KR20170097482A - 하이브리드 무인 항공기 및 그 제어 방법 - Google Patents
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Abstract
본 발명은 무인 항공기 및 그 제어 방법에 관한 것으로서, 구체적으로는 엔진이 발전기를 구동하여 모터에 전원을 공급하도록 하거나 엔진이 제공하는 상승 추진력을 이용하여 고속 상승 비행이 가능하도록 한 하이브리드 무인 항공기와 그 무인 항공기를 제어하는 방법에 관한 것이다.
또한, 본 발명은 무인 항공기의 비행을 위한 구동력을 생성하는 복수의 모터; 및 상기 무인 항공기의 상기 복수의 모터에 주 전원을 공급하는 주 전원부를 포함하며, 상기 주 전원부는, 상기 무인 항공기의 하면에 장착되며, 연료가 가지는 에너지를 사용하여 기계적 에너지를 생산하는 엔진과, 상기 엔진이 생산한 기계적 에너지를 전기 에너지로 변환하여 주 전원을 공급하는 발전기를 포함하며, 상기 엔진은 상기 무인 항공기에 상승 추진력을 제공하는 하이브리드 무인 항공기 및 그 제어 방법을 제공한다.
이와 같은 본 발명의 실시예에 의하면, 배터리의 장착을 최소화하면서도 필요한 전압을 공급할 수 있으며, 무인 항공기내 엔진에서 공급하는 상승 추진력을 활용하여 고속 상승 비행이 가능하도록 한다.
또한, 본 발명은 무인 항공기의 비행을 위한 구동력을 생성하는 복수의 모터; 및 상기 무인 항공기의 상기 복수의 모터에 주 전원을 공급하는 주 전원부를 포함하며, 상기 주 전원부는, 상기 무인 항공기의 하면에 장착되며, 연료가 가지는 에너지를 사용하여 기계적 에너지를 생산하는 엔진과, 상기 엔진이 생산한 기계적 에너지를 전기 에너지로 변환하여 주 전원을 공급하는 발전기를 포함하며, 상기 엔진은 상기 무인 항공기에 상승 추진력을 제공하는 하이브리드 무인 항공기 및 그 제어 방법을 제공한다.
이와 같은 본 발명의 실시예에 의하면, 배터리의 장착을 최소화하면서도 필요한 전압을 공급할 수 있으며, 무인 항공기내 엔진에서 공급하는 상승 추진력을 활용하여 고속 상승 비행이 가능하도록 한다.
Description
본 발명은 무인 항공기 및 그 제어 방법에 관한 것으로서, 구체적으로는 엔진이 발전기를 구동하여 모터에 전원을 공급하도록 하거나 엔진이 제공하는 추진력을 이용하여 고속 상승 비행이 가능하도록 한 하이브리드 무인 항공기와 그 무인 항공기를 제어하는 방법에 관한 것이다.
일반적으로 무인 항공기는 사람이 타지 않고 무선전파의 유도에 의해서 비행하는 비행기나 헬리콥터 모양의 비행체로서 드론(drone)이라고도 한다. 처음에는 공군기나 고사포, 미사일의 연습사격에 적기 대신 표적 구실로 사용되었으나, 점차 무선기술의 발달과 함께 정찰기로 개발되어 적의 내륙 깊숙이 침투하여 정찰, 감시의 용도로도 운용되었다.
근래에 들어 드론에 미사일 등 각종 무기를 장착하여 공격기로도 활용되고 있다. 드론의 활용목적에 따라 다양한 크기와 성능을 가진 비행체들이 다양하게 개발되고 있는데 대형 비행체의 군사용뿐만 아니라, 초소형 드론도 활발하게 개발 연구되고 있다.
또한 개인의 취미활동으로 개발되어 상품화된 것도 많이 있다. 정글이나 오지, 화산지역, 자연재해지역, 원자력 발전소 사고지역 등 인간이 접근할 수 없는 지역에 드론을 투입하여 운용한다. 최근에는 드론을 활용하여 수송목적에도 활용하는 등 드론의 활용 범위가 점차 넓어지고 있다. 드론이 개발되던 초기에는 표적드론(target drone), 정찰드론(reconnaissance drone), 감시드론(surveillance drone)으로 분류하였지만 현재는 활용 목적에 따라 더욱 세분화된 분류가 가능하다.
이와 같은 드론은 수 시간 내지 수십 시간동안 비행해야 하므로 대용량의 배터리를 장착해야 한다.
그러나, 현재까지 드론에 장착되는 배터리를 소용량이므로 드론의 비행 시간을 수 시간으로 단축시키는 원인이 되고 있다. 이러한 문제를 해결하는 방법은 여러 개의 배터리나 대용량의 배터리를 드론에 탑재하는 것이 가장 손쉬운 방법이나 드론에 장착되는 배터리의 개수가 무한정 증가될 수는 없으며, 대용량 배터리는 무겁기 때문에 드론에 장착되는데 여러가지 문제점이 발생한다.
최근에는 무게가 가벼우면서도 오랜 시간을 사용할 수 있는 리튬폴리머(Lithium Polymer) 배터리를 이용하는데 이 또한 3~4시간 이상은 전원 공급이 어려우며 주변 온도가 낮을 경우 그 시간은 더욱 짧아진다.
더욱이 리튬폴리머 배터리가 기본적으로 출력하는 전압은 3.7V로 실제 드론에 탑재되는 전자장비에 필요한 5V 또는 12V에 비해 낮기 때문에 여러 개의 배터리를 연결한 뒤 다시 정류를 하는 추가적인 장치가 필요하다는 문제가 발생한다.
본 발명은 상술한 바와 같은 종래 기술의 문제점을 해결하고자 하는 것으로서, 엔진을 구비하여 엔진이 발전기를 구동하여 모터에 전원을 공급하도록 하거나 엔진이 제공하는 추진력을 이용하여 고속 상승 비행이 가능하도록 한 하이브리드 무인 항공기와 그 무인 항공기를 제어하는 방법을 제공하는데 있다.
본 발명의 장치는 무인 항공기의 비행을 위한 구동력을 생성하는 복수의 모터; 및 상기 무인 항공기의 상기 복수의 모터에 주 전원을 공급하는 주 전원부를 포함하며, 상기 주 전원부는, 상기 무인 항공기의 하면에 장착되며, 연료가 가지는 에너지를 사용하여 기계적 에너지를 생산하는 엔진과, 상기 엔진이 생산한 기계적 에너지를 전기 에너지로 변환하여 주 전원을 공급하는 발전기와, 상기 무인 항공기에 상승 추진력을 제공하는 추진력 발생기를 포함한다.
또한, 본 발명의 장치는 미리 충전된 보조 전원을 공급하는 보조 전원부; 및 상기 주 전원부 및 상기 보조 전원부 중 어느 하나와 상기 복수의 모터를 전기적으로 연결하여 전원 공급을 제어하는 전원 제어부를 더 포함한다.
또한, 본 발명의 장치의 상기 전원 제어부는, 상기 주 전원부에서 생산되는 전력을 측정 및 계산하는 전원 측정기; 상기 주 전원부로부터 측정한 전력량이 기준값 이상인지 여부를 판별하고, 상기 보조 전원부의 전력 공급 상태와 비교하는 전원 비교기; 및 상기 전원 비교기의 비교 결과에 따라 상기 주 전원부 및 상기 보조 전원부 중 어느 하나와 상기 복수의 모터를 전기적으로 연결하는 전원 스위칭기를 포함한다.
또한, 본 발명의 장치는 상기 전원 스위칭기의 동작에 따라 상기 주 전원부 또는 상기 보조 전원부의 전원 출력량을 조정하거나 또는 전원 공급 대상을 조정하는 전원 공급부를 더 포함한다.
또한, 본 발명의 장치는 상기 무인 항공기의 비행에 따라 온도, 고도, 속도, 무게중심, 위치, 기상상태를 포함하는 센싱 정보를 수집하기 위해 상기 무인 항공기에 배치되는 복수의 센서를 포함하는 센서부를 더 포함한다.
또한, 본 발명의 장치의 상기 전원 공급부는, 상기 센서부로부터 획득한 센싱 정보, 기 설정된 경로 정보, 상기 주 전원부 및 상기 보조 전원부의 전력 잔존량 정보 중 적어도 하나에 기초하여 전원 출력량 또는 전원 공급 대상을 결정하는 출력 전원 조절기; 및 상기 출력 전원 조절기의 동작에 따라 부하단으로 전원을 공급하는 전원 분배기를 포함한다.
또한, 본 발명의 장치의 상기 주 전원부는, 일정량의 연료를 저장한 연료 저장소를 더 포함하고, 상기 엔진은 외부에서 유입되는 공기를 압축하는 압축기;상기 압축기로부터 유입되는 일정량의 공기를 이용하여 상기 연료 저장소로부터 분사되는 일정량의 연료를 연소하는 연소기; 및 상기 연소기의 연소과정에서 발생하는 가스를 이용하여 회전 운동을 수행하는 터빈을 포함한다.
또한, 본 발명의 장치의 상기 주 전원부는, 상기 터빈 구동 후 분출하는 분출력을 상승 추진력으로 제공하는 제트 노즐을 더 포함한다.
또한, 본 발명의 장치의 상기 주 전원부는, 일정량의 연료를 저장한 연료 저장소를 더 포함하고, 상기 엔진은 상기 연료 저장소로부터 분사되는 일정량의 연료를 연소하여 기계적 에너지를 생산하는 내연 엔진이다.
또한, 본 발명의 장치의 상기 주 전원부는, 상기 내연 엔진에 의해 구동되어 상승 추진력을 제공하는 보조 프로펠라를 더 포함한다.
또한, 본 발명의 장치는 사용자 조종단말기 또는 무선 항공기 통제 시스템과의 무선 통신을 수행하기 위한 무선 통신부를 더 포함하며, 상기 전원 스위칭부는, 상기 무선 통신부를 통해 수신한 사용자 제어신호에 따라 상기 주 전원부 및 상기 보조 전원부 중 어느 하나와 상기 복수의 모터를 전기적으로 연결한다.
또한, 본 발명의 장치의 상기 사용자 제어신호가 추진력 발생 모드에 관한 제어신호를 포함하는 경우, 상기 전원 스위칭부는 상기 보조 전원부와 상기 복수의 모터를 전기적으로 연결하고, 상기 주 전원부는 전원 공급을 중단하며, 상기 엔진은 추진력 발생 모드로 운전한다.
또한, 본 발명의 장치의 상기 사용자 제어신호가 추진력 발생 방향에 관한 제어신호를 포함하는 경우, 연결소자를 이용하여 상기 엔진의 배치 상태를 추진력 발생 방향에 따라 조정한다.
한편, 본 발명의 방법은 (A) 주 전원부가 엔진 구동에 의해 발전기를 통해 주 전원을 생산하는 단계; (B) 상기 주 전원부에서 생산된 주 전원을 복수의 모터에 공급하는 단계; 및 (C) 상기 주 전원부가 상승 추진력을 제공하여 무인 항공기가 상승하도록 하는 단계를 포함한다.
또한, 본 발명의 방법은 (D)상기 주 전원부에서 발전기를 통해 생산되는 주 전원을 실시간 또는 소정 주기로 측정하는 단계; (E)측정된 상기 주 전원값이 기 설정된 기준값 이상인지 여부를 판별하고, 상기 판별 결과에 따라 상기 주 전원부 또는 보조 전원부 중 어느 하나를 복수의 모터를 전기적으로 연결하여 전원 공급원을 제어하는 단계; 및 (F)상기 전원 공급원 제어 단계에 따라, 상기 주 전원부 또는 상기 보조 전원부의 전원 출력량을 조절하며 출력전압을 공급하는 단계를 포함한다.
또한, 본 발명의 방법은 (C-1) 추진력 제공 모드에 관한 사용자 제어신호를 수신하는 단계; (C-2) 상기 사용자 제어신호에 따라 상기 주 전원부의 전원 공급을 중단하고 보조 전원부와 부하단을 전기적으로 연결하여 상기 부하단으로 보조 전원을 공급하는 단계; 및 (C-3) 상기 주 전원부의 상기 엔진이 추진력 제공 모드로 운전하는 단계를 더 포함한다.
또한, 본 발명의 방법의 상기 주 전원부는 압축기, 연소기 및 터빈으로 이루어진 제트 엔진, 발전기 및 원료 저장소를 포함하며, 상기 (A)단계는, 상기 압축기가 외부로부터 유입되는 공기를 압축하고 상기 연소기로 일정량의 압축된 공기를 전달하는 단계; 상기 연료 저장소가 상기 연소기로 일정량의 연료를 분사하는 단계; 상기 연소기는 상기 유입된 공기를 이용하여 상기 일정량의 연료를 연소하고, 상기 연소 과정에서 발생하는 고온 및 고압의 가스를 상기 터빈으로 분사하는 단계; 상기 터빈은 상기 연소기로부터 분사되는 고온 및 고압의 가스가 팽창함에 따라 회전 운동을 수행하며 기계적 에너지를 생산하는 단계; 및 상기 발전기는 상기 터빈에서 생산된 기계적 에너지를 전기 에너지로 변환하는 단계를 포함한다.
또한, 본 발명의 방법의 상기 (E)단계는, 상기 주 전원이 상기 기준값 이상으로 판별되는 경우 상기 주 전원부에서 상기 복수의 모터로 전원을 공급하고,상기 주 전원이 상기 기준값 미만으로 판별되는 경우 상기 보조 전원부에서 상기 복수의 모터로 전원을 공급하는 단계를 포함한다.
또한, 본 발명의 방법의 상기 (E)단계는, 상기 주 전원부의 전원 측정 결과에 따라 상기 주 전원부의 전원 공급 상태의 정상 여부를 판단하는 단계; 및 상기 주 전원부의 전원 공급 상태가 정상으로 판별되는 경우 상기 주 전원부에서 상기 복수의 모터로 전원을 공급하고, 상기 주 전원부의 전원 공급 상태가 비정상으로 판별되는 경우 상기 보조 전원부에서 상기 복수의 모터로 전원을 공급하는 단계를 포함한다.
이와 같은 본 발명의 실시예에 의하면, 배터리의 장착을 최소화하면서도 필요한 전압을 공급할 수 있다.
나아가, 본 발명은 무인 항공기내 엔진에서 공급하는 상승 추진력을 활용하여 고속 상승 비행이 가능하도록 한다.
도 1a는 본 발명의 일 실시예에 따른 하이브리드 무인 항공기의 사시도이고, 도 1b는 본 발명의 일 실시예의 변형예에 따른 하이브리드 무인 항공기의 사시도이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 하이브리드 무인 항공기의 내부 구성을 개략적으로 나타내는 구성도이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기의 주 전원부의 구성을 나타내는 구성도이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기의 주 전원부가 추진력 제공 모드로 동작하는 경우의 배치 상태를 설명하기 위한 도면이다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 주 전원부의 운전 모드에 따른 공기 유입량 및 연료 주입량간의 상관관계를 나타내는 그래프이다.
도 6은 본 발명의 다른 실시예에 따른 무인 항공기의 주 전원부의 구성을 나타내는 구성도이다.
도 7은 본 발명의 다른 실시예에 따른 무인 항공기의 주 전원부가 추진력 제공 모드로 동작하는 경우의 배치 상태를 설명하기 위한 도면이다.
도 8은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기에서 전원을 스위칭하는 과정을 설명하기 위한 절차 흐름도이다.
도 9는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기가 전력 공급 상태에 따라 전원 공급부를 스위칭하는 과정에 대하여 설명하기 위한 절차 흐름도이다.
도 10은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기가 운전 모드에 따라 전원 공급부를 스위칭하는 과정에 대하여 설명하기 위한 절차 흐름도이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 하이브리드 무인 항공기의 내부 구성을 개략적으로 나타내는 구성도이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기의 주 전원부의 구성을 나타내는 구성도이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기의 주 전원부가 추진력 제공 모드로 동작하는 경우의 배치 상태를 설명하기 위한 도면이다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 주 전원부의 운전 모드에 따른 공기 유입량 및 연료 주입량간의 상관관계를 나타내는 그래프이다.
도 6은 본 발명의 다른 실시예에 따른 무인 항공기의 주 전원부의 구성을 나타내는 구성도이다.
도 7은 본 발명의 다른 실시예에 따른 무인 항공기의 주 전원부가 추진력 제공 모드로 동작하는 경우의 배치 상태를 설명하기 위한 도면이다.
도 8은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기에서 전원을 스위칭하는 과정을 설명하기 위한 절차 흐름도이다.
도 9는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기가 전력 공급 상태에 따라 전원 공급부를 스위칭하는 과정에 대하여 설명하기 위한 절차 흐름도이다.
도 10은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기가 운전 모드에 따라 전원 공급부를 스위칭하는 과정에 대하여 설명하기 위한 절차 흐름도이다.
본 발명과 본 발명의 동작상의 이점 및 본 발명의 실시에 의하여 달성되는 목적을 설명하기 위하여 이하에서는 본 발명의 바람직한 실시예를 예시하고 이를 참조하여 살펴본다.
먼저, 본 출원에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시예를 설명하기 위해 사용된 것으로서, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니며, 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함할 수 있다. 또한 본 출원에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 명세서 상에 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.
본 발명을 설명함에 있어서, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다.
도 1a는 본 발명의 일 실시예에 따른 하이브리드 무인 항공기의 사시도이고, 도 1b는 본 발명의 일 실시예의 변형예에 따른 하이브리드 무인 항공기의 사시도이고, 도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 하이브리드 무인 항공기의 내부 구성을 개략적으로 나타내는 구성도이다.
본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기(100)는 복수의 프로펠러 각각에 연결된 모터의 구동력을 기반으로 비행하는 무인 항공기 구조를 가정한다.
도 1a와 2를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기(100)는 주 전원부(110), 보조 전원부(120), 전원 제어부(130), 전원 공급부(140), 무선통신부(150), 센서부(160) 및 부하단(170)을 포함한다.
주 전원부(110)는 상용 전원을 공급하는 하나 이상의 엔진(200), 발전기(210), 연료 저장소(220) 그리고 추진력 발생기(230)로 구현될 수 있으며, 보조 전원부(120)와 병행하거나 선택적으로 무인 항공기(100)의 각 구성에 전원을 공급한다. 이와 같은 주 전원부(110)는 무인 항공기(100)의 바디의 하면 또는 상면에 부착될 수 있다. 아래에서 설명은 주로 하면에 부착하는 경우에 대하여 설명하였지만 이에 한정되지 않고 상면에도 부착될 수 있으며 내부에도 일부 또는 전부가 포함되어 있을 수 있다.
본 발명에 따른 엔진(200)은 연료 저장소(220)에 있는 연료가 가지는 에너지를 유용한 기계적 에너지로 변환시키며, 발전기(210)는 엔진(200)에서 발생되는 기계적 에너지를 전기 에너지로 변환하여 생산된 전력을 이용하여 주 전원을 공급한다. 그리고, 추진력 발생기(230)는 엔진(200)에 의해 상승 추진력을 발생시켜 무인 항공기(100)를 고속 상승 비행이 가능하도록 한다.
일예로, 엔진(210)이 도 1a에 도시된 바와 같이 압축된 공기를 이용하여 연료를 연소하는 과정에서 발생하는 고온·고압의 가스를 이용하여 터빈을 구동시켜 기계적 에너지를 발생시키는 제트 엔진(210-1)이고 제트 노즐이 지면을 향하고 있는 경우, 터빈 구동 후 제트 노즐을 통해 분출하는 분출력을 상승 추진력으로 이용할 수 있어 지면에 수직하게 상승할 수 있다. 이와 달리, 엔진(210)이 내연 엔진이고 보조 프로펠리가 지면에 평행한 경우에 엔진의 왕복 운동에 의한 회전운동을 이용하여 상승 추진력을 제공하는 보조 프로펠러일 수 있다.
이와 달리 엔진(210)이 도 1b에 도시된 바와 같이 압축된 공기를 이용하여 연료를 연소하는 과정에서 발생하는 고온·고압의 가스를 이용하여 터빈을 구동시켜 기계적 에너지를 발생시키는 제트 엔진(210-1)이고 제트 노즐이 지면에 대하여 수직이 아니고 기울어져 있는 경우, 터빈 구동 후 제트 노즐을 통해 분출하는 분출력을 좌우 추진력으로 이용할 수 있어 지평에 수평한 방향으로 이동할 수 있다. 이와 달리, 엔진(210)이 내연 엔진이고 보조 프로펠라가 지면에 평행하지 않고 기울어져 있는 경우에 엔진의 왕복 운동에 의한 회전운동을 이용하여 좌우 추진력을 제공하는 보조 프로펠러일 수 있다.
이와 같은, 주 전원부(110)의 구성 및 동작에 대해서는 이하 도 3 내지 도 7을 참조하여 후술하도록 한다.
다시 도 1a와 2를 참조하면, 보조 전원부(120)는 비상 전원을 공급하는 것으로 배터리(battery)로 구현할 수 있다. 보조 전원부(120)는 주 전원부(110)에서 전원을 공급하기 어려운 상태인 경우에 주 전원부(110)를 대신하여 보조 전원을 공급하는 역할을 하게 된다.
예컨대, 하나 이상의 발전기(210)를 포함하는 주 전원부(110)에서 전원을 공급하기 위해 엔진(200)을 가동하다 보면 엔진(200)이 가열되어 무인 항공기가 훼손되는 현상이 발생할 수 있다. 이에, 일정 시간 경과 후 엔진(200) 가동을 중단하고 가열된 엔진(200)을 냉각시켜줄 필요가 있는 바, 이런 경우 보조 전원부(120)가 주 전원부(110) 대신 전원을 공급하는 역할을 수행하게 된다. 또는, 주 전원부(110)의 발전기(210)가 생산한 전력이 무인 항공기(100)의 비행에 필요한 최소한의 기준값을 만족하는 시점까지 보조 전원부(120)가 전원을 공급하도록 구성할 수 있다.
이와 같이, 주 전원부(110) 및 보조 전원부(120)는 선택적으로 전원을 공급하도록 구성되며, 이러한 주 전원부(110) 및 보조 전원부(120)의 전원 공급 여부는 전원 제어부(130)에 의해 제어된다.
전원 제어부(130)는 주 전원부(110)에서 생산된 주 전원을 측정하고, 계산하는 전원 측정기(131), 주 전원부(110)로부터 측정한 전력량이 기준값 이상인지 여부를 판별하고 보조 전원부(120)와의 전력량을 비교하는 전원 비교기(133) 및 주 전원부(110) 및 보조 전원부(120)간 전원 공급원을 스위칭하는 전원 스위칭기(135)를 포함한다.
전원 측정기(131)는 주 전원부(110)가 생산하는 전력량을 실시간 또는 소정 주기로 측정한다. 주 전원부(110)는 하나 이상의 발전기(210)를 이용하여 전력을 생산하므로 시간 및 환경에 따라 생산하는 전력량 및 전력의 상태가 균일하지 않을 수 있다. 따라서, 전원 측정기(131)는 실시간 또는 소정 주기로 주 전원부(110)의 전력 생산 상태를 측정한다. 일 예로, 전원 측정기(131)는 주 전원부(110)에 대해 측정한 전류값을 이용하여 전압값을 계산할 수 있다.
전원 비교기(133)는 전원 측정기(131)에서 측정한 전압값을 기 설정된 기준값과 비교하는데, 기준값은 보조 전원부(120)에서 시간 단위로 부하단(170)에 공급할 수 있는 전력량과 동일한 값으로 설정할 수 있다. 보조 전원부(120)는 배터리 용량이 정해져 있으므로, 시간 단위로 공급할 수 있는 전압과 전체 부하로 일정 전압이 인가될 때 전원 공급 시간을 미리 도출할 수 있다.
전원 비교기(133)는 보조 전원부(120)의 전압 공급 상태 정보에 기초하여 주 전원부(110)의 전압 공급 상태를 판별하고, 주 전원부(110)의 전원 공급 상태가 정상인지 여부를 판별할 수 있다.
전원 스위칭기(135)는 전원 비교기(133)의 판별 결과에 따라, 부하단(170)으로 전원을 공급하는 전원부를 주 전원부(110) 및 보조 전원부(120) 중 어느 하나로 스위칭한다. 예컨대, 주 전원부(110)의 발전기(210)가 생산한 전력이 무인 항공기(100) 비행에 필요한 최소한의 기준값을 만족하지 못하는 경우, 보조 전원부(120)가 전원을 공급하도록 설정하고, 이후 발전기(210)가 생산한 전력량이 기준값 이상인 경우에 보조 전원부(120)에서 주 전원부(110)로 스위칭할 수 있다.
또는, 엔진(200)이 가열되어 일정 시간 동안 가동을 중단해야 하는 경우, 주 전원부(110)에서 보조 전원부(120)로 스위칭하고, 엔진(200)이 냉각된 이후에 보조 전원부(120)에서 주 전원부(110)로 스위칭할 수 있다.
또는, 주 전원부(110)의 전력 생산 상태가 정상모드인 경우에도 무선 통신부(150)를 통해 전송되는 사용자 제어신호에 따라 보조 전원부(120)로 전력 공급원을 스위칭할 수 있다. 예컨대, 사용자가 비행중인 무인 항공기(100)에 대해 추진력을 부가하려는 경우, 전원 스위칭부(135)는 사용자 제어신호에 따라 주 전원부(110)에서 보조 전원부(120)로 전원 공급원을 스위칭할 수 있다. 이때, 엔진(200)은 추진력 제공 모드로 전환하여 운전할 수 있다.
전원 공급부(140)는 전원 스위칭부(130)의 스위칭 동작에 따라 부하단(170)으로 전원을 공급하는 전원 출력량을 조정한다. 구체적으로, 전원 공급부(140)는 센서부(160)로부터 수집되는 센싱 정보에 기초하여 무인 항공기의 부하단(170)으로 공급할 전원 출력량을 결정하는 출력 전원 조절기(141) 및 출력 전원 조절기(141)의 동작에 따라 부하단(170)의 각 부하로 전원을 공급하는 전원 분배기(143)를 포함한다.
출력 전원 조절기(141)는 센서부(160)에서 수집한 고도, 온도, 속도, 기상정보 등에 기초하여 주 전원부(110) 또는 보조 전원부(120)에서 복수의 모터 각각에 대해 출력하는 전력량을 조절할 수 있다. 무인 항공기(100)는 비행하는 시점이나 위치에서의 기상환경상태가 비행에 영향을 미치게 되고, 기상환경상태에 따른 영향은 무인 항공기(100)의 비행 속도, 비행 거리, 배터리 소모량 등에도 영향을 미치게 된다. 예컨대, 무인 항공기(100)의 비행 경로와 바람의 풍향과의 관계에 따라 각 모터의 속도를 개별적으로 가변시킬 수 있다. 전압 분배기(143)는 전압 조절기(141)의 동작에 따라 주 전원부(110) 또는 보조 전원부(120)의 출력전압을 부하단(170)을 구성하는 무인 항공기(100)의 탑재장비들로 공급하도록 한다.
무선 통신부(150)는 무인 항공기(100)와 사용자 조종단말기 또는 무선 항공기 통제 시스템과의 무선 통신이 가능하도록 하는 무선 통신 장비를 포함한다. 무인 항공기(100)는 무선 통신부(150)를 통해 수신하는 제어신호에 따라 무인 항공기를 구성하는 각 구성의 동작을 제어할 수 있다.
센서부(160)는 압력 고도계, 대기 속력계, 각속도 자이로, 가속도계, 온도센서 등을 포함하며, 무인 항공기(100)의 비행과 관련하여 필요한 센싱 정보를 획득하기 위한 장치이다. 센서부(160)에 포함되는 하나 이상의 센서는 무인 항공기(100) 바디 전반에 장착되고, 각 센서에서 획득한 센싱 정보는 전원 제어부(130) 또는 전원 공급부(140)로 전달된다.
부하단(170)은 무인 항공기(100)에서 전압의 소모를 필요로 하는 장치 또는 부품으로, 전원 공급부(140)에서 공급되는 전원을 인가받아 구동하게 된다.
부하단(170)은 무인 항공기에 장착되는 복수의 프로펠러(172-1~172-4)로 구동력을 제공하기 위한 복수의 모터(171-1~171-4)를 포함한다. 예를 들어, 무인 항공기(100)는 비행시 방향, 속도/가속도 조절을 위해 전방의 좌우측 프로펠러(172-1, 172-2) 한 쌍과 후방의 좌우측 프로펠러(172-3, 172-4) 한 쌍을 포함하며, 각각의 프로펠러(172-1~172-4)는 수직, 수평의 회전방향 및 회전속도가 개별적으로 제어된다.
무인 항공기가 4개의 프로펠러(172-1~172-4)의 회전력을 이용하여 비행하는 경우, 각각의 프로펠러(172-1~172-4)는 구동력을 제공하는 총 4개의 제1 모터(171-1), 제2 모터(171-2), 제3 모터(171-3) 및 제4 모터(171-4)를 포함할 수 있다. 출력 전원 조절기(141)는 제1 모터(171-1), 제2 모터(171-2), 제3 모터(171-3) 및 제4 모터(171-4) 각각에 대한 출력전원을 조절하고, 전압 분배기(143)는 제1 모터(171-1), 제2 모터(171-2), 제3 모터(171-3) 및 제4 모터(171-4)에 대하여 독립적으로 전압을 공급한다.
이와 같이, 본 발명의 실시예에 따른 무인 항공기(100)는 비행 시작과 함께 직접 전력을 생산하여 공급하는 주 전원부(110)와 비상 전력을 공급하기 위해 배터리로 이루어진 보조 전원부(120)를 포함하며, 주 전원부(110) 및 비행 상태에 따라 전력 공급원을 스위칭하는 구조를 제안한다.
한편, 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기(100)의 주 전원부(110)는 발전기(210)를 이용하여 전력을 생산할 수 있으며, 이와 관련하여 도 3을 참조하여 설명하도록 한다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기의 주 전원부의 구성을 나타내는 구성도이다.
도 3을 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 주 전원부(110)는 공기를 압축하는 압축기(201), 압축된 공기를 연소시키는 연소기(202) 및 연소기(202)에서 발생한 고온 및 고압의 가스가 팽창하면서 회전 운동하는 터빈(203)을 포함하는 제트엔진(200-1)과, 연소기(202)로 연료를 분사하는 연료 저장소(220-1) 및 터빈(203)이 회전함에 따라 발생하는 기계적 에너지를 전기에너지로 변환하는 발전기(210-1) 및 제트노즐(230-1)을 포함한다.
압축기(201)는 무인 항공기(100)가 비행함에 따라 유입되는 공기를 압축하고, 압축된 일정량의 공기를 지속적으로 연소기(202)로 유입시키며, 연료 저장소(220-1)도 일정량의 연료를 지속적으로 연소기(202)로 분사한다. 그리고, 연소기(202)는 압축기(201)로부터 유입된 압축된 공기를 이용하여 연료 저장소(220-1)에서 연소기(201)로 분사되는 연료를 연소시키고, 연소 과정에서 발생하는 고온 및 고압의 가스를 터빈(203)으로 내뿜는다. 터빈(202)은 연소기(202)에서 내품는 가스가 팽창됨에 따라 터빈을 구성하는 회전핀이 회전하면서 기계적 에너지를 생산한다. 터빈(203)에서 생산된 기계적 에너지는 벨트폴리(240)를 통해 발전기(210-1)로 전달된다. 발전기(210-1)는 기계적 에너지를 전기 에너지로 변환하고, 발전기(210-1)에서 변환된 전기 에너지는 주 전원부(110)로 전달되어 주 전원으로 이용된다.
일반적으로, 압축기(201)와 터빈(203)은 직접 또는 간접적으로 1개의 축으로 연결되어 있는데, 압축기(201)를 가동시키는 동력은 터빈(203)에서 발생하는 출력의 25~30%를 사용한다. 따라서, 발전기(210-1)는 터빈(203)에서 발생하는 출력에서 압축기(201)를 가동시키는 데 소요되는 출력을 뺀 나머지 동력을 이용하여 전력을 발생시킨다. 발전기(210-1)에서 생산된 전력은 주 전원부(110)가 공급하는 주 전원이 될 수 있다.
한편, 본 발명의 일 실시예에 따른 주 전원부(110)는 무인 항공기(100)의 비행에 상승 추진력을 제공하거나 좌우 추진력을 제공할 수 있다. 예컨대, 주 전원부(110)는 터빈 구동 후 제트노즐(230-1)을 통해 분출되는 분출력을 상승 추진력으로 사용하거나 좌우 추진력으로 활용할 수 있다. 주 전원부(110)가 추진력 제공 모드로 운전하는 경우에는 연소기(202)로 유입시키는 공기량과 연료 분사량을 일정량 이상으로 증가시켜 연소과정에서 발생하는 가스량을 증폭시키고 터빈 구동을 통해 분출되는 분출력을 증가시킬 수 있다.
이하 도 4를 참조하여 주 전원부가 추진력 제공 모드로 동작하는 경우에 대하여 설명하도록 한다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기의 주 전원부가 추진력 제공 모드로 동작하는 경우의 배치 상태를 설명하기 위한 도면이다.
본 발명의 일 실시예에 따른 주 전원부(110)는 추진력 발생 모드로 동작하는 경우, 무인 항공기(100) 비행에 추진력을 제공하려는 방향에 따라 배치된 형태가 조정될 수 있다.
도 4의 (a)를 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 주 전원부(110)의 제트엔진(200-1)는 무인 항공기(100) 몸체의 하면에 연결소자(300)를 이용하여 고정 설치될 수 있다. 이때, 도 4의 (a)에 도시된 바와 같이 연결소자(300)는 무인 항공기(100)의 바디(100-1)와 제트 엔진(200-1)에 설치된 제트 노즐(230-1)의 분사 방향이 서로 수직을 이루도록 연결할 수 있다.
이와 같이 제트엔진(200-1)에 설치된 제트 노즐(230-1)이 무인 항공기(100)의 바디(100-1)에 수직을 이루기 때문에 제트 노즐(230-1)을 통하여 분출되는 분출력을 상승 추진력을 제공하여 무인 항공기(100)가 고속 상승 비행이 가능하도록 한다.
이와 달리 도 4의 (b)를 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 주 전원부(110)의 제트엔진(200-1)는 무인 항공기(100) 몸체의 하면에 연결소자(300)를 이용하여 고정 설치될 수 있다. 이때, 도 4의 (b)에 도시된 바와 같이 연결소자(300)는 무인 항공기(100)의 바디(100-1)와 제트 엔진(200-1)이 서로 평행을 이루도록 연결할 수 있다.
한편, 도 4의 (c) 내지 도 4의 (e)를 참조하면, 연결소자(300)의 형태를 변화시킴에 따라 무인 항공기(100)의 바디(100-2)와 제트 엔진(200-1)의 위치 관계를 조정할 수 있다. 즉, 추진력을 제공하고자 하는 방향에 따라 도 4의 (c)와 같이 제트 엔진(200-1)를 y-z축 방향으로 일정각도 회전시키거나 또는 도 4의 (d)와 같이 제트 엔진(200-1)의 수평을 유지한 상태에서 x-y축 방향으로 일정 각도 회전시킬 수 있다. 또는, 도 4의 (e)와 같이 제트 엔진(200-1)를 x-y-z축 방향으로 일정각도 회전시킬 수 있다.
이와 같이 무인 항공기(100)의 바디(100-1)와 제트 엔진(200-1)간의 위치관계는 연결소자(300)를 이용하여 조정할 수 있으며, 도 4에 도시된 일 실시예에 한정되는 것만은 아니며 연결소자(300)의 재질 및 구현 방식에 따라 다양한 위치관계를 구현할 수 있다. 또한, 도 4에는 설명의 편의를 위하여 하나의 제트 엔진(200-1)만을 도시하고 있으나, 무인 항공기(100)의 바디(100-1) 하면에 하나 이상의 제트 엔진(200-1)를 분산 설치할 수 있다.
이와 같이, 본 발명의 실시예에 따른 제트 엔진(200-1)은 사용자 제어신호에 따라 전력 생산 모드로 동작하거나 또는 추진력 발생 모드로 운전할 수 있으며, 운전 모드에 따라 연소기(202)로 유입되는 공기 유입량(x)과 연료 주입량(y)을 조정할 수 있다. 이하 도 5를 참조하여 설명하도록 한다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 주 전원부의 운전 모드에 따른 공기를 유입량 및 연료 주입량간의 상관관계를 나타내는 그래프이다.
도 5를 참조하면, 압축기(201)에서 연소기(202)로 유입시키는 공기량에 대하여 효율적인 전력 생산을 위한 범위(x1~x2)를 설정하고, 효과적인 추진력 발생을 위한 범위(x3~x4)를 설정할 수 있다. 또한, 연료 저장소(220-1)에서 연소기(202)로 분사하는 연료량에 대하여 효율적인 전력 생산을 위한 범위(y1~y2)를 설정하고, 효과적인 추진력 발생을 위한 범위(y3~y4)를 설정할 수 있다.
따라서, 주 전원부(110)는 공기 유입량 및 연료 분사량에 대하여 전력 생산 모드일때 적용하는 제1 범위(501) 및 추진력 발생 모드일때 적용하는 제2 범위(502)에 따라 동작할 수 있다. 이때, 전력 생산 모드에 대한 제1 범위값(501) 및 추진력 발생 모드에 대한 제2 범위값(502)은 복수의 실험을 통하여 도출할 수 있다.
도 6은 본 발명의 다른 실시예에 따른 무인 항공기의 주 전원부의 구성을 나타내는 구성도이다.
도 6을 참조하면, 본 발명의 다른 실시예에 따른 주 전원부(110)는 LNG나 LPG에 의해 피스톤 운동을 하거나, 가솔린이나 경유를 사용하여 피스톤 운동을 하는 내연 엔진(200-2)과, 엔진(200-2)의 기계적 에너지를 전기 에너지로 변환하는 발전기(210-2)와, 내연 엔진(200-2)에 연료를 공급하는 연료 저장소(220-2) 및 보조 프로펠라(230-2)를 포함한다.
연료 저장소(220-2)는 무인 항공기(100)가 비행함에 따라 일정량의 연료를 지속적으로 내연 엔진(200-2)로 공급한다. 그리고, 내연 엔진(20-2)는 연료 저장소(220-2)에서 분사되는 연료를 연소시키고, 연소 과정에서 발생하는 고온·고압의 가스를 이용하여 기계적 에너지를 생산한다. 내연 엔진(200-2)에서 생산된 기계적 에너지는 발전기(210-2)로 전달된다. 발전기(210-2)는 기계적 에너지를 전기 에너지로 변환하고, 발전기(210-2)에서 변환된 전기 에너지는 주 전원부(110)로 전달되어 주 전원으로 이용된다.
한편, 본 발명의 다른 실시예에 따른 주 전원부(110)는 무인 항공기(100)의 비행에 추진력을 제공할 수 있다. 예컨대, 주 전원부(110)는 내연 엔진(200-2)에 의한 기계적 에너지를 이용하여 보조 프로펠라(230-2)를 구동하여 추진력을 제공할 수 있다.
이하 도 7을 참조하여 주 전원부가 추진력 제공 모드로 동작하는 경우에 대하여 설명하도록 한다.
도 7은 본 발명의 다른 실시예에 따른 무인 항공기의 주 전원부가 추진력 제공 모드로 동작하는 경우의 배치 상태를 설명하기 위한 도면이다.
본 발명의 다른 실시예에 따른 주 전원부(110)는 추진력 발생 모드로 동작하는 경우, 무인 항공기(100) 비행에 추진력을 제공하려는 방향에 따라 배치된 형태가 조정될 수 있다.
도 7의 (a)를 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 주 전원부(110)의 내연엔진(200-2)과 보조 프로펠라(230-2)는 무인 항공기(100) 몸체의 하면에 연결소자(300)를 이용하여 고정 설치될 수 있다. 이때, 도 7의 (a)에 도시된 바와 같이 연결소자(300)는 무인 항공기(100)의 바디(100-1)와 내연 엔진(200-2)에 설치된 보조 프로펠라(230-2)가 서로 평행을 이루도록 연결할 수 있다.
이와 같이 내연 엔진(200-2)에 설치된 보조 프로펠라(230-2)가 무인 항공기(100)의 바디(100-1)에 평행을 이루기 때문에 보조 프로펠라(230-2)의 회전에 의해 제공되는 추진력이 상승 추진력으로 무인 항공기(100)가 고속 상승 비행이 가능하도록 한다.
한편, 이와 달리 도 7의 (b)를 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 주 전원부(110)의 내연엔진(200-2)과 보조 프로펠라(230-2)는 무인 항공기(100) 바디(100-1)의 하면에 연결소자(300)를 이용하여 고정 설치될 수 있다. 이때, 도 7의 (a)에 도시된 바와 같이 연결소자(300)는 무인 항공기(100)의 바디(100-1)와 내연 엔진(200-2)이 서로 평행을 이루고 보조 프로펠라(230-2)는 서로 수직을 이루도록 연결할 수 있다.
한편, 도 7의 (c) 내지 도 7의 (e)를 참조하면, 연결소자(300)의 형태를 변화시킴에 따라 무인 항공기(100)의 바디(100-1)와 내연 엔진(200-2)과 보조 프로펠라(230-2)의 위치 관계를 조정할 수 있다. 즉, 추진력을 제공하고자 하는 방향에 따라 도 7의 (c)와 같이 내연 엔진(200-2)과 보조 프로펠라(230-2)를 y-z축 방향으로 일정각도 회전시키거나 또는 도 7의 (d)와 같이 내연 엔진(200-2) 과 보조 프로펠라(230-2)의 평행을 유지한 상태에서 x-y축 방향으로 일정 각도 회전시킬 수 있다. 또는, 도 7의 (e)와 같이 내연 엔진(200-2)과 보조 프로펠라(230-2)를 x-y-z축 방향으로 일정각도 회전시킬 수 있다.
이와 같이 무인 항공기(100)와 내연 엔진(200-2)과 보조 프로펠라(230-2)간의 위치관계는 연결소자(300)를 이용하여 조정할 수 있으며, 도 7에 도시된 실시예에 한정되는 것만은 아니며 연결소자(300)의 재질 및 구현 방식에 따라 다양한 위치관계를 구현할 수 있다. 또한, 도 7에는 설명의 편의를 위하여 하나의 보조 프로펠라(230-2)만을 도시하고 있으나, 무인 항공기(100) 하면에 하나 이상의 보조 프로펠라(230-2)를 분산 설치할 수 있다.
다음으로, 상기 도 1 내지 7을 참조하여 상술한 무인 항공기의 전원 선택 과정에 대하여 이하 도 8을 참조하여 설명하도록 한다.
도 8은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기에서 전원을 스위칭하는 과정을 설명하기 위한 절차 흐름도이다.
도 8을 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기(100)는 먼저 보조 전원부(120)로부터 연결라인을 통해 보조 전원을 공급하면서 비행을 시작한다(S101).
그리고, 동시에 주 전원부(110)는 발전기(210)가 전력을 생산함에 따라 주 전원을 발생한다(S102). 주 전원부(110)에서 발생되는 주 전원은 적정한 전압으로 안정화되어 전원 제어부(130)로 송전된다.
전원 제어부(130)의 전원 측정기(131)는 주 전원부(110)에서 발생하는 전력을 실시간 또는 소정 주기로 측정한다(S103). 주 전원부(110)는 하나 이상의 발전기(210)를 이용하여 전력을 생산함에 따라 시간 및 환경에 따라 생산하는 전력량 및 전력의 상태가 균일하지 않을 수 있으므로, 전원 측정기(131)는 실시간 또는 소정 주기로 주 전원부(110)의 전력 생산 상태를 측정한다.
전원 비교기(133)는 전원 측정기(131)에서 측정한 전압값을 기 설정된 기준값 이상인지 판단한다(S104).
상기 S104 단계에서 주 전원이 기준값 이상인 경우, 전원 스위칭기(135)는 보조 전원부(120)로부터 전원 공급을 중단하고 주 전원부(110)가 전원을 공급하도록 전원부를 스위칭한다(S105).
반면, 상기 S104 단계에서 주 전원이 기준값 미만인 경우에는 보조 전원부(120)에서 전원 공급을 유지하도록 한다(S106). 전원 공급부(140)는 전원 스위칭기(130)의 스위칭 동작에 따라 부하단(170)으로 전원을 공급하는 전원부의 전원 출력량을 조절하고, 전압 분배기(143)는 전압 조절기(141)의 동작에 따라 주 전원부(110) 또는 보조 전원부(120)의 출력전압을 부하단(170)으로 공급한다(S507). 도 8에 도시되지는 않았으나, 전압 분배기(143)는 복수의 모터 각각에 대하여 개별적으로 정해진 전력량을 공급할 수 있다.
상기 단계 S102 내지 단계 S107에 따라 주 전원 측정값이 기준값 이상인지에 따라 전원 공급원을 결정하는 과정은 무인 항공기(100)기 비행을 종료하는 시점까지 반복한다(S108).
한편, 본 발명의 실시예에 따른 무인 항공기는 발전기에서 실시간으로 전기를 생산하여 주 전원을 공급함에 따라 발생기 상태별로 전기 생산량이 달라지거나 과부하가 발생할 수 있다. 이는 배터리를 이용하는 보조 전원부(120)가 미리 배터리에 충전된 전력을 일정하게 안정적으로 출력하는 방식과는 대조적이다. 따라서, 전원 제어부(130)는 실시간 또는 소정 주기로 전력을 생산하여 공급하는 주 전원부(110)의 전력 생산 상태를 확인할 필요가 있다.
도 9는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기가 전력 공급 상태에 따라 전원 공급부를 스위칭하는 과정에 대하여 설명하기 위한 절차 흐름도이다.
도 9를 참조하면, 발전기(210)가 전력 생산 모드로 운전하면서 주 전원부(110)는 발전기(210)에서 생산한 전력을 주 전원으로 부하단(170)으로 공급한다(S201).
이때, 전원 제어부(130)의 전원 측정기(131)는 실시간 또는 소정 주기로 주 전원부(110)의 전력 생산 상태를 측정한다(S202).
전원 비교기(133)는 보조 전원부(120)의 전원 공급 상태에 기초하여 주 전원부(110)에서 생산하여 공급하는 전원의 공급 상태가 정상인지 여부를 판단한다(S203). 예컨대, 전력발생장치(200)가 임계치 온도 이상으로 가열되는 경우, 일정 시간 동안 발전기 가동을 중단할 필요가 있다. 따라서, 전원 비교기(133)는 센서부(160)와 연동하여 엔진(200)의 가열 상태 및 생산된 전기 상태가 정상인지 여부를 판별한다.
상기 S203 단계에서 엔진(200)이 임계치 이상으로 가열되거나 전원 공급이 균일하지 않는 경우와 같이 전원 공급 상태에 비정상(non-normal)으로 판단되는 경우, 전원 스위칭기(135)는 주 전원부(110)로부터 전원 공급을 중단하고 보조 전원부(120)가 전원을 공급하도록 전원부를 스위칭한다(S204). 엔진(200)이 가열된 경우, 냉각장치(미도시)를 가동하더라도 엔진(200) 가동을 잠정적으로 중지할 필요가 있기 때문이다.
반면, 상기 S203 단계에서 주 전원의 공급 상태가 정상으로 판단되는 경우, 주 전원부(110)에서 전원 공급을 유지하도록 한다(S205).
전원 공급부(140)는 전원 스위칭부(130)의 스위칭 동작에 따라 부하단(170)으로 전원을 공급하는 전원부의 전원 출력량을 조절하고, 전압 분배기(143)는 전압 조절기(141)의 동작에 따라 주 전원부(110) 또는 보조 전원부(120)의 출력전압을 부하단(170)으로 공급한다(S207).
도 9에는 도시되지 않았으나, 주 전원부(110)의 전력 공급 상태가 정상인지 여부를 판단하는 과정은 상기 단계 S204에서 주 전원부(110)에서 보조 전원부(120)로 전원부가 스위칭된 이후 및 상기 단계 S205에서 주 전원부(110)가 전원 공급을 유지한 상태에서도 지속적으로 반복된다.
나아가, 본 발명의 실시예에 따른 무인 항공기(100)는 전원 출력량 또는전원 공급 대상을 조절하고 부하단(170)으로 출력전압을 공급하는 과정에서도 전력 소모량을 감소시켜 비행 시간을 좀 더 증가시킬 수 있다.
한편, 본 발명의 실시예에 따른 엔진(200)은 전력 생산 모드 또는 추진력 제공 모드로 구동할 수 있고, 전원 스위칭기(135)는 운전 모드에 따라 전원 공급부를 스위칭할 수 있다.
도 10은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기가 운전 모드에 따라 전원 공급부를 스위칭하는 과정에 대하여 설명하기 위한 절차 흐름도이다. 설명의 편의를 위하여, 도 10에서는 주 전원부(110)에서 생산되는 전력량이 기준값 이상인 것을 가정한다.
도 10을 참조하면, 엔진(200)은 전력 생산 모드로 운전하면서 주 전력을 생산하고(S301), 주 전원부(110)는 발전기(210)가 생산하는 전력량이 기준값 이상인 경우 부하단(170)으로 전력을 공급한다(S302).
이때, 무인 항공기(100)는 무선 통신부(150)를 통해 추진력 발생 모드로 운전하는 것과 관련된 사용자 제어신호를 수신함에 따라(S303), 전원 스위칭기(135)는 주 전원부(110)에서 보조 전원부(120)로 전원 공급원을 스위칭한다(S304).
즉, 주 전원부(110)에서 부하단(170)으로 전원 공급하는 것을 중단하고 보조 전원부(120)를 부하단(170)과 전기적으로 연결하여 보조 전원을 공급하도록 한다(S305).
이때, 상기 단계 S303에서 수신한 추진력 제공 모드와 관련된 사용자 제어신호에 추진력 제공 방향에 관한 제어신호가 포함되어 있는 경우, 추진력 제공 방향이 무인 항공기(100)의 비행 방향과 일치하는지 여부를 판별한다(S306).
이때, 상기 도 4의 (a) 및 도 7의 (a)와 같이, 무인 항공기(100)의 상승비행 방향과 상승 추진력 발생 방향이 일치하는 경우에 엔진(200)의 배치 상태를 변화시키지 않는다.
또한, 상기 도 4의 (b) 및 도 7의 (b)와 같이, 무인 항공기(100)의 비행 방향과 추진력 발생 방향이 180도의 수평상태를 유지하는 경우 엔진(200)의 배치 상태를 변화시키지 않는다. 반면, 무인 항공기(100)의 비행 방향과 추진력 발생 방향이 180도의 수평상태를 벗어나는 경우에는 도 4의 (c) 내지 도 4의 (e) 그리고 도 7의 (c) 내지 도 7의 (e)에 도시된 바와 같이 연결소자(300)를 이용하여 엔진(200)의 배치상태를 조정할 수 있다(S307).
엔진(200)은 그 배치상태 조정이 완료된 이후에 추진력 제공 모드로 운전한다(S308).
도 10에 도시되지는 않았으나, 추진력 발생 모드 종료에 관한 제어신호가 수신되면 전원 스위칭기(135)는 다시 주 전원부(110)와 부하단(170)을 전기적으로 연결하여 주 전원을 공급하도록 하고, 엔진(200)도 전력 생산 모드로 운전하는 단계로 되돌아갈 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 무인 항공기는 섬세한 비행 조종을 위해 각 프로펠러별로 구동력을 제공하는 복수의 모터를 이용하며, 각 모터에 전원을 공급하기 위한 전원부를 비행 상황에 따라 엔진 또는 배터리를 사용하도록 구현함으로써, 기존의 배터리만을 사용하는 무인 항공기와 대비하여 비행 시간을 증가시킬 수 있다. 또한, 전력을 생산 및 공급하는 엔진을 이용하여 추진력을 제공할 수도 있다. 엔진은 본 명세서에 설명된 가스터빈 외에도 다양한 연료를 연소하여 구동력을 제공하는 기계장치를 이용할 수 있으며, 연료의 종료도 다양하게 구현할 수 있다.
이상의 설명은 본 발명의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 다양한 수정 및 변형이 가능할 것이다. 따라서 본 발명에 기재된 실시예들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예에 의하여 본 발명의 기술 사상이 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구범위에 의해서 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.
100: 무인 항공기 110: 주 전원부
120: 보조 전원부 130: 전원 제어부
131: 전원 측정기 133: 전원 비교기
135: 전원 스위칭기 140: 전원 공급부
141: 출력 전압 조절기 143: 전압 분배기
150: 무선 통신부 160: 센서부
170: 부하단 200: 엔진
210: 발전기 220: 연료 저장소
230: 추진력 발생기 240: 벨트폴리
300: 연결소자
120: 보조 전원부 130: 전원 제어부
131: 전원 측정기 133: 전원 비교기
135: 전원 스위칭기 140: 전원 공급부
141: 출력 전압 조절기 143: 전압 분배기
150: 무선 통신부 160: 센서부
170: 부하단 200: 엔진
210: 발전기 220: 연료 저장소
230: 추진력 발생기 240: 벨트폴리
300: 연결소자
Claims (19)
- 무인 항공기의 비행을 위한 구동력을 생성하는 복수의 모터; 및
상기 무인 항공기의 상기 복수의 모터에 주 전원을 공급하는 주 전원부를 포함하며,
상기 주 전원부는,
상기 무인 항공기의 하면 또는 상면에 장착되며, 연료가 가지는 에너지를 사용하여 기계적 에너지를 생산하는 엔진과, 상기 엔진이 생산한 기계적 에너지를 전기 에너지로 변환하여 주 전원을 공급하는 발전기와, 상기 무인 항공기에 상승 추진력을 제공하는 추진력 발생기를 포함하는 하이브리드 무인 항공기. - 제 1항에 있어서,
미리 충전된 보조 전원을 공급하는 보조 전원부; 및
상기 주 전원부 및 상기 보조 전원부 중 어느 하나와 상기 복수의 모터를 전기적으로 연결하여 전원 공급을 제어하는 전원 제어부를 더 포함하는 하이브리드 무인 항공기. - 제2 항에 있어서,
상기 전원 제어부는,
상기 주 전원부에서 생산되는 전력을 측정 및 계산하는 전원 측정기;
상기 주 전원부로부터 측정한 전력량이 기준값 이상인지 여부를 판별하고, 상기 보조 전원부의 전력 공급 상태와 비교하는 전원 비교기; 및
상기 전원 비교기의 비교 결과에 따라 상기 주 전원부 및 상기 보조 전원부 중 어느 하나와 상기 복수의 모터를 전기적으로 연결하는 전원 스위칭기를 포함하는 하이브리드 무인 항공기. - 제3 항에 있어서,
상기 전원 스위칭기의 동작에 따라 상기 주 전원부 또는 상기 보조 전원부의 전원 출력량을 조정하거나 또는 전원 공급 대상을 조정하는 전원 공급부를 더 포함하는 하이브리드 무인 항공기. - 제4항에 있어서,
상기 무인 항공기의 비행에 따라 온도, 고도, 속도, 무게중심, 위치, 기상상태를 포함하는 센싱 정보를 수집하기 위해 상기 무인 항공기에 배치되는 복수의 센서를 포함하는 센서부를 더 포함하는 하이브리드 무인 항공기. - 제5항에 있어서,
상기 전원 공급부는,
상기 센서부로부터 획득한 센싱 정보, 기 설정된 경로 정보, 상기 주 전원부 및 상기 보조 전원부의 전력 잔존량 정보 중 적어도 하나에 기초하여 전원 출력량 또는 전원 공급 대상을 결정하는 출력 전원 조절기; 및
상기 출력 전원 조절기의 동작에 따라 부하단으로 전원을 공급하는 전원 분배기를 포함하는 하이브리드 무인 항공기. - 제1항에 있어서,
상기 주 전원부는,
일정량의 연료를 저장한 연료 저장소를 더 포함하고,
상기 엔진은
외부에서 유입되는 공기를 압축하는 압축기;
상기 압축기로부터 유입되는 일정량의 공기를 이용하여 상기 연료 저장소로부터 분사되는 일정량의 연료를 연소하는 연소기; 및
상기 연소기의 연소과정에서 발생하는 가스를 이용하여 회전 운동을 수행하는 터빈을 포함하는 하이브리드 무인 항공기. - 제7항에 있어서,
상기 주 전원부는,
상기 터빈 구동 후 분출하는 분출력을 상승 추진력으로 제공하는 제트 노즐을 더 포함하는 하이브리드 무인 항공기. - 제1항에 있어서,
상기 주 전원부는,
일정량의 연료를 저장한 연료 저장소를 더 포함하고,
상기 엔진은 상기 연료 저장소로부터 분사되는 일정량의 연료를 연소하여기계적 에너지를 생산하는 내연 엔진인 하이브리드 무인 항공기. - 제9항에 있어서,
상기 주 전원부는,
상기 내연 엔진에 의해 구동되어 상승 추진력을 제공하는 보조 프로펠라를 더 포함하는 하이브리드 무인 항공기. - 제2 항에 있어서,
사용자 조종단말기 또는 무선 항공기 통제 시스템과의 무선 통신을 수행하기 위한 무선 통신부를 더 포함하며,
상기 전원 스위칭부는,
상기 무선 통신부를 통해 수신한 사용자 제어신호에 따라 상기 주 전원부 및 상기 보조 전원부 중 어느 하나와 상기 복수의 모터를 전기적으로 연결하는 하이브리드 무인 항공기. - 제11 항에 있어서,
상기 사용자 제어신호가 추진력 발생 모드에 관한 제어신호를 포함하는 경우,
상기 전원 스위칭부는 상기 보조 전원부와 상기 복수의 모터를 전기적으로 연결하고, 상기 주 전원부는 전원 공급을 중단하며, 상기 엔진은 추진력 발생 모드로 운전하는 하이브리드 무인 항공기. - 제11 항에 있어서,
상기 사용자 제어신호가 추진력 발생 방향에 관한 제어신호를 포함하는 경우, 연결소자를 이용하여 상기 엔진의 배치 상태를 추진력 발생 방향에 따라 조정하는 하이브리드 무인 항공기. - (A) 주 전원부가 엔진 구동에 의해 발전기를 통해 주 전원을 생산하는 단계;
(B) 상기 주 전원부에서 생산된 주 전원을 복수의 모터에 공급하는 단계;및
(C) 상기 주 전원부가 엔진을 통하여 상승 추진력을 제공하여 무인 항공기가 상승하도록 하는 단계를 포함하는 하이브리드 무인 항공기의 제어 방법. - 제14항에 있어서,
(D)상기 주 전원부에서 발전기를 통해 생산되는 주 전원을 실시간 또는 소정 주기로 측정하는 단계;
(E)측정된 상기 주 전원값이 기 설정된 기준값 이상인지 여부를 판별하고, 상기 판별 결과에 따라 상기 주 전원부 또는 보조 전원부 중 어느 하나를 복수의 모터를 전기적으로 연결하여 전원 공급원을 제어하는 단계; 및
(F)상기 전원 공급원 제어 단계에 따라, 상기 주 전원부 또는 상기 보조 전원부의 전원 출력량을 조절하며 출력전압을 공급하는 단계를 포함하는 하이브리드 무인 항공기의 제어 방법. - 제14항에 있어서,
상기 (C) 단계는
(C-1) 추진력 제공 모드에 관한 사용자 제어신호를 수신하는 단계;
(C-2) 상기 사용자 제어신호에 따라 상기 주 전원부의 전원 공급을 중단하고 보조 전원부와 부하단을 전기적으로 연결하여 상기 부하단으로 보조 전원을 공급하는 단계; 및
(C-3) 상기 주 전원부의 상기 엔진이 추진력 제공 모드로 운전하는 단계를 더 포함하는 하이브리드 무인 항공기의 제어 방법. - 제14항에 있어서,
상기 주 전원부는 압축기, 연소기 및 터빈으로 이루어진 제트 엔진, 발전기 및 원료 저장소를 포함하며,
상기 (A)단계는,
상기 압축기가 외부로부터 유입되는 공기를 압축하고 상기 연소기로 일정량의 압축된 공기를 전달하는 단계;
상기 연료 저장소가 상기 연소기로 일정량의 연료를 분사하는 단계;
상기 연소기는 상기 유입된 공기를 이용하여 상기 일정량의 연료를 연소하고, 상기 연소 과정에서 발생하는 고온 및 고압의 가스를 상기 터빈으로 분사하는 단계;
상기 터빈은 상기 연소기로부터 분사되는 고온 및 고압의 가스가 팽창함에 따라 회전 운동을 수행하며 기계적 에너지를 생산하는 단계; 및
상기 발전기는 상기 터빈에서 생산된 기계적 에너지를 전기 에너지로 변환하는 단계를 포함하는 하이브리드 무인 항공기의 제어 방법. - 제15항에 있어서,
상기 (E)단계는,
상기 주 전원이 상기 기준값 이상으로 판별되는 경우 상기 주 전원부에서 상기 복수의 모터로 전원을 공급하고,
상기 주 전원이 상기 기준값 미만으로 판별되는 경우 상기 보조 전원부에서 상기 복수의 모터로 전원을 공급하는 단계를 포함하는 하이브리드 무인 항공기의 제어 방법. - 제15항에 있어서,
상기 (E)단계는,
상기 주 전원부의 전원 측정 결과에 따라 상기 주 전원부의 전원 공급 상태의 정상 여부를 판단하는 단계; 및
상기 주 전원부의 전원 공급 상태가 정상으로 판별되는 경우 상기 주 전원부에서 상기 복수의 모터로 전원을 공급하고, 상기 주 전원부의 전원 공급 상태가 비정상으로 판별되는 경우 상기 보조 전원부에서 상기 복수의 모터로 전원을 공급하는 단계를 포함하는 하이브리드 무인 항공기의 제어 방법.
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