KR102461526B1

KR102461526B1 - 멀티콥터

Info

Publication number: KR102461526B1
Application number: KR1020200055402A
Authority: KR
Inventors: 성명훈; 천우태; 남대곤; 정한균
Original assignee: (주)두산 모빌리티 이노베이션
Priority date: 2020-05-08
Filing date: 2020-05-08
Publication date: 2022-11-01
Also published as: WO2021225366A1; KR20210137342A

Abstract

본 발명은 멀티콥터에 관한 것으로, 본체부와, 일단부는 상기 본체부에 연결되고 타단부에는 프로펠러조립체가 연결되는 날개부와, 상기 날개부가 접어지도록 상기 날개부에 배치되는 접이부 및, 상기 본체부에 배치되고 지면에 안착되는 다리부를 포함하며, 본 발명에 따르면, 크기 축소, 분해/조립 및 운반/보관을 용이하게 할 수 있으며, 고중량 화물에 대한 페이로드값 향상, 장시간 비행 등이 가능하고, 전반적인 무게중심이 프로펠러의 하부에 위치하도록 하여 비행안정성을 높이는 효과가 있다.

Description

멀티콥터{MULTICOPTER}

본 발명은 멀티콥터에 관한 것으로, 접이식 프로펠러 구조 및 각 부품들의 간편 분해 구조를 구현하여 크기 축소, 분해/조립 및 운반/보관을 용이하게 할 수 있으며, 또한, 리듐-이온 배터리, 연료전지 파워팩 등과 같은 차세대 고효율 전력원과 연동하여 운용함으로써, 고중량 화물에 대한 페이로드값 향상, 장시간 비행 등이 가능한 멀티콥터에 관한 것이다.

또한, 프로펠러를 펼쳤을 때, 프로펠러의 위치는 전력원의 위치보다 상부에 위치하도록 구성하여 프로펠러 상부의 공기 유입 경로상 장애물을 제거하여 공기역학적 효율을 향상시키며, 순항시 전력원 주변 유동 범위에서 프로펠러를 벗어나게 하여 순항시에도 공기역학적 효율 및 제어 안정성을 향상시킬 수 있는 멀티콥터에 관한 것이다.

멀티콥터(multicopter)란 여러 개의 회전 날개를 이용하여 하늘을 나는 비행체를 의미한다. 최근에는 대체로 드론(drone)과 유사한 의미로 사용되고 있다.

여기서 드론(drone)은 사람이 탑승하지 않은 무인항공기를 총칭하는 용어이다. 대체로 무선전파에 의해 조종되는 드론은 처음에는 공군기, 고사포 또는 미사일의 요격 연습용으로 군사적으로 사용되었다.

점차 무선기술이 발달함에 따라 단순히 요격 연습용뿐만 아니라 군용 정찰기, 각종 무기를 장착하여 표적시설 파괴용으로 사용되기에 이르렀다.

공격용 드론을 보면 대체로 전투기와 유사한 형상을 하고 있다. 프로펠러 대신에 일반 전투기와 같이 몸체의 중간부위에 양측방향으로 배치되는 한 쌍의 대형 양력 날개와 드론의 방향을 제어하는 한 쌍의 꼬리 날개가 배치되는 형태를 가진다.

물론 공격용 드론 중에서 멀티콥터와 같이 복수개의 프로펠러가 방사방향으로 배치되며 자유로운 방향으로 기동하는 형태도 있다.

이러한 날개 형태 또는 멀티콥터 형태의 드론은 정찰 또는 폭탄투하 등과 같은 목적으로 사용되고 있다.

최근에는 드론의 활용도가 보다 확대되고 있다. 소형 드론을 개발하여 레저용으로 사용하고 있고, 드론 조종 경진 대회가 열릴 정도로 드론의 대중화는 점차 확대되는 추세이다. 그리고 배송업계에서도 드론을 이용하여 주문받은 상품을 수송하는 배송메카니즘을 계획 및 실행하고 있다.

이러한 추세에 발맞춰 세계 각국의 주요 기업들은 드론 관련 산업을 유망 신사업으로 보고 투자활동 및 기술개발에 매진하고 있다.

그런데, 멀티콥터 형태의 드론을 운용함에 있어서, 중요시 되는 것들이 몇가지 있다.

우선, 복수개의 프로펠러가 방사방향으로 배치되어 있다보니, 공간을 차지하는 영역이 크다는 점이다. 특히 고중량 화물을 운반하게 되는 멀티콥터는 크기 자체가 크므로, 양력으로 멀티콥터 및 고중량 화물을 띄우기 위해서는 프로펠러 자체도 커야 한다. 따라서 비운용시에는 보관 및 운반이 용이한 구조적 설계가 요구된다.

다음, 멀티콥터 자체 또는 고중량 화물을 운반하게 될 때, 고중량 화물의 페이로드(payload)값을 감당하고, 장시간 비행을 할 수 있는가 하는 점이다. 단순히 일반 전지와 같은 기존의 전력원으로는 전지 자체의 무게도 문제이지만, 고중량 화물의 페이로드값을 감당하지 못하여 이륙하지도 못하는 문제가 발생할 수 있으며, 설사 이륙하더라도 목적지까지 화물을 운반할 수 있는 장시간 비행이 가능하지 의문일 수 밖에 없다. 따라서 고중량 화물의 페이로드값을 충분히 감당하고 장시간 비행이 가능하도록 하는 전력원과의 안정적인 연결 구조가 요구된다.

그리고, 전력원을 멀티콥터에 연결했을 때, 안정적인 비행이 가능하도록 멀티콥터와 전력원 및 고중량화물이 형성하는 전체 무게중심이 어떤 위치에 있는냐도 관건이 된다. 만약 프로펠러보다 무게중심이 위에 위치한다면 불안정한 비행이 되어 사고의 위험성은 높아진다. 따라서 멀티콥터의 설계에 있어서, 전력원 및 고중량화물을 장착하였을 때도 무게중심이 프로펠러의 하부에 위치되도록 하여 비행 안정성을 도모하는 것도 요구된다.

본 발명은 상기와 같이 관련 기술분야의 과제를 해결하기 위하여 안출된 것으로, 본 발명의 목적은 접이식 프로펠러 구조 및 각 부품들의 간편 분해 구조를 구현하여 크기 축소, 분해/조립 및 운반/보관을 용이하게 할 수 있으며, 또한, 리듐-이온 배터리, 연료전지 파워팩 등과 같은 차세대 고효율 전력원과 연동하여 운용함으로써, 고중량 화물에 대한 페이로드값 향상, 장시간 비행 등이 가능한 멀티콥터를 제공하는 데 있다.

또한, 프로펠러를 펼쳤을 때, 프로펠러의 위치는 전력원의 위치보다 상부에 위치하도록 구성하여 프로펠러 상부의 공기 유입 경로상 장애물을 제거하여 공기역학적 효율을 향상시키며, 순항시 전력원 주변 유동 범위에서 프로펠러를 벗어나게 하여 순항시에도 공기역학적 효율 및 제어 안정성을 향상시킬 수 있는 멀티콥터를 제공하는 데 있다.

상기와 같은 목적들을 달성하기 위한 본 발명은 멀티콥터에 관한 것으로, 본체부; 일단부는 상기 본체부에 연결되고, 타단부에는 프로펠러조립체가 연결되는 날개부; 및 상기 날개부가 접어지도록, 상기 날개부상에 배치되는 접이부;를 포함하고, Z축을 기준으로, 상기 날개부의 배치위치는 상기 본체부의 배치위치보다 상부에 위치할 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 프로펠러조립체를 기준으로 하여 X축 방향으로 연장된 기준선(M1)은 전력원의 상단면을 기준으로 하여 X축 방향으로 연장된 기준선(M2)과 Z축상에서 동일선상에 위치하거나 또는 상부에 위치할 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 날개부는, 일단부는 상기 본체부에 연결되고, 타단부는 상기 접이부에 연결되는 제1 날개빔; 및 일단부는 상기 접이부에 연결되고, 외측단부에는 상기 프로펠러조립체가 배치되는 제2 날개빔;을 포함하되, 상기 접이부는 상기 제1,2 날개빔사이에 배치되며, 상기 제1 날개빔에 대해 상기 제2 날개빔을 접도록 구성될 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 Z축을 기준으로, 상기 제2 날개빔은 상기 제1 날개빔의 하측으로 접히도록 구성될 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 접이부를 기준으로 하여 X축 방향으로 연장된 선을 각도기준선(L)으로 하면, 상기 제2 날개빔은 상기 제1 날개빔에 대해 예각(α)을 이루며 상방향으로 배치될 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 제1 날개빔에 대해 상기 제2 날개빔이 이루는 예각(α)은 6 ~ 10°범위이고, 상기 제1,2 날개빔이 상기 예각(α)을 형성함에 따라, 상기 접이부를 기준으로 상기 제2 날개빔이 접힐 때, 상기 제1 날개빔의 하측으로 위치할 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 제1 날개빔은, 상기 본체부에 결합되는 일단부에는 상기 본체부에서 유입되는 공기가 유동할 수 있도록 제1-1 유동홀이 형성되고, 상기 제1 날개빔의 내부에는 제1-1 유동홀에서 유입되는 공기가 유동하는 제1 유동공간이 형성되며, 상기 접이부에 결합되는 타단부에는 상기 제1 유동공간에서 유입되는 공기가 상기 제2 날개빔으로 유동할 수 있도록 제1-2 유동홀이 형성될 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 제2 날개빔은, 상기 접이부에 결합되는 일단부에는 상기 제1-2 유동홀에서 유입되는 공기가 유동할 수 있도록 제2-1 유동홀이 형성되고, 상기 제2 날개빔의 내부에는 제2-1 유동홀에서 유입되는 공기가 유동하는 제2 유동공간이 형성되며, 상기 프로펠러조립체에 연결되는 외측단부에는 상기 제2 유동공간에서 유입되는 공기가 상기 프로펠러조립체로 유동할 수 있도록 제2-2 유동홀이 형성될 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 본체부는, 상기 본체부의 하부에 형성되고 외부 공기가 유입되는 공기유입부; 상기 공기유입부에서 유입되는 공기가 상기 제1 날개빔의 제1-1 유동홀로 유동할 수 있도록, 상기 본체부의 내부에 형성되는 본체의 유동공간; 상기 본체부의 가장자리에 배치되고 상기 제1 날개빔과 연결되는 연통프레임; 및 상기 연통프레임에 형성되고 상기 제1-1 유동홀과 연통되며 공기가 유동하는 연통홀;을 포함할 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 공기유입부는, 상기 본체부의 하부에 배치되고 공기가 유입되는 유입홀; 상기 유입홀에 배치되고, 상기 유입홀을 통해 상기 본체부의 내부로 유입되는 공기의 유동방향을 가이드하는 블라인드; 및 외부 유체가 상기 유입홀로 유입되지 않도록 상기 본체부의 하부에서 하방향으로 돌출되게 형성되는 굴곡부;를 포함할 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 접이부는 상기 제2 날개빔을 펼쳤을 때, 상기 제1 날개빔에 대해 상기 제2 날개빔의 펼쳐진 상태가 고정될 수 있도록, 상기 제1,2 날개빔사이에 배치되는 결속유닛;을 포함할 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 결속유닛은, 상기 제1 날개빔의 단부에 배치되고, 상기 제1-2 유동홀과 연통되는 개구부가 형성된 제1 결속블록; 상기 제2 날개빔의 단부에 배치되고, 상기 제2-1 유동홀과 연통되는 개구부가 형성된 제2 결속블록; 상기 제1,2 결속블록을 연결하는 제1 힌지; 및 상기 제2 결속블록에 배치된 제2 힌지로 연결되는 결속레버;를 포함하되, 상기 제1 결속블록에는 고정돌기가 형성되고, 상기 결속레버의 일측부에는 레버핸들이 형성되고, 타측부에는 상기 고정돌기에 결합되는 레버돌기가 형성될 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 결속유닛은, 상기 제1,2 결속블록이 결속될 때 상기 제1-2 유동홀과 상기 제2-1 유동홀을 따라 유동하는 공기가 상기 제1,2 결속블록의 사이로 누설되지 않도록, 상기 제2 결속블록의 개구부 둘레를 따라 배치되는 실링부재;를 더 포함할 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 제2 날개빔이 접힐 때, 상기 제1 날개빔의 하부로 위치하도록, 상기 제1,2 힌지가 형성하는 힌지축 기준선(S1)은 상기 제2 날개빔의 기준선(S2)에 대해 빗각(θ)으로 형성될 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 본체부에는 상기 제1 날개빔이 복수개가 연결되고, 상기 복수개의 제1 날개빔의 타단부 각각에는 양측 방향으로 분기되는 분기부가 형성되며, 상기 분기부에는 상기 결속유닛에 의해 상기 제2 날개빔이 한 쌍으로 연결될 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 본체부를 중심으로 하여 상기 제2 날개빔의 외측단부에 배치되는 프로펠러조립체는 원주방향을 따라 균일간격으로 복수개가 배치될 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 프로펠러조립체는, 상기 제2 날개빔의 외측단부에 연결되는 프로펠러바디; 상기 프로펠러바디의 내부 상측에 배치되는 모터; 상기 모터의 구동축에 연결되는 허브; 상기 허브에 연결되는 복수개의 프로펠러; 및 상기 프로펠러바디의 내부 하측에 모듈브라켓으로 지지되고, 상기 모터를 제어하는 모터제어모듈;를 포함할 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 프로펠러조립체는, 상기 모터의 구동축을 중심으로 하여 방사 방향으로 형성되는 복수개의 방사리브; 상기 복수개의 방사리브 각각의 양측면에 형성되고, 상기 프로펠러바디의 내부 방향으로 곡선지게 형성된 곡선그루브; 및 상기 방사리브의 양측면에 형성되는 곡선그루브의 중앙부에 형성되는 개구홀;을 포함하되, 상기 프로펠러가 양력 형성을 위해 회전하여 공기를 하방향으로 유동시키면, 공기가 상기 곡선그루브를 따라 유동하며 상기 개구홀로 유입되어 상기 모터 및 상기 모터제어모듈을 냉각할 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 개구홀을 통해 유입된 공기가 상기 모터 및 상기 모터제어모듈을 냉각한 후에 상기 프로펠러바디의 하부로 배출될 때, Z축 방향을 기준으로 경사져 배출되도록, Z축을 기준으로 상기 프로펠러바디의 하부는 소정각도(β)로 외측 방향으로 경사지게 형성될 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 본체부를 중심으로 상기 프로펠러바디는 원주방향을 따라 균일간격으로 복수개가 배치되고, 상기 프로펠러에 의해 하방향으로 분사되는 공기 및 상기 공기유입부를 통해 유입된 공기는 상기 프로펠러바디의 하부에서 소정각도(β)로 외측 방향으로 경사져 분사되며 멀티콥터의 이/착륙 안정성을 높이고, roll, pitch 축 회전을 억제하여 비행안정성을 높일 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 프로펠러가 구동되면, 상기 본체부의 내부에는 외부 대기압에 비해 상대적으로 저압 또는 음압 상태가 형성되며, 상기 공기유입부로 외부 공기가 유입되며, 상기 본체부의 내부를 공냉할 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 프로펠러가 구동되면, 상기 공기유입부를 통해 유입된 공기는 상기 본체의 유동공간을 지나 상기 제1,2 유동공간을 통하여 상기 프로펠러바디의 내부로 유동하고, 상기 프로펠러바디의 내부에서 상기 모터 및 상기 모터제어모듈을 냉각한 후에 상기 프로펠러바디의 하부로 배출될 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 프로펠러가 구동되면, 상기 프로펠러에 의해 공기가 하방향으로 분사되며 양력을 형성하고, 상기 프로펠러의 구동에 따라 상기 공기유입부를 통해 상기 프로펠러바디 방향으로 유동한 공기는, 상기 프로펠러바디의 하부로 분사되게 형성할 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 본체부에는 지면에 안착되는 다리부;가 배치되고, 상기 다리부는, 상기 본체부의 하부에 체결구로 탈착 가능하게 연결되는 레그빔; 및 상기 레그빔의 하단에 배치되고, 지면에 안착되는 안착블록;을 포함할 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 본체부의 하부에는 장비가 탈착되는 장비탈착부;가 배치되고, Z축을 기준으로, 상기 본체부의 무게와 상기 장비탈착부에 장착되는 장비의 무게 및 전력원의 무게가 형성하는 무게중심점을 포함하는 가상의 기준선(M5)은 상기 프로펠러조립체의 무게중심점을 포함하는 기준선(M1)보다 낮은 위치에 형성됨에 따라 비행안정성이 높아질 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 본체부의 상부에는, 상기 본체부와 외부 전력원을 기구적으로 연결하고, 상기 본체부의 내부에 배치되는 전자장비와 상기 외부 전력원을 전기적으로 연결하는 커넥터부재;가 배치될 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 제1 날개빔상에는 센서장착부가 배치될 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에서는 상기 본체부 및 상기 날개부는, 반 모노코크 구조(semi-monocoque structure)로 형성될 수 있다.

본 발명에 따르면, 복수개의 프로펠러를 접이식으로 구성하고, 각 부품들을 볼트체결방식으로 구성함으로써, 멀티콥터의 전체적인 크기를 50% 미만으로 축소할 수 있고, 분해/조립이 가능하여 운반 및 보관을 용이한 특징이 있다.

또한, 리듐-이온 배터리, 연료전지 파워팩 등과 같은 차세대 고효율 전력원과 연동하여 운용함으로써, 고중량 화물에 대한 페이로드값을 향상시킬 수 있으며, 장시간/장거리 비행 등이 가능하여 원하는 목적지까지 화물을 운반할 수 있는 특징이 있다.

또한, 프로펠러를 펼쳤을 때, 프로펠러의 위치는 전력원의 위치보다 상부에 위치하도록 구성함으로써, 멀티콥터의 전반적인 무게중심이 프로펠러의 하부에 위치하도록 하여 비행안정성을 높일 수 있다. 그리고 착륙시에는 프로펠러가 지면과 멀리 위치하게 되므로, 난류 등의 발생을 완화할 수 있어 착륙 자세 안정성을 높일 수 있다.

또한, 프로펠러가 작동하면, 멀티콥터의 내부는 외부 대기압에 비해 상대적으로 저압 또는 음압 상태가 형성되어 외부 공기가 유입되고, 멀티콥터의 내부에 배치된 각종 전자장비를 공냉할 수 있다. 그리고 유입된 외부 공기는 제1,2 날개빔을 통해 프로펠러까지 유동하고 모터 및 모터제어모듈을 공냉할 수 있다. 즉 프로펠러의 작동만으로도 각종 전자장비와 모터 및 모터제어모듈을 자연스럽게 공냉할 수 있는 특징이 있다.

또한, 프로펠러에 의해 하방향으로 유동하는 공기에 의해 양력이 우선적으로 발생하고, 더하여 멀티콥터의 내부를 냉각하고 프로펠러조립체 방향으로 유도된 공기가 하방향으로 분사되도록 구성함으로써, 작지만 추가적인 양력을 형성하여 멀티콥터의 전체적인 양력 향상에 기여하는 기술적 특징이 있다.

또한, 멀티콥터의 방사방향으로 복수개의 프로펠러를 배치하고, 프로펠러에서 분사되는 공기는 외측 경사 방향으로 분사되게 형성함으로써, anti-torque 방향에 맞도록 하였다. 즉 Anti-torque 방향의 추력은 원주 방향 8개의 프로펠러를 연결한 원의 선 방향으로 발생하고, 각 프로펠러의 반-토크(Anti-torque) 방향에 맞춰 기울여 장착함으로써, yaw 축 자세 제어를 위한 반-토크 + 추력 성분으로 추력 성분을 더하여 yaw 축 자세 제어에 도움을 주게 된다.

이에 따라 멀티콥터의 yaw (z)축 자세 제어가 용이해져 비행안정성을 높이는 특징이 있다. 그리고 하방향으로 분사되는 공기에 의해 멀티콥터의 본체 및 운송물이 간섭받는 것도 최소화할 수 있다.

또한, 본 발명인 멀티콥터는 기본적으로 방수방진 구조 및 재질로 되어 있어, 내부 전자장치 보호를 위한 방수방진등급(IP:Ingress Protection)를 만족할 수 있다.

또한, 본 발명인 멀티콥터의 구조는 단면계수를 극대화할 수 있도록 셀(sell) 구조를 갖는 반 모노코크 구조(semi-monocoque structure)로 되어 있어, 이는 응력외피 구조로서, 외피 자체가 하중의 일부를 지지함에 따라 외피와 뼈대가 함께 하중을 지지하는 구조로 이뤄져, 자체적인 구조 유지력이 뛰어나고 운송물 장착시도 하중이 외피와 뼈대로 분산되므로 멀티콥터의 동체 구조 유지력을 높일 수 있다.

궁극적으로 본 발명은 멀티콥터 형태의 드론의 상업적 운용효율을 높이는 특징이 있다.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 멀티콥터를 나타낸 사시도.
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 멀티콥터를 나타낸 평면도.
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 멀티콥터를 나타낸 측면도.
도 4는 본 발명의 실시예에 따른 멀티콥터를 나타낸 정면도.
도 5는 본 발명의 실시예에 따른 멀티콥터를 나타낸 하면도.
도 6은 본 발명의 실시예에 따른 본체부 상부에 대한 확대도.
도 7은 본 발명의 실시예에 따른 본체부 하부에 대한 확대도.
도 8은 본 발명의 실시예에 따른 프로펠러조립체에 대한 사시도.
도 9는 본 발명의 실시예에 따른 프로펠러조립체에 대한 평면도.
도 10은 본 발명의 실시예에 따른 프로펠러조립체에 대한 측면도.
도 11은 본 발명의 실시예에 따른 프로펠러조립체에 대한 하면도.
도 12는 본 발명의 실시예에 따른 접이부에 대한 평면도.
도 13은 본 발명의 실시예에 따른 접이부에 대한 하면도.
도 14는 본 발명의 실시예에 따른 본체부와 제1 날개빔상에서 공기순환경로에 대한 측단면도.
도 15는 본 발명의 실시예에 따른 제1 날개빔과 본체부간의 조립도.
도 16은 본 발명의 실시예에 따른 제2 날개빔과 프로펠러조립체상에서 공기순환경로에 대한 측단면도.
도 17은 본 발명의 실시예에 따른 멀티콥터에서 날개부가 접힌 상태를 나타낸 사시도.
도 18은 본 발명의 실시예에 따른 멀티콥터에서 날개부가 접힌 상태를 나타낸 평면도.
도 19는 본 발명의 실시예에 따른 멀티콥터에서 날개부가 접힌 상태를 나타낸 정면도.
도 20은 본 발명의 실시예에 따른 멀티콥터에서 날개부가 접힌 상태를 나타낸 측면도.
도 21은 본 발명의 실시예에 따른 멀티콥터에서 날개부가 접힌 상태를 나타낸 하면도.
도 22는 본 발명의 실시예에 따른 날개부가 접힌 상태에서 공기순환경로를 나타낸 확대도.

이하, 첨부된 도면을 참고하여 본 발명에 따른 멀티콥터의 바람직한 실시예들을 상세히 설명하도록 한다.

본 발명의 실시예에 따른 멀티콥터(100)는 본체부(200), 날개부(300), 접이부(310), 장비탈착부(500) 및 다리부(400)를 포함하여 구성될 수 있다.

기본적으로 본 발명인 멀티콥터(100)에서 상기 본체부(200) 및 상기 날개부(300)는 단면계수를 극대화할 수 있도록 셀(sell) 구조를 갖는 반 모노코크 구조(semi-monocoque structure)로 형성될 수 있다. 이는 응력외피 구조로서, 외피 자체가 하중의 일부를 지지함에 따라 외피와 뼈대가 함께 하중을 지지하는 구조로 이뤄져, 자체적인 구조 유지력이 뛰어나고 운송물 장착시도 하중이 외피와 뼈대로 분산되므로 멀티콥터의 동체 구조 유지력을 높일 수 있다.

도 1 내지 도 5을 참고하면, 상기 본체부(200)는 하우징 형태로 이뤄질 수 있으며, 상기 본체부(200)의 내부에는 일정 공간이 형성되고, 통신, 전력제어 등의 각종 전자장비가 배치될 수 있다.

상기 본체부(200)의 상부에는 커넥터부재(1000)가 배치될 수 있다. 상기 본체부(200)의 상부와 전력원을 기구적으로 연결할 뿐만 아니라, 상기 커넥터부재(1000)는 상기 본체부(200)의 내부에 배치되는 각종 전자장비와 상기 본체부(200)의 상부에 배치되는 전력원간에 전기적으로 연결할 수 있다.

도 6을 참고하면, 상기 커넥터부재(1000)는 제1 커넥터유닛(1100)과 제2 커넥터유닛(1200)을 포함할 수 있으며, 제1 커넥터유닛(1100)은 상기 본체부(200)의 내부에 배치되는 각종 전자장비와 전력원을 전기적으로 연결할 수 있으며, 제2 커넥터유닛(1200)은 상기 본체부(200)와 전력원을 기구적으로 연결할 수 있다.

그리고 상기 본체부(200)의 상부에는 본체커버(201)가 체결구(201a)에 의해 분리 및 조립 형태로 배치될 수 있다. 사용자는 상기 본체커버(201)를 개방하여 상기 본체부(200)의 내부에 배치되는 각종 전자장비를 보수하거나 교체할 수 있다.

도 7을 참고하면, 상기 본체부(200)의 하부에는 디스플레이(610)가 배치될 수 있다. 상기 디스플레이(610)는 점등 색상을 통해 멀티콥터(100)의 상태를 표시할 수 있다. 예를 들어, 멀티콥터(100)가 정상작동하는 경우에는 초록색을 표시할 수 있으며, 멀티콥터(100)가 흔들림이나 진동이 심한 경우에는 노란색을 표시할 수 있다. 또한 멀티콥터(100) 내부 전자장비에서 전압강하 현상, 센싱 오작동 등의 운용상 장애가 발생하였을 때는 붉은색을 표시할 수 있다. 이렇듯 상기 디스플레이(610)는 색상을 통해 사용자에게 멀티콥터(100)의 현재 상태를 육안으로 알려줄 수 있다. 상술한 상황과 색상은 예시일 뿐이며, 보다 다양한 상태 표시도 가능할 수 있다. 물론 멀티콥터(100)의 상태는 상기 디스플레이(610)뿐만 아니라 콘트롤러에도 표시될 수 있다.

다시 도 1 내지 도 5을 참고하면, 상기 날개부(300)는 상기 본체부(200)에 복수개가 연결되어 배치될 수 있다. 상기 날개부(300)의 일단부는 상기 본체부(200)에 연결되고, 상기 날개부(300)의 타단부는 프로펠러조립체(350)가 연결될 수 있다.

상기 접이부(310)는 상기 날개부(300)가 접어질 수 있도록, 상기 날개부(300)상에 형성될 수 있다.

여기서 도 3을 참고하면, Z축을 기준으로, 상기 날개부(300)의 배치위치는 상기 본체부(200)의 배치위치보다 상부에 위치할 수 있다. 이는 상기 본체부(200)의 상부에 리듐이온 배터리, 연료전지 파워팩 등의 전력장비를 배치하는 경우를 고려한 것이다. 즉 상기 본체부(200)의 상부에 전력장비가 배치될 때 전반적인 무게중심을 고려하여 상기 날개부(300)의 위치를 상대적으로 높게 위치하도록 한다.

또한, 상기 프로펠러조립체(350)를 기준으로 하여 X축 방향으로 연장된 기준선(M1)은 전력원의 상단면을 기준으로 하여 X축 방향으로 연장된 기준선(M2)과 Z축상에서 동일선상에 위치하거나 또는 상부에 위치할 수 있다.

즉, 양력을 발생하는 상기 프로펠러조립체(350)의 위치가 전력원의 상단면보다 상부에 위치하므로, 상기 프로펠러조립체(350)에 의한 비행시, 상기 본체부(200) 및 상기 전력원의 무게중심 위치가 상기 프로펠러조립체(350)의 무게중심 위치보다 상대적으로 낮은 높이에 형성되게 되어 비행 중에 비행안정성이 높아지게 된다.

상기 장비탈착부(500)는 촬영장비, 운송화물 등이 탈착될 수 있는 부분이며, 상기 본체부(200)의 하부에 배치될 수 있다. 도 3을 참고하면, Z축을 기준으로, 상기 본체부(200)의 무게와 상기 장비탈착부(500)의 무게 및 상기 장비탈착부(500)에 장착되는 장비의 무게가 형성하는 무게중심점을 포함하는 가상의 기준선(M4)은 상기 프로펠러조립체(350)의 무게중심점을 포함하는 기준선(M1)보다 낮은 위치에 형성될 수 있다.

여기서 Z축을 기준으로 상기 프로펠러조립체(350)를 포함한 상기 날개부(300)의 배치위치가 상기 본체부(200)의 배치위치보다 상부에 위치함에 따라 상기 장비탈착부(500)에 장비가 장착되는 경우 전반적인 무게중심은 상기 날개부(300)의 무게중심점보다 낮은 위치에 있으므로, 비행 안정성은 높아지게 된다.

특히 상기 본체부(200)의 상부에 전력원이 장착되고, 상기 본체부(200)의 하부에 상기 장비탈착부(500)를 통해 장비가 장착되는 경우에도 통합되는 무게중심점을 포함하는 가상의 기준선(M5)은 상기 프로펠러조립체(350)의 무게중심점을 포함하는 기준선(M1)보다 낮은 위치에 있으므로, 역시 비행안정성은 향상되게 된다.

도 3에 표기된 상기 가상의 기준선(M4,M5)은 전력원의 무게, 장비의 무게에 따라 Z축을 기준으로 다른 위치에 형성될 수 있으나, 역시 상기 프로펠러조립체(350)가 형성하는 무게중심점을 연결하는 기준선(M1)보다는 낮은 위치이므로 문제되지 않는다.

도 7을 참고하면, 이러한 상기 장비탈착부(500)는 고정판(510), 연결봉(520) 및 탈착프레임(590)을 포함할 수 있다. 상기 고정판(510)은 상기 본체부(200)의 하부에 볼트체결되어 결합될 수 있다. 상기 고정판(510)은 복수개가 배치될 수 있으며, 각각의 고정판(510)상에는 상기 연결봉(520)은 배치될 수 있다. 그리고 한 쌍의 연결봉(520)간에는 상기 탈착프레임(590)이 삽입되어 배치될 수 있다.

상기 장비탈착부(500)의 구성품들은 일 예시이며, 상기 장비탈착부(500)에 장착되는 장비의 형태에 따라 다른 구성품들로 대체될 수 있다.

그리고, 상기 다리부(400)는 상기 본체부(200)의 하부에 배치되고 지면에 안정적으로 안착되도록 제공될 수 있다.

도 3 및 도 14를 참고하면, 상기 다리부(400)는 레그빔(410) 및 안착블록(420)을 포함하여 구성될 수 있다. 상기 레그빔(410)은 상기 본체부(200)의 하부에 체결구(410a)로 탈착 가능하게 연결될 수 있다. 그리고 상기 안착블록(420)은 지면 안착시 완충효과를 위해 고무, 우레탄, 발포실리콘 등과 같은 패드재질로 구성될 수 있으며, 상기 레그빔(410)의 하단에 체결구(420a)로 고정될 수 있다.

사용자는 멀티콥터(100)를 운용하지 않고, 운반 또는 보관할 때는 체결구(410a)를 분리하고 상기 레그빔(410)을 탈거하여 멀티콥터(100)의 크기를 작게 할 수 있다. 다른 형태에서는 상기 레그빔(410)은 힌지수단을 통해 접이식으로 상기 본체부(200)에 결합될 수 있다.

한편, 도 12 내지 도 16을 참고하면, 상기 날개부(300)는 제1 날개빔(320) 및 제2 날개빔(330)을 포함할 수 있다.

상기 제1 날개빔(320)의 일단부는 상기 본체부(200)에 연결되고, 상기 제1 날개빔(320)의 타단부는 상기 접이부(310)에 연결될 수 있다. 그리고 상기 제2 날개빔(330)의 일단부는 상기 접이부(310)에 연결되고, 상기 제2 날개빔(330)의 타단부는 상기 프로펠러조립체(350)가 배치될 수 있다.

도 12을 참고하면, 상기 제1 날개빔(320)상에는 센서탈착부(622)가 형성될 수 있다. 각종 센서(620)는 센서탈착부(622)에 체결구(620a)에 의해 조립 또는 분리 형태로 결합될 수 있다.

상기 센서(620)는 GPS, 온도센서, 습도센서, 분진측정센서, 가스측정센서 등과 같이 다양한 센서들일 수 있다.

상기 센서탈착부(622)에는 멀티콥터(100)의 사용 목적에 따라 다양한 용도의 센서가 채택되어 장착될 수 있다.

예를 들어, 멀티콥터(100)가 화재현장에 투입되는 경우에는 상기 장비탈착부(500)에는 적외선장치 등이 장착되어 인명을 검색하고, 상기 센서탈착부(622)에는 온도센서가 결합되어, 멀티콥터(100)의 운용가능 온도라든지, 화재현장의 내부 온도 등을 측정할 수 있다.

또는 화물 운송의 경우에는 멀티콥터(100)의 실시간 위치 정보를 확인할 필요가 있으므로, 상기 센서탈착부(622)에 GPS를 결합하여 멀티콥터(100)의 현재 위치를 파악할 수 있다.

또는 멀티콥터(100)가 유해가스 누출 사고가 발생된 현장에 투입되는 경우에는 장비탈착부(500)에는 촬영장비 또는 적외선장치 등을 장착하여 인명을 탐색하고, 상기 센서탈착부(622)에는 가스측정센서를 결합하여 누출 사고현장의 유해가스의 종류 검출과 농도를 측정하여 사용자가 위험정도를 파악할 수 있게 할 수 있다.

다음으로, 상기 접이부(310)는 상기 제1,2 날개빔(320,330)사이에 배치되고, 상기 제1 날개빔(320)에 대해 상기 제2 날개빔(330)을 접도록 구성될 수 있다. 이때 상기 접이부(310)에 의해 상기 제2 날개빔(330)이 접힐 때, Z축을 기준으로, 상기 제2 날개빔(330)은 상기 제1 날개빔(320)의 하측으로 접히도록 구성될 수 있다.

도 17을 참고하면, 상기 제2 날개빔(330)이 상기 제1 날개빔(320)에 대해 접힌 상태의 멀티콥터(100)가 개시되어 있는데, 상기 제2 날개빔(330)이 상기 제1 날개빔(320)의 하측으로 접히게 되면, 멀티콥터(100)의 상기 날개부(300)가 접혔을 때의 크기는 보다 축소될 수 있다. 이는 보관 및 운반을 보다 용이하게 할 수 있다.

도 3을 참고하면, 상기 접이부(310)를 기준으로 하여 X축 방향으로 연장된 선을 각도기준선(L)으로 하면 상기 제2 날개빔(330)은 상기 제1 날개빔(320)에 대해 예각(α)을 이루며 상방향으로 배치될 수 있다.

여기서 상기 제1 날개빔(320)에 대해 상기 제2 날개빔(330)이 이루는 예각(α)은 6 ~ 10°범위일 수 있다. 바람직하게는 8° 일 수 있다. 상기 제1,2 날개빔(320,330)이 상술한 범위내에서 예각을 형성함에 따라, 상기 접이부(310)를 기준으로 상기 제2 날개빔(330)이 접힐 때, 상기 제1 날개빔(320)의 하측으로 위치할 수 있다.

즉 상기 제1 날개빔(320)에 대해 상기 제2 날개빔(330)이 약 6~10° 범위내의 예각을 형성하며 상방향으로 배치됨에 따라, 상기 접이부(310)를 통해 상기 제2 날개빔(330)을 펼쳤을 때는, 전력원의 상단 기준선(M2)보다 상기 프로펠러조립체(350)의 기준선(M1)이 상측에 위치하게 되어 멀티콥터(100)의 전반적인 무게중심보다 상측에 위치하게 됨으로써, 보다 안정적인 비행이 가능하게 된다.

또한 상기 접이부(310)를 통해 상기 제2 날개빔(330)이 접혔을 때는, 상기 제1 날개빔(320)의 하측으로 위치하며 상기 본체부(200)의 하측으로 상기 프로펠러조립체(350)가 위치하게 됨에 따라 비운용시 보관 및 운반이 용이하게 된다.

다음으로, 도 14을 참고하면, 상기 제1 날개빔(320)에서 상기 본체부(200)에 결합되는 일단부에는 상기 본체부(200)에서 유입되는 공기가 유동할 수 있도록 제1-1 유동홀(327)이 형성될 수 있다.

그리고 상기 제1 날개빔(320)의 내부에는 제1-1 유동홀(327)에서 유입되는 공기가 유동하는 제1 유동공간(329)이 형성될 수 있다.

또한 상기 접이부(310)에 결합되는 타단부에는 상기 제1 유동공간(329)에서 유입되는 공기가 상기 제2 날개빔(330)으로 유동할 수 있도록 제1-2 유동홀(328)이 형성될 수 있다.

도 15을 참고하면, 상기 제1 날개빔(320)은 체결홀(320b)과 체결홀(200b)을 체결구(320a)로 연결하여 조립될 수 있다. 만약 사용자가 멀티콥터(100)를 보관 또는 운반을 위해 상기 제1 날개빔(320)을 분해할 필요가 있는 때에는 체결구(320a)를 분리하면 간단하게 분해할 수 있다.

상기 제1 날개빔(320)은 상기 본체부(200)의 연통프레임(237)에 체결구(320a)에 의해 조립될 수 있으며, 이때 결합면(231)에는 연통홀(230)이 형성될 수 있다. 상기 연통홀(230)은 상기 제1-1 유동홀(327)과 연통될 수 있다.

다음, 도 16을 참고하면, 상기 제2 날개빔(330)에서 상기 접이부(310)에 결합되는 일단부에는 상기 제1-2 유동홀(328)에서 유입되는 공기가 유동할 수 있도록 제2-1 유동홀(337)이 형성될 수 있다.

그리고 상기 제2 날개빔(330)의 내부에는 제2-1 유동홀(337)에서 유입되는 공기가 유동하는 제2 유동공간(339)이 형성될 수 있다.

또한 상기 프로펠러조립체(350)에 연결되는 외측단부에는 상기 제2 유동공간(339)에서 유입되는 공기가 상기 프로펠러조립체(350)로 유동할 수 있도록 제2-2 유동홀(338)이 형성될 수 있다.

한편, 도 7, 도 14 및 도 15를 참고하면, 상기 본체부(200)에는 공기유입부(210), 본체의 유동공간(220), 연통프레임(237) 및 연통홀(230)을 포함할 수 있다.

우선 도 7을 참고하면, 상기 공기유입부(210)는 상기 본체부(200)의 하부에 형성되고 외부 공기가 유입되는 부분일 수 있다. 이러한 상기 공기유입부(210)는 유입홀(211), 블라인드(213) 및 굴곡부(215)를 포함할 수 있다.

상기 유입홀(211)은 상기 본체부(200)의 하부에 형성되고 외부 공기가 유입될 수 있다. 도면으로 도시하지는 않았으나, 상기 유입홀(211)에는 외부 이물질이 유입되지 않도록 공기필터가 배치될 수 있다.

상기 블라인드(213)는 상기 유입홀(211)에 배치되고, 상기 유입홀(211)을 통해 상기 본체부(200)의 내부로 유입되는 외부 공기의 유동방향을 가이드하는 기능을 수행할 수 있다.

상기 굴곡부(215)는 외부 유체가 상기 유입홀(211)로 유입되지 않도록, 상기 본체부(200)의 하부에서 하방향으로 돌출되게 형성될 수 있다. 도 7을 참고하면, 상기 굴곡부(215)가 상기 유입홀(211)의 외측 둘레를 따라 하방향으로 돌출되게 배치된 상태를 확인할 수 있다. 그리고 도 14을 참고하면, 상기 굴곡부(215)는 상기 본체부(200)의 내측 상방향으로도 돌출되어 있어서 외부 유체가 상기 본체부(200)의 내부로 유입되는 것을 방지할 수 있다.

다음 도 14을 참고하면, 상기 본체의 유동공간(220)은 상기 공기유입부(210)에서 유입되는 공기가 상기 제1 날개빔(320)의 제1-1 유동홀(327)로 유동할 수 있도록, 상기 본체부(200)의 내부에 형성될 수 있다.

여기서 도면으로 도시하지는 않았으나, 상기 본체의 유동공간(220)에는 멀티콥터(100)를 운전할 수 있는 각종 전자장비가 배치될 수 있으며, 상기 공기유입부(210)를 통해 유입된 외부 공기는 각종 전자장비를 냉각한 후에 상기 제1-1 유동홀(327)로 유동할 수 있다.

도 15을 참고하면, 상기 연통프레임은 상기 본체부(200)의 가장자리에 배치되고 상기 제1 날개빔(320)과 연결되는 부분일 수 있다. 본 발명의 실시예에서는 상기 연통프레임은 4개가 배치되나, 이에 한정될 것은 아니다.

상기 연통홀(230)은 상기 연통프레임의 결합면(231)에 형성되고 상기 제1-1 유동홀(327)과 연통될 수 있다. 상기 공기유입부(210)를 통해 상기 본체의 유동공간(220)으로 유입된 외부 공기는, 상기 본체의 유동공간(220)에서 전자장비를 공냉한 후에 상기 연통홀(230)을 통해 상기 제1-1 유동홀(327)로 유동하게 된다.

다음으로, 도 12, 도 13 및 도 22을 참고하면, 상기 접이부(310)는 상기 제2 날개빔(330)을 펼쳤을 때, 상기 제1 날개빔(320)에 대해 상기 제2 날개빔(330)의 펼쳐진 상태가 고정될 수 있도록, 상기 제1,2 날개빔(320,330)사이에 배치되는 결속유닛(340)을 포함할 수 있다.

이러한 상기 결속유닛(340)은 제1 결속블록(343), 제2 결속블록(344), 제1 힌지(341) 및 결속레버(345)를 포함할 수 있다.

상기 제1 결속블록(343)은 상기 제1 날개빔(320)의 단부에 배치되고, 상기 제1-2 유동홀(328)과 연통되는 개구부가 형성될 수 있다. 그리고 상기 제2 결속블록(344)은 상기 제2 날개빔(330)의 단부에 배치되고, 상기 제2-1 유동홀(337)과 연통되는 개구부가 형성될 수 있다.

상기 제2 결속블록(344)의 개구부 둘레에는 실링부재(347)가 배치될 수 있다. 상기 제2 결속블록(344)이 접히면서 상기 제1 결속블록(343)에 접할 때, 실링부재(347)가 상기 제1,2 결속블록(343,344)을 단단히 밀착되도록 하여 제1-2 유동홀(328)과 제2-1 유동홀(337)을 연통하며 흐르는 공기가 누설되지 않도록 할 수 있다. 본 발명의 실시예에서 상기 실링부재(347)는 발포실리콘일 수 있으나, 이에 한정될 것은 아니다.

상기 제1 힌지(341)는 상기 제1,2 결속블록(343,344)을 연결하도록 제공될 수 있다. 상기 제1 힌지(341)를 기준으로 하여 상기 제1,2 결속블록(343,344)은 접혔다가 펼쳐질 수 있다.

상기 결속레버(345)는 상기 제2 결속블록(344)에 배치된 제2 힌지(342)로 연결될 수 있다. 상기 결속레버(345)는 상기 제2 힌지(342)를 기준으로 하여 일정범위를 회동할 수 있다.

여기서 상기 제1 결속블록(343)에는 돌출된 고정돌기(346)가 형성될 수 있다. 그리고 상기 결속레버(345)의 일측부에는 레버핸들(345a)이 형성되고, 상기 결속레버(345)의 타측부에는 상기 고정돌기(346)에 결속되는 레버돌기(345b)가 형성될 수 있다.

사용자가 상기 레버핸들(345a)을 잡고 밀면, 상기 레버돌기(345b)와 상기 고정돌기(346)가 분리되면서 상기 제1,2 날개빔(320,330)간의 고정이 풀리고, 상기 제2 날개빔(330)을 접을 수 있다.

반대로 사용자가 상기 레버핸들(345a)을 잡고 당기면, 상기 레버돌기(345b)가 상기 고정돌기(346)에 결속되면서 상기 제1,2 날개빔(320,330)이 고정되고 상기 제2 날개빔(330)은 펼쳐진 상태를 유지할 수 있다.

여기서, 도 14을 참고하면, 상기 제2 날개빔(330)이 접힐 때, 상기 제1 날개빔(320)의 하부로 위치하도록, 상기 제1,2 힌지(341,342)가 형성하는 힌지축 기준선(S1)은 상기 제2 날개빔(330)의 기준선(S2)에 대해 빗각(θ)으로 형성될 수 있다.

한편, 도 8 내지 도 11 및 도 16을 참고하면, 상기 프로펠러조립체(350)는 프로펠러바디(353), 모터(358), 허브(352), 프로펠러(351), 모터제어모듈(356), 방사리브(354), 곡선그루브(355) 및 개구홀(359)을 포함할 수 있다.

상기 프로펠러바디(353)는 상기 제2 날개빔(330)의 외측단부에 연결될 수 있으며, 전반적으로 원통 형상으로 구성될 수 있다.

상기 모터(358)는 상기 프로펠러바디(353)의 내부 상측에 배치될 수 있다.

상기 모터(358)의 구동축(358a)은 상방향으로 배치되어 있으며, 상기 허브(352)는 상기 모터(358)의 구동축(358a)에 연결될 수 있다. 여기서 상기 허브(352)는 길이방향으로 신장된 트랙 형상일 수 있다.

상기 프로펠러(351)는 상기 허브(352)의 양측에 각각 체결구(352a)에 의해 한 쌍이 결합될 수 있다. 도 18을 참고하면, 상기 허브(352)를 기준으로 하여 상기 한 쌍의 프로펠러(351)는 접힐 수 있다. 이 경우 멀티콥터의 보관 및 운송이 용이할 수 있다.

그리고 상기 모터제어모듈(356)은 상기 프로펠러바디(353)의 내부 하측에 모듈브라켓(357)으로 지지되고, 상기 모터(358)를 제어할 수 있다. 즉 상기 모터(358)의 동작, 정지, 회전속도, 회전방향 등을 제어할 수 있다.

여기서 상기 방사리브(354)는 상기 모터(358)의 구동축(358a)을 중심으로 하여 방사방향으로 복수개가 형성될 수 있다. 상기 방사리브(354)는 상방향으로 돌출된 형상으로 형성될 수 있다.

그리고 상기 곡선그루브(355)는 상기 복수개의 방사리브(354) 각각의 양측면에 형성될 수 있으며, 상기 프로펠러바디(353)의 내부 방향으로 곡선지게 형성될 수 있다.

상기 개구홀(359)은 상기 방사리브(354)의 양측면에 형성되는 곡선그루브(355)의 중앙부에 형성될 수 있다.

상기 구조에 의해 상기 프로펠러(351)가 양력 형성을 위해 회전하여 하방향으로 공기를 유동시키면, 공기가 상기 곡선그루브(355)를 따라 유동하며 상기 개구홀(359)로 유입되어 상기 모터(358) 및 상기 모터제어모듈(356)을 냉각하게 된다.

이때, 상기 개구홀(359)을 통해 유입된 공기가 상기 모터(358) 및 상기 모터제어모듈(356)을 냉각한 후에 상기 프로펠러바디(353)의 하부로 배출될 때, Z축 방향을 기준으로 경사져 배출되도록, 도 3을 참고하면, Z축을 기준으로 상기 프로펠러바디(353)의 하단부는 외측 방향으로 소정각도(β)로 경사지게 형성될 수 있다.

또한, 상기 프로펠러(351)는 상기 본체부(200)를 중심으로 하여 원주방향으로 복수개가 배치되어 있다. 구체적으로 본 발명의 실시예에서는 8개의 프로펠러(351)가 원주방향을 따라 비교적 균일한 간격으로 배치되어 있다.

비행 중에 멀티콥터(100)가 안정적으로 특정 공중 위치에서 고정 위치를 유지하기 위해서는, 8개의 프로펠러(351)에서 하방향으로 배출되는 공기(Q)가 각각 상기 프로펠러(351)보디의 하부에서 배치될 때 소정각도(β)로 외측 경사방향으로 배출되는 것이 유리하다.

즉 도 3에서와 같이, 8개의 프로펠러(351)가 상기 본체부(200)를 중심으로 원주방향으로 균일하게 배치되어 있고, 8개의 프로펠러(351)의 회전에 의해 하방향으로 유동하는 공기(Q)가 8개의 프로펠러바디(353)의 하부 외측 방향으로 경사지게 분사되므로, 공중에서 상기 본체부(200)의 위치는 특정 지점에 고정될 수 있게 된다.

다음, 도 12을 참고하면, 본 발명의 실시예에서는 상기 본체부(200)에는 상기 제1 날개빔(320)이 복수개가 연결될 수 있다. 자세하게는 상기 제1 날개빔(320)이 상기 본체부(200)의 4개의 가장자리에 각각 분리 및 조립이 가능하게 체결구(320a)로 4개가 연결될 수 있다.

그리고 상기 복수개의 제1 날개빔(320)의 타단부 각각에는 양측 방향으로 분기되는 분기부(323)가 형성될 수 있다. 이에 따라 본 발명의 실시예에서는 총 4개의 분기부(323)가 형성될 수 있다.

상기 복수개의 분기부(323)에는 각각 상기 결속유닛(340)이 한 쌍으로 배치되고, 상기 한 쌍의 결속유닛(340)에 상기 제2 날개빔(330)이 한 쌍으로 연결될 수 있다. 따라서 본 발명의 실시예에서 8개의 상기 제2 날개빔(330)이 비교적 균일한 간격으로 배치될 수 있다.

이에 따라 상기 본체부(200)를 중심으로 히여 상기 제2 날개빔(330)의 외측단부에 배치되는 프로펠러조립체(350)는 원주방향을 따라 비교적 균일간격으로 배치되는 것이며, 본 발명의 실시예에서는 8개 배치될 수 있다.

이하에서는 상술한 구조에 따른 멀티콥터(100)내에서의 공기 흐름을 살펴보도록 한다.

도 14 및 도 16을 참고하면, 우선 상기 모터(358)의 구동에 의해 상기 프로펠러(351)가 작동하면, 상기 프로펠러바디(353)의 내부에 있는 공기(Q)는 하방향으로 배출되게 된다.

상기 프로펠러바디(353)와 상기 제2 유동공간(339)은 서로 연통되어 있으며, 상기 제2 유동공간(339)과 상기 제1 유동공간(329)은 서로 연통되어 있고, 상기 제1 유동공간(329)과 상기 본체의 유동공간(220)은 상기 연통홀(230)에 의해 연통되어 있다.

이에 따라 상기 프로펠러(351)가 구동되면, 상기 본체부(200)의 내부에는 외부 대기압에 비해 상대적으로 저압 또는 음압 상태가 형성된다. 상기 프로펠러(351)가 작동함에 따라 상기 프로펠러바디(353)의 내부에 있던 공기가 하방향으로 배출되면서 공기를 빨아들이게 된다.

따라서 상기 본체부(200)의 내부에 있던 공기(Q)는 상기 본체의 유동공간(220)에서 상기 연통홀(230)을 통해 상기 제1,2 유동공간(329,339)을 따라 이동한 후에 상기 프로펠러바디(353)의 하부로 배출된다.

이때 빠져나간 공기만큼 외부 공기(Q)가 다시 상기 본체부(200)의 내부로 유입되어야 하므로, 상기 공기유입부(210)로 외부 공기가 유입된다. 상기 본체부(200)의 내부가 외부 대기압보다 상대적 저압 또는 음압 상태이기 때문에 외부 공기는 기압차로 인해 자연스럽게 상기 공기유입부(210)를 통해 유입되게 된다.

상기 공기유입부(210)를 통해 유입된 공기(Q)는 상기 본체부(200)의 내부에 배치되는 각종 전자장비를 공냉하고 상기 제1,2 유동공간(329,339)을 지나 상기 프로펠러바디(353)의 내부로 유입된다.

그리고 상기 모터(358)를 냉각하고, 상기 프로펠러(351)의 회전에 따라 공기는 상기 프로펠러바디(353)의 하방향으로 배출되면서 상기 모터제어모듈(356)을 공냉하게 된다. 이때 도 3에서와 같이 소정각도(β)로 형성된 경사방향으로 공기(Q)가 배출되게 된다.

추가적으로 상기 방사리브(354)의 중앙부에는 개구홀(359)이 형성되어 있으므로, 상기 프로펠러(351)의 회전에 따라 하방향으로 유동하는 공기(Q)는 개구홀(359)을 통해 상기 프로펠러바디(353)의 내부로 유입되고 상기 모터(358) 및 모터제어모듈(356)을 공냉하게 된다.

이러한 공기 유동 구조는 양력 상승에 기여하게 된다. 구체적으로 상기 프로펠러(351)에 의해 하방향으로 유동하는 공기에 의해 우선 양력이 형성되며, 그리고 상대적 저압 또는 음압으로 상기 공기유입부(210)를 통해 유입되어 프로펠러바디(353)의 하부로 분사되는 공기에 의해 추가적인 양력이 형성되게 된다.

즉 프로펠러(351)에 의해 형성되는 양력을 더욱 증강시키게 되고, 이는 비행안정성 및 전력효율을 높이는 효과를 도출할 수 있다.

그리고, 상기 본체부(200)를 중심으로 상기 프로펠러바디(353)는 원주방향을 따라 균일간격으로 복수개가 배치되어 있으므로, 상기 프로펠러(351)에 의해 하방향으로 분사되는 공기 및 상기 공기유입부를 통해 유입된 공기는, 상기 프로펠러바디(353)의 하부에서 소정각도(β)로 외측 방향으로 경사져 분사되게 됨에 따라 멀티콥터의 이/착륙 안정성을 높이고, roll, pitch 축 회전을 억제하여 비행안정성을 높일 수 있다.

즉 본 발명의 실시예에서는 본체부(200)를 중심으로 8개 방향으로 공기가 하방향에서 외측 경사지게 분사되므로, 멀티콥터의 이/착륙 안정성을 높이고, roll, pitch 축 회전을 억제하여 비행안정성을 높일 수 있다.

종합하자면, 본 발명의 실시예에 따른 멀티콥터(100)는 복수개의 프로펠러(351)를 접이식으로 구성하고, 각 부품들을 볼트체결방식으로 구성함으로써, 멀티콥터(100)의 전체적인 크기를 축소할 수 있고, 분해/조립이 가능하여 운반 및 보관을 용이한 특징이 있다.

또한, 프로펠러(351)를 펼쳤을 때, 프로펠러(351)의 위치는 전력원의 위치보다 상부에 위치하도록 구성함으로써, 멀티콥터(100)의 전반적인 무게중심이 프로펠러(351)의 하부에 위치하도록 하여 비행안정성을 높인 특징이 있다.

또한, 프로펠러(351)가 작동하면, 멀티콥터의 내부는 외부 대기압에 비해 상대적으로 저압 또는 음압 상태가 형성되어 외부 공기가 유입되고, 멀티콥터의 내부에 배치된 각종 전자장비를 공냉할 수 있다. 그리고 유입된 외부 공기는 제1,2 날개빔을 통해 프로펠러(351)까지 유동하고 모터(358) 및 모터제어모듈(356)을 공냉할 수 있다. 즉 프로펠러(351)의 작동만으로도 각종 전자장비와 모터(358) 및 모터제어모듈(356)을 자연스럽게 공냉할 수 있는 특징이 있다.

궁극적으로 본 발명은 멀티콥터(100) 형태의 드론의 상업적 운용효율을 높일 수 있다.

이상의 사항은 멀티콥터의 특정한 실시예를 나타낸 것에 불과하다.

따라서 이하의 청구범위에 기재된 본 발명의 취지를 벗어나지 않는 한도내에서 본 발명이 다양한 형태로 치환, 변형될 수 있음을 당해 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자는 용이하게 파악할 수 있다는 점을 밝혀 두고자 한다.

100:멀티콥터
200:본체부 201:본체커버
201a:체결구 210:공기유입부
211:유입홀 213:블라인드
215:굴곡부 220:본체의 유동공간
230:연통홀 237:연통프레임
300:날개부 310:접이부
320:제1 날개빔 320a:체결구
323:분기부 327:제1-1 유동홀
328:제1-2 유동홀 329:제1 유동공간
330:제2 날개빔 337:제2-1 유동홀
338:제2-2 유동홀 339:제2 유동공간
340:결속유닛 341:제1 힌지
342:제2 힌지 343:제1 결속블록
344:제2 결속블록 345:결속레버
345a:레버핸들 345b:레버돌기
346:고정돌기 347:실링부재
350:프로펠러조립체 351:프로펠러
352:허브 352a:체결구
353:프로펠러바디 354:방사리브
355:곡선그루브 356:모터제어모듈
357:모듈브라켓 358:모터
358a:구동축 359:개구홀
400:다리부 410:레그빔
410a:체결구 420:안착블록
420a:체결구
500:장비탈착부 520:연결봉
510:고정판 590:탈착프레임
610:디스플레이 620:센서
620a:체결구 622:센서장착부
1000:커넥터부 1100:제1 커넥터유닛
1200:제2 커넥터유닛

Claims

본체부;
일단부는 상기 본체부에 연결되고, 타단부에는 프로펠러조립체가 연결되는 날개부; 및
상기 날개부가 접어지도록, 상기 날개부상에 배치되는 접이부;를 포함하고,
상기 본체부에는 공기유입부가 형성되고, 상기 본체부의 내부 및 상기 날개부의 내부는 서로 연통되어 공기가 유동하는 유동공간이 형성되며,
상기 프로펠러조립체가 작동하면, 상기 본체부의 내부는 외부 대기압에 비해 상대적으로 저압 상태로 형성되어 상기 공기유입부로 공기가 유입되되,
상기 본체부는,
상기 공기유입부에서 유입되는 공기가 상기 날개부의 유동공간으로 유동할 수 있도록, 상기 본체부의 내부에 형성되는 본체의 유동공간;
상기 본체부의 가장자리에 배치되고 상기 날개부와 연결되는 연통프레임; 및
상기 연통프레임에 형성되고 상기 날개부의 유동공간과 연통되며 공기가 유동하는 연통홀;을 포함하고,
상기 본체부의 상단에는 전력원이 배치되고, 상기 프로펠러조립체의 기준선(M1)은 상기 전력원의 기준선(M2)에 대해 Z축상에서 동일선상에 위치하거나 또는 상부에 위치하며,
상기 본체부의 하단에는 장비탈착부가 배치되고, 상기 장비탈착부의 기준선(M4)는 상기 프로펠러조립체의 기준선(M1)에 대해 Z축상에서 하부에 위치하며,
상기 본체부의 무게와 상기 장비탈착부에 장착되는 장비의 무게 및 상기 전력원의 무게가 형성하는 무게중심점을 포함하는 가상의 기준선(M5)은 상기 프로펠러조립체의 기준선(M1)과 상기 장비탈착부의 기준선(M4) 사이에 위치하며,
상기 날개부 및 상기 프로펠러조립체는 상기 본체부의 둘레를 따라 복수개가 배치되고, 상기 프로펠러조립체에서 하방향으로 배출되는 공기(Q)는 Z축에 대해 소정각도(β)로 분사되는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
삭제
제1항에 있어서,
상기 날개부는,
일단부는 상기 본체부에 연결되고, 타단부는 상기 접이부에 연결되는 제1 날개빔; 및
일단부는 상기 접이부에 연결되고, 외측단부에는 상기 프로펠러조립체가 배치되는 제2 날개빔;을 포함하되,
상기 접이부는 상기 제1,2 날개빔사이에 배치되며, 상기 제1 날개빔에 대해 상기 제2 날개빔을 접도록 구성되는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
제3항에 있어서,
Z축을 기준으로, 상기 제2 날개빔은 상기 제1 날개빔의 하측으로 접히는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
제4항에 있어서,
상기 접이부를 기준으로 하여 X축 방향으로 연장된 선을 각도기준선(L)으로 하면, 상기 제2 날개빔은 상기 제1 날개빔에 대해 예각(α)을 이루며 상방향으로 배치되는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
제5항에 있어서,
상기 제1 날개빔에 대해 상기 제2 날개빔이 이루는 예각(α)은 6 ~ 10°범위이고, 상기 제1,2 날개빔이 상기 예각(α)을 형성함에 따라, 상기 접이부를 기준으로 상기 제2 날개빔이 접힐 때, 상기 제1 날개빔의 하측으로 위치하는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
제3항에 있어서,
상기 제1 날개빔은,
상기 본체부에 결합되는 일단부에는 상기 본체부에서 유입되는 공기가 유동할 수 있도록 제1-1 유동홀이 형성되고,
상기 제1 날개빔의 내부에는 제1-1 유동홀에서 유입되는 공기가 유동하는 제1 유동공간이 형성되며,
상기 접이부에 결합되는 타단부에는 상기 제1 유동공간에서 유입되는 공기가 상기 제2 날개빔으로 유동할 수 있도록 제1-2 유동홀이 형성되는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
제7항에 있어서,
상기 제2 날개빔은,
상기 접이부에 결합되는 일단부에는 상기 제1-2 유동홀에서 유입되는 공기가 유동할 수 있도록 제2-1 유동홀이 형성되고,
상기 제2 날개빔의 내부에는 제2-1 유동홀에서 유입되는 공기가 유동하는 제2 유동공간이 형성되며,
상기 프로펠러조립체에 연결되는 외측단부에는 상기 제2 유동공간에서 유입되는 공기가 상기 프로펠러조립체로 유동할 수 있도록 제2-2 유동홀이 형성되는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
삭제
제8항에 있어서,
상기 공기유입부는,
상기 본체부의 하부에 배치되고 공기가 유입되는 유입홀;
상기 유입홀에 배치되고, 상기 유입홀을 통해 상기 본체부의 내부로 유입되는 공기의 유동방향을 가이드하는 블라인드; 및
외부 유체가 상기 유입홀로 유입되지 않도록 상기 본체부의 하부에서 하방향으로 돌출되게 형성되는 굴곡부;
를 포함하는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
제8항에 있어서,
상기 접이부는 상기 제2 날개빔을 펼쳤을 때, 상기 제1 날개빔에 대해 상기 제2 날개빔의 펼쳐진 상태가 고정될 수 있도록, 상기 제1,2 날개빔사이에 배치되는 결속유닛;을 포함하는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
제11항에 있어서,
상기 결속유닛은,
상기 제1 날개빔의 단부에 배치되고, 상기 제1-2 유동홀과 연통되는 개구부가 형성된 제1 결속블록;
상기 제2 날개빔의 단부에 배치되고, 상기 제2-1 유동홀과 연통되는 개구부가 형성된 제2 결속블록;
상기 제1,2 결속블록을 연결하는 제1 힌지; 및
상기 제2 결속블록에 배치된 제2 힌지로 연결되는 결속레버;를 포함하되,
상기 제1 결속블록에는 고정돌기가 형성되고,
상기 결속레버의 일측부에는 레버핸들이 형성되고, 타측부에는 상기 고정돌기에 결합되는 레버돌기가 형성되는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
제12항에 있어서,
상기 결속유닛은,
상기 제1,2 결속블록이 결속될 때 상기 제1-2 유동홀과 상기 제2-1 유동홀을 따라 유동하는 공기가 상기 제1,2 결속블록의 사이로 누설되지 않도록, 상기 제2 결속블록의 개구부 둘레를 따라 배치되는 실링부재;를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
제12항에 있어서,
상기 제2 날개빔이 접힐 때, 상기 제1 날개빔의 하부로 위치하도록, 상기 제1,2 힌지가 형성하는 힌지축 기준선(S1)은 상기 제2 날개빔의 기준선(S2)에 대해 빗각(θ)으로 형성되는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
제12항에 있어서,
상기 본체부에는 상기 제1 날개빔이 복수개가 연결되고,
상기 복수개의 제1 날개빔의 타단부 각각에는 양측 방향으로 분기되는 분기부가 형성되며,
상기 분기부에는 상기 결속유닛에 의해 상기 제2 날개빔이 한 쌍으로 연결되는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
제15항에 있어서,
상기 본체부를 중심으로 하여 상기 제2 날개빔의 외측단부에 배치되는 프로펠러조립체는 원주방향을 따라 균일간격으로 복수개가 배치되는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
제16항에 있어서,
상기 프로펠러조립체는,
상기 제2 날개빔의 외측단부에 연결되는 프로펠러바디;
상기 프로펠러바디의 내부 상측에 배치되는 모터;
상기 모터의 구동축에 연결되는 허브;
상기 허브에 연결되는 복수개의 프로펠러; 및
상기 프로펠러바디의 내부 하측에 모듈브라켓으로 지지되고, 상기 모터를 제어하는 모터제어모듈;
를 포함하는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
제17항에 있어서,
상기 프로펠러조립체는,
상기 모터의 구동축을 중심으로 하여 방사 방향으로 형성되는 복수개의 방사리브;
상기 복수개의 방사리브 각각의 양측면에 형성되고, 상기 프로펠러바디의 내부 방향으로 곡선지게 형성된 곡선그루브; 및
상기 방사리브의 양측면에 형성되는 곡선그루브의 중앙부에 형성되는 개구홀;을 포함하되,
상기 프로펠러가 양력 형성을 위해 회전하여 공기를 하방향으로 유동시키면, 공기가 상기 곡선그루브를 따라 유동하며 상기 개구홀로 유입되어 상기 모터 및 상기 모터제어모듈을 냉각하는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
제18항에 있어서,
상기 개구홀을 통해 유입된 공기가 상기 모터 및 상기 모터제어모듈을 냉각한 후에 상기 프로펠러바디의 하부로 배출될 때, Z축 방향을 기준으로 경사져 배출되도록,
Z축을 기준으로 상기 프로펠러바디의 하부는 소정각도(β)로 외측 방향으로 경사지게 형성된 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
제19항에 있어서,
상기 본체부를 중심으로 상기 프로펠러바디는 원주방향을 따라 균일간격으로 복수개가 배치되고,
상기 프로펠러에 의해 하방향으로 분사되는 공기 및 상기 공기유입부를 통해 유입된 공기는 상기 프로펠러바디의 하부에서 소정각도(β)로 외측 방향으로 경사져 분사되며, 멀티콥터의 이/착륙 안정성을 높이고, roll, pitch 축 회전을 억제하여 비행안정성을 높이는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
제18항에 있어서,
상기 프로펠러가 구동되면, 상기 본체부의 내부에는 외부 대기압에 비해 상대적으로 저압 또는 음압 상태가 형성되며, 상기 공기유입부로 외부 공기가 유입되며, 상기 본체부의 내부를 공냉하는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
제21항에 있어서,
상기 프로펠러가 구동되면,
상기 공기유입부를 통해 유입된 공기는 상기 본체의 유동공간을 지나 상기 제1,2 유동공간을 통하여 상기 프로펠러바디의 내부로 유동하고, 상기 프로펠러바디의 내부에서 상기 모터 및 상기 모터제어모듈을 냉각한 후에 상기 프로펠러바디의 하부로 배출되는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
제22항에 있어서,
상기 프로펠러가 구동되면, 상기 프로펠러에 의해 공기가 하방향으로 분사되며 양력을 형성하고,
상기 프로펠러의 구동에 따라 상기 공기유입부를 통해 상기 프로펠러바디 방향으로 유동한 공기는, 상기 프로펠러바디의 하부로 분사되며 추가적인 양력을 형성하는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
제1항에 있어서,
상기 본체부에는 지면에 안착되는 다리부;가 배치되고,
상기 다리부는,
상기 본체부의 하부에 체결구로 탈착 가능하게 연결되는 레그빔; 및
상기 레그빔의 하단에 배치되고, 지면에 안착되는 안착블록;을 포함하는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
제1항에 있어서,
상기 본체부의 하부에는 장비가 탈착되는 장비탈착부;가 배치되고,
Z축을 기준으로, 상기 본체부의 무게와 상기 장비탈착부에 장착되는 장비의 무게 및 전력원의 무게가 형성하는 무게중심점을 포함하는 가상의 기준선(M5)은 상기 프로펠러조립체의 무게중심점을 포함하는 기준선(M1)보다 낮은 위치에 형성됨에 따라 비행안정성이 높아지는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
제1항에 있어서,
상기 본체부의 상부에는, 상기 본체부와 외부 전력원을 기구적으로 연결하고, 상기 본체부의 내부에 배치되는 전자장비와 상기 외부 전력원을 전기적으로 연결하는 커넥터부재;가 배치되는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
제3항에 있어서,
상기 제1 날개빔상에는 센서장착부가 배치되는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
제1항에 있어서,
상기 본체부 및 상기 날개부는, 반 모노코크 구조(semi-monocoque structure)로 형성되는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.