KR20180007861A - 무인항공기 동체용 탄소복합체 및 이를 이용한 무인항공기 - Google Patents

무인항공기 동체용 탄소복합체 및 이를 이용한 무인항공기 Download PDF

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Abstract

본 발명은 무인항공기 동체용 탄소복합체 및 이를 이용한 무인항공기에 관한 것으로, 보다 상세하게는 탄소 동소체에 열가소성 고분자 수지, 세라믹 또는 금속 소재를 혼합함으로써 고내열성, 고강도 및 고방열의 우수한 기계적 물성 특성을 가지는 탄소복합체를 제조할 수 있으며, 이를 무인항공기의 동체 재료로 적용하고, 아울러 태양전지 모듈을 메인 전지로 하되, 별도의 축전수단을 추가 적용함으로써 우수한 기계적 물성 특성을 가지는 동시에 전지의 안정성 및 충, 방전 성능을 크게 향상시키고, 고용량화할 수 있는 무인항공기 동체용 탄소복합체 및 이를 이용한 무인항공기에 관한 것이다.

Description

무인항공기 동체용 탄소복합체 및 이를 이용한 무인항공기{CARBON COMPOSITION FOR MOLDING FUSELAGE OF DRONE AND DRONE USING THE SAME}
본 발명은 무인항공기 동체용 탄소복합체 및 이를 이용한 무인항공기에 관한 것으로, 보다 상세하게는 탄소 동소체에 열가소성 고분자 수지, 세라믹 또는 금속 소재를 혼합함으로써 고내열성, 고강도 및 고방열의 우수한 기계적 물성 특성을 가지는 탄소복합체를 제조할 수 있으며, 이를 무인항공기의 동체 재료로 적용하고, 아울러 태양전지 모듈(100)을 메인 전지로 하되, 별도의 축전수단(230)을 추가 적용함으로써 우수한 기계적 물성 특성을 가지는 동시에 전지의 안정성 및 충, 방전 성능을 크게 향상시키고, 고용량화할 수 있는 무인항공기 동체용 탄소복합체 및 이를 이용한 무인항공기에 관한 것이다.
무인항공기는 이제 다양한 민간 분야로 활용범위를 넓혀가며 세계적으로 각광받는 미래 산업으로 급부상하여, 국가전략사업으로서 무인항공기 산업이 주목 받고 있다. 이러한 한국의 무인항공기 산업 성장을 위해서는 기존의 무인항공기 플랫폼에 새로운 ICT 관련 기술을 융·복합한 창조경제 기반의 무인항공기 ICT 산업이 반드시 필요하다.
무인항공기는 기계공학, 항공우주공학, 전자공학, 재료공학, 컴퓨터공학 분야가 융합되어 만들어지는 만큼 기술적 진입 장벽이 높은 산업으로 평가받고 있다. 종래의 군사용이었다면 최근에는 헬기 캠으로 방송 촬영장비나 환경보호·재난 방재 등을 넘어 농업이나 물류 운송까지 확대되어 가고 있다. 또한, 스마트폰으로 조작 가능한 콤팩트 휴대용 무인항공기 및 손목에 착용할 수 있는 웨어러블 무인항공기 등 다양한 제품이 선보이기도 하고 있다.
무인항공기 시장은 군사 분야에서 단순 방송 촬영장비를 넘어 유통 등 사회 전반의 다양한 분야에서의 활용도는 더욱 높아질 것으로 예상되고 있다. 더 나가서는 물류, 여가산업을 포함한 민간용 무인항공기를 개발하기 시작하였으며, 인터넷, GPS와 같은 기술들의 민간 사용 비중이 급격히 증가함에 따라 최근 무인항공기의 경우 개인의 취미생활뿐만 아니라 항공촬영, 측량, 지리정보수집 등의 다양한 분야에서 활용할 수 있다.
하지만, 기존 무인항공기에 대한 문제점을 가지고 있고, 크게 두 가지로 나누어서 다음과 같이 설명할 수 있다. 두 가지로는 무인항공기 동체 재료의 문제점과 무인항공기 전력 기술의 문제점이 있다.
첫째로, 무인항공기에 사용되는 동체 재료의 문제점은 열에 약하여 모터, 배터리 등의 과열에 취약하고, 굽힘 강도가 약하고 충격에 취약하여 쉽게 부러지고, 유독성이 있는 비스페놀 A 또는 프탈레이트를 함유한 소재의 사용으로 인해, 친환경적이지 않으며, 잘 썩지 않는 문제점 등이 발생하고 있다.
둘째로, 무인항공기 전력기술의 문제점은 전지의 고용량화 한계, 막대한 충전시간 소요(비행시간의 약 2~4배), 기존 전지로 인한 급격한 기체 무게증가, 기존 리튬이온전지로 인한 화재 위험발생, 전압강화 및 저온에서의 성능저하로 인한 모터 출력 및 성능 감소가 있다.
종래의 한국등록특허 제10-1615486호에서는 내부에 가스가 충전되어 부력이 발생하는 비행선, 태양전지, 전기배선, 제어박스 및 프로펠러를 포함하는 태양광 추진 수직이착률 비행체에 관해 개시되어 있으나, 전압변화율에 따른 가스가 충전된 비행선의 화재 위험성이 있으며, 전지의 고용량화에 한계가 있다.
따라서, 기존 무인항공기가 가진 상기한 바와 같은 문제들을 개선하기 위한 연구 개발이 요구된다.
한국등록특허 제10-1615486호
본 발명은 상기와 같은 기존 무인항공기에 사용되는 소재가 가진 열에 약하고, 굽힘 강도 및 충격에 취약하여 쉽게 부러지고, 유독성 소재의 사용으로 인한 문제를 해소하기 위해, 탄소 동소체에 무독성의 열가소성 고분자 수지, 세라믹 또는 금속 소재를 혼합하여 탄소복합체를 제조함으로써 상기와 같은 문제들을 해소할 수 있다는 사실을 알게 되어 발명을 완성하였다.
또한, 본 발명은 상기와 같은 기존 무인항공기가 가진 전지의 고용량화 한계, 막대한 충전시간 소요, 화재 위험성, 전압변동율에 따른 배터리 성능 저하 등의 전력 기술문제를 해소하기 위해, 태양전지 모듈을 메인 전지로 적용하되, 별도의 축전수단(230)을 추가 적용함으로써 상기와 같은 전력기술 문제점을 해소할 수 있다는 사실을 알게 되어 발명을 완성하였다.
따라서 본 발명의 목적은 고내열성, 고강도 및 고방열의 우수한 기계적 물성 특성을 가지는 무인항공기 동체용 탄소복합체를 제공하는데 있다.
본 발명의 다른 목적은 전지의 안정성 및 충, 방전 성능이 크게 향상되고, 고용량화가 가능한 무인항공기를 제공하는데 있다.
본 발명의 또 다른 목적은 고내열성, 고강도 및 고방열의 우수한 기계적 물성 특성을 가지는 무인항공기를 제공하는데 있다.
본 발명은 탄소 동소체 5~25 중량%; 및 열가소성 고분자 수지, 세라믹 및 금속으로 이루어진 군에서 선택된 1종 이상인 재료 75~95 중량%;를 포함하는 무인항공기 동체용 탄소복합체를 제공한다.
또한, 본 발명은 태양전지 모듈(100); 상기 태양전지 모듈(100)에서 발전된 전력을 저장하는 에너지 저장 시스템(200); 비행 제어를 위한 정보를 수집하는 정보수집부(500); 상기 정보수집부(500)를 통해 수집되는 정보에 기초하여 비행을 위한 제어신호를 출력하는 제어부(600); 상기 에너지 저장 시스템(200)으로부터 공급되는 전력을 공급받아 상기 제어부(600)가 출력하는 제어신호에 따라 구동하는 모터(720)를 포함하는 구동부(700); 상기 모터(720)에 의해 회전되는 프로펠러(800); 및 상기 탄소복합체로 이루어지고, 상기 태양전지 모듈(100), 에너지 저장 시스템(200), 정보수집부(500), 제어부(600), 구동부(700) 및 프로펠러(800)가 장착되는 비행 동체부(900);를 포함하는 무인항공기를 제공한다.
본 발명에 따른 무인항공기 동체용 탄소복합체는 고내열성 및 기계적 특성이 우수한 탄소 동소체에 무독성의 열가소성 고분자 수지, 세라믹 또는 금속 소재를 적용함으로써 초경량화와 고내열성, 고강도 및 고방열의 우수한 기계적 물성 특성을 가질 수 있으며, 무독성 소재를 사용함으로써 친환경적인 이점이 있다.
또한 본 발명에 따른 무인항공기는 태양전지 모듈(100)을 메인 전지로 적용하되, 별도의 축전수단(230)을 추가 적용함으로써 전지의 안정성 향상, 전지의 고용량화, 낮은 전압변동율에 의한 충, 방전 성능 향상 및 충전시간의 단축 등의 이점이 있다.
또한 본 발명에 따른 무인항공기는 탄소복합체로 이루어진 비행 동체부(900)를 사용함으로써 초경량화와 고내열성, 고강도 및 고방열의 우수한 기계적 물성 특성을 가지는 동시에 무독성 소재를 사용함으로써 친환경적인 이점이 있다.
도 1은 본 발명에 따른 무인항공기의 사시도이다.
도 2는 본 발명에 따른 무인항공기의 분해 사시도이다.
도 3은 본 발명에 따른 무인항공기의 작동 방법을 개략적으로 나타낸 블록도이다.
도 4는 본 발명에 따른 무인항공기의 에너지 저장 시스템(200)의 작동 방법을 개략적으로 나타낸 블록도이다.
도 5는 본 발명에 따른 무인항공기의 정보수집부(500) 및 구동부(700)의 작동 방법을 개략적으로 나타낸 블록도이다.
도 6은 본 발명에 따른 무인항공기의 제어부(600)의 작동 방법을 개략적으로 나타낸 블록도이다.
이하에서는 본 발명을 하나의 실시예로 더욱 상세하게 설명한다.
본 발명은 탄소 동소체 5~25 중량%; 및 열가소성 고분자 수지, 세라믹 및 금속으로 이루어진 군에서 선택된 1종 이상인 재료 75~95 중량%;를 포함하는 무인항공기 동체용 탄소복합체를 제공한다.
본 발명에 따른 상기 탄소복합체는 기존의 비스페놀 A 또는 프탈레이트 소재 대신 고내열성 및 기계적 특성이 우수한 탄소 동소체에 열가소성 고분자 수지, 세라믹 또는 금속 소재를 적용함으로써 초경량, 고내열성, 고강도 및 고방열의 물성 특성을 가질 수 있으며, 무독성 소재를 사용함으로써 친환경적인 이점이 있다. 여기에서, 초경량이라 함은 무인항공기를 구성하는 프레임이나 부품 등에 원하는 동일한 강도를 부여함에 있어서 기존의 플라스틱은 많은 양이 소모되는 반면, 본원발명의 탄소복합체를 사용하면 적은 양으로 강도 부여가 가능하여, 전체적으로 무인항공기의 무게를 경량화 할 수 있는 것을 의미한다.
본 발명의 바람직한 구현예에 의하면, 상기 탄소 동소체는 탄소섬유, 탄소나노튜브, 흑연, 그라파이트, 활성탄, 다이아몬드, 플러렌, 그래핀 및 카본블랙으로 이루어진 군에서 선택된 1종 이상인 것을 사용할 수 있다. 이러한 상기 탄소 동소체의 첨가로 인해서 고강도 및 고방열 특성을 가지는 것일 수 있다.
또한, 상기 탄소 동소체는 전체 탄소복합체에 대하여 5~25 중량%를 함유할 수 있는데, 그 함량이 5 중량% 미만이면 원하고자 하는 강도나 방열 특성을 부여할 수 없고, 반대로 25 중량% 초과이면 수지와의 분산이 어려운 문제가 있다.
본 발명의 바람직한 구현예에 의하면, 상기 열가소성 고분자 수지는 드론의 형태를 유지하기 위해 사용되며, CNT, 그래핀을 포함하는 탄소동소체 및 필러와의 우수한 분산 특성을 가지는 것을 사용할 수 있다. 바람직하게는 상기 열가소성 고분자 수지는 사이클릭 부틸렌 테레프탈레이트(cyclic butylene terephtalate, CBT), 폴리락틱산(poly lactic acid, PLA), 아크릴로나이트릴 부타디엔 스티렌(acrylonitrile-butadiene-styrene, ABS), 나일론(Nylon), 카프로락탐(Caprolactam) 및 이들의 조합들로 이루어진 군에서 선택되는 1종 이상을 포함할 수 있으나, 이에 제한되는 것은 아니다.
특히, 상기 사이클릭 부틸렌 테레프탈레이트 수지는 용융점도가 20 cps(용융온도 135 ℃)로 매우 낮으며, 중합 후에는 폴리부틸렌 테레프탈레이트(polybutylene terephthalate, PBT)가 되어 엔지니어링 플라스틱의 물성을 구현하게 되며, 현재 핸드폰 케이스, 캐리어, 완구 및 가전제품 외장재로 사용되고 있다. 특히 PBT 수지는 엔지니어링 플라스틱 중에서도 특히 내열성, 내약품성, 내후성, 내마찰성, 내마모성, 치수안정성 등이 우수한 수지로 알려져 있다.
본 발명의 바람직한 구현예에 의하면, 상기 세라믹은 융점이 높고, 고강도, 고내열성 등의 물성 특성을 가지며 열전도율이 높은 것을 사용할 수 있다. 상기 세라믹은 질화물, 탄화물, 붕화물, 규화물 및 인화물로 이루어진 군에서 선택된 1종 이상인 것을 사용할 수 있다. 바람직하게는 상기 질화물은 Si3N4, BN, AlN, TiN 및 ZrN으로 이루어진 군에서 선택된 1종 이상인 것이고, 상기 탄화물은 C, SiC, TiC, B4C, NbC 및 WC으로 이루어진 군에서 선택된 1종 이상인 것을 사용할 수 있다. 또한 상기 붕화물은 TiB2, ZrB2 또는 이들의 혼합물인 것이고, 상기 규화물은 MoSi2이며, 상기 인화물은 BP, B13 및 P2로 이루어진 군에서 선택된 1종 이상인 것을 사용할 수 있다.
또한 상기 금속은 특히 고온강도가 우수하며, 열전도율이 높은 금속을 사용하는 것이 좋다. 바람직하게는 상기 금속은 마그네슘, 마그네슘 합금, 알루미늄, 알루미늄 합금, 티타늄, 티타늄 합금, 동, 동 합금, 은 및 은 합금으로 이루어진 군에서 선택된 1종 이상인 것을 사용할 수 있다.
본 발명의 바람직한 구현예에 의하면, 상기 탄소복합체는 열전도도가 1~100 W/m·k인 것일 수 있다.
본 발명의 바람직한 구현예에 의하면, 상기 탄소복합체는 필라멘트, 펠렛 또는 파우더 형태인 것일 수 있으며, 이에 한정되는 것은 아니다. 상기와 같은 형태의 탄소복합체는 3D 프린팅용 재료 또는 사출성형용 원재료로 사용되어 3차원 형상의 무인항공기 동체를 제조할 수 있다.
한편, 본 발명의 무인항공기는 태양전지 모듈(100); 상기 태양전지 모듈(100)에서 발전된 전력을 저장하는 에너지 저장 시스템(200); 비행 제어를 위한 정보를 수집하는 정보수집부(500); 상기 정보수집부(500)를 통해 수집되는 정보에 기초하여 비행을 위한 제어신호를 출력하는 제어부(600); 상기 에너지 저장 시스템(200)으로부터 공급되는 전력을 공급받아 상기 제어부(600)가 출력하는 제어신호에 따라 구동하는 모터(720)를 포함하는 구동부(700); 상기 모터(720)에 의해 회전되는 프로펠러(800); 및 상기 탄소복합체로 이루어지고, 상기 태양전지 모듈(100), 에너지 저장 시스템(200), 정보수집부(500), 제어부(600), 구동부(700) 및 프로펠러(800)가 장착되는 비행 동체부(900);를 포함한다.
본 발명에 따른 무인항공기는 기존 무인항공기가 가진 배터리 고용량화의 한계, 막대한 충전시간 소요, 리튬이온전지 배터리로 인한 화재 위험성, 전압변동율에 따른 배터리 성능 저하 등의 전력 기술문제를 해소하기 위해 태양전지 모듈(100)을 적용하되, 안정적인 충, 방전 성능을 제공할 수 있는 별도의 축전수단(230)을 추가 적용한 것에 주요 기술적 특징을 가진다.
구체적으로 본 발명의 무인항공기에 대한 주요 세부적인 기술구성에 대해서 하기에 상세하게 설명하기로 한다.
본 발명의 바람직한 구현예에 의하면, 상기 태양전지 모듈(100)은 빛 에너지를 최대한으로 흡수하기 위해 태양에 노출되도록 하여 설치될 수 있다. 이러한 상기 태양전지 모듈(100)은 빛 에너지를 전기 에너지로 변환하는 장치로, 날씨와 일광조건에 따라 출력이 결정될 수 있다.
본 발명의 바람직한 구현예에 의하면, 상기 에너지 저장 시스템(200)(Energy Storage System, ESS)은 상기 태양전지 모듈(100)에서 발전된 전력을 변환하는 전력 관리 시스템(220); 상기 전력 관리 시스템(220)에 의해 변환된 전력을 저장하는 충, 방전이 가능한 축전수단(230); 및 상기 태양전지 모듈(100)의 출력상태와 축전수단(230)의 충전상태를 모니터링 하여 전력 관리 시스템(220)의 전력 변환 작동을 제어하는 전력 관리 시스템(210);을 포함할 수 있다.
상기 에너지 저장 시스템(200)은 기존 무인항공기에 사용된 리튬고분자전지의 위험성과 단점을 개선하기 위해 상기 전력 관리 시스템(220)에 의해 변환된 전력을 저장하는 충, 방전이 가능한 축전수단(230)을 포함할 수 있다. 상기 축전수단(230)은 개수에 한정되지 않고 복수 개의 축전수단(230)을 사용할 수 있으며, 요구되는 수요에 따라서 결정될 수 있으며, 그에 따라 상기 전력 관리 시스템(220)과 상기 전력 관리 시스템(210)의 구성도 변화될 수 있다.
또한 상기 태양전지 모듈(100) 및 상기 축전수단(230) 간의 전력 수급을 원활하게 조절하기 위한 제어장치로서 상기 전력 관리 시스템(210)을 포함할 수 있다. 이를 통해 상기 태양전지 모듈(100)에서 발전된 전력을 변환할 때, 부하가 급격이 증감할 경우 순간적인 전력 수급을 제공할 수 있는 이점이 있다.
본 발명의 바람직한 구현예에 의하면, 상기 축전수단(230)은 기존 무인항공기의 전력 기술 문제점을 보완하기 적용한 것으로 상기 태양전지 모듈(100)과 연결하여 순시 전압강하를 보강하고, 에너지원을 담당하게 하여 안정적인 동작을 가능하게 할 수 있다. 또한 수만 번 이상의 충, 방전 성능으로 기존 무인항공기의 체공시간(약 15~20분)에 대해 2~3배 (약 30~60분)로 크게 증가시킬 수 있다.
바람직하게는 상기 축전수단(230)은 슈퍼캐패시터, 리튬이온전지 및 연료전지로 이루어진 군에서 선택된 1종 이상인 것을 사용할 수 있다.
더욱 바람직하게는 상기 축전수단(230)으로 슈퍼캐패시터를 사용할 수 있다. 상기 슈퍼캐패시터는 사이클 수명에 제한이 없고, 안전하며, 환경친화적인 재료를 사용하며, 폭발 위험성이 없어서 전지의 대체 및 병용 가능한 에너지저장 장치로서 사용될 수 있다.
특히, 상기 슈퍼캐패시터는 충, 방전 시 전극 계면에서의 화학변화를 수반하지 않아 다른 축전지에 비해 출력밀도가 월등히 높고, 단위시간당 충, 방전하는 에너지의 양을 극대화할 수 있다. 또한 전력을 공급할 수 있는 능력이 리튬고분자전지에 비해 수십 배 이상이며, 큰 전력이 필요한 경우 에너지를 최대로 공급할 수 있다. 이러한 상기 슈퍼캐패시터는 활성탄소, 루테늄화물 및 티타늄산화물로 이루어진 군에서 선택된 1종 이상의 전극재료를 포함할 수 있다.
본 발명의 바람직한 구현예에 의하면, 상기 정보수집부(500), 제어부(600) 및 구동부(700)는 비행조정 장치부(300)(Flight Control Unit, FCU)로서 상기 에너지 저장 시스템(200)을 통해 공급받은 전력으로 상기 무인항공기를 제어 및 작동하는 역할을 할 수 있다.
본 발명의 바람직한 구현예에 의하면, 상기 정보수집부(500)는 카메라(510), 가속도센서(520), 자이로 컴파스(530) 및 GPS 수신기(540)를 포함할 수 있다.
본 발명의 바람직한 구현예에 의하면, 상기 제어부(600)는 카메라(510) 작동을 제어하고 카메라(510)에 의해 촬영된 이미지를 수신 및 저장, 송신하는 서브 컨트롤러(610), 및 상기 정보수집부(500)를 통해 수집되는 정보에 기초하여 구동부(700)를 제어하기 위한 제어신호를 출력하는 비행제어 컴퓨터(620)(Flight Control Computer)를 포함할 수 있다.
본 발명의 바람직한 구현예에 의하면, 상기 비행제어 컴퓨터(620)는 상기 I/O 모듈(621), 상기 칼만 필터 모듈(623), 상기 GPS 연산 모듈(622), 상기 자세 제어 모듈(624) 및 상기 메인 제어 모듈(625)로 이루어지는 것을 보여준다. 상기 메인 제어 모듈(625)을 제외한 나머지 모듈들은 각자의 단순 연산만 반복 수행하며, 상기 메인 제어 모듈(625)은 각 모듈의 연산 결과값을 받아서 합산연산을 수행할 수 있다.
구체적으로 상기 비행제어 컴퓨터(620)는, 상기 정보수집부(500)를 통해 수집되는 정보를 입력 및 출력하는 I/O 모듈(621); 상기 정보수집부(500)의 GPS 수신기(540)를 통해 수집되는 현재 위치좌표 및 상기 GPS 수신기(540)에 설정된 목적지 위치좌표를 상호 비교하여, 진행 방향을 연산하는 GPS 연산 모듈(622); 상기 정보수집부(500)를 통해 수집되는 정보로부터 노이즈를 걸러내는 칼만 필터 모듈(623); 상기 칼만 필터 모듈(623)을 통해 수집되는 결과값으로부터 현재 기울기를 연산하는 자세 제어 모듈(624); 및 상기 I/O 모듈(621), GPS 연산 모듈(622) 및 자세 제어 모듈(624)을 통해 수집되는 정보를 종합적으로 연산 및 출력하는 메인 제어 모듈(625);을 포함할 수 있다.
상기 칼만 필터 모듈(623)은 상기 정보수집부(500)를 통해 수집되는 정보를 칼만 필터로 디지털 신호처리를 수행하여 노이즈를 제거하고, 원형에 가까운 데이터를 출력하도록 하는 역할을 한다.
상기 자세 제어 모듈(624)은 상기 칼만 필터 모듈(623)을 통해 수집되는 결과값으로부터 현재 기울기를 연산하여 PID 제어기를 포함한 자세 연산을 수행하는 역할을 한다.
본 발명의 바람직한 구현예에 의하면, 상기 구동부(700)는 제어부(600)가 출력하는 제어신호에 따라 상기 에너지 저장 시스템(200)으로부터 공급되는 전력을 모터(720)에 인가하는 모터 구동부(710), 및 상기 모터 구동부(710)를 통해 전력을 공급받아 구동하는 모터(720)를 포함할 수 있다. 상기 제어신호는 예로서, PWM 신호인 것일 수 있다.
상기 모터 구동부(710)는 구동 드라이버 및 인버터를 포함할 수 있다. 또한 상기 모터 구동부(710)는 상기 모터(720)를 제어하기 위한 부수적인 회로를 포함할 수 있다. 구체적으로 상기 모터(720) 형상에 따라 BLDC 모터일 경우 3개 이상의 인버터를 포함할 수 있고, DC 모터일 경우 H 브릿지 또는 트랜지스터를 이용한 속도제어기 등을 포함할 수 있다.
본 발명의 바람직한 구현예에 의하면, 상기 에너지 저장 시스템(200)으로부터 공급되는 전력을 상기 정보수집부(500) 및 제어부(600)에 공급하기 위한 전압 조절부(400);를 더 포함할 수 있다. 구체적으로 상기 정보수집부(500) 및 제어부(600)는 상기 슈퍼캐패시터로부터 공급되는 전력을 상기 전압 조절부(400)를 통해 각각 공급받고, 상기 구동부(700)는 상기 슈퍼캐패시터로부터 공급되는 전력을 상기 전압 조절부(400) 없이 공급받는 것일 수 있다.
본 발명의 바람직한 구현예에 의하면, 상기 비행 동체부(900)는 상기 탄소복합체를 이용하여 비행 동체를 3차원 형상으로 3D 프린팅하여 제작될 수 있다. 상기 비행 동체부(900)는 상기 탄소복합체로 이루어져 있어, 기존 소재에 비해 고내열성, 고강도 및 고방열의 물성 특성을 가지는 이점이 있다.
따라서, 본 발명에 따른 무인항공기 동체용 탄소복합체는 고내열성 및 기계적 특성이 우수한 탄소 동소체에 무독성의 열가소성 고분자 수지, 세라믹 또는 금속 소재를 적용함으로써 초경량화와 고내열성, 고강도 및 고방열의 우수한 기계적 물성 특성을 가질 수 있으며, 무독성 소재를 사용함으로써 친환경적인 이점이 있다.
또한 본 발명에 따른 무인항공기는 태양전지 모듈(100)을 메인 전지로 적용하되, 별도의 축전수단(230)을 추가 적용함으로써 전지의 안정성 향상, 전지의 고용량화, 낮은 전압변동율에 의한 충, 방전 성능 향상 및 충전시간의 단축 등의 이점이 있다.
또한 본 발명에 따른 무인항공기는 탄소복합체로 이루어진 비행 동체부(900)를 사용함으로써 초경량화와 고내열성, 고강도 및 고방열의 우수한 기계적 물성 특성을 가지는 동시에 무독성 소재를 사용함으로써 친환경적인 이점이 있다.
이하 본 발명에 따른 무인항공기에 대해 도면으로 더욱 구체적으로 설명하겠는 바, 이에 한정되는 것은 아니다.
도 1은 본 발명에 따른 무인항공기의 사시도이고, 도 2는 본 발명에 따른 무인항공기의 분해 사시도이다. 상기 도 2의 무인항공기는 태양에 최대한으로 노출되도록 하여 설치된 태양전지 모듈(100); 상기 태양전지 모듈(100)에서 발전된 전력을 저장하는 에너지 저장 시스템(200); 정보수집부(500), 제어부(600) 및 구동부(700)를 포함하는 비행조정 장치부(300); 상기 태양전지 모듈(100), 에너지 저장 시스템(200), 비행조정 장치부(300) 및 프로펠러(800)가 장착되는 비행 동체부(900)를 보여준다.
도 3은 본 발명에 따른 무인항공기의 작동 방법을 개략적으로 나타낸 블록도이다. 상기 도 3에서 상기 태양전지 모듈(100)은 태양광을 흡수하여 빛 에너지를 전기 에너지로 변환시키고, 상기 태양전지 모듈(100)에서 발전된 전력을 상기 에너지 저장 시스템(200)으로 저장된다. 상기 에너지 저장 시스템(200)에 저장된 전력은 상기 전압 조절부(400) 및 구동부(700)로 공급되고, 상기 전압 조절부(400)에 공급된 전력은 상기 정보수집부(500) 및 제어부(600)에 각각 공급된다. 또한 상기 구동부(700)에 공급된 전력은 상기 구동부(700)에 포함된 모터(720)에 의해 상기 프로펠러(800)를 작동시키는데 사용될 수 있다. 또한 상기 에너지 저장 시스템(200)은 상기 제어부(600)와 연결되도록 회로 구성이 되어 있고, 상기 정보수집부(500), 상기 제어부(600) 및 상기 구동부(700)도 마찬가지로 서로 연결되도록 회로 구성이 되어 있다.
도 4는 본 발명에 따른 무인항공기의 에너지 저장 시스템(200)의 작동 방법을 개략적으로 나타낸 블록도이다. 상기 도 4에서는 상기 태양전지 모듈(100)에서 발전된 전력을 상기 전력 관리 시스템(220)에 공급하여 전력을 변환시키고, 변환된 전력은 충, 방전이 가능한 상기 축전수단(230)에 공급하여 전력을 저장한다. 상기 전력 관리 시스템(210)은 상기 태양전지 모듈(100)의 출력상태와 축전수단(230)의 충전상태를 모니터링 하여 전력 관리 시스템(220)의 전력 변환 작동을 제어하는 역할을 한다.
특히, 상기 태양전지 모듈(100)은 수광량에 따라 전압이 크게 나타나는데, 상기 전력 관리 시스템(210)에서 이를 모니터링 하여 상기 전력 관리 시스템(220)의 승압 수준을 제어한다. 상기 전력 관리 시스템(220)은 전압을 승압하여 정전압으로 변환한 후, 상기 축전수단(230)에 저장할 수 있는 전압으로 변환하는 역할을 한다.
도 5는 본 발명에 따른 무인항공기의 정보수집부(500) 및 구동부(700)의 작동 방법을 개략적으로 나타낸 블록도이다. 상기 도 5에서 상기 에너지 저장 시스템(200)의 축전수단(230)으로부터 공급되는 소용량의 전력(예컨대, 3.3~5 V 및 12 V)은 상기 전압 조절부(400)를 통해 상기 정보수집부(500) 및 제어부(600)에 각각 공급되고, 상기 에너지 저장 시스템(200)의 축전수단(230)으로부터 공급되는 대용량의 전력(예컨대, 20~100 V)를 상기 전압 조절부(400) 없이 상기 구동부(700)에 직접 공급된다. 상기 정보수집부(500)는 카메라(510), 가속도센서(520), 자이로 컴파스(530) 및 GPS 수신기(540)를 포함하며, 상기 제어부(600)와 정전압 회로로 연결되어 상기 정보수집부(500)의 PWM 신호(제어신호)를 상기 제어부(600)로 출력한다.
상기 정보수집부(500)를 통해 수집되는 정보는 상기 제어부(600)의 서브 컨트롤러(610) 및 비행제어 컴퓨터(620)에 각각 출력된다. 상기 서브 컨트롤러(610)는 카메라(510) 작동을 제어하고 카메라(510)에 의해 촬영된 이미지를 수신 및 저장, 송신한다. 상기 비행제어 컴퓨터(620)는 상기 정보수집부(500)를 통해 수집되는 정보에 기초한 제어신호를 구동부(700)에 출력한다.
상기 구동부(700)는 상기 제어부(600)가 출력한 제어신호를 상기 모터 구동부(710)에 출력하고, 상기 모터 구동부(710)가 출력한 제어신호에 따라 상기 모터(720)를 구동한다.
도 6은 본 발명에 따른 무인항공기의 제어부(600)의 작동 방법을 개략적으로 나타낸 블록도이다. 상기 도 6에서는 상기 정보수집부(500)를 통해 수집되는 정보를 상기 I/O 모듈(621)에 출력한 후 연산을 통해 다시 상기 칼만 필터 모듈(623) 및 GPS 연산 모듈(622)에 각각 출력한다. 상기 칼만 필터 모듈(623)은 상기 정보수집부(500)를 통해 수집되는 정보의 노이즈를 걸러낸 후 그 결과값을 상기 자세 제어 모듈(624)로 출력한다. 상기 자세 제어 모듈(624)은 상기 칼만 필터 모듈(623)을 통해 수집되는 결과값으로부터 현재 기울기를 연산한 후 연산된 결과값을 상기 메인 제어 모듈(625)로 출력한다.
또한 상기 GPS 연산 모듈(622)은 상기 정보수집부(500)의 GPS 수신기(540)를 통해 수집되는 현재 위치좌표 및 상기 GPS 수신기(540)에 설정된 목적지 위치좌표를 상호 비교하여, 진행 방향을 연산한 후 그 결과값을 상기 메인 제어 모듈(625)로 출력한다.
상기 메인 제어 모듈(625)은 상기 I/O 모듈(621), GPS 연산 모듈(622) 및 자세 제어 모듈(624)을 통해 수집되는 결과값(정보)를 종합적으로 연산하여 그 결과값(제어신호)을 상기 구동부(700)로 출력한다.
본 발명에 따른 무인항공기는, 환경모니터링, 원격탐사, GIS 정보수집, 사진측량, 통신중계, 해안 및 전력선 감시, 화재 감시 및 진압, 농약살포 등의 민수용도와 더불어 정찰 및 감시, 유사시 위성 대체용 등의 군수용으로도 활용이 가능하다.
100: 태양전지모듈
200: 에너지 저장 시스템
210: 전력 관리 시스템
220: 전력 변환 시스템
230: 축전수단
300: 비행조정 장치부
400: 전압 조절부
500: 정보수집부
510: 카메라
520: 가속도센서
530: 자이로 컴파스
540: GPS 수신기
600: 제어부
610: 서브 컨트롤러
620: 비행제어 컴퓨터
621: I/O 모듈
622: GPS 연산 모듈
623: 칼만 필터 모듈
624: 자세 제어 모듈
625: 메인 제어 모듈
700: 구동부
710: 모터 구동부
720: 모터
800: 프로펠러
900: 비행 동체부

Claims (15)

  1. 탄소 동소체 5~25 중량%; 및
    열가소성 고분자 수지, 세라믹 및 금속으로 이루어진 군에서 선택된 1종 이상인 재료 75~95 중량%;
    를 포함하는 무인항공기 동체용 탄소복합체.
  2. 청구항 1에 있어서,
    상기 탄소 동소체는 탄소섬유, 탄소나노튜브, 흑연, 그라파이트, 활성탄, 다이아몬드, 플러렌, 그래핀 및 카본블랙으로 이루어진 군에서 선택된 1종 이상 것을 특징으로 하는 무인항공기 동체용 탄소복합체.
  3. 청구항 1에 있어서,
    상기 열가소성 고분자 수지는 사이클릭 부틸렌 테레프탈레이트(cyclic butylene terephtalate, CBT), 폴리락틱산(poly lactic acid, PLA), 아크릴로나이트릴 부타디엔 스티렌(acrylonitrile-butadiene-styrene, ABS), 나일론(Nylon), 카프로락탐(Caprolactam) 및 이들의 조합들로 이루어진 군에서 선택된 1종 이상인 것을 특징으로 하는 무인항공기 동체용 탄소복합체.
  4. 청구항 1에 있어서,
    상기 세라믹은 질화물, 탄화물, 붕화물, 규화물 및 인화물로 이루어진 군에서 선택된 1종 이상인 것이고,
    상기 금속은 마그네슘, 마그네슘 합금, 알루미늄, 알루미늄 합금, 티타늄, 티타늄 합금, 동, 동 합금, 은 및 은 합금으로 이루어진 군에서 선택된 1종 이상인 것을 특징으로 하는 무인항공기 동체용 탄소복합체.
  5. 청구항 1에 있어서,
    상기 탄소복합체는 열전도도가 1~100 W/m·k인 것을 특징으로 하는 무인항공기 동체용 탄소복합체.
  6. 청구항 1에 있어서,
    상기 탄소복합체는 필라멘트, 펠렛 또는 파우더 형태인 것을 특징으로 하는 무인항공기 동체용 탄소복합체.
  7. 태양전지 모듈;
    상기 태양전지 모듈에서 발전된 전력을 저장하는 에너지 저장 시스템;
    비행 제어를 위한 정보를 수집하는 정보수집부;
    상기 정보수집부를 통해 수집되는 정보에 기초하여 비행을 위한 제어신호를 출력하는 제어부;
    상기 에너지 저장 시스템으로부터 공급되는 전력을 공급받아 상기 제어부가 출력하는 제어신호에 따라 구동하는 모터를 포함하는 구동부;
    상기 모터에 의해 회전되는 프로펠러; 및
    청구항 1 내지 청구항 6 중에서 선택된 어느 한 항의 탄소복합체로 이루어지고, 상기 태양전지 모듈, 에너지 저장 시스템, 정보수집부, 제어부, 구동부 및 프로펠러가 장착되는 비행 동체부;
    를 포함하는 무인항공기.
  8. 청구항 7에 있어서,
    상기 에너지 저장 시스템은,
    상기 태양전지 모듈에서 발전된 전력을 변환하는 전력 변환 시스템;
    상기 전력 변환 시스템에 의해 변환된 전력을 저장하는 충, 방전이 가능한 축전수단; 및
    상기 태양전지 모듈의 출력상태와 축전수단의 충전상태를 모니터링 하여 전력 변환 시스템의 전력 변환 작동을 제어하는 전력 관리 시스템;
    을 포함하는 것을 특징으로 하는 무인항공기.
  9. 청구항 8에 있어서,
    상기 축전수단은 슈퍼캐패시터, 리튬이온전지 및 연료전지로 이루어진 군에서 선택된 1종 이상인 것을 특징으로 하는 무인항공기.
  10. 청구항 9에 있어서,
    상기 슈퍼캐패시터는 활성탄소, 루테늄화물 및 티타늄산화물로 이루어진 군에서 선택된 1종 이상의 전극재료를 포함하는 것을 특징으로 하는 무인항공기.
  11. 청구항 7에 있어서,
    상기 정보수집부는 카메라, 가속도센서, 자이로 컴파스 및 GPS 수신기를 포함하는 것을 특징으로 하는 무인항공기.
  12. 청구항 7에 있어서,
    상기 제어부는 카메라 작동을 제어하고 카메라에 의해 촬영된 이미지를 수신 및 저장, 송신하는 서브 컨트롤러, 및 상기 정보수집부를 통해 수집되는 정보에 기초하여 구동부를 제어하기 위한 제어신호를 출력하는 비행제어 컴퓨터를 포함하는 것을 특징으로 하는 무인항공기.
  13. 청구항 12에 있어서,
    상기 비행제어 컴퓨터는,
    상기 정보수집부를 통해 수집되는 정보를 입력 및 출력하는 I/O 모듈;
    상기 정보수집부의 GPS 수신기를 통해 수집되는 현재 위치좌표 및 상기 GPS 수신기에 설정된 목적지 위치좌표를 상호 비교하여, 진행 방향을 연산하는 GPS 연산 모듈;
    상기 정보수집부를 통해 수집되는 정보로부터 노이즈를 걸러내는 칼만 필터 모듈;
    상기 칼만 필터 모듈을 통해 수집되는 결과값으로부터 현재 기울기를 연산하는 자세 제어 모듈; 및
    상기 I/O 모듈, GPS 연산 모듈 및 자세 제어 모듈을 통해 수집되는 정보를 종합적으로 연산 및 출력하는 메인 제어 모듈;
    을 포함하는 것을 특징으로 하는 무인항공기.
  14. 청구항 7에 있어서,
    상기 구동부는 제어부가 출력하는 제어신호에 따라 상기 에너지 저장 시스템으로부터 공급되는 전력을 모터에 인가하는 모터 구동부, 및 상기 모터 구동부를 통해 전력을 공급받아 구동하는 모터를 포함하는 것을 특징으로 하는 무인항공기.
  15. 청구항 7에 있어서,
    상기 에너지 저장 시스템으로부터 공급되는 전력을 상기 정보수집부 및 제어부에 공급하기 위한 전압 조절부;를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 무인항공기.
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