KR102380247B1 - 무인항공기 - Google Patents

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Abstract

본 발명은, 동체 프레임과 상기 동체 프레임 내에 수용되는 제어유닛을 구비하는 동체부; 및 상기 동체부의 좌우 양측에 각각 구비되는 날개부를 포함하며, 상기 날개부는, 상기 동체 프레임을 관통하여 상기 동체 프레임의 좌우 양측으로 연장 배치되는 윙 서포트 프레임; 내부에 상기 윙 서포트 프레임을 수용하고, 발포성 수지 재질로 형성되는 윙 바디; 상기 윙 바디를 감싸도록 형성되며, 유리섬유 또는 탄소섬유로 형성되는 보강섬유시트; 상기 보강섬유시트 상에 도포되고, 일부가 상기 보강섬유시트의 섬유조직 사이로 함침되어 상기 보강섬유시트를 상기 윙 바디에 견고하게 접착시키도록 형성되는 에폭시 수지 코팅층; 상기 에폭시 수지 코팅층을 덮도록 배치되는 솔라셀 유닛; 및 상기 솔라셀 유닛을 덮도록 배치되고, 상기 에폭시 수지 코팅층에 견고하게 접착되는 열가소성수지 필름을 포함하는 무인항공기를 개시한다.

Description

무인항공기{UNMANNED AERIAL VEHICLE}
본 발명은 조종사 없이 지정된 임무를 수행하는 비행체로서, 독립된 체계 또는 우주/지상체계들과 연동되어 운용되는 무인항공기에 관한 것이다.
무인항공기는 장기 체공하는 특성상 비행 도중 태양으로부터 에너지를 얻을 수 있다는 이점이 있다. 이에, 메인 전력을 공급하는 배터리 유닛에 더하여 보조 전력 공급을 위한 솔라셀 유닛이 추가로 구비된 무인항공기가 다수 제작되고 있다.
이러한 하이브리드 전력 공급 방식에서, 제어유닛이 효율적으로 전력 소비를 제어하기 위해서는, 솔라셀 유닛에서 변환된 전기에너지의 양을 측정 내지는 예측할 수 있어야 한다.
그런데, 솔라셀 유닛에 걸리는 전압을 측정하는 방식에서는 전압 강하로 인하여 정확도가 떨어지고, 전류를 측정하는 방식에서는 전류센서의 무게로 인하여 무인항공기의 경량화가 저해된다는 문제가 있다. 이에, 솔라셀 유닛에서 변환된 전기에너지의 양을 측정 내지는 예측할 수 있는 다른 기술에 대한 연구가 필요한 실정이다.
또한, 날개부의 윙 바디가 발포성 수지 재질로 형성되는 경우, 경량화를 이룰 수 있으나, 비, 해풍 등에 의한 풍화에 내지는 외부 충격에 의한 파손 등에 취약한 문제가 생기게 된다. 따라서, 경량화를 크게 저해하지 않으면서, 윙 바디의 구조적 안정성을 확보할 수 있는 구조에 대한 연구가 필요한 실정이다.
본 발명의 첫 번째 목적은 무인항공기에 구비되는 솔라셀 유닛에서 변환된 전기에너지의 양을 측정 내지는 예측할 수 있는 기술을 제공하기 위한 것이다.
본 발명의 두 번째 목적은 무인항공기 날개부의 윙 바디가 발포성 수지 재질로 형성되는 구조에서, 날개부의 구조적 안정성이 향상될 수 있는 구조를 제공하기 위한 것이다.
본 발명의 첫 번째 목적을 달성하기 위하여, 본 발명은, 제어유닛을 구비하는 동체부; 상기 동체부에 장착되고, 상기 제어유닛의 제어에 의해 구동되어 양력을 발생시키는 구동부; 및 상기 동체부의 좌우 양측에 각각 구비되는 날개부를 포함하며, 상기 날개부는, 발포성 수지 재질로 형성되는 윙 바디; 상기 윙 바디를 덮도록 배치되는 솔라셀 유닛; 및 상기 솔라셀 유닛에 인접하게 배치되어, 조사되는 빛의 밝기를 센싱하는 조도센서를 포함하며, 상기 제어유닛은 상기 조도센서에 의해 센싱되는 빛의 밝기를 이용하여, 상기 솔라셀 유닛에서 변환되는 전기에너지의 양을 산출하도록 형성되는 무인항공기를 개시한다.
상기 제어유닛은 상기 조도센서에 의해 센싱되는 빛의 밝기를 이용하여, 상기 제어유닛과 전기적으로 연결되는 전기계통의 구동을 제어하도록 형성될 수 있다.
상기 무인항공기는 배터리 유닛을 더 포함하며, 상기 제어유닛은 상기 조도센서에 의해 센싱되는 빛의 밝기를 이용하여, 상기 배터리 유닛의 전력 소비를 제어하도록 형성될 수 있다.
상기 배터리 유닛과 상기 솔라셀 유닛이 상기 구동부에 전력을 공급하는 상태에서, 상기 조도센서에 의해 센싱되는 빛의 밝기가 기준값 이상으로 상승하는 경우, 상기 배터리 유닛의 전력이 상기 구동부의 구동에 이용되지 않도록, 상기 배터리 유닛과 상기 구동부 간의 전기적 연결이 차단될 수 있다.
상기 솔라셀 유닛만이 상기 구동부에 전력을 공급하는 상태에서, 상기 조도센서에 의해 센싱되는 빛의 밝기가 기준값 미만으로 떨어지는 경우, 상기 배터리 유닛의 전력도 상기 구동부의 구동에 이용되도록, 상기 배터리 유닛과 상기 구동부 간의 전기적 연결이 연결될 수 있다.
상기 조도센서는 상기 솔라셀 유닛 위에 배치될 수 있다.
상기 조도센서는 상기 날개부의 상면 최고점을 기준으로 후방측에 배치될 수 있다.
상기 솔라셀 유닛은 상기 날개부의 상면 최고점을 기준으로 전방측과 후방측에 걸쳐 연장된 형태로 배치되고, 상기 조도센서는 상기 솔라셀 유닛의 후단에 인접한 상기 윙 바디 위에 배치될 수 있다.
상기 날개부는, 상기 윙 바디를 감싸도록 형성되며, 유리섬유 또는 탄소섬유로 형성되는 보강섬유시트; 및 상기 보강섬유시트 상에 도포되고, 일부가 상기 보강섬유시트의 섬유조직 사이로 함침되어 상기 보강섬유시트를 상기 윙 바디에 견고하게 접착시키도록 형성되는 에폭시 수지 코팅층을 더 포함할 수 있으며, 상기 솔라셀 유닛과 상기 조도센서는 상기 에폭시 수지 코팅층 상에 배치될 수 있다.
상기 날개부는, 상기 솔라셀 유닛과 상기 조도센서를 덮도록 배치되고, 상기 에폭시 수지 코팅층에 견고하게 접착되는 열가소성수지 필름을 더 포함할 수 있다.
본 발명의 두 번째 목적을 달성하기 위하여, 본 발명은, 동체 프레임과 상기 동체 프레임 내에 수용되는 제어유닛을 구비하는 동체부; 및 상기 동체부의 좌우 양측에 각각 구비되는 날개부를 포함하며, 상기 날개부는, 상기 동체 프레임을 관통하여 상기 동체 프레임의 좌우 양측으로 연장 배치되는 윙 서포트 프레임; 내부에 상기 윙 서포트 프레임을 수용하고, 발포성 수지 재질로 형성되는 윙 바디; 상기 윙 바디를 감싸도록 형성되며, 유리섬유 또는 탄소섬유로 형성되는 보강섬유시트; 상기 보강섬유시트 상에 도포되고, 일부가 상기 보강섬유시트의 섬유조직 사이로 함침되어 상기 보강섬유시트를 상기 윙 바디에 견고하게 접착시키도록 형성되는 에폭시 수지 코팅층; 상기 에폭시 수지 코팅층을 덮도록 배치되는 솔라셀 유닛; 및 상기 솔라셀 유닛을 덮도록 배치되고, 상기 에폭시 수지 코팅층에 견고하게 접착되는 열가소성수지 필름을 포함하는 무인항공기를 개시한다.
상기 보강섬유시트는 상기 윙 바디의 상하면을 모두 감싸도록 형성되고, 상기 열가소성수지 필름은 상기 솔라셀 유닛과 상기 솔라셀 유닛이 배치되는 상기 보강섬유시트의 상면만을 덮도록 배치될 수 있다.
상기 동체 프레임과 상기 윙 서포트 프레임은 동종의 강화플라스틱 재질로 형성될 수 있다.
상기 동체 프레임과 상기 윙 서포트 프레임은 탄소섬유강화플라스틱 재질로 형성될 수 있다.
상기 동체 프레임은, 상기 동체부의 길이방향을 따라 앞뒤로 긴 박스 형태로 형성되어, 상기 제어유닛을 수용하는 수용부; 및 직선 형태의 상기 윙 서포트 프레임이 상기 수용부를 관통하도록, 상기 수용부의 좌우 양측벽에 서로 대향하도록 형성되는 한 쌍의 관통홀로 구성되는 관통부를 포함할 수 있다.
상기 관통부는 복수 개로 구비되어, 상기 수용부의 길이방향을 따라 서로 이격되게 배치되고, 상기 윙 서포트 프레임은 복수 개로 구비되어, 복수의 상기 관통부를 각각 관통하도록 형성되며, 상기 제어유닛은 서로 이격되게 배치되는 복수의 상기 윙 서포트 프레임 사이에 배치될 수 있다.
상기 동체부는, 상기 수용부의 좌우 양측벽을 덮도록 부착되는 전자파 차폐 시트를 더 포함할 수 있다.
상기 전자파 차폐 시트는 페라이트 시트(ferrite sheet)가 될 수 있다.
상기 윙 바디에는 상기 솔라셀 유닛이 배치된 상면에서 상기 동체부에 접합되는 측면으로 배선연결홀이 관통 형성될 수 있으며, 상기 솔라셀 유닛과 연결된 배선은 상기 에폭시 수지 코팅층과 상기 보강섬유시트를 관통하여 상기 배선연결홀을 통해 상기 동체 프레임 내부로 연장되고, 상기 제어유닛과 전기적으로 연결될 수 있다.
상기 날개부는, 상기 에폭시 수지 코팅층을 덮도록 배치되고, 조사되는 빛의 밝기를 센싱하는 조도센서를 더 포함할 수 있으며, 상기 제어유닛은 상기 조도센서에 의해 센싱되는 빛의 밝기를 이용하여 상기 솔라셀 유닛의 전력 소비를 제어하도록 형성될 수 있다.
상술한 해결수단을 통해 얻게 되는 본 발명의 효과는 다음과 같다.
첫째, 조도센서가 솔라셀 유닛에 인접하게 배치되고, 제어유닛이 조도센서에 의해 센싱된 빛의 밝기를 이용하여 솔라셀 유닛에서 변환되는 전기에너지의 양을 산출하도록 형성되어, 관련 구성이 심플하고 라이트하게 구현될 수 있다.
특히, 제어유닛이 솔라셀 유닛에서 변환된 전기에너지의 양을 기초로, 전기계통의 구동을 제어하거나 배터리 유닛의 ON/OFF를 제어함으로써, 전력 운용이 효율적으로 이루어질 수 있다.
둘째, 유리섬유 또는 탄소섬유로 형성되는 보강섬유시트가 발포성 수지 재질로 형성되는 윙 바디를 감싸도록 배치되고, 에폭시 수지 코팅층이 보강섬유시트의 섬유조직 사이로 함침되어 보강섬유시트를 윙 바디에 견고하게 접착시키도록 형성됨으로써, 가벼우면서도 구조적 안정성이 향상된 날개부가 구현될 수 있다.
특히, 상술한 구조로 형성된 날개부를 구비하는 무인항공기가 해안을 탐사하도록 형성되는 경우, 해풍으로 인한 풍화에 견딜 수 있는 내구성이 확보될 수 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공기의 사시도.
도 2는 도 1에 도시된 동체부의 내부 구성을 보인 개념도.
도 3은 도 1에 도시된 날개부의 일 예를 보인 단면도.
도 4는 도 1에 도시된 날개부의 다른 일 예를 보인 단면도.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공기의 제어방법을 보인 순서도.
이하, 무인항공기에 대하여 도면을 참조하여 보다 상세하게 설명한다.
본 명세서에서는 서로 다른 실시예라도 동일한 구성에 대해서는 동일한 참조번호를 부여하고, 이에 대한 중복되는 설명은 생략하기로 한다.
본 명세서에 개시된 실시 예를 설명함에 있어서 관련된 공지 기술에 대한 구체적인 설명이 본 명세서에 개시된 실시 예의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우 그 상세한 설명을 생략한다.
첨부된 도면은 본 명세서에 개시된 실시 예를 쉽게 이해할 수 있도록 하기 위한 것일 뿐, 첨부된 도면에 의해 본 명세서에 개시된 기술적 사상이 제한되지 않으며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.
이하의 설명에서, 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다.
본 출원에서, "포함한다" 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.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공기(100)를 보인 사시도이다.
도 1을 참조하면, 무인항공기(100)는 동체부(110), 구동부(120) 및 날개부(130)를 포함한다.
동체부(110)는 무인항공기(100)의 중심을 이루는 주된 몸체 부분으로서, 무인항공기(100)를 제어하는 제어유닛(113)을 구비한다. 제어유닛(113)은 비행제어 뿐만 아니라, 지정된 임무에 대한 수행을 제어하도록 이루어질 수 있다. 여기서, 지정된 임무는 촬영, 측정 등이 될 수 있으며, 이를 위하여 무인항공기(100)에는 촬영유닛(미도시), 측정유닛(미도시) 등이 구비될 수 있다.
구동부(120)는 동체부(110)에 장착되고, 제어유닛(113)의 제어에 의해 구동되어 양력을 발생시키도록 이루어진다. 구동부(120)는 날개부(130)에도 추가로 구비될 수 있다.
구동부(120)는 구동모터(121)와 이에 의해 회전구동되는 프로펠러(122)를 포함할 수 있다. 본 도면에서는, 프로펠러(122)가 동체부(110)의 전단부에 회전 가능하게 설치된 것을 보이고 있다. 프로펠러(122)의 구동시키는 구동모터(121)는 동체부(110)의 전방측 내부에 배치될 수 있다.
그러나 프로펠러(122) 및 구동모터(121)의 배치가 이에 한정되는 것은 아니다. 예를 들어, 프로펠러(122)는 동체부(110)의 후단부에 회전 가능하게 설치될 수도 있다.
동체부(110)의 좌우 양측에는 날개부(130)가 구비된다. 날개부(130)는 비행 중 공기의 저항을 줄이기 위하여 유선형으로 형성된다.
날개부(130)에는 솔라셀 유닛(133)이 설치된다. 솔라셀 유닛(133)은 솔라 패널(133a), 배선(133b) 등을 포함하며, 제어유닛(113)을 포함한 전기계통(예를 들어, 구동부(120), 촬영유닛 등)과 전기적으로 연결된다. 무인항공기(100)는 배터리 유닛(140)에서 공급되는 에너지뿐만 아니라, 솔라셀 유닛(133)으로부터 공급되는 에너지를 이용하여 장시간 비행하거나 지정된 임무를 수행하도록 이루어진다.
날개부(130)에 대해서는 도 3과 도 4를 참조하여 뒤에서 자세히 설명하기로 한다.
도 2는 도 1에 도시된 동체부(110)의 내부 구성을 보인 개념도이다.
도 2를 도 1과 함께 참조하면, 동체부(110)는 동체 바디(111), 동체 프레임(112), 제어유닛(113)을 포함한다.
동체 바디(111)는 전후방향을 따라 길게 연장 형성되어 동체부(110)의 외형을 이루며, 발포성 수지 재질로 형성된다. 발포성 수지는, 수지를 발포제의 작용으로 팽창시킨 것으로서, 발포폴리스티렌(expanded polystyrene), 경질 우레탄 폼, 폴리에틸렌 폼 등이 있다. 발포폴리스티렌은 일반적으로 스티로폼(styrofoam)이라고 불린다.
동체 프레임(112)은 동체 바디(111)의 내부에 배치되며, 수용부(112a) 및 관통부(112b', 112b")를 포함한다.
수용부(112a)는 동체부(110)의 길이방향을 따라 앞뒤로 긴 박스 형태로 형성된다. 본 도면에는, 상부가 개구된 형태의 수용부(112a)가 도시되어 있다.
수용부(112a)는 제어유닛(113)과 주요 전기계통을 내부에 수용하도록 이루어진다. 예를 들어, 배터리 유닛(140)은 수용부(112a) 내에 수용되어, 제어유닛(113)을 포함한 전기계통과 전기적으로 연결된다.
수용부(112a)에는 후술하는 윙 서포트 프레임(132)이 관통할 수 있도록 관통부(112b', 112b")가 형성된다. 관통부(112b', 112b")는 수용부(112a)의 좌측벽과 우측벽에 각각 형성되는 한 쌍의 관통홀로 구성된다. 상기 한 쌍의 관통홀은, 직선 형태의 윙 서포트 프레임(132)이 수용부(112a)를 관통할 수 있도록, 서로 대향하도록 배치된다.
관통부(112b', 112b")는 복수 개로 구비되어, 수용부(112a)의 길이방향을 따라 서로 이격되게 배치된다. 본 도면에서는, 수용부(112a)의 전방측에 제1 관통부(112b')가 구비되고, 수용부(112a)의 후방측에 제2 관통부(112b")가 각각 구비된 것을 보이고 있다.
본 도면에는, 수용부(112a)의 상부 전단측과 상부 후단측에 각각 관통부(112b', 112b")가 형성된 구조가 도시되어 있다.
윙 서포트 프레임(132)은 복수 개로 구비되어, 복수의 관통부(112b', 112b")를 각각 관통하도록 형성된다. 본 도면에서는, 제1 윙 서포트 프레임(132')이 제1 관통부(112b')를 관통하도록 구성되고, 제2 윙 서포트 프레임(132")이 제2 관통부(112b")를 관통하도록 구성된 것을 보이고 있다.
이처럼, 제1 및 제2 윙 서포트 프레임(132', 132")이 수용부(112a)를 관통하도록 형성됨으로써, 수용부(112a)의 비틀림 변형이 감소될 수 있다. 특히, 동체 프레임(112)과 제1 및 제2 윙 서포트 프레임(132', 132")이 동종의 강화플라스틱 재질로 형성되는 경우, 수용부(112a)의 비틀림 강도가 향상될 수 있다. 상기 강화플라스틱 재질에는 탄소섬유강화플라스틱(CFRP), 유리섬유강화플라스틱(GFRP) 등이 포함될 수 있다.
수용부(112a)에 수용된 제어유닛(113)과 주요 전기계통(예를 들어, 배터리 유닛(140), 메모리 유닛, 센서(151, 152) 등)이 외부 충격으로부터 보호될 수 있도록, 상기 제어유닛(113)과 주요 전기계통은 제1 윙 서포트 프레임(132')과 제2 윙 서포트 프레임(132") 사이에 배치되는 것이 바람직하다.
상기 구조에 의하면, 무인항공기(100)가 불시착하더라도, 제어유닛(113)과 주요 전기계통이 손상되지 않아서, 다른 무인항공기(100)에 상기 구성들을 재설치하거나, 수행된 임무에 대한 정보를 손상없이 획득할 수 있다.
한편, 주요 전기계통에는 비행제어를 위한 자세센서(151), 나침반 역할을 하는 지자기센서(152) 등이 포함된다. 그런데 상술한 센서들(151, 152)은 전자파에 민감하게 반응하며, 전자파에 영향을 받게 되면 비행에 상당한 악영향을 미친다.
이러한 점을 고려하여, 수용부(112a)의 좌우 양측벽에는 전자파 차폐 시트(115)가 부착될 수 있다. 전자파 차폐 시트(115)는 수용부(112a) 외측에서 내측으로 유입되는 전자파를 차단하여, 내부의 제어유닛(113)과 주요 전기계통을 보호하도록 이루어진다.
전자파 차폐 시트(115)로 페라이트 시트(ferrite sheet), 알루미늄 시트 등이 이용될 수 있다.
아울러, 동체 프레임(112)은 전자파 차폐 성능이 있는 니켈도금탄소섬유강화플라스틱 재질로 형성될 수 있다. 이러한 동체 프레임(112)에 전자파 차폐 시트(115)가 부착되는 경우, 전자파 차폐 성능이 보다 향상될 수 있다.
도 3은 도 1에 도시된 날개부(130)의 일 예를 보인 단면도이고, 도 4는 도 1에 도시된 날개부(130)의 다른 일 예를 보인 단면도이다.
도 3과 도 4를 앞선 도 1과 함께 참조하면, 날개부(130)는 윙 바디(131), 윙 서포트 프레임(132) 및 솔라셀 유닛(133)을 포함한다.
윙 바디(131)는 날개부(130)의 외형을 이루며, 동체 바디(111)에 접합된다. 윙 바디(131)는 날개부(130)가 양력을 얻는데 유리한 유선 형태로 형성된다. 구체적으로, 윙 바디(131)의 위를 흐르는 공기의 유속이 아래를 흐르는 공기의 유속에 비해서 빨라지도록, 윙 바디(131)의 상면은 하면에 비해서 더 휘어진 형태를 이룬다. 윙 바디(131)의 상부는 공기의 유속이 빠르므로 상대적으로 저압이 되며, 하부는 유속이 느리므로 상대적으로 고압이 된다. 이러한 압력차로 인하여 윙 바디(131)는 양력을 받게 된다.
윙 바디(131)는 발포성 수지 재질로 형성된다. 발포성 수지는, 수지를 발포제의 작용으로 팽창시킨 것으로서, 발포폴리스티렌(expanded polystyrene), 경질 우레탄 폼, 폴리에틸렌 폼 등이 있다. 발포폴리스티렌은 일반적으로 스티로폼(styrofoam)이라고 불린다.
윙 서포트 프레임(132)은 윙 바디(131)에 삽입되어 윙 바디(131)를 지지하도록 형성된다. 즉, 윙 바디(131)의 내부에 윙 서포트 프레임(132)이 수용된다. 위에서 설명한 바와 같이, 윙 서포트 프레임(132)은 동체 프레임(112)을 관통하여 동체 프레임(112)의 좌우 양측으로 연장된다.
윙 서포트 프레임(132)은 길이방향을 따라 연장되는 중공부를 구비할 수 있다. 즉, 윙 서포트 프레임(132)은 내부가 비어 있는 파이프 형태를 가질 수 있다.
윙 서포트 프레임(132)은 복수 개로 구비될 수 있다. 본 도면에서는, 윙 바디(131)의 중심을 기준으로 전방측과 후방측에 윙 서포트 프레임(132)이 각각 구비된 것을 보이고 있다.
솔라셀 유닛(133)은 윙 바디(131)를 덮도록 배치되어, 비행 중 받게 되는 태양에너지를 전기에너지로 변환하도록 이루어진다. 솔라셀 유닛(133)은 윙 바디(131)의 상면을 덮도록 배치되는 것이 바람직하다.
상술한 구조의 날개부(130)는, 윙 바디(131)의 구조적 안정성 확보를 위한 보강섬유시트(134)와, 전력 제어를 위한 조도센서(135) 중 적어도 하나를 더 포함할 수 있다.
이하, 보강섬유시트(134)와 조도센서(135)에 대하여 차례로 설명한다.
윙 바디(131)가 발포성 수지 재질로 형성됨에 따라, 경량화를 이룰 수 있으나, 비, 해풍 등에 의한 풍화에 내지는 외부 충격에 의한 파손 등에 취약한 문제가 생기게 된다. 윙 바디(131)의 구조적 안정성을 확보하기 위하여, 보강섬유시트(134)가 윙 바디(131) 전체를 감싸도록 배치될 수 있다.
보강섬유시트(134)는 가벼우면서도 기계적 강도가 우수한 강화섬유 재질로 형성될 수 있다. 예를 들어, 보강섬유시트(134)는 유리섬유 또는 탄소섬유로 형성될 수 있다.
보강섬유시트(134)는 에폭시 수지 코팅층(137)에 의해 윙 바디(131)에 견고하게 접착된다. 구체적으로, 에폭시 수지 코팅층(137)은 보강섬유시트(134) 상에 도포되는데, 도포된 에폭시 수지 코팅층(137)의 일부가 보강섬유시트(134)의 섬유조직 사이로 함침되어 윙 바디(131)에 접착된다.
이처럼, 보강섬유시트(134)가 구비되는 구조에서, 솔라셀 유닛(133)은 에폭시 수지 코팅층(137)을 덮도록 배치된다. 구체적으로, 보강섬유시트(134)는 윙 바디(131)의 상부뿐만 아니라 하부를 포함한 전체를 감싸도록 형성되며, 솔라셀 유닛(133)은 에폭시 수지 코팅층(137)의 일부(본 도면에서는, 윙 바디(131)의 상부)를 덮도록 배치된다.
한편, 무인항공기(100)는 배터리 유닛(140)과 솔라셀 유닛(133)에서 전달되는 전기에너지 중 적어도 하나를 이용하는 하이브리드 방식을 가진다. 이러한 하이브리드 방식에서, 제어유닛(113)이 전력 소비를 제어하기 위해서는 솔라셀 유닛(133)에서 변환된 전기에너지의 양을 측정 내지는 예측할 수 있어야 한다.
솔라셀 유닛(133)에서 변환된 전기에너지의 양을 직접적으로 측정하기 위하여 대표적으로 전압을 측정하거나 전류를 측정하는 방식이 고려될 수 있다. 그런데, 상기 방식들은 다음의 측면에서 무인항공기(100)에 적용되기에는 문제가 있다.
구체적으로, 전압을 측정하는 방식에서는, 솔라셀 유닛(133)에서 변환된 전기에너지가 인가되는 구동모터(121) 등에서 전압 강하가 일어나서 솔라셀 유닛(133)에 걸리는 전압을 정확하게 측정하기가 어렵다.
또한, 솔라셀 유닛(133)에 걸리는 전류를 정확하게 측정하려면 전류센서가 필요한데, 전류센서의 무게가 상당하여 이를 장착 시에 무인항공기(100)의 경량화에 문제가 발생한다.
이에 본 발명의 무인항공기(100)는, 조도센서(135)를 솔라셀 유닛(133)에 인접하게 배치시키고, 조도센서(135)로 조사되는 빛의 밝기를 센싱하여 솔라셀 유닛(133)에서 변환되는 전기에너지의 양을 예측하는 방식을 취한다. 예를 들어, 제어유닛(113)은, 조도센서(135)에서 센싱되는 빛의 밝기가 a이면, 솔라셀 유닛(133)에서 변환되는 전기에너지의 양을 A로 보고, 전력 소비를 제어하도록 형성된다.
이를 위해, 메모리 유닛에는 조도센서(135)의 센싱 값(빛의 밝기)에 대응되는 전기에너지의 양에 대한 정보가 저장된다. 제어유닛(113)은 상기 정보를 이용하여 솔라셀 유닛(133)에서 변환되는 전기에너지의 양을 산출하고, 무인항공기(100)의 전력 소비를 제어하도록 형성된다.
즉, 제어유닛(113)은 조도센서(135)에 의해 센싱되는 빛의 밝기를 이용하여, 제어유닛(113)과 전기적으로 연결되는 전기계통의 구동을 제어하도록 형성된다.
일 예로, 제어유닛(113)은 조도센서(135)에서 센싱되는 빛의 밝기를 이용하여, 구동부(120) 이외로 공급되는 전력을 제어하도록 형성된다. 즉, 무인항공기(100)의 비행을 위한 구동부(120)에는 지속적으로 전력이 공급되도록 하되, 구동부(120) 이외의 구성들(예를 들어, 촬영유닛)에 대해서는 조도센서(135)에서 센싱되는 빛의 밝기에 따라 전력 공급을 차단 및 재개하도록 형성된다.
예를 들어, 조도센서(135)에서 센싱되는 빛의 밝기가 제1기준값 미만으로 떨어지는 경우, 제어유닛(113)은 촬영유닛에 공급되는 전력을 차단하도록 형성된다. 이후, 조도센서(135)에서 센싱되는 빛의 밝기가 제2기준값 이상으로 상승하는 경우, 제어유닛(113)은 촬영유닛에 전력을 공급하도록 형성된다. 상술한 제1기준값과 제2기준값은 동일하게 설정될 수도 있고, 전력 공급 재개시의 큰 전력 소모를 고려하여 제2기준값은 제1기준값보다 크게 설정될 수도 있다.
이에 따르면, 비행에 필수적인 구동부로의 전력 공급을 제외한 기타 전력 소비가 효율적으로 이루어질 수 있다.
조도센서(135)는 동체부(110) 또는 날개부(130)에 배치될 수 있다.
조도센서(135)가 동체부(110)에 배치되는 경우, 제어유닛(113)은 조도센서(135)에서 센싱되는 빛의 밝기를 이용하여, 좌우 양측 날개부(130)에 구비되는 솔라셀 유닛(133)에서 변환되는 전기에너지의 양을 산출하도록 이루어진다. 이는 동체부(110)로 입사되는 빛의 밝기와 좌우 양측 날개부(130)로 입사되는 빛의 밝기에 거의 차이가 없다는 점을 고려한 것이다.
이하에서는, 조도센서(135)가 날개부(130)에 배치되는 경우의 다양한 실시예들에 대하여 설명한다.
첫 번째 예로서, 도 3에 도시된 바와 같이, 조도센서(135)는 솔라셀 유닛(133) 위에 배치된다. 즉, 날개부(130)의 상하방향으로, 조도센서(135)는 솔라셀 유닛(133)과 중첩되게 배치된다.
조도센서(135)는 좌우 양측 날개부(130)에 각각 구비될 수도 있다. 이 경우, 제어유닛(113)은 각 날개부(130)에 구비되는 조도센서(135)에서 센싱되는 빛의 밝기를 이용하여, 각 날개부(130)에 구비되는 솔라셀 유닛(133)에서 변환되는 전기에너지의 양을 보다 정밀하게 산출하도록 이루어진다.
또는, 좌우 양측 날개부(130)로 입사되는 빛의 밝기에 거의 차이가 없다는 점을 고려하여, 조도센서(135)는 일측 날개부(130)에만 구비될 수도 있다. 이 경우, 제어유닛(113)은 조도센서(135)에서 센싱되는 빛의 밝기를 이용하여, 좌우 양측 날개부(130)에 구비되는 솔라셀 유닛(133)에서 변환되는 전기에너지의 양을 산출하도록 이루어진다.
조도센서(135)는 솔라셀 유닛(133) 상의 임의의 위치에 배치될 수 있다. 다만, 조도센서(135)의 배선(미도시) 연결을 고려하여, 조도센서(135)는 솔라셀 유닛(133)의 단부에 인접하게 배치되는 것이 바람직하다.
한편, 날개부(130)의 상면 최고점(TP) 부근을 기준으로 전방측에서는 상승하는 기류가 형성되고, 후방측에서는 하강하는 기류가 형성된다. 따라서, 조도센서(135)가 상기 전방측에 배치되는 경우, 조도센서(135)에는 솔라셀 유닛(133)에서 분리되는 방향으로 압력이 가해질 수 있다. 반대로, 조도센서(135)가 상기 후방측에 배치되는 경우, 조도센서(135)에는 솔라셀 유닛(133)으로 가압되는 방향으로 압력이 가해질 수 있다.
이러한 날개부(130) 상면의 공기의 흐름을 고려하면, 조도센서(135)가 솔라셀 유닛(133) 위에 고정된 상태를 유지할 수 있도록 하기 위해서는, 조도센서(135)가 상기 후방측에 배치되는 것이 바람직하다. 즉, 조도센서(135)는 도시된 바와 같이 날개부(130)의 상면 최고점(TP)을 기준으로 후방측에 배치될 수 있다.
두 번째 예로서, 도 4에 도시된 바와 같이, 조도센서(135)는 솔라셀 유닛(133)의 단부에 인접한 윙 바디(131) 위에 배치될 수 있다. 도시된 바와 같이, 보강섬유시트(134)가 윙 바디(131)를 감싸는 구조에서는, 조도센서(135)는 솔라셀 유닛(133)의 단부에 인접한 에폭시 수지 코팅층(137)에 부착된다.
위의 첫 번째 예에서 언급한 날개부(130) 상면의 공기의 흐름을 고려하면, 조도센서(135)는 솔라셀 유닛(133)의 후단에 인접한 윙 바디(131) 위에 배치되는 것이 바람직하다. 여기서, 솔라셀 유닛(133)은 날개부(130)의 상면 최고점(TP)을 기준으로 전방측과 후방측에 걸쳐 연장된 형태로 배치되어, 솔라셀 유닛(133)의 후단은 날개부(130)의 상면 최고점(TP)을 기준으로 후방측에 위치한다.
한편, 도 3과 도 4에 도시된 바와 같이, 열가소성 수지 필름(136)은 솔라셀 유닛(133)과 조도센서(135)를 덮도록 배치될 수 있다. 예를 들어, 열가소성 수지 필름(136)으로서, 일반적으로 마일러(Mylar)라고 불리는 폴리에틸렌 텔레프터레이트(Polyethylene Terephthalate) 재질의 필름이 이용될 수 있다.
열가소성 수지 필름(136)의 단부는 에폭시 수지 코팅층(137)에 견고하게 부착될 수 있다. 상기 단부는 열가소성 수지 필름(136)의 내측 둘레를 따라 폐루프 형태로 연장 형성될 수 있다.
경량화를 고려하여, 열가소성 수지 필름(136)은 에폭시 수지 코팅층(137)의 일부만을 덮도록 배치될 수 있다. 본 도면에서는, 열가소성 수지 필름(136)이 솔라셀 유닛(133)과 조도센서(135)가 배치되는 에폭시 수지 코팅층(137)의 상면만을 덮도록 배치된 것을 보이고 있다.
한편, 윙 바디(131)에는 솔라 패널(133a)의 배선(133b)이 통과할 수 있는 배선연결홀(131a, 131b)이 형성된다. 배선연결홀(131a, 131b)은 솔라 패널(133a)이 배치되는 윙 바디(131)의 상면에서 동체부(110)에 접합되는 윙 바디(131)의 측면으로 관통 형성된다. 예를 들어, 배선연결홀(131a, 131b)은, 상기 상면에서 내부로 연장되는 제1홀(131a)과, 상기 측면에서 제1홀을 향하여 연장되어 제1홀(131a)과 연통되는 제2홀(131b)을 포함한다.
솔라 패널(133a)과 연결된 배선(133b)은 에폭시 수지 코팅층(137)과 보강섬유시트(134)를 관통하여 상술한 배선연결홀(131a, 131b)을 통해 동체 프레임(112) 내부로 연장되고, 제어유닛(113)과 전기적으로 연결된다.
상기 배선 구조에 의하면, 솔라 패널(133a)과 연결된 배선(133b)이 날개부(130)의 외부로 노출되지 않는다. 따라서, 배선(133b)이 날개부(130)의 외부로 노출되는 기존 구조의 문제점인 와류 형성, 소음 발생 등이 해소될 수 있다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공기(100)의 제어방법을 보인 순서도이다.
도 5를 참조하면, 제어유닛(113)은 조도센서(135)에 의해 센싱되는 빛의 밝기를 이용하여, 배터리 유닛(140)의 전력 소비를 제어하도록 형성된다.
예를 들어, 무인항공기(100)가 이륙 후 상공에서 충분한 빛을 받기 전까지는 솔라셀 유닛(133)에 의해 충분한 전기에너지가 발생되지 않기 때문에, 배터리 유닛(140)과 솔라셀 유닛(133)으로부터 공급되는 전력을 모두 이용할 수 있다.
이후, 무인항공기(100)가 상공을 비행하다 보면, 태양의 빛을 받아서 솔라셀 유닛(133)에 의해 발생되는 전기에너지가 증가하게 된다. 배터리 유닛(140) 없이도 구동부(120)가 충분히 구동 가능할 정도로 전기에너지가 발생된 경우, 제어유닛(113)은 배터리 유닛(140)과 구동부(120) 간의 전기적 연결을 차단할 수 있다. 또는, 제어유닛(113)은 배터리 유닛(140)의 전원을 OFF시키도록 형성될 수도 있다. 이에 따라, 구동부(120)는 솔라셀 유닛(133)으로부터 공급되는 전력에 의해 구동된다.
상술한 바와 같이, 배터리 유닛(140)과 솔라셀 유닛(133)이 구동부(120)에 전력을 공급하는 상태에서, 조도센서(135)에 의해 센싱되는 빛의 밝기가 제1기준값 이상으로 상승하는 경우, 제어유닛(113)은 배터리 유닛(140)과 구동부(120) 간의 전기적 연결을 차단하도록 형성된다. 따라서, 배터리 유닛(140)의 전력이 구동부(120)의 구동에 이용되지 않아서, 배터리 유닛(140)의 전력이 보존될 수 있다.
솔라셀 유닛(133)만이 구동부(120)에 전력을 공급하는 상태에서, 구름, 지형 등에 의해 태양이 가려져 솔라셀 유닛(133)에 의해 발생되는 전기에너지가 감소하는 경우가 발생할 수 있다. 제어유닛(113)은 추가 전력 공급이 필요한 상태로 감지되는 경우, 배터리 유닛(140)과 구동부(120) 간의 전기적 연결을 재개하거나 배터리 유닛(140)의 전원을 ON시키도록 형성될 수 있다. 이에 따라, 구동부(120)는 솔라셀 유닛(133)과 배터리 유닛(140)으로부터 공급되는 전력에 의해 구동된다.
상술한 바와 같이, 솔라셀 유닛(133)만이 구동부(120)에 전력을 공급하는 상태에서, 조도센서(135)에 의해 센싱되는 빛의 밝기가 제2기준값 미만으로 떨어지는 경우, 제어유닛(113)은 배터리 유닛(140)과 구동부(120) 간의 차단되었던 전기적 연결을 재연결하도록 형성된다. 따라서, 배터리 유닛(140)의 전력도 구동부(120)의 구동에 이용되어, 구동부(120)로 충분한 전력이 공급될 수 있다.
상술한 제1기준값과 제2기준값은 동일하게 설정될 수도 있고, 전력 공급 재개시의 큰 전력 소모를 고려하여 제2기준값은 제1기준값보다 크게 설정될 수도 있다.

Claims (10)

  1. 동체 프레임과 상기 동체 프레임 내에 수용되는 제어유닛을 구비하는 동체부; 및
    상기 동체부의 좌우 양측에 각각 구비되는 날개부를 포함하며,
    상기 날개부는,
    상기 동체 프레임을 관통하여 상기 동체 프레임의 좌우 양측으로 연장 배치되는 윙 서포트 프레임;
    내부에 상기 윙 서포트 프레임을 수용하고, 발포성 수지 재질로 형성되는 윙 바디;
    상기 윙 바디를 감싸도록 형성되며, 유리섬유 또는 탄소섬유로 형성되는 보강섬유시트;
    상기 보강섬유시트 상에 도포되고, 일부가 상기 보강섬유시트의 섬유조직 사이로 함침되어 상기 보강섬유시트를 상기 윙 바디에 견고하게 접착시키도록 형성되는 에폭시 수지 코팅층;
    상기 에폭시 수지 코팅층을 덮도록 배치되는 솔라셀 유닛; 및
    상기 솔라셀 유닛에 인접하게 배치되어, 조사되는 빛의 밝기를 센싱하는 조도센서를 포함하고,
    상기 제어유닛은 상기 조도센서에 의해 센싱되는 빛의 밝기를 이용하여, 상기 솔라셀 유닛에서 변환되는 전기에너지의 양을 산출하도록 형성되며,
    상기 조도센서는 상기 솔라셀 유닛 위에 배치되거나, 상기 날개부의 상면 최고점을 기준으로 전방측과 후방측에 걸쳐 연장된 형태로 배치되는 상기 솔라셀 유닛의 후단에 인접한 상기 윙 바디 위에 배치되는 것을 특징으로 하는 무인항공기.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 보강섬유시트는 상기 윙 바디의 상하면을 모두 감싸도록 형성되고,
    열가소성수지 필름은 상기 솔라셀 유닛과 상기 솔라셀 유닛이 배치되는 상기 보강섬유시트의 상면만을 덮도록 배치되는 것을 특징으로 하는 무인항공기.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 동체 프레임과 상기 윙 서포트 프레임은 동종의 강화플라스틱 재질로 형성되는 것을 특징으로 하는 무인항공기.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 동체 프레임과 상기 윙 서포트 프레임은 탄소섬유강화플라스틱 재질로 형성되는 것을 특징으로 하는 무인항공기.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 동체 프레임은,
    상기 동체부의 길이방향을 따라 앞뒤로 긴 박스 형태로 형성되어, 상기 제어유닛을 수용하는 수용부; 및
    직선 형태의 상기 윙 서포트 프레임이 상기 수용부를 관통하도록, 상기 수용부의 좌우 양측벽에 서로 대향하도록 형성되는 한 쌍의 관통홀로 구성되는 관통부를 포함하는 것을 특징으로 하는 무인항공기.
  6. 제5항에 있어서,
    상기 관통부는 복수 개로 구비되어, 상기 수용부의 길이방향을 따라 서로 이격되게 배치되고,
    상기 윙 서포트 프레임은 복수 개로 구비되어, 복수의 상기 관통부를 각각 관통하도록 형성되며,
    상기 제어유닛은 서로 이격되게 배치되는 복수의 상기 윙 서포트 프레임 사이에 배치되는 것을 특징으로 하는 무인항공기.
  7. 제5항에 있어서,
    상기 동체부는, 상기 수용부의 좌우 양측벽을 덮도록 부착되는 전자파 차폐 시트를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 무인항공기.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 전자파 차폐 시트는 페라이트 시트(ferrite sheet)인 것을 특징으로 하는 무인항공기.
  9. 제1항에 있어서,
    상기 윙 바디에는 상기 솔라셀 유닛이 배치된 상면에서 상기 동체부에 접합되는 측면으로 배선연결홀이 관통 형성되고,
    상기 솔라셀 유닛과 연결된 배선은 상기 에폭시 수지 코팅층과 상기 보강섬유시트를 관통하여 상기 배선연결홀을 통해 상기 동체 프레임 내부로 연장되고, 상기 제어유닛과 전기적으로 연결되는 것을 특징으로 하는 무인항공기.
  10. 제1항에 있어서,
    상기 날개부는,
    상기 솔라셀 유닛과 상기 조도센서를 덮도록 배치되고, 상기 에폭시 수지 코팅층에 견고하게 접착되는 열가소성수지 필름을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 무인항공기.
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