KR100929260B1 - 쿼드로콥터 발사장치 및 이를 이용한 쿼드로콥터 발사방법 - Google Patents

쿼드로콥터 발사장치 및 이를 이용한 쿼드로콥터 발사방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 쿼드로콥터의 발사장치 및 발사방법에 관한 것으로, 보다 구체적으로 쿼드로콥터가 이륙하기 위해 필요한 추력을 얻기까기 전력을 외부의 전력공급부로부터 공급받고, 쿼드로콥터가 이륙하기에 적합한 추력과 주위환경을 가질 경우에만 쿼드로콥터를 이륙시키는 쿼드로콥터 발사장치 및 이를 이용한 쿼드로콥터 발사방법에 관한 것이다.
이를 위해 본 발명은 밧데리가 장착되고 상기 밧데리의 충전단자가 외부로 노출되게 마련된 쿼드로콥터의 본체를 안착시키는 이륙단이 있는 하우징과 상기 하우징에 설치되어 상기 쿼드로콥터의 본체가 상기 이륙단에 안착될 때 상기 충전단자와 접촉되는 전력단자 및 상기 전력단자와 전기적으로 연결되어 전력을 공급하는 전력공급부를 포함한다.
이러한, 본 발명은 이륙시 쿼드로콥터의 밧데리가 전력을 소비하는 것을 방지하고 비행시간을 연장할 수 있고 더욱 안정된 이륙을 이룰 수 있는 효과가 있다.

Description

쿼드로콥터 발사장치 및 이를 이용한 쿼드로콥터 발사방법{DEVICE AND METHOD FOR LAUNCHING QUADROCOPTER}
본 발명은 쿼드로콥터의 발사장치 및 발사방법에 관한 것으로, 보다 구체적으로 쿼드로콥터가 이륙하기 위해 필요한 추력을 얻기까기 전력을 외부의 전력공급부로부터 공급받고, 쿼드로콥터가 이륙하기에 적합한 추력과 주위환경을 가질 경우에만 쿼드로콥터를 이륙시키는 쿼드로콥터 발사장치 및 이를 이용한 쿼드로콥터 발사방법에 관한 것이다.
쿼드로콥터(Quadrocopter)란 네 개의 로터가 달린 헬리콥터라는 의미로 Quad rotor type helicopter 의 합성어이다. 따라서, 네 개의 로터를 사용함에 따라 동작원리가 기존의 헬리콥터에 비해 간단하고 제어가 용이하며 그 구조가 간단하다.
이러한 쿼드로콥터의 구조를 도 1을 참고하여 간략히 살펴보면, 중앙부에 임무장비 등이 탑재된 본체(110)를 갖고 이와 수평으로 직교되게 연결된 네 막대(130)의 말단에 네 개의 로터(120)가 각각 장착된다. 로터(120)는 전동모 터(122)와 그 구동축에 연결된 블레이드(121)로 이루어지며, 블레이드(121)의 회전을 통해 추력을 발생시킨다.
이때, 전동모터(122)는 상기 본체(110)에 장착된 밧데리(140) 또는 외부의 전원장치(미도시)로부터 전력을 공급받아 구동되는데, 외부의 전원장치(미도시)로부터 전력을 공급받기 위해서는 외부의 전원장치(미도시)와 쿼드로콥터(100)가 전선으로 연결되어야 하고 그에 따라 전선 길이만큼의 한정된 범위 내에서 비행이 가능하게 된다.
이와 달리 밧데리(140)가 장착된 경우에는 비행범위의 제한없이 자유롭게 비행이 가능하나 밧데리(140)의 용량에 따라 비행시간이 결정된다.
보통의 비행체는 비행에 있어 이륙과 착륙시에 많은 에너지를 소모하는데 쿼드로콥터(100) 또한 이륙 직전까지 다량의 전력을 소비하여 로터(120)를 구동시키게 된다. 따라서 쿼드로콥터(100)가 이륙하기까지 밧데리(140)에서는 많은 양의 전력이 손실되고 그만큼 쿼드로콥터(100)의 비행시간이 단축되는 단점이 있다.
게다가 쿼드로콥터(100)는 소형의 비행체로서 중량이 작고 외부 환경에 민감하기 때문에 잘못된 자세로 주위환경의 고려 없이 이륙을 시도하다가는 자칫 자세제어를 이루지 못해 지면으로 충돌, 파손되는 큰 문제점이 있다.
본 발명은 상기와 같은 문제를 해결하기 위해 안출된 것으로, 이륙 전까지는 별도의 전원으로 쿼드로콥터의 로터를 구동시켜 쿼드로콥터 밧데리의 전력 소비를 방지하는 쿼드로콥터 발사장치 및 이를 이용한 쿼드로콥터 발사방법을 제시하는데 그 목적이 있다.
또한, 쿼드로콥터의 고정 또는 이탈을 단속하여 쿼드로콥터가 이륙하기에 적합한 추력을 얻었을 때만 이륙되는 쿼드로콥터 발사장치 및 이를 이용한 쿼드로콥터 발사방법을 제시하는데 또 다른 목적이 있다.
또한, 쿼드로콥터의 자세 및 주위환경을 파악하여 쿼드로콥터가 이륙하기에 적절한 자세와 주위환경의 조건을 갖는 경우에만 이륙을 허용하는 쿼드로콥터 발사장치 및 이를 이용한 쿼드로콥터 발사방법을 제시하는데 또 다른 목적이 있다.
본 발명은 밧데리가 장착되고 상기 밧데리의 충전단자가 외부로 노출되게 마련된 쿼드로콥터의 본체를 안착시키는 이륙단이 있는 하우징과 상기 하우징에 설치되어 상기 쿼드로콥터의 본체가 상기 이륙단에 안착될 때 상기 충전단자와 접촉되는 전력단자 및 상기 전력단자와 전기적으로 연결되어 전력을 공급하는 전력공급부를 포함한다.
또한, 상기 이륙단에 상기 쿼드로콥터의 본체를 고정시켜 강제 계류시키거나 이탈시켜 이륙을 허용하는 탈착유닛을 더 포함한다.
또한, 상기 쿼드로콥터의 본체가 자성체이고, 상기 탈착유닛은 전원이 온(ON)일 경우 상기 쿼드로콥터의 본체를 상기 이륙단에 고정되게 강제 구속하고, 전원이 오프(OFF)일 경우 상기 쿼드로콥터의 본체를 상기 이륙단으로부터 이탈되게 풀어주는 전자석이다.
또한, 상기 탈착유닛의 작동을 제어하는 제어부로서, 상기 로터의 작동으로 상기 쿼드로콥터에 발생하는 추력을 감지하는 추력감지센서와 상기 추력감지센서를 통해 감지된 상기 추력이 기 입력된 쿼드로콥터의 하중에 대항하여 상기 쿼드로콥터를 이륙시킬 수 있는 추력인지 판단하는 추력판단부 및 상기 추력판단부가 상기 추력이 이륙 가능한 추력이라고 판단하면 상기 이륙단으로부터 상기 쿼드로콥터의 본체를 이탈시키는 작동신호를 상기 탈착유닛에 전송하는 이격지시처리부를 더 포함한다.
또한, 상기 제어부는 상기 작동신호를 단속하는 단속부로서, 상기 쿼드로콥터 발사장치에 안착된 상기 쿼드로콥터의 주위환경을 감지하는 주위환경감지부와 상기 주위환경감지부를 통해 감지된 주위환경이 상기 쿼드로콥터를 이륙시키기에 적합한 주위환경인지 판단하는 이륙환경판단부 및 상기 이륙환경판단부가 상기 감지된 주위환경이 이륙에 적합한 주위환경이라고 판단할 때만 상기 작동신호가 상기 탈착유닛으로 전달되는 것을 허용하는 작동신호허용부를 더 포함한다.
또한, 상기 주위환경감지부는 풍향계, 풍속계 또는 상기 이륙단의 경사도를 측정하는 수평계 중 하나 이상을 포함한다.
한편, 이와 같은 쿼드로콥터 발사장치를 이용한 쿼드로콥터 발사방법은 쿼드로콥터를 쿼드로콥터 발사장치에 고정시킨 후 상기 쿼드로콥터 발사장치를 통해 상기 쿼드로콥터의 밧데리에 외부로부터 전력을 공급하는 단계(a)와 상기 쿼드로콥터의 로터를 작동하여 추력을 발생시키고 상기 추력을 감지하는 단계(b) 및 상기 추력이 상기 쿼드로콥터를 이륙시키기에 적합하다고 판단될 때 상기 쿼드로콥터를 상기 쿼드로콥터 발사장치로부터 이탈시키는 단계(c)를 포함한다.
또한, 상기 (c) 단계는 상기 추력이 상기 쿼드로콥터를 이륙시키기에 접합하다고 판단될 때 상기 쿼드로콥터가 상기 쿼드로콥터 발사장치로부터 이탈되지 않게 단속한 후 상기 쿼드로콥터의 주위환경을 감지하는 단계를 더 포함하여, 상기 주위환경이 상기 쿼드로콥터를 이륙시키기에 적합하다고 판단될 때 상기 쿼드로콥터를 상기 쿼드로콥터 발사장치로부터 이탈시킨다.
또한, 상기 주위환경은 상기 쿼드로콥터 발사장치에 안착된 상기 쿼드로콥터 주위의 풍향, 풍속 또는 쿼드로콥터의 경사도 중 하나 이상이다.
본 발명에 따른 쿼드로콥터 발사장치 및 이를 이용한 쿼드로콥터 발사방법은 이륙 직전까지 별도의 전원으로 로터를 작동시켜 쿼드로콥터를 이륙시키는 것으로, 쿼드로콥터의 밧데리가 이륙시 전력을 소비하는 것을 방지하고 비행시간을 연장할 수 있는 효과가 있다.
또한, 쿼드로콥터가 이륙하기에 적합한 추력을 얻었을 때만 쿼드로콥터가 발 사 장치로부터 이탈되는 것으로, 충분한 추력을 바탕으로 안정된 이륙을 이룰 수 있는 효과가 있다.
또한, 쿼드로콥터의 수평과 주위환경의 풍향, 풍속 등의 조건이 이륙하기에 적합할 경우에만 쿼드로콥터의 이탈을 허용하여 더욱 안정된 이륙을 이룰 수 있는 효과가 있다.
이하, 도면을 참고하여 본 발명에 따른 쿼드로콥터 발사장치에 관하여 상세히 살펴본다.
도 2는 본 발명에 따른 쿼드로콥터 발사장치와 이에 대응하는 쿼드로콥터를 나타낸 사시도이고, 도 3은 본 발명에 따른 쿼드로콥터 발사장치의 제어부를 나타낸 블럭도이다.
본 발명에 따른 쿼드로콥터 발사장치(200)의 구조는 앞서 설명한 쿼드로콥터(100; 도 1 참조)의 본체(110; 도 1 참조)가 안착되는 하우징(201)과, 하우징(201)에 쿼드로콥터(100)가 고정되면 쿼드로콥터(100)의 본체(110)에 장착된 밧데리(140)에 전력을 공급하는 전력공급부(210)와, 하우징(201)에서 쿼드로콥터(100)가 고정되거나 이탈되게 작동하는 탈착유닛(220) 및 탈착유닛(220)의 작동을 제어하는 제어부(300)를 포함한다.
하우징(201)의 상단에는 쿼드로콥터(100)의 본체(110) 하단과 대응면을 갖도록 이륙단(203)이 마련된다.
이러한, 이륙단(203)의 상면에는 전력공급부(210)와 전기적으로 연결된 전력단자(205)가 쿼드로콥터(100)의 본체(110)에 장착된 밧데리(140)의 충전단자(미도시)와 대응되게 설치된다. 이때, 밧데리(140)의 충전단자(미도시)는 쿼드로콥터(100)의 본체(110) 외부로 노출되게 마련되어 있다.
따라서 이륙단(203)에 쿼드로콥터(100)의 본체(110) 하단이 밀착되어 고정되면 밧데리(140)의 충전단자(미도시)와 전력단자(205)가 접촉되고 전력공급부(210)로부터 전력이 공급되어 밧데리(140)에 전력이 충진된다.
이러한 전력공급부(210)는 외부의 전원이 사용되거나 쿼드로콥터(100)의 밧데리와 동일한 전압의 축전지가 사용될 수 있다. 이때, 전력공급부(210)를 외부 전원으로 구성할 경우에는 전압이 쿼드로콥터(100)의 밧데리(140)의 전압과 일치하도록 변환되어야 한다.
또한, 하우징(201)에는 이륙단(203)에 쿼드로콥터(100)가 고정되었을 때 쿼드로콥터(100)의 본체(110) 측방으로 연장된 네 막대(130)와 대응되는 센서바(207)가 하우징(201)의 네 측방으로 연장된다. 이러한 센서바(207)에는 후술하는 추력감지센서(310)가 장착된다.
또한, 하우징(201)의 하단에는 힌지 연결된 복수의 막대가 지지대(209)를 이룬다. 이러한 지지대(209)는 다양한 지형에서 안정된 자세를 취할 수 있는 삼각대의 형태를 갖는 것이 바람직하다.
탈착유닛(220)은 후술하는 제어부(300)와 연결되며 하우징(201)에 설치된다. 이러한 탈착유닛(220)은 이륙단(203)에 안착된 쿼드로콥터(100)를 고정시키거나 경 우에 따라 쿼드로콥터(100)가 이륙단(203)으로부터 이탈되게 작동된다.
탈착유닛(220)의 일 예로서 전자석 원리를 이용한 구성을 살펴보면, 쿼드로콥터(100)의 본체(110) 하단이 자성체라고 가정할때, 상기 탈착유닛(220)은 이륙단(203)의 상면에 마련된 전자석과 상기 전자석에 전원을 온/오프하는 전원부로 이루어진다.
이때 상기 전원부는 전력공급부(210)가 활용될 수 있고, 전력공급부(210)의 전원공급을 온/오프하는 스위치 등을 포함할 수 있다.
제어부(300)는 추력감지센서(310)와 연동되는 추력판단부(320) 및 이탈지시처리부(330)를 포함한다.
추력감지센서(310)는 각각의 로터(120)가 작동되어 하방으로 발생시키는 추력을 감지한다.
이때, 추력감지센서(310)는 로터(120)가 하방으로 품어내는 바람의 압력을 측정하는 압력 측정센서이거나 센서바(207)의 길이방향으로 길게 장착되어 센서바(207)의 휨정도를 측정하는 변형률 측정센서가 사용될 수 있고, 상기 변형률 측정센서가 장착될 때는 센서바(207)가 플라스틱 등 변형 가능한 유연한 재질이어야 한다.
추력판단부(320)는 추력감지센서(310)로부터 측정된 추력을 토대로 각각의 로터(120)로부터 발생하는 추력의 합이 기(旣) 입력된 쿼드로콥터(100)의 하중에 대항하여 쿼드로콥터(100)를 충분히 이륙시킬 수 있는지와 각각의 로터(120)에서 발생하는 추력이 동일하고 안정되었는지를 판단한다.
판단 결과, 쿼드로콥터(100)를 이륙시키기에 필요한 충분한 추력이 발생되고 각각의 로터(120)로부터 동일하고 안정된 추력이 발생되고 있다고 판단될 경우 추력판단부(320)는 이륙적합추력정보를 생성한다.
이탈지시처리부(330)는 추력판단부(320)로부터 상기 이륙적합추력정보를 수신하면 그에 따른 작동신호를 생성한다. 상기 작동신호는 이륙단(203)에 고정되어 있는 쿼드로콥터(100)가 이륙단(203)으로부터 이탈되게 탈착유닛(220)을 작동시킨다.
반면에 추력판단부(320)로부터 이륙적합추력정보를 받지 못해 이탈지시처리부(330)가 상기 작동신호를 생성하지 않으면 탈착유닛(220)은 쿼드로콥터(100)를 이륙단(203)에 고정시킨 상태를 유지하여 쿼드로콥터(100)를 쿼드로콥터 발사장치(200)에 계류시킨다.
이와 같은 본 발명에 따른 쿼드로콥터 발사장치(200)는 쿼드로콥터(100)가 이륙단(203)에 고정되어 있는 동안 전력공급부(210)를 통해 쿼드로콥터(100)의 본체(110)에 장착된 밧데리(140)에 전력을 공급하고, 그에 따라 쿼드로콥터(100)가 이륙단(203)에서 이탈되기 직전까지 밧데리(140)의 전력 소비를 방지하게 되어 비행시간을 연장할 수 있는 효과가 있다.
또한, 추력감지센서(310)로 각각의 로터(120)에서 발생하는 추력을 감지하여 쿼드로콥터(100)에 충분한 추력이 발생되고 각각 로터(120)의 추력이 동일하면서 안정된 때만 이륙단(203)으로부터 쿼드로콥터(100)를 이탈시켜 쿼드로콥터(100)의 안정된 이륙을 이룰 수 있는 효과가 있다.
한편, 쿼드로콥터의 주위환경을 파악하여 더욱 안정된 이륙을 이루기 위해 본 발명에 따른 쿼드로콥터 발사장치 제어부의 또 다른 실시예는 단속부를 더 포함한다.
도 4는 본 발명에 따른 쿼드로콥터 발사장치의 단속부(340)를 나타낸 블럭도이다.
단속부(340)는 주위환경감지부(341)와 이륙환경판단부(343) 및 작동신호허용부(345)로 이루어진다.
주위환경감지부(341)는 쿼드로콥터(100)가 쿼드로콥터 발사장치(200)로부터 이륙할 때 방해를 받지 않도록 하우징(201)의 외부로 돌출된 풍향/풍속계(미도시) 및 수평계(미도시)로 이루어진다. 나아가 수평계(미도시)는 이륙단(203)의 경사도를 측정할 수 있도록 이륙단(203)과 일체로 설치되는 것이 바람직하다.
이러한 주위환경감지부(341)는 쿼드로콥터 발사장치(200)에 안착된 쿼드로콥터(100) 주위의 주위환경에 대한 주위환경정보를 생성하게 되는데 상기 주위환경정보에는 풍향, 풍속을 측정한 대기환경과 이륙단(203)의 기울어짐 정도를 측정한 이륙단(203)의 경사각이 포함된다.
이때, 전자식 풍향/풍속계와 디지털 수평계를 사용하여 상기 주위환경정보를 디지털 값으로 생성하는 것이 바람직하다.
이륙환경판단부(343)는 기 입력된 쿼드로콥터(100)의 제원(크기, 면적 등)을 감안하여 주위환경감지부(341)로부터 수신된 상기 주위환경정보를 판단하여 해당 대기환경이 쿼드로콥터(100)의 이륙에 적합한 환경인지, 해당 이륙단(203)의 경사 각을 통해 이륙단(203)에 고정된 쿼드로콥터(100)의 자세가 이륙시 안정된 자세제어를 이룰 수 있는 소정의 경사도를 갖는지를 판단한다.
상기 소정의 경사도는 수평을 기준으로 쿼드로콥터(100)의 제원에 따라 당업자가 자명하게 그 범위를 설정할 수 있다.
판단 결과, 상기 주위환경정보에 포함된 쿼드로콥터(100) 주위의 대기환경과 이륙단(203)의 경사각이 쿼드로콥터(100)의 이륙에 적합하다고 판단될 경우 이륙환경판단부(343)는 이륙적합환경정보를 생성한다.
작동신호허용부(345)는 이탈지시처리부(330)에서 생성된 상기 작동신호가 탈착유닛(220)에 전달되는 것을 차단하고 경우에 따라 전달을 허용한다.
즉, 작동신호허용부(345)는 이륙환경판단부(343)로부터 상기 이륙적합환경정보를 수신하면 상기 작동신호가 이탈지시처리부(330)로부터 탈착유닛(220)으로 전달되는 것을 허용한다. 이와 달리, 상기 이륙적합환경정보를 수신하지 못하면 작동신호허용부(345)는 이탈지시처리부(330)로부터 생성된 상기 작동신호가 탈착유닛(220)에 전달되지 않도록 차단시킨다.
이와 같이 제어부(300)에 더 포함된 단속부(340)를 통해 쿼드로콥터(100)가 이륙에 적합한 주위환경을 갖추어졌을 때만 쿼드로콥터 발사장치(200)로부터 이탈이 허용되어 더욱 안정된 이륙을 이룰 수 있는 효과가 있다.
이하, 본 발명에 따른 쿼드로콥터 발사장치를 이용한 쿼드로콥터 발사방법의 일 실시예에 관하여 살펴본다.
도 5는 본 발명에 따른 쿼드로콥터 발사방법을 나타낸 순서도로서, 앞서 도 2 내지 도 4를 함께 참조한다.
우선, 쿼드로콥터(100)를 이륙단(203)에 고정시킨다(S510).
쿼드로콥터(100) 밧데리(140)의 충전단자와 이륙단(203)의 전력단자(205)가 서로 접촉되도록 쿼드로콥터(100)와 이륙단(203)을 밀착시키고 탈착유닛(220)을 작동시켜 쿼드로콥터(100)를 이륙단(203)에 고정시킨다.
이때, 각각의 로터(120) 하방으로 추력감지센서(310)가 위치되도록 쿼드로콥터(100)의 본체(110)에서 네 측방향으로 연장된 네 개의 막대(130)와 쿼드로콥터 발사장치(200)의 하우징(201)에서 네 측방향으로 연장된 네 개의 센서바(207)가 각각 대응되게 고정시킨다.
그런 다음, 전력단자(205)에 연결된 전력공급부(210)로부터 쿼드로콥터(100)의 본체(110)에 장착된 밧데리(140)에 전력을 공급한다(S520).
이와 같은 전력의 공급은 쿼드로콥터(100)가 이륙단(203)으로부터 이탈되기 전까지 이루어진다.
그런 다음, 쿼드로콥터(100)의 로터(120)를 작동시켜 추력을 발생시킨다(S530).
그런 다음, 각각의 로터(120)에서 발생되는 추력을 감지한다(S540).
그런 다음, 상기 추력이 쿼드로콥터(100)의 이륙에 적합한 추력인지 판단한다(S550).
상기 이륙에 적합한 추력인지는 각각의 로터(120)로부터 발생하는 추력의 합이 기 입력된 쿼드로콥터(100)의 하중에 대항하여 쿼드로콥터(100)를 이륙시킬 수 있는 충분한 추력값을 갖는지를 판단한다. 이때, 각각의 로터(120)에서 발생하는 각각의 추력이 동일하고 안정되었는지도 판단한다.
판단 결과, 각각 로터(120)에서 발생되는 추력의 합이 쿼드로콥터(100)의 하중에 대항할 수 없거나 각각의 로터(120)에서 발생하는 각각의 추력이 동일하지 않고 안정되지 않은 경우에는 S540 단계로 되돌아가 상기 이륙에 적합한 추력으로 판단될 때까지 S540 및 S550 단계를 반복수행하고, 상기 이륙에 적합한 추력으로 판단되는 경우에는 다음 S560 단계로 진행한다.
다음 단계는 탈착유닛(220)에 이륙단(203)으로부터 쿼드로콥터(100)를 이탈시키라는 작동신호를 생성하여 탈착유닛(220)에 전달한다(S560).
그런 다음, 탈착유닛(220)은 상기 작동신호에 따라 이륙단(203)에 고정되어 계류 중이던 쿼드로콥터(100)가 이탈되게 작동되고 쿼드로콥터(100)는 이륙하게 된다(S570).
이에 대하여 주위환경을 고려하여 더욱 안정된 이륙을 이루기 위해 본 발명에 따른 쿼드로콥터 발사벙법의 또 다른 일실시예는 주위환경 판단단계를 더 포함한다.
도 6은 본 발명에 따른 쿼드로콥터 발사방법의 주위환경 판단단계를 나타낸 순서도이다.
S510 내지 S550 단계는 앞의 설명과 동일한 과정을 수행하는 것으로 그 설명을 생략한다.
그런 다음, 앞의 S560 단계(도 5 참조)에서 생성되어 탈착유닛(220)에 전달 되던 상기 작동신호는 우선, 탈착유닛(220)에 전달되지 않도록 차단된다(S610).
그런 다음, 쿼드로콥터 발사장치(200)의 주위환경을 감지한다(S620).
상기 주위환경이란 쿼드로콥터 발사장치(200)에 안착된 쿼드로콥터(100)의 주변 풍속, 풍향의 대기환경과 쿼드로콥터(100)의 경사도를 의미한다.
따라서, 풍향/풍속계를 통해 풍향 및 풍속의 대기환경을 측정하고 수평계를 통해 쿼드로콥터(100)가 안착된 이륙단(203)의 경사각을 측정한다.
그런 다음, 이륙에 적합한 주위환경인지 판단한다(S630).
상기 이륙에 적합한 주위환경인지의 판단은 기 입력된 쿼드로콥터(100)의 제원(크기, 면적 등)을 감안하여 측정된 상기 대기환경에서 쿼드로콥터(100)가 안정되게 자세제어를 이루며 이륙할 수 있는지를 판단하고, 측정된 이륙단(203)의 상기 경사각을 통해 이륙단(203)에 고정된 쿼드로콥터(100)의 자세가 이륙시 안정된 자세제어를 이룰 수 있는 소정의 경사도를 갖는지를 판단한다.
상기 소정의 경사도는 수평을 기준으로 쿼드로콥터(100)의 제원에 따라 당업자가 자명하게 그 범위를 설정할 수 있다.
판단 결과, 풍향 및 풍속의 대기환경 중 그 어느 하나가 쿼드로콥터(100)를 이륙시키기에 부적절한 값을 갖거나 이륙단(203)에 고정된 쿼드로콥터(100)가 상기 소정의 경사도를 벗어나는 과도한 경사로 불안한 자세를 취하는 경우에는 S540 단계로 되돌아가 이륙에 적합한 추력 및 주위환경으로 판단될 때까지 S540 단계 내지 S630 단계를 반복 수행하고, 상기 이륙에 적합한 추력 및 주위환경으로 판단되는 경우에는 다음 S630 단계로 진행한다.
다음 단계는 S610 단계에서 차단된 상기 작동신호가 탈착유닛(220)으로 전달되는 것을 허용한다(S640).
그런 다음, 상기 작동신호에 따라 탈착유닛(220)이 작동되고 이륙단(203)에 고정되어 있던 쿼드로콥터(100)가 이탈되어 이륙하게 된다(S650).
앞에서 설명된 본 발명의 일실시 예는 본 발명의 기술적 사상을 한정하는 것으로 해석되어서는 안 된다. 본 발명의 보호범위는 청구범위에 기재된 사항에 의하여만 제한되고, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자는 본 발명의 기술적 사상을 다양한 형태로 개량 변경하는 것이 가능하다. 따라서 이러한 개량 및 변경은 통상의 지식을 가진 자에게 자명한 것인 한 본 발명의 보호범위에 속하게 될 것이다.
도 1은 종래기술의 쿼드로콥터를 나타낸 모식도.
도 2는 본 발명에 따른 쿼드로콥터 발사장치를 나타낸 사시도.
도 3은 본 발명에 따른 쿼드로콥터 발사장치의 제어부를 나타낸 블럭도.
도 4는 본 발명에 따른 쿼드로콥터 발사장치의 단속부를 나타낸 블럭도.
도 5는 본 발명에 따른 쿼드로콥터 발사방법을 나타낸 순서도.
도 6은 본 발명에 따른 쿼드로콥터 발사방법의 이륙환경판단방법의 순서도.
<도면의 주요부분에 대한 부호의 간략한 설명>
100: 쿼드로콥터 110: 본체
120: 로터 121: 블레이드
122: 전동모터 130: 막대
140: 밧데리 200: 쿼드로콥터 발사장치
201: 하우징 203: 이륙단
205: 전력단자 207: 센서바
209: 지지대 210: 전력공급부
220: 탈착유닛 300: 제어부
310: 추력감지센서 320: 추력판단부
330: 이탈지시처리부 340: 단속부
341: 주위환경감지부 343: 이륙환경판단부
345: 작동신호허용부

Claims (9)

  1. 밧데리가 장착되고 상기 밧데리의 충전단자가 외부로 노출되게 마련된 본체와 상기 본체에 연결되어 구동되는 로터로 이루어지고 상기 본체는 자성체인 쿼드로콥터 발사장치에 있어서,
    상기 본체가 안착되는 이륙단을 제공하는 하우징;
    상기 하우징에 설치되어 상기 이륙단에 안착된 상기 본체의 충전단자와 접촉되는 전력단자;
    상기 전력단자와 전기적으로 연결되어 전력을 공급하는 전력공급부;
    전원이 온(ON)일 경우 상기 이륙단에 상기 본체를 고정시키고, 전원이 오프(OFF)일 경우 상기 이륙단에서 상기 본체를 이탈시키는 전자석이 마련된 탈착유닛; 및
    상기 탈착유닛의 작동을 제어하는 제어부를 포함하되,
    상기 제어부는
    상기 로터로부터 발생하는 추력을 감지하는 추력감지센서;
    상기 추력감지센서를 통해 감지된 상기 추력이 기 입력된 상기 쿼드로콥터의 하중에 대항하여 상기 쿼드로콥터를 이륙시킬 수 있는 추력인지 판단하는 추력판단부;
    상기 추력판단부가 상기 추력이 이륙 가능한 추력이라고 판단하면 상기 이륙단으로부터 상기 본체를 이탈시키는 작동신호를 상기 탈착유닛에 전송하는 이격지시처리부;
    상기 이륙단에 안착된 상기 쿼드로콥터 주위의 풍향, 풍속과 상기 이륙단의 경사도를 감지하는 풍향계, 풍속계, 수평계가 마련된 주위환경감지부;
    상기 쿼드로콥터의 제원과 상기 주위환경감지부가 감지한 풍향, 풍속, 경사도를 토대로 상기 쿼드로콥터의 이륙여부를 판단하는 이륙환경판단부; 및
    상기 이륙환경판단부의 판단에 따라 상기 이격지시처리부의 상기 작동신호를 상기 탈착유닛으로 전달하는 작동신호허용부를 포함하는 쿼드로콥터 발사장치.
  2. (a) 쿼드로콥터를 쿼드로콥터 발사장치에 고정시킨 후 상기 쿼드로콥터 발사장치를 통해 상기 쿼드로콥터의 밧데리에 외부로부터 전력을 공급하는 단계;
    (b) 상기 쿼드로콥터의 로터를 작동하여 추력을 발생시키고 상기 추력을 감지하는 단계;
    (c) 상기 추력이 기 입력된 상기 쿼드로콥터의 하중에 대항하여 상기 쿼드로콥터를 이륙시킬 수 있는 추력인지 판단하는 단계;
    (d) 상기 쿼드로콥터 주위의 풍향, 풍속과 상기 쿼드로콥터의 경사도를 감지하는 단계;
    (e) 상기 풍향, 풍속, 경사도가 상기 쿼드로콥터의 제원을 토대로 상기 쿼드로콥터를 이륙시킬 수 있는지 판단하는 단계; 및
    (f) 상기 (c)단계 및 (e)단계에서 상기 쿼드로콥터를 이륙시킬 수 있다고 판단된 경우 상기 쿼드로콥터를 상기 쿼드로콥터 발사장치로부터 이탈시키는 단계를 포함하는 쿼드로콥터 발사방법.
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