KR102402929B1 - A rotorcraft using multiple direct-connected motors as a power source - Google Patents

A rotorcraft using multiple direct-connected motors as a power source Download PDF

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Abstract

본 발명은 메인 로터의 회전을 위한 샤프트에 직접 체결된 상태로 동시에 회전하는 복수 개의 구동 모터를 동력원으로 이용하도록 구성되어 내부 구조를 단순화할 수 있고, 더 나아가 부품의 마모를 원인으로 하는 사고의 발생을 방지할 수 있는 회전익형 비행체에 관한 것이다.
본 발명에 의한 다중 직결 모터를 동력원으로 이용하는 회전익형 비행체는 회전하며 회전익형 비행체의 비행을 위한 양력을 형성하는 메인 로터, 메인 로터가 상부측 말단부에 체결되는 샤프트와, 회전익형 비행체에 고정된 상태로 샤프트의 하부측 말단부에 직접 연결되어 회전력을 제공하는 하나 이상의 구동 모터를 포함하여 구성되는 구동부 및, 회전익형 비행체의 비행과 착륙을 목적으로 구동 모터를 제어하는 제어부를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다.The present invention is configured to use as a power source a plurality of driving motors that rotate simultaneously in a state directly coupled to the shaft for rotation of the main rotor, thereby simplifying the internal structure, and furthermore, the occurrence of accidents caused by wear of parts It relates to a rotorcraft type vehicle that can prevent
The rotorcraft using the multiple direct-coupled motor as a power source according to the present invention rotates and forms a lift for the flight of the rotorcraft, the main rotor is fastened to the upper end of the shaft, and the rotorcraft is fixed to the rotor. A driving unit comprising one or more driving motors connected directly to the lower end of the furnace shaft to provide rotational force, and a control unit for controlling the driving motors for the purpose of flying and landing of a rotorcraft aircraft characterized in that it comprises do.

Description

다중 직결 모터를 동력원으로 이용하는 회전익형 비행체{A rotorcraft using multiple direct-connected motors as a power source}A rotorcraft using multiple direct-connected motors as a power source

본 발명은 다중 직결 모터를 동력원으로 이용하는 회전익형 비행체에 관한 것으로써, 보다 상세하게는 메인 로터의 회전을 위한 샤프트에 직접 체결된 상태로 동시에 회전하는 복수 개의 구동 모터를 동력원으로 이용하도록 구성되어 내부 구조를 단순화할 수 있고, 더 나아가 부품의 마모를 원인으로 하는 사고의 발생을 방지할 수 있는 회전익형 비행체에 관한 것이다.The present invention relates to a rotary wing-type aircraft using multiple direct-coupled motors as a power source, and more particularly, is configured to use a plurality of drive motors that rotate simultaneously in a state directly coupled to a shaft for rotation of a main rotor as a power source. It relates to a rotorcraft type aircraft capable of simplifying the structure and further preventing the occurrence of accidents caused by wear of parts.

일반적으로, 상공을 비행할 수 있는 비행체는 고정익을 이용하여 비행하는 고정익 비행체와 회전익을 이용하여 비행하는 회전익 비행체로 크게 분류될 수 있는데, 이중 회전익 비행체의 한 종류인 헬리콥터는 크기가 서로 다른 메인 로터와 테일 로터를 이용하여 비행할 수 있도록 구성된다.In general, an aircraft capable of flying in the sky can be broadly classified into a fixed-wing vehicle that flies using a fixed wing and a rotorcraft that flies using a rotor. It is configured to be able to fly using the and tail rotor.

즉, 일반적인 형태의 헬리콥터는 메인 로터의 회전으로 인해 발생하는 양력으로 공중에 부양할 수 있으며, 그 메인 로터의 회전으로 인해 발생하는 토크를 테일 로터의 회전으로 해소함으로써 안정한 상태로 비행할 수 있게 되는 것이다.That is, a helicopter of a general type can be lifted in the air by the lift generated by the rotation of the main rotor, and by resolving the torque generated by the rotation of the main rotor with the rotation of the tail rotor, it can fly in a stable state. will be.

이때, 헬리콥터에는 엔진이나 모터와 같은 동력원으로부터 발생하는 동력을 전달하여 샤프트와 메인 로터를 회전시키기 위한 수단으로 주로 기어 또는 풀리가 이용되고 있는데, 이와 같이 하나의 동력원만을 이용하고 있는 상황에서는 그 동력원의 고장이 치명적으로 작용하여 비행중인 기체가 추락하게 될 수 있다.At this time, in the helicopter, gears or pulleys are mainly used as means for rotating the shaft and the main rotor by transmitting power generated from a power source such as an engine or a motor. The failure can be fatal and cause the aircraft in flight to crash.

그리고 상기한 바와 같이 동력의 전달 수단으로 사용되는 기어 또는 풀리는 사용에 의한 마모가 발생하게 되며, 정기적인 점검과 그로 인한 교체가 지연되어 상당한 정도로 마모가 진행되는 경우에는 그 마모성 부품의 파손이 발생하여 비행중인 기체가 추락하게 될 수 있다.And, as described above, gears or pulleys used as a power transmission means wear out due to use, and when regular inspection and replacement are delayed and wear progresses to a considerable degree, the wear parts are damaged. Aircraft in flight may crash.

이러한 문제를 해결하기 위한 종래의 발명으로는 대한민국 등록특허공보 제10-1576638호의 “3개의 엔진을 가지는 회전익 항공기와 제어 방법” 및 대한민국 등록특허공보 제10-1576640호의 “두 개의 메인 엔진과 하나의 보조 2차 엔진을 갖는 회전익 항공기, 및 그러한 항공기를 제어하는 방법” 등의 발명들이 제안되어 공개된 바 있다.Conventional inventions to solve this problem include "Rotary wing aircraft having three engines and a control method" of Korean Patent No. 10-1576638 and "Two main engines and one Inventions such as a rotary wing aircraft having an auxiliary secondary engine and a method of controlling such an aircraft have been proposed and published.

우선, 상기 대한민국 등록특허공보 제10-1576638호의 “3개의 엔진을 가지는 회전익 항공기와 제어 방법”에는 회전익과 그 회전익을 회전시키기 위한 기어박스를 구비하되, 동일한 기어박스에 연계하는 제1 메인 엔진, 제2 메인 엔진 그리고 2차 엔진을 구비함으로써 어느 하나의 엔진이 고장나는 상황에서도 안전한 비행이 보장될 수 있도록 하는 회전익 항공기에 관한 발명이 제안되었다.First of all, in the "Rotary wing aircraft having three engines and a control method" of the Republic of Korea Patent Publication No. 10-1576638, a rotor and a gearbox for rotating the rotor are provided, but a first main engine linked to the same gearbox; An invention related to a rotary wing aircraft has been proposed by having a second main engine and a secondary engine so that safe flight can be ensured even in a situation in which one of the engines fails.

또한, 상기 대한민국 등록특허공보 제10-1576640호의 “두 개의 메인 엔진과 하나의 보조 2차 엔진을 갖는 회전익 항공기, 및 그러한 항공기를 제어하는 방법”에는 회전익과 그 회전익을 회전시키기 위한 세개의 터보샤프트 엔진을 구비한 상태에서 두개의 터보샤프트 엔진만으로 비행하되, 특정한 상황에서는 예비의 터보샤프트 엔진이 동작하도록 구성되어 어느 하나의 터보샤프트 엔진이 고장나는 상황에서도 안전한 비행이 보장될 수 있도록 하는 회전익 항공기에 관한 발명이 제안되었다.In addition, in the Republic of Korea Patent Registration No. 10-1576640, "a rotorcraft having two main engines and one auxiliary secondary engine, and a method for controlling such an aircraft", the rotorcraft and three turboshafts for rotating the rotorcraft In a rotary wing aircraft equipped with an engine and flying only with two turboshaft engines, the spare turboshaft engine is configured to operate under certain circumstances so that safe flight can be ensured even in the event of any one turboshaft engine failure. An invention has been proposed.

그러나 상기와 같은 종래의 발명들은 메인 엔진의 고장 상황에 대응할 수 있는 다른 엔진을 더 구비함으로써 엔진의 고장으로 인한 기체의 추락을 방지할 수 있으나, 각각의 엔진으로부터 발생하는 동력을 전달하기 위한 기계적인 구조의 부가로 인해 기체 내부의 구조가 복잡화하게 되는 또 다른 문제가 발생하게 되고, 이러한 문제와 연계하여 기체의 무게가 증가하고, 생산 비용이 상승하며, 비행중 연료의 소모량이 증가하게 되는 문제가 추가로 발생하게 된다.However, the conventional inventions as described above can prevent the fall of the aircraft due to engine failure by further providing another engine capable of responding to a failure situation of the main engine, but mechanically for transmitting power generated from each engine. Another problem arises that the internal structure of the aircraft becomes complicated due to the addition of the structure, and in connection with these problems, the weight of the aircraft increases, the production cost increases, and the problem of fuel consumption increases during flight. will occur additionally.

또한, 상기와 같은 종래의 발명들은 마모성 부품의 마모가 상당한 정도로 진행되어 기체의 추락이 발생할 수 있는 문제는 여전히 해결하지 못하고 있다.In addition, the conventional inventions as described above still have not solved the problem that the abrasion of the wearable parts proceeds to a considerable extent and the fall of the aircraft may occur.

따라서, 엔진 등 동력원의 고장이나 마모성 부품의 파손으로 인한 기체의 추락을 방지할 수 있는 해결 방안을 제시하되, 그 해결 방안에 의한 또 다른 문제들의 발생을 방지할 수 있는 가장 효과적인 형태의 새로운 발명이 요구되는 실정이다.Therefore, a solution to prevent the fall of the aircraft due to failure of a power source such as an engine or damage to abrasive parts is proposed, but the most effective form of a new invention that can prevent the occurrence of other problems by the solution is in demand.

대한민국 등록특허공보 제10-1576638호(2015. 12. 04.)Republic of Korea Patent Publication No. 10-1576638 (2015. 12. 04.) 대한민국 등록특허공보 제10-1576640호(2015. 12. 04.)Republic of Korea Patent Publication No. 10-1576640 (2015. 12. 04.)

본 발명은 상기와 같은 문제점들을 해결하기 위해 제안된 발명으로써,The present invention is an invention proposed to solve the above problems,

헬리콥터의 비행을 위해 하나의 동력원만을 이용하고 있는 상황에서는 그 구동원의 고장이 치명적으로 작용하여 비행중인 기체가 추락하게 되는 문제가 발생할 수 있고,In a situation where only one power source is used for the flight of a helicopter, the failure of the drive source may act fatally, causing the aircraft in flight to crash.

동력의 전달 수단으로 기어, 풀리와 같은 마모성 부품을 이용하고 있는 상황에서는 마모로 인한 부품의 파손이 발생하여 비행중인 기체가 추락하게 되는 문제가 발생할 수 있으며,In a situation where abrasive parts such as gears and pulleys are used as a means of transmitting power, damage to parts due to wear may occur, resulting in a crash of the aircraft in flight.

상기와 같은 문제를 해결하기 위한 종래의 발명들에는 기계적인 구조의 추가 구성으로 인해 기체 내부의 구조가 복잡화하게 되고, 이와 연계하여 기체의 무게가 증가하고, 생산 비용이 상승하며, 비행으로 인한 연료의 소모량이 증가하게 되는 문제가 추가로 발생할 수 있기 때문에, 이에 대한 해결책을 제시하는 것을 그 목적으로 한다.In the prior inventions for solving the above problems, the internal structure of the aircraft is complicated due to the additional configuration of the mechanical structure, and in connection with this, the weight of the aircraft increases, the production cost increases, and the fuel due to flight The purpose of this is to propose a solution to the problem of increasing the consumption of

본 발명은 상기와 같은 목적을 실현하고자,The present invention is to realize the above object,

회전하며 상기 회전익형 비행체의 비행을 위한 양력을 형성하는 메인 로터; 상기 메인 로터가 상부측 말단부에 체결되는 샤프트와, 상기 회전익형 비행체에 고정된 상태로 상기 샤프트의 하부측 말단부에 직접 연결되어 회전력을 제공하는 하나 이상의 구동 모터를 포함하여 구성되는 구동부; 및, 상기 회전익형 비행체의 비행과 착륙을 목적으로 상기 구동 모터를 제어하는 제어부; 를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 다중 직결 모터를 동력원으로 이용하는 회전익형 비행체를 제시한다.a main rotor rotating and forming lift for the flight of the rotorcraft; a driving unit comprising: a shaft to which the main rotor is fastened to an upper end; and one or more driving motors directly connected to a lower end of the shaft while being fixed to the rotorcraft aircraft to provide rotational force; And, a control unit for controlling the drive motor for the purpose of flying and landing of the rotorcraft type vehicle; It proposes a rotorcraft using a multiple direct-connected motor as a power source, characterized in that it comprises a.

본 발명에 의한 다중 직결 모터를 동력원으로 이용하는 회전익형 비행체는,A rotary wing type aircraft using a multiple direct-coupled motor according to the present invention as a power source,

회전하며 메인 로터를 회전시키는 샤프트의 하부측 말단부에 하나 이상의 구동 모터를 직접 체결하도록 구성되어,configured to directly engage one or more drive motors to a lower end end of a shaft that rotates and rotates the main rotor,

복수 개의 구동 모터 중 일부의 구동 모터에 고장이 발생하게 되는 상황에서도 다른 구동 모터에 의해 기체의 비행이 유지될 수 있도록 하는 효과가 발생하고,There is an effect that allows the flight of the aircraft to be maintained by the other drive motors even in a situation in which a failure occurs in some of the plurality of drive motors,

기어, 풀리와 같은 마모성 부품의 이용이 배제되므로 그 마모성 부품의 파손으로 인한 기체의 추락이 원천적으로 방지되는 효과가 발생하며,Since the use of abrasive parts such as gears and pulleys is excluded, the effect of fundamentally preventing the aircraft from falling due to the damage of the abrasive parts occurs.

기계적인 구조의 추가 구성으로 인해 기체 내부의 구조가 복잡화하게 되는 문제를 해결할뿐만 아니라 더 나아가 기체 내부의 구조가 상당한 정도로 단순화하게 되는 효과가 발생한다.The additional configuration of the mechanical structure not only solves the problem of complicating the internal structure of the aircraft, but also greatly simplifies the internal structure of the aircraft.

도 1은 회전익형 비행체의 예시도.
도 2는 본 발명에 의한 다중 직결 모터를 동력원으로 이용하는 회전익형 비행체의 메인 로터와 구동부의 상세한 구성을 나타낸 예시도.
도 3은 구동부에 구동 모터를 더 추가한 구성을 나타낸 예시도.
도 4a 및 도 4b는 제어부에 의한 구동 모터의 출력 조절의 구성을 나타낸 예시도.
도 5는 점검부의 구성을 나타낸 예시도.1 is an exemplary view of a rotorcraft type aircraft.
Figure 2 is an exemplary view showing the detailed configuration of the main rotor and the driving unit of the rotorcraft using the multiple direct-coupled motor as a power source according to the present invention.
3 is an exemplary view showing a configuration in which a driving motor is further added to the driving unit;
4A and 4B are exemplary views illustrating a configuration of output control of a driving motor by a control unit;
5 is an exemplary view showing the configuration of the inspection unit.

본 발명은 회전익형 비행체(10)에 관한 것으로써,The present invention relates to a rotorcraft (10),

보다 상세하게는, 회전하며 상기 회전익형 비행체(10)의 비행을 위한 양력을 형성하는 메인 로터(100); 상기 메인 로터(100)가 상부측 말단부에 체결되는 샤프트(111)와, 상기 회전익형 비행체(10)에 고정된 상태로 상기 샤프트(111)의 하부측 말단부에 직접 연결되어 회전력을 제공하는 하나 이상의 구동 모터(112)를 포함하여 구성되는 구동부(110); 및, 상기 회전익형 비행체(10)의 비행과 착륙을 목적으로 하여 상기 구동 모터(112)를 제어하는 제어부(120); 를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 다중 직결 모터를 동력원으로 이용하는 회전익형 비행체에 관한 것이다.More specifically, the main rotor 100 to rotate and form a lift for the flight of the rotorcraft 10; One or more shafts 111 to which the main rotor 100 is fastened to the upper end, and one or more directly connected to the lower end of the shaft 111 while being fixed to the rotorcraft 10 to provide rotational force a driving unit 110 configured to include a driving motor 112 ; And, the control unit 120 for controlling the drive motor 112 for the purpose of flight and landing of the rotorcraft 10; It relates to a rotary wing-type aircraft using a multi-direction motor as a power source, characterized in that it comprises a.

이하에서는 첨부한 도면을 참조하여 본 발명의 실시예들을 상세히 설명하고자 한다.Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

우선, 도 1 및 도 2에 도시된 바와 같이 상기 메인 로터(100)는 회전익형 비행체(10)의 한 종류인 헬리콥터의 비행을 위한 회전 날개이며, 기체의 상방에서 빠른 속도로 회전함으로써 비행을 위한 양력이 형성될 수 있도록 한다.First, as shown in FIGS. 1 and 2 , the main rotor 100 is a rotor blade for the flight of a helicopter, which is a type of a rotorcraft type vehicle 10, and by rotating at a high speed above the aircraft, to allow for the build-up of force.

이때, 상기 메인 로터(100)는 주로 하나의 개체로 구성되는 것이 일반적이나, 예외적으로는 동축반전로터나 탠덤로터 등과 같이 한 쌍으로 구성되는 경우도 있으며, 도 1에 도시된 일반적인 형태와 같이 메인 로터(100)가 하나의 개체로 구성되는 경우에는 그 메인 로터(100)의 회전으로 인해 발생하는 토크를 해소하기 위한 테일 로터를 필요로 한다.At this time, the main rotor 100 is generally composed of one individual, but there are cases where it is composed of a pair, such as a coaxial inversion rotor or a tandem rotor, as an exception, and as in the general form shown in FIG. When the rotor 100 is composed of a single object, a tail rotor is required for resolving torque generated due to the rotation of the main rotor 100 .

즉, 상기 메인 로터(100)는 회전익형 비행체(10)에 하나 또는 한 쌍이 장착될 수 있고, 한 쌍이 장착되는 형태가 다르게 형성될 수 있으며, 회전익형 비행체(10)의 기종에 따라 크기와 형상 등에 차이가 발생할 수 있으나, 다른 특별한 제한이 발생하는 것은 아니다.That is, one or a pair of the main rotor 100 may be mounted on the rotorcraft 10 , and the form in which the pair is mounted may be formed differently, and the size and shape according to the model of the rotorcraft 10 . There may be differences, etc., but other special limitations do not occur.

이와 같이, 상기 메인 로터(100)는 본 발명의 구성에 있어 필수적인 것이나, 형태나 기능 등에 있어 주목할 만한 다른 특징을 가진 것은 아니므로, 더 이상의 상세한 설명은 생략하기로 한다.As described above, the main rotor 100 is essential for the configuration of the present invention, but does not have other notable features in form or function, and thus a further detailed description thereof will be omitted.

또한, 상기 구동부(110)는 상기 메인 로터(100)의 회전을 위한 구성이며, 도 2에 도시된 바와 같이, 메인 로터(100)가 상부측 말단부에 체결되는 샤프트(111)와, 회전익형 비행체(10)에 고정된 상태로 상기 샤프트(111)의 하부측 말단부에 직접 연결되어 회전력을 제공하는 하나 이상의 구동 모터(112)를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다.In addition, the driving unit 110 is configured for rotation of the main rotor 100, and as shown in FIG. 2 , a shaft 111 to which the main rotor 100 is fastened to an upper end portion, and a rotorcraft type aircraft It is characterized in that it is configured to include one or more driving motors 112 directly connected to the lower end of the shaft 111 in a state of being fixed to 10 to provide rotational force.

즉, 공지의 헬리콥터는 엔진에서 발생하는 동력을 샤프트(111)로 전달하여 로터가 회전할 수 있도록 하는 기어박스가 구비되거나 모터에서 발생하는 동력을 샤프트(111)로 전달하여 로터가 회전할 수 있도록 하는 하나 이상의 기어 또는 풀리가 구비되는 것이 가장 일반적인 형태라고 할 수 있으나, 본 발명은 상기한 일반적인 형태를 대신하여 하나 이상의 구동 모터(112)가 샤프트(111)에 직접 체결되는 구성을 채택하고 있다.That is, the known helicopter is provided with a gearbox that transmits power generated from the engine to the shaft 111 to rotate the rotor, or transmits power generated from the motor to the shaft 111 to rotate the rotor. It can be said that one or more gears or pulleys are provided in the most general form, but the present invention adopts a configuration in which one or more driving motors 112 are directly coupled to the shaft 111 instead of the above general form.

따라서 본 발명은 동력의 전달 수단으로 기어박스 또는 풀리 등을 이용하도록 구성되는 종래의 일반적인 형태에 비해 내부 구조의 상당한 단순화를 실현할 수 있게 되는 효과가 발생하게 되며, 내부 구조의 단순화에 따른 비행체 무게의 경량화, 생산 비용의 절감, 비행중 연료 소모량의 절감 등의 다양한 효과가 추가로 발생하게 된다.Therefore, the present invention has the effect of realizing a significant simplification of the internal structure compared to the conventional general form configured to use a gearbox or pulley as a power transmission means, and the weight of the aircraft according to the simplification of the internal structure occurs. Various effects such as weight reduction, reduction of production cost, and reduction of fuel consumption during flight are additionally generated.

더 나아가, 본 발명은 동력의 전달 수단으로 이용되는 기어나 풀리 등 마모성 부품의 마모를 원인으로 하여 발생할 수 있는 회전익형 비행체(10)의 추락사고를 방지할 수 있게 되는 효과가 추가로 발생하게 된다.Furthermore, according to the present invention, the effect of being able to prevent a fall accident of the rotary wing type aircraft 10 that may occur due to wear of abrasive parts such as gears or pulleys used as power transmission means is additionally generated. .

이때, 상기 구동 모터(112)는 하나 또는 복수 개의 개체가 메인 로터(100)의 회전을 위한 샤프트(111)에 직접 체결된 상태로 그 샤프트(111)를 회전시킬 수 있는 형태로 구성되어야 하며, 이러한 조건이 만족될 수 있도록 아웃러너(Outrunner) 방식의 브러시리스 모터(Brushless DC motor, BLDC motor)가 이용될 수 있다.At this time, the drive motor 112 should be configured in a form capable of rotating the shaft 111 in a state in which one or a plurality of objects are directly fastened to the shaft 111 for rotation of the main rotor 100, An outrunner type brushless motor (Brushless DC motor, BLDC motor) may be used to satisfy these conditions.

즉, 상기 구동 모터(112)는 코일이 구비된 고정자가 내측에 위치하고 회전자가 외측에 위치하는 형태로 구성될 수 있으며, 이는 복수 개의 구동 모터(112)를 이용하게 되는 경우에도 동일하다.That is, the driving motor 112 may be configured in a form in which a stator having a coil is located inside and a rotor is located outside, which is the same even when a plurality of driving motors 112 are used.

보다 구체적으로, 상기 구동 모터(112)는 중심에 관통홀이 형성되고, 그 관통홀을 중심으로 하여 복수 개의 코일이 원형으로 배치되는 고정자와, 상기 복수 개의 코일에 대응하는 복수 개의 영구 자석이 내부 공간의 내주연에 구비되어 그 내부 공간에 상기 고정자가 내입된 상태에서 회전하도록 구성되는 회전자를 포함하도록 구성될 수 있다.More specifically, the driving motor 112 has a through hole formed in the center, a stator in which a plurality of coils are arranged in a circular shape with the through hole as the center, and a plurality of permanent magnets corresponding to the plurality of coils are inside. It may be provided on the inner periphery of the space and may be configured to include a rotor configured to rotate in a state in which the stator is inserted into the inner space.

이때, 상기 회전자의 상부측에는 고정자의 코일에 간섭되지 아니하며 관통홀에 내입됨으로써 축이 삽입될 수 있도록 하는 삽입홀의 형성을 위한 구조가 구비되어야 한다.At this time, the upper side of the rotor should be provided with a structure for forming an insertion hole that does not interfere with the coil of the stator and allows the shaft to be inserted by being inserted into the through hole.

따라서, 상기 구동 모터(112)는 회전자의 삽입홀이 샤프트(111)에 끼워지는 형태로 샤프트(111)의 하부측 말단부에 체결될 수 있으며, 도 2 및 도 3에 도시된 바와 같이 구동 모터(112)가 복수 개의 개체로 구성되는 경우에는 각각의 삽입홀이 샤프트(111)에 모두 끼워지는 형태로 샤프트(111)의 하부측 말단부에 순차적으로 배치될 수 있다.Accordingly, the driving motor 112 may be fastened to the lower end of the shaft 111 in such a way that the insertion hole of the rotor is inserted into the shaft 111 , and as shown in FIGS. 2 and 3 , the driving motor When 112 is composed of a plurality of entities, each insertion hole may be sequentially disposed at the lower end portion of the shaft 111 in a form in which all of the insertion holes are fitted to the shaft 111 .

이때, 상기 구동 모터(112)의 고정자는 회전익형 비행체(10)에 견고하게 고정되어 회전하게 되는 회전자를 지지할 수 있어야 하며, 고정의 편의와 효율을 위해 회전익형 비행체(10)에는 고정자의 고정 설치를 위한 별도의 고정용 프레임(113)이 구비될 수 있다.At this time, the stator of the driving motor 112 should be able to support the rotor which is fixedly fixed to the rotorcraft vehicle 10 and rotates, and for the convenience and efficiency of fixing, the rotorcraft vehicle 10 has a stator of the stator. A separate fixing frame 113 for fixed installation may be provided.

즉, 상기 고정용 프레임(113)은 복수 개의 구동 모터(112)가 견고하게 고정될 수 있도록 함과 동시에 샤프트(111)에 의한 관통이 발생할 수 있도록 그 형태가 구성되어야 하며, 바람직하게는 하나 이상의 수평층과 그 수평층을 수직 방향으로 관통하는 수직홀이 형성된 프레임의 형태로 구성될 수 있다.That is, the fixing frame 113 should be configured so that the plurality of drive motors 112 can be firmly fixed and at the same time be penetrated by the shaft 111 , preferably at least one It may be configured in the form of a frame in which a horizontal layer and a vertical hole penetrating the horizontal layer in a vertical direction are formed.

이때, 상기 고정용 프레임(113)에는 구동 모터(112)가 구비되는 수에 따라 유동적으로 대응할 수 있도록 하방으로 수평층을 더 부가하거나 부가된 수평층을 제거할 수 있는 조립 구조가 적용될 수 있다.In this case, an assembly structure capable of adding a horizontal layer downward or removing the added horizontal layer may be applied to the fixing frame 113 to respond flexibly according to the number of driving motors 112 provided.

또한, 상기 구동 모터(112)와 샤프트(111)의 체결 관계에 있어서는 일반적인 축 체결 방식과 같이 베어링을 이용하게 되며, 회전익형 비행체(10)의 비행을 위한 샤프트(111)의 회전이 항상 일방향으로만 발생하는 점을 고려하여, 베어링의 종류로는 결합된 축이 일방향으로 회전할 때는 축과 함께 회전하고, 축이 반대 방향으로 회전할 때는 축과 함께 회전하지 않도록 내부의 구조가 구성되는 원웨이 베어링(One way bearing)이 이용되는 것이 바람직하다.In addition, in the fastening relationship between the drive motor 112 and the shaft 111, a bearing is used like a general shaft fastening method, and the rotation of the shaft 111 for the flight of the rotorcraft 10 is always in one direction. In consideration of the fact that only this occurs, as a type of bearing, the one-way structure has an internal structure so that when the combined shaft rotates in one direction, it rotates together with the shaft, and when the shaft rotates in the opposite direction, it does not rotate with the shaft. It is preferable that a one way bearing be used.

또한, 상기 제어부(120)는 메인 로터(100)의 회전을 위한 구성이며, 도 4a 및 도 4b에 도시된 바와 같이 구동 모터(112)를 제어함으로써 그 구동 모터(112)에 의해 발생하는 회전력이 샤프트(111)와 메인 로터(100)를 동시에 회전시킬 수 있도록 한다.In addition, the control unit 120 is configured for rotation of the main rotor 100, and as shown in FIGS. 4A and 4B, by controlling the driving motor 112, the rotational force generated by the driving motor 112 is The shaft 111 and the main rotor 100 can be rotated at the same time.

이때, 상기 제어부(120)는 회전익형 비행체(10)에 메인 로터(100)와 함께 테일 로터가 구비되는 경우에는 메인 로터(100)의 회전속도에 따라 테일 로터의 회전속도를 제어할 수 있으며, 테일 로터의 회전속도를 제어하는 방식으로는 구동 모터(112) 전체의 출력에 맞추어 테일 로터용 모터의 출력을 조절하는 방식이 이용될 수 있다.In this case, the control unit 120 may control the rotational speed of the tail rotor according to the rotational speed of the main rotor 100 when the rotorcraft 10 is provided with the tail rotor together with the main rotor 100, As a method of controlling the rotation speed of the tail rotor, a method of adjusting the output of the motor for the tail rotor according to the output of the entire driving motor 112 may be used.

구체적으로, 상기 제어부(120)는 회전익 비행체(10)에 단독으로 장착된 구동 모터(112)의 출력을 제어함으로써 그 구동 모터(112)가 샤프트(111)를 회전시키도록 할 수 있다.Specifically, the control unit 120 may control the output of the driving motor 112 mounted alone on the rotorcraft 10 so that the driving motor 112 rotates the shaft 111 .

또한, 상기 제어부(120)는 회전익 비행체(10)에 복수 개의 구동 모터(112)가 장착되는 경우에는 구동 모터(112) 각각의 출력이 모두 동일하게 발생하도록 제어함으로써 전체의 구동 모터(112)가 하나의 샤프트(111)를 동시에 회전시키도록 할 수 있다.In addition, when a plurality of driving motors 112 are mounted on the rotorcraft 10, the control unit 120 controls the output of each of the driving motors 112 to be equally generated, so that the entire driving motor 112 is One shaft 111 may be rotated at the same time.

즉, 상기 복수 개의 구동 모터(112) 전체에 대한 일괄적인 출력의 조절에 의해 샤프트(111)의 회전속도는 다양하게 형성될 수 있으나, 그 샤프트(111)를 회전시키는 회전력의 총합은 복수 개의 구동 모터(112) 각각이 동일하게 부담하여 형성하게 되는 구성이다.That is, the rotational speed of the shaft 111 may be formed in various ways by controlling the output of the plurality of driving motors 112 as a whole, but the total of the rotational force for rotating the shaft 111 is the plurality of driving motors. Each of the motors 112 is configured to be equally burdened.

따라서, 도 5에 도시된 바와 같이, 상기 제어부(120)는 회전익형 비행체(10)의 비행중 복수 개의 구동 모터(112) 각각의 출력을 실시간으로 확인하는 점검부(130)를 포함하여 구성되거나 단독으로 구성되는 점검부(130)와 연계할 수 있으며, 복수 개의 구동 모터(112) 중 출력에 문제가 발생한 구동 모터(112)가 점검부(130)에 의해 확인되는 경우에는 정상 작동하는 구동 모터(112)만을 제어하여, 회전익형 비행체(10)가 계속 비행하도록 하거나 안전하게 착륙하도록 할 수 있다.Therefore, as shown in FIG. 5, the control unit 120 is configured to include an inspection unit 130 that checks the output of each of the plurality of drive motors 112 in real time during flight of the rotorcraft 10, or It can be linked with the inspection unit 130 configured alone, and when the driving motor 112 having a problem in output among the plurality of driving motors 112 is checked by the inspection unit 130 , the driving motor operates normally. By controlling only 112, the rotorcraft 10 can continue to fly or land safely.

상기와 관련한 본 발명의 상세한 실시예는 다음과 같다.Detailed examples of the present invention in relation to the above are as follows.

우선, 상기 제어부(120)는 복수 개의 구동 모터(112) 각각의 출력을 동일하게 제어하되, 그 복수 개의 구동 모터(112) 중 어느 하나 이상의 출력에 문제가 발생하게 되는 경우에는 출력에 문제가 발생한 구동 모터(112)로의 전원의 인가를 차단하고, 정상 작동하는 구동 모터(112)만을 이용하여 회전익형 비행체(10)가 착륙하도록 제어할 수 있다.First, the control unit 120 controls the output of each of the plurality of drive motors 112 equally, but when a problem occurs in the output of one or more of the plurality of drive motors 112 , a problem occurs in the output The application of power to the driving motor 112 may be blocked, and the rotorcraft 10 may be controlled to land using only the normally operating driving motor 112 .

즉, 상기 제어부(120)는 복수 개의 구동 모터(112) 중 어느 하나에라도 출력에 문제가 발생하게 되는 경우에는 정상 작동하는 다른 하나 이상의 구동 모터(112)를 제어하여 회전익형 비행체(10)가 안전하게 착륙하도록 할 수 있다.That is, when a problem occurs in the output of any one of the plurality of driving motors 112 , the control unit 120 controls one or more other driving motors 112 that operate normally to ensure that the rotorcraft 10 is safely operated. can be made to land.

이때, 출력에 문제가 발생한 구동 모터(112)는 안정성이 낮은 이유로 상기 제어부(120)에 의한 제어가 배제되는 것이며, 정상 작동하는 다른 하나 이상의 구동 모터(112)는 출력에 문제가 발생한 구동 모터(112)의 공백을 메우기 위해 일시적으로 출력이 향상 조정될 수 있다.At this time, the control by the control unit 120 is excluded from the drive motor 112 having a problem in the output due to low stability, and at least one other driving motor 112 operating normally is the drive motor having a problem in the output ( 112), the output can be adjusted temporarily to fill in the gap.

또한, 상기 제어부(120)는 동일한 출력으로 제어되는 복수 개의 구동 모터(112) 중 어느 하나 이상의 출력에 문제가 발생하게 되는 경우에는 출력에 문제가 발생한 구동 모터(112)의 작동을 차단하고, 정상 작동하는 구동 모터(112)의 출력을 향상시킴으로써 회전익형 비행체(10)가 비행하도록 제어하되, 정상 작동하는 구동 모터(112)만으로 비행에 필요한 출력을 확보할 수 없는 경우에는 회전익형 비행체(10)가 안전하게 착륙하도록 제어할 수 있다.In addition, when a problem occurs in the output of one or more of the plurality of driving motors 112 controlled by the same output, the control unit 120 blocks the operation of the driving motor 112 having a problem in the output, and operates normally. By improving the output of the operating driving motor 112, the rotorcraft 10 is controlled to fly, but when it is not possible to secure the output necessary for flight only with the normally operating driving motor 112, the rotorcraft 10 can be controlled to land safely.

보다 구체적으로, 상기 제어부(120)는 도 4a에 도시된 바와 같은 한 쌍의 구동 모터(112)에 대한 제어 중 어느 하나의 구동 모터(112)에 문제가 발생하게 되는 경우에는 도 4b에 도시된 바와 같이 정상 작동하는 다른 하나의 구동 모터(112)만을 제어함으로써 회전익형 비행체(10)가 계속 비행하도록 할 수 있다.More specifically, when a problem occurs in any one of the driving motors 112 among the control of the pair of driving motors 112 as shown in FIG. 4A, the control unit 120 may As shown, by controlling only the other driving motor 112 that operates normally, the rotorcraft 10 can continue to fly.

이때, 출력에 문제가 발생한 다른 구동 모터(112)는 안정성이 낮은 이유로 상기 제어부(120)에 의한 제어가 배제되며, 단독으로 출력을 형성하게 되는 구동 모터(112)는 출력에 문제가 발생한 다른 구동 모터(112)의 공백을 메우기 위해 출력이 대폭 향상 조정될 수 있다.At this time, the control by the control unit 120 is excluded from the other driving motor 112 having a problem with the output due to the low stability, and the driving motor 112 that generates the output alone is the other driving motor 112 that has a problem with the output. To fill the void in the motor 112 , the output can be adjusted for a significant boost.

또한, 상기 제어부(120)는 세 개의 구동 모터(112) 중 어느 하나의 구동 모터(112)에 문제가 발생하게 되는 경우에도 정상 작동하는 다른 두 개의 구동 모터(112)를 계속 제어함으로써 회전익형 비행체(10)가 계속 비행하도록 할 수 있다.In addition, the control unit 120 continues to control the other two driving motors 112 that operate normally even when a problem occurs in any one of the three driving motors 112 to thereby control the rotorcraft vehicle. (10) can continue to fly.

이 경우에도 출력에 문제가 발생한 하나의 구동 모터(112)는 안정성이 낮은 이유로 상기 제어부(120)에 의한 제어가 배제되며, 정상 작동하는 다른 두 개의 구동 모터(112)는 출력에 문제가 발생한 구동 모터(112)의 공백을 메우기 위해 출력이 향상 조정될 수 있다.Even in this case, control by the control unit 120 is excluded because one driving motor 112 having a problem in output has low stability, and the other two driving motors 112 operating normally are driven with a problem in output. The output may be adjusted up to fill the void in the motor 112 .

그러나 상기 제어부(120)는 세 개의 구동 모터(112) 중 어느 하나의 구동 모터(112)만이 정상 작동하는 경우에는 그 구동 모터(112)만을 제어하여 출력을 대폭 향상시키되 회전익형 비행체(10)가 착륙하도록 제어할 수 있다.However, when only one drive motor 112 of the three drive motors 112 operates normally, the control unit 120 controls only the drive motor 112 to significantly improve the output, but the rotorcraft 10 is You can control it to land.

다시 말해, 상기 제어부(120)는 복수 개의 구동 모터(112) 중 문제가 발생한 구동 모터(112)의 수가 정상 작동하는 구동 모터(112)의 수와 동일하거나 그 수에 미달되는 경우에는 정상 작동하는 구동 모터(112)만을 제어하여 전체의 출력을 이전과 동일하게 형성함으로써 회전익형 비행체(10)가 계속 비행하도록 할 수 있다.In other words, when the number of the driving motors 112 in which the problem occurs among the plurality of driving motors 112 is equal to or less than the number of the driving motors 112 that operate normally, the control unit 120 operates normally. By controlling only the driving motor 112 to make the overall output the same as before, it is possible to keep the rotorcraft 10 flying.

그러나 상기 제어부(120)는 출력에 문제가 발생한 구동 모터(112)의 수가 정상 작동하는 구동 모터(112)의 수를 초과하게 되고, 정상 작동하는 구동 모터(112)만으로 비행에 필요한 출력을 확보할 수 없는 경우에는 정상 작동하는 구동 모터(112)만을 제어하여 출력을 향상시키되 회전익형 비행체(10)가 안전하게 착륙하도록 제어할 수 있다.However, the control unit 120, the number of drive motors 112 having a problem in output exceeds the number of normally operating drive motors 112, and only the normally operating drive motor 112 can ensure the output required for flight. If it is not possible, the output may be improved by controlling only the normally operating drive motor 112 , but the rotorcraft 10 may be controlled to land safely.

이때, 상기 회전익형 비행체(10)의 착륙에는 수직 하강에 의한 착륙 방식과 기설정된 장소로의 비행에 의한 착륙 방식 등 무인 비행체의 회수를 위한 다양한 착륙 방식 중의 어느 하나가 이용될 수 있으며, 착륙에 의한 2차 사고가 발생하지 않도록 하는 방지 수단이 반드시 구비되는 것이 바람직하다.At this time, any one of various landing methods for the recovery of the unmanned aerial vehicle may be used for the landing of the rotorcraft 10, such as a landing method by vertical descent and a landing method by flying to a preset place. It is preferable that a preventive means to prevent a secondary accident from occurring is necessarily provided.

다만, 상기와 같은 구성은 상기 복수 개의 구동 모터(112) 중 어느 하나 이상의 단순한 고장 상황에서의 대응에 관한 것이며, 과열 등으로 인한 화재가 발생하는 상황에서는 회전익형 비행체(10)의 회수와 대응을 위한 신속한 착륙이 요구된다. However, the above configuration relates to a response in a simple failure situation of any one or more of the plurality of drive motors 112, and in a situation where a fire occurs due to overheating, etc., the recovery and response of the rotorcraft 10 is A quick landing is required for

따라서, 상기 고정용 프레임(113)에는 화재의 감지를 위한 소형의 화재 감지 센서가 구비될 수 있으며, 상기 화재 감지 센서에 의한 화재 감지 신호가 상기 제어부(120)로 전송되는 경우에는 문제가 발생한 구동 모터(112)수와 정상 작동하는 구동 모터(112)의 수에 관계없이 제어부(120)에 의한 회전익형 비행체(10)의 착륙이 시도될 수 있다.Accordingly, the fixing frame 113 may be provided with a small fire detection sensor for detecting a fire, and when a fire detection signal by the fire detection sensor is transmitted to the control unit 120 , a problem occurs. Landing of the rotorcraft 10 by the controller 120 may be attempted regardless of the number of motors 112 and the number of normally operated driving motors 112 .

아울러, 상기 회전익형 비행체(10)의 착륙이 발생하는 상황에서는 상기 제어부(120)에 포함되거나 단독으로 구성되는 생성부에 의한 비상 신호의 생성 및 전송이 발생할 수 있고, 비상 신호음이 발생하여 출력될 수 있다.In addition, in a situation where the landing of the rotorcraft 10 occurs, the generation and transmission of an emergency signal may occur by a generation unit included in the control unit 120 or configured alone, and an emergency signal may be generated and output. can

즉, 상기 생성부는 비상 신호를 생성하여 회전익형 비행체(10)의 착륙 시도를 외부로 통보할 수 있으며, 비상 신호음이 발생 및 출력되도록 함으로써 회전익형 비행체(10) 주변의 사람이 상황을 인지하고 대응할 수 있도록 한다.That is, the generator may generate an emergency signal to notify the outside of the landing attempt of the rotorcraft 10, and by generating and outputting an emergency signal, people around the rotorcraft 10 may recognize and respond to the situation. make it possible

위에서 소개된 실시예들은 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 본 발명의 기술적 사상이 충분히 전달될 수 있도록 하기 위해, 예로써 제공되는 것이며, 본 발명은 위에서 설명된 실시예들에 한정되지 않고, 다른 형태로 구체화 될 수도 있다.The embodiments introduced above are provided as examples so that the technical idea of the present invention can be sufficiently conveyed to those of ordinary skill in the art to which the present invention belongs, and the present invention relates to the embodiments described above. It is not limited and may be embodied in other forms.

본 발명을 명확하게 설명하기 위하여 설명과 관계없는 부분은 도면에서 생략하였으며 도면들에 있어서, 구성요소의 폭, 길이, 두께 등은 편의를 위하여 과장 또는 축소되어 표현될 수 있다. In order to clearly explain the present invention, parts irrelevant to the description are omitted from the drawings, and in the drawings, the width, length, thickness, etc. of components may be exaggerated or reduced for convenience.

또한, 명세서 전체에 걸쳐서 동일한 참조 번호들은 동일한 구성요소들을 나타낸다.Also, like reference numbers refer to like elements throughout.

10 : 회전익형 비행체
100 : 메인 로터
110 : 구동부
→ 111 : 샤프트
→ 112 : 구동 모터
→ 113 : 고정용 프레임
120 : 제어부
130 : 점검부10: rotorcraft type aircraft
100: main rotor
110: drive unit
→ 111: shaft
→ 112: drive motor
→ 113: frame for fixing
120: control unit
130: inspection unit

Claims (4)

회전익형 비행체(10)에 있어서,
회전하며 상기 회전익형 비행체(10)의 비행을 위한 양력을 형성하는 메인 로터(100);
상기 메인 로터(100)가 상부측 말단부에 체결되는 샤프트(111)와, 상기 회전익형 비행체(10)에 고정된 상태로 상기 샤프트(111)의 하부측 말단부에 순차적으로 배치되고 끼워지는 형태로 직접 체결되어 회전력을 제공하는 복수 개의 구동 모터(112)를 포함하여 구성되는 구동부(110); 및,
상기 회전익형 비행체(10)의 비행과 착륙을 목적으로 상기 구동 모터(112)를 제어하는 제어부(120); 를 포함하여 구성되고,
상기 구동 모터(112)는,
상기 샤프트(111)와의 체결에 있어 원웨이 베어링(One way bearing)을 이용하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 다중 직결 모터를 동력원으로 이용하는 회전익형 비행체.
In the rotorcraft type vehicle (10),
a main rotor 100 that rotates and forms lift for the flight of the rotorcraft 10;
A shaft 111 to which the main rotor 100 is fastened to an upper end portion, and a lower end portion of the shaft 111 in a state fixed to the rotorcraft 10 are sequentially disposed and fitted directly a driving unit 110 configured to include a plurality of driving motors 112 that are fastened to provide rotational force; and,
a controller 120 for controlling the drive motor 112 for the purpose of flying and landing of the rotorcraft 10; consists of,
The driving motor 112 is
A rotary wing type vehicle using a multi-direct motor as a power source, characterized in that it is configured to use a one-way bearing in connection with the shaft (111).
 삭제delete 제1항에 있어서,
상기 제어부(120)는,
복수 개의 구동 모터(112) 각각의 출력을 동일하게 제어하되,
복수 개의 구동 모터(112) 중 어느 하나 이상의 출력에 문제가 발생하게 되는 경우에는 출력에 문제가 발생한 구동 모터(112)의 작동을 차단하고, 정상 작동하는 구동 모터(112)의 출력을 향상시키며,
상기 회전익형 비행체(10)가 착륙하도록 제어하는 것을 특징으로 하는 다중 직결 모터를 동력원으로 이용하는 회전익형 비행체.
According to claim 1,
The control unit 120,
The output of each of the plurality of driving motors 112 is equally controlled,
When a problem occurs in the output of one or more of the plurality of driving motors 112, the operation of the driving motor 112 having a problem in the output is blocked, and the output of the normally operating driving motor 112 is improved,
A rotorcraft using a multiple direct-coupled motor as a power source, characterized in that controlling the rotorcraft (10) to land.
 제1항에 있어서,
상기 제어부(120)는,
동일한 출력으로 제어되는 복수 개의 구동 모터(112) 중 어느 하나 이상의 출력에 문제가 발생하게 되는 경우에는 출력에 문제가 발생한 구동 모터(112)의 작동을 차단하고, 정상 작동하는 구동 모터(112)의 출력을 향상시키며,
상기 회전익형 비행체(10)가 비행하도록 제어하되,
정상 작동하는 구동 모터(112)만으로 비행에 필요한 출력을 확보할 수 없는 경우에는 회전익형 비행체(10)가 안전하게 착륙하도록 제어하는 것을 특징으로 하는 다중 직결 모터를 동력원으로 이용하는 회전익형 비행체.

According to claim 1,
The control unit 120,
When a problem occurs in the output of any one or more of the plurality of driving motors 112 controlled by the same output, the operation of the driving motor 112 having a problem in the output is blocked, and the normally operating driving motor 112 is improve the output,
But the rotary wing type vehicle 10 is controlled to fly,
A rotorcraft using multiple direct-connected motors as a power source, characterized in that when it is not possible to secure the output required for flight only with the normally operating drive motor 112, the rotorcraft 10 is controlled to land safely.
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006017149A (en) * 2004-06-30 2006-01-19 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Power transmission of flying vehicle
KR200427762Y1 (en) * 2006-07-05 2006-09-29 부산대학교 산학협력단 Power transmission apparatus for coaxial helicopters with a plurality of motors
KR101576640B1 (en) 2012-11-26 2015-12-10 에어버스 헬리콥터스 A rotary wing aircraft having two main engines together with a less powerful secondary engine, and a corresponding method
KR101576638B1 (en) 2012-11-26 2015-12-10 에어버스 헬리콥터스 A method and a rotary wing aircraft having three engines

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006017149A (en) * 2004-06-30 2006-01-19 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Power transmission of flying vehicle
KR200427762Y1 (en) * 2006-07-05 2006-09-29 부산대학교 산학협력단 Power transmission apparatus for coaxial helicopters with a plurality of motors
KR101576640B1 (en) 2012-11-26 2015-12-10 에어버스 헬리콥터스 A rotary wing aircraft having two main engines together with a less powerful secondary engine, and a corresponding method
KR101576638B1 (en) 2012-11-26 2015-12-10 에어버스 헬리콥터스 A method and a rotary wing aircraft having three engines

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