KR102642040B1

KR102642040B1 - 적재물을 적재하는 무인 비행체

Info

Publication number: KR102642040B1
Application number: KR1020220025595A
Authority: KR
Inventors: 안범주
Original assignee: 안범주
Priority date: 2015-11-28
Filing date: 2022-02-26
Publication date: 2024-02-27
Also published as: KR20150142654A; KR20220033048A; KR102410150B1; KR20220033047A; KR20230113520A

Abstract

본 발명은 전반적으로 적재 능력을 갖는 무인 비행체에 관한 것이며, 보다 상세하게는, 무인 비행체의 무게 불균형 보정 방법, 무인 비행체의 무게 불균형 측정 장치, 및 무인 비행체의 무게 불균형 보정 장치에 관한 것이다.

Description

적재물을 적재하는 무인 비행체{unmanned aerial vehicle with object loading function}

*본 발명은 전반적으로 적재 능력을 갖는 무인 비행체에 관한 것이며, 보다 상세하게는, 무인 비행체의 무게 불균형 보정 방법, 무인 비행체의 무게 불균형 측정 장치, 및 무인 비행체의 무게 불균형 보정 장치에 관한 것이다.

통신 및 네트워크 능력의 발달로 인해서 드론의 산업적 활용성을 더 커지고 있다. 특히, 물건을 배달하고 폭탄을 투하하기 위해서 등과 같이, 특정 물건을 적재할 수 있는 드론이 선보이고 있다.

한편, 이러한 물체 적재 능력을 갖는 드론은 물건이 드론에 적재됨에 따라서 그 전체적 무게 불균형이 발생하여서 드론의 비행 제어에 어려움을 초래할 수 있다. 본 발명의 여러 실시예들은 이러한 드론의 무게 중심 탈센터링(non-centered) 또는 불균형 문제를 해소하기 위한 것이다.

본 발명의 일 양태에 따라서, N 개의 프로펠러 요소들이 등간격으로 배열된 멀티콥터에서 발생하는 무게 불균형을 보정하는 방법으로서, 상기 멀티콥터에 적재물을 로딩하는 단계; 상기 로딩에 의해서 발생되는 무게 불균형 값을 측정하는 단계로서, 상기 무게 불균형 값은 수평 센서를 사용하여서 측정되어서 기울기의 방향을 나타내는 θ 및 기울기의 크기를 나타내는 Z 값으로 표현되는, 상기 무게 불균형 값을 측정하는 단계; 및 상기 측정된 무게 불균형 값에 기초하여서 상기 N 개의 프로펠러들 간의 추진력을 조율하는(coordinating) 단계를 포함하는, 멀티콥터의 무게 불균형 보정 방법이 제공된다.

일 실시예에서, 상기 조율하는 단계에서, 상기 θ가 상기 N 개의 프로펠러 요소들의 각 배치 각도와 일치할 때에는, 해당 일치하는 프로펠러 요소의 추진력을 나머지 프로펠러 요소들의 추진력에 비해서, Z/90 배 만큼 증가시키고, 상기 θ가 상기 N 개의 프로펠러 요소들의 각 배치 각도와 일치하지 않을 때에는, 상기 θ에 인접하는 2 개의 프로펠러 요소들 간에서 상기 Z/90 배의 추진력 증가분을 분담하는, 멀티콥터의 무게 불균형 보정 방법이 제공된다.

일 실시예에서, 상기 θ에 인접하는 2 개의 프로펠러 요소들 간에서 상기 Z/90 배의 추진력 증가분을 분담하는 것은 상기 인접하는 2 개의 프로펠러 요소들의, 상기 θ에 대응하는 위치에 인접하는 정도에 비례하여서 이루어지는, 멀티콥터의 무게 불균형 보정 방법이 제공된다.

일 실시예에서, 상기 인접하는 2 개의 프로펠러 요소들 중 상기 θ보다 작은 배치 각도에 배치된 제 1 프로펠러 요소는 A 각도에 배치되며, 상기 인접하는 2 개의 프로펠러 요소들 중 상기 θ보다 큰 배치 각도에 배치된 제 2 프로펠러 요소는 B 각도에 배치되며, 상기 제 1 프로펠러 요소는 나머지 프로펠러 요소들보다 z/90 * (B-θ)/(B-A) 배만큼 그 추진력을 증가시키고, 상기 제 2 프로펠러 요소는 나머지 프로펠러 요소들보다 z/90 * (θ-A)/(B-A) 배만큼 그 추진력을 증가시키는, 멀티콥터의 무게 불균형 보정 방법이 제공된다.

일 양태에 따라서, N 개의 프로펠러 요소들이 등간격으로 배열되는 멀티콥터에서 발생하는 무게 불균형을 보정하는 방법으로서, 상기 멀티콥터에 적재물을 로딩하는 단계; 상기 로딩에 의해서 발생되는 무게 불균형 값을 측정하는 단계로서, 상기 무게 불균형 값은 수평 센서를 사용하여서 측정되어서 기울기의 방향을 나타내는 θ 및 기울기의 크기를 나타내는 Z 값으로 표현되는, 상기 무게 불균형 값을 측정하는 단계; 및 상기 측정된 무게 불균형 값에 기초하여서 상기 N 개의 프로펠러들 간의 위치를 조율하는(coordinating) 단계를 포함하는, 멀티콥터의 무게 불균형 보정 방법이 제공된다.

일 실시예에서, 상기 N 개의 프로펠러 요소들은 상기 N 개의 프로펠러 요소들을 모두 통과하는 단일 원(single circle)의 중심과 R 거리 만큼 떨어져 있으며, 상기 조율하는 단계에서, 상기 θ가 상기 N 개의 프로펠러 요소들의 각 배치 각도와 일치할 때에는, 상기 θ + 180에 위치하는 해당 프로펠러 요소를 Z/90 * R 만큼 상기 원의 중심을 향해서 이동시키고, 상기 θ가 상기 N 개의 프로펠러 요소들의 각 배치 각도와 일치하지 않을 때에는, 상기 θ + 180의 위치에 인접하는 2 개의 프로펠러 요소들이 Z/90 * R의 이동 거리를 분담하여서 상기 원의 중심을 향해서 이동하는, 멀티콥터의 무게 불균형 보정 방법이 제공된다.

일 실시예에서, 상기 θ + 180의 위치에 인접하는 2 개의 프로펠러 요소들이 Z/90 * R의 이동 거리를 분담하여서 상기 원의 중심을 향해서 이동하는 거리는, 상기 인접하는 2 개의 프로펠러 요소들의, 상기 θ + 180에 대응하는 위치에 인접하는 정도에 비례하는, 멀티콥터의 무게 불균형 보정 방법이 제공된다.

일 실시예에서, 상기 인접하는 2 개의 프로펠러 요소들 중 상기 θ+180보다 작은 배치 각도에 배치된 일측 프로펠러 요소는 A 각도에 배치되며, 상기 인접하는 2 개의 프로펠러 요소들 중 상기 θ+180보다 큰 배치 각도에 배치된 타측 프로펠러 요소는 B 각도에 배치되며, 상기 일측 프로펠러 요소는 (B-(θ+180)) /(B-A) * R * (Z/90) 만큼 상기 원의 중심을 향해서 이동하며, 상기 타측 프로펠러 요소는 ((θ+180)-A)) /(B-A) * R * (Z/90) 만큼 상기 원의 중심을 향해서 이동하며, 멀티콥터의 무게 불균형 보정 방법이 제공된다.

일 양태에 따라서, 적재물이 적재가능한 무인 비행체로서, 물건 적재부(payload), 및 상기 물건 적재부에 설치되며 상기 물건 적재부에 물건이 적재될 시에 상기 물건 적재부의 무게 불균형을 측정하는 장치를 포함하며, 상기 무게 불균형 측정 장치는, 상기 물건 적재부 하단에 설치된 탄성부 또는 유압부; 상기 탄성부 또는 유압부 상에 배치된 지지체; 및 상기 지지체 내에 내장된 수평 센서를 포함하는, 무인 비행체가 제공된다.

일 실시예에서, 상기 수평 센서에 의하여 기울기 측정이 완료되면, 상기 탄성체가 하강 후퇴하거나 상기 유압부의 길이가 조절되어서, 상기 탄성체 또는 상기 유압부가 상기 지지체와 물리적으로 분리되는, 무인 비행체가 제공된다.

일 양태에서, 무인 비행체에서 발생하는 무게 불균형을 보정하는 방법으로서, 상기 무인 비행체에 적재물을 로딩하는 단계; 상기 로딩에 의해서 발생되는 무게 불균형 값을 측정하는 단계로서, 상기 무게 불균형 값은 수평 센서를 사용하여서 측정되어서 기울기의 방향을 나타내는 θ 및 기울기의 크기를 나타내는 Z 값으로 표현되는, 상기 무게 불균형 값을 측정하는 단계; 및 상기 측정된 무게 불균형 값에 기초하여서 웨이트 밸런서(weight balancer)의 밸런싱 웨이트(balancing weight)를 이동시키는 단계를 포함하는, 무인 비행체의 무게 불균형 보정 방법이 제공된다.

일 실시예에서, 상기 측정된 무게 불균형 값에 기초하여서 밸런싱 웨이트(balancing weight)를 이동시키는 단계는, 상기 밸런싱 웨이트를 상기 웨이트 밸런스의 중앙 허브(hub)를 중심으로 상기 θ 방향으로 회전시키는 단계; 및 상기 밸런싱 웨이트를 상기 θ 방향을 따라서 Z/90에 대응하는 값만큼 상기 중앙 허브 외측으로 직선 이동시키는 단계를 포함하는, 무인 비행체의 무게 불균형 보정 방법이 제공된다.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른, 무인 비행체(UAV)의 네트워크를 사용하는 배송 시스템의 실시예를 도시한다.
도 2b는 본 발명의 일 실시예에 따른, 도 2a의 무인 비행체의 분해도이다.
도 2c는 본 발명의 일 실시예에 따른, 무인 비행체의 실시예의 사시도이다.
도 2d는 본 발명의 일 실시예에 따른, 도 2c의 UVA의 하단 사시도이다.
도 3a는 본 발명의 일 실시예에 따른, 페이로드 내에 적재된 배송물의 제 1 적재 상태를 예시한다.
도 3b는 본 발명의 일 실시예에 따른, 페이로드 내에 적재된 배송물의 제 2 적재 상태를 예시한다.
도 4a는 본 발명의 일 실시예에 따른, 수평계 또는 수평 센서가 설치된 페이로드 내에 적재된 배송물의 제 1 적재예를 예시한다.
도 4b는 본 발명의 일 실시예에 따른, 수평계 또는 수평 센서가 설치된 페이로드 내에 적재된 배송물의 제 2 적재예를 예시한다.
도 4c는 본 발명의 일 실시예에 따른, 수평계 또는 수평 센서가 설치된 페이로드 내에 적재된 배송물의 제 3 적재예를 예시한다.
도 4d는 본 발명의 일 실시예에 따른, 수평계 또는 수평 센서가 설치된 페이로드 내에 적재된 배송물의 제 4 적재예를 예시한다.
도 4e는 본 발명의 일 실시예에 따른, 수평계 또는 수평 센서가 설치된 페이로드 내에 적재된 배송물의 제 5 적재예를 예시한다.
도 5a 및 도 5b는 본 발명의 일 실시예에 따른, 수평 센서를 예시한다.
도 6a 내지 도 6c는 본 발명의 일 실시예에 따른 수평 센서의 극좌표를 예시한다.
도 7 내지 도 10은 본 발명의 일 실시예에 다른 중량 불균형 해결 메커니즘의 하나를 예시한다.
도 11은 본 발명의 일 실시예에 따른, 3 차원적으로 이동하는 웨이트의 궤적을 예시한다.
도 12a 및 도 12b 및 도 12c는 본 발명의 일 실시예에 따른, 3차원적으로 이동하는 웨이트 밸런서를 도시한다.
도 13a, 도 13b 및 도 13c 및 도 13d는 본 발명의 일 실시예에 따른, 2차원적으로 이동하는 웨이트 밸런서를 도시한다.
도 14는 본 발명의 일 실시예에 따른 멀티콥터의 일례를 도시한다.
도 15는 도 14의 멀티콥터의 평면 개략 개념도이다.
도 16a 내지 도 16c는 본 발명의 일 실시예에 따른, 드론의 무게 불균형 보정을 설명하기 위한 도면이다.
도 17a 내지 도 17c는 본 발명의 일 실시예에 따른, 불균형 측정 시의 탄성부의 구성을 예시한다.

이후부터는, 예시적인 실시예들이 첨부 도면들을 참조하여서 보다 상세하게 기술될 것이며, 이 도면들에 걸쳐서 유사한 참조 부호는 유사한 요소들을 지칭하다. 그러나, 본 발명은 다양한 상이한 형태들로 실시될 수 있으며, 오직 본 명세서에서의 실시예들을 예시하는 것으로만 한정되는 것으로 해석되지 말아야 한다. 이보다는, 이러한 실시예들은 본 개시가 철저해지고 완전해지고 본 기술 분야의 당업자에게 본 발명의 양태들 및 특징들을 완벽하게 전달하도록 하는 예들로서 제공된다. 본 발명의 양태들 및 특징들의 완벽한 이해를 위해서 본 기술 분야의 당업자에게 필요하지 않은 프로세스들, 요소들 및 기법들은 기술되지 않을 수 있다. 달리 주목되지 않는다면, 유사한 참조 부호들은 첨부 도면들 및 기술된 설명에 걸쳐서 유사한 요소들을 말하며, 따라서 그들에 대한 설명은 반복되지 않을 것이다. 도면들에서, 요소들, 층들, 및 영역들의 상대적 크기들은 명료성을 위해서 과장될 수 있다.

용어들 "제 1," "제 2," "제 3," 등이 다양한 요소들, 컴포넌트들, 영역들, 층들 및/또는 섹션들을 기술하는데 본 명세서에서 사용될 수 있지만, 이러한 요소들, 컴포넌트들, 영역들, 층들 및/또는 섹션들은 이러한 용어들에 의해서 한정되지 말아야 한다. 이러한 용어들은 일 요소, 컴포넌트, 영역, 층 또는 섹션을 다른 요소, 컴포넌트, 영역, 층 또는 섹션으로부터 구별하는데 사용된다. 따라서, 이하에서 기술되는 제 1 요소, 컴포넌트, 영역, 층 또는 섹션은 본 발명의 사상 및 범위로부터 벗어나지 않고서 제 2 요소, 컴포넌트, 영역, 층 또는 섹션으로 칭해질 수도 있다.

공간적으로 상대적인 용어들, 예를 들어서 "의 바로 아래에", "아래에", "하부의", "의 밑에" "위에", "상부의" 등은 도면들에서 예시된 바와 같은 일 요소 또는 특징부의 다른 요소(들) 또는 특징부(들)에 대한 관계를 기술하는데 있어서 설명의 용이성을 위해서 본 명세서에서 사용될 수 있다. 이러한 공간적으로 상대적인 용어들은 도면들에서 도시된 배향 이외에, 사용 시에 또는 동작 시에 디바이스의 상이한 배향들을 포함하는 것으로 해석되어야 하는 것이 이해될 것이다. 예를 들어서, 도면들에서의 디바이스가 뒤집어 지면, 다른 요소들 또는 특징부들의 "바로 아래에", "아래에", 및 "밑에" 있는 것과 같이 도시된 요소들은 이 다른 요소들 또는 특징부들 위에 있는 것으로 배향될 것이다. 따라서, 예시적인 용어들 "아래에" 및 "밑에"는 위 및 아래의 양 배향을 포함할 수 있다. 디바이스는 이와 달이 배향되고(예를 들어, 90 도 회전되거나 또는 다른 배향들로 배향되고) 본 명세서에서 사용된 공간적으로 상대적인 기술자들(descriptors)은 이에 따라서 해석되어야 한다.

요소 또는 층이 다른 요소 또는 층 "상에 있거나", "에 접속되거나", 또는 "에 연결되는" 것으로서 말해질 때에, 그 요소 또는 층은 다른 요소 또는 층 상에 직접적으로 있거나 직접적으로 접속되거나 연결될 수 있거나, 또는 하나 이상의 중간에 개입하는 요소들 또는 층들이 존재할 수 있다는 것이 이해될 것이다. 또한, 요소 또는 층이 2 개의 요소들 또는 층들 "간에" 있는 것으로 말해질 때에, 이 요소 또는 층은 2 개의 요소들 또는 층들 간에 있는 유일한 요소 또는 층이 될 수 있거나, 또는 하나 이상의 중간의 개입하는 요소들 또는 층들이 또한 존재할 수도 있다는 것이 또한 이해될 것이다.

본 명세서에서 사용되는 용어는 오직 특정 실시예들을 기술하기 위한 것이며 본 발명을 한정하고자 한 것이 아니다. 본 명세서에서 사용된 바와 같이, 명사의 단수 형태들은, 문맥이 달리 명시적으로 표시하지 않은 이상, 역시 그 명사의 복수의 형태들도 포함하는 것으로 의도된다. 용어들 "포함한다(comprises)", "포함하는(comprising)", "포함한다(includes)" 및 "포함하는(including)"은 본 명세서에서 사용되는 때에, 진술된 특징부들,정수들, 단계들, 동작들, 요소들, 및/또는 컴포넌트들의 존재를 특정하지만, 하나 이상의 다른 특징들, 정수들, 단계들, 동작들, 요소들, 컴포넌트들, 및/또는 이들의 그룹들의 존재 또는 추가를 배제하지 않는다는 것이 또한 이해될 것이다. 본 명세서에서 사용되는 바와 같이, 용어 "및/또는"는 연관된 열거된 항목들 중 하나 이상의 것들의 임의의 그리고 모든 조합들을 포함한다. 요소들의 리스트 앞에 올 때에, "적어도 하나"와 같은 표현들은 리스트의 전체 요소들을 꾸미며 리스트의 개별 요소들을 꾸미지는 않는다.

본 명세서에서 사용되는 바와 같이, 용어 "실질적으로," "약," 및 이와 유사한 용어들은 근사화의 용어들로서 사용되며 정도의 용어들로서 사용되지 않으며, 본 기술 분야의 당업자에게 인식될 측정된 또는 계산된 값들에서의 고유한 편차들을 고려하도록 의도된다. 또한, 본 발명의 실시예들을 기술할 때에 "할 수 있다(may)"의 사용은 "본 발명의 하나 이상의 실시예들"을 말한다. 본 명세서에서 사용되는 바와 같이, 용어들 "사용한다", "사용하는", 및 "사용된"은 각기 용어들 "이용한다", "이용하는" 및 "이용된"과 동의어로서 고려될 수 있다. 또한, 용어 "예시적인"은 예 또는 예시사항을 말하도록 의도된다.

달리 규정되지 않는다면, 본 명세서에서 사용되는 모든 용어들(기술관련 용어 및 과학 용어들을 포함함)은 본 발명이 속하는 기술 분야의 당업자에 의해서 통상적으로 이해되는 바와 동일한 의미를 갖는다. 예를 들어서 사전에서 통상적으로 사용되는 것들과 같은 용어들은 관련 기술 및/또는 본 명세서의 문맥에서의 그들의 의미와 일관된 의미를 갖는 것으로서 해석되어야 하고, 이상적인 견지로 또는 매우 형식적인 견지로, 본 명세서에서 그렇게 규정되지 않은 이상, 해석되지 말아야 한다는 것이 또한 이해될 것이다.

본 명세서에서 인용된 임의의 수치적 범위는 인용된 범위 내에서 포함되는 동일한 수치적 정밀도의 모든 하위-범위들을 포함하도록 의도된다. 예를 들어서, "1.0 내지 10."의 범위는 1.0의 인용된 최소 값과 10.0의 인용된 최대 값 간의 (및 이를 포함하는) 모든 하위 범위들, 즉 예를 들어서, 2.4 내지 7.6과 같이, 1.0보다 크거나 이와 동일한 최소 값 및 10.0과 같거나 이보다 작은 최대 값을 갖는 하위범위를 포함하는 것으로 의도된다. 본 명세서에서 인용된 임의의 최대 수치적 한정사항은 그 내에 포함된 모든 하위 수치적 한정사항들을 포함하는 것으로 의도되며, 본 명세서에서 인용된 임의의 최소 수치적 한정사항은 모든 보다 높은 수치적 한정사항들을 포함하는 것으로 의도된다.

배송 시스템

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른, 무인 비행체(UAV)의 네트워크를 사용하는 배송 시스템의 실시예를 도시한다. 이 배송 시스템은 하나 이상의 무인 비행체(110), 지상 스테이션들(120 및 130) 및 로지스틱 시스템 및 네트워크(140)를 포함한다.

도 2a는 본 발명의 일 실시예에 따른, 무인 비행체의 실시예의 사시도이다. UAV는 메인 프레임(210)을 포함한다. 메인 프레임(210)은 UVA의 용도에 맞게 맞춤 제작될 수 있다. 도 2a의 실시예는 고정된 윙들(220) 및 로터들(rotor)(230)을 갖는 하이브리드 방식의 비행체이다. 도 2b는 도 2a의 무인 비행체의 분해도이다. UAV(200)는 캐비티(cavity)를 갖는 프레임(210)을 포함한다. 캐비티는 페이로드(payload)(240) 및 배터리(250)를 수용하는 크기를 갖는다. 이와 달리, 배터리(250)는 UAV의 구조적 형태의 일부를 구성할 수도 있다. 도 2c는 무인 비행체의 실시예의 사시도이다. UAV(260)는 쿼드콥터 타입의 드론이다. 이와 달리, 멀티콥터 타입의 드론일 수도 있다. 도 2d는 도 2c의 UVA의 하단 사시도이다. UAV(260)는 페이로드 인터페이스(payload interface)(270)를 포함한다. 이 페이로드 인터페이스(270)는 UAV(260)가 다양한 페이로드를 운반하게 할 수 있다. 이 페이로드 인터페이스는 기계적 또는 전기적 또는 이들의 조합일 수 있다. 도 2는 단지 여러 가지의 형태의 무인 비행체 및 이에 결합된 페이로드를 설명하기 위한 예일 뿐이며 다양한 다른 구성들이 가능하다.

중량 관련 불균형 측정

도 3a는 본 발명의 일 실시예에 따른, 페이로드 내에 적재된 배송물의 제 1 적재 상태를 예시한다. 도 3b는 본 발명의 일 실시예에 따른, 페이로드 내에 적재된 배송물의 제 2 적재 상태를 예시한다. 구체적으로, 도 3a는 배송물(luggage)가 페이로드 내에서 균형을 이루는 상태로 적재되어 있지만, 도 3b는 배송물이 페이로드 내에서 한쪽으로 편위되어서 배치되어 있는 상태를 예시하고 있다. 도 3b의 경우에서는 비행체의 비행 제어에 어려움을 초래할 수 있다.

도 4a는 본 발명의 일 실시예에 따른, 수평계 또는 수평 센서가 설치된 페이로드 내에 적재된 배송물의 제 1 적재예를 예시한다. 도 4b는 본 발명의 일 실시예에 따른, 수평계 또는 수평 센서가 설치된 페이로드 내에 적재된 배송물의 제 2 적재예를 예시한다. 도 4c는 본 발명의 일 실시예에 따른, 수평계 또는 수평 센서가 설치된 페이로드 내에 적재된 배송물의 제 3 적재예를 예시한다. 도 4d는 본 발명의 일 실시예에 따른, 수평계 또는 수평 센서가 설치된 페이로드 내에 적재된 배송물의 제 4 적재예를 예시한다. 도 4e는 본 발명의 일 실시예에 따른, 수평계 또는 수평 센서가 설치된 페이로드 내에 적재된 배송물의 제 5 적재예를 예시한다.

도 4a를 참조하면, 페이로드(310) 내에 적재물(303)이 적재되어 있으며, 수평 측정계(level measurement module)가 내장된 지지체(302) 상에 적재물(303)이 적재되어 있으며, 이 지지체 (302) 아래에 스프링과 같은 탄성체가 지지체를 떠받치고 있다. 도 4의 적재예에서는 적재물(303)이 페이로드(310) 내에서 중량적으로 균형을 이루고 있으므로, 수평 측정계(level measurement module)가 내장된 지지체(302)가 수평을 이루고 있다.

도 4b를 참조하면, 적재물(303)이 페이로드(310) 내에서 적재 위치가 균형을 이루지 못하고 있어서 수평 측정계(level measurement module)가 내장된 지지체(302)가 어느 한 쪽으로 경사져 있음을 예시한다. 도 4c를 참조하면, 적재물(303)이 페이로드(310) 내에서 적재 위치는 균형을 이루고 있지만, 적재물(303) 내에서 중량상의 불균형이 적재물(303) 내의 실질적 중량부(303a)가 적재물(303) 내에서 중량 상 균형있게 적재되어 있지 않고 있으므로, 수평 측정계(level measurement module)가 내장된 지지체(302)가 어느 한 쪽으로 경사져 있음을 예시한다.

도 4d를 참조하면, 도 4c의 적재 상태에서 탄성체가 하향 후퇴한 다음에, 탄성체와 수평 측정계(level measurement module)가 내장된 지지체(302)가 물리적으로 분리된 상태에 있어서, 지지체(302)가 다시 수평을 이루는 상태를 예시한다. 도 4e는 페이로드 전체의 공간을 배송물(303)이 점유하며, 이 배송물 내의 실질적 중량부(303a)가 이 배송물 내에서 중량상 불균형적으로 적재되어서, 수평 측정계(level measurement module)가 내장된 지지체(302)가 어느 한 쪽으로 경사져 있음을 예시한다. 도 4에서는 수평 측정계(level measurement module)가 내장된 지지체(302)가 어느 한 쪽으로 경사져 있는 여러 시나리오를 예시하였지만, 본 발명은 이로 한정되지 않는다.

상기 수평 센서에 의하여 기울기 측정이 완료되면, 상기 탄성체는 하강 후퇴되어서 상기 지지체와 물리적으로 분리되는 구성을 갖는다. 이를 위해서, 물건이 적재되기 이전에, 탄성체는 상향 전진하고, 수평 센서의 기울기 측정이 완료되면, 하향 후퇴하여서 상기 지지체와 물리적으로 분리되는 구성을 갖는다. 이러한 바를 구현하기 위한 구성이 도 17에서 구체적으로 도시된다. 먼저, 도 17a에서의 구성에서 페이로드부 또는 적재물 적재부 바디(1701), 수평 센서가 내장된 지지체(1702), 지지체(1702)를 지지하면서 개폐가능한 개구(1704)를 갖는 분리 플레이트(1703), 및 탄성부(1705)를 포함하며, 도 17a는 페이로드부 내에 물건이 적재되기 이전의 상태로서, 개구(1704)는 폐쇄되어서 탄성부(1705)가 상향 돌출되지 않은 상태이다.

도 17b는 개구(1704)가 개방되어서 탄성부(1705)가 상향 돌출된 상태로서, 이 상태에서 물건이 페이로드부 내에 적재되어서 상술한 바와 같이, 수평 센서가 적재 하중의 불균형을 측정한다. 다음으로, 탄성부가 하향 후퇴하여서 도 4d에서 설명한 상태로 되어서 이러한 상태에서 물건이 배송된다. 상기 실례에서는 탄성부가 사용되었지만 유압 실린더가 사용될 수 있으며, 이 경우에 유압부의 길이가 조절되어서 적재물이 지지체 상에 적재될 시에 적재 하중 불균형으로 인해서 기울기가 생성되도록 지지체가 이동할 수 있는 서스펜션 상태가 되게 할 수 있다.

한편, 도 17b에서와 같이, 개구(1704)가 개방되도록 하는 구성으로서는 수평으로 이동하여서 개구를 개방 및 폐쇄하는 스위칭 플레이트를 사용할 수 있다. 또한, 도 4e에서 도 4d로 변환되도록 하기 위해서, 탄성부 또는 스프링은 하부로 완전하게 후퇴되어야 하는데, 도 17c에서와 같이, 스프링 지지체(1708) 및 이 스프링 지지체 내에 형성된 개구를 개방 또는 폐쇄하는 제 2 스위칭 플레이트(1709)를 포함하는 구성에서, 제 2 스위칭 플레이트(1709)를 개방하면 된다. 이와 같은, 공교한 스프링 배치 구성을 사용하는 대신에, 유압 실린더의 유압을 조절하거나 그 길이를 조절함으로써 탄성부에 상응하는 기능이 구현될 수도 있다.

지지체 내에 내장된 수평 센서는 표시부의 표시면의 수평도를 측정하는 센서이며, 중력 센서, 지자기 센서, 자이로 센서, 가속도 센서, 기울임 센서, 고도 센서, 뎁스 센서, 압력 센서, 자이로스코프 센서, 근접 센서, 각속도 센서, 근접 센서, GPS(Global Positioning System) 센서 등의 다양한 센싱 수단을 포함할 수 있다. 예를 들어서, 수평 센서는 3 축 가속도 센서일 수 있으며, 이 경우에 도 5a 및 도 5b를 참조하여서, 도 5b는 도 5a의 표시면이 X 축으로 대략 90 정도 기울어진 상태를 표시한다. 이 경우에, X 축에서의 일 지점의 중력 가속도 값이 변하게 된다. 역시, Z 축에서의 일 지점의 중력 가속도 값도 변하게 된다. 그러나, Y 축에서의 지점의 중력 가속도 값은 변화되지 않는다. 이러한 방식으로 X 축, Y 축 및 Z 축에서의 중력 가속도 값을 측정함으로써 수평 센서는 X 축 및 Y 축으로 이루어진 표시면의 수평도 값을 구할 수 있다. 이러한 수평 센서에 의해서 측정된 무게 불균형 값은 XY 평면에서는 무게 중심의 방향인 θ 및 Z 축 방향으로 기울어짐의 정도인 Z/90도로 표현될 수 있다. 예를 들어서, θ는 0 내지 360도이며, Z는 0 내지 90도에 해당할 수 있다. 즉, 무게 불균형 값은 θ 120도이고 Z는 20도가 될 수 있다. 이러한 무게 불균형 값 표기 형식이 이하에서 사용될 것이다. 요약하면, θ 값은 무게 중심의 방향을 나타내며, Z 값은 무게 불균형 크기를 나타낸다. 이로써, 모든 불균형 정도를 수량화할 수 있다. 이러한 θ(theta angle) 및 Z 각에 대한 바가 도 6a, 도 6b 및 도 6c에서 개략적으로 도시되어 있다.

보다 구체적으로, 도 6a-c은 본 발명의 일 실시예에 따른 수평 센서의 극좌표를 예시한다. 도 6a-c에서 LP는 최하점(lowest point)를 말하며, 이 최하점에 대응하는 XY 좌표는 예를 들어서 (1,1)이며 Z 값은 0.5일 수 있다. 이러한 기울기에 대응하는 좌표값은 따라서 (1,1,0.5)이다. 여기서, 최대 기울어진 상태의 Z값을 1 로 볼 때이며 이는 절대 값이 아니라 상대 값이다. 이로써, 지지체(302) 상에서의 모든 적재물과 관련된 중량 불균형 또는 적재 불균형은 이러한 좌표값으로 표시될 수 있다. 이를 상기에서 표현한 무게 불균형 값 형태로 말하자면, θ 120도이고 Z는 45도이고 Z가 45도일 수 있다. 예를 들어서, 좌표 값이 (1, 2, 0.2)이면 이를 상기에서 표현한 무게 불균형 값 형태로 말하자면, θ를 구함에 있어서, Tan θ = 2/1 이므로 θ = 약 63.5 도이다.

중량 관련 불균형 관련 문제 해결

(1) 이동형 중량 균형 웨이트부 사용

도 7 내지 도 8를 참조하면, 웨이트 밸런스 장치는 웨이트 밸런서(200), 구동부(210), 이송 가이드부(220) 및 제어부(230)를 포함한다. 상기 웨이트 밸런서00)는 평형상태에서 동체(100) 중앙부(130a)에 위치하고 불균형 상태에서 좌우 날개(110)의 양쪽 단부(130b, 130c))로 이송하게 된다(이는 도 2a에서와 같이 날개가 있는 실시예에서임). 상기 구동부는 웨이트 밸런서(200)에 이송할 수 있는 동력을 발생기키며, 상기 이송 가이드부(220)는 웨이트 밸런서(200)의 이송을 안내하기 위한 구성이며, 상기 제어부(230)는 상기 구동부(210)와 전기적으로 연결되어 구동부의 작동을 정지시키기 위한 구성이다.

도 9는 본 발명의 제1 실시예에 따른 웨이트 밸런스 장치의 개략 구성도이다. 도 9를 참조하면, 상기 웨이트 밸런서(200)는 고형의 구조물 형상(300)으로 구성되고, 상기 구동부(210)는 상기 웨이트 밸런서(200)와 일체를 이루는 구동모터(310)로 구성되며, 상기 이송 가이드부(220)는 상기 좌우 날개(110)의 일단으로부터 상기 동체(100)를 가로질러 좌우 날개의 타단으로 연장 형성되는 슬라이드 가이드(320)로 구성되며, 상기 제어부(230)는 상기 슬라이드 가이드(320) 상에서 웨이트 밸런서가 목적하는 지점에 위치하도록 상기 구동모터(310)를 제어하는 리미트 스위치(330)로 구성된다. 상기 웨이트 밸런서(300)는 무인기의 동체(100)와 날개(110)가 연결되는 전방스파와 후방스파 사이에 탑재되어 웨이트 밸런스 지지판에 결합된다. 상기 웨이트 밸런서(300)는 무인기 좌우 날개 쪽으로 이동함으로써 날개의 균형을 유지하게 된다. 상기 웨이트 밸런서의 무게(W1')는 한쪽 날개에 장착된 무장의 무게(W1)와 같도록 설계함이 바람직하나, 무인기 좌우 날개측에 설치된 리미트 스위치(330)의 위치에 따라 증감될 수 있다. 상기 구동모터(310)는 지지 러그를 통해 웨이트 밸런서와 볼트 연결되며 구동모터 축에 연결된 구동용 커플링에 볼나사가 축결합되고, 볼나사에는 플랜지형 너트가 결합된다. 구동모터 회전에 의하여 웨이트 밸런서(300)를 이송시키게 된다. 한편, 구동모터는 스텝핑 모터를 사용하는 것이 바람직하다. 상기 구동용 커플링은 회전시 축의 중심축이 흔들려도 웨이트 밸런스를 이송시키는데 마찰이 유발되지 않도록 방지하는 기능을 수행한다. 상기 슬라이드 가이드부(320)는 웨이트 밸런서가 이송시 좌우 흔들림 없이 정확히 직선운동을 할 수 있도록 슬라이드 가이드 샤프트가 포함되고, 마찰을 줄이고 원활하게 상하로 이동할 수 있도록 웨이트 밸런서 지지판에 슬라이드 베어링 부시가 결합된다. 슬라이드 베어링 부시를 대신하여 금속 윤활제 등이 사용될 수 있다. 스위치는 인터럽트 방식의 포토커플러나 스위치 등의 소자로 다양하게 구현될 수 있다.

도 10은 본 발명의 제2 실시예에 따른 웨이트 밸런스 장치의 개략 구성도이다. 도 4를 참조하면, 상기 웨이트 밸런서(200)는 무인기 좌우 날개(401)의 양쪽(401b,401c)과 중앙부(401a)에 제공되는 유체탱크(402a, 402b, 402c)에 선택적으로 저장되는 유체(400)로 구성되고, 상기 구동부(210)는 이송펌프(410)로 구성되고, 상기 이송 가이드부(220)는 상기 유체탱크(402a 402b, 402c)를 연동하기 위한 이송배관(420)으로 구성되며, 상기 제어부(230)는 상기 유체탱크(402a, 402b, 402c)의 유체(400)의 양을 감지하여 이송펌프(410)를 제어하는 감지센서(430)로 구성된다. 상기 감지센서(430)는 각각의 유체탱크(402a, 402b, 402c)에 설치되어 저장된 유체의 양을 센싱하며, 저장된 유체의 양이 일정한 무게(W2')를 초과하면 전기적 신호가 차단되어 이송펌프(410)의 작동을 정지시키게 된다.

도 7 내지 도 8의 실시예에서는 날개가 있는 비행체 실시예에서 날개 방향으로의 불균형을 해소하기 위하여 웨이트가 이동하는 방식을 취하고 있으나, 본 발명의 일 실시예에서, 상기 도 6에서 바와 같이 결정된 좌표값에 반대되는 방향으로 웨이트가 이동하여서 불균형을 보정할 수 있다. 이와 관련하여서, 도 11은 본 발명의 일 실시예에 따른, 3 차원적으로 이동하는 웨이트의 궤적을 예시한다. 도 11과 같은 웨이트 궤적을 달성하기 위해서 해당 웨이터의 목표 좌표를 제어부(230)가 정한다. 이러한 목표 좌표는 도 6에서 결정된 좌표값에 대응하여 설정될 수 있다. 본원에서는 특히 Z 좌표와 관련하여서 Z 좌표 값이 클수록 무거운 웨이트를 사용해야 하나, 본원에서는 이동하는 밸런서 웨이트의 중량은 일정하되 그 이동량이 3차원적 측면에서 원점으로부터 더 멀리이동되게 함으로써 웨이트의 중량에 상응하게 되게 하는 구성을 가질 수 있다. 이렇게 목표된 3차원적 좌표 값이 정해지면, 본원에서는 상기 도 7 내지 도 10에서와 같이 가이드부에 의해서 이동하는 것이 아니라 이 웨이트부가 신축 또는 확장하는 다단형 파이프에 의해서 또는 신축 또는 확장가능한 구조체에 의해서 목표 지점으로 확장되게 된다.

도 12a 및 도 12b 및 도 12c는 본 발명의 일 실시예에 따른, 3차원적으로 이동하는 웨이트 밸런서를 도시한다. 도 12a는 웨이트 밸런서는 먼저 바디부(801), 이 바디부에 결합된 피봇 메커니즘(pivoting unit)(802), 신축 가능한 연결부(803) 및 밸런싱 웨이트(804)를 포함한다. 도 12는 신축 가능한 연결부(803)가 확장되기 이전의 상태를 나타낸다. 도 12a는 신축 가능한 연결부(803)가 사전 결정된 방향, 예를 들어서, Z 축 방향으로 신장된 상태를 나타낸다. 이후에, 도 12b는 도 6에서 결정된 좌표값에 대응하여서 이 좌표값에 대응하는 중량 불균형을 상쇄시키기 위한 목표 좌표 값으로 밸런싱 웨이트(804)를 이동시킨 상태를 나타낸다. 본 실시예에서, 피봇부 또는 피봇 메카니즘(102)은 바디부(801) 내에 설치된 모터(미도시)에 의해서 구동하여서 해당 목표 좌표로 밸런싱 웨이트(804)를 피봇 이동시킨다.

도 13a, 도 13b 및 도 13c 및 도 13d는 본 발명의 일 실시예에 따른, 2차원적으로 이동하는 웨이트 밸런서를 도시한다. 도 13d를 참조하면, 이 밸런서는 바디부(901) 또는 중앙 허브(hub), 바디부 내에 배치된 회전부(905), 바디부 내에 배치된 신축 구동부(904), 신축 연장되는 신축형 연장부(908), 밸런싱 웨이트부(902)를 포함한다. 도 13a를 참조하면, 먼저 밸런싱 웨이트부(902)가 X 축 방향에 위치하며, 현재 신축형 연장부(908)는 아직 신축되지 않은 상태이다. 도 13b를 참조하면, 도 6에서 결정된 좌표 값에 대응하는 좌표값 중 XY 좌표에 맞게, 밸런싱 웨이트부(902)를 바디부 내에 배치된 회전부(905)가 회전시키며, 이후에 도 6에서 결정된 좌표 값에 대응하는 좌표값 중 Z 값에 대응하는 정도만큼, (즉 기울임의 정도가 클수록 Z 값이 클 것이며, 따라서 신축형 연장부(908)의 확장되는 바로 커짐) 신축형 연장부(908)가, 바디부 내에 배치된 신축 구동부(904) 에 의해서 확장된다. 이로써, 도 6에서 결정된 좌표 값에 대응하는 중량 불균형을 해소할 수 있다.

(2) 프로펠러부의 회전 속도 제어

수평 센서의 좌표값 X,Y,Z, 즉 X, Y는 기울기의 방향을 나타내고, Z는 기울기의 크기를 나타낸다. 즉, 기울기의 각도를 나타낸다. 예를 들어서, 무인 비행체의 페이로드 또는 배송물 용기 내에서의 수평 센서의 중량 상 언밸런스의 측정 값은 수평 센서의 X, Y, Z 좌표값으로 표현될 수 있다. 예를 들어서, X, Y 좌표에 있어서 또는 X Y 좌표계에 있어서 45 도 방향, 또는 예를 들어서, (1,1)는 무게 중심이 위치하는 방향을 나타낸다. 한편, 얼마나 많이 경사가 기울어졌는가는 배송물의 중량에 따라서 상이할 수 있다. 따라서, 무게 중심에서의 무게 중력이 크면 클수록 Z 값은 커지게 된다. 이로써, 수평 센서의 X, Y, Z 값, 또는 X,Y 평면에서의 각도 값 및 Z 값 등은 해당 배송물의 적재 상태로 인한 무인 비행체의 페이로드 또는 배송물 용기에서의 무게 불균형을 나타낼 수 있다.

이와 관련하여서, 본 실시예에서는 멀티콥터 타입의 드론에서, 예를 들어서, 도 14의 형태의 드론에서, 상기 수평 센서의 X, Y, Z 값, 또는 X,Y 평면에서의 각도 값 및 Z 값 등에 기초하여서, 대응하는 프로펠러 요소들(120)의 추진력 또는 회전력을 조절할 수 있다. 도 14의 실례에서는 총 6 개의 프로펠러가 설치되어 있다. 따라서, 각 프로펠러 요소 간의 각도는 60도이다. 이 경우에, 상기 수평 센서의 X, Y 평면에서의, 무게 불균형 측정값에 대응하는 각 θ 및 Z 값과 관련하여서, 예를 들어서, 가장 쉬운 예로, 각도 30도의 θ이며 Z가 45도인 무게 중심 불균형 값에 있어서, 이를 보상하기 위해서는 도 15에서 첫번째 프로펠러 요소(102)의 추진력을 나머지 프로펠러의 추진력에 비해서 0.5 (45/90) 배 정도 더 크게 추진력 또는 부양력을 부여하여서 무게 중심 불균형을 보정할 수 있다. 이와 달리, θ가 제로 도이며, Z 값이 45도인 무게 중심 불균형 값에 있어서, 첫번째 프로펠러 추진력 및 6 번째 프로펠러 추진력은 각기 나머지 프로펠러의 추진력에 비해서 0.25 배만큼 증가시켜서 무게 중심 불균형을 보정할 수 있다. 이와 달리, θ가 45도이고, Z 값 = 45인 무게 중심 불균형 값에 있어서, 첫번째 프로펠러의 추진력 및 두번째 프로펠러의 추진력을 증가시키되, 45 도이므로, 첫번째 프로페일러는 30 도의 배치 각도 값을 가지며, 두 번째 프로펠러는 90 도의 배치 각도 값을 가지므로, 첫번째 프로펠러와는 무게 중심이 15 도 차이가 나고 두번째 프로펠러와는 45 도의 차이가 나므로, 첫번째 프로펠러가 부담하는 추진력 증가 백분율은 45/(15+45) = 75 퍼센트이고, 두번째 프로펠러가 부담하는 추진력의 증가 백분율은 15/(15+45) = 25 퍼센트이다. 결론적으로, 첫번째 프로펠러는 나머지 프로펠러의 추진력에 비해서 0.5 배 + 75 퍼센트인 = 0.375 배로 추진력을 증가시키고, 두번째 프로펠러는 나머지 프로펠러의 추진력에 비해서 0.5 배 + 25 퍼센트인 = 0.125 배로 추진력을 증가시킨다.

따라서, 6 개의 등 간격으로 배치된 프로펠러들을 갖는 헥사 콥터에 있어서, 무인 비행기의 페이로드부에서 적하물의 적재로 인해서 초래되는 무게 불규형 값이, 무게 중심의 방향은 θ이고, 그 불균형의 크기는 Z 크기만큼 기울어 졌을 때에, 예를 들어서, 도 14 형태의 드론(즉, 제 1 프로펠러 요소가 30도에 있고, 제 2 프로펠러 요소가 90도 방향에 있고, 제 3 프로펠러 요소가 120도 방향에 있고, 마지막으로 제 6 프로펠러 요소가 330도 방향에 있음)에서, θ가 30도, 90도, 150도, 210도, 270도, 330도에 있을 때에는 각기, 제 1 내지 제 6 프로플러 중 해당하는 프로펠러의 추진력을 증가시키며, θ가 30도 내지 90도 간에 있을 때에는 제 1 및 제 2 프로펠러의 추진력을 증가시키고, θ가 90도 내지 150도 간에 있을 때에는 제 2 및 제 3 프로펠러의 추진력을 증가시키고, θ가 150도 내지 210도 간에 있을 때에는 제 3 및 제 4 프로펠러의 추진력을 증가시키고, θ가 210도 내지 270도 간에 있을 때에는 제 4 및 제 5 프로펠러의 추진력을 증가시키고, θ가 270도 내지 330도 간에 있을 때에는 제 5 및 제 6 프로펠러의 추진력을 증가시키고, θ가 330도 내지 30도 간에 있을 때에는 제 6 및 제 1 프로펠러의 추진력을 증가시킨다.

이 때에, θ와 인접하는 양 프로펠러의 추진력의 증가분 중, θ보다 작은 값에 있는 프로펠러(제 1 측 프로펠러, A 각도에 배치됨)가 부담하는 증가분 Ps 및 θ보다 큰 값에 있는 프로펠러(제 2 측 프로펠러, B 각도에 배치됨)가 부담하는 증가분 Pl은 다음과 같다:

Ps = (B-θ) /(B-A) * 100, Pl = (θ-A)/(B-A)

예를 들어서, θ가 120도일 때에, 120도 근처에 있는 양 프로펠러인 90도에 있는 제 2 프로펠러 및 150도에 있는 제 3 프로펠러임이며, 이는 자동으로 컴퓨터에 의해서 판정될 수 있다. 따라서, Ps(제 2 프로펠러의 부담율) = (150-120)/150-90=30/60 = 0.5이며, Pl(제 3 프로펠러의 부담율) = (120-90)/60= 0.5이다. 즉, 제 2 프로펠러 및 제 3 프로페러가 부담하는 증가율은 같다.

다음으로, Z 값이 30도 만큼 기울어졌을 때에, 30/90 = 0.3333 이다. 즉, θ 값 양측에 있는 제 1 측 프로펠러 및 제 2 측 프로펠러가 합쳐서, 나머지 프로펠러의 추진력보다 0.3333 배 정도로 더 크게 해야 한다. 예를 들어서, 바로 위의 실례에서 0.3333 * 0.5 배 = 0.1665 배 만큼을 제 2 프로펠러 및 제 3 프로페러가 각기 부담해야 한다.

이러한 바를 더 N 개의 프로펠러 요소들을 갖는 멀티 콥터에 적용해보자. 따라서, 360/N 각도 만큼 N 개의 프로펠러 요소들이 등간격으로 배치되어 있다. 이때, 무게 중심의 방향은 θ이고, 그 불균형의 크기는 Z 크기만큼 기울어 졌을 때, θ와 인접하는 양 프로펠러의 추진력의 증가분 중, θ보다 작은 값에 있는 프로펠러(제 1 측 프로펠러, A 각도에 배치됨)가 부담하는 증가분 Ps 및 θ보다 큰 값에 있는 프로펠러(제 2 측 프로펠러, B 각도에 배치됨)가 부담하는 증가분 Pl은 다음과 같다: Ps = (B-θ) /(B-A) * 100, Pl = (θ-B)/(B-A) 이다. 또한, 양 측의 프로펠러가 총 부담해야할 추진력 증가비율은 z/90 * 100이며, 제 1 측 프로펠러가 부담해야 할 추진력 증가 비율은 z/90 * 100 * (B-θ) /(B-A)이며, z/90 * (θ-A)/(B-A)이다.

이렇게 프로펠러 요소들 간의 추진력을 조율함으로써 적재물 로딩으로 인한 무게 불균형이 해소될 수 있다.

(3) 프로펠러 요소들의 위치 제어

상기 실시예에서는 프로펠러 요소들의 추진력 또는 회전 속력을 제어함으로써 적재물 로딩으로 인한 무게 불균형이 해소하였다. 한편, 본 실시예에서는 프로펠러 요소들의 추진력 또는 회전 속력을 조절하기보다는, 프로펠러 요소들을 이동시켜서 적재물 로딩으로 인한 무게 불균형을 해소한다. 역시, 본 실시예에서도 역시 도 14 및 도 15의 헥사콥터의 실례가 가정되지만, 본 발명은 이로 한정되지 않는다.

수평 센서의 좌표값 X,Y,Z, 즉 X, Y는 기울기의 방향을 나타내고, Z는 기울기의 크기를 나타낸다. 즉, z는 기울기의 각도를 나타낸다. 예를 들어서, 무인 비행체의 페이로드 또는 배송물 용기 내에서의 수평 센서의 중량 상 언밸런스의 측정 값은 수평 센서의 X, Y, Z 좌표값으로 표현될 수 있다. 예를 들어서, X, Y 좌표에 있어서 또는 X Y 좌표계에 있어서 45 도 방향, 또는 예를 들어서, (1,1)는 무게 중심이 위치하는 방향을 나타낸다. 한편, 얼마나 많이 경사가 기울어졌는가는 배송물의 중량에 따라서 상이할 수 있다. 따라서, 무게 중심에서의 무게 중력이 크면 클수록 Z 값은 커지게 된다. 이로써, 수평 센서의 X, Y, Z 값, 또는 X,Y 평면에서의 각도 값 및 Z 값은 해당 배송물의 적재 상태로 인한 무인 비행체의 페이로드 또는 배송물 용기에서의 무게 불균형을 나타낼 수 있다.

이와 관련하여서, 본 실시예에서는 멀티콥터 타입의 드론에서, 예를 들어서, 도 14의 형태의 드론에서, 상기 수평 센서의 X, Y, Z 값, 또는 X,Y 평면에서의 각도 값 및 Z 값 등에 기초하여서, 대응하는 프로펠러 요소들(120)의 위치를 조절할 수 있다. 도 14의 실례에서는 총 6 개의 프로펠러가 설치되어 있다. 따라서, 각 프로펠러 요소 간의 각도는 60도이다. 이 경우에, 상기 수평 센서의 X, Y 평면에서의, 무게 불균형 측정값에 대응하는 각 θ 및 Z 값과 관련하여서, 예를 들어서, 가장 쉬운 예로, 각도 30도의 θ이면서 Z 값은 45도인 무게 중심 불균형 값에 있어서, 이를 보상하기 위해서는 도 15에서 첫번째(first) 프로펠러 요소(102)에 180도 값을 더한 네번째 프로펠러 요소가 반지름 내측 방향으로 0.5 (45/90) * R(반지름) 만큼 이동한다. 이러한 바가 도 16a에 도시되어 있다. 이로써 상기의 무게 중심 불균형을 보정할 수 있다. 이러한 이동은 별도의 가이드를 따라서 모터에 의해서 이루어질 수 있다.

이와 달리, θ가 제로 도이며, Z 값이 45도인 무게 중심 불균형 값에 있어서, 제로 + 180 도 = 180도의 위치에 인접한 세번째 프로펠러 추진력 및 네번째 프로펠러 요소들은 반지름 내측 방향으로(radially) 각기 0.5 (45/90) * 1/2 * R(반지름) 만큼 이동한다. 이러한 바가 도 16b에 도시되어 있다.

이와 달리, θ가 45도이고, Z 값이 30도의 무게 중심 불균형 값에 있어서, 45도 + 180 도 = 225도의 위치에 인접하는 2 개의 프로펠러 요소들인 네번째 및 다섯번째 프로펠러 요소들이 요소들은 반지름 내측 방향으로(radially) 가이드된다. 이 때, 225도의 위치와 네번째 프로펠러와는 15 도 차이가 나고 다섯번째 프로펠러와는 225도와 45 도의 차이가 나므로, 네번째 프로펠러가 반지름 내측 방향으로(radially) 이동하는 정도는 45/(15+45) = 75 퍼센트 * (30/90) R이며, 다섯번째 프로펠러가 내측 방향으로 이동하는 정도는 45/(15+45) = 25 퍼센트 * (30/90) R이다. 이러한 바가 도 6c에 도시되어 있다.

따라서, 6 개의 등 간격으로 배치된 프로펠러들을 갖는 헥사 콥터에 있어서, 무인 비행기의 페이로드부에서 적하물의 적재로 인해서 초래되는 무게 불규형 값이, 무게 중심의 방향은 θ이고, 그 불균형의 크기는 Z 크기만큼 기울어 졌을 때에, 예를 들어서, 도 14 형태의 드론(즉, 제 1 프로펠러 요소가 30도에 있고, 제 2 프로펠러 요소가 90도 방향에 있고, 제 3 프로펠러 요소가 120도 방향에 있고, 마지막으로 제 6 프로펠러 요소가 330도 방향에 있음)에서, θ가 30도, 90도, 150도, 210도, 270도, 330도에 있을 때에는 각기, 제 1 내지 제 6 프로펠러 중 θ + 180도에 해당하는 프로펠러 요소를 반지름 내측 방향으로 이동시키며, θ가 30도 내지 90도 간에 있을 때에는 제 4 및 제 5 프로펠러 요소를 내측 지름 방향으로 이동시키고, θ가 90도 내지 150도 간에 있을 때에는 제 5 및 제 6 프로펠러 요소들을 각기 내측 지름 방향으로 이동시키고, θ가 150도 내지 210도 간에 있을 때에는 제 6 및 제 1 프로펠러 요소들을 각기 내측 지름 방향으로 이동시키고, θ가 210도 내지 270도 간에 있을 때에는 제 1 및 제 2 프로펠러 요소들을 각기 내측 지름 방향으로 이동시키고, θ가 270도 내지 330도 간에 있을 때에는 제 2 및 제 3 프로펠러 요소들을 각기 내측 지름 방향으로 이동시키고, θ가 330도 내지 30도 간에 있을 때에는 제 3 및 제 4 프로펠러 요소들을 각기 내측 지름 방향으로 이동시킨다.

이때에, θ + 180의 위치와 인접하는 양 프로펠러의 내측 지름 방향으로의 이동 거리를 다음과 같다. 먼저, θ + 180 보다 작은 값의 배치 각에 배치된 프로펠러 요소(제 1 측 프로펠러 요소, A 각도에 배치됨)이 이동하는 거리 Ds 및 θ + 180보다 큰 값에 있는 프로펠러 요소(제 2 측 프로펠러 요소, B 각도에 배치됨)가 이동하는 거리 Dl은 다음과 같다:

Ds = (B-(θ+180)) /(B-A) * R * (Z/90),

Dl= ((θ+180) -A))/(B-A) * R * (Z/90).

예를 들어서, θ가 120도이고 Z가 20도일 때에, 120 +180 = 300도 근처에 있는 양 프로펠러는 270도에 있는 제 5 프로펠러 및 330도에 있는 제 6 프로펠러 요소이며, 이는 자동으로 컴퓨터에 의해서 판정될 수 있다. 따라서, 제 1 측 프로펠러 요소인 제 5 프로펠러 요소는 (330-(120+180))/(330-270) = 30/60 * R * (20/90) = 0.111 * R만큼 내측으로 이동하고, 제 2 측 프로펠러 요소인 제 5 프로펠러 요소는 ((120+180)-270)/(330-270) = 30/60 * R * (20/90) = 0.111 * R만큼 내측으로 이동한다.

이러한 바를 더 N 개의 프로펠러 요소들을 갖는 멀티 콥터에 적용해보자. 따라서, 360/N 각도 만큼 N 개의 프로펠러 요소들이 등간격으로 배치되어 있다. 이때, 무게 중심의 방향은 θ이고, 그 불균형의 크기는 Z 크기만큼 기울어 졌을 때, θ + 180의 위치와 인접하는 양 프로펠러 요소들의 내측 지름 방향 이동 거리는, θ + 180 보다 작은 값의 배치 각에 배치된 프로펠러 요소(제 1 측 프로펠러 요소, A 각도에 배치됨)이 이동하는 거리 Ds 및 θ + 180보다 큰 값에 있는 프로펠러 요소(제 2 측 프로펠러 요소, B 각도에 배치됨)가 이동하는 거리 Dl은 다음과 같다:

Ds = (B-(θ+180)) /(B-A) * R * (Z/90),

Dl= ((θ+180) -A))/(B-A) * R * (Z/90).

이렇게 프로펠러 요소들 간의 위치들을 조율함으로써 적재물 로딩으로 인한 무게 불균형이 해소될 수 있다.

본 명세서에서 기술된 실시예들에서 사용되는 각종 디바이스들 또는 컴포넌트들 또는 기능부 또는 각종 동작 또는 단계는 임의의 적합한 하드웨어, 펌웨어(예를 들어, 애플리케이션-특정 집적 회로), 소프트웨어, 또는 소프트웨어, 펌웨어, 및 하드웨어의 조합을 이용하여서 구현될 수 있다. 예를 들어서, 이러한 디바이스들의 다양한 컴포넌트들은 단일 집적 회로(IC) 칩 상에 또는 개별 IC 칩들 상에 형성될 수 있다. 또한, 이러한 디바이스들의 다양한 컴포넌트들은 본 발명의 사상 또는 범위를 벗어나지 않은 한에서 플렉시블 인쇄 회로 막, 테이프 캐리어 패키지(TCP), 인쇄 회로 보드(PCB) 등 상에서 구현될 수 있다. 또한, 이러한 디바이스들의 다양한 컴포넌트들은 본 명세서에서 기술되는 다양한 기능들을 수행하기 위해서 컴퓨터 프로그램 인스트럭션들을 실행하고 다른 시스템 컴포넌트들과 상호작용하는, 하나 이상의 컴퓨팅 디바이스들 내의, 하나 이상의 프로세서들 상에서 실행되는, 프로세스 또는 쓰레드일 수 있다. 컴퓨터 프로그램 인스트럭션들은 예를 들어서 랜덤 액세스 메모리 (RAM) 와 같은 표준 메모리 디바이스를 사용하여서 컴퓨팅 디바이스 내에서 구현될 수 있는 메모리 내에 저장된다. 컴퓨터 프로그램 인스트럭션들은 또한 예를 들어서, CD-ROM, 플래시 드라이브, 등과 같은 다른 비-일시적 컴퓨터 판독가능한 매체 내에 저장될 수도 있다. 본 기술 분야의 당업자는 본 발명의 예시적인 실시예들의 사상 및 범위를 벗어나지 않으면서, 다양한 컴퓨팅 디바이스들의 기능들이 단일 컴퓨팅 디바이스 내로 조합 또는 통합되거나, 특정 컴퓨팅 디바이스의 기능들이 하나 이상의 다른 컴퓨팅 디바이스들에 거쳐서 분산될 수 있다는 것을 인식해야 한다.

용어 "제어부"는 데이터 또는 디지털 신호들을 프로세싱하는데 채용된 하드웨어, 펌웨어, 및 소프트웨어의 임의의 조합을 포함하도록 본 명세서에서 사용된다. 프로세싱부 하드웨어는 예를 들어서, ASIC들(애플리케이션 특정 집적 회로들), 범용 또는 특정 목적의 중앙 프로세싱부들 (CPU들), 디지털 신호 프로세서들(DSP들), 그래픽 프로세싱부들 (GPU들), 및 FPGA들(field programmable gate arrays)과 같은 프로그램가능한 로직 디바이스들을 포함할 수 있다. 프로세싱부 내에서, 본 명세서에서 사용된 바와 같이, 각 기능은 해당 기능을 수행하도록 구성된, 즉 하드-와이어된(hard-wired) 하드웨어에 의해서 또는 비일시적 저장 매체 내에 저장된 인스트럭션들을 실행하도록 구성된 CPU와 같은 보다 범용의 하드웨어에 의해서 수행된다. 프로세싱부는 단일 인쇄 회로 보드 (PCB) 상에서 제조되거나, 몇 개의 상호접속된 PCB들에 걸쳐서 분포될 수 있다. 프로세싱부는 다른 프로세싱부들을 포함할 수 있다; 예를 들어서, 프로세싱부는 PCB 상에서 상호접속된 2 개의 프로세싱부들을 포함할 수 있다.

본 명세서에서 "일 실시예"는 설명된 특정 특징, 구조 또는 특성이 적어도 하나의 실시예에 포함됨을 의미한다. 따라서, 이러한 어구는 하나 이상의 실시예를 지칭할 수 있다. 또한, 설명된 특징, 구조 또는 특성은 하나 이상의 실시예에서 임의의 적절한 방식으로 결합될 수 있다. 그러나, 당업자라면 알 수 있는 바와 같이, 본 발명은 하나 이상의 구체적인 설명없이도 구현될 수 있거나, 다른 방법, 리소스, 방식 등으로 구현될 수 있다. 다른 예로서, 본 발명의 측면들을 불명료하게 하는 것을 단지 피하기 위해 잘 알려져 있는 구조, 리소스 또는 동작들은 도시 또는 설명되지 않았다.

이상과 같이 본 발명에서는 구체적인 구성 요소 등과 같은 특정 사항들과 한정된 실시예 및 도면에 의해 설명되었으나 이는 본 발명의 보다 전반적인 이해를 돕기 위해서 제공된 것일 뿐, 본 발명은 상기의 실시예에 한정되는 것은 아니며, 본 발명이 속하는 분야에서 통상적인 지식을 가진 자라면 이러한 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다. 따라서, 본 발명의 사상은 설명된 실시예에 국한되어 정해져서는 아니되며, 후술하는 특허청구범위뿐 아니라 이 특허청구범위와 균등하거나 등가적 변형이 있는 모든 것들은 본 발명 사상의 범주에 속한다고 할 것이다.

Claims

적재물이 적재가능한 무인 비행체로서,
물건 적재부(payload), 및
상기 물건 적재부에 설치되며 상기 물건 적재부에 물건이 적재될 시에 상기 물건 적재부의 무게 불균형을 측정하는 장치를 포함하며,
상기 무게 불균형 측정 장치는,
상기 물건 적재부 하단에 설치된 탄성부 또는 유압부;
상기 탄성부 또는 유압부 상에 배치된 지지체; 및
상기 지지체 내에 내장된 수평 센서를 포함하며,
상기 수평 센서에 의하여 기울기 측정이 완료되면, 상기 탄성부가 하강 후퇴하거나 상기 유압부의 길이가 조절되어서, 상기 탄성부 또는 상기 유압부가 상기 지지체와 물리적으로 분리되는,
무인 비행체.
삭제