KR20140125222A - 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체 및 무인 비행체의 기동성 비행 방법 - Google Patents

수직 이착륙이 가능한 무인 비행체 및 무인 비행체의 기동성 비행 방법 Download PDF

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Abstract

수직 이착륙 및 고속 기동이 가능한 무인 비행체 및 무인 비행체의 비행 방법에 관한 기술이 개시된다. 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체는 에어포일부와, 에어포일부에 결합하여 추진력을 발생시키는 복수의 로터부와, 에어포일부의 일 끝단 쪽에 에어포일부의 일면과 수직인 방향으로 결합하는 꼬리 날개부와, 에어포일부의 일 끝단 쪽에 에어포일부의 일면에 결합하여 무인 비행체의 자세를 변화시키는 보조 날개부를 포함한다. 따라서, 복수의 로터부 각각의 회전수를 제어하여 수직 비행에서 수평 비행으로의 천이 비행 또는 수평 비행에서 수직 비행으로의 천이 비행을 수행할 수 있으며, 에어포일부에 의해 발생하는 양력을 이용하여 고속의 수평 비행을 수행할 수 있다.

Description

수직 이착륙이 가능한 무인 비행체 및 무인 비행체의 기동성 비행 방법{UNMANNED AIR VEHICLES FOR PERFORMING VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING, AND METHOD OF MANEUVERABILITY FLIGHT OF UNMANNED AIR VEHICLES}
본 발명은 무인 비행체에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 수직 이착륙 및 고속 기동이 가능한 무인 비행체 및 무인 비행체의 비행 방법에 관한 것이다.
수직 이착륙(Vertical Take-Off Landing: VTOL)이 가능한 무인 비행체(이하, ‘VTOL형태의 무인 비행체’라 함)는 좁은 비행 장소에서 수직 이착륙 및 호버링(hovering) 등을 수행할 수 있으므로, 실내 비행 정찰, 환경 감시, 구조물 탐지 및 통신 중계국 등과 같은 다양한 임무를 정지 비행 중에 수행할 수 있어 민군에서 많은 수요가 있다.
VTOL 형태의 무인 비행체로는, 한국항공우주연구원에서 개발 중인 스마트 무인기, 미군에서 운용하는 복합 로터기인 Osprey, 허니웰의 RQ-16 T-Hawk, 에어로바이런먼트사의 Hummingbird, Parrot사의 Quadcopter Drone 및 Dragonfly사의 Dragonfly X6 등이 대표적인 예이다.
VTOL 형태의 무인 비행체의 핵심 기술은 수직 이착륙을 위해 중력의 반대 방향으로의 양력을 생성하는 방법에 관한 기술이다.
예를 들어, 허니웰의 T-Hawk의 경우, 덕티드 팬(ducted fan)을 통한 수직 양력을 발생시키고 덕티드 팬 내부면의 공력 저항의 비대칭 구조를 활용하여 수평면으로의 운동 벡터를 생성해 내는 방법을 활용한다.
Parrot 사의 Drone의 경우, 기본적으로 네 개의 소형 로터를 정사각의 형태로 배치하여 개별 로터의 4배에 해당하는 양력을 발생시킨 후, 각 로터쌍의 회전량을 변화시켜 피치나 롤축의 회전벡터를 발생시키는 방법으로 수평축 운동을 유도하게 된다. 즉, 요축의 회전벡터 생성을 위해서는 시계-반시계 방향 로터쌍의 회전 모멘트 차분값을 이용하여 헤딩각 변화를 유도해낼 수 있다.
에어로바이런먼트사의 Hummingbird의 경우, 생체 모방형 구동 구조를 이용하여 날개짓 및 날개축 자세 변화를 이용하여 양력과 기체 회전력을 발생시키는 방법을 활용한다.
그러나, 이러한 수직 이착륙과 호버링이 가능한 무인 비행체의 경우, 로터나 플래핑 구조가 양력 발생을 우선적으로 고려하기 때문에 실외 고속 비행이나 빠른 자세 변화가 필요한 고기동 환경에서 충분한 성능을 발휘하지 못한다.
한편, 상술한 바와 같은 VTOL형태의 무인 비행체의 고속, 고기동 환경에서의 단점을 보완하기 위한 방법의 예로, 호버링-전진 비행 간의 천이 비행을 수행하는 스마트 무인기와 미군의 유인 Osprey 등이 있다.
그러나, 이러한 천이 비행 비행체는 시스템 특성상 틸트로터(tiltrotor)를 채택함으로써 제작 및 제어 장치의 설계상의 복잡성과 안정성에 단점을 드러내고 있다. 즉, 고정밀 센서 및 고성능 비행제어컴퓨터를 이용한 제어 등이 필요하기 때문에 소형 무인 비행체에 적용하기 어렵다.
상기와 같은 문제점을 해결하기 위한 본 발명의 목적은, 고속의 수평 비행을 수행하는 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체를 제공하는데 있다.
상기와 같은 문제점을 해결하기 위한 본 발명의 다른 목적은, 수직 이착륙 및 고속의 수평 비행을 수행하는 무인 비행체의 기동성 비행 방법을 제공하는데 있다.
상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 일측면에 따른 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체는, 에어포일부와, 에어포일부에 결합하여 추진력을 발생시키는 복수의 로터부와, 에어포일부의 일 끝단 쪽에 에어포일부의 일면과 수직인 방향으로 결합하는 꼬리 날개부와, 에어포일부의 일 끝단 쪽에 에어포일부의 일면에 결합하여 무인 비행체의 자세를 변화시키는 보조 날개부를 포함한다.
여기에서, 상기 에어포일부는, 복수의 로터부에 의해 발생하는 추진력의 방향에 평행하는 방향으로 세워질 수 있다.
여기에서, 상기 복수의 로터부는, 에어포일부를 기준으로 하여 대칭적으로 결합할 수 있다.
여기에서, 상기 복수의 로터부는, 4개로 구성될 수 있다.
여기에서, 상기 보조 날개부는, 에어포일부에 의해 발생하는 양력을 이용하여 무인 비행체가 수평 비행하는 경우, 무인 비행체의 피치축(pitch axis) 또는 롤축(rool axis)에 기반하여 무인 비행체의 자세를 변화시키는 제 1 보조 날개부와, 무인 비행체의 요축(yaw axis)에 기반하여 무인 비행체의 자세를 변화시키는 제 2 보조 날개부를 포함할 수 있다.
여기에서, 상기 제 1 보조 날개부는, 에어포일부의 일 끝단 쪽에 에어포일부의 일면을 양분하는 축을 기준으로 두 개의 보조 날개의 형태로 장착되어 구동될 수 있다.
여기에서, 상기 제 2 보조 날개부는, 꼬리 날개부의 끝단에 방향타의 형태로 장착되어 구동될 수 있다.
여기에서, 상기 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체는, 복수의 로터부 및 보조 날개부를 제어하여 무인 비행체의 자세를 제어하는 비행 제어장치를 더 포함할 수 있다.
여기에서, 상기 비행 제어장치는, 관성 센서 또는 GPS를 이용하여 무인 비행체의 자세를 센싱하여 산출하는 자세 산출부와, 자세 산출부에 의해 산출된 무인 비행체의 자세에 기반하여 수직 비행 모드, 천이 비행 모드 및 수평 비행 모드 중 어느 하나로 무인 비행체의 비행 모드를 결정하는 비행 모드 결정부와, 비행 모드 결정부에서 결정된 무인 비행체의 비행 모드에 따른 비행 명령을 생성하는 비행 제어부를 포함할 수 있다.
여기에서, 상기 비행 제어장치는, 무인 비행체가 수직 비행 모드 또는 천이 비행 모드에 있는 경우, 비행 명령에 따라 복수의 로터부의 각각에 대한 회전수를 제어하는 로터 회전 제어부를 더 포함할 수 있다.
여기에서, 상기 비행 제어장치는, 무인 비행체가 수평 비행 모드에 있는 경우, 비행 명령에 따라 무인 비행체의 피치축(pitch axis) 또는 롤축(rool axis)에 기반하여 무인 비행체의 자세를 변화시키는 제 1 보조 날개부를 구동하는 제 1 보조 날개 제어부와, 비행 명령에 따라 무인 비행체의 요축(yaw axis)에 기반하여 무인 비행체의 자세를 변화시키는 제 2 보조 날개부를 구동하는 제 2 보조 날개 제어부를 포함할 수 있다.
상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 다른 측면에 따른 무인 비행체의 기동성 비행 방법은, 복수의 로터부에 의해 발생하는 추진력의 방향에 평행하는 방향으로 세워지는 에어포일부에 대칭적으로 결합하는 복수의 로터부에 의해 발생하는 추진력을 양력으로 하여 수직 비행을 수행하는 단계와, 복수의 로터부의 각각에 대한 회전수를 변화시켜 무인 비행체의 자세를 변화시키는 천이 비행을 수행하는 단계와, 천이 비행에 따른 무인 비행체의 자세 변화를 통하여 에어포일부에 의해 발생하는 양력에 기반한 수평 비행을 수행하는 단계를 포함한다.
여기에서, 상기 수평 비행을 수행하는 단계는, 에어포일부의 일 끝단 쪽에 에어포일부의 일면에 결합하여 무인 비행체의 자세를 변화시키는 보조 날개부를 구동시킴으로써, 무인 비행체의 피치축(pitch axis), 롤축(rool axis) 및 요축(yaw axis) 중 어느 하나에 기반하여 무인 비행체의 자세를 변화시킬 수 있다.
여기에서, 상기 수평 비행을 수행하는 단계는, 에어포일부의 일 끝단 쪽에 에어포일부의 일면을 양분하는 축을 기준으로 두 개의 보조 날개의 형태로 장착되는 제 1 보조 날개부를 구동시킴으로써, 무인 비행체의 피치축(pitch axis) 또는 롤축(rool axis)에 기반하여 무인 비행체의 자세를 변화시킬 수 있다.
여기에서, 상기 수평 비행을 수행하는 단계는, 에어포일부의 일 끝단 쪽에 에어포일부의 일면과 수직인 방향으로 결합하는 꼬리 날개부의 끝단에 방향타의 형태로 장착되는 제 2 보조 날개를 구동시킴으로써, 무인 비행체의 요축(yaw axis)에 기반하여 무인 비행체의 자세를 변화시킬 수 있다.
상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 또 다른 측면에 따른 무인 비행체의 기동성 비행 방법은, 복수의 로터부에 의해 발생하는 추진력의 방향에 평행하는 방향으로 세워지는 에어포일부에 의해 발생하는 양력에 기반하여 수평 비행을 수행하는 단계와, 복수의 로터부의 각각에 대한 회전수를 변화시켜 무인 비행체의 자세를 변화시키는 천이 비행을 수행하는 단계와, 천이 비행에 따른 무인 비행체의 자세 변화를 통하여 복수의 로터부에 의해 발생하는 추진력을 양력으로 하여 수직 비행을 수행하는 단계를 포함한다.
여기에서, 상기 천이 비행을 수행하는 단계는, 에어포일부의 일 끝단 쪽에 에어포일부의 일면을 양분하는 축을 기준으로 두 개의 보조 날개의 형태로 장착되는 제 1 보조 날개부를 구동시킴으로써, 무인 비행체의 수평 비행 속도를 감속시킬 수 있다.
상기와 같은 본 발명에 따른 무인 비행체 및 무인 비행체의 기동성 비행 방법은 복수의 로터부 각각의 회전수를 제어하여 수직 비행에서 수평 비행으로의 천이 비행 또는 수평 비행에서 수직 비행으로의 천이 비행을 수행할 수 있으며, 에어포일부에 의해 발생하는 양력을 이용하여 고속의 수평 비행을 수행할 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체는 에어포일부에 의해 발생하는 양력을 이용하는 비틸트로터 형의 무인 비행체로 제작이 용이한 장점이 있다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체의 평면도이다.
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체의 일측면에 대한 정면도이다.
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체의 다른 측면에 대한 정면도이다.
도 4는 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체의 수평 비행을 설명하기 위한 개념도이다.
도 5는 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체의 비행을 제어하는 비행 제어장치의 구성을 설명하기 위한 블록도이다.
도 6은 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체의 기동성 비행 방법을 설명하기 위한 예시도이다.
도 7은 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체의 기동성 비행 방법을 설명하기 위한 흐름도이다.
도 8은 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체의 기동성 비행 방법을 설명하기 위한 다른 예시도이다.
도 9는 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체의 기동성 비행 방법을 설명하기 위한 다른 흐름도이다.
본 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세한 설명에 상세하게 설명하고자 한다. 그러나, 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다. 각 도면을 설명하면서 유사한 참조부호를 유사한 구성요소에 대해 사용하였다.
제1, 제2, A, B 등의 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 상기 구성요소들은 상기 용어들에 의해 한정되어서는 안 된다. 상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다. 예를 들어, 본 발명의 권리 범위를 벗어나지 않으면서 제1 구성요소는 제2 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제2 구성요소도 제1 구성요소로 명명될 수 있다. 및/또는 이라는 용어는 복수의 관련된 기재된 항목들의 조합 또는 복수의 관련된 기재된 항목들 중의 어느 항목을 포함한다.
어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어" 있다거나 "접속되어" 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다. 반면에, 어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "직접 연결되어" 있다거나 "직접 접속되어" 있다고 언급된 때에는, 중간에 다른 구성요소가 존재하지 않는 것으로 이해되어야 할 것이다.
본 출원에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 출원에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.
다르게 정의되지 않는 한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함해서 여기서 사용되는 모든 용어들은 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미를 가지고 있다. 일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥 상 가지는 의미와 일치하는 의미를 가지는 것으로 해석되어야 하며, 본 출원에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다.
이하, 본 발명에 따른 바람직한 실시예를 첨부된 도면을 참조하여 상세하게 설명한다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체의 평면도이다.
도 1을 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체(이하, ‘무인 비행체’라 함)는 에어포일부(100), 중심 앵커부(200), 로터부(300), 꼬리 날개부(400), 비행 제어장치(500) 및 보조 날개부(600, 700)를 포함한다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체가 지면에 착지한 상태에 있는 경우, 위에서 바라본 평면도이다.
무인 비행체는 중심 앵커부(200)를 중심으로 에어포일부(100), 로터부(300), 꼬리 날개부(400), 비행 제어장치(500) 및 보조 날개부(600, 700)의 결합으로 형성된다.
무인 비행체는 복수의 로터부(300)에서 발생하는 추진력을 이용하여 비행이 가능하고, 특히, 수직 이착륙 및 호버링 기능을 수행할 수 있다.
에어포일부(100)는 복수의 로터부(300)에 의해 발생하는 추진력의 방향에 평행하는 방향으로 세워질 수 있다. 즉, 복수의 로터부(300)는 지면과 수직인 방향의 추진력을 발생시킬 수 있고, 에어포일부(100)는 지면과 수직인 방향으로 세워질 수 있다. 또한, 에어포일부(100)는 평판 또는 유선형의 기체 모양과 같이 다양한 형상을 가질 수 있다.
복수의 로터부(300)는 에어포일부(100)를 기준으로 대칭적으로 결합할 수 있다. 예를 들어, 4개의 로터부(300)는 평판 형태의 에어포일부(100)를 기준으로 2개가 하나의 쌍을 이루어 대칭적으로 장착될 수 있다. 여기서, 로터부(300)는 덕티드 팬의 형태를 가질 수 있으며, 로터빔(310)을 통하여 중심 앵커부(200)에 결합할 수 있다.
꼬리 날개부(400)는 에어포일부(100)의 일 끝단 쪽에 에어포일부(100)의 일면과 수직인 방향으로 결합할 수 있다. 꼬리 날개부(400)는 에어포일부(100)의 일면 또는 양면으로 돌출된 형태를 가질 수 있으며, 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체가 수행 비행하는 경우 중심을 유지하도록 하는 기능을 수행할 수 있다.
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체의 일측면에 대한 정면도이고, 도 3은 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체의 다른 측면에 대한 정면도이며, 도 4는 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체의 수평 비행을 설명하기 위한 개념도이다.
도 2는 도 1을 a 방향에서 바라본 무인 비행체의 정면도이고, 도 3은 도 1을 b 방향에서 바라본 무인 비행체의 정면도이다.
도 2 및 도3을 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체는 에어포일부(100)의 일 끝단 쪽에 에어포일부(100)의 일면에 결합하여 무인 비행체의 자세를 변화시키는 보조 날개부(600, 700)를 포함할 수 있다.
또한, 도 2에서 에어포일부(100)는 육각형의 평판의 형태로 도시되었으나, 에어포일부(100)는 공기의 저항을 최소화하면서 수평 비행에 필요한 양력을 발생시키는 다양한 형태를 가질 수 있음은 물론이다. 따라서, 본 발명의 실시예에 따르면, 에어포일부(100)는 무인 비행체의 양력 중심과 무게 중심을 고려하여 다양한 변형이 가능하며, 예를 들어, 평판뿐만 아니라 유선형의 형태를 가질 수 있다.
보조 날개부(600, 700)는 에어포일부(100)에 의해 발생하는 양력을 이용하여 무인 비행체가 수평 비행하는 경우, 무인 비행체의 피치축(pitch axis) 또는 롤축(rool axis)에 기반하여 무인 비행체의 자세를 변화시키는 제 1 보조 날개부(600)와, 무인 비행체의 요축(yaw axis)에 기반하여 무인 비행체의 자세를 변화시키는 제 2 보조 날개부(700)를 포함할 수 있다.
상세하게는, 제 1 보조 날개부(600)는 에어포일부(100)의 일 끝단 쪽에 에어포일부(100)의 일면을 양분하는 축을 기준으로 두 개의 보조 날개의 형태로 장착되어 구동될 수 있다. 또한, 제 2 보조 날개부(700)는 꼬리 날개부(400)의 끝단에 방향타의 형태로 장착되어 구동될 수 있다.
예를 들어, 도 4를 참조하면, 무인 비행체가 수평 비행하는 경우, 무인 비행체는 피치축(pitch axis), 롤축(rool axis) 및 요축(yaw axis)에 기반하여 무인 비행체의 자세를 변환시킬 수 있다.
제 1 보조 날개부(600)는 제 1 보조 날개부(600)가 에어포일부(100)의 일면과 이루는 각도를 변화시켜 무인 비행체가 수평 비행 중에 피치축 또는 롤축을 기준으로 자세를 전환할 수 있도록 한다.
또한, 꼬리 날개부(400)의 끝단에 방향타 형태로 장착되는 제 2 보조 날개부(700)의 방향을 변화시켜 무인 비행체가 수평 비행 중에 요축을 기준으로 자세를 전환할 수 있도록 한다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체는 중심 앵커부(200)의 하단에 장착되는 비행 제어장치(500)를 포함할 수 있다. 비행 제어장치(500)는 무인 비행체의 비행 상태를 제어하는 장치로, 후술하는 도 5를 참조하여 상세히 설명한다. 다만, 본 발명은 비행 제어장치(500)가 장착되는 위치를 특별히 제한하는 것은 아니다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체는 지면에 안정적으로 수직 착륙을 하기 위한 스키드부(800)를 포함할 수 있다. 예를 들어, 스키드부(800)는 중심 앵커부(200)에 결합될 수 있으며, 무인 비행체가 지면에 안정적으로 착지하도록 4개의 다리 형태로 구성될 수 있다.
도 5는 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체의 비행을 제어하는 비행 제어장치(500)의 구성을 설명하기 위한 블록도이다.
도 5를 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 비행 제어장치(500)는 자세 산출부(510), 비행 모드 결정부(520), 비행 제어부(530)를 포함한다.
자세 산출부(510)는 관성 센서 또는 GPS를 이용하여 무인 비행체의 자세를 센싱하여 산출할 수 있다.
비행 모드 결정부(520)는 자세 산출부(510)에 의해 산출된 무인 비행체의 자세에 기반하여 무인 비행체의 비행 모드를 결정할 수 있다. 즉, 비행 모드 결정부(520)는 자세 산출부(510)에 의해 산출된 무인 비행체의 자세에 기반하여 수직 비행 모드, 천이 비행 모드 및 수평 비행 모드 중 어느 하나로 무인 비행체의 비행 모드를 결정할 수 있다.
여기서, 수직 비행 모드는 수직 이착륙 및 호버링하는 경우를 의미하고, 수평 비행 모드는 무인 비행체가 지면과 수평인 방향으로 고속 비행하는 경우를 의미하며, 천이 비행 모드는 수직 비행 모드에서 수평 비행 모드로 전환하거나 수평 비행 모드에서 수직 비행 모드로 전환하는 경우를 의미할 수 있다.
비행 제어부(530)는 비행 모드 결정부(520)에서 결정된 무인 비행체의 비행 모드에 따른 비행 명령을 생성할 수 있다.
상세하게는, 비행 제어부(530)는 수직 비행 제어 모듈(531), 천이 비행 제어 모듈(532) 및 수평 비행 제어 모듈(533)을 포함할 수 있다.
수직 비행 제어 모듈(531)은 무인 비행체가 수직 비행 모드로 비행하는 경우에 복수의 로터부(300)의 회전수에 대한 정보를 포함하는 비행 명령을 생성할 수 있다.
천이 비행 제어 모듈(532)은 무인 비행체가 천이 비행 모드로 비행하는 경우에 복수의 로터부(300) 각각의 회전수에 대한 변화 정보를 포함하는 비행 명령을 생성할 수 있다.
또한, 수평 비행 제어 모듈(533)은 무인 비행체의 피치축(pitch axis) 또는 롤축(rool axis)에 기반하여 무인 비행체의 자세를 변화시키는 제 1 보조 날개부(600)의 구동에 관한 정보 및 무인 비행체의 요축(yaw axis)에 기반하여 무인 비행체의 자세를 변화시키는 제 2 보조 날개부(700)의 구동에 관한 정보를 포함하는 비행 명령을 생성할 수 있다.
더 나아가, 본 발명의 실시예에 따른 비행 제어장치(500)는 로터 회전 제어부(540), 제 1 보조 날개 제어부(550) 및 제 2 보조 날개 제어부(560)를 더 포함할 수 있다.
로터 회전 제어부(540)는 무인 비행체가 수직 비행 모드 또는 천이 비행 모드에 있는 경우, 비행 명령에 따라 복수의 로터부(300)의 각각에 대한 회전수를 제어할 수 있다. 즉, 천이 비행은 각각의 로터부(300)의 회전수의 차이값에 기반하여 수행될 수 있다.
또한, 로터 회전 제어부(540)는 무인 비행체가 수평 비행 모드에 있는 경우 복수의 로터부(300)의 회전수를 제어하여 수평 비행의 속도를 조절할 수도 있다. 즉, 무인 비행체는 복수의 로터부(300)에 의해 발생하는 추진력을 조절하여 수행 비행의 속도를 조절할 수 있다.
한편, 무인 비행체가 수평 비행 모드에 있는 경우에 있어서, 제 1 보조 날개 제어부(550)는 무인 비행체의 피치축(pitch axis) 또는 롤축(rool axis)에 기반하여 무인 비행체의 자세를 변화시키는 제 1 보조 날개부(600)를 구동할 수 있고, 제 2 보조 날개부(700)는 무인 비행체의 요축(yaw axis)에 기반하여 무인 비행체의 자세를 변화시키는 제 2 보조 날개부(700)를 구동할 수 있다. 예컨대, 제 1 보조 날개 제어부(550)는 제 1 보조 날개부(600)를 구동하는 액츄에이터(actuator)를 제어할 수 있고, 제 2 보조 날개 제어부(560)는 제 2 보조 날개를 구동하는 액츄에이터를 제어할 수 있다.
상술한 비행 제어장치(500)의 각 구성부는 설명의 편의상 각각의 구성부로 나열하여 설명하였으나, 각 구성부 중 적어도 두 개가 합쳐져 하나의 구성부로 이루어지거나, 하나의 구성부가 복수개의 구성부로 나뉘어져 기능을 수행할 수 있고 이러한 각 구성부의 통합 및 분리된 실시예의 경우도 본 발명의 본질에서 벋어나지 않는 한 본 발명의 권리범위에 포함된다.
또한, 비행 제어장치(500)에 의해 구현되는 동작은 컴퓨터로 읽을 수 있는 기록매체에 컴퓨터가 읽을 수 있는 프로그램 또는 코드로서 구현하는 것이 가능하다. 컴퓨터가 읽을 수 있는 기록매체는 컴퓨터 시스템에 의해 읽혀질 수 있는 데이터가 저장되는 모든 종류의 기록장치를 포함한다. 또한 컴퓨터가 읽을 수 있는 기록매체는 네트워크로 연결된 컴퓨터 시스템에 분산되어 분산방식으로 컴퓨터로 읽을 수 있는 프로그램 또는 코드가 저장되고 실행될 수 있다.
도 6은 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체의 기동성 비행 방법을 설명하기 위한 예시도이고, 도 7은 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체의 기동성 비행 방법을 설명하기 위한 흐름도이다.
도 6 및 도 7을 참조하여, 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체가 지상에서 수직으로 이륙한 후 수평 비행을 수행하는 과정을 설명한다.
도 6에서 무인 비행체는 지상에 정지한 상태(61)에서 복수의 로터부(300)를 회전시켜 수직으로 이륙하거나 호버링을 수행(62)할 수 있다.
즉, 복수의 로터부(300)에 의해 발생하는 추진력의 방향에 평행하는 방향으로 세워지는 에어포일부(100)에 대칭적으로 결합하는 복수의 로터부(300)에 의해 발생하는 추진력을 양력으로 하여 수직 비행을 수행할 수 있다(S710).
무인 비행체는 수직 비행을 수행하다가 천이 비행(63)을 거쳐 수평 비행(64)을 수행할 수 있다.
상세하게는, 복수의 로터부(300)의 각각에 대한 회전수를 변화시켜 무인 비행체의 자세를 변화시킴으로써 천이 비행(63)을 수행할 수 있다(S720). 즉, 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체는 로터부(300)의 방향을 전환시킴으로써 천이 비행(63)을 수행하는 틸트로터형 무인 비행체와는 차이가 있다.
한편, 천이 비행(63)에 따른 무인 비행체의 자세 변화를 통하여 에어포일부(100)에 의해 발생하는 양력에 기반한 수평 비행(64)을 수행할 수 있다(S730). 따라서, 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체는 고속의 수평 비행을 수행할 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체는 수평 비행 중에 자세를 변화시킬 수 있다.
예를 들어, 에어포일부(100)의 일 끝단 쪽에 에어포일부(100)의 일면에 결합하여 무인 비행체의 자세를 변화시키는 보조 날개부(600, 700)를 구동시킴으로써, 무인 비행체의 피치축(pitch axis), 롤축(rool axis) 및 요축(yaw axis) 중 어느 하나에 기반하여 무인 비행체의 자세를 변화시킬 수 있다.
상세하게는, 에어포일부(100)의 일 끝단 쪽에 에어포일부(100)의 일면을 양분하는 축을 기준으로 두 개의 보조 날개의 형태로 장착되는 제 1 보조 날개부(600)를 구동시킴으로써, 무인 비행체의 피치축(pitch axis) 또는 롤축(rool axis)에 기반하여 무인 비행체의 자세를 변화시킬 수 있다.
또한, 에어포일부(100)의 일 끝단 쪽에 에어포일부(100)의 일면과 수직인 방향으로 결합하는 꼬리 날개부(400)의 끝단에 방향타의 형태로 장착되는 제 2 보조 날개를 구동시킴으로써, 무인 비행체의 요축(yaw axis)에 기반하여 무인 비행체의 자세를 변화시킬 수 있다.
따라서, 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체의 기동성 비행 방법은, 복수의 로터부(300) 각각의 회전수를 제어함으로써 수직 비행에서 수평 비행으로의 천이 비행을 수행할 수 있다. 또한, 에어포일부(100)의 양력을 이용하여 고속의 수평 비행이 가능하며, 수평 비행 중에 자세를 용이하게 변화시킬 수 있다.
도 8은 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체의 기동성 비행 방법을 설명하기 위한 다른 예시도이고, 도 9는 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체의 기동성 비행 방법을 설명하기 위한 다른 흐름도이다.
도 8 및 도 9를 참조하여, 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체가 수평 비행을 수행한 후 지상에 수직으로 착륙하는 과정을 설명한다.
도 8에서 무인 비행체는 에어포일부(100)의 양력을 이용하여 고속의 수평 비행(81)을 수행할 수 있다. 즉, 복수의 로터부(300)에 의해 발생하는 추진력의 방향에 평행하는 방향으로 세워지는 에어포일부(100)에 의해 발생하는 양력에 기반하여 수평 비행을 수행할 수 있다(S910).
또한, 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체는 수평 비행 중에 자세를 변화시킬 수 있다.
예를 들어, 에어포일부(100)의 일 끝단 쪽에 에어포일부(100)의 일면에 결합하여 무인 비행체의 자세를 변화시키는 보조 날개부(600, 700)를 구동시킴으로써, 무인 비행체의 피치축(pitch axis), 롤축(rool axis) 및 요축(yaw axis) 중 어느 하나에 기반하여 무인 비행체의 자세를 변화시킬 수 있다.
상세하게는, 에어포일부(100)의 일 끝단 쪽에 에어포일부(100)의 일면을 양분하는 축을 기준으로 두 개의 보조 날개의 형태로 장착되는 제 1 보조 날개부(600)를 구동시킴으로써, 무인 비행체의 피치축(pitch axis) 또는 롤축(rool axis)에 기반하여 무인 비행체의 자세를 변화시킬 수 있다.
또한, 에어포일부(100)의 일 끝단 쪽에 에어포일부(100)의 일면과 수직인 방향으로 결합하는 꼬리 날개부(400)의 끝단에 방향타의 형태로 장착되는 제 2 보조 날개를 구동시킴으로써, 무인 비행체의 요축(yaw axis)에 기반하여 무인 비행체의 자세를 변화시킬 수 있다.
무인 비행체는 수평 비행(81)을 수행하다가 천이 비행(82)을 거쳐 수직 비행 또는 호버링(83)을 수행할 수 있다.
상세하게는, 복수의 로터부(300)의 각각에 대한 회전수를 변화시켜 무인 비행체의 자세를 변화시킴으로써 천이 비행(82)을 수행할 수 있다(S920). 즉, 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체는 로터부(300)의 방향을 전환시킴으로써 천이 비행(83)을 수행하는 틸트로터형 무인 비행체와는 차이가 있다.
한편, 수평 비행에서 수직 비행으로의 천이 비행을 수행하기 이전에, 에어포일부(100)의 일 끝단 쪽에 에어포일부(100)의 일면을 양분하는 축을 기준으로 두 개의 보조 날개의 형태로 장착되는 제 1 보조 날개부(600)를 구동시킴으로써, 무인 비행체의 수평 비행 속도를 감속시킬 수 있으며, 이를 통하여 천이 비행이 안정적으로 수행되도록 할 수 있다.
또한, 천이 비행(82)에 따른 무인 비행체의 자세 변화를 통하여 복수의 로터부(300)에 의해 발생하는 추진력을 양력으로 하여 수직 비행 또는 호버링(83)을 수행할 수 있다.
한편, 수직 비행 또는 호버링(83)을 수행하던 무인 비행체는 복수의 로터부(300)의 회전수를 감소시킴으로써 지상에 착륙(84)할 수 있다.
따라서, 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체의 기동성 비행 방법은, 복수의 로터부(300) 각각의 회전수를 제어함으로써 수평 비행에서 수직 비행으로의 천이 비행을 수행할 수 있다.
상술한 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체 및 무인 비행체의 기동성 비행 방법은, 복수의 로터부 각각의 회전수를 제어하여 수직 비행에서 수평 비행으로의 천이 비행 또는 수평 비행에서 수직 비행으로의 천이 비행을 수행할 수 있으며, 에어포일부에 의해 발생하는 양력을 이용하여 고속의 수평 비행을 수행할 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 무인 비행체는 에어포일부(100)에 의해 발생하는 양력을 이용하는 비틸트로터 형의 무인 비행체로 제작이 용이한 장점이 있다.
상기에서는 본 발명의 바람직한 실시예를 참조하여 설명하였지만, 해당 기술 분야의 숙련된 당업자는 하기의 특허 청구의 범위에 기재된 본 발명의 사상 및 영역으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있음을 이해할 수 있을 것이다.
100: 에어포일부 200: 중심 앵커부
300: 로터부 310: 로터빔
400: 꼬리 날개부 500: 비행 제어장치
510: 자세 산출부 520: 비행 모드 결정부
530: 비행 제어부 531: 수직 비행 제어 모듈
532: 천이 비행 제어 모듈 533: 수평 비행 제어 모듈
540: 로터 회전 제어부 550: 제 1 보조 날개 제어부
560: 제 2 보조 날개 제어부 600: 제 1 보조 날개부
700: 제 2 보조 날개부 800: 스키드부

Claims (18)

  1. 무인 비행체에 있어서,
    에어포일부;
    상기 에어포일부에 결합하여 추진력을 발생시키는 복수의 로터부;
    상기 에어포일부의 일 끝단 쪽에 상기 에어포일부의 일면과 수직인 방향으로 결합하는 꼬리 날개부; 및
    상기 에어포일부의 일 끝단 쪽에 상기 에어포일부의 일면에 결합하여 상기 무인 비행체의 자세를 변화시키는 보조 날개부를 포함하는 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체.
  2. 청구항 1에 있어서,
    상기 에어포일부는,
    상기 복수의 로터부에 의해 발생하는 추진력의 방향에 평행하는 방향으로 세워지는 것을 특징으로 하는 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체.
  3. 청구항 1에 있어서,
    상기 복수의 로터부는,
    상기 에어포일부를 기준으로 하여 대칭적으로 결합하는 것을 특징으로 하는 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체.
  4. 청구항 3에 있어서,
    상기 복수의 로터부는,
    4개로 구성되는 것을 특징으로 하는 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체.
  5. 청구항 1에 있어서,
    상기 보조 날개부는,
    상기 에어포일부에 의해 발생하는 양력을 이용하여 상기 무인 비행체가 수평 비행하는 경우,
    상기 무인 비행체의 피치축(pitch axis) 또는 롤축(rool axis)에 기반하여 상기 무인 비행체의 자세를 변화시키는 제 1 보조 날개부 ; 및
    상기 무인 비행체의 요축(yaw axis)에 기반하여 상기 무인 비행체의 자세를 변화시키는 제 2 보조 날개부를 포함하는 것을 특징으로 하는 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체.
  6. 청구항 5에 있어서,
    상기 제 1 보조 날개부는,
    상기 에어포일부의 일 끝단 쪽에 상기 에어포일부의 일면을 양분하는 축을 기준으로 두 개의 보조 날개의 형태로 장착되어 구동되는 것을 특징으로 하는 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체.
  7. 청구항 5에 있어서,
    상기 제 2 보조 날개부는,
    상기 꼬리 날개부의 끝단에 방향타의 형태로 장착되어 구동되는 것을 특징으로 하는 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체.
  8. 청구항 1에 있어서,
    상기 복수의 로터부 및 상기 보조 날개부를 제어하여 상기 무인 비행체의 자세를 제어하는 비행 제어장치를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체.
  9. 청구항 8에 있어서,
    상기 비행 제어장치는,
    관성 센서 또는 GPS를 이용하여 상기 무인 비행체의 자세를 센싱하여 산출하는 자세 산출부;
    상기 자세 산출부에 의해 산출된 상기 무인 비행체의 자세에 기반하여 수직 비행 모드, 천이 비행 모드 및 수평 비행 모드 중 어느 하나로 상기 무인 비행체의 비행 모드를 결정하는 비행 모드 결정부;
    상기 비행 모드 결정부에서 결정된 상기 무인 비행체의 비행 모드에 따른 비행 명령을 생성하는 비행 제어부를 포함하는 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체.
  10. 청구항 9에 있어서,
    상기 비행 제어장치는,
    상기 무인 비행체가 수직 비행 모드 또는 천이 비행 모드에 있는 경우,
    상기 비행 명령에 따라 상기 복수의 로터부의 각각에 대한 회전수를 제어하는 로터 회전 제어부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체.
  11. 청구항 9에 있어서,
    상기 비행 제어장치는,
    상기 무인 비행체가 수평 비행 모드에 있는 경우,
    상기 비행 명령에 따라 상기 무인 비행체의 피치축(pitch axis) 또는 롤축(rool axis)에 기반하여 상기 무인 비행체의 자세를 변화시키는 제 1 보조 날개부를 구동하는 제 1 보조 날개 제어부; 및
    상기 비행 명령에 따라 상기 무인 비행체의 요축(yaw axis)에 기반하여 상기 무인 비행체의 자세를 변화시키는 제 2 보조 날개부를 구동하는 제 2 보조 날개 제어부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 수직 이착륙이 가능한 무인 비행체.
  12. 무인 비행체의 비행 방법에 있어서,
    복수의 로터부에 의해 발생하는 추진력의 방향에 평행하는 방향으로 세워지는 에어포일부에 대칭적으로 결합하는 상기 복수의 로터부에 의해 발생하는 추진력을 양력으로 하여 수직 비행을 수행하는 단계;
    상기 복수의 로터부의 각각에 대한 회전수를 변화시켜 상기 무인 비행체의 자세를 변화시키는 천이 비행을 수행하는 단계; 및
    상기 천이 비행에 따른 상기 무인 비행체의 자세 변화를 통하여 상기 에어포일부에 의해 발생하는 양력에 기반한 수평 비행을 수행하는 단계를 포함하는 무인 비행체의 기동성 비행 방법.
  13. 청구항 12에 있어서,
    상기 수평 비행을 수행하는 단계는,
    상기 에어포일부의 일 끝단 쪽에 상기 에어포일부의 일면에 결합하여 상기 무인 비행체의 자세를 변화시키는 보조 날개부를 구동시킴으로써,
    상기 무인 비행체의 피치축(pitch axis), 롤축(rool axis) 및 요축(yaw axis) 중 어느 하나에 기반하여 상기 무인 비행체의 자세를 변화시키는 것을 특징으로 하는 무인 비행체의 기동성 비행 방법.
  14. 청구항 13에 있어서,
    상기 수평 비행을 수행하는 단계는,
    상기 에어포일부의 일 끝단 쪽에 상기 에어포일부의 일면을 양분하는 축을 기준으로 두 개의 보조 날개의 형태로 장착되는 제 1 보조 날개부를 구동시킴으로써,
    상기 무인 비행체의 피치축(pitch axis) 또는 롤축(rool axis)에 기반하여 상기 무인 비행체의 자세를 변화시키는 것을 특징으로 하는 무인 비행체의 기동성 비행 방법.
  15. 청구항 13에 있어서,
    상기 수평 비행을 수행하는 단계는,
    상기 에어포일부의 일 끝단 쪽에 상기 에어포일부의 일면과 수직인 방향으로 결합하는 꼬리 날개부의 끝단에 방향타의 형태로 장착되는 제 2 보조 날개를 구동시킴으로써,
    상기 무인 비행체의 요축(yaw axis)에 기반하여 상기 무인 비행체의 자세를 변화시키는 것을 특징으로 하는 무인 비행체의 기동성 비행 방법.
  16. 무인 비행체의 비행 방법에 있어서,
    복수의 로터부에 의해 발생하는 추진력의 방향에 평행하는 방향으로 세워지는 에어포일부에 의해 발생하는 양력에 기반하여 수평 비행을 수행하는 단계;
    상기 복수의 로터부의 각각에 대한 회전수를 변화시켜 상기 무인 비행체의 자세를 변화시키는 천이 비행을 수행하는 단계; 및
    상기 천이 비행에 따른 상기 무인 비행체의 자세 변화를 통하여 상기 복수의 로터부에 의해 발생하는 추진력을 양력으로 하여 수직 비행을 수행하는 단계를 포함하는 무인 비행체의 기동성 비행 방법.
  17. 청구항 16에 있어서,
    상기 수평 비행을 수행하는 단계는,
    상기 에어포일부의 일 끝단 쪽에 상기 에어포일부의 일면에 결합하여 상기 무인 비행체의 자세를 변화시키는 보조 날개부를 구동시킴으로써,
    상기 무인 비행체의 피치축(pitch axis), 롤축(rool axis) 및 요축(yaw axis) 중 어느 하나에 기반하여 상기 무인 비행체의 자세를 변화시키는 것을 특징으로 하는 무인 비행체의 기동성 비행 방법.
  18. 청구항 16에 있어서,
    상기 천이 비행을 수행하는 단계는,
    상기 에어포일부의 일 끝단 쪽에 상기 에어포일부의 일면을 양분하는 축을 기준으로 두 개의 보조 날개의 형태로 장착되는 제 1 보조 날개부를 구동시킴으로써,
    상기 무인 비행체의 수평 비행 속도를 감속시키는 것을 특징으로 하는 무인 비행체의 기동성 비행 방법.
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Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105346714A (zh) * 2015-09-29 2016-02-24 上海圣尧智能科技有限公司 一种垂直起降无人机
KR20160070033A (ko) * 2014-12-09 2016-06-17 한국항공우주연구원 수직 이착륙 무인기 및 이의 자세제어 방법
WO2016153223A1 (ko) * 2015-03-20 2016-09-29 주식회사 민토시스 무인기를 활용한 유저 모니터링 시스템
KR20160120997A (ko) 2015-04-09 2016-10-19 주식회사 신드론 로터부의 비상정지기능을 갖는 무인 비행체
WO2017188587A1 (ko) * 2016-04-27 2017-11-02 한국항공우주연구원 기울기 제어 날개를 가지는 비행체
CN109850139A (zh) * 2017-11-30 2019-06-07 贝尔直升机德事隆公司 用于飞行模式通知的系统和方法
KR102019634B1 (ko) 2018-04-20 2019-09-06 이해곤 유리닦이와 물류배송을 겸용한 드론
KR20230166258A (ko) 2022-05-30 2023-12-07 주식회사 플라나 열교환기 및 이를 포함하는 비행기

Cited By (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20160070033A (ko) * 2014-12-09 2016-06-17 한국항공우주연구원 수직 이착륙 무인기 및 이의 자세제어 방법
WO2016153223A1 (ko) * 2015-03-20 2016-09-29 주식회사 민토시스 무인기를 활용한 유저 모니터링 시스템
KR20160120997A (ko) 2015-04-09 2016-10-19 주식회사 신드론 로터부의 비상정지기능을 갖는 무인 비행체
CN105346714A (zh) * 2015-09-29 2016-02-24 上海圣尧智能科技有限公司 一种垂直起降无人机
WO2017188587A1 (ko) * 2016-04-27 2017-11-02 한국항공우주연구원 기울기 제어 날개를 가지는 비행체
CN109071013A (zh) * 2016-04-27 2018-12-21 韩国航空宇宙研究院 具有控制斜坡的机翅的飞行体
US11325694B2 (en) 2016-04-27 2022-05-10 Korea Aerospace Research Institute Aerial vehicle having incline-controllable wings
CN109850139A (zh) * 2017-11-30 2019-06-07 贝尔直升机德事隆公司 用于飞行模式通知的系统和方法
CN109850139B (zh) * 2017-11-30 2022-06-14 贝尔直升机德事隆公司 用于飞行模式通知的系统和方法
KR102019634B1 (ko) 2018-04-20 2019-09-06 이해곤 유리닦이와 물류배송을 겸용한 드론
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