KR101715136B1 - Vertical takeoff and landing unmanned aerial vehicle and position control method thereof - Google Patents

Vertical takeoff and landing unmanned aerial vehicle and position control method thereof Download PDF

Info

Publication number
KR101715136B1
KR101715136B1 KR1020150175398A KR20150175398A KR101715136B1 KR 101715136 B1 KR101715136 B1 KR 101715136B1 KR 1020150175398 A KR1020150175398 A KR 1020150175398A KR 20150175398 A KR20150175398 A KR 20150175398A KR 101715136 B1 KR101715136 B1 KR 101715136B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
base
axis
rotating part
disposed
posture
Prior art date
Application number
KR1020150175398A
Other languages
Korean (ko)
Other versions
KR20160070033A (en
Inventor
성명훈
장종태
한상혁
문성태
김도윤
김민지
최연주
김종철
공현철
황인희
Original Assignee
한국항공우주연구원
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 한국항공우주연구원 filed Critical 한국항공우주연구원
Publication of KR20160070033A publication Critical patent/KR20160070033A/en
Application granted granted Critical
Publication of KR101715136B1 publication Critical patent/KR101715136B1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
    • B64C39/024—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use of the remote controlled vehicle type, i.e. RPV
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/08—Helicopters with two or more rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/52—Tilting of rotor bodily relative to fuselage
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plant using steam, electricity, or spring force
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plant to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/02—Transmitting power from power plant to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the type of power plant
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B64C2201/021—
    • B64C2201/024—
    • B64D2700/62271—

Abstract

본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 무인기는 기체, 상기 기체의 좌측 및 우측에 대칭 배치되는 고정날개, 그리고 상기 고정날개의 전방 및 후방에 배치되고, 상기 기체의 자세제어가 필요할 경우, 선택적으로 구동되어 상기 기체를 롤 축, 피치 축 및 요우 축 중 어느 하나를 기준으로 미리 설정된 각도만큼 회전시켜 상기 기체의 자세제어를 수행하는 자세제어장치를 포함한다.
본 발명에 의하면, 고정날개의 전방 및 후방에 기체의 자세제어를 수행하는 복수의 자세제어장치를 배치함으로써, 고정날개에 고가의 틸팅 메커니즘이 적용된 별도의 조종면을 구비하지 않고, 신속하고 정확하게 기체의 자세제어를 수행함은 물론, 전체 구조를 단순화시켜 유지보수가 용이하고, 비용을 절감할 수 있다. 또한, 복수의 자세제어장치는 기체의 자세제어가 요구될 경우에만 선택적으로 구동되어, 에너지 효율을 극대화할 수 있다. The vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle according to an embodiment of the present invention includes a base, a fixed blade symmetrically disposed on the left and right sides of the base, and a plurality of vertical blades disposed forwardly and rearwardly of the fixed blade, And an attitude control device for performing attitude control of the gas by rotating the gas by a predetermined angle based on any one of a roll axis, a pitch axis and a yaw axis.
According to the present invention, by arranging a plurality of posture control devices for performing posture control of the gas on the front and rear sides of the fixed blade, it is possible to quickly and precisely Not only the attitude control but also the maintenance of the entire structure can be simplified and the cost can be reduced. In addition, the plurality of posture control devices are selectively driven only when the posture control of the gas is required, thereby maximizing the energy efficiency.

Description

수직 이착륙 무인기 및 이의 자세제어 방법{VERTICAL TAKEOFF AND LANDING UNMANNED AERIAL VEHICLE AND POSITION CONTROL METHOD THEREOF}TECHNICAL FIELD [0001] The present invention relates to a vertical takeoff / landing unmanned aerial vehicle (UAV)

본 발명은 복수의 프로펠러를 이용하여 고정날개의 조종면 기능을 대체하는 수직 이착륙 무인기 및 이의 자세제어 방법에 관한 것이다.BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle (UAV) and a posture control method thereof, which replace a control surface function of a fixed blade using a plurality of propellers.

일반적으로 사람이 타지 않고 무선전파의 유도에 의해서 비행하는 드론(drone)은 비행기와 같이 기체의 좌우에 평판형의 날개가 구비되는 고정익(翼) 드론과, 헬리콥터와 같이 기체의 둘레에 복수의 로터가 설치되는 회전익 드론으로 구분된다.Generally, a drone flying by induction of a radio wave without a human being is composed of a wing dron having a planar wing on the left and right sides of a base such as an airplane, and a plurality of rotors around the base such as a helicopter And a rotary iron dron to be installed.

고정익 드론은 도 4의 (a)에 도시된 바와 같이, 좌우측에 구비된 평판형의 날개를 통하여 양력을 발생시키고, 각 날개의 후방에는 틸트 메커니즘을 적용하여 상하 회동 가능한 조종면(control surface)(200)이 구비되어 비행 중 기체의 자세를 제어할 수 있다.As shown in FIG. 4 (a), the fixed-wing drones generate lifting force through planar wings provided on the left and right sides, and a tilting mechanism is applied to the rear of each wing to provide a control surface 200 ) Can be provided to control the posture of the gas during flight.

회전익 드론은 도 4의 (b)에 도시된 바와 같이, 기체의 둘레에 배치되어 회전되는 복수의 프로펠러를 통해 양력을 발생시키고, 복수의 프로펠러를 부분적으로 제어하여 비행을 제어할 수 있다.As shown in FIG. 4 (b), the rotor blade drones generate lifting force through a plurality of propellers rotated around the base body, and control the flight by partially controlling the plurality of propellers.

그러나 고정익 드론의 경우 기체의 좌우에 구비된 날개를 통하여 고속비행 및 장기비행이 가능하나, 수직 이착륙이 불가능하고, 조종면에 적용되는 틸트 메커니즘은 구조가 복잡하여 기체의 고장확률을 높임은 물론, 유지보수가 어렵고, 생산단가가 높아 고가의 비용이 발생되는 문제점이 있었다.However, the fixed-wing drones are capable of high-speed flight and long-term flight through the wings provided on the left and right sides of the gas, but vertical takeoff and landing is impossible and the tilt mechanism applied to the control surface has a complicated structure, There is a problem in that it is difficult to repair, and the production cost is high, resulting in an expensive cost.

또한, 회전익 드론의 경우 기체의 둘레에 구비된 복수의 로터를 통하여 양력을 발생시켜 수직 이착륙이 가능하고 기체의 자세제어가 용이하나, 비행속도가 매우 느리고, 비행시간이 짧으며, 비행을 유지하기 위해선 로터가 항시 회전상태를 유지하고 있어야만 하는 문제점이 있었다.In addition, in the case of the rotor blade drums, lift can be generated through a plurality of rotors provided around the gas to enable vertical takeoff and landing and easy control of the posture of the aircraft. However, the flying speed is very slow, the flying time is short, There has been a problem in that the rotor has to be kept in a constantly rotating state.

한국 등록특허공보 제10-0577757호Korean Patent Registration No. 10-0577757

본 발명은 전술한 바와 같은 문제점들을 해결하기 위해 창출된 것으로서, 본 발명이 해결하고자 하는 과제는 고정익과 회전익이 지닌 장점을 혼합하여 비행 시에는 고정날개를 이용하고, 비행 중 기체의 자세제어가 필요할 경우에만 자세제어장치를 선택적으로 구동시켜 신속하게 기체의 자세제어를 수행할 수 있는 수직 이착륙 무인기 및 수직 이착륙 무인기의 자세제어 방법을 제공하는 것이다.SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made to solve the above-mentioned problems, and it is an object of the present invention to solve the problems of the present invention by combining the advantages of a fixed wing and a flywheel, using a fixed wing during flight, And a control method of a posture of a vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle and a vertical take-off landing unmanned aerial vehicle capable of rapidly controlling the posture of a vehicle by selectively driving the posture control device.

상기한 과제를 달성하기 위한 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 무인기는, 기체, 상기 기체의 좌측 및 우측에 대칭 배치되는 고정날개, 그리고 상기 고정날개의 전방 및 후방에 배치되고, 상기 기체의 자세제어가 필요할 경우, 선택적으로 구동되어 상기 기체를 롤(roll) 축, 피치(pitch) 축 및 요우(yaw) 축 중 적어도 어느 하나를 기준으로 미리 설정된 각도만큼 회전시켜 상기 기체의 자세제어를 수행하는 자세제어장치를 포함한다.According to an aspect of the present invention, there is provided a vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle comprising a base, a fixed blade disposed symmetrically on the left and right sides of the base, and a vertical blade disposed on the front and rear of the fixed blade, When the control is required, the controller is selectively driven to rotate the base by a predetermined angle based on at least one of a roll axis, a pitch axis, and a yaw axis to perform attitude control of the base And an attitude control device.

또한, 상기 고정날개는 상기 기체의 우측에 배치된 제1 날개 및 상기 기체의 좌측에 배치된 제2 날개를 포함하고, 상기 자세제어장치는 상기 제1 날개의 전방에 배치되는 제1 회전부, 상기 제2 날개의 전방에 배치되는 제2 회전부, 상기 제2 날개의 후방에 배치되는 제3 회전부, 그리고 상기 제1 날개의 후방에 배치되는 제4 회전부를 포함한다.The fixed blade includes a first blade disposed on the right side of the base and a second blade disposed on the left side of the base. The posture controller includes a first rotating part disposed in front of the first blade, A second rotating part disposed at the front of the second wing, a third rotating part disposed at the rear of the second wing, and a fourth rotating part disposed at the rear of the first wing.

또한, 상기 제1 회전부, 상기 제2 회전부, 상기 제3 회전부 및 상기 제4 회전부는 각각 구동모터, 및 상기 구동모터에 결합되어 상기 구동모터의 구동에 따라 회전되는 프로펠러를 포함하고, 상기 구동모터 및 상기 프로펠러의 회전중심축은 상기 요우 축에 평행하게 배치된다.The first rotating part, the second rotating part, the third rotating part, and the fourth rotating part include a driving motor and a propeller coupled to the driving motor and rotated according to the driving of the driving motor, And the rotational center axis of the propeller is disposed parallel to the yaw axis.

또한, 상기 수직 이착륙 무인기는 상기 롤 축과 평행한 회전중심축을 가지도록 상기 기체의 후방에 배치되어 추력을 발생시키는 제5 회전부를 더 포함하고, 상기 자세제어장치는 상기 제5회전부의 좌측에 배치되고 상기 피치 축과 평행한 회전중심축을 가지는 제6 회전부, 그리고 상기 제5회전부의 우측에 배치되고 상기 제6회전부와 동일한 회전중심축을 가지는 제7 회전부를 더 포함한다.Further, the vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle further includes a fifth rotary part disposed at the rear of the base so as to have a rotation center axis parallel to the roll axis to generate thrust, and the posture control device is disposed on the left side of the fifth rotary part And a seventh rotary part having a rotation center axis parallel to the pitch axis and a seventh rotary part arranged on the right side of the fifth rotation part and having the same rotation center axis as the sixth rotation part.

또한, 상기 기체는 상기 제1 회전부 및 상기 제2 회전부가 회전될 경우, 피치각도가 상승하게 되고, 상기 제3 회전부 및 상기 제4 회전부가 회전될 경우, 피치각도가 하강하게 된다.In addition, when the first rotating portion and the second rotating portion are rotated, the base body is raised in pitch angle, and when the third rotating portion and the fourth rotating portion are rotated, the pitch angle is lowered.

또한, 상기 기체는 상기 제1 회전부 및 상기 제4 회전부가 회전될 경우, 상기 롤 축을 기준으로 상기 제1 날개가 들리게 되고, 상기 제2 회전부 및 상기 제3 회전부가 회전될 경우, 상기 롤 축을 기준으로 상기 제2 날개가 들리게 된다.When the first rotating portion and the fourth rotating portion are rotated, the first wing is heard on the basis of the roll axis, and when the second rotating portion and the third rotating portion are rotated, The second wing is heard.

또한, 상기 기체는 상기 제6 회전부가 회전될 경우, 상기 요우 축을 기준으로 시계방향으로 회전되고, 상기 제7 회전부가 회전될 경우, 상기 요우 축을 기준으로 반시계방향으로 회전된다.When the sixth rotary part is rotated, the base body is rotated in the clockwise direction with respect to the yaw axis. When the seventh rotary part is rotated, the base body is rotated in the counterclockwise direction with respect to the yaw axis.

본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 무인기의 자세제어 방법은 기체, 상기 기체의 좌측 및 우측에 대칭 배치되는 고정날개, 그리고 상기 고정날개의 전방 및 상기 고정날개의 후방에 배치되고, 상기 기체의 자세제어가 필요할 경우, 선택적으로 구동되어 상기 기체를 롤 축, 피치 축 및 요우 축 중 어느 하나를 기준으로 미리 설정된 각도만큼 회전시켜 상기 기체의 자세제어를 수행하는 자세제어장치를 포함하는 수직 이착륙 무인기의 자세제어 방법으로서, 상기 기체의 롤 축, 피치 축, 요우 축에 관한 각속도, 가속도 및 지자기를 이용하거나, 영상을 이용하여 상기 기체의 자세 값에 해당하는 롤 축, 피치 축, 요우 축에 관한 각도 값을 도출하는 단계, 상기 기체의 롤 축, 피치 축, 요우 축에 관한 목표 값을 입력하는 단계, 그리고 상기 상기 자세 값과 상기 목표 값을 비교하여 상기 자세제어장치를 선택적으로 구동시키는 단계를 포함한다.A method for controlling an attitude of a vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle according to an embodiment of the present invention includes: a step of controlling a position of a vertical take- And a posture control device that is selectively driven to perform posture control of the base by rotating the base by a predetermined angle based on any one of a roll axis, a pitch axis, and a yaw axis when control is required, As an attitude control method, an angle about a roll axis, a pitch axis, and a yaw axis corresponding to an attitude value of the base using an image, using an angular velocity, an acceleration and a geomagnetism about the roll axis, A pitch angle, a yaw axis, a target value for a roll axis, a pitch axis, and a yaw axis of the base body; Compared to group target value includes the step of selectively driving the posture control device.

또한, 상기 기체의 상기 자세 값과 상기 목표 값을 비교하여 상기 자세제어장치를 선택적으로 구동시키는 단계는, 이들 값이 서로 일치할 경우, 상기 자세제어장치의 작동을 보류한 후, 다시 상기 기체의 자세 값을 확인하며, 이들 값이 서로 불일치할 경우, 보상이 이루어져야 될 회전방향을 확인한 후, 상기 자세제어장치 중 일부를 선정하여 미리 설정된 시간 및 rpm으로 구동시켜, 상기 기체를 미리 설정된 각도만큼 회전시킨다.The step of selectively driving the posture control device by comparing the posture value of the base with the target value may be such that, when the values match, the operation of the posture control device is suspended, After determining the direction of rotation in which the compensation should be performed, selecting a part of the posture control device and driving it at a preset time and rpm to rotate the base by a preset angle .

본 발명에 의하면, 고정날개의 전방 및 후방에 기체의 자세제어를 수행하는 복수의 자세제어장치를 배치함으로써, 고정날개에 고가의 틸팅 메커니즘이 적용된 별도의 조종면을 구비하지 않고, 신속하고 정확하게 기체의 자세제어를 수행함은 물론, 전체 구조를 단순화시켜 유지보수가 용이하고, 비용을 절감할 수 있다.According to the present invention, by arranging a plurality of posture control devices for performing posture control of the gas on the front and rear sides of the fixed blade, it is possible to quickly and precisely Not only the attitude control but also the maintenance of the entire structure can be simplified and the cost can be reduced.

또한, 복수의 자세제어장치는 기체의 자세제어가 요구될 경우에만 선택적으로 구동되어, 에너지 효율을 극대화할 수 있다. In addition, the plurality of posture control devices are selectively driven only when the posture control of the gas is required, thereby maximizing the energy efficiency.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 무인기를 개략적으로 나타낸 도면이다.
도 2는 도 1의 "A"부분을 확대한 확대도이다.
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 무인기의 자세제어 방법을 나타낸 순서도이다.
도 4는 종래의 수직 이착륙 무인기를 개략적으로 나타낸 도면이다.1 is a schematic view of a vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle according to an embodiment of the present invention.
Fig. 2 is an enlarged view of the portion "A" in Fig.
3 is a flowchart illustrating a method of controlling an attitude of a vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle according to an embodiment of the present invention.
4 is a schematic view of a conventional vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle.

이하에서 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예를 상세히 설명한다.Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 무인기를 개략적으로 나타낸 도면이고, 도 2는 도 1의 "A"부분을 확대한 확대도이다. 참고로, 도 1에서 각각의 회전부를 기체 또는 날개에 연결하는 구성은 본 발명의 요지와는 무관하여 설명의 편의 상 도시 생략하였다.FIG. 1 is a schematic view of a vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle according to an embodiment of the present invention, and FIG. 2 is an enlarged view of the "A" portion of FIG. For reference, the configuration of connecting the rotating parts to the base or the blades in FIG. 1 is not shown for convenience of description, regardless of the gist of the present invention.

도 1을 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 무인기(100)(이하 '수직 이착륙 무인기(100)'라 함)는 기체(10)와 그 좌측 및 우측에 대칭 배치되는 고정날개(20)를 포함한다. 예컨대, 고정날개(20)는 비행방향(도 1 기준 좌상향)을 기준으로 기체(10)의 우측에 배치된 제1 날개(21) 및 기체(10)의 좌측에 배치된 제2 날개(23)를 포함할 수 있다.1, a vertical take-off and landing / unmanned aerial vehicle 100 according to an embodiment of the present invention includes a base 10 and a stationary blade 20 disposed symmetrically on the left and right sides thereof ). For example, the fixed blade 20 includes a first blade 21 disposed on the right side of the base 10 and a second blade 23 disposed on the left side of the base 10, ).

또한, 본 수직 이착륙 무인기(100)는 비행 중 기체(10)의 자세를 제어하는 자세제어장치(30; 31, 32, 33, 34, 36, 37)를 포함한다.The vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle 100 also includes an attitude control device 30 (31, 32, 33, 34, 36, 37) for controlling the attitude of the base 10 during flight.

자세제어장치(30)는 고정날개(20)의 전, 후방에 배치되어, 기체(10)의 자세제어가 필요할 경우, 선택적으로 필요한 회전수와 시간동안 회전시켜 롤(roll) 축, 피치(pitch) 축 및 요우(yaw) 축 중 적어도 어느 하나의 축으로 기체(10)의 자세제어를 수행한다. 이러한 자세제어장치(30)의 배치위치 및 수량은 기체(10)의 3축, 즉 롤 축, 피치 축 및 요우 축에 대한 충분한 모멘트를 방생시킬 수 있도록 정해질 수 있다.The posture control device 30 is disposed on the front and rear sides of the stationary vane 20 and when the posture of the base 10 is required to be controlled, ) Axis and a yaw axis of the base 10 to control the attitude of the base 10. The position and quantity of the posture control device 30 can be determined so as to generate sufficient moment for three axes of the base 10, that is, the roll axis, the pitch axis, and the yaw axis.

더 자세하게는, 자세제어장치(30)는 제1 날개(21)의 전방에 배치되는 제1 회전부(제1 프로펠러)(31), 제2 날개(23)의 전방에 배치되는 제2 회전부(제2 프로펠러)(32), 제2 날개(23)의 후방에 배치되는 제3 회전부(제3 프로펠러)(33), 그리고 제1 날개(21)의 후방에 배치되는 제4 회전부(제4 프로펠러)(34)를 포함할 수 있다. 즉, 자세제어장치(30)는 각 고정날개(20)의 전방 및 후방에 각각 배치되되, 기체(10)를 중심으로 좌, 우가 서로 대칭되도록 배치되어 선택적인 구동을 통해 기체(10)의 롤 축, 피치 축 및 요우 축 방향의 모멘트를 상호 보상할 수 있다.More specifically, the posture control device 30 includes a first rotating part (first propeller) 31 disposed in front of the first wing 21, a second rotating part (first propeller) 31 disposed in front of the second wing 23 A third rotating part (third propeller) 33 disposed at the rear of the second wing 23 and a fourth rotating part (fourth propeller) disposed at the rear of the first wing 21, (34). That is, the posture control device 30 is disposed in front of and behind the respective fixed vanes 20, and is arranged so that the left and right sides are symmetrical with respect to the base 10 as a center, The moments in the axis, the pitch axis and the yaw axis direction can be mutually compensated.

이들 프로펠러의 개수와 배치는 3축에 대해 충분한 모멘트(ㅁM)를 발생시킬 수 있어야 하는데, 본 실시예에서 롤, 피치, 요우 방향의 3축의 자세제어를 위한 모멘트 평형식은 아래와 같으며, 각각의 프로펠러는 개별적으로 제어될 수 있다.The number and arrangement of these propellers should be such as to generate a sufficient moment (M) for the three axes. In the present embodiment, the moment balance equations for attitude control of the three axes of roll, pitch and yaw directions are as follows The propellers can be controlled individually.

<수학식 1>&Quot; (1) &quot;

Figure 112015120783113-pat00001
Figure 112015120783113-pat00001

(여기서, 아래 점차 1은 제1 프로펠러, 2는 제2 프로펠러, 3은 제3 프로펠러, 4는 제4 프로펠러, 6은 제6 프로펠러, 7은 제7 프로펠러를 각각 나타낸다.)(Where 1 denotes the first propeller, 2 denotes the second propeller, 3 denotes the third propeller, 4 denotes the fourth propeller, 6 denotes the sixth propeller, and 7 denotes the seventh propeller.)

또한, 각각의 자세제어장치(30)는 도 2에 도시된 바와 같이, 구동모터(30a) 및 구동모터(30a)에 결합되어 구동모터(30a)의 구동에 따라 회전되는 프로펠러(30b)를 포함할 수 있다. 이때, 각 구동모터(30a) 및 프로펠러(30b)의 회전충심축(RA)은 요우 축에 평행하게 배치될 수 있다. 즉, 자세제어장치(30)는 회전 시 기체(10)에 양력을 발생시킬 수 있도록 수직 배치될 수 있다.Each of the posture control devices 30 includes a driving motor 30a and a propeller 30b coupled to the driving motor 30a and rotated according to the driving of the driving motor 30a, can do. At this time, the rotational center axis RA of each driving motor 30a and the propeller 30b may be arranged parallel to the yaw axis. That is, the posture control device 30 can be vertically arranged so as to generate lifting force on the base 10 during rotation.

한편, 본 수직 이착륙 무인기(100)는 추력을 발생시키는 제5 회전부(35)를 더 포함할 수 있다.Meanwhile, the vertical take-off and landing UAV 100 may further include a fifth rotary part 35 for generating thrust.

제5 회전부(35)는 롤 축과 평행한 회전충심축(RA)을 가지도록 기체(10)의 후방에 배치되어 추력을 발생시킬 수 있다. 예시적으로, 제5 회전부(35)는 기체(10)의 후방뿐만 아니라 제1 날개(21) 및 제2 날개(23)에도 각각 적용될 수 있다.The fifth rotary part 35 is disposed behind the base 10 so as to have a rotary pivot axis RA parallel to the roll axis to generate thrust. Illustratively, the fifth rotary part 35 can be applied to the first wing 21 and the second wing 23 as well as to the rear of the base 10, respectively.

또한, 자세제어장치(30)는 요우 축 방향의 모멘트 발생을 더 용이하게 할 수 있도록, 제5회전부의 좌측에 배치되는 제6 회전부(36) 및 제5회전부의 우측에 배치되는 제7 회전부(37)를 더 포함할 수 있다. 제6 회전부(36) 및 제7 회전부(37)는 기체(10)를 중심으로 서로 좌우 대칭 배치되고, 피치 축과 평행한 회전충심축(RA)을 가질 수 있다.The posture control device 30 further includes a sixth rotation part 36 disposed on the left side of the fifth rotation part and a seventh rotation part 36 disposed on the right side of the fifth rotation part so as to facilitate generation of a moment in the yaw axis direction 37). The sixth rotating portion 36 and the seventh rotating portion 37 may be arranged symmetrically with respect to each other about the base 10 and may have a rotating pivot axis RA parallel to the pitch axis.

상기한 자세제어장치(30)의 구동에 따른 기체(10)의 움직임을 살펴보면, 기체(10)는 각 자세제어장치(30)의 제1 회전부(31), 제2 회전부(32), 제3 회전부(33) 및 제4 회전부(34)가 동시에 회전될 경우에는 양력이 발생되어 수직방향으로 상승하고, 제5 회전부(35)가 회전될 경우에는 추력이 발생되어 전진비행을 수행할 수 있다.The body 10 is rotated by the first rotation part 31, the second rotation part 32, the third rotation part 32, and the third rotation part 32 of the posture control device 30, When the rotary part 33 and the fourth rotary part 34 are rotated at the same time, a lift force is generated to rise in the vertical direction, and when the fifth rotary part 35 is rotated, a thrust is generated to perform the forward flight.

또한, 기체(10)는 제1 회전부(31) 및 제2 회전부(32)가 회전될 경우에는 피치각도가 상승하여 피치 축을 기준으로 기체(10)의 전방이 들리게 되고, 제3 회전부(33) 및 제4 회전부(34)가 회전될 경우에는 피치각도가 하강하여 피치 축을 기준으로 후방이 들리게 된다.When the first rotating part 31 and the second rotating part 32 are rotated, the pitch angle of the base 10 is raised so that the front of the base 10 can be heard on the basis of the pitch axis, and the third rotating part 33, And the fourth rotation unit 34 are rotated, the pitch angle is lowered and the rear is heard with reference to the pitch axis.

또한, 기체(10)는 제1 회전부(31) 및 제4 회전부(34)가 회전될 경우에는 기체(10)의 우측부위에만 양력이 발생되어 롤 축을 기준으로 기체(10)의 우측이 들리게 되고, 반대로 제2 회전부(32) 및 제3 회전부(33)가 회전될 경우에는 기체(10)의 좌측부위에만 양력이 발생되어 롤 축을 기준으로 기체(10)의 좌측이 들리게 된다.When the first rotating portion 31 and the fourth rotating portion 34 are rotated, lift is generated only in the right side portion of the base body 10 so that the right side of the base body 10 can be heard on the basis of the roll axis When the second rotating part 32 and the third rotating part 33 are rotated, lift is generated only in the left part of the base 10 so that the left side of the base 10 can be heard based on the roll axis.

또한, 기체(10)는 제6 회전부(36)가 회전될 경우에는 요우 축을 기준으로 시계방향(도 1 기준)으로 회전되고, 제7 회전부(37)가 회전될 경우에는 요우 축을 기준으로 반시계방향으로 회전될 수 있다.When the sixth rotating portion 36 is rotated, the base 10 is rotated in a clockwise direction (reference in FIG. 1) with respect to the yaw axis. When the seventh rotating portion 37 is rotated, Direction.

이하에서는 본 발명의 한 실시예에 따른 수직 이착륙 무인기(100)의 자세제어 방법에 대하여 설명한다.Hereinafter, a method of controlling the attitude of the UAV 100 according to an embodiment of the present invention will be described.

참고로, 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 무인기(100)의 자세제어 방법을 설명하기 위한 각 구성에 대해서는 설명의 편의상 본 수직 이착륙 무인기(100)를 설명하면서 사용한 도면부호를 동일하게 사용하기로 하고, 중복된 설명은 생략하기로 한다.For the sake of convenience, the vertical take-off and landing UAV 100 will be described with reference to the same reference numerals as used for describing the method for controlling the attitude of the vertical takeoff and landing unmanned aerial vehicle 100 according to the embodiment of the present invention And redundant description will be omitted.

도 3은 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 무인기(100)의 자세제어 방법을 나타낸 순서도이다.3 is a flowchart illustrating a method of controlling an attitude of a vertical takeoff and landing unmanned aerial vehicle 100 according to an embodiment of the present invention.

도 3을 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 무인기(100)의 자세제어 방법(이하 '수직 이착륙 무인기(100)의 자세제어 방법'이라 함)은 기체(10), 기체(10)의 좌측 및 우측에 대칭 배치되는 고정날개(20), 그리고 고정날개(20)의 전방 및 후방에 배치되고, 기체(10)의 자세제어가 필요할 경우, 선택적으로 소정의 회전수와 시간만큼 구동되어 기체(10)를 롤 축, 피치 축 및 요우 축 중 적어도 어느 하나를 기준으로 회전시켜 기체(10)의 자세제어를 수행하는 자세제어장치(30)를 포함하는 수직 이착륙 무인기(100)의 자세제어 방법이다.3, the method for controlling the attitude of the vertical take-off and landing UAV 100 according to the embodiment of the present invention (hereinafter referred to as a method for controlling the attitude of the UAV 100) And fixed wings 20 disposed symmetrically on the left and right sides of the fixed blade 20 and are selectively driven for a predetermined number of revolutions and for a time when the attitude control of the base 10 is required The posture control device 30 that rotates the base 10 with respect to at least one of the roll axis, the pitch axis, and the yaw axis to perform posture control of the base 10, Method.

먼저, 본 발명에 따른 자세제어 방법은, 자이로 센서, 가속도 센서 및 지자기 센서 또는 경우에 따라 영상으로 확인 가능한 가시광선, 초음파, 레이저 등의 전자기파 센서를 이용하여 기체(10)의 자세 값을 획득한다(S110). 즉, 본 발명에 따른 자세제어 방법은, 기체(10)의 롤 축, 피치 축, 요우 축에 관한 각속도, 가속도 및 지자기를 이용하거나, 경우에 따라 영상을 이용하여 기체(10)의 자세 값에 해당하는 기체(10)의 롤 축, 피치 축, 요우 축에 관한 각도 값을 도출한다.The attitude control method according to the present invention acquires attitude values of the base 10 using a gyro sensor, an acceleration sensor and a geomagnetic sensor, or an electromagnetic wave sensor such as a visible ray, an ultrasonic wave, or a laser, (S110). In other words, the posture control method according to the present invention is a method of controlling the posture of the base 10 by using the roll axis, the pitch axis, the angular velocity about the yaw axis, the acceleration and the geomagnetism of the base 10, The pitch angle, and the yaw axis of the corresponding base body 10 are derived.

다음, 기체(10)의 롤 축, 피치 축, 요우 축에 관한 목표 값(target attitude)을 입력한다(S120). 즉, 제어부는 기체(10)의 롤 축, 피치 축 및 요우 축의 각 각도 값이 도출되면, 현재 비행 상태 및 주변 환경조건 등에 따라 기체(10)가 유지하고자 하는 롤 축, 피치 축, 요우 축에 관한 소정의 목표 값을 입력한다.Next, a target attitude about the roll axis, the pitch axis, and the yaw axis of the base 10 is input (S120). That is, when the angular values of the roll axis, the pitch axis and the yaw axis of the base 10 are derived, the controller controls the roll axis, the pitch axis, and the yaw axis to be held by the base 10 according to the current flying state, Is input.

마지막으로, 기체(10)의 롤 축, 피치 축, 요우 축에 관한 각도 값을 기체(10)의 롤 축, 피치 축, 요우 축에 관한 목표 값과 비교한다(S130).Finally, the angular values of the roll 10, the pitch axis, and the yaw axis of the base 10 are compared with the target values of the roll axis, the pitch axis, and the yaw axis of the base 10 (S130).

이때, 제어부는 현재 기체(10)의 자세 값과 입력된 목표 값을 서로 비교하여, 이들이 서로 일치할 경우에는 자세제어장치(30)의 작동을 보류한 후, 다시 기체(10)의 자세 값을 확인하는 과정을 수행한다.At this time, the control unit compares the posture value of the current body 10 with the input target value, and if the two match, the posture control unit 30 is suspended, and then the posture value of the body 10 is again stored And performs the checking process.

반대로, 제어부는 기체(10)의 자세 값과 목표 값이 서로 일치하지 않을 경우에는 보상이 이루어지도록 가동할 자세제어장치(30)를 선정하고 미리 설정된 시간 및 rpm으로 구동시킨다(S140).On the contrary, if the posture value of the base 10 and the target value do not coincide with each other, the controller selects the posture control device 30 to be operated so that compensation is performed, and drives the posture control device 30 at a preset time and rpm (S140).

이처럼 본 발명에 의하면, 고정날개(20)의 전방 및 후방에 기체(10)의 자세제어를 수행하는 복수의 자세제어장치(30)를 배치함으로써, 고정날개(20)에 고가의 틸팅 메커니즘이 적용된 별도의 조종면을 구비하지 않고, 신속하고 정확하게 기체(10)의 자세제어를 수행함은 물론, 전체 구조를 단순화시켜 유지보수가 용이하고, 비용을 절감할 수 있다.As described above, according to the present invention, by arranging the plurality of posture control devices 30 that perform the posture control of the base body 10 in front of and behind the fixed blade 20, It is possible to perform the posture control of the base body 10 quickly and accurately without any separate control surface, and to simplify the entire structure to facilitate maintenance and cost reduction.

또한, 복수의 자세제어장치(30)는 기체(10)의 자세제어가 요구될 경우에만 선택적으로 구동되어, 에너지 효율을 극대화할 수 있다. Further, the plurality of attitude control devices 30 are selectively driven only when the attitude control of the base 10 is required, thereby maximizing the energy efficiency.

이상에서 본 발명의 실시예를 설명하였으나, 본 발명의 권리범위는 이에 한정되지 아니하며 본 발명의 실시예로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 용이하게 변경되어 균등한 것으로 인정되는 범위의 모든 변경 및 수정을 포함한다.While the present invention has been particularly shown and described with reference to exemplary embodiments, it is to be understood that the invention is not limited to the disclosed exemplary embodiments, but, on the contrary, And all changes and modifications to the scope of the invention.

100. 수직 이착륙 무인기
10. 기체
20. 고정날개
21. 제1 날개 23. 제2 날개
30. 자세제어장치
30a. 구동모터 30b. 프로펠러
31. 제1 회전부 32. 제2 회전부
33. 제3 회전부 34. 제4 회전부
35. 제5 회전부 36. 제6 회전부
37. 제7 회전부
RA. 회전중심축
x. 롤 축
y. 피치 축
z. 요우 축100. Vertical takeoff and landing UAV
10. Gas
20. Fixed blade
21. First wing 23. Second wing
30. Attitude control device
30a. Drive motor 30b. prop
31. First rotating part 32. Second rotating part
33. Third rotating part 34. Fourth rotating part
35. Fifth rotating part 36. Sixth rotating part
37th seventh revolving portion
RA. Axis of rotation
x. Roll axis
y. Pitch axis
z. Yaw axis

Claims (9)

기체,
상기 기체의 우측에 배치된 제1 날개 및 상기 기체의 좌측에 배치된 제2 날개를 포함하는 고정날개, 그리고
상기 고정날개의 전방 및 후방에 배치되고, 상기 기체의 자세제어가 필요할 경우, 선택적으로 구동되어 상기 기체를 롤(roll) 축, 피치(pitch) 축 및 요우(yaw) 축 중 어느 하나를 기준으로 미리 설정된 각도만큼 회전시켜 상기 기체의 자세제어를 수행하는 자세제어장치
를 포함하고,
상기 자세제어장치는
상기 제1 날개의 전방에 배치되는 제1 회전부,
상기 제2 날개의 전방에 배치되는 제2 회전부,
상기 제2 날개의 후방에 배치되는 제3 회전부,
상기 제1 날개의 후방에 배치되는 제4 회전부,
상기 기체의 후방에 배치되어 상기 롤 축과 평행한 회전중심축을 가지는 제5 회전부,
상기 제5회전부의 좌측에 배치되어 상기 피치 축과 평행한 회전중심축을 가지는 제6 회전부, 그리고
상기 제5회전부의 우측에 배치되어 상기 제6회전부와 동일한 회전중심축을 가지는 제7 회전부를 구비하여,
상기 기체의 비행 시에는, 상기 제5 회전부를 제어하여 추력을 발생시키고,
상기 기체의 롤 또는 피치 제어 시에는, 상기 제1 내지 제4 회전부 중 적어도 하나를 제어하여 상기 기체의 자세를 제어하며,
상기 기체의 요우 제어 시에는, 상기 제6 회전부 또는 상기 제7 회전부를 제어하여 상기 기체의 자세를 제어하는 수직 이착륙 무인기.gas,
A fixed blade including a first wing disposed on the right side of the base and a second wing disposed on the left side of the base,
And a control unit that is disposed in front of and behind the fixed vane and is selectively driven to control the attitude of the base on one of a roll axis, a pitch axis, and a yaw axis, A posture control device for performing posture control of the base body by rotating it by a predetermined angle
Lt; / RTI &gt;
The posture control device
A first rotating part disposed in front of the first wing,
A second rotating part disposed in front of the second wing,
A third rotating part disposed behind the second blade,
A fourth rotating part disposed behind the first wing,
A fifth rotating part disposed behind the base and having a rotation center axis parallel to the roll axis,
A sixth rotating part disposed on the left side of the fifth rotating part and having a rotation center axis parallel to the pitch axis, and
And a seventh rotary part disposed on the right side of the fifth rotary part and having the same rotation center axis as the sixth rotary part,
Wherein when the vehicle is in flight, the thrust is generated by controlling the fifth rotary part,
Controlling at least one of the first to fourth rotating parts to control the attitude of the base during the roll or pitch control of the base,
Wherein the control unit controls the sixth rotation unit or the seventh rotation unit to control the attitude of the base during yaw control of the base. 삭제delete 제1항에서,
상기 제1 회전부, 상기 제2 회전부, 상기 제3 회전부 및 상기 제4 회전부는 각각
구동모터, 및 상기 구동모터에 결합되어 상기 구동모터의 구동에 따라 회전되는 프로펠러를 포함하고,
상기 구동모터 및 상기 프로펠러의 회전중심축은 상기 요우 축에 평행하게 배치되는 수직 이착륙 무인기.The method of claim 1,
The first rotating part, the second rotating part, the third rotating part, and the fourth rotating part are
And a propeller coupled to the drive motor and rotated according to driving of the drive motor,
Wherein the rotational center axis of the driving motor and the propeller are arranged parallel to the yaw axis. 삭제delete 제1항에서,
상기 기체는
상기 제1 회전부 및 상기 제2 회전부가 회전될 경우, 피치각도가 상승하게되고,
상기 제3 회전부 및 상기 제4 회전부가 회전될 경우, 피치각도가 하강하게되는 수직 이착륙 무인기.The method of claim 1,
The gas
When the first rotating part and the second rotating part are rotated, the pitch angle is raised,
Wherein when the third rotating unit and the fourth rotating unit are rotated, the pitch angle is lowered. 제1항에서,
상기 기체는
상기 제1 회전부 및 상기 제4 회전부가 회전될 경우, 상기 롤 축을 기준으로 상기 제1 날개가 들리게 되고,
상기 제2 회전부 및 상기 제3 회전부가 회전될 경우, 상기 롤 축을 기준으로 상기 제2 날개가 들리게 되는 수직 이착륙 무인기.The method of claim 1,
The gas
Wherein when the first rotating part and the fourth rotating part are rotated, the first wing is heard on the basis of the roll axis,
And the second wing is heard on the basis of the roll axis when the second rotation unit and the third rotation unit are rotated. 제1항에서,
상기 기체는
상기 제6 회전부가 회전될 경우, 상기 요우 축을 기준으로 시계방향으로 회전되고,
상기 제7 회전부가 회전될 경우, 상기 요우 축을 기준으로 반시계방향으로 회전되는 수직 이착륙 무인기.The method of claim 1,
The gas
Wherein when the sixth rotation unit is rotated, the first rotation unit is rotated in the clockwise direction with respect to the yaw axis,
And is rotated counterclockwise with respect to the yaw axis when the seventh rotary unit is rotated. 기체, 상기 기체의 우측에 배치된 제1 날개 및 상기 기체의 좌측에 배치된 제2 날개를 포함하는 고정날개, 그리고 상기 고정날개의 전방 및 후방에 배치되고, 상기 기체의 자세제어가 필요할 경우, 선택적으로 구동되어 상기 기체를 롤(roll) 축, 피치(pitch) 축 및 요우(yaw) 축 중 어느 하나를 기준으로 미리 설정된 각도만큼 회전시켜 상기 기체의 자세제어를 수행하는 자세제어장치를 포함하고, 상기 자세제어장치는 상기 제1 날개의 전방에 배치되는 제1 회전부, 상기 제2 날개의 전방에 배치되는 제2 회전부, 상기 제2 날개의 후방에 배치되는 제3 회전부, 상기 제1 날개의 후방에 배치되는 제4 회전부, 상기 기체의 후방에 배치되어 상기 롤 축과 평행한 회전중심축을 가지는 제5 회전부, 상기 제5회전부의 좌측에 배치되어 상기 피치 축과 평행한 회전중심축을 가지는 제6 회전부, 그리고 상기 제5회전부의 우측에 배치되어 상기 제6회전부와 동일한 회전중심축을 가지는 제7 회전부를 구비하여, 상기 기체의 비행 시에는, 상기 제5 회전부를 제어하여 추력을 발생시키고, 상기 기체의 롤 또는 피치 제어 시에는, 상기 제1 내지 제4 회전부 중 적어도 하나를 제어하여 상기 기체의 자세를 제어하며, 상기 기체의 요우 제어 시에는, 상기 제6 회전부 또는 상기 제7 회전부를 제어하여 상기 기체의 자세를 제어하는 수직 이착륙 무인기의 자세제어 방법으로서,
상기 기체의 롤 축, 피치 축, 요우 축에 관한 각속도, 가속도 및 지자기를 이용하거나, 영상을 이용하여 상기 기체의 자세 값에 해당하는 롤 축, 피치 축, 요우 축에 관한 각도 값을 도출하는 단계,
상기 기체의 롤 축, 피치 축, 요우 축에 관한 목표 값을 입력하는 단계, 그리고
상기 기체의 상기 자세 값과 상기 목표 값을 비교하여 상기 자세제어장치를 선택적으로 구동시키는 단계
를 포함하는 수직 이착륙 무인기의 자세제어 방법.A fixed blade including a base, a first blade disposed on the right side of the base, and a second blade disposed on the left side of the base, and a second blade disposed on the front and rear of the fixed blade, And an attitude control device that is selectively driven to rotate the base by a predetermined angle based on any one of a roll axis, a pitch axis, and a yaw axis to perform an attitude control of the base body , The posture control device includes a first rotating part disposed in front of the first wing, a second rotating part disposed in front of the second wing, a third rotating part disposed in the rear of the second wing, A fifth rotating part disposed at a rear side of the base and having a rotation center axis parallel to the roll axis, a fourth rotation part disposed at the left side of the fifth rotation part and parallel to the pitch axis, And a seventh rotating part disposed on the right side of the fifth rotating part and having the same rotation center axis as that of the sixth rotating part to control the fifth rotating part to generate a thrust And controls at least one of the first to fourth rotating parts to control the attitude of the base during the control of the roll or the pitch of the base, and when controlling the yaw of the base, the sixth rotating part or the seventh rotating part And controlling the posture of the base body by controlling the posture of the aircraft,
A step of deriving an angle value relating to a roll axis, a pitch axis, and a yaw axis corresponding to the posture value of the gas using the roll axis, the pitch axis, the angular velocity about the yaw axis, the acceleration and the geomagnetism of the base, ,
A target value relating to the roll axis, the pitch axis, and the yaw axis of the base body;
A step of selectively driving the posture control device by comparing the posture value of the base with the target value
Wherein the method comprises the steps of: 제8항에서,
상기 기체의 상기 자세 값과 상기 목표 값을 비교하여 상기 자세제어장치를 선택적으로 구동시키는 단계는
이들 값이 서로 일치할 경우, 상기 자세제어장치의 작동을 보류한 후, 다시 상기 기체의 자세 값을 확인하며,
이들 값이 서로 불일치할 경우, 보상이 이루어져야 될 회전방향을 확인한 후, 상기 자세제어장치 중 일부를 선정하여 미리 설정된 시간 및 rpm으로 구동시켜, 상기 기체를 미리 설정된 각도만큼 회전시키는 수직 이착륙 무인기의 자세제어 방법.9. The method of claim 8,
The step of selectively driving the posture control device by comparing the posture value of the base body and the target value
If the values agree with each other, after the operation of the posture control apparatus is suspended, the posture value of the base body is confirmed again,
When the values are inconsistent with each other, after confirming the direction of rotation in which the compensation should be performed, a part of the posture control device is selected and driven at a predetermined time and rpm to rotate the base by a preset angle, Control method.
KR1020150175398A 2014-12-09 2015-12-09 Vertical takeoff and landing unmanned aerial vehicle and position control method thereof KR101715136B1 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020140175902 2014-12-09
KR20140175902 2014-12-09

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20160070033A KR20160070033A (en) 2016-06-17
KR101715136B1 true KR101715136B1 (en) 2017-03-13

Family

ID=56344020

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020150175399A KR101755278B1 (en) 2014-12-09 2015-12-09 Vertical takeoff and landing unmanned aerial vehicle having fixed wing, equipped with hybrid propeller system
KR1020150175398A KR101715136B1 (en) 2014-12-09 2015-12-09 Vertical takeoff and landing unmanned aerial vehicle and position control method thereof

Family Applications Before (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020150175399A KR101755278B1 (en) 2014-12-09 2015-12-09 Vertical takeoff and landing unmanned aerial vehicle having fixed wing, equipped with hybrid propeller system

Country Status (1)

Country Link
KR (2) KR101755278B1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20180010873A (en) * 2016-07-22 2018-01-31 엘지이노텍 주식회사 Drone and control method of the same
KR20230172927A (en) 2022-06-16 2023-12-26 백한영 Multi-rotor VTOL unmanned aerial vehicle with improved control

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102503684B1 (en) * 2016-06-24 2023-02-28 삼성전자주식회사 Electronic apparatus and operating method thereof
WO2018155739A1 (en) * 2017-02-24 2018-08-30 기술융합협동조합 Vertical take-off and landing aircraft and transition method therefor
KR102010964B1 (en) 2018-12-19 2019-08-16 (주)한국유에이브이 Vertical takeoff and landing type hybrid drones
KR102202426B1 (en) * 2019-08-26 2021-01-12 주식회사 한화 Apparatus and method for identifying the attitude and position of an aircraft
KR102241710B1 (en) 2019-12-20 2021-04-19 (주)온톨로지 Module type Unmanned Aerial Vehicle Capable of High Speed Movement

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2003137192A (en) * 2001-10-31 2003-05-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Vertical taking-off/landing craft
US20050178879A1 (en) 2004-01-15 2005-08-18 Youbin Mao VTOL tailsitter flying wing
JP2014520726A (en) * 2011-07-19 2014-08-25 ズィー．エアロ インコーポレイテッド Private aircraft

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES2275370B1 (en) * 2004-03-05 2008-05-01 Industria Helicat Y Alas Giratorias, S.L. METHOD OF OPERATION OF A CONVERTIBLE AIRCRAFT.
KR100577757B1 (en) 2004-11-30 2006-05-08 한국항공우주연구원 Multi angle joint plain flap for aerial vehicle
KR20140125222A (en) * 2013-04-18 2014-10-28 건국대학교 산학협력단 Unmanned air vehicles for performing vertical take-off and landing, and method of maneuverability flight of unmanned air vehicles

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2003137192A (en) * 2001-10-31 2003-05-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Vertical taking-off/landing craft
US20050178879A1 (en) 2004-01-15 2005-08-18 Youbin Mao VTOL tailsitter flying wing
JP2014520726A (en) * 2011-07-19 2014-08-25 ズィー．エアロ インコーポレイテッド Private aircraft

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20180010873A (en) * 2016-07-22 2018-01-31 엘지이노텍 주식회사 Drone and control method of the same
KR102574634B1 (en) 2016-07-22 2023-09-05 엘지이노텍 주식회사 Drone and control method of the same
KR20230172927A (en) 2022-06-16 2023-12-26 백한영 Multi-rotor VTOL unmanned aerial vehicle with improved control

Also Published As

Publication number Publication date
KR20160070033A (en) 2016-06-17
KR101755278B1 (en) 2017-07-07
KR20160070034A (en) 2016-06-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR101715136B1 (en) Vertical takeoff and landing unmanned aerial vehicle and position control method thereof
CN109606672B (en) Tilt rotor aircraft with a downwardly tiltable rear rotor
EP3098161B1 (en) Vertical take-off aircraft
US20180155019A1 (en) Tilt-prop aircraft
JP5676824B2 (en) Private aircraft
US20180215465A1 (en) Rotatable thruster aircraft with separate lift thrusters
JP2019517412A (en) Vertical take-off and landing winged aircraft with complementary angled rotors
CN110155320B (en) Anti-torque system for rotorcraft
WO2016109408A4 (en) Rotary wing vtol with fixed wing forward flight mode
KR20170135577A (en) Unmanned aerial vehicle with tilting and controllable pitch system
EP3368413B1 (en) Air vehicle and method and apparatus for control thereof
US11104415B2 (en) Propeller arrangement for an aircraft
US20210139138A1 (en) Methods and systems for reducing rotor acoustics of an aircraft
US20210403154A1 (en) Aircraft with tilting fan assemblies
KR20180116849A (en) Fixed wing drone using variable pitch propeller
EP3057866B1 (en) Coaxial rotor yaw control
US20200387170A1 (en) System and method for enhanced altitude control of an autogyro
US10654560B2 (en) Control surface transitioning for hybrid VTOL aircraft
EP3162708A1 (en) Air vehicle and method and apparatus for control thereof
EP3162709A1 (en) An air vehicle and imaging apparatus therefor
GB2545077B (en) Air Vehicle convertible between rotational and fixed-wing modes
WO2020183594A1 (en) Tailsitter aircraft
CN115107998A (en) Aircraft, aircraft control method and device and electronic equipment
JP2017213961A (en) Helicopter mounted with counter rotating rotor system

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
A302 Request for accelerated examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20200102

Year of fee payment: 4