정압 부양형 비행기{POSITIVE-PRESSURE FLOATING TYPE AIRPLANE}
본 발명은 비행기에 관한 것이며, 특히, 기체(aircraft body)에 대한 상대적인 공기류(relative air stream) 또는 정압에 의해 비행하는 정압 부양형 비행기에 관한 것이다.
비행기에서는, 날개의 상면 및 하면을 흐르는 공기류의 속도의 차에 기초하여, 날개 상에 발생하는 부압(negative pressure)에 의해 기체를 부상하도록 하고 있다. 날개의 영각(angle of attack)이 커짐에 따라, 날개의 선단에 따라 기류의 박리가 생기기 쉽고, 이로써 비행기가 실속(stall)하거나 불안정한 상태로 되어 추락할 수도 있다. 또한, 일본공개특허 제2004-106784A호 공보에는, 공기류 또는 정압에 의해 비행하는 카이트 타입 비행기(kite-type airplane)가 제안되어 있다. 카이트 타입 비행기는, 저속 시 또는 착륙 시에, 기체의 영각이 거의 60도이고 이것은 카이트(kite)와 유사하다. 그렇지만, 기체 상면의 날개를 따라 아래쪽으로 경사지게 가스를 분사하는 분사 장치에 의해, 통상의 비행기와 마찬가지로 추진력 및 양력을 발생시키는 것이며, 공기류에 가압되어 양력을 발생시키는 것은 아니다. 또한, 저속 시 및 이착륙 시에는, 기체 전체의 영각을 매우 크게 하지 않으면 안 된다. 그러므로 이와 같은 비행기가 큰 영각을 유지하면서 활주하는 것은 곤란하다.
본 발명의 목적은, 기체에 대한 상대적 공기류에 가압되어 부상하는 동시에, 저속 시 및 이착륙시에 영각이 커도 안정적으로 비행하는 정압 부양형 비행기를 제공하는 것이다. 본 발명자는 연구의 결과, 추진기에 의해 기체를 밀어냄으로써 공기류로부터 얻어지는 반력(reaction)의 분력(component force)에 의해 기체의 하중을 지지하는 동시에, 비행기의 자세를 최적으로 유지하면서 추진기에 의한 추진력의 분력에 의해 상승시킨다는 것이 밝혀졌다.
이하의 본 발명에 의해 상기 문제점을 해결한다. (1) 정압 부양형 비행기는, 원호형상의 선단 및 테이퍼링형의 후단을 포함하는 날개로서, 상기 날개의 하면에서 상기 선단으로부터 상기 후단으로 상기 날개의 폭의 적어도 1/2 범위에 공기 포착부가 형성되어 있는, 상기 날개; 상기 날개의 후단에 설치된 승강타 및 방향타; 및 상기 날개 위에 장착된 추진 장치 를 포함한다. (2) 상기 (1)의 정압 부양형 비행기에 있어서, 상기 공기 포착부는, 전단과 후단과의 사이의 중간에서 내측으로 돌출하는 억제부를 포함하며, 상기 억제부의 횡단 방향의 단면의 면적은 상기 전단 및 후단의 횡단 방향의 단면의 면적보다 작다. (3) 상기 (2)의 정압 부양형 비행기에 있어서, 상기 억제부는, 날개의 하면이 상기 전단으로부터 상기 중간을 향해 서서히 돌출되고 상기 중간으로부터 상기 후단을 향해 서서히 돌출량이 작아지도록 수직으로 형성된 수직 억제부(vertical restricting portion)를 포함한다. (4) 상기 (2) 또는 (3)의 정압 부양형 비행기에 있어서, 상기 억제부는, 상기 전단으로부터 상기 중간을 향해 서서히 돌출되고 상기 중간으로부터 상기 후단을 향해 서서히 돌출량이 작아지도록 횡단하여 형성된 우측 및 좌측 억제부를 포함한다. (5) 상기 (1) 내지 (4) 중 어느 하나의 정압 부양형 비행기에 있어서, 상기 날개의 최대 두께 부분의 두께가, 상기 날개의 시위 길이(chord length)의 2/10 ~ 3/10이다. (6) 상기 (5)의 정압 부양형 비행기에 있어서, 상기 최대 두께 부분은, 상기 날개의 선단으로부터 시위 길이의 3/10 ~ 4/10의 위치에 형성되어 있다. (7) 상기 (1) 내지 (6) 중 어느 하나의 정압 부양형 비행기에 있어서, 상기 날개에서의 상기 원호형상 선단의 전단에서의 원호의 직경은, 상기 날개의 최대 두께 이하이며, 상기 최대 두께의 1/2이다. (8) 상기 (1) 내지 (7) 중 어느 하나의 정압 부양형 비행기에 있어서, 상기 날개의 각각의 측면에는 날개의 폭을 따라 옆날(side edge)로부터 아래로 돌출하도록 우측 동체 및 좌측 동체가 배치되고, 상기 우측 동체 및 좌측 동체는 반구형 전단 또는 부분적으로 반구형인 전단을 가지며, 상기 날개의 하향-돌출 부분에 의해 상기 공기 포착부의 오목부(groove)의 측면이 형성된다. (9) 상기 (8)의 정압 부양형 비행기에 있어서, 상기 우측 동체 및 좌측 동체는 후단으로 향해 서서히 얇아지도록 형성되고, 상기 후단에는, 수평 안정판이 일체적으로 장착되며, 상기 승강타는 상기 수평 안정판의 후단에 배치된다. (10) 상기 (1) 내지 (7) 중 어느 하나의 정압 부양형 비행기에 있어서, 상기 날개는 폭의 중간에 중앙 동체를 포함하고, 상기 날개보다 두꺼운 상기 우측 동체 및 좌측 동체는 상기 중앙 동체의 양측에 세로 방향으로 배치되고, 상기 중앙 동체는 반구형의 전단을 가지고, 상기 우측 동체 및 좌측 동체는 반구형의 전단을 가지고, 기체의 양측은 상기 공기 포착부의 오목부의 양측을 형성된다. (11) 상기 (10)의 정압 부양형 비행기에 있어서, 상기 중앙 동체, 우측 동체 및 좌측 동체는 후방으로 테이퍼링되어 있고, 상기 우측 동체 및 좌측 동체의 후단에는 상기 수평 안정판이 일체적으로 장착되고, 상기 승강타는 상기 수평 안정판의 후단에 배치된다. (12) 상기 (1) 내지 (11) 중 어느 하나의 정압 부양형 비행기에 있어서, 상기 우측 동체 및 좌측 동체는 기체를 물 위에 부상시키는 플로트(float)를 포함한다. (13) 상기 (1) 내지 (7) 중 어느 하나의 정압 부양형 비행기에 있어서, 상기 날개는 기체의 세로 방향으로 연장하고, 상면의 높이는 폭을 따라 균일하다. (14) 상기 (1) 내지 (7) 중 어느 하나의 정압 부양형 비행기에 있어서, 상기 날개는 기체의 폭의 중간에 배치된 중앙 동체를 포함하고, 상기 중앙 동체는, 반구형의 일부 또는 전부의 형상으로 되어 있다. (15) 상기 (10), (12), (14) 중 어느 하나의 정압 부양형 비행기에 있어서, 상기 중앙 동체는, 상기 날개보다 앞쪽에, 상기 공기 포착부의 오목부의 저면에 연속하는 하면을 포함한다. (16) 상기 (8) 내지 (12) 중 어느 하나의 정압 부양형 비행기에 있어서, 상기 우측 동체 및 좌측 동체의 최대 두께는 상기 우측 동체 및 좌측 동체의 길이의 2/10 ~ 3/10이다. (17) 상기 (1) 내지 (16) 중 어느 하나의 정압 부양형 비행기에 있어서, 상기 승강타는 상기 날개의 후방에 장착된다. (18) 상기 (17)의 정압 부양형 비행기에 있어서, 상기 승강타는 상기 수평 안정판의 후단에 힌지에 의해 장착되고, 상기 승강타의 상면은 직선형이고, 상기 승강타의 하면은 만곡형 또는 삼각형이다. (19) 상기 (1) 내지 (18) 중 어느 하나의 정압 부양형 비행기에 있어서, 상기 날개의 하면에 지상 주행용의 차륜이 배치된다.
도 1은 본 발명의 제1 실시예에 따른 정압 부양형 비행기를 나타내는 평면도.
도 2는 본 발명의 제1 실시예에 따른 정압 부양형 비행기를 나타내는 저면도.
도 3은 도 1의 III-III 선을 따라 절취한 수직단면도.
도 4는 날개의 선단의 단면 형상을 모식적으로 나타낸 단면도.
도 5는 다른 날개의 선단의 단면 형상을 모식적으로 나타낸 단면도.
도 6은 본 발명의 제1 실시예에 따른 정압 부양형 비행기를 나타내는 정면도.
도 7은 본 발명의 제2 실시예에 따른 정압 부양형 비행기를 나타내는 평면도.
도 8은 본 발명의 제2 실시예에 따른 정압 부양형 비행기를 나타내는 배면도.
도 9는 도 5의 IX-IX 선을 따라 절취한 수직 단면도.
도 10은 본 발명의 제2 실시예에 따른 정압 부양형 비행기를 나타내는 정면도.
본 발명의 실시예에 대하여 도면을 참조하여 설명한다. 제1 실시예 도 1 및 도 2에 나타낸 바와 같이, 제1 실시예에서의 정압 부양형 비행기(10)는, 날개(12), 우측 동체(30A), 좌측 동체(30B), 중앙 동체(40), 승강타(elevator)(50), 방향타(rudder)(52), 중앙 동체(40)의 후단에 설치된 프로펠러(54), 및 수직으로 연장하는 수평 안정판(56)을 포함한다. 승강타(50)는 수평 안정판(56)의 후단에 장착되어 있다. 도 3에 나타낸 바와 같이, 날개(12)는 원호형상의 선단(rounded leading edge)(22) 및 예리한 후단(acute trailing edge)(26)을 가지고 있다. 또한, 최대 두께 부분(maximum thickness portion)(21)은 시위 길이(chord length)의 2/10 ~ 3/10의 위치에 형성되어 있다. 날개(12)에 있어서의 최대 두께 부분(21)의 두께는, 시위 길이의 3/10 ~ 4/10이며, 바람직하게는 35/100이다. 또한, 선단(22)의 원호의 직경은 최대 두께 부분(21)의 두께의 1/3이다. 예를 들어, 도 4에서 선단(22A)은 최대 두께 D와 동일한 직경 또는 D/3인 직경을 가진다. 도 5에서는, 직경 D의 원과 직경 D/3의 원 사이에서, 중간 직경의 원이 이러한 다른 원들과 접하도록 위치하는 동시에 선단(22A)의 외곽선의 부분이 된다. 최대 두께가 시위 길이의 3/10 미만이면, 날개(12)의 두께가 너무 얇게 되어, 공기류가 날개에서 박리할 우려가 있고, 4/10을 넘으면, 공기 저항이 과대로 된다. 또한, 선단(22)의 원호의 직경이 최대 두께보다 크면, 날개(12)가 불규칙하게 된고, 1/3보다도 작으면, 후술하는 바와 같이 공기류의 박리가 생기기 쉽다. 최대 두께 부분(21)의 위치에 대해서는 실험에 의해 가장 안정된 비행을 유지하도록 결정되었다. 우측 동체(30A) 및 좌측 동체(30B)는, 얇은 날개(12)의 양단에 각각 연결되고, 길이 방향으로 연장하며, 단면이 반원으로 형성되어 있다. 또한, 선단(31A) 및 후단(31B)은 우측 동체(30A) 및 좌측 동체(30B)에 각각 반구형(hemisphere)으로 형성되고, 우측 동체(30A) 및 좌측 동체(30B)는 중간으로부터 후방으로 향하여 테이퍼링되도록 설치되어 있다. 날개(12)의 두께는 우측 및 좌측 동체(30A, 30B)의 높이의 약 1/4로 되고, 우측 및 좌측 동체(30A, 30B)의 하부는 날개(12)로부터 아래로 돌출한다. 도 6에 나타낸 바와 같이, 날개(12)의 하부는 우측 가이드면(32A) 및 좌측 가이드면(32B)으로 되어 있다. 또한, 날개(12) 및 중앙 동체(40)의 아래 표면은, 연속적인 저면(bottom surface)(24)을 형성하고 있다. 저면(24) 및 우측 가이드면 및 좌측 가이드면(32A, 32B)은 날개(12)의 전단으로부터 후단에 이르는 공기 포착부(air trap)(32)를 구성하고 있다. 도 2에 나타낸 바와 같이, 우측 가이드면(32A) 및 좌측 가이드면(32B)은 우측 억제부 및 좌측 억제부(33A, 33A)를 가진다. 도 3 및 도 6에 나타낸 바와 같이, 날개(12)의 저면(24)은 아래쪽으로 돌출하는 수직 억제부(33B)를 가진다. 우측 억제부 및 좌측 억제부(33A, 33A) 및 수직 억제부(33B)는 억제부(33)를 구성한다. 이와 같은 구성에 의해, 공기 포착부(32)의 전단으로부터 흘러들어오는 공기는 우측 가이드면(32A), 좌측 가이드면(32B) 및 저면(24)에서 최대로 돌출하는 억제부(33)에 의해 제한되어 후방으로 흘러나간다. 중앙 동체(40)는 반구형 단부(43) 및 단면 영역이 길이의 중간으로부터 후방으로 갈수록 더 작아지는 타원형 단면을 가진다. 중앙 동체(40)의 전단은 날개(12), 우측 동체(30A) 및 좌측 동체(30B)의 전단으로부터 전방으로 돌출한다. 돌출 하부면(41)은 날개(12)보다도 아래쪽으로 돌출되어 공기 포착부(32)의 저면(24)에 연속하도록 형성되어 있다. 날개(12)의 후단(26)은, 간격(58)을 통하여 수평 안정판(56)의 전단과 동일한 높이로 대향한다. 프로펠러(54)는 수평 안정판(56)의 앞쪽의 간격(58) 내에서 중앙 동체(40)의 후단에 배치되어 있다. 방향타(52)는 수평 안정판(56)의 폭의 중간에, 중앙 동체(40)의 뒤쪽에 수직으로 배치되어 있다. 승강타(50)는 수평 안정판(56)의 후단에 힌지에 의해 장착되어 있다. 승강타(50)는 그 상면을 따라서는 직선형이면서 만곡 또는 삼각형으로 되어 있다. 비행기의 폭을 따르는 승강타(5)의 길이는 공기 포착부(32)의 후단부의 폭과 거의 일치하도록 되어 있다. 또한, 수평 안정판(56)은 비행기의 폭을 따라 우측 동체(30A) 및 좌측 동체(30B)의 후단으로부터 돌출되어 형성되어 있다. 수평 안정판(56)의 단면은 날개(12)의 단면과 위아래가 반대로 되어 있다. 본 실시예에서, 날개(12)의 형상은 상면이 수평이고 하면이 철면(convex)으로 되어 있다. 날개(12)는 도 3의 형상에 제한되지 않으며 상면이 요면 또는 철면으로 될 수 있다. 날개(12)의 상면이 요면 또는 철면이면, 수평 안정판의 상면은 철면 또는 요면으로 된다. 수평 안정판(56)이 날개(12)의 후단(26)보다 높을 때 비행이 가장 안정된다. 프로펠러(54) 대신, 제트 엔진 또는 로켓 엔진을 설치하여도 된다. 비행기(10)가 예를 들어 무인기계 또는 모형 비행기와 같이 소형인 경우는, 프로펠러를 전원에 의해 전기적으로 구동되는 모터와 결합하여도 된다. 필요하면, 이 정압 부양형 비행기(10)에 지상 활주용의 차륜(60)이 설치된다. 이 차륜(60)은, 우측 동체(30A) 및 좌측 동체(30B)의 앞쪽 하면과 수평 안정판(56)의 중앙 하면에 설치하면 된다. 정압 부양형 비행기(10)를 비행정으로서 사용하는 경우는, 우측 동체(30A) 및 좌측 동체(30B)를 플로트(float)로 한다. 정압 부양형 비행기(10)를 지상이나 물 위의 정지한 상태로부터 프로펠러(54)에 의해 전방으로 가속하면, 비행기(10)에 대해서 공기가 상대 속도로 진행하여, 날개(12) 아래쪽의 공기 포착부(32) 내에 인입된다. 우측 가이드면(32A)과 좌측 가이드면(32B)에 의해 공기류가 기체의 폭을 넘지 않도록 포착되므로, 공기 포착부(32)의 저면(24)이 공기를 누르게 된다. 이 공기를 누름으로써, 저면(24)을 통하여, 날개(12)는 공기로부터의 반력을 받는다. 비행기(10)의 부양에 대하여 일본 연과 비교하여 설명한다. 일본 연의 경우, 전면 또는 수풍면(wind-receiving surface)이 바람에 의해 가압되고, 이 일본 연을 유지하는 연실에 장력이 가해진다. 바람이 있는 상태 또는 바람이 없는 상태에 따라 연실을 당김으로써, 연실에 의해 바운딩되는 일본 연은 공기류가 수풍면에 충돌하면 그 반력에 의해 부상하고, 균형을 취할 수 있는 영각이 되는 위치까지 상승한다. 이 상승력(rising force)은, 연실을 계속 내보내지 않는 한 반력의 수풍면을 따르는 분력이다. 연실을 내보내면, 이 상승력은 상기 분력과 상기 수풍면에 수직인 분력과의 합성력이 된다. 본 발명의 본 실시예에서는, 프로펠러(54)에 의해 날개(12)가 공기를 누르는 방향으로 비행기를 가속하고, 그 반력으로서 상기 2개의 분력을 얻을 있는 것으로 생각된다. 프로펠러(54)에 의해 날개(12)가 공기를 누른 상태로, 승강타(50)를 하향으로 경사지게 하면, 날개(12)의 부양력(flying force)이 억제되어 비행기(10)는 약간 부상한 상태로 지상을 활공한다. 프로펠러(54)의 파워를 증가시키는 동시에, 승강타(50)를 위로 경사지게 하면, 기체의 앞쪽이 상승한다. 또한, 프로펠러(54)의 파워 증대에 비례하여, 비행기는 가속하게 되고 큰 반력을 얻어 상승하게 된다. 이때, 날개(12)의 영각은 매우 커지게 되지만, 날개(12), 우측 동체(30A), 좌측 동체(30B) 및 중앙 동체(40)의 전단은 원호형상 선단 또는 반구형 전단으로 되어 있으므로, 날개(12)의 전단부에서 공기류의 박리가 없고, 따라서 비행기는 실속 또는 추락하지 않는다. 이 과정에 있어서, 공기 포착부(32)의 전단으로부터 후단으로 향해 공기류가 발생된다. 전후 방향 중간 위치의, 저면(24), 우측 가이드면(32A), 좌측 가이드면(32B)의 억제부(33)에 의해 공기류가 좁혀지고 또한 단면적이 후방으로 커지게 되어 있다. 코안다 효과(Coanda effect)에 의해, 저면(24), 우측 가이드면(32A), 좌측 가이드면(32B)을 따라 점성이 높은 느린 흐름이 생기고, 동시에 떨어진 위치에서는 고속류가 생긴다. 이 고속류에 의해 날개(12)는 큰 추진력을 얻을 수 있다. 프로펠러(54)의 작은 출력으로 비행기(10)가 저속 비행할 때에는, 공기 포착부(32)에 의해 공기를 가압하는 힘이 약하기 때문에, 비행기(10) 전체의 영각은 증가하게 되고, 프로펠러(54)에 의한 추진력의 분력은 작아진다. 또한, 프로펠러(54)의 파워가 증대하면, 날개(12)는 공기를 가압하는 힘이 강해지고 그 영각은 작아진다. 추진력의 분력이 전진 방향으로 커지게 되어, 비행기(10)는 고속 비행을 할 수 있다. 이와 같이 프로펠러(54)의 파워에 의해 비행기(10)의 영각이 변화하므로, 안정된 비행을 할 수 있다. 대기의 속도 또는 풍속이 전진 방향의 분력과 동등한 경우, 비행기(10)는 선회하게 된다. 수평 안정판(56)의 단면 형상은 날개(12)의 단면 형상과 위아래가 반대로 구성되어 있으므로, 수평 안정판(56)의 상면에 부압에 의한 양력이 발생되고, 이 양력은 날개(12)를 전방에 부상하는 모멘트에 대항하게 되어, 비행 자세를 안정시킬 수 있다. 기체 중량, 공기 포착부(32)의 수풍 면적(wind-receiving area), 프로펠러(54)의 출력의 상호 관계는, 반복된 시행 착오로 결정되지만, 이론이 확정하면, 컴퓨터에 의해 결정될 것이다. 공기 포착부(32)는 제1 실시예에서는 1개이지만, 복수의 공기 포착부를 사용해도 된다. 날개(12)에 대한 공기 포착부(32)의 폭 비율은 적어도 1/2이 바람직하다. 1/2보다도 작으면 기체의 부양력이 불충분하여, 프로펠러(54)의 파워를 크게 하지 않을 수 없다. 전폭(whole width)으로부터 우측 가이드면 및 좌측 가이드면(32A, 32B)의 폭을 제외한 값이 상한(upper limit)이 된다. 공기 포착부(32)의 깊이는, 기체가 옆으로 미끄러지지 않는 정도이면 되지만, 이것도 시행 착오에 의해 결정하게 된다. 제2 실시예 도 7 내지 도 10을 참조하여 본 발명의 제2 실시예에 따른 정압 부양형 비행기(70)에 대하여 설명한다. 정압 부양형 비행기(70)는 이른바 전 날개형 비행기(whole-wing-type aircraft)로서, 기체의 전폭에 걸쳐 제1 실시예에서의 우측 및 좌측 동체와 동일 높이의 날개(74)를 가진다. 공기 포착부(72)에서는, 좌우의 가이드면(73A, 73B)을 형성하는 좌우 측벽(73)의 폭의 합이 날개(74)의 폭과 동일하도록 되어 있다. 공기 포착부(72)는 좌우의 가이드면(73A, 73B) 및 저면(72A)에 의해 형성되어 있다. 날개(74)의 중앙 위치에는, 제1 실시예에서와 동일한 중앙 동체(40)가 일체적으로 설치되어 있다. 이 중앙 동체(40)의 전단을 날개(74)의 전단보다 앞에 위치시키고, 또한 도 7 및 도 8에는 요면부(76)를 설치하고 있다. 이 요면부(76)에 따라, 제1 실시예에서의 우측 및 좌측 동체(30A, 30B)와 동일한 종단면 형상의 반구형 선단(31A, 31B)이 형성되어 있다. 다른 구성과 관련해서, 상기 제1 실시예에서의 동일 부분에 대해서는 동일한 도면 부호를 부여함으로써 설명을 생략한다. 이러한 전 날개형 정압 부양형 비행기(70)에서는, 공기 포착부(72)의 면적이 기체 전체의 면적보다 커지므로, 큰 부양 힘을 얻을 수가 있다. 또한, 단부(31A, 31B) 및 반구형 단부(42)에 의해 공기류의 박리가 억제되므로 비행기의 비행이 안정된다. 본 발명에 따른 전 날개형 비행기는 중앙 동체를 반드시 설치할 필요는 없지만, 설치한 경우는 비행기의 비행 안정화에 기여한다. 제1 실시예 및 제2 실시예에 있어서, 날개의 후단과 수평 안정판 사이에 간격(58)이 설치되어 있지만, 간격(58)을 반드시 설치할 필요는 없다. 억제부(33)는 좌우 억제부(33A) 및 상하 억제부(33B)로 구성되어 있지만, 이것들 어느 하나만 구성해도 된다. 또한, 중앙 동체의 전단은 반드시 좌우 동체로부터 돌출시키지 않아도 되고, 좌우 동체보다 덜 돌출시켜도 된다. 좌우 동체 사이에 요면부(76)를 설치하면 비행 상태가 안정된다. 산업상의 이용의 가능성 기체의 자세 및 속도에 관계없이, 안정된 비행을 하는 비행기를 제공할 수 있다. |
