커넥팅부(214)를 통해 결합되고, 제2 동력원측 샤프트(212)의 회전에 의해 발생하는 회전 토크를 전달받아 동력원측 샤프트(210)와 동일한 방향으로 회전할 수 있다. 제2 링(222)은 제1 링 중심과 동일한 제2 링 중심을 가질 수 있으며, 제2 링(222)은 제1 링(221)의 제1 내직경보다 작은 제2 내직경을 가질 수 있다. 제2 링(222)은 제2 링 중심을 회전중심으로, 동력원측 샤프트(210)와 동일한 방향으로 회전할 수 있다. 또한, 제2 링(222)의 회전에 의해, 제2 링(222)과 연결된 로터 헤드측 샤프트(230), 및 로터 헤드 유닛(30)이 함께 회전할 수 있다.The ring set 220 also includes a second ring 222 . The second ring 222 is coupled to the second power source-side shaft 212 through the connecting portion 214 and receives the rotational torque generated by the rotation of the second power source-side shaft 212 to form a power source-side shaft 210 ) can rotate in the same direction as The second ring 222 may have the same second ring center as the first ring center, and the second ring 222 may have a second inner diameter smaller than the first inner diameter of the first ring 221. . The second ring 222 may rotate in the same direction as the shaft 210 at the power source side with the center of the second ring as the center of rotation. Also, by the rotation of the second ring 222, the rotor head-side shaft 230 connected to the second ring 222 and the rotor head unit 30 may rotate together.

즉, 제1 링(221)의 수평방향 평행이동에 따라 형성되는 동력원측 샤프트(210) 및 로터 헤드측 샤프트(230) 대비 링 세트(220)의 상대적인 위치, 및 상기 상대적인 위치에서의 제2 링(222)의 일방향 회전에 의해 비행체(1)가 이동할 수 있다.That is, the relative position of the ring set 220 relative to the power source-side shaft 210 and the rotor head-side shaft 230 formed by the horizontal parallel movement of the first ring 221, and the second ring at the relative position The aircraft 1 may move by one-way rotation of 222.

한편, 위상 가변 유닛(20)은 로터 헤드측 샤프트(230)를 포함할 수 있다. 로터 헤드측 샤프트(230)는 동력원측 샤프트(210)로부터 동력(회전 토크)을 전달받아 로터 헤드 유닛(30)을 일방향으로 회전시킬 수 있다. 예시적으로, 로터 헤드측 샤프트(230)의 일단(하단)은 제2 링(222)과 결합될 수 있고, 로터 헤드측 샤프트(230)의 타단(상단)은 로터 헤드 유닛(30) 중 로터 헤드 베이스부(310)와 결합될 수 있다. 즉, 동력원(120)에 의해 생산된 동력(회전 토크)는 동력원측 샤프트(210), 제2 링(222), 로터 헤드측 샤프트(230)를 통해 로터 헤드 유닛(30)으로 전달될 수 있다.Meanwhile, the phase variable unit 20 may include a rotor head side shaft 230 . The rotor head side shaft 230 may rotate the rotor head unit 30 in one direction by receiving power (rotational torque) from the power source side shaft 210 . Illustratively, one end (lower end) of the rotor head-side shaft 230 may be coupled to the second ring 222, and the other end (upper end) of the rotor head-side shaft 230 is the rotor of the rotor head unit 30. It may be combined with the head base part 310 . That is, the power (rotational torque) produced by the power source 120 may be transmitted to the rotor head unit 30 through the power source-side shaft 210, the second ring 222, and the rotor head-side shaft 230. .

이하에서는, 링 세트(220) 중 제2 링(222)과 로터 헤드측 샤프트(230)의 결합관계에 대해 상세히 설명한다.Hereinafter, a coupling relationship between the second ring 222 of the ring set 220 and the rotor head-side shaft 230 will be described in detail.

특히 도 2를 참조하면, 로터 헤드측 샤프트(230)는 슬라이딩 핀(240)에 의해 제2 링(222)과 결합될 수 있다. 보다 상세하게는, 제2 링(222)의 내주면 일부는 반경 외부방향을 향해 소정 깊이 함몰 형성되어 제2 링측 홀(2221)을 형성할 수 있다. 따라서, 슬라이딩 핀(240)의 일단인 제2 링측 홀 수용부(241)는 제2 링측 홀(2221)에 수용될 수 있다. 제2 링측 홀 수용부(241)와 제2 링측 홀(2221)은 볼 조인트 방식으로 결합될 수 있으나, 반드시 이에 한정되는 것은 아니다.In particular, referring to FIG. 2 , the rotor head side shaft 230 may be coupled to the second ring 222 by the sliding pin 240 . More specifically, a portion of the inner circumferential surface of the second ring 222 may be recessed to a predetermined depth toward an outer radial direction to form the second ring-side hole 2221 . Accordingly, the second ring-side hole accommodating portion 241 , which is one end of the sliding pin 240 , may be accommodated in the second ring-side hole 2221 . The second ring-side hole accommodating portion 241 and the second ring-side hole 2221 may be coupled in a ball joint manner, but are not necessarily limited thereto.

또한, 슬라이딩 핀(240)의 타단인 샤프트측 수용부(242)는 로터 헤드측 샤프트(230)를 향하여 소정 길이 돌출 형성될 수 있다. 이 때, 로터 헤드측 샤프트(230)는 로터 헤드측 샤프트 본체(231)의 외주면으로부터 일방향으로 돌출 형성된 슬라이딩 핀 수용부(232)를 포함할 수 있다. 슬라이딩 핀 수용부(232)는 샤프트측 수용부(242)를 수용할 수 있다. 예시적으로, 슬라이딩 핀 수용부(232)는 샤프트측 수용부(242)의 형상과 대응되는 수용공간을 가질 수 있으며, 슬라이딩 핀(240)의 샤프트측 수용부(242)는 슬라이딩 핀 수용부(232)에 삽입될 수 있다. 다른 예시로, 슬라이딩 핀 수용부(232)는 로터 헤드측 샤프트 본체(231)의 외주면으로부터 일방향으로 나란히 돌출 형성되는 한 쌍의 슬라이딩 핀 이탈 방지 플레이트(232a, 232b)일 수 있다. 즉, 제1 슬라이딩 핀 이탈 방지 플레이트(232a)와 제2 슬라이딩 핀 이탈 방지 플레이트(232b)는 슬라이딩 핀(240)의 샤프트측 수용부(242)가 회전방향으로 이탈하지 않도록 방지할 수 있다. 슬라이딩 핀(240)에 의해 연결된 제2 링(222)의 회전에 따라, 로터 헤드측 샤프트(230)는 제2 링(222)과 함께 회전할 수 있다.In addition, the shaft-side accommodating portion 242, which is the other end of the sliding pin 240, may protrude a predetermined length toward the rotor head-side shaft 230. At this time, the rotor head-side shaft 230 may include a sliding pin accommodating portion 232 protruding in one direction from the outer circumferential surface of the rotor head-side shaft body 231 . The sliding pin accommodating portion 232 may accommodate the shaft side accommodating portion 242 . Illustratively, the sliding pin accommodating portion 232 may have an accommodating space corresponding to the shape of the shaft side accommodating portion 242, and the shaft side accommodating portion 242 of the sliding pin 240 is the sliding pin accommodating portion ( 232) can be inserted. As another example, the sliding pin accommodating portion 232 may be a pair of sliding pin detachment prevention plates 232a and 232b protruding side by side from the outer circumferential surface of the rotor head side shaft body 231 in one direction. That is, the first sliding pin separation prevention plate 232a and the second sliding pin separation prevention plate 232b can prevent the shaft-side accommodating portion 242 of the sliding pin 240 from being separated in the rotational direction. As the second ring 222 connected by the sliding pin 240 rotates, the rotor head side shaft 230 may rotate together with the second ring 222 .

이하에서는, 링 세트(220)와 로터 헤드측 샤프트(230)의 상대적인 위치 관계에 따른 비행체 본체(10) 및 이를 포함하는 비행체(1)의 거동에 대해 상세히 설명한다.Hereinafter, the flight body 10 according to the relative positional relationship between the ring set 220 and the rotor head-side shaft 230 and the behavior of the flight vehicle 1 including the same will be described in detail.

도 6은 본 발명에 따른 비행체(1)의 제1 상태에서의 위상 가변 유닛(20)의 형태를 설명하기 위한 것이다. 도 6(a)는 비행체(1)의 제1 상태에서의 위상 가변 유닛(20)의 형태를 설명하기 위한 평면도이고, 도 6(b)는 비행체(1)의 제1 상태에서의 위상 가변 유닛(20)의 형태를 설명하기 위한 일측면도이다.6 is for explaining the shape of the phase variable unit 20 in the first state of the aircraft 1 according to the present invention. Figure 6 (a) is a plan view for explaining the shape of the phase variable unit 20 in the first state of the aircraft (1), Figure 6 (b) is the phase variable unit in the first state of the aircraft (1) It is a side view for explaining the form of (20).

도 6에 비행체(1)가 제1 상태일 때의 위상 가변 유닛(20)의 형태가 도시된다. 예시적으로, 비행체(1)의 제1 상태는 정지 상태일 수 있다. 정지 상태는 비행체 본체(10) 및 이를 포함하는 비행체(1)가 공중에서 일정한 위치에서 부상된 상태를 포함할 수 있다.6 shows the shape of the phase variable unit 20 when the aircraft 1 is in the first state. Illustratively, the first state of the vehicle 1 may be a stationary state. The stationary state may include a state in which the vehicle body 10 and the vehicle 1 including the body 10 are lifted at a certain position in the air.

비행체(1)가 제1 상태일 때, 링 세트(220)와 로터 헤드측 샤프트(230)는 동심 형성될 수 있다. 보다 상세하게는, 링 세트 중심(220C)과 로터 헤드측 샤프트 중심(230C)은 동일할 수 있으며, 로터 헤드측 샤프트 중심축(l1)은 링 세트 회전중심축(l2)과 동일할 수 있다. 이 때, 로터 헤드측 샤프트 중심(230C) 또는 로터 헤드측 샤프트 중심축(l1)과 제2 링(222)의 내주면 사이의 간격은 d로 일정할 수 있다. 제1 동력원측 샤프트(211) 및 제2 동력원측 샤프트(212) 또한 동심 형성되며, 동력원(120)으로부터 생성된 회전 토크는 동심회전을 통해 로터 헤드 유닛(30)으로 전달될 수 있다. 이 때, 로터 헤드 유닛(30)에서 발생하는 로터 피치는 모든 영역에서 동일할 수 있다. 따라서, 비행체 본체(10) 및 이를 포함하는 비행체(1)는 공중에서 정지된 상태를 유지할 수 있다.When the aircraft 1 is in the first state, the ring set 220 and the rotor head side shaft 230 may be formed concentrically. More specifically, the ring set center 220C and the rotor head side shaft center 230C may be the same, and the rotor head side shaft center axis l1 may be the same as the ring set rotation center axis l2. At this time, the distance between the rotor head side shaft center 230C or the rotor head side shaft center axis l1 and the inner circumferential surface of the second ring 222 may be constant as d. The first power source side shaft 211 and the second power source side shaft 212 are also formed concentrically, and rotational torque generated from the power source 120 may be transmitted to the rotor head unit 30 through concentric rotation. At this time, the rotor pitch generated in the rotor head unit 30 may be the same in all areas. Therefore, the aircraft body 10 and the aircraft 1 including the body 10 may maintain a suspended state in the air.

도 7은 본 발명에 따른 비행체(1)의 제2 상태에서의 위상 가변 유닛(20)의 형태를 설명하기 위한 것이다. 도 7(a)는 비행체(1)의 제2 상태에서의 위상 가변 유닛(20)의 형태를 설명하기 위한 평면도이고, 도 7(b)는 비행체(1)의 제2 상태에서의 위상 가변 유닛(20)의 형태를 설명하기 위한 일측면도이다.7 is for explaining the shape of the phase variable unit 20 in the second state of the aircraft 1 according to the present invention. Figure 7 (a) is a plan view for explaining the shape of the phase variable unit 20 in the second state of the aircraft (1), Figure 7 (b) is the phase variable unit in the second state of the aircraft (1) It is a side view for explaining the form of (20).

도 7에 비행체(1)가 제2 상태일 때의 위상 가변 유닛(20)의 형태가 도시된다. 예시적으로, 비행체(1)의 제2 상태는 이동 상태일 수 있다.7 shows the shape of the phase variable unit 20 when the vehicle 1 is in the second state. Illustratively, the second state of the vehicle 1 may be a moving state.

비행체(1)가 제2 상태일 때, 링 세트(220)와 로터 헤드측 샤프트(230)는 편심 형성될 수 있다. 보다 상세하게는, 링 세트 중심(220C)과 로터 헤드측 샤프트 중심(230C)은 상이할 수 있다. 예시적으로, 제1 액추에이터(251)에 의해 제1 링(221)이 일방향(제2 상태에서 y축 양의 방향)으로 수평방향 평행이동하여 로터 헤드측 샤프트(230)와 편심 구조를 형성할 수 있다. 이 때, 로터 헤드측 샤프트 중심(230C)으로부터 y축 양의 방향으로의 제2 링(222)의 내주면까지의 제1 간격(d1)은, 로터 헤드측 샤프트 중심(230C)으로부터 y축 음의 방향으로의 제2 링(222)의 내주면까지의 제2 간격(d2)보다 길 수 있다. 또한, 링 세트(220) 중 제2 링(222)과 결합된 제2 동력원측 샤프트(212)는 제1 링(221)의 수평방향 평행이동에 따라 함께 수평방향 평행이동할 수 있고, 제1 동력원측 샤프트(211)는 고정되어 제2 동력원측 샤프트(212)와 편심 구조를 형성할 수 있다.When the aircraft 1 is in the second state, the ring set 220 and the rotor head side shaft 230 may be formed eccentrically. More specifically, the ring set center 220C and the rotor head side shaft center 230C may be different. Illustratively, the first ring 221 is horizontally parallel moved in one direction (the positive y-axis direction in the second state) by the first actuator 251 to form an eccentric structure with the shaft 230 on the rotor head side. can At this time, the first distance d1 from the rotor head side shaft center 230C to the inner circumferential surface of the second ring 222 in the positive y-axis direction is from the rotor head side shaft center 230C to the y-axis negative It may be longer than the second distance d2 to the inner circumferential surface of the second ring 222 in the direction. In addition, the second power source-side shaft 212 coupled to the second ring 222 of the ring set 220 may be parallelly moved in the horizontal direction along with the horizontal translation of the first ring 221, and the first power source may be parallelly moved. The side shaft 211 may be fixed to form an eccentric structure with the second power source side shaft 212 .

이에 따라, 로터 헤드측 샤프트(230)의 수평방향 중심축(l3)을 기준으로 제1 링(221)이 평행이동한 소정 방향측(제2 상태에서는, y축 양의 방향)에 형성된 영역을 제1 영역(S1)으로 지칭할 수 있고, 소정 방향에 대향되는 측(제2 상태에서는, y축 음의 방향)에 형성된 영역을 제2 영역(S2)으로 지칭할 수 있다. 제1 영역(S1)의 면적은 제2 영역(S2)의 면적보다 클 수 있다. 이 때, 로터 헤드 유닛(30)이 1회전할 때, 로터 헤드 유닛(30)이 제1 영역(S1)을 회전하는 제1 각속도(w1)는 로터 헤드 유닛(30)이 제2 영역(S2)을 회전하는 제2 각속도(w2)보다 작을 수 있다. 보다 상세하게는, 제1 각속도의 크기(|w1|)는 제2 각속도의 크기(|w2|)보다 작을 수 있다.Accordingly, the area formed on the side of the predetermined direction (in the second state, the positive y-axis direction) in which the first ring 221 moves in parallel with respect to the central axis l3 in the horizontal direction of the shaft 230 on the rotor head side is It may be referred to as a first area S1, and an area formed on a side opposite to a predetermined direction (in the second state, a negative y-axis direction) may be referred to as a second area S2. The area of the first region S1 may be greater than that of the second region S2. At this time, when the rotor head unit 30 rotates once, the first angular velocity w1 at which the rotor head unit 30 rotates in the first area S1 is the rotor head unit 30 in the second area S2. ) may be smaller than the second angular velocity w2 rotating. More specifically, the magnitude of the first angular velocity (|w1|) may be smaller than the magnitude of the second angular velocity (|w2|).

특히, 링 세트 중심(220C)과 로터 헤드측 샤프트 중심(230C)을 잇는 가상의 수평선과 만나는 제2 링(222)의 제1 영역(S1)측에서의 로터 헤드 유닛(30)의 순간 각속도(제1 순간 각속도)의 크기는, 링 세트 중심(220C)과 로터 헤드측 샤프트 중심(230C)을 잇는 가상의 수평선과 만나는 제2 링(222)의 제2 영역(S2)측에서의 로터 헤드 유닛(30)의 순간 각속도(제2 순간 각속도)의 크기보다 작을 수 있다.In particular, the instantaneous angular velocity (first angular velocity) of the rotor head unit 30 at the second area S2 side of the second ring 222 meeting an imaginary horizontal line connecting the ring set center 220C and the rotor head side shaft center 230C. It may be smaller than the size of the instantaneous angular velocity (second instantaneous angular velocity).

이에 따라, 각속도의 크기가 상대적으로 작은 제1 영역(S1)측의 로터 헤드 유닛(30)의 제1 피치(p1)는, 각속도의 크기가 상대적으로 큰 제2 영역(S2)측의 로터 헤드 유닛(30)의 제2 피치(p2)보다 낮게 형성될 수 있다.Accordingly, the first pitch p1 of the rotor head unit 30 on the side of the first area S1 where the angular velocity is relatively small is the rotor head on the side of the second area S2 where the angular velocity is relatively high. It may be formed lower than the second pitch p2 of the unit 30 .

한편, 로터 헤드측 샤프트(230) 및 로터 헤드 유닛(30)이 반시계방향으로 회전한다고 가정하였을 때, 비행체 본체(10)는 제2 피치(p2)측(y축 음의 방향측)에서 로터 헤드 유닛(30)의 회전방향으로 소정 각도를 가지는 직선방향으로 틸팅될 수 있다. 예시적으로, 비행체 본체(10)는 제2 피치(p2)측에서 반시계방향으로 90° 각도를 가지는 방향(x축 음의 방향)으로 틸팅되어 해당 방향으로 이동될 수 있다. 이와 같은 현상은 자이로스코픽 프리세션(gyroscopic precession) 현상에 근거한 것이다.On the other hand, assuming that the rotor head side shaft 230 and the rotor head unit 30 rotate counterclockwise, the aircraft body 10 rotates the rotor on the second pitch p2 side (y-axis negative direction side). It may be tilted in a straight direction having a predetermined angle in the direction of rotation of the head unit 30 . Illustratively, the flight body 10 may be tilted in a direction having an angle of 90 ° (x-axis negative direction) in a counterclockwise direction from the second pitch p2 side and moved in the corresponding direction. Such a phenomenon is based on a gyroscopic precession phenomenon.

도 8은 본 발명에 따른 비행체(1)의 제3 상태에서의 위상 가변 유닛(20)의 형태를 설명하기 위한 것이다. 도 8(a)는 비행체(1)의 제3 상태에서의 위상 가변 유닛(20)의 형태를 설명하기 위한 평면도이고, 도 8(b)는 비행체(1)의 제3 상태에서의 위상 가변 유닛(20)의 형태를 설명하기 위한 일측면도이다.8 is for explaining the shape of the phase variable unit 20 in the third state of the aircraft 1 according to the present invention. Figure 8 (a) is a plan view for explaining the shape of the phase variable unit 20 in the third state of the aircraft (1), Figure 8 (b) is the phase variable unit in the third state of the aircraft (1) It is a side view for explaining the form of (20).

도 8에 비행체(1)가 제3 상태일 때의 위상 가변 유닛(20)의 형태가 도시된다. 예시적으로, 비행체(1)의 제3 상태는 이동 상태일 수 있으며, 제3 상태는 전술한 제2 상태에서의 이동 방향과 대향되는 방향으로 이동하는 상태일 수 있다.8 shows the shape of the phase variable unit 20 when the aircraft 1 is in the third state. Illustratively, the third state of the vehicle 1 may be a moving state, and the third state may be a state of moving in a direction opposite to the moving direction in the aforementioned second state.

비행체(1)가 제3 상태일 때, 링 세트(220)와 로터 헤드측 샤프트(230)는 편심 형성될 수 있다. 보다 상세하게는, 링 세트 중심(220C)과 로터 헤드측 샤프트 중심(230C)은 상이할 수 있다. 예시적으로, 제1 액추에이터(251)에 의해 제1 링(221)이 일방향(제3 상태에서 y축 음의 방향)으로 수평방향 평행이동하여 로터 헤드측 샤프트(230)와 편심 구조를 형성할 수 있다. 이 때, 로터 헤드측 샤프트 중심(230C)으로부터 y축 음의 방향으로의 제2 링(222)의 내주면까지의 제1 간격(d1)은, 로터 헤드측 샤프트 중심(230C)으로부터 y축 양의 방향으로의 제2 링(222)의 내주면까지의 제2 간격(d2)보다 길 수 있다. 또한, 링 세트(220) 중 제2 링(222)과 결합된 제2 동력원측 샤프트(212)는 제1 링(221)의 수평방향 평행이동에 따라 함께 수평방향 평행이동할 수 있고, 제1 동력원측 샤프트(211)는 고정되어 제2 동력원측 샤프트(212)와 편심 구조를 형성할 수 있다.When the aircraft 1 is in the third state, the ring set 220 and the rotor head side shaft 230 may be formed eccentrically. More specifically, the ring set center 220C and the rotor head side shaft center 230C may be different. Illustratively, the first ring 221 horizontally moves in parallel in one direction (the negative y-axis direction in the third state) by the first actuator 251 to form an eccentric structure with the shaft 230 on the rotor head side. can At this time, the first distance d1 from the rotor head side shaft center 230C to the inner circumferential surface of the second ring 222 in the negative y-axis direction is from the rotor head side shaft center 230C to the y-axis positive It may be longer than the second distance d2 to the inner circumferential surface of the second ring 222 in the direction. In addition, the second power source-side shaft 212 coupled to the second ring 222 of the ring set 220 may be parallelly moved in the horizontal direction along with the horizontal translation of the first ring 221, and the first power source may be parallelly moved. The side shaft 211 may be fixed to form an eccentric structure with the second power source side shaft 212 .

이에 따라, 로터 헤드측 샤프트(230)의 수평방향 중심축(l3)을 기준으로 제1 링(221)이 평행이동한 소정 방향측(제3 상태에서는, y축 음의 방향)에 형성된 영역을 제1 영역(S1)으로 지칭할 수 있고, 소정 방향에 대향되는 측(제3 상태에서는, y축 양의 방향)에 형성된 영역을 제2 영역(S2)으로 지칭할 수 있다. 제1 영역(S1)의 면적은 제2 영역(S2)의 면적보다 클 수 있다. 이 때, 로터 헤드 유닛(30)이 1회전할 때, 로터 헤드 유닛(30)이 제1 영역(S1)을 회전하는 제1 각속도(w1)는 로터 헤드 유닛(30)이 제2 영역(S2)을 회전하는 제2 각속도(w2)보다 작을 수 있다. 보다 상세하게는, 제1 각속도의 크기(|w1|)는 제2 각속도의 크기(|w2|)보다 작을 수 있다.Accordingly, the region formed on the side of the predetermined direction (in the third state, the negative y-axis direction) in which the first ring 221 moves in parallel with respect to the central axis l3 in the horizontal direction of the shaft 230 on the rotor head side is It may be referred to as a first area S1, and an area formed on a side opposite to a predetermined direction (in the third state, a positive y-axis direction) may be referred to as a second area S2. The area of the first region S1 may be greater than that of the second region S2. At this time, when the rotor head unit 30 rotates once, the first angular velocity w1 at which the rotor head unit 30 rotates in the first area S1 is the rotor head unit 30 in the second area S2. ) may be smaller than the second angular velocity w2 rotating. More specifically, the magnitude of the first angular velocity (|w1|) may be smaller than the magnitude of the second angular velocity (|w2|).

한편, 로터 헤드측 샤프트(230) 및 로터 헤드 유닛(30)이 반시계방향으로 회전한다고 가정하였을 때, 비행체 본체(10)는 제2 피치(p2)측(y축 양의 방향측)에서 로터 헤드 유닛(30)의 회전방향으로 소정 각도를 가지는 직선방향으로 틸팅될 수 있다. 예시적으로, 비행체 본체(10)는 제2 피치(p2)측에서 반시계방향으로 90° 각도를 가지는 방향(x축 양의 방향)으로 틸팅되어 해당 방향으로 이동될 수 있다. 이와 같은 현상은 자이로스코픽 프리세션(gyroscopic precession) 현상에 근거한 것이다.On the other hand, assuming that the rotor head side shaft 230 and the rotor head unit 30 rotate counterclockwise, the aircraft body 10 rotates the rotor on the second pitch p2 side (the positive y-axis side). It may be tilted in a straight direction having a predetermined angle in the direction of rotation of the head unit 30 . Illustratively, the flight body 10 may be tilted in a direction having an angle of 90 ° (x-axis positive direction) in a counterclockwise direction from the second pitch p2 side and moved in the corresponding direction. Such a phenomenon is based on a gyroscopic precession phenomenon.

전술한 내용에 따라, 비행체(1)의 방향을 전, 후, 좌, 우를 기준으로 설명하자면 다음과 같다(이 때, 로터 헤드측 샤프트 및 로터 헤드 유닛은 반시계방향으로 회전하는 것으로 가정한다).According to the foregoing, the direction of the aircraft 1 will be described based on front, back, left, and right as follows (at this time, it is assumed that the rotor head side shaft and the rotor head unit rotate counterclockwise) ).

제1 링(221)이 전방으로 수평방향 평행이동하면, 로터 헤드 유닛(30)의 전방측 각속도의 크기는 로터 헤드 유닛(30)의 후방측 각속도의 크기보다 작게 형성되고, 로터 헤드 유닛(30)의 전방측 피치는 로터 헤드 유닛(30)의 후방측 피치보다 낮게 형성된다. 따라서, 비행체 본체(10) 및 이를 포함하는 비행체(1)는 후방측으로부터 반시계방향으로 90° 각도를 가지는 우측방향으로 틸팅될 수 있고, 비행체(1)는 우측으로 이동할 수 있다.When the first ring 221 moves in parallel in the horizontal direction forward, the front side angular velocity of the rotor head unit 30 is smaller than the rear side angular velocity of the rotor head unit 30, and the rotor head unit 30 The front side pitch of ) is formed lower than the rear side pitch of the rotor head unit 30. Therefore, the aircraft body 10 and the aircraft 1 including the same may be tilted in the right direction having an angle of 90 ° in a counterclockwise direction from the rear side, and the aircraft 1 may move to the right.

제1 링(221)이 후방으로 수평방향 평행이동하면, 로터 헤드 유닛(30)의 후방측 각속도의 크기는 로터 헤드 유닛(30)의 전방측 각속도의 크기보다 작게 형성되고, 로터 헤드 유닛(30)의 후방측 피치는 로터 헤드 유닛(30)의 전방측 피치보다 낮게 형성된다. 따라서, 비행체 본체(10) 및 이를 포함하는 비행체(1)는 전방측으로부터 반시계방향으로 90° 각도를 가지는 좌측방향으로 틸팅될 수 있고, 비행체(1)는 좌측으로 이동할 수 있다.When the first ring 221 moves horizontally in parallel to the rear, the angular velocity of the rear side of the rotor head unit 30 is smaller than that of the angular velocity of the front side of the rotor head unit 30, and the rotor head unit 30 The rear side pitch of ) is formed lower than the front side pitch of the rotor head unit 30. Therefore, the aircraft body 10 and the aircraft 1 including the same may be tilted in the left direction having an angle of 90 ° in a counterclockwise direction from the front side, and the aircraft 1 may move to the left.

제1 링(221)이 좌측방으로 수평방향 평행이동하면, 로터 헤드 유닛(30)의 좌측방측 각속도의 크기는 로터 헤드 유닛(30)의 우측방측 각속도의 크기보다 작게 형성되고, 로터 헤드 유닛(30)의 좌측방측 피치는 로터 헤드 유닛(30)의 우측방측 피치보다 낮게 형성된다. 따라서, 비행체 본체(10) 및 이를 포함하는 비행체(1)는 우측방측으로부터 반시계방향으로 90° 각도를 가지는 전방방향으로 틸팅될 수 있고, 비행체(1)는 전방으로 이동할 수 있다.When the first ring 221 moves in parallel in the horizontal direction to the left, the left angular velocity of the rotor head unit 30 is smaller than the right angular velocity of the rotor head unit 30, and the rotor head unit ( The leftward pitch of 30) is formed lower than the rightward pitch of the rotor head unit 30. Therefore, the aircraft body 10 and the aircraft 1 including the same may be tilted in a forward direction having an angle of 90 ° in a counterclockwise direction from the right side, and the aircraft 1 may move forward.

제1 링(221)이 우측방으로 수평방향 평행이동하면, 로터 헤드 유닛(30)의 우측방측 각속도의 크기는 로터 헤드 유닛(30)의 좌측방측 각속도의 크기보다 작게 형성되고, 로터 헤드 유닛(30)의 우측방측 피치는 로터 헤드 유닛(30)의 좌측방측 피치보다 낮게 형성된다. 따라서, 비행체 본체(10) 및 이를 포함하는 비행체(1)는 좌측방측으로부터 반시계방향으로 90° 각도를 가지는 후방방향으로 틸팅될 수 있고, 비행체(1)는 후방으로 이동할 수 있다.When the first ring 221 moves in parallel in the horizontal direction to the right, the right angular velocity of the rotor head unit 30 is smaller than the left angular velocity of the rotor head unit 30, and the rotor head unit ( The rightward pitch of 30) is formed lower than the leftward pitch of the rotor head unit 30. Therefore, the aircraft body 10 and the aircraft 1 including the same may be tilted in a backward direction having an angle of 90 ° in a counterclockwise direction from the left side, and the aircraft 1 may move backward.

한편, 전술한 내용에서는 제1 링(221)이 전방, 후방, 좌측방, 우측방으로 평행이동하는 경우에 대해 설명하였으나 반드시 전술한 방향에 비행체(1)의 이동이 한정되는 것은 아니며, 제1 액추에이터(251) 및 제2 액추에이터(252)의 조합에 의해 비행체 본체(10) 및 이를 포함하는 비행체(1)는 좌전방, 우전방, 좌후방, 우후방 등 다양한 방향으로 이동할 수 있다.On the other hand, in the foregoing, the first ring 221 has been described for the case where the first ring 221 moves in parallel to the front, rear, left, and right sides, but the movement of the aircraft 1 is not necessarily limited to the above-mentioned direction, and the first By the combination of the actuator 251 and the second actuator 252, the aircraft body 10 and the aircraft 1 including the same can move in various directions such as left front, right front, left rear, right rear.

이에 따라, 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체(1)는 로터 헤드측 샤프트(230) 또는 로터 헤드측 샤프트(230)의 상부에 결합된 로터 헤드 유닛(30)과, 링 세트(220)의 상대적인 위치 관계에 따라, 복잡한 스와시플레이트 구조를 적용하지 않더라도 각속도 차이에 따른 비행체(1)의 틸팅 및 이동을 구현할 수 있으므로, 비행체(1)의 제작 및 유지보수가 용이한 이점이 있다.Accordingly, the aircraft 1 according to an embodiment of the present invention includes the rotor head side shaft 230 or the rotor head unit 30 coupled to the top of the rotor head side shaft 230, and the ring set 220. Depending on the relative positional relationship, it is possible to implement tilting and moving of the aircraft 1 according to the difference in angular velocity even without applying a complicated swash plate structure, so there is an advantage in that the aircraft 1 is easily manufactured and maintained.

또한, 멀티콥터 형태의 비행체와 대비하였을 때, 상대적으로 적은 수의 큰 로터를 사용하여 높은 회전 관성 모멘트를 확보할 수 있고, 외부 환경으로부터의 영향이 최소화되어 안정성이 향상되며, 높은 정지 추력를 얻을 수 있고 비행체(1)의 에너지 효율이 향상되는 이점이 있다.In addition, when compared to multicopter-type air vehicles, a high rotational moment of inertia can be secured by using a relatively small number of large rotors, and the influence from the external environment is minimized to improve stability and to obtain high static thrust. And there is an advantage that the energy efficiency of the aircraft (1) is improved.

또한, 종래기술에 따른 멀티콥터 형태의 비행체와 달리, 동력원의 회전 속도 제어에 의존하지 않고 링 세트(220)의 수평방향 평행이동에 따른 이동방향 제어가 가능하므로, 내연기관을 포함한 다양한 동력원을 사용하는 비행체에 범용적으로 적용될 수 있는 이점이 있다.In addition, unlike the conventional multicopter-type aircraft, since the movement direction can be controlled according to the horizontal parallel movement of the ring set 220 without relying on the rotational speed control of the power source, various power sources including internal combustion engines can be used. It has the advantage of being universally applicable to flying vehicles.

한편, 도 4 내지 도 8에서는 커넥팅부(214)가 도시되어 있지는 않으나, 위상 가변 유닛(20)은 커넥팅부(214)를 포함하는 것으로 이해되어야 한다. 또한, 도 5 내지 도 8에서는 제2 액추에이터(252)가 도시되어 있지는 않으나, 위상 가변 유닛(20)은 제2 액추에이터(252)를 포함하거나, 제1 액추에이터(251) 및 제2 액추에이터(252)를 모두 포함할 수도 있으며, 더 많은 수의 액추에이터(250)들을 포함할 수도 있다.Meanwhile, although the connecting part 214 is not shown in FIGS. 4 to 8 , it should be understood that the phase variable unit 20 includes the connecting part 214 . In addition, although the second actuator 252 is not shown in FIGS. 5 to 8, the phase variable unit 20 includes the second actuator 252, or the first actuator 251 and the second actuator 252 may include all, and may include a larger number of actuators 250.

이하에서는, 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체(1)의 일 구성인 로터 헤드 유닛(30)에 대해 보다 상세히 설명한다.Hereinafter, the rotor head unit 30, which is one component of the aircraft 1 according to an embodiment of the present invention, will be described in more detail.

도 9는 도 1의 비행체(1)의 일 구성인 로터 헤드 유닛(30)의 일측면도이다.9 is a side view of a rotor head unit 30, which is one component of the aircraft 1 of FIG.

도 1 및 도 9를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체(1)는 로터 헤드 유닛(30)을 포함할 수 있다. 로터 헤드 유닛(30)은 전술한 위상 가변 유닛(20)의 상부에 결합 형성되고, 링 세트(220) 중 적어도 일부의 동심 또는 편심 회전에 의한 회전력을 전달받아 함께 일방향으로 회전할 수 있다. 보다 상세하게는, 로터 헤드 유닛(30)은 로터 헤드측 샤프트(230)와 결합되어 상기 로터 헤드측 샤프트(230)의 회전 토크를 전달받아 일방향으로 회전할 수 있다.Referring to FIGS. 1 and 9 , an aircraft 1 according to an embodiment of the present invention may include a rotor head unit 30. The rotor head unit 30 is coupled to an upper portion of the above-described phase variable unit 20 and may rotate together in one direction by receiving rotational force due to concentric or eccentric rotation of at least a portion of the ring set 220 . More specifically, the rotor head unit 30 may be coupled to the rotor head side shaft 230 and receive rotational torque of the rotor head side shaft 230 to rotate in one direction.

로터 헤드 유닛(30)은 로터 헤드 베이스부(310)를 포함할 수 있다. 로터 헤드 베이스부(310)는 로터 헤드측 샤프트(230)의 상부와 직접 결합되어 회전할 수 있으며, 로터 헤드 유닛(30)의 회전중심을 형성할 수 있다. 로터 헤드 유닛(30)의 회전중심은 로터 헤드측 샤프트(230)의 중심축에 포함될 수 있다.The rotor head unit 30 may include a rotor head base part 310 . The rotor head base portion 310 may be directly coupled to and rotated with an upper portion of the rotor head side shaft 230 and may form a rotational center of the rotor head unit 30 . The rotation center of the rotor head unit 30 may be included in the central axis of the rotor head side shaft 230 .

로터 헤드 베이스부(310)의 양측은 소정 각도 경사지도록 형성될 수 있다. 예시적으로, 로터 헤드 베이스부 일측(311)은 하면이 상면보다 넓게 형성되고, 하면으로부터 소정 경사각도(θ, 예를 들면, 45°) 경사지도록 형성될 수 있다. 또한, 로터 헤드 베이스부 타측(312)은 상면이 하면보다 넓게 형성되고, 상면으로부터 소정 경사각도(θ, 예를 들면, 45°) 경사지도록 형성될 수 있다.Both sides of the rotor head base part 310 may be formed to be inclined at a predetermined angle. Illustratively, the lower surface of the one side 311 of the rotor head base part may be formed to be wider than the upper surface, and may be formed to be inclined at a predetermined inclination angle (θ, for example, 45°) from the lower surface. In addition, the rotor head base part other side 312 may have an upper surface wider than a lower surface and be inclined at a predetermined inclination angle (θ, for example, 45°) from the upper surface.

또한, 로터 헤드 유닛(30)은 힌지부(320)를 포함할 수 있다. 힌지부(320)는 로터 헤드 베이스부(310)의 양측에 형성될 수 있다. 예시적으로, 힌지부(320)는 로터 헤드 베이스부 일측(311)에 결합 형성되는 제1 힌지부(321)와, 로터 헤드 베이스부 타측(312)에 결합 형성되는 제2 힌지부(322)를 포함할 수 있다. 힌지부(320)는 로터 헤드 베이스부(310)에 대해 소정 방향 회전가능하도록 형성된다. 예시적으로, 힌지부(320)는 로터 헤드 베이스부(310)에 의해 소정 각도(45°) 경사지도록 형성되어 있으므로, 후술하는 로터 그립부(330) 및 로터 블레이드부(340)를 회전시킬 수 있다. 이에 따라, 로더 블레이드부(340)의 받음각이 변화하고, 특정 방향에서 받음각이 증가하는 사이클릭 피치(cyclic pitch)가 구현될 수 있다.Also, the rotor head unit 30 may include a hinge part 320 . The hinge part 320 may be formed on both sides of the rotor head base part 310 . Illustratively, the hinge portion 320 includes a first hinge portion 321 coupled to one side 311 of the rotor head base portion and a second hinge portion 322 coupled to the other side 312 of the rotor head base portion. can include The hinge part 320 is formed to be rotatable with respect to the rotor head base part 310 in a predetermined direction. Illustratively, since the hinge part 320 is formed to be inclined at a predetermined angle (45°) by the rotor head base part 310, the rotor grip part 330 and the rotor blade part 340 described later can be rotated. . Accordingly, a cyclic pitch in which the angle of attack of the loader blade unit 340 changes and the angle of attack increases in a specific direction may be implemented.

또한, 로터 헤드 유닛(30)은 로터 그립부(330)를 포함할 수 있다. 로터 그립부(330)는 그 일단이 힌지부(320)에 의해 로터 헤드 베이스부(310)와 힌지 결합될 수 있다. 예시적으로, 로터 그립부(330) 중 제1 로터 그립부(331)는 제1 힌지부(321)에 의해 로터 헤드 베이스부 일측(311)에 결합될 수 있고, 제2 로터 그립부(332)는 제2 힌지부(322)에 의해 로터 헤드 베이스부 타측(312)에 결합될 수 있다.Also, the rotor head unit 30 may include a rotor grip part 330 . One end of the rotor grip part 330 may be hinged to the rotor head base part 310 by the hinge part 320 . Illustratively, among the rotor gripping parts 330, the first rotor gripping part 331 may be coupled to the rotor head base part 311 by the first hinge part 321, and the second rotor gripping part 332 may be 2 may be coupled to the other side 312 of the rotor head base part by the hinge part 322 .

또한, 로터 헤드 유닛(30)은 로터 블레이드부(340)를 포함할 수 있다. 로터 블레이드부(340)는 로터 헤드 베이스부(310)의 회전에 의해 일방향으로 회전하여 비행체 본체(10)를 부상시키기 위한 양력을 생성할 수 있다. 로터 블레이드부(340)는 로터 헤드 베이스부(310)와 힌지 결합된 로터 그립부(330)의 타단으로부터 연장 형성될 수 있다. 로터 블레이드부(340)는 제1 로터 그립부(331)로부터 연장 형성되는 제1 로터 블레이드부(341), 및 제2 로터 그립부(332)로부터 연장 형성되는 제2 로터 블레이드부(342)를 포함할 수 있다.Also, the rotor head unit 30 may include a rotor blade unit 340 . The rotor blade unit 340 may rotate in one direction by the rotation of the rotor head base unit 310 to generate lift for lifting the aircraft body 10 . The rotor blade unit 340 may extend from the other end of the rotor grip unit 330 hinged with the rotor head base unit 310 . The rotor blade unit 340 may include a first rotor blade unit 341 extending from the first rotor grip unit 331 and a second rotor blade unit 342 extending from the second rotor grip unit 332. can

한편, 로터 블레이드부(340)는 로터 헤드측 샤프트(230)에 대한 링 세트(220)의 위치에 따라 받음각이 변화할 수 있다. 예시적으로, 비행체(1)가 제2 상태일 때 로터 블레이드부(340)는 힌지부(320)에 의해 회전되어 받음각이 변화할 수 있다. 변화한 받음각에 따라, 사이클릭 피치(cyclic pitch)가 구현되어 피치 차이가 발생하고, 비행체 본체(10) 및 이를 포함하는 비행체(1)는 전술한 내용에 따라 일방향으로 틸팅되어 이동할 수 있다. 피치 차이에 따른 비행체 본체(10) 및 이를 포함하는 비행체(1)의 거동에 대해서는 전술한 바와 같다.Meanwhile, the angle of attack of the rotor blade unit 340 may change according to the position of the ring set 220 relative to the shaft 230 on the rotor head side. Illustratively, when the aircraft 1 is in the second state, the rotor blade unit 340 is rotated by the hinge unit 320 so that the angle of attack may change. According to the changed angle of attack, a cyclic pitch is implemented to generate a pitch difference, and the aircraft body 10 and the aircraft 1 including the same may be tilted and moved in one direction according to the above description. The behavior of the aircraft body 10 and the aircraft 1 including the same according to the pitch difference is as described above.

전술한 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른, 위상 가변 어셈블리(20, 30)를 포함하는 비행체(1)는 종래기술에 따른 비행체와 비교하여 단순한 구조를 가져 소형화가 가능하고, 저비용 제작이 가능한 이점이 있다. 즉, 스와시플레이트를 사용하지 않고 비행체(1)의 사이클릭 피치 제어를 구현할 수 있고, 비행체(1)를 용이하게 제어할 수 있는 이점이 있다. 또한, 단순한 로터 헤드 유닛(30) 구조를 사용하여 비행체(1)의 제작 및 유지보수가 용이해지고, 비행체(1)의 소형화, 제작 비용 절감, 및 에너지 효율을 향상시키는 이점이 있다.As described above, the aircraft 1 including the phase variable assemblies 20 and 30 according to an embodiment of the present invention has a simple structure compared to the aircraft according to the prior art, can be miniaturized, and can be manufactured at low cost. There are possible advantages. That is, it is possible to implement cyclic pitch control of the aircraft 1 without using a swash plate, and there is an advantage in that the aircraft 1 can be easily controlled. In addition, manufacturing and maintenance of the aircraft 1 is facilitated by using a simple rotor head unit 30 structure, and there are advantages in miniaturization of the aircraft 1, reduction in manufacturing cost, and improvement in energy efficiency.

이상의 설명은 본 발명의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 다양한 수정 및 변형이 가능할 것이다.The above description is merely an example of the technical idea of the present invention, and various modifications and variations can be made to those skilled in the art without departing from the essential characteristics of the present invention.

따라서, 본 발명에 개시된 실시예들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.Therefore, the embodiments disclosed in the present invention are not intended to limit the technical idea of the present invention, but to explain, and the scope of the technical idea of the present invention is not limited by these embodiments. The protection scope of the present invention should be construed according to the following claims, and all technical ideas within the equivalent range should be construed as being included in the scope of the present invention.

1: 비행체 10: 비행체 본체
20, 30: 위상 가변 어셈블리 20: 위상 가변 유닛
30: 로터 헤드 유닛 210: 동력원측 샤프트
220: 링 세트 230: 로터 헤드측 샤프트
240: 슬라이딩 핀 250: 액추에이터
310: 로터 헤드 베이스부 320: 힌지부
330: 로터 그립부 340: 로터 블레이드부1: flight body 10: flight body
20, 30: phase variable assembly 20: phase variable unit
30: rotor head unit 210: power source side shaft
220: ring set 230: rotor head side shaft
240: sliding pin 250: actuator
310: rotor head base part 320: hinge part
330: rotor grip part 340: rotor blade part

Claims

위상 가변 어셈블리를 포함하는 비행체에 있어서,
사용자가 탑승하는 탑승공간을 구비한 비행체 본체; 및
상기 비행체 본체의 상부에 결합 형성되며, 상기 비행체 본체를 이동시키면서 상기 비행체 본체의 자세를 제어하는 위상 가변 어셈블리;를 포함하고,
상기 위상 가변 어셈블리는,
상기 비행체 본체에 대해 적어도 일부가 일방향으로 동심 또는 편심 회전하는 링 세트를 포함하는 위상 가변 유닛; 및
상기 위상 가변 유닛의 상부에 결합 형성되고, 상기 링 세트 중 적어도 일부의 동심 또는 편심 회전에 의한 회전력을 전달받아 함께 일방향으로 회전하는 로터 헤드 유닛;을 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체.In the flight vehicle including the phase variable assembly,
An aircraft body having a boarding space for a user to board; and
A phase variable assembly coupled to an upper portion of the aircraft body and controlling a posture of the aircraft body while moving the aircraft body; includes;
The phase variable assembly,
a phase variable unit including a ring set at least partially rotating concentrically or eccentrically in one direction with respect to the aircraft body; and
A rotor head unit coupled to an upper portion of the phase variable unit and rotating in one direction together by receiving rotational force due to concentric or eccentric rotation of at least a portion of the ring set.

청구항 1에 있어서,
상기 위상 가변 유닛은,
상기 비행체 본체 내부에 형성된 동력원으로부터 생산되는 동력을 전달하여 중심축을 중심으로 일방향으로 회전하는 동력원측 샤프트; 및
상기 동력원측 샤프트로부터 상기 동력을 전달받아 상기 로터 헤드 유닛을 일방향으로 회전시키는 로터 헤드측 샤프트;를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체.The method of claim 1,
The phase variable unit,
a power source-side shaft rotating in one direction about a central axis by transmitting power produced from a power source formed inside the aircraft body; and
and a rotor head side shaft that receives the power from the power source side shaft and rotates the rotor head unit in one direction.

청구항 2에 있어서,
상기 링 세트는,
내부에 상기 동력원측 샤프트의 중심축과 상기 로터 헤드측 샤프트의 중심축을 포함하고, 상기 동력원측 샤프트 및 상기 로터 헤드측 샤프트에 대하여 동심 또는 편심 형성되고,
상기 링 세트는,
외주면에 결합 형성된 적어도 하나의 액추에이터에 의해 수평방향으로 평행이동하여 상기 동력원측 샤프트의 중심축 및 상기 로터 헤드측 샤프트와 동심 또는 편심 형성되는 제1 링 중심을 가지고, 제1 내직경을 가지도록 형성되는 제1 링; 및
상기 제1 링 중심과 동일한 제2 링 중심을 가지면서 상기 제2 링 중심을 회전중심으로 상기 동력원측 샤프트와 동일한 방향으로 회전하고, 상기 제1 내직경보다 작은 제2 내직경을 가지도록 형성되는 제2 링;을 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체.The method of claim 2,
The ring set,
It includes a central axis of the power source side shaft and a central axis of the rotor head side shaft therein, and is formed concentrically or eccentrically with respect to the power source side shaft and the rotor head side shaft,
The ring set,
It is formed to have a first inner diameter and have a first ring center formed concentrically or eccentrically with the central axis of the power source side shaft and the rotor head side shaft by moving in parallel in the horizontal direction by at least one actuator coupled to the outer circumferential surface. a first ring; and
Having the same second ring center as the first ring center and rotating in the same direction as the power source-side shaft with the second ring center as the rotation center, formed to have a second inner diameter smaller than the first inner diameter An air vehicle comprising a; second ring.

청구항 3에 있어서,
상기 동력원측 샤프트는,
상기 동력원과 직접 연결된 제1 동력원측 샤프트;
상기 제2 링과 직접 연결된 제2 동력원측 샤프트; 및
상기 제1 동력원측 샤프트에 일단이 연결되고 상기 제2 동력원측 샤프트에 타단이 연결되어 상기 제1 동력원측 샤프트의 회전 토크를 상기 제2 동력원측 샤프트로 전달하는 커플링 요소;를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체.The method of claim 3,
The power source side shaft,
a first power source-side shaft directly connected to the power source;
a second power source-side shaft directly connected to the second ring; and
and a coupling element having one end connected to the first power source-side shaft and the other end connected to the second power-source-side shaft to transfer the rotational torque of the first power source-side shaft to the second power source-side shaft. aircraft to be.

청구항 4에 있어서,
상기 제1 동력원측 샤프트 및 상기 제2 동력원측 샤프트는 상기 제1 링의 수평방향 평행이동에 의해 상호 편심운동하는 것을 특징으로 하는 비행체.The method of claim 4,
The first power source side shaft and the second power source side shaft are mutually eccentrically moved by the horizontal direction parallel movement of the first ring.

청구항 3에 있어서,
상기 로터 헤드측 샤프트는, 상기 제2 링의 내주면 일부에 함몰 형성된 제2 링측 홀에 수용되고 상기 로터 헤드측 샤프트를 향하여 소정 길이 돌출 형성되는 슬라이딩 핀에 의해 상기 제2 링과 결합되고, 상기 로터 헤드측 샤프트는 상기 제2 링의 회전에 따라 함께 회전하는 것을 특징으로 하는 비행체.The method of claim 3,
The rotor head-side shaft is coupled to the second ring by a sliding pin accommodated in a second ring-side hole recessed in a portion of the inner circumferential surface of the second ring and projecting a predetermined length toward the rotor head-side shaft, and the rotor The head-side shaft rotates together with the rotation of the second ring.

청구항 3에 있어서,
상기 적어도 하나의 액추에이터에 의해 상기 제1 링이 소정 방향으로 수평방향 평행이동하면, 상기 로터 헤드측 샤프트의 수평방향 중심축을 기준으로 상기 소정 방향측에 형성되는 제1 영역에서의 상기 로터 헤드 유닛의 제1 각속도는 상기 로터 헤드측 샤프트의 수평방향 중심축을 기준으로 상기 소정 방향에 대향되는 측에 형성되는 제2 영역에서의 상기 로터 헤드 유닛의 제2 각속도보다 작은 것을 특징으로 하는 비행체.The method of claim 3,
When the first ring is horizontally moved in a predetermined direction by the at least one actuator, the rotor head unit in the first area formed on the predetermined direction side with respect to the horizontal central axis of the rotor head side shaft The aircraft, characterized in that the first angular velocity is smaller than the second angular velocity of the rotor head unit in a second region formed on a side opposite to the predetermined direction based on the central axis in the horizontal direction of the rotor head side shaft.

청구항 7에 있어서,
상기 로터 헤드 유닛의 상기 제1 영역측 제1 피치는 상기 제2 영역측 제2 피치보다 낮게 형성되고, 상기 비행체 본체는 상기 제2 피치측에서 상기 로터 헤드 유닛의 회전방향으로 소정 각도를 가지는 직선방향으로 틸팅되는 것을 특징으로 하는 비행체.The method of claim 7,
The first pitch of the rotor head unit in the first area is lower than the second pitch in the second area, and the aircraft body is a straight line having a predetermined angle in the direction of rotation of the rotor head unit in the second pitch. An air vehicle characterized in that it is tilted in the direction.

청구항 2에 있어서,
상기 로터 헤드 유닛은,
상기 로터 헤드측 샤프트에 직접 결합되어 회전중심을 형성하는 로터 헤드 베이스부;
상기 로터 헤드 베이스부의 양측에 형성되며, 상기 로터 헤드 베이스부에 대하여 소정 방향 회전가능하도록 형성된 힌지부;
일단이 상기 힌지부에 의해 상기 로터 헤드 베이스부와 힌지 결합되는 로터 그립부; 및
상기 로터 헤드 베이스부와 힌지 결합된 상기 로터 그립부의 타단으로부터 연장 형성되며, 상기 비행체 본체를 부상시키기 위한 양력을 생성하는 로터 블레이드부;를 포함하며,
상기 로터 헤드 베이스부의 양측은 소정 각도 경사지도록 형성되어 상기 힌지부는 소정 각도 경사지도록 형성되는 것을 특징으로 하는 비행체.The method of claim 2,
The rotor head unit,
a rotor head base portion that is directly coupled to the rotor head-side shaft to form a rotation center;
hinge portions formed on both sides of the rotor head base portion and formed to be rotatable in a predetermined direction with respect to the rotor head base portion;
a rotor grip part having one end hingedly coupled to the rotor head base part by the hinge part; and
And a rotor blade part extending from the other end of the rotor grip part hinged with the rotor head base part and generating lift for lifting the aircraft body,
Both sides of the rotor head base part are formed to be inclined at a predetermined angle, and the hinge part is formed to be inclined at a predetermined angle.

청구항 9에 있어서,
상기 로터 블레이드부는 상기 로터 헤드측 샤프트에 대한 상기 링 세트의 위치에 따라 받음각이 변화하는 것을 특징으로 하는 비행체.
The method of claim 9,
The air vehicle, characterized in that the angle of attack of the rotor blade portion changes according to the position of the ring set relative to the rotor head side shaft.