KR102288268B1 - Aircraft and controlling method for the aircraft - Google Patents
Aircraft and controlling method for the aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- KR102288268B1 KR102288268B1 KR1020200003183A KR20200003183A KR102288268B1 KR 102288268 B1 KR102288268 B1 KR 102288268B1 KR 1020200003183 A KR1020200003183 A KR 1020200003183A KR 20200003183 A KR20200003183 A KR 20200003183A KR 102288268 B1 KR102288268 B1 KR 102288268B1
- Authority
- KR
- South Korea
- Prior art keywords
- vehicle
- tilting
- main rotor
- main
- unit
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
- B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
- B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
- B64C29/0033—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being tiltable relative to the fuselage
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/30—Parts of fuselage relatively movable to reduce overall dimensions of aircraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
- B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
- B64C11/305—Blade pitch-changing mechanisms characterised by being influenced by other control systems, e.g. fuel supply
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
- B64C11/46—Arrangements of, or constructional features peculiar to, multiple propellers
Abstract
본 발명은 비행체 및 비행체의 제어 방법을 제공한다. 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체는 본체, 상기 본체의 양측에 배치되는 메인로터, 상기 메인로터 사이에 배치되는 회전축을 구비하며, 상기 회전축을 회전시켜 상기 메인로터의 틸팅 각도를 조절하는 틸팅 유닛 및 상기 메인로터와 상기 회전축 사이에 배치되며, 상기 메인로터를 상기 본체에 대해서 폴딩시키는 폴딩 유닛을 포함하는 비행체를 제공한다.The present invention provides a vehicle and a method for controlling the vehicle. A vehicle according to an embodiment of the present invention includes a main body, a main rotor disposed on both sides of the main body, and a rotation shaft disposed between the main rotor, and a tilting unit for rotating the rotation shaft to adjust a tilting angle of the main rotor and a folding unit disposed between the main rotor and the rotation shaft, and folding the main rotor with respect to the main body.
Description
본 발명의 실시예들은 비행체 및 비행체의 제어 방법에 관한 것이다.Embodiments of the present invention relate to a vehicle and a method for controlling the vehicle.
추진부의 틸팅 기능을 구비하는 종래의 비행체의 경우, 추진부와 추진부를 틸팅하는 틸팅 기구 사이에는 기구적인 제약이 존재한다. 이는 추진부와 틸팅 기구의 링키지(linkage) 한계에 따른 것으로, 이로 인해 추진부의 틸팅 각도는 소정의 각도, 예를 들어 0도 내지 90도로 제한된다.In the case of a conventional aircraft having a tilting function of the propulsion unit, there is a mechanical limitation between the propulsion unit and the tilting mechanism for tilting the propulsion unit. This is due to the linkage limit of the propulsion unit and the tilting mechanism, whereby the tilting angle of the propulsion unit is limited to a predetermined angle, for example, 0 degrees to 90 degrees.
또한, 종래의 틸팅 기구는 제어 유닛의 제어 신호에 따라 즉각 반응하기 어려워, 추진부의 틸팅 속도가 느릴 수밖에 없다. 따라서, 비행체가 신속하게 방향을 전환하거나 추력을 제어할 수 없다. 또한, 종래의 틸팅 기구는 복수개의 링크 기구와 기어 등으로 이루어진 복잡한 메커니즘을 구비하기 때문에, 접철식 틸팅 기구를 구현하기 어렵다. 따라서 비행체를 사용하지 않는 경우에도, 추진부는 비행체의 본체로부터 펼쳐진 상태를 유지하기 때문에, 비행체의 보관 및 운송이 어렵다.In addition, it is difficult for the conventional tilting mechanism to react immediately according to the control signal of the control unit, so the tilting speed of the propulsion unit is inevitably slow. Therefore, the vehicle cannot quickly change direction or control thrust. In addition, since the conventional tilting mechanism has a complex mechanism consisting of a plurality of link mechanisms and gears, it is difficult to implement a foldable tilting mechanism. Therefore, even when not using the vehicle, since the propulsion unit maintains the unfolded state from the body of the vehicle, it is difficult to store and transport the vehicle.
전술한 배경 기술은 발명자가 본 발명의 도출을 위해 보유하고 있었거나, 본 발명의 도출 과정에서 습득한 기술 정보로서, 반드시 본 발명의 출원 전에 일반 공중에게 공개된 공지 기술이라 할 수는 없다.The above-mentioned background art is technical information that the inventor possessed for the purpose of derivation of the present invention or acquired during the derivation of the present invention, and cannot necessarily be said to be a known technique disclosed to the general public prior to the filing of the present invention.
본 발명의 실시예들은 회전축을 포함하는 틸팅 유닛을 폴딩시킬 수 있는 폴딩 유닛을 구비하여, 운송과 보관이 용이한 비행체 및 비행체의 제어 방법을 제공하는 것을 목적으로 한다. 또한, 본 발명의 실시예들은 메인로터를 신속하고 독립적으로 제어할 수 있는 틸팅 유닛을 구비하는 비행체 및 비행체의 제어 방법을 제공하는 것을 목적으로 한다. 다만, 이러한 과제는 예시적인 것으로 이에 의해 본 발명의 범위가 한정되는 것은 아니다.Embodiments of the present invention are provided with a folding unit capable of folding a tilting unit including a rotating shaft, it is an object of the present invention to provide an aircraft and a control method of the aircraft easy to transport and storage. In addition, embodiments of the present invention aims to provide a vehicle and a control method of the vehicle having a tilting unit capable of quickly and independently controlling the main rotor. However, these problems are exemplary and the scope of the present invention is not limited thereto.
본 발명의 일 실시예에 따른 비행체는, 본체, 상기 본체의 양측에 배치되는 메인로터, 상기 메인로터 사이에 배치되는 회전축을 구비하며, 상기 회전축을 회전시켜 상기 메인로터의 틸팅 각도를 조절하는 틸팅 유닛 및 상기 메인로터와 상기 회전축 사이에 배치되며, 상기 메인로터를 상기 본체에 대해서 폴딩시키는 폴딩 유닛를 포함한다.The aircraft according to an embodiment of the present invention includes a main body, a main rotor disposed on both sides of the main body, and a rotation shaft disposed between the main rotor, and rotating the rotation shaft to adjust the tilting angle of the main rotor. a unit and a folding unit disposed between the main rotor and the rotation shaft, and folding the main rotor with respect to the main body.
본 발명의 일 실시예에 따른 비행체에 있어서, 상기 틸팅 유닛은, 상기 회전축의 양단에서 펼쳐진 상기 메인로터를 틸팅시키거나, 상기 폴딩 유닛에 의해서 상기 회전축의 양단에서 폴딩된 상기 메인로터를 틸팅시킬 수 있다.In the aircraft according to an embodiment of the present invention, the tilting unit may tilt the main rotor spread at both ends of the rotation shaft, or tilt the main rotor folded at both ends of the rotation shaft by the folding unit. there is.
본 발명의 일 실시예에 따른 비행체에 있어서, 상기 폴딩 유닛은, 상기 메인로터와 연결되며, 양측에 배치된 제1 돌출편을 구비하는 제1 클램프, 상기 회전축과 연결되며, 상기 제1 돌출편에 조립되며 양측에 배치된 제2 돌출편을 구비하는 제2 클램프 및 상기 제1 돌출편과 상기 제2 돌출편에 삽입되어 상기 제1 클램프와 상기 제2 클램프를 연결하는 고정핀을 포함하고, 상기 고정핀이 한 쌍의 상기 제1 돌출편 및 제2 돌출편 중 어느 하나에서 분리되면, 상기 제1 클램프가 다른 하나를 중심축으로 회전할 수 있다.In the aircraft according to an embodiment of the present invention, the folding unit is connected to the main rotor and is connected to a first clamp having first protrusion pieces disposed on both sides, the rotation shaft, and the first protrusion piece. A second clamp assembled to and having a second protruding piece disposed on both sides and a fixing pin inserted into the first protruding piece and the second protruding piece to connect the first clamp and the second clamp, When the fixing pin is separated from any one of the pair of first and second protruding pieces, the first clamp may rotate about the other of the first protruding pieces.
본 발명의 일 실시예에 따른 비행체에 있어서, 상기 틸팅 유닛은, 상기 본체의 일측에 배치되며, 상기 회전축을 회전시키는 적어도 하나의 제1 모터를 더 구비할 수 있다.In the aircraft according to an embodiment of the present invention, the tilting unit may further include at least one first motor disposed on one side of the main body and rotating the rotating shaft.
본 발명의 일 실시예에 따른 비행체에 있어서, 상기 틸팅 유닛은, 상기 제1 모터와 연결되는 제2 모터를 더 구비할 수 있다.In the aircraft according to an embodiment of the present invention, the tilting unit may further include a second motor connected to the first motor.
본 발명의 일 실시예에 따른 비행체에 있어서, 상기 틸팅 유닛은, 상기 회전축이 복수개의 상기 메인로터에 각각 연결되되, 상기 회전축에 제1 모터가 각각 구비되어, 복수개의 상기 메인로터의 틸팅 각도를 독립적으로 제어할 수 있다.In the aircraft according to an embodiment of the present invention, in the tilting unit, the rotation shaft is connected to the plurality of main rotors, respectively, and a first motor is provided on the rotation shaft, respectively, to adjust the tilting angles of the plurality of main rotors. can be controlled independently.
본 발명의 일 실시예에 따른 비행체에 있어서, 상기 틸팅 유닛은 상기 비행체의 방향 전환량이 기 설정된 값보다 낮으면, 상기 복수개의 메인로터 간의 비대칭 정도를 조절할 수 있다.In the vehicle according to an embodiment of the present invention, the tilting unit may adjust the degree of asymmetry between the plurality of main rotors when the amount of direction change of the vehicle is lower than a preset value.
본 발명의 일 실시예에 따른 비행체에 있어서, 상기 틸팅 유닛은 상기 복수개의 메인로터를 서로 다른 방향으로 틸팅시켜, 상기 비행체의 요(yaw) 방향의 회전량 및 롤(roll) 방향의 회전량 중 적어도 하나의 회전량을 제어할 수 있다.In the vehicle according to an embodiment of the present invention, the tilting unit tilts the plurality of main rotors in different directions, and the amount of rotation in the yaw direction and the amount of rotation in the roll direction of the vehicle At least one rotation amount may be controlled.
본 발명의 일 실시예에 따른 비행체에 있어서, 상기 비행체의 추력이 기 설정된 값보다 낮으면, 상기 복수개의 메인로터의 콜렉티브 피치(collective pitch)를 동시에 증가시킬 수 있다.In the vehicle according to an embodiment of the present invention, when the thrust of the vehicle is lower than a preset value, the collective pitch of the plurality of main rotors may be increased at the same time.
본 발명의 다른 실시예에 따른 비행체의 제어 방법은, 비행체의 비행 모드를 고정익 모드, 회전익 모드, 및 천이 모드 중 어느 하나의 모드로 제어하는 단계, 상기 비행체의 비행 상태에 관한 상태 정보를 획득하는 단계 및 상기 상태 정보에 기초하여, 복수개의 메인로터의 틸팅 각도를 독립적으로 제어하는 단계를 포함한다.The control method of the vehicle according to another embodiment of the present invention comprises the steps of controlling the flight mode of the vehicle to any one of a fixed wing mode, a rotary wing mode, and a transition mode, obtaining state information about the flight state of the vehicle and independently controlling the tilting angles of the plurality of main rotors based on the step and the state information.
본 발명의 다른 실시예에 따른 비행체의 제어 방법에 있어서, 상기 틸팅 각도를 독립적으로 제어하는 단계는 상기 비행체의 방향 전환량이 기 설정된 값보다 낮으면, 상기 복수개의 메인로터 간의 비대칭 정도를 조절할 수 있다.In the control method of the vehicle according to another embodiment of the present invention, in the step of independently controlling the tilting angle, when the amount of direction change of the vehicle is lower than a preset value, the degree of asymmetry between the plurality of main rotors can be adjusted. .
본 발명의 다른 실시예에 따른 비행체의 제어 방법에 있어서, 상기 틸팅 각도를 독립적으로 제어하는 단계는 상기 복수개의 메인로터를 서로 다른 방향으로 틸팅시켜, 상기 비행체의 요(yaw) 방향의 회전량 및 롤(roll) 방향의 회전량 중 적어도 하나의 회전량을 제어할 수 있다.In the control method of the vehicle according to another embodiment of the present invention, the step of independently controlling the tilting angle is by tilting the plurality of main rotors in different directions, the amount of rotation in the yaw direction of the vehicle and At least one rotation amount among rotation amounts in the roll direction may be controlled.
본 발명의 다른 실시예에 따른 비행체의 제어 방법에 있어서, 상기 틸팅 각도를 독립적으로 제어하는 단계는 상기 비행체의 추력이 기 설정된 값보다 낮으면, 상기 복수개의 메인로터의 콜렉티브 피치(collective pitch)를 동시에 증가시킬 수 있다.In the control method of the vehicle according to another embodiment of the present invention, the step of independently controlling the tilting angle is when the thrust of the vehicle is lower than a preset value, the collective pitch of the plurality of main rotors can be increased at the same time.
본 발명의 실시예들에 따른 비행체 및 비행체의 제어 방법은, 회전축을 포함하는 틸팅 유닛을 적어도 어느 한 방향으로 폴딩시키는 폴딩 유닛을 구비하여, 비행체를 용이하게 운송 및 보관할 수 있다. 또한, 본 발명의 일 실시예들에 따른 비행체 및 비행체의 제어 방법은, 메인로터를 신속하고 독립적으로 틸팅시킬 수 있어, 비행체의 방향 전환과 추력 제어를 신속하게 실행할 수 있다. 다만, 이러한 효과는 예시적인 것으로, 본 발명의 효과가 이에 한정되는 것은 아니다.The vehicle and the control method of the vehicle according to the embodiments of the present invention may include a folding unit for folding a tilting unit including a rotation shaft in at least one direction, so that the vehicle can be easily transported and stored. In addition, the vehicle and the method for controlling the vehicle according to the embodiments of the present invention can quickly and independently tilt the main rotor, so that the direction change and the thrust control of the vehicle can be quickly executed. However, these effects are exemplary, and the effects of the present invention are not limited thereto.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체를 나타내는 도면이다.
도 2는 도 1의 비행체의 내부 구성을 나타내는 도면이다.
도 3은 도 2의 틸팅 유닛을 나타내는 도면이다.
도 4a, 도 4b 및 도 4c는 도 1의 메인로터가 틸팅된 상태를 나타내는 도면이다.
도 5는 도 2의 폴딩 유닛을 나타내는 도면이다.
도 6 및 도 7은 도 1의 메인로터가 폴딩된 상태를 나타내는 도면이다.
도 8은 도 1의 제어 유닛을 나타내는 도면이다.
도 9는 본 발명의 다른 실시예에 따른 틸팅 유닛을 나타내는 도면이다.
도 10은 본 발명의 다른 실시예에 따른 비행체의 메인로터가 폴딩 및 틸팅된 상태를 나타내는 도면이다.
도 11, 도 12, 도 13은 본 발명의 다른 실시예에 따른 비행체의 비행 상태를 나타내는 도면이다.
도 14 및 도 15는 본 발명의 다른 실시예에 따른 틸팅 유닛을 나타내는 도면이다.
도 16은 본 발명의 다른 실시예에 따른 비행체의 제어 방법에 관한 플로우 차트이다.1 is a view showing an aircraft according to an embodiment of the present invention.
Figure 2 is a view showing the internal configuration of the aircraft of Figure 1;
FIG. 3 is a view showing the tilting unit of FIG. 2 .
4A, 4B and 4C are views illustrating a tilted state of the main rotor of FIG. 1 .
FIG. 5 is a view showing the folding unit of FIG. 2 .
6 and 7 are views illustrating a state in which the main rotor of FIG. 1 is folded.
FIG. 8 is a diagram illustrating the control unit of FIG. 1 .
9 is a view showing a tilting unit according to another embodiment of the present invention.
10 is a view showing a state in which the main rotor of the aircraft is folded and tilted according to another embodiment of the present invention.
11, 12, and 13 are views showing a flight state of an aircraft according to another embodiment of the present invention.
14 and 15 are views showing a tilting unit according to another embodiment of the present invention.
16 is a flowchart of a method for controlling an aircraft according to another embodiment of the present invention.
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 다른 실시예에 도시되어 있다 하더라도, 동일한 구성요소에 대하여서는 동일한 식별부호를 사용한다.Since the present invention can apply various transformations and can have various embodiments, specific embodiments are illustrated in the drawings and described in detail in the detailed description. However, this is not intended to limit the present invention to specific embodiments, and it should be understood to include all modifications, equivalents and substitutes included in the spirit and scope of the present invention. In the description of the present invention, even though illustrated in other embodiments, the same identification numbers are used for the same components.
제1, 제2 등의 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 구성요소들은 용어들에 의해 한정되어서는 안 된다. 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다.Terms such as first, second, etc. may be used to describe various elements, but the elements should not be limited by the terms. The terms are used only for the purpose of distinguishing one component from another.
본 출원에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 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.The terms used in the present application are only used to describe specific embodiments, and are not intended to limit the present invention. In the present application, terms such as “comprise” or “have” are intended to designate that a feature, number, step, operation, component, part, or combination thereof described in the specification exists, but one or more other features It should be understood that it does not preclude the possibility of the presence or addition of numbers, steps, operations, components, parts, or combinations thereof.
이하, 첨부된 도면들에 도시된 본 발명에 관한 실시예들을 참조하여 본 발명을 상세히 설명한다. 참고로, 본 명세서에서 특별한 언급이 없는 한, "틸팅"은 틸팅 유닛(300)에 의해 회전축(320)이 회전함에 따라, 메인로터(200)가 어느 한 방향으로 회전하는 것을 의미한다. 또한, "폴딩"은 메인로터(200)가 폴딩 유닛(400)을 중심으로 어느 한 방향으로 회전하는 것을 의미한다. 또한, 본 명세서에서 특별한 언급이 없는 한, 비행체(10)의 길이 방향, 폭 방향 및 높이 방향은 각각 비행체(10)의 전후 방향, 좌우 방향 및 상하 방향에 대응될 수 있다.Hereinafter, the present invention will be described in detail with reference to embodiments related to the present invention shown in the accompanying drawings. For reference, unless otherwise specified herein, "tilting" means that the
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체(10)를 나타내는 도면이다. 도 2는 도 1의 비행체(10)의 내부 구성을 나타내는 도면이다. 1 is a view showing an
도 1 및 도 2를 참조하면, 본 발명에 따른 비행체(10)는 틸트 덕트(tilt duct)인 메인로터(200)를 구비하는 무인기일 수 있다. 다만, 비행체(10)는 틸트 덕트 무인기에 한정되지 않으며, 틸트 로터(tilt rotor)나 틸트 프롭(tilt prop)과 같이 추진부의 틸팅 기능을 구비하는 무인기 또는 유인기일 수 있다. 비행체(10)는 본체(100)와, 메인로터(200)와, 틸팅 유닛(300)과, 폴딩 유닛(400)과, 보조날개(500)와, 제어 유닛(600)을 포함할 수 있다.1 and 2 , an
본체(100)는 비행체(10)의 중심에 배치되며, 비행체(10)의 다른 구성이 결합될 수 있다. 본체(100)는 비행체(10)의 진행 방향 선단이 유선형이며, 비행체(10)의 길이 방향으로 연장되어 형성될 수 있다.The
본체(100)의 어느 한 점, 예를 들어, 비행체(10)의 무게 중심(O')을 기준으로 하는 비행체 기준 좌표계(BODY)가 정의될 수 있다. 비행체 기준 좌표계(BODY)는 비행체(10)의 길이 방향, 즉, 본체(100)의 선단과 보조날개(500)를 관통하는 방향으로 연장되는 X'축과, 비행체(10)의 폭 방향, 즉, 한 쌍의 메인로터(200)를 관통하는 방향으로 연장되는 Y'축과, 비행체(10)의 높이 방향, 즉, 비행체(10)의 무게 중심(O')과 지면을 관통하는 방향으로 연장되는 Z'축을 포함하는 직교 좌표계일 수 있다.Any one point of the
또한, X'축, Y'축 및 Z'축을 기준으로 비행체(10)의 롤(roll) 운동과, 피치(pitch) 운동과, 요(yaw) 운동이 정의될 수 있다. 예를 들어, 비행체(10)가 X'축을 기준으로 회전하면 롤 운동, 비행체(10)가 Y'축을 기준으로 회전하면 피치 운동, 비행체(10)가 Z'축을 기준으로 회전하면 요 운동일 수 있다.In addition, a roll motion, a pitch motion, and a yaw motion of the
메인로터(200)는 동력을 공급 받아 블레이드(220)를 회전시켜, 비행체(10)의 추력을 발생시킨다. 도 1에는 총 2개의 메인로터(200)가 본체(100)의 양측에 각각 배치되는 것으로 나타냈으나, 이에 한정하는 것은 아니다. 예를 들어, 비행체(10)가 쿼드 틸트 프롭(quad tilt prop) 비행체인 경우, 메인로터(200)는 본체(100)의 양측에 각각 2개씩, 총 4개가 배치될 수 있다. 다만, 이하에서는 설명의 편의를 위해 메인로터(200)는 본체(100)의 양측에 하나씩 배치되는 것으로 설명한다.The
도 2를 참조하면, 메인로터(200)는 덕트(210)와, 블레이드(220)와, 지지대(230)와, 베인(240)을 포함할 수 있다.Referring to FIG. 2 , the
덕트(210)는 내부 공간을 구비하는 고리 형상을 갖는다. 내부 공간에는 블레이드(220)가 배치될 수 있다. 덕트(210)는 틸팅 유닛(300)에 의해 틸팅되어, 소정의 각도로 틸팅될 수 있다. 이에 따라, 메인로터(200)의 틸팅 각도가 제어되고, 비행체(10)가 고정익 모드, 회전익 모드 또는 천이 모드 중 어느 하나의 비행 모드로 비행할 수 있다.The
블레이드(220)는 덕트(210)의 내부 공간에 적어도 하나 이상 배치된다. 블레이드(220)는 본체(100)의 일측에 구비되는 동력원(미도시)으로부터 동력을 공급받아 어느 한 방향으로 회전하여, 추력을 발생시킨다. 도 1에는 메인로터(200)가 3개의 블레이드(220)를 구비하는 것으로 나타냈으나, 이에 한정하는 것은 아니다.At least one
지지대(230)는 덕트(210)의 내측에 배치되어, 블레이드(220)를 덕트(210)에 유지 및 고정한다. 지지대(230)는 내부 공간을 구비하며, 지지대(230)의 내부 공간에는 동력원(미도시)과 블레이드(220)를 연결하는 드라이브 샤프트(미도시) 또는 전선(미도시)과 같은 동력 전달 부재가 배치될 수 있다. 지지대(230)는 덕트(210)의 내주면에 부착되어, 덕트(210)와 일체로 움직일 수 있다. 이에 따라, 틸팅 유닛(300)에 의해 덕트(210)가 틸팅되면, 지지대(230)도 마찬가지로 틸팅된다.The
일 실시예로, 지지대(230)는 날개 형상을 가질 수 있다. 보다 구체적으로, 지지대(230)는 전연(leading edge)이 유선형이고, 선단으로부터 각각 연장되는 상면과 하면이 일측으로 볼록하게 돌출되어, 후연(trailing edge)으로 이어지는 형상을 가질 수 있다. 여기서 지지대(230)의 블레이드(220)측이 전연, 그 반대측이 후연일 수 있다.In one embodiment, the
베인(240)은 지지대(230)의 후방에 배치될 수 있다. 베인(240)은 지지대(230)에 결합된 상태에서 소정의 각도로 회전 가능하도록 지지대(230)에 결합된다. 이에 따라, 비행체(10)의 비행 모드에 따라, 비행체(10)의 롤 운동, 피치 운동, 요 운동이 제어될 수 있다.The
본 발명의 메인로터(200)는 도 1에 나타낸 틸트 덕트 타입에 한정하지 않는다. 예를 들어, 메인로터(200)는 프로펠러나 틸트 프롭 타입일 수 있다. 다만, 이하에서는 설명의 편의를 위해, 메인로터(200)는 틸트 덕트 타입인 것으로 설명한다.The
도 3은 도 2의 틸팅 유닛(300)을 나타내는 도면이다.FIG. 3 is a view showing the
도 2 및 도 3을 참조하면, 틸팅 유닛(300)은 본체(100)의 일측에 배치되며, 회전축(320)을 회전시켜 메인로터(200)의 틸팅 각도를 조절한다. 예를 들어, 틸팅 유닛(300)은 본체(100)의 양측에 배치되는 메인로터(200)와 연결되도록 배치될 수 있다.2 and 3 , the
틸팅 유닛(300)은 지지 프레임(310)과, 메인로터(200)의 사이에 배치되는 회전축(320)을 포함할 수 있다.The
지지 프레임(310)은 본체(100)의 내부에 배치되어, 틸팅 유닛(300)을 지지한다. 지지 프레임(310)은 본체(100)의 일측에 고정되는 부분과, 그로부터 위로 돌출되어 서로 대향하는 한 쌍의 플레이트(도면 부호 미도시)를 포함하는 부분으로 구성될 수 있다. 다만, 지지 프레임(310)의 형상은 특별히 한정하지 않으며, 회전축(320)이 회전 자유롭게 지지되면 충분하다.The
회전축(320)은 일 방향으로 길게 연장되는 파이프 형상을 가지며, 지지 프레임(310)의 한 쌍의 플레이트를 관통하도록 배치된다. 회전축(320)의 양단에는 폴딩 유닛(400)이 각각 배치되며, 폴딩 유닛(400)을 통해 본체(100)의 양측에 배치되는 메인로터(200)와 연결된다. 회전축(320)은 지지 프레임(310)에 결합된 상태에서, 틸팅 유닛(300)의 구동 수단(미도시)에 의해 어느 한 방향, 예를 들어, 도 1의 Y'축을 기준으로 시계 방향 또는 반시계 방향으로 회전할 수 있다. 이에 따라, 회전축(320)과 연결되는 메인로터(200)도 회전축(320)과 동일한 방향으로 회전하게 된다.The
회전축(320)의 내부에는 동력 전달 부재(미도시)가 배치될 수 있다. 상기 동력 전달 부재는 본체(100)의 일측에 배치되는 동력원(미도시)으로부터 동력을 공급받아, 메인로터(200)로 동력을 전달한다. 예를 들어, 상기 동력원으로서 배터리(미도시)가 이용되는 경우, 상기 배터리로부터 연결되는 전선(미도시)이 회전축(320)의 내부를 통과하여, 메인로터(200)와 연결될 수 있다. 또는, 상기 동력원으로서 엔진(미도시)이 이용되는 경우, 상기 엔진과 연결된 드라이브 샤프트(미도시)가 회전축(320)의 내부를 통과하여, 메인로터(200)와 연결될 수 있다. 이때, 상기 드라이브 샤프트는 메인로터(200)가 폴딩 유닛(400)을 중심으로 폴딩될 때, 마찬가지로 폴딩될 수 있도록 유니버설 조인트(universal joint) 등을 포함하는 조인트 샤프트인 것이 바람직하다.A power transmission member (not shown) may be disposed inside the
도 4a, 도 4b 및 도 4c는 도 1의 메인로터(200)가 틸팅된 상태를 나타내는 도면이다.4A, 4B and 4C are views illustrating a tilted state of the
최초 지상에 있던 비행체(10)는 이륙을 위해 비행 모드를 회전익 모드로 설정된다. 도 4a를 참조하면, 회전익 모드에서 메인로터(200)의 회전축(AX1), 즉, 블레이드(220)의 회전축(AX1)은 지면에 수직인 축(AX2)과 평행인 상태이다. 이에 따라, 메인로터(200)에서 발생하는 추력에 의해 비행체(10)의 고도가 상승한다.The
도 4b를 참조하면, 비행체(10)는 비행 과정에서 천이 모드로 비행할 수 있다. 천이 모드에서 메인로터(200)의 회전축(AX1)은 지면에 수직인 축(AX2)에 대해 소정의 각도로 기울어진 상태일 수 있다. Referring to FIG. 4B , the
도 4c를 참조하면, 비행체(10)는 비행 과정에서 고정익 모드로 비행할 수 있다. 고정익 모드에서 메인로터(200)의 회전축(AX1)은 지면에 수직인 축(AX2)과 수직인 상태일 수 있다.Referring to FIG. 4C , the
도 5는 도 2의 폴딩 유닛(400)을 보다 상세하게 나타내는 도면이다.FIG. 5 is a view showing the
폴딩 유닛(400)은 메인로터(200)를 본체(100)에 대해서 어느 한 방향으로 폴딩시키는 부재이다. 즉, 메인로터(200)는 폴딩 유닛(400)을 중심으로 어느 한 방향으로 회동할 수 있다. 폴딩 유닛(400)은 메인로터(200)와 회전축(320) 사이에 배치될 수 있다. 도 5를 참조하면, 폴딩 유닛(400)은 제1 클램프(410)와 제2 클램프(420)를 구비할 수 있다.The
제1 클램프(410)는 메인로터(200)와 결합될 수 있다. 제1 클램프(410)는 제1 베이스(411)와, 제1 돌출편(412)과, 고정핀(413)을 구비할 수 있다.The
제1 베이스(411)는 고리 형상을 가지며, 메인로터(200)의 지지대(230)로부터 연장되는 파이프(도면 부호 미도시)의 외주면에 결합될 수 있다. 제1 베이스(411)의 외주면의 일측과 타측에는 복수개의 제1 돌출편(412)이 형성될 수 있다. 각각의 제1 돌출편(412)에는 관통공(도면 부호 미도시)이 형성될 수 있다. 상기 관통공은 고정핀(413)이 삽입될 수 있도록 서로 중첩하여 배치된다.The
제2 클램프(420)는 회전축(320)과 결합될 수 있다. 제2 클램프(420)는 제1 베이스(421)와, 제2 돌출편(422)과, 고정핀(423)을 구비할 수 있다. 도 5를 참조하면, 복수개의 제2 돌출편(422)은 복수개의 제1 돌출편(412) 사이에 조립되도록 형성될 수 있다. 제2 클램프(420)의 나머지 구성은 제1 클램프(410)의 구성과 동일하며, 이에 설명은 생략한다.The
이에 따라, 제1 클램프(410)와 제2 클램프(420) 양쪽에 고정핀(413, 423)이 삽입되면, 폴딩 유닛(400)은 고정된다. 반면, 제1 클램프(410) 및 제2 클램프(420) 중 어느 한 쪽에만 고정핀(413 또는 423)이 삽입되면, 폴딩 유닛(400)은 삽입된 고정핀(413 또는 423)을 중심으로 회동할 수 있다. 즉, 제2 클램프(420)는 회전축(320)에 고정된 상태에서, 제1 클램프(410)가 고정핀(413 또는 423)을 중심으로 어느 한 방향으로 회전한다. 그리고 메인로터(200)도 동일한 방향으로 회전한다.Accordingly, when the fixing pins 413 and 423 are inserted into both of the
도 6 및 도 7은 도 1의 메인로터(200)가 폴딩된 상태를 나타내는 도면이다.6 and 7 are views illustrating a state in which the
메인로터(200)의 폴딩 방향은 비행체(10)의 비행 모드에 따라 적절히 선택될 수 있다. 예를 들어, 도 6에 나타낸 바와 같이, 비행체(10)가 회전익 모드인 경우, 즉, 메인로터(200)의 회전축(AX1)이 지면에 수직인 축(AX2)과 평행인 경우, 폴딩 유닛(400)의 고정핀(413, 423) 중 어느 하나를 이탈시킬 수 있다. 이에 따라, 메인로터(200)는 폴딩 유닛(400)에 삽입되어 있는 고정핀(413 또는 423)을 중심으로 힌지 회동하게 되고, 도 6에 나타낸 바와 같이, 메인로터(200)는 상방으로 폴딩될 수 있다.The folding direction of the
또는, 도 7에 나타낸 바와 같이, 비행체(10)가 고정익 모드인 경우, 즉, 메인로터(200)의 회전축(AX1)이 지면에 수직인 축(AX2)과 수직인 경우에도, 폴딩 유닛(400)의 고정핀(413, 423) 중 어느 하나를 이탈시킬 수 있다. 이에 따라, 메인로터(200)는 폴딩 유닛(400)에 삽입되어 있는 고정핀(413 또는 423)을 중심으로 힌지 회동하게 되고, 도 7에 나타낸 바와 같이, 메인로터(200)는 전방으로 폴딩될 수 있다.Alternatively, as shown in FIG. 7 , when the
도 6 및 도 7에는 각각 메인로터(200)가 상방 및 전방으로 폴딩되는 구성을 나타냈으나, 이에 한정하는 것은 아니다. 예를 들어, 반대측 고정핀(413 또는 423)을 폴딩 유닛(400)으로부터 이탈시킬 경우, 메인로터(200)는 전방 및 후방으로 폴딩될 수 있다. 6 and 7 show a configuration in which the
다른 실시예로, 어느 하나의 메인로터(200)만이 폴딩되고 나머지 메인로터(200)는 펼쳐진 상태로 유지될 수 있다. 또는, 각각의 메인로터(200)는 서로 다른 방향으로 폴딩될 수 있다. 예를 들어, 어느 하나의 메인로터(200)는 전방으로 폴딩되고, 나머지 하나의 메인로터(200)는 후방으로 폴딩될 수 있다.In another embodiment, only one
다만, 폴딩 유닛(400)은 메인로터(200)를 어느 한 방향으로 폴딩시킬 수 있으면 충분하고, 전술한 구성에 한정하지 않는다. 예를 들어, 폴딩 유닛(400)은 자석 또는 볼 조인트를 포함하는 커플링일 수 있다.However, it is sufficient that the
이와 같은 구성을 통해, 비행체(10)를 운용하지 않는 경우에는 메인로터(200)를 어느 한 방향으로 폴딩시켜, 비행체(10)가 차지하는 공간을 최소화할 수 있다. 이에 따라, 비행체(10)를 용이하게 운송 및 보관할 수 있다. 또한, 본 발명에 따른 비행체(10)는 틸팅 유닛(300)과 폴딩 유닛(400)을 모두 구비함으로써, 메인로터(200)가 회전축(320)의 양단에서 펼쳐진 상태 또는 메인로터(200)가 폴딩 유닛(400)에 의해 회전축(320)의 양단에서 폴딩된 상태에서 틸팅 유닛(300)에 의해 틸팅될 수 있다.Through such a configuration, when the
다시 도 1을 참조하면, 비행체(10)는 보조날개(500)를 포함할 수 있다. 보조날개(500)는 본체(100)의 후방에 배치될 수 있다. 보조날개(500)는 비행체(10)가 고정익 모드로 비행할 때, 방향을 제어하는 수직꼬리날개(도면 부호 미도시)와 수평꼬리날개(도면 부호 미도시)를 포함할 수 있다. 상기 수직꼬리날개는 비행체(10)를 요(yaw) 방향으로 회전시키며, 상기 수평꼬리날개는 비행체(10)를 피치(pitch) 방향으로 회전시킬 수 있다. 또한, 보조날개(500)는 상기 수직꼬리날개와 상기 수평꼬리날개의 사이에 보조로터(미도시)를 추가로 포함할 수 있다.Referring back to FIG. 1 , the
도 8은 도 1의 제어 유닛(600)의 구성을 나타내는 도면이다.FIG. 8 is a diagram showing the configuration of the
제어 유닛(600)은 비행체(10)의 일측에 배치될 수 있다. 도 1에는 제어 유닛(600)이 본체(100)의 상면에 배치되는 것으로 나타냈으나, 이에 한정하는 것은 아니다. 예를 들어, 제어 유닛(600)은 본체(100)의 내부에 배치될 수도 있다.The
도 8을 참조하면, 제어 유닛(600)은 메모리(610)와, 프로세서(620)와, 통신 모듈(630)과, 입출력 인터페이스(640)를 포함할 수 있다.Referring to FIG. 8 , the
제어 유닛(600)은 메모리(610)와, 비행체(10)의 일측에 배치된 센서 유닛(700)으로부터 비행체의 비행 상태에 관한 상태 정보를 획득한다. 그리고 획득한 상태 정보에 기초하여 프로세서(620)를 통해 필요한 방향 전환량 또는 추력을 계산하고, 계산된 값에 기초하여 틸팅 유닛(300)을 제어함으로써 메인로터(200)의 틸팅 각도를 조절할 수 있다.The
보다 구체적으로, 제어 유닛(600)은 비행체(10)의 방향 전환량이 메모리(610)에 저장된 설정값보다 낮으면, 복수개의 메인로터(200) 간의 틸팅 각도를 독립적으로 제어할 수 있다. 즉, 제어 유닛(600)은 복수개의 메인로터(200)의 틸팅 각도를 비대칭으로 제어하여, 비행체(10)의 방향 전환량을 높일 수 있다. 또한, 제어 유닛(600)은 비행체(10)의 추력이 메모리(610)에 저장된 설정값보다 낮으면, 복수개의 메인로터(200)의 콜렉티브 피치(collective pitch)를 동시에 증가시켜, 비행체(10)의 추력을 증가시킬 수 있다.More specifically, when the amount of direction change of the
도 8에는 나타내지 않았으나, 제어 유닛(600)은 비행체(10)의 동력원(미도시)과, 메인로터(200)의 블레이드(220) 및 베인(240)과, 보조날개(500) 등을 제어할 수 있다.Although not shown in FIG. 8 , the
도 9는 본 발명의 다른 실시예에 따른 틸팅 유닛(300-1)을 나타내는 도면이다.9 is a view showing a tilting unit 300-1 according to another embodiment of the present invention.
도 9를 참조하면, 틸팅 유닛(300-1)은 지지 프레임(310)과, 제1a 회전축(320a)과, 제1a 모터(330a)와, 제1b 회전축(320b)과, 제1b 모터(330b)를 포함할 수 있다.Referring to FIG. 9 , the tilting unit 300-1 includes a
제1a 회전축(320a)은 지지 프레임(310)의 일측에 삽입된 상태에서 축 회전할 수 있다. 제1a 회전축(320a)의 일단은 어느 한 폴딩 유닛(400)에 연결되며, 이에 따라 어느 한 메인로터(200)와 연결된다. 제1a 회전축(320a)의 타단에는 제1a 모터(330a)가 연결된다.The
제1a 모터(330a)는 틸팅 유닛(300-1)의 구동 장치(미도시)에 의해 작동하여, 제1a 회전축(320a)에 연결된 상태에서 회전한다. 이에 따라, 제1a 회전축(320a)은 제1a 모터(330a)와 동일한 방향으로 회전할 수 있다. 제1a 모터(330a)의 종류는 특별히 한정하지 않으며, 경량화 및 소형화와 높은 토크 등의 측면에서 BLDC 모터(Brushless DC motor)를 이용할 수 있다.The
제1b 회전축(320b)은 지지 프레임(310)의 타측에 삽입된 상태에서 축 회전할 수 있다. 제1b 회전축(320b)은 축 방향으로, 예를 들어, 도 1의 Y'축 방향으로 소정의 거리만큼 이격하여 배치된다. 제1b 회전축(320b)의 일단은 나머지 폴딩 유닛(400)에 연결되며, 이에 따라 나머지 메인로터(200)와 연결된다. 제1b 회전축(320b)의 타단에는 제1b 모터(330b)가 연결된다.The
제1b 모터(330b)는 틸팅 유닛(300-1)의 상기 구동 장치에 의해 제1b 회전축(320b)에 연결된 상태에서 회전한다. 이에 따라, 제1b 회전축(320b)은 제1b 모터(330b)와 동일한 방향으로 회전할 수 있다. 마찬가지로, 제1b 모터(330b)로서 BLDC 모터를 이용할 수 있다.The
이와 같이, 본 발명의 다른 실시예에 따른 틸팅 유닛(300-1)은, 제1a 회전축(320a) 및 제1a 모터(330a)와, 제1b 회전축(320b) 및 제1b 모터(330b)는 소정의 간격으로 이격되어, 각각 서로 다른 메인로터(200)와 연결되도록 구성될 수 있다.As such, in the tilting unit 300-1 according to another embodiment of the present invention, the
이와 같은 구성을 통해, 메인로터(200)는 틸팅 유닛(300)의 링키지(linkage)의 제약을 받지 않고 360도 무한회전(endless rotation)이 가능하다. 또한, 각각의 메인로터(200)는 서로 독립된 회전축(320a, 320b) 및 모터(330a, 330b)와 연결되기 때문에, 각각의 메인로터(200)는 독립적으로 제어될 수 있다. 또한, 종래의 틸팅 메커니즘에 비해, 비행체(10)의 방향과 추력이 신속하게 제어될 수 있다.Through such a configuration, the
도 10은 본 발명의 다른 실시예에 따른 비행체(10)의 메인로터(200)가 폴딩 및 틸팅된 상태를 나타내는 도면이다.10 is a view showing a state in which the
도 10을 참조하면, 메인로터(200)는 폴딩 유닛(400)에 의해 어느 한 방향으로 폴딩된 상태에서, 틸팅 유닛(300)에 의해 틸팅될 수 있다. 특히, 메인로터(200)는 제1a 모터(330a) 또는 제1b 모터(330b)의 회전에 따라 제1a 회전축(320a) 또는 제1b 회전축(320b)을 중심으로 360도 회전이 가능하다. 이에 따라, 메인로터(200)는 틸팅 유닛(300)에 의해 적절한 각도로 틸팅된 상태에서, 폴딩 유닛(400)에 의해 폴딩될 수 있다. 이와 같은 구성을 통해, 비행체(10)가 운송 및 보관되는 공간을 효율적으로 활용할 수 있다.Referring to FIG. 10 , the
도 11, 도 12 및 도 13은 본 발명의 다른 실시예에 따른 비행체(10)의 비행 상태를 나타내는 도면이다.11, 12 and 13 are views showing the flight state of the
본 발명에 따른 비행체(10)는 메인로터(200)의 틸팅 각도를 서로 달리 하여, 비행체(10)의 방향을 전환할 수 있다. 예를 들어, 도 11에 나타내는 바와 같이, 비행체(10)가 회전익 모드로 비행하는 동안, 제어 유닛(600)은 좌측의 메인로터(200)는 아래로 추력을 발생시키고, 우측의 메인로터(200)는 위로 추력을 발생시키도록 틸팅 유닛(300)을 제어할 수 있다. 이에 따라, 비행체(10)는 정면에서 보았을 때 X'축을 중심으로 시계 방향으로 회전하는 롤 운동을 하게 된다.The
또한, 도 12에 나타내는 바와 같이, 비행체(10)가 고정익 모드로 비행하는 동안, 제어 유닛(600)은 좌측의 메인로터(200)는 후방으로 추력을 발생시키고, 우측의 메인로터(200)는 전방으로 추력을 발생시키도록 틸팅 유닛(300)을 제어할 수 있다. 이에 따라, 비행체(10)는 평면에서 보았을 때 Z'축을 중심으로 시계 방향으로 회전하는 요 운동을 하게 된다.In addition, as shown in FIG. 12 , while the
또한, 도 13에 나타내는 바와 같이, 비행체(10)가 천이 모드로 비행하는 동안, 제어 유닛(600)은 좌측의 메인로터(200)는 후방 위로 추력을 발생시키고, 우측의 메인로터(200)는 전방 아래로 추력을 발생시키도록 틸팅 유닛(300)을 제어할 수 있다. 이에 따라, 비행체(10)는 정면에서 보았을 때, X'축을 중심으로 시계 방향으로 회전하는 롤 운동을 하게 된다.In addition, as shown in FIG. 13 , while the
또한, 도 11 내지 도 13에 나타낸 메인로터(200)의 틸팅 각도 외에도, 제어 유닛(600)은 다양한 조합으로 메인로터(200)의 틸팅 각도를 제어할 수 있다.In addition, in addition to the tilting angle of the
이와 같은 구성을 통해, 본 발명에 따른 비행체(10)는 비행체(10)의 비행 모드에 상관 없이 복수개의 메인로터(200)를 독립적으로 제어할 수 있다. 이에 따라, 본 발명에 따른 비행체(10)는 요 방향의 회전량 및 롤 방향의 회전량 중 적어도 어느 하나의 회전량을 제어할 수 있다. 또한, 본 발명에 따른 비행체(10)는 비행체(10)의 비행 상태에 기초하여, 신속한 방향 전환과 추력 제어를 실시할 수 있다.Through such a configuration, the
도 14는 본 발명의 다른 실시예에 따른 틸팅 유닛(300-2)을 나타내는 도면이다.14 is a view showing a tilting unit 300-2 according to another embodiment of the present invention.
도 14를 참조하면, 본 발명의 틸팅 유닛(300-2)은 제2 모터(340a, 340b)를 추가로 포함할 수 있다. 제2 모터(340a, 340b)는 제1 모터(330a, 330b)와 각각 연결될 수 있다. 예를 들어, 제2a 모터(340a)는 제1a 모터(330a)와 벨트(350a)를 통해 연결될 수 있다. 마찬가지로, 제2b 모터(340b)는 제1b 모터(330b)와 벨트(350b)를 통해 연결될 수 있다. 본 실시예의 틸팅 유닛(300-2)의 나머지 구성은 전술한 틸팅 유닛(300-1)의 구성과 동일할 수 있으며, 이에 대한 설명은 생략한다.Referring to FIG. 14 , the tilting unit 300 - 2 of the present invention may further include
이와 같은 구성을 통해, 메인로터(200)를 독립적으로 제어하면서, 동시에 틸팅 유닛(300)의 높은 토크를 달성할 수 있다. 또한, 비행체(10)의 작동 중에 제1a 모터(330a) 또는 제1b 모터(330b)가 오작동하거나 작동을 중지하더라도, 이들과 벨트(350a, 350b)를 통해 연결된 제2a 모터(340a) 또는 제2b 모터(340b)가 메인로터(200)를 틸팅시킬 수 있다. 즉, 틸팅 유닛(300-2)을 구동하는 모터의 다중화를 통해, 틸팅 유닛(300)의 신뢰성을 향상시킬 수 있다.Through such a configuration, while independently controlling the
도 15는 본 발명의 다른 실시예에 따른 틸팅 유닛(300-3)을 나타내는 도면이다.15 is a view showing a tilting unit 300-3 according to another embodiment of the present invention.
도 15를 참조하면, 본 발명에 따른 틸팅 유닛(300-3)에서 제1a 모터(330a)와 제1b 모터(330b)는 하나의 회전축(320)을 통해 연결될 수 있다. 이에 따라, 어느 하나의 모터가 오작동하더라도, 나머지 모터를 통해 틸팅 유닛(300-3)이 구동될 수 있어, 틸팅 유닛(300-3)의 신뢰성을 향상시킬 수 있다.Referring to FIG. 15 , in the tilting unit 300 - 3 according to the present invention, the
도 16은 본 발명의 다른 실시예에 따른 비행체(10)의 제어 방법을 나타내는 플로우 차트이다.16 is a flowchart illustrating a control method of the
도 1 내지 도 16을 참조하면, 먼저, 제어 유닛(600)은 비행체(10)의 비행 모드를 고정익 모드, 회전익 모드 및 천이 모드 중 어느 하나의 모드로 제어할 수 있다. 예를 들어, 비행체(10)가 지상에서 이륙하는 경우, 제어 유닛(600)은 틸팅 유닛(300)을 제어하여 메인로터(200)를 틸팅시켜, 비행체(10)의 비행 모드를 회전익 모드로 제어할 수 있다. 그리고 비행체(10)가 기 설정된 고도에 도달하면, 다시 제어 유닛(600)은 틸팅 유닛(300)을 제어하여 메인로터(200)를 소정의 각도만큼 틸팅시켜, 비행체(10)의 비행 모드를 천이 모드로 제어할 수 있다. 이후 제어 유닛(600)은 다시 틸팅 유닛(300)을 제어하여 메인로터(200)의 회전축, 즉, 블레이드(220)의 회전축이 지면과 수직인 축과 수직을 이루도록 메인로터(200)를 틸팅시켜, 비행체(10)의 비행 모드를 고정익 모드로 제어할 수 있다.1 to 16 , first, the
다음, 제어 유닛(600)은 비행체(10)의 비행 상태에 관한 정보를 획득한다. 제어 유닛(600)은 메모리(610)에 저장된 상태 정보와, 본체(100)의 일측에 배치된 센서 유닛(700)으로부터 획득한 비행체(10)의 비행 상태에 관한 상태 정보에 기초하여, 비행체(10)의 방향, 속력, 가속도, 위치 등 비행체(10)의 비행 상태에 관한 상태 정보를 획득할 수 있다.Next, the
다음, 제어 유닛(600)은 획득한 상태 정보에 기초하여, 복수개의 메인로터(200)의 틸팅 각도를 제어할 수 있다. 예를 들어, 제어 유닛(600)은 도 9에 나타낸 틸팅 유닛(300-1)을 제어하여, 각각의 메인로터(200)의 틸팅 각도를 독립적으로 제어할 수 있다.Next, the
보다 구체적으로, 제어 유닛(600)은 비행체(10)의 방향 전환량이 기 설정된 값보다 낮으면, 복수개의 메인로터(200) 간의 비대칭 정도를 조절할 수 있다. 특히, 제어 유닛(600)은 복수개의 메인로터(200)를 서로 다른 방향으로 틸팅시켜, 비행체(10)의 요 방향의 회전량 및 롤 방향의 회전량 중 적어도 어느 하나의 회전량을 제어할 수 있다.More specifically, when the amount of direction change of the
또한, 제어 유닛(600)은 비행체(10)의 추력이 기 설정된 값보다 낮으면, 복수개의 메인로터(200)의 콜렉티브 피치를 동시에 조절하여, 비행체(10)의 추력을 조절할 수 있다.In addition, when the thrust of the
이러한 추력 조절은 방향 전환량 조절에 연속하여 실시될 수 있다. 예를 들어, 제어 유닛(600)은 비행체(10)의 방향 전환량 조절을 실시한 후에, 추력이 기 설정된 값보다 낮아졌는지 여부를 판단한다. 추력이 낮아진 것으로 판단되면 추력 조절을 실시할 수 있다. 또는, 추력 조절은 방향 전환량 조절과 독립적으로 실시될 수 있다. 또한, 이러한 방향 전환량 조절과 추력 조절은 비행체(10)의 비행 모드와 무관하게 독립적으로 실시될 수 있다.This thrust control may be performed continuously to the direction change amount control. For example, the
본 발명에 따른 비행체(10) 및 비행체(10)의 제어 방법은 비행체(10)를 사용하지 않는 경우에는, 폴딩 유닛(400)을 이용하여 메인로터(200)를 폴딩시킬 수 있다. 이에 따라, 비행체(10)의 폭 방향으로의 크기를 대폭으로 줄일 수 있어, 비행체(10)의 운송 및 보관에 필요한 공간의 크기를 획기적으로 줄일 수 있다.The
또한, 본 발명에 따른 비행체(10) 및 비행체(10)의 제어 방법은 메인로터(200)의 틸팅 각도를 제어하는 틸팅 유닛(300)과, 메인로터(200)를 폴딩시키는 폴딩 유닛(400)을 모두 포함함으로써, 비행체(10)가 수납되는 공간에 따라 메인로터(200)를 적절히 틸팅 및 폴딩시켜, 공간의 활용성을 극대화할 수 있다.In addition, the control method of the
또한, 본 발명에 따른 비행체(10) 및 비행체(10)의 제어 방법은, 복수개의 메인로터(200)를 독립적으로 제어할 수 있어, 비행체(10)의 비행 모드와 상관 없이, 비행체(10)의 방향 전환 및 추력 제어를 신속하게 실시할 수 있다. 특히, 모터를 이용하여 메인로터(200)의 틸팅 각도를 제어함으로써, 기구적인 제약을 받지 않고 메인로터(200)를 360도 회전시킬 수 있다.In addition, the control method of the
본 명세서에서는 본 발명을 한정된 실시예를 중심으로 설명하였으나, 본 발명의 범위 내에서 다양한 실시예가 가능하다. 또한 설명되지는 않았으나, 균등한 수단도 또한 본 발명에 그대로 결합되는 것이라 할 것이다. 따라서 본 발명의 진정한 보호범위는 아래의 청구범위에 의하여 정해져야 할 것이다.In the present specification, the present invention has been described with reference to limited embodiments, but various embodiments are possible within the scope of the present invention. In addition, although not described, it will be said that equivalent means are also combined with the present invention as it is. Accordingly, the true scope of protection of the present invention should be defined by the following claims.
10, 10': 비행체
100: 본체
200: 메인로터
300, 300-1, 300-2, 300-3: 틸팅 유닛
400: 폴딩 유닛
500: 보조날개
600: 제어 유닛
700: 센서 유닛10, 10': Aircraft
100: body
200: main rotor
300, 300-1, 300-2, 300-3: Tilt unit
400: folding unit
500: auxiliary wing
600: control unit
700: sensor unit
Claims (13)
상기 본체의 양측에 배치되는 메인로터;
상기 메인로터 사이에 배치되는 회전축을 구비하며, 상기 회전축을 회전시켜 상기 메인로터의 틸팅 각도를 조절하는 틸팅 유닛; 및
상기 메인로터와 상기 회전축의 연결부에 배치되며, 상기 메인로터를 상기 본체에 대해서 폴딩시키는 폴딩 유닛;를 포함하고,
상기 폴딩 유닛은 상기 메인로터와 상기 회전축의 연결부에 삽입되어 상기 메인로터와 상기 회전축을 고정하는 고정핀을 포함하고, 상기 고정핀이 상기 연결부에서 분리되면 상기 메인로터가 상기 회전축에 대해 회전하는, 비행체.main body;
a main rotor disposed on both sides of the body;
a tilting unit having a rotating shaft disposed between the main rotors and rotating the rotating shaft to adjust a tilting angle of the main rotor; and
and a folding unit disposed at the connection part of the main rotor and the rotation shaft, for folding the main rotor with respect to the main body;
The folding unit includes a fixing pin inserted into the connection part of the main rotor and the rotation shaft to fix the main rotor and the rotation shaft, and when the fixing pin is separated from the connection part, the main rotor rotates with respect to the rotation shaft, aircraft.
상기 틸팅 유닛은,
상기 회전축의 양단에서 펼쳐진 상기 메인로터를 틸팅시키거나, 상기 폴딩 유닛에 의해서 상기 회전축의 양단에서 폴딩된 상기 메인로터를 틸팅시키는, 비행체.According to claim 1,
The tilting unit is
An aircraft for tilting the main rotor spread at both ends of the rotation shaft, or for tilting the main rotor folded at both ends of the rotation shaft by the folding unit.
상기 폴딩 유닛은,
상기 메인로터와 연결되며, 양측에 배치된 제1 돌출편을 구비하는 제1 클램프; 및
상기 회전축과 연결되며, 상기 제1 돌출편에 조립되며 양측에 배치된 제2 돌출편을 구비하는 제2 클램프;를 포함하고,
상기 고정핀은 상기 제1 돌출편과 상기 제2 돌출편에 삽입되어 상기 제1 클램프와 상기 제2 클램프를 연결하고,
상기 고정핀이 한 쌍의 상기 제1 돌출편 및 제2 돌출편 중 어느 하나에서 분리되면, 상기 제1 클램프가 다른 하나를 중심축으로 회전하는, 비행체.According to claim 1,
The folding unit,
a first clamp connected to the main rotor and having first protruding pieces disposed on both sides; and
a second clamp connected to the rotating shaft, assembled to the first protruding piece, and having second protruding pieces disposed on both sides;
The fixing pin is inserted into the first protruding piece and the second protruding piece to connect the first clamp and the second clamp,
When the fixing pin is separated from any one of the pair of the first protruding piece and the second protruding piece, the first clamp rotates about the other one as a central axis.
상기 틸팅 유닛은,
상기 본체의 일측에 배치되며, 상기 회전축을 회전시키는 적어도 하나의 제1 모터;를 더 구비하는, 비행체.According to claim 1,
The tilting unit is
It is disposed on one side of the main body, at least one first motor for rotating the rotating shaft; further comprising, the aircraft.
상기 틸팅 유닛은,
상기 제1 모터와 연결되는 제2 모터;를 더 구비하는, 비행체.5. The method of claim 4,
The tilting unit is
A vehicle further comprising a; a second motor connected to the first motor.
상기 틸팅 유닛은,
상기 회전축이 복수개의 상기 메인로터에 각각 연결되되, 상기 회전축에 제1 모터가 각각 구비되어, 복수개의 상기 메인로터의 틸팅 각도를 독립적으로 제어하는, 비행체.According to claim 1,
The tilting unit is
The rotating shaft is connected to each of the plurality of main rotors, and a first motor is respectively provided on the rotating shaft to independently control the tilting angles of the plurality of main rotors.
상기 틸팅 유닛은
상기 비행체의 방향 전환량이 기 설정된 값보다 낮으면, 상기 복수개의 메인로터 간의 틸팅 각도를 비대칭으로 제어하는, 비행체.7. The method of claim 6,
The tilting unit is
When the amount of direction change of the vehicle is lower than a preset value, asymmetrically controlling the tilting angle between the plurality of main rotors, the vehicle.
상기 틸팅 유닛은
상기 복수개의 메인로터를 서로 다른 방향으로 틸팅시켜, 상기 비행체의 요(yaw) 방향의 회전량 및 롤(roll) 방향의 회전량 중 적어도 하나의 회전량을 제어하는, 비행체.7. The method of claim 6,
The tilting unit is
By tilting the plurality of main rotors in different directions, the vehicle for controlling the amount of rotation of at least one of a rotation amount in a yaw direction and a rotation amount in a roll direction of the vehicle.
상기 틸팅 유닛은,
상기 비행체의 추력이 기 설정된 값보다 낮으면, 상기 복수개의 메인로터의 콜렉티브 피치(collective pitch)를 동시에 증가시키는, 비행체.7. The method of claim 6,
The tilting unit is
When the thrust of the vehicle is lower than a preset value, the vehicle for simultaneously increasing the collective pitch of the plurality of main rotors.
상기 비행체의 비행 상태에 관한 상태 정보를 획득하는 단계; 및
상기 상태 정보에 기초하여, 복수개의 메인로터의 틸팅 각도를 독립적으로 제어하는 단계;를 포함하고,
상기 비행체는 상기 메인로터 사이에 배치되는 회전축과 상기 메인로터의 연결부에 배치되는 폴딩 유닛을 더 포함하고,
상기 폴딩 유닛은 상기 연결부에 삽입되어 상기 메인로터와 상기 회전축을 고정하는 고정핀을 포함하고,
상기 고정핀을 상기 연결부에서 분리하여 상기 메인로터를 상기 회전축에 대해 회전시키는 단계를 더 포함하는, 비행체의 제어 방법.Controlling the flight mode of the vehicle to any one of a fixed wing mode, a rotary wing mode, and a transition mode;
obtaining status information about the flight status of the vehicle; and
Independently controlling the tilting angles of the plurality of main rotors based on the state information;
The aircraft further comprises a folding unit disposed in the connection portion of the rotation shaft and the main rotor disposed between the main rotor,
The folding unit includes a fixing pin inserted into the connection part to fix the main rotor and the rotation shaft,
Separating the fixing pin from the connection part further comprising the step of rotating the main rotor with respect to the rotation axis, the control method of the vehicle.
상기 틸팅 각도를 독립적으로 제어하는 단계는
상기 비행체의 방향 전환량이 기 설정된 값보다 낮으면, 상기 복수개의 메인로터 간의 틸팅 각도를 비대칭으로 제어하는, 비행체의 제어 방법.11. The method of claim 10,
The step of independently controlling the tilting angle is
When the amount of direction change of the vehicle is lower than a preset value, asymmetrically controlling the tilting angle between the plurality of main rotors, the control method of the vehicle.
상기 틸팅 각도를 독립적으로 제어하는 단계는
상기 복수개의 메인로터를 서로 다른 방향으로 틸팅시켜, 상기 비행체의 요(yaw) 방향의 회전량 및 롤(roll) 방향의 회전량 중 적어도 하나의 회전량을 제어하는, 비행체의 제어 방법.12. The method of claim 11,
The step of independently controlling the tilting angle is
By tilting the plurality of main rotors in different directions, controlling the amount of rotation of at least one of the amount of rotation in the yaw (yaw) direction and the amount of rotation in the roll direction of the vehicle, the control method of the vehicle.
상기 틸팅 각도를 독립적으로 제어하는 단계는
상기 비행체의 추력이 기 설정된 값보다 낮으면, 상기 복수개의 메인로터의 콜렉티브 피치(collective pitch)를 동시에 증가시키는, 비행체의 제어 방법.13. The method of claim 12,
The step of independently controlling the tilting angle is
When the thrust of the vehicle is lower than a preset value, the collective pitch of the plurality of main rotors is simultaneously increased, the control method of the vehicle.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
KR1020200003183A KR102288268B1 (en) | 2020-01-09 | 2020-01-09 | Aircraft and controlling method for the aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
KR1020200003183A KR102288268B1 (en) | 2020-01-09 | 2020-01-09 | Aircraft and controlling method for the aircraft |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
KR20210089958A KR20210089958A (en) | 2021-07-19 |
KR102288268B1 true KR102288268B1 (en) | 2021-08-10 |
Family
ID=77125834
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
KR1020200003183A KR102288268B1 (en) | 2020-01-09 | 2020-01-09 | Aircraft and controlling method for the aircraft |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
KR (1) | KR102288268B1 (en) |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20040026563A1 (en) | 2002-02-08 | 2004-02-12 | Moller Paul S. | Vertical take-off and landing vehicles |
US20120091257A1 (en) * | 2009-05-27 | 2012-04-19 | Israel Aerospace Industries Ltd. | Air vehicle |
CN110641680A (en) | 2018-12-18 | 2020-01-03 | 深圳市格上格创新科技有限公司 | Collapsible many rotor unmanned aerial vehicle |
Family Cites Families (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2700734B2 (en) * | 1991-09-20 | 1998-01-21 | 川崎重工業株式会社 | Vertical takeoff and landing aircraft |
KR101743834B1 (en) * | 2015-10-12 | 2017-06-07 | 한국항공우주연구원 | Aircraft |
-
2020
- 2020-01-09 KR KR1020200003183A patent/KR102288268B1/en active IP Right Grant
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20040026563A1 (en) | 2002-02-08 | 2004-02-12 | Moller Paul S. | Vertical take-off and landing vehicles |
US20120091257A1 (en) * | 2009-05-27 | 2012-04-19 | Israel Aerospace Industries Ltd. | Air vehicle |
CN110641680A (en) | 2018-12-18 | 2020-01-03 | 深圳市格上格创新科技有限公司 | Collapsible many rotor unmanned aerial vehicle |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
KR20210089958A (en) | 2021-07-19 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11866186B2 (en) | Aerodynamically efficient lightweight vertical take-off and landing aircraft | |
US11618550B2 (en) | Foldable rotor assembly for fixed-wing VTOL aircraft | |
US8292215B2 (en) | Helicopter with folding rotor arms | |
US10562618B2 (en) | Helicopter with wing augmented lift | |
US8251305B2 (en) | Rotorcraft with variable incident wing | |
US8464978B2 (en) | Counter-rotational inertial control of rotorcraft | |
JP6478080B2 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
US20100044499A1 (en) | Six rotor helicopter | |
EP4324740A2 (en) | Erodynamically efficient lightweight vertical take-off and landing aircraft with pivoting rotors and stowable rotor blades | |
US20100051740A1 (en) | Vtol vehicle with coaxially tilted or tiltable rotors | |
US10017278B2 (en) | Gyroscopic orbiter with vertical takeoff and vertical landing capabilities | |
KR101883346B1 (en) | Aerial vehicle | |
KR102295789B1 (en) | Drone capable of adjusting propulsion direction | |
KR102032243B1 (en) | Tilt-prop air vehicle | |
KR20180116849A (en) | Fixed wing drone using variable pitch propeller | |
JP6618000B1 (en) | Electronic component and flying object with the electronic component attached | |
KR102288268B1 (en) | Aircraft and controlling method for the aircraft | |
US10526069B1 (en) | Collapsible large diameter propeller for quiet aircraft | |
CN115768688A (en) | Unmanned plane | |
EP4240649A1 (en) | Transformable type vtol aircraft | |
FR3111329A1 (en) | birotor flying machine with vertical takeoff and landing | |
JP2006123886A (en) | Rotary wing and rotary wing aircraft |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
E701 | Decision to grant or registration of patent right | ||
GRNT | Written decision to grant |