KR20170058526A

KR20170058526A - 원반형 무인항공기

Info

Publication number: KR20170058526A
Application number: KR1020150162192A
Authority: KR
Inventors: 하태훈
Original assignee: 하태훈
Priority date: 2015-11-19
Filing date: 2015-11-19
Publication date: 2017-05-29
Also published as: KR101805988B1

Abstract

본 발명은 원반형 무인항공기에 관한 것으로, 본 발명에 따르면, 복수의 제1 관통부가 형성된 상단 바디, 상단 바디의 하부에 배치되며 제1 관통부와 대응되는 위치에 복수의 제2 관통부가 형성되며, 상단 바디와 결합되어 내부에 공간을 형성하도록 하는 하단 바디, 상단 및 하단 바디의 외주면을 감싸도록 형성되며, 상단 및 하단 바디의 진동을 흡수하는 댐퍼부, 제1 관통부와 제2 관통부 사이에 배치되는 에어터널부, 에어터널부 내측에 배치되는 프로펠러부, 상단 바디에 고정되며, 플로펠러부에 동력을 제공하는 전원부 및 하단 바디에 고정되며, 프로펠러부를 제어하는 제어부를 포함하는 원반형 무인항공기에 관한 것이다.

Description

원반형 무인항공기{DISK SHAPED DRONE}

본 발명은 원반형 무인항공기에 관한 것으로, 특히 안전성과 비행효율을 높인 원반형 무인항공기에 관한 것이다.

최근 들어, 군용, 연구용, 탐색용 등과 같이 다양한 목적을 위한 경량 무인비행체가 개발되어가고 있다.

이러한 경량 무인비행체는 용도에 따라 다양한 구조 및 형태로 개발되어 널리 사용되고 있으나, 최근 4개의 프로펠러를 구동시키면서 제자리에서 움직이지 않고 떠있는 호버링 기능이 있는 멀티콥터 제품이 개발되어 널리 사용되고 있다.

한국등록특허공보 10-1366310의 멀티콥터는 협동하여 회전동력을 발생시키는 한 쌍의 제1 엔진과 제2 엔진이 탑재된 프레임부, 프레임부에서 발생하는 회전동력을 전달받아 회전하는 로터 회전부, 및 프레임부의 회전동력을 로터 회전부에 전달하는 동력전달부로 구성됨에 따라 한 쌍의 엔진동력 중, 어느 하나의 엔진동력에 이상이 생기더라도 나머지 하나의 엔진동력이 계속해서 작동하기 때문에 안전하게 회수될 수 있다.

이와 같은 멀티콥터는 로터 회전부 및 동력 전달부가 고정되어 있어, 휴대 및 보관이 용이하지 않는 단점이 있다.

또한, 상기 멀티콥터는 비행 중 배터리가 방전 또는 전기계통에 문제가 생길 시 빠른 속도로 추락하면서 사람 또는 자동차 등과 충돌하여 큰 사고로 이어질 수 있는 문제점이 있다.

본 발명이 해결하고자 하는 과제는 충돌 시 기체충격 및 안전사고 발생을 최소화하고, 에어터널구조를 적용하여 비행효율을 높인 원반형 무인항공기를 제공하는 데 있다.

상기 과제를 해결하기 위하여, 본 발명은 탄소섬유를 포함하는 재료로 형성되며, 복수의 제1 관통부가 형성된 상단 바디; 상기 상단 바디의 하부에 배치되며, 상기 제1 관통부와 대응되는 위치에 탄소섬유를 포함하는 재료로 형성되고, 복수의 제2 관통부가 형성되며, 상기 상단 바디와 결합되어 내부에 공간을 형성하도록 하는 하단 바디; 상기 상단 및 하단 바디의 외주면을 감싸도록 형성되며, 상기 상단 및 하단 바디의 진동을 흡수하는 댐퍼부; 상기 제1 관통부와 상기 제2 관통부 사이에 배치되는 에어터널부; 상기 에어터널부 내측에 배치되는 프로펠러부; 상기 상단 바디에 고정되며, 상기 플로펠러부에 동력을 제공하는 전원부; 및 상기 하단 바디에 고정되며, 상기 프로펠러부를 제어하는 제어부를 포함하는 원반형 무인항공기를 제공할 수 있다.

상기 원반형 무인항공기는 상기 하단 바디의 하부에 착륙시 펼쳐지고, 이륙 후 접히도록 장착되는 랜딩스키드를 더 포함하되, 상기 랜딩스키드는 상기 하단 바디에 고정되는 결합부; 상기 결합부와 접히도록 힌지결합되는 지지부; 및 상기 지지부의 끝단에 설치되는 랜딩바를 포함하며, 상기 랜딩바 양측 내부에 설치되는 2개의 실린더; 및 상기 실린더 내에 상기 실린더 내측 벽에 고정되도록 내재되어 비상상황 시 펼쳐지는 낙하산; 상기 실린더와 상기 랜딩바 사이에 설치되어 복원력을 통해 상기 실린더의 일부를 상기 랜딩바 바깥쪽으로 밀어내는 탄성부재; 상기 실린더 끝단에 상기 낙하산과 연결되어 상기 실린더 내의 압력을 유지하도록 설치되는 덮개; 상기 랜딩바와 상기 실린더 사이에 상기 실린더가 상기 랜딩바의 바깥방향으로 이동할 때 압축되는 고압의 공기를 상기 실린더에 공급하는 공기공급관; 상기 랜딩바에 설치되는 제1 후크; 및 상기 제1 후크와 결합되도록 상기 실린더에 설치되는 제2 후크를 포함하며, 상기 제어부는 비상상황 발생시 상기 제1 후크를 동작시켜 상기 제1 후크에서 상기 제2 후크가 이탈되도록 제어하고, 하나의 랜딩바 내부에 설치된 2개의 낙하산이 먼저 펼쳐지도록 하며, 이후에 나머지 랜딩바에 설치된 2개의 낙하산이 펼쳐지도록 제어할 수 있다.

상기 원반형 무인항공기는 상기 상단 바디에 설치되며, 상기 제1 관통부로 유입되는 이물질을 방지하는 제1 안전망 및 상기 하단 바디에 설치되며, 상기 제2 관통부로 유입되는 이물질을 방지하는 제2 안전망을 더 포함할 수 있다.

본 발명의 실시 예에 따른 원반형 무인항공기는 상단 바디와 하단 바디가 유선형으로 형성되고, 내측에 프로펠러 모듈이 설치되는 에어터널부가 구비되어 비행 효율을 높일 수 있다.

또한, 본 발명의 실시 예에 따른 원반형 무인항공기는 랜딩스키드에 낙하산이 장착되어 내부 장치 오류 또는 배터리 소모에 의한 추락상황이 발생할 경우 낙하산이 동작되어 사고에 따른 위험을 최소화 시킬 수 있다.

도 1은 본 발명의 실시 예에 따른 원반형 무인항공기를 도시한 사시도.
도 2는 도 1에 도시된 원반형 무인항공기의 배면을 도시한 사시도.
도 3은 도 1 및 도 2에 도시된 원반형 무인항공기를 분해하여 도시한 분해사시도.
도 4는 도 1에 도시된 프로펠러 모듈을 상세히 도시한 사시도.
도 5는 도 1에 도시된 랜딩바에 낙하산이 설치된 것을 도시한 단면도.
도 6 및 도 7은 도 5에 도시된 낙하산이 펼쳐지는 단계를 설명하기 위한 도면들.

이하, 도면을 참조한 본 발명의 설명은 특정한 실시 형태에 대해 한정되지 않으며, 다양한 변환을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있다. 또한, 이하에서 설명하는 내용은 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변환, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.

이하의 설명에서 제1, 제2 등의 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용되는 용어로서, 그 자체에 의미가 한정되지 아니하며, 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다.

본 명세서 전체에 걸쳐 사용되는 동일한 참조번호는 동일한 구성요소를 나타낸다.

본 발명에서 사용되는 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 또한, 이하에서 기재되는 "포함하다", "구비하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것으로 해석되어야 하며, 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.

이하, 본 발명의 실시 예를 첨부한 도 1 내지 도 7을 참조하여 상세히 설명하기로 한다.

도 1은 본 발명의 실시 예에 따른 원반형 무인항공기를 도시한 사시도이고, 도 2는 도 1에 도시된 원반형 무인항공기의 배면을 도시한 사시도이며, 도 3은 도 1 및 도 2에 도시된 원반형 무인항공기를 분해하여 도시한 분해사시도이다.

도 1을 참조하면, 본 발명에 따른 원반형 무인항공기는 상단 바디(10), 하단 바디(40), 댐퍼부(30), 에어터널부(60), 프로펠러부(100), 전원부(70), 랜딩스키드(120), 속도감지센서(150), 자이로센서(160) 및 제어부(90)를 포함할 수 있다.

구체적으로, 상단 바디(10)는 원반형으로 형성되며 무인항공기의 상부에 위치한다. 상단 바디(10)는 외측 상부면이 유선형으로 볼록하게 형성되며, 하부면은 오목하게 형성될 수 있다. 상단 바디(10)의 상부면은 유선형으로 볼록하게 형성되어 비행 중 공기저항을 최소화하여 비행 효율을 높일 수 있다. 또한, 상단 바디(10)의 하부면이 오목하게 형성되어 전원부(70)가 내재되도록 할 수 있다.

상단 바디(10)는 무게가 가벼운 탄소섬유 소재로 형성된다. 탄소섬유의 소재는 가볍고, 뒤틀림이 없으며, 강도가 우수하여 본 발명의 바디를 형성하는 주요 소재로 사용되는 데 적합하다. 상단 바디(10)는 탄소섬유 소재뿐만 아니라 강도가 우수하고, 무게가 가벼운 재료가 사용될 수 있다.

상단 바디(10)는 제1 관통부(20)가 형성될 수 있다. 제1 관통부(20)는 4개 관통홀(20a, 20b, 20c, 20d)들이 구비되며, 2개의 관통홀이 서로 대칭을 이루도록 형성되어 비행 시 균형을 유지할 수 있도록 한다.

하단 바디(40)는 상단 바디(10)와 같이 원반형으로 형성되며 무인항공기의 하부에 위치한다. 하단 바디(40)는 외측 하부면이 유선형으로 볼록하게 형성되며, 상부면은 오목하게 형성될 수 있다. 이를 통해, 하단 바디(40)와 상단 바디(10) 결합 시 내부에 전원부(70) 및 제어부(90)가 설치되는 공간이 형성된다. 하단 바디(40)는 하부면이 상단 바디(10)와 같이 유선형으로 형성되어 비행 중 공기저항을 최소화하여 비행 효율을 높일 수 있다. 이때, 제어부(90)는 하단 바디(40)에 설치된다.

하단 바디(40)는 무게가 가벼운 탄소섬유 소재로 형성된다. 하단 바디(40)는 탄소섬유 소재뿐만 아니라 강도가 우수하고, 무게가 가벼운 재료가 사용될 수 있다.

하단 바디(40)는 제2 관통부(50)가 형성될 수 있다. 제2 관통부(50)는 4개 관통홀(50a, 50b, 50c, 50d)들이 구비되며, 2개의 관통홀이 서로 대칭을 이루도록 형성되어 비행 시 균형을 유지할 수 있도록 한다. 이때, 제2 관통부(50)는 제1 관통부(20)와 대응되는 위치에 중첩되도록 형성된다.

댐퍼부(30)는 상단 및 하단 바디(10, 40)의 외주면을 감싸도록 릴 형상으로 형성된다. 댐퍼부(30)는 상단 및 하단 바디(10, 40)의 진동을 흡수할 뿐만 아니라, 충돌 시 충돌 물체와 상단, 하단 바디 및 각종 부속의 피해를 최소화하도록 할 수 있다. 댐퍼부(30)는 충격흡수를 위해 우레탄 등의 충격흡수 소재가 사용될 수 있다.

에어터널부(60)는 제1 관통부(20)와 제2 관통부(50) 사이에 배치될 수 있다. 에어터널부(60)는 4개의 에어터널(60a, 60b, 60c, 60d)이 구비되며, 각각의 에어터널들(60a, 60b, 60c, 60d)은 제1 관통부(20)의 관통홀들(20a, 20b, 20c, 20d)과 제2 관통부(50)의 관통홀(50a, 50b, 50c, 50d)을 연결하도록 형성된다. 이때, 각 에어터널부(60)에는 프로펠러부(100)가 설치될 수 있다. 에어터널부(60)는 프로펠러부(100)의 추진력 손실을 최소화할 수 있도록 원통형의 터널구조로 형성된다.

에어터널부(60)는 무게가 가벼운 탄소섬유 소재로 형성된다. 탄소섬유의 소재는 가볍고, 뒤틀림이 없으며, 강도가 우수한 장점이 있다. 에어터널부(60)는 탄소섬유 소재뿐만 아니라 강도가 우수하고, 무게가 가벼운 재료가 사용될 수 있다.

프로펠러부(100)는 4개의 프로펠러 모듈(110a, 110b, 110c, 110d)이 각각의 에어터널(60a, 60b, 60c, 60d)에 설치될 수 있다. 프로펠러부(100)는 양력을 발생시켜 무인항공기의 이륙시키도록 한다. 프로펠러부(100)는 자세 유지와 이동을 위하여 각각의 프로펠러 모듈(110a, 110b, 110c, 110d)이 개별적으로 제어되며, 이를 위하여 4개의 프로펠러 모듈(110a, 110b, 110c, 110d)은 모터와 회전날개를 구비하며, 특히, 서로 역방향으로 회전되는 두 개의 모터와 두 모터에 각각 연결된 프로펠러가 구비된다. 프로펠러 모듈(110a, 110b, 110c, 110d)에 대한 설명은 도 4를 참조하여 다시 하기로 한다.

전원부(70)는 프로펠러부(100)에 동력을 제공한다. 본 발명의 전원부(70)는 충전식 베터리가 사용된다. 전원부(70)는 상단 바디(10)에 고정된다. 전원부(70)는 프로펠러부(100)와 직접 연결되므로, 프로펠러부(100)에서 발생되는 진동이 상단 바디(10)에 전달된다. 이때, 하단 바디(40)에는 제어부(90), 영상 촬영 장치 등이 설치되므로 진동이 직접 전달 될 경우 제어회로 오작동 또는 카메라 영상 저하 등이 발생될 수 있다. 따라서, 전원부(70)는 상기와 같은 이유로 상단 바디(10)에 고정되는 것이 바람직하다.

특히, 상단 바디(10)에 프로펠러부(100)의 진동이 전달될 경우 하단 바디(40)로 전달되는 진동은 댐퍼부(30)에서 일부 소거될 수 있어 상단 바디(10)에 전원부(70)가 설치되는 것이 진동에 의한 문제점을 해결하기에 더 효과적이다.

제어부(90)는 하단 바디(40)에 고정되며, 프로펠러부(100)를 제어하는 제어신호를 출력할 수 있다. 제어부(90)는 4개의 프로펠러 모듈(110a, 110b, 110c, 110d)의 회전속도를 제어하여 진행방향, 진행속도, 이착륙 등을 제어할 수 있다. 이때, 제어부(90)는 전원부(70)와 연결되어 전원부(70)에서 각각의 프로펠러 모듈(110a, 110b, 110c, 110d)에 공급되는 전압 및 전류의 양을 조절함으로써 진행방향, 진행속도, 이착륙 등을 제어할 수 있다.

제어부(90)는 도시되지 않았으나, 리모트 컨트롤러의 신호를 수신하는 수신기가 장착될 수 있으며, 리모트 컨트롤러의 제어신호에 따라 진행방향, 속도, 이착륙 제어를 수행할 수 있다.

제어부(90)는 이륙 후 랜딩스키드(120)가 접히도록 제어하며, 착륙 전에 랜딩스키드(120)가 펼쳐지도록 제어한다.

또한, 제어부(90)는 속도감지센서(150) 및 자이로센서(160)를 통해 원반형 무인항공기의 고장유무를 감지하여 낙하산(240)을 구동시킬 수 있다. 이에 대한 설명은 도 5 내지 도 7을 참조하여 다시 하기로 한다.

속도감지센서(150)는 무인항공기의 내부 또는 외부에 설치되어 제어부(90)에 속도정보를 전송할 수 있다.

자이로센서(160)는 속도감지센서(150)와 같이 무인항공기의 내부 또는 외부에 설치되어 제어부(90)에 자세정보를 전송할 수 있다.

이외에 GPS 센서가 구비되어 위치정보를 리모트 컨트롤러에 전송하여, 무인항공기의 위치정보를 제공하거나, 미리 설정된 위치로 자율주행을 하도록 주기적으로 위치정보를 제어부(90)에 제공할 수 있다.

랜딩스키드(120)는 하단 바디(40)에 장착된다. 랜딩스키드(120)는 접이식으로 형성되며, 하단 바디(40)에 결합된다. 이때, 랜딩스키드(120)는 무인항공기의 이륙후 일정 높이 또는 시간이 지나면 제어부(90)의 제어신호에 따라 접히도록 동작하며, 착륙시 제어부(90)의 제어신호에 따라 펼쳐진다.

랜딩스키드(120)는 결합부(122), 지지부(124) 및 랜딩바(126)를 구비할 수 있다. 결합부(122)는 하단 바디(40)에 볼트 등의 결합수단을 통해 장착된다. 지지부(124)는 결합부(122)와 랜딩바(126) 사이에 형성된다. 이때, 결합부(122)와 지지부(124)의 연결시 지지부(124)가 결합부(122)와 힌지결합되어 결합부(122)를 중심으로 회전하도록 형성되어 이착륙시 지지부(124)가 회전하여 랜딩바(126)를 이동시킨다. 지지부(124)는 공기 또는 스프링 등이 내재되어 착륙시 충격을 흡수할 수 있다. 이때, 결합부(122)는 제어부(90)에 의해 회전이 제어된다.

랜딩바(126)는 바닥에 착륙시 무인항공기가 자세를 잡도록 2개의 긴 바가 나란하게 배치된다.

랜딩바(126)의 내부에는 낙하산이 구비될 수 있다.

한편, 상단 바디(10) 및 하단 바디(40)의 소정 영역에 LED(140)가 장착될 수 있다.

LED(140)는 상단 바디(10)에 2개가 구비되며, 하단 바디(40)에 2개가 구비될 수 있다. LED(140)의 개수는 이에 한정되지 않는다. LED(140)는 다른 비행물체에 자신의 위치를 알릴 수 있으며, 추락 등의 긴급상황이 발생되면 점멸되어 위험경고를 할 수 있다.

한편, 본 발명의 실시 예에서는 에어터널부(60)에 안전망(80)이 설치될 수 있다.

안전망(80)은 각각의 에어터널(60a, 60b, 60c, 60d) 양단에 구비되어 프로펠러부(100)로 이물질이 유입되는 것을 차단할 수 있으며, 사용자의 손가락 등의 신체 일부가 유입되어 발생되는 부상을 사전에 방지할 수 있다.

하단 바디(40)에는 영상 촬영 장비 등의 장치 설치를 위한 장비 고정부(130)이 설치될 수 있다. 장비 고정부(130)은 하단 바디(40)의 중앙에 부착되며, 다양한 장비들이 설치될 수 있도록 나사홀이 구비될 수 있다. 장비 고정부(130)은 나사홀 이외에 집게 등으로 고정이 가능한 다양한 형태로 설치될 수 있다.

도 4는 도 1 내지 도 3에 도시된 프로펠러 모듈을 도시한 사시도이다.

도 4를 참조하면, 프로펠러 모듈(110a)은 지지봉(112), 진동방지 마운트(114), 제1 모터(102), 제2 모터(106), 제1 프로펠러(104) 및 제2 프로펠러(108)를 구비할 수 있다.

구체적으로, 지지봉(112)은 제1 및 제2 모터(102, 106)를 지지한다. 지지봉(112)은 내부에 전선이 내재되도록 중공부가 형성될 수 있다. 지지봉(112)은 일단에 상기 제1 및 제2 모터(102, 106)가 장착되며, 타단은 에어터널(60a)을 관통하여 상단 및 하단 바디(10, 40)가 결합되어 형성된 내부 공간에 위치한다. 이때, 지지봉(112) 타단은 도시되지 않았으나, 제1 및 제2 모터(102, 106)의 위치가 고정되도록 상단 바디(10)측에 고정된다.

진동방지 마운트(114)는 제1 및 제2 모터(102, 106)의 외측에 결합되어 제1 및 제2 모터(102, 106)에서 발생되는 진동을 흡수할 수 있다.

제1 모터(102)와 제2 모터(106)는 적층되어 형성되며, 제1 모터(102)에는 제1 프로펠러(104)가 설치되고, 제2 모터(106)에는 제2 프로펠러(108)가 설치될 수 있다. 이때, 제1 프로펠러(104)와 제2 프로펠러(108)는 서로 반대방향으로 회전하여 무인항공기의 선회시 일정 자세를 유지할 수 있다.

도 5는 도 1에 도시된 랜딩스키드에 구비된 낙하산이 설치된 것을 도시한 도면이다.

도 5를 참조하면, 낙하산(240)은 랜딩스키드(120)의 랜딩바(126) 내부에 장착된다.

내부 장치 오류 또는 배터리 소모에 의한 추락상황 등의 긴급상황 시 랜딩바(126) 내부에 낙하산이 내재된 실린더(210)가 설치된다. 실린더(210)와 랜딩바(126)는 탄성부재(예를 들면, 스프링 등)에 의해 결합되며, 낙하산(240)이 펼쳐지지 않을 경우에는 실린더(210)가 랜딩바(126) 내부에서 탄성부재(220)가 늘어난 상태로 장착된다. 실린더(210)와 랜딩바(126)를 고정하기 위하여 랜딩바(126) 내측에 제1 후크(260)가 구비되며, 실린더(210)에는 제2 후크(270)가 구비된다. 제1 후크(260)는 제2 후크(270)와 체결되며, 낙하산(240)을 펼쳐지도록 제어부(90)에서 신호가 입력되면 제1 후크(260)가 아래쪽으로 이동하면서 체결이 해제된다. 이에 따라, 탄성부재(220)의 복원력에 의해 실린더(210)는 랜딩바(126)의 바깥쪽으로 이동한다. 여기서, 실린더(210) 내부에 낙하산(240)을 외부로 펼쳐지도록 공기공급관(230)이 구비된다. 공기공급관(230)은 실린더(210)와 랜딩바(126) 사이의 공기를 실린더(210) 내부로 공급하도록 설치된다. 여기서, 실린더(210)가 랜딩바(126) 바깥쪽으로 이동하면, 실린더(210)와 랜딩바(126) 사이의 공간이 압축되어 고압이 발생되며, 고압의 공기는 실린더(210)에 공급된다.

실린더(210)는 낙하산(240)과 연결되어 실린더(210) 끝단을 막도록 설치된 덮개(260)에 의해 압력이 유지되며, 상기 고압의 공기가 공급되면 덮개(250)가 이탈되면서 낙하산(240)이 실린더(210) 외부로 배출된다.

한편, 실린더(210)는 랜딩바(126)에서 완전히 이탈되지 않도록 랜딩바(126)에 내측 끝단이 걸리도록 걸림턱 등이 형성되며, 더 바람직하게 랜딩바(126)에도 실린더(210)의 내측 끝단이 걸리도록 걸림턱 등이 형성된다.

본 발명의 실시 예에서는 낙하산(240)이 2개의 랜딩바(126) 양측에 설치되며, 4개가 구비된다. 이때, 4개의 낙하산(240)이 동시에 펼쳐질 경우 낙하산 줄이 꼬이는 문제가 발생할 수 있다. 따라서, 본 발명에서는 낙하산이 2개씩 순차적으로 펼쳐지도록 제어된다.

도 6에 도시된 바와 같이, 하나의 랜딩바(126) 양측에 설치된 2개의 낙하산이 먼저 펼쳐진다. 이어서, 도 7에 도시된 바와 같이, 나머지 2개의 낙하산이 펼쳐져 무인항공기가 뒤집어져 착륙하게 된다. 이에 따라, 하단 바디(40)에 부착된 영상 장비 등이 안전하게 보호될 수 있다. 또한, 무인항공기가 낙하산(240)을 통해 착륙시 바디 손상을 방지할 수 있다.

상기 도 6과 도 7에서는 랜딩스키드(120)가 펼쳐진 상태를 도시하고 있으나, 랜딩스키드(120)가 접힌 상태에서의 동작도 가능하다.

낙하산(240)이 펼쳐지면, 상단 바디(10) 또는 하단 바디(40)에 부착된 LED(140)가 점멸하여 위험을 미리 알릴 수 있다.

또한, 상단 바디(10) 또는 하단 바디(40)에 스피커 등이 구비되어 낙하산(240)이 펼쳐짐과 동시에 위험경고를 알릴 수 있다.

상기에서 설명한 바와 같이, 본 발명의 실시 예에 따른 원반형 무인항공기는 상단 바디와 하단바디가 유선형으로 형성되고, 내측에 프로펠러 모듈이 설치되는 에어터널부가 구비되어 비행 효율을 높일 수 있다.

또한, 랜딩스키드에 낙하산이 장착되어 내부 장치 오류 또는 배터리 소모에 의한 추락상황이 발생할 경우 낙하산이 동작되어 사고에 따른 위험을 최소화 시킬 수 있다.

10: 상단 바디
20: 제1 관통부
30: 댐퍼부
40: 하단 바디
50: 제2 관통부
60: 에어터널부
70: 전원부
80: 안전망
90: 제어부
100: 프로펠러부
120: 랜딩스키드
130: 장비 고정부
140: LED
150: 속도감지센서
160: 자이로센서
210: 실린더
220: 탄성부재
230: 공기공급관
240: 낙하산
250: 덮개
260; 제1 후크
270: 제2 후크

Claims

탄소섬유를 포함하는 재료로 형성되며, 복수의 제1 관통부가 형성된 상단 바디;
상기 상단 바디의 하부에 배치되며, 상기 제1 관통부와 대응되는 위치에 탄소섬유를 포함하는 재료로 형성되고, 복수의 제2 관통부가 형성되며, 상기 상단 바디와 결합되어 내부에 공간을 형성하도록 하는 하단 바디;
상기 상단 및 하단 바디의 외주면을 감싸도록 형성되며, 상기 상단 및 하단 바디의 진동을 흡수하는 댐퍼부;
상기 제1 관통부와 상기 제2 관통부 사이에 배치되는 에어터널부;
상기 에어터널부 내측에 배치되는 프로펠러부;
상기 상단 바디에 고정되며, 상기 플로펠러부에 동력을 제공하는 전원부; 및
상기 하단 바디에 고정되며, 상기 프로펠러부를 제어하는 제어부를 포함하는 원반형 무인항공기.
제 1 항에 있어서,
상기 하단 바디의 하부에 착륙시 펼쳐지고, 이륙 후 접히도록 장착되는 랜딩스키드를 더 포함하되,
상기 랜딩스키드는
상기 하단 바디에 고정되는 결합부;
상기 결합부와 접히도록 힌지결합되는 지지부; 및
상기 지지부의 끝단에 설치되는 랜딩바를 포함하며,
상기 랜딩바 양측 내부에 설치되는 2개의 실린더; 및
상기 실린더 내에 상기 실린더 내측 벽에 고정되도록 내재되어 비상상황 시 펼쳐지는 낙하산;
상기 실린더와 상기 랜딩바 사이에 설치되어 복원력을 통해 상기 실린더의 일부를 상기 랜딩바 바깥쪽으로 밀어내는 탄성부재;
상기 실린더 끝단에 상기 낙하산과 연결되어 상기 실린더 내의 압력을 유지하도록 설치되는 덮개;
상기 랜딩바와 상기 실린더 사이에 상기 실린더가 상기 랜딩바의 바깥방향으로 이동할 때 압축되는 고압의 공기를 상기 실린더에 공급하는 공기공급관;
상기 랜딩바에 설치되는 제1 후크; 및
상기 제1 후크와 결합되도록 상기 실린더에 설치되는 제2 후크를 포함하며,
상기 제어부는 비상상황 발생시 상기 제1 후크를 동작시켜 상기 제1 후크에서 상기 제2 후크가 이탈되도록 제어하고, 하나의 랜딩바 내부에 설치된 2개의 낙하산이 먼저 펼쳐지도록 하며, 이후에 나머지 랜딩바에 설치된 2개의 낙하산이 펼쳐지도록 제어하는 것을 특징으로 하는 원반형 무인항공기.
제 1 항에 있어서,
상기 상단 바디에 설치되며, 상기 제1 관통부로 유입되는 이물질을 방지하는 제1 안전망 및
상기 하단 바디에 설치되며, 상기 제2 관통부로 유입되는 이물질을 방지하는 제2 안전망을 더 포함하는 원반형 무인항공기.