KR101519954B1 - 수직 이착륙 무인 항공기 - Google Patents

Abstract

본 발명은 내부에 상기 무인 항공기를 구동시키는 구동 장비가 설치되는 바디; 상기 바디를 지지하고 상기 무인항공기의 뼈대가 되는 프레임부; 상기 프레임부에 설치되며 비행 추진력을 제공하는 좌/우 날개 프로펠러부; 및 비행 추진력을 제공하고, 상기 프레임부에 틸팅이 가능하게 결합하는 꼬리 프로펠러부;를 포함하는 무인항공기를 제공한다.

Description

수직 이착륙 무인 항공기{Vertical Take Off and Landing Unmanned Aerial Vehicle}

본 발명은 수직 이착륙 무인 항공기에 관한 것이다.

무인항공기에서 주로 사용하는 에너지원은 화석연료 또는 이차전지를 사용한다. 화석연료는 장시간 임무수행은 가능하지만 대량의 탄소배출로 환경문제가 있고, 이차전지가 에너지원인 경우는 에너지 저장량의 한계로 체공시간이 짧은 단점이 있다. 따라서 현재 초장기 체공 무인기와 같이 낮에는 태양전지를 이용하고 밤에는 연료전지로부터 동력원을 얻는 다양한 연구가 진행되고 있다.

사람이 직접 하기 어려운 임무들을 수행할 수 있게 하기 위해서 무인기 개발이 전자기기 및 부품기술의 발전과 배터리의 효율성이 높아지면서 활발하게 연구개발 되고 있다. 특히 미군에서는 소형 고정익 무인기가 실전에 배치되면서 군사용 무인기를 중심으로 운용되고 있다.

국내에서는 2002년부터 진행된 스마트 무인기 기술개발사업을 통하여 무인기 기반기술을 확보하여 선진국과의 기술격차를 좁혀 왔으며, 스마트무인기 기술개발을 통해 수직이착륙과 고속비행이 가능한 신개념 비행체의 제작이 완료되었다.

무인 항공기를 위해 대용량 배터리를 대체하며 연속적으로 전력을 생산할 수 있는 연료 전지와 태양광을 이용한 대체에너지를 활용한 전력 공급 장치가 연구되고 있다. 그러나, 이러한 전력 공급 장치는 연료 전지와 태양광으로부터 생성되는 에너지를 전기 모터와 카메라 장치에 공급할 수 있는 전기로 변환하는 고가의 전력 변환기가 추가되어야 하는 문제가 발생한다

본 발명은 에너지 효율성을 향상시키고 그에 따라 긴 비행시간이 보장되는 무인 항공기를 제공하는 것을 그 목적으로 한다.

본 발명은 경량화 설계가 적용된 무인 항공기 제공을 그 목적으로 한다.

상기와 같은 목적을 달성하기 위하여, 본 발명은 내부에 상기 무인 항공기를 구동시키는 구동 장비가 설치되는 바디; 상기 바디를 지지하고 상기 무인항공기의 뼈대가 되는 프레임부; 상기 프레임부에 설치되며 비행 추진력을 제공하는 좌/우 날개 프로펠러부; 및 비행 추진력을 제공하고, 상기 프레임부에 틸팅이 가능하게 결합하는 꼬리 프로펠러부;를 포함하는 무인항공기를 제공한다.

상기와 같이 구성된 본 발명에 따르면, 교통정보수집, 화재현장 모니터링, 산업부지 모니터링, 경찰 임무수행 현장 모니터링, 건축 구조물 모니터링, 하천 수질 모니터링 등 다양한 응용분야에 정보를 수집하는 정찰 및 관측 용도로 사용할 수 있는 무인항공기의 임무 수행에 신뢰도를 향상시킬 수 있다.

또한, 본 발명에 따른 무인항공기는 다양한 임무 수행 시나리오에 적용할 수 있도록 에너지 효율성을 향상시키고 긴 비행시간을 보장할 수 있다.

또한, 본 발명에 따른 무인항공기는 연구개발과 성능 향상을 위해 무인항공기 동체 내부의 구조 변경이나 새로운 단위부품의 탑재가 용이하고 저렴한 생산 공정이 가능하다.

도 1 은 본 발명의 일 실시예에 따른 수직 이착륙 무인항공기의 입체사시도,
도 2 는 도 1의 실시예에 포함되는 프레임을 나타낸 도면,
도 3 은 도 1의 실시예에 포함되는 날개 프로펠러 마운트를 나타낸 도면,
도 4 는 도 1의 실시예에 포함되는 꼬리 프로펠러부를 나타낸 도면,
도 5 는 도 4의 단면도,
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 GPS/INS의 구성을 나타내는 블록도, 및
도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 비행제어부의 제어 흐름을 나타낸 흐름도이다.

본 발명은 다양한 변환을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세한 설명에 상세하게 설명하고자 한다. 그러나, 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변환, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다. 본 발명을 설명함에 있어서 관련된 공지 기술에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우 그 상세한 설명을 생략한다.

제1, 제2 등의 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 상기 구성요소들은 상기 용어들에 의해 한정되어서는 안 된다. 상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다. 예를 들어, 본 발명의 권리 범위를 벗어나지 않으면서 제1 구성요소는 제2 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제2 구성요소도 제1 구성요소로 명명될 수 있다. 및/또는 이라는 용어는 복수의 관련된 기재된 항목들의 조합 또는 복수의 관련된 기재된 항목들 중의 어느 항목을 포함한다.

본 발명에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 출원에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.

다르게 정의되지 않는 한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함해서 여기서 사용되는 모든 용어들은 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미를 가지고 있다. 일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥상 가지는 의미와 일치하는 의미를 가지는 것으로 해석되어야 하며, 본 출원에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다.

이하, 본 발명에 따른 무인헬리콥터의 하이브리드 전력 공급 장치의 실시예를 첨부도면을 참조하여 상세히 설명하기로 하며, 첨부 도면을 참조하여 설명함에 있어, 동일하거나 대응하는 구성 요소는 동일한 도면번호를 부여하고 이에 대한 중복되는 설명은 생략하기로 한다.

도 1 은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공기의 입체도이다. 도시되는 바와 같이, 무인항공기는 바디(100), 꼬리 프로펠러부(300), 날개 프로펠러부(400), 다리(500)를 포함한다. 좌우 날개 프로펠러와 꼬리 프로펠러로 프로펠러가 3개이며, 특히 꼬리 프로펠러가 틸팅되는 트리콥터 방식이다. 멀티 콥터는 수직 이착륙 및 제자리 비행이 가능하며 3개 이상의 로터를 장착할 때 관측이나 모니터링을 위한 제자리 비행에 높은 안정성을 나타낸다. 트리콥터의 경우 쿼드로콥터보다 로터의 개수가 하나 적고 그중 하나의 로터만 틸팅이 되므로 에너지를 절약할 수 있는 장점이 있고, 꼬리 프로펠러부(300)를 틸팅하여 방향 전환을 하기 때문에 기체의 안정성과 수평 유지에 장점이 있다.

바디(100), 꼬리 프로펠러부(300), 및 날개 프로펠러부(400)는 프레임부(200)의 끝부분에 설치된다. 바디(100)는 센터프레임(210)을 따라 설치되는 것으로 내부에 영상촬영장치, 환경센서, 연료전지시스템, 메인 모듈 등의 내부 탑재 부품이 설치된다. 무인항공기의 경량화 설계를 위해 밀도나 중량이 낮은 폴리머나 탄소섬유 등의 재질을 사용하는 것이 바람직하다. 탄소섬유가 밀도는 폴리머 재질과 같이 매우 낮아 경량화 설계에 매우 적합하면서 강도는 일반 폴리머보다 매우 높아 고강도 설계가 가능하므로 가장 바람직하다. 폴리머 가운데는 일반적으로 기계 부품 생산에 많이 사용되는 POM이 바람직하다.

도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공기의 뼈대 구조를 도시하는 것으로 210은 센터 프레임(210)을 나타내고, 220은 날개 프레임을 나타낸다. 프레임부(200)는 프로펠러크기 교체, 구조변경 등이 가능하기 위해서 로봇의 뼈대구조는 상용품인 경량 금속 파이프를 사용할 수 있고, 도시된 실시예에서는 알루미늄 사각압출파이프를 사용한 것이다.

도 3 은 날개 프로펠러부(400)를 나타낸 도면으로, 220은 날개 프레임을 나타내고, 420은 날개 프로펠러 마운트(420)가 도시된다. 날개 프로펠러 마운트(420)에 날개 프로펠러 모터(도면중 미도시)가 설치되고, 날개 프로펠러 모터의 구동에 따라 날개 프로펠러(도면중 미도시)가 구동한다.

도 4는 꼬리 프로펠러부(300)가 설치되는 꼬리프로펠러 마운트의 결합상태를 나타내는 사시도이고, 도 5는 그 단면도이다. 도면번호 320은 꼬리 프로펠러 모터 마운트를 나타내고, 321은 꼬리 프로펠러 마운트 기어를 나타내고, 322는 꼬리 프로펠러 모터 설치부를 나타내고, 330은 틸팅 서보모터를 나타내고, 331은 틸팅 서보모터 마운트를 나타내고, 340은 꼬리 프로펠러부(300)에 틸팅 서보모터(330)의 구동에 따른 동력을 전달하는 틸팅 기어를 나타내고, 350은 베어링을 나타낸다.

도시되는 바와 같이, 꼬리프로펠러 마운트(320)는 센터프레임(210)의 후미에 설치된다. 꼬리 프로펠러 마운트(320)의 꼬리 프로펠러 모터 설치부(322)에 꼬리 프로펠러 모터(도면중 미도시)가 설치되며, 꼬리 프로펠러 모터의 구동에 따라 꼬리 프로펠러(도면중 미도시)가 구동한다. 꼬리 프로펠러 마운트(320)는 베어링(350)을 개재하여 센터 프레임(210)과 결합한다. 베어링(350)은 볼 베어링 또는 롤러 베어링을 사용할 수 있고 도 5에 도시되는 베어링은 X자형 베어링 배열로 큰 힘을 견딜 수 있으며, 위치적으로 definition/공차가 정확한 조립이 가능하다. 볼 베어링은 경량화를 위해 두개의 PA 재질의 Igus 사의 플라스틱 볼 베어링을 사용할 수 있다. 볼 베어링은 X형 고정식 베어링 배열로 설계되어 큰 하중을 견딜 수 있을 뿐 아니라 하우징과 베어링 사이에 틈새가 없고 죄는 힘으로 모든 부품이 고정되므로 진동에 강한 장점이 있다.

꼬리 프로펠러 마운트(320)에는 꼬리 프로펠러 기어(321)가 형성되고, 꼬리 프로펠러 기어(321)는 틸팅 기어(340)와 톱니가 맞물리도록 설치되어 틸팅 서보모터(300)의 구동에 따라 틸팅 기어(340)가 회전하고 이에 따라 프로펠러 기어(321)가 회전하여 꼬리 프로펠러를 틸팅할 수 있다.

상기와 같이 구성되는 무인 항공기는 비행제어부에 의해 비행 동작을 하게된다. 즉, 비행제어부는 무인기 상태를 센서를 통해 측정하여 자세를 제어하고, 비행제어와 자동비행에 필요한 연산을 수행하고 액츄에이터(actuator)를 구동하는 장치이다.

비행제어부를 구성하는 하드웨어는 기본적으로 무인항공기기의 상태를 측정하는 GPS/INS 센서의 센서값 획득과 항법을 계산하는 DSP(Digital signal processor), 각 항목을 연결하고 전원 입력을 담당하는 메인보드로 구성된다.

GPS/INS(Inertial navigation system) 센서는 소형 무인항공기에 사용되므로 부피와 무게를 고려하여야 한다. 본 실시예에서는 미국 Microstrain 사의 3DM-GX3-45 모델을 사용하였다. GPS/INS 센서는 MEMS 기술과 sensor fusion 기술의 발달로 크기가 작아졌지만, 무인 항공기가 비행 중에도 정확한 자세데이터를 측정하여 비행 제어부에 제공한다. GPS/INS 센서는 항공기의 진동에 충분히 강하며, 내부적으로 항공기의 자세와 속도, 위치 계산에 최적인 확장 칼만 필터가 구현되어 있다. 실시예에서 GPS를 포함하여 전원 5V에서 160mA로 소비전력 면에서도 우수하다.

도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 GPS/INS의 구성을 나타내는 블록도이다. 도시하는 바와 같이, 본 실시예는, GPS와 INS가 통합된 모델로 크게 AHRS(Attitude heading reference system) 정보와 GPS(Global positioning system), 항법(Navigation) 정보를 제공한다. AHRS는 100Hz마다 3축 gyro와 3축 가속도계, 3축 지자기계의 raw 데이터, 각속도의 변화율, 속도, 자세정보를 전해주고, 자세정보는 orientation matrix와 quaternion, euler angle 형태로 보여준다. 본 실시예에서 GPS는 스위스 U-blox사의 5 AMY module을 사용하였다. 실시예의 GPS는 4Hz마다 정보를 제공하며 필요한 데이터를 획득한다. GPS는 실험실 환경에서 수신할 수 없고 외부환경에서 위치정보를 보정하기 위해 사용한다. 항법정보는 AHRS와 같이 100Hz마다 정보를 주며 자세정보의 추정값과 함께 LLH(Latitude longitude height) 좌표계와 NED(North east down) 속도 추정값을 보낸다. GPS/INS 센서와의 통신에서 AHRS와 항법정보는 최대 100Hz, GPS는 최대 4Hz로 동작하지만 패킷량이 증가할수록 대역폭과 버퍼링 요구량의 증대로 시스템에 악영향을 미칠 수 있으므로 정보의 중요도에 따라 샘플링 주기를 조절하여 데이터를 획득한다.

비행제어보드는 비행제어부의 가장 핵심인 부품으로 다수 센서데이터를 실시간으로 처리할 수 있는 성능을 가지고 항법 제어알고리즘에서 부동소수점연산 수행능력과 액츄에이터 구동능력이 우수하고 주변장치들과 다양한 데이터 통신방식을 지원해야 하며, 비행기의 생존확률과 신뢰도를 높이기 위해 넓은 온도범위에서도 사용 가능해야 한다.

본 실시예에서, 비행제어보드의 마이크로프로세서는 미국 Texas instruments사의 real-time 32-bit microcontroller C2000 계열인 TMS 320F28335를 사용하였다. 최대 150MHz로 동작하며, FPU(Floating point unit)를 지원하여 고속의 부동소수점연산이 가능하다. ePWM, eCAP과 같이 유용한 주변장치를 포함하며, SCI와 SPI, I2C와 같은 다양한 직렬통신 장치가 있고 동작 온도범위도 -40~ 125도의 넓은 범위에서 사용 가능하다.

상기와 같이 구성되는 비행제어부의 동작 흐름은 다음 알고리즘에 따른다. 비행제어 알고리즘은 TI사에서 판매하는 CCS (Code composer studio) v3.3에서 C언어로 구현하는 것이 바람직하다. CCS는 통합 개발 환경(IDE)으로 TMS320f28335 칩을 사용에 있어 실시간으로 그래프와 FFT분석, 메모리분석 등이 가능하고 변수상태를 쉽게 파악할 수 있으며, 편리한 디버깅 도구를 제공한다.

비행제어부 구동 소프트웨어는 센서 인터페이스를 통해 들어온 데이터를 읽고 파싱(parsing)하는 모듈, 센서를 통해 얻은 데이터를 피드백으로 두고 제어알고리즘을 연산하는 모듈, 제어 알고리즘을 통해 액츄에이터를 구동하는 모듈로 구성된다.

도 7은 비행제어부의 제어 흐름을 나타낸다. 프로그램이 시작되면 시스템과 주변장치의 초기화와 설정이 이루어지고(S10) 각 주변장치를 상태를 검사하여(S20) IDLE 루프에 들어간다. 실시예에서, CPU 타이머를 20ms로 설정하고 SCI를 통해 2중 버퍼 중 완료된 버퍼를 읽어와(S30) 자세 제어 알고리즘에 사용할 변수로 파싱한다(S40). 파싱 도중 이전 값과 변화율을 비교하여 일정 값 이상일 경우 오류로 판단하여 현재 값으로 변경하지 않는다. 이후 제어 알고리즘을 실시하고(S50), 제어 알고리즘의 실시에 따라 모터가 출력하여 비행을 제어하게 된다(S60).

파싱 전 단계인 SCI 인터럽트를 통한 센서 값 획득은 통신속도 230,400bps, 8bit, 수신 FIFO를 16byte로 설정했다. 자세 제어에 사용할 변수의 중요도에 따라 데이터 획득시간을 조절할 수 있다. 이는 대역폭과 버퍼링 요구량을 감소시켜 시스템 부하를 줄일 수 있다. 상대적으로 INS 데이터 패킷이 수신 FIFO 버퍼보다 훨씬 크므로 최대한 FIFO를 활용하기 위해 1byte 단위로 나누어 상태에 따라 명령어를 판단하고 이중 구조로 된 버퍼에 저장한다. 이중 버퍼에 인덱스를 주어 저장하는 버퍼가 가득 차게 되면 버퍼완료로 스위칭 되고 파서(parser)를 통해 완료된 버퍼만 변수로 파싱한다.

또 하나의 SCI는 컴퓨터와 블루투스로 연결하고 통신속도 230,400bps, 8bit, 키보드 값을 바로 받기 위해 수신 FIFO를 1byte로 설정하고 조작명령을 전달받는다. 또한, 일반 RC 무선 조종기의 조작명령을 받기 위해 수신기를 통해 전달된 PWM 신호의 펄스폭을 측정하기 위한 주변장치로 eCAP 모듈을 사용하였다.

파서를 통해 획득한 데이터는 이득값을 가지고 제어알고리즘의 피드백으로 사용한다. 액츄에이터인 브러쉬리스 모터를 구동하기 위해 ESC를 사용하고 ESC에 신호를 주기 위해 제어보드에서는 ePWM 회로를 사용한다. 꼬리 로터를 틸팅하는 서보모터도 ePWM 회로를 사용하여 신호를 전달한다.

한편, 상기와 같이 구성된 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기의 구동 장비는 연료전지, 배터리, 또는 태양전지를 융합하여 재구성한 하이브리드 전원 공급장치를 사용할 수 있다. 하이브리드 전원 공급 장치는 연료전지 시스템, 태양전지, 배터리가 융합된 신재생 에너지를 사용할 수 있다. 연료전지 시스템은 무인 항공기 내부에 연료전지와 배터리를 결합하여 장착하는 것이 바람직하다. 태양전지는 무인항공기 동체 외부(상부 또는 경우에 따라 좌우측 및 배면부 등에도 장착 가능)에 장착할 수 있고, 내부에 설치된 연료전지 시스템과 융합하여 하이브리드 전원공급 장치를 구비할 수 있다.

본 발명에 따르면 무인 항공기의 신뢰성이 확보된 자율 비행을 제공할 수 있고, 무인 항공기의 전원 공급 장치로 연료전지시스템과 태양전지가 융합된 신재생 에너지를 사용할 수 있다. 따라서, 본 발명에 따르면 장시간 체공이 가능하고, 주어진 임무를 자율적으로 수행할 수 있는 무인항공기를 제공할 수 있다.

100 : 바디 200 : 프레임부
210 : 센터프레임 220 : 날개프레임
300 : 꼬리 프로펠러부 320 : 꼬리 프로펠러 마운트
321 : 꼬리 프로펠러 기어 322 : 꼬리프로펠러모터 설치부
330 : 틸팅 서보모터 331 : 틸팅 서보모터 마운트
340 : 틸팅 기어 350 : 베어링
400 : 날개프로펠러부 420 : 날개프로펠러 마운트
430 : 날개프로펠러 모터 500 : 다리

Claims (6)

1. 무인항공기에 있어서,
   내부에 상기 무인 항공기를 구동시키는 구동 장비가 설치되는 바디;
   상기 바디를 지지하고 상기 무인항공기의 뼈대가 되는 프레임부;
   상기 프레임부에 설치되며 비행 추진력을 제공하는 좌/우 날개 프로펠러부; 및
   비행 추진력을 제공하고, 상기 프레임부에 틸팅이 가능하게 결합하는 꼬리 프로펠러부;를 포함하고,
   상기 프레임부는 상기 바디가 설치되는 센터프레임과 상기 좌/우 날개 프로펠러부가 설치되는 날개프레임을 포함하고,
   상기 꼬리 프로펠러부는,
   구동하여 상기 비행 추진력을 제공하는 꼬리 프로펠러;
   구동축이 상기 꼬리 프로펠러에 결합하여 상기 꼬리 프로펠러를 구동시키는 꼬리프로펠러 모터;
   상기 꼬리프로펠러 모터가 설치되고, 베어링을 개재하여 상기 센터 프레임의 후단부에 회전 가능하게 결합하는 꼬리프로펠러 마운트;
   상기 꼬리프로펠러 마운트의 상기 꼬리프로펠러 모터가 설치되는 꼬리프로펠러 모터 설치부 하측에 상기 센터프레임을 중심축으로 회전하도록 상기 꼬리프로펠러 마운트와 일체로 형성되는 꼬리프로펠러 마운트 기어;
   상기 꼬리프로펠러 마운트 기어와 톱니가 맞물리도록 설치되어 상기 꼬리프로펠러 마운트 기어를 상기 센터프레임을 중심축으로 좌우로 회전시키도록 결합하는 틸팅 기어;
   상기 틸팅 기어가 회전하도록 구동하는 틸팅 서보모터; 및
   상기 센터 프레임 후단부에서 상기 꼬리프로펠러 마운트 삽입 위치 전에 삽입 고정되고, 상기 꼬리프로펠러 마운트의 상기 센터프레임에 삽입된 위치 하측에 상기 틸팅 기어가 위치하도록 상기 틸팅 서버모터가 설치되는 틸팅 서보모터 마운트;를 포함하고,
   상기 틸팅 서버모터는 상기 틸팅 기어를 구동하여 상기 꼬리프로펠러 마운트 기어를 회전시키고 상기 꼬리프로펠러 마운트 기어와 일체로 형성된 상기 꼬리프로펠러 마운트를 회전시킴으로써 상기 꼬리프로펠러가 틸팅되고,
   상기 틸팅 서보모터의 구동을 제어하여 상기 꼬리프로펠러의 틸팅을 조절하여 상기 무인항공기의 방향을 전환하는 무인항공기.
2. 제 1 항에 있어서,
   상기 구동 장비는 태양 전지를 포함하는 무인항공기.
3. 제 2 항에 있어서,
   상기 구동 장비는 연료전지, 배터리, 또는 태양전지를 포함하는 하이브리드 전원 공급장치를 포함하는 무인항공기.
4. 삭제
5. 삭제
6. 제 1 항에 있어서,
   상기 바디는 탄소섬유로 형성되는 무인항공기.

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