WO2015026018A1 - 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치 및 그 방법 - Google Patents

무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치 및 그 방법 Download PDF

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류동영
심은섭
최기혁
조동현
김해동
김정훈
김인규
문상만
한상혁
문성태
석진영
김진원
노태수
공현철
김민기
김종철
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    • E04H6/44—Buildings for parking cars, rolling-stock, aircraft, vessels or like vehicles, e.g. garages for storing aircraft

Definitions

  • the present invention relates to an apparatus and method for charging and storing an unmanned vertical take-off and landing vehicle, and more specifically, to an unmanned vertical vehicle having a charging and storing function in a mobile moving form as well as being located at a stationary station.
  • An object of the present invention is to provide an apparatus and method for charging and storing an unmanned vertical takeoff and landing vehicle capable of automatic takeoff, landing, and charging of a plurality of unmanned vertical takeoff and landing vehicles.
  • the apparatus for receiving the vehicle, the outer side of the device, the landing unit to which the aircraft lands, by storing or charging the state data monitoring It may be configured to include a sensor unit, a sensor unit to communicate with the aircraft and the device, to help the landing.
  • the sensor unit may be a phased array antenna, an infrared lamp, a lidar, a vision sensor, an ultrasonic sensor, a sonar, a beacon signal, a GPS or a DGPS, an LED / IR light emitting array lamp, and communicate with a vehicle.
  • a omni antenna or reflector antenna for satellite communication a phased array antenna for tracking a vehicle, and a DGPS antenna may be mounted at the landing portion.
  • the inside of the phased array antenna may be provided with a Lidar (Lidar), Lidar implements a 3D three-dimensional map of the surrounding environment to provide information for landing, deployed up and down, when not in use, Can be inserted into the configuration.
  • Lidar Lidar
  • the mobile device accommodates a plurality of aircraft, the movable container, located on the top of the container, the upper landing with a phased array radar or rider, located on the side of the container, the side landing with a landing, container Located in the rear, it can be composed of a rear landing with a landing, the side landing or rear landing can be opened and closed, so that when the side landing or rear landing is folded, the aircraft accommodated in the landing is accommodated in the container It is composed.
  • the landing place may be provided with a fixing device for mechanical coupling with the aircraft, and since the latch is formed in the fixing device, the latch may be inserted into and coupled to the aircraft, and a power supply may be provided at the outer circumference of the landing. It can be configured to be powered. In addition, the charging of the vehicle can be configured to charge the aircraft using the generated power or external power of solar or container itself engine.
  • a shaft is provided on one side of the device, and the landing portion moves horizontally about the axis to move the landing portion to the outside of the apparatus, and the landing portion is positioned at different positions in the vertical direction in the form of a drawer, and the landing portion is developed horizontally. It may be configured to.
  • the fixed containment and charging device includes a tower for placing a plurality of vehicles, a landing body, a deployment landing portion composed of a plurality of deployments, a deployment landing portion outside the tower, and a bridge that allows the deployment landing portion to be folded into the tower. It consists of a robot arm that moves the aircraft to the containment unit so that it can be stored or charged, and an elevator that moves the robot arm horizontally or vertically.
  • the deployable landings may be configured to be deployed at different phases rather than being all deployed in the same position, and a maintenance room may be provided inside the tower to maintain the aircraft directly or to repair the aircraft in case of an abnormality. have.
  • the landing phase may include a step of monitoring the aircraft by storing and charging the aircraft, and the landing phase of the aircraft may include Lidar, Vision Sensor, Ultrasonic Sensor, Sonar, Beacon, GPS or It can be composed of DGPS, LED / IR emitting array lamp,
  • Guiding the aircraft toward the device includes omni antennas or reflector antennas for satellite communication, phased array antennas that can track multiple aircraft, infrared lamps with GPS or DGPS antennas, Lidar, vision sensors, and ultrasonic sensors (Sonar). ), Beacon signal (Beacon), GPS or DGPS, LED / IR light emitting array can be configured.
  • omni antennas or reflector antennas for satellite communication
  • phased array antennas that can track multiple aircraft
  • infrared lamps with GPS or DGPS antennas Lidar, vision sensors, and ultrasonic sensors (Sonar).
  • Beacon signal Beacon
  • GPS or DGPS GPS or DGPS
  • LED / IR light emitting array can be configured.
  • the optimum path calculation may be performed in consideration of the collision avoidance between the aircrafts until the aircraft lands on the landing part, and the approach path may be transmitted to each vehicle, and the aircraft may be identified by receiving the location information.
  • the step of inducing the aircraft toward the device may use the position information of the aircraft to determine the landing route using a GPS or DGPS device embedded in the aircraft, and use the inertial measurement unit (Inertial Measurement Unit) or the position information of the aircraft. It may be configured to receive information such as attitude, heading angle, etc. received from the Attitude Heading Reference System (AHRS) to be used for active control of the aircraft and determination of the landing route.
  • AHRS Attitude Heading Reference System
  • a plurality of air vehicles can be arranged, and space utilization can be improved.
  • a plurality of aircraft can be automatically stored and recharged to reduce manpower wasted to operate more aircraft.
  • FIG. 1 is a perspective view of a mobile charging and containing device.
  • FIG. 2 is a state diagram of a mobile charging and containing device that is opened outwardly.
  • FIG. 3 is a block diagram of a drawer-type mobile charging and containing device in which the landing portion is opened in the form of a drawer, which is another embodiment of FIG.
  • FIG. 4 is a block diagram of a hinged mobile charging and containing device in which the landing portion is hingedly opened, which is another embodiment of FIG.
  • Figure 5 is a state diagram showing the operation of the upper landing.
  • FIG. 6 is a detailed view of a fixing device provided in the landing place.
  • FIG. 7 is a configuration diagram of two fixing devices, which is another embodiment of FIG. 6.
  • FIG. 8 is a configuration diagram of three fixing devices, which is another embodiment of FIG. 6.
  • FIG. 9 is a flowchart illustrating a charging and storing method of a mobile device.
  • 10 is a flow chart for landing a landing site by guiding a remote vehicle.
  • FIG. 11 is an overall configuration diagram of a tower charging and containing device.
  • FIG. 12 is an internal structural diagram of a tower charging and containing device according to the present invention.
  • Fig. 13 is a state diagram showing attachment of the drone to the storage device.
  • FIG. 14 is a block diagram showing the arrangement of floors of the tower charging and storing device.
  • the mobile charging and storage device is a mobile stop that can automatically take off and land and charge a plurality of vehicles while moving a container capable of charging and storing.
  • FIG. 1 is a perspective view of a mobile charging and containing device 100
  • FIG. 2 is a detailed view of a mobile charging and containing device that opens in an outer wall deployment.
  • Landing parts are provided on the top, sides and rear of the container.
  • Landing portion may be composed of the upper landing portion 10, the side landing portion 20, the rear landing portion 73 on the upper side of the container.
  • the upper landing portion 10 at the top of the container is composed of the upper landing region 12, the opening and closing portion 11, and the fixing apparatus portion 23, and the fixing apparatus portion 23 provided in the upper landing region 12.
  • the aircraft is mounted and stored and charged, and is mounted on the upper landing place so that the aircraft 50 can move up and down.
  • the upper landing 12 When the vehicle 50 is to take off, the upper landing 12 is raised to the upper side, the opening and closing portion 11 is opened, on the contrary, when the aircraft is stored, the upper landing place for accommodating the aircraft 50 is lowered and the opening and closing portion 11 is It is configured to be able to store and charge the plurality of vehicles 50 by closing.
  • Fixing unit 23 for storing or charging the aircraft 50 is configured in the form of an elliptical pyramid or a cone, the clasp 24 is fixed to both sides can be configured to be fixed, charged, stored in the aircraft.
  • the large LED / IR light emitting array lamp 31 installed at the upper part of the container is provided for induction control of the vehicle by identifying the landing part at a long distance.
  • the side landing portion 20 on the side of the container can be configured in such a way that the deployment part 70 that is folded or closed by the hinge of the side door of the container vehicle is unfolded, and when the angle is 90 degrees with the ground, the side landing portion ( 20) is closed, the side landing portion 20 is open when the angle is 0 degrees.
  • the side landing portion is configured to be deployed by the first deployment portion 71, the second deployment portion 72, and the rear landing portion 73, and when the side landing portion is at an 0 degree angle, when the ground and the side portion are parallel to each other,
  • the vehicle 50 is configured to take off or land, and when the side landing portion is folded, the aircraft 50 can be stored in the container.
  • Side landing portion 20 may be deployed to the bottom side of the container, it may be configured to be deployed to the top side of the container.
  • Articulating supports are used at both ends to develop the landing side by side with the vehicle roof.
  • the solar panel 23 When the side landing portion 20 is closed, the solar panel 23 may be provided on the side surface of the vehicle in appearance, and is used as an auxiliary means of power generation by the vehicle engine. One side is provided with a solar panel and on the opposite side a plurality of side landings 22 are mounted.
  • a communication device, a sensor, or the like may be provided to assist the vehicle 50 in the automatic landing, and the sensor may be equipped with an infrared sensor, an ultrasonic wave, a lidar, a sonar, and the like.
  • the side landing portion 20 and the upper landing portion 10 have an identification LED / IR light emitting lamp 41 for automatic landing of the vehicle 50, a vision sensor 40 for assisting in the automatic landing with the vehicle, Ultrasonic sensor 55, DGPS or GPS (57) may be provided, the top of the container reflector antenna for satellite communication, a plurality of unmanned aerial vehicle and a phased array antenna (53) to track and communicate It is equipped with an omni antenna (52), satellite antenna (54) for communication with the aircraft, and a Lidar for creating 3D maps.
  • the phased array antenna 53 and the Lidar 42 are provided with a Lidar 42 inside the phased array antenna, and the Lidar can be moved up and down. Used for information for, it can be configured to move to the bottom when not in use.
  • the inside of the container to secure a space for people to carry and manages the aircraft provided in the landing portion, it is possible to configure so that the maintenance and repair, if the aircraft failure.
  • All vehicle position and status information is transmitted to the mobile device via RF and passively receives the aircraft status information.
  • the phased array antenna 53 actively detects position information of the vehicle at a long distance.
  • the aircraft 50 waits over the landing port.
  • the landing unit uses a vision sensor (near field), ultrasonic wave (near field) sound, DGPS / GPS, and LED / IR light emitting array lamp to induce landing by grasping posture, position and information.
  • FIG. 3 is a block diagram of another embodiment, a drawable mobile charging and storage device 200.
  • the deployable mobile charging and storage device 100 is configured such that the side landing portion 20 is opened or closed in a retractable manner, and unlike the configuration, the landing portion comes out in the left, right, and opposite directions of moving the container. It is also possible to configure a drawer type that can be put in or out, which is configured to open the protective cover (not shown) to the vehicle floor surface to the landing layer portion 60 exits or enters the horizontal direction.
  • Landing layer layer 60 can be configured in a rail-type or sandwiched form has the advantage of very good space utilization.
  • Landing part is provided so that a plurality of stages are stacked to store a large number of aircraft 50 by stacking the layered part 60, and landing part 1st floor part 61 and the landing part comes out to the left centering the moving direction of the container and It may be composed of a layer of the landing part 2nd floor part 62 coming out of the landing part in the right direction, the landing part 3rd floor part 63 coming out in the opposite direction of the movement of the vehicle, and vertically by being divided into sections so as not to collide with each other.
  • By stacking the landing portion it can be configured to allow for the storage and charging of more vehicles 50.
  • the driving method of opening the landing part is different from that of FIG. 2, and the configuration and storage charge of the aircraft and the operation of the sensors provided in the following device are the same as those of FIG.
  • FIG. 4 is a configuration diagram of another embodiment of the mobile charging and containing device 300 in which the landing portion is hingedly opened.
  • the protective cover is opened and folded on the vehicle floor, while the hinge landing portion is folded and stretched on the left and right X axis about the axis 64, and is spread out to the outside of the movable container or accommodated in the outside by being folded into the container. Can be located.
  • the hinge landing parts 81 and 82 at one point of the axis
  • the shaft 80 is provided at the corners of both sides of the side of the container, while the hinge landing portion is folded horizontally and horizontally, thereby positioning the landing portion outside the container or receiving the landing portion inside the container.
  • the hinge 1 landing portion 81 and the hinge 2 landing portion 82 are provided on the side of the vehicle, and the plurality of hinge landing portions are positioned horizontally with the ground.
  • the hinge 1 landing portion 81 and the hinge 2 landing portion 82 are arranged on different floors around the shaft 80, and the hinge 1 landing portion 81 and the hinge 2 landing portion 82 in different directions. It can be configured to deploy and position the landing portion outside or inside the vehicle.
  • the configuration provided in the apparatus, the storage charging of the vehicle, and the operation of the sensors are the same as in FIG. 2.
  • FIG 5 is a state diagram showing the operation of the upper landing portion
  • Figure 6 is a detailed view of the charging fixing device 1 and the near-landing guide portion provided in the landing. This will be described with reference.
  • the upper landing portion 10 at the upper portion of the container is composed of the upper landing region 12, the opening and closing portion 11, the fixing device portion 23, and the landing guide portion 41, and is provided at the upper landing region 12.
  • the aircraft 50 is mounted to the fixing unit 23 to store, charge, and monitor status data.
  • the upper landing 12 is configured to move the vehicle up and down.
  • the upper landing 12 When the vehicle is going out, the upper landing 12 is raised to the upper side, the opening and closing portion 11 is opened, on the contrary, when storing the aircraft, the upper landing 12 which receives the aircraft descends and the opening and closing portion closes the plurality of vehicles. It is configured to be stored.
  • Fixing unit 23 for storing the aircraft or charging and status data monitoring is configured in the shape of an elliptical cone, the aircraft landed on the landing place, at the same time, the clasp 24 on both sides toward the grooved body 50 is formed.
  • the groove and the latch 24 of the vehicle 50 are configured to be fixed. The reason for the oval is that even if you sit down at an angle, the bottom of the aircraft ensures the correct contact with the connection.
  • the power supply 26 and the data monitoring unit 25 may be connected to the vehicle and thus may be configured to charge and monitor the vehicle.
  • the front end of the fixing unit 23 is provided with a data processing unit 25, the rear end is provided with a power supply unit 26 for supplying power to the vehicle 50, which is latched out of the cone of the fixing unit to the aircraft It sticks out and locks in for power, monitoring, charging and containment.
  • a near-field induction LED / IR light emitting array lamp 41 to help the landing of the aircraft, using a unique pattern Distinguished from other landing sites, the aircraft emits LEDs during the day and infrared rays at night, allowing the aircraft to detect them and use them as a reference when landing.
  • a specific pattern in the nxn array there is both an IR and LED array light emitting lamp in one cell to help the aircraft to automatically land by generating a specific pattern during the day and night.
  • FIG. 7 is a configuration diagram of a fixing device 2 unit 90 which is another embodiment of the fixing device provided in the landing place. This will be described with reference.
  • the fixing device 2 part 90 that stores, charges, or data the vehicle 50 has a circular shape.
  • the device rotates to place the vehicle in the power supply unit 92 and the data monitoring unit 93.
  • the contacts are inserted into the vehicle to serve as a connection and anchor.
  • the power supply unit 92 and the monitoring unit 93 provided at the bottom of the landing portion is protruding from the bottom in the form of a "L" latch and inserted into the groove of the aircraft, so that the aircraft can be charged and monitored Can be.
  • the fixing device 3 part 91 which is another embodiment of the fixing device provided in the landing place. This will be described with reference.
  • the fixing device 3 part 91 which stores, charges, or data the vehicle 50 has an elliptical shape unlike the two parts.
  • the three fixing parts are configured with different diameters, and serve to fix the aircraft.
  • a hole is formed in the lower part of the aircraft, and when the fixing device formed in the oval and the three parts facing each other, the aircraft is rotated and fitted to the fixing device 3, and is configured to help the aircraft find its place.
  • the power supply unit 26 and the monitoring unit 25 provided at the bottom of the landing unit protrude and are inserted into the groove of the vehicle, so that the aircraft can be charged and monitored.
  • FIG. 9 is a flowchart illustrating a method of charging and storing a mobile device. This will be described with reference.
  • the container identifies a distant (100 m) aircraft and receives position information of the vehicle (S300).
  • a large LED / IR array light emitting medium (100 m ⁇ x ⁇ 5 m) is installed at the top of the container. Inducing to a short distance (5m or less) using a lamp (for long distance) (S305)
  • Receiving the position information is provided in the landing unit provided in the mobile vehicle (S310), the sensor of the landing site provided in the landing unit guides the aircraft at a short distance (S320), the aircraft landing at the landing site (S330), landing It may include a step (S340) of storing and charging the vehicle located at the location to monitor the state data.
  • Receiving the position information of the aircraft by identifying the remote vehicle of the mobile device (S300) is a reflector antenna for satellite communication on the top of the container, a phased array antenna and a plurality of unmanned aerial vehicles that can track and communicate with a plurality of unmanned aerial vehicles
  • the omni antenna for communication of the aircraft transmits and receives the position information of the aircraft, and the built-in Lidar moving up and down inside the phased array antenna is popped up when necessary to scan the nearby terrain to identify the features for calculating the optimum path of the aircraft. Used.
  • the medium-range vehicle is guided to a short distance by using a large LED / IR array light emitting lamp installed in the vehicle, and the landing unit provided in the mobile vehicle is developed by receiving the position information by communicating with the antenna and the vehicle.
  • the deployed configuration of the landing portion is the same as the configuration shown in Figs.
  • the landing station will designate the landing port and the aircraft will stand near the landing port. Then, using the Lidar (pulse laser short-range precision positioning sensor), vision sensor (for near distance), sonar (for near) to estimate the position of the aircraft to guide the landing (S320).
  • Small LED / IR emitting array lamp (for short range) to help auto landing of aircraft is equipped with LED and IR array light emitting element in each cell of nnxn, so that LED (41) element generates unique pattern during the day.
  • Infrared device generates a unique pattern at night to induce the landing of the aircraft. Thus, by generating a specific pattern unique to allow the aircraft to recognize the specific pattern of his own to go to the corresponding point to land.
  • the aircraft lands on the landing site (S330), and the latch 24 of the fixing unit provided at the landing site fixes the vehicle, so that charging, storage, and status data monitoring can be performed (S340).
  • the mobile charging and storage device can charge and store a plurality of aircraft, and the stops that can be charged and stored are configured in a mobile type instead of a fixed type. It is effective and has the advantage of carrying and carrying a plurality of vehicles.
  • FIG. 10 is a block diagram illustrating a method 400 in which a vehicle is stored in a container that is a mobile device. This will be described with reference.
  • the mobile vehicle identifies the remote vehicle and receives the position information of the vehicle (active phase array antenna, GPS, DGPS), and deploys the landing unit horizontally with the ground to place the landing place (410).
  • position information of the vehicle active phase array antenna, GPS, DGPS
  • the top of the mobile container can detect the aircraft or the GPS or DGPS receiver mounted on the aircraft for active positioning to track and communicate with the unmanned aerial vehicle.
  • the path information is transmitted to the vehicle by calculating an optimal path to the approach target point in consideration of each vehicle and collision avoidance (440).
  • the situation of the container central base or containers is used as a satellite communication antenna.
  • a 3D stereoscopic map of nearby terrain is made by using a rider that can make a 3D image of the landing feature.
  • the array lamp, vision sensor, and ultrasonic sensor are used to guide the unmanned aerial vehicle, and the phased array antenna tracks the position and attitude of the aircraft.
  • the aircraft When the aircraft enters the landing site within 5 m (480), it transmits a standby (hovering) command (490) to induce landing by vision sensors, ultrasonic sensors, and the like.
  • the LED / IR lamp provided at the landing site emits light, and the aircraft prepares to land by estimating the attitude and position.
  • the LED / IR lamp provided at the landing site emits light to induce a safe landing of the aircraft and transmits the moving access route information to the aircraft in order to calculate the optimal path so as not to collide with other aircraft (510), the aircraft lands at the landing site. Make a decision 520 and land.
  • the latches on both sides of the conical or circular fixing unit are inserted into the aircraft, the data line is connected to monitor the aircraft, and the power supply line is connected and supplied with power by another clasp.
  • 530 may be configured to charge and store the aircraft.
  • the side landing portion of the container and the rear landing portion may be configured to be closed.
  • the outer surface of the container is provided with a solar panel, it is possible to be configured to charge and monitor the aircraft 540 due to solar heat.
  • the vehicle can be charged with power generated by its own engine, such as a container or a vehicle / vessel carrying a container.
  • FIGS. 1 to 10 it is also possible to use a tower charging and containment device in which a device capable of charging and storing a vehicle is fixed.
  • 11 is an overall configuration diagram of a stationary tower charging and containment device 600. This will be described with reference.
  • the deployment landing portion 610 is sent to the landing port.
  • the deployment landing portion 610 that has entered into the tower charging and storage device 600 moves out of the outer wall of the fixed tower charging and storage device 600 through the bridge 630.
  • the bridge 630 When the vehicle 50 safely and safely lands on the deployment landing portion 610 through various sensors installed in the deployment landing portion 610, the bridge 630 is folded, and then the robot arm 650 connects the plane to the socket.
  • the aircraft 50 is fastened to the maintenance chamber 660, and the aircraft 50 for charging and monitoring is sent to the storage unit 622. By performing this process automatically, it is configured to take off and land the drone.
  • the landing unit has a vision sensor 40, sonar, infrared sensor, beacon signal, DGPS or GPS, LED / IR light emitting lamp 41, ultrasonic A sensor 55 may be mounted, and Lidar is used to 3D scan the surrounding terrain.
  • a vision sensor 40 sonar, infrared sensor, beacon signal, DGPS or GPS, LED / IR light emitting lamp 41, ultrasonic A sensor 55 may be mounted, and Lidar is used to 3D scan the surrounding terrain.
  • an omni antenna, a reflector antenna for satellite communication, a phased array antenna capable of tracking and communicating with a plurality of vehicles, and a DGPS or GPS antenna may be mounted.
  • FIG. 12 an internal structure diagram of the tower charging and storing device 600 capable of storing and charging a plurality of vehicles 50 according to the present invention will be described with reference to FIG. 12.
  • the bridge 630 is folded into the tower charging and containment device 600 such that the vehicle 50 is disposed inside the tower charging and containment device 600.
  • the robot arm 650 is moved horizontally and vertically with the elevator 640 provided inside the tower charging and storing device 600, and is coupled to each other through a socket or a grab to charge the vehicle 50 in which the storage and battery are consumed. , Status data monitoring.
  • the abnormal flight 50 is configured to be repaired by moving the robot arm to the maintenance room 660.
  • the fixed tower charging and containment device 600 having a height higher than the horizontal direction may be configured to have a circular or rectangular cross section, and correspondingly, the deployment landing part 610 is deployed outward of the tower charging and containment device 600. And the bridge 630 is spaced apart as far as the diameter (width) of the tower-type charging and containing device 600 so as to be folded into the tower-type charging and containing device 600.
  • a plurality of deployment landing parts 610 are accommodated in the height direction and both sides of the fixed tower type charging and storing device 600, and are configured to have a predetermined distance between the deployment landing parts 610, and a large phase array at the top of the deployment landing part.
  • An antenna 53 and a Lidar 42 integrated structure are disposed and configured to be capable of storing and charging a vehicle in a vehicle deployment landing portion 610 at a lower end thereof.
  • a maintenance room 660 is located on the lowermost floor to allow a person to directly maintain or repair the vehicle 50 carried by the robot arm.
  • the robot arm 650 may be composed of a multilayer robot arm 651 and a single layer robot arm 652.
  • the multi-layer robot arm 651 can move through the multi-layer elevator 641 to send down the abnormal aircraft 50 to the bottom layer, and can operate by using the single-layer elevator 642, several robot arms. It is provided for each floor and can hold several drones simultaneously.
  • Figure 13 is a schematic diagram of a stationary tower charging and containing device 600 according to the present invention
  • Figure 14 is a block diagram showing the floor layout of the robot arm and the tower type vertically moved to the elevator.
  • the bridge 630 is folded into the tower charging and containing device 600 and the vehicle 50 is disposed inside the tower charging and containing device 600
  • the horizontal and horizontal holes provided in the tower charging and containing device 600 are provided.
  • the robot arm 652 moves due to the vertical elevator 642
  • the robot arm 652 is coupled through a socket or a grab to charge the vehicle 50 in which the containment and battery are consumed, and monitor status data.
  • Robot arm through the socket or grab can be coupled to the containment unit to hold the vehicle 50 to charge and monitor.
  • the robot arm is composed of a multi-layer robot arm 651 and a single-layer robot arm 652, the multi-layer robot arm 651 can move through the multi-layer elevator 641, and lowers the flying object 50 to the bottom layer.
  • the fault robot arm 652, which is configured to move and uses the fault elevator 642, can be used for general monitoring or charging to store and charge the aircraft 50.
  • the plurality of vehicles 50 returning from the mission are positioned on the deployment landing portion 611 with the bridge 630, and the aircraft 50 is deployed through various sensors installed in the deployment landing portion 611.
  • the bridge 630 collapses to allow the aircraft 50 to enter the tower charging and containment device 600.
  • the robot arm can be stored or charged in the combination of the socket or the grab to the aircraft 50 by using an elevator that is moved in the horizontal and vertical directions.
  • a phased array antenna 53 and a Lidar 42 are integrally arranged, and a small aircraft deployment landing part 612 is provided therein to store and charge a vehicle. It can be configured to be.
  • the maintenance floor 660 is located on the lowermost floor so that the human body can directly maintain or repair the vehicle 50 carried by the robot arm.
  • It can charge and store a plurality of vehicles, and the stop that can be charged and stored in the form of a tower type or a mobile vehicle enables automatic take-off and landing due to communication with sensors and antennas, and the range of activities due to battery limitations. It is possible to increase efficiency of charging, space utilization and operation of a limited number of aircraft batteries.

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Abstract

무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치 및 그 방법이 개시된다. 비행체를 수용하는 장치, 장치의 외측에 구비되며, 비행체가 착륙하는 착륙부, 비행체를 격납 또는 충전하여 상태 데이터 모니터링을 하는 격납장치부, 비행체와 장치가 통신하여, 착륙할 수 있도록 돕는 센서부로 구성될 수 있다. 이는, 복수개의 비행체를 격납 및 충전시키면서 이동할 수 있어, 비행체의 이동시간을 단축시킴으로써, 운용의 효율성을 증가시킬 수 있다.

Description

무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치 및 그 방법
본 발명은 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치 및 그 방법에 관한 것으로, 보다 구체적으로 정류장이 고정된 장소에 있는 것뿐만 아니라, 기동성이 있는 이동형태에 충전 및 격납 기능이 구비된 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치 및 그 방법에 관한 것이다.
종래에 무인 수직이착륙 비행체를 자동이착륙, 충전 및 격납할 수 있는 이동식 정류장이 없었다.
본 발명의 목적은 복수개의 무인수직 이착륙 비행체의 자동 이착륙 및 충전, 격납할 수 있는 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치 및 그 방법을 제공하기 위한 것이다.
본 발명의 또 다른 목적은 비행체의 충전과 격납을 이동가능하게 하여 비행체의 활동반경을 줄여주어 비행체의 이동시간을 단축시킬 수 있는 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치 및 그 방법을 제공하기 위한 것이다.
본 발명의 또 다른 목적은 복수개의 비행체가 자동으로 격납 및 충전이 가능해짐으로써 인력낭비가 감소되어 더 많은 비행체를 운용할 수 있는 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치 및 그 방법을 제공하기 위한 것이다.
본 발명에 따른 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치 및 방법에 있어서, 비행체를 수용하는 장치, 장치의 외측에 구비되며, 비행체가 착륙하는 착륙부, 비행체를 격납 또는 충전하여 상태 데이터 모니터링을 하는 격납장치부, 비행체와 장치가 통신하여, 착륙할 수 있도록 돕는 센서부로 구성될 수 있다.
센서부는 위상배열안테나, 적외선램프, Lidar, 비전센서(Vision Sensor), 초음파센서, 소나(Sonar), 비콘신호(Beacon), GPS or DGPS, LED/IR발광어레이램프일 수 있으며, 비행체와 통신하기 위하여, 옴니안테나 혹은 위성통신을 위한 리플렉터안테나, 비행체를 추적할 수 있는 위상배열안테나, DGPS안테나가 착륙부에 장착될 수 있다. 여기에서, 위상배열안테나의 내부에는 라이다(Lidar)가 구비될 수 있으며, Lidar는 주변환경의 3D 입체지도를 구현하여 착륙을 위한 정보를 제공하며, 상하로 전개되어, 미사용시 위상배열 안테나 속으로 삽입되어 들어가는 구성이 가능하다.
또한, 이동식 장치는 복수개의 비행체를 수용하며, 이동할 수 있는 컨테이너, 컨테이너 상단에 위치하며, 위상배열 레이더 또는 라이더를 구비한 상부 착륙부, 컨테이너 측면에 위치하며, 착륙지를 구비한 측면 착륙부, 컨테이너 후면에 위치하며, 착륙지를 구비한 후면 착륙부로 구성될 수 있으며, 측면 착륙부 혹은 후면 착륙부는 개폐가 가능하며, 측면 착륙부 혹은 후면 착륙부가 접혀 졌을시 착륙지에 수용되는 비행체가 컨테이너 내부로 수용되도록 구성된다.
착륙지에는 비행체와 기계적 결합을 위하여, 고정 장치부가 구비될 수 있으며, 고정 장치부에 걸쇠가 형성되어 있음으로써, 걸쇠가 비행체 내로 삽입되어 결합될 수 있으며, 착륙지의 외주부에는 전원 공급부가 구비되어, 전원이 공급되도록 구성이 가능하다. 또한, 비행체의 충전은 태양열 또는 컨테이너 자체엔진의 생산된 전력 또는 외부 전력을 이용하여 비행체를 충전할 수 있도록 구성이 가능하다.
장치의 일측에 축을 구비하여, 축을 중심으로 착륙부가 수평 방향으로 좌우 이동하여 장치의 외측으로 착륙부가 전개되는 구성과, 서랍 형태식인 수직 방향으로 서로 다른 위치에 착륙부가 위치하여, 착륙부가 수평으로 전개되도록 구성될 수 있다.
또한, 고정식의 격납 및 충전 장치로는, 복수개의 비행체를 위치시키는 타워, 비행체가 착륙하며, 복수개로 구성된 전개식 착륙부, 전개식착륙부는 타워 외측으로 전개시키고 타워 안쪽으로 전개식 착륙부를 접힐 수 있도록 하는 브릿지, 비행체를 격납장치부로 이동시켜, 격납 혹은 충전 할 수 있도록 하는 로봇암, 로봇암을 수평 또는 수직이동시키는 엘리베이터로 구성된다.
전개식 착륙부는 전부 같은 위치로 전개되는 것이 아닌 각각 위상차를 두고 전개되도록 구성될 수 있으며, 비행체를 사용자가 직접 유지하거나, 비행체에 이상이 있을 경우 보수할 수 있도록 타워 내부에 유지보수실이 구비될 수 있다.
또한, 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 방법에 있어서, 비행체를 식별하여 비행체의 위치 정보를 받는 단계, 비행체를 장치쪽으로 유도하는 단계, 비행체의 위치정보를 받아 착륙부가 전개되는 단계, 비행체가 착륙하는 단계, 비행체를 격납 및 충전하여 비행체를 모니터링 하는 단계로 구성될 수 있으며, 비행체가 착륙하는 단계는 Lidar, 비전센서(Vision Sensor), 초음파센서(Sonar), 비콘신호(Beacon), GPS or DGPS, LED/IR발광어레이램프로 구성 될 수 있으며,
비행체를 장치쪽으로 유도하는 단계는 옴니안테나 혹은 위성통신을 위한 리플렉터안테나, 복수개의 비행체를 추적할 수 있는 위상배열안테나, GPS or DGPS 안테나 적외선램프, Lidar, 비전센서(Vision Sensor), 초음파센서(Sonar), 비콘신호(Beacon), GPS or DGPS, LED/IR발광어레이램프로 구성될 수 있다.
비행체가 착륙하는 단계는 비행체가 착륙부로 착륙되기까지 비행체들간의 충돌회피를 고려하여 최적의 경로계산을 하여 각각의 비행체에 접근 경로를 전송할 수 있으며, 비행체를 식별하여 비행체의 위치 정보를 받는 단계 또는 상기 비행체를 장치쪽으로 유도하는 단계는 비행체에 내장된 GPS or DGPS 장치를 이용하여 비행체의 위치정보를 착륙경로 결정에 이용하고, 비행체의 위치정보를 비행체에 내장된 관성측정장치(Inertial Measurement Unit) 또는 AHRS(Attitude Heading Reference System)에서 수신된 자세, 헤딩각 등의 정보를 수신하여 비행체의 능동제어 및 착륙지 경로 결정에 이용되도록 구성될 수 있다.
이는, 복수개의 비행체를 격납 및 충전하여 차량을 이동시킬 수 있어, 비행체의 이동시간을 단축시킬 수 있다. 또한, 복수개의 비행체를 장치내에 배치시킴으로써, 공간활용도를 높여 충전과 격납의 효율을 증진시킬 수 있다.
본 발명에 따르면, 복수개의 비행체를 격납 및 충전시키면서 이동할 수 있어, 비행체의 이동시간을 단축시킴으로써, 운용의 효율성을 증가시킬 수 있다.
또한, 복수개의 비행체를 배치시킬 수 있어, 공간활용도를 높일 수 있다.
또한, 복수개의 비행체가 자동으로 격납 및 충전이 가능해짐으로써 인력낭비가 감소되어 더 많은 비행체를 운용할 수 있다.
도 1은 이동식 충전 및 격납 장치의 사시도이다.
도 2는 외벽 전개식으로 열리는 이동식 충전 및 격납 장치의 상태도이다.
도 3은 도2의 다른 실시예인, 착륙부가 서랍형식으로 열리는 서랍형 이동식 충전 및 격납 장치의 구성도이다.
도 4는 도2의 다른 실시예인, 착륙부가 힌지(hinge)식으로 열리는 힌지형 이동식 충전 및 격납 장치의 구성도이다.
도 5는 상부 착륙부의 작동 과정을 나타낸 상태도이다.
도 6은 착륙지에 구비되는 고정 장치부의 상세도이다.
도 7은 도6의 다른 실시예인, 고정 장치2부의 구성도이다.
도 8은 도6의 다른 실시예인, 고정 장치3부의 구성도이다.
도9는 이동형 장치의 충전, 격납방법을 나타낸 흐름도이다.
도10은 원거리의 비행체를 유도하여 착륙지에 착륙시키는 순서도이다.
도11은 타워형 충전 및 격납 장치의 전체적인 구성도이다.
도12는 본 발명에 따르는 타워형 충전 및 격납 장치의 내부 구조도이다.
도13은 무인기를 격납장치에 장착키는 것을 나타낸 상태도이다.
도14는 타워형 충전 및 격납 장치의 층별 배치를 나타낸 구성도이다.
도1내지 도9에 따르는, 이동식 충전 및 격납 장치는 충전 및 격납이 가능한 컨테이너를 이동시키면서 다수의 비행체를 자동으로 이착륙시켜 격납 및 충전할 수 있는 이동식 정류장이다.
도 1은 이동식 충전 및 격납 장치(100)의 사시도이며, 도 2는 외벽 전개식으로 열리는 이동식 충전 및 격납 장치의 상세도이다. 이를 참조하여 설명한다. 컨테이너 상부와 측면, 후면에 착륙부가 구비된다. 착륙부는 컨테이너 상부에 상부착륙부(10), 측면쪽에 측면착륙부(20), 후면착륙부(73)로 구성될 수 있다. 컨테이너의 상부에 있는 상부착륙부(10)는, 상부착륙지(12)와 개폐부(11), 고정 장치부(23)로 구성되며, 상부착륙지(12)에 구비되는 고정 장치부(23)에 비행체가 장착되어 격납 및 충전되며, 상부착륙지에 장착되어 비행체(50)가 상하 이동을 할 수 있도록 구성된다. 비행체(50)가 이륙할 경우, 상부착륙지(12)가 상부쪽으로 올라감으로써, 개폐부(11)가 열리고, 반대로 비행체를 격납할 시 비행체(50)를 수용하는 상부착륙지가 내려가 개폐부(11)가 닫힘으로써 복수개의 비행체(50)를 격납 및 충전할 수 있도록 구성된다.
비행체(50)를 격납시키거나 충전시키는 고정 장치부(23)는 타원형뿔 또는 원뿔 형태로 구성되며, 이에 양측에 걸쇠(24)가 달려 비행체를 고정하여 충전, 격납할 수 있도록 구성이 가능하다.
컨테이너 상부에 설치된 대형 LED/IR발광어레이램프(31)는 원거리 상공에서 착륙부를 식별하여 비행체의 유도제어를 위해서 구비된다.
컨테이너 측면에 있는 측면착륙부(20)는 컨테이너 차량의 측면 문이 경첩등으로 인하여 접혀지거나 닫히는 전개부(70)가 펼쳐지는 방식으로 구성이 가능하며, 지면과의 90도 각도가 되면 측면착륙부(20)가 닫히고, 0도 각도인 경우 측면착륙부(20)가 개방된다.
측면 착륙부가 제1전개부(71), 제2 전개부(72), 후면착륙부(73)로 인하여 전개가 가능하게 구성되며, 측면 착륙부가0도 각도인 경우, 지면과 측면부가 평행을 이룰 때, 비행체(50)가 이륙하거나 혹은 착륙할 수 있도록 구성되며, 측면 착륙부가 접히게 되면, 비행체를 컨테이너 내부로 격납시킬 수 있다. 측면 착륙부(20)는 컨테이너의 아랫면 측으로 전개되기도 하고, 컨테이너의 윗면 측으로 전개되도록 구성이 가능하다. 착륙부가 차량 지붕과 나란하게 전개하기 위해서 양단에 관절구조의 지지대가 사용된다.
측면착륙부(20)가 닫혔을 시에는 외관상으로 차량의 측면부에 태양전지판(23)이 구비될 수 있으며, 차량엔진에 의한 자체 전력생산의 보조수단으로 활용된다. 일측에는 태양전지판이 구비되고 그 반대측에는 복수개의 측면 착륙지(22)가 장착된다. 비행체(50)가 자동 착륙을 돕도록 통신장치, 센서 등이 구비될 수 있으며, 센서로는 적외선 센서, 초음파, 라이다, 소나(음파) 등이 장착된다.
측면착륙부(20)와 상부착륙부(10)에는 비행체(50)의 자동 착륙을 위한 식별용 LED/IR발광어레이램프(41), 비행체와의 자동착륙을 보조하기 위한 비전센서(40), 초음파센서(55), DGPS or GPS(57)가 구비될 수 있으며, 컨테이너의 상부에는 위성통신을 할 수 있는 리플렉터안테나, 다수 무인비행체를 추적 및 통신할 수 있는 위상배열안테나(53)와 다수 무인비행체와의 통신을 위한 옴니안테나(52), 위성안테나(54), 3D지도를 만드는 Lidar가 장착된다.
위상배열안테나(53), Lidar(42)는 위상배열 안테나 내부에 Lidar(42)가 구비되며, Lidar는 상하로 이동가능하여, 사용시 상부로 이동하여 주변환경의 3D 입체지도를 구현하여 비행체의 착륙을 위한 정보에 사용되며, 미사용시 하부로 이동하도록 구성이 가능하다.
또한, 컨테이너의 내부 안쪽에는 사람이 다닐 수 있도록 공간이 확보되어 착륙부에 구비된 비행체를 관리하며, 비행체의 고장이 났을 경우, 유지 및 보수를 할 수 있도록 구성이 가능하다.
이하 비행체(50)의 착륙을 돕는 센서에 대하여 설명한다.
모든 비행체의 위치 및 상태정보는 RF를 통하여 이동식 장치에 전달되고 수동적으로 비행체의 상태정보를 받는다. 또한, 위상배열 안테나(53)로 원거리에 비행체의 위치정보를 능동적으로 파악한다.
먼저 착륙부에서 나오는 비콘(51)의 전자기파를 이용하여 비행체에게 차량의 위치정보를 RF로 전달하여 비행체를 유도하고 이에, 착륙포트를 지정하여 알려주면 비행체(50)는 해당 착륙포트 상공에 대기한다. 이후, 착륙부는 비전센서(근거리용), 초음파(근거리용)음향, DGPS/GPS, LED/IR발광어레이램프를 이용하여 자세 및 위치, 정보를 파악하여 착륙을 유도한다.
도 3은 다른 실시 예인, 서랍식 이동형 충전 및 격납 장치(200)의 구성도이다. 이를 참조하여 설명한다. 전개식 이동형 충전 및 격납 장치(100)은 측면착륙부(20)가 개폐식으로 열리거나 닫히도록 구성되며, 그 구성과 다르게 이동식 컨테이너의 이동방향의 좌, 우, 컨테이너 이동의 반대방향으로 착륙부가 밖으로 나오거나 들어갈 수 있는 서랍식으로도 구성이 가능하고, 이는 보호커버(미도시)가 열려 차량 바닥면에 접혀들어가 착륙부 층부(60)가 수평방향으로 나오거나 들어가도록 구성된다.
착륙부 층부(60)는 레일식 혹은 끼우는 형태로 구성이 가능하여 공간 활용도가 매우 좋은 장점이 있다. 착륙부는 복수개의 단이 구비 됨으로써 층층이 층부(60)를 쌓아 올림으로써 많은 비행체(50)를 격납시킬 수 있도록 구성되며, 컨테이너의 이동방향을 중심으로 좌측으로 착륙부가 나오는 착륙부1층부(61)와, 우측방향으로 착륙부가 나오는 착륙부2층부(62), 차량의 이동 반대방향으로 나오는 착륙부3층부(63)의 층으로 구성될 수 있으며, 서로간의 층부가 부딪히지 않게 구간별로 나눠 구성됨으로써 수직으로 착륙부를 층층이 쌓아 올림으로써 보다 많은 비행체(50)의 격납과 충전이 가능하도록 구성될 수 있다. 이하, 착륙부가 열리는 구동방식만 도2와 다르며, 이하 장치에 구비되는 구성 및 비행체의 격납 충전, 센서들의 작동은 도2와 동일하다.
도 4는 다른 실시예인, 착륙부가 힌지(hinge)식으로 열리는 이동식 충전 및 격납 장치(300)의 구성도이다. 이를 참조하여 설명한다. 보호커버가 열려 차량 바닥면에 접혀들어가고, 축(64)을 중심으로 힌지 착륙부가 좌우 X축으로 접혀졌다 펴졌다 하면서, 이동식 컨테이너 외부로 펼쳐지거나, 컨테이너 안쪽으로 접혀지게 함으로써 착륙부를 수용하거나, 외부로 위치시킬 수 있다. 또한, 축(64)의 한쪽의 점에서만 힌지 착륙부(81, 82)를 지지하는 구성뿐만 아니라, 보강대가 힌지 착륙부를 지지하여 하중을 분산 시킬 수 있게 하는 구성도 가능하다.
축(80)은 컨테이너의 측면부의 양측의 모서리에 구비되며, 이에 힌지 착륙부가 좌우 수평으로 접혀졌다 펴졌다 하면서, 컨테이너 외부로 착륙부를 위치시키거나, 컨테이너 안쪽으로 착륙부를 수용하도록 한 구성이다. 이는, 힌지1착륙부 (81), 힌지2착륙부 (82)가 차량의 측면에 구비되며, 지면과 수평하게 복수개의 힌지 착륙부가 위치한다. 힌지 1착륙부(81), 힌지 2착륙부(82)는 축(80)을 중심으로 다른 층에 배치되며, 힌지 1착륙부(81)와, 힌지 2착륙부(82)는 서로 다른 방향으로 전개되어 차량 외부 혹은 내부로 착륙부를 위치시키도록 구성이 가능하다. 이하 장치에 구비되는 구성 및 비행체의 격납 충전, 센서들의 작동은 도2와 동일하다.
도 5는 상부 착륙부의 작동 과정을 나타낸 상태도이며, 도 6은 착륙지에 구비되는 충전고정 장치1부와 근거리 착륙유도부의 상세도이다. 이를 참조하여 설명한다.
컨테이너의 상부에 있는 상부착륙부(10)는, 상부착륙지(12)와 개폐부(11), 고정 장치부(23), 착륙유도부(41)로 구성되며, 상부착륙지(12)에 구비되는 고정 장치부(23)에 비행체(50)가 장착되어 격납 및 충전, 상태 데이터 모니터링을 할 수 있다.
상부착륙지(12)는 비행체가 상하 이동할 수 있도록 구성된다. 비행체가 외출할 시 상부착륙지(12)가 상부쪽으로 올라감으로써, 개폐부(11)가 열리고, 반대로 비행체를 격납할 시 비행체를 수용하는 상부착륙지(12)가 내려가 개폐부가 닫힘으로써 복수개의 비행체를 격납할 수 있도록 구성된다.
비행체를 격납시키거나 충전 및 상태 데이터모니터링 하는 고정 장치부(23)는 타원형 원뿔 형태로 구성되며, 이에 비행체가 착륙지에 착륙함과 동시에, 양측에서 걸쇠(24)가 홈이 형성된 비행체(50)쪽으로 뻣어나옴으로써, 비행체(50)의 홈과 걸쇠(24)가 고정되도록 구성된다. 타원형인 이유는 비스듬히 내려 앉아도 비행체의 하단에 의해 접속부와 정확히 접촉되도록 하기 때문이다. 이에, 홈과 비행체가 고정하게 되면, 동시에 전원 공급부(26)와 데이터 모니터링부(25)가 비행체에 연결됨으로써 비행체에 충전과 모니터링을 할 수 있도록 구성될 수 있다.
고정 장치부(23)의 앞단에는 데이터 처리부(25), 뒷단에는 비행체(50)에 전원공급을 할 수 있는 전원 공급부(26)가 구비되며, 이는 비행체에 고정장치의 원뿔 밖으로 걸쇠(24)가 튀어나와 고정되어, 전원공급과 모니터링, 충전 및 격납 등을 할 수 있다.
상부 착륙지(12), 측면 착륙지(22)의 사이드측에, 비행체의 착륙을 도울 수 있도록 하는 근거리 착륙유도용LED/IR발광어레이램프(41)를 구비할 수 있으며, 고유패턴을 사용하여 다른 착륙지와 구별하여, 주간에는 LED, 야간에는 적외선을 발광하여 비행체가 이를 감지하여 착륙시에 기준으로 사용이 가능하다. 이에, 도 6과 같이 nxn 배열로 특정 패턴을 생성하여 한셀에 IR과 LED어레이발광램프가 모두 있어 주야에 특정 패턴을 생성하여 비행체가 자동착륙할 수 있도록 돕는다.
도 7은 착륙지에 구비되는 고정 장치부의 다른 실시 예인 고정 장치2부(90)의 구성도이다. 이를 참조하여 설명한다. 비행체(50)를 격납시키거나 충전, 데이터링 하는 고정 장치2부(90)는 1부와 달리 원형으로 구성된다. 비행체(50)가 앉으면 장치가 회전을 하여 전원공급2부(92), 데이터 모니터링2부(93)에 비행체를 위치시키게 된다. 제자리를 찾으면 접촉부가 비행체에 삽입되어 접속 및 고정장치 역할을 한다. 이에 착륙부 하단에 구비된 전원공급2부(92)와 모니터링2부(93)는 밑바닥에서 "ㄱ" 자 걸쇠 형태로 튀어나와 비행체의 홈에 삽입됨으로써, 비행체의 충전, 모니터링을 할 수 있도록 구성될 수 있다.
도 8은 착륙지에 구비되는 고정 장치부의 다른 실시 예인 고정 장치3부(91)의 구성도이다. 이를 참조하여 설명한다. 비행체(50)를 격납시키거나 충전, 데이터링 하는 고정 장치3부(91)는 2부와 달리 타원형으로 구성된다. 고정장치 3부는 지름이 다 다르게 구성되어, 비행체를 고정하는 역할을 하게된다.
비행체 하단부에는 홀이 형성되며, 홀과 타원형으로 형성된 고정장치3부가 마주하게 될 시, 비행체는 회전하면서 고정장치 3부에 끼워짐과 동시에, 비행체를 제자리를 찾도록 돕도록 구성된다. 이에, 비행체가 착륙하게되면, 착륙부 하단에 구비된 전원공급부(26)와 모니터링부(25)가 튀어나와 비행체의 홈에 삽입됨으로써, 비행체의 충전, 모니터링을 할 수 있도록 구성될 수 있다.
도9는 이동식 장치의 충전, 격납방법을 나타낸 흐름도이다. 이를 참조하여 설명한다. 이동식 장치의 충전 및 격납되는 방법은 컨테이너가 원거리(100m) 비행체를 식별하여 비행체의 위치 정보를 받는 단계(S300), 중거리(100m<x<5m)비행체를 컨테이너 상단에 설치된 대형LED/IR어레이발광램프(원거리용)를 이용하여 근거리(5m이하)까지 유도하는 단계(S305)
위치 정보를 받아 이동차량에 구비된 착륙부가 전개되는 단계(S310), 착륙부에 구비된 착륙지의 센서가 비행체를 근거리에서 유도하는 단계(S320), 비행체가 착륙지에 착륙하는 단계(S330), 착륙지에 위치된 비행체를 격납 및 충전하여 상태데이터 모니터링 하는 단계(S340)를 포함할 수 있다.
이동식 장치의 원거리 비행체를 식별하여 비행체의 위치 정보를 받는 단계(S300)는 컨테이너의 상부에 위성통신을 할 수 있는 리플렉터안테나, 다수 무인비행체를 추적 및 통신할 수 있는 위상배열안테나와 다수 무인비행체와의 통신을 위한 옴니안테나를 이용하여 비행체의 위치정보를 주고 받으며, 위상배열 안테나 내부에 상하로 움직이는 Lidar가 내장되어 필요시에 튀어 올라와 인근지형을 스캔하여 비행체의 최적경로 계산을 위한 지형지물 파악에 사용된다.
이후에, 중거리 비행체를 차량에 설치된 대형LED/IR어레이발광램프등을 이용하여 근거리까지 유도하고, 안테나와 비행체가 통신을 하여 위치 정보를 받아 이동차량에 구비된 착륙부가 전개된다. 착륙부의 전개되는 구성은 도1내지 4에 도시된 구성과 같다.
착륙부가 지면과 평행되게 전개 되었을 경우, 차량기지에서 착륙포트를 지정하여 알려주면 비행체는 해당 착륙포트의 근처에 대기한다. 이후, Lidar(펄스 레이저 근거리용 정밀위치결정 센서), 비전센서(근거리용), 소나(근거리용)를 사용하여 비행체의 위치를 추정하여 착륙을 유도한다(S320). 비행체의 자동 착륙을 도울 수 있도록 하는 소형LED/IR발광어레이램프(근거리용)가n x n 중 각 셀에 모두 LED와 IR 어레이발광소자가 장착되어LED(41)소자는 낮에 고유 패턴을 생성하도록 하고, 적외선소자는 야간에 고유패턴을 생성하여 비행체의 착륙을 유도한다. 이에, 고유한 특정 패턴을 생성하여 비행체가 자신의 특정패턴을 인지하여 해당지점에 가서 착륙할 수 있도록 한다.
이후에, 비행체가 착륙지에 착륙을 하고(S330), 착륙지에 구비된 고정 장치부의 걸쇠(24)가 비행체를 고정함으로써, 충전, 격납, 상태데이터 모니터링을 할 수 있다(S340).
이동식 충전 및 격납 장치는 복수개의 비행체를 충전 및 격납할 수 있으며, 충전 및 격납할 수 있는 정류장이 고정 형태가 아닌 기동성이 있는 이동식 형태로 구성됨으로써, 배터리 한계로 인하여 활동범위가 제한적인 임무수행에 효과적이며, 복수개의 비행체를 싣고 운반할 수 있는 장점이 있다.
도10은 비행체가 이동식 장치인 컨테이너에 격납되는 방법(400)을 나타낸 블럭도이다. 이를 참조하여 설명한다. 이동차량이 원거리의 비행체를 식별하여 비행체의 위치 정보(능동위상배열안테나, GPS, DGPS)를 받고 착륙부를 지면과 수평으로 전개하여 착륙지가 배치된다(410).
비행체가 착륙부로부터 100m 이상의 거리일 경우(420) 이동식 컨테이너의 상부에는 무인 비행체를 추적 및 통신할 수 있는 능동위치측정을 위해 위상배열안테나가 비행체를 탐색하고 또는 비행체에 탑재된 GPS or DGPS 수신기에서 계산되는 위치정보와 비행체로부터 오는 IMU(Inertial Measurement Unit)또는 AHRS(Attitude Heading Reference System)의 정보를 수신(430)하여 비행체 능동유도에 사용한다. 각각의 비행체들과 충돌회피를 고려하여 접근 목표지점으로 최적의 경로를 계산하여 비행체에 경로 정보를 전송한다(440). 컨테이너 중앙기지 또는 컨테이너들끼리 상황파악은 위성통신 안테나로 이용된다.
비행체와 착륙부와의 거리가 중거리100m<거리<5m가 되면(450), 착륙부 지형지물을 3차원 영상으로 만들 수 있는 라이다를 사용하여 인근지형물의 3D입체지도를 만들고, LED/IR발광어레이램프, 비전센서, 초음파센서를 사용하여 무인비행체를 유도하고, 위상배열안테나로 비행체의 위치와 자세를 추적한다.
비행체의 텔레메트리가 수신을 하여 착륙부 근처로 위치하게 되면, 상부의 LED/IR발광어레이램프의 고유패턴(비행체가 자신의 자리를 알 수 있도록 특정패턴)이 형성되어, 비행체로부터 오는 IMU(Inertial Measurement Unit) 또는AHRS(Attitude Heading Reference System)의 정보를 수신(460)하여 비행체 능동유도에 사용 가능하다. 중거리에 있는 비행체들 간의 충돌을 고려하여 착륙지까지의 최적 경로를 계산하여 비행체에 이동 접근 경로 정보를 전송한다(470),
비행체가 근거리5m내로 착륙지쪽에 진입하였을 경우(480), 대기(호버링)명령을 전송하여(490) 비전센서, 초음파 센서 등으로 착륙을 유도한다. 이에 착륙지에 구비된 LED/IR램프가 발광하여 비행체가 자세와 위치를 추정하여 착륙할 준비를 한다. 비행체로부터 오는 IMU(Inertial Measurement Unit), AHRS(Attitude Heading Reference System)의 정보를 수신(500)하여 비행체 능동유도에 사용 가능하다. 착륙지에 구비된 LED/IR 램프가 발광하여 비행체의 안전한 착륙을 유도하고 타 비행체와 충돌하지 않기 위하여 최적의 경로를 계산하여 비행체에 이동 접근 경로 정보를 전송한 후(510), 비행체는 착륙지에 착륙판단(520)을 하고 착륙한다.
비행체가 착륙지에 착륙을 하면, 원뿔 혹은 원형으로 구성된 고정장치부의 양측의 걸쇠가 비행체 내에 삽입하여, 데이터선을 연결하여 비행체를 모니터링하고, 또 다른 걸쇠에 의하여 전원공급선이 연결되어 전원이 공급됨으로써(530), 비행체를 충전 및 격납시킬 수 있도록 구성될 수 있다.
이에 비행체와 비행체가 위치한 착륙지에 구비된 고정장치부와 연결이 되었을 경우, 컨테이너의 측면 착륙부, 후면 착륙부가 닫혀지게 구성될 수 있다. 컨테이너의 외면은 태양전지판이 구비됨으로써, 태양열로 인하여 비행체를 충전 및 모니터링(540) 시킬 수 있도록 구성이 가능하다. 비행체의 충전은 컨테이너 또는 컨테이너를 실은 운송수단 차량/ 배 등의 자체 엔진에서 생산된 전력으로 충전이 가능하다.
도1내지 도10과는 다른 방식으로, 비행체를 충전하고 격납할 수 있는 장치가 고정식인 타워형 충전 및 격납장치로도 가능하다. 이하 도11은 고정식 타워형 충전 및 격납 장치(600)의 전체적인 구성도이다. 이를 참조하여 설명한다. 임무를 마치고 돌아오는 비행체(50)가 다가오는 것을 센서가 감지하면, 착륙포트쪽으로 전개 착륙부(610)를 내보낸다. 이에, 타워형 충전 및 격납 장치(600)안쪽으로 들어와 있던 전개 착륙부(610)는 브릿지(630)를 통하여 고정식 타워형 충전 및 격납 장치(600)외벽 바깥으로 이동한다.
전개 착륙부(610)에 설치된 각종 센서를 통하여 비행체(50)가 전개 착륙부(610)에 자동으로 안전하게 착륙하면 브릿지(630)가 접히고, 이후에 로봇암(650)이 비행기를 소켓 결합으로 체결하여 이상이 있는 비행체(50)를 유지보수실(660)에 보내고, 충전 및 모니터링을 하기 위한 비행체(50)는 격납장치부(622)로 보낸다. 이러한 과정을 자동으로 수행함으로써, 무인기의 이착륙과 충전을 하도록 구성된다.
비행체가 다가오는 것을 감지하기 위해서, 착륙부에 비전센서(40), 소나(Sonar), 적외선 센서(IR Sensor), 비콘신호(Beacon), DGPS or GPS, LED/IR 발광 어레이램프(41), 초음파센서(55)가 장착될 수 있으며, 라이다(Lidar)는 주변 지형물의 3D스캔하는데 사용된다. 비행체와 통신하기 위하여, 옴니안테나, 위성통신을 위한 리플렉터안테나, 복수개의 비행체를 추적 및 통신할 수 있는 위상배열안테나, DGPS or GPS 안테나가 장착 가능하다.
이하, 도12에 본 발명에 따르는 복수개의 비행체(50)를 격납시키며 충전시킬 수 있는 타워형 충전 및 격납 장치 (600)의 내부 구조도에 대하여 설명한다. 이를 참조하면, 타워형 충전 및 격납 장치(600)외측에 비행체(50)를 착륙포트에 위치하고, 이에 전개 착륙부(610)가 이동하여 비행체(50)를 전개 착륙부(610)에 장착하게 되면, 브릿지(630)가 타워형 충전 및 격납 장치 (600)내부로 접힘으로써 비행체(50)가 타워형 충전 및 격납 장치(600)내부로 배치하게 된다. 이에 타워형 충전 및 격납 장치 (600)내부에 구비된 엘레베이터(640)로 로봇암(650)이 수평, 수직 이동하면서, 소켓 혹은 그랩을 통하여 결합시켜 격납 및 배터리가 소모된 비행체(50)를 충전하고, 상태 데이터 모니터링을 한다. 여기서, 이상이 있는 비행체(50)는 로봇암이 유지보수실(660)로 이동시킴으로써 수리할 수 있도록 구성된다.
가로방향보다 높이가 긴 고정식 타워형 충전 및 격납 장치(600)는 단면이 원 또는 사각형 형태인 것으로 구성이 가능하며, 이에 대응하게 전개 착륙부(610)를 타워형 충전 및 격납 장치(600)외측으로 전개시키고 타워형 충전 및 격납 장치(600)안쪽으로 접힐 수 있도록 브릿지(630)를 타워형 충전 및 격납 장치(600)의 지름(폭)만큼 멀리 떨어지게 하여 안전 이착륙 공간을 확보한다.
고정식 타워형 충전 및 격납 장치(600)의 높이방향, 양측으로 전개 착륙부(610)가 복수개 수용되며, 전개 착륙부(610)간의 일정 거리를 두어 구성되도록 하며, 전개 착륙부의 제일 상단에는 대형 위상배열안테나(53)와 Lidar(42)일체구조물이 배치되고 하단에는 비행체 전개 착륙부(610)에 비행체를 격납하고 충전할 수 있도록 구성된다. 또한, 최하층에는 유지보수실(660)이 위치하여 로봇암에 의하여 운반된 비행체(50)를 사람이 직접 유지하거나 보수할 수 있도록 한다.
로봇암(650)은 다층 로봇암(651)과 단층 로봇암(652)으로 구성될 수 있다. 다층 로봇암(651)은 이상이 있는 비행체(50)를 맨 아랫층까지 내려 보낼 수 있도록 다층 엘레베이터(641)를 통하여 움직일 수 있으며, 단층 엘레베이터(642)를 이용하여 작동할 수 있게 하여 여러대의 로봇암이 층별로 구비되어 동시에 여러대의 무인기를 격납시킬 수 있다.
도13는 본 발명에 따르는 고정식 타워형 충전 및 격납 장치(600)의 개략도이며, 도14는 엘레베이터에 수직 수평이동 하는 로봇암과 타워형의 층별 배치를 나타낸 구성도이다. 브릿지(630)가 타워형 충전 및 격납 장치(600)내부로 접힘으로써 비행체(50)가 타워형 충전 및 격납 장치(600)내부로 배치하게 되면, 타워형 충전 및 격납 장치(600)내부에 구비된 수평 및 수직 엘레베이터(642)로 인하여 로봇암(652)이 이동하면서, 소켓 혹은 그랩을 통하여 결합시켜 격납 및 배터리가 소모된 비행체(50)를 충전하고, 상태 데이터 모니터링을 한다. 소켓 혹은 그랩을 통하여 로봇암이 비행체(50)를 잡아 격납장치부에 결합시켜 충전 및 모니터링을 할 수 있다.
로봇암은 다층 로봇암(651)과 단층 로봇암(652)으로 구성되며, 다층 로봇암(651)은 다층 엘레베이터(641)를 통하여 움직일 수 있으며, 이상이 있는 비행체(50)를 맨 아랫층까지 내려 이동시키도록 구성되며, 단층 엘레베이터(642)를 이용하는 단층 로봇암(652)은 일반적인 모니터링을 하거나 충전할 시에 사용되어 비행체(50)를 격납 및 충전할 수 있도록 한다.
임무를 마치고 돌아오는 복수개의 비행체(50)는 브릿지(630)를 구비한 전개 착륙부(611)쪽에 위치하게 되며, 전개 착륙부(611)에 설치된 각종 센서를 통하여 비행체(50)가 전개 착륙부(611)에 자동으로 안전하게 착륙하게 되면, 브릿지(630)가 접힘으로써 비행체(50)가 타워형 충전 및 격납 장치(600)안으로 들어오게 된다. 이에 로봇암이 수평 및 수직방향으로 이동되는 엘레베이터를 이용하여 비행체(50)에 소켓 혹은 그랩의 결합으로 격납하거나 충전할 수 있게 된다.
고정식 타워형의 제일 상단의 착륙부(620)에는 위상배열안테나(53)와 Lidar(42)가 일체형으로 배치되며, 그밑에는 소형 비행체 전개 착륙부(612)가 구비되어 있어 비행체를 격납하고 충전할 수 있도록 구성될 수 있다. 최하층에는 유지보수실(660)이 위치하여 로봇암에 의하여 운반된 비행체(50)를 사람이 직접 유지하거나 보수할 수 있도록 구성이 가능하다.
복수개의 비행체를 충전 및 격납할 수 있으며, 충전 및 격납할 수 있는 정류장이 타워형 혹은 기동성이 있는 차량 형태로 구성됨으로써, 센서, 안테나 등의 통신으로 인하여 자동이착륙이 가능하고, 배터리 한계로 인하여 활동범위가 제한적인 복수개의 비행체 배터리 충전과, 공간활용 및 운용의 효율성을 높일 수 있다.
이상과 같이 본 발명에서는 구체적인 구성 요소 등과 같은 특정 사항들과 한정된 실시 예 및 도면에 의해 설명되었으나 이는 본 발명의 보다 전반적인 이해를 돕기 위해서 제공된 것이다. 또한, 본 발명이 상술한 실시 예들에 한정되는 것은 아니며, 본 발명이 속하는 분야에서 통상적인 지식을 가진 자라면 이러한 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다. 그러므로, 본 발명의 사상은 상술한 실시 예에 국한되어 정해져서는 아니 되며, 후술하는 특허청구범위뿐 아니라 특허청구범위와 균등하거나 등가적 변형이 있는 모든 것들은 본 발명 사상의 범주에 속한다고 할 것이다.

Claims (21)

  1. 비행체를 수용하는 장치;
    상기 장치의 외측에 구비되며, 비행체가 착륙하는 착륙부; 및
    상기 비행체를 격납 또는 충전하여 상태 데이터 모니터링을 하는 격납장치부;
    상기 비행체와 상기 장치가 통신하여, 착륙할 수 있도록 돕는 센서부;
    를 포함하는 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치.
  2. 제 1항에 있어서,
    상기 센서부는 위상배열안테나, 적외선램프, Lidar, 비전센서(Vision Sensor), 초음파센서(Sonar), 비콘신호(Beacon), GPS or DGPS, LED/IR발광어레이램프 중 적어도 한 개를 포함하는 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치.
  3. 제 1항에 있어서,
    상기 비행체와 상기 장치가 통신하는 것은 옴니안테나 혹은 위성통신을 위한 리플렉터안테나, 상기 비행체를 추적할 수 있는 위상배열안테나, DGPS안테나중 적어도 한 개를 포함하는 것을 특징으로 하는 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치.
  4. 제 2항 또는 3항에 있어서,
    상기 위상배열안테나, Lidar는 상기 위상배열 안테나 내부에 상기 Lidar가 구비되며, 상기 Lidar는 상하로 이동 가능하여, 사용시 상부로 이동하여 주변환경의 3D 입체지도를 구현하여 착륙을 위한 정보에 사용되며, 미사용시 하부로 삽입되어 들어가는 것을 특징으로 하는 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치.
  5. 제 1항에 있어서,
    상기 착륙부의 일측에 구비되며, 상기 비행체가 자동착륙을 할 수 있도록 하는 LED/IR 램프가 구비되며, 주야로 필요시에 주야간에 패턴을 생성하는 것을 특징으로 하는 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치.
  6. 제 1항에 있어서,
    상기 장치는
    상기 비행체를 복수개 수용하여, 이동할 수 있는 컨테이너;
    상기 컨테이너 상단에 위치하며, 위상배열 레이더 또는 라이더를 구비한 상부 착륙부;
    상기 컨테이너 측면에 위치하며, 착륙지를 구비한 측면 착륙부;
    상기 컨테이너 후면에 위치하며, 착륙지를 구비한 후면 착륙부;
    로 구성되며, 상기 측면 착륙부 혹은 후면 착륙부는 개폐가 가능하며, 상기 측면 착륙부 혹은 후면 착륙부가 접혀 졌을시 상기 착륙지에 수용되는 상기 비행체가 상기 컨테이너 내부로 수용되는 것을 특징으로 하는 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치.
  7. 제 6항에 있어서,
    상기 착륙지는 상기 비행체와 기계적 결합을 위하여, 고정 장치부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치.
  8. 제 7항에 있어서,
    상기 고정 장치부에 걸쇠를 더 포함하며, 상기 걸쇠가 상기 비행체 내로 삽입되어 결합되는 것을 특징으로 하는 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치.
  9. 제6항 또는 제 8항에 있어서,
    상기 착륙지의 외주부에 전원 공급부를 더 포함하며, 상기 걸쇠가 상기 비행체에 결합되는 동시에 데이터 모니터링 혹은 전원이 공급되는 것을 특징으로 하는 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치.
  10. 제 6항에 있어서,
    상기 비행체의 충전은 태양열 또는 상기 컨테이너 자체엔진의 생산된 전력 또는 외부 전력을 이용하여 충전하는 것을 특징으로 하는 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치.
  11. 제 1항에 있어서,
    상기 장치의 일측에 축을 더 포함하며, 상기 축을 중심으로 상기 착륙부가 수평 방향으로 좌우 이동하여 상기 장치의 외부의 수평방향으로 전개되는 것을 특징으로 하는 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치.
  12. 제 1항에 있어서,
    상기 착륙부는 복수개로 구비되며, 수직 방향으로 서로 다른 위치에 상기 착륙부가 위치하며, 서랍 형태식으로 상기 착륙부가 상기 장치 외부로 나오는 것을 특징으로 하는 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치.
  13. 제 1항에 있어서,
    상기 장치는
    복수개의 비행체를 위치시키는 타워;
    상기 착륙부는 복수개로 구성되며, 수평방향으로 전개되는 전개식 착륙부;
    상기 전개식 착륙부를 상기 타워 외측으로 전개시키는 브릿지;
    상기 타워의 일측에 위치되며, 상기 비행체를 상기 격납장치부로 이동시키는 로봇암; 및
    상기 타워내에 구비되며, 로봇암을 수평 또는 수직이동시키는 엘리베이터;
    를 포함하는 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치.
  14. 제 13항에 있어서,
    상기 전개식 착륙부는 전부 같은 위치로 전개되는 것이 아닌 각각 위상차를 두고 전개되는 것을 특징으로 하는 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치.
  15. 제 13항에 있어서,
    상기 비행체를 사용자가 직접 유지하거나, 상기 비행체에 이상이 있을 경우 보수할 수 있도록 상기 타워 내부에 유지보수실을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치.
  16. 제 1항 또는 제13항에 있어서,
    상기 로봇암은 상기 비행체와 소켓결합 혹은 그랩중의 적어도 하나를 더 포함하며, 상기 격납장치부로 이동시키는 것을 특징으로 하는 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 장치.
  17. 비행체를 식별하여 비행체의 위치 정보를 받는 단계;
    상기 비행체를 장치쪽으로 유도하는 단계;
    상기 장치에 구비된 착륙부가 전개되는 단계;
    상기 착륙부에 비행체가 착륙하는 단계; 및
    상기 비행체를 격납 및 충전하여 상태 데이터를 모니터링 하는 단계;
    를 포함하는 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 방법.
  18. 제 17항에 있어서,
    상기 착륙부에 비행체가 착륙하는 단계 또는 상기 비행체를 장치쪽으로 유도하는 단계는 Lidar, 비전센서(Vision Sensor), 초음파센서(Sonar), 비콘신호(Beacon), LED/IR발광어레이램프, 옴니안테나, 리플렉터안테나, 위상배열안테나, GPS or DGPS, 중 적어도 한 개가 포함되는 것을 특징으로 하는 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 방법.
  19. 제17항에 있어서,
    상기 착륙부에 비행체가 착륙하는 단계는 상기 비행체가 상기 착륙부로 착륙되기까지 상기 비행체들간의 충돌회피를 고려하여 최적의 경로계산을 하여 각각의 비행체에 접근 경로를 전송하는 것을 특징으로 하는 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 방법.
  20. 제17또는 제18항에 있어서,
    상기 비행체를 식별하여 비행체의 위치 정보를 받는 단계 또는 상기 비행체를 장치쪽으로 유도하는 단계는 상기 비행체에 내장된 GPS or DGPS 장치를 이용하여 비행체의 위치정보를 착륙경로 결정에 이용하고, 비행체의 위치정보를 비행체에 내장된 관성측정(Inertial Measurement Unit), AHRS(Attitude Heading Reference System)에서 수신된 자세, 헤딩각 등의 정보를 수신하여 비행체의 능동제어 및 착륙지 경로 결정에 이용하는 것을 특징으로 하는 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 방법.
  21. 제17항에 있어서,
    상기 착륙부에 비행체가 착륙하는 단계는 상기 착륙부가 지면과 평행하게 위치하였을 시 상기 비행체가 이륙 혹은 착륙하는 것을 특징으로 하는 무인 수직이착륙 비행체의 충전 및 격납을 위한 방법.
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