KR20120038713A - 자이로스코프 원리를 이용한 수직 이착륙 비행체 - Google Patents

자이로스코프 원리를 이용한 수직 이착륙 비행체 Download PDF

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KR20120038713A
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Abstract

본 발명은 수직 이착륙 비행체에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 자이로스코프 원리를 이용하여 안정성을 높이고, 좁은 공간에서 수직 이착륙이 가능하며, 비행 중 이상 발생 시 추락의 위험이 없이 안전하게 착륙할 수 있는 자이로스코프 원리를 이용한 수직 이착륙 비행체에 관한 것이다.
상기와 같은 구성에 의한 본 발명의 자이로스코프 원리를 이용한 수직 이착륙 비행체는 다음과 같은 효과를 갖는다.
첫째, 이착륙이 쉽다.
본 발명의 회전체는 큰 회전 관성모멘트를 가지고 있으므로 처음에는 회전속도가 느리지만 플라이휠의 역할을 하므로 차츰 고속이 되면서 매우 안정된 회전을 보여주며 자이로스코프의 속성으로 비행체의 자세를 안정시킨다. 또 양력을 발생시킬 경우 회전속도는 그대로 두고 날개의 경사각만 변화시키므로 매우 신속하고 정교한 제어가 가능하다. 이를 이용하면 비행체는 항상 안정된 자세를 유지하며 이륙과 착륙이 매우 용이해진다.
둘째, 사고의 확률이 낮다.
본 발명은 동력을 발생하는 엔진과 양력을 발생시키는 날개를 복수 개 구비하고 분산시켜 사고의 위험을 줄인다. 가령 회전용 엔진은 출력이 약한 여러 개의 엔진을 사용하여 회전을 시킬 수 있으며 비행 중 일부 엔진이 고장 나더라도 비행성능은 크게 떨어지지 않는다. 또한 여러 개의 회전 날개 중 몇 개가 파손이 되어도 당장의 비행에는 큰 지장이 없다.
셋째, 추락의 위험이 낮다.
본 발명은 큰 회전 관성모멘트를 가지는 회전체가 플라이휠과 같이 계속 회전하므로 갑자기 전체의 동력이 멈추어도 회전체의 회전속도는 거의 변하지 않고 계속된다. 따라서 비행체에 계속 양력을 발생시키고 천천히 착륙할 시간적인 여유를 준다. 또한 고속 회전하는 회전체는 자이로스코프의 역할을 하므로 상승이나 하강 시 항상 비행체의 자세를 바르게 잡아주어 공중에서 비행체가 뒤집히거나 하는 일이 발생하지 않는다.

Description

자이로스코프 원리를 이용한 수직 이착륙 비행체{A gyroscopic aircraft with vertical takeoff and landing}
본 발명은 수직 이착륙 비행체에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 자이로스코프 원리를 이용하여 안정성을 높이고, 좁은 공간에서 수직 이착륙이 가능하며, 비행 중 이상 발생 시 추락의 위험이 없이 안전하게 착륙할 수 있는 자이로스코프 원리를 이용한 수직 이착륙 비행체에 관한 것이다.
공중을 비행하기 위해서는 비행체를 공중에 띄우는 양력이 필요하다. 고정날개 비행체의 경우 양력을 발생시키기 위해 수평방향의 속도가 필요하다. 따라서 초기 이륙 시 충분한 속도를 얻기 위해 긴 활주로가 필요하며 착륙 때도 마찬가지로 넓은 공간이 필요하다.
이에 반해 헬리콥터는 수직 이착륙이 가능하지만 수평비행 중에도 양력을 발생시키기 위해 많은 에너지를 사용하므로 에너지 효율이 낮다. 또한 조종이 어렵고 비행 중 고장이 나면 추락 등 큰 사고로 연결될 수 있다.
비행체는 자동차와 같은 지상 이동체에 비하여 직선거리를 빠르게 이동할 수 있으므로 매우 효율적인 이동수단이지만 다음과 같은 단점이 있다.
첫째, 이륙과 착륙이 어렵고 이착륙 시 고난도의 기술이 필요하며, 이 때 사고가 가장 많이 발생한다. 둘째, 비행 중에도 사고의 위험이 높다. 항공기는 대부분 1~4개 정도의 엔진이 전체 동력을 담당하고 1~4개 정도의 날개가 비행체를 띄우는 양력을 발생시킨다. 따라서 이들 중 하나만 파손이 되거나 고장이 나도 비행능력에 심각한 손상을 가져오며 큰 사고로 이어질 수 있다. 셋째, 비행 중 엔진이 멈추거나 비행체의 일부가 파손되면 바로 추락하거나 치명적인 사고로 연결될 수 있다. 자동차는 주행 중 엔진이 정지되면 땅에 그대로 머물러 있지만 항공기의 경우 고장이 나면 매우 위험해진다.
이를 개선하기 위해 본 발명은 자이로스코프 원리 중 가장 기본적 특성인 회전하고 있는 물체는 그 회전을 유지하려고 하며, 회전하는 자세를 일정하게 유지하고자 하는 경향을 이용한 수직 이착륙 비행체를 제시하고자 한다.
본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서 본 발명의 목적은, 회전관성모멘트가 큰 환형의 회전체를 구비하고, 회전체에 날개를 결합시켜 회전체의 회전에 의해 양력을 발생시키게 되는 수직 이착륙 비행체를 제공함에 있다.
또한, 수평이동을 위한 보조날개나 엔진이 구비되는 메인 바디는 회전체의 회전에도 회전되지 않도록 구성하여 수평이동을 구현하게 되는 수직 이착륙 비행체를 제공함에 있다.
아울러, 날개의 경사각을 연속적으로 변형시킬 수 있도록 구성하여 신속하고 미세한 양력의 제어를 가능하게 하는 수직 이착륙 비행체를 제공함에 있다.
본 발명의 수직 이착륙 비행체는 제1 엔진(50)이 장착되어 상기 제1 엔진(50)을 통해 회전하며 자이로스코프의 역할을 하는 회전체(40); 및 상기 회전체(40)에 장착되어 상기 회전체(40)와 함께 회전하여 양력을 발생하는 날개(30); 를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 수직 이착륙 비행체(VTOL)는, 상기 회전체(40)와 연결되되, 상기 회전체(40)가 회전 시 토크를 받지 않아 회전하지 않는 메인바디(10);를 포함하며, 상기 메인바디(10)에는 하단에 상기 수직 이착륙 비행체를 지지하기 위한 랜딩기어(14)가 구비되는 것을 특징으로 한다.
이때, 상기 날개(30)는, 상기 수직 이착륙 비행체(VTOL)의 양력을 신속하고 미세하게 조정하도록 지면과의 경사각이 연속적으로 변화되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 제1 엔진(50)은, 상기 회전체(40)의 외면에 복수 개가 대칭으로 설치되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 수직 이착륙 비행체(VTOL)는, 상기 메인바디(10)를 수평 이동시키기 위해 상기 메인바디(10)의 외면에 구비되는 제2 엔진(60); 를 포함하되, 상기 제2 엔진(60)은, 상기 메인바디(10)의 외면에 복수 개가 구비되며, 각각의 제어를 통해 상기 메인바디(10)의 방향을 전환시키는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 수직 이착륙 비행체(VTOL)는, 상기 날개(30)에서 발생되는 후류의 방향을 전환시켜 상기 메인바디(10)를 전후진 또는 선회시키기 위해 상기 메인바디(10)의 외면에 구비되되, 경사각이 가변되는 보조날개(Vane, 70); 가 더 구비되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 수직 이착륙 비행체(VTOL)는, 상기 회전체(40)와 날개(30)를 외부충격으로부터 보호하고 회전하는 각각의 날개(30) 주위의 공기흐름을 균일하게 하기위해 상기 회전체(40)와 날개(30)를 감싸도록 상기 회전체(40)와 날개(30)의 상면에서 상방으로 일정거리 이격 설치되는 덮개(80); 가 더 구비되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 수직 이착륙 비행체(VTOL)는, 상기 회전체(40)와 상기 메인바디(10) 사이에 설치되며, 상기 회전체(40)의 회전에너지를 전기에너지로 전환시키는 발전모듈이 더 구비되는 것을 특징으로 한다.
아울러, 상기 수직 이착륙 비행체(VTOL)는, 상기 메인바디(10) 또는 덮개(80) 상에 설치되며, 상기 메인바디(10)를 전방 또는 후방으로 기울이는 승강타와, 좌측 또는 우측 방향으로 회전시키는 방향타가 더 구비되는 것을 특징으로 한다.
상기와 같은 구성에 의한 본 발명의 자이로스코프 원리를 이용한 수직 이착륙 비행체는 다음과 같은 효과를 갖는다.
첫째, 이착륙이 쉽다.
본 발명의 회전체는 큰 회전 관성모멘트를 가지고 있으므로 처음에는 회전속도가 느리지만 플라이휠의 역할을 하므로 차츰 고속이 되면서 매우 안정된 회전을 보여주며 자이로스코프의 속성으로 비행체의 자세를 안정시킨다. 또 양력을 발생시킬 경우 회전속도는 그대로 두고 날개의 경사각만 변화시키므로 매우 신속하고 정교한 제어가 가능하다. 이를 이용하면 비행체는 항상 안정된 자세를 유지하며 이륙과 착륙이 매우 용이해진다.
둘째, 사고의 확률이 낮다.
본 발명은 동력을 발생하는 엔진과 양력을 발생시키는 날개를 복수 개 구비하고 분산시켜 사고의 위험을 줄인다. 가령 회전용 엔진은 출력이 약한 여러 개의 엔진을 사용하여 회전을 시킬 수 있으며 비행 중 일부 엔진이 고장 나더라도 비행성능은 크게 떨어지지 않는다. 또한 여러 개의 회전 날개 중 몇 개가 파손이 되어도 당장의 비행에는 큰 지장이 없다.
셋째, 추락의 위험이 낮다.
본 발명은 큰 회전 관성모멘트를 가지는 회전체가 플라이휠과 같이 계속 회전하므로 갑자기 전체의 동력이 멈추어도 회전체의 회전속도는 거의 변하지 않고 계속된다. 따라서 비행체에 계속 양력을 발생시키고 천천히 착륙할 시간적인 여유를 준다. 또한 고속 회전하는 회전체는 자이로스코프의 역할을 하므로 상승이나 하강 시 항상 비행체의 자세를 바르게 잡아주어 공중에서 비행체가 뒤집히거나 하는 일이 발생하지 않는다.
도 1은 본 발명의 수직 이착륙 비행체 사시도
도 2는 본 발명의 수직 이착륙 비행체 평면도
도 3은 본 발명의 수직 이착륙 비행체 저면도
도 4는 본 발명의 수직 이착륙 비행체 단면도
도 5는 본 발명의 제2 실시예의 수직 이착륙 비행체 단면도
도 6은 본 발명의 제3 실시예의 수직 이착륙 비행체 단면도
도 7은 본 발명의 수직 이착륙 비행체 작동상태도(날개 수평 시)
도 8은 본 발명의 수직 이착륙 비행체 작동상태도(날개 경사 시)
도 9는 본 발명의 제2 실시예의 수직 이착륙 비행체 작동상태도
이하, 상기와 같은 본 발명의 제1 실시예에 대하여 도면을 참조하여 상세히 설명한다.
도 1 내지 도 4를 참조하면, 본 발명의 수직 이착륙 비행체는 메인바디(10), 회전플레이트(20), 날개(30), 회전체(40), 제1 엔진(50) 및 제2 엔진(60)을 포함하여 이루어진다.
상기 메인바디(10)는 회전축(11), 상부바디(12), 하부바디(13), 랜딩기어(14) 및 제어부(미도시)로 구성된다.
상기 상부바디(12)와 상기 하부바디(13)는 반구형으로 이루어지며, 상기 상부바디(12)는 평면이 하부에 위치하도록 상측에, 상기 하부바디(13)는 평면이 상부에 위치하도록 하측에 구성된다. 상기 상부바디(12)와 상기 하부바디(13)는 일정거리 이격 형성된다. 상기 상부바디(12)와 상기 하부바디(13)는 상기 회전축(11)을 통해 연결될 수 있다. 상기 회전축(11)은 상하 길이방향으로 형성되며, 상단은 상기 상부바디(12)의 하면 중심에, 하단은 상기 하부바디(13)의 상면 중심에 결합된다. 상기 하부바디(13)의 하단에는 본 발명의 비행체 이착륙을 위한 랜딩기어(14)가 구비된다. 상기 랜딩기어(14)는 통상의 헬리콥터 랜딩기어가 적용될 수 있으나, 필요에 따라 이동가능한 바퀴가 적용될 수도 있다. 상기 제어부는 상기 상부바디(12) 또는 하부바디(13)의 내부에 구비되며, 상기 날개(30)의 경사각을 제어하며, 상기 제1 및 제2 엔진(50, 60)의 출력을 제어한다.
상기 회전플레이트(20)는 두께가 있는 원판 상으로 이루어진다. 상기 회전플레이트(20)의 중심에는 상기 회전축(11)이 끼워지도록 회전홀(21)이 형성된다. 상기 회전플레이트(20)는 상기 회전홀(21)을 통해 상기 메인바디(10)의 회전축(11)에 수평방향으로 회전 가능하도록 결합된다. 이때 상기 회전홀(21)의 둘레면에는 회전 시 상기 메인바디(10)와의 마찰을 최소화 하도록 공기베어링이 구비될 수 있다. 상기 공기베어링은 상기 회전축(11)과 회전홀(21) 사이에 고압공기를 보내어 공기압으로 회전 하중을 지지하는 통상의 공기베어링이 적용된다.
상기 날개(30)는 상기 회전플레이트(20)와 상기 회전체(40)를 연결하며, 상기 회전체(40) 회전 시 양력을 발생하도록 구성된다. 상기 날개(30)는 일단이 상기 회전플레이트(20)의 외측 둘레면에 결합되며, 타단이 상기 회전체(40)의 내측 둘레면에 결합된다. 상기 날개(30)는 복수 개가 구비될 수 있다. 상기 날개(30)는 상기 회전플레이트(20)의 외측 둘레면을 따라 방사상으로 구비될 수 있다.
상기 날개(30)는 상기 회전플레이트(20)와 상기 회전체(40)에 결합 시 지면과의 경사각이 바뀔 수 있도록 길이방향으로 회전 가능하게 결합된다. 이는 상황에 따라 지면과의 경사각을 가변시켜 상기 회전체(40)의 회전 항력을 줄이거나, 비행체의 양력을 증가시키도록 하기 위함이다. 상기 날개(30)의 경사각은 상기 제어부의 제어에 의해 연속적으로 가변될 수 있다. 따라서 비행체의 양력을 신속하고 미세하게 조정하게 된다.
상기 날개(30)는 타단으로 갈수록 하방으로 경사지게 호를 이루며 형성된다. 이는 비행체가 수평 비행 시 지면과 수평하게 경사각을 유지하여 항력을 줄임과 동시에 양력을 발생시키기 위함이다.
또한, 상기 날개(30)는 타단으로 갈수록 폭이 증가하도록 형성된다. 타단으로 갈수록 폭이 증가되면 타단의 무게가 증가하게 되고, 이에 따라 상기 회전체(40) 회전 시 관성모멘트가 증가하여 일정 회전속도 이상 회전 시 회전에 필요한 동력을 줄일 수 있다.
상기 회전체(40)는 환형으로 이루어진다. 상기 회전체(40)의 내부는 화물 적재가 가능하도록 중공될 수 있다. 상기 회전체(40)의 내측 둘레면에는 상기 날개(30)의 타단이 결합된다. 상기와 같은 구성의 회전체(40)는 회전 시 비행체의 관성모멘트를 증가시켜 회전에 필요한 동력을 줄일 수 있다.
상기 제1 엔진(50)은 상기 회전체(40)의 상면에 구비될 수 있다. 상기 제1 엔진(50)은 상기 회전체(40)의 상면에 설치되는 것으로 도시되어 있으나 하면에 설치되어도 무방하다. 상기 제1 엔진(50)은 통상의 터빈엔진이 적용될 수 있으며, 상기 회전체(40)의 회전방향 반대 방향으로 추력을 제공하여 상기 회전체(40)를 수평방향으로 회전시킨다. 상기 제1 엔진(50)은 상기 회전체(40)에 균일한 회전력을 전달하기 위해 복수 개가 대칭으로 설치된다.
상기 제2 엔진(60)은 상기 메인바디(10)의 상면에 구비될 수 있다. 상기 제2 엔진(60)은 통상의 터빈엔진이 적용될 수 있으며, 상기 메인바디(10)의 진행방향 반대 방향으로 추력을 제공하여 상기 메인바디(10)를 수평방향으로 진행시킨다. 상기 제2 엔진(60)은 복수 개 일정거리 이격 설치될 수 있으며, 각각의 엔진은 동일 방향으로 평행하게 추력을 발생시키도록 구성된다.
따라서 각각의 제2 엔진(60)의 추력 제어를 통해 진행방향을 바꾸도록 구성된다. 즉 각각의 제2 엔진(60)이 동일 추력 발생 시 전진 회동이 되고 어느 한쪽의 추력을 강하게 하면 선회 회동이 가능해진다.
또한, 상기 회전체(40)의 회전 시에도 상기 메인바디(10)가 회전하지 않고 고정된 상태를 유지하도록 각각의 제2 엔진(60)을 제어할 수 있다.
이하, 본 발명의 제2 실시 예에 대하여 도 5를 참조하여 상세히 설명한다.
수평방향의 속도가 크지 않아도 좋을 경우에는 본 발명의 제1 실시예의 제2엔진(60) 대신에 보조날개인 베인(Vane, 70)이 설치될 수 있다. 상기 베인(70)은 상기 하부바디(13)의 둘레면에 설치된다. 상기 베인(70)은 복수 개가 방사형으로 설치된다. 상기 베인(70)은 상기 날개(30)의 후류부분에 장착될 수 있다. 상기 베인(70)은 지면과의 경사각이 가변되도록 설치되며, 각각의 베인의 경사각을 조정하여 후류의 방향을 바꾸고 그 반작용으로 수평방향의 추진력을 발생하고, 메인바디(10)를 선회시키는 동력으로 이용할 수 있다. 상기 베인(70)의 작동에 대한 상세 설명은 후술하기로 한다.
이하, 본 발명의 제3 실시 예에 대하여 도 6을 참조하여 상세히 설명한다.
본 발명의 수직 이착륙 비행체의 회전체(40)와 날개(30)가 시계반대 방향으로 회전하는 경우를 고려한다. 이 때 비행체 전진방향의 우측에 위치한 날개(30)는 비행체의 전진방향과 회전 방향이 일치하여 전진하므로 공기와의 상대속도는 더욱 커지고 양력은 최대가 된다. 이에 반해 비행체 전진방향의 좌측에 위치한 날개(30)는 비행체의 전진방향과 회전 방향이 반대가 되어 후퇴하므로 공기와의 상대속도가 작아져 양력도 작아지게 된다. 전진방향의 전방과 후방에 위치한 날개(30)는 상대속도 및 양력이 상기 우측에 위치한 날개(30) 및 좌측에 위치한 날개(30)의 중간 값을 가진다. 이렇게 비행체의 양력의 불균형이 발생하면 비행체가 기울어지거나 불안정하게 되므로 이것을 보정할 필요가 있다. 따라서 도 6에 도시된 바와 같이 덮개(80)가 설치될 수 있다.
상기 덮개(80)는 상기 판상으로 이루어지며, 중심이 상기 상부바디(12)에 끼워질 수 있도록 구성된다. 상기 덮개(80)는 상기 회전체(40)와 날개(30)를 감싸도록 상기 회전체(40)와 날개(30)의 상면에서 상방으로 일정거리 이격 설치된다. 이때, 상기 제2 엔진(60)은 상기 덮개(80)의 상측에 위치하는 것이 바람직하다. 상기 덮개(80)의 크기는 상기 회전체(40)를 감쌀 수 있을 정도가 적합하다. 상기 덮개(80)는 다단으로 적층되어 형성될 수 있으며, 적층면 사이에는 공기 유동을 위한 공기유동로(81)가 형성된다.
상기 공기유동로(81)를 통해 공기를 상기 날개(30)로 받아들여 날개의 상측에서 하측으로 유동되도록 하면 날개 전체에 걸쳐서 양력이 균형 있게 발생한다.
상기 덮개(80)는 이외에도 여러 가지 이점을 준다. 고속으로 회전하는 회전체(40)는 다른 물체에 부딪히면 상호 큰 충격과 손상을 주므로 이것을 방지하기 위해 덮개(80)가 설치될 수 있다. 또 비행체의 위에서 이물질이 떨어지면 회전체(40)와 날개(30)에 손상을 주므로 이물질을 방지하고 공기만 받아들이기 위해서도 덮개(80)가 설치될 수 있다.
또한, 본 발명의 수직 이착륙 비행체(VTOL)는, 상기 메인바디(10) 또는 덮개(80) 상에 승강타와 방향타가 설치될 수 있다. 상기 승강타는 상기 메인바디(10)를 전방으로 기울이거나, 후방으로 기울이게 하는 역할을 수행한다. 상기 방향타는 상기 메인바디(10)를 좌측 또는 우측 방향으로 회전시키는 역할을 수행한다. 상기 승강타는 통상의 비행체의 엘리베이터(Elevator)가 적용될 수 있고, 상기 방향타는 통상의 비행체의 러더(Rudder)가 적용될 수 있다.
이하에서는 상기와 같이 구성된 본 발명의 작용에 대하여 도면을 참조하여 설명한다.
1. 이륙준비
이륙준비를 위해서 도 7에 도시된 바와 같이 상기 날개(30)의 지면과의 경사각을 0도로 하여 고속회전에서도 양력이 발생하지 않도록 한 후 상기 제1 엔진(50)들을 가동하여 최대 회전속도가 될 때까지 회전체(40)와 날개(30)를 회전시킨다. 이 상기 회전체(40)는 무겁기 때문에 초기에는 저속으로 회전하지만, 추력을 계속 가하면, 차츰 가속되어 일정 시간이 지난 후 고속회전에 도달한다. 이때까지 상기 날개(30)의 경사각은 0도이므로 양력을 발생하지 않고 비행체는 제자리에 있다.
2. 이륙
회전체(40)와 날개(30)의 회전이 최대속도에 도달하면 상기 날개(30)의 지면과의 경사각을 차츰 증가시켜 양력을 발생시킨다. 도 8에 도시된 바와 같이 일정 각도 이상의 경사각에 도달하면 비행체 전체를 공중에 띄울 수 있을 정도의 양력이 발생하며 비행체는 부드럽게 이륙하게 된다. 상기 회전체(40)의 회전속도를 유지시킨 상태에서 상기 날개(30)의 경사각을 독립적으로 변화시키므로 본 발명의 비행체 이륙을 매우 부드럽게 제어할 수 있다. 무거운 회전체(40)는 플라이휠의 역할을 하며 회전관성모멘트가 크므로 초기에는 회전속도가 느리지만 최대속도에 도달한 후에는 적은 추력으로도 고속회전을 유지하며 매우 균일하게 작동한다. 또한 고속회전을 하는 자이로스코프의 작용으로 비행체는 전후좌우의 요동을 하지 않고 안정된 자세로 이륙한다.
3. 수평비행
비행체가 충분한 고도로 상승한 후에는 제2 엔진(60)을 가동하여 수평비행한다. 상기 회전체(40)와 메인바디(10)는 공기 베어링으로 결합되어 마찰력을 최소화하였지만, 메인바디(10)가 회전체(40)를 따라 같은 방향으로 회전하는 것을 방지하기 위해 복수 개 구비된 제2 엔진(60)의 출력을 다르게 하여 상기 메인바디(10)가 회전하지 않도록 제어한다. 수평비행속도가 작을 때는 상기 날개(30)의 경사각을 크게 하여 양력을 발생시키지만 수평 비행속도가 충분히 클 때는 호형으로 이루어지는 비행체의 형상 자체가 양력을 발생시키므로 상기 날개(30)의 경사각을 0도로 유지시켜도 무방하다. 이 경우는 상기 날개(30)는 저항을 받지 않으므로 회전항력이 감소하며, 회전체의 회전속도를 계속 유지시켜 주는데 에너지가 많이 소모되지 않는다. 즉, 고속 수평비행을 할 경우는 일반 항공기와 같이 추진엔진, 본 발명에서는 제2 엔진(60)을 통해 주로 에너지가 소모된다.
4. 착륙
착륙을 할 경우에는 다시 날개(30)의 경사각을 크게 하여 전체 비행체의 무게를 감당할 수 있을 만큼 위쪽 방향의 양력을 키운다. 상기 제2 엔진(60)의 출력을 서서히 줄이고 0으로 하여 비행체가 공중에서 제자리에 멈추도록 한다. 이때 회전체(40)의 회전속도는 최대속도가 된다. 상기 날개(30)의 경사각을 차츰 작게 하여 양력을 천천히 감소시키면 비행체는 부드럽게 바닥에 착륙한다.
5. 회전에너지 회수
착륙한 후에도 회전체(40) 및 날개(30)는 고속으로 회전하게 된다. 이 회전에너지는 더 이상 필요가 없으므로 회수하여 전기에너지로 다시 저장한다. 비행 중에는 회전축과 멀리 떨어져 있던 발전기 모듈을 가까이 접근시켜 회전에너지로부터 발전을 하여 축전지에 저장하며 이 과정에서 회전체의 회전속도는 차츰 줄어들고 최종적으로 멈춘다. 회전에너지로부터 발전을 하는 방법은 종래에 공지된 기술들을 이용할 수 있다. 그 일 예로 회전하지 않는 메인바디(10)에 영구자석을 원형으로 배치하고 이것과 마주 보도록 회전체(40)에 코일을 방사형으로 배치하여 영구자석과 동심원을 이루는 발전기를 구성한다. 비행 중에는 이들 사이의 거리를 멀리하여 발전기의 효과가 없게 하고 착륙 후에는 거리를 가깝게 하여 효과적인 발전이 이루어지게 하여 회전에너지를 전기에너지로 바꾸어 저장한다. 이 외에도 회전에너지를 전기에너지로 바꾸는 여러 가지 방법을 적용할 수 있음은 자명하다.
도 9를 참조하여 본 발명의 제2 실시예의 구성요소인 베인(70)의 작동상태를 설명한다.
상기 베인(70)을 사용하여 비행체의 수평이동이나 회전을 하는 방법을 도면을 참조하여 예시하면 다음과 같다. 4개의 베인(70)은 날개(30)의 하방에 설치되어 후류의 흐름을 바꾸도록 구성된다.
도 9a를 참조하면, 상기 4개의 베인(70)이 모두 아래 방향으로 수직으로 배치되어 아래로 내려가는 후류를 간섭하지 않으므로 비행체는 수평방향의 힘을 받지 않고 한 곳에 정지되어 있다.
도 9b를 참조하면, 상기 베인(70)중 상측 베인과 하측베인이 후류를 우측으로 보내므로 그 반작용으로 비행체는 좌측으로 움직인다.
도 9c를 참조하면, 상기 베인(70)중 하측 베인은 후류를 우측으로 우측베인은 후류를 하측으로 보내므로 비행체는 이와 반대방향인 좌상측 방향으로 움직인다.
도 9d를 참조하면, 비행체를 시계반대 방향으로 회전시킬 수 있도록 베인(70)을 위치시킨 예를 도시하였다.
이와 같이 상기 베인(70)의 다양한 조합을 통해 여러 방향으로 비행체를 수평이동 시키거나 메인바디(10)를 회전시킬 수 있다.
본 발명의 상기한 실시 예에 한정하여 기술적 사상을 해석해서는 안된다. 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 당업자의 수준에서 다양한 변형 실시가 가능하다. 따라서 이러한 개량 및 변경은 당업자에게 자명한 것인 한 본 발명의 보호범위에 속하게 된다.
VTOL : 수직 이착륙 비행체
10 : 메인바디 11 : 회전축
12 : 상부바디 13 : 하부바디
14 : 랜딩기어
20 : 회전플레이트 21 : 회전홀
30 : 날개 40 : 회전체
50 : 제1 엔진 60 : 제2 엔진
70 : 베인 80 : 덮개

Claims (9)

  1. 제1 엔진(50)이 장착되어 상기 제1 엔진(50)을 통해 회전하며 자이로스코프의 역할을 하는 회전체(40); 및
    상기 회전체(40)에 장착되어 상기 회전체(40)와 함께 회전하여 양력을 발생하는 날개(30);
    를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 자이로스코프 원리를 이용한 수직 이착륙 비행체.
  2. 제 1항에 있어서,
    상기 수직 이착륙 비행체(VTOL)는,
    상기 회전체(40)와 연결되되, 상기 회전체(40)가 회전 시 토크를 받지 않아 회전하지 않는 메인바디(10);를 포함하며,
    상기 메인바디(10)에는 하단에 상기 수직 이착륙 비행체를 지지하기 위한 랜딩기어(14)가 구비되는 것을 특징으로 하는 자이로스코프 원리를 이용한 수직 이착륙 비행체.
  3. 제 1항에 있어서,
    상기 날개(30)는,
    상기 수직 이착륙 비행체(VTOL)의 양력을 신속하고 미세하게 조정하도록 지면과의 경사각이 연속적으로 변화되는 것을 특징으로 하는 자이로스코프 원리를 이용한 수직 이착륙 비행체.
  4. 제 1항에 있어서,
    상기 제1 엔진(50)은,
    상기 회전체(40)의 외면에 복수 개가 대칭으로 설치되는 것을 특징으로 하는 자이로스코프 원리를 이용한 수직 이착륙 비행체.
  5. 제 2항에 있어서,
    상기 수직 이착륙 비행체(VTOL)는,
    상기 메인바디(10)를 수평 이동시키기 위해 상기 메인바디(10)의 외면에 구비되는 제2 엔진(60); 를 포함하되,
    상기 제2 엔진(60)은, 상기 메인바디(10)의 외면에 복수 개가 구비되며, 각각의 제어를 통해 상기 메인바디(10)의 방향을 전환시키는 것을 특징으로 하는 자이로스코프 원리를 이용한 수직 이착륙 비행체.
  6. 제 2항에 있어서,
    상기 수직 이착륙 비행체(VTOL)는,
    상기 날개(30)에서 발생되는 후류의 방향을 전환시켜 상기 메인바디(10)를 전후진 또는 선회시키기 위해 상기 메인바디(10)의 외면에 구비되되, 경사각이 가변되는 보조날개(Vane, 70); 가 더 구비되는 것을 특징으로 하는 자이로스코프 원리를 이용한 수직 이착륙 비행체.
  7. 제 1항에 있어서,
    상기 수직 이착륙 비행체(VTOL)는,
    상기 회전체(40)와 날개(30)를 외부충격으로부터 보호하고 회전하는 각각의 날개(30) 주위의 공기흐름을 균일하게 하기위해 상기 회전체(40)와 날개(30)를 감싸도록 상기 회전체(40)와 날개(30)의 상면에서 상방으로 일정거리 이격 설치되는 덮개(80); 가 더 구비되는 것을 특징으로 하는 자이로스코프 원리를 이용한 수직 이착륙 비행체.
  8. 제 2항에 있어서,
    상기 수직 이착륙 비행체(VTOL)는,
    상기 회전체(40)와 상기 메인바디(10) 사이에 설치되며, 상기 회전체(40)의 회전에너지를 전기에너지로 전환시키는 발전모듈이 더 구비되는 것을 특징으로 하는 자이로스코프 원리를 이용한 수직 이착륙 비행체.
  9. 제 1항에 있어서,
    상기 수직 이착륙 비행체(VTOL)는,
    상기 메인바디(10) 또는 덮개(80) 상에 설치되며, 상기 메인바디(10)를 전방 또는 후방으로 기울이는 승강타와, 좌측 또는 우측 방향으로 회전시키는 방향타가 더 구비되는 것을 특징으로 하는 자이로스코프 원리를 이용한 수직 이착륙 비행체.
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