KR101589728B1

KR101589728B1 - 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치

Info

Publication number: KR101589728B1
Application number: KR1020150100263A
Authority: KR
Inventors: 이재은
Original assignee: 엘아이지넥스원 주식회사
Priority date: 2015-07-15
Filing date: 2015-07-15
Publication date: 2016-01-28

Abstract

본 명세서는 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치에 관한 것으로서, 본 명세서의 실시 예에 따른 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치는 제1 회전축을 내측에 구비하고, 외란의 위도 및 경도 방향의 성분을 소산하는 회전부; 상기 구비된 제1 회전축을 중심으로 회전하여 비행체가 부양되도록 양력을 발생시키는 양력 발생부; 제2 회전축을 구비하고, 상기 제1 회전축과 연결되며, 비행체의 위치 및 자세와 영상 촬영을 제어하는 비행 모듈부; 상기 비행 모듈부에 구비된 제2 회전축과 연결되고, 위치 이동을 위해 비행체의 방향을 전환시키는 방향 전환부; 및 상기 비행 모듈부와 연결되고, 주변의 영상을 촬영하는 영상 촬영부를 포함한다.

Description

외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치{FLIGHT APPARATUS FOR SURVEILANCE PATROL USING DISTURBANCE PROTECTION}

본 명세서는 무인 항공기 또는 드론(Drone)과 같은 소형 비행 장치에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치에 관한 것이다.

무인 항공기 또는 드론(Drone)과 같은 종래의 소형 비행체의 기본적인 비행 원리는 다음과 같다. 복수 개로 이루어진 프로펠러는 중심구조물 주변부에 사각, 육각, 또는 방사 형태로 배치된다. 소형 비행체는 그 배치된 복수 개의 프로펠러를 통해 부양할 수 있는 양력을 얻는다.

소형 비행체는 내장된 마이크로프로세서에 의한 펄스폭 변조(PWM: Pulse Width Modulation) 제어 등의 방법으로 위치를 이동한다. 각 프로펠러의 속도 조절 및 위상 조절울 이용하여 위치 이동을 하는 것이 기본적인 방식이다.

이러한 소형 비행체는 몇 가지 문제점이 있는데, 몇 가지를 기술해보면 아래와 같다.

소형 비행체는 양력을 얻기 위해 중심 구조물 주변에 프로펠러를 위치시켜야 한다. 이러한 사각, 육각, 또는 방사 형태로 배치된 프로펠러의 중심 구조물 주변의 배치 구조는 공간적 측면에 대한 문제점과, 주변 물과의 충돌, 소모전력, 전장상황에서의 빠른 제어 측면에서 많은 제약이 있다.

구체적으로 살펴보면, 양력을 얻기 위해 중심구조물 주변에 방사형으로 프로펠러를 위치시킴으로써, 운용 중, 주변사물과 간섭 및 충돌 시 노출된 프로펠러 내로 나뭇가지, 철사 등이 걸려 프로펠러가 손상 받을 위험도 있다. 또한, 이러한 배치 구조는 공간적으로도 운용할 수 있는 공간에 제약이 있다.

모든 위치 이동을 마이크로프로세서의 위치제어 알고리즘에만 의지하기 때문에, 마이크로프로세서가 손상당하면 위치제어가 불가능해진다.

또한, 모든 위치 이동을 프로펠러에 의존함으로써, 계속되는 프로펠러 컨트롤은 많은 소모전력이 필요하게 되므로, 운용시간 및 거리가 제한되어 있다.

이러한 프로펠러의 위상차와 속도 조절을 이용한 제어 방식은 선회 시 많은 선회 공간이 필요하다. 또한, 이러한 제어 방식은 반응 속도도 느려 전장 상황에서의 빠른 위치 이동이 힘든 제약이 있다. 즉, 방사된 형태의 프로펠러 배치로 인해 위치 이동 시 많은 선회 공간이 필요하게 되고, 반응 시간도 느린 점이 있다.

더 나아가, 군사 목적으로 전용하기에는 종래의 소형 비행체들은 성능적 한계가 있다.

본 명세서의 실시 예들은 양력을 얻기 위한 프로펠러와 위치이동을 위한 프로펠러를 구분 적용하여 빠른 위치이동이 가능하도록 하면서, 공간적으로 부피를 대폭 줄인 축소된 형태로 이루어져, 주변 사물이나 비행체와의 간섭과 좁은 작전 또는 탐사 지형에 유리할 수 있는, 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치를 제공하고자 한다.

본 명세서의 실시 예들은, 카메라의 상대적으로 무거운 구성품의 중량을 이용하여, 이동 간, 충돌 간에 관성을 이용해 본래 위치로 돌아가도록 하여 상시 프로펠러를 작동하여 자세제어를 하던 기존 타입에 비해 소모전력 측면에서 유리할 수 있는, 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치을 제공하고자 한다.

본 명세서의 실시 예에 따르면, 제1 회전축을 내측에 구비하고, 외란의 위도 및 경도 방향의 성분을 소산하는 회전부; 상기 구비된 제1 회전축을 중심으로 회전하여 비행체가 부양되도록 양력을 발생시키는 양력 발생부; 제2 회전축을 구비하고, 상기 제1 회전축과 연결되며, 비행체의 위치 및 자세와 영상 촬영을 제어하는 비행 모듈부; 상기 비행 모듈부에 구비된 제2 회전축과 연결되고, 위치 이동을 위해 비행체의 방향을 전환시키는 방향 전환부; 및 상기 비행 모듈부와 연결되고, 주변의 영상을 촬영하는 영상 촬영부를 포함하는 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치가 제공될 수 있다.

상기 장치는, 상기 회전부의 외측에 위치하고, 상기 회전부, 상기 양력 발생부, 상기 비행 모듈부, 상기 방향 전환부 및 영상 촬영부를 보호하고, 양력을 발생하기 위한 개구부를 포함하는 보호부를 더 포함할 수 있다.

상기 회전부는 외란의 위도 방향의 성분을 소산하는 제1 회전링; 및 제1 회전축을 내측에 구비하고, 외란의 경도 방향의 성분을 소산하는 제2 회전링을 포함하고, 상기 제1 및 제2 회전링은 각각 회전하여 서로 직교 방향으로 연결될 수 있다.

상기 회전부는 외부 충격이나 외란이 발생하면, 상기 제1 및 제2 회전링의 상대 운동을 통해 외부 충격이나 외란에 의한 충격 에너지를 소산하되, 서로 직교한 형태로 연결되어 외란의 성분을 위도 방향 및 경도 방향으로 각각 분할하여 소산시킬 수 있다.

상기 회전부는 회전링의 접촉 방식 및 충격량에 따라 내측에 베어링이 상기 제1 및 제2 회전링 사이에 추가될 수 있다.

상기 양력 발생부는 비행체의 요구 선회력에 따라 복수 개의 프로펠러를 구비할 수 있다.

상기 비행 모듈부는 상기 방향 전환부와 연결된 방향 전환용 모터를 구비하고, 상기 구비된 방향 전환용 모터를 구동시키는 비행 모터부; 및 비행체의 자세 및 위치를 센싱하고, 비행체의 자세 및 위치 제어, 주변 비행체와의 통신, 모터 구동 및 영상 촬영을 위한 신호를 처리하는 비행 제어부를 포함할 수 있다.

상기 비행 제어부는 주변 비행체와의 이격 거리를 측정하는 거리 센서; 비행체의 위치를 센싱하는 위치 센서; 비행체의 속도 정보, 가속도 정보 및 자이로 정보 중 적어도 하나의 자세 정보를 센싱하는 자세 센서; 상기 주변 비행체와의 통신을 통해 데이터 신호 또는 명령 신호를 송수신하기 위한 신호 송수신부; 상기 센싱된 자세 정보의 전달 및 연산 기능을 수행하고, 상기 구비된 방향 전환용 모터를 제어하는 모터 구동부; 비행체의 자세 및 위치 제어, 주변 비행체와의 통신, 모터 구동 및 영상 촬영을 위한 신호를 처리하는 신호 처리부; 및 비행체의 비행 및 영상 촬영과 관련된 데이터를 저장하는 데이터 저장부를 포함할 수 있다.

상기 비행 제어부는 외란의 위도 방향의 성분 또는 외란의 경도 방향의 성분이 발생하면 외란의 발생 방향을 센싱하고, 상기 센싱된 외란 발생 방향으로 상기 영상 촬영부를 회전시켜 상기 센싱된 외란 발생 방향의 영상을 상기 영상 촬영부를 통해 촬영할 수 있다.

상기 비행 제어부는 외란의 위도 방향의 성분 또는 외란의 경도 방향의 성분이 발생하면, 외란의 발생 방향 및 비행체 위치를 센싱하고, 상기 센싱된 발생 방향 및 비행체 위치를 주변 비행체와의 통신을 통해 송신할 수 있다.

상기 비행 모터부는 상기 제1 회전축과 연결되는 고정자 조립체; 상기 고정자 조립체의 외측에 연결되어 회전하는 회전자 조립체; 상기 고정자 조립체 및 상기 회전자 조립체 사이에 위치하고, 상기 회전자 조립체의 회전 마찰을 감소시키는 베어링; 상기 구비된 제2 회전축을 통해 상기 방향 전환부와 연결되고, 비행체의 위치 이동을 위해 상기 방향 전환부의 회전을 구동시키는 방향 전환용 모터; 및 상기 방향 전환용 모터의 회전 및 회전각을 검출하는 위치 검출 센서를 더 포함할 수 있다.

상기 영상 촬영부는 비행체의 각 구성에 전원을 공급하는 배터리; 비행체 주변의 영상을 촬영하는 카메라; 및 상기 카메라를 회전시키는 카메라 구동모터를 포함할 수 있다.

상기 영상 촬영부는 상기 카메라 구동모터를 통해 카메라를 자체로 회전하여 비행중 진행 방향과 다른 방향에 대한 영상을 촬영할 수 있다.

상기 영상 촬영부는 상기 비행 모듈부의 하부에 연결되며, 외란에 의해 비행체가 움직이면 중력에 의해 안정화 상태가 되도록 기설정된 무게를 초과하는 중량을 가질 수 있다.

본 명세서의 실시 예들은 양력을 얻기 위한 프로펠러와 위치이동을 위한 프로펠러를 구분 적용하여 빠른 위치이동이 가능하도록 하면서, 공간적으로 부피를 대폭 줄인 축소된 형태로 이루어져, 주변 사물이나 비행체와의 간섭과 좁은 작전 또는 탐사 지형에 유리할 수 있다.

본 명세서의 실시 예들은, 카메라의 상대적으로 무거운 구성품의 중량을 이용하여, 이동 간, 충돌 간에 관성을 이용해 본래 위치로 돌아가도록 하여 상시 프로펠러를 작동하여 자세제어를 하던 기존 타입에 비해 소모전력 측면에서 유리할 수 있다.

본 명세서의 실시 예들은 종래의 소형 비행체와 달리 부피를 최소화하여 좁은 지역에서 운용할 수 있다.

본 명세서의 실시 예들은 양력 발생을 위한 프로펠러 및 위치 이동을 위한 프로펠러를 각각 적용하여 빠르게 방향을 전환하여 위치를 이동할 수 있다.

본 명세서의 실시 예들은 보호망 또는 방호용 브래킷트를 적용하여 나뭇가지, 철사와 같은 돌출물에 손상을 입지 않을 수 있다.

본 명세서의 실시 예들은 마이크로프로세서의 위치 제어 알고리즘 외에 무게 중심에 의한 구조적 자세 제어가 가능하므로, 연속 비행이 가능하다.

본 명세서의 실시 예들은 무게 중심에 의한 구조적 자세제어가 가능하므로, 프로펠러 컨트롤에 많은 소모전력이 필요하지 않으므로 상대적으로 먼 거리를 비행할 수 있다.

도 1은 본 명세서의 일 실시 예에 따른 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치의 구성도이다.
도 2는 본 명세서의 일 실시 예에 따른 도 1의 비행 모듈부의 구성도이다.
도 3은 본 명세서의 일 실시 예에 따른 도 2의 비행 제어부의 구성도이다.
도 4 내지 도 6은 본 명세서의 일 실시 예에 따른 도 2의 비행 모터부의 구성도이다.
도 7은 본 명세서의 일 실시 예에 따른 도 1의 영상 촬영부의 구성도이다.
도 8은 본 명세서의 일 실시 예에 따른 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치의 동작에 대한 설명도이다.
도 9는 본 명세서의 일 실시 예에 따른 회전부에서의 제1 및 제2 회전링에 대한 설명도이다.
도 10 내지 도 11은 본 명세서의 실시 예들에 따른 제1 및 제2 회전링의 연결 구조에 대한 설명도이다.

이하, 본 명세서의 실시 예를 첨부된 도면을 참조하여 상세하게 설명한다.

실시 예를 설명함에 있어서 본 명세서가 속하는 기술 분야에 익히 알려져 있고 본 명세서와 직접적으로 관련이 없는 기술 내용에 대해서는 설명을 생략한다. 이는 불필요한 설명을 생략함으로써 본 명세서의 요지를 흐리지 않고 더욱 명확히 전달하기 위함이다.

마찬가지 이유로 첨부 도면에 있어서 일부 구성요소는 과장되거나 생략되거나 개략적으로 도시되었다. 또한, 각 구성요소의 크기는 실제 크기를 전적으로 반영하는 것이 아니다. 각 도면에서 동일한 또는 대응하는 구성요소에는 동일한 참조 번호를 부여하였다.

도 1은 본 명세서의 일 실시 예에 따른 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치의 구성도이다.

도 1에 도시된 바와 같이, 본 명세서의 일 실시 예에 따른 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치(100)는 회전부(110), 양력 발생부(120), 방향 전환부(130), 비행 모듈부(140), 영상 촬영부(150) 및 보호부(160)를 포함한다.

이하, 도 1의 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치(100)의 각 구성요소들의 구체적인 구성 및 동작을 설명한다.

회전부(110)는 제1 회전축(101)을 내측에 구비한다. 그리고 회전부(110)는 외란의 위도 및 경도 방향의 성분을 소산한다.

실시 예로, 회전부(110)는 외란의 위도 방향의 성분을 소산하는 제1 회전링(111) 및 제1 회전축(101)을 내측에 구비하고, 외란의 경도 방향의 성분을 소산하는 제2 회전링(112)을 포함할 수 있다. 여기서, 제1 및 제2 회전링(111 및 112)은 각각 회전하여 서로 직교 방향으로 연결될 수 있다.

회전부(110)는 외부 충격이나 외란이 발생하면, 제1 및 제2 회전링(111 및 112)의 상대 운동을 통해 외부 충격이나 외란에 의한 충격 에너지를 소산한다. 이때, 회전부(110)는 제1 및 제2 회전링(111 및 112)이 서로 직교한 형태로 연결되어 외란의 성분을 위도 방향 및 경도 방향으로 각각 분할하여 외부 충격이나 외란에 의한 충격 에너지를 소산시킬 수 있다.

여기서, 제2 회전링(112)은 내측용 회전링으로서, 외란의 위도 방향의 성분을 소산할 수 있다. 일례로 제2 회전링(112)의 재질은 경량화를 위해 CFRP(Carbon Fiber Reinforced Plastics) 또는 알루미늄으로 이루어질 수 있다.

제1 회전링(111)은 외측용 회전링으로서, 외란의 경도 방향의 성분을 소산할 수 있다. 일례로, 제1 회전링(111)의 재질은 경량화를 위해 CFRP(Carbon Fiber Reinforced Plastics) 또는 알루미늄으로 이루어질 수 있다.

회전부(110)에서는 회전링의 접촉 방식 및 충격량에 따라 내측에 베어링이 제1 및 제2 회전링(111 및 112) 사이에 추가될 수 있다.

양력 발생부(120)는 회전부(110)에 구비된 제1 회전축(101)을 중심으로 회전하여 비행체가 부양되도록 양력을 발생시킨다.

실시 예로, 양력 발생부(120)는 비행체의 요구 선회력에 따라 복수 개의 프로펠러를 구비할 수 있다.

일례로, 양력 발생부(120)는 적어도 하나의 양력용 프로펠러로 이루어질 수 있다. 양력용 프로펠러는 비행체의 양력을 발생하기 위해 필요하다. 여기서, 프로펠러의 숫자는 중량과 성능에 관계가 있다. 그러므로 프로펠러의 숫자는 단수 개에서 복수 개로 성능에 따라 변경이 될 수 있다.

방향 전환부(130)는 비행 모듈부(140)에 구비된 제2 회전축(102)과 연결된다. 방향 전환부(130)는 위치 이동을 위해 비행체의 방향을 전환시킨다.

일례로, 방향 전환부(130)는 적어도 하나의 위치 이동용 프로펠러로 이루어질 수 있다. 위치 이동용 프로펠러는 비행체의 방향 전환을 위해 필요하다.

비행 모듈부(140)는 제2 회전축(102)을 구비하고, 제1 회전축(101)과 연결되며, 비행체의 위치 및 자세와 영상 촬영을 제어한다. 비행 모듈부(140)는 비행체의 자세 제어 및 영상 촬영부(150)에 구비된 카메라의 제어, 모터의 구동, 배터리 등을 포함한다. 또한, 비행 모듈부(140)는 이러한 구성요소가 내측에 포함된 하우징으로 이루어질 수 있다.

영상 촬영부(150)는 비행 모듈부(140)와 연결되고, 주변의 영상을 촬영한다. 영상 촬영부(150)는 비행 장치의 핵심 부품으로서, 카메라를 통해 주변의 영상을 촬영하고, 그 촬영된 영상은 감시 또는 정찰에 이용될 수 있다.

보호부(160)는 회전부(110)의 외측에 위치한다. 보호부(160)는 회전부(110), 양력 발생부(120), 방향 전환부(130), 비행 모듈부(140) 및 영상 촬영부(150)를 보호한다. 보호부(160)는 양력을 발생하기 위한 개구부를 포함한다.

일례로, 보호부(160)는 보호망 또는 브래킷트로 이루어질 수 있다. 보호부(160)는 양력이 발생하기 위해서는 개구부를 구비한다. 예를 들어, 보호망은 10mm 이상의 원형 개구부를 포함하고 있다. 보호망은 직경 30mm 이상의 개구부를 가질 수 있다. 또한, 보호 성능에 따라 브래킷트로 대체될 수 있다.

도 2는 본 명세서의 일 실시 예에 따른 도 1의 비행 모듈부의 구성도이다.

도 2를 참조하면, 본 명세서의 일 실시 예에 따른 비행 모듈부(140)는 비행 제어부(141) 및 비행 모터부(142)를 포함한다.

이하, 도 2의 비행 모듈부(140)의 각 구성요소들의 구체적인 구성 및 동작을 설명한다.

비행 제어부(141)는 비행체의 자세 및 위치를 센싱한다. 그리고 비행 제어부(141)는 그 센싱된 비행체의 자세 및 위치를 기초로 하여 비행체의 자세 및 위치 제어, 주변 비행체와의 통신, 모터 구동 및 영상 촬영을 위한 신호를 처리할 수 있다.

구체적으로 살펴보면, 비행 제어부(141)는 비행체의 자세 센서(330) 및 자세 제어를 위한 신호를 처리한다. 비행 제어부(141)는 영상 촬영부(150)에 구비된 카메라의 신호를 처리한다. 비행 제어부(141)는 비행에 필요한 데이터를 저장한다. 비행 제어부(141)는 모터의 구동에 필요한 신호를 처리한다. 비행 제어부(141)는 주변 비행체와의 교신을 위한 RF 신호를 송수신할 수 있다. 비행 제어부(141)는 GPS(Global Positioning System) 또는 위치 인식을 위한 위치 인식 모듈을 내장하고 있다.

비행 제어부(141)는 포함되는 기능 모듈에 따라 여러 장의 형태로 스택(Stack)된 형태로 이루어질 수 있다.

한편, 비행 모터부(142)는 위치 검출 센서(450), 방향 전환용 모터(440) 및 베어링(430)을 포함한다. 예를 들어, 위치 검출 센서(450)는 엔코더, 홀센서, 리졸버 중에서 어느 하나의 구성으로 이루어질 수 있으며, 변경이 가능하다.

비행 모터부(142)는 방향 전환부(130)와 연결된 방향 전환용 모터(440)를 구비한다. 그리고 비행 모터부(142)는 구비된 방향 전환용 모터(440)를 구동시킨다. 여기서, 방향 전환용 모터(440)는 비가연성(Flameless) 모터로 이루어질 수 있다. 즉, 비행 모터부(142)는 방향 전환부(130)에 구비된 위치 이동용 프로펠러를 구동시킨다.

도 3은 본 명세서의 일 실시 예에 따른 도 2의 비행 제어부의 구성도이다.

도 3을 참조하면 본 명세서의 일 실시 예에 따른 도 2의 비행 제어부(141)는 거리 센서(310), 위치 센서(320), 자세 센서(330), 신호 송수신부(340), 모터 구동부(350), 신호 처리부(360) 및 데이터 저장부(370)를 포함한다.

이하, 도 3의 비행 제어부(141)의 각 구성요소들의 구체적인 구성 및 동작을 설명한다.

거리 센서(310)는 거리를 측정한다. 본 명세서의 실시 예에서, 거리 센서(310)는 주변 비행체와의 이격 거리를 측정한다. 거리 센서(310)는 주변 비행체와의 이격 거리를 측정하여, 서로 부딪히거나 충동하지 않도록 하기 위함이다.

위치 센서(320)는 비행체의 위치를 센싱한다. 위치 센서(320)는 GPS(Global Positioining System) 또는 위치 인식을 위한 위치 인식 모듈로 이루어질 수 있다.

위치 센서(320)는 현재 비행체의 위치를 파악하기 위함이다. 또한, 위치 센서(320)는 현재 비행체의 비행 위치를 전송하기 위함이다.

자세 센서(330)는 비행체의 속도 정보, 가속도 정보 및 자이로 정보 중 적어도 하나의 자세 정보를 센싱한다. 자세 센서(330)는 비행체의 자세 제어를 위해 필요한 자이로 정보, 속도, 가속도 정보 등을 센싱한다.

신호 송수신부(340)는 주변 비행체와의 통신을 통해 데이터 신호 또는 명령 신호를 송수신한다. 신호 송수신부(340)는 RF 신호를 송수신할 수 있다. 신호 송수신부(340)는 주변 비행체와의 통신 및 영상/명령 신호 전송, 교전 및 감시 명령 입수 및 전달을 주요 기능으로 수행한다.

모터 구동부(350)는 각 센서에서 센싱된 자세 정보의 전달 및 연산 기능을 수행하고, 비행 모터부(142)에 구비된 방향 전환용 모터(440)를 제어한다. 모터 구동부(350)는 모터 드라이버로 이루어질 수 있다. 즉, 모터 구동부(350)는 자세 제어를 위한 자세 정보 전달 및 연산. 모터 구동부(350)에 구비된 모터를 제어하기 위함이다.

신호 처리부(360)는 비행체의 자세 및 위치 제어, 주변 비행체와의 통신, 모터 구동 및 영상 촬영을 위한 신호를 처리한다.

신호 처리부(360)는 카메라 신호처리 및 전자식 뇌관의 점화 신호 전달, 자세 정보 연산, 프로펠러의 펄스폭 변조(PWM) 제어 등 각종 센서의 입력 신호를 분석할 수 있다. 또한, 신호 처리부(360)는 그 입력 신호를 연산할 수 있다.

한편, 데이터 저장부(370)는 비행체의 비행 및 영상 촬영과 관련된 데이터를 저장한다. 데이터 저장부(370)는 감시 정찰용 비행 장치(100)에서 수행된 감시 자료를 저장하거나 보관할 수 있다. 또한, 데이터 저장부(370)는 기본 비행경로를 저장할 수 있다.

변형 예에 따르면, 비행 제어부(141)의 구성부 중 해당 변형 예에 불필요한 기능 또는 구성부가 생략되거나, 일부 구성부가 통합될 수 있다.

도 4 내지 도 6은 본 명세서의 일 실시 예에 따른 도 2의 비행 모터부의 구성도이다.

도 4 내지 도 6을 참조하면 본 명세서의 일 실시 예에 따른 도 2의 비행 모터부(142)는 고정자 조립체(410), 회전자 조립체(420), 베어링(430), 방향 전환용 모터(440) 및 위치 검출 센서(450)를 포함한다.

이하, 도 4의 비행 모터부(142)의 각 구성요소들의 구체적인 구성 및 동작을 설명한다.

고정자 조립체(410)는 제1 회전축(101)과 연결된다.

회전자 조립체(420)는 고정자 조립체(410)의 외측에 연결되어 회전한다.

베어링(430)은 고정자 조립체(410) 및 상기 회전자 조립체(420) 사이에 위치한다. 그리고 베어링(430)은 회전자 조립체(420)의 회전마찰을 감소시킨다. 베어링(430)은 외측 하우징의 회전을 위해 마찰을 감소시킬 수 있다. 적용 베어링은 기본적으로 구름 베어링이다. 베어링(430)의 종류는 레이디얼 베어링임.

방향 전환용 모터(440)는 구비된 제2 회전축(102)을 통해 방향 전환부(130)와 연결된다. 방향 전환용 모터(440)는 비행체의 위치 이동을 위해 상기 방향 전환부(130)의 회전을 구동시킨다.

방향 전환용 모터(440)는 방향 전환부(130)에 연결된 프로펠러 및 위치 이동용의 회전운동을 위해 필요하다. 방향 전환용 모터(440)는 구동을 위해 기어, 감속기 등의 구조가 아닌 직구동 방식을 적용한다. 이는 경량화 설계를 위함이다.

위치 검출 센서(450)는 방향 전환용 모터(440)의 회전 및 회전각을 검출한다. 위치 검출 센서(450)는 방향 전환용 모터(440)의 회전 및 회전각 검출을 위해 이용된다. 또한, 위치 검출 센서(450)가 엔코더인 경우 절대 타입(Absolute Type)이 적용될 수 있다.

한편, 베어링(430), 방향 전환용 모터(440), 위치 검출 센서(450)를 하나씩만 적용하며, 경량화와 성능을 확보할 수 있다.

도 7은 본 명세서의 일 실시 예에 따른 도 1의 영상 촬영부의 구성도이다.

도 7을 참조하면 본 명세서의 일 실시 예에 따른 도 1의 영상 촬영부(150)는 배터리(710), 카메라 구동모터(720), 베어링(730) 및 카메라(740)를 포함한다.

이하, 도 7의 영상 촬영부(150)의 각 구성요소들의 구체적인 구성 및 동작을 설명한다.

배터리(710)는 비행체의 각 구성에 전원을 공급한다. 배터리(710)는 전력이 끊기지 않고 비행체의 비행 도중에 경로를 완주할 수 있는 전력을 공급한다.

카메라(740)는 비행체 주변의 영상을 촬영한다.

카메라 구동모터(720)는 카메라(740)를 회전시킨다. 즉, 카메라(740)는 카메라 구동모터(720)에 의해 회전된다. 예컨대, 카메라 구동모터(720)는 카메라(740)를 좌측 및 우측 175도의 각도로 회전시킨다. 그러면, 카메라(740)를 통해 촬영되는 영상을 통해 회전 감시가 가능하다.

영상 촬영부(150)는 카메라 구동모터(720)를 통해 카메라(740)를 자체로 회전하여 비행중 진행 방향과 다른 방향에 대한 영상을 촬영한다.

영상 촬영부(150)는 비행 모듈부(140)의 하부에 연결된다. 영상 촬영부(150)는 외란에 의해 비행체가 움직이면 중력에 의해 안정화 상태가 되도록 기설정된 무게를 초과하는 중량을 가질 수 있다.

변형 예에 따르면, 영상 촬영부(150)의 구성부 중 해당 변형 예에 불필요한 기능 또는 구성부가 생략되거나, 일부 구성부가 추가될 수 있다.

변형 예로, 영상 촬영부(150)는 내부에 비산체부(도면에 미도시)를 더 포함할 수 있다. 여기서, 비산체부는 신관, 장약, 다공층 및 원형자탄을 포함할 수 있다.

신관은 점화 신호에 따라 점화한다. 신관은 비행체의 비행 실패 및 작전상 파괴가 필요한 시점에 파괴를 위해 폭발물에 점화(Ignition)하는 상태이다.

장약은 신관에 의해 점화되면 화염을 생성하여 폭발한다. 즉, 장약은 화염을 생성하기 위한 기능을 수행한다.

다공층은 장약이 폭발하여 생성된 화염 경로 기능을 수행한다. 다공층은 장약 폭발에 따른 화염 경로 역할을 수행한다. 다공층은 폭발력을 증대시키기 위함이다.

원형자탄은 원형으로 이루어진 복수의 자탄을 포함한다. 그리고 원형자탄은 장약의 폭발에 의해 복수의 자탄이 주변으로 비산체가 발사되는 것과 같이 비산한다. 원형자탄은 폭발물의 폭발에 따라 피해력을 높이기 위해 적용될 수 있다. 원형자탄은 알루미늄 또는 CFRP 소재로 이루어질 수 있다.

도 8은 본 명세서의 일 실시 예에 따른 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치의 동작에 대한 설명도이다.

본 명세서의 일 실시 예에 따른 감시 정찰용 비행 장치(100)의 동작의 작동 메커니즘에 대해서 살펴보기로 한다.

감시 정찰용 비행 장치(100)는 외부 충격이나 외란을 받게 되면, 외부의 보호망(또는 다공층 개구부를 가진 외부 브래킷트), 제1 및 제2 회전링(111 및 112)이 포함된 회전부(110)는 충격 에너지를 소산하기 위해 상대 운동을 통해 에너지를 소산한다. 각 회전링(111 및 112)은 서로 직교한 형태로 접촉하여 외란의 성분을 분할하여 소산시킨다.

또한, 감시 정찰용 비행 장치(100)에 포함된 영상 촬영부(150)는 기설정된 중량을 초과하는 무거운 중량을 가진다. 이는 중량물을 아래쪽에 두어 비행체가 충격에 의해 움직일 시 중력에 의해 자동으로 안정 상태가 되도록 하기 위함이다. 또한, 제1 및 제2 회전링(111 및 112)의 접촉 방식 및 내 충격량에 따라 내측 베어링부(가 추가될 수 있다.

한편, 비행체의 방향 전환은 내측의 모터 구동부(350)에 의해 방향 전환이 가능하다. 이는 방향타(rudder)를 적용한 방식이나, 프로펠러의 속도 및 위상 제어에 의한 방향 전환보다 훨씬 빠른 속도로 전환할 수 있다. 여기서, 위치 이동용 프로펠러의 개수는 요구 선회력에 따라 복수 개로 이루어질 수 있다. 비행체의 방향 전환은 이동 모드에 따라 제어를 통해 기본적으로 16가지 모드가 가능하다.

영상 촬영부(150)는 내부에 구동 모터를 보유하여 영상 촬영부(150) 자체로 회전함으로써, 비행중 진행 방향과 다른 방향에 대한 영상을 촬영할 수 있다. 여기서, 영상 촬영부(150)의 내부에 포함된 비산체부는 폭발물로 변경 시 모터 사이로 신관 조립체를 삽입하여 작전 중 폭발물로 활용할 수 있다.

도 9는 본 명세서의 일 실시 예에 따른 회전부에서의 제1 및 제2 회전링에 대한 설명도이다.

도 9에 도시된 바와 같이, 회전부(110)는 가장 바깥의 외측부터 제1 슬롯 또는 제1 베어링부, 제1 회전링(111), 제2 슬롯 또는 제1 베어링부, 제2 회전링(112)으로 이루어진다.

여기서, 제1 및 제2 회전링(111 및 112)은 상대 회전이 가능하도록 핀(801) 등으로 고정될 수 있다.

도 10은 본 명세서의 실시 예들에 따른 제1 및 제2 회전링의 연결 구조에 대한 설명도이다.

도 10에 도시된 바와 같이, 제1 및 제2 회전링(111 및 112)은 상대 회전이 가능하도록 핀 으로 고정될 수 있다.

도 11에 도시된 바와 같이, 제1 및 제2 회전링(111 및 112)은 상대 회전이 가능하도록 내부 베어링(1101)으로 고정될 수 있다.

본 명세서가 속하는 기술분야의 통상의 지식을 가진 자는 본 명세서가 그 기술적 사상이나 필수적인 특징을 변경하지 않고서 다른 구체적인 형태로 실시될 수 있다는 것을 이해할 수 있을 것이다. 그러므로 이상에서 기술한 실시 예들은 모든 면에서 예시적인 것이며 한정적이 아닌 것으로 이해해야만 한다. 본 명세서의 범위는 상기 상세한 설명보다는 후술하는 특허청구의 범위에 의하여 나타내어지며, 특허청구의 범위의 의미 및 범위 그리고 그 균등 개념으로부터 도출되는 모든 변경 또는 변형된 형태가 본 명세서의 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 한다.

한편, 본 명세서와 도면에는 본 명세서의 바람직한 실시 예에 대하여 개시하였으며, 비록 특정 용어들이 사용되었으나, 이는 단지 본 명세서의 기술 내용을 쉽게 설명하고 발명의 이해를 돕기 위한 일반적인 의미에서 사용된 것이지, 본 명세서의 범위를 한정하고자 하는 것은 아니다. 여기에 개시된 실시 예 외에도 본 명세서의 기술적 사상에 바탕을 둔 다른 변형 예들이 실시 가능하다는 것은 본 명세서가 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 자명한 것이다.

100: 비행 장치
110: 회전부
120: 양력 발생부
130: 방향 전환부
140: 비행 모듈부
150: 영상 촬영부
160: 보호부
101: 제1 회전축
102: 제2 회전축
141: 비행 제어부
142: 비행 모터부
310: 거리 센서
320: 위치 센서
330: 자세 센서
340: 신호 송수신부
350: 모터 구동부
360: 신호 처리부
370: 데이터 저장부
410: 고정자 조립체
420: 회전자 조립체
430: 베어링
440: 방향 전환용 모터
450: 위치 검출 센서

Claims

제1 회전축을 내측에 구비하고, 외란의 위도 및 경도 방향의 성분을 소산하는 회전부;
상기 구비된 제1 회전축을 중심으로 회전하여 비행체가 부양되도록 양력을 발생시키는 양력 발생부;
제2 회전축을 구비하고, 상기 제1 회전축과 연결되며, 비행체의 위치 및 자세와 영상 촬영을 제어하는 비행 모듈부;
상기 비행 모듈부에 구비된 제2 회전축과 연결되고, 위치 이동을 위해 비행체의 방향을 전환시키는 방향 전환부; 및
상기 비행 모듈부와 연결되고, 주변의 영상을 촬영하는 영상 촬영부; 를 포함하고,
상기 비행 모듈부는
상기 방향 전환부와 연결된 방향 전환용 모터를 구비하고, 상기 구비된 방향 전환용 모터를 구동시키는 비행 모터부; 및
비행체의 자세 및 위치를 센싱하고, 비행체의 자세 및 위치 제어, 주변 비행체와의 통신, 모터 구동 및 영상 촬영을 위한 신호를 처리하는 비행 제어부;
를 포함하는 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치.
제1항에 있어서,
상기 회전부의 외측에 위치하고, 상기 회전부, 상기 양력 발생부, 상기 비행 모듈부, 상기 방향 전환부 및 영상 촬영부를 보호하고, 양력을 발생하기 위한 개구부를 포함하는 보호부
를 더 포함하는 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치.
제1항에 있어서,
상기 회전부는
외란의 위도 방향의 성분을 소산하는 제1 회전링; 및
제1 회전축을 내측에 구비하고, 외란의 경도 방향의 성분을 소산하는 제2 회전링을 포함하고,
상기 제1 및 제2 회전링은 각각 회전하여 서로 직교 방향으로 연결되는 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치.
제3항에 있어서,
상기 회전부는
외부 충격이나 외란이 발생하면, 상기 제1 및 제2 회전링의 상대 운동을 통해 외부 충격이나 외란에 의한 충격 에너지를 소산하되, 서로 직교한 형태로 연결되어 외란의 성분을 위도 방향 및 경도 방향으로 각각 분할하여 소산시키는 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치.
제3항에 있어서,
상기 회전부는
회전링의 접촉 방식 및 충격량에 따라 내측에 베어링이 상기 제1 및 제2 회전링 사이에 추가되는 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치.
제1항에 있어서,
상기 양력 발생부는
비행체의 요구 선회력에 따라 복수 개의 프로펠러를 구비하는 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치.
삭제
제1항에 있어서,
상기 비행 제어부는
주변 비행체와의 이격 거리를 측정하는 거리 센서;
비행체의 위치를 센싱하는 위치 센서;
비행체의 속도 정보, 가속도 정보 및 자이로 정보 중 적어도 하나의 자세 정보를 센싱하는 자세 센서;
상기 주변 비행체와의 통신을 통해 데이터 신호 또는 명령 신호를 송수신하기 위한 신호 송수신부;
상기 센싱된 자세 정보의 전달 및 연산 기능을 수행하고, 상기 구비된 방향 전환용 모터를 제어하는 모터 구동부;
비행체의 자세 및 위치 제어, 주변 비행체와의 통신, 모터 구동 및 영상 촬영을 위한 신호를 처리하는 신호 처리부; 및
비행체의 비행 및 영상 촬영과 관련된 데이터를 저장하는 데이터 저장부
를 포함하는 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치.
제1항에 있어서,
상기 비행 제어부는
외란의 위도 방향의 성분 또는 외란의 경도 방향의 성분이 발생하면 외란의 발생 방향을 센싱하고, 상기 센싱된 외란 발생 방향으로 상기 영상 촬영부를 회전시켜 상기 센싱된 외란 발생 방향의 영상을 상기 영상 촬영부를 통해 촬영하는 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치.
제1항에 있어서,
상기 비행 제어부는
외란의 위도 방향의 성분 또는 외란의 경도 방향의 성분이 발생하면, 외란의 발생 방향 및 비행체 위치를 센싱하고, 상기 센싱된 발생 방향 및 비행체 위치를 주변 비행체와의 통신을 통해 송신하는 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치.
제1항에 있어서,
상기 비행 모터부는
상기 제1 회전축과 연결되는 고정자 조립체;
상기 고정자 조립체의 외측에 연결되어 회전하는 회전자 조립체;
상기 고정자 조립체 및 상기 회전자 조립체 사이에 위치하고, 상기 회전자 조립체의 회전 마찰을 감소시키는 베어링;
상기 구비된 제2 회전축을 통해 상기 방향 전환부와 연결되고, 비행체의 위치 이동을 위해 상기 방향 전환부의 회전을 구동시키는 방향 전환용 모터; 및
상기 방향 전환용 모터의 회전 및 회전각을 검출하는 위치 검출 센서
를 더 포함하는 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치.
제1항에 있어서,
상기 영상 촬영부는
비행체의 각 구성에 전원을 공급하는 배터리;
비행체 주변의 영상을 촬영하는 카메라; 및
상기 카메라를 회전시키는 카메라 구동모터
를 포함하는 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치.
제12항에 있어서,
상기 영상 촬영부는
상기 카메라 구동모터를 통해 카메라를 자체로 회전하여 비행중 진행 방향과 다른 방향에 대한 영상을 촬영하는 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치.
제1항에 있어서,
상기 영상 촬영부는
상기 비행 모듈부의 하부에 연결되며, 외란에 의해 비행체가 움직이면 중력에 의해 안정화 상태가 되도록 기설정된 무게를 초과하는 중량을 가지는 외란 방호를 이용한 감시 정찰용 비행 장치.