KR102623488B1 - 무인 비행체의 안테나 장치 및 제어방법 - Google Patents

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Abstract

본 발명은 무인 비행체의 안테나 장치 및 제어방법에 관한 것으로, 본 발명의 무인 비행체의 안테나 장치는 비행체의 상단부 및 하단부 중 적어도 일부에 빔패턴을 형성하는 방사부; 및 비행체 고도에 대응하여 상기 방사부의 빔패턴을 제어하는 빔패턴 제어부;를 포함하고, 상기 빔패턴 제어부는 비행체 고도에 따라 상기 방사부를 상하방향으로 이동시켜 빔패턴을 제어한다.

Description

무인 비행체의 안테나 장치 및 제어방법{Apparatus and Method for Antenna Control of Unmanned Vehicle}
본 발명은 무인 비행체에 관한 것으로, 보다 구체적으로 무인 비행체의 고도에 따라 안테나의 빔패턴을 변경하여 무선통신 성능을 향상시킬 수 있는 무인 비행체의 안테나 장치 및 제어방법에 관한 것이다.
근래에 드론(Drone)과 같은 일반 소비자용의 무인 비행체(unmanned aerial vehicle; UAV)의 수요가 늘고 있으며 이러한 무인 비행체에는 비행 원격 제어를 위해 지상 기지국(또는 조종기 등)과 무선 통신을 수행하는 안테나가 장착된다. 무인 비행체는 원거리에서 제어되어야 하므로 고성능의 안테나가 구비되어야 하고, 안테나의 성능이 무지향성을 유지하기 위한 구조를 포함하는 것이 바람직하다.
무인 비행체는 그 특성상 원거리에서 제어되는데 주변 지형지물에 의해 무인 비행체와 조종자 사이에 신호가 원활하게 송수신되지 않는 경우가 발생하고 이 경우 무인 비행체가 원활하게 제어되지 못하고 추락하거나 주변 지형지물에 충돌할 위험이 있다. 특히나 빌딩이나 아파트가 많은 도시에서는 이러한 위험성이 더욱 증가한다.
또한, 최근에 개발되어 판매되는 무인 비행체는 비행 원격 제어 이외 카메라를 내장하여 조종자에게 영상 데이터를 송출하는 기능을 가지고 있고 또한 GPS 신호를 수신하여 현재 위치 정보를 조종자에게 송출하는 기능을 가지고 있다.
이와 같이 무인 비행체에 비행 원격제어 이외 다양한 기능이 탑재됨으로써 지상 기지국(또는 조종기 등)과 무선 통신 성능이 높은 안테나 장치가 요구되고 있으나, 안테나 개수의 단순 증가로는 경량화를 추구하는 무인 비행체의 특성에 부합하지 않고, 동적으로 위치가 변하는 무인 비행체의 비행상황에 능동적으로 대응할 수 없는 한계가 있다.
한국등록특허 제10-1202337호 "밀리미터파를 이용하는 송수신기"
앞서 본 종래 기술의 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로,
본 발명의 목적은, 무인 비행체의 위치가 동적으로 변경되더라도 지상에 위치하는 조종기 안테나와의 무선통신 감도를 향상시킬 수 있는 무인 비행체의 안테나 장치 및 제어방법을 제공하는 것이다.
본 발명은 앞서 본 목적을 달성하기 위하여 다음과 같은 실시예에 의해 구현된다.
일 실시예에 따른, 안테나 장치는, 무인 비행체의 상단부 및 하단부 중 적어도 일부에 빔패턴을 형성하는 방사부; 및 무인 비행체 고도에 대응하여 상기 방사부의 빔패턴을 제어하는 빔패턴 제어부;를 포함하고, 상기 빔패턴 제어부는 무인 비행체 고도에 따라 상기 방사부를 상하방향으로 이동시켜 빔패턴을 제어한다.
상기 방사부는, 무인 비행체의 상단부에 빔패턴을 형성하는 상측 방사부와 무인 비행체의 하단부에 빔패턴을 형성하는 하측 방사부를 포함한다.
상기 방사부는, 헬리컬 안테나 구조를 갖는 하나의 원통형 안테나로 구현되고 상측 방사부의 길이와 하측 방사부의 길이를 포함하며, 상측 방사부의 길이는 그라운드로부터 상기 상측 방사부의 상측 끝단까지의 길이이고 하측 방사부의 길이는 그라운드로부터 상기 하측 방사부의 하측 끝단까지의 길이인 것을 특징으로 한다.
상기 방사부는, 양 끝단에 두 개의 헬리컬 구조의 안테나가 길이방향으로 연장되게 결합되고 상측 방사부의 길이와 하측 방사부의 길이를 포함하며, 상측 방사부의 길이는 그라운드로부터 상기 상측 방사부의 상측 끝단까지의 길이이고 하측 방사부의 길이는 그라운드로부터 상기 하측 방사부의 하측 끝단까지의 길이인 것을 특징으로 한다.
상기 빔패턴 제어부는, 무인 비행체의 고도를 센싱하는 고도감지 모듈;을 포함한다.
상기 빔패턴 제어부는, 상기 고도감지 모듈에서 센싱된 무인 비행체의 현재 고도에 대응하는 방사부 길이비에 맞추어 상기 방사부를 이동시키는 제어신호를 생성하는 제어 모듈;을 더 포함하고, 고도에 대응하는 방사부 길이비는 무인 비행체의 임의의 고도에 대응하여 무선통신의 빔패턴을 형성하는 상측 방사부와 하측 방사부의 길이비인 것을 특징으로 한다.
상기 제어 모듈은, 현재 고도에 대응하는 방사부 길이비와 현재 방사부 길이비가 상이하면 현재 고도에 대응하는 방사부 길이비에 맞추어 상기 방사부를 이동시키도록 제어하는 제어신호를 생성하고, 상기 제어신호는 방향 제어신호 및 이동거리 제어신호 중 적어도 하나를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 빔패턴 제어부는, 상기 제어 모듈에서 생성된 제어신호에 따라 상기 방사부를 상측 또는 하측 방향으로 이동시키는 길이조절 모듈;을 더 포함하고, 상기 길이조절 모듈은 무인 비행체의 고도가 점점 높아지면 하측 방사부가 점점 길어지도록 방사부를 하측 방향으로 이동시키고, 무인 비행체의 고도가 점점 낮아지면 상측 방사부가 점점 길어지도록 방사부를 상측 방향으로 이동시키는 것을 특징으로 한다.
상기 길이조절 모듈은, 상기 제어 모듈에서 생성된 제어신호에 따라 상기 방사부를 상측 또는 하측 방향으로 이동시키는 모터인 것을 특징으로 한다.
다른 실시예에 따른, 빔패턴 제어부는 무인 비행체의 현재 고도에 대응하는 방사부 길이비와 현재 방사부 길이비를 비교하여 일치하는지 판단하는 방사부 길이 비교단계; 빔패턴 제어부는 무인 비행체의 현재 고도에 대응하는 방사부 길이비에 맞추어 방사부 이동 제어신호를 생성하는 제어신호 생성단계; 및 빔패턴 제어부는 상기 제어신호 생성단계에서 생성된 제어신호에 따라 방사부를 상하 방향으로 이동시키는 방사부 이동단계;를 포함한다.
상기 제어신호 생성단계는, 빔패턴 제어부가 무인 비행체의 고도가 점점 높아지면 하측 방사부가 점점 길어지도록 방사부를 하측 방향으로 이동시키는 제어신호를 생성하고, 빔패턴 제어부가 무인 비행체의 고도가 점점 낮아지면 상측 방사부가 점점 길어지도록 방사부를 상측 방향으로 이동시키는 제어신호를 생성한다.
본 발명은 앞서 본 구성에 의하여 다음과 같은 효과를 가진다.
본 발명은, 무인 비행체와 조종기 안테나와의 무선통신 감도를 향상시킴으로써 무인 비행체가 촬영한 영상 데이터 전송 및 조종기 안테나로부터 제어신호 수신 등 무선통신 성능이 높은 무인 비행체를 제공하는 효과를 기대할 수 있다.
본 발명은, 무인 비행체의 위치가 동적으로 변경되더라도 무선통신 단절 등으로 원활하게 제어되지 못하여 불시착하거나 지상물과 충돌하는 사고로부터 안전한 무인 비행체를 제공하는 효과를 가진다.
본 발명은, 무인 비행체에 장착되는 안테나 개수를 줄임으로써 비용절감 효과 및 추가 구성이 불필요하므로 무게 절감 효과를 가진다.
도 1은 일 실시예에 따른 지상 안테나와 무선통신하는 무인 비행체 안테나의 빔패턴을 보여주는 예시도,
도 2는 실시예에 따른 무인 비행체의 안테나 장치의 전체 블럭도,
도 3은 도 2의 빔패턴 제어부의 상세 블럭도,
도 4는 일 실시예에 따라 단일 방사부로 구현되는 비행체 안테나 장치를 포함하는 무인 비행체의 구성도이고,
도 5는 도 4의 안테나가 상하 이동함에 따라 상측 방사부 및 하측 방사부 길이를 보여주는 예시도,
도 6은 다른 실시예에 따라 두 개의 방사부로 구현되는 비행체 안테나 장치를 포함하는 무인 비행체의 구성도,
도 7은 무인 비행체의 이륙시 방사부 길이에 따른 빔패턴의 형태를 보여주는 개념도,
도 8는 무인 비행체의 이륙시 빔패턴 형태를 개략적으로 보여주는 예시도,
도 9는 무인 비행체의 착륙시 방사부 길이에 따른 빔패턴의 형태를 보여주는 개념도,
도 10은 또 다른 실시예에 따른 방사부 길이 조절 예시도,
도 11은 무인 비행체의 현재 고도에 대응하여 방사부를 제어하는 방법을 설명하는 흐름도이다.
이하, 본 발명의 실시 예를 첨부된 도면들을 참조하여 더욱 상세하게 설명한다. 본 발명의 실시 예는 여러 가지 형태로 변형할 수 있으며, 본 발명의 범위가 아래의 실시 예들로 한정되는 것으로 해석되어서는 안 된다. 본 실시 예는 당업계에서 평균적인 지식을 가진 자에게 본 발명을 더욱 완전하게 설명하기 위해 제공되는 것이다. 또한, 본 발명의 도면과 명세서에서 특정한 용어들이 사용되었으나, 이는 단지 본 발명을 설명하기 위한 목적에서 사용된 것이지 의미 한정이나 특허청구범위에 기재된 본 발명의 범위를 제한하기 위하여 사용된 것은 아니다. 그러므로 본 기술 분야의 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 타 실시예가 가능하다는 점을 이해할 것이다. 따라서 본 발명의 진정한 기술적 보호범위는 첨부된 특허청구범위의 기술적 사상에 의해 정해져야 할 것이다.
그러면 도면을 참고하여 본 발명의 무인 비행체의 안테나 장치 및 제어방법에 대하여 상세하게 설명한다.
도 1은 일 실시예에 따른 지상 안테나와 무선통신하는 무인 비행체 안테나의 빔패턴을 보여주는 예시도이다.
빔(beam)이란 안테나가 전자기파를 복사(방사) 또는 감지(수신)할 수 있는 유효영역이다. 이러한 안테나의 빔(beam)은 특정한 방향성과 모양을 가지기 때문에 그 형상을 복사패턴(radiation pattern, 방사패턴), 빔패턴(beam pattern), 또는 안테나 패턴(antenna pattern)이라고 한다.
무인 비행체(D)가 수직, 수평 및 3차원 상공을 자유롭게 이동하는 특성상 무인 비행체(D)의 빔패턴의 방향 및 크기는 지상 안테나(C)와의 원활한 무선통신을 수행하는데 있어 중요한 요소이다.
도 1(a)를 참고하면, 무인 비행체(D)가 비행중 지상의 안테나(C)와 무선통신을 수행할 때, 무인 비행체(D)의 안테나(A2)에서 방사되는 빔패턴(B)를 보여준다. 또한, 도 1(b)를 참고하면, 무인 비행체(D)가 지상에 착륙한 상태에서 지상의 안테나(C)와 무선통신을 수행할 때, 무인 비행체(D)의 안테나(A1)에서 방사되는 빔패턴(B)를 보여준다.
도 1을 참고하면, 무인 비행체(D)의 안테나(A)는 무인 비행체(D)의 고도에 따라 지상의 안테나(C)와의 상대적 위치가 달라지므로 무인 비행체(D)의 안테나(A)에서 방사되는 빔패턴(B)의 방향도 무인 비행체(D)의 위치에 대응하여 달라져야 한다.
본 발명에서 무인 비행체(D)는 용어에 한정되지 아니하고, 비행 가능한 물체를 포함한다. 따라서, 무인 비행체(D)는 사람이 타지 않고 무선전파 유도에 의해 비행하는 드론(drone)과 같은 소형 비행체뿐만 아니라, 비행체, 헬리콥터와 같이 사람이 탑승 가능한 비행체도 모두 포함할 수 있다.
지상의 안테나(C)는 소형 무인 비행체(D)의 조종기에 부착되는 안테나에 한정되는 것은 아니며, 무인 비행체(D)를 원격으로 제어하기 위해 지상이나 해상 등 원격지에 위치하여 무인 비행체(D)의 안테나(A)와 통신 가능한 안테나를 모두 포함한다. 따라서, 지상의 안테나(C)는 사용자가 휴대하는 드론 조종기뿐만 아니라, 지상 관제탑이나 이동통신 시스템과 같은 형태의 안테나도 포함한다.
안테나는 넓은 의미로 방사부, 급전선, 송수신기 등 구성요소를 모두 포함하는 안테나 장치를 의미할 수 있고, 좁은 의미로는 방사부 그 자체를 의미할 수 있다. 이하에서는 방사부로 설명한다.
도 2는 실시예에 따른 무인 비행체의 안테나 장치의 전체 블럭도이다.
비행체 안테나 장치(1)는 방사부(10), 빔패턴 제어부(20), 그리고 급전부(30)를 포함할 수 있으며, 비행체 고도에 대응하여 안테나 길이를 조절한다.
방사부(10)는 전기적 신호를 전파(전자기파)로 변환하여 방사하는 안테나부이다. 실시예에 따라, 방사부(10)는 헬리컬 안테나(helical antenna) 구조로 구현될 수 있으며, 헬리컬 구조의 방사부(10)는 도선을 감아 스크류 형태의 전자기적 구조로 실현될 수 있다. 헬리컬 구조의 방사부(10)는 단일 안테나로 구현되는 실시예와 두 개의 안테나로 구현되는 다른 실시예를 포함하며, 이하 도 4 및 도 6에서 자세하게 설명한다.
또한, 방사부(10)는 무인 비행체(D)의 상단부 및 하단부 중 적어도 한 곳에 빔패턴을 형성할 수 있는 다양한 형태의 안테나로 실현된 수 있으며, 헬리컬 안테나 구조에 한정되는 것은 아니다. 일 실시예에 따라, 방사부(10)는 무인 비행체(D)의 상측에 빔패턴을 형성하는 상측 방사부(A1)와 무인 비행체(D)의 하측에 빔패턴을 형성하는 하측 방사부(A2)를 포함할 수 있다.
상측 방사부(A1)와 하측 방사부(A2)는 물리적으로 구별되는 것이 아니라, 기능적으로 구별되는 구성이다. 예를 들어, 하나의 원통형으로 구성되는 방사부(10)의 가운데 영역은, 방사부(10)가 상측으로 이동함에 따라 무인 비행체(D)의 상측에 빔패턴을 형성하면 상측 방사부(A1)이고, 방사부(10)가 하측으로 이동함에 따라 무인 비행체(D)의 하측에 빔패턴을 형성하면 하측 방사부(A2)가 될 수 있다.
빔패턴 제어부(20)는 무인 비행체(D)의 고도(H)에 대응하여 방사부(10)의 빔패턴을 제어한다. 즉, 빔패턴 제어부(20)는 무인 비행체 고도를 센싱하고 센싱 값에 기초하여 방사부(10)를 상하로 이동시켜 상측 및 하측 길이를 조절함으로써 빔패턴의 방향 및 크기를 제어할 수 있다.
여기서, 빔패턴의 방향은 무인 비행체(D) 바디의 상단부 및 하단부 방향을 포함하고, 빔패턴의 크기는 안테나의 이득을 포함할 수 있다. 안테나의 이득은 최대전계 방향을 기준으로 등방성(isotropic)의 빔패턴 대비 안테나 빔패턴의 비율을 의미하며, 신호를 보내기 위한 특정 방향으로 샤프하게 전자파가 쏠리는 정도이다.
급전부(30)는 안테나의 송신기 출력단자 또는 수신기의 입력단자와 방사부(10)를 연결하여 전력을 전송하는 선로이다. 안테나는 송신용과 수신용을 구별하지 않고 사용자가 안테나를 송신단에 쓰면 송신용 안테나, 수신단에 쓰면 수신용 안테나가 될 수 있다. 따라서, 급전부(30)는 송수신기(미도시)와 안테나 사이를 연결하여 전류 또는 전력을 급전할 수 있다.
예를 들어, 안테나가 송신 역할을 할 때 송신기(미도시)의 출력전력을 안테나에 공급하는 것을 급전이라고 한다. 급전방식에 따라 급전부(30)는 급전선의 급전점에서 전압이 최대가 되도록 급전하는 전압 급전식과 급전선의 급전점에서 전류가 최대가 되도록 급전하는 전류 급전식을 포함할 수 있다.
도 3은 도 2의 빔패턴 제어부의 상세 블럭도이다.
도 3을 참고하면, 빔패턴 제어부(20)는 고도감지 모듈(21), 제어 모듈(22), 그리고 길이조절 모듈(23)을 포함할 수 있다.
고도감지 모듈(21)은 비행 모드에서 무인 비행체(D)의 고도를 검출하여 제어 모듈(22)로 전달한다. 비행 모드는 무인 비행체(D)가 지상으로부터 이격 되어 비행하는 상태로 정의할 수 있으며, 이륙과정, 착륙과정, 임의의 장소로 이동하는 과정을 포함할 수 있다.
고도감지 모듈(21)은 고도 측정 센서로 구현될 수 있으며, GPS 측정센서, 적외선 센서나 초음파 센서 등과 같이 거리측정 센서로 높이를 측정하여 무인 비행체(D)의 고도를 검출할 수 있다. 본 발명에서, 고도감지 모듈(21)은 임의의 센서에 한정되는 것은 아니며, 무인 비행체(D)의 지상(또는 평균 해수면)으로부터 높이를 측정할 수 있는 다양한 형태의 고도 측정장치를 포함한다.
제어 모듈(22)은 현재 고도에 대응하는 방사부 길이비와 현재 방사부 길이비를 비교하여 일치하는지 판단하고, 무인 비행체(D)의 현재 고도에 대응하는 방사부 길이비에 맞추어 방사부(10)를 이동시키는 제어신호를 생성한다.
여기서, 고도에 대응하는 방사부 길이비는 무인 비행체(D)의 임의의 고도에 대응하여 무선통신의 빔패턴을 형성하는 상측 방사부(A1)와 하측 방사부(A2)의 최적의 길이비(L1: L2)로 정의한다. 제어 모듈(22)은 고도별 적정 방사부 길이비를 산출하는 알고리즘을 포함할 수 있으며, 산출된 고도별 적정 방사부 길이비는 데이터베이스(미도시)에 저장될 수 있다. 또한, 현재 방사부 길이비는 무인 비행체(D)의 상측 방사부(A1)와 하측 방사부(A2)의 현재 길이비(L1: L2)이다.
따라서, 제어 모듈(22)은 무인 비행체(D)의 고도가 점점 높아지면 하측 방사부(A2)가 점점 길어지도록 방사부(10)를 하측 방향으로 이동시키는 제어신호를 생성하고, 무인 비행체(D)의 고도가 점점 낮아지면 상측 방사부(A1)가 점점 길어지도록 방사부(10)를 상측 방향으로 이동시키는 제어신호를 생성할 수 있다. 여기서, 제어신호는 상측 또는 하측에 대한 방향 제어신호 그리고 고도에 대응하여 산출되는 이동거리 제어신호를 포함할 수 있다.
도 1을 참고하면, 무인 비행체(D)가 상공에서 비행하는 경우, 제어 모듈(22)은 무인 비행체(D)의 하단부에 빔패턴이 형성되도록 하측 방사부(A2)가 길어지도록 제어신호를 생성한다. 또한, 무인 비행체(D)가 지상에 착륙하거나 지상의 안테나(C)보다 낮은 위치에 비행 중인 경우, 제어 모듈(22)은 무인 비행체(D)의 상단부에 빔패턴이 형성되도록 상측 방사부(A1)가 길어지는 제어신호를 생성한다. 즉, 도 1은 원활한 무선통신을 위해 지상의 안테나(C)와 무인 비행체(D)의 상대적 위치를 기준으로 무인 비행체(D)의 안테나(A)의 방향을 조절하는 예시이다.
길이조절 모듈(23)은 제어 모듈(22)에서 생성된 제어신호에 따라 방사부(10)를 상하 방향으로 이동시킬 수 있다. 즉, 길이조절 모듈(23)은 무인 비행체(D)의 고도가 점점 높아지면 제어신호에 따라 하측 방사부가 점점 길어지도록 방사부(10)를 하측 방향으로 이동시키고, 비행체의 고도가 점점 낮아지면 상측 방사부가 점점 길어지도록 방사부(10)를 상측 방향으로 이동시킬 수 있다.
또한, 길이조절 모듈(23)은 모터(motor)로 구현되는 실시예와 무게추(ballast)로 구현되는 다른 실시예를 포함하며, 이하 도 4 및 도 9에서 자세하게 설명한다.
도 4는 일 실시예에 따라 단일 방사부로 구현되는 비행체 안테나 장치를 포함하는 무인 비행체의 구성도이고, 도 5는 도 4의 안테나가 상하 이동함에 따라 상측 방사부 및 하측 방사부 길이를 보여주는 예시도이다.
도 4(a)는 무인 비행체의 바디(2), 무인 비행체의 날개(3), 무인 비행체 다리(4), 그리고 무인 비행체의 바디(2)를 통과하여 상측 및 하측에 돌출된 방사부(10)를 도시한다. 방사부(10)가 무인 비행체의 바디(2)를 통과하는 부분은 관통홀로서, 관통홀의 직경은 방사부(10)가 상하 이동이 자유로운 정도의 임의의 크기로 구현될 수 있다. 본 발명에서, 물리적으로 하나의 방사부(10)에 대해 상측 방사부는 무인 비행체(D)의 상단부에 빔패턴을 형성하는 안테나 부분이고, 하측 방사부는 무인 비행체(D)의 하단부에 빔패턴을 형성하는 안테나 부분으로 정의한다.
도 4(b)는 도 4(a)의 단면도로, 방사부(10)의 일 실시예인 헬리컬 구조의 방사부(10), 길이조절 모듈(23), 급전부(30), 그리고 그라운드(ground plane, G)를 도시한다.
도 4(b)를 참고하면, 방사부(10)는 걸림턱(11) 그리고 지지대(12)를 포함할 수 있다. 걸림턱(11)은 방사부(10)의 상 측에 위치하며, 직경이 관통홀의 직경보다 크도록 구성하는 실시예를 포함하여 관통홀에서 방사부(10)가 유실되는 것을 방지할 수 있다. 지지대(12)는 방사부(10)의 하 측에 위치하며, 커버 형상으로 구성되는 실시예를 포함하여 무인 비행체(D)가 지상에 착륙시 지상과 직접 접촉하여 방사부(10)의 파손을 방지할 수 있다. 또한, 지지대(12)의 직경을 관통홀의 직경보다 크도록 구성하는 실시예를 포함하여 관통홀에서 방사부(10)가 유실되는 것을 방지할 수 있다.
또한, 방사부(10)는 헬리컬 안테나 구조로 하나의 원통형 안테나로 구현하고, 상측 방사부의 길이(L1)와 하측 방사부의 길이(L2)를 포함한다. 여기서, 상측 방사부의 길이(L1)는 그라운드(G)로부터 방사부(10)의 상측 끝단까지의 길이이고 하측 방사부의 길이(L2)는 그라운드(G)부터 방사부(10)의 하측 끝단까지의 길이로 정의하고, 그라운드(ground plane)는 정해진 위치에 고정되며 방사부(10)의 전체 길이(L)는 일정(L=L1+L2)하다.
따라서, 길이조절 모듈(23)에 의해 방사부(10)가 상하로 이동함에 따라 그라운드(G)로부터 상측 및 하측의 끝단까지 길이가 변경되므로 상측 방사부의 길이(L1)와 하측 방사부의 길이(L2)의 길이비도 달라진다. 상측 방사부의 길이(L1)가 하측 방사부의 길이(L2)보다 큰 경우(L1>L2), 빔패턴은 무인 비행체의 상측에 더 강하게 생성된다. 예를 들어, 도 1(b)에 도시된 실시예는 무인 비행체의 상측에 강하게 형성된 빔패턴을 보여준다.
도 4에서, 길이조절 모듈(23)은 모터로 구현되는 실시예를 포함한다. 모터(23)는 방사부(10)에 연결되어 제어 모듈(22)의 제어신호에 따라 방사부(10)를 회전시켜 상하 방향으로 이동시킬 수 있다. 모터(23)는 DC 모터, 스테핑 모터, 서보 모터로 구현되는 실시예를 포함할 수 있다.
도 5(a)는 방사부(10)가 기준선인 그라운드(G)로부터 상측 및 하측으로 이동하지 않은 경우를 도시하며, 상측 방사부의 길이(L1)와 하측 방사부의 길이(L2)는 동일하다(L1=L2). 도 5(a)에서는, 무인 비행체(D)의 상단부 및 하단부에 형성되는 빔패턴이 동일하다.
도 5(b)는 방사부(10)가 기준선인 그라운드(G)로부터 상측으로 이동한 경우를 도시하며, 상측 방사부의 길이(L1)가 하측 방사부의 길이(L2)보다 길다(L1>L2). 따라서, 무인 비행체(D)의 상단부에 형성되는 빔패턴이 무인 비행체(D)의 하단부에 형성되는 빔패턴보다 더 크다. 도 5(b)에 의해 형성되는 빔패턴은 도 1(b)의 예시에 대응될 수 있다.
도 5(c)는 방사부(10)가 기준선인 그라운드(G)로부터 하측으로 이동한 경우를 도시하며, 상측 방사부의 길이(L1)가 하측 방사부의 길이(L2)보다 짧다(L1<L2). 따라서, 무인 비행체(D)의 하단부에 형성되는 빔패턴이 무인 비행체(D)의 상단부에 형성되는 빔패턴보다 더 크다. 도 5(c)에 의해 형성되는 빔패턴은 도 1(a)의 예시에 대응될 수 있다.
도 6은 다른 실시예에 따라 두 개의 방사부로 구현되는 비행체 안테나 장치를 포함하는 무인 비행체의 구성도이다.
도 6(a)는 무인 비행체의 바디(2), 무인 비행체의 날개(3), 무인 비행체 다리(4) 그리고 무인 비행체의 바디(2)를 통과하여 상측 및 하측에 돌출된 방사부(10)를 도시한다. 도 6(b)는 도 6(a)의 단면도로, 방사부(10)의 다른 실시예인 헬리컬 구조의 방사부(10), 길이조절 모듈(23), 급전부(30), 그리고 그라운드(ground plane, G)를 도시하고 있다.
도 6(b)를 참고하면, 방사부(10)는 양 끝단에 두 개의 헬리컬 구조의 방사부(10)를 길이방향으로 연장되게 결합하고, 상측 방사부의 길이(L1)와 하측 방사부의 길이(L2)를 포함한다. 도 6(b)에서, 상측 방사부와 하측 방사부는 전기적으로 연결되며, 물리적으로 구조 및 성능이 동일한 두 개의 방사부로 구현되는 것 외, 나머지 기능은 도 5에서 설명한 방사부(10)와 동일하다.
도 7은 무인 비행체의 이륙시 방사부 길이에 따른 빔패턴의 형태를 보여주는 개념도, 도 8는 무인 비행체의 이륙시 빔패턴의 형태를 개략적으로 보여주는 예시도이다.
도 7(a) 및 도 7(b)는, 무인 비행체(D)가 이륙하는 과정에서 고도(Ha) 및 고도(Hb)에서 방사하는 빔패턴(B)의 변화를 보여준다. 여기서, 높은 고도(Hb)에서 하측 방사부의 길이(L2)는 낮은 고도(Ha)에서 하측 방사부의 길이(L2)보다 더 길다.
즉, 무인 비행체(D)가 지상에서 상공으로 이륙하면서 고도(H)가 높아지면 빔패턴 제어부(20)의 제어로 하측 방사부(A)의 길이(L2)는 점점 길어지고(A2a의 L2 < A2b의 L2), 상대적으로 상측 방사부의 길이(L1)는 줄어든다. 또한, 무인 비행체(D)의 하단부에 형성되는 빔패턴(B)은 좁고 수직방향으로 길게 형성되던 모양(Ba)에서 고도(H)가 높아지면 평면으로 넓게 퍼지는 모양(Bb)으로 변경될 수 있다. 다만, 도 7에 도시된 빔패턴(B)의 모양은 일 실시예에 해당하며, 본 발명의 빔패턴(B)의 모양이 이에 한정되는 것은 아니다.
한편, 무인 비행체(D)의 하단부에 형성되는 빔패턴(B)는 무인 비행체의 날개(3)의 개수, 모양 그리고 안테나의 종류(array antenna) 등 다양한 원인으로 일정한 형태를 유지하지 못하고 경우에 따라 빔패턴(B)이 복수 개 겹쳐진 형태로 구성될 수 있다.
도 8을 참고하면, 본 발명은 무인 비행체의 이륙시 무인 비행체(D)의 하단부에 형성되는 빔패턴의 다양한 형태의 실시예를 포함할 수 있다.
도 9는 무인 비행체의 착륙시 안테나 길이에 따른 빔패턴의 형태를 보여주는 개념도이다.
도 9를 참고하면, 하강하는 무인 비행체(D)의 고도가 점점 낮아짐에 따라(Ha > Hb > Hc), 상측 방사부의 길이(L1)와 하측 방사부의 길이(L2)가 변경되고, 그에 따라 빔패턴도 변한다.
우선, 빔패턴 제어부(20)는 무인 비행체(D)의 고도 변화를 센싱하고, 센싱된 고도에 기초하여 방사부(10)의 방향 제어신호 및 이동거리 제어신호를 생성한다. 방향 제어신호는 방사부(10)의 이동방향을 상측 또는 하측으로 제어하고, 이동거리 제어신호에 따라 빔패턴 제어부(20)는 방사부(10)를 이동시킨다.
도 9(a)를 참고하면, 높은 고도 Ha에서 하측 방사부의 길이(L2)는 상측 방사부의 길이(L1)보다 길고(L1<L2), 따라서 빔패턴은 무인 비행체의 하측에 더 강하게 형성된다.
도 9(b)를 참고하면, 무인 비행체(D)는 높은 고도 Ha에서 조금 하강하여 고도 Hb에 위치한다. 고도 Hb에서 하측 방사부의 길이(L2)와 상측 방사부의 길이(L1)는 같고(L1=L2), 따라서 빔패턴은 무인 비행체의 하측과 상측에 비슷한 모양과 크기로 형성된다.
도 9(c)를 참고하면, 무인 비행체(D)는 조금 더 하강하여 지상에 근접한 낮은 고도 Hc에 위치한다. 고도 Hc에서 상측 방사부의 길이(L1)는 하측 방사부의 길이(L2)보다 길어져(L1>L2), 빔패턴은 무인 비행체의 상측에 강하게 형성된다.
도 9는 본 발명의 일 실시예로 빔패턴 모양을 간단히 도시하였으나 이에 한정되지 아니하며, 방사부(10)를 구성하는 안테나 종류, 무인 비행체(D)에 구비되는 다양한 구성요소에 따라 빔패턴의 모양은 다양하게 형성될 수 있다.
도 10은 또 다른 실시예에 따른 방사부 길이 조절 예시도이다.
도 4 및 도 6을 참고하면, 본 발명의 길이조절 모듈(23)은 제어 모듈(22)의 제어신호에 따라 방사부(10)의 길이를 상하 방향으로 조절하는 '모터'로 구현되는 실시예를 포함한다.
즉, 모터(23)는 방사부(10)에 전기적으로 연결되어 회전에 의해 방사부(10)를 상하로 이동시킬 수 있다. 본 발명은 모터(23)가 방사부(10)에 연결되는 특정 위치 및 방법에 한정되지 아니하고, 방사부(10)를 상하로 이동시킬 수 있도록 모터(23)가 방사부(10)에 연결되는 모든 실시예를 포함한다. 본 발명은 모터(23)의 회전력으로 방사부(10)를 상하로 이동시킬 수 있는 다양한 결합구조를 포함한다.
도 10을 참고하면, 본 발명의 길이조절 모듈(23)은 제어 모듈(22)의 제어신호에 따라 방사부(10)의 길이를 상하 방향으로 조절하는 '추'로 구현되는 실시예를 포함한다. 무인 비행체(D)가 상승하여 가속되는 경우, 무게 추(23)에 연결된 방사부(10)는 도 10(a)에서 도 10(b)처럼 이동하게 된다.
무인 비행체(D)가 상승하여 가속되는 경우 무게 추(23)는 무인 비행체(D)의 가속되는 반대방향(하강)으로 움직이고, 무게 추(23)에 연결된 방사부(10)의 안테나도 같이 아래로 길어지게 된다.
즉, 무인 비행체(D)가 수직 상승하는 동안 무게 추(23)에 연결된 방사부(10)는 아래 방향으로 이동하고, 따라서, 상측 방사부의 길이(L1)는 점점 짧아지고 하측 방사부의 길이(L2)는 점점 길어져 무인 비행체(D)의 하측에 빔패턴이 점점 강하게 형성된다.
또한, 무인 비행체(D)가 하강하여 가속되는 경우 무게 추(23)는 무인 비행체(D)의 가속되는 반대방향(상승)으로 움직이고, 무게 추(23)에 연결된 방사부(10)의 안테나도 같이 위로 움직인다. 즉, 무게 추(23)에 연결된 방사부(10)는 위 방향(상승)으로 이동하고, 따라서, 상측 방사부의 길이(L1)는 점점 길어지고 하측 방사부의 길이(L2)는 점점 짧아져 무인 비행체(D)의 상측에 빔패턴이 점점 강하게 형성된다.
도 11은 무인 비행체의 현재 고도에 대응하여 방사부를 제어하는 방법을 설명하는 흐름도이다.
무인 비행체의 안테나 제어방법은 고도 센싱 단계(S10), 방사부 길이 비교단계(S20), 제어신호 생성단계(S30), 그리고 방사부 이동단계(S40)를 포함할 수 있으며, 비행체 고도에 대응하여 안테나 길이를 조절한다.
단계 S10에서, 빔패턴 제어부(20)는 무인 비행체(D)의 현재 고도를 검출한다. 즉, 단계 S10에서, 빔패턴 제어부(20)는 일정 주기로 무인 비행체(D)의 현재 고도를 센싱하고 센싱값을 방사부 길이 비교단계(S20)로 전달할 수 있다.
단계 S20에서, 빔패턴 제어부(20)는 현재 고도에 대응하는 방사부 길이비와 현재 방사부 길이비를 비교하여 일치하는지 판단한다. 여기서, 방사부 길이비는 무인 비행체(D)의 임의의 고도에 대응하여 무선통신에 최적화된 빔패턴을 형성하는 상측 방사부(A1)와 하측 방사부(A2)의 최적의 길이비(L1: L2)로, 이는 알고리즘에 따라 고도별 최적 길이비가 산출되어 데이터베이스(미도시)에 기저장될 수 있다. 또한, 현재 길이비는 무인 비행체(D)의 상측 방사부(A1)와 하측 방사부(A2)의 현재 길이비(L1: L2)이다.
예를 들어, 방사부(10)의 전체 길이(L)은 30cm이고, 고도 5미터(방사부 길이비 L1: L2= 15cm:15cm= 1:1)에서 10미터(방사부 길이비 L1: L2= 10cm:20cm= 1:2)로 무인 비행체(D)가 상승하였다고 가정하자. 단계 S10에서, 빔패턴 제어부(20)는 현재 고도를 10미터로 센싱하면, 단계 S20에서, 빔패턴 제어부(20)는 현재 방사부 길이비 'L1: L2= 15cm:15cm'와 현재 고도(10미터)에 대응하는 방사부 길이비 'L1: L2= 10cm:20cm= 1:2'를 비교하여 일치 여부를 확인할 수 있다.
현재 고도에 대응하는 방사부 길이비와 현재 길이비가 일치하면(S20, Yes), 빔패턴 제어부(20)는 방사부(10)를 제어하지 않는다. 만약, 일치하지 않으면(S20, No), 다음 단계인 제어신호 생성단계(S30)로 진행한다.
단계 S30에서, 빔패턴 제어부(20)는 무인 비행체(D)의 현재 고도에 대응하는 방사부 길이비에 맞추어 방사부(10)를 이동시키는 제어신호를 생성한다. 여기서, 제어신호는 상측 또는 하측에 대한 방향 제어신호 그리고 고도에 대응하여 산출되는 이동거리 제어신호를 포함할 수 있다.
예를 들어, 단계 S10에서, 빔패턴 제어부(20)는 현재 고도를 10미터로 센싱하면, 단계 S20에서, 빔패턴 제어부(20)는 방사부(10)의 현재 길이비 'L1: L2= 15cm: 15cm'와 고도 10미터에서 방사부 길이비 'L1: L2= 10cm: 20cm= 1: 2'를 비교하여 일치하지 않는 것을 확인하였다고 가정하자. 단계 S30에서, 빔패턴 제어부(20)는 방사부(10)를 이동시키는 제어신호인 하측 방향 제어신호 및 5cm 이동거리 제어신호를 생성할 수 있다.
즉, 단계 S30에서, 빔패턴 제어부(20)는 무인 비행체(D)의 고도가 점점 높아지면 하측 방사부(A2)가 점점 길어지도록 방사부(10)를 하측 방향으로 이동시키는 제어신호를 생성할 수 있다. 또한, 단계 S30에서, 빔패턴 제어부(20)는 무인 비행체(D)의 고도가 점점 낮아지면 상측 방사부(A1)가 점점 길어지도록 방사부(10)를 상측 방향으로 이동시키는 제어신호를 생성할 수 있다.
단계 S40에서, 빔패턴 제어부(20)는 상기 제어신호 생성단계(S30)에서 생성된 제어신호에 따라 방사부(10)를 상하 방향으로 이동시킬 수 있다.
예를 들어, 단계 S30에서, 하측 방향 제어신호 및 5cm 이동거리 제어신호가 생성되었다면 빔패턴 제어부(20)는 방사부(10)를 하측으로 5cm 이동시켜, 방사부(10)가 고도 10미터에서 방사부 길이비 'L1: L2= 10cm:20cm= 1:2'에 대응하는 위치에 있도록 제어할 수 있다.
이상에서 설명한 본 발명은, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 있어 본 발명의 기술적 사상을 벗어나지 않는 범위 내에서 여러 가지 치환, 변형 및 변경이 가능하므로 전술한 실시예 및 첨부된 도면에 의해 한정되는 것이 아니다.
1: 비행체 안테나 장치 10: 방사부
20: 빔패턴 제어부 21: 고도감지 모듈
22: 제어 모듈 23: 길이조절 모듈
30: 급전부

Claims (11)

  1. 삭제
  2. 무인 비행체의 상단부 및 하단부 중 적어도 일부에 빔패턴을 형성하는 방사부; 및
    무인 비행체 고도에 대응하여 상기 방사부의 빔패턴을 제어하는 빔패턴 제어부;를 포함하고,
    상기 빔패턴 제어부는 무인 비행체 고도에 따라 상기 방사부를 상하방향으로 이동시켜 빔패턴을 제어하고,
    상기 방사부는,
    무인 비행체의 상단부에 빔패턴을 형성하는 상측 방사부와 무인 비행체의 하단부에 빔패턴을 형성하는 하측 방사부를 포함하는 안테나 장치.
  3. 제2항에 있어서, 상기 방사부는
    헬리컬 안테나 구조를 갖는 하나의 원통형 안테나로 구현되고 상측 방사부의 길이와 하측 방사부의 길이를 포함하며,
    상측 방사부의 길이는 그라운드로부터 상기 상측 방사부의 상측 끝단까지의 길이이고 하측 방사부의 길이는 그라운드로부터 상기 하측 방사부의 하측 끝단까지의 길이인 것을 특징으로 하는 안테나 장치.
  4. 제3항에 있어서, 상기 방사부는
    양 끝단에 두 개의 헬리컬 구조의 안테나가 길이방향으로 연장되게 결합되고 상측 방사부의 길이와 하측 방사부의 길이를 포함하며,
    상측 방사부의 길이는 그라운드로부터 상기 상측 방사부의 상측 끝단까지의 길이이고 하측 방사부의 길이는 그라운드로부터 상기 하측 방사부의 하측 끝단까지의 길이인 것을 특징으로 하는 안테나 장치.
  5. 제3항 또는 제4항에 있어서,
    상기 빔패턴 제어부는 무인 비행체의 고도를 센싱하는 고도감지 모듈;
    을 포함하는 안테나 장치.
  6. 제5항에 있어서, 상기 빔패턴 제어부는
    상기 고도감지 모듈에서 센싱된 무인 비행체의 현재 고도에 대응하는 방사부 길이비에 맞추어 상기 방사부를 이동시키는 제어신호를 생성하는 제어 모듈;을 더 포함하고
    고도에 대응하는 방사부 길이비는 무인 비행체의 임의의 고도에 대응하여 무선통신의 빔패턴을 형성하는 상측 방사부와 하측 방사부의 길이비인 것을 특징으로 하는 안테나 장치.
  7. 제6항에 있어서, 상기 제어 모듈은
    현재 고도에 대응하는 방사부 길이비와 현재 방사부 길이비가 상이하면 현재 고도에 대응하는 방사부 길이비에 맞추어 상기 방사부를 이동시키도록 제어하는 제어신호를 생성하고,
    상기 제어신호는 방향 제어신호 및 이동거리 제어신호 중 적어도 하나를 포함하는 것을 특징으로 하는 안테나 장치.
  8. 제7항에 있어서, 상기 빔패턴 제어부는
    상기 제어 모듈에서 생성된 제어신호에 따라 상기 방사부를 상측 또는 하측 방향으로 이동시키는 길이조절 모듈;을 더 포함하고
    상기 길이조절 모듈은 무인 비행체의 고도가 점점 높아지면 하측 방사부가 점점 길어지도록 방사부를 하측 방향으로 이동시키고, 무인 비행체의 고도가 점점 낮아지면 상측 방사부가 점점 길어지도록 방사부를 상측 방향으로 이동시키는 것을 특징으로 하는 안테나 장치.
  9. 제8항에 있어서, 상기 길이조절 모듈은
    상기 제어 모듈에서 생성된 제어신호에 따라 상기 방사부를 상측 또는 하측 방향으로 이동시키는 모터인 것을 특징으로 하는 안테나 장치.
  10. 무인 비행체의 안테나 제어 방법에 있어서,
    빔패턴 제어부는 무인 비행체의 현재 고도에 대응하는 방사부 길이비와 현재 방사부 길이비를 비교하여 일치하는지 판단하는 방사부 길이 비교단계;
    빔패턴 제어부는 무인 비행체의 현재 고도에 대응하는 방사부 길이비에 맞추어 방사부 이동 제어신호를 생성하는 제어신호 생성단계; 및
    빔패턴 제어부는 상기 제어신호 생성단계에서 생성된 제어신호에 따라 방사부를 상하 방향으로 이동시키는 방사부 이동단계;를 포함하고,
    상기 방사부는
    무인 비행체의 상단부에 빔패턴을 형성하는 상측 방사부와 무인 비행체의 하단부에 빔패턴을 형성하는 하측 방사부를 포함하는 안테나 제어 방법.
  11. 제10항에 있어서, 상기 제어신호 생성단계는
    빔패턴 제어부가 무인 비행체의 고도가 점점 높아지면 하측 방사부가 점점 길어지도록 방사부를 하측 방향으로 이동시키는 제어신호를 생성하고,
    빔패턴 제어부가 무인 비행체의 고도가 점점 낮아지면 상측 방사부가 점점 길어지도록 방사부를 상측 방향으로 이동시키는 제어신호를 생성하는 안테나 제어 방법.
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Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20140240498A1 (en) * 2013-02-28 2014-08-28 Kabushiki Kaisha Topcon Aerial Photographing System
US20140333491A1 (en) * 2013-05-10 2014-11-13 Google Inc. Dynamically Adjusting Width Of Beam Based On Altitude

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20140240498A1 (en) * 2013-02-28 2014-08-28 Kabushiki Kaisha Topcon Aerial Photographing System
US20140333491A1 (en) * 2013-05-10 2014-11-13 Google Inc. Dynamically Adjusting Width Of Beam Based On Altitude

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