WO2016089006A1 - 고정 로터형 드론 - Google Patents

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WO2016089006A1
WO2016089006A1 PCT/KR2015/011180 KR2015011180W WO2016089006A1 WO 2016089006 A1 WO2016089006 A1 WO 2016089006A1 KR 2015011180 W KR2015011180 W KR 2015011180W WO 2016089006 A1 WO2016089006 A1 WO 2016089006A1
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fuselage
rotor
fixed
rotors
angle
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PCT/KR2015/011180
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Inventor
문기범
Original Assignee
문기범
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/10—Rotorcrafts
    • B64U10/13—Flying platforms
    • B64U10/14—Flying platforms with four distinct rotor axes, e.g. quadcopters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/20—Rotors; Rotor supports
    • B64U30/26—Ducted or shrouded rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U2101/00—UAVs specially adapted for particular uses or applications
    • B64U2101/30—UAVs specially adapted for particular uses or applications for imaging, photography or videography
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64U2101/00—UAVs specially adapted for particular uses or applications
    • B64U2101/60—UAVs specially adapted for particular uses or applications for transporting passengers; for transporting goods other than weapons
    • B64U2101/64—UAVs specially adapted for particular uses or applications for transporting passengers; for transporting goods other than weapons for parcel delivery or retrieval
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U60/00—Undercarriages
    • B64U60/70—Movable wings, rotor supports or shrouds acting as ground-engaging elements

Definitions

  • the present invention relates to a fixed rotor type drone (Drone), and more specifically, to obtain a driving force by using a fixed rotor, by fixing the air generated in the fixed rotor toward the reverse propulsion direction, fixed to implement low power, high mobility It is about a rotor drone.
  • Drone fixed rotor type drone
  • Drones are developed in such a way as to obtain sufficient lift by using a plurality of rotors mounted on the fuselage. This method is similar to the existing helicopter maneuvering method, and tilts the rotor attached to the fuselage to determine the propulsion direction or a plurality of When the rotor is attached to the fuselage, a method of determining the propulsion direction of the fuselage by using a difference in the thrust of each rotor is used.
  • a method of determining the propulsion direction of the fuselage by using a difference in the thrust of each rotor is used.
  • Publication No. 10-2014-0038495 has illustrated a drone using four rotors disposed radially at the center of the fuselage. Publication No.
  • 10-2014-0038495 illustrates the use of a rotor arranged radially at the center of the fuselage at a uniform angle, which is in fact the same type of drone published by Amazon, with four rotors for flotation support. Is required, reducing the torque of one of the four to cause the fuselage to tilt in the direction of weak torque.
  • helicopter rescue drones
  • Attitude control for adjusting the angle of the rotor lowers the drone's reliability and durability.
  • drones to be operated unmanned must have high driving force and range compared to the energy consumed.
  • the technical problem to be achieved by the present invention is to provide a drone for low energy consumption, high speed, simple structure and attitude control, and ensure structural reliability.
  • an embodiment of the present invention is formed in the fuselage, the body of the airfoil (Airfoil) structure having a positive angle (Angle of attack) relative to the propulsion direction (+)
  • Airfoil Airfoil
  • the shaft of the fixed rotor lifts the player from the ground to face directly below It may further comprise a front wing;
  • the front wing after the body is supported, the attitude can be controlled so that the discharge air is directed toward the discharge angle by causing the bow is rotated in the direct downward direction by the dead load (Dead load) have.
  • the front wing, a pair may be arranged to be symmetrical with respect to the center line between the fore and the rear of the fuselage.
  • the player may be equipped with a camera for imaging.
  • the fixed rotor, a plurality of dogs are arranged to be symmetrical with respect to the center line between the fore and the rear of the fuselage, the first rotor disposed on one side of the fuselage with respect to the center line; And a second rotor disposed on the other side of the fuselage with respect to the center line.
  • the rotor is accommodated in the fuselage, the rotor control unit for controlling the turning direction of the fuselage by increasing or decreasing the amount of rotation of the first rotor and the second rotor;
  • the fixed rotor type drone can move at a higher speed than the drone of the conventional helicopter structure, the energy consumption is low compared to the speed, and the attitude control using the fixed rotor, good and stable attitude control And since the attitude control of the rotor is not required, the reliability and durability of the rotor and its peripheral parts can be improved.
  • FIG. 1 is a side view showing a fixed rotor type drone according to an embodiment of the present invention.
  • FIGS. 2 and 3 are perspective views of the fixed rotor type drone according to an embodiment of the present invention viewed from above.
  • Figure 4 is a perspective view of the fixed rotor drone according to an embodiment of the present invention from the bottom.
  • 5 and 6 are conceptual views for explaining the flight concept of the fixed rotor drone according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 7 to 9 are reference drawings for a process in which the fixed rotor type drone according to an embodiment of the present invention is supported on the ground in the propulsion direction (A).
  • FIG. 10 is a block diagram according to an example of a rotor control unit accommodated in a fixed rotor drone according to an embodiment of the present invention.
  • Angle of attack as used herein may mean the angle between the propulsion direction of the fuselage and the airflow. In general, if the angle of attack is a positive value, the fuselage may have the property of floating to the air and vice versa.
  • FIG. 1 is a side view showing a fixed rotor type drone according to an embodiment of the present invention
  • Figures 2 and 3 is a perspective view of the fixed rotor type drone according to an embodiment of the present invention from the top
  • Figure 4 is the present invention 5 is a perspective view illustrating a fixed rotor drone according to an embodiment of the present invention
  • FIGS. 5 and 6 are conceptual views illustrating a flight concept of the fixed rotor drone according to an embodiment of the present invention.
  • the fixed rotor type drone is a fuselage 100, rotor holes 111, 114, 122, 124, rotors 112, 113, 121, 123, the front wing ( 131, 132, and the camera 140 may be configured.
  • the body 100 may accommodate the battery and the rotor control unit, the side cross section has an airfoil (Airfoil) structure that can be lifted like a wing of the aircraft.
  • Airfoil Airfoil
  • the airfoil structure is a wing structure that allows the fuselage 100 to lift when the propulsion direction of the fuselage 100 is in the A direction, and a conventional drone having a helicopter structure does not have an fuselage of the airfoil structure, and a jet Corresponds to the wing structure of an aircraft using engine or propeller power.
  • the rotors 112, 113, 121, and 123 may discharge air in the B direction to provide thrust to the body 100.
  • the propulsion force of the rotor (112, 113, 121, 123) corresponds to the structure to directly apply the thrust to the fuselage 100 in the driving direction (A). Through this, the body 100 can move quickly in the propulsion direction (A), it is not necessary to use excessive energy to support the body (100).
  • the front end of the propulsion direction A of the body 100 is referred to as "athlete", and the end of the reverse propulsion direction is referred to as "the tail”.
  • An imaginary line connecting the bow and the tail of the body 100 is called a center line RF, and the angle between the center line RF and the horizontal line RH corresponds to the angle of attack ⁇ . This is because when the fuselage 100 moves in the propulsion direction A, the airflow toward the fuselage 100 corresponds to the horizontal line RH, and typically, the airflow toward the fuselage 100 and the fuselage 100 are The angle formed is called the angle of attack.
  • the angle of attack ⁇ is in the direction of the center line RF, which is the upper side of the body 100 on the horizontal line RH, the angle of attack ⁇ has a positive value, and the body 100 moves in the driving direction ( When moving toward A), the fuselage 100 may be supported by airflow.
  • each of the rotors 112, 113, 121, and 123 is fixedly disposed on the fuselage 100, and the rotors 112, 113 when the fuselage 100 moves in the driving direction A, when the posture is changed or pivoted. , 121, 123 does not change the direction of the rotation axis. That is, in the fixed rotor type drone according to the embodiment, the rotors 112, 113, 121, and 123 are fixed to the body 100, and do not rotate or twist the rotation shaft for the posture control of the body 100. In other words, it is a fixed rotor.
  • the rotor In order for the helicopter-type aircraft to move at high speed while controlling the attitude using the rotor, the rotor needs to be configured to discharge air in a reverse propulsion direction opposite to the propulsion direction A.
  • a tilt rotor that rotates the rotor.
  • the rotor In the case of the tilt rotor, the rotor should be rotated about 45 to 90 degrees during landing and flight.
  • the air discharged from the rotor after the air is floated in the reverse propulsion direction may cause an accident or failure due to mismatch of the flotation force and the propulsion force.
  • Rotating rotors can be as difficult and highly dangerous as their utility.
  • the rotors 112, 113, 121, and 123 are rotated to control the posture of the fuselage 100, the flotation force against the fuselage 100 becomes weak, and the driving force is strong. In this case, the fuselage 100 may not turn or move in a desired direction due to the airflow, and the fuselage 100 may lose floating force and fall or be swept away by the airflow.
  • the rotors 112, 113, 121, and 123 are fixed structures and do not have a rotational structure such as a tilt rotor.
  • the front wings (131, 132) may be disposed in the bow direction of the body 100, when the body 100 is in a landing state, and supports the body 100 to the ground (Land), A pair may be arranged on the athlete of the fuselage 100 so that the athlete may sag directly downward when in a dependent state.
  • the front wings (131, 132) may be arranged symmetrically about the center line (RF) connecting the fore and aft of the body 100
  • Figure 2 is a front symmetrically disposed around the center line (RF) The form in which the wings 131 and 132 are arranged is illustrated.
  • the rotors 112, 113, 121, and 123 are accommodated in the rotor holes 111, 114, 122, and 124 to minimize the influence of external airflow. .
  • the motor 113c, the blade 113a, and the rotating shaft 113b constituting the rotors 112, 113, 121, and 123 are housed and fixed inside the rotor holes 111, 114, 122, and 124, and in this state, the rotor Reference numerals 112, 113, 121, and 123 may discharge the air flowing into the rotor holes 111, 114, 122, and 124 at a discharge angle ⁇ s to advance the body 100 in the driving direction A.
  • the housing structure of the rotors 112, 113, 121, 123 minimizes the influence of external airflow when applying the buoyancy and propulsion force to the body 100, and can stably support and start the body 100. .
  • the rotors 112, 113, 121, and 123 are disposed to be deflected in the ground direction by ⁇ 1 relative to the centerline RF of the fuselage 100, which is a direction B when the fuselage 100 proceeds toward the propulsion direction A.
  • FIG. It is for discharging air. That is, the rotors 112, 113, 121, and 123 according to the embodiment of the present invention are disposed in an inclined form with respect to the center line RF, and the rotors 112, 113, 121, and 123 are fixed, even though the rotors 112, 113, 121, and 123 are fixed.
  • Providing a driving force when the 100 is in the driving direction (A), and when the body 100 is stopped in the air can discharge the air in the C direction to perform the attitude control.
  • the side cross section of the fuselage 100 has a positive angle of attack with respect to the propulsion direction A.
  • the posture may be determined to have a. If the angle of attack of the fuselage 100 has a positive value, the fuselage 100 floats into the air, and conversely, if the angle of attack of the fuselage 100 has a negative value, the fuselage 100 descends to the ground.
  • the posture is arranged such that the side cross-section posture after the fuselage 100 is taken off from the ground has a positive value, and the rotor 112 in this state. , 113, 121, 123 as the thrust toward the B direction, unlike the drone of the conventional helicopter structure is characterized by being able to move by the rear thrust.
  • the fixed rotor may include a first rotor R1 disposed on one side of the fuselage 100 relative to the center line RF and a second rotor R2 disposed on the other side of the fuselage 100 relative to the centerline RF. Can be.
  • the rotational direction of the body 100 may be controlled by increasing or decreasing the rotation amounts of the first rotor R1 and the second rotor R2.
  • the camera 140 may be a camera for imaging.
  • the camera 140 is an example of utility equipment that may be installed when the fixed rotor drone according to an embodiment of the present invention is used for aerial photography.
  • the camera 140 may deliver goods, mount meteorological equipment, Alternatively, utility equipment used for various purposes such as mounting a communication relay device may be applied.
  • the front wings 131 and 132 are provided for stabilizing the posture of the fuselage 100, but are formed one by one on both sides of the center line RF, one may be formed on the upper surface of the fuselage 100, the fuselage ( 100) It may be installed in the center, or one or two or more may be installed on the lower surface of the body (100).
  • the front wings 131 and 132 may be changed in size and position according to the output of the rotors 112, 113, 121 and 123 or the volume or weight of the body 100.
  • the structure or arrangement position is not limited by the illustrated example.
  • FIG 5 shows a state in which the fuselage 100 floats from the ground into the air.
  • the rotors 110 and 120 are disposed in the body 100 in a state in which the rotors 110 and 120 are deflected by ⁇ 1 with respect to the center line RF. Therefore, when the rotors 110 and 120 rotate, the body 100 may support the air in a state in which the angle of attack of the body 100 has a positive value.
  • Figure 6 increases the amount of rotation of the rotor 120 in the rear than the rotor 110 in front of the bow of the body 100 in the D2 direction, and then compared to the center line RF of the body 100
  • the body 100 can be seen to maintain a positive angle of attack, if the rotor (110, 120) rotates in this state, the air discharged from the rotor (110, 120) is discharged in the D1 direction , The air discharged in the direction D1 may generate a thrust to move the body 100 in the pushing direction A while receiving the load of the body 100.
  • the moving speed of the fuselage 100 is increased compared to the conventional flight structure of the helicopter structure, and since a substantial part of the thrust of the rotors 110 and 120 is used to move the fuselage 100 in the driving direction A.
  • a consumption amount of a battery (eg, a lithium polymer battery) built in the body 100 may be reduced. If the rotor 100 of the conventional helicopter structure is mounted on the fuselage 100 according to the embodiment, the rotor to be mounted must individually control the rotation speed of the rotor to support the fuselage 100 and move in the propulsion direction (A).
  • a tilt rotor of a complicated structure that tilts the rotor is adopted or the rotation amount of each rotor is increased or decreased so that the fuselage 100 faces the propulsion direction A, and then the rotor The whole must be operated to gain thrust.
  • Tilt Rotor is a well known fact that it is difficult to apply it to remotely controlled drones because the posture control is complicated and a skilled pilot is required.
  • the fixed rotor type drone does not require a long runway unlike the conventional propeller plane while discharging air toward the reverse propulsion direction like the propeller plane.
  • the rotors 110 and 120 are fixed to the fuselage 100, the rotors 110 and 120 are disposed at an angle capable of supporting the fuselage 100, and the rotational force of the rotors 110 and 120 is fixed.
  • the posture control posture control for changing the bow of the body 100 in the D2 direction
  • the thrust of the rotors 110 and 120 is directed to the B direction.
  • 7 to 9 are reference drawings for a process in which the fixed rotor type drone according to an embodiment of the present invention is supported on the ground in the propulsion direction (A). 7 to 9 will be described with reference to FIGS. 1 to 6 together.
  • the body 100 is supported on the ground by the front wings 131, 132.
  • the front wings 131 and 132 have a ground and a direction of discharge air discharged from the rotors 112, 113, 121, and 123 accommodated in the rotor holes 111, 114, 122, and 124 of the body 100.
  • the placement relationship is determined to be vertical, which corresponds to a large feature of the fixed rotor drone according to the embodiment.
  • the athlete of the fuselage 100 supported by the air rotates in the direction C1 by dead load, and the discharge air of the rotors 112, 113, 121, and 123 is discharged in the A1 direction, so that the tail Is slightly floated into the air. That is, the athlete rotates in the ground direction, i.e., the downward direction, so that the rear body faces the air while the body 100 is suspended in the air as shown in FIG.
  • the fuselage 100 is finished in support, and the attitude is controlled so that the athlete faces the driving direction A, and the discharge air of the rotors 112, 113, 121, and 123 controls the attitude of the fuselage 100.
  • the air discharged from the rotor (112, 113, 121, 123) is discharged at an angle between the A1 and D1, that is, the discharge angle ( ⁇ s), the discharge angle ( ⁇ s) is the propulsion direction (A) to the fuselage 100 Can be moved to
  • FIGS. 1 to 9 are block diagram illustrating an example of a rotor control unit accommodated in a fixed rotor drone according to an embodiment. 10 will be described with reference to FIGS. 1 to 9.
  • the rotor control unit includes an RF unit 201, a drive control unit 202, a driver 203, a first motor M1 204, a second motor M2 205, and a second motor control unit. It may be configured to include a three motor (M3) 206 and a fourth motor (M4) 207 and a battery 208.
  • M3 three motor
  • M4 fourth motor
  • the battery 208 supplies driving power to the first motor 204 to the fourth motor 207, the driving control unit 202, the RF unit 201, and the driver 203.
  • the battery 208 may consist of a lithium-ion or lithium-polymer battery.
  • an internal combustion engine may be used instead of the battery 208 as a driving source of the first motor 204 to the fourth motor 207.
  • the battery 208 shown in FIG. 10 is used only to drive the drive control unit 202 and the RF unit 201, and the first motor 204 to the fourth motor 207 are composed of an internal combustion engine.
  • the rotation amount of the first motor 204 to the fourth motor 207 may be controlled in a manner of controlling the amount of fuel sprayed into the internal combustion engine.
  • the driver 203 is removed, and the drive control unit 202 may be configured to control the injection amount or the air inflow amount of the fuel.
  • the RF unit 201 may receive a ground command by a remote controller (not shown) and provide the same to the driving controller 202.
  • the RF unit 201 receives radio waves provided by a remote controller or a ground station (not shown) located on the ground, and may provide location information of the body 100 to the remote controller or the ground station as necessary.
  • the RF unit 201 may incorporate a GPS receiver.
  • the driving controller 202 generates a control signal for increasing or decreasing the rotation amount of the first motor 204 to the fourth motor 207 according to a command provided from the RF unit 201, and provides the control signal to the driver 203 to provide a body ( 100 can be controlled.
  • the driving controller 202 may control only the rotation amount of the first motor 204 to the fourth motor 207 to control the attitude or the turning direction of the body 100.
  • the driver 203 may output a pulse or voltage for driving the first motor 204 to the fourth motor 207 in response to a control signal provided from the driving controller 202.
  • the first motor 204 to the fourth motor 207 may be driven by a direct current or a PWM method driven by a pulse, and the driver 203 may be the first motor 204 to the fourth motor 207.
  • the driving method of the voltage and current can be controlled or provide a pulse.

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Abstract

본 발명은 기존의 헬리콥터 구조의 드론 대비 고속으로 이동할 수 있고, 속도 대비 에너지 소모가 적으며, 고정형 로터를 이용하여 자세제어를 함으로써, 양호하고 안정된 자세제어가 가능한 고정 로터형 드론을 개시한다. 이를 위해 본 발명은 선수가 추진방향 대비 받음 각(Angle of attack)이 양(+)의 값을 갖는 에어포일(Airfoil) 구조의 동체, 동체에 형성되는 복수의 로터 홀(Rotor hall) 및 로터 홀 각각에 설치되는 고정형 로터를 포함하며, 고정형 로터는, 토출 에어가 동체의 역추진방향과 동체의 직하방 사이의 토출 각도를 향하도록 동체에서 경사지게 배치될 수 있다.

Description

고정 로터형 드론
본 발명은 고정 로터형 드론(Drone)에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 고정형 로터를 이용하여 추진력을 얻으며, 고정형 로터에서 생성되는 에어가 역 추진방향을 향하도록 함으로써, 저전력, 고 이동성을 구현하는 고정 로터형 드론에 관한 것이다.
미국 아마존社(http://www.amazon.com/)에서 무인항공기인 드론(Drone)을 이용한 무인 택배 서비스를 공표한 이후, 드론에 의한 항공 촬영, 항공 감시, 배송을 비롯하여 다양한 분야에 적용하고자 하는 움직임이 증대되고 있다.
드론은 동체에 탑재되는 복수의 로터를 이용하여 충분한 양력을 얻는 방식으로 개발되고 있는데, 이 방식은 기존의 헬리콥터의 기동 방법과 유사한 것으로서, 동체에 부착된 로터를 기울여서 추진방향을 결정하거나 또는 복수의 로터가 동체에 부착되는 경우, 각 로터의 추력에 차이를 두어 동체의 추진방향을 결정하는 방식이 이용되고 있다. 이러한 헬리콥터 타입의 드론에 대해, 공개번호 10-2014-0038495호는 동체 중심에서 방사상으로 배치되는 4개의 로터를 이용하는 드론을 예시한 바 있다. 공개번호 10-2014-0038495호는 균일한 각도로 동체 중심에서 방사상으로 배열되는 로터를 이용하는 것을 예시하고 있는데, 이는 사실, 아마존社에서 공개한 드론과 동일 유형으로, 드론의 부양을 위해 4개의 로터가 요구되고, 4개 중 하나의 회전력을 줄여 회전력이 약한 방향으로 동체가 기울도록 한다. 그러나, 헬리콥터 구조의 드론은,
1) 로터에서 발생하는 에어가 역추진방향을 향하지 않으므로 추진방향으로 기동 시, 에너지 소모가 크고,
2) 마찬가지의 이유로, 각 로터의 회전량에 비해 드론의 속도가 느리고,
3) 로터의 각도를 조절하여 추진방향을 결정하는 경우, 헬리콥터와 마찬가지로 고 난이도의 자세 제어가 요구되며,
4) 로터의 각도 조절을 위한 자세 제어는 드론의 신뢰성 및 내구성을 저하시킨다.
5) 반면, 무인으로 운용되어야 하는 드론은, 소모되는 에너지 대비 추진력과 항속거리가 높아야 하고,
6) 기존의 헬리콥터 구조의 드론보다 빠른 이동성이 요구되며,
7) 간단하고 높은 신뢰성이 요구된다.
상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여, 본 발명이 이루고자 하는 기술적 과제는 낮은 에너지 소모, 높은 속도, 간단한 구조와 자세제어가 가능하며, 구조적 신뢰성을 확보하는 드론을 제공하는 것이다.
상기 기술적 과제를 달성하기 위하여, 본 발명의 일실시예는 선수가 추진방향 대비 받음 각(Angle of attack)이 양(+)의 값을 갖는 에어 포일(Airfoil) 구조의 동체, 상기 동체에 형성되는 복수의 로터 홀(Rotor hall) 및 상기 로터 홀 각각에 설치되는 고정형 로터를 포함하며, 상기 고정형 로터는, 토출 에어가 상기 동체의 역추진방향과 상기 동체의 직하방 사이의 토출 각도를 향하도록 상기 동체에서 경사지게 배치되는 고정 로터형 드론을 제공한다.
본 발명의 일실시예에 있어서, 상기 선수에 상기 동체와 수직을 이루며 결합되고, 상기 동체가 랜딩(Landing) 상태일 때, 상기 고정형 로터의 축이 상기 직하방을 향하도록 상기 선수를 지면에서 리프트-업 시키는 전방 날개;를 더 포함할 수 있다.
본 발명의 일실시예에 있어서, 상기 전방 날개는, 상기 동체가 부양 후, 자중(Dead load)에 의해 상기 선수가 직하방 방향으로 회전되도록 하여 상기 토출 에어가 토출 각도를 향하도록 자세 제어할 수 있다.
본 발명의 일실시예에 있어서, 상기 전방 날개는, 상기 선수와 상기 동체의 후미 사이의 중심선 대비 대칭을 이루도록 한 쌍이 배치될 수 있다.
본 발명의 일실시예에 있어서, 상기 선수에는, 촬상용 카메라가 장착될 수 있다.
본 발명의 일실시예에 있어서, 상기 고정형 로터는, 상기 선수와 상기 동체의 후미 사이의 중심선 대비 대칭을 이루도록 복수 개가 배치되며, 상기 중심선 대비 상기 동체의 일 측에 배치되는 제1로터; 및 상기 중심선 대비 상기 동체의 타 측에 배치되는 제2로터;를 포함할 수 있다.
본 발명의 일실시예에 있어서, 상기 동체 내부에 수납되며, 상기 제1로터와 상기 제2로터의 회전량을 증감하여 상기 동체의 선회 방향을 제어하는 로터 제어부;를 더 포함할 수 있다.
본 발명의 일실시예에 따르면, 고정 로터형 드론은 기존의 헬리콥터 구조의 드론 대비 고속으로 이동할 수 있고, 속도 대비 에너지 소모가 적으며, 고정형 로터를 이용하여 자세제어를 함으로써, 양호하고 안정된 자세제어가 가능하며, 로터의 자세 제어가 요구되지 않으므로 로터와 그 주변 부품의 신뢰성 및 내구성이 향상될 수 있다.
본 발명의 효과는 상기한 효과로 한정되는 것은 아니며, 본 발명의 상세한 설명 또는 특허청구범위에 기재된 발명의 구성으로부터 추론 가능한 모든 효과를 포함하는 것으로 이해되어야 한다.
도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 고정 로터형 드론을 나타낸 측면도이다.
도 2 및 도 3은 본 발명의 일실시예에 따른 고정 로터형 드론을 상측에서 바라본 사시도이다.
도 4는 본 발명의 일실시예에 따른 고정 로터형 드론을 하측에서 바라본 사시도이다.
도 5 및 도 6은 본 발명의 일실시예에 따른 고정 로터형 드론의 비행 개념을 설명하기 위한 개념도이다.
도 7 내지 도 9는 본 발명의 일실시예에 따른 고정 로터형 드론이 지상에서 부양하여 추진방향(A)으로 향하는 과정에 대한 참조도면이다.
도 10은 본 발명의 일실시예에 따른 고정 로터형 드론에 수납되는 로터 제어부의 일 예에 따른 블록개념도이다.
<도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명>
100 : 동체
112, 113, 121, 123 : 로터
111, 114, 122, 124 : 로터 홀
131, 132 : 전방 날개
140 : 카메라
이하에서는 첨부한 도면을 참조하여 본 발명을 설명하기로 한다. 그러나 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며, 따라서 여기에서 설명하는 실시예로 한정되는 것은 아니다. 그리고 도면에서 본 발명을 명확하게 설명하기 위해서 설명과 관계없는 부분은 생략하였으며, 명세서 전체를 통하여 유사한 부분에 대해서는 유사한 도면 부호를 붙였다.
명세서 전체에서, 어떤 부분이 다른 부분과 "연결"되어 있다고 할 때, 이는 "직접적으로 연결"되어 있는 경우뿐 아니라, 그 중간에 다른 부재를 사이에 두고 "간접적으로 연결"되어 있는 경우도 포함한다. 또한 어떤 부분이 어떤 구성요소를 "포함"한다고 할 때, 이는 특별히 반대되는 기재가 없는 한 다른 구성요소를 제외하는 것이 아니라 다른 구성요소를 더 구비할 수 있다는 것을 의미한다.
본 명세서에서 동체에 부착되는 로터는 4개가 언급된다. 도면에 대한 설명에서, 로터에 대한 참조부호는 변경될 수 있으나, 모두 동일한 로터에 관한 것이며, 동체를 바라보는 각도에 따라 도면부호는 일부 생략되거나 변경될 수 있다.
본 명세서에서 언급되는 받음각(Angle of attack)은 동체의 추진방향과 기류가 이루는 각도를 의미할 수 있다. 통상 받음각이 양(+)의 값이면, 동체는 공중으로 부양하는 특성을 갖고, 반대의 경우 지면으로 하강하는 특성을 가질 수 있다.
이하, 도면을 참조하여 본 발명을 상세히 설명하도록 한다.
도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 고정 로터형 드론을 나타낸 측면도이고, 도 2 및 도 3은 본 발명의 일실시예에 따른 고정 로터형 드론을 상측에서 바라본 사시도이고, 도 4는 본 발명의 일실시예에 따른 고정 로터형 드론을 배면에서 바라본 사시도이고, 도 5 및 도 6은 본 발명의 일실시예에 따른 고정 로터형 드론의 비행 개념을 설명하기 위한 개념도이다.
도 1 내지 도 6을 함께 참조하면, 실시예에 따른 고정 로터형 드론은 동체(100), 로터 홀(111, 114, 122, 124), 로터(112, 113, 121, 123), 전방 날개(131, 132), 카메라(140)를 포함하여 구성될 수 있다. 동체(100)는 배터리 및 로터 제어부를 수납할 수 있으며, 측 단면은 항공기의 날개처럼 양력을 얻을 수 있는 에어포일(Airfoil) 구조를 갖는다. 에어포일 구조는 동체(100)의 추진방향이 A 방향일 때, 동체(100)가 양력을 얻도록 하는 날개 구조로서, 헬리콥터의 구조를 갖는 기존의 드론은 에어포일 구조의 동체를 갖지 않으며, 제트엔진 또는 프로펠러 동력을 이용하는 항공기의 날개 구조에 대응한다. 동체(100)가 추진방향(A)을 향해 이동할 때, 로터(112, 113, 121, 123)는 B 방향으로 에어를 토출하여 동체(100)에 추력을 제공할 수 있다. 이는 기존의 드론과 차별되는 구조로서, 로터(112, 113, 121, 123)의 추진력이 동체(100)를 추진방향(A)으로 추력을 직접적으로 가하는 구조에 대응한다. 이를 통해, 동체(100)는 추진방향(A)으로 빠르게 이동할 수 있으며, 동체(100)를 부양하기 위해 과도한 에너지를 이용하지 않아도 된다.
동체(100)의 추진방향(A)의 전단을 "선수"라 하고, 역 추진방향의 종단을 "후미"라 지칭한다. 동체(100)의 선수와 후미를 연결하는 가상의 선을 중심선(RF)이라 하며, 중심선(RF)과 수평선(RH) 사이의 각도는 받음각(θ)에 해당한다. 이는 동체(100)가 추진방향(A)으로 이동 시, 동체(100)를 향하는 기류가 수평선(RH)에 해당하는데 따른 것이며, 통상적으로는, 동체(100)를 향하는 기류와 동체(100)가 이루는 각도를 받음각이라 한다. 받음각(θ)은 수평선(RH)에서 동체(100)의 상측인 중심선(RF) 방향을 향하므로, 이때의 받음각(θ)은 양(+)의 값을 가지며, 동체(100)가 추진방향(A)을 향해 이동 시, 동체(100)는 기류에 의해 부양될 수 있다.
본 발명의 일실시예에서는 동체(100)에 4개의 로터(112, 113, 121, 123)가 설치되는 것으로 예시된다. 각 로터(112, 113, 121, 123)는 동체(100)에 균일하게 고정 배치되며, 동체(100)가 추진방향(A)으로 이동할 때, 자세를 변경하거나 선회할 때, 로터(112, 113, 121, 123)의 회전축 방향이 변경되지 않는다. 즉, 실시예에 따른 고정 로터형 드론은 로터(112, 113, 121, 123)가 동체(100)에 고정되며, 동체(100)의 자세 제어를 위해 회동하거나 회전축이 비틀리지 않는다. 즉 고정된 로터인 것이다.
헬리콥터 타입의 비행체가 로터를 이용하여 자세 제어를 하면서 고속으로 이동하기 위해서는 로터가 추진방향(A) 대비 반대 방향인 역 추진방향으로 에어를 토출하도록 구성될 필요가 있다. 로터가 회동하는 구조의 비행체로는 틸트 로터(Tilt Rotor)가 있는데, 틸트 로터(Tilt Rotor)의 경우 랜딩(Landing) 상태일 때와 비행 상태일 때, 로터가 45도 내지 90도 정도 회동하여야 하며, 공중에 부양한 후, 로터에서 토출되는 에어가 역 추진방향으로 향하는 과정에서 부양력과 추진력의 부조화로 사고나 고장을 일으킬 수 있다. 회동형 로터는 그 효용성 만큼이나 자세 제어가 어렵고 위험성이 높을 수 있다.
또한, 기상 조건이 균일하지 않고, 기류가 강한 경우, 로터(112, 113, 121, 123)를 회동하여 동체(100)의 자세를 제어한다면, 동체(100)에 대한 부양력은 약해지고, 추진력은 강해지게 되는데, 이때, 기류에 의해 동체(100)가 원하는 방향으로 선회하거나 이동하지 못하고 동체(100)가 부양력을 잃고 추락하거나 기류에 휩쓸릴 우려가 있다.
반면, 본 발명의 일실시예에 따른 고정 로터형 드론의 경우, 로터(112, 113, 121, 123)는 고정되는 구조로서, 틸트 로터(Tilt Rotor)와 같은 회동 구조를 갖지 아니한다.
본 발명의 일실시예에 따른 고정 로터형 드론은 공중으로 부양한 후, 전방 날개(131, 132)의 자중(Dead Load)에 의해 동체(100)의 선수가 지면을 향해 내려오고, 로터(112, 113, 121, 123)의 에어 토출방향이 자연스럽게 역 추진방향과 직하방(지면방향) 사이의 각도(이하, "토출 각도"라 한다)를 향해 토출되므로 토출 각도로 에어를 토출하기 위한 로터(112, 113, 121, 123)의 자세 제어를 요구하지 않는다.
이를 위해, 전방 날개(131, 132)는 동체(100)의 선수 방향에 배치될 수 있으며, 동체(100)가 랜딩(Landing) 상태일 때, 동체(100)를 지면(Land)에 지지하고, 부양 상태일 때는 선수가 직하방을 향해 처지도록 동체(100)의 선수에 한 쌍이 배치될 수 있다. 바람직하게는, 전방 날개(131, 132)는 동체(100)의 선수와 후미를 잇는 중심선(RF)을 중심으로 대칭되게 배치될 수 있으며, 도 2에는 중심선(RF)을 중심으로 대칭 배치되는 전방 날개(131, 132)가 배열되는 형태를 예시하고 있다.
한편, 본 발명의 일실시예에 따른 고정 로터형 드론은 로터(112, 113, 121, 123)가 로터 홀(111, 114, 122, 124) 내부에 수납되어 외부 기류에 의한 영향을 최소화하고 있다. 로터(112, 113, 121, 123)를 구성하는 모터(113c), 블레이드(113a) 및 회전축(113b)은 로터 홀(111, 114, 122, 124) 내부에 수납되고 고정되며, 이 상태에서 로터(112, 113, 121, 123)는 로터 홀(111, 114, 122, 124)로 유입되는 에어를 토출 각도(θs)로 토출하여 동체(100)를 추진방향(A)으로 진행시킬 수 있다.
즉, 로터(112, 113, 121, 123)의 수납 구조는 동체(100)에 부양력과 추진력을 가할 때, 외부 기류에 의한 영향을 최소화하며, 동체(100)를 안정적으로 부양하고 기동시킬 수 있다.
로터(112, 113, 121, 123)는 동체(100)의 중심선(RF) 대비 θ1만큼 지면 방향으로 편향되어 배치되는데, 이는 동체(100)가 추진방향(A)을 향해 진행할 때, B 방향으로 에어를 토출하기 위한 것이다. 즉, 본 발명의 일실시예에 따른 로터(112, 113, 121, 123)는 중심선(RF) 대비 기울어진 형태로 배치되며, 로터(112, 113, 121, 123)가 고정된 형태임에도, 동체(100)가 추진방향(A)을 향할 때는 추진력을 제공하고, 동체(100)가 공중에서 정지한 상태일 때는 C 방향으로 에어를 토출하여 자세 제어를 수행할 수 있다.
동체(100)가 수평선(RH) 대비 θ만큼 편향됨에 따라, 동체(100)가 공중으로 부양한 후, 동체(100)의 측 단면은 추진방향(A)에 대해 받음각이 양(+)의 값을 갖도록 자세가 결정될 수 있다. 동체(100)의 받음각이 양(+)의 값을 가질 경우, 동체(100)는 공중으로 부양하게 되고, 반대로 음(-)의 값을 가질 경우, 동체(100)는 지상으로 하강하게 된다. 본 발명의 일실시예에 따른 고정 로터형 드론은 동체(100)가 지상에서 이륙한 이후의 측 단면 자세가 받음각이 양(+)의 값을 가지도록 자세가 배열되고, 이 상태에서 로터(112, 113, 121, 123)의 추력이 B 방향을 향함에 따라, 통상의 헬리콥터 구조의 드론과는 달리 후방 추력에 의한 이동이 가능해지는 특징이 있다.
상기 고정형 로터는 중심선(RF) 대비 동체(100)의 일 측에 배치되는 제1로터(R1) 및 중심선(RF) 대비 동체(100)의 타 측에 배치되는 제2로터(R2)를 포함할 수 있다. 그리고, 제1로터(R1) 및 제2로터(R2)의 회전량이 증감됨으로써 동체(100)의 선회 방향은 제어될 수 있다.
한편, 카메라(140)는 촬상용 카메라일 수 있다. 카메라(140)는 본 발명의 일실시예에 따른 고정 로터형 드론이 항공촬영에 이용되는 경우에 설치될 수 있는 유틸리티 장비에 대한 일 예시로서, 이 외에, 물품을 배송하거나, 기상장비를 탑재하거나 또는 통신 중계장비를 탑재하는 등 다양한 용도에 이용되는 유틸리티 장비가 적용될 수 있다.
전방 날개(131, 132)는 동체(100)의 자세 안정을 위해 마련되는 것으로, 중심선(RF)의 양측에 하나씩 형성되는 것이 도시되어 있으나, 동체(100) 상면에 하나가 형성되어도 좋고, 동체(100) 중심부에 설치되거나, 또는 동체(100)의 하면에 하나 또는 둘 이상이 설치될 수 있다. 이러한 전방 날개(131, 132)는 로터(112, 113, 121, 123)의 출력이나 동체(100)의 부피 또는 중량에 따라 그 크기와 배치 위치가 변경될 수 있다. 다만, 도시된 예시에 의해 그 구조나 배치 위치가 한정되지 않음을 밝혀둔다.
도 5는 동체(100)가 지상에서 공중으로 부양하는 상태를 나타낸다.
도 5에 도시된 바와 같이, 로터(110, 120)는 중심선(RF) 대비 θ1만큼 편향된 상태로 동체(100)에 배치된다. 따라서, 로터(110, 120)가 회전하면, 동체(100)는 동체(100)의 받음각이 양(+)의 값을 갖는 상태로 공중에 부양할 수 있다.
다음으로, 도 6은 후방의 로터(120)의 회전량을 전방의 로터(110)보다 증가시켜 동체(100)의 선수가 D2 방향으로 기울도록 한 후, 동체(100)의 중심선(RF) 대비 θ1만큼 편향된 로터(110, 120)가 D1 방향으로 에어를 토출하는 일 예를 도시한다. 이때, 동체(100)는 양(+)의 받음각을 유지하는 것을 볼 수 있으며, 이 상태에서 로터(110, 120)가 회전하면, 로터(110, 120)에서 토출되는 에어는 D1 방향으로 토출되고, D1 방향으로 토출된 에어는 동체(100)의 하중을 받치면서 동체(100)를 추진방향(A)으로 이동시키는 추력을 발생할 수 있다.
이에 따라, 기존의 헬리콥터 구조의 비행방식 대비 동체(100)의 이동 속도가 증가하게 되고, 로터(110, 120)의 추력의 상당부분이 동체(100)를 추진방향(A)으로 이동시키는데 이용되므로 동체(100)에 내장되는 배터리(예컨대 리튬폴리머 배터리)의 소모량을 저감시킬 수 있다. 만일, 실시예에 따른 동체(100)에 종래의 헬리콥터 구조의 로터를 장착한다면, 장착되는 로터는 동체(100)를 부양시키고 추진방향(A)으로 이동시키기 위해 로터의 회전속도를 개별 제어하여야 하며, 동체(100)가 부양된 이후에는 로터를 기울이는 복잡한 구조의 틸트 로터(Tilt rotor)를 채용하거나 각 로터의 회전량을 증감하여 동체(100)가 추진방향(A)을 향하도록 한 후, 로터 전체를 가동하여 추력을 얻어야 한다.
틸트 로터(Tilt Rotor)의 경우, 자세 제어가 복잡하며, 숙련된 조종사가 요구되므로 원격 제어되는 무인 드론에 적용하기에 무리가 있음은 주지의 사실이며,
기존의 헬리콥터 구조를 차용한다면, 기존의 헬리콥터 구조의 단점(예컨대 낮은 이동속도)을 계승해야 한다.
그러나, 본 발명의 일실시예에 따른 고정 로터형 드론은 프로펠러 비행기처럼 역추진방향을 향해 에어를 토출할 수 있으면서도, 종래의 프로펠러 비행기와는 달리 긴 활주로가 요구되지 않음을 알 수 있다. 이는 로터(110, 120)가 동체(100)에 고정된 형태임에도 불구하고, 로터(110, 120)가 동체(100)를 부양할 수 있는 각도로 배치되는데 따르며, 로터(110, 120)의 회전력에 의해 동체(100)가 부양된 이후에는 한 번의 자세제어(동체(100)의 선수를 D2 방향으로 변경하는 자세제어)를 통해 로터(110, 120)의 추력이 B 방향을 향하도록 하는데 따른다.
도 7 내지 도 9는 본 발명의 일실시예에 따른 고정 로터형 드론이 지상에서 부양하여 추진방향(A)으로 향하는 과정에 대한 참조도면이다. 도 7 내지 도 9에 대한 설명은 도 1 내지 도 6을 함께 참조하여 설명하도록 한다.
먼저, 도 7에서, 동체(100)는 전방 날개(131, 132)에 의해 지면에 지지되어 있다. 전방 날개(131, 132)는 동체(100)의 로터 홀(111, 114, 122, 124)에 수납되는 로터(112, 113, 121, 123)에서 토출되는 토출 에어의 방향이 지면(Land)과 수직을 이루도록 배치 관계가 결정되는데, 이는 실시예에 따른 고정 로터형 드론의 큰 특징에 해당한다. 동체(100)가 지면(Land)에 랜딩되어 있을 때, 로터(112, 113, 121, 123)의 토출 에어는 A1 방향으로 토출되고, 동체(100)는 도 8에 도시된 형태로 공중으로 부양(B1)된다.
도 8을 참조하면, 공중으로 부양된 동체(100)의 선수가 자중(Dead Load)에 의해 C1 방향으로 회동하며, 로터(112, 113, 121, 123)의 토출 에어는 A1방향으로 토출되므로 후미는 공중으로 약간 부양된다. 즉, 선수는 지면방향 즉 직하방 방향으로 회전하여, 후미는 공중을 향하면서 동체(100)는 도 9에 도시된 바와 같이 공중에 부양된다.
도 9를 참조하면, 동체(100)는 부양을 마치고, 선수가 추진방향(A)을 향하도록 자세 제어되며, 로터(112, 113, 121, 123)의 토출 에어는 동체(100)의 자세 제어에 따라 D1 방향으로 토출된다. 이때, 로터(112, 113, 121, 123)에서 토출되는 에어는 A1과 D1 사이의 각도, 즉 토출 각도(θs)로 토출되며, 토출 각도(θs)는 동체(100)를 추진방향(A)으로 이동시킬 수 있다. 이때, 로터(112, 113, 121, 123)는 동체(100)에서 회동하거나, 이동되지 않으며, 고정된 상태임이 중요하다.
도 10은 실시예에 따른 고정 로터형 드론에 수납되는 로터 제어부의 일 예에 따른 블록개념도를 도시한다. 도 10에 대한 설명은 도 1 내지 도 9를 함께 참조하여 설명하도록 한다.
도 10을 참조하면 실시예에 따른 로터 제어부는 RF부(201), 구동 제어부(202), 드라이버(203), 제1모터(M1)(204), 제2모터(M2)(205), 제3모터(M3)(206) 및 제4모터(M4)(207) 및 배터리(208)를 포함하여 구성될 수 있다.
배터리(208)는 제1모터(204) 내지 제4모터(207), 구동 제어부(202), RF부(201) 및 드라이버(203)의 구동 전원을 공급한다. 배터리(208)는 리튬-이온 또는 리튬-폴리머 배터리로 구성될 수 있다. 한편, 다른 실시예에서는 제1모터(204) 내지 제4모터(207)의 구동원으로서 배터리(208) 대신 내연기관을 이용할 수 도 있다. 이 경우, 도 10에 도시된 배터리(208)는 구동 제어부(202) 및 RF부(201)를 구동하는데만 이용되고, 제1모터(204) 내지 제4모터(207)는 내연기관으로 구성되며, 제1모터(204) 내지 제4모터(207)의 회전량은 내연기관에 분무되는 연료의 량을 제어하는 방식으로 제어될 수 있다. 이 경우, 드라이버(203)는 제거되고, 구동 제어부(202)는 연료의 분사량 또는 공기 유입량을 제어하도록 구성될 수 있다.
RF부(201)는 리모트 컨트롤러(미도시)에 의해 지상의 명령을 수신하여 구동 제어부(202)로 제공할 수 있다. RF부(201)는 지상에 위치하는 리모트 컨트롤러나 지상국(미도시)에서 제공하는 무선 전파를 수신하며, 필요에 따라, 동체(100)의 위치정보를 리모트 컨트롤러나 지상국으로 제공할 수 있다. 이 경우, RF부(201)는 GPS 수신기를 내장할 수 있다.
구동 제어부(202)는 RF부(201)에서 제공되는 명령에 따라 제1모터(204) 내지 제4모터(207)의 회전량을 증감하는 제어신호를 생성하여 드라이버(203)로 제공하여 동체(100)의 자세를 제어할 수 있다. 구동 제어부(202)는 제1모터(204) 내지 제4모터(207)의 회전량만을 제어하여 동체(100)의 자세나 선회방향을 제어할 수 있다.
드라이버(203)는 구동 제어부(202)에서 제공되는 제어신호에 응답하여 제1모터(204) 내지 제4모터(207)의 구동을 위한 펄스 또는 전압을 출력할 수 있다. 제1모터(204) 내지 제4모터(207)는 직류에 의해 구동하는 방식이거나 펄스에 의해 구동하는 PWM 방식일 수 있으며, 드라이버(203)는 제1모터(204) 내지 제4모터(207)의 구동 방식에 따라 전압과 전류를 제어하거나 펄스를 제공할 수 있다.
전술한 본 발명의 설명은 예시를 위한 것이며, 본 발명이 속하는 기술분야의 통상의 지식을 가진 자는 본 발명의 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.
본 발명의 범위는 후술하는 특허청구범위에 의하여 나타내어지며, 특허청구범위의 의미 및 범위 그리고 그 균등 개념으로부터 도출되는 모든 변경 또는 변형된 형태가 본 발명의 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 한다.

Claims (7)

  1. 선수가 추진방향 대비 받음 각(Angle of attack)이 양(+)의 값을 갖는 에어포일(Airfoil) 구조의 동체;
    상기 동체에 형성되는 복수의 로터 홀(Rotor hall); 및
    상기 로터 홀 각각에 설치되는 고정형 로터;를 포함하며,
    상기 고정형 로터는,
    토출 에어가 상기 동체의 역추진방향과 상기 동체의 직하방 사이의 토출 각도를 향하도록 상기 동체에서 경사지게 배치되는 것을 특징으로 하는 고정 로터형 드론.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 선수에 상기 동체와 수직을 이루며 결합되고,
    상기 동체가 랜딩(Landing) 상태일 때, 상기 고정형 로터의 축이 상기 직하방을 향하도록 상기 선수를 지면에서 리프트-업 시키는 전방 날개;를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 고정 로터형 드론.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 전방 날개는,
    상기 동체가 부양 후, 자중(Dead load)에 의해 상기 선수가 상기 직하방 방향으로 회전되도록 하여 상기 토출 에어가 토출 각도를 향하도록 자세 제어하는 것을 특징으로 하는 고정 로터형 드론.
  4. 제2항에 있어서,
    상기 전방 날개는,
    상기 선수와 상기 동체의 후미 사이의 중심선 대비 대칭을 이루도록 한 쌍이 배치되는 것을 특징으로 하는 고정 로터형 드론.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 선수에는,
    촬상용 카메라가 장착되는 것을 특징으로 하는 고정 로터형 드론.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 고정형 로터는,
    상기 선수와 상기 동체의 후미 사이의 중심선 대비 대칭을 이루도록 복수 개가 배치되며,
    상기 중심선 대비 상기 동체의 일 측에 배치되는 제1로터; 및
    상기 중심선 대비 상기 동체의 타 측에 배치되는 제2로터;를 포함하는 것을 특징으로 하는 고정 로터형 드론.
  7. 제6항에 있어서,
    상기 동체 내부에 수납되며, 상기 제1로터와 상기 제2로터의 회전량을 증감하여 상기 동체의 선회 방향을 제어하는 로터 제어부;를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 고정 로터형 드론.
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Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH07101398A (ja) * 1993-10-06 1995-04-18 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ヘリコプタ
KR200367425Y1 (ko) * 2004-08-28 2004-11-10 함동호 비행체의 수직승강 및 추진장치
US8002216B2 (en) * 2007-06-15 2011-08-23 Darwin Kent Decker Solar powered wing vehicle using flywheels for energy storage
KR20110112402A (ko) * 2009-01-05 2011-10-12 이반 노비코브-코프 공기역학 및 운송 특징들을 완전하게 증가시키기 위한 방법, 상기 방법（변형들)을 실행하기 위한 위그선 및 비행을 실현하기 위한 방법
KR101354646B1 (ko) * 2011-11-17 2014-01-22 재단법인대구경북과학기술원 솔라셀을 기준으로 한 비행각도 제어 기능을 갖는 비행 로봇

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH07101398A (ja) * 1993-10-06 1995-04-18 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ヘリコプタ
KR200367425Y1 (ko) * 2004-08-28 2004-11-10 함동호 비행체의 수직승강 및 추진장치
US8002216B2 (en) * 2007-06-15 2011-08-23 Darwin Kent Decker Solar powered wing vehicle using flywheels for energy storage
KR20110112402A (ko) * 2009-01-05 2011-10-12 이반 노비코브-코프 공기역학 및 운송 특징들을 완전하게 증가시키기 위한 방법, 상기 방법（변형들)을 실행하기 위한 위그선 및 비행을 실현하기 위한 방법
KR101354646B1 (ko) * 2011-11-17 2014-01-22 재단법인대구경북과학기술원 솔라셀을 기준으로 한 비행각도 제어 기능을 갖는 비행 로봇

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