KR102652241B1 - 무인 항공기 - Google Patents

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KR102652241B1
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스베인 이븐 블랙스타드
얀 마틴 나이사터
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그리프 에이비에이션 에이에스
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Abstract

전방 단부 피스(130) 및 후방 단부 피스(150)를 갖는 적어도 긴 메인 프레임("백본")(140)을 포함하는 몸체를 갖는 무인 항공기. 상기 단부 피스들은 상기 백본보다 넓고 각각의 로터 암(200)을 위한 결합 설비를 포함하고, 각각의 상기 로터 암은 모터 및 프로펠러 어셈블리를 지지하도록 구성된다. 상기 무인 항공기는 한 쌍의 긴 배터리들(500)을 더 포함한다. 상기 단부 피스들과 상기 백본의 적어도 일부는 상기 백본의 양측에 각각의 전기 배터리들(500)를 분리 가능하게 수용하기 위한 리셉터클들을 형성하고, 여기서, 상기 배터리들, 백본 및 단부 피스들은 길고 실질적으로 직사각형 몸체 어셈블리를 형성한다.

Description

무인 항공기
본 발명은 첨부된 특허 청구 범위의 전제부(preamble)에 명시된 바와 같이 무인 항공기(UAV)에 관한 것이다.
무인, 원격 조종 또는 자율 항공기는 최근 몇 년동안 많은 인기를 얻고 있다. 흔히 드론으로 불리는 이러한 항공기들은 현재 사법 당국과 구조단체의 전문가들에 의해 항공사진 촬영과 감시, 화물 운송 등에 널리 사용되고 있다. 따라서 상대적으로 무거운 짐을 운반할 수 있고, 소형 상태로 현장에 운송될 수 있으며, 신속하게 배치되어 비행 준비를 할 수 있는 드론에 대한 수요가 있다.
종래 기술은 WO 2008/147484 A2를 포함하며, 이는 화물 컨테이너, 육상 차량, 해상 차량, 의료 수송 모듈 등에 결합될 수있는 항공기를 갖는 모듈식 차량을 설명한다. 일 실시 예에서 항공기는 수직 추력 및/또는 수평 추력을 제공할 수있는 주 기체(maim airframe) 주위에 위치하는 복수의 프로펠러들을 갖는다. 하나 이상의 프로펠러는 기체(airframe)에 대해 전방, 후방 및/또는 좌우로 기울어지도록 구성될 수 있다.
종래 기술은 KR10-1527544 B1도 포함하며, 이는 사용하지 않을 때 부피를 줄일 수 있는 드론을 설명한다. 드론 기체(drone airframe)는 장방형(oblong shape)이며, 드론 암들(이에 로터가 장착됨)은 회전식으로 기체(airframe)를 따라 접을 수 있다. 기체의 전방부의 폭이 후방부의 폭보다 넓어서 전방 암들과 후방 암들이 서로 겹치지 않고 나란히 접힐 수 있다.
본 발명의 목적은 드론으로서 유리하게 작동하고, 동체에 고정되거나 슬링으로 무인 항공기에 연결되는 무거운화물을 실을 수 있도록 설계된, 다수의 모터를 장착한 고신뢰성의 장기적으로 안정된 로터 윙 멀티 콥터형의 신속 전개가 가능한 항공기를 제공하는 것이다. 하중은 약 5kg에서 약 500kg 사이 일 수 있다.
본 발명자들은 회전하는 날개 양력 생성 수단을 갖는 신속하게 배치 가능한 항공기, 유리하게는 단일 주 동체로 구현되고 유리하게는 스윙 가능한 암 마운트로 구현되는, 신속하게 배치가능한 무인 멀티 콥터와 같은 신속하게 배치 가능한 무인 항공기(UAV)가 유인 비행기 또는 유인 헬리콥터와 같은 유인 항공기가 높은 위험을 수반하거나 인력 또는 장비에 대한 높은 비용을 수반하거나 그들의 사용을 금지하는 기타 실질적인 한계를 충족시키는 응용분야에서, 특히 불리한 작동 조건 하의 비상 상황에서, 사용하기에 매우 바람직한 유리한 특성 및 기능을 나타낸다는 것을 알았다. 특히, 본 발명의 장치는 빠른 전개를 제공할 수 있고 시간이 지남에 따라 실질적으로 변하지 않는 안정성으로 단 몇 분 안에 작동 준비가 될 수 있다.
본 발명은 주요 청구항에서 설명되고 특징화되며, 종속 청구항은 본 발명의 다른 특징을 설명한다.
전방 단부 피스(130) 및 후방 단부 피스(150)를 갖는 적어도 긴 메인 프레임("백본")(140)을 포함하는 몸체를 갖는 무인 항공기로서, 상기 단부 피스들은 상기 백본보다 넓고 각각의 로터 암(200)을 위한 결합 설비를 포함하고, 각각의 상기 로터 암은 모터 및 프로펠러 어셈블리를 지지하도록 구성되고, 한 쌍의 긴 배터리들(500)을 더 포함하고, 상기 단부 피스들과 상기 백본의 적어도 일부는 상기 백본의 양측에 각각의 전기 배터리들(500)를 분리 가능하게 수용하기 위한 리셉터클들을 형성하고, 여기서, 상기 배터리들, 백본 및 단부 피스들은 길고 실질적으로 직사각형 몸체 어셈블리를 형성하는, 무인 항공기가 제공된다.
일 실시예에서, 각각의 로터 암은 제1 단부에 상기 단부 피스에 결합하도록 구성된 결합 장치를 가지고, 제2 단부에 암 폴딩 힌지의 제1 부분을 가지는 암 내측부, 및 제1 단부에는 상기 모터 및 프로펠러 어셈블리용 어댑터를 가지고, 제2 단부에는 암 폴딩 힌지의 제2 부분을 가지는 암 외측부, 및 상기 암 내측부 및 암 외측부들의 어느 하나에 배치된 변위 가능하고 스프링 편향된(spring biased) 힌지 잠금 장치를 포함한다. 상기 암은 펼쳐진 위치로 정렬될 때 암 내측부 및 암 외측부 중 다른 하나의 구멍에 들어가도록 구성된 스프링 편향된 코터 핀(cotter pin)을 더 포함할 수 있다.
본 발명은 양력 생성 수단을 갖는 항공기용 스윙 가능한 암 마운트를 제공하며, 이 항공기는 유리하게는 멀티 콥터이다.
따라서, 본 발명은 다음의 구성들을 포함하는 본체를 갖는 무인 멀티 콥터를 제공할 수 있다.
- 제1 단부 및 제2 단부를 갖는 단일 경금속 압출 프로파일로 제조된 긴 "백본"(중앙 바디/동체) 및 그 안에 4개의 긴 캐비티들 및 적어도 하나의 외부 "백본" 장측면 및 기타 프로파일 특징부, 예를 들어 카메라 풋 등과 같은 장비에 부착하기 위한 마운팅 트랙,
- "백본"의 제1 단부에 장착하기 위한 전방 단부 피스, 이는 상기 백본보다 더 넓은 폭을 가지고, 로터 암을위한 결합 설비, 선택적으로 언더캐리지(적어도 하나의 다리)를위한 전방 장착 설비를 포함함 적어도 제1 및 제2 전방 숄더를 제공함.
- "백본"의 제2 단부에 장착하기 위한 전방 단부 피스, 이는 상기 백본보다 더 넓은 폭을 가지고, 로터 암을위한 결합 설비, 선택적으로 언더캐리지(적어도 하나의 다리)를위한 후방 장착 설비를 포함함 적어도 제1 및 제2 후방 숄더를 제공함.
- 선수 단부 캡, 선미 단부 캡,
- 전방 장착 설비을 제공하는 선택적인 전방 어댑터 플레이트와 전방 단부 피스 및 선수 단부 캡 사이의 어댑터,
- 후방 장착 설비를 제공하는 선택적 후방 어댑터 플레이트와 후방 단부 피스 및 선미 단부 캡 사이의 어댑터,
- 4 개의 접을 수있는 로터 암들, 각각은 각각의 로터 암은 제1 단부에 상기 단부 피스에 결합하도록 구성된 결합 장치를 가지고, 제2 단부에 암 폴딩 힌지의 제1 부분을 가지는 암 내측부, 및 제1단부에는 상기 모터 및 프로펠러 어셈블리용 어댑터를 가지고, 제2 단부에는 암 폴딩 힌지의 제2 부분을 가지는 암 외측부, 및 상기 암 내측부 및 암 외측부들의 어느 하나에 배치된 변위 가능하고 스프링 편향된(spring biased) 힌지 잠금 장치, 및 펼쳐진 위치로 정렬될 때 암 내측부 및 암 외측부 중 다른 하나의 구멍에 들어가도록 구성된 스프링 편향된 코터 핀(cotter pin), 및 로터 어셈블리 용 어댑터들 각각에 부착된 로터 마운트의 모터상의 프로펠러를 각각 포함하는 4개의 로터 어셈블리들을 포함함.
바람직하게는, 본 발명은 적어도 하나의 긴 에너지 용기, 바람직하게는 전기 배터리를 가지는 무인 멀티 콥터를 제공할 수 있으며, 상기 전기 배터리는 제1 단부, 제2 단부 및 상기 "백본"의 적어도 하나의 장측면에 인접하게 위치하도록 구성된 외부 배터리 장측면을 가지고, 상기 제 1 및 제 2 단부 중 적어도 하나에 상기 전방 단부 피스 및 후방 단부 피스 중 적어도 하나에 배치된 적어도 하나의 협력 부착 수단과 맞물리도록 구성된 부착 장치를 갖는다.
본 발명의 상기 및 다른 특징들은 첨부된 개략도를 참조하여 비제한적인 예로서 주어진 바람직한 형태의 실시 예에 대한 다음의 설명으로부터 명확해질 것이다.
도 1은 비행 준비가 완료된 본 발명에 따른 멀티 콥터 드론의 실시 예를 위에서 본 제1 사시도이다.
도 2는 도 1에 도시된 본 발명에 따른 멀티 콥터 드론의 실시 예를 아래에서 본 제2 사시도이다.
도 3은 도 1 및 도 2에 도시된 본 발명에 따른 멀티 콥터 드론의 실시 예를 위에서 본 제3 사시도로서, 배터리를 드론의 몸체로부터 제거하고 그 위로 올려서 변형한 것이다.
도 4는도 1, 도 2 및 도 3에 도시된 본 발명에 따른 멀티 콥터 드론의 실시 예를 아래에서 본 제4 사시도로서, 배터리를 드론의 몸체로부터 제거하고 그 위로 올려서 변형한 것이다.
도 5는 저장 또는 운송을 위해 완전하고 접힌 본 발명에 따른 멀티 콥터 드론의 실시 예를 위에서 바라본 제1 사시도이다.
도 6은 도 5에 도시된 본 발명에 따른 멀티 콥터 드론의 실시 예를 아래에서 본 예시적인 제2 사시도이다.
도 7은 도 5 및 도 6에 도시된 본 발명에 따른 멀티 콥터 드론의 실시 예를 위에서 본 제3 사시도로서, 드론의 몸체에서 배터리를 제거한 상태로 변형한 것이다.
도 8은 도 5, 도 6 및 도 7에 도시된 본 발명에 따른 멀티 콥터 드론의 실시 예를 위에서 본 제4 사시도로서, 드론의 몸체에서 배터리를 제거한 상태로 변형한 것이다.
도 9는 도 1, 도 2, 도 3 및 도 4에 도시된 본 발명에 따른 멀티 콥터 드론의 실시 예의 주요 구성 요소들을 위에서 바라본 형태로 도시한 제1 분해도이다.
도 10은 도 1, 도 2, 도 3, 도 4 및 도 9에 도시된 본 발명에 따른 멀티 콥터 드론의 실시 예의 주요 구성 요소들을 아래에서 바라본 형태로 도시한 제2 분해도이다.
도 11은 본 발명에 따른 멀티 콥터 드론의 배터리 고정 및 잠금 장치를 해제한 상태로 도시한 제1 상세 사시도다.
도 12는 도 11에 도시한 본 발명에 따른 멀티 콥터 드론의 배터리 고정 및 잠금 장치를 잠금 상태로 도시한 제2 상세 사시도이다.
도 13은 본 발명에 따른 멀티 콥터 드론용 배터리의 단부에 있는 배터리 잠금 장치의 요소들의 제1 상세 사시도이다.
도 14는 본 발명에 따른 멀티 콥터 드론용 로터 암의 전방 암 폴딩 힌지부를 전개된 상태로 도시한 제1 상세 사시도이다.
도 15는 본 발명에 따른 멀티 콥터 드론용 로터 암의 후방 암 폴딩 힌지부를 전개된 상태로 도시한 제1 상세 사시도이다.
도 16은 본 발명에 따른 멀티 콥터 드론용 로터 암의 전방 암 폴딩 힌지부를 접힌 상태로 도시한 제1 상세 사시도이다.
도 17은 본 발명에 따른 멀티 콥터 드론용 로터 암의 후방 방 폴딩 힌지부를 접힌 상태로 도시한 제1 상세 사시도이다.
도 18은 본 발명에 따른 멀티 콥터 드론용 로터 암의 전방 암 폴딩 힌지부를 전개된 상태로 위에서 제1 관점에서 본 제1 단면 상세도이다.
도 19는 도 17에도 예시된 본 발명에 따른 멀티 콥터 드론용 로터 암의 후방 암 폴딩 힌지부를 전개된 상태로 위에서 제2 관점에서 본 제2 단면 상세도이다.
다음 설명은 "수평", "수직", "측면", "앞뒤로", "위아래로", "상부", "하부", "내부", "외부", "전방", "후방" 등과 같은 용어를 사용할 수 있다. 이러한 용어는 일반적으로 본 발명의 정상적인 사용과 관련되고, 도면에 도시된 바와 같은 뷰(view) 및 방향을 지칭한다. 이 용어는 독자의 편의를 위해서만 사용되며 제한되어서는 안 된다.
다음 설명에서 간단하게 하기 위해, 모터 마운트, 모터 및 프로펠러를 포함하는 로터 어셈블리 및 완전한 로터 암을 포함하는 어셈블리가 종종 "암"이라고 지칭된다. 메인 프레임(일반적으로 "백본"이라고 함), 단부 피스, 단부 캡 및 그 위에 장착된 구성 요소를 포함하지만 배터리, 암 및 언더캐리지(undercarriage)가 없는 드론 몸체는 종종 "몸체"라고 종종 지징된다.
먼저, 암(200)이 몸체(100)로부터 전개되고 연장되고 비행을 위해 완전히 전개된 상태에서 잠긴 구성으로 본 발명의 실시 예에 따른 완전한 로터-윙 멀티 콥터를 예시하는 도 1 내지 도 4를 참조한다. 도 1은 길쭉하고 실질적으로 직사각형인 몸체 어셈블리를 형성하기 위해 한 쌍의 배터리(500)가 장착된 몸체(100)와 같은 주요 어셈블리 및 구성 요소를 도시한다. 로터 어셈블리(400)를 갖는 복수의 로터 암(200) 및 복수의 레그(600)를 포함하는 언더캐리지(undercarriage)가 몸체(100)에 장착된다.
도 2는 센서 윈도우들(111)이 있는 전방 단부 캡(110), 선택적 전방 어댑터 플레이트(120), 전방 단부 피스(130), 백본(140), 후방 단부 피스(150), 선택적 후방 어댑터 플레이트(160), 선미 단부 캡(170), 배터리 잠금 장치(190)와 같은 본체 (100)의 구성 요소들 및 서브 어셈블리, 암 내측부(210), 암 외측부(220) 및 암 폴딩 힌지 잠금 장치(230)와 같은 암(200)의 구성 요소들 및 서브 어셈블리, 그리고, 로터 마운트(410), 상부 모터 및 프로펠러 어셈블리(420A), 및 하부 모터 및 프로펠러 어셈블리(420B)와 같은 로터 어셈블리(400)의 구성 요소들 및 서브 어셈블리를 도시한다.
도 3 및 도 4는 몸체 백본(140), 및 전방 암들(200)을 몸체(100)에 안전하게 부착하도록 배치된 전방 단부 피스(130) 상에 배치된 어댑터들을 포함하는 전방 숄더들(131, 132)를 도시한다. 대응하여, 후방 단부 피스(150)는 후방 암(200)을 몸체(100)에 안전하게 부착하기 위해 배치된 후방 단부 피스(150) 상에 배치된 어댑터를 포함하는 후방 숄더들(151, 152)를 포함한다.
전기 연결을 위한 배터리 커넥터(180)는 백본(140)의 적어도 일측에 제공되고, 배터리 상의 정합 전기 커넥터(580)와의 전기적 연결을 제공하도록 구성된다. 배터리 고정 및 잠금 수단 제1 부분(190)은 몸체(100)의 길이방향 축에 실질적으로 수직하고 서로 마주 보는 전방 단부 피스(130) 및 후방 단부 피스(150)의 측면들 각각에 배치된다. 배터리 고정 및 잠금 수단 제1 부분(190)과 협력하고 결합하도록 설계된 배터리 고정 및 잠금 수단 제2 부분(514)은 각각의 배터리(500)의 각각의 단부에 배치된다. 도 3 및도 4를 참조하면, 배터리 고정 및 잠금 수단들(190)의 레버(lever)는 배터리를 잠금 풀기(unlock) 및 해제(release)할 수 있는 위치에 있으며, 서로 마주하고 있으며 배터리(500)가 몸체에 설치되지 않을 때 보이는 전방 단부 피스(130) 및 후방 단부 피스(150)의 측면들의 하단 가장자리에서 돌출된 L 자형 요소로 보여진다는 것에 유의해야 한다.
암들(200)이 몸체(100)에 대해 접히고 접힌 상태로 고정되어 보관 또는 운송 준비가 된 구성으로 본 발명에 따른 로터-윙 멀티 콥터를 나타내는 도 5 내지 도 8을 참조한다. 도 5 내지 도 8은 암 폴딩 힌지 잠금 장치(230)의 잠금 슬라이더(231) 및 잠금 핀(232), 암 내측부(210)의 단부(218) 및 암 외측부(220)의 단부(225)(이들 모두는 토로이드(toroid)의 섹션에 대응하는 형상을 가짐), 암 내측부(210)의 부분(215) 및 암 외측부(220)의 부분(228)(이들은 중공 토로이드 섹션들이고, 암이 접힌 상태에서 전걔된 상태로 접힘 힌지 주위로 회전될때, 각각의 단부들(225, 218)을 각각 수용하기 위해 단부들(225, 218)과 일치하는 형상을 가짐)을 식별한다. 이에 의해, 암의 길이방향 축을 가로 질러 작용하는 토크(torque) 및 전단(shear)과 같은 힘들은, 접힌 위치와 전개 위치 사이를 이동할 때 암 외측부가 회전하는 힌지 핀에 스트레스를 가하지 않고, 암 내측 및 외측 부분(210, 220) 사이에 직접 결합된다.
도 8은 또한 예를 들어 카메라 풋(foot)과 같은 보조 장비가 장착될 수있는 단일 백본(140)의 장착 트랙(145)을 식별한다.
도 1 및 도 2에서 뿐만 아니라 도 5 내지 도 8에서, 배터리 고정 및 잠금 수단(190)의 레버는 배터리를 몸체의 제자리에 잠금 및 고정하기위한 위치에 있으며, 전방 단부 피스(130) 및 후방 단부 피스(150)의 측면들의 하단 가장자리에서 돌출된 도 3 및 도 4에 도시된 L 자형 레버 요소들은 도 1 및 도 2에서 뿐만 아니라 도 5 및 도 6에서, 전방 단부 피스(130) 및 후방 단부 피스(150)의 리세스들에 위치하고 배터리(500)가 몸체에 완전히 설치되었을 때 이들과 배터리의 각각의 인접한 단부 측면들(514) 사이에 실질적으로 숨겨져 있다는 것을 유의해야 한다.
이제 본 발명의 항공기의 멀티 콥터 실시 예의 주요 요소들 및 서브 어셈블리들이 예시되고 식별되는 도 9 및 도 10을 참조한다. 도 9는 선수 단부 캡(110), 선택적인 전방 어댑터 플레이트(120), 전방 단부 피스(130), 배터리에 연결하기 위한 전기 커넥터(180)가 있는 몸체 백본(140), 배터리 고정 및 잠금 장치(190)의 일부가 있는 후방 단부 피스(150), 선택적인 후방 어댑터 플레이트(160), 및 선미 단부 캡(170)과 같은 본체 (100)의 요소들 및 서브 어셈블리들, 암 내측부(210), 암 폴딩 힌지 잠금 장치(230) 및 암 외측부(220)과 같은 로터 암(200)의 요소들 및 서브 어셈블리들, 그리고, 로터 마운트(410), 상부 로터 어셈블리(420A), 및 하부 로터 어셈블리(420B)와 같은 로터(400)의 요소들 및 서브 어셈블리들을 도시한다. 도 10은 암 내측부(210)의 단부(218) 및 암 외측부(220)의 단부(225)(이들 모두는 토로이드의 부분 섹션에 대응하는 형상임), 암 내측부(210)의 부분(215) 및 암 외측부(220)의 부분(228) (이들은 부분적으로 중공 토로이드 형상의 섹션들이고, 암이 접힌 상태에서 전개된 상태로 접힘 힌지 주위로 회전될때, 각각의 단부들(225, 218)을 각각 수용하기 위해 단부들(225, 218)에 대한 보완물로서 일치하는 형상을 가짐)을 식별한다.
이제, 본 발명의 항공기의 멀티 콥터 실시 예의 전방 단부 피스(130) 및 후방 단부 피스(150)의 측면들에 배치될 배터리 잠금 수단(190) 부품의 요소들 및 서브 어셈블리들을 예시하고 식별하는 도 11 및 도 12를 참조하고, 긴 배터리(500)의 단부에서 짧은 측면들(514)에 위치된 배터리 고정 및 잠금 장치 부품의 요소들 및 서브 어셈블리들이 도시되고 식별되는 도 13을 참조한다.
도 11 및 도 12는 레일(191), 그리고 핑거 그랩 개구(196), 레버 회전 축 및 베어링(195), 캐리어 스터드(193), 및 레버 래칭 캠(194)을 갖는 레버(192), 그리고 레버 래칭 핀 및 해제 버튼 어셈블리(198)를 예시하고 식별한다. 편의를 위해 다음으로 배터리(500)의 특징들을 도시하고 식별하는 도 13을 참조한다. 배터리(500)의 특징들은 배터리(500)의 상단 장측면(510), 내부 장측면(511), 외부 장측면(512), 하단 장측면(513) 및 단부 단측면(514)을 포함하고, 단부 단측면(514) 상에서 직선형 제1 리세스 트랙(515) 및 L 자형 제2 리세스 트랙(516)(두 트랙 모두 하단 장측(513)의 가장자리에 단부 개구들을 가짐)을 포함하는 배터리 유지 및 잠금 수단의 부품들을 포함한다. 직선형 제1 리세스 트랙(515)은 배터리(500)가 몸체(100) 상으로 미끄러지도록 제어하기 위해 그 개구에서 레일(191)을 수용할 수 있는 치수를 가지고, 백본(140)의 장측면 옆에 배터리를 위치시키고 배터리의 전기 커넥터(580)를 몸체(100)의 전기 커넥터(180)와 정렬되도록 위치시키기 위해 배터리의 단부 단측면(514)에 위치한다.
L 자형 제2 리세스 트랙(516)의 개구는 도 11에 도시된 바와 같이 잠금 풀기 및 해제 위치에 위치한 레버(192) 상의 캐리어 스터드(193)를 수용할 수 있도록 배터리의 단부 단측면(514)에 위치한다. L 자형 제2 리세스 트랙(516)의 코너는 배터리가 레일(191)을 따라 전기 커넥터(580)가 전기 커넥터(180)와 접촉하려고하는 지점까지 슬레드(sled)될 때 캐리어 스터드(193)와 만나도록 위치된다. 그 지점에서 상기 레버가 회전축 및 베어링(195)을 중심으로 회전할 때까지 캐리어 스터드(193)가 배터리의 추가 이동을 멈춘다. 그런 다음, 배터리 잠금 위치를 향한 레버의 회전은 캐리어 스터드(193)가 원형 경로를 따르게하고, L 자형 제2 리세스 트랙(516)의 수평 부분에 의해 제한되고, 캐리어 스터드(193)는 배터리(500)를 이동시키고, 지렛대의 작용으로 배터리의 상단 장측면(510) 및 하단 장측면(513)이 각각 백본(140)의 상단 장측면 및 하단 장측면과 실질적으로 동일한 높이가 되고, 배터리의 전기 커넥터(580)가 몸체의 전기 커넥터(180)와 완전히 결합되고 연결되는 지점으로 더 이동시킨다.
반대로, 고정 및 잠금 위치에서 몸체(100)에 이미 설치된 배터리(500)의 경우, 잠금 풀기 및 해제 위치를 향한 레버의 회전에 의해, 캐리어 스터드(193)는 반대 방향으로 원형 경로를 따르고, L 자형 제2 리세스 트랙(516)의 수평 부분에 의해 제한되고, 캐리어 스터드(193)는 배터리(500)를 이동시키고, 지렛대의 작용으로 배터리의 상단 장측면(510) 및 하단 장측면(513)이 각각 백본(140)의 상단 장측면 및 하단 장측면에 대해 상승되고, 배터리의 전기 커넥터(580)가 몸체의 전기 커넥터(180)에서 완전히 들어 올려져 분리되는 지점으로 더 이동시킨다. 배터리(500)를 고정하고 잠그기위한 위치에 들어가면, 레버 래칭 캠(194)은 레버 래칭 핀 및 해제 버튼 어셈블리(198)의 스프링 편향된 레버 래칭 핀과 접촉하고, 레버가 레버 래칭 핀이 캠의 루트(root)에 있는 캠의 오목한 부분으로 떨어지는 위치로 회전할 때까지 레버 래칭 핀을 변위시키고, 이에 의해 배터리(500)를 몸체(100)의 제자리에 고정 및 잠그기위한 위치에 고정된 레버(192)를 래치(latch)한다. 캠에 의한 레버 래칭 핀의 변위는 또한 해제 버튼이 각각의 단부 피스(130, 150) 내로 후퇴되도록 레버 래칭 핀 및 해제 버튼 어셈블리(198)의 해제 버튼을 변위시킨다. 캠이 해제 버튼의 후퇴에 영향을 미쳐 숨겨지는 해제 버튼의 측면은 유리하게 신호 색상으로 칠해져 있으므로 각 단부 피스 내로 후퇴하지 않았을 때 잘못 배치되고 래치되지 않은 레버에 대한 명확하게 보이는 신호를 제공한다.
이제, 도 14 및 도 15를 참조한다. 도 14 및 도 15는 암 내부 부품(210)의 내부 단부를 몸체(100)에 수용하고 고정하도록 구성된 전방 단부 피스(130)의 전방 어께 부분(131) 및 후방 단부 피스(150)의 후방 어께 부분(151)을, 그리고 암(200)이 완전히 펼쳐져 비행 준비 상태로 전개될 때 암 내측부(210), 암 외측부(220) 및 암 폴딩 힌지 장치(230)의 배치를 더 상세히 예시하고 식별한다.
이제, 도 16 및 도 17을 참조한다. 도 16 및 도 17은 암 내부 부품(210)의 내부 단부를 몸체(100)에 수용하고 고정하도록 구성된 전방 단부 피스(130)의 전방 어께 부분(131) 및 후방 단부 피스(150)의 후방 어께 부분(151)을, 그리고 암(200)이 완전히 접혀서 보관 또는 운송 준비가 된 때 암 내측부(210), 암 외측부(220) 및 암 폴딩 힌지 장치(230)의 배치를 더 상세히 예시하고 식별한다.
이 배치에는 또한 암 내측부(210)의 외부 단부로부터 돌출되는 유휴 위치(idle position)로부터 암 잠금 핀(232)을 가져 오도록 작동 가능한 잠금 수단 슬라이더(231) 및 암 외측부(220) 상의 암 잠금 핀 수용 개구(221)가 도시되어있다. 이 개구(221) 내부로 암 잠금 핀(232)이 돌출되어 완전히 펼쳐지고 전개된 비행 준비 위치에서 암(200)을 고정한다. 도 16 및 도 17은 각각의 단부 피스(130, 150)로 완전히 후퇴된 해제 버튼들을 추가로 예시하며, 각각의 배터리 고정 및 잠금 수단(190)의 레버(192)가 배터리 (500)를 고정 및 잠그도록 적절하게 배치되었음을 나타낸다.
이제, 도 18 및 19에 대한 참조가 이루어지며, 이는 비행 준비시 이 위치에서 완전히 펼쳐지고 전개되고 고정된 로터 암이 있는 암 폴딩 힌지 및 잠금 장치를 더 자세히 예시하고 식별한다. 암(200)의 접힘을 위한 회전축은 암 외측부(220) 내에 위치된 링 마운트(235A)에 의해 암 내측부(210)에 부착되는 힌지 링(235)에 의해 정의된다. 암 내측부(210)의 링형 캐비티는 힌지 링(235)을 위한 레이스(race)를 형성하여, 완전히 접힌 상태에서 완전히 전개된 위치까지 모든 위치들에서 암 내측부(210)와 암 외측부(220)가 서로에 대해 연결되고 회전할 수 있도록 힌지를 제공한다. 암 잠금 핀(232)은 슬라이더(231)에 연결되고, 스프링(233)은 암 잠금 슬라이더(231)에 바이어스를 제공하여 암 잠금 핀(232)이 암 외측부(220)에 배치된 암 잠금 개구(221)로 돌출되는 유휴 위치(idle position)를 유지하도록 한다.
인터록 버튼(231A)은 인터록 버튼(231A)의 누름에 의해 차단 해제될 때까지 슬라이더(231)의 임의의 부주의한 움직임을 차단하기 위해 암 잠금 슬라이더(231)에 제공된다. 잠금 캠(234)은 슬라이더(231)에 연결되고 힌지 링(235)에 제공된 복수의 잠금 슬롯들(236) 중 하나에 끼워지도록 위치된다. 이에 의해, 잠금 캠(234) 및 잠금 슬롯(236)은 완전히 펼쳐지고 전개된 위치에서 암 부품들을 제 위치에 잠겨 있도록 하기 위한 추가 수단을 증명한다. 암이 완전히 접힐 때 잠금 캠이 잠금 슬롯에 끼워질 수 있도록 힌지 링의 각도 위치에 적어도 하나의 잠금 슬롯(236)이 제공되어 각 암 내측부에 대한 암 외측부의 잠금을 증명하고, 또한 예를 들어, 운송, 유지 보수, 보관 또는 기타 상황을 위해 취급하는 동안에 접힌 위치에서 암이 부주의하게 펼쳐지는 것을 막는 것을 증명한다.
도 18 및 도 19는 또한 예를 들어, 몸체의 단부 피스(예를 들어, 숄더(131), 숄더(132), 숄더(151))에서 일치하는 형상의 테이퍼 오프(tapered off) 개구와 맞도록 형상화된 테이퍼 오프(tapered off) 섹션으로 구성된 암 내측부(210)의 단부(211)을 도시한다. 유리하게는, 암 내측부(210)의 단부(211)는 사다리꼴의 형상에 대응하는 단면 윤곽을 가지며, 단부(211)의 팁에서의 단면은 팁으로부터 더 먼 단면보다 더 작다.
본 발명은 본 발명의 실시 예를 참조하여 예로서 설명되었으며, 본 발명의 발명 원리 및 측면을 구현하는 다른 실시 예도 청구 범위 내에서 고려된다는 것을 이해해야한다. 예를 들어, 본 발명을 구현하는 UAV는 상부 모터 및 프로펠러 어셈블리(420A)만 또는 하부 모터 및 프로펠러 어셈블리(420B)만 포함되는 실시 예일 수 있다. 유사하게, 모터 지지대는 본 명세서에 개시된 것과 다르게 배향될 수 있고, 암 부품은 다른 디자인일 수 있지만, 본 발명을 예시하고 설명하기 위해 단지 하나의 디자인만이 도시되어 있다.

Claims (13)

  1. 몸체(100)와, 로터 암들(200)과, 모터 및 프로펠러 어셈블리들(400, 420A, 420B)를 갖는 무인 항공기로서, 상기 로터 암들은 모터 및 프로펠러 어셈블리를 지지하도록 구성되며; 상기 몸체(110)는 전방 단부 피스(130) 및 후방 단부 피스(150)를 갖는 길쭉한 백본(140)을 포함하며,
    - 상기 단부 피스들(130, 150)은 상기 백본(140)보다 넓고 각각의 로터 암(200)을 위한 결합 설비를 포함하고,
    - 상기 무인 항공기는 한 쌍의 길쭉한 배터리들(500)을 더 포함하고,
    - 상기 단부 피스들(130, 150)과 상기 백본(140)의 적어도 일부는 상기 백본의 양측에 각각의 전기 배터리들(500)를 분리 가능하게 수용하기 위한 리셉터클들을 형성하고, 상기 배터리들, 백본 및 단부 피스들은 길쭉하고 직사각형의 몸체 어셈블리를 형성하고,
    - 각각의 로터 암(200)은 제1 단부에 상기 몸체의 각각의 단부 피스에 결합하도록 구성된 결합 장치를 가지고 제2 단부에 암 폴딩 힌지의 제1 부분을 가지는 암 내측부(210)와, 제1 단부에는 상기 모터 및 프로펠러 어셈블리용 어댑터를 가지고, 제2 단부에는 암 폴딩 힌지의 제2 부분을 가지는 암 외측부(220)와, 상기 암 내측부 및 암 외측부들의 각각의 제2 단부에 배치된 변위 가능하고 스프링 편향된(spring biased) 힌지 잠금 장치(230)를 포함하는, 무인 항공기.
  2. 제1 항에 있어서,
    펼쳐진 위치로 정렬될 때 암 외측부(220)의 구멍에 들어가도록 구성된 스프링 편향된 코터 핀(cotter pin)(232)을 더 포함하는, 무인 항공기.
  3. 제1 항에 있어서,
    상기 전방 및 후방 단부 피스들 중 적어도 하나에 배치된 적어도 하나의 협력 부착 수단과 체결하도록 구성된 부착 장치를 더 포함하는, 무인 항공기.
  4. 제1 항에 있어서,
    상기 배터리(500)의 단부 단측면(514)에 위치한 배터리 고정 및 잠금 장치 부품과의 해제 가능한 잠금 결합을 위해 상기 전방 단부 피스(130) 및 상기 후방 단부 피스(150)의 측면에 배치된 배터리 잠금 수단(190)을 더 포함하는, 무인 항공기.
  5. 제4 항에 있어서,
    상기 배터리(500)는 상단 장측면(510), 내부 장측면(511), 외부 장측면(512), 하단 장측면(513) 및 단부 단측면(514)을 포함하고, 단부 단측면(514)은 직선형 제1 리세스 트랙(515) 및 L 자형 제2 리세스 트랙(516)(두 트랙 모두 하단 장측(513)의 가장자리에 단부 개구들을 가짐)을 포함하는 배터리 유지 및 잠금 수단의 부품들을 포함하는, 무인 항공기.
  6. 제5 항에 있어서,
    상기 직선형 제1 리세스 트랙(515)은 상기 배터리(500)가 상기 몸체(100) 상으로 미끄러지도록 제어하기 위해 상기 제1 리세스 트랙의 개구에서 레일(191)을 수용할 수 있는 치수를 가지고, 상기 백본(140)의 장측면 옆에 상기 배터리를 위치시키고 상기 배터리의 전기 커넥터(580)를 상기 몸체(100)의 전기 커넥터(180)와 정렬되도록 위치시키기 위해 배터리의 단부 단측면(514)에 위치하는, 무인 항공기.
  7. 제6 항에 있어서,
    상기 L 자형 제2 리세스 트랙(516)의 코너가 상기 배터리가 상기 레일(191)을 따라 상기 전기 커넥터(580)가 상기 전기 커넥터(180)와 접촉하려고 하는 지점까지 슬레드(sled)될 때 캐리어 스터드(193)와 만나도록 위치함에 따라 상기 L 자형 제2 리세스 트랙(516)의 개구는 잠금 풀기 및 해제 위치에 위치한 레버(192) 상의 캐리어 스터드(193)를 수용할 수 있도록 배터리의 단부 단측면(514)에 위치하며, 상기 캐리어 스터드(193)는 상기 레버(192)가 상기 레버의 회전축 및 베어링(195)을 중심으로 회전할 때까지 배터리의 추가 이동을 멈추도록 구성되는, 무인 항공기.
  8. 제7 항에 있어서,
    배터리 잠금 위치를 향한 상기 레버의 회전은 상기 캐리어 스터드(193)가 원형 경로를 따르게 하고, 상기 L 자형 제2 리세스 트랙(516)의 수평 부분에 의해 제한되고, 상기 캐리어 스터드(193)는 지렛대 작용으로 상기 배터리(500)를 이동시키도록 구성되어 상기 배터리의 상단 장측면(510) 및 하단 장측면(513)이 각각 상기 백본(140)의 상단 장측면 및 하단 장측면과 동일한 높이가 되고 상기 배터리의 전기 커넥터(580)가 상기 몸체의 전기 커넥터(180)와 완전히 결합되고 연결되는 지점으로 상기 배터리를 더 이동시키는, 무인 항공기.
  9. 제8 항에 있어서,
    상기 배터리(500)가 고정 및 잠금 위치에서 상기 몸체(100)에 이미 설치된 경우, 잠금 풀기 및 해제 위치를 향한 상기 레버의 회전에 의해, 상기 캐리어 스터드(193)는 반대 방향으로 상기 원형 경로를 따르도록 구성되고, 상기 L 자형 제2 리세스 트랙(516)의 수평 부분에 의해 제한되고, 상기 캐리어 스터드(193)는 지렛대 작용으로 상기 배터리(500)를 이동시키도록 구성되어 상기 배터리의 상단 장측면(510) 및 하단 장측면(513)이 각각 상기 백본(140)의 상단 장측면 및 하단 장측면에 대해 상승되고 상기 배터리의 전기 커넥터(580)가 상기 몸체의 전기 커넥터(180)에서 완전히 들어 올려져 분리되는 지점으로 상기 배터리를 더 이동시키는, 무인 항공기.
  10. 제1 항 내지 제9 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 백본은 상기 백본 내에 4개의 길쭉한 캐비티들과 장비를 부착하기 위한 적어도 하나의 외측 백본 장측면을 갖는, 무인 항공기.
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