KR102328559B1 - 가변형 무인비행체 및 이를 위한 동작 방법 - Google Patents

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Abstract

본 일 실시 예에 따른 가변형 무인 비행체는, 구동부재를 포함하는 기체(airframe); 기체의 외측으로 연장되는 복수의 제1 지지로드; 기체의 외측으로 연장되며 기체에 스윙 가능하게 구비되는 복수의 제2 지지로드; 및 복수의 제1 지지로드 각각의 단부와 복수의 제2 지지로드 각각의 단부에 결합되어 회전력을 발생시키는 복수의 구동부를 포함하되, 복수의 제2 지지로드는 비행 모드에 따라 미리 설정된 방향으로 배치된다.

Description

가변형 무인비행체 및 이를 위한 동작 방법{TRANSFORMABLE DRONE AND OPERATION METHOD THEREFOR}
본 명세서는 무인비행체 및 이를 위한 방법에 대한 것으로, 더 상세하게는 고속 이동을 위한 가변형 무인비행체 및 이를 위한 동작 방법에 관한 것이다.
멀티콥터(multi-copter)는 고정익 비행체와 대비되어 복수 개의 로터(rotor)를 이용하여 부양력을 얻는 무인 비행체이다. 멀티콥터는 군사, 생활편의, 농업, 재난구조 등 다양한 분야에 적용되면서 실용성을 인정받고 있다.
특히, 멀터콥터는 급변하는 사회에 빠르게 적용되며 다방면으로 발전하는 추세이며, 대형화에 따른 이동의 유연성과 함께 신속한 이륙, 빠른 임무 수행을 위한 고속 기동성에 대한 요구가 지속적으로 증가하고 있다.
도 1의 멀티콥터(1)는 몸체부(10), 몸체부(10)의 둘레에 복수로 배치되는 8개의 암(arm, 20), 4개의 암(20)에 각각 구비된 8개의 모터(30) 그리고 각 모터(30)에 결합되어 회전을 통해 추력을 발생시키는 8개의 로터(40)를 포함할 수 있다.
도 1의 멀티콥터(1)는 각 모터(40)에 연결된 로터(30)의 회전에 의하여 공중으로 부양되고, 공중으로 부양된 상태에서 각 로터(30)의 상대적인 회전속도제어를 통하여 미리 설정된 방향으로의 비행이 가능하다.
도 1의 멀티콥터는 다축 회전익 형태로 몸체부(10)의 수직 이착륙과 제자리 비행에 강점이 있으나, 구조적인 한계로 빠른 속도로 비행하지 못하는 한계가 있다.
종래 제안으로는 등록특허공보 제10-1778618 호에서 가변형 멀티콥터에 관하여 언급된다.
본 명세서의 목적은 고속 이동을 위한 가변형 무인비행체 및 이를 위한 동작 방법을 제공하는데 있다.
본 일 실시 예에 따른 가변형 무인 비행체는, 구동부재를 포함하는 기체(airframe); 기체의 외측으로 연장되는 복수의 제1 지지로드; 기체의 외측으로 연장되며 기체에 스윙 가능하게 구비되는 복수의 제2 지지로드; 및 복수의 제1 지지로드 각각의 단부와 복수의 제2 지지로드 각각의 단부에 결합되어 회전력을 발생시키는 복수의 구동부를 포함하되, 복수의 제2 지지로드는 비행 모드에 따라 미리 설정된 방향으로 배치된다.
본 일 실시 예에 따르면, 수직 이륙한 후 수평 이동을 위한 복수의 축이 미리 정해진 방향으로 자동으로 전진 방향으로 전환되어 고속 비행이 가능한 추력을 발생시키므로, 기존보다 2배 빠른 이동 속도를 갖는 가변형 무인비행체가 제공될 수 있다.
또한, 본 일 실시 예에 따르면, 가변형 무인 비행체의 고속 이동 시 동체와 모터 붐에 적용된 익형 구조는 추가적인 양력을 발생시킬 수 있다. 이에 따라, 비행 시간이 증가하여 동력 효율이 개선될 수 있다.
도 1은 종래의 멀티콥터를 개략적으로 나타내는 도면이다.
도 2는 본 일 실시 예에 따라 정상 모드에 있는 가변형 무인 비행체를 개략적으로 나타낸 사시도이다.
도 3은 본 일 실시 예에 따라 고속 모드에 있는 가변형 무인 비행체를 개략적으로 나타낸 사시도이다.
도 4는 본 일 실시 예에 따라 고속 모드에 있는 가변형 무인 비행체의 기체 배면을 보여준다.
도 5는 본 일 실시 예에 따라 고속 모드에 있는 가변형 무인 비행체의 기체 상면을 보여준다.
도 6은 본 일 실시 예에 따라 정상 모드에 있는 가변형 무인 비행체의 평면도을 보여준다.
도 7은 본 일 실시 예에 따라 가변형 무인 비행체의 기체의 모터 붐의 단면에 적용되는 익형(airfoil) 구조을 보여준다.
도 8은 본 일 실시 예에 따라 가변형 무인 비행체의 모터의 기울기를 보여주는 도면이다.
도 9는 본 일 실시 예에 따른 가변형 무인 비행체의 구동부재의 블록도이다.
도 10은 본 일 실시 예에 따른 동작모드에 따른 가변형 무인 비행체의 동작 방법을 보여주는 순서도이다.
도 11은 본 일 실시 예에 적용되는 가변형 무인 비행체의 수직 유지 기술을 보여주는 측면도이다.
도 12는 본 일 실시 예에 따른 하나의 축의 상하로 장착된 한 쌍의 모터를 보여주는 도면이다.
도 13은 본 다른 실시 예에 따른 가변형 무인 비행체의 사시도를 보여준다.
전술한 특성 및 이하 상세한 설명은 모두 본 명세서의 설명 및 이해를 돕기 위한 예시적인 사항이다. 즉, 본 명세서는 이와 같은 실시 예에 한정되지 않고 다른 형태로 구체화될 수 있다. 다음 실시 형태들은 단지 본 명세서를 완전히 개시하기 위한 예시이며, 본 명세서가 속하는 기술 분야의 통상의 기술자들에게 본 명세서를 전달하기 위한 설명이다. 따라서, 본 명세서의 구성 요소들을 구현하기 위한 방법이 여럿 있는 경우에는, 이들 방법 중 특정한 것 또는 이와 동일성 있는 것 가운데 어떠한 것으로든 본 명세서의 구현이 가능함을 분명히 할 필요가 있다.
본 명세서에서 어떤 구성이 특정 요소들을 포함한다는 언급이 있는 경우, 또는 어떤 과정이 특정 단계들을 포함한다는 언급이 있는 경우는, 그 외 다른 요소 또는 다른 단계들이 더 포함될 수 있음을 의미한다. 즉, 본 명세서에서 사용되는 용어들은 특정 실시 형태를 설명하기 위한 것일 뿐이고, 본 명세서의 개념을 한정하기 위한 것이 아니다. 나아가, 발명의 이해를 돕기 위해 설명한 예시들은 그것의 상보적인 실시 예도 포함한다.
본 명세서에서 사용되는 용어들은 본 명세서가 속하는 기술 분야의 통상의 기술자들이 일반으로 이해하는 의미를 갖는다. 보편적으로 사용되는 용어들은 본 명세서의 맥락에 따라 일관적인 의미로 해석되어야 한다. 또한, 본 명세서에서 사용되는 용어들은, 그 의미가 명확히 정의된 경우가 아니라면, 지나치게 이상적이거나 형식적인 의미로 해석되지 않아야 한다. 이하 첨부된 도면을 통하여 본 명세서의 실시 예가 설명된다.
본 명세서에서 언급되는 무인 비행체(Unmanned Aerial Vehicle)는 조종사 없이 무선전파의 유도에 의해서 비행 및 조종이 가능한 비행기나 헬리콥터 모양의 멀티콥터(multi-copter)를 총칭하며, 드론(drone)과 동일한 의미를 가진다
한편, 본 명세서의 비행체(UAV)는 통상적으로 프로펠러의 양력을 이용하여 기기를 공중에 띄워주는 공중부양 몸체와 공중부양 몸체의 일부에 항법장치를 포함할 수 있다. 부가적으로 본 명세서의 비행체(UAV)는 카메라 등의 물품을 고정하는 고정수단을 구비할 수 있다.
도 2는 본 일 실시 예에 따라 정상 모드에 있는 가변형 무인 비행체를 개략적으로 나타낸 사시도이다.
도 2를 참조하면, 본 일 실시 예에 따른 가변형 무인 비행체(100)는 기체(airframe, 110), 복수의 제1 지지로드(211~214), 복수의 제2 지지로드(221~224) 및 복수의 구동부(230_1~230_8)를 포함할 수 있다.
기체(110)는 내측에 소정을 공간을 갖는 프레임, 프레임의 내측에 설치되는 후술될 로터(232)를 구동시키는 구동부재(111)를 포함할 수 있다. 기체(110)의 무게중심은 도 2 하단 방위 표시를 위한 'O'와 상응할 수 있다.
예를 들어, 구동부재(111)는 사용자의 원격 조작을 위한 통신 모듈(미도시) 및 배터리(미도시)를 포함할 수 있다. 또한, 구동부재(111)는 가변형 무인 비행체(100)의 전반적인 자세 제어를 위한 정보를 수집하는 가속도 센서 및 자이로 센서 등을 포함하는 센서모듈(미도시)과 가변형 무인 비행체(100)의 전반적인 자세를 제어하기 위한 신호를 출력하는 제어 모듈(미도시)을 더 포함할 수 있다.
또한, 구동부재(111)는 사용자의 원격 조작 및/또는 콘트롤러의 판단을 기반으로 가변형 무인 비행체(100)의 동작 모드를 정상 모드 또는 고속 모드 설정할 수 있다.
복수의 제1 지지로드(211~214)는 기체(110)의 둘레에 배치되며, 기체(110)의 외면으로부터 기체(110)의 외측으로 연장되어 후술될 제1 내지 제4 구동부(230_1~230_4)를 지지할 수 있다.
복수의 제2 지지로드(221~224)는 기체(110)의 외면에 스윙 가능하게 결합되며, 기체(110)의 외면으로부터 기체(110)의 외측으로 연장되어 후술될 제5 내지 제8 구동부(230_5~230_8)를 지지할 수 있다.
복수의 제2 지지로드(221~224)는 가변형 무인 비행체(100)의 비행 모드에 따라 미리 설정된 방향으로 배치될 수 있다.
도 2를 참조하면, 가변형 무인 비행체(100)의 비행 모드가 정상 모드인 경우, 복수의 제2 지지로드(221~224)는 복수의 제1 지지로드(211~214)와 동일한 평면(즉, 도 2의 A2-A3 평면) 상에 위치하도록 제어될 수 있다.
제1 내지 제4 구동부(230_1~230_4)는 모터(231) 및 모터(231)에 결합되어 회전력을 발생시키는 로터(232)를 포함할 수 있다.
본 명세서에서 언급되는 모터(231)는 제어신호에 따라 정해진 각도의 회전동작을 하는 서보(servo)를 의미할 수 있다.
제1 내지 제4 구동부(230_1~230_4)는 각 제1 지지로드(211~214)의 단부에 결합되어 회전축(A1) 방향을 따라 회전력을 발생시킬 수 있다. 예를 들어, 제1 내지 제4 구동부(230_1~230_4)는 외부 제어에 따라 미리 설정된 시계 또는 반시계 방향으로 회전될 수 있다.
제5 내지 제8 구동부(230_5~230_8)는 모터(231) 및 모터(231)에 결합되어 회전력을 발생시키는 로터(232)를 포함할 수 있다.
제5 내지 제8 구동부(230_5~230_8)는 각 제2 지지로드(221~224)의 단부에 결합되어 회전축(A1) 방향을 따라 회전력을 발생시킬 수 있다. 예를 들어, 제5 내지 제8 구동부(230_5~230_8)는 외부 제어에 따라 미리 설정된 시계 또는 반시계 방향으로 회전될 수 있다.
한편, 로터(232)의 회전방향은 시계방향(clockwise direction)과 반시계방향(counterclockwise direction)이 가능하다. 물론 프로펠러에 연결되는 모터의 회전방향 또한 시계방향(clockwise direction)과 반시계방향(counterclockwise direction)이 가능한데 프로펠러의 회전방향과 모터 회전방향의 조합에 의하여 멀티콥터의 하방으로 공기를 밀어 낼 수 있는 조합이기만 하면 된다.
복수의 제1 지지로드(211~214)와 복수의 제2 지지로드(221~224)는 서로 다른 형상으로 형성될 수 있다. 또한, 복수의 제1 지지로드(211~214)와 복수의 제2 지지로드(221~224)의 길이는 동일한 길이로 제작되거나, 필요에 따라 복수의 제1 지지로드(211~214) 또는 복수의 제2 지지로드(221~224)가 더 길게 제작될 수 있다.
아울러, 복수의 제1 지지로드(211~214)와 복수의 제2 지지로드(221~224)에는 각 로드의 길이를 신장시키거나 수축시킬 수 있는 길이 조절 구조가 적용될 수 있다.
도 2에 도시되진 않으나, 제1 내지 제8 구동부(230_1~230_8)에는 로터(232)를 보호할 수 있도록 회전축(A1) 방향을 따라 소정의 높이를 갖는 원통형상의 고리부가 더 포함될 수 있음은 이해될 것이다.
한편, 정상 모드에 있는 가변형 무인 비행체(100)가 전진 방향(A2)으로 이동하는 경우, 기체(110)는 이동 속도에 상응하는 소정의 기울기(α)만큼 기울어진 채로 이동할 수 있다.
도 3은 본 일 실시 예에 따라 고속 모드에 있는 가변형 무인 비행체를 개략적으로 나타낸 사시도이다.
도 2 및 도 3을 참조하면, 가변형 무인 비행체(100)의 비행 모드가 고속 모드인 경우, 복수의 제2 지지로드(221~224)는 기체(110)의 외면으로부터 스윙(즉, 분리 회전)되어 가변형 무인 비행체(100)의 이동 방향(A2)에 대하여 수직 방향(A1)으로 배치될 수 있다.
다시 말해, 복수의 제2 지지로드(221~224)는 기체(110)의 외면으로부터 스윙(즉, 분리 회전)되어 가변형 무인 비행체(100)의 이동 방향(A2)에 수직 방향에 놓인 하나의 평면(즉, A1-A3 평면) 상에 위치하도록 제어될 수 있다.
도 3의 제5 내지 제8 구동부(230_5~230_8)는 가변형 무인 비행체(100)의 이동방향(A2)과 수평하게 배치될 수 있다. 이에 따라, 도 3의 제5 내지 제8 구동부(230_5~230_8)는 가변형 무인 비행체(100)의 고속이동을 가능하게 하는 후방 추력을 제공할 수 있다.
본 일 실시 예에 따르면, 도 3의 고속 모드에 있는 가변형 무인 비행체(100)가 전진 방향(A2)으로 이동하는 경우, 도 3의 기체(110)는 이동 속도에 상응하는 소정의 기울기(β)만큼 기운 채로 이동할 수 있다.
예를 들어, 고속 모드와 연관된 도 3의 기울기(β)는 정상 모드와 연관된 도2의 기울기(α)보다 클 수 있다.
본 일 실시 예에 따르면, 고속 모드에 있는 가변형 무인 비행체(100)는 이동 속도에 따른 기울기(β)를 고려하여 복수의 제2 지지로드(221~224)가 미리 설정된 방향으로 배치되도록 상시 제어할 수 있다.
다시 말해, 고속 모드에 있는 가변형 무인 비행체(100)는 기울기(β)에 관계 없이 복수의 제2 지지로드(221~224)를 가변형 무인 비행체(100)의 이동방향(A2)의 수직방향에 놓인 하나의 평면(즉, A1-A3 평면)에 위치하도록 제어할 수 있다.
본 일 실시 예에 따른 가변형 무인 비행체는 이륙 시 모든 구동부의 축이 하방으로 작동하여 동력 손실이 최소화될 수 있고, 수평 이동 시 고도 유지에 사용되는 일부 구동부(예로, 211~214)를 제외한 나머지 구동부의 지지로드(예로, 221~224)가 수직 방향(A1)으로 배치되어 후방 추력을 제공할 수 있다.
본 일 실시 예에 따르면, 가변형 무인 비행체는 동일한 이동거리에 대하여 변형 기능이 없는 기존 멀티콥터 대비 동일한 양의 에너지를 사용하면서 2배 이상 빠른 이동 속도로 이동할 수 있다
한편, 도 3의 각 제2 지지로드(221~224)는 도 3의 기체(110) 내부에 구비된 액츄에이터(미도시)에 의해 독립적으로(혹은 동시에) 제어될 수 있다.
도 4는 본 일 실시 예에 따라 고속 모드에 있는 가변형 무인 비행체의 기체의 배면을 보여준다.
도 2 내지 도 4를 참조하면, 고속모드에 있는 도 4의 기체(110)의 배면에는 요홈(110a)이 구비될 수 있다.
또한, 기체(110)의 배면으로부터 스윙되는 각 제2 지지로드(221~222)의 타단에는 기체(110)의 요홈(110a)에 삽입될 수 있는 요철부(110b, 110c)가 구비될 수 있다.
도 5는 본 일 실시 예에 따라 고속 모드에 있는 무인 비행체의 기체의 상면을 보여준다.
도 2 내지 도 5를 참조하면, 고속모드에 있는 도 5의 기체(110)의 상면에는 요홈(110d)이 구비될 수 있다.
또한, 기체(110)의 상면으로부터 스윙되는 각 제2 지지로드(223~224)의 일부분(110e, 110f)은 기체(110)의 요홈(110d)에 끼워질 수 있다.
본 일 실시 예 따른 복수의 제2 지지로드(221~224)의 수직 제어는 도 4 및 도 5를 통해 설명되나, 본 명세서가 이에 한정되는 것이 아님은 이해될 것이다. 즉, 복수의 제2 지지로드(221~224)는 다양한 조합으로 수직 제어될 수 있으며, 최종적으로는 도 3과 같이 동일한 구조로 변신될 수 있다.
도 6은 본 일 실시 예에 따라 정상 모드에 있는 가변형 무인 비행체의 평면도을 보여준다.
본 일 실시 예에 따른 가변형 무인 비행체(110)는 전진 방향(A2)으로 이동하고 있다고 가정할 수 있다.
예를 들어, 도 6의 제1 지지로드(212)의 A-A' 단면은 제1 지지로드(212)와 연관된 모터 붐의 단면과 상응할 수 있다. 이 경우, 도 6의 제1 지지로드(212)의 A-A' 단면에는 익형(airfoil) 구조가 적용될 수 있다.
도 6에 도시되진 않았으나, 나머지 제1 지지로드(211, 213, 214)뿐만 아니라 복수의 제2 지지로드(221~224)와 연관된 모터 붐의 단면에도 익형 구조가 적용될 수 있음은 이해될 것이다.
도 7은 본 일 실시 예에 따른 무인 비행체의 모터 붐의 단면을 보여준다. 도 6 및 도 7을 참조하면, 모터 붐의 단면(A-A')에 적용된 익형 구조(700)에 따라, A 지점에서 유입된 공기는 도 6의 기체(110)의 상면 방향(A1)과 도 6의 기체(110)의 배면 방향으로 나뉘게 된다.
도 6의 기체(110)의 상면 방향(A2)으로 흐르는 공기는 기체(110)의 배면 방향으로 흐르는 공기보다 A' 지점에 도착하는 시간이 오래 걸리게 되므로, 익형 구조(700)에 의한 공기역학적 양력이 상면 방향(A1)으로 발생될 수 있다.
본 일 실시 예에 따르면, 가변형 무인 비행체(110)의 고속 이동 시 동체와 모터 붐에 적용된 익형 구조는 추가적인 양력을 발생시킬 수 있다. 이에 따라, 비행 시간이 증가하여 동력 효율이 개선될 수 있다.
다시 말해, 상승과 전진 비행 시 모터에 전적으로 의존하는 기존 멀티콥터의 낮은 동력효율 문제가 극복될 수 있음은 이해될 것이다.
한편, 도 1 내지 도 7에서 언급되는 가변형 무인 비행체는 제1 지지로드(211~214) 및 제2 지지로드(221~224)의 개수의 총 합이 8개인 옥토콥터(Octocopter)의 형태이나, 본 명세서가 이에 한정되는 것이 아님은 이해될 것이다.
일 예로, 본 명세서에서 언급되는 가변형 무인 비행체는 4개의 제1 지지로드와 2개의 제2 지지로드가 구비되는 헥사콥터(Hexacopter)의 형태일 수도 있다.
도 8은 본 일 실시 예에 따른 가변형 무인 비행체에 적용 가능한 구동부의 구조를 보여주는 도면이다.
도 1 내지 도 8을 참조하면, 도 8의 가변형 무인 비행체(1000)의 구동부(예로, 도 2의 230_1~230_8)는 수직방향(A1) 대비 소정의 각도(θ)로 기울어져 장착될 수 있다. 이 경우, 소정의 각도(θ)는 3도 내지 10도 각도로 이해될 수 있다.
도 8에 도시된 일 실시 예에 따른 구동부의 구조가 적용되면, 본 일 실시 예에 따른 가변형 무인 비행체의 호버링을 위한 위치 안정성이 증가될 수 있음은 이해될 것이다.
도 9는 본 일 실시 예에 따른 가변형 무인 비행체의 구동부재의 블록도이다.
도 1 및 도 9를 참조하면, 본 일 실시 예에 따른 구동부재(즉, 도 1의 111, 도 9의 910)는 제어 모듈(911), 통신 모듈(913), 센서 모듈(915) 및 배터리(917)를 포함할 수 있다.
도 9의 구동부(930)는 제1 제어신호(S1)에 따라 복수의 구동부(예로, 도 1의 230_1~2308_8)을 동작을 담당하는 구성으로 이해될 수 있다.
도 9의 액츄에이터(950)는 제2 제어신호(S2)에 따라 복수의 제2 지지로드(예로, 도 1의 221~224)의 수직 제어를 담당하는 구성으로 이해될 수 있다.
예를 들어, 제어 모듈(911)은 통신 모듈(913), 센서 모듈(915) 및 배터리(917)에 대한 전반적인 제어를 담당할 수 있다.
한편, 제어 모듈(911)은 통신 모듈(913) 및 센서 모듈(915)로부터 수신되는 입력정보를 기반으로 가변형 무인비행체의 복수의 로터(예로, 도 1의 230_1~230_8)를 위한 제1 제어 신호(S1)를 생성할 수 있다.
또한, 제어 모듈(911)은 통신 모듈(913) 및 센서 모듈(915)로부터 수신되는 입력정보를 기반으로 가변형 무인비행체의 복수의 제2 지지로드(예로, 도 1의 221~224)의 수직 제어를 위한 제2 제어 신호(S2)를 생성할 수 있다.
구체적으로, 제어 모듈(911)은 센서 모듈(915)로부터 전달된 정보를 기반으로 수평신호를 생성할 수 있다. 이 경우, 제어 모듈(911)은 비행제어장치(미도시)와 연동하거나 혹은 단독으로 각 모터에 정(+)신호 또는 역(-)신호를 전달하여 기체의 수평을 유지할 수 있다.
예를 들어, 통신 모듈(913)는 가변형 무인 비행체의 사용자가 조작하는 리모콘으로부터 신호를 수신하는 구성이다.
이 경우, 통신 모듈(913)에는 상승 또는 수평 이동을 위한 신호뿐만 아니라 가변형 무인 비행체를 위한 정상 모드 또는 고속 모드에 관한 신호가 수신될 수 있다.
예를 들어, 센서 모듈(915)은 가변형 무인 비행체의 전반적인 자세 제어를 위한 센서를 포함할 수 있다.
일 예로, 센서 모듈(915)은 짧은 시간에 발생하는 세밀한 자세 제어에 이용되는 자이로 센서와 센서가 기울어져 발생한 가속도를 제거하는 원리도 작동하는 가속도 센서를 포함할 수 있다.
예를 들어, 배터리(917)는 각 구동부(예로, 도 1의 230_1~230_8)의 모터(231)에 직류 전류를 공급하기 위해 전류를 저장하는 구성으로 이해될 수 있다.
본 일 실시 예에 따르면 상승 신호가 수신될 때, 제어 모듈(911)은 배터리(917)의 전류가 각 구동부(예로, 도 1의 230_1~230_8)의 로터(232)에 공급되게 할 수 있다. 이에 따라, 각 구동부(예로, 도 1의 230_1~230_8)의 로터(232)에 의해 발생하는 양력을 통해 가변형 무인비행체는 떠오를 수 있다.
본 일 실시 예에 따르면, 정상 모드에 있는 가변형 무인 비행체에 수평 이동 신호가 수신되면, 제어 모듈(911)은 수평 이동 신호에 대응하여 복수의 구동부(예로, 도 1의 230_1~230_8) 중 적어도 어느 하나에 전류 공급을 중단(혹은 감소)하여 무인 비행체의 이동 방향을 바꿀 수 있다.
본 일 실시 예에 따르면, 고속 모드에 있는 가변형 무인 비행체에 수평 이동 신호가 수신되면, 제어 모듈(911)은 수직 제어하기 위한 제2 제어 신호(S2)를 액츄에이터(950)로 전달하여 복수의 제2 지지로드(예로, 도 1의 221~224)가 미리 설정된 방향으로 배열되도록 할 수 있다. 이어, 제어 모듈(911)은 무인 비행체를 위한 수평 방향의 추력을 생성하기 위해 제5 내지 제 8 구동부(예로, 도 1의 230_5~230_8)에 전류를 공급할 수 있다.
참고로, 가변형 무인 비행체가 고속 모드에 있는 경우, 제어 모듈(911)은 무인 비행체의 이동 방향을 바꾸거나 수평 유지를 위해 제1 내지 제4 구동부(예로, 도 1의 230_1~230_4) 중 적어도 어느 하나에 전류 공급을 중단(혹은 감소)할 수 있다.
도 10는 본 일 실시 예에 따른 가변형 무인 비행체의 동작 방법을 보여주는 순서도이다.
도 1 내지 도 10을 참조하면, S1010 단계에서, 가변형 무인 비행체의 동작 모드에 대한 신호가 수신될 수 있다. 예를 들어, 동작 모드에 대한 신호는 정상 모드 또는 고속 모드에 관한 것일 수 있다. 이 경우, 동작모드에 대한 신호는 가변형 무인 비행체의 수직 이륙 전후로 수신될 수 있음은 이해될 것이다.
S1020 단계에서, 가변형 무인 비행체는 수신된 신호가 고속 모드인지 여부를 판단할 수 있다. 만일 수신된 신호가 고속 모드가 아닌 경우 수순은 S1030 단계로 진행된다.
S1030 단계에서, 가변형 무인 비행체는 정상 동작 모드로 동작할 수 있다. 예를 들어, 정상 동작 모드는 별도의 변형 없이 하나의 평면에 위치한 복수의 구동부를 이용하여 수평 이동 또는 상승 이동을 수행하는 모드를 의미할 수 있다.
S1040 단계에서, 가변형 무인 비행체는 고속 이동을 위한 추력을 생성하기 위해서 복수의 제2 지지로드(예로, 도 1의 221~224)를 미리 결정된 방향에 위치하도록 제어할 수 있다. 이 경우, 미리 결정된 방향은 가변형 무인 비행체의 이동 방향과 수직 방향으로 이해될 수 있다.
본 일 실시 예에 따르면, 멀티콥터 형태를 유지하면서 수직 이륙한 이후 수평 이동을 위한 복수의 축이 자동으로 전진 방향으로 전환되어 고속 비행이 가능한 추력을 발생시키며, 나머지 축들은 고도를 유지할 수 있는 하강풍을 발생시켜 기존 구조 대비 2배 빠른 이동 속도가 제공될 수 있다.
도 11은 본 일 실시 예에 따른 가변형 무인 비행체의 수직 유지 기술을 보여주기 위한 측면도이다.
도 11의 가변형 무인 비행체(100)는 고속 모드에서 수평 이동하는 것을 전제로 설명된다. 도 11의 가변형 무인 비행체(100)의 전진 방향(A2)으로의 이동 속도가 증가할수록 기체의 무게중심(O)으로부터의 기울기(β)가 커질 수 있다.
본 일 실시 예에 따르면, 도 11의 가변형 무인 비행체(100)는 복수의 제2 지지로드(221~224) 중 기체의 배면에서 스윙하는 한 쌍(221, 222)과 기체의 상면에서 스윙하는 나머지 한 쌍(223, 224)가 기울기(β)에 관계 없이 수직 방향(A2)에 놓이도록 제어하는 수직 유지 기술이 적용될 수 있다. 이 경우, 수직 방향(A2)는 가변형 무인 비행체(100)의 전진 방향(A2) 혹은 지면 방향(미도시)과 수직에 놓인 것을 의미한다.
도 12은 본 다른 실시 예에 따른 구동부를 보여주는 도면이다.
도 12를 참조하면, 하나의 축에 상하로 배치되며 서로 다른 방향으로 회전하는 한 쌍의 모터(1210)와 한 쌍의 모터 각각에 결합되어 회전력을 발생시키는 한 쌍의 로터(1220)를 포함할 수 있다. 이 경우, 한 쌍의 로터(1220)는 각각 반전 회전될 수 있다.
도 12의 구동부의 구조는 앞선 도 1 내지 도 11에 도시된 하나의 모터에 하나의 로터가 결합된 구동부의 구조를 대체하여 적용될 수 있음은 이해될 것이다.
도 12와 같은 구조가 적용되면, 기체의 표면적 및 중량이 줄어들 수 있고 강풍에서도 작업할 수 있는 능력이 향상될 수 있다.
도 13는 본 다른 실시 예에 따른 가변형 무인 비행체의 사시도를 보여준다.
도 13의 본 다른 실시 예에 따른 가변형 무인 비행체는 4개의 제1 지지로드와 2개의 제2 지지로드가 구비되는 헥사콥터(Hexacopter)의 형태로 제작될 수 있다.
도 13(a)를 참조하면, 본 다른 실시 예에 따른 가변형 무인 비행체가 정상 모드에 있는 경우를 보여준다. 도 13(a)의 정상 모드에 있는 가변형 무인 비행체는 전술한 정상 모드에 대한 설명으로 대체될 수 있음은 이해될 것이다.
도 13(b)를 참조하면, 본 다른 실시 예에 따른 가변형 무인 비행체가 고속 모드에 있는 경우를 보여준다. 도 13(a)의 정상 모드에 있는 가변형 무인 비행체는 전술한 고속 모드에 대한 설명으로 대체될 수 있음은 이해될 것이다.
본 명세서의 상세한 설명에서는 구체적인 실시 예에 관하여 설명하였으나, 본 명세서의 범위에서 벗어나지 않는 한도 내에서 여러 가지 변형이 가능하다. 그러므로, 본 명세서의 범위는 상술한 실시 예에 국한되어 정해져서는 안되며 후술하는 특허청구범위뿐만 아니라 이 발명의 특허청구범위와 균등한 것들에 의해 정해져야 한다.
100: 가변형 무인비행체 110: 기체
111: 구동부재 211~214: 제1 지지로드
221~224: 제2 지지로드 230_1~230_8: 제1 내지 제8 구동부
231: 모터 232: 로터

Claims (7)

  1. 구동부재를 포함하는 기체(airframe);
    상기 기체의 외측으로 연장되는 복수의 제1 지지로드;
    상기 기체의 외측으로 연장되며 미리 설정된 비행모드에 따라 상기 기체에 스윙(swing) 하도록 구비된 복수의 제2 지지로드; 및
    상기 복수의 제1 지지로드 각각의 단부와 상기 복수의 제2 지지로드 각각의 단부에 결합되어 회전력을 발생시키는 복수의 구동부를 포함하되,
    상기 복수의 제2 지지로드는 상기 기체를 지면에 수평한 전진 방향으로 이동시키기 위하여 상기 비행 모드에 상응하는 미리 설정된 방향으로 배치되되,
    상기 비행모드가 정상 모드일 때, 상기 기체는 상기 정상 모드를 위한 제1 이동 속도에 상응하는 소정의 제1 기울기만큼 기울어져 이동하도록 제어되고,
    상기 비행모드가 정상 모드일 때, 상기 복수의 제2 지지로드는 상기 복수의 제1 지지로드와 동일한 평면 상에 배치하도록 제어되고,
    상기 비행모드가 고속 모드일 때, 상기 기체는 상기 고속 모드를 위한 제2 이동 속도에 상응하는 소정의 제2 기울기만큼 기울어져 이동하도록 제어되고,
    상기 비행모드가 고속 모드일 때, 상기 복수의 제2 지지로드는 상기 기체로부터 스윙되어 상기 전진 방향에 대한 수직 평면 상에 배치되도록 제어되고, 그리고
    상기 제2 기울기는 상기 제1 기울기보다 크게 설정되는,
    가변형 무인 비행체.
  2. 삭제
  3. 삭제
  4. 삭제
  5. 제1 항에 있어서,
    상기 복수의 구동부 각각은,
    하나의 축에 배치된 모터; 그리고
    상기 모터에 결합되어 회전력을 발생시키는 로터를 포함하는 가변형 무인 비행체.
  6. 제5 항에 있어서,
    상기 복수의 구동부는 상기 기체의 중심축을 기준으로 미리 정해진 각도만큼 기울어져 결합되는 가변형 무인 비행체.
  7. 제1 항에 있어서,
    상기 복수의 구동부 각각은,
    하나의 축에 상하로 배치되며 서로 다른 방향으로 회전하는 한 쌍의 모터; 그리고
    상기 한 쌍의 모터 각각에 결합되어 회전력을 발생시키는 한 쌍의 로터를 포함하는 가변형 무인 비행체.
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