KR101861506B1 - 비행체 시험장치 - Google Patents

Abstract

본 발명은 비행체 시험장치에 관한 것으로서, 본 발명에 따른 비행체 시험장치는 비행체를 수용하는 가이드부; 상기 가이드부에 수용된 비행체의 거동 특성 데이터를 측정하는 센서부;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 따르면, 충돌이나 추락으로 인한 위험을 사전에 차단한 상태로 제조사 또는 종류에 무관하게 다양한 비행체의 거동 특성을 정밀하게 측정하는 동시에 성능을 평가할 수 있는 범용 비행체 시험장치가 제공된다.

Description

비행체 시험장치{APPARATUS FOR TESTING FLYING OBJECT}

본 발명은 비행체 시험장치에 관한 것으로서, 실제 비행 환경과 동일한 환경 하에서 비행체의 거동특성을 정밀하게 측정하고, 성능을 평가할 수 있는 비행체 시험장치에 관한 것이다.

일반적으로 최근 다수의 블레이드를 회전시켜 수직 이착륙하는 비행체를 드론이라고 한다. 이러한 드론은 크기가 소형이라는 점, 가격대가 다양하다는 점, 비교적 조작이 쉽다는 점이 부각되면서, 군사용, 취미용, 산업용 등 다양한 목적으로 활용되고 있다.

이러한 트렌드에 따라, 국내 외에서 드론 시장이 급격히 증가하고 있으며, 드론을 연구하거나 생산하는 업체의 수도 증가하고 있다. 드론은 용도, 가격에 따라 형태, 크기, 구조의 스펙트럼이 매우 넓고, 그에 따라 비행 거동도 큰 차이를 보인다. 특히, 드론은 매우 민감하게 거동하므로, 드론은 양산 이전에 반드시 비행 거동을 특성하여야 한다.

종래에는, 개발 중인 드론의 성능을 평가하기 위해 드론을 시험 비행하는 경우 추락 또는 충돌 등으로부터 안전을 확보할 수 없었다. 아니라,

크기, 블레이드의 개수 등이 표준화되지 않은 드론 들의 성능을 평가하기 위해서는, 드론이 개발될 때마다 해당 드론에 적합한 성능 평가 장치도 별도로 개발해야 하는 등의 문제가 있었다.

한국특허공개공보 제10-2017-0021937호

따라서, 본 발명의 목적은 이와 같은 종래의 문제점을 해결하기 위한 것으로서, 충돌이나 추락으로 인한 위험을 사전에 차단한 상태로 비행체의 거동 특성을 정밀하게 측정하여 데이터를 확보하고, 확보된 데이터를 통하여 성능을 평가할 수 있는 비행체 시험장치를 제공함에 있다.

상기 목적은, 본 발명에 따라, 비행체를 수용하는 가이드부; 상기 가이드부에 수용된 비행체의 거동을 감지하는 센서부;를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체 시험장치에 의해 달성된다.

또한, 상기 가이드부는, 상기 비행체를 복수 개의 축을 중심으로 회동 가능한 상태로 고정하는 베이스; 상기 베이스를 둘러싸며, 상기 비행체의 3축 이동을 허용하는 커버부;를 포함할 수 있다.

또한, 상기 가이드부의 중량으로 인하여 상기 비행체에 가해지는 부하를 보상해주는 보상부를 더 포함할 수 있다.

또한, 상기 베이스는, 상기 비행체를 고정한 상태로 제1 회전축을 중심으로 회동 가능하게 설치되는 제1 지그; 제2 회전축을 중심으로 회동 가능하게 설치되는 제2 지그;를 포함하며, 상기 제1 회전축으로부터 연장되는 가상의 축과 상기 제2 회전축으로부터 연장되는 가상의 축은 서로 직교할 수 있다.

또한, 상기 커버부는, 공기가 유동할 수 있도록 다수의 관통홀이 형성되는 상단커버; 공기가 유동할 수 있도록 다수의 관통홀이 형성되며, 상기 상단커버와 분리 가능하게 결합되는 하단커버;를 포함할 수 있다.

또한, 상기 가이드부의 상단으로부터 연장되는 제1 케이블; 상기 가이드부의 하단으로부터 연장되는 제2 케이블; 상기 제1 케이블과 상기 제2 케이블 각각을 거치하는 거치부;를 더 포함할 수 있다.

또한, 상기 거치부는, 기초프레임; 상기 기초프레임 상에 설치되며, 각도 조절이 가능하도록 구성되는 지지부; 상기 지지부의 일단부로부터 연장되며, 상기 제1 케이블을 거치하는 제1 암; 상기 지지부의 타단부로부터 연장되며, 상기 제2 케이블을 거치하는 제2 암;을 포함하고, 상기 제1 암을 통과한 상기 제1 케이블의 단부와 상기 제2 암을 통과한 상기 제2 케이블의 단부는 서로 연결될 수 있다.

또한, 상기 지지부는, 상기 기초프레임 상에 설치되는 복수 개의 지지링크; 이웃하는 지지링크 사이에 설치되어 각도를 제어하는 각도조절부;를 포함하고, 상기 복수 개의 지지링크는, 상기 기초프레임 상에 회전 가능하게 설치되는 베이스링크; 상기 베이스링크에 회동 가능하게 설치되는 제1 링크; 상기 제1 링크에 회동 가능하게 설치되는 제2 링크;를 포함하며, 상기 제1 링크 또는 상기 제2 링크 중 적어도 하나는 길이 가변형 링크일 수 있다.

또한, 상기 제1 암은 상기 제2 링크의 단부에 회동 가능하게 설치되고, 상기 제2 암은 상기 제1 링크의 단부에 회동 가능하게 설치될 수 있다.

또한, 상기 거치부는, 상기 기초프레임의 하부 및 상기 제2 암의 하부에 각각 설치되며, 지면에 선택적으로 밀착될 수 있도록 구성되는 지면고정부를 더 포함할 수 있다.

본 발명에 따르면, 비행체가 3축 회동 및 이동이 가능하도록 함으로써, 비행체의 다양한 거동 특성을 측정하고 성능을 평가할 수 있는 비행체 시험장치가 제공된다.

또한, 표준화되지 않은 다양한 종류의 비행체를 대상으로 거동 특성을 측정하고, 성능을 평가할 수 있는 장점이 있다.

또한, 비행체에 자중(自重) 외의 부하가 걸리지 않도록 함으로써 실제 자유 비행 시와 동일한 조건 하에서 비행체의 비행 거동을 정밀하게 측정할 수 있다는 장점이 있다.

또한, 비행체를 둘러싸는 커버부를 통하여 외부 충격으로 인한 비행체의 파손 가능성을 사전에 차단할 수 있다.

또한, 커버부에 다수의 관통홀을 형성하여, 비행체 비행시 발생하는 공기 유동을 방해하지 않을 수 있다.

또한, 제1 케이블과 제2 케이블을 조절하여 가이드부의 최초 높이를 조절하는 방식을 통하여 비행체의 위치를 조절할 수 있다.

또한, 베이스 링크, 제1 링크, 제2 링크로 구성되는 지지링크 및 지지링크 사이에 각각 설치된 각도조절부를 조작하여 각 지지링크 간의 각도를 제어하는 방식으로 제1 암과 제2 암이 이루는 각도를 조절하는 방식으로 비행체의 위치를 조절할 수 있다.

또한, 제1 링크 또는 2 링크의 길이를 조절하는 방식으로 비행체의 위치를 조절할 수도 있다.

도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 비행체 시험장치의 개략적인 사시도이고,
도 2는 도 1의 비행체 시험장치의 측면도이고,
도 3은 도 1의 비행체 시험장치의 정면도이고,
도 4는 도 1의 비행체 시험장치의 가이드부의 변형례를 도시한 것이고,
도 5는 도 1의 비행체 시험장치의 베이스를 도시한 것이고,
도 6은 도 5의 비행체 시험장치의 베이스의 평면도이다.

본 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 설명하고자 한다.

그러나, 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.

제1, 제2 등과 같이 서수를 포함하는 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 상기 구성요소 들은 상기 용어들에 의해 한정되지는 않는다.

상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다.

예를 들어, 본 발명의 권리 범위를 벗어나지 않으면서 제2 구성요소는 제1 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제1 구성요소도 제2 구성요소로 명명될 수 있다.

및/또는 이라는 용어는 복수의 관련된 기재된 항목들의 조합 또는 복수의 관련된 기재된 항목들 중의 어느 항목을 포함한다.

어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어" 있다거나 "접속되어" 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다.

반면에, 어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "직접 연결되어" 있다거나 "직접 접속되어" 있다고 언급된 때에는, 중간에 다른 구성요소가 존재하지 않는 것으로 이해되어야 할 것이다.

본 출원에서 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.

이하, 첨부된 도면을 참조하여 실시예를 상세히 설명하되, 도면 부호에 관계없이 동일하거나 대응하는 구성 요소는 동일한 참조 번호를 부여하고 이에 대한 중복되는 설명은 생략하기로 한다.

이하, 첨부한 도면을 참조하여 본 발명의 일실시예에 따른 비행체 시험장치(100)에 대하여 상세하게 설명한다.

도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 비행체 시험장치의 개략적인 사시도이고, 도 2는 도 1의 비행체 시험장치의 측면도이고, 도 3은 도 1의 비행체 시험장치의 정면도이고, 도 4는 도 1의 비행체 시험장치의 가이드부의 변형례를 도시한 것이고, 도 5는 도 1의 비행체 시험장치의 베이스를 도시한 것이고ㅡ 도 6은 도 5의 비행체 시험장치의 베이스의 평면도이다.

도 1 내지 도 3을 참조하여 설명하면, 본원발명의 일실시예에 따른 비행체 시험장치(100)는 비행체의 거동 특성을 측정하고, 성능을 평가하기 위한 장치로서, 가이드부(110)와 센서부(120)와 정보 제공부(130)와 제1 케이블(140)과 제2 케이블(150)과 보상부(160)와 거치부(200)를 포함한다.

상기 가이드부(110)는 3축 방향의 자유회동을 허용한 상태로 시험 대상이 되는 비행체(D)를 고정하기 위한 구조물로서, 베이스(111)와 커버부(114)를 포함하여 구성된다.

도 5 및 도 6을 참조하면, 상기 베이스(111)는 비행체(D)와 결합하여 일체로 이동하며, 비행체(D)의 자유 회동을 가능하도록 복수 개의 회동축을 제공하는 것으로서, 제1 지그(112)와 제2 지그(113)를 포함한다.

상기 제1 지그(112)는 비행체(D)가 차지하는 면적보다 큰 내부 면적을 갖는 링(ring) 형태로 마련되며, 제1 지그(112)는 후술하는 제2 지그(113)로부터 회전 가능하게 장착된다.

제1 지그(112)의 외주면에는 제1 회전축(A₁)이 설치되며, 이때, 제1 회전축(A₁)은 비행체(D)의 몸체부와 동일 평면상에 설치된다.

한편, 제1 지그(112)에는 내주면을 따라서 복수 개의 연결부(118)가 중심 측으로 돌출 형성된다. 각 연결부(118)의 단부에는 고리형의 장착부(F)가 설치된다. 따라서, 비행체(D)는 각 날개부가 장착부(F)에 각각 체결되는 방식으로 고정된다.

여기서 날개부라 함은 비행체(D)의 중심에서 외측으로 또는 방사 방향으로 연장되어 형성되는 연장부 및 그 연장부에 배치되는 로터와 로터에 있는 블레이드를 통칭하여 정의하는 것이며, 실제적으로 연결부(118) 및 장착부(F)는 날개부의 연장부가 놓여서 고정될 수 있는 구조로 이루어지는 것이 바람직하다.

도5 및 도6에서는 비행체(D)가 6개의 날개부를 가지고 있고, 그에 맞게 연결부(118)도 6개가 있는 것이 도시되었으나, 그 수량은 이에만 한정되는 것은 아니며, 예를 들어 4개의 로터를 가지고 비행체의 경우에는 4개의 연결부(118)가 있는 지그가 제공될 수 있으며, 8개의 로터를 구비한 비행체의 경우에는 8개의 연결부(118)가 마련되어 각각의 연결부(118)가 비행체의 로터가 위치하는 날개부에 연결될 수 있다. 연결부의 수량은 시험대상이 되는 비행체의 날개부의 수량에 맞게 얼마든지 변경될 수 있다.

본 발명에서 장착부(F)가 수용홀이 형성되는 고리형상을 가지며, 상대적으로 길이가 긴 날개부의 경우에도, 장착부(F)로부터 외측으로 돌출되는 상태로 날개부의 장착이 가능하므로, 날개부의 길이에 상관 없이 다양한 크기의 비행체(D)의 성능을 시험할 수 있다.

상기 제2 지그(113)는 제1 지그(112)의 직경보다 큰 직경을 갖는 링 형태로 마련되며, 내부의 제1 지그(112)와의 사이에 제1 회전축(A₁)이 장착되어 제1 지그(112)가 회전 가능하게 장착된다.

제2 지그(113)의 외주면에는 제2 회전축(A₂)이 설치되며, 제2 지그(113)는 커버부(114) 상에 회전 가능하게 설치된다. 이때, 제2 회전축(A₂)으로부터 연장되는 가상의 축은 비행체(D)의 몸체부와 동일 평면상에 배치되되, 제2 회전축(A₂)으로부터 연장되는 가상의 축은 제1 회전축(A₁)으로부터 연장되는 가상의 축과는 직교하도록 한다.

따라서, 비행체(D)는 베이스(111)에 고정된 상태에서, 면방향과 평행하되 서로 직교하는 제1 회전축(A₁)과 제2 회전축(A₂)을 중심으로 2축 회전 가능하다.

상기 커버부(114)는 상술한 베이스를 둘러싸면서 내부의 비행체를 보호하기 위한 것으로서, 상단커버와 하단커버를 포함한다.

상기 상단커버(115)는 베이스(111)의 상부를 감싸면서 후술하는 하단커버(116)와 결합하며, 비행체(D)에서 발생하는 공기의 유동을 방해하지 않도록, 다수의 관통홀(H)을 형성한다.

상기 하단커버(116)는 베이스(111)의 하부를 감싸면서 상술한 상단커버(115)와 결합하며, 다수의 관통홀(H)을 형성한다.

한편, 본 발명에 있어서, 관통홀(H)이라고 함은 일체로 형성되는 커버부(114)에 관통시켜 형성되는 공간일 수도 있고, 또는, 본 실시예의 도면에서와 같이 프레임 형태 또는 뼈대 형태 또는 띠 형태의 구조물(119)이 교차하면서 형성되는 공간일 수도 있다. 다시 말해, 본 발명에서 관통홀(H)은 커버부(114)에 공기가 유동할 수 있도록 형성된 다수의 공간이라면 개수, 형태, 형성방법 등이 제한되는 것은 아니다.

따라서, 커버부(114)는 상단커버(115)와 하단커버(116)가 서로 결합되는 구조로 구성되며, 비행체(D)가 양력을 상실하여 추락하는 경우에 충격을 흡수하거나, 비행에 방해가 될 정도 크기의 이물이 진입하는 것을 방지할 수 있도록 강성이 있는 소재로 마련되는 것이 바람직하다.

또한, 본 실시예에서 커버부(114)의 형상은 구형태로 표현하였으나, 도 4에 도시된 바와 같이, 내부에 커버부(114) 및 베이스(111)를 수용할 수 있다면 제한되지 않고 비행체(D)의 크기, 형태 등을 고려하여 다양하게 설계될 수 있다.

상기 센서부(120)는 베이스(111)에 고정되어 커버부(114) 내에 수용된 상태의 시험 대상 비행체(D)의 거동을 상세하게 측정하기 위한 센서들로 구성된다.

본 실시예에서 센서부(120)는, 3축 방향의 회동 각속도, 각가속도, 추력, 이동속도, 이동가속도를 모두 측정하기 위하여, 가속도계(accelerometer), 자이로스코프(gyroscope), 자력계(magnetometer), 기압계(barometer) 등을 포함하여 구성된다.

커버부(114) 및 지그부(112, 113)를 구성하는 구성요소들 및 이에 장착된 센서부(120)가 비행체(D)의 회전하는 로터의 블레이드와 충돌하지 않도록 커버부(114) 및 지그부(112, 113)크기는 로터의 블레이드가 회동하는 반경을 고려하여 비행체(D)의 전체 크기보다 크게 형성되는 것이 바람직하다.

센서부(120)는 커버부(114)에 장착되거나 또는 지그부(112, 113)에 장착되거나, 더 나아가 비행체(D) 자체에 장착될 수 있음은 물론이다.

상기 정보 제공부(130)는 센서부(120)로부터 측정되는 비행체(D)의 거동 데이터를 종합적으로 분석하여, 사용자에게 제공하기 위한 것으로서, 산출부(131)와 디스플레이부(132)를 포함한다.

상기 산출부(131)는 센서부(120)로부터 측정된 데이터를 사용자에게 필요한 정보로 변환하기 위한 것으로서,

상기 디스플레이부(132)는 산출부(131)로부터 산출된 정보를 디스플레이 하기 위한 것으로서, 본 실시예에서는 산출부(131)와 유선으로 연결되는 모니터가 될 수도 있고, 필요에 따라서는 산출부(131)와 무선으로 연결되는 모바일 디바이스가 될 수도 있다.

상기 제1 케이블(140)은 커버부(114)가 비행체(D)로부터 발생하는 동력에 의하여 의도하지 않게 미리 설정된 지역을 벗어나는 것을 방지하기 위한 것으로서, 일단부가 커버부(114)의 상단에 연결된 상태로 상측으로 연장되어 후술하는 거치부의 제1 암(230)에 거치된 후 제2 케이블(150)과 연결된다.

한편, 제1 케이블(140)은 단부가 복수 개로 분할되고, 커버부(114)의 상측에 상호 이격되게 배열되는 다수의 고정고리(117)에 제1 케이블(140)의 분할된 부분이 각각 연결됨으로써, 제1 케이블(140)과 커버부(114) 사이에 힘이 안정적으로 전달될 수 있다.

상기 제2 케이블(150)은 커버부(114)가 비행체(D)로부터 발생하는 동력에 의하여 의도하지 않게 미리 설정된 지역을 벗어나는 것을 방지하기 위한 것으로서, 일단부가 커버부(114)의 하단에 연결된 상태로 하측으로 연장되어 후술하는 거치부(200)의 제2 암(240)에 거치된 후 제1 케이블(140)과 연결된다.

또한, 제2 케이블(150) 역시 단부가 복수 개로 분할되고, 커버부(114)의 하측에 상호 이격되게 배열되는 다수의 고정고리(117)에 제2 케이블(150)의 분할된 부분이 각각 연결됨으로써, 제2 케이블(115)과 커버부(114) 사이에 힘이 안정적으로 전달될 수 있다.

상술한 내용을 종합하면, 제1 케이블(140)과 제2 케이블(150)은 일단부가 복수 개로 분할되어 커버부(114)의 복수 개의 고정고리(117)에 각각 연결되고, 제1 암(230)과 제2 암(240)에 거치된 상태에서, 타단부가 서로 일체로 연결됨으로써 동시에 제어되는 구조로 구성된다.

상기 보상부(160)는 비행체(D)에 가해지는 부하를 최소화하여 무부하 환경을 제공하기 위한 구조물로서, 본 실시예에서는 제1 케이블(140)과 제2 케이블(150) 상에 장착되는 무게추로 구성된다.

즉, 비행체(D)는 가이드부(110)에 장착된 상태에서 거동 상태를 측정하는데, 가이드부(110)의 하중, 제1 케이블(140), 제2 케이블(150)에 의하여 가해지는 외력으로 인하여 비행체(D)에 불필요한 하중이 부가되므로, 본 실시예에서는 무부하의 자유 비행 환경 하에서 비행체(D)의 신뢰도 높은 성능 평가가 이루어질 수 있도록, 비행체(D)에 부하가 가해지는 방향과 반대방향으로의 중력이 작용하도록 무게추를 장착한다.

기본적으로 본 실시예에서 보상부(160)로 사용되는 무게추는, 가이드부(110)의 하중, 제2 케이블(150) 일부의 하중에 대응되는 무게를 갖도록 설정되나, 성능 평가 환경 및 비행체(D)에 실제로 가해지는 부하를 고려하여 가해지는 산출된 부하를 보상해줄 수 있는 무게를 갖도록 하는 것이 바람직하다.

상기 거치부(200)는 상술한 가이드부(110), 제1 케이블(140), 제2 케이블(150)을 거치하여 견고하게 지지하기 위한 기초 구조물로서, 기초프레임(210)과 지지부(220)와 제1 암(230)과 제2 암(240)과 고정력 인가부(260)와 지면고정부(270)와 이동바퀴(280)를 포함한다.

상기 기초프레임(210)은 후술하는 지지부(220), 제1 암(230), 제2 암(240)을 지지하기 위한 구조물이다.

상기 지지부(220)는 후술하는 제1 암(230)과 제2 암(240)을 지지하는 동시에, 제1 암(230)과 제2 암(240)의 방향 및 각도를 제어하기 위한 기초 구조물로서, 지지링크(221)와 각도조절부(225)를 포함한다.

상기 지지링크(221)는 복수 개로 링크로 마련되며, 이웃하는 어느 하나가 다른 하나에 대하여 회동 가능하도록 마련된다. 한편, 본 실시예에서 지지링크(221)는, 베이스링크(222), 제1 링크(223), 제2 링크(224)를 포함하는 것으로 설명하나, 지지링크(221)의 개수가 상술한 내용에 제한되는 것은 아니다.

상기 베이스 링크(222)는 지지링크(221) 중 최하단에 배치되는 것으로, 기초프레임(210) 상에 회동 가능하게 장착되며, 후술하는 제2 암(240)의 단부가 베이스 링크(222)에 회동 가능하게 연결된다. 한편, 베이스링크(222)는 기초프레임(210)으로부터 지면과 수직한 축에 대하여 회동 가능하게 설치된다.

상기 제1 링크(223)는 일단부는 베이스링크(222)에 회동 가능하게 연결되고, 타단부에는 제2 링크(224)가 회동 가능하게 연결된다.

상기 제2 링크(224)는 일단부는 제1 링크(223)에 회동 가능하게 연결되고, 타단부에는 후술하는 제1 암(230)이 회동 가능하게 연결된다.

한편, 본 발명에서 제1 암(230)과 제2 암(240)간의 간격, 각도 조절 등을 보다 용이하게 할 수 있도록, 제1 링크(223) 또는 제2 링크(224) 중 적어도 하나는 길이 가변형 링크인 텔레스코픽(telescopic) 링크로 구성되는 것이 바람직하며, 이하에서는 상대적으로 상측에 배치되는 제2 링크(224)가 텔레스코픽 링크인 것으로 설명한다.

상기 각도조절부(225)는 지지링크(221) 간의 각도를 조절하기 위한 구조물로서, 본 실시예에서 각도조절부(225)는 유압 실린더로 마련된다. 본 실시예에서 각도조절부(225)는 한 쌍으로 마련되며, 베이스링크(222)와 제1 링크(223) 사이 및 제1 링크(223)와 제2 링크(224)의 사이에 각각 설치되어, 각 구성요소 간의 각도조절 및 고정이 가능하도록 한다.

상기 제1 암(230)은 상술한 제1 케이블(140)을 거치하기 위한 것으로서, 제2 링크(224)의 상단부에 연결된다. 한편, 제1 암(230)의 양단부에는 제1 케이블(140)을 거치하기 위한 풀리(250)가 설치된다.

상기 제2 암(240)은 상술한 제2 케이블(150)을 거치하기 위한 것으로서, 베이스 링크(222)의 단부에 연결된다. 한편, 제2 암(240)의 양단부에는 제2 케이블(150)을 거치하기 위한 풀리(250)가 설치된다.

따라서, 제1 케이블(140)은 커버부(114)의 상단으로부터 연장되어 제1 암(230)의 양단부에 설치되는 풀리(250)를 각각 통과하고, 제2 케이블(150)은 커버부의 하단으로부터 연장되어 제2 암(240)의 양단부에 설치되는 풀리(250)를 각각 통과하며, 제1 케이블(140)과 제2 케이블(150)은 서로 연결된다.

상기 고정력 인가부(260)는 하중에 의하여 제1 암(230)의 종단부가 쳐지는 현상을 방지하기 위한 고장력 케이블로 마련되며, 제1 암(230)의 종단부와 기초프레임(210)을 서로 연결한다.

보다 구체적으로 설명하면, 가이드부(110) 및 보상부(160)를 연결하는 제1 케이블(140)이 제1 암(230)의 단부에 거치되면, 제1 암(230)의 단부는 가이드부(110) 및 보상부(160)의 중량으로 인하여 과도하게 처지는 현상이 발생하고, 이러한 현상이 지속되면 제1 암(230)의 파손으로 이어질 수 있다.

따라서, 본 발명에서는 고장력 케이블로 구성되는 고정력 인가부(260)를 기초프레임(210)과 제1 암(230)의 종단부에 연결하는 방식으로 제1 암(230)의 단부가 처지는 것을 방지한다.

상기 지면고정부(270)는 기초프레임(210)과 제2 암(240)의 하단에 설치되는 것으로서, 기초 프레임(210) 및 여기에 지지된 구조물이 의도하지 않게 움직이는 것을 차단하는 것이다.

상기 이동바퀴(280)는 기초프레임(210)에 설치되며, 원하는 장소로 이동을 가능하도록 하는 구조물이다.

이하에서는, 상술한 본 발명의 일실시예에 따른 비행체 시험장치(100)의 작동 방법에 대하여 상세히 설명한다.

먼저, 이동바퀴(280)를 이용하여 본 실시예의 비행체 시험장치(100)를 원하는 장소로 이동시킨 후, 기초프레임(210)의 하단에 장착된 지면고정부(270b)를 지면과 밀착, 고정시킴으로써 이동바퀴(280)로 인하여 비행체 시험장치(100)가 추가적으로 이동하는 것을 막는다.

비행체 시험장치(100)의 위치가 고정된 상태에서, 기초프레임(210)으로부터 베이스링크(222)를 회동시켜 제1 암(230)과 제2 암(240)이 향하는 방향을 설정한 후, 제2 암(240)의 하단에 장착된 지면고정부(260a)를 지면에 밀착시켜 제2 암(240)의 위치를 지면 상에 견고하게 고정시킨다.

특히, 본 실시예에서는 기초프레임(210)의 하단에 장착된 지면고정부(260b)를 통하여 위치를 고정하고, 제2 암(240)의 하단에 장착된 지면고정부(270a)를 통하여 방향을 고정하는 2중 고정방식을 통하여 보다 견고한 고정을 통한 신뢰도 높은 성능 평가가 가능하다.

뿐만 아니라, 제2 암(240)의 하단에 설치되는 지면고정부(270a)는 고정하는 기능을 제공할 뿐만 아니라, 제2 암(240)을 지지하여 자체 중량으로 제2 암(240)이 처지는 것을 방지하는 효과가 있다.

사용자는 시험하고자 하는 비행체(D)를 제1 지그(112)에 설치한 후, 상단커버(115)와 하단커버(116)를 서로 결합한다. 상단커버(115)의 고정고리(117)에 여러 갈래로 분할된 제1 케이블(140)을 연결하고, 하단커버(116)의 고정고리(117)에 여러 갈래로 분할된 제2 케이블(150)을 연결한다.

한편, 비행체(D)에 가해지는 중량, 구체적으로는, 베이스(111) 및 커버부(114)를 포함한 가이드부(110)의 중량 및 제1 케이블(140)의 중량 등과 동일한 중량을 갖는 보상부(160)를 설치한다. 즉, 제1 암(230)을 중심으로 커버부(114)의 반대쪽에 배치되는 제1 케이블(140)에 미리 산출된 무게를 갖는 보상부(160)를 설치하여 비행체(D)에는 자중(自重)을 제외한 추가적인 하중이 가해지지 않도록 함으로써, 비행체(D)가 실제 비행 환경과 동일한 조건에서 비행이 가능하도록 하여 성능 평가의 신뢰성을 확보한다.

다만, 제1 암(230)에는 보상부(160)의 중량, 제1 케이블(140)의 중량, 가이드부(110)의 중량이 집중적으로 가해지고, 그로 인하여 제1 암(230)의 단부에 처짐(deflection) 현상이 발생할 수 있다. 따라서, 사용자는 고장력 케이블로 구성되는 고정력 인가부(260)를 제1 암(230)의 단부로부터 기초프레임(210)에 연결함으로써, 제1 암(230)이 처지는 것을 방지할 수 있다.

특히, 다음 설명하는 바와 같이, 비행체(D)의 성능 평가 시작 위치를 다양한 방법으로 설정할 수도 있다.

먼저, 제1 케이블(140)과 제2 케이블(150)을 조절하여 가이드부(110)의 최초 높이를 조절할 수 있다. 또는, 베이스 링크(222), 제1 링크(223), 제2 링크(224)로 구성되는 지지링크(221) 및 각 지지링크(221) 사이에 각각 설치된 각도조절부(225)를 조작하여 각 지지링크(221) 간의 각도를 제어하는 방식으로 제1 암(230)과 제2 암(240)이 이루는 각도를 조절할 수 있다.

뿐만 아니라, 텔레스코픽(telescopic) 링크로 설계된 제2 링크(224)(또는 1 링크)의 길이를 조절하는 방식으로 비행체(D)의 위치를 조절할 수도 있다.

상술된 바와 같이, 다양한 방식으로 비행체(D)의 최초 위치 설정 및 성능 평가를 위한 준비가 완료되면, 본격적으로 시험 대상이 되는 비행체(D)를 구동하여 비행을 시작한다. 유선 또는 무선으로 사용자에 의하여 조작되는 비행체(D)는 베이스(111)에 장착된 상태로 비행한다.

한편, 시험 대상 비행체(D)가 사용자의 조작 미숙 또는 자체 결함 등의 사유로 인하여 추락하거나 다른 사물과 충돌하는 경우에도, 비행체(D)를 감싸는 커버부(114)가 비행체(D)의 추락 또는 충돌로 인한 충격을 흡수하여, 비행체(D)로 직접적인 충격이 가해지는 것을 차단한다.

특히, 본 발명의 커버부(114)에는 다수의 관통홀(H)이 형성되므로 비행시 구동되는 프로펠러, 임펠러, 블레이드 등으로부터 추력을 확보하기 위하여 발생하는 주위의 공기 유동을 방해하지 않고도 원활한 비행이 가능하다.

비행체(D)는 베이스(111)에 장착된 상태이지만, 제1 지그(112)의 제1 회전축(A₁) 및 제2 지그(113)의 제2 회전축(A₂)에 회전 가능하게 장착되고 제1 케이블(140), 제2 케이블(150)에 의하여 중력과 평행한 축에 대하여도 회전 가능하므로, 비행체(D)는 전체적으로 3축 방향의 회전 및 자유비행이 가능하다.

즉, 비행체(D)는 제1 회전축(A₁), 제2 회전축(A₂), 제1 케이블 및 제2 케이블 구조물의 조합으로부터 롤링(Rolling), 피칭(Pitching), 요잉(Yawing) 구동이 가능하다.

비행체(D)의 비행과 함께 센서부(120)는 비행체(D)의 거동에 대한 다양한 데이터를 측정하여 정보 제공부(130) 측으로 전달한다. 산출부(131)는 제공된 데이터를 분석하여 거동 정보를 디스플레이부(132) 상에 표시한다.

따라서, 사용자는 디스플레이부(132) 상에 표시되는 비행체의 다양한 거동 특성 데이터를 통하여 비행체의 성능을 평가할 수 있다. 평가 대상은 다양하게 설정될 수 있으며, 예를 들면, 추력, 토크 등과 같은 기본적인 성능 뿐만 아니라, 무선 조작되는 비행체의 제어 응답 속도, 응답 성능, 제어량 등의 제어 성능을 포함할 수 있다.

정리하면, 상술한 본 발명의 일실시예에 다른 비행체 시험장치(D)에 따르면, 실제 자유 비행 시와 동일한 조건 하에서 비행체(D)의 비행 거동 특성 데이터를 정밀하게 측정하고, 이로부터 비행체의 성능을 검사 및 평가할 수 있다는 장점이 있다.

특히, 개발사, 형태, 크기에 제한 없이 대부분의 비행체(D)을 평가하는데 본 발명을 범용으로 활용할 수 있으므로, 비행체(D)가 새롭게 개발될 때마다 적합한 평가 시스템을 구축하는 경우 발생하는 불경제를 해소할 수 있다.

뿐만 아니라, 다양한 방식을 통하여 비행체의 최초 위치를 쉽게 설정할 수 있으며, 비행시의 추락, 충격으로 인한 비행체의 파손을 방지할 수 있다.

본 발명의 권리범위는 상술한 실시예에 한정되는 것이 아니라 첨부된 특허청구범위 내에서 다양한 형태의 실시예로 구현될 수 있다. 특허청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 당해 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 누구든지 변형 가능한 다양한 범위까지 본 발명의 청구범위 기재의 범위 내에 있는 것으로 본다.

110 : 가이드부 120 : 센서부
130 : 정보 제공부 140 : 제1 케이블
150 : 제2 케이블 160 : 보상부
200 : 거치부

Claims (10)

1. 비행체를 수용하는 가이드부;
   상기 가이드부에 수용된 비행체의 거동 특성 데이터를 측정하는 센서부;
   상기 가이드부의 중량으로 인하여 상기 비행체에 가해지는 부하를 보상해주는 보상부; 를 포함하고,
   상기 가이드부는,
   상기 비행체를 복수 개의 축을 중심으로 회동 가능한 상태로 고정하는 베이스; 상기 베이스를 둘러싸는 커버부;를 포함하고,
   상기 베이스는,
   상기 비행체를 고정한 상태로 제1 회전축을 중심으로 회동 가능하게 설치되는 제1 지그; 제2 회전축을 중심으로 회동 가능하게 설치되는 제2 지그;를 포함하며,
   상기 제1 회전축으로부터 연장되는 가상의 축과 상기 제2 회전축으로부터 연장되는 가상의 축은 서로 직교되고,
   상기 가이드부의 상단으로부터 연장되는 제1 케이블; 상기 가이드부의 하단으로부터 연장되는 제2 케이블; 상기 제1 케이블과 상기 제2 케이블 각각을 거치하는 거치부;를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체 시험장치.
2. 삭제
3. 삭제
4. 삭제
5. 청구항 1에 있어서,
   상기 커버부는,
   공기가 유동할 수 있도록 다수의 관통홀이 형성되는 상단커버; 공기가 유동할 수 있도록 다수의 관통홀이 형성되며, 상기 상단커버와 분리 가능하게 결합되는 하단커버;를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체 시험장치.
6. 삭제
7. 청구항 1에 있어서,
   상기 거치부는,
   기초프레임; 상기 기초프레임 상에 설치되며, 각도 조절이 가능하도록 구성되는 지지부; 상기 지지부의 일단부로부터 연장되며, 상기 제1 케이블을 거치하는 제1 암; 상기 지지부의 타단부로부터 연장되며, 상기 제2 케이블을 거치하는 제2 암;을 포함하고,
   상기 제1 암을 통과한 상기 제1 케이블의 단부와 상기 제2 암을 통과한 상기 제2 케이블의 단부는 서로 연결되는 것을 특징으로 하는 비행체 시험장치.
8. 청구항 7에 있어서,
   상기 지지부는,
   상기 기초프레임 상에 설치되는 복수 개의 지지링크; 이웃하는 지지링크 사이에 설치되어 각도를 제어하는 각도조절부;를 포함하고,
   상기 복수 개의 지지링크는,
   상기 기초프레임 상에 회전 가능하게 설치되는 베이스링크; 상기 베이스링크에 회동 가능하게 설치되는 제1 링크; 상기 제1 링크에 회동 가능하게 설치되는 제2 링크;를 포함하며,
   상기 제1 링크 또는 상기 제2 링크 중 적어도 하나는 길이 가변형 링크인 것을 특징으로 하는 비행체 시험장치.
9. 청구항 8에 있어서,
   상기 제1 암은 상기 제2 링크의 단부에 회동 가능하게 설치되고,
   상기 제2 암은 상기 제1 링크의 단부에 회동 가능하게 설치되는 것을 특징으로 하는 비행체 시험장치.
10. 청구항 7 내지 청구항 9 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 거치부는,
    상기 기초프레임의 하부 및 상기 제2 암의 하부에 각각 설치되며, 지면에 선택적으로 밀착될 수 있도록 구성되는 지면고정부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체 시험장치.

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