KR20190137454A

KR20190137454A - 수직이착륙 무인항공기

Info

Publication number: KR20190137454A
Application number: KR1020180063663A
Authority: KR
Inventors: 정우석; 김제남; 김재준; 조종현; 이준호
Original assignee: 사단법인 캠틱종합기술원
Priority date: 2018-06-01
Filing date: 2018-06-01
Publication date: 2019-12-11
Also published as: KR102528270B1

Abstract

본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기는 동체부, 상기 동체부의 양측에 마련된 날개부, 날개부에 구비되는 로터부, 로터부의 상부 및 하부를 개폐시키는 개폐부, 동체부의 후미에 배치되고 회전 가능하게 구비되는 틸트 로터부 및 동체부에 배치되어, 무선으로 수신되는 제어 신호에 기초하여 이착륙 및 비행을 제어하는 제어부를 포함한다. 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기에 의하면 수직 이착륙이 가능하고, 수평 활공 중에는 공기 저항을 최소화할 수 있으며, 수평 활공 중 긴급 상황이 생긴 경우 속도를 급속히 저감시킬 수 있게 된다.

Description

수직이착륙 무인항공기{VERTICAL TAKEOFF AND LANDING UNMANNED AERIAL VEHICLE}

본 발명은 수직이착륙 무인항공기에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 수직이착륙이 가능하고 수평 활공 중에는 공기 저항을 최소화할 수 있는 수직이착륙 무인항공기에 관한 것이다.

무인항공기는 상업용, 구조용, 군사용, 레저용 등 다양한 목적으로 이용되고 있고, 기술의 발전으로 인하여 빠르게 진화하고 있다. 무인항공기는 이륙방식에 따라 지상활주 이륙, 발사대 이륙, 공중 투하 이륙으로 구분되고, 착륙 방식에 따라 지상활주 착륙, 낙하산 전개 착륙, 그물망 착륙 등으로 구분된다. 그중 수직이착륙(VTOL; vertical takeoff and landing) 무인항공기는 이착륙 장소의 제약을 받지 않아 다양한 분야에서 각광받고 있다.

수직 이착륙이 가능한 무인항공기는 주로 수직 상승 및 하강을 위한 로터를 이용하여 양력을 발생시키고, 수평 이동을 위한 로터를 이용하여 전진 비행을 구현한다. 수직 이착륙 무인항공기는 빠른 운항 속도, 고고도 비행 가능, 장시간 비행 가능, 적은 소음과 같은 장점이 있지만 구조의 복잡성, 바람 저항, 비싼 가격 등의 단점이 존재한다. 특히, 수직 이착륙 무인항공기는 양력을 발생시키는 로터가 수평 활공 중에 공기 저항을 일으켜 비행 효율을 저감시키는 문제점이 있다.

한국 특허공개공보 제10-2017-0072069호(명칭: 분리형 날개를 가진 다목적 하이브리드 수직 이착륙 무인항공기)는 저속 단거리 비행 모드 및 고속 장거리 비행 모드를 모두 수행할 수 있도록 구조의 변화가 용이한 분리형 날개를 가진 수직 이착륙 무인항공기에 관한 것으로 양력을 일으키는 양력발생부와 전진을 위한 추진력발생부를 구비하여 수직이착륙과 수평활공을 가능하게 한다. 다만, 상기 특허 역시 수평 활공 중 양력발생부가 공기 저항을 일으키기 때문에 상술한 문제점을 해소하기 어렵다.

한국 특허공개공보 제10-2010-0020854호(명칭: 동축반전 로터 시스템을 응용한 수직 이착륙 비행체)는 상하로 마련된 두 개의 로터를 동축에서 반전 처리하는 동축반전 로터 시스템에서 하부 로터 시스템에 결합되어 있는 고정체를 별도로 구비하고 하부 로터 시스템 및 고정체에 각도 조절이 가능한 복수 개의 플랩을 설치하며 와이어에 의하여 로터 및 고정체를 모체에 결합함으로써, 보다 탁월한 양력 및 추력 상승작용을 가짐과 동시에 안전성을 강화하도록 하는 동축반전 로터 시스템에 관한 것이다. 다만, 상기 특허 역시 동축반전 로터가 외부로 그대로 돌출된 상태에서 수평 활공을 이루기 때문에 상술한 문제점을 해소하기에는 역부족이다.

특허문헌1: 한국 특허공개공보 제10-2017-0072069호 (2007.06.26. 공개) 특허문헌2: 한국 특허공개공보 제10-2010-0020854호 (2010.02.23. 공개)

본 발명은 상술한 문제점을 감안하여 안출된 것으로, 본 발명의 목적은 수직 이착륙을 가능케 함과 동시에 수평 활공 중에는 공기 저항을 최소화할 수 있는 수직이착륙 무인항공기를 제공함에 있다. 또한, 본 발명의 목적은 수평 활공 중 긴급 상황이 생긴 경우 속도를 급속히 저감시킬 수 있는 수직이착륙 무인항공기를 제공함에 있다.

본 발명이 해결하고자 하는 과제들은 이상에서 언급한 과제들로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 또 다른 과제들은 아래의 기재로부터 당업자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.

상기 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기는 동체부; 상기 동체부의 양측에 마련된 날개부; 상기 날개부에 구비되는 로터부; 상기 로터부의 상부 및 하부를 개폐시키는 개폐부; 상기 동체부의 후미에 배치되고 회전 가능하게 구비되는 틸트 로터부; 및 상기 동체부에 배치되어, 무선으로 수신되는 제어 신호에 기초하여 이착륙 및 비행을 제어하는 제어부;를 포함한다.

한편, 상기 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기는 동체부; 상기 동체부의 양측에 마련되고, 수용 홈이 형성된 날개부; 상기 수용 홈에 삽입되고, 로터부 및 개폐부를 포함하는 로터 모듈; 상기 동체부의 후미에 배치되고 회전 가능하게 구비되는 틸트 로터부; 및 상기 동체부에 배치되어, 무선으로 수신되는 제어 신호에 기초하여 이착륙 및 비행을 제어하는 제어부;를 포함한다.

또한, 상기 로터 모듈은 상기 수용 홈에 삽입된 상태에서 회전 가능하게 구비되고, 상기 제어부는 상기 로터 모듈의 회전 각도, 상기 로터부의 회전 속도, 상기 로터부의 회전 방향 및 상기 개폐부의 개폐 각도를 제어하여 비행 속도를 제어할 수 있다.

그리고, 상기 개폐부는 상기 로터부의 상면을 개폐시키는 상면 개폐부 및 상기 로터부의 하면을 개폐시키는 하면 개폐부로 구성될 수 있다.

또한, 상기 개폐부는 힌지부를 중심으로 회전하는 2개의 도어를 포함하고, 상기 2개의 도어 중 적어도 하나는 아치 형상으로 이루어질 수 있다.

그리고, 상기 개폐부에 의하여 커버되고, 힌지부를 중심으로 회전하는 아치 형상의 감속부;를 더 포함하고, 상기 제어부는 상기 감속부의 회전 각도를 조절하여 비행 속도를 제어할 수 있다.

한편, 상기 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기는 동체부; 로터부 및 개폐부를 포함하고, 상기 동체부의 양측에 마련되며, 회전 가능하게 구비되는 로터 모듈; 상기 로터 모듈로부터 연장되고, 상기 로터 모듈의 회전시에도 고정된 상태를 유지하는 날개부; 상기 동체부의 후미에 배치되고 회전 가능하게 구비되는 틸트 로터부; 및 상기 동체부에 배치되고, 상기 로터 모듈의 회전 각도, 상기 로터부의 회전 속도, 상기 로터부의 회전 방향 및 상기 개폐부의 개폐 각도를 조절하여 비행 속도를 제어하는 제어부;를 포함한다.

본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기에 의하면 수직 이착륙이 가능하고, 수평 활공 중에는 공기 저항을 최소화할 수 있으며, 수평 활공 중 긴급 상황이 생긴 경우 속도를 급속히 저감시킬 수 있게 된다.

도 1은 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기의 사시도이다.
도 2는 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기의 수직 이착륙시의 사시도이다.
도 3은 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기의 수직 이착륙시의 상면도이다.
도 4는 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기의 수직 이착륙시의 측면도이다.
도 5는 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기의 수직 이착륙시의 후측면도이다.
도 6은 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기의 수평 활공 중의 상면도이다.
도 7은 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기의 수평 활공 중의 측면도이다.
도 8은 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기의 수평 활공 중의 후측면도이다.
도 9는 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기의 구성을 나타내는 블록도이다.
도 10은 본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 무인항공기의 사시도이다.
도 11은 본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 무인항공기의 동작을 설명하기 위한 도면이다.
도 12는 본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 무인항공기의 동작을 나타내는 도면이다.
도 13은 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기의 로터 모듈의 다양한 변형례를 도시한다.
도 14는 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기의 로터 모듈의 다양한 변형례를 도시한다.
도 15는 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 수직이착륙 무인항공기의 사시도이다.
도 16은 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 수직이착륙 무인항공기의 동작을 나타내는 도면이다.

본 발명이 실시될 수 있는 특정 실시예를 도시한 첨부 도면을 참조하면서, 본 발명을 상세히 설명한다. 첨부 도면에 도시된 특정 실시예에 대하여, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 본 발명을 실시하기에 충분하도록 상세히 설명된다. 특정 실시예 이외의 다른 실시예는 서로 상이하지만 상호배타적일 필요는 없다. 아울러, 후술의 상세한 설명은 한정적인 의미로서 취하려는 것이 아님을 이해해야 한다.

첨부 도면에 도시된 특정 실시예에 대한 상세한 설명은, 그에 수반하는 도면들과 연관하여 읽히게 되며, 도면은 전체 발명의 설명에 대한 일부로 간주된다. 방향이나 지향성에 대한 언급은 설명의 편의를 위한 것일 뿐, 어떠한 방식으로도 본 발명의 권리범위를 제한하는 의도를 갖지 않는다.

구체적으로, "아래, 위, 수평, 수직, 상측, 하측, 상향, 하향, 상부, 하부" 등의 위치를 나타내는 용어나, 이들의 파생어(예를 들어, "수평으로, 아래쪽으로, 위쪽으로" 등)는, 설명 중인 도면과 그와 관련된 설명의 내용을 모두 참조하여 이해되어야 한다. 특히, 이러한 용어는 설명의 편의를 위한 것일 뿐 본 발명의 장치가 특정 방향으로 구성되거나 동작해야 할 것을 요구하지 않는다.

또한, "장착된, 부착된, 연결된, 이어진, 상호 연결된" 등의 구성 간 상호 결합 관계를 나타내는 용어는, 별도의 언급이 없는 한 개별 구성들이 직접적 혹은 간접적으로 부착/연결되거나 고정된 상태를 의미할 수 있고, 이는 이동 가능하게 부착, 연결, 고정된 상태뿐만 아니라, 이동 불가능한 상태까지 아우르는 용어로 이해되어야 한다.

이하에서는 첨부된 도면을 참조하면서 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기에 대하여 상세히 설명한다.

도 1은 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기(100)의 사시도이다. 도 2는 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기(100)의 수직 이착륙시의 사시도이다. 도 3은 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기(100)의 수직 이착륙시의 상면도이다. 도 4는 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기(100)의 수직 이착륙시의 측면도이다. 도 5는 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기(100)의 수직 이착륙시의 후측면도이다.

도 1 내지 5에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기(100)는 동체부(110), 날개부(120,130), 로터부(127,137), 개폐부(125,135), 틸트 로터부(117)를 포함하며, 수직이착륙 무인항공기(100)의 이착륙 및 비행을 제어하는 제어부가 동체부(110) 내에 구비된다.

동체부(110)와 날개부(120,130)는 항공기 형상을 구성하며, 동체부(110)는 유선형으로 이루어질 수 있지만, 이에 한정되지 않는다. 날개부(120,130)는 동체부(110)의 좌우측으로 연장된다. 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기(100)는 기본적으로 고정익 무인항공기에 해당하지만, 이에 한정되는 것은 아니다.

동체부(110)는 위에서 언급한 제어부 외에 카메라부, 구동부, 센서부, 통신부, 저장부, 전원부 등 수직이착륙 무인항공기(100)의 이착륙, 비행, 데이터 송수신 등에 필요한 각종 구성을 수용할 수 있다.

로터부(127,137)는 회전하는 프로펠러 유닛을 포함하며, 양 날개부(120,130)의 배치된다. 로터부(127,137)는 기본적으로 수평면에 평행하게 배치되어 수직이착륙을 도모한다. 로터부(127,137)의 회전에 의한 수직이착륙은 이미 공지된 다양한 제어 방식에 의하여 구현될 수 있고, 여기서는 상세한 설명을 생략하기로 한다. 한편, 본 발명의 다른 실시예에서는 로터부(127,137)가 수평면에 평행하게 배치되지 않고, 회전 가능한 형태로 구비되어 비행 속도를 조절하는 용도로 이용된다. 이와 관련해서는 아래에서 상세히 설명하기로 한다.

틸트 로터부(117)는 회전하는 프로펠러 유닛을 포함하며, 동체부(110)의 후미에 배치되어 수직이착륙 시에는 수평면에 평행한 상태로 있다가, 수평 비행이 시작되는 경우 수평면에 수직인 상태로 회전하도록 제어된다. 다시 말해, 틸트 로터부(117)는 수직이착륙을 도모하는 구성인 동시에 수평 활공을 도모하는 구성에 해당하며, 제어부는 틸트 로터부(117)의 회전을 통하여 수직이착륙과 수평 비행을 선택적으로 제어한다.

개폐부(125,135)는 로터부(127,137)의 상부 및 하부에 마련되어 로터부(127,137)를 개폐하는 기능을 갖는다. 즉, 개폐부(125,135)는 날개부(120,130)의 상면에 구비되어 로터부(127,137)의 상면을 개폐시키는 상면 개폐부(135u)와 날개부(120,130)의 하면에 구비되어 로터부(127,137)의 하면을 개폐시키는 하면 개폐부(135d)로 구성될 수 있다. 로터부(127,137)에 의하여 수직이륙이 이루어진 뒤 수평 활공을 시작하는 경우, 틸트 로터부(117)의 회전과 함께 개폐부(125,135)가 로터부(127,137)의 상하면을 닫아 수평 활공시의 공기 저항을 최소화시킬 수 있다.

한편, 개폐부(125,135)는 날개부(120,130)에 힌지 연결되어, 힌지부(미도시)를 중심으로 회전하는 2개의 도어로 구성될 수 있으며, 도 2 내지 5와 같은 형태로 개폐부(125,135)가 회전함으로써 로터부(127,137)의 상하면이 오픈 또는 클로즈될 수 있다. 2개의 도어는 힌지부(미도시)를 중심으로 회전하되 비행 중 공기저항을 받는 방향으로 오픈되도록 배치될 수 있다. 제어부는 2개의 도어의 개폐 각도를 조절함으로써 비행 중 공기저항을 일으켜 비행 속도를 감속하도록 제어할 수 있다.

도 6은 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기(100)의 수평 활공 중의 상면도이다. 도 7은 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기(100)의 수평 활공 중의 측면도이다. 도 8은 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기(100)의 수평 활공 중의 후측면도이다.

위에서 설명한 바와 같이, 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기(100)는 수평 비행 중에는 기본적으로 개폐부(125,135)가 클로즈된 상태에서 비행을 수행하도록 제어되므로, 공기 저항을 최소화할 수 있다.

동체부(110)의 후미에 구비된 틸트 로터부(117)가 수평면과 수직인 방향으로 회전하여 수평 비행을 수행하다가 긴급히 정지해야 하는 상황이 생기면 클로즈되어 있던 개폐부(125,135)가 오픈되어 공기 저항을 일으켜 비행 속도를 감속한다. 이때, 개폐부(125,135)의 오픈 각도(개폐부와 날개부가 이루는 각도)에 따라 감속의 강도가 제어될 수 있다. 예를 들어, 서서히 감속을 진행하는 경우 개폐부(125,135)의 오픈 각도를 0°∼90°사이의 범위 내에서 서서히 증가시키도록 제어할 수 있다.

도 9는 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기(100)의 구성을 나타내는 블록도이다. 도 9에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기(100)는 제어부(141), 카메라부(142), 구동부(143), 센서부(144), 통신부(145), 저장부(146), 전원부(147)를 포함한다.

카메라부(142)는 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기(100)의 비행 중 주변 환경의 이미지나 동영상을 획득하는 기능을 갖는다. 카메라부(142)로부터 획득된 이미지나 동영상은 사용자 조종 단말(200)로 전송되어, 사용자가 수직이착륙 무인항공기(100)의 주변 상황을 실시간으로 확인할 수 있도록 한다.

구동부(143)는 위에서 설명한 바와 같이, 로터부(127,137) 및 틸트 로터부(117)의 회전 및 정지, 개폐부(125,135)의 오픈 및 클로즈를 조작하는 기능을 갖는다. 구동부(143)는 BLDC 모터들, 프로펠러들, 모터변속기(ESC: Electronic Speed Controller) 등을 포함할 수 있다. 모터변속기는 비행제어기로부터 PWM 신호들을 받아 모터들을 구동시키고, 배터리의 직류 전원을 교류로 바꾸어서 모터로 공급한다. 구동부(143)는 제어부(141)의 명령에 따라 로터부(127,137) 및 틸트 로터부(117)의 회전 속도, 회전 방향, 기울기 등을 조작할 수 있고, 개폐부(125,135)의 개폐 각도를 조절함으로써 수직이착륙 무인항공기(100)의 이착륙 및 비행과 관련된 기계적 조절을 수행한다.

센서부(144)는 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기(100)의 비행 방향, 비행 속도, 위치, 고도 및 기울기 중 적어도 하나의 정보를 센싱한다.

센서부(144)는 비행 방향, 속도, 움직임 및 가속도 등을 측정하기 위하여 지자기센서(magnetometer), 3축 가속도센서(accelerometer), 3축 자이로센서(gyroscope)를 포함할 수 있다.

지자기센서는 나침반 기능을 하는 센서로, 자북을 측정하여 비행 방향 정보를 제어부(141)로 전달한다. 지자기센서에서 측정한 방위 정보와 후술할 GPS 센서가 측정한 위치 정보, 그리고 가속도센서에서 측정된 이동 정보를 결합하면 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기(100)의 움직임을 파악할 수 있다. 3축 가속도센서는 가속도를 측정하는 센서로, 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기(100)의 3차원(x축,y축,z축) 움직임에 따른 각 축 방향의 가속도를 측정하며, 이를 통해서 중력에 대한 상대적인 위치와 움직임을 측정한다. 3축 가속도센서에서 측정된 정보는 후술할 자이로센서의 오차를 보정하는데 이용될 수 있고, 자이로센서와 함께 수직이착륙 무인항공기(100)의 안정적인 자세를 유지하도록 한다. 3축 자이로센서는 수직이착륙 무인항공기(100)이 수평을 유지할 수 있도록 하는 센서로, 3차원(x축,y축,z축) 방향의 각가속도를 측정하여 수직이착륙 무인항공기(100)의 기울기 정보를 제공한다. 지자기센서, 3축 가속도 센서 및 자이로센서를 이용하면 요(Yaw), 피치(Pitch), 롤(Roll)로 정의되는 회전 운동 상태(Rotational States)를 측정할 수 있다.

한편, 센서부(144)는 수직이착륙 무인항공기(100)의 위치 및 고도를 측정하기 위하여 기압계(barometer), GPS(global positioning system) 센서, 거리계(range finder)를 포함하라 수 있다. 기압계는 해수면의 높이에 따라 결정되며, 대기압을 측정하여 수직이착륙 무인항공기(100)의 현재 고도를 측정한다. 이때, 기압계의 정확도를 보완하기 위하여 GPS 센서나 초음파 센서 혹은 이미지 센서를 더 채용할 수도 있다. GPS 센서는 인공위성의 신호를 사용하여 수직이착륙 무인항공기(100)의 위치 좌표와 고도를 측정한다. 거리계는 초음파, 레이저 또는 라이다(LiDAR) 기반의 센서를 이용하여 수직이착륙 무인항공기(100)과 지면 또는 수직이착륙 무인항공기(100)과 물체 사이의 거리를 측정한다. 일반적으로는 초음파나 레이저를 발사하고 반사되어 돌아오는 시간차를 측정하는 방식으로 거리를 계산한다. 기압계와 GPS 센서를 이용하면 수직이착륙 무인항공기(100)의 병진 운동 상태(Translational States)를 측정할 수 있다.

그 밖에도 센서부(144)는 GPS 센서와 연동하여 수직이착륙 무인항공기(100)의 이동 방향, 이동 경로, 이동 속도를 유지하기 위한 관성 측정기(IMU)를 더 포함할 수 있다. 관성 측정기는 자력계와 GPS 수신기가 결합된 형태로 그 측정 정보는 제어부로 전달되어 드론(100)의 비행 제어에 이용된다. 더욱 구체적으로, 자이로센서와 가속도센서는 드론의 기체좌표(Body Frame Coordinate)가 지구관성좌표(Earth Centered Inertial Coordinate)에 대해 회전한 상태와 가속된 상태를 측정하며, MEMS(Micro-Electro-Mechanical Systems) 반도체 공정기술을 이용하여 단일칩으로 제작된 것이 관성측정기(IMU: Inertial Measurement Unit)이다. 관성측정기의 칩 내부에는 자이로센서와 가속도센서가 측정한 지구관성좌표 기준의 측정치들을 지역좌표(Local Coordinate), 예를 들어 GPS가 사용하는 NED(North-East-Down) 좌표로 변환해주는 마이크로컨트롤러가 포함될 수 있다.

통신부(145)는 원격조정기(RC: Remote Controller)로부터 비행명령어를 수신하는 수신기, 카메라부(142)에서 획득된 이미지, 동영상 등을 송신하는 이미지 송신기, 그리고 수직이착륙 무인항공기(100)의 위치, 속도, 배터리 잔량 등의 비행 정보를 송신하는 텔레메트리 송신기 등으로 구현될 수 있고, 이때, 텔레메트리 정보는 비디오 데이터와 함께 비디오 송신기를 통해 지상으로 송신될 수도 있다.

한편, 통신부(145)는 사용자 조종 단말(200)과의 무선 송수신을 가능하게 한다. 사용자 조종 단말(200)은 수직이착륙 무인항공기(100)와의 상호 통신을 위한 통신부(210), 사용자 명령을 수신하는 입력부(220), 터치패드, 터치스크린, LCD 등의 표시부(230) 및 저장부(240)를 포함할 수 있다.

사용자 조종 단말(200)은 네트워크를 통해 수직이착륙 무인항공기(100)에 접속이 가능하며, 수직이착륙 무인항공기(100)의 주행 경로, 이벤트 등 각종 정보를 수신하고, 정밀자료 수집을 위한 제어 신호를 입력받아 수직이착륙 무인항공기(100)에 전달한다.

사용자 조종 단말(200)은 HTML, XML 등 웹 페이지의 내용을 표시할 수 있는 웹 브라우저(넷스케이프, 인터넷 익스플로러, 크롬 등)를 가질 수 있다. 외부 이동 단말은 셀룰러폰(Cellular phone), 피씨에스폰(PCS phone: Personal Communications Services phone), 동기식/비동기식 IMT-2000(International Mobile Telecommunication-2000) 등 일반적인 이동 통신 단말, 2G/3G/4G/5G, 와이브로 무선망 서비스가 가능한 단말, 팜 PC(Palm Personal Computer), 개인용 디지털 보조기(PDA: Personal Digital Assistant), 스마트폰(Smart phone), 왑폰(WAP phone: Wireless application protocol phone) 등 네크워크에 접속하기 위한 사용자 인터페이스를 갖는 모든 유무선 가전/통신 장치를 포괄적으로 의미할 수 있으며, IEEE 802.11 무선 랜 네트워크 카드 등의 무선랜 접속을 위한 인터페이스가 구비된 기기일 수 있다. 또한, 외부 이동 단말은 이동 통신 단말 이외에 컴퓨터, 노트북 등의 정보 통신 기기이거나 이를 포함하는 장치일 수도 있다. 즉, 차량 등에 싣거나 사람이 직접 휴대가 가능하며, 네트워크를 통해 수직이착륙 무인항공기(100)와 통신이 가능한 모든 유무선 가전/통신 장치를 포함할 수 있다.

저장부(146)는 카메라부(142)에서 획득된 각종 영상(정지 영상, 동화상 등), 외부로부터 수신되는 각종 정보 등을 저장하는 기능을 갖는다. 또한, 저장부(146)는 수직이착륙 무인항공기(100)의 비행을 제어하기 위한 기준이 되는 GIS 정보, 이동 경로 정보, 지형 정보, 투척 가능 고도 및 기준 풍속 등과 관련한 각종 정보를 저장할 수 있다. 전원부(147)는 각 구성을 동작시키기 위한 전력을 공급하는 기능을 갖는다.

마지막으로, 제어부(141)는 사용자 조종 단말(200)로부터 무선 수신되는 제어 신호에 기초하여 이착륙 및 비행을 제어한다. 구체적으로, 전원부(147)로부터 공급되는 전력을 이용하여 카메라부(142), 구동부(143), 센서부(144), 통신부(145)를 제어하고, 구동부(143)를 통하여 로터부(127,137), 틸트 로터부(117), 개폐부(125,135)의 동작을 제어한다.

또한, 제어부(141)는 로터부(127,137) 또는 후술할 로터 모듈의 회전 각도, 로터부(127,137)의 회전 속도, 로터부(127,137)의 회전 방향 및 개폐부(125,135)의 개폐 각도를 제어하여 비행 속도를 제어한다. 이와 관련해서는 아래에서 더욱 상세히 설명하기로 한다.

본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기(100)에 의하면 로터부(127,137) 및 틸트 로터부(117)의 동작에 의하여 수직 이착륙이 가능하고, 수평 비행 중에는 개폐부(125,135)가 작동하여 공기 저항을 최소화할 수 있으며, 수평 활공 중 긴급 상황이 생긴 경우에는 개폐부(125,135)의 개폐 각도가 제어됨으로써 비행 속도를 조절할 수 있게 된다.

도 10은 본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 무인항공기(200)의 사시도이다. 도 11은 본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 무인항공기(200)의 동작을 설명하기 위한 도면이다. 도 12는 본 발명의 일 실시예에 따른 수직이착륙 무인항공기(200)의 동작을 나타내는 도면이다.

도 10 내지 12에 도시된 수직이착륙 무인항공기(300)는 동체부(310), 날개부(320,340), 로터 모듈(330,350) 및 틸트 로터부(360)를 포함한다.

날개부(320,340)는 동체부(310)의 좌우측으로 연장되어 비행기 형상을 이룬다. 이때, 날개부(320,340)는 동체부(310)에 회전 불가능하게 고정된다. 한편, 날개부(320,340)는 수용 홈(321,341)이 형성되며, 수용 홈(321,341)에는 로터 모듈(330,350)이 삽입된다. 수용 홈(321,341)에 삽입된 로터 모듈(330,350)은 필요에 따라 떼어낼 수 있도록, 탈부착 가능한 형태로 구비된다.

로터 모듈(330,350)은 케이스(331,351), 로터부(332,352), 개폐부(333,353)를 포함한다. 케이스(331,351)는 로터부(332,352)를 구비하며, 날개부(320,340)에 연결된다. 구체적으로, 케이스(331,351)는 날개부(320,340)에 축 연결되어, 수용 홈(321,341) 내에서 회전 가능하도록 연결된다. 구체적으로, 도 11에 도시된 바와 같이, 로터 모듈(330)은 회전축을 중심으로 화살표(R) 방향으로 회전할 수 있다. 로터 모듈(330)의 회전 각도는 0°∼90°의 범위인 것이 바람직하다.

개폐부(333,353)는 케이스(331,351)에 대하여 힌지 연결되어 로터부(332,352)의 상면 또는 하면을 개폐한다. 또한, 개폐부(333,353)의 회전 각도에 의하여 비행 중 공기 저항의 세기가 달라질 수 있고, 이를 이용하여 수직이착륙 무인항공기(300)의 비행 속도가 제어될 수 있다.

개폐부(333,353)는 로터부(332,352)의 상면을 개폐시키는 상면 개폐부 및 상기 로터부(332,352)의 하면을 개폐시키는 하면 개폐부로 구성될 수 있다. 또한, 상면 개폐부 및 하면 개폐부는 힌지부(미도시)를 중심으로 회전하는 2개의 도어를 구비할 수 있다.

제어부(141)는 수용 홈(321,341) 내에서의 로터 모듈(330,350)의 회전 각도, 로터 모듈(330,350)에 포함된 로터부(332,352)의 회전 속도 및 회전 방향, 그리고, 개폐부(333,353)의 개폐 각도를 제어하여 수직이착륙 무인항공기(300)의 비행 속도를 제어한다.

예를 들어, 비행 속도의 급격한 감속이 필요한 경우 로터 모듈(330,350)을 45°이상으로 회전시키고, 수직이착륙 무인항공기(300)를 비행 방향과 반대 방향으로 추진하도록 로터부(332,352)의 회전 방향을 제어하는 한편 공기 저항을 최대로 하도록 개폐부(333,353)의 개폐 각도를 조절할 수 있을 것이다.

개폐부(333,353)에 구비된 2개의 도어는 개별적으로 제어될 수 있다. 즉, 제어부(141)는 비행 속도의 제어시 비행 방향의 전측에 구비된 도어만을 개폐시키거나 후측에 구비된 도어만 개폐시키도록 제어할 수 있다. 제어부(141)는 2개의 도어를 개별적으로 제어함으로써 불필요한 전력 손실을 방지하고, 제어 효율을 높일 수 있다.

도 13은 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기의 로터 모듈의 다양한 변형례를 도시한다. 도 13의 (a)에 도시된 로터 모듈은 2개의 도어 중 하나가 아치 형상 또는 오목 형상으로 이루어진다. 아치 형상의 도어(333)는 공기 저항을 높일 수 있어, 수직이착륙 무인항공기(300)의 감속 효율을 높일 수 있다. 도 13의 (b) 및 (c)에 도시된 로터 모듈은 2개의 도어가 모두 평면 형상으로 이루어지고, 평면 형상의 도어(333)의 하부에 아치 형상의 감속부(334)가 삽입되는 구조를 갖는다. 도 13의 (b) 및 (c)에 도시된 로터 모듈에 의하면 수평 비행시에는 공기 저항을 최소로 할 수 있고, 감속시에는 감속부(334)에 의해 공기 저항을 최대화할 수 있게 된다.

제어부(141)는 수용 홈(321,341) 내에서의 로터 모듈(330)의 회전 각도, 로터 모듈(330)에 포함된 로터부(332,352)의 회전 속도 및 회전 방향, 그리고, 개폐부(333,353)의 개폐 각도와 함께 감속부(334)의 동작을 제어하여 수직이착륙 무인항공기(300)의 비행 속도를 제어할 수 있게 된다.

예를 들어, 비행 속도의 급격한 감속이 필요한 경우 로터 모듈(330)을 45°이상으로 회전시키고, 수직이착륙 무인항공기(300)를 비행 방향과 반대 방향으로 추진하도록 로터부(332,352)의 회전 방향을 제어하는 한편 개폐부(333,353)를 개폐시키는 동시에 감속부(334)를 회전시켜 공기 저항력을 최대화할 수 있다.

도 14는 본 발명에 따른 수직이착륙 무인항공기의 로터 모듈의 다양한 변형례를 도시한다.

도 14의 (a) 및 (b)에 도시된 로터 모듈은 2개의 아치형 도어(335,336)를 구비한다. 아치형 도어(335,336)는 공기 저항을 높일 수 있어, 수직이착륙 무인항공기(300)의 감속 효율을 높일 수 있다. 도 14의 (c)에 도시된 로터 모듈은 2개의 아치형 도어(335,336)를 커버하는 평면 도어(337,338)가 더 구비된다. 즉, 평면 도어(337,338)의 하부에 아치형 도어(335,336)가 삽입되는 구조를 갖는다. 도 14의 (c)에 도시된 로터 모듈에 의하면 수평 비행시에는 아치형 도어(335,336)가 평면 도어(337,338)에 의하여 커버됨으로써 공기 저항을 최소로 하여 비행 효율을 향상시킬 수 있고, 감속시에는 내부에 수용되어 있던 아치형 도어(335,336)가 오픈되어 공기 저항을 최대화할 수 있게 된다.

도 15는 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 수직이착륙 무인항공기(400)의 사시도이다. 도 16은 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 수직이착륙 무인항공기(400)의 동작을 나타내는 도면이다.

도 15 및 16에 도시된 수직이착륙 무인항공기(400)는 동체부(410), 날개부(420,440), 로터 모듈(430,450) 및 틸트 로터부(460)를 포함한다.

로터 모듈(430,450)은 케이스(431,451), 로터부(432,452), 개폐부(433,453)를 포함한다. 케이스(431,451)는 로터부(432,452)를 구비하며, 동체부(410)의 양측에 마련되며, 회전 가능하게 구비된다. 즉, 로터 모듈(430,450)은 동체부(410)와 축 연결되어 해당 축을 중심으로 회전한다. 또한, 회전 가능한 로터 모듈(430,450)의 외측에는 날개부(420,430)가 연장되며, 날개부(420,430)와 로터 모듈(430,450) 역시 축 연결된다. 이에 따라, 로터 모듈(430,450)이 회전하는 경우에도 날개부(420,430)는 고정된 상태를 유지할 수 있게 된다.

더욱 구체적으로, 케이스(431,451)는 날개부(420,440)와 동체부(410)에 축 연결되어, 로터 모듈(430,450) 자체만 회전할 수 있게 된다. 로터 모듈(430,450)의 회전 각도는 0°∼90°의 범위인 것이 바람직하다.

개폐부(433,453)는 케이스(431,451)에 대하여 힌지 연결되어 로터부(432,452)의 상면 또는 하면을 개폐한다. 또한, 개폐부(433,453)의 회전 각도 조절에 의하여 비행 중 공기 저항의 세기가 달라질 수 있고, 이를 이용하여 수직이착륙 무인항공기(400)의 비행 속도가 제어될 수 있다.

개폐부(433,453)는 로터부(432,452)의 상면을 개폐시키는 상면 개폐부 및 상기 로터부(432,452)의 하면을 개폐시키는 하면 개폐부로 구성될 수 있다. 또한, 상면 개폐부 및 하면 개폐부는 힌지부(미도시)를 중심으로 회전하는 2개의 도어를 구비할 수 있다.

제어부는 수용 홈(431,451) 내에서의 로터 모듈(430,450)의 회전 각도, 로터 모듈(430,450)에 포함된 로터부(432,452)의 회전 속도 및 회전 방향, 그리고, 개폐부(433,453)의 개폐 각도를 제어하여 수직이착륙 무인항공기(400)의 비행 속도를 제어한다.

예를 들어, 비행 속도의 급격한 감속이 필요한 경우 로터 모듈(430)을 45°이상으로 회전시키고, 수직이착륙 무인항공기(400)를 비행 방향과 반대 방향으로 추진하도록 로터부(432,452)의 회전 방향을 제어하는 한편 공기 저항을 최대로 하도록 개폐부(433,453)의 개폐 각도를 조절할 수 있을 것이다.

개폐부(433,453)에 구비된 2개의 도어는 개별적으로 제어될 수 있다. 즉, 제어부는 비행 속도의 제어시 비행 방향의 전측에 구비된 도어만을 개폐시키거나 후측에 구비된 도어만 개폐시키도록 제어할 수 있다. 제어부는 2개의 도어를 개별적으로 제어함으로써 불필요한 전력 손실을 방지하고, 제어 효율을 높일 수 있다.

도 15 및 16에 도시된 실시예에서도, 도 13에 도시된 다양한 로터 구조가 적용될 수 있다. 예를 들어, 도 13의 (a)에 도시된 로터 모듈과 같이 2개의 도어 중 하나가 아치 형상으로 이루어질 수 있고, 아치 형상의 도어가 공기 저항을 높여 수직이착륙 무인항공기(400)의 감속 효율을 높일 수 있다. 또한, 도 13의 (b) 및 (c)에 도시된 로터 모듈과 같이 2개의 도어가 모두 평면 형상으로 이루어지고, 평면 형상의 도어의 하부에 아치 형상의 감속부가 삽입되는 구조를 가질 수 있다. 아치 형상의 감속부는 도시된 바와 같이 힌지를 중심으로 회전 가능하게 구비된다. 도 13의 (b) 및 (c)에 도시된 로터 모듈과 같은 구조를 통하여 수직이착륙 무인항공기(400)는 수평 비행시 공기 저항을 최소로 하고, 감속시 공기 저항을 최대로 할 수 있다.

제어부(141)는 로터 모듈(430,450)의 회전 각도, 로터 모듈(430,450)에 포함된 로터부(432,452)의 회전 속도 및 회전 방향, 그리고, 개폐부(433,453)의 개폐 각도와 함께 상기 언급한 감속부의 동작을 제어하여 수직이착륙 무인항공기(400)의 비행 속도를 제어할 수 있게 된다.

예를 들어, 비행 속도의 급격한 감속이 필요한 경우 로터 모듈(430,450)을 45°이상으로 회전시키고, 수직이착륙 무인항공기(400)를 비행 방향과 반대 방향으로 추진하도록 로터부(432,452)의 회전 방향을 제어하는 한편 개폐부(433,453)를 개폐시키는 동시에 감속부를 회전시켜 공기 저항력을 최대화할 수 있다.

또한, 도 15 및 16에 도시된 실시예에서도, 도 13에 도시된 다양한 로터 구조가 적용될 수 있다. 예를 들어, 도 14의 (a) 및 (b)에 도시된 로터 모듈과 같이 2개의 아치형 도어를 구비할 수 있고, 아치형 도어는 공기 저항을 높이게 되어 수직이착륙 무인항공기(400)의 감속 효율을 높일 수 있다. 또한, 도 14의 (c)에 도시된 로터 모듈을 적용하여, 2개의 아치형 도어를 커버하는 평면 도어를 더 구비할 수 있다 .평면 도어의 하부에 아치형 도어가 삽입되는 구조를 갖게 되어, 수평 비행시 아치형 도어가 평면 도어에 의하여 커버되어 공기 저항이 최소화되고, 감속시 내부에 수용되어 있던 아치형 도어가 오픈되어 공기 저항을 최대화하게 된다.

위에서는 수직이착륙 무인항공기의 다양한 실시예 및 구성요소의 다양한 실시예를 도면으로 구분하여 설명하였으나, 이는 설명과 이해의 편의를 위한 것일 뿐이고, 각 실시예는 서로 교차하여 적용될 수 있을 것이다. 예를 들어, 도 13 및 14의 로터 모듈의 구성은 도 1에 도시된 실시예, 도 10에 도시된 실시예 및 도 15에 도시된 실시예에 적용될 수 있을 것이다. 즉, 도면으로 구분하여 설명된 각 실시예는 반드시 별개로 구현될 필요는 없고, 당업자는 상술한 설명에 기초하여 각 구성의 교차 적용 및 응용을 이룰 수 있을 것이다.

한편, 본 발명의 수직이착륙 무인항공기 제어 방법은 소프트웨어 및 하드웨어에 의해 하나의 모듈로 구현 가능하며, 전술한 본 발명의 실시예들은 컴퓨터에서 실행될 수 있는 프로그램으로 작성 가능하고, 컴퓨터로 읽을 수 있는 기록매체를 이용하여 상기 프로그램을 동작시키는 범용 컴퓨터에서 구현될 수 있다. 상기 컴퓨터로 읽을 수 있는 기록매체는 롬(ROM), 플로피 디스크, 하드 디스크 등의 자기적 매체, CD, DVD 등의 광학적 매체 및 인터넷을 통한 전송과 같은 캐리어 웨이브와 같은 형태로 구현된다. 또한, 컴퓨터가 읽을 수 있는 기록매체는 네크워크로 연결된 컴퓨터 시스템에 분산되어 분산 방식으로 컴퓨터가 읽을 수 있는 코드가 저장되고 실행될 수 있다.

그리고, 본 발명의 실시예에서 사용되는 구성요소 또는 '~부'는 메모리 상의 소정 영역에서 수행되는 태스크, 클래스, 서브 루틴, 프로세스, 오브젝트, 실행 쓰레드, 프로그램과 같은 소프트웨어(software)나, FPGA(field-programmable gate array)나 ASIC(application-specific integrated circuit)과 같은 하드웨어(hardware)로 구현될 수 있으며, 또한 상기 소프트웨어 및 하드웨어의 조합으로 이루어질 수도 있다. 상기 구성요소 또는 '~부'는 컴퓨터로 판독 가능한 저장 매체에 포함되어 있을 수도 있고, 복수의 컴퓨터에 그 일부가 분산되어 분포될 수도 있다.

본 발명의 바람직한 실시 형태를 포함하는 특정 실시예의 관점에서 본 발명을 설명했지만, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자는 위에서 설명된 발명의 구성에 있어서, 다양한 치환이나 변형을 예측할 수 있을 것이다. 또한, 본 발명의 권리범위와 기술적 사상을 벗어나지 않는 한, 구조적이고 기능적인 변조가 다양하게 이루어질 수 있다. 따라서, 본 발명의 사상이나 권리범위는 본 명세서에 첨부된 청구범위에 기술된 바와 같이 광범위하게 이해될 수 있을 것이다.

100;300;400 : 수직이착륙 무인항공기
110;310;410 : 동체부
117;360;460 : 틸트 로터부
120,130;320,340;420,440 : 날개부
125,135;333,353;433,453 : 개폐부
127,137;332,352;432,452 : 로터부
141 : 제어부
142 : 카메라부
143 : 구동부
144 : 센서부
145 : 통신부
146 : 저장부
147 : 전원부
200 : 외부 조종 단말
330,350;430,450 : 로터 모듈

Claims

동체부;
상기 동체부의 양측에 마련된 날개부;
상기 날개부에 구비되는 로터부;
상기 로터부의 상부 및 하부를 개폐시키는 개폐부;
상기 동체부의 후미에 배치되고 회전 가능하게 구비되는 틸트 로터부; 및
상기 동체부에 배치되어, 무선으로 수신되는 제어 신호에 기초하여 이착륙 및 비행을 제어하는 제어부;를 포함하는 수직이착륙 무인항공기.
동체부;
상기 동체부의 양측에 마련되고, 수용 홈이 형성된 날개부;
상기 수용 홈에 삽입되고, 로터부 및 개폐부를 포함하는 로터 모듈;
상기 동체부의 후미에 배치되고 회전 가능하게 구비되는 틸트 로터부; 및
상기 동체부에 배치되어, 무선으로 수신되는 제어 신호에 기초하여 이착륙 및 비행을 제어하는 제어부;를 포함하는 수직이착륙 무인항공기.
제2항에 있어서,
상기 로터 모듈은 상기 수용 홈에 삽입된 상태에서 회전 가능하게 구비되고,
상기 제어부는 상기 로터 모듈의 회전 각도, 상기 로터부의 회전 속도, 상기 로터부의 회전 방향 및 상기 개폐부의 개폐 각도를 제어하여 비행 속도를 제어하는 수직이착륙 무인항공기.
제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 개폐부는 상기 로터부의 상면을 개폐시키는 상면 개폐부 및 상기 로터부의 하면을 개폐시키는 하면 개폐부로 구성되는 수직이착륙 무인항공기.
제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 개폐부는 힌지부를 중심으로 회전하는 2개의 도어를 포함하고,
상기 2개의 도어 중 적어도 하나는 아치 형상으로 이루어진 수직이착륙 무인항공기.
제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 개폐부에 의하여 커버되고, 힌지부를 중심으로 회전하는 아치 형상의 감속부;를 더 포함하고,
상기 제어부는 상기 감속부의 회전 각도를 조절하여 비행 속도를 제어하는 수직이착륙 무인항공기.
동체부;
로터부 및 개폐부를 포함하고, 상기 동체부의 양측에 마련되며, 회전 가능하게 구비되는 로터 모듈;
상기 로터 모듈로부터 연장되고, 상기 로터 모듈의 회전시에도 고정된 상태를 유지하는 날개부;
상기 동체부의 후미에 배치되고 회전 가능하게 구비되는 틸트 로터부; 및
상기 동체부에 배치되고, 상기 로터 모듈의 회전 각도, 상기 로터부의 회전 속도, 상기 로터부의 회전 방향 및 상기 개폐부의 개폐 각도를 조절하여 비행 속도를 제어하는 제어부;를 포함하는 수직이착륙 무인항공기.