카나드를 구비한 날개 동체 결합 비행체

카나드를 구비한 날개 동체 결합 비행체{BLENDED WING BODY AIRCRAFT WITH CANARD}

본 발명은, 카나드를 구비한 날개 동체 결합 비행체에 관한 것으로서, 보다 상세하게는, 카나드를 동체의 상측에 설치하여 동체의 내부 공간을 확보함과 더불어 비행시 외기가 동체 내부로 유입가능하도록 하여 동체 내부에 설치된 비행 동력원을 효율적으로 냉각시킬 수 있는 카나드를 구비한 날개 동체 결합 비행체에 관한 것이다.

일반적으로, Blended Wing Body 비행체라 함은 주 날개와 비행 동체가 일체로 이루어지는 날개 동체 결합 비행체를 말하며, 이러한 종래 기술의 일 예가 미국등록특허 7,854,409호에 개시되어 있다.

도 1 및 도 2는 종래 기술에 따른 날개 동체 결합 비행체를 나타내는 평면도 및 측면도이다.

도 1 및 도 2를 참조하면, 종래기술에 따른 BWB 비행체는, 동체에 주 날개가 일체로 마련된 구조를 갖고 있으며, 동체의 전방에는 비행체의 양력을 증대시키기 위한 카나드(90)가 마련되어 있다. 미설명 도면부호 34는 주 날개 선단이고, 도면부호 38은 주 날개 상면이고, 도면부호 40은 주 날개 하면이며, 도면부호 42는 아우터(outer) 날개이고, 도면부호 92는 카나드 선단이고, 도면부호 94는 카나드 후단이다.

그러나, 이러한 카나드(90)는 관련 도면에 구체적으로 도시되어 있지는 않지만, 비행시 쉽게 벤딩되는 것을 방지하도록 동체를 폭 방향으로 가로지르면서 동체를 관통하도록 마련된다. 즉, 카나드(90)의 일부 영역은 동체의 전방 내부 공간 내에 배치될 수 밖에 없으며, 이에 따라 동체의 전방측 내부 공간은 카나드(90) 및 별도의 내부 구조물에 의해 협소할 수 밖에 없게 된다. 이러한 경우, 동체의 전방 측 내부 공간 내에 별도의 장치를 설치하는 것이 용이하지 않게 되는 단점이 발생한다.

본 발명의 목적은, 동체를 관통하지 않는 형태로 카나드를 설치함으로써 동체의 내부 공간을 확보하여 공간 활용성을 증대시킬 수 있는 카나드를 구비한 날개 동체 결합 비행체를 제공하는 것이다.

또한, 본 발명의 다른 목적은, 비행체의 비행 과정 중 외기가 동체 내부로 유입 가능하도록 하여 동체 내부에 설치된 비행 동력원을 냉각시키거나 동체 내부로 산소를 공급 가능하도록 하는 카나드를 구비한 날개 동체 결합 비행체를 제공하는 것이다.

본 발명의 해결과제는 이상에서 언급된 것들에 한정되지 않으며, 언급되지 아니한 다른 해결과제들은 아래의 기재로부터 당업자에게 명확하게 이해되어 질 수 있을 것이다.

상기 목적은, 주 날개와 동체가 일체로 이루어지며, 카나드를 구비한 날개 동체 결합 비행체로서, 상기 카나드는 상기 동체의 전방 영역의 상면으로부터 상측 방향으로 이격되게 마련되며, 상기 카나드와 상기 동체 사이에는 연결부가 마련된 카나드를 구비한 날개 동체 결합 비행체에 의해서 달성된다.

여기서, 상기 연결부는 상기 동체의 폭 방향으로 서로 이격되게 한 쌍으로 이루어지며, 상기 한 쌍의 연결부 사이에는 상기 동체 내부로 외기를 공급하기 위한 공기공급구조가 마련될 수 있다.

상기 한 쌍의 연결부 사이에 위치한 상기 동체의 상면에는, 상기 공기공급구조의 일부로서 외부와 상기 동체 내부 공간을 연통 가능하게 하는 외기 공급홀이 형성되며, 상기 동체 내부에 마련되는 비행 동력원의 냉각, 및 상기 비행체가 고각(HIGH ANGLE OF ATTACK)일 때 발생하는 흐름 박리를 제어 가능하도록, 외기가 상기 외기 공급홀을 통해 상기 동체 내부로 유입될 수 있다.

상기 동체 내부에는, 비행 동력원으로서 수소 연료 전지 시스템이 탑재될 수 있다.

상기 동체의 후방 영역에는, 상기 동체에 추력을 부여하기 위한 모터 및 프로펠러가 장착될 수 있다.

본 발명의 실시형태에 따른 카나드를 구비한 날개 동체 결합 비행체는 다음과 같은 효과를 갖는다.

첫째, 동체를 측 방향으로 관통하지 않으면서 동체의 상면으로부터 상측 방향으로 이격되게 카나드를 마련함으로써, 카나드 주변의 동체 내부 공간을 확보하여 공간 활용성을 증대시킬 수 있다.

둘째, 카나드 하측에 위치하는 동체의 상면에 외기 공급홀을 형성하여 비행체의 비행시 외기가 외기 공급홀을 통해 동체 내부 공간으로 유입 가능하도록 함으로써, 동체 내부에 설치된 수소 연료 전지 시스템을 효율적으로 냉각할 수 있을 뿐만 아니라 동체 내부로의 산소 공급을 용이하게 할 수 있다.

셋째, 비행체의 비행시 외기가 외기 공급홀을 통해 동체 내부공간으로 유입 가능함으로써, 비행체가 고각(HIGH ANGLE OF ATTACK)일 때 나타날 수 있는 흐름박리를 제어하여 고각에서도 안정된 양력 발생을 용이하게 할 수 있다.

본 발명의 효과는 이상에서 언급된 것들에 한정되지 않으며, 언급되지 아니한 다른 효과들은 아래의 기재로부터 당업자에게 명확하게 이해되어 질 수 있을 것이다.

도 1은 종래 기술에 따른 날개 동체 결합 비행체를 나타내는 평면도이다.
도 2는 도 1의 측면도이다.
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 카나드를 구비한 날개 동체 결합 비행체를 나타내는 사시도이다.
도 4는 도 3의 측면도이다.
도 5는 본 발명의 실시예에 따른 카나드를 구비한 날개 동체 결합 비행체의 비행중 주변 영역의 압력 분포를 나타내는 도면이다.

이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예를 더욱 상세히 설명하기로 한다. 그러나 본 발명은 이하에서 개시되는 실시예에 한정되는 것이 아니라 서로 다른 다양한 형태로 구현될 것이며, 단지 본 실시예들은 본 발명의 개시가 완전하도록 하며, 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공되는 것이다. 도면상에서 동일 부호는 동일한 요소를 지칭한다.

도 3은 본 발명의 실시예에 따른 카나드를 구비한 날개 동체 결합 비행체를 나타내는 사시도이고, 도 4는 도 3의 측면도이며, 도 5는 본 발명의 실시예에 따른 카나드를 구비한 날개 동체 결합 비행체의 비행중 주변 영역의 압력 분포를 나타내는 도면이다.

이들 도면에 도시된 바와 같이, 본 발명의 바람직한 일 실시 예에 따른 카나드를 구비한 날개 동체 결합 비행체(이하, '비행체'라 한다)는, 통상적인 날개 동체 결합 비행체(Blended Wing Body Aircraft, BWB aircraft)에 카나드(canard)를 구비한 것으로서, 비행체의 양항비(lift-to-drag ratio)를 상승시켜 비행체가 좀 더 안정적으로 비행 가능하도록 하는 것이다.

부연하자면, 본 실시예는, BWB 구조의 비행체의 장점인 높은 양항비를 더욱 상승시킬 뿐만 아니라 상대적으로 단점인 상하 동요(pitching) 운동량 손실을 최소화할 수 있으며, 특히 상승 기동시 내리 누름(down force) 현상이 발생하는 것을 방지하여 신속한 기동성을 확보할 수 있는 이점을 갖게 된다.

도 3 및 도 4에 도시한 바와 같이, 본 실시예에 따른 비행체는, 주 날개(100)와 동체(110)가 일체로 이루어지는 날개 동체 결합 비행체로서, 동체(110)의 전방 영역의 상면으로부터 상측 방향으로 이격되게 마련되는 카나드(120), 및 카나드(120)와 동체(110)를 연결하는 연결부(130)를 포함한다.

본 실시예는, 종래와 같이 카나드(120)가 동체(110)의 좌우 측면에 동체(110)를 관통하는 상태로 마련되지 않고, 동체(110)의 전방 상면으로부터 상측으로 이격되게 별도로 마련됨으로써, 즉 동체(110)를 관통하지 않으므로 작은 크기의 비행체에서도 동체(110)의 내부 공간을 증대시켜 공간 활용성을 향상시키는 이점을 갖게 된다. 구체적으로, 카나드(120)는 연결부(130)를 개재한 상태로 동체(110)의 상면에 연결되며, 연결부(130)는 동체(110)의 폭 방향으로 서로 이격되게 한 쌍으로 마련된다. 한편, 동체(110)는 세미모노코크(semi-monocoque) 구조로 설계되되 무게 경감을 위해 발사나무(balsa wood) 및 항공합판을 이용하여 제조 가능하다.

또한, 본 실시예에서, 동체(110) 내부에는 비행 동력원으로서 수소 연료 전지 시스템(140)이 탑재된다. 이러한 수소 연료 전지 시스템(140)은 일정 이상의 무게와 부피를 요구하는 것으로서, 동체(110) 내부에 일정 이상의 탑재 공간과 비행체의 충분한 양력이 있는 경우에만 실질적으로 적용 가능하게 된다. 본 실시예는, 전술한 바와 같이 동체(110)를 관통하지 않으면서 동체(110)의 상측에 카나드(120)를 배치하여 동체(110)의 내부 공간을 확보함과 더불어 카나드(120)를 이용한 양력 증가를 통해 수소 연료 전지 시스템(140)을 보다 용이하게 적용할 수 있는 여건이 조성 가능하다.

도 4에 도시한 바와 같이, 동체(110)의 후방 영역에는, 동체(110)에 추력을 부여하기 위한 모터(미도시) 및 프로펠러(150)가 장착된다. 즉, 본 실시예에 따른 비행체는 프로펠러(150)의 회전에 의한 pusher 타입으로 추력을 얻으며, 모터 및 프로펠러(150)가 비행체의 시위선(chord line) 선상에 위치하도록 함으로써 추력 손실을 최소화할 수 있다.

본 실시예에서는, 주 날개(100), 즉 주날개의 양단에 윙렛(160, winglet)이 구비된다. 이러한 윙렛(160)은 비행체의 비행중 주 날개(100) 부위에 발생하는 유도항력을 감소시키기 위한 것으로서, 상대적으로 비행체의 양력을 증가시켜 비행체의 안전 비행을 가능하게 한다. 또한, 본 실시예는, 주 날개(100) 전체 면적에 대한 카나드(120)의 면적 비율이 대략 0.4로 적용되며, 이러한 경우 비행체의 안정적 비행특성을 가져올 수 있게 된다.

도 3 내지 도 5에 도시한 바와 같이, 동체(110)와 카나드(120)를 연결하는 한 쌍의 연결부(130) 사이에는, 동체(110) 내부로 외기를 공급하기 위한 공기공급구조가 마련된다. 구체적으로, 한 쌍의 연결부(130) 사이에 위치한 동체(110)의 상면에는, 이러한 공기공급구조의 일부로서 외부와 동체(110) 내부 공간을 연통 가능하게 하는 외기 공급홀(111)이 형성된다.

한편, 본 실시예에 따른 비행체의 비행 중 동체(110) 상측에 위치하는 한 쌍의 연결부(130)의 사이 영역에는 주변 영역에 비해 상대적으로 고압이 형성된다. 부연하자면, 비행체의 비행중 한 쌍의 연결부(130)의 사이 영역은 일종의 포켓(pocket) 구조와 유사한 성격을 띄며, 주변 영역에 비해 기류의 유속이 저감하면서 압력이 증가하게 된다.

이에 대해 보다 구체적으로 설명하기로 하며, 도 5는 동체 표면 및 동체를 반으로 나눈 단면의 압력 컨투어(contour)를 나타낸 것이고, 색의 정보는 범례(legend)에 나타낸 바와 같다. 범례에서 0은 표준대기압인 101.325 kPa이며 색깔로 상대 압력을 나타낸다. 또한 단면에 표시된 검은색 선(line)은 유선(streamline)이다. 압력분포를 더 자세히 나타내기 위하여 40 KPa에서 iso-surface를 표시하였다. 보는 바와 같이 유선의 흐름은 카나드(120)와 동체(110) 사이에 방해없이 흘러가면서 압력은 카나드(120)와 동체(110) 사이에서 40 KPa로 높은 압력을 보이는 것을 확인할 수 있다. 따라서 카나드(120)의 하측 방향 동체(110)에 외기 공급홀(111)이 위치하면 압력차에 의해 이용하여 자연 흡기 구조를 구축할 수 있다.

즉, 비행체의 비행 중 한 쌍의 연결부(130) 사이를 통과하는 기류는 압력차에 의해 일차적으로 외기 공급홀(111) 측으로 유입된 후 동체(110) 내부로 유입 가능하다. 이때, 동체(110) 내부로 유입된 공기는 동체(110) 내부에 마련되는 비행 동력원, 즉 수소 연료 전지 시스템(140)을 냉각 가능하게 된다. 즉, 본 실시예는, 비행체의 비행 중 수소 연료 전지 시스템(140)을 자연스럽게 냉각하여 수소 연료 전지 시스템(140)의 과부하 발생을 방지하기 위한 냉각 효율을 상승시킬 수 있으며, 별도의 냉각을 위한 추가 냉각 구조가 필요하지 않으므로 동체(110) 내부의 공간 활용성을 더욱 증대시킬 수 있다. 이뿐만 아니라, 본 실시예는, 동체(110) 내부로 외기 유입을 가능하게 하여 산소 공급이 가능하게 함으로써, 일 예로 동체(110) 내부에 비행사 및 비행 보조원의 탑승시 필요한 여압 장치에 효율적인 산소 공급이 가능하도록 할 수 있다.

또한, 본 실시예는, 전술한 바와 같이 외기 공급홀(111)을 통해 동체(110) 내부 공간으로 외기가 유입 가능하므로, 비행체가 고각(HIGH ANGLE OF ATTACK)일 때 나타날 수 있는 흐름 박리를 제어하여 고각에서도 안정된 양력발생이 용이하도록 하는 이점을 갖게 된다.

정리하자면, 본 실시예는, 카나드(120)가 동체(110)의 상측에 연결부(130)를 개재한 상태로 마련됨으로써, 종래에 비해 동체(110)의 내부 공간을 증대시켜 공간 활용성을 향상시킬 수 있다. 또한, 비행 중 주변 영역과의 상대적인 압력차에 의해 외기가 외기 공급홀(111)을 통해 동체(110) 내부로 유입 가능하도록 함으로써, 비행 동력원으로서의 수소 연료 전지 시스템(140)을 자연스럽게 냉각하여 과부하에 의한 비정상 작동 및 파손 등을 방지할 수 있게 된다.

이러한 비행체는, 저속 활공 및 고속 비행이 가능한 군용 및 민간 무인기로 적용 가능하며, 동체(110)의 내부 공간이 일정 이상 크게 형성되는 경우 유인기로도 충분히 적용 가능하다.

본 발명을 첨부 도면과 전술된 바람직한 실시예를 참조하여 설명하였으나, 본 발명은 그에 한정되지 않으며, 후술되는 특허청구범위에 의해 한정된다. 따라서, 본 기술분야의 통상의 지식을 가진 자라면 후술되는 특허청구범위의 기술적 사상에서 벗어나지 않는 범위 내에서 본 발명을 다양하게 변형 및 수정할 수 있다.

100: 주 날개 110: 동체
111: 외기 공급홀 120: 카나드
130: 연결부 140: 수소 연료 전지 시스템
150: 프로펠러 160: 윙렛