KR20200058724A - 비행제어 알고리즘 검증을 위한 무인비행체 비행 모의 시험 장치 - Google Patents

비행제어 알고리즘 검증을 위한 무인비행체 비행 모의 시험 장치 Download PDF

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    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
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    • G01M99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
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Abstract

무인비행체 비행 모의 시험 장치에 관한 것으로, 둘레 방향을 따라 간격을 두고 배치되는 복수의 연직 포스트 및 상기 복수의 연직 포스트를 연결하는 연결프레임을 포함하고, 상기 복수의 연직 포스트로 둘러싸인 내측에 무인비행체의 비행 모의 시험이 이루어지는 내측 공간을 형성하는 골조부; 상기 복수의 연직 포스트 중 셋 이상인 슬라이드 포스트에 상하 방향 슬라이드 이동 가능하게 결합되도록 셋 이상 분기하여 연장되는 무빙 베이스; 및 상기 무인비행체를 상기 무빙 베이스에 3축 회전 가능하게 연결하는 조인트부를 포함한다.

Description

비행제어 알고리즘 검증을 위한 무인비행체 비행 모의 시험 장치{UNMANNED AERIAL VEHICLE FLIGHT SIMULATOR FOR VERIFICATION OF FLIGHT CONTROL ALGORITHM}
본원은 멀티콥터형 무인항공기(소형 멀티콥터)와 같은 무인비행체의 비행제어 알고리즘 검증을 위한 무인비행체 비행 모의 시험 장치에 관한 것이다.
일반적으로 드론(Drone)은 조종사가 탑승하지 않고 무선전파 유도에 의해 비행과 조종이 가능한 무인비행체(UAV: Unmanned Aerial Vehicle)를 말한다. 이러한 무인비행체는 과거 군사용으로 개발됐지만, 가격이 하락하고 소형화되면서 민간용으로 급속도로 확대되고 있는 추세로서, 단순한 비행 연습에서부터 고공영상 사진촬영, 배달, 기상정보 수집 등 다양한 분야에서 활용되고 있다.
이 같은 무인비행체의 개발에 있어 실제 비행을 통한 시험에 앞서 이루어지는 무인비행체 비행 모의 시험 장치에 대한 연구개발이 최근 주목받고 있으며, 이를 아이언버드라고도 한다. 즉, 아이언버드란 알고리즘의 안정성 검증을 위해 비행 시험 전 모의실험을 위한 시험 장치이다. 그런데, 현재 국·내외에서 개발된 대다수의 아이언버드는 단순한 비행 제어알고리즘인 롤 각 및 피치 각 자세제어를 위한 2자유도 실험장치이다.
이처럼 종래의 무인비행체 비행 모의 시험 장치는 실제 비행환경과는 소정 이상의 괴리가 존재하는 저자유도의 모의 시험만을 진행 가능한 한계가 있었다.
본원의 배경이 되는 기술은 제어로봇시스템학회 국제학술대회 논문집에 기재된 " Ground Test Results of Flight Control System for the Smart UAV."(저자: Young-shin Kang, Bum-jin Park, Chang-sun Yoo, Yu-shin Kim, Sam-Ok Koo)에 개시되어 있다.
본원은 전술한 종래 기술의 문제점을 해결하기 위한 것으로서, 무인비행체가 실제 비행환경과 보다 유사한 환경 하에 안전하게 구속되어 있어 비행 시험에 소요되는 인적, 물적 자원 요소를 절감할 수 있는 무인비행체 비행 모의 시험 장치를 제공하는 것을 목적으로 한다.
다만, 본원의 실시예가 이루고자 하는 기술적 과제는 상기된 바와 같은 기술적 과제들로 한정되지 않으며, 또 다른 기술적 과제들이 존재할 수 있다.
상기한 기술적 과제를 달성하기 위한 기술적 수단으로서, 본원의 일 실시예에 따른 무인비행체 비행 모의 시험 장치는, 둘레 방향을 따라 간격을 두고 배치되는 복수의 연직 포스트 및 상기 복수의 연직 포스트를 연결하는 연결프레임을 포함하고, 상기 복수의 연직 포스트로 둘러싸인 내측에 무인비행체의 비행 모의 시험이 이루어지는 내측 공간을 형성하는 골조부; 상기 복수의 연직 포스트 중 셋 이상인 슬라이드 포스트에 상하 방향 슬라이드 이동 가능하게 결합되도록 셋 이상 분기하여 연장되는 무빙 베이스; 및 상기 무인비행체를 상기 무빙 베이스에 3축 회전 가능하게 연결하는 조인트부를 포함한다.
또한, 무인비행체 비행 모의 시험 장치는, 셋 이상인 상기 슬라이드 포스트 각각의 상기 내측 공간을 향하는 내측면에 대하여 상하 방향을 따라 연장되게 배치되는 LM 레일 및 상기 LM 레일마다 상하 방향으로 슬라이드 이동 가능하게 설치되는 LM 블록을 포함하는 LM 가이드를 더 포함하고, 상기 무빙 베이스의 셋 이상 분기된 단부 각각은 상기 LM 블록 각각에 연결될 수 있다.
또한, 무인비행체 비행 모의 시험 장치는, 상기 슬라이드 포스트 중 어느 하나의 상단에는 도르래가 설치되고, 상기 도르래의 구름 운동을 통해 이동되는 로프의 일단은 상기 무빙 베이스의 단부 중 어느 하나 또는 상기 무빙 베이스의 단부 중 어느 하나와 연결되는 LM 블록에 연결되며, 상기 로프의 타단은 상기 슬라이드 포스트 중 어느 하나의 내측면과 반대되는 외측면 측에 배치되는 균형추와 연결되고, 상기 균형추는 상기 로프의 이동과 연동하여 상항 방향으로 이동 가능하게 구비될 수 있다.
또한, 상기 균형추의 무게는 상기 무빙 베이스의 자중, 상기 조인트부의 자중, 상기 LM 블록의 자중 및 상기 LM 레일에 대한 상기 LM 블록의 마찰 중 적어도 일부를 보상하도록 설정될 수 있다.
또한, 상기 균형추의 무게는, 상기 무빙 베이스의 자중, 상기 조인트부의 자중, 상기 LM 블록의 자중 및 상기 LM 레일에 대한 상기 LM 블록의 마찰을 오차 범위 내에서 상쇄하도록 설정될 수 있다.
또한, 상기 조인트부는, 상기 무빙 베이스와 하부가 연결되고 상단부에 볼 조인트가 구비되는 플레인 베어링 유닛; 및 상기 볼 조인트와 결합을 통해 3축 회전 자유도를 제공받도록 하측이 상기 볼 조인트와 결합되고, 상측이 상기 무인비행체와 고정적으로 연결되는 안착 유닛을 포함할 수 있다.
또한, 상기 무빙 베이스는, 평면 상에서 보았을 때 중앙 부분이 서로 교차되어 결합되는 제1 분기 부재 및 제2 분기 부재를 포함하고, 상기 슬라이드 포스트는, 상기 제1 분기 부재의 양 단부 및 상기 제2 분기 부재의 양 단부 각각이 슬라이드 이동 가능하게 결합되도록 4개 구비될 수 있다.
또한, 상기 제1 분기 부재 및 상기 제2 분기 부재 각각은, 내측면끼리 수평 방향으로 간격을 두고 서로 마주보게 배치되고, 각각 중앙 부분으로부터 양측의 슬라이드 포스트를 향해 길이가 연장되는 다리 부분을 갖는 한 쌍의 플레이트; 및 상기 한 쌍의 플레이트의 다리 부분의 내측면을 상호 연결하도록 상기 한 쌍의 플레이트의 길이 방향을 따라 간격을 두고 배치되는 복수의 보강부재를 포함할 수 있다.
또한, 상기 한 쌍의 플레이트는 카본(Carbon) 재질의 플레이트일 수 있다.
또한, 상기 한 쌍의 플레이트는, 상기 무인비행체의 롤(Roll) 회전 또는 피치(Pitch) 회전에 대한 휨 저항성이 향상되도록, 각각의 내측면의 법선 방향이 수평 방향을 향하게 배될 수 있다.
또한, 상기 제1 분기 부재의 한 쌍의 플레이트 각각의 중앙 부분에는 상측이 개구되게 하향 함몰된 2개의 제1 절개 홈이 상호 대응되게 형성되고, 상기 제2 분기 부재의 한 쌍의 플레이트 각각의 중앙 부분에는 하측이 개구되게 상향 함몰된 2개의 제2 절개 홈이 상호 대응되게 형성되며, 상기 제1 분기 부재와 상기 제2 분기 부재는, 상기 제1 절개 홈의 바닥면과 상기 제2 절개 홈의 바닥면이 서로 마주보게 끼움 결합되는 형태로 교차 결합될 수 있다.
또한, 상기 제1 분기 부재의 한 쌍의 플레이트 각각에 형성된 2개의 제1 절개 홈은 길이 방향으로 제1 간격을 두고 이격 형성되고, 상기 제2 분기 부재의 한 쌍의 플레이트 각각에 형성된 2개의 제2 절개 홈은 길이 방향으로 제2 간격을 두고 이격 형성될 수 있다.
또한, 상기 조인트부의 하부는, 상기 제1 분기 부재와 상기 제2 분기 부재의 교차 결합 및 상기 제1 간격 및 상기 제2 간격에 의해 상기 무빙 베이스의 중앙 부분에 형성되는 중앙 내부 공간에 배치된 상태로 상기 무빙 베이스의 중앙 부분과 연결될 수 있다.
상술한 과제 해결 수단은 단지 예시적인 것으로서, 본원을 제한하려는 의도로 해석되지 않아야 한다. 상술한 예시적인 실시예 외에도, 도면 및 발명의 상세한 설명에 추가적인 실시예가 존재할 수 있다.
전술한 본원의 과제 해결 수단에 의하면, 무인비행체가 실제 비행환경과 유사한 환경 하에 안전하게 구속되어 있어 비행 시험에 소요되는 인적, 물적 자원 요소를 절감시킬 수 있다.
전술한 본원의 과제 해결 수단에 의하면, 본원은 무인비행체의 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 회전을 제어하는 알고리즘뿐만 아니라, 수직 방향으로의 승강을 위한 무인비행체의 추력을 제어하는 알고리즘을 검증할 수 있는 효과가 있다.
전술한 본원의 과제 해결 수단에 의하면, 본원은 무빙 베이스의 셋 이상의 분기된 단부 각각이 LM 블록 각각에 연결되고, LM 블록이 LM 레일 상에서 수직으로 승강 이동하므로, 무빙 베이스의 수직 이동 시 마찰을 최소화 할 수 있다.
전술한 본원의 과제 해결 수단에 의하면, 본원은 도르래의 구름 운동을 통해 이동하는 로프의 일단이 무빙 베이스의 단부 중 어느 하나 또는 무빙 베이스의 단부중 어느 하나와 연결되는 LM 블록에 연결되어, 무빙 베이스의 자중, 조인트부의 자중, LM 블록의 자중 및 LM 레일에 대한 LM 블록의 마찰 중 적어도 일부를 보상하거나 오차 범위 내에서 상쇄할 수 있다.
전술한 본원의 과제 해결 수단에 의하면, 한 쌍의 플레이트의 각각은 내측면의 법선 방향이 수평 방향을 향하게 배치되어 무인비행체의 롤(Roll) 회전 또는 피치(Pitch) 회전에 대한 휨 저항성이 향상될 수 있다.
전술한 본원의 과제 해결 수단에 의하면, 한 쌍의 플레이트의 다리 부분의 내측면을 상호 연결하도록 상기 한 쌍의 플레이트의 길이 방향을 따라 간격을 두고 배치되는 복수의 보강부재를 포함하여, 한 쌍의 플레이트가 롤(Roll) 회전 또는 피치(Pitch) 회전에 의해 비틀림 및 휨에 대한 저항성이 향상될 수 있다.
전술한 본원의 과제 해결 수단에 의하면, 상기 제1 분기 부재와 상기 제2 분기 부재는, 상기 제1 절개 홈의 바닥면과 상기 제2 절개 홈의 바닥면이 서로 마주보게 끼움 결합되는 형태로 교차 결합되므로, 제1 분기 부재와 상기 제2 분기 부재가 견고하게 결합될 수 있다.
전술한 본원의 과제 해결 수단에 의하면, 요 축 회전에 대해 강인하고 수직 방향의 위치 변화에 능동적으로 동작할 수 있는 4자유도 시스템이 구현될 수 있다.
다만, 본원에서 얻을 수 있는 효과는 상기된 바와 같은 효과들로 한정되지 않으며, 또 다른 효과들이 존재할 수 있다.
도 1은 본원의 일 실시예에 따른 무인비행체 비행 모의 시험 장치 및 그에 탑재된 무인비행체를 도시한 사시도이다.
도 2의 (a)는 무빙 베이스 및 조인트부의 분해 사시도이다.
도 2의 (b)는 무빙 베이스와 조인트부가 결합된 상태를 도시한 사시도이다.
도 3은 제1 분기 부재와 제2 분기 부재의 결합으로 형성되는 중앙 내부 공간을 설명하기 위한 무빙 베이스의 평면도이다.
도 4는 LM 가이드의 사시도이다.
도 5는 무빙베이스와 균형추가 슬라이드 포스트 상단에 설치된 도르래를 경유하는 로프에 의해 연결된 것을 설명하기 위한 정면도이다.
도 6은 LM 가이드의 구름마찰력을 계산하는 방법을 설명하기 위한 도면이다.
도 7은 무인비행체 비행 모의 시험 장치를 활용한 무인비행체 비행 모의 시험 방법을 설명하기 위한 개념도이다.
아래에서는 첨부한 도면을 참조하여 본원이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 본원의 실시예를 상세히 설명한다. 그러나 본원은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시예에 한정되지 않는다. 그리고 도면에서 본원을 명확하게 설명하기 위해서 설명과 관계없는 부분은 생략하였으며, 명세서 전체를 통하여 유사한 부분에 대해서는 유사한 도면 부호를 붙였다.
본원 명세서 전체에서, 어떤 부분이 다른 부분과 "연결"되어 있다고 할 때, 이는 "직접적으로 연결"되어 있는 경우뿐 아니라, 그 중간에 다른 소자를 사이에 두고 "전기적으로 연결" 또는 "간접적으로 연결"되어 있는 경우도 포함한다.
본원 명세서 전체에서, 어떤 부재가 다른 부재 "상에", "상부에", "상단에", "하에", "하부에", "하단에" 위치하고 있다고 할 때, 이는 어떤 부재가 다른 부재에 접해 있는 경우뿐 아니라 두 부재 사이에 또 다른 부재가 존재하는 경우도 포함한다.
본원 명세서 전체에서, 어떤 부분이 어떤 구성요소를 "포함" 한다고 할 때, 이는 특별히 반대되는 기재가 없는 한 다른 구성요소를 제외하는 것이 아니라 다른 구성 요소를 더 포함할 수 있는 것을 의미한다.
본원 명세서 전체에서, 방향이나 위치와 관련된 용어(상측, 상단부, 상단, 상부, 하측, 하단부, 하단, 하부, 수직 방향)는 도면에 나타나 있는 각 구성의 배치 상태를 기준으로 설명한 것이다. 예를 들면, 도 3을 기준으로 12시 방향이 상측일 수 있고, 6시 방향이 하측일 수 있다. 또한, 12시-6시 방향이 수직 방향일 수 있다.
본원은 무인비행체의 비행제어 알고리즘 검증을 위한 무인비행체 비행 모의 시험 장치(이하 '본 무인비행체 비행 모의 시험 장치'라 함)에 관한 것이다. 본원에 의하면, 무인비행체를 본 무인비행체 비행 모의 시험 장치에 탑재하여, 비행 시험 전에 무인비행체에 대한 모의 실험을 진행하여 탑재된 무인비행체의 성능과 고장, 오작동을 예측하고 진단할 수 있다. 본 무인비행체 비행 모의 시험 장치는 4자유도를 제공하는 아이언버드라 할 수 있다.
도 1은 본원의 일 실시예에 따른 무인비행체 비행 모의 시험 장치 및 그에 탑재된 무인비행체를 도시한 사시도이다.
도 1을 참조하면, 본원의 일 실시예에 따른 무인비행체 비행 모의 시험 장치(1000) 골조부(100), 무빙 베이스(200) 및 조인트부(300)를 포함할 수 있다.
골조부(100)는 둘레 방향을 따라 간격을 두고 배치되는 복수의 연직 포스트(110) 및 복수의 연직 포스트(110)를 연결하는 연결프레임(120)을 포함한다. 또한, 골조부(100)에는 복수의 연직 포스트(110)로 둘러싸인 내측에 무인비행체(1)의 비행 모의 시험이 이루어지는 내측 공간(130)이 형성된다.
골조부(100)는 설치 및 가공의 편의성을 위해 알루미늄 프로파일 구조로 설계되어 구비될 수 있다. 예시적으로, 연직 포스트(110)는 이웃한 연직 포스트(110)와 1m 간격을 두고 배치될 수 있으나, 이에만 한정되는 것은 아니다. 연결프레임(120)은 도 3에 도시된 바와 같이 이웃한 연직 포스트(110)를 연결하는 수평프레임일 수 있으나, 이에만 한정되는 것은 아니며, 비스듬한 경사프레임일 수도 있다. 연직 포스트(110) 및 연결프레임(120)은 볼팅, 용접 등의 당 분야 통상의 기술자가 적용할 수 있는 방법으로 연결되어 고정될 수 있다.
무빙 베이스(200)는 복수의 연직 포스트(110) 중 셋 이상인 슬라이드 포스트(111)에 상하 방향 슬라이드 이동 가능하게 결합되도록 셋 이상 분기하여 연장되는 구성이다.
예시적으로 도 1을 참조하면, 복수의 연직 포스트(110)는 총 8개 이상이고, 그 중 슬라이드 포스트(111)는 4개일 수 있다. 도 1에 도시된 바와 같이, 본 무인비행체 비행 모의 시험 장치가 배치되는 바닥면 상에 연결프레임(120)이 수평프레임 형태로 사각형을 이루도록 연결되고, 이러한 사각형의 4개 꼭지점 각각에 연결되는 형태로 4개의 연직 포스트(110)가 세움 배치될 수 있다. 또한, 이렇게 꼭지점에 대응하여 배치된 4개의 연직 포스트(110) 사이마다 슬라이드 포스트(111)가 세움 배치될 수 있다. 또한, 이러한 4개의 슬라이드 포스트(111)를 포함하는 복수의 연직 포스트(110) 상단을 연결하는 연결프레임(120)이 수평프레임 형태로 사각형을 이루도록 배치될 수 있다.
한편, 무인비행체(1)의 크기나 골조부(100)의 규모에 따라 이러한 복수의 연직 포스트(110)의 개수나 규격(단면 크기, 단면 형상, 포스트 길이[높이] 등) 및/또는 연결프레임(120)의 개수나 규격(단면 크기, 단면 형상, 프레임 길이 등)은 적정히 조절될 수 있음은 물론이다. 또한 전술한 바와 같이, 슬라이드 포스트(111)를 포함하는 복수의 연직 포스트(110)에 의해 둘러싸인 공간이 무인비행체(1), 무빙 베이스(200) 및 후술할 조인트부(300)를 수용하기 위한 내측 공간(130)일 수 있다.
도 2의 (a)는 무빙 베이스 및 조인트부의 분해 사시도이고. 도 2의 (b)는 무빙 베이스와 조인트부가 결합된 상태를 도시한 사시도이며, 도 3은 제1 분기 부재와 제2 분기 부재의 결합으로 형성되는 중앙 내부 공간을 설명하기 위한 무빙 베이스의 평면도이다.
도 2 및 도 3을 참조하면, 무빙 베이스(200)는, 평면 상에서 보았을 때 중앙 부분(200aa)이 서로 교차되어 결합되는 제1 분기 부재(210) 및 제2 분기 부재(220)를 포함할 수 있다. 또한 전술한 바와 같이, 도 1을 참조하면, 슬라이드 포스트(111)는, 제1 분기 부재(210)의 양 단부 및 제2 분기 부재(220)의 양 단부 각각이 슬라이드 이동 가능하게 결합되도록 4개 구비될 수 있다. 제1 분기 부재(210) 및 제2 분기부재(220)의 양 단부 각각은 후술할 LM 블록(420)에 볼팅 등의 결합 방법으로 연결되어 슬라이드 이동 가능하게 결합될 수 있다.
도 2 및 도 3을 참조하면, 제1 분기 부재(210)는, 내측면끼리 수평 방향으로 간격을 두고 서로 마주보게 배치되고, 각각 중앙 부분(200aa)으로부터 양측의 슬라이드 포스트(111)를 향해 길이가 연장되는 다리 부분(200ab)을 갖는 한 쌍의 플레이트를 포함할 수 있다. 마찬가지로, 제2 분기 부재(220)는 내측면끼리 수평 방향으로 간격을 두고 서로 마주보게 배치되고, 각각 중앙 부분(200aa)으로부터 양측의 슬라이드 포스트(111)를 향해 길이가 연장되는 다리 부분(200ab)을 갖는 한 쌍의 플레이트를 포함할 수 있다. 참고로 도 2를 참조하면, 한 쌍의 플레이트의 내측면이라 함은 서로 대향하는 면으로서, 후술할 보강부재(200ac)에 의해 상호 연결되는 면을 지칭한다.
이러한 한 쌍의 플레이트는, 무인비행체의 롤(Roll) 회전 또는 피치(Pitch) 회전에 대한 휨 저항성이 향상되도록, 각각의 내측면의 법선 방향이 수평 방향을 향하게 배치될 수 있다. 도 2 및 도 3을 참조하면, 한 쌍의 플레이트가 각각의 내측면의 법선 방향이 수평 방향을 향하게 배치된다는 것은, 플레이트가 적층되는 형태로 배치되는 것이 아니라 플레이트의 평평한 양면 중 일면이 수평 방향을 바라보며 서로 마주하도록 세워져 배치된다는 것을 의미한다.
이처럼 한 쌍의 플레이트 각각의 내측면 법선 방향이 수평 방향을 향하도록 배치됨으로써, 무인비행체의 롤 축에 대한 회전이나 피치 축에 대한 회전에 있어 마찰, 충격, 무게 중심의 예기치 않은 쏠림 등으로 인해 휨(bending) 작용력이 가해질 경우 보다 견고한 구조로서 휨 작용력에 대한 저항을 할 수 있다. 예를 들어 도 3에서12시 방향을 무인비행체(1)의 이동방향이라 가정하면, 12시-6시 방향 축이 롤 축이 되고, 9시-3시 방향 축이 피치 축이 될 수 있다. 이러한 경우, 무인비행체(1)의 롤 축(12시-6시 방향 축)에 대한 회전은 내측면이 12시-6시 방향에 대하여 대향하며 9시-3시 방향으로 연장되는 제1 분기 부재(210)에 의해 주된 휨 저항이 이루어질 수 있고, 무인비행체(1)의 피치 축(9시-3시 방향 축)에 대한 회전은 내측면이 9시-3시 방향에 대하여 대향하며 12시-6시 방향으로 연장되는 제2 분기 부재(220)에 의해 주된 휨 저항이 이루어질 수 있다.
또한 도 2를 참조하면, 한 쌍의 플레이트는 다리 부분(200ab)의 내측면을 상호 연결하도록 한 쌍의 플레이트의 길이 방향을 따라 간격을 두고 배치되는 복수의 보강부재(200ac)를 포함할 수 있다. 보강부재(200ac)가 한 쌍의 플레이트를 상호 연결함으로써, 한 쌍의 플레이트가 각각 별개로 거동하는 것이 아니라 보강부재(200ac)를 통해 연동되면서 함께 거동할 수 있게 되어, 한 쌍의 플레이트에 작용되는 비틀림(torsion)에 대한 저항에 대한 견고함이 보다 강화될 수 있다. 예를 들면, 무인비행체(1)의 요 축(연직 축)에 대한 요 회전시 제1 분기 부재(210)나 제2 분기 부재(220)에 가해질 수 있는 비틀림 작용력, 무인비행체(1)의 롤 회전과 피치 회전이 조합된 회전시 제1 분기 부재(210)나 제2 분기 부재(220)에 가해질 수 있는 비틀림 작용력 등 비틀림 작용에 대한 저항 성능이 보다 높게 확보될 수 있다. 특히, 이처럼 보강부재(200ac)를 통해 상호 연결되는 한 쌍의 플레이트 구조에 의하면, 요 축 회전에 대해 보다 강인한 분기 부재 구조가 구축될 수 있다. 보강부재(200ac)과 한 쌍의 플레이트는 볼트 결합, 용접 등 당 분야의 통상의 기술자가 적용할 수 있는 다양한 방법으로 상호 연결될 수 있다.
한 쌍의 플레이트는 카본(Carbon) 재질의 플레이트일 수 있다. 한 쌍의 플레이트가 카본 재질로 형성됨으로써, 통상적인 금속 재질 대비 보다 경량이면서도 높은 강도를 갖는 구조가 구축될 수 있다.
도 2의 (a)를 참조하면, 제1 분기 부재(210)의 한 쌍의 플레이트 각각의 중앙 부분(200aa)에는 상측이 개구되게 하향 함몰된 2개의 제1 절개 홈(211)이 제1 간격(212)을 두고 상호 대응되게 형성될 수 있다. 제2 분기 부재(220)의 한 쌍의 플레이트 각각의 중앙 부분(200aa)에는 하측이 개구되게 상향 함몰된 2개의 제2 절개 홈(221)이 제2 간격(222)을 두고 상호 대응되게 형성될 수 있다.
도 2의 (b) 및 도 3을 참조하면, 제1 분기 부재(210)와 제2 분기 부재(220)는, 제1 절개 홈(211)의 바닥면과 제2 절개 홈(221)의 바닥면이 서로 마주보게 끼움 결합되는 형태로 교차 결합될 수 있다. 여기서, 홈의 바닥면은 함몰이 진행되는 방향으로 가장 끝단에 위치한 면(홈의 함몰된 부분은 가장 깊게 함몰된 부분의 면)을 의미할 수 있다.
도 3을 참조하면, 무빙 베이스(200)를 평면상에서 봤을 때 격자구조를 갖도록 제1 절개 홈(211)과 제2 절개 홈(221)이 바닥면끼리 대향하는 형태로 상호 끼움 결합되므로, 제1 분기 부재(210)와 제2 분기 부재(220)가 매우 쉽게 조립되면서도 강건(견고)한 결합을 이룰 수 있고, 무빙 베이스(200)가 LM 블록(420)에 체결됨에 있어서도 보다 강건한 구조를 이룬 상태로 그 체결이 이루어질 수 있다.
도 2의 (b) 및 도 3을 참조하면, 조인트부(300)의 하부는, 제1 분기 부재(210)와 제2 분기 부재(220)의 교차 결합 및 제1 간격(212) 및 제2 간격(222)에 의해 무빙 베이스(200)의 중앙 부분(200aa)에 형성되는 중앙 내부 공간(230)에 배치된 상태로 무빙 베이스(200)의 중앙 부분(200aa)과 연결될 수 있다.
여기서, 무빙 베이스(200)와 연결되는 조인트부(300)의 하부는, 후술할 플레인 베어링 유닛(310)의 하부를 의미할 수 있다. 조인트부(300)의 하부는 무빙 베이스(200)의 중앙 내부 공간(230)에 삽입된 상태로 중앙 내부 공간(230)을 형성하는 부재들과 체결되는 방식으로 연결될 수 있다. 예를 들어 도 2의 (a)를 참조하면, 무빙 베이스(200)의 중앙 내부 공간(230)을 형성하는 부재 및 플레인 베어링 유닛(310)의 하부 각각에는 각각 수평 방향으로 통공되고 상호 대응되는 체결공이 형성될 수 있고, 이러한 체결공에 대한 볼트 등의 체결 유닛의 체결을 통해 조인트부(300)의 하부와 무빙 베이스(200)는 상호 결합될 수 있다.
도 2 및 도 3을 참조하면, 무빙베이스(200)의 중앙 부분(200aa)과 후술할 플레인 베어링 유닛(310)의 연결부 사이에 압전소자(미도시)를 사방으로 장착해 비행 시험 시 드론이 가하는 힘의 방향을 파악할 수 있다. 자세히 설명하면, 도 3에서 중앙 내부 공간(230)을 형성하는 제1 분기 부재(210) 및 제2 분기 부재(220)의 내측면(중앙 내부 공간(230)을 마주보는 면)과, 플레인 베어링(310) 연결부의 외측면 사이에 압전소자가 개재될 수 있다. 플레인 베어링(310)의 연결부는 후술할 플레인 베어링 유닛(310)의 하부일 수 있다. 여기서, 압전소자는 외력에 의해 기계적 변형이 발생하면 전기 분극이 나타나는 소자일 수 있다. 압전소자는 후술할 Motive program 또는 PC등과 통신 가능하게 연결됨으로써, 비행 시험 시 드론이 가하는 힘의 방향을 파악할 수 있다. 따라서 실험하고자 하는 알고리즘의 효용성을 판단할 수 있다.
또한, 중앙 내부 공간(230)을 형성하는 제1 분기 부재(210), 제2 분기 부재(220) 와 연결부에 형성되는 체결공은, 압전소자가 제1 분기 부재(210) 및 제2 분기 부재(220)의 내측면(중앙 내부 공간(230)을 마주보는 면)과, 플레인 베어링 유닛(310) 연결부의 외측면 사이에 개재된 상태에서 힘 방향에 대응하여 소정의 압력이 작용될 수 있도록 위치나 개수 등이 설정되는 것이 바람직하다. 또한, 압전소자에 힘 방향에 대응하여 압력이 작용될 수 있도록 체결 유닛과 체결공의 체결을 통해 조인트부(300)의 연결부와 무빙 베이스(200)가 상호 결합되는 것이 바람직하다.
또한, 조인트부(300)는 무인비행체(1)가 고정적으로 연결되는 안착 유닛(320)을 포함할 수 있다.
한편, 도 4는 LM 가이드의 사시도이다.
도 1 및 도 4를 참조하면, 본 무인비행체 비행 모의 시험 장치(1000)는 LM 가이드(400)를 포함할 수 있다. LM 가이드(400)는 셋 이상인 슬라이드 포스트(111) 각각의 내측 공간(130)을 향하는 내측면에 대하여 상하 방향을 따라 연장되게 배치되는 LM 레일(410) 및 LM 레일(410)마다 상하 방향으로 슬라이드 이동 가능하게 설치되는 LM 블록(420)을 포함할 수 있다. 무빙 베이스(200)의 셋 이상 분기된 단부 각각은 LM 블록(420) 각각에 연결될 수 있다. 상술하였지만, 슬라이드 포스트(111)는 3개 이상 형성될 수 있으므로, 슬라이드 포스트(111)에 대응하여 무빙 베이스(200)는 3개 이상 분기되어 단부 각각이 LM블록(420) 각각에 연결될 수 있다. 예를 들어, 슬라이드 포스트(111)가 4개이면, 4개의 슬라이드 포스트(111) 각각에 LM 레일(410)이 설치될 수 있다. 무빙 베이스(200)는 분기된 4개의 단부 각각이 LM 레일(410)에 설치되는 LM 블록(420)에 각각 연결될 수 있다. 예시적으로 도 2 및 도 3을 참조하면, 무빙 베이스(200)는 제1 분기 부재(210)와 제2 분기 부재(220)가 교차 결합되는 형태로 4방향 분기되게 구비될 수 있다. 여기서, LM 가이드(400)는 LM 블록(420)과 LM 레일(410) 사이에 개재되는 볼이 효율적으로 순환 운동을 하면서 LM 레일(410)에 대한 LM 블록(420)의 직선 운동을 가이드하는 장치로서 기계 기구 분야에서 통상적으로 사용되는 구성이므로 보다 구체적인 설명은 생략하기로 한다.
무인비행체(1)의 원격 비행제어에 의한 추력 변화에 따라, 무인비행체(1)와 조인트부(300)를 통해 연결된 무빙 베이스(200)가 수직 승강 이동(상하 운동)을 할 수 있는데, LM 가이드(400)를 이용하여 무빙 베이스(200)의 위치 이동 시 마찰을 최소화하면서 내측 공간(130)에서의 수직 승강 이동에 대한 가이드가 이루어질 수 있다. LM 레일(410)은 내측 공간(130) 내에서 무인비행체(1)가 상하 방향으로 이동될 수 있는 범위에 대응하여 구비될 수 있다. LM 레일(410)은 슬라이드 포스트(111)의 상하 방향 길이보다 작거나 같을 수 있다. 예시적으로, 연직 포스트(110) 및 슬라이드 포스트(111)의 수직 방향 길이는 1000 mm 내지 2000 mm, 바람직하게는 2000 mm일 수 있으나, 이에만 한정되는 것은 아니다.
도 5는 무빙 베이스와 균형추가 슬라이드 포스트 상단에 설치된 도르래를 경유하는 로프에 의해 연결된 것을 설명하기 위한 정면도이다.
본 무인비행체 비행 모의 시험 장치(1000)는 균형추(500), 도르래(510) 및 로드(520)를 포함할 수 있다. 도 5를 참조하면, 슬라이드 포스트(111) 중 어느 하나의 상단에는 도르래(510)가 설치될 수 있다. 또한, 도르래(510)의 구름 운동을 통해 이동되는 로프(520)의 일단은 무빙 베이스(200)의 단부 중 어느 하나 또는 무빙 베이스(200)의 단부 중 어느 하나와 연결되는 LM 블록(420)에 연결될 수 있다. 또한, 로프(520)의 타단은 슬라이드 포스트(111) 중 어느 하나의 내측면과 반대되는 외측면 측에 배치되는 균형추(500)와 연결되고, 균형추(500)는 로프(520)의 이동과 연동하여 상하 방향으로 이동 가능하게 구비될 수 있다.
도 5에는 하나의 슬라이드 포스트(111)에 대해 도르래(510), 로프(520) 및 균형추(520)가 설치된 것을 도시하였으나, 도르래(510), 로프(520) 및 균형추(520)는 슬라이드 포스트(111)의 개수에 대응하여 각 슬라이드 포스트(111)의 상단마다 설치될 수 있다. 예시적으로 도 5를 참조하면, 도르래(510)는 도르래(510)를 회전 가능하게 지지하는 도르래 지지유닛을 통해 슬라이드 포스트(111)의 상단에 설치될 수 있으나, 이에만 한정되는 것은 아니다.
또한, 도 5에는 로프(520)의 일단이 무빙 베이스(200)의 단부에 연결된 구현예를 도시하였으나, 이에만 한정되는 것은 아니다. 다른 예로, 로프(520)의 일단은 LM 블록(420)에 직접 연결될 수 있다.
이와 같이, 도르래(510) 및 로프(520)를 통해 균형추(500)가 무빙 베이스(200)에 직접 또한 간접적으로 연결됨으로써, 무빙 베이스(200)의 자중, 조인트부(300)의 자중, LM 블록(420)의 자중, LM 레일(410)에 대한 LM 블록(420)의 마찰 등이 균형추(500)의 무게만큼 상쇄(보상)될 수 있다.
즉, 균형추(500)의 무게는 무빙 베이스(200)의 자중, 조인트부(300)의 자중, LM 블록(420)의 자중 및 LM 레일(410)에 대한 LM 블록(420)의 마찰 중 적어도 일부를 보상하도록 설정될 수 있다. 예를 들어, 균형추(500)의 무게는, 무빙 베이스(200)의 자중, 조인트부(300)의 자중, LM 블록(420)의 자중 및 LM 레일(410)에 대한 LM 블록(420)의 마찰을 오차 범위 내에서 상쇄하도록 설정될 수 있다. 여기서, 오차 범위 내라 함은 무인비행체 비행 모의 시험 장치(1000)의 설계상 또는 제작상 발생하는 오차값일 수 있다.
비행제어 검증을 위하여, 무인비행체(1)의 원격 비행제어에 의한 추력 변화에 따른 무인비행체(1)의 상승 이동 시, 무인비행체(1)의 추력에 대응하는 정확한 위치데이터를 보다 실제에 가깝게 획득하기 위해서는 무인비행체(1) 자체의 무게를 제외한 다른 요인들(예를 들면, 무빙 베이스(200)의 자중, 조인트부(300)의 자중, LM 블록(420)의 자중 및 LM 레일(410)에 대한 LM 블록(420)의 마찰)을 소정 이상 상쇄하는 등의 무게 보상이 이루어질 필요가 있다. 이에 따라, 균형추(500)의 무게는, 조인트부(300)에 대한 무인비행체(1)의 연결을 해제한 상태에서, 무빙 베이스(200)의 자중, 조인트부(300)의 자중, LM 블록(420)의 자중을 합친 총 자중을 고려하여 결정될 수 있다. 또한, 균형추(500)의 무게는 LM 레일(410) 및 LM 블록(420) 간 마찰 값을 고려하여 결정될 수 있다. LM 가이드(400)의 마찰력을 무게 측면에서 보상하기 위해 균형추(500)에 추가적으로 요구되는 무게는 LM 가이드(400)의 마찰력을 중력가속도로 나눔으로써 산출될 수 있다.
도 6은 LM 가이드의 구름마찰력을 계산하는 방법을 설명하기 위한 도면이다.
구체적으로, LM 가이드(400)의 마찰력은 다음과 같이 구해할 수 있다. LM 가이드(400)의 마찰력은 구름마찰력(Fr)과 점성마찰력(Fν)의 합으로 계산될 수 있다. 미끄럼 마찰력은 LM 가이드(500)의 전체 마찰력의 3% 수준으로서 고려되지 않을 수 있다.
도 6을 참조하면, 구름마찰력은 볼이 받는 접촉 부하, 볼 수 그리고 구름마찰계수의 관계를 통하여 다음과 같은 수학식 1로 구해질 수 있다.
[수학식 1]
Figure pat00001
여기서, Fr은 구름마찰력, μ r은 구름마찰계수, Q1 및 Q3은 볼이 받는 접촉 부하, z는 볼 수를 의미할 수 있다. Q1 및 Q3은 각 볼의 접촉각을 의미할 수 있다. 이때, Q1 및 Q3은 다음과 같은 수학식 2로 구해질 수 있다.
[수학식 2]
Figure pat00002
여기서, δΔ는 변형량, CbrㆍBC는 Hertz 상수로 볼의 탄성변형에 대한 부하분포를 계산하기 위해 사용될 수 있다.
점성마찰력(Fν)은 LM 가이드(400)의 볼 수(z), 볼의 접촉면적, 윤활유의 점성 그리고 이동속도의 함수로 다음의 수학식 3과 같이 유도될 수 있다.
[수학식 3]
Figure pat00003
여기서, qj과 rj는 볼과 그루브 접촉부 내에서 타원의 장, 단 반경을 나타내는 변수이며, ρ0은 윤활유와 점성, νs는 이동속도, hj는 유막두께일 수 있다.
이렇게 구해진 LM 가이드(400)의 마찰력을 중력값으로 나누어 LM 레일(410) 및 LM 블록(420)간 발생하는 마찰을 상쇄(보상)하도록 균형추(500)의 무게값을 결정하는데 이용할 수 있다.
한편, 조인트부(300)는 무인비행체(1)를 무빙 베이스(200)에 3축 회전 가능하게 연결하는 구성이다. 여기서, 3축 회전이라 함은 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 회전일 수 있다. 도 1 및 도 2를 참조하면, 조인트부(300)는, 무빙 베이스(200)와 하부가 연결되고 상단부에 볼 조인트(311)가 구비되는 플레인 베어링 유닛(310) 및 상기 볼 조인트(311)와 결합을 통해 3축 회전 자유도를 제공받도록 하측이 볼 조인트(311)와 결합되고, 상측이 무인비행체(1)와 고정적으로 연결되는 안착 유닛(320)을 포함할 수 있다.
도 7을 참조하면, 비행제어 검증 시스템은 무인비행체 비행 모의 시험 장치(1000)를 활용하여 추력 입력 값(Matlab을 이용하여 사용자 명령을 UDP 통신으로 변경하고 Rasberry PI로 전송)에 대응하는 무인비행체(1)의 위치변화와 자세변화를 카메라(모션 캡쳐 카메라)로 촬영하고 Motive Program을 이용하여 무인비행체(1)의 위치데이터 및 자세데이터를 획득하는 시스템일 수 있다. 예를 들어 카메라는 총 12대일 수 있다. 이때, 무인비행체(1)에는 마커(Marker(5EA)가 구비(부착)될 수 있다. 여기서, 자세변화는 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 회전을 의미하며 롤 회전의 정도, 피치 회전의 정도, 요 회전의 정도를 나타내는 것이 자세데이터일 수 있다. 또한, 위치변화는 수직 방향으로의 승강 이동에 따른 높이(고도)를 의미할 수 있다. 위치데이터는 높이 정도를 나타내는 데이터값일 수 있다.
이러한 비행제어 검증을 위하여, 무인비행체(1)의 원격 비행제어에 의한 추력 변화에 따른 무인비행체(1)의 자세변화(롤 회전, 피치 회전, 요 회전)를 효과적으로 구현할 필요성이 있다. 도 2를 참조하면, 무인비행체(1)가 고정적으로 연결되는 안착 유닛(320)에 볼 조인트(311)가 결합되어 원격 비행제어에 대응하는 자세변화(롤 회전, 피치 회전, 요 회전)가 가능할 수 있다. 즉, 무인비행체(1)가 탑재되는 안착 유닛(320)은 볼 조인트(311)에 대하여 3자유도를 가지고 회전 가능하도록 결합(설치)될 수 있다.
볼 조인트(311)에 의해 플레인 베어링 유닛(310)과 연결되는 안착 유닛(320)의 롤 회전 각도는 예시적으로, ±45도[Deg](-45도 내지 +45도)일 수 있고, 피치 회전 각도는 ±45도[Deg](-45도 내지 +45도)일 수 있으며, 요 회전 각도는 ±360도[Deg](-360도 내지 +360도)일 수 있으나, 이에만 한정되는 것은 아니다.
또한, 예시적으로, 무인비행체 비행 모의 시험 장치(1000)에 탑재되는 무인비행체(1)의 전체 질량은 10.23kg일 수 있으나, 이에만 한정되는 것은 아니다. 또한, 예시적으로, 무빙 베이스(200) 질량과 조인트부(300)의 질량의 총합은 980g일 수 있으나, 이에만 한정되는 것은 아니다.
이와 같이, 무인비행체 비행 모의 시험 장치(1000)는 실제 비행환경과 유사하게 움직이고 안전하게 구속하기 위해 LM 가이드(400) 및 플레인 베어링 유닛(310)을 이용하므로, 무인비행체 비행 모의 시험 장치(1000)를 통해 운용될 무인비행체(1)는 실제 비행 관경과 유사한 환경 하에 안전하게 구속되어 있어 비행 시험에 소요되는 인적, 물적 자원 요소를 절감할 수 있다. 특히, 대략 10kg 이내의 소형 멀티콥터(무인비행체(1))를 대상으로 다양한 비행제어 알고리즘의 안전성 검증이 가능할 수 있다.
전술한 본원의 설명은 예시를 위한 것이며, 본원이 속하는 기술분야의 통상의 지식을 가진 자는 본원의 기술적 사상이나 필수적인 특징을 변경하지 않고서 다른 구체적인 형태로 쉽게 변형이 가능하다는 것을 이해할 수 있을 것이다. 그러므로 이상에서 기술한 실시예들은 모든 면에서 예시적인 것이며 한정적이 아닌 것으로 이해해야만 한다. 예를 들어, 단일형으로 설명되어 있는 각 구성 요소는 분산되어 실시될 수도 있으며, 마찬가지로 분산된 것으로 설명되어 있는 구성 요소들도 결합된 형태로 실시될 수 있다.
본원의 범위는 상기 상세한 설명보다는 후술하는 청구범위에 의하여 나타내어지며, 청구범위의 의미 및 범위 그리고 그 균등 개념으로부터 도출되는 모든 변경 또는 변형된 형태가 본원의 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 한다.
1000: 무인비행체 비행 모의 시험 장치
1: 무인비행체
100: 골조부
110: 연직 포스트
111: 슬라이드 포스트
120: 연결프레임
130: 내측 공간
200: 무빙 베이스
200aa: 중앙 부분
200ab: 다리 부분
200ac: 보강부재
210: 제1 분기 부재
211: 제1 절개 홈
212: 제1 간격
220: 제2 분기 부재
221: 제2 절개 홈
222: 제2 간격
230: 중앙 내부 공간
300: 조인트부
310: 플레인 베어링 유닛
311: 볼 조인트
320: 안착 유닛
400: LM 가이드
410: LM 레일
420: LM 블록
500: 균형추
510: 도르래
520: 로프

Claims (13)

  1. 무인비행체 비행 모의 시험 장치에 있어서,
    둘레 방향을 따라 간격을 두고 배치되는 복수의 연직 포스트 및 상기 복수의 연직 포스트를 연결하는 연결프레임을 포함하고, 상기 복수의 연직 포스트로 둘러싸인 내측에 무인비행체의 비행 모의 시험이 이루어지는 내측 공간을 형성하는 골조부;
    상기 복수의 연직 포스트 중 셋 이상인 슬라이드 포스트에 상하 방향 슬라이드 이동 가능하게 결합되도록 셋 이상 분기하여 연장되는 무빙 베이스; 및
    상기 무인비행체를 상기 무빙 베이스에 3축 회전 가능하게 연결하는 조인트부를 포함하는 무인비행체 비행 모의 시험 장치.
  2. 제1항에 있어서,
    셋 이상인 상기 슬라이드 포스트 각각의 상기 내측 공간을 향하는 내측면에 대하여 상하 방향을 따라 연장되게 배치되는 LM 레일 및 상기 LM 레일마다 상하 방향으로 슬라이드 이동 가능하게 설치되는 LM 블록을 포함하는 LM 가이드를 더 포함하고,
    상기 무빙 베이스의 셋 이상 분기된 단부 각각은 상기 LM 블록 각각에 연결되는 것인, 무인비행체 비행 모의 시험 장치.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 슬라이드 포스트 중 어느 하나의 상단에는 도르래가 설치되고,
    상기 도르래의 구름 운동을 통해 이동되는 로프의 일단은 상기 무빙 베이스의 단부 중 어느 하나 또는 상기 무빙 베이스의 단부 중 어느 하나와 연결되는 LM 블록에 연결되며,
    상기 로프의 타단은 상기 슬라이드 포스트 중 어느 하나의 내측면과 반대되는 외측면 측에 배치되는 균형추와 연결되고,
    상기 균형추는 상기 로프의 이동과 연동하여 상하 방향으로 이동 가능하게 구비되는 것인, 무인비행체 비행 모의 시험 장치.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 균형추의 무게는 상기 무빙 베이스의 자중, 상기 조인트부의 자중, 상기 LM 블록의 자중 및 상기 LM 레일에 대한 상기 LM 블록의 마찰 중 적어도 일부를 보상하도록 설정되는 것인, 무인비행체 비행 모의 시험 장치.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 균형추의 무게는, 상기 무빙 베이스의 자중, 상기 조인트부의 자중, 상기 LM 블록의 자중 및 상기 LM 레일에 대한 상기 LM 블록의 마찰을 오차 범위 내에서 상쇄하도록 설정되는 것인, 무인비행체 비행 모의 시험 장치.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 조인트부는,
    상기 무빙 베이스와 하부가 연결되고 상단부에 볼 조인트가 구비되는 플레인 베어링 유닛; 및
    상기 볼 조인트와 결합을 통해 3축 회전 자유도를 제공받도록 하측이 상기 볼 조인트와 결합되고, 상측이 상기 무인비행체와 고정적으로 연결되는 안착 유닛을 포함하는 것인, 무인비행체 비행 모의 시험 장치.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 무빙 베이스는, 평면 상에서 보았을 때 중앙 부분이 서로 교차되어 결합되는 제1 분기 부재 및 제2 분기 부재를 포함하고,
    상기 슬라이드 포스트는, 상기 제1 분기 부재의 양 단부 및 상기 제2 분기 부재의 양 단부 각각이 슬라이드 이동 가능하게 결합되도록 4개 구비되는 것인, 무인비행체 비행 모의 시험 장치.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 제1 분기 부재 및 상기 제2 분기 부재 각각은,
    내측면끼리 수평 방향으로 간격을 두고 서로 마주보게 배치되고, 각각 중앙 부분으로부터 양측의 슬라이드 포스트를 향해 길이가 연장되는 다리 부분을 갖는 한 쌍의 플레이트; 및
    상기 한 쌍의 플레이트의 다리 부분의 내측면을 상호 연결하도록 상기 한 쌍의 플레이트의 길이 방향을 따라 간격을 두고 배치되는 복수의 보강부재를 포함하는 것인, 무인비행체 비행 모의 시험 장치.
  9. 제8항에 있어서,
    상기 한 쌍의 플레이트는 카본(Carbon) 재질의 플레이트인 것인, 무인비행체 비행 모의 시험 장치.
  10. 제8항에 있어서,
    상기 한 쌍의 플레이트는, 상기 무인비행체의 롤(Roll) 회전 또는 피치(Pitch) 회전에 대한 휨 저항성이 향상되도록, 각각의 내측면의 법선 방향이 수평 방향을 향하게 배치되는 것인, 무인비행체 비행 모의 시험 장치.
  11. 제8항에 있어서,
    상기 제1 분기 부재의 한 쌍의 플레이트 각각의 중앙 부분에는 상측이 개구되게 하향 함몰된 2개의 제1 절개 홈이 상호 대응되게 형성되고,
    상기 제2 분기 부재의 한 쌍의 플레이트 각각의 중앙 부분에는 하측이 개구되게 상향 함몰된 2개의 제2 절개 홈이 상호 대응되게 형성되며,
    상기 제1 분기 부재와 상기 제2 분기 부재는, 상기 제1 절개 홈의 바닥면과 상기 제2 절개 홈의 바닥면이 서로 마주보게 끼움 결합되는 형태로 교차 결합되는 것인, 무인비행체 비행 모의 시험 장치.
  12. 제11항에 있어서,
    상기 제1 분기 부재의 한 쌍의 플레이트 각각에 형성된 2개의 제1 절개 홈은 길이 방향으로 제1 간격을 두고 이격 형성되고,
    상기 제2 분기 부재의 한 쌍의 플레이트 각각에 형성된 2개의 제2 절개 홈은 길이 방향으로 제2 간격을 두고 이격 형성되는 것인, 무인비행체 비행 모의 시험 장치.
  13. 제12항에 있어서,
    상기 조인트부의 하부는, 상기 제1 분기 부재와 상기 제2 분기 부재의 교차 결합 및 상기 제1 간격 및 상기 제2 간격에 의해 상기 무빙 베이스의 중앙 부분에 형성되는 중앙 내부 공간에 배치된 상태로 상기 무빙 베이스의 중앙 부분과 연결되는 것인, 무인비행체 비행 모의 시험 장치.
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