KR20230101098A - 동축 또는 멀티콥터 드론의 안정성 증대 장치 - Google Patents

Abstract

본 발명은 멀티로터 형태의 항공기에 비행제어 시스템이 갖는 인위적 안정성 이외에 공기역학적 장치를 부착하여 기체 고유의 안정성을 부여하여 넓은 범위의 대기 교란과 빠른 교란에 대해서 스스로 원래의 상태로 복귀할 수 있어 안정성 범위가 큰 동축 또는 멀티콥터 드론의 안정성 증대 장치에 관한 발명이다.

Description

동축 또는 멀티콥터 드론의 안정성 증대 장치{Stability augmentation devices for the coaxial and multicopter drones}

본 발명은 동축 또는 멀티콥터 드론의 안정성 증대 장치에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 멀티로터 형태의 항공기에 비행제어 시스템이 갖는 인위적 안정성 이외에 공기역학적 장치를 부착하여 기체 고유의 안정성을 부여하여 넓은 범위의 대기 교란과 빠른 교란에 대해서 스스로 원래의 상태로 복귀할 수 있어 안정성 범위가 큰 동축 또는 멀티콥터 드론의 안정성 증대 장치에 관한 것이다.

일반적으로 복수의 프로펠러나 로터의 회전면을 수평으로 고정하고 비행하는 드론은 모터로 회전익을 개별적으로 제어하여 전체 비행체의 자세를 제어하고 있다. 제자리비행(hover) 하는 비행체의 자세가 수평에서 벗어나면 자세 센서가 감지하여 다시 수평으로 돌리도록 기울어진 방향에 놓인 프로펠러나 로터의 회전수를 서로 다르게 제어하여 추력 차이가 모멘트를 발생하여 원상으로 되돌리는 자동제어 루프를 통하여 인위적인 안정성을 만들어 낸다.

고정익 항공기는 날개에 플랩(flap)이라고 통칭하는 에일러론, 엘리베이터 같은 작은 날개의 각도를 제어하여 자세를 조종한다. 측풍이나 전진속도와 같은 바람의 변화에 대해서는 일일이 플랩을 작동하지 않더라도 날개의 받음각이 변화하면서 자동적으로 원래의 자세로 돌아간다. 이를 기체 고유한 공기역학적 안정성이라 한다. 공기역학적 안정성이 부족하거나 비행조건에 따라 선택적으로 안정성을 바꾸려는 목적으로 자동제어에 의한 인위적인 안정성 증대를 추가한다.

인위적 안정성을 가진 비행체에 비해 기체 형상 자체가 공기역학적으로 고유한 안정성을 가진 비행체는 공기흐름에 반응하여 자세 변화를 일으키기 때문에 대기 교란에 대해 원상 복귀의 과도응답 특성이 빠르다. 멀티콥터의 인위적 안정성은 자세 변화가 일어나면 자세 센서 출력에 따라 모터를 제어하여 작동하기 때문에 시간지연이 일어난다. 인위적인 안정성은 제어 루프의 반응이 느리거나 센서의 측정 오차가 개입되면 일정 크기 이상의 측풍에 대해 대응하지 못하여 기체 자세가 흐트러지거나 심하면 뒤집어지는 경우도 생긴다. 멀티콥터 드론은 이러한 특성 차이 때문에 안전한 비행이 가능한 내풍 성능을 정하여 매우 중요하게 여긴다.

대한민국 등록특허공보 제1989080호

본 발명의 목적은 멀티로터 형태의 항공기에 비행제어 시스템이 갖는 인위적 안정성 이외에 공기역학적 장치를 부착하여 기체 고유의 안정성을 부여하여 넓은 범위의 대기 교란과 빠른 교란에 대해서 스스로 원래의 상태로 복귀할 수 있어 안정성 범위가 큰 동축 또는 멀티콥터 드론의 안정성 증대 장치를 제공함에 있다.

본 발명의 목적은 멀티콥터의 안정성 범위가 넓어지면 측풍이나 돌풍에 강건한 특성을 가지며, 최대 전진속도를 높일 수 있도록 한 동축 또는 멀티콥터 드론의 안정성 증대 장치를 제공함에 있다.

상기 목적을 달성하기 위한 본 발명은,

도 4와 같이 에어포일 형상을 갖는 원형 테두리 모양의 기구장치를 멀티콥터에 장착하여 공기역학적인 고유 안정성을 갖도록 한다. 원형 테두리의 단면은 도 5와 같이 뒤집어진 에어포일이 이루어지도록 함으로써 수평 바람이 본 발명 장치를 통과하면 아래 방향으로 공기역학적 양력이 발생하여 기체의 무게중심에 대하여 고개를 숙이는 피칭 모멘트가 발생한다. 고안한 장치의 하방 양력은 프로펠러의 제어와는 독립적으로 멀티콥터의 피칭 모멘트를 효율적으로 발생한다.

회전익이 갖는 고유한 특성인 정면에서 들어오는 공기에 고개가 들리는 피칭 모멘트를 본 발명장치에 의해 발생하는 피칭 모멘트가 상쇄시켜 공기역학적인 고유 안정성을 확보한다. 테두리가 원형으로 둘러싸고 있으므로 대기 교란 흐름의 방향이 어느 쪽이든 작용하므로 전방위의 교란에 대한 안정성 확보 대책이 된다.

멀티콥터가 전진비행 할 때 기체의 항력을 이기기 위해서 수직력을 앞으로 기울여 수평성분을 만들어야 한다. 여러 프로펠러들을 앞과 뒤의 영역으로 나누어 뒤 영역의 프로펠러 추력을 증가시키면 자세가 앞으로 기울어지면서 기체와 함께 고정된 프로펠러가 앞으로 기울어 전진속도를 가속할 수 있는 추력의 수평성분이 생긴다. 추력의 일부가 수평성분으로 바뀌므로 줄어든 수직 추력을 보충하기 위해 전체 추력을 증가시켜야 수평비행이 유지된다.

전진속도에 의해 전체 프로펠러는 전진 방향에서 뒤로 넘어지는 피칭 모멘트가 발생하여 더 많은 추력이 요구된다. 속도가 증가하면 추력 요구도 같이 증가하므로 모터의 추력 한계에 이르르면 더 이상의 가속이 불가능해진다. 이 상태에서 대기 교란이 작용하면 전진속도가 더 커지면 자세를 유지할 수 없어진다.

본 해결 수단은 제자리비행에서 최대 전진속도까지 프로펠러끼리 추력 차이에만 의존하는 자세 방식에 공기역학적 장치를 부가하여 전체 속도영역에서 프로펠러 정면에 작용하는 공기흐름에 대한 불안정한 피칭 모멘트를 완화시켜 안정성을 증대시킨다.

본 발명의 원형 테두리가 항력을 증가시키기는 하지만 모멘트 성분의 안정성을 제공함으로써 최대 전진속도를 증가시키는 역할과 함께 멀티콥터의 안전한 비행이 가능하도록 만든다.

상기 목적을 달성하기 위한 본 발명은, 과제의 해결 수단 - 1 병행하여 적용하거나 별도로 적용할 수 있는 본 해결 수단은 최대 전진속도를 증가시키는 역할을 효율적으로 해결하기 위해서 더욱 능동적인 방법이다.

프로펠러에 추력이 발생하면 반작용으로 프로펠러 회전면과 직각 방향으로 공기 후류가 생긴다. 이 후류의 속도는 프로펠러 회전면을 지날 때 작고 점차 증가하여 회전면 직경의 절반 정도 거리를 지나면 두 배로 커진다. 후류의 영역은 프로펠러 직경과 같은 원형에서 시작하여 속도가 증가함에 따라 수축되어 두 배의 속도가 되면 일정한 원형으로 흘러간다. 최종 후류의 단면적은 대략적으로 프로펠러 회전 면적의 제곱근과 같다.

후류 속 무게중심 아래로 거리를 둔 위치에 작은 날개인 베인(vane)을 설치하고 제자리비행에서는 수직흐름과 같은 방향으로 약간의 항력이 발생하지만 후류에 영향을 주지 않는다. 전진비행을 위해 피치 자세를 바꾸어 수평 추력을 만들 경우에 베인의 각도를 조절하여 후류를 후방으로 향하도록 유도한다. 후류가 후방으로 향하면서 반작용으로 기체에는 무게 중심 아래에서 전진 방향의 힘이 작용하기 때문에 고개를 숙이는 피칭 모멘트가 함께 생긴다. 전진속도에 의해 발생하는 프로펠러의 불안정한 방향의 피칭 모멘트를 효율적으로 상쇄시키면서 수평 추력을 위한 프로펠러 추력의 증가에만 추가로 동력이 필요하므로 같은 동력으로 최대 전진속도를 크게 하는데도 효과가 있다.

배인은 앞이나 뒤 프로펠러 상관없이 무게중심에서 떨어진 아래 위치의 후류 내부에 설치하면 된다. 다만 전진비행에서 항력을 적게 발생하도록 후류 내부에 들어간 베인의 폭 외에는 수평으로 에어포일로 둘러싼 지지대를 사용한다.

이 해결 수단은 빠른 전진속도에서 운영하는 시간이 많은 멀티콥터에 적용하기에 편리하다. 기본적으로 측풍에 의한 프로펠러의 불안정성은 느린 속도에서는 정방위로 영향을 받지만 전진속도가 커지면 전진방향과 다른 측풍은 전진속도에 비해 작기 때문에 큰 영향을 미치지 않는다.

본 발명은 멀티로터 형태의 항공기에 비행제어 시스템이 갖는 인위적 안정성 이외에 공기역학적 장치를 부착하여 기체 고유의 안정성을 부여하여 넓은 범위의 대기 교란과 빠른 교란에 대해서 스스로 원래의 상태로 복귀할 수 있어 안정성 범위가 큰 효과가 있다.

도 1은 플래핑 하는 깃을 가진 회전익의 측면 공기흐름에 대한 반응도.
도 2는 반시계 방향으로 회전하는 깃에 전진속도가 작용할 때의 속도 분포도.
도 3은 시계 방향으로 회전하는 깃에 전진속도가 작용할 때의 속도 분포도.
도 4는 본 발명의 실시예의 하나인 정면도와 평면도.
도 5는 본 발명의 실시 예의 하나인 원형 테두리의 단면도.
도 6은 프로펠러 후류를 이용하는 베인의 설치도.

본 발명에 따른 동축 또는 멀티콥터 드론의 안정성 증대 장치의 바람직한 실시예를 도면을 참조하면서 설명하기로 하고, 그 실시예로는 다수 개가 존재할 수 있으며, 이러한 실시예를 통하여 본 발명의 목적, 특징 및 이점들을 더욱 잘 이해할 수 있게 된다.

본 발명은 멀티콥터 드론에서도 두 가지 종류의 안정성 증대 기구를 부착하여 인위적인 제어 루프가 미진하더라도 고유한 안정성을 확보하도록 발명하였다.

첫째 방법은 단면이 에어포일 형상을 갖는 테두리로 구성된 원반 형태의 기구로 멀티콥터 프로펠러 전체를 감싸서 측풍에 따라 발생하는 하향 양력이 프로펠러가 뒤로 넘어지는 현상을 상쇄하여 고유한 공기역학적 안정성을 만든다. 프로펠러 외곽을 원반형태로 감싸는 기구 장치가 추가됨으로써 전진비행에서 항력이 증가하지만 제자리비행에 가까운 속도로 운영하는 동축 프로펠러 드론이면 외곽 원반 형태가 프로펠러에 쉬라우드(shroud) 효과를 발휘하여 효율이 증가한다.

둘째 방법은 네 개 이상의 프로펠러를 장착한 멀티콥터에는 전체 회전익을 둘러싸는 원반 형태를 적용하기에 어려움이 있다는 점을 고려하여 더욱 능동적인 방법을 고안하였다. 기체의 수평면에 직교하는 두 개의 축인 앞뒤와 양 측면에 받음각 측정장치를 설치하고 받음각을 궤환하여 회전익 각각의 후류 영역에 작은 에어포일을 설치하고 각도를 조절하여 후류의 방향을 변경함으로써 각 방향의 받음각에 대한 안정성을 증대한다.

최초의 항공기는 고정익으로 시작되었으나 이륙하기 위해서는 날개의 양력이 이륙중량보다 커지는 실속속도 이상으로 가속하기까지는 상당한 거리의 활주가 필요하다. 일단 이륙하면 날개의 양력과 항력의 비율인 양항비의 덕택으로 항력을 이기는 추진력으로 양항비 만큼의 양력을 얻을 수 있어 효율적인 비행이 가능하다. 날개의 형상에 따라 양항비의 크기가 10 내지 20에 이르므로 동력에 비해 큰 양력을 얻을 수 있다. 고정익 항공기가 이러한 큰 장점을 가졌는데도 불구하고 수직으로 이착륙하는 항공기를 위하여 고정익을 대신하여 회전익에 대한 관심이 시작되었다.

회전익 항공기는 1920년대부터 고안되기 시작하였다. 고정익 항공기의 날개를 떼어내고 그 자리에 동력 없이 자유로이 회전할 수 있는 프로펠러의 회전면을 수평으로 부착하였다. 즉 고정익을 회전익으로 바꾸고 추력 용 프로펠러로 활주 이륙하여 비행하려고 시도하였다. 프로펠러 회전면의 수평 각도를 적절하게 조종하면 고정익보다 짧은 활주거리로 이륙할 수 있었다. 그러나 속도가 빨라지면서 이륙은 할 수 있었지만 감당할 수 없는 롤링 모멘트 때문에 지속적인 비행이 불가능하였다.

회전익에 전진하는 속도가 합해지면 프로펠러 깃(blade)의 좌우 속도 성분에 차이가 생기면서 롤링과 피칭 모멘트가 발생한다. 이를 없애기 위해 수평으로 회전하는 프로펠러의 깃이 상하로 운동할 수 있도록 뿌리 부분에 플래핑 힌지를 두어 깃에서 속도 불균일로 발생하는 롤링 모멘트가 기체로 전달되지 않도록 하였다. 피칭 모멘트는 회전축을 기울이는 조종으로 처리하였다. 이로써 현재에도 사용되는 오토자이로(autogyro) 항공기가 고안되었으며, 플래핑 하는 프로펠러를 별도로 로터(rotor)라고 부르기 시작했다.

플래핑 힌지가 있는 로터의 깃은 회전에 의한 원심력 때문에 수평으로 유지되며, 윗 방향 추력이 발생하면 깃은 플래핑 힌지에서 약간 위로 쳐들리면서 전체 로터 형상은 도립된 원추형을 이룬다. 추력의 방향은 깃 끝이 이루는 회전면과 수직이 된다. 전진비행하거나 앞에서 공기 흐름이 들어오면 깃끝 회전면이 뒤로 기울어지므로 회전축을 조종하여 원활한 비행이 이루어지는 각도로 설정해야 한다. 오토자이로는 로터에 플래핑 힌지를 둠으로써 활주거리를 대폭 단축하여 이착륙할 수 있어 수직이착륙 항공기에 다가가기는 했지만 수평 프로펠러의 추진력을 로터의 풍차 회전으로 변화하여 양력을 생성하는 원리이기 때문에 동력 효율이 낮고 상승속도가 느린 단점을 가질 수 밖에 없다.

수직이착륙 항공기에 대한 새로운 아이디어는 수평 추진 프로펠러를 없애고 로터를 직접 구동하는 헬리콥터의 고안으로 이어졌다. 회전익의 축에 직접 동력을 연결할 때 부딪히는 첫 번째 문제는 로터가 공기의 저항을 이기며 회전하기 위해서는 기체에 회전과 반대방향으로 반작용 모멘트가 작용하므로 지면 반력이 없어지는 이륙과 동시에 기체가 로터 회전 방향과 반대로 돌아간다는 점이다. 수직이착륙 하는 상태에서는 어떤 공기역학적 장치도 공기력을 발생하지 않기 때문에 다른 회전익을 추가하여 회전에 의한 반작용 모멘트를 서로 상쇄하는 여러 가지 방법이 고안되었다.

현재 가장 일반적인 형태는 단일 로터 헬리콥터이다. 반작용 모멘트 상쇄용으로 꼬리 로터를 설치한 형상이다. 이 외에도 로터를 앞 뒤에 두 개 설치한 앞뒤 로터 헬리콥터, 로터를 양쪽 옆으로 설치한 양측 로터 헬리콥터, 상하로 로터를 배치한 동축 로터 헬리콥터 등이 있으며, 모두 비슷한 크기의 로터를 서로 반대방향으로 회전하여 기체에 작용하는 반작용 모멘트를 상쇄한다.

기체에 전달되는 반작용 모멘트를 여러 가지 형상으로 상쇄할 수 있지만 회전익의 축에 직접 동력을 연결할 때 부딪히는 두 번째 문제는 로터의 회전수를 변경하여 추력을 조종할 수 없다는 점이다. 내연기관의 스로틀로 회전수를 조종하는 방식은 스로틀에 의해 회전수가 변화하는 과도 응답 특성이 너무 느려서 바람이 없는 조종한 대기 속에서 수직 상승이나 하강 비행만이 겨우 가능할 정도로 매우 한정된 비행조건 이외에서는 조종하기가 거의 불가능하다. 이를 해결하기 위해 기체에 대해 회전하고 있는 깃의 피치각을 기체에 고정된 조종장치로 변경하는 방법으로 스와시 판(swash plate)이 고안되었다. 이는 고정익 항공기의 가변피치 조종기구와 유사한 방식이다. 로터의 깃 뿌리 부분에 복잡하고 무거운 기계장치가 추가된다.

로터가 가진 세 번째 문제는 회전익이 가진 고유의 불안정성(instability)이다. 대기의 바람에 따라 회전익의 추력 방향이 바뀌면서 바람에 떠내려 가는 듯이 이동하다가 속도가 커지면 다시 바람을 상쇄하는 방향으로 이동하며 주기적으로 왔다갔다하면서 그 진폭이 점점 커진다. 이러한 현상은 제자리비행(hover flight)의 조종을 어렵게 만든다. 바람이 없어도 회전익 자체가 강한 바람을 만들기 때문에 주기 운동에 에너지를 공급하여 진폭을 크게 만들기 때문이다. 이는 회전익의 비행 특성에 불안정성이 있다는 것을 나타낸다.

로터를 대신하는 고정익 항공기의 날개에 의한 안정성(stability)을 살펴보자. 날개를 부착한 항공기의 앞에서 바람이 불어 공기에 대한 상대속도가 빨라지면 항력이 증가하여 항공기 속도가 줄어 증가된 바람 속도를 상쇄한다. 바람이 아래에서 위로 불어 꼬리날개에 대한 받음각이 증가하면 양력이 증가하면서 기체의 피칭 모멘트를 감소시켜 항공기 자세가 앞으로 기울어 위로 불어오는 바람에 의한 받음각 증가를 상쇄한다. 고정익 항공기는 아무런 조종 조작을 가하지 않아도 이러한 과정을 통하여 바람의 영향을 스스로 상쇄한다. 이러한 특성은 날개의 공기역학적 성질과 항공기 무게중심 위치를 적절하게 둠으로써 가능하다.

헬리콥터에서도 고정익의 꼬리날개와 유사한 역할을 하도록 로터 사이에 작은 조종보조장치를 추가하였다. 서보 로터 방식은 주 로터와 함께 회전하는 작은 로터가 변화하는 대기의 상태에 따라 먼저 반응하여 플래핑 하면서 스와시 판을 통한 조종 조작에 앞서 전체 로터의 피치각을 변경함으로써 별도의 조종 없이 안정성을 찾을 수 있다. 또는 안정막대라는 원심력 추를 로터와 같이 회전시켜 서보 로터와 같은 역할을 하게 만든 장치도 고안되었다. 이러한 과정을 거쳐 현재는 스와시 판의 조종을 제어하는 서보장치를 통하여 컴퓨터에 의한 안정성 증대장치(SAS, stability augmentation system)가 이런 기계적 장치의 역할을 대신하고 있다. 종합하면 동력장치가 로터 회전수를 일정하게 유지하는 상태에서 SAS가 깃의 회전 위치에 따라 깃의 피치각을 조종하여 헬리콥터의 안정성을 확보한다.

헬리콥터가 전진비행하려면 비행속도에 따른 항력과 같은 크기로 추력을 앞으로 기울여야 한다. 전진속도가 빨라질수록 추력을 기울이는 각도가 커져야 한다. 추력을 앞으로 기울이면 추력의 연장선이 무게중심 뒤쪽으로 이동하여 기체가 과대하게 앞으로 기울어지므로 뒤에 꼬리날개를 두되 전진속도에 대한 양력이 아래방향으로 작용하도록 날개의 에어포일을 뒤집어 설치한다. 헬리콥터의 꼬리날개는 전진속도에 따른 기체의 자세를 유지함과 동시에 대기 교란에 대해 회전익이 가진 불안정한 특성을 상쇄하여 고유한 안정성을 생성한다.

헬리콥터가 스와시 판과 기체 형상으로 고유한 안정성을 가지고 있지만 복잡한 기계장치로 이루어진 스와시 판의 중량 때문에 탑재중량이나 비행성능이 고정익 항공기보다 못하다고 여겼으나 터빈 엔진을 동력으로 채택하면서 총 중량에서 차지하는 탑재중량의 비율이 대폭 증가하였다. 활용성이 증대하면서 조종이 어렵던 헬리콥터에 컴퓨터에 의한 안정성증대장치와 조종성증대장치(CAS, control augmentation system)의 보조를 받아 더욱 넓은 비행영역에서 안정성을 유지하고, 조종하기에 편한 항공기가 되었다.

멀티콥터는 일반적으로 복수 개의 전기 모터와 프로펠러를 사용하는 회전익 항공기이지만 헬리콥터와는 다른 특성을 가진다. 첫째 여러 개의 동력장치를 서로 두 개씩 짝을 지어 반대방향으로 회전시킴으로써 기체에 전달되는 반작용 모멘트를 상쇄하며, 각 동력을 제어하여 의도적으로 기체에 요잉 모멘트를 발생할 수도 있다. 이는 헬리콥터의 꼬리 로터의 역할이 멀티콥터에서는 필요하지 않다는 의미이다.

두 번째 차이점은 추력의 제어 방법이다. 헬리콥터의 회전익인 로터는 회전수를 일정하게 두고 깃의 피치각을 스와시 판을 통하여 제어한다. 반면에 멀티콥터의 회전익인 프로펠러는 깃의 피치각은 일정하게 두고 회전수를 제어한다. 전기 모터를 동력으로 사용하는 멀티콥터는 비행 조종장치의 제어에 대한 과도응답이 빠르기 때문에 회전수를 통하여 직접 조종이 가능하다. 내연 엔진을 사용하는 헬리콥터는 비행 조종장치의 제어에 대한 회전수의 과도응답이 느리기 때문에 직접 조종이 불가능하기 때문이다.

세 번째의 차이점은 헬리콥터에서는 전 비행영역에 걸쳐 안정성을 확보하기 위해서 공기역학적 형상을 가진 기구장치와 공기 측정 센서의 도움을 활용하지만 멀티콥터에서는 기체 자세의 기울기만으로 안정성을 확보한다는 점이다. 회전익 전방의 공기 흡입과 회전익을 지난 공기 후류가 비행상태에 따라 복잡하게 형성되기 때문에 기체 전체의 공기흐름을 정확하게 측정하기 어려운 점은 회전익 항공기의 공통적인 특징이다. 이러한 특징은 회전익을 여러 개 장착한 멀티콥터에서 회전익 주변의 공기 흐름이 서로 간섭을 일으키는 현상이 더해져서 더욱 심각하다.

회전익은 깃의 플래핑 여부에 따라 헬리콥터에 사용하는 로터와 멀티콥터에 사용하는 프로펠러로 구분할 수 있다. 공기 흐름과 회전익에서 발생하는 힘과 모멘트의 관계도 플래핑에 따라 다르다. 회전축 구동에 따른 반작용 모멘트는 모두 같이 나타나는 현상이므로 이후부터는 별도로 언급하지 않기로 한다.

회전축이 고정된 상태에서 공기흐름이 플래핑 하는 로터 형태의 회전익에 수평으로 들어오면 힌지에 의한 로터 깃의 운동으로 모멘트는 기체에 전달되지 않는다. 도 1에서 제자리 비행과 전진비행을 비교하면 전진속도에 의해 공기흐름이 로터에 들어오면 로터가 공기흐름과 마주하는 앞부분에서는 회전축에 대해서 깃이 최대 높이로 플래핑하고, 뒷부분에서는 최저 위치가 되도록 깃의 운동이 일어난다. 깃끝의 궤적으로 이루어지는 깃끝 회전면은 회전축에 대해서 뒤로 기울어 깃끝 회전면과 수직을 이루는 추력이 뒤로 기운다. 기체의 무게중심보다 로터의 플레핑 힌지가 위에 있으므로 뒤로 기울진 추력에 의해 기체에는 뒤로 기울어지는 피칭 모멘트가 작용한다. 기체의 이와 같은 피칭 모멘트는 깃 운동의 이차적인 효과에 의한 것이다.

도 2에서 반시계 방향으로 돌아가는 회전익의 깃 위치

에 따라 깃에 작용하는 공기 속도를 나타낸다. 도 2의 제자리비행에서는 회전속도와 깃의 반경 위치를 곱한 공기속도

가 작용한다. 깃의 뿌리 부분은 속도가 영이고 깃끝으로 갈수록 회전축에서의 거리에 비례하여 빨라지고 깃끝에서는 회전익의 반경이 곱해져서

이 된다.

도 2의 전진비행에서는 앞에서 공기 흐름속도

가 정면에서 들어온다. 회전에 의한 속도와 이 속도가 더해져서 각 위치마다 속도가 다르게 분포된다. 회전익이 바람을 향해 돌아나가는 상태인 회전 위치

부터

를 거쳐

에 이르는 전진 깃 단면에서는 회전속도에 바람 속도가 합해져서 작용하는 공기 속도가 더 빨라지고, 바람과 마주 향하는 점을 지나서 뒤로 돌아들어가는 상태인 회전 위치

부터

를 거쳐

에 이르는 후퇴 깃 단면에서는 회전속도에 바람 속도가 감해져서 작용하는 공기 속도가 더 느려진다. 후퇴 깃 영역의 회전축 근처에는 바람이 에어포일의 뒷전으로 들어가 양력은 발생하지 않고 항력만 커지는 역풍영역이 된다.

깃의 단면은 날개의 에어포일 형태와 같아서 공기 속도의 자승에 비례한 양력과 항력이 발생한다. 깃이 한바퀴 회전하는 동안 깃의 단면에서 발생하는 양력의 회전축 방향의 힘을 합하면 추력이 된다. 깃의 각 단면에서 발생하는 양력과 항력의 회전면 방향의 힘과 회전축으로부터의 거리를 곱하면 회전 모멘트가 된다. 회전익이 일정한 회전속도로 회전을 지속하려면 회전 모멘트에 회전 각속도를 곱한 동력을 모터로 공급해야 한다.

전진비행에서 비대칭으로 작용하는 깃의 공기 속도에 의해 발생하는 힘을 회전축으로부터의 거리를 곱하여 전체 회전면적에 대해 적분하면 회전축에 작용하는 모멘트가 된다. 전진속도 방향에 오른손 엄지를 놓고 나머지 손가락이 감아쥐는 회전 방향을 롤이라 하고, 전진속도 오른쪽 방향에 오른손 엄지를 놓고 나머지 손가락이 감아쥐는 회전 방향을 피치라고 정한다.

전진 방향의 공기 흐름에 의한 롤링 모멘트는 회전면의 오른쪽 영역이 들리는 방향으로 발생하며, 피칭 모멘트는 회전면의 앞쪽 영역이 들리는 방향으로 발생한다는 것을 알 수 있다. 도 1과 같이 깃의 뿌리 부분에 힌지를 두면 깃의 플래핑이 일어나며 모멘트가 기체에 거의 전달되지 않는다. 힌지가 회전축과 일치하면 기체에 전달되는 모멘트는 영이 된다. 플래핑 하도록 된 로터는 측풍이 들어오면 언제나 뒤로 들리는 플래핑(blow back flapping)이 일어난다.

멀티콥터의 프로펠러처럼 플래핑 힌지가 없으면 전진 방향의 공기 흐름에 의한 롤링 모멘트와 피칭 모멘트는 회전축을 통하여 그대로 기체에 전달된다. 적어도 네 개의 프로펠러를 장착한 멀티콥터에 대해 측풍의 영향을 고찰하기 위해 프로펠러의 회전 방향을 도 2의 방향과 반대인 경우를 도 3에 나타내었다.

도 3에서 깃의 회전 위치에 따른 속도분포는 전진속도 방향에 대해 대칭으로 영풍영역이 생긴다. 따라서 롤링 모멘트는 도 2와 반대 방향이다. 전진방향의 좌우에 서로 반대 방향으로 회전하는 두 개의 프로펠러를 장착한 멀티콥터에서 전진속도에 의해 발생하는 롤링 모멘트는 기체에서 서로 상쇄된다.

피칭 모멘트에 대해 도 2와 도 3을 비교하여 고찰하면 본 발명에서 해결해야 할 문제점이 드러난다. 전진 속도를 바라보는 회전면의 앞과 뒤의 속도 분포는 앞쪽 영역의 속도 분포의 합과 뒤쪽 속도 분포의 합의 비교하면 앞쪽이 더 크다. 도 2와 도 3의 피칭 모멘트 발생 상황은 둘 다 같이 고개를 드는 피칭 모멘트를 발생한다.

여러 개의 회전익을 장착한 멀티콥터는 두 개씩 짝을 지어 반대 방향으로 회전하는 프로펠러를 장착하더라도 전진 속도에 대한 롤링 모멘트는 서로 상쇄되지만 피칭 모멘트는 모든 프로펠러의 모멘트가 합해져서 기체에 작용한다. 기체는 전진속도에 대해 고개를 드는 피칭 운동이 시작된다. 수평 바람에 대해 기수가 들려 회전면의 아래에서 바람이 들어가는 성분이 생기면 회전익 깃의 일부분이 풍차 역할을 하면서 회전속도가 증가한다. 회전속도의 증가는 더 큰 피칭 모멘트를 발생하여 기수 들림 현상을 악화시킨다.

제자리비행하는 멀티콥터에 측풍이 불면 바람 방향에 대해 자세가 들려 모든 추력이 바람 방향과 같은 방향으로 추력의 수평성분이 생겨 기체가 바람 방향으로 가속된다. 떠밀려 가면서 측풍과 같은 속도에 이르면 피칭 모멘트가 사라지고 바람에 실려 가다가 측풍이 없어지면 밀려난 위치에서 제자리비행한다. 비행제어 시스템에 의해 자세 안정성은 있지만 속도 외란에 대한 불안정성은 그대로 존재한다. 속도 안정성이 있으려면 대기 외란에 의해 바람이 작용하면 기체의 대기 속도가 감소해야 한다.

멀티콥터가 전진비행하려면 앞부분의 프로펠러들보다 뒷부분 프로펠러들의 추력을 증가시켜 피치 자세를 앞으로 기울인다. 기울어진 추력의 수평 성분으로 가속하기 시작하여 전진속도가 증가하면 모든 프로펠러에서 고개를 드는 피칭 모멘트가 발생하여 기체에 작용한다. 전진속도에 의한 피칭 모멘트를 상쇄하기 위해 피치각을 앞으로 더 기울이기 위해 뒷부분 프로펠러들의 추력을 더욱 증가시켜야 한다. 이와 함께 전진속도에 의해 기체 전체의 항력이 증가하므로 이를 이기기 위한 추력의 수평 성분이 추가로 필요하므로 뒷부분 프로펠러들의 추력 증가가 더 커져야 한다.

멀티콥터에는 측풍에 대한 고유한 불안정성을 컴퓨터에 의한 일종의 피드백 제어장치인 안정성증대장치 SAS가 제어하고 있다. 수평에서 벗어난 자세를 센서를 활용하여 측정하고, 자동제어 법칙에 따라 원상으로 되돌리기 위한 제어량을 계산하여 모터 회전수를 조절하는 변속기에 제어신호를 보낸다. 변속기가 모터에 흐르는 전류를 제어하여 해당 프로펠러의 추력이 변화하면서 원래의 자세로 돌아간다.

멀티콥터는 회전익 자체가 갖는 고유의 불안정성을 비행제어 시스템의 작동으로 외란을 상쇄하는 것처럼 보이지만 인위적인 안정성 증대 시스템 알고리즘에 의해 SAS 설계 범위 내에서만 얻어지는 안정성이다. 자동제어의 작동 범위와 반응 속도보다 대기 교란의 크기와 빠르기가 제한 범위를 넘어가면 멀티콥터 무인항공기의 고유한 동적 특성에 따라 자세 제어가 불가능하기 때문에 전복하거나 추락하는 경우가 생긴다.

일반적으로 플래핑 하는 깃을 사용하는 로터는 전진속도가 생기면 스와시 판을 통하여 깃끝 회전면을 앞으로 기울이는 조종을 통하여 항력을 이기기 위한 수평 추력울 만들어 낸다. 플래핑 힌지에 의해 피칭 모멘트가 기체에 전달되지 않기 때문에 피칭 모멘트를 상쇄하기 위한 추력 증가는 필요 없다. 또한 전진속도와 함께 회전익이 고정익과 유사하게 유도 항력이 줄어들면서 필요동력이 최소가 되는 속도가 정해진다. 그러나 멀티콥터의 경우는 앞서 고찰한 전진속도와 피칭 모멘트 발생의 원리에 따라 제자리비행에서 전진속도가 증가하더라도 필요동력이 감소하는 현상이 거의 나타나지 않는다. 이는 멀티콥터의 비행시험 결과와도 일치한다.

본 발명의 배경이 되는 문제점으로는 현재까지 여러 개의 회전익을 장착한 멀티콥터가 측풍에 대한 불안정성을 해소하지 못한다는 것이다. 비행제어 시스템의 SAS 한계를 넘어가는 측풍 속도에 대해서는 갑자기 큰 폭의 자세 변동이 일어나면서 추락하는 현상이 일어난다. 전진속도를 증가시키는 과정에서 최대 속도 근처에서 약간의 대기 교란이 주어지면 비행제어 시스템의 SAS 한계를 넘어가기 때문에 큰 측풍을 만났을 때와 유사한 현상이 일어난다.

도 4와 같이 에어포일 형상을 갖는 원형 테두리 모양의 기구장치를 멀티콥터에 장착하여 공기역학적인 고유 안정성을 갖도록 한다. 원형 테두리의 단면은 도 5와 같이 뒤집어진 에어포일이 이루어지도록 함으로써 수평 바람이 본 발명 장치를 통과하면 아래 방향으로 공기역학적 양력이 발생하여 기체의 무게중심에 대하여 고개를 숙이는 피칭 모멘트가 발생한다. 고안한 장치의 하방 양력은 프로펠러의 제어와는 독립적으로 멀티콥터의 피칭 모멘트를 효율적으로 발생한다.

회전익이 갖는 고유한 특성인 정면에서 들어오는 공기에 고개가 들리는 피칭 모멘트를 본 발명장치에 의해 발생하는 피칭 모멘트가 상쇄시켜 공기역학적인 고유 안정성을 확보한다. 테두리가 원형으로 둘러싸고 있으므로 대기 교란 흐름의 방향이 어느 쪽이든 작용하므로 전방위의 교란에 대한 안정성 확보 대책이 된다.

멀티콥터가 전진비행 할 때 기체의 항력을 이기기 위해서 수직력을 앞으로 기울여 수평성분을 만들어야 한다. 여러 프로펠러들을 앞과 뒤의 영역으로 나누어 뒤 영역의 프로펠러 추력을 증가시키면 자세가 앞으로 기울어지면서 기체와 함께 고정된 프로펠러가 앞으로 기울어 전진속도를 가속할 수 있는 추력의 수평성분이 생긴다. 추력의 일부가 수평성분으로 바뀌므로 줄어든 수직 추력을 보충하기 위해 전체 추력을 증가시켜야 수평비행이 유지된다.

전진속도에 의해 전체 프로펠러는 전진 방향에서 뒤로 넘어지는 피칭 모멘트가 발생하여 더 많은 추력이 요구된다. 속도가 증가하면 추력 요구도 같이 증가하므로 모터의 추력 한계에 이르르면 더 이상의 가속이 불가능해진다. 이 상태에서 대기 교란이 작용하면 전진속도가 더 커지면 자세를 유지할 수 없어진다.

본 해결 수단은 제자리비행에서 최대 전진속도까지 프로펠러끼리 추력 차이에만 의존하는 자세 방식에 공기역학적 장치를 부가하여 전체 속도영역에서 프로펠러 정면에 작용하는 공기흐름에 대한 불안정한 피칭 모멘트를 완화시켜 안정성을 증대시킨다.

본 발명의 원형 테두리가 항력을 증가시키기는 하지만 모멘트 성분의 안정성을 제공함으로써 최대 전진속도를 증가시키는 역할과 함께 멀티콥터의 안전한 비행이 가능하도록 만든다.

과제의 해결 수단 - 1 병행하여 적용하거나 별도로 적용할 수 있는 본 해결 수단은 최대 전진속도를 증가시키는 역할을 효율적으로 해결하기 위해서 더욱 능동적인 방법이다.

프로펠러에 추력이 발생하면 반작용으로 프로펠러 회전면과 직각 방향으로 공기 후류가 생긴다. 이 후류의 속도는 프로펠러 회전면을 지날 때 작고 점차 증가하여 회전면 직경의 절반 정도 거리를 지나면 두 배로 커진다. 후류의 영역은 프로펠러 직경과 같은 원형에서 시작하여 속도가 증가함에 따라 수축되어 두 배의 속도가 되면 일정한 원형으로 흘러간다. 최종 후류의 단면적은 대략적으로 프로펠러 회전 면적의 제곱근과 같다.

후류 속 무게중심 아래로 거리를 둔 위치에 작은 날개인 베인(vane)을 설치하고 제자리비행에서는 수직흐름과 같은 방향으로 약간의 항력이 발생하지만 후류에 영향을 주지 않는다. 전진비행을 위해 피치 자세를 바꾸어 수평 추력을 만들 경우에 베인의 각도를 조절하여 후류를 후방으로 향하도록 유도한다. 후류가 후방으로 향하면서 반작용으로 기체에는 무게 중심 아래에서 전진 방향의 힘이 작용하기 때문에 고개를 숙이는 피칭 모멘트가 함께 생긴다. 전진속도에 의해 발생하는 프로펠러의 불안정한 방향의 피칭 모멘트를 효율적으로 상쇄시키면서 수평 추력을 위한 프로펠러 추력의 증가에만 추가로 동력이 필요하므로 같은 동력으로 최대 전진속도를 크게 하는데도 효과가 있다.

배인은 앞이나 뒤 프로펠러 상관없이 무게중심에서 떨어진 아래 위치의 후류 내부에 설치하면 된다. 다만 전진비행에서 항력을 적게 발생하도록 후류 내부에 들어간 베인의 폭 외에는 수평으로 에어포일로 둘러싼 지지대를 사용한다.

이 해결 수단은 빠른 전진속도에서 운영하는 시간이 많은 멀티콥터에 적용하기에 편리하다. 기본적으로 측풍에 의한 프로펠러의 불안정성은 느린 속도에서는 정방위로 영향을 받지만 전진속도가 커지면 전진방향과 다른 측풍은 전진속도에 비해 작기 때문에 큰 영향을 미치지 않는다.

본 발명은 멀티로터 형태의 항공기에 비행제어 시스템이 갖는 인위적 안정성 이외에 공기역학적 장치를 부착하여 기체 고유의 안정성을 부여하여 넓은 범위의 대기 교란과 빠른 교란에 대해서 스스로 원래의 상태로 복귀할 수 있는 산업분야에 이용가능하다.

프래핑 힌지
회전축

Claims (2)

1. 동축 또는 멀티콥터 드론의 안정성 증대 장치에 있어서,
   어포일 형상을 갖는 원형 테두리 모양의 기구장치를 멀티콥터에 장착하여 공기역학적인 고유 안정성을 갖도록 한다. 원형 테두리의 단면은 도 5와 같이 뒤집어진 에어포일이 이루어지도록 함으로써 수평 바람이 본 발명 장치를 통과하면 아래 방향으로 공기역학적 양력이 발생하여 기체의 무게중심에 대하여 고개를 숙이는 피칭 모멘트가 발생한다. 고안한 장치의 하방 양력은 프로펠러의 제어와는 독립적으로 멀티콥터의 피칭 모멘트를 효율적으로 발생하고,
   회전익이 갖는 고유한 특성인 정면에서 들어오는 공기에 고개가 들리는 피칭 모멘트를 본 발명장치에 의해 발생하는 피칭 모멘트가 상쇄시켜 공기역학적인 고유 안정성을 확보한다. 테두리가 원형으로 둘러싸고 있으므로 대기 교란 흐름의 방향이 어느 쪽이든 작용하므로 전방위의 교란에 대한 안정성 확보 대책이 되고,
   멀티콥터가 전진비행 할 때 기체의 항력을 이기기 위해서 수직력을 앞으로 기울여 수평성분을 만들어야 한다. 여러 프로펠러들을 앞과 뒤의 영역으로 나누어 뒤 영역의 프로펠러 추력을 증가시키면 자세가 앞으로 기울어지면서 기체와 함께 고정된 프로펠러가 앞으로 기울어 전진속도를 가속할 수 있는 추력의 수평성분이 생긴다. 추력의 일부가 수평성분으로 바뀌므로 줄어든 수직 추력을 보충하기 위해 전체 추력을 증가시켜야 수평비행이 유지되고,
   전진속도에 의해 전체 프로펠러는 전진 방향에서 뒤로 넘어지는 피칭 모멘트가 발생하여 더 많은 추력이 요구된다. 속도가 증가하면 추력 요구도 같이 증가하므로 모터의 추력 한계에 이르르면 더 이상의 가속이 불가능해진다. 이 상태에서 대기 교란이 작용하면 전진속도가 더 커지면 자세를 유지할 수 없어지고,
   본 해결 수단은 제자리비행에서 최대 전진속도까지 프로펠러끼리 추력 차이에만 의존하는 자세 방식에 공기역학적 장치를 부가하여 전체 속도영역에서 프로펠러 정면에 작용하는 공기흐름에 대한 불안정한 피칭 모멘트를 완화시켜 안정성을 증대시키고,
   본 발명의 원형 테두리가 항력을 증가시키기는 하지만 모멘트 성분의 안정성을 제공함으로써 최대 전진속도를 증가시키는 역할과 함께 멀티콥터의 안전한 비행이 가능하도록 만드는 것을 특징으로 하는 동축 또는 멀티콥터 드론의 안정성 증대 장치.
2. 과제의 해결 수단 - 1 병행하여 적용하거나 별도로 적용할 수 있는 본 해결 수단은 최대 전진속도를 증가시키는 역할을 효율적으로 해결하기 위해서 더욱 능동적인 방법이고,
   프로펠러에 추력이 발생하면 반작용으로 프로펠러 회전면과 직각 방향으로 공기 후류가 생긴다. 이 후류의 속도는 프로펠러 회전면을 지날 때 작고 점차 증가하여 회전면 직경의 절반 정도 거리를 지나면 두 배로 커진다. 후류의 영역은 프로펠러 직경과 같은 원형에서 시작하여 속도가 증가함에 따라 수축되어 두 배의 속도가 되면 일정한 원형으로 흘러간다. 최종 후류의 단면적은 대략적으로 프로펠러 회전 면적의 제곱근과 같고,
   후류 속 무게중심 아래로 거리를 둔 위치에 작은 날개인 베인(vane)을 설치하고 제자리비행에서는 수직흐름과 같은 방향으로 약간의 항력이 발생하지만 후류에 영향을 주지 않는다. 전진비행을 위해 피치 자세를 바꾸어 수평 추력을 만들 경우에 베인의 각도를 조절하여 후류를 후방으로 향하도록 유도한다. 후류가 후방으로 향하면서 반작용으로 기체에는 무게 중심 아래에서 전진 방향의 힘이 작용하기 때문에 고개를 숙이는 피칭 모멘트가 함께 생긴다. 전진속도에 의해 발생하는 프로펠러의 불안정한 방향의 피칭 모멘트를 효율적으로 상쇄시키면서 수평 추력을 위한 프로펠러 추력의 증가에만 추가로 동력이 필요하므로 같은 동력으로 최대 전진속도를 크게 하는데도 효과가 있고,
   배인은 앞이나 뒤 프로펠러 상관없이 무게중심에서 떨어진 아래 위치의 후류 내부에 설치하면 된다. 다만 전진비행에서 항력을 적게 발생하도록 후류 내부에 들어간 베인의 폭 외에는 수평으로 에어포일로 둘러싼 지지대를 사용하고,
   이 해결 수단은 빠른 전진속도에서 운영하는 시간이 많은 멀티콥터에 적용하기에 편리하다. 기본적으로 측풍에 의한 프로펠러의 불안정성은 느린 속도에서는 정방위로 영향을 받지만 전진속도가 커지면 전진방향과 다른 측풍은 전진속도에 비해 작기 때문에 큰 영향을 미치지 않는 것을 특징으로 하는 동축 또는 멀티콥터 드론의 안정성 증대 장치.
   

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