KR102306734B1

KR102306734B1 - 멀티콥터형 무인비행장치

Info

Publication number: KR102306734B1
Application number: KR1020200029360A
Authority: KR
Inventors: 김륜경; 고경완
Original assignee: 주식회사 이지시스템
Priority date: 2020-03-10
Filing date: 2020-03-10
Publication date: 2021-09-30
Also published as: KR20210114122A

Abstract

본 발명은 지지암부의 길이를 조절할 수 있는 새로운 프레임 구조가 적용된 멀티콥터형 무인비행장치에 관한 것이다.
본 발명에 의한 멀티콥터형 무인비행장치는, 내부에 다수의 부품을 장착하기 위한 공간을 형성하는 몸체프레임이 구비되는 몸체부와, 상기 몸체부로부터 외측으로 연장 형성되는 하나 이상의 지지암부와, 상기 지지암부의 일측에 구비되며 동력을 생성하는 엔진부와, 상기 엔진부의 일측에 구비되며 엔진부에서 생성된 동력에 의해 회전하는 회전익과, 상기 몸체부의 일측에 구비되며 착륙시 몸체부와 지면이 이격되도록 지지하는 랜딩부를 포함하는 구성을 가지며, 상기 지지암부에는 상기 몸체부의 몸체프레임과 중첩되게 연결되며 몸체프레임의 외측으로 연장되는 길이가 조절 가능한 지지암프레임이 구비되는 것을 특징으로 한다. 이와 같은 본 발명에 의하면, 멀티콥터형 무인비행장치는 엔진부의 무게에 따라 지지암부가 삽입되는 길이를 조절할 수 있어 전체적인 균형을 이룰 수 있다는 장점을 갖는다.

Description

멀티콥터형 무인비행장치{multi-copter type unmanned aerial vehicle}

본 발명은 멀티콥터형 무인비행장치에 관한 것으로써, 보다 상세하게는 지지암부의 길이를 조절할 수 있는 새로운 프레임 구조가 적용된 무인비행장치를 제공하는데 있다.

일반적으로, 무인비행장치는 조종사 없이 비행 및 조종이 가능한 비행기나 헬리콥터 모양의 비행체로, 정찰이나 감시와 같은 군사용이나, 재난구조 및 물품이송 등과 같은 다양한 용도로 사용되고 있다.

이와 같은 무인비행장치들 중 멀티콥터형의 무인비행장치는 복수의 회전익을 이용하여 비행하는 비행장치이며, 상기 각 회전익은 주로 전동모터를 이용하거나 내연기관 등을 이용하여 구동되도록 구성되고 있다.

이에 관련한 종래 기술로는 한국 공개특허 제10-2016-0096419호, 한국 공개특허 제10-2017-0061259호, 한국 공개특허 제10-2018-0036021호 등과 같이 다양하게 제공되고 있다.

그러나, 전술된 종래의 기술들 중 전동모터를 이용하여 회전익을 구동하는 무인비행장치의 경우 충분하지 못한 출력이 제공되며, 이에 따라 장시간 비향이 불가능하다는 단점이 있어 특히 중량물의 운반용이나 대형의 무인비행장치에 사실상 그 기술을 적용하는데 어려움이 있다.

또한, 전술된 종래의 기술들 중 내연기관을 이용하는 구동방식의 무인비행장치의 경우 단순히 하나의 내연기관이 구동하면서 복수의 회전익을 동작시키는 방식이므로 상기와 같은 단점이 있어 이 역시 중량물의 운반용으로 사용하기엔 부적합하다는 단점이 있다.

더불어, 상기 회전익이 장착되는 아암부의 길이가 비행몸체에 제한적으로 설치되어 있어, 무인비행장치로 중량물을 운반시 그 무인비행장치가 허용할 수 있는 크기의 중량물만을 이동시킬 수 있다는 단점이 있다.

한국 공개특허 제10-2016-0096419호 한국 공개특허 제10-2017-0061259호 한국 공개특허 제10-2018-0036021호

따라서, 본 발명의 목적은 상기한 바와 같은 종래 기술의 문제점을 해결하기 위한 것으로, 지지암부의 길이를 조절할 수 있는 새로운 프레임 구조가 적용된 멀티콥터형 무인비행장치를 제공하는데 있다.

상기한 바와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명의 특징에 따르면, 본 발명에 의한 멀티콥터형 무인비행장치는, 내부에 다수의 부품을 장착하기 위한 공간을 형성하는 몸체프레임이 구비되는 몸체부와; 상기 몸체부로부터 외측으로 연장 형성되는 하나 이상의 지지암부와; 상기 지지암부의 일측에 구비되며, 동력을 생성하는 엔진부와; 상기 엔진부의 일측에 구비되며, 엔진부에서 생성된 동력에 의해 회전하는 회전익과; 상기 몸체부의 일측에 구비되며, 착륙시 몸체부와 지면이 이격되도록 지지하는 랜딩부를 포함하는 구성을 가지며; 상기 지지암부에는, 상기 몸체부의 몸체프레임과 중첩되게 연결되며, 몸체프레임의 외측으로 연장되는 길이가 조절 가능한 지지암프레임이 구비되는 것을 특징으로 한다.

상기 몸체프레임은, 상기 몸체부의 내부에 구비되며, 다각형 형상으로 이루어져 상측 골격을 형성하는 제1몸체프레임과; 상기 제1몸체프레임의 하측에 이격 설치되며, 다각형 형상으로 이루어져 내부 중앙부 골격을 형성하는 제2몸체프레임과; 상기 제2몸체프레임의 하측에 이격되게 설치되며, 상기 몸체부의 내부 하측 골격을 형성하는 제3몸체프레임과; 상기 제1몸체프레임 또는 제2몸체프레임의 내부를 가로지르도록 설치되며, 양단에는 상기 지지암프레임이 연결되는 하나 이상의 프레임고정부재;를 포함하는 것을 특징으로 한다.

상기 프레임고정부재는, 상기 제1몸체프레임의 내부를 가로지르도록 설치되는 상단프레임고정부재와, 상기 제2몸체프레임의 내부를 가로지르도록 설치되는 하단프레임고정부재를 포함하는 구성을 가지며; 상기 지지암프레임은, 상기 상단프레임고정부재와 중첩 가능하게 연결되는 제1지지암프레임과, 상기 하단프레임고정부재와 중첩 가능하게 연결되는 제2지지암프레임을 포함하는 것을 특징으로 한다.

상기 프레임고정부재의 내부에는 상기 지지암프레임의 외면과 대응되는 형상을 가지는 프레임삽입홀이 형성되며; 상기 프레임삽입홀의 내면과 상기 지지암프레임의 외면 사이의 끼움 공차는 1mm이내로 이루어져 슬라이딩에 의해 중첩되는 것을 특징으로 한다.

상기 제2지지암프레임은, 상기 제1지지암프레임의 하측에 이격되도록 설치되며, 끝단은 상기 제1지지암프레임보다 외측으로 더 돌출되게 형성되고; 상기 제1지지암프레임과 제2지지암프레임의 끝단은 연결프레임에 의해 서로 연결됨을 특징으로 한다.

본 발명에 의한 멀티콥터형 무인비행장치는 다음과 같은 효과가 있다.

본 발명의 멀티콥터형 무인비행장치는 몸체부의 골격을 형성하는 몸체프레임과, 그에 삽입 가능하도록 형성됨으로써 몸체부의 방사 방향으로 연장 길이를 조절할 수 있는 지지암프레임이 구비되는 구조에 의해 상기 지지암부의 끝단에 장착되는 엔진부의 크기에 따라 지지암부가 삽입되는 길이를 조절할 수 있어 전체적인 균형을 이룰 수 있다는 장점이 있다.

본 발명의 멀티콥터형 무인비행장치를 구성하는 지지암프레임은 상기 몸체프레임에 구비되는 프레임고정부재에 삽입되는데, 상기 프레임고정부재의 내면과 지지암프레임 외면의 끼움 공차가 약 1mm 이내로 이루어짐으로써 상기 무인비행장치의 비행시 상기 지지암부가 수평 방향으로 유동되거나 혹은 상하 방향으로 휘어지는 것을 방지할 수 있다는 효과가 있다.

그리고, 본 발명의 실시예를 구성하는 지지암프레임의 저면에는 엔진부가 장착되는데, 상기 엔진부의 무게로 인한 처짐이 방지될 수 있도록 제2지지암프레임이 제1지지암프레임보다 몸체부의 외측을 향해 그 길이가 연장 형성됨으로써 무인비행장치의 안정적인 비행을 유지할 수 있다는 장점이 있다.

또한, 본 발명의 실시예를 구성하는 몸체프레임은 제1몸체프레임, 제2몸체프레임, 제3몸체프레임이 상하 방향으로 이격 공간을 유지하며 위치됨으로써 그 내측에 무인비행장치를 작동하기 위한 다수의 부품들을 수용할 수 있다는 장점이 있다.

도 1은 본 발명의 실시예가 적용된 멀티콥터형 무인비행장치를 보인 전체 사시도.
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 멀티콥터형 무인비행장치의 프레임 구조를 보인 전체 사시도.
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 멀티콥터형 무인비행장치의 프레임 구조를 상측에서 보인 평면도.
도 4는 본 발명의 실시예에 따른 멀티콥터형 무인비행장치의 프레임 구조를 보인 정면도.
도 5는 본 발명의 실시예를 구성하는 멀티콥터형 무인비행장치의 몸체프레임 구조를 보인 사시도.
도 6은 본 발명의 실시예를 구성하는 몸체프레임의 프레임고정부재가 중첩되는 모습을 보인 사시도.
도 7은 본 발명의 실시예를 구성하는 몸체프레임을 하측에서 보인 저면도.
도 8은 본 발명의 실시예를 구성하는 몸체프레임에 저장탱크가 수용된 모습을 보인 사시도.
도 9는 본 발명의 실시예를 구성하는 몸체프레임에 저장탱크가 수용된 모습을 하측에서 보인 저면도.
도 10은 본 발명의 실시예를 구성하는 몸체프레임에 몸체하우징을 장착한 모습을 보인 사시도.
도 11은 본 발명의 실시예를 구성하는 멀티콥터형 무인비행장치의 지지암프레임 구조를 보인 사시도.
도 12는 본 발명의 실시예에 따른 멀티콥터형 무인비행장치의 몸체프레임에 지지암프레임이 삽입된 모습을 보인 사시도.
도 13은 본 발명의 실시예가 적용된 멀티콥터형 무인비행장치의 지지프레임에 엔진부와 회전익이 장착된 모습을 보인 정면도.
도 14는 본 발명의 실시예가 적용된 멀티콥터형 무인비행장치의 지지암부에 엔진부와 회전익이 장착된 모습을 보인 사시도.

이하 본 발명에 의한 멀티콥터형 무인비행장치를 첨부된 도면을 참고하여 상세하게 설명한다.

도 1은 본 발명의 실시예가 적용된 멀티콥터형 무인비행장치를 보인 전체 사시도이고, 도 2 내지 도 4는 본 발명의 멀티콥터형 무인비행장치에 적용되는 프레임 구조를 보인 도면이다. 도 5 내지 도 10은 본 발명의 실시예를 구성하는 몸체프레임을 설명하기 위한 도면이며, 도 11 및 도 12는 본 발명의 실시예를 구성하는 지지암프레임을 설명하기 위한 도면이고, 도 13 및 도 14는 본 발명의 실시예에 적용되는 엔진부와 회전익을 설명하기 위한 도면이다.

이들 도면에 도시된 바와 같이 본 발명의 실시예에 따른 멀티콥터형 무인비행장치(1)는 크게 몸체부(10)와, 상기 몸체부(10)로부터 외측으로 연장 형성되는 복수개의 지지암부(20)와, 무인비행장치의 동력을 생성하는 엔진부(30)와, 상기 엔진부(30)에서 생성된 동력에 의해 회전하는 회전익(40)과, 상기 몸체부(10)의 하단에 구비되어 무인비행장치를 지지하는 역할의 지지암부(20) 등을 포함하여 이루어진다.

특히 이러한 구성을 가지는 무인비행장치(1)는 그 내부에 골격을 형성하는 프레임이 도 2 내지 도 4와 같이 다수개 구비되며, 각각의 프레임이 수평 방향으로의 움직임 또는 수직 방향으로의 처짐이 방지되도록 이루어짐을 제시한다.

이를 각 구성별로 더욱 상세히 설명하면 다음과 같다.

먼저, 상기 몸체부(10)는 본 발명의 실시예에 따른 무인비행장치(1)의 몸체로 제공되는 부위이다.

이와 같은 몸체부(10)는 몸체하우징(14)과 몸체커버(12)에 의해 그 외관이 형성된다.

그리고, 그 내부에는 다수의 부품을 장착하기 위한 공간을 형성하는 몸체프레임(140)이 구비된다.

상기 몸체프레임(140)은 상기 몸체부(10)의 골격을 형성하는 프레임이다.

상기 몸체프레임(140)은 다수의 프레임으로 형성되어 상기 몸체부(10)의 내부에 구비되며, 도 5에 도시된 바와 같이 크게 제1몸체프레임(142)과, 제2몸체프레임(144)과, 제3몸체프레임(146) 등으로 형성된다.

상기 제1몸체프레임(142)과 제2몸체프레임(144), 제3몸체프레임(146)은 다각형 형상 등으로 이루어져 상기 몸체부(10)의 골격을 형성한다.

상기 제1몸체프레임(142)은 상기 몸체프레임(140)의 상측에 위치하여 상기 몸체부(10)의 상측 골격을 형성한다.

그리고, 상기 제2몸체프레임(144)은 상기 제1몸체프레임(142)의 하측에 이격되어 설치되며, 다각형 형상 등으로 이루어져 상기 몸체부(10)의 중앙부 골격을 형성한다.

그리고, 상기 제3몸체프레임(146)은 상기 제2몸체프레임(144)의 하측에 이격되어 설치되며, 도 7에 도시된 저면도와 같이 사각형 형상 등으로 형성되어 상기 몸체부(10)의 하측 골격을 형성한다.

이러한 형상을 가지는 상기 제1몸체프레임(142)과 제2몸체프레임(144)과 제3몸체프레임(146) 각각의 이격 공간에는 각 프레임 간의 이격 공간을 지지해주는 지지리브(19)가 적어도 하나 이상 구비된다.

다시 말해서, 상기 제1몸체프레임(142)과 제2몸체프레임(144) 사이의 이격 공간과, 상기 제2몸체프레임(144)과 제3몸체프레임(146) 사이의 이격 공간에는 상하 방향으로 상기 지지리브(19)가 하나 이상 구비된다.

이처럼 상기 지지리브(19)가 각 프레임 사이의 이격 공간에 위치됨으로써 각각의 프레임을 지지할 수 있으며, 동시에 각 프레임 간의 이격 공간을 유지할 수 있다는 장점이 있다.

한편, 본 발명의 몸체프레임(140)에 구비되는 다수개의 지지리브(19)는 도 5 또는 도 8에 도시된 바와 같이 일부 측면에는 위치시키지 않는 것이 바람직하다.

이처럼 일부 측면에 상기 지지리브(19)를 위치시키지 않은 이유는, 각각의 프레임 간 이격 공간을 통해 상기 몸체프레임(140)의 내측으로 다수의 부품을 수용하기 위해서이다.

다시 말해서, 본 발명의 몸체프레임(140) 내측에는 상기 무인비행장치(1)를 가동시킬 수 있는 연료 및 냉각수를 저장하는 각각의 저장탱크(160, 162)와 각종 제어용 회로기판 등이 수용되는데, 상기 각 프레임 사이의 이격된 공간에 저장탱크(160, 162), 제어용 회로기판 등과 같은 부품들을 밀어넣음으로써 상기 몸체프레임(140)에 수용할 수 있다.

이에 따라, 첨부된 도 8과 같이 냉각수를 저장하는 제1저장탱크(160)는 상기 제1몸체프레임(142)과 제2몸체프레임(144) 사이의 이격 공간에 수용될 수 있으며, 상기 제2몸체프레임(144)에 의해 상기 제1저장탱크(160)를 지지할 수 있다.

그리고, 연료를 저장하는 제2저장탱크(162)는 상기 제2몸체프레임(144)과 제3몸체프레임(146) 사이의 이격 공간에 수용될 수 있으며, 도 9와 같이 상기 제3몸체프레임(146)에 의해 상기 제2저장탱크(162)를 지지할 수 있다.

이로써, 상기 각 프레임 사이의 이격 공간에 연료 및 냉각수를 저장하는 저장탱크(160, 162)나 다수의 부품을 보다 편리하게 수용할 수 있다.

이러한 형상의 몸체프레임(140)에는 하나 이상의 프레임고정부재(150)가 더 구비된다.

상기 프레임고정부재(150)는 상기 몸체프레임(140)에 상기 지지암부(20)의 골격을 형성하는 지지암프레임(22)을 삽입하여 고정하기 위한 프레임이다.

상기 프레임고정부재(150)는 내부가 중공되어 있으며, 상기 지지암프레임(22)을 그 내부에 삽입함으로써 고정할 수 있는 프레임삽입홀(156)이 형성되어 상기 몸체프레임(140)에 상기 지지암프레임(22)을 삽입 및 고정할 수 있다.

이러한 프레임고정부재(150)는 상기 제1몸체프레임(142) 또는 제2몸체프레임(144)의 내부를 가로지르도록 설치된다.

본 발명의 프레임고정부재(150)는 두 개의 프레임고정부재(150)가 도 5와 같이 중첩된 상태에서 상기 제1몸체프레임(142)과 제2몸체프레임(144)에 각각 구비된다.

이처럼 중첩되는 프레임고정부재(150)는 도 6에 도시된 바와 같이 그 중앙부에 일정 구간 함몰된 고정부재결합홈(158)이 형성된다.

상기 고정부재결합홈(158)은 두 개의 프레임고정부재(150)를 서로 견고하게 중첩될 수 있도록 형성되는 것이 바람직하다.

이와 같이 형성됨으로써 두 개의 프레임고정부재(150)는 각각의 프레임고정부재(150)에 형성된 고정부재결합홈(158)이 서로 마주보며 고정되도록 위치시킨다.

이로써, 두 개의 프레임고정부재(150)가 서로 중첩된 상태를 이룰 수 있다.

상기에서 설명한 바와 같이 중첩된 프레임고정부재(150)는 제1몸체프레임(142)에 구비되는 한 쌍의 프레임고정부재(이하, "상단프레임고정부재"라 함)와 제2몸체프레임(144)에 구비되는 한 쌍의 프레임고정부재(이하, "하단프레임고정부재")가 각각 구비된다.

이로써, 상단프레임고정부재(152)와 하단프레임고정부재(154)에 상기 지지암프레임(22)을 삽입함으로써 견고하게 고정할 수 있다.

본 발명의 프레임고정부재(150)는 두 개의 프레임고정부재(150)가 중첩되어 고정됨으로써 최대 4개까지의 지지암프레임(22)을 삽입 및 고정할 수 있으나, 사용자의 기호에 따라 상기 프레임고정부재(150)를 그 이상 구비함으로써 보다 많은 지지암프레임(22)을 구비하는 것도 가능할 것이다.

이러한 몸체프레임(140)에는 상기 몸체부(10)의 외관을 형성하는 몸체하우징(14)과 몸체커버(12)가 상기 몸체프레임(140)의 외측에 장착된다.

상기 몸체하우징(14)은 도 10에 도시된 바와 같이 상기 몸체프레임(140)의 측면과 저면을 감싸는 하우징 형태로 형성된 것으로, 상기 몸체프레임(140)의 내측에 구비되는 다수의 부품들을 외부의 충격으로부터 보호할 수 있으며, 동시에 부품들이 외부로 이탈되는 것을 방지할 수 있다.

그리고, 이러한 몸체하우징(14)의 상단에는 상기 몸체커버(12)가 장착됨으로써 상기 몸체부(10)의 외관이 형성된다.

이와 함께, 상기 몸체하우징(14)의 저면에는 랜딩부(15)가 구비되면서 착륙시 무인비행장치의 손상 및 충격을 방지하면서 정확히 착륙되도록 안내하게 된다.

또한, 본 발명의 무인비행장치(1)가 멀티콥터형 무인비행체 역할을 수행할 수 있도록 상기 무인비행장치(1)의 위치를 확인할 수 있는 GPS모듈(16)과 영상 등을 촬영할 수 있는 카메라(18) 등이 상기 몸체하우징(14) 또는 몸체커버(12)에 더 구비되는 것도 가능하다.

다음으로, 상기 지지암부(20)는 후술될 엔진부(30)를 설치하기 위해 제공되는 부위이다.

상기 지지암부(20)는 복수개로 제공되며, 상기 몸체부(10)의 둘레로부터 방사 방향을 향해 각각 구비된다.

이러한 지지암부(20)에는 상기 지지암부(20)의 골격을 형성하는 지지암프레임(22)이 복수개 구비된다.

상기 지지암프레임(22)은 상기 몸체프레임(140)의 프레임고정부재(150)에 각각 삽입됨으로써 상기 몸체프레임(140)과 결합되며, 상기 프레임고정부재(150)에 삽입되는 정도를 조절함에 따라 상기 몸체프레임(140)의 방사 방향으로 연장되는 길이를 조절할 수 있다.

즉, 본 발명의 실시예에서 상기 지지암프레임(22)은 상기 몸체프레임(140)에 삽입됨으로써 결합되는 구조로, 상기 지지암부(20)의 끝단에 장착될 엔진부(30)의 크기에 따라 상기 프레임고정부재(150)에 삽입되는 지지암프레임(22)의 삽입 정도를 조절함으로써 상기 지지암부(20)가 수평 방향으로 휘어지거나 혹은 수직 방향으로 쳐짐이 발생하지 않도록 하며, 하나의 무인비행장치(1)를 다양한 크기 및 용도로 사용할 수 있도록 한 것이다.

이러한 지지암프레임(22)은 도 11에 도시된 바와 같이 크게 제1지지암프레임(220)과, 제2지지암프레임(222)과, 연결프레임(224) 등을 포함하여 이루어진다.

상기 제1지지암프레임(220)은 상기 제1몸체프레임(142)에 구비되는 상단프레임고정부재(152)에 삽입되는 프레임이고, 상기 제2지지암프레임(222)은 상기 제2몸체프레임(144)에 구비되는 하단프레임고정부재(154)에 삽입되는 프레임이다.

이때, 상기 제2지지암프레임(222)은 상기 제1지지암프레임(220)의 하측에 일정 거리 이격되도록 설치되며, 그 이격 거리는 상기 제1지지암프레임(220)과 제2지지암프레임(222)이 동시에 상기 상단프레임고정부재(152)와 하단프레임고정부재(154) 각각에 삽입될 수 있도록 이루어짐이 바람직하다.

그리고, 상기 제2지지암프레임(222)의 끝단은 상기 제1지지암프레임(220)보다 상기 몸체부(10)의 외측으로 더 돌출되어 연장 형성된다.

이러한 상기 제1지지암프레임(220)과 제2지지암프레임(222)의 끝단은 상기 연결프레임(224)에 의해 연결되어 하나의 지지암프레임(22)을 형성한다.

한편, 본 발명의 실시예에서 지지암프레임(22)은 첨부된 도 11과 같이 상기 제2지지암프레임(222)과 연결프레임(224)이 형성되는 각도가 약 40~50°를 이루도록 형성하는 것이 바람직하다.

도 11과 같이 본 발명의 제2지지암프레임(222)과 연결프레임(224)의 각도는 약 40~50°를 이루며 형성되는데, 이와 같은 범위에서 각도를 이루며 형성됨으로써 상기 제2지지암프레임(222)의 저면에 엔진부(30)를 장착할 때 상기 지지암프레임(22)이 하중에 의해 휘어지거나 쳐지는 것을 예방할 수 있다.

물론, 본 발명의 제2지지암프레임(222)과 연결프레임(224)의 각도는 약 40~50°를 이루며 형성되는 것이 바람직하다 하였지만, 이 각도는 본 발명에 한정하지 않으며 후술될 엔진부(30)를 상기 지지암부(20)의 저면에 장착할 경우 지지암프레임(22)이 수평 방향으로 휘어지거나 수직 방향으로 쳐지지 않도록 하기 위해서라면 예각의 범위에서 그 각도를 유지하는 것도 가능할 것이다.

또한, 본 발명의 지지암프레임(22)은 엔진부(30)를 저면에 설치하기 위해 상기 제2지지암프레임(222)을 제1지지암프레임(220)보다 길게 연장 형성하였지만, 상기 엔진부(30)를 상기 지지암프레임(22)의 상면에 설치하고자 한다면 상기 제1지지암프레임(220)을 제2지지암프레임(222)보다 더 길게 연장 형성하는 것이 바람직할 것이다.

이처럼 상기 엔진부(30)를 설치하는 위치에 따라 엔진부(30)가 장착되는 지지암프레임(22)의 길이를 연장 형성함으로써 상기 지지암프레임(22)이 엔진부(30)의 하중에 의해 휘어지거나 쳐지지 않도록 예방할 수 있다.

한편, 상기 제1지지암프레임(220)과 제2지지암프레임(222)의 이격 거리에는 각 지지암프레임(22)을 지지하기 위한 지지리브(19)가 하나 이상 구비된다.

이처럼 상기 지지리브(19)가 구비됨으로써 지지암프레임(22)이 상기 제1지지암프레임(220)과 제2지지암프레임(222)의 이격 거리에 의해 수평 방향으로 휘어지거나 수직 방향으로 쳐지는 것을 방지할 수 있다.

이와 같은 형상의 지지암프레임(22)은 첨부된 도 12에 도시된 바와 같이 복수개가 상기 프레임고정부재(150)의 프레임삽입홀(156)에 각각 삽입된다.

다시 말해서, 상기 제1지지암프레임(220)은 상기 상단프레임고정부재(152)에 삽입되어 결합되고, 상기 제2지지암프레임(222)은 상기 하단프레임고정부재(154)에 삽입되어 결합된다.

이때, 상기 프레임고정부재(150)의 프레임삽입홀(156)의 내면과 상기 지지암프레임(22) 외면 사이의 끼움 공차는 약 1mm 이내로 이루어져 슬라이딩 삽입에 의해 결합되는 것을 특징으로 한다.

이처럼 끼움 공차가 약 1mm 이내로 이루어져 상기 무인비행장치(1)의 비행시 상기 지지암프레임(22)이 상기 프레임고정부재(150)로부터 이탈되는 것을 방지할 수 있다는 장점이 있다.

다음으로 설명할 상기 엔진부(30)는 무인비행장치(1)의 비행을 위한 추진체이다.

상기 엔진부(30)는 복수개로 제공됨과 더불어 상기 각 지지암부(20)의 저면 끝단에 각각 설치되면서 개별 구동이 가능하게 이루어진 내연기관이다.

상기 각 지지암부(20)의 저면 끝단에는 도 13과 같이 상기 엔진부(30)를 고정하기 위한 엔진부고정판(32)이 구비되고, 상기 엔진부고정판(32)의 저면에 용접 또는 볼트 체결 등에 의해 엔진부(30)가 견고하게 고정될 수 있다.

이러한 엔진부(30)는 그 내부에 동력을 발생시키는 엔진과, 상기 엔진의 상면, 전면 및 양측면을 감싸도록 형성된 케이스 등을 포함하여 이루어진다.

그리고, 상기 엔진부(30)의 저면에는 후술될 회전익(40)이 시계 방향 혹은 반시계 방향으로 회전되도록 동력을 전달하는 회전축(34)이 돌출 구비된다.

또한, 상기 엔진부(30)는 상기 몸체프레임(140)에 수용되는 제어용 회로기판과 신호선에 의해 연결됨으로써 사용자의 신호 조절에 따라 상기 각 엔진부(30)가 개별 구동이 가능하다.

이에 따라, 엔진이 상기 몸체부(10)에 수용된 제2저장탱크(162)로부터 연료를 공급받으면, 각 엔진부(30)가 동작됨에 따라 상기 회전축(34)이 회전될 수 있도록 구성된다.

한편, 상기에서 설명한 바와 같이 상기 엔진부(30)는 신호선에 의해 제어용 회로기판으로부터 신호를 제공받는데, 이와 같이 연결되는 신호선은 상기 몸체프레임(140)에서 상기 지지암프레임(22)의 외관을 따라 상기 엔진부(30)에 연결된다.

이처럼 외부에 노출된 신호선이 외부로부터 손상되는 것을 방지하기 위해 상기 지지암프레임(22)의 측면에는 지지암커버판(24)이 더 구비된다.

상기 지지암커버판(24)은 신호선이 외부에 노출되지 않도록 상기 지지암프레임(22)의 내측에 상기 신호선을 위치시킨 후 용접 또는 볼트 체결 등에 의하여 상기 지지암프레임(22)의 전면과 후면에 각각 설치한다.

이러한 지지암커버판(24)은 상기 지지암프레임(22)의 외관 형상과 동일한 형상을 가지는 것이 바람직하다.

이와 같이 상기 지지암커버판(24)이 구비됨으로써 상기 엔진부(30)와 연결되는 신호선이 외부로부터 손상되는 것을 방지할 수 있을 뿐만 아니라, 외관상으로도 깔끔함을 제공할 수 있다.

다음으로, 상기 회전익(40)은 상기 엔진부(30)의 구동에 의해 회전되면서 상기 무인비행장치(1)의 비행을 위한 추진력을 제공하는 부위이다.

상기 회전익(40)은 상기 각 엔진부(30)의 저면으로 노출된 상기 회전축(34)에 축결합되도록 설치되어, 상기 회전축(34)의 회전에 따라 회전됨으로써 상기 무인비행장치(1)의 비행을 추진할 수 있다.

이하부터는, 전술된 본 발명의 실시예에 따른 무인비행장치(1)의 조립 과정을 더욱 상세히 설명하도록 한다.

먼저, 상기 무인비행장치(1)의 골격을 형성하기 위한 몸체프레임(140)과, 상기 몸체프레임(140)과 연결된 다수개의 지지암프레임(22), 그리고 상기 지지암프레임(22) 끝단에 장착될 복수개의 엔진부(30) 및 회전익(40) 등을 각각 준비한다.

그 다음, 상기 몸체프레임(140)에 냉각수가 저장된 제1저장탱크(160)와, 연료가 저장된 제2저장탱크(162) 등을 밀어넣음으로써 구비시키고, 더불어 상기 무인비행장치(1)의 비행을 제어할 수 있는 제어용 회로기판과 같은 다수의 부품을 장착한다.

그리고, 상기와 같이 몸체프레임(140)의 내측에 구비된 부품들이 외부로 이탈되는 것을 방지하기 위해 상기 몸체프레임(140)을 상기 몸체하우징(14)과 몸체커버(12)로 감싼다.

이때, 상기 몸체하우징(14)과 몸체커버(12)에는 상기 프레임고정부재(150)가 몸체부(10)의 외측으로 노출될 수 있도록 하는 홀(hole)이 형성된다.

이와 같이 홀이 형성됨으로써 상기 몸체부(10)에 몸체하우징(14)과 몸체커버(12)가 장착된 상태에서 상기 지지암프레임(22)을 프레임고정부재(150)에 보다 수월히 삽입할 수 있다.

다음으로, 상기 준비된 각 지지암프레임(22)을 상기 몸체프레임(140)의 프레임고정부재(150)에 삽입한다.

이때, 상기 프레임고정부재(150)에는 상기 각 지지암프레임(22)이 내측으로 삽입될 수 있도록 프레임삽입홀(156)이 형성된다.

여기서, 상기 프레임고정부재(150)의 내면과 상기 지지암프레임(22)의 외면은 그 끼움 공차가 약 1mm 이내로 이루어져 상기 지지암프레임(22)을 견고하게 고정할 수 있으며, 더불어 상기 무인비행장치(1)의 비행시 상기 지지암프레임(22)이 이탈되는 것을 방지할 수 있다.

다음으로, 상기 각 지지암부(20)의 저면 끝단에 각각의 엔진부(30)를 설치한다.

이때, 상기 지지암부(20)의 저면 끝단에는 상기 엔진부(30)를 장착하기 전에 상기 엔진부고정판(32)을 장착함으로써 상기 엔진부(30)를 보다 견고하게 고정할 수 있다.

이와 함께 상기 지지암프레임(22)의 전면 및 후면(도 13 기준)에 상기 지지암커버판(24)을 각각 장착한다.

여기서, 지지암커버판(24)은 상기 몸체프레임(140)으로부터 지지암프레임(22)의 외관을 따라 상기 엔진부(30)에 연결되도록 길게 형성된 신호선을 상기 지지암프레임(22)의 외부로 노출되지 않도록 위치시킨 상태에서 장착하는 것이 바람직하다.

이처럼 상기 지지암커버판(24)이 장착된 지지암프레임(22)의 저면 끝단에 상기 엔진부고정판(32)을 장착하고, 상기 엔진부고정판(32)의 저면에 상기 엔진부(30)를 설치한다.

다음으로, 상기 각 엔진부(30)의 저면에 회전익(40)을 각각 설치한다.

상기 회전익(40)은 상기 각 엔진부(30)의 저면에 노출되어 구비되는 회전축(34)과 축결합되도록 설치하는 것이 바람직하다.

물론, 상기 회전익(40)은 상기 각 엔진부(30)를 지지암부(20)에 설치하기 전에 상기 엔진부(30)에 먼저 결합시킨 상태에서 상기 지지암부(20)의 저면 끝단에 설치하는 것도 가능하다.

이로써, 전술된 과정에 의해 본 발명의 실시예에 따른 무인비행장치(1)의 조립이 완료된다.

한편, 전술된 본 발명의 실시예에 따른 무인비행장치(1)는 무선 제어 혹은 제어모듈 등에 미리 프로그래밍된 정보에 따라 비행하면서 그 임무를 수행할 수 있다.

이와 함께, 본 발명의 멀티콥터형 무인비행장치는 몸체부(10)의 골격을 형성하는 몸체프레임(140)과, 그에 삽입 가능하도록 형성됨으로써 몸체부(10)의 방사 방향으로 연장 길이를 조절할 수 있는 지지암프레임(22)이 구비되는 구조에 의해 상기 지지암부(20)의 끝단에 장착되는 엔진부(30)의 크기에 따라 지지암부(20)가 삽입되는 길이를 조절할 수 있어 전체적인 균형을 이룰 수 있다는 장점이 있다.

그리고, 본 발명의 멀티콥터형 무인비행장치를 구성하는 지지암프레임(22)은 상기 몸체프레임(140)에 구비되는 프레임고정부재(150)에 삽입되는데, 상기 프레임고정부재(50)의 내면과 지지암프레임(22) 외면의 끼움 공차가 약 1mm 이내로 이루어짐으로써 상기 무인비행장치(1)의 비행시 상기 지지암부(20)가 수평 방향으로 유동되거나 혹은 상하 방향으로 휘어지는 것을 방지할 수 있다는 효과가 있다.

더불어, 본 발명의 실시예를 구성하는 지지암프레임(22)의 저면에는 엔진부(30)가 장착되는데, 상기 엔진부(30)의 무게로 인한 처짐이 방지될 수 있도록 제2지지암프레임(222)이 제1지지암프레임(220)보다 몸체부(10)의 외측을 향해 그 길이가 연장 형성됨으로써 무인비행장치(1)의 안정적인 비행을 유지할 수 있다는 장점이 있다.

이러한 본 발명의 범위는 상기에서 예시한 실시예에 한정되지 않고, 상기와 같은 기술범위 안에서 당 업계의 통상의 기술자에게 있어서는 본 발명을 기초로 하는 다른 많은 변형이 가능할 것이다.

1.무인비행장치 10.몸체부
12.몸체커버 14.몸체하우징
15.랜딩부 16.GPS모듈
18.카메라 19.지지리브
20.지지암부 22.지지암프레임
24.지지암커버판 30.엔진부
32.엔진부고정판 34.회전축
40.회전익 140.몸체프레임
142.제1몸체프레임 144.제2몸체프레임
146.제3몸체프레임 150.프레임고정부재
152.상단프레임고정부재 154.하단프레임고정부재
156.프레임삽입홀 158.고정부재결합홈
160.제1저장탱크 162.제2저장탱크
220.제1지지암프레임 222.제2지지암프레임
224.연결프레임

Claims

내부에 다수의 부품을 장착하기 위한 공간을 형성하는 몸체프레임이 구비되는 몸체부와; 상기 몸체부로부터 외측으로 연장 형성되는 하나 이상의 지지암부와; 상기 지지암부의 일측에 구비되며, 동력을 생성하는 엔진부와; 상기 엔진부의 일측에 구비되며, 엔진부에서 생성된 동력에 의해 회전하는 회전익과; 상기 몸체부의 일측에 구비되며, 착륙시 몸체부와 지면이 이격되도록 지지하는 랜딩부를 포함하는 구성을 가지고;
상기 지지암부에는, 상기 몸체부의 몸체프레임과 중첩되게 연결되며, 몸체프레임의 외측으로 연장되는 길이가 조절 가능한 지지암프레임이 구비되고,
상기 몸체프레임은, 상기 몸체부의 내부에 구비되며, 다각형 형상으로 이루어져 상측 골격을 형성하는 제1몸체프레임과; 상기 제1몸체프레임의 하측에 이격 설치되며, 다각형 형상으로 이루어져 내부 중앙부 골격을 형성하는 제2몸체프레임과; 상기 제1몸체프레임 또는 제2몸체프레임의 내부를 가로지르도록 설치되며, 양단에는 상기 지지암프레임이 연결되는 하나 이상의 프레임고정부재;를 포함하고,
상기 프레임고정부재는, 상기 제1몸체프레임의 내부를 가로지르도록 설치되는 상단프레임고정부재와, 상기 제2몸체프레임의 내부를 가로지르도록 설치되는 하단프레임고정부재를 포함하는 구성을 가지며;
상기 지지암프레임은, 상기 상단프레임고정부재와 중첩 가능하게 연결되는 제1지지암프레임과, 상기 하단프레임고정부재와 중첩 가능하게 연결되는 제2지지암프레임을 포함하는 것을 특징으로 하는 멀티콥터형 무인비행장치.
제 1 항에 있어서, 상기 몸체프레임은,
상기 제2몸체프레임의 하측에 이격되게 설치되며, 상기 몸체부의 내부 하측 골격을 형성하는 제3몸체프레임을 포함하는 것을 특징으로 하는 멀티콥터형 무인비행장치.
삭제
제 1 항에 있어서, 상기 프레임고정부재의 내부에는 상기 지지암프레임의 외면과 대응되는 형상을 가지는 프레임삽입홀이 형성되며;
상기 프레임삽입홀의 내면과 상기 지지암프레임의 외면 사이의 끼움 공차는 1mm이내로 이루어져 슬라이딩에 의해 중첩되는 것을 특징으로 하는 멀티콥터형 무인비행장치.
제 1 항에 있어서, 상기 제2지지암프레임은,
상기 제1지지암프레임의 하측에 이격되도록 설치되며, 끝단은 상기 제1지지암프레임보다 외측으로 더 돌출되게 형성되고;
상기 제1지지암프레임과 제2지지암프레임의 끝단은 연결프레임에 의해 서로 연결됨을 특징으로 하는 멀티콥터형 무인비행장치.