WO2017135485A1 - 무인항공체 - Google Patents

무인항공체 Download PDF

Info

Publication number
WO2017135485A1
WO2017135485A1 PCT/KR2016/001347 KR2016001347W WO2017135485A1 WO 2017135485 A1 WO2017135485 A1 WO 2017135485A1 KR 2016001347 W KR2016001347 W KR 2016001347W WO 2017135485 A1 WO2017135485 A1 WO 2017135485A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
aerial vehicle
unmanned aerial
wing
unit
control unit
Prior art date
Application number
PCT/KR2016/001347
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
추지민
조세현
이현철
이상혁
이철배
Original Assignee
엘지전자 주식회사
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 엘지전자 주식회사 filed Critical 엘지전자 주식회사
Priority to US16/072,931 priority Critical patent/US10933993B2/en
Publication of WO2017135485A1 publication Critical patent/WO2017135485A1/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
    • B64C39/024—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use of the remote controlled vehicle type, i.e. RPV
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64B—LIGHTER-THAN AIR AIRCRAFT
    • B64B1/00—Lighter-than-air aircraft
    • B64B1/06—Rigid airships; Semi-rigid airships
    • B64B1/24—Arrangement of propulsion plant
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64B—LIGHTER-THAN AIR AIRCRAFT
    • B64B1/00—Lighter-than-air aircraft
    • B64B1/40—Balloons
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64B—LIGHTER-THAN AIR AIRCRAFT
    • B64B1/00—Lighter-than-air aircraft
    • B64B1/58—Arrangements or construction of gas-bags; Filling arrangements
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C33/00—Ornithopters
    • B64C33/02—Wings; Actuating mechanisms therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/30—Lighter-than-air aircraft, e.g. aerostatic aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/40—Ornithopters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U2201/00—UAVs characterised by their flight controls
    • B64U2201/20—Remote controls
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/19—Propulsion using electrically powered motors

Definitions

  • the present invention relates to an unmanned aerial vehicle flying in the air.
  • the unmanned aerial vehicle is an aircraft that does not use a runway, and has recently been applied to various fields as a vehicle capable of mounting various functions such as image capturing and low altitude fixation search on a compact body that is relatively lightly formed.
  • the unmanned aerial vehicle may be controlled remotely and may be controlled to perform a function in a desired section.
  • an unmanned aerial vehicle having a light body and flying at a low speed indoors.
  • Such an unmanned aerial vehicle is suspended in the air by the buoyancy of the main body filled with a light gas, and the user needs to fly at a desired position, and thus a flight structure different from a general unmanned aerial vehicle is required.
  • the unmanned aerial vehicle includes a body portion filled with a specific gas in the inner space, a plurality of wings mounted to the body portion to provide a driving force;
  • the wings may include first and second rib-mounted pin portions, first and second ribs connected to one end of each of the first and second ribs to move the other ends of the first and second ribs within a predetermined control angle range.
  • the third servo motor for rotating the pin portion.
  • the control unit rotates the pin unit at a limit angle of the third servomotor and is opposite to the first direction.
  • the third servomotor is controlled to rotate in the direction in which the propulsion direction and the pin portion are horizontal, the unmanned aerial vehicle controls forward and backward by changing the angle of the pin portion. No additional drive structure is necessary.
  • the apparatus may further include a sensor unit including at least one of a distance sensor detecting a distance to an external object, an IMU sensor detecting a movement, and a position detecting sensor detecting a position of the body part.
  • the aircraft can fly in a safe path based on the detected position change.
  • the wing portion mounted to the body portion is controlled so that the pin portion has a phase difference by the two servomotors, it can safely fly the unmanned aerial vehicle floating in the air, and collision with the object Mutual damage can be minimized even if they occur.
  • the wing portion can be stably fixed to the body portion made of a light material by a fixed support portion that is mounted to the main body of the body portion to secure the wing portion.
  • the flight direction can be easily changed by the servomotor that adjusts the angle of the pin portion, it is possible to control the flight in the desired direction only by wing of the pin portion without additional components.
  • FIG. 1 is a conceptual diagram illustrating an unmanned aerial vehicle according to an embodiment of the present invention in one direction.
  • Figure 2a is an enlarged view of a portion of Figure 1 for explaining the wing.
  • 2B is a conceptual diagram for explaining the shape of the pin portion
  • 3A and 3D are conceptual views for explaining a method of driving a wing unit.
  • 4A and 4C are conceptual views illustrating a control method of changing a propulsion direction of an unmanned aerial vehicle.
  • 5A to 5C are conceptual views illustrating the driving of a wing of an unmanned aerial vehicle moving forward.
  • 6a to 6c are conceptual views for explaining the reverse of the unmanned aerial vehicle.
  • FIG. 7A and 7B are conceptual views illustrating a rotation control method of an unmanned aerial vehicle.
  • 8A and 8C are conceptual views illustrating a control method for setting a path of an unmanned aerial vehicle.
  • 9A to 9C are conceptual views illustrating a method of controlling an unmanned aerial vehicle in flight.
  • FIG. 10 is a conceptual diagram illustrating a charging method of an unmanned aerial vehicle.
  • FIG. 1 is a conceptual diagram illustrating an unmanned aerial vehicle according to an embodiment of the present invention in one direction.
  • the unmanned aerial vehicle 1000 includes a body part 1100, a wing part 1200, and an electronic module part 1300.
  • the body portion 1100 of the unmanned aerial vehicle 1000 may have a spherical shape and an elliptic sphere shape.
  • the body part 1100 forms an internal space, and a specific kind of gas is accommodated in the internal space.
  • the specific type of gas is made of a light gas so that the body portion 1100 may float on air.
  • the inside of the body portion 1100 may be filled with helium gas.
  • the body portion 1100 may be made of a relatively light material.
  • the unmanned aerial vehicle 1000 includes a pair of wing portions 1200 mounted to both sides of the body portion 1000.
  • the wing portion 1200 is preferably disposed in the areas symmetrical to each other on the body portion 1000, but is not limited thereto.
  • the wing portion 1200 is formed of a plurality, the body portion 1000 is arranged to be horizontal.
  • Each of the wing portions 1200 includes a pin portion configured to stir air above and a plurality of motors moving the pin portion. Based on the relative movement of the pin part, the body part 1000 may move forward, backward, rotate, etc. in a state floating in the air, and may move vertically while moving in a specific direction.
  • the structure of the wing portion 1200 will be described in detail with reference to FIGS. 2A to 2C.
  • the electronic module unit 1300 is disposed below the body unit 1100 in a floating state.
  • the electronic module unit 1300 may include at least one of a camera, a battery, a controller, and a speaker.
  • the camera 1300 may be controlled to photograph the ground in a state in which the body 1100 is floating in the air.
  • the electronic module unit 1300 may transmit and receive a radio signal with an external device or an external communication system including a wireless communication unit, and flight may be controlled by an external user.
  • the camera and the speaker included in the electronic module unit 1300 may be controlled to be driven by a state in which the driving of the wing unit 1200 is restricted when the unmanned aerial vehicle 1000 is flying or positioned at a specific altitude. Can be.
  • an area in which the electronic module unit 1300 of the unmanned aerial vehicle 1000 is mounted is defined as a lower side, an area facing the lower part, and an upper part and a remaining area as side parts.
  • FIG. 2A is a partially enlarged view of FIG. 1 for explaining the wing
  • FIG. 2B is a conceptual view for explaining the shape of the fin.
  • the wing portion 1200 is mounted to the outside of the body portion 1100.
  • the wing unit 1200 includes a wing unit 1210, a motor unit 1220 holding the wing unit 1210, and a fixed support unit 1230 for fixing the motor unit 1220 to the body unit 1100. Include.
  • the wing unit 1210 includes a pin portion 1210 ′ and first and second ribs 1211 and 1212 supporting the pin portion 1210 ′.
  • the pin portion 1210 ′ is connected to the motor portion 1220 by the first and second ribs 1211 and 1212.
  • the first and second ribs 1211 and 1212 extend in one direction and are spaced apart from each other.
  • the first and second ribs 1211 and 1212 are connected to the motor unit 1220 in parallel with each other.
  • the pin portion 1210 ′ extends in the one direction and has a specific shape. Referring to FIG.
  • the first region A It may be formed narrower than the second region (B).
  • the first region A is installed toward the front of the unmanned aerial vehicle 1000, and the forward movement of the unmanned aerial vehicle 1000 is defined as the first region A moving forward.
  • the shape and size of the pin portion 1210 ′ is not limited to those shown in the drawings.
  • the first and second ribs 1211 and 1212 may be fixed to one side from the center of the pin portion 1210 ′.
  • the motor unit 1220 includes first to third servomotors 1221, 1222 and 1223, and a control unit 1224 to control the first to third servomotors 1221, 1222 and 1223. do.
  • the first and second servomotors 1221 and 1222 are mounted at both sides of the control unit 1224, and the third servomotor 1223 is mounted at the center of the control unit 1224.
  • the third servomotor 1223 is mounted to the body part 1100 by the fixed support part 1230.
  • the fixed support part 1230 may be formed of a plurality of fixed ribs so that the motor part 1220 may be mounted on an outer surface of the body part 1100 made of a curved material and made of a light material.
  • the plurality of fixed ribs extend from a central portion to which the third servomotor 1223 is fixed by a predetermined length in different directions.
  • the plurality of fixing ribs is attached and fixed to an outer surface of the body portion 1100.
  • the structure in which the motor unit 1200 is fixed to the body unit 1100 is not limited thereto.
  • the body part 1100 may include a fixing groove for fixing the motor unit 1200, and one region of the fixing support part 1230 may be fitted into the fixing groove.
  • a mounting structure for mounting the third servomotor 1223 may be formed at the centers of the plurality of fixed ribs, and the connecting portion electrically connecting the control unit 1224 to the control unit 1224 of the unmanned aerial vehicle 1000 is fixed. That is, the motor part 1220 is structurally and electrically connected to the body part 1100 by the fixed support part 1230.
  • first and second ribs 1211 and 1212 are connected to the first and second servomotors 1221 and 1222, respectively.
  • the pin portion 1210 ′ may be disposed parallel to the horizontal state of the body portion 1100.
  • the first and second ribs 1211 and 1212 are maintained in parallel with the horizontal state of the body portion 1100.
  • the first and second ribs 1211 and 1212 are vertically moved based on the horizontal state by the first and second servomotors 1221 and 1222, and the third and second ribs 1212 and 1212 are operated by the third servomotor 1223.
  • the control unit 1224 is moved such that the pin portion 1210 'forms an angle with respect to a horizontal state.
  • the first servo motor 1221 is a leading servo motor
  • the second servo motor 1222 is a trail servo motor
  • the third servo motor 1223 is a tilting servo motor.
  • the driving force is formed by the movement of the two wing portions 1200 by the first to third servomotors 1221, 1222 and 1223.
  • the angle of the pin portion 1210 ′ is changed by the phase difference between the first and second ribs 1211 and 1212, thereby forming a driving force.
  • 3A and 3C are conceptual views illustrating a method of driving a wing unit.
  • Figure 3a (a) shows a view of one wing portion 1200 from the top of the unmanned aerial vehicle 1000
  • Figure 3a (b) is a view of Figure 3a (a) viewed from the A direction.
  • the pin portion 1210 'and the first and second ribs 1211 and 1212 are arranged in parallel.
  • the pin portion 1210 'and the first and second ribs 1211 and 1212 are arranged on the same line.
  • the wing portion 1210 forms a first state 1210a.
  • the first state 1210a is disposed parallel to the x axis.
  • the pin portions 1210 ' form a second state 1210b by the first and second servomotors 1221 and 1222, and the first and second ribs 1211 and 1212 are positioned at different heights, respectively. do.
  • the distance from the pin portion 1210 ′ in the first state to the first and second ribs 1211 and 1212 is different from each other, and the first rib 1211 is higher than the second rib 1212. Inclined so that the front part of the pin part 1210 'is high.
  • the fin part (2) is in the second state 1210b due to the phase difference between the first and second ribs 1211 and 1212.
  • 1210 ′ is disposed to form an angle with the pin portion 1210 ′ in the first state 1210 a.
  • the fin portion 1210 ′ in the third state 1210c is inclined such that the rear portion adjacent to the second rib 1212 is higher.
  • the position of the second rib 1212 is disposed higher than the position of the first rib 1211.
  • the second and third states 1210b and 1210c are located at a position higher than the first state 1210a with respect to the control unit 1224.
  • the first to third servomotors 1221, 1222, and 1223 drive the end portions of the first and second ribs 1211 and 1212 to move along the y axis.
  • the first to third servomotors 1221, 1222 and 1223 are driven independently, and in particular, the first and second servomotors 1221 and 1222 have a phase difference and the first and second ribs 1211. 1212).
  • the first and second servomotors 1221 and 1222 change the control angle with the phase difference.
  • the periods of change of the control angles by the first and second servomotors 1221 and 1222 are substantially the same, and are driven to form a sine wave.
  • FIG. 3D is a conceptual diagram illustrating the movement of the pin 1210 ′ at a time point corresponding to one region of FIG. 3C.
  • the pin portion 1210 ′ is inclined to the right when the first rib 1211 is positioned above the second rib 1212, and the first and second ribs 1211 and 1212 are positioned at the same position. If level. Again, when the second rib 1212 is positioned above the first rib 1211, the pin portion 1210 ′ is inclined to the left. Since the angle of the pin portion 1210 'is generally rotated by the third servomotor 1223 while the pin portion 1210' is relatively inclined by the first and second ribs 1211 and 1212, the propulsion direction Is changed. In the graph of FIG. 3D, the left side corresponds to the driving direction (front side), and the right side corresponds to the rear side.
  • 4A and 4B are conceptual views illustrating a control method of changing a propulsion direction of an unmanned aerial vehicle. 4A and 4B, a method of controlling the propulsion direction of the wing portion 1200 in a state in which there is no angle between the first and second ribs 1211 and 1212 will be described.
  • the first driving force direction d1 is the x axis. Parallel to the direction
  • the third servo motor 1223 rotates the control unit 1224 in the z-axis direction.
  • the angle of the pin portion 1210 ′ is inclined by the rotation of the control unit 1224.
  • the propulsion direction of the wing portion 1200 corresponds to the second direction d2 moved by 30 degrees with respect to the x-axis.
  • the driving force in the second direction d2 is generated while the unmanned aerial vehicle 1000 floats in a state parallel to the horizontal, the unmanned aerial vehicle 1000 moves forward while rising about 30 degrees. Done.
  • control unit 1224 controls the third servomotor 1223 to rotate the pin unit 1210 'in the same direction as the pushing direction, based on a control command for changing the moving direction,
  • the first and second servomotors 1221 and 1222 are driven.
  • 4C is a graph for explaining a control method for controlling propulsion force.
  • FIGS. 4C (a) and (b) of FIG. 4C shows the movement period (wing speed) of the pin portion 1210 'and the angles of the first and second servomotors 1221 and 1222.
  • the control width (wing size) is large and the phase difference between the two servos is small.
  • the wing 1200 may be winged at a much higher speed, and correspondingly, the phase difference between the first and second ribs 1211 and 1212 may be reduced.
  • the driving force in FIG. 4C (b) is greater than the driving force in FIG. 4C (a).
  • control unit 1224 may change the magnitude of the propulsion force for the unmanned aerial vehicle 1000 to move by adjusting the movement period and the movement width of the first and second servomotors 1221 and 1222.
  • 5A to 5C are conceptual views for explaining wing driving of an unmanned aerial vehicle moving forward.
  • 5A is a conceptual view of the unmanned aerial vehicle from one direction
  • FIG. 5B is a partially enlarged view of the wing of FIG. 5A
  • FIG. 5C is a conceptual view of FIG. 5A viewed from a B direction.
  • the pair of wing portions 1200 are disposed to extend along the z-axis direction of the body portion 1100 and are formed in corresponding regions of the body portion 1100.
  • the third servomotor 1223 controls the pin portion 1210 'to be horizontal with the x-axis direction. That is, one ends mounted on the first and second servomotors 1221 and 1222 of the first and second ribs 1211 and 1212 are disposed on the x-axis.
  • the first and second ribs 1211 and 1212 are moved along the z-axis direction with phase differences by the first and second servomotors 1221 and 1222.
  • An end of the pin part 1210 ′ reciprocates in an upward direction and a downward direction based on the control module 1224.
  • the air above the body portion 1000 floats moves from the front side to the rear side by the sequential movement of the first and second ribs 1211 and 1212, and the body portion 1100 moves forward and backward. It moves in the x-axis direction at 5c.
  • the forward, upward and downward movements may be controlled based on the direction of the pin portion 1210 ′ and the relative movement of the first and second ribs 1211 and 1212.
  • a control method for flying the unmanned aerial vehicle backward will be described.
  • 6A to 6C are conceptual diagrams for describing backward of the unmanned aerial vehicle 1000.
  • the surface pressure of the pin portion 1210 ' is used. Due to the rotational limit of the third servomotor 1223, the pin part 1210 ′ may not be disposed parallel to the y-axis direction.
  • the control unit eliminates the phase difference between the first and second servomotors 1221 and 1222 and controls the first and second ribs 1211 and 1212 to move together.
  • the control unit 1224 is the pin portion 1210 ′ from the x axis when the first and second ribs 1211 and 1212 move from the positive peak point to the negative peak point.
  • a maximum angle (here, the maximum angle is determined by the third servomotor 1223 and may be about 85 degrees), and moves from the (-) peak point to the (+) peak point.
  • the third servo motor 1223 is rotated so that the pin portion 1210 'is in a state parallel to the x-axis when the pin portion 1210' is positioned at the center of the body portion 1100.
  • the third servo motor 1223 rotates the pin unit 1210 ′ again to achieve the maximum angle with the x axis when the pin portion 1210 ′ is in parallel with the x axis.
  • the pin 1210 ' rotates to achieve the maximum angle when the pin 1210' reaches the positive peak point again.
  • the control unit 1224 uses the pin portion 1210 ′ at the rotation limit angle of the third servo motor 1223. Rotate and keeps the pin portion 1210 ′ parallel to the pushing direction in the second direction opposite to the first direction.
  • the control unit 1224 may control the rotation speed so that the control unit 1224 does not rotate suddenly when the pin portion 1210 ′ becomes horizontal.
  • the unmanned aerial vehicle 1000 may move in the rearward direction.
  • the angle at which the pin part 1210 'changes the rotation direction is not limited to zero based on the x-axis.
  • the wing part 1200 is rotated close to the y-axis direction and then winged by the first and second servomotors 1221 and 1222.
  • FIGS. 7A and 7B are conceptual views illustrating a rotation control method of an unmanned aerial vehicle. A method of controlling left turn movement of the unmanned aerial vehicle 1000 will be described with reference to FIGS. 7A and 7B.
  • FIG. 7B is a graph showing the movement of the left and right wing portions during rapid magnetic rotation.
  • the control unit 1224 drives only the first and second servomotors 1221 and 1222 of the left (L) wing 1210 and restricts the driving of the right (R) wing 1210. Accordingly, the unmanned aerial vehicle 1000 is turned left by the driving force toward the front of the left (L) wing portion 1210.
  • the control unit 1224 forms a movement pattern of the right (R) wing 1210 to align with the movement pattern of the left (L) wing 1210. That is, the wing of the right (R) wing 1210 to correspond to the wing of the left (L) wing 1210 (that is, the driving of the first and second servomotors 1221 and 1222).
  • the number of the wings of the right (R) wing 1210 is set to be smaller than the number of the left (L) wing 1212.
  • the unmanned aerial vehicle 1000 travels forward by the winging of both wing portions 1210, and rotates left when only the winging of the left wing portion 1210 occurs.
  • the control unit 1224 may control the unmanned aerial vehicle 1000 to be rotated by varying the driving of both wing portions 1210. For example, when rotating in the left direction, the left (L) wing moves forward and the right (R) wing 1210 moves backward.
  • the movement patterns of the two wing parts 1210 must correspond, and the body part 1100 rotates based on movement in different directions. That is, the unmanned aerial vehicle 1000 may control a moving direction and a movement of the unmanned aerial vehicle 1000 by independently controlling a pair of wings disposed on both sides of the body unit 1100.
  • 8A and 8C are conceptual views illustrating a control method for setting a path of an unmanned aerial vehicle.
  • the unmanned aerial vehicle 1000 may include a location information module.
  • a module for acquiring the position of the unmanned aerial vehicle there is a Global Positioning System (GPS) module or a Wireless Fidelity (WiFi) module.
  • GPS Global Positioning System
  • WiFi Wireless Fidelity
  • the unmanned aerial vehicle may acquire the position of the unmanned aerial vehicle based on information of the Wi-Fi module and the wireless AP (wireless access point) that transmits or receives a wireless signal.
  • the location information module is a module used to acquire the location (or current location) of the unmanned aerial vehicle, and is not limited to a module that directly calculates or obtains the location of the unmanned aerial vehicle.
  • the unmanned aerial vehicle 1000 may include an inertial measurement unit (IMU).
  • IMU inertial measurement unit
  • the inertial measurement sensor may detect a change in position of the unmanned aerial vehicle 1000 by measuring the acceleration change while the unmanned aerial vehicle 1000 moves.
  • the flight area and the flight altitude of the unmanned aerial vehicle 1000 may be set based on the movement position of the unmanned aerial vehicle 1000.
  • the location information module detects the path R1 while the user grabs the unmanned aerial vehicle 1000 and moves it, and stores the path R1 in the memory.
  • the unmanned aerial vehicle 1000 may transmit route R1 information to a specific server. Since the route R1 is set by the user, the height information may not be included.
  • the unmanned aerial vehicle 1000 may transmit the route R1 information to the terminal 100 performing wireless communication.
  • the terminal 100 outputs a first flight path screen 510 by integrating location information and route R1 information in which the unmanned aerial vehicle 1000 is flying.
  • the first flight path screen 510 corresponds to a plan view and includes a first path image 520 representing the path R1.
  • a second flight path screen 511 including altitude information of the surrounding environment is output.
  • the path R1 information is output as a path image 521.
  • the controller of the terminal 100 may change the altitude information of the second path image 521 based on a touch applied to the second path image 521 on the display unit.
  • the altitude of the flight path may be increased or decreased by a touch applied on the second path image 521.
  • the flight path modified by the touch input may be received by the unmanned aerial vehicle 1000.
  • the unmanned aerial vehicle 1000 may perform a flight that descends toward the ground and then rises again while flying.
  • the unmanned aerial vehicle 1000 may transmit the route R1 information to the terminal 100 performing wireless communication.
  • the terminal 100 outputs a flight route screen 511 by integrating the positional information and the route R1 information in which the unmanned aerial vehicle 1000 is flying.
  • the display unit may output an icon for controlling the flight height of the unmanned aerial vehicle 1000.
  • the unmanned aerial vehicle 1000 may control the wing unit 1200 based on a control command received by the terminal 100.
  • the unmanned aerial vehicle 1000 may further include a valve 1310 for discharging the gas contained therein to adjust the height.
  • a valve 1310 for discharging the gas contained therein to adjust the height.
  • the valve 1310 is opened, the gas accommodated in the interior is discharged, and air is introduced, thereby making the weight heavy. Accordingly, the flight altitude of the unmanned aerial vehicle 1000 may be adjusted.
  • the valve 1310 of the unmanned aerial vehicle 1000 In the floating state at the first altitude h1, when the control command for the altitude descent is received from the terminal 100, the valve 1310 of the unmanned aerial vehicle 1000 is opened. When the gas is discharged by the valve 1310 and air is introduced, the heavy unmanned aerial vehicle 1000 may float at a second altitude h2 lower than the first altitude h1. In addition, the controller of the unmanned aerial vehicle 1000 may discharge the gas contained in the body portion 1100 so that the unmanned aerial vehicle 1000 may be stably seated on the ground.
  • the control unit of the unmanned aerial vehicle 1000 may discharge the gas to the outside by a predetermined amount to control to gradually descend to the ground only by the weight of the body 1100 itself, so that the unmanned aerial vehicle flying in the air ( No external force is applied to the 1100 or additional power is required.
  • the second altitude h2 may correspond to an altitude set as a default even when propulsion force is not generated by the wing portion 1200.
  • control unit of the unmanned aerial vehicle 1000 blocks the wireless communication with an external device that transmits a control command, or when the wireless communication state is poor, lowers the altitude of the unmanned aerial vehicle 1000.
  • control unit preferably controls to discharge the gas until the unmanned aerial vehicle 1000 is seated on the ground.
  • the terminal may perform wireless communication with the unmanned aerial vehicle 1000, and may provide a flight path of the unmanned aerial vehicle in real time.
  • the flight path of the unmanned aerial vehicle may be changed in real time through the terminal.
  • the unmanned aerial vehicle 1000 may include an air receiving unit and a pneumatic pump.
  • the control unit of the unmanned aerial vehicle 1000 may control the pneumatic pump to inject air into the air receiving portion to lower the altitude.
  • the body portion 1100 includes an additional accommodating portion for receiving air introduced by the pneumatic pump. When air is introduced into the additional accommodating part by the pneumatic pump, the weight of the body part 1100 becomes heavy, thereby lowering the flight altitude of the unmanned aerial vehicle 1000. .
  • 9A to 9C are conceptual views illustrating a method of controlling an unmanned aerial vehicle in flight.
  • the unmanned aerial vehicle may include a distance sensor disposed in one area of the body part 1100.
  • the distance sensor may detect a distance from the ceiling.
  • the distance sensor may be made of an ultrasonic sensor.
  • the unmanned aerial vehicle 1000 floating in the air may be controlled to maintain a predetermined distance d1 from the ceiling.
  • the distance to the ceiling may be set by the amount of gas accommodated in the unmanned aerial vehicle 1000 or maintained by the wing of the wing 1200.
  • the unmanned aerial vehicle 1000 may change its distance from the ceiling by an external force.
  • the external force may correspond to wind from outside or collision with another object (person).
  • the controller of the unmanned aerial vehicle 1000 adjusts the altitude of the unmanned aerial vehicle 1000 when the distance between the unmanned aerial vehicle 1000 and the ceiling becomes smaller than the distance d1 by the distance sensor (d1). Form a control command to lower.
  • the controller may open the valve 1310 to control the gas contained in the body 1100 to flow out.
  • the control unit controls to close the valve when the distance to the ceiling is separated by the predetermined distance d1 by the distance sensor.
  • the controller may control the wing unit 1200 to move the unmanned aerial vehicle 1000 while moving in one direction.
  • the control unit of the unmanned aerial vehicle 1000 may increase the propulsion force of the wing unit 1200 when the moving speed is lowered by an external force while the wing unit 1200 is driven, the motor unit 1220. Can be controlled.
  • the wing unit 1200 may be controlled to be spaced apart from the object when the distance sensor is close to the danger distance.
  • a wireless access point may be disposed at each specific location in the room.
  • first to fourth points A1, A2, A3, and A4 may be set, and when the unmanned aerial vehicle 1000 is close, a radio signal for this is received.
  • the unmanned aerial vehicle 1000 transmits information A2 of a point to which the external device O that communicates wirelessly with the unmanned aerial vehicle 1000 to the unmanned aerial vehicle 1000, It may move adjacent to the received information A2.
  • the external device transmits information about a near point to the unmanned aerial vehicle 1000 to move the unmanned aerial vehicle 1000. Can be controlled.
  • the controller of the unmanned aerial vehicle 1000 may control the electronic module unit 1300 to perform photographing by a camera or output auditory data by a speaker.
  • the controller may perform different control accordingly.
  • the controller may control the electronic module unit 1300 to activate the camera or output auditory information by a speaker based on different information.
  • the unmanned aerial vehicle may include a UWB module.
  • the UWB module receives UWB packets from external tags.
  • the tag transmits a UWB packet to the unmanned aerial vehicle 1000 with a preset period.
  • the tag 100 may transmit the motion information to the unmanned aerial vehicle 1000 together with the UWB packet.
  • receiving a plurality of UWB packets it is possible to measure the distance between the unmanned aerial vehicle 1000 and the tag 100. The distance may be performed by the controller of the unmanned aerial vehicle 1000 or the controller of the tag 100.
  • the unmanned aerial vehicle 1000 may fly to maintain a constant distance from the tag 100 using the distance between the UWB packet and the tag 100. Accordingly, the user may control the unmanned aerial vehicle 1000 to fly while being located adjacent to the user as needed.
  • FIG. 10 is a conceptual view illustrating a charging method of an unmanned aerial vehicle.
  • the body 1100 is filled with helium gas and the like, and a battery is mounted therein.
  • the filled gas may be discharged by the valve 1310 (see FIG. 8C).
  • the unmanned aerial vehicle 1000 according to the present invention includes a charging structure 1320 for charging the power or the gas of the battery.
  • the charging structure 1320 is preferably disposed adjacent to the electronic module unit 1300, but is not limited thereto.
  • the charging device 200 for charging power or gas of the unmanned aerial vehicle 1000 is fitted with the main body 210 into which the charging structure 1320 may be inserted and the charging structure 1320 to charge power or gas. And a fixing part 230 for fixing the connection part 220 and the charging structure 1320.
  • the filling structure 1320 has a shape protruding from the body portion 1100.
  • the charging device 200 drives the fixing part 230 in an open state when the unmanned aerial vehicle 1000 is adjacent to the charging device 200.
  • the fixing part 230 is switched to the open state, the charging structure 1320 is inserted into the main body 210.
  • the controller of the unmanned aerial vehicle 1000 controls the wing unit 1200 to transfer the charging structure 1320 to the charging device 200. You can move it closer.
  • the charging structure 1320 and the main body 210 include a magnet portion to which the attraction force.
  • the charging structure 1320 of the unmanned aerial vehicle 1000 is adjacent to the charging device 200, the charging structure 1320 is seated on the main body 210 by the magnetic force of the magnet.
  • the fixing part 230 is switched to a fixed state.
  • the fixing part 230 is composed of a plurality of rotational structure including a hinge portion, the plurality of rotational structure is made to surround the fixing portion 230 in a fixed state.
  • the inner surface of the fixing part 230 may be formed in a shape corresponding to the shape of the outer surface of the filling structure 1320.
  • the charging device 200 may connect the connection unit 220 with one end of the charging structure 1320 to fill the gas or charge the power. have.
  • the charging device 200 converts the fixed state of the fixed part 230 to the open state when the charging of the gas or the electric power is completed. When switched to the open state, it may be separated from the charging device 2000 by the gas inside the body part 1000. Alternatively, the control unit of the unmanned aerial vehicle 1000 may control the wing unit 1200 to move the body unit 1100 away from the charging device 200.
  • the controller of the unmanned aerial vehicle 1000 controls the vane 1200 to move to the charging device 200 by sensing the amount of power or gas of the battery or is charged based on a control command applied from the outside. You can control to perform the steps.
  • the present invention relates to an unmanned aerial vehicle in which gas is accommodated, and includes a structure for flying by movement of a pin portion having a phase difference. Therefore, it can be utilized in various industrial fields related thereto.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

본 발명은 특정 가스가 내부공간에 충진된 바디부, 상기 바디부에 장착되어 추진력을 제공하는 복수의 날개부를 포함하고, 상기 날개부는 제1 및 제2 리브가 장착된 핀부, 상기 제1 및 제2 리브의 일 단부 각각에 연결되어 상기 제1 및 제2 리브의 타단부를 기 설정된 제어각도 범위 내로 이동시키는 제1 및 제2 서보모터, 상기 제1 및 제2 리브가 특정 위상차를 가지며 움직이도록 상기 제1 및 제2 서보모터를 제어하는 제어유닛 및 상기 제1 및 제2 서보모터와 연결되어 상기 바디부의 추진방향을 결정하기 위하여 상기 핀부를 회전시키는 제3 서보모터를 포함하는 것을 특징으로 하는 무인항공체를 제공합니다.

Description

무인항공체
본 발명은 상공을 비행하는 무인항공장치에 관한 발명이다.
무인항공장치는 활주로를 사용하지 않은 항공기로서, 상대적으로 가볍게 형성되는 소형의 본체에 이미지의 촬영, 저고도 정착수색 등 다양한 기능이 탑재될 수 있는 비행체로서 최근에 다양한 분야에 적용되고 있다. 무인항공장치는 원격으로 제어가 가능하며, 원하는 구간에서 기능을 수행하도록 제어할 수 있다.
최근에는 가벼운 본체를 가지며 실내에서 저속으로 비행하며 기능을 수행하는 무인항공체가 개발되고 있다. 이와 같은 무인항공체는 가벼운 기체에 채워진 본체의 부력에 의하여 공기 중에 부유하며, 사용자가 원하는 위치에서 비행하여야 하는 바, 일반적인 무인항공체와 다른 비행구조가 필요하다.
저속 비행이 가능한 날개모듈을 이용하여 상공에 부유가능한 무인 항공체를 제공하는 것에 있다.
이와 같은 본 발명의 과제를 달성하기 위하여, 본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공체는 특정 가스가 내부공간에 충진된 바디부, 상기 바디부에 장착되어 추진력을 제공하는 복수의 날개부를 포함하고, 상기 날개부는 제1 및 제2 리브가 장착된 핀부, 상기 제1 및 제2 리브의 일 단부 각각에 연결되어 상기 제1 및 제2 리브의 타단부를 기 설정된 제어각도 범위 내로 이동시키는 제1 및 제2 서보모터, 상기 제1 및 제2 리브가 특정 위상차를 가지며 움직이도록 상기 제1 및 제2 서보모터를 제어하는 제어유닛 및 상기 제1 및 제2 서보모터와 연결되어 상기 바디부의 추진방향을 결정하기 위하여 상기 핀부를 회전시키는 제3 서보모터를 포함한다.
본 발명과 관련된 일 예로서, 상기 제어유닛은 상기 제1 및 제2 리브의 위상변화 방향이 제1 방향인 경우 상기 제3 서보모터의 한계각으로 상기 핀부를 회전시키고, 상기 제1 방향과 반대인 제2 방향인 경우 상기 추진방향과 상기 핀부가 수평되는 방향으로 회전하도록 상기 제3 서보모터를 제어하여 무인항공체의 후진을 제어하므로, 무인항공체는 핀부의 각도변화로 전진 및 후진을 제어할 수 있어 추가적인 구동구조가 불필요하다.
본 발명과 관련된 일 예로서, 외부 객체와의 거리를 감지하는 거리센서, 움직임을 감지하는 IMU센서, 상기 바디부의 위치를 감지하는 위치감지센서 중 적어도 하나로 이루어지는 포함하는 센서부를 더 포함하는 바, 무인항공체는 감지된 위치변화에 따라 안전한 경로로 비행할 수 있다.
본 발명에 따르면, 바디부에 장착된 날개부는 두 개의 서보모터에 의하여 핀부가 위상차를 가지며 날개짓 할 수 있도록 제어되므로, 공중에 부유하는 무인항공체를 안전하게 비행시킬 수 있으며, 객체와의 충돌이 발생한 경우에도 상호 손상을 최소화 시킬 수 있다.
또한, 바디부의 본체에 넓은 면적으로 장착되어 날개부를 고정시키는 고정지지부에 의하여 가벼운 소재로 이루어지는 바디부에 날개부를 안정적으로 고정시킬 수 있다.
또한, 핀부의 각도를 조절하는 서보모터에 의하여 비행방향을 용이하게 바꿀 수 있으므로 추가적인 구성요소 없이 핀부의 날개짓만으로 원하는 방향으로 비행을 제어할 수 있다.
도 1는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공체를 일 방향에서 도시한 개념도.
도 2a는 날개부를 설명하기 위한 도 1의 부분확대도.
도 2b는 핀부의 형상을 설명하기 위한 개념도
도 3a 및 내지 도 3d는 날개부의 구동방법을 설명하기 위한 개념도.
도 4a 및 도 4c는 무인항공체의 추진방향을 변경하는 제어방법을 설명하기 위한 개념도.
도 5a 내지 도 5c는 전방을 향하여 이동하는 무인항공체의 날개부 구동을 설명하기 위한 개념도.
도 6a 내지 도 6c는 무인항공체의 후진을 설명하기 위한 개념도.
도 7a 및 도 7b는 무인항공체의 회전 제어방법을 설명하기 위한 개념도.
도 8a 및 도 8c는 무인항공체의 경로를 설정하는 제어방법을 설명하기 위한 개념도.
도 9a 내지 도 9c는 비행 중인 무인항공체를 제어하는 방법을 설명하기 위한 개념도.
도 10은 무인항공체의 충전 방법을 설명하기 위한 개념도.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 명세서에 개시된 실시 예를 상세히 설명하되, 도면 부호에 관계없이 동일하거나 유사한 구성요소에는 동일한 참조 번호를 부여하고 이에 대한 중복되는 설명은 생략하기로 한다. 이하의 설명에서 사용되는 구성요소에 대한 접미사 "모듈" 및 "부"는 명세서 작성의 용이함만이 고려되어 부여되거나 혼용되는 것으로서, 그 자체로 서로 구별되는 의미 또는 역할을 갖는 것은 아니다. 또한, 본 명세서에 개시된 실시 예를 설명함에 있어서 관련된 공지 기술에 대한 구체적인 설명이 본 명세서에 개시된 실시 예의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우 그 상세한 설명을 생략한다. 또한, 첨부된 도면은 본 명세서에 개시된 실시 예를 쉽게 이해할 수 있도록 하기 위한 것일 뿐, 첨부된 도면에 의해 본 명세서에 개시된 기술적 사상이 제한되지 않으며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.
제1, 제2 등과 같이 서수를 포함하는 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 상기 구성요소들은 상기 용어들에 의해 한정되지는 않는다. 상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다.
어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어" 있다거나 "접속되어" 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다. 반면에, 어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "직접 연결되어" 있다거나 "직접 접속되어" 있다고 언급된 때에는, 중간에 다른 구성요소가 존재하지 않는 것으로 이해되어야 할 것이다.
단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다.
본 출원에서, "포함한다" 또는 "가지다" 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공체를 일 방향에서 도시한 개념도이다.
도 1을 참조하면, 무인항공체(1000)는 바디부(1100) 및 날개부(1200) 및 전자모듈부(1300)를 포함한다. 상기 무인항공체(1000)의 바디부(1100)는 구형, 타원구형으로 이루어질 수 있다. 상기 바디부(1100)는 내부공간을 형성하며, 상기 내부공간에는 특정 종류의 기체가 수용되어 있다. 상기 특정 종류의 기체는 상기 바디부(1100)가 공기 상에 부유할 수 있도록 가벼운 기체로 이루어진다. 예를 들어, 상기 바디부(1100)의 내부는 헬륨가스로 채워질 수 있다. 상기 바디부(1100)는 상대적으로 가벼운 재질로 이루어질 수 있다.
상기 무인항공체(1000)는 상기 바디부(1000)의 양 측부에 장착되는 한 쌍의 날개부(1200)를 포함한다. 상기 날개부(1200)는 상기 바디부(1000) 상에 서로 대칭이 되는 영역에 배치되는 것이 바람직하나 이에 한정되지 아니한다. 상기 날개부(1200)는 복수개로 이루어지고, 상기 바디부(1000)가 수평이 되도록 배치된다. 상기 날개부(1200) 각각은 상공의 공기를 젓도록 이루어지는 핀부와 상기 핀부를 움직이는 복수의 모터로 이루어진다. 상기 핀부의 상대이동에 근거하여 상기 바디부(1000)는 상공에 부유한 상태로 전진, 후진, 회전 등을 할 수 있으며, 특정 방향으로 이동하면서 수직이동을 할 수 있다. 상기 날개부(1200)의 구조는 이하 도 2a 내지 도 2c를 참조하여 구체적으로 설명한다.
상기 전자모듈부(1300)는 상기 바디부(1100)가 부유한 상태에서 하방부에 배치된다. 예를 들어, 상기 전자모듈부(1300)는 카메라, 배터리, 제어부, 스피커 중 적어도 하나를 포함할 수 있다. 상기 카메라(1300)는 상기 바디부(1100)가 상공에 부유한 상태에서 지상을 촬영하도록 제어될 수 있다. 상기 전자모듈부(1300)는 무선통신부를 포함하여 외부기기 또는 외부 통신시스템과 무선신호를 송신 및 수신하여, 외부 사용자에 의하여 비행이 제어될 수 있다.
상기 전자모듈부(1300)에 포함되는 카메라 및 스피커 등은 상기 무인항공체(1000)가 비행하거나, 특정 고도에 위치하는 경우, 상기 날개부(1200)의 구동이 제한된 상태 등에 의하여 구동이 제어될 수 있다.
본 명세서에서 상기 무인항공체(1000)의 상기 전자모듈부(1300)가 장착되는 영역을 하부, 상기 하부와 마주보는 영역을 상부 및 나머지 영역을 측부로 정의한다.
도 2a는 날개부를 설명하기 위한 도 1의 부분확대도이고, 도 2b는 핀부의 형상을 설명하기 위한 개념도이다.
도 2a를 참조하면, 상기 날개부(1200)는 상기 바디부(1100)의 외부에 장착된다. 상기 날개부(1200)는 날개유닛(1210), 상기 날개유닛(1210)을 움지이는 모터부(1220) 및 상기 모터부(1220)를 상기 바디부(1100)에 고정시키는 고정지지부(1230)를 포함한다.
상기 날개유닛(1210)은 핀부(1210') 및 상기 핀부(1210')를 지지하는 제1 및 제2 리브(1211, 1212)를 포함한다. 상기 핀부(1210’)는 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)에 의하여 상기 모터부(1220)에 연결된다. 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)는 일 방향으로 연장되며 서로 이격되게 배치된다. 상기 제1 및 제2 리브(1211. 1212)는 서로 평행한 상태로 상기 모터부(1220)에 연결된다. 상기 핀부(1210')는 상기 일 방향으로 연장되며 특정형상으로 이루어진다. 도 2b를 참조하면, 상기 핀부(1210')는 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)와 각각 인접한 제1 및 제2 영역(A, B)로 구분한다면, 상기 제1 영역(A)이 상기 제2 영역(B)보다 좁게 형성될 수 있다. 상기 제1 영역(A)가 상기 무인항공체(1000)의 정면을 향하여 설치되고, 상기 무인항공체(1000)의 전진은 상기 제1 영역(A)이 전방에 향하도록 이동하는 것으로 정의한다. 상기 핀부(1210')의 형상 및 크기는 도면에 도시된 바에 한정되지 아니한다. 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)는 상기 핀부(1210')의 중심으로부터 한쪽으로 치우쳐서 고정될 수 있다.
상기 모터부(1220)는 제1 내지 제3 서보모터(1221, 1222, 1223)을 포함하고, 상기 제1 내지 제3 서보모터(1221, 1222, 1223)을 제어하는 제어유닛(1224)를 포함한다. 상기 제어유닛(1224)의 양 측부에 상기 제1 및 제2 서보모터(1221, 1222)가 장착되고, 상기 제어유닛(1224)의 중앙에 상기 제3 서보모터(1223)가 장착된다. 상기 제3 서보모터(1223)은 상기 고정지지부(1230)에 의하여 상기 바디부(1100)에 장착된다.
상기 고정지지부(1230)는 곡면으로 이루어지며 가벼운 소재로 이루어지는 상기 바디부(1100)의 외면에 상기 모터부(1220)가 장착될 수 있도록 복수의 고정리브로 형성될 수 있다. 상기 복수의 고정리브는 상기 제3 서보모터(1223)가 고정되는 중심부로부터 서로 다른 방향으로 기 설정된 길이만큼 연장되도록 이루어진다. 상기 복수의 고정리브는 상기 바디부(1100)의 외면에 부착 고정된다. 다만, 상기 바디부(1100)에 상기 모터부(1200)가 고정되는 구조는 이에 한정되지 아니합니다. 예를 들어, 상기 바디부(1100)는 상기 모터부(1200)를 고정하기 위한 고정홈을 포함할 수 있으며, 상기 고정지지부(1230)의 일 영역이 상기 고정홈에 끼워질 수 있다.
상기 복수의 고정리브의 중심부에는 상기 제3 서보모터(1223)을 장착하기 위한 장착구조가 형성될 수 있으며, 무인항공체(1000)의 제어부와 상기 제어유닛(1224)를 전기적으로 연결부는 상기 고정리브의 중심부를 관통한다, 즉, 상기 모터부(1220)는 상기 고정지지부(1230)엥 의하여 상기 바디부(1100)와 구조적 및 전기적으로 연결된다.
상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)의 일단부는 상기 제1 및 제2 서보모터(1221, 1222)와 각각 연결된다. 디폴트 상태에서 상기 핀부(1210')는 상기 바디부(1100)의 수평상태와 평행하게 배치될 수 있다. 이 경우 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)가 상기 바디부(1100)의 수평상태와 평행하게 유지된다. 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)는 상기 제1 및 제2 서보모터(1221, 1222)에 의하여 상기 수평상태를 기준으로 수직운동을 하며, 상기 제3 서보모터(1223)에 의하여 상기 수평상태를 기준으로 상기 핀부(1210')이 각도를 이루도록, 상기 제어유닛(1224)이 이동 한다. 상기 제1 서보모터(1221)는 리딩 서보모터(Leading Servo Motor), 상기 제2 서보모터(1222)는 트레일 서보모터(Trail Servo Motor), 상기 제3 서보모터(1223)는 틸팅 서보모터(Tilting Servo Motor)에 해당된다.
상기 제1 내지 제3 서보모터(1221, 1222, 1223)에 의한 상기 양 날개부(1200)의 움직임에 의하여 추진력이 형성된다. 본 발명에 따른 무인항공체(1000)는 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)의 위상차에 의하여 핀부(1210')의 각도가 변경되며 이에 따른 추진력이 형성된다. 이하, 본 발명의 일 실시예에 따른 날개부의 구동방법을 설명한다.
도 3a 및 내지 도 3c는 날개부의 구동방법을 설명하기 위한 개념도들이다.
도 3a의 (a)는 한 쪽 날개부(1200)를 상기 무인항공체(1000)의 상부에서 바라본 모습을 도시하고, 도 3a의 (b)는 도 3a의 (a)를 A방향에서 바라본 모습을 도시한다. 디폴트(default)상태에서 상기 핀부(1210'), 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)가 평행하게 배치된다. A방향에서 바라보면 상기 핀부(1210'), 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)가 동일 선상에 배치된다.
도 3b를 참조하면, 디폴트(default)상태에서 상기 날개부(1210)는 제1 상태(1210a)를 이룬다. 상기 제1 상태(1210a)는 x축과 평행하게 배치된다. 상기 제1 및 제2 서보모터(1221, 1222)에 의하여 상기 핀부(1210’)는 제2 상태(1210b)를 이루고, 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)는 각각 서로 다른 높이에 위치한다. 상기 제1 상태의 상기 핀부(1210')로부터 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)까지의 거리가 서로 다르게 배치되고, 상기 제1 리브(1211)가 상기 제2 리브(1212)보다 높게 위치하여 상기 핀부(1210’)의 전방부가 높도록 기울어진다. 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212) 사이는 기 설정된 거리(L)만큼 이격 되므로 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)의 위상차에 의하여 상기 제2 상태(1210b)에서 상기 핀부(1210’)는 상기 제1 상태(1210a)의 핀부(1210’)과 각을 이루도록 배치된다.
한편, 제3 상태(1210c)의 상기 핀부(1210’)는 상기 제2 리브(1212)와 인접한 후방부가 더 높도록 기울어진다. 이 경우 상기 제2 리브(1212)의 위치가 상기 제1 리브(1211)의 위치보다 높게 배치된다. 상기 제2 및 제3 상태(1210b, 1210c)는 상기 제어유닛(1224)를 기준으로 상기 제1 상태(1210a)보다 높은 위치에 위치한다.
상기 제1 내지 제3 서보모터(1221, 1222, 1223)는 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)의 단부가 y 축을 따라 이동하도록 구동한다. 상기 제1 내지 제3 서보모터(1221, 1222, 1223)는 독립적으로 구동되며, 특히 상기 제1 및 제2 서보모터(1221, 1222)는 위상차()를 가지고 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)를 이동시킨다.
도 3c를 참조하면, 상기 제1 및 제2 서보모터(1221, 1222)는 위상차()를 가지고 상기 제어각도를 변경시킨다. 상기 제1 및 제2 서보모터(1221, 1222)에 의한 제어각도의 변경의 주기는 실질적으로 동일하며, 정현파를 이루도록 구동된다.
도 3d는 상기 도 3c의 일 영역에 해당되는 시점의 핀부(1210’)의 움직임을 설명하기 위한 개념도이다. 상기 핀부(1210’)는 상기 제1 리브(1211)가 상기 제2 리브(1212) 보다 위에 위치하는 경우 오른쪽으로 기울어진 상태이며, 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)가 동일한 위치인 경우 수평을 이룬다. 다시, 상기 제2 리브(1212)가 상기 제1 리브(1211)보다 위에 위치하는 경우 상기 핀부(1210’)는 왼쪽으로 기울어진 상태를 유지한다. 상기 핀부(1210’)가 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)에 의하여 상대적으로 기울어지는 동안 상기 제3 서보모터(1223)에 의하여 상기 핀부(1210’)의 각도가 전체적으로 회전되므로 추진방향이 변경된다. 도 3d의 그래프에서 왼쪽이 추진방향(전방), 오른쪽이 후방에 해당되며, 상기 핀부(1210’)의 이동에 의하여 전방을 향하는 추진력이 발생한다.
도 4a 및 도 4b는 무인항공체의 추진방향을 변경하는 제어방법을 설명하기 위한 개념도이다. 도 4a 및 도 4b를 참조하여 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212) 사이의 각도가 없는 상태에서 날개부(1200)의 추진방향을 제어하는 방법을 설명한다.
도 4a를 참조하면, 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)의 각도차이가 없고, 상기 핀부(1210’)이 x축과 평행하게 배치되는 경우 제1 추진력 방향(d1)는 상기 x축 방향과 평행하다.
한편, 상기 제3 서보모터(1223)는 z축방향을 축으로 상기 제어유닛(1224)를 회전시킨다. 상기 제어유닛(1224)의 회전에 의하여 상기 핀부(1210’)의 각도가 기울어진다. 예를 들어, 상기 핀부(1210’)의 각도가 x축을 기준으로 30도 기울어진 경우, 상기 날개부(1200)의 추진방향은 상기 x축을 기준으로 30도 이동한 제2 방향(d2)에 해당될 수 있다. 상기 무인항공체(1000)가 수평과 평행한 상태로 부유하고 있는 상태에서 상기 제2 방향(d2)으로의 추진력이 발생하는 경우, 상기 무인항공체(1000)는 30도 정도로 상승하면서 전방으로 이동하게 된다.
따라서, 이동방향을 변경하기 위한 제어명령에 근거하여 상기 제어유닛(1224)은 상기 추진방향과 동일한 방향으로 상기 핀부(1210’)가 회전하도록 상기 제3 서보모터(1223)를 제어하고, 상기 제1 및 제2 서보모터(1221, 1222)를 구동시킨다.
도 4c는 추진력을 제어하기 위한 제어방법을 설명하기 위한 그래프 이다.
도 4c의 (a) 및 (b)를 참조하면, 도 4c의 (b)는 핀부(1210’)의 운동주기(날개짓 속도) 및 상기 제1 및 제2 서보모터(1221, 1222)의 각도조절폭(날개짓 크기)가 크고, 두 서보보터의 위상차가 작다. 이에 따라 상기 날개부(1200)는 더 크게 더 빠른 속도로 날개짓을 하며, 이에 대응하여 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)의 움직임 위상차도 줄어든다. 이 경우 도 4c의 (a)에서의 추진력보다 도 4c의 (b)에서의 추진력이 크게 된다.
즉, 상기 제어유닛(1224)는 상기 제1 및 제2 서보모터(1221, 1222)의 이동 주기 및 이동 폭을 조절하여 상기 무인항공체(1000)가 이동하기 위한 추진력의 크기를 변경할 수 있다.
도 5a 내지 도 5c는 전방을 향하여 이동하는 무인항공체의 날개부 구동을 설명하기 위한 개념도이다. 도 5a는 상기 무인항공체를 일 방향에서 바라본 개념도이고, 도 5b는 도 5a의 날개부의 부분 확대도이며, 도 5c는 도 5a를 B방향에서 바라본 개념도이다.
도 5a를 참조하면, 한 쌍의 날개부(1200)는 상기 바디부(1100)의 z축방향을 따라 펼쳐지도록 배치되고, 상기 바디부(1100)의 대응되는 영역에 형성된다. B방향에서 바라볼 때, 상기 제3 서보모터(1223)는 상기 핀부(1210’)가 상기 x축방향과 수평을 이루도록 제어한다. 즉, 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)의 상기 제1 및 제2 서보모터(1221, 1222)에 장착된 일단부는 상기 x축 상에 배치된다.
도 5c를 참조하면, 상기 제1 및 제2 서보모터(1221, 1222)에 의하여 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)는 위상차를 가지고 z축방향을 따라 이동한다. 상기 제어모듈(1224)를 기준으로 상기 핀부(1210’)의 단부가 상방향 및 하방향으로 왕복이동 한다. 상기 바디부(1000)가 부유하는 상공의 공기는 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)의 순차적인 이동에 의하여 전방에서 후방으로 이동하고, 상대적으로 상기 바디부(1100)가 전방, 도 5c에서 x축방향으로 이동하게 된다.
따라서, 상기 핀부(1210')의 방향 및 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)의 상대적인 움직임에 근거하여 전방, 상승 및 하강운동을 제어할 수 있다. 이하, 무인항공체를 후방으로 비행시키는 제어방법을 설명한다.
도 6a 내지 도 6c는 무인항공체(1000)의 후진을 설명하기 위한 개념도이다.
상기 무인항공체(1000)가 후진하기 위해서는 핀부(1210’)의 면압을 이용한다. 상기 제3 서보모터(1223)의 회전한계에 의하여 상기 핀부(1210’)는 상기 y축 방향과 평행하게 배치될 수 없다.
상기 제어유닛은 상기 제1 및 제2 서보모터(1221, 1222)의 위상차를 없애고, 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)가 함께 운동하도록 제어한다. 한편, 상기 제어유닛(1224)은 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)가 (+)피크점에서 (-)피크점으로 이동하는 경우에, 상기 핀부(1210’)이 상기 x축으로부터 최대각도(여기에서 최대각도는 상기 제3 서보모터(1223)에 의하여 결정되며, 약 85도 정도가 될 수 있다.)를 이루도록 하고, 상기 (-)피크점에서 상기 (+)피크점으로 이동하는 경우에, 상기 핀부(1210’)를 회전시켜 상기 핀부(1210’)가 상기 바디부(1100)의 중심에 위치하는 경우 상기 x축과 평행한 상태로 되도록 상기 제3 서보모터(1223)를 제어한다. 상기 제3 서보모터(1223)는 상기 핀부(1210’)가 상기 x축과 평행한 상태가 되면 다시 상기 x축과 최대각도를 이루도록 회전시킨다. 상기 핀부(1210’)가 다시 (+)피크점에 도달할 때 상기 최대각도를 이루도록 회전한다.
즉, 상기 제어유닛(1224)는 상기 제1 및 제2 리브(1211, 1212)의 위상변화 방향이 제1 방향인 경우 상기 제3 서보모터(1223)의 회전 한계각으로 상기 핀부(1210’)를 회전키시고, 상기 제1 방향과 반대방향인 제2 방향인 경우 상기 핀부(1210’)을 추진방향과 수평 하도록 유지한다.
상기 제어유닛(1224)은 상기 핀부(1210')의 회전에 의하여 수평이 되는 시점에 급격하게 회전하지 않도록 회전속도를 제어할 수 있다.
이에 따라, 상기 최대각도에서 상기 핀부(1210’)의 움직임에 의하여 공기가 이동하게 되고, 반대로 이동하는 경우에는 상기 핀부(1210’)의 회전으로 추진력이 발생하지 아니한다. 따라서, 상기 무인항공체(1000)는 후방향으로 이동할 수 있다.
상기 핀부(1210’)가 회전방향을 바꾸는 시점의 각도는 x축을 기준으로 0에 한정되지 아니한다. 도 6c를 참조하면, 상기 날개부(1200)는 상기 y축의 방향과 가깝게 회전한 후 상기 제1 및 제2 서보모터(1221, 1222)에 의하여 날개짓 하게 된다.
도 7a 및 도 7b는 무인항공체의 회전 제어방법을 설명하기 위한 개념도이다. 도 7a 및 도 7b를 참조하여 상기 무인항공체(1000)의 좌회전 이동 제어방법을 설명한다.
상기 도 7b의 (a)는 급격한 자회전 시의 좌우 날개부의 이동을 나타내는 그래프이다. 상기 제어유닛(1224)는 좌측(L) 날개부(1210)의 제1 및 제2 서보모터(1221, 1222)만을 구동시키고, 우측(R) 날개부(1210)의 구동을 제한한다. 이에 따라 상기 좌측(L) 날개부(1210)의 전방으로의 추진력에 의하여 상기 무인항공체(1000)가 좌회전 하게 된다.
도 7b의 (b)는 완만한 좌회전 시의 좌우 날개부의 이동을 나타내는 그래프이다. 상기 제어유닛(1224)는 상기 좌측(L) 날개부(1210)의 움직임 패턴에 얼라인(align)되도록 상기 우측(R) 날개부(1210)의 움직임 패턴을 형성한다. 즉, 상기 좌측(L) 날개부(1210)의 날개짓(즉, 상기 제1 및 제2 서보모터(1221, 1222)의 구동)에 대응되도록 상기 우측(R) 날개부(1210)의 날개짓이 이루어지도록 구동시키며, 상기 우측(R) 날개부(1210)의 날개짓의 수는 좌측(L) 날개부(1210) 수보다 적게 설정된다. 양측 날개부(1210)의 날개짓에 의하여 상기 무인항공체(1000)는 전방으로 직진하고, 상기 좌측 날개부(1210)의 날개짓 만이 발생하는 경우 좌회전하게 된다.
한편, 도 6a 내지 도 7a를 참조하면, 상기 제어유닛(1224)는 상기 양측 날개부(1210)의 구동을 달리하여 상기 무인항공체(1000)가 회전하도록 제어할 수 있다. 예를 들어 좌측방향으로 회전하는 경우, 상기 좌측(L) 날개부는 전방으로 전진하도록 움직이고, 상기 우측(R) 날개부(1210)는 후진하도록 움직인다. 상기 양측 날개부(1210)의 움직임 패턴은 대응되어야 하며, 서로 다른 방향으로의 이동에 근거하여 상기 바디부(1100)가 회전하게 된다. 즉, 상기 무인항공체(1000)는 상기 바디부(1100)의 양측에 배치되는 한 쌍의 날개부를 서로 독립적으로 제어하여 상기 무인항공체(1000)의 이동방향 및 움직임을 제어할 수 있다.
도 8a 및 도 8c는 무인항공체의 경로를 설정하는 제어방법을 설명하기 위한 개념도이다.
도 8a 및 도 8b를 참조하면, 본 실시예에 따른 무인항공체(1000)는 위치정보 모듈을 포함할 수 잇다. 상기 무인항공체의 위치를 획득하기 위한 모듈로서, GPS(Global Positioning System) 모듈 또는 WiFi(Wireless Fidelity) 모듈이 있다. 예를 들어, 무인항공체는 GPS모듈을 활용하면, GPS 위성에서 보내는 신호를 이용하여 무인항공체의 위치를 획득할 수 있다. 다른 예로서, 무인항공체는 Wi-Fi모듈을 활용하면, Wi-Fi모듈과 무선신호를 송신 또는 수신하는 무선 AP(Wireless Access Point)의 정보에 기반하여, 무인항공체의 위치를 획득할 수 있다. 위치정보모듈은 무인항공체의 위치(또는 현재 위치)를 획득하기 위해 이용되는 모듈로, 무인항공체의 위치를 직접적으로 계산하거나 획득하는 모듈로 한정되지는 않는다.
또는 상기 무인항공체(1000)는 관성측정센서(IMU, Inertial Measurement Unit)을 포함한다. 상기 관성측정센서는 상기 무인항공체(1000)가 이동하는 동안 상기 가속도 변화를 측정하여 상기 무인항공체(1000)의 위치변화를 감지할 수 있다. 상기 무인항공체(1000)의 이동 위치에 근거하여 상기 무인항공체(1000)의 비행영역 및 비행고도를 설정할 수 있다.
상기 위치정보 모듈은 사용자가 상기 무인항공체(1000)를 잡고 이동하는 동안의 경로(R1)을 감지하고, 메모리 등에 저장한다. 상기 무인항공체(1000)는 경로(R1)정보를 특정 서버에 송신할 수 있다. 상기 루트(R1)는 사용자에 의하여 설정되었기 때문에 높이정보는 포함되지 아니할 수 있다.
도 8b를 참조하면, 상기 무인항공체(1000)는 무선통신을 수행하는 단말기(100)에 상기 경로(R1)정보를 송신할 수 있다. 상기 단말기(100)는 상기 무인항공체(1000)가 비행하고 있는 위치 정보 및 경로(R1)정보를 통합하여, 제1 비행경로 화면(510)를 출력한다. 상기 제1 비행경로 화면(510)는 평면도에 해당되며 상기 경로(R1)를 나타내는 제1 경로 이미지(520)를 포함한다. 상기 단말기(100)에 특정 제어명령이 인가되면, 주변환경의 고도정보를 포함하는 제2 비행경로 화면(511)이 출력된다. 상기 경로(R1)정보는 경로 이미지(521)로 출력된다.
상기 단말기(100)의 제어부는 상기 디스플레이부 상의 상기 제2 경로 이미지(521)에 인가되는 터치에 근거하여 상기 제2 경로 이미지(521)의 고도정보를 변경할 수 있다. 상기 제2 경로 이미지(521) 상에 인가되는 터치에 의하여 상기 비행경로의 고도가 높아지거나 낮아질 수 있다. 상기 터치입력에 의하여 변형된 비행경로는 상기 무인항공체(1000)에 수신될 수 있다.
도면 상에서 일 영역의 비행경로의 고도가 변경되었는바, 상기 무인항공체(1000)는 비행하다가 지상을 향하여 하강하였다가 다시 상승하는 비행을 수행할 수 있다.
도 8c를 참조하면, 상기 무인항공체(1000)는 무선통신을 수행하는 단말기(100)에 상기 경로(R1)정보를 송신할 수 있다. 상기 단말기(100)는 상기 무인항공체(1000)가 비행하고 있는 위치 정보 및 경로(R1)정보를 통합하여, 비행경로 화면(511)를 출력한다.
상기 단말기(100)의 디스플레이부 상에 상기 비행경로 화면(511)이 출력되면, 상기 디스플레이부는 상기 무인항공체(1000)의 비행높이를 제어하기 위한 아이콘 등을 출력할 수 있다. 상기 무인항공체(1000)는 상기 단말기(100)에 의하여 수신된 제어명령에 근거하여 상기 날개부(1200)를 제어할 수 있다.
한편, 본 실시예에 따른 무인항공체(1000)는 상기 높이를 조절하기 위하여 상기 내부에 수용되어 있는 가스를 배출하는 밸브(1310)를 더 포함할 수 있다. 상기 밸프(1310)가 개방되면 상기 내부에 수용되는 가스가 배출되고 대신 공기가 유입되어 무게가 무거워진다. 이에 따라 상기 무인항공체(1000)의 비행고도가 조절될 수 있다.
제1 고도(h1)으로 부유하고 있는 상태에서, 상기 단말기(100)로부터 고도의 하강에 대한 제어명령이 수신되면, 상기 무인항공체(1000)의 밸브(1310)가 열린다. 상기 밸브(1310)에 의하여 상기 가스가 배출되고 공기가 유입되면, 무거워진 무인항공체(1000)는 상기 제1 고도(h1)보다 낮은 제2 고도(h2)로 부유할 수 있다. 또한, 상기 무인항공체(1000)의 제어부는 상기 바디부(1100)에 수용된 가스를 배출시켜 상기 무인항공체(1000)가 안정적으로 지면으로 안착할 수 있도록 제어할 수 있다. 상기 무인항공체(1000)의 제어부는 기 설정된 양만큼 상기 가스를 외부로 배출시켜 상기 바디부(1100) 자체의 무게만으로 서서히 지면으로 내려오도록 제어할 수 있으므로, 공중에 비행하는 상기 무인항공체(1100)에 외력을 인가하거나 추가적인 동력이 필요 없다.
상기 제2 고도(h2)는 상기 날개부(1200)에 의하여 추진력이 발생하지 아니하는 경우에도 디폴트(default)로 설정된 고도에 해당될 수 있다.
또는, 상기 무인항공체(1000)의 제어부는 제어명령을 송신하는 외부기기 등과의 무선통신이 차단되거나, 무선통신 상태가 불량한 경우 상기 무인항공체(1000)의 고도를 낮추도록 상기 밸브(1310)를 제어할 수 있습니다. 이 경우 상기 제어부는 상기 무인항공체(1000)가 지면에 안착할 때까지 가스를 배출하도록 제어하는 것이 바람직하다.
도면에서는 비행경로를 설정하는 것으로만 도시되었으나, 상기 무인항공체(1000)와 무선통신을 수행하는 단말기로, 상기 무인항공체의 비행경로를 실시간으로 제공할 수 있다. 또한, 상기 단말기를 통하여 상기 무인항공체의 비행경로를 실시간으로 변경할 수 있다.
도면에 구체적으로 도시되지 아니하였으나, 상기 무인항공체(1000)는 공기 수용부 및 공압 펌프를 포함할 수 있다. 상기 무인항공체(1000)의 제어부는 상기 고도를 낮추기 위하여 상기 공기 수용부에 공기를 주입하도록 상기 공압 펌프를 제어할 수 있다. 상기 바디부(1100)는 상기 공압 펌프에 의하여 유입된 공기를 수납하는 추가 수용부를 포함한다. 상기 공압 펌프에 의하여 상기 추가 수용부에 공기가 유입되면 상기 바디부(1100)의 무게가 무거워져 상기 무인항공체(1000)의 비행고도가 낮아지게 된다. .
도 9a 내지 도 9c는 비행 중인 무인항공체를 제어하는 방법을 설명하기 위한 개념도이다.
본 실시예에 따른 무인항공체는 상기 바디부(1100)의 일 영역에 배치되는 거리센서를 포함할 수 있다. 예를 들어 상기 거리센서는 상기 천장과의 거리를 감지할 수 있다. 상기 거리센서는 초음파 센서로 이루어질 수 있다.
도 9a를 참조하면, 공기 중에 부유하는 무인항공체(1000)는 천장과 기 설정된 거리(d1)를 유지하도록 제어될 수 있다. 천장과의 거리는 상기 무인항공체(1000)의 내부에 수용되는 가스의 양에 의하여 설정되거나, 상기 날개부(1200)의 날개짓에 의하여 유지될 수 있다.
상기 무인항공체(1000)는 외력에 의하여 상기 천장과의 거리가 변경될 수 있다. 여기에서 외력은 외부에서 불어오는 바람이나, 다른 객체(사람)와의 충돌 등에 해당될 수 있다. 상기 무인항공체(1000)의 제어부는 상기 거리센서에 의하여 상기 무인항공체(1000)와 천장 사이의 거리가 상기 거리(d1)보다 작아지는 경우(d1) 상기 무인항공체(1000)의 고도를 낮추기 위한 제어명령을 형성한다.
예를 들어, 상기 제어부는 상기 밸브(1310)를 개방하여 상기 바디부(1100)에 수용된 가스를 유출시키도록 제어할 수 있다. 상기 제어부는 상기 거리센서에 의하여 상기 천장까지의 거리가 상기 기 설정된 거리(d1)만큼 멀어지는 경우 상기 밸브를 닫도록 제어한다.
도면에 구체적으로 도시되지 아니하였으나, 상기 제어부는 일 방향으로 이동하면서 상기 무인항공체(1000)가 하강하도록 상기 날개부(1200)를 제어할 수 있다. 또는 상기 무인항공체(1000)의 제어부는 상기 날개부(1200)가 구동되는 상태에서 외력에 의하여 이동 속도가 느려지는 경우, 상기 날개부(1200)의 추진력을 향상시키도록 상기 모터부(1220)를 제어할 수 있다.
또한, 상기 거리센서가 상기 무인항공체(1000) 바디부(1100)의 측면 상에 배치되는 경우, 외부 객체와 기 위험 거리 이내로 근접한 경우 객체와 이격 도록 상기 날개부(1200)를 제어할 수 있다.
도 9b를 참조하면, 실내의 특정 위치마다 무선 포인트 (AP, Wireless Access Point)가 배치될 수 있다. 예를 들어, 제1 내지 제4 포인트(A1, A2, A3, A4)가 설정될 수 있으며, 상기 무인항공체(1000)가 근접하면 이에 대한 무선신호를 수신한다. 예를 들어, 상기 무인항공체(1000)와 무선 통신하는 외부기기(O)가 근접하는 포인트의 정보(A2)를 상기 무인항공체(1000)에 송신하는 경우, 상기 무인항공체(1000)는 상기 수신된 정보(A2)와 인접하게 이동할 수 있다.
예를 들어, 상기 외부기기를 소지하는 사용자가 상기 실내의 특정 영역에 위치하는 경우 상기 외부기기는 가까운 포인트에 대한 정보를 상기 무인항공체(1000)에 송신하여 상기 무인항공체(1000)의 이동을 제어할 수 있다.
이와 같은 경우, 상기 무인항공체(1000)의 제어부는 상기 전자모듈부(1300)를 제어하여, 카메라에 의한 촬영을 수행하거나 스피커에 의하여 청각 데이터를 출력할 수 있다.
또는 상기 제어부는 상기 무인항공체(1000)의 비행 중에 상기 제1 내지 제4 포인트(A1, A2, A3, A4)에 관한 정보를 수신하는 경우, 이에 따라 서로 다른 제어를 수행할 수 있다. 예를 들어, 상기 제어부는 서로 다른 정보에 근거하여 카메라를 활성화시키거나 스피커에 의한 청각정보를 출력하도록 상기 전자모듈부(1300)를 제어할 수 있다.
도 9c를 참조하면, 본 실시예에 따른 무인항공체는 UWB 모듈을 포함할 수 있다. UWB모듈은 외부 태그로부터 UWB패킷을 수신한다. 상기 태그는 기 설정된 주기를 갖고 상기 무인항공체(1000)로 UWB 패킷을 송신한다. 이 경우 상기 태그(100)는 UWB 패킷과 함께 상기 움직임 정보를 상기 무인항공체(1000)로 송신할 수 있다. 복수의 UWB패킷을 수신하는 경우 상기 무인항공체(1000)와 상기 태그(100) 사이의 거리를 측정할 수 있다. 상기 거리는 상기 무인항공체(1000)의 제어부 또는 상기 태그(100)의 제어부에서 수행할 수 있다.
상기 무인항공체(1000)는 상기 UWB패킷 및 상기 태그(100)의 거리를 이용하여 상기 태그(100)와의 거리가 일정하게 유지되도록 비행할 수 있다. 이에 따라 사용자는 필요에 따라 무인항공체(1000)가 사용자와 인접하게 위치하면서 비행하도록 제어할 수 있다.
도 10은 무인항공체의 충전 방법을 설명하기 위한 개념도이다.
상기 바디부(1100)의 내부에는 헬륨 가스 등이 충전되어있고, 배터리가 장착되어 있다. 상기 충전되어 있는 가스는 상기 밸브(1310, 도 8c참조)에 의하여 유출될 수 있다. 이에 따라 본 발명에 따른 무인항공체(1000)는 상기 배터리의 전력 또는 상기 가스를 충전하기 위한 충전구조(1320)를 포함한다. 상기 충전구조(1320)는 상기 전자모듈부(1300)과 인접하게 배치되는 것이 바람직하나 이에 한정되는 것은 아니다.
상기 무인항공체(1000)의 전력 또는 가스를 충전하기 위한 충전장치(200)는 상기 충전구조(1320)가 삽입될 수 있는 본체(210), 상기 충전구조(1320)와 끼워져 전력 또는 가스를 충전하는 연결부(220) 및 상기 충전구조(1320)를 고정하기 위한 고정부(230)를 포함한다. 상기 충전구조(1320)는 상기 바디부(1100)로부터 돌출된 형상으로 이루어진다.
상기 충전장치(200)는 상기 무인항공체(1000)가 인접하는 경우 상기 고정부(230)를 열림상태로 구동한다. 상기 고정부(230)가 열림상태로 전환되면 상기 충전구조(1320)가 상기 본체(210)에 삽입된다. 상기 무인항공체(1000)가 충전장치(200)에 안착되기 위하여 상기 무인항공체(1000)의 제어부는 상기 날개부(1200)를 제어하여 상기 충전구조(1320)를 상기 충전장치(200)에 근접하게 이동시킬 수 있다.
상기 충전구조(1320) 및 상기 본체(210)는 인력이 작용하는 자석부를 포함한다. 상기 무인항공체(1000)의 충전구조(1320)가 상기 충전장치(200)에 인접하면, 상기 충전구조(1320)가 상기 자석의 자력에 의하여 상기 본체(210)에 안착하게 된다.
상기 충전구조(1320)가 상기 본체(210)에 삽입되면 상기 고정부(230)가 고정상태로 전환된다. 상기 고정부(230)는 힌지부를 포함하는 복수의 회전구조로 이루어지며, 고정상태에서 상기 복수의 회전구조가 상기 고정부(230)를 감싸도록 이루어진다. 상기 고정부(230)의 내면은 상기 충전구조(1320)의 외면의 형상과 대응되는 형상으로 이루어질 수 있다. 상기 고정부(230)가 고정상태로 전환되면 상기 충전구조(1320)는 상기 충전장치(200)로부터 분리가 방지된다. 상기 충전장치(200)는 상기 고정부(230)가 고정상태로 전환되면, 상기 연결부(220)를 상기 충전구조(1320)의 일 단부와 연결하여, 상기 가스를 충진하거나 상기 전력을 충전할 수 있다.
상기 충전장치(200)는 상기 가스 또는 전력의 충전이 완료되면 상기 고정부(230)의 고정상태를 열림상태로 전환한다. 상기 열림상태로 전환되면 상기 바디부(1000)의 내부의 가스에 의하여 상기 충전장치(2000)로부터 분리될 수 있다. 또는 상기 무인항공체(1000)의 제어부는 상기 충전장치(200)로부터 상기 바디부(1100)가 멀어지도록 상기 날개부(1200)를 제어할 수 있다.
상기 무인항공체(1000)의 제어부는 상기 배터리의 전력 또는 가스의 양을 감지하여 상기 충전장치(200)로 이동하도록 상기 날개부(1200)를 제어하거나, 외부로부터 인가되는 제어명령에 근거하여 충전단계를 수행하도록 제어할 수 있다.
상기의 상세한 설명은 모든 면에서 제한적으로 해석되어서는 아니되고 예시적인 것으로 고려되어야 한다. 본 발명의 범위는 첨부된 청구항의 합리적 해석에 의해 결정되어야 하고, 본 발명의 등가적 범위 내에서의 모든 변경은 본 발명의 범위에 포함된다.
본 발명은 가스가 수용된 무인항공체에 관한 것으로, 위상차를 갖는 핀부의 움직임에 의하여 비행하는 구조를 포함한다. 따라서 이와 관련된 다양한 산업분야에서 활용될 수 있다.

Claims (19)

  1. 특정 가스가 내부공간에 충진된 바디부;
    상기 바디부에 장착되어 추진력을 제공하는 복수의 날개부를 포함하고, 상기 날개부는,
    제1 및 제2 리브가 장착된 핀부;
    상기 제1 및 제2 리브의 일 단부 각각에 연결되어 상기 제1 및 제2 리브의 타단부를 기 설정된 제어각도 범위 내로 이동시키는 제1 및 제2 서보모터;
    상기 제1 및 제2 리브가 특정 위상차를 가지며 움직이도록 상기 제1 및 제2 서보모터를 제어하는 제어유닛; 및
    상기 제1 및 제2 서보모터와 연결되어 상기 바디부의 추진방향을 결정하기 위하여 상기 핀부를 회전시키는 제3 서보모터를 포함하는 것을 특징으로 하는 무인항공체.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 제3 서보모터는 상기 바디부의 외면에 수직하는 방향을 축방향으로 하여 추진방향과 수평하도록 상기 핀부를 회전시키는 것을 특징으로 하는 무인항공체.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 바디부의 외면에 장착되어 상기 제3 서보모터가 고정되는 고정지지부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 무인항공체.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 제1 및 제2 모터는 기 설정된 간격을 유지하도록 상기 제어유닛의 양측단에 배치되는 것을 특징으로 하는 무인항공체.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 제어유닛은 상기 추진력을 높이기 위하여, 상기 제어각도를 증가하고 상기 제1 및 제2 리브의 이동 주기를 단축하도록 상기 제1 및 제2 서보모터를 제어하는 것을 특징으로 하는 무인항공체.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 제어유닛은 상기 제1 및 제2 리브의 위상변화 방향이 제1 방향인 경우 상기 제3 서보모터의 한계각으로 상기 핀부를 회전시키고, 상기 제1 방향과 반대인 제2 방향인 경우 상기 추진방향과 상기 핀부가 수평되는 방향으로 회전하도록 상기 제3 서보모터를 제어하는 것을 특징으로 하는 무인항공체.
  7. 제6항에 있어서,
    상기 제어유닛은 상기 제1 및 제2 리브의 위상차가 발생하지 않도록 상기 제1 및 제2 서보모터를 제어하는 것을 특징으로 하는 무인항공체.
  8. 제1항에 있어서,
    상기 무인항공체는 상기 바디부의 서로 대칭이 되는 영역에 장착되는 제1 및 제2 날개부를 포함하고,
    한쪽 방향으로의 회전을 위하여 상기 제1 날개부는 정지시키고 상기 제2 날개부만 구동시키는 제어부를 포함하는 것을 특징으로 하는 무인항공체.
  9. 제8항에 있어서,
    상기 제어부는 복수의 프레임으로 이루어지는 구동패턴에 의하여 상기 제2 날개부를 제어하면서, 상기 복수의 프레임 중 일부 프레임에 대응되는 시점에 상기 제1 날개부를 구동시켜, 상기 무인항공체의 회전 방향을 제어하는 것을 특징으로 하는 무인항공체.
  10. 제1항에 있어서,
    상기 무인항공체는 상기 바디부의 서로 대칭이 되는 영역에 장착되는 제1 및 제2 날개부를 포함하고,
    상기 제1 날개부는 제1 방향의 추진력을 형성하고 상기 제1 및 제2 서보모터를 제어하고 상기 제2 날개부는 상기 제1 방향과 반대인 제2 방향의 추진력을 형성하도록 상기 제1 내지 제3 서보모터를 제어하는 것을 특징으로 하는 무인항공체.
  11. 제1항에 있어서,
    상기 바디부의 일 영역에 배치되며, 카메라, 배터리, 제어부, 스피커 중 적어도 하나로 이루어지는 전자모듈부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 무인항공체.
  12. 제11하에 있어서,
    상기 카메라 및 상기 스피커의 활성화여부는 상기 날개부의 구동에 의하여 제어되는 것을 특징으로 하는 무인항공체.
  13. 제1항에 있어서,
    외부 객체와의 거리를 감지하는 거리센서, 움직임을 감지하는 IMU센서, 상기 바디부의 위치를 감지하는 위치감지센서 중 적어도 하나로 이루어지는 포함하는 센서부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 무인항공체.
  14. 제13항에 있어서.
    외부기기와 무선통신을 수행하는 무선통신부; 및
    상기 바디부의 이동에 따라 상기 센서부를 통하여 감지된 이동경로에 의하여 비행경로를 설정하는 제어부를 더 포함하고,
    상기 제어부는 상기 이동경로를 상기 외부기기에 송신하며, 상기 외부기기로부터 수신된 고도정보에 근거하여 상기 바디부의 비행경로를 변경하는 것을 특징으로 하는 무인항공체.
  15. 제14항에 있어서,
    상기 제어부는 상기 이동경로에 근거하여 상기 무인항공체의 비행구역을 설정하는 것을 특징으로 하는 무인항공체.
  16. 제13항에 있어서,
    상기 센서부에 의하여 상기 바디부가 기 설정된 위치에서 벗어나는 경우 상기 바디부를 이동시키도록 상기 날개부를 제어하는 제어부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 무인항공체.
  17. 제16항에 있어서,
    상기 바디부는 상기 특정 가스가 유출되도록 형성되는 밸브를 더 포함하고,
    상기 제어부는 상기 바디부의 비행 고도를 변경하기 위하여 상기 밸브의 개폐를 제어하는 것을 특징으로 하는 무인항공체.
  18. 제1항에 있어서,
    상기 가스를 충전하거나, 바디부에 장착된 배터리의 전력을 충전하기 위한 충전구조를 더 포함하고,
    상기 충전구조는 충전장치에 접촉하도록 인력을 형성하는 자석부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 무인항공체.
  19. 제18항에 있어서,
    상기 충전구조는 충전이 수행되는 동안 상기 충전장치의 고정부에 의하여 상기 충전장치에 고정되며, 충전이 완료되면 고정부에 의하여 고정이 해지되어 상기 가스에 의한 부력에 근거하여 상기 충전장치와 분리되는 것을 특징으로 하는 무인항공체.
PCT/KR2016/001347 2016-02-03 2016-02-05 무인항공체 WO2017135485A1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US16/072,931 US10933993B2 (en) 2016-02-03 2016-02-05 Unmanned aerial vehicle having plurality of servomotors to control wing parts

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR10-2016-0013611 2016-02-03
KR1020160013611A KR102470531B1 (ko) 2016-02-03 2016-02-03 무인항공체

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2017135485A1 true WO2017135485A1 (ko) 2017-08-10

Family

ID=59499836

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/KR2016/001347 WO2017135485A1 (ko) 2016-02-03 2016-02-05 무인항공체

Country Status (3)

Country Link
US (1) US10933993B2 (ko)
KR (1) KR102470531B1 (ko)
WO (1) WO2017135485A1 (ko)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2019042238A1 (zh) * 2017-08-30 2019-03-07 上海未玩电子科技有限公司 一种扑翼飞行气球
WO2022141777A1 (zh) * 2020-12-29 2022-07-07 山东科技大学 一种带有相变调节气囊的高空气球

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2019216723A1 (ko) * 2018-05-11 2019-11-14 Lee Jeong Yong 하네스가 형성된 항공기
CN109144113A (zh) * 2018-09-11 2019-01-04 杭州后博科技有限公司 一种具有空中跟随功能的箱包
CN112969171B (zh) * 2021-02-26 2023-02-28 徐逸轩 浮空通讯装置，其组网通讯和数据传输方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005161935A (ja) * 2003-12-01 2005-06-23 Sharp Corp 羽ばたき装置
JP2009292329A (ja) * 2008-06-05 2009-12-17 Sharp Corp 羽ばたき浮上移動装置
KR20140102433A (ko) * 2013-02-14 2014-08-22 건국대학교 산학협력단 곤충 모방형 날갯짓 비행체의 자세 제어를 위한 날개 끝단부 조작기구
KR20150134591A (ko) * 2014-05-22 2015-12-02 엘지전자 주식회사 무인 항공기를 제어하는 포터블 디바이스 및 그 제어 방법
JP2016005944A (ja) * 2014-05-31 2016-01-14 榮一 渡邊 空中浮揚装置及びその空中航法

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US373469A (en) * 1887-11-22 moftgan
US411779A (en) * 1889-10-01 Flying-machine
US1284825A (en) * 1918-04-01 1918-11-12 George R Van Auken Wing-operating mechanism.
US1997906A (en) * 1934-06-25 1935-04-16 Jelalian Martin Vertically reciprocating winged naval dirigible airship
US3153871A (en) * 1962-05-18 1964-10-27 Marx & Co Louis Bird toy
US5288039A (en) * 1992-07-29 1994-02-22 Delaurier James D Spanwise graded twist panel
JP3889956B2 (ja) * 2001-02-27 2007-03-07 シャープ株式会社 移動装置
JP4007947B2 (ja) * 2002-12-20 2007-11-14 シャープ株式会社 群ロボットシステム、該群ロボットシステムに含まれるセンシングロボット、該群ロボットシステムに含まれるベースステーション、および該群ロボットシステムに含まれる制御ロボット
LT5212B (lt) * 2003-09-11 2005-04-25 Remigijus Dainys Muskulinis ornitopteris-sklandytuvas
GB2433059B (en) * 2005-12-06 2008-04-23 Peter Logan Sinclair Winged device
EP2897860B1 (en) * 2012-09-20 2017-07-19 Stephen Heppe Systems and methods for long endurance airship operations
JP2016505435A (ja) * 2012-11-15 2016-02-25 エスゼット ディージェイアイ テクノロジー カンパニー，リミテッド 多重回転子無人航空機
US20150134143A1 (en) * 2013-10-04 2015-05-14 Jim Willenborg Novel tracking system using unmanned aerial vehicles
US10017248B2 (en) * 2014-04-28 2018-07-10 University Of Maryland, College Park Flapping wing aerial vehicles
KR101618956B1 (ko) * 2014-06-09 2016-05-10 서울대학교산학협력단 소형 무인 비행체의 공력성능 향상장치
US20160052614A1 (en) * 2014-08-25 2016-02-25 Aether Industries, LLC. Variable buoyancy lighter than air glider
KR101627042B1 (ko) * 2014-09-12 2016-06-03 서울대학교산학협력단 합체 분리 가능한 멀티 로터 기반의 비행체
CA3035970A1 (en) * 2016-09-09 2018-03-15 Walmart Apollo, Llc Apparatus and method for unmanned flight
CN207389553U (zh) * 2017-08-30 2018-05-22 上海幂方电子科技有限公司 一种扑翼飞行气球

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005161935A (ja) * 2003-12-01 2005-06-23 Sharp Corp 羽ばたき装置
JP2009292329A (ja) * 2008-06-05 2009-12-17 Sharp Corp 羽ばたき浮上移動装置
KR20140102433A (ko) * 2013-02-14 2014-08-22 건국대학교 산학협력단 곤충 모방형 날갯짓 비행체의 자세 제어를 위한 날개 끝단부 조작기구
KR20150134591A (ko) * 2014-05-22 2015-12-02 엘지전자 주식회사 무인 항공기를 제어하는 포터블 디바이스 및 그 제어 방법
JP2016005944A (ja) * 2014-05-31 2016-01-14 榮一 渡邊 空中浮揚装置及びその空中航法

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2019042238A1 (zh) * 2017-08-30 2019-03-07 上海未玩电子科技有限公司 一种扑翼飞行气球
WO2022141777A1 (zh) * 2020-12-29 2022-07-07 山东科技大学 一种带有相变调节气囊的高空气球
GB2612398A (en) * 2020-12-29 2023-05-03 Univ Shandong Science & Tech Aerostat with phase change adjustment airbag

Also Published As

Publication number Publication date
US10933993B2 (en) 2021-03-02
KR102470531B1 (ko) 2022-11-24
KR20170092367A (ko) 2017-08-11
US20190031345A1 (en) 2019-01-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2017135485A1 (ko) 무인항공체
US10953999B2 (en) Unmanned aerial vehicle docking system
WO2017030243A1 (en) Unmanned aircraft and method of controlling the same
WO2016019567A1 (en) Systems and methods for uav battery exchange
CN107111322B (zh) 云台及其操作方法、控制方法，及使用其的可移动设备
EP2844560B1 (en) Payload mounting platform
WO2016019564A1 (en) Multi-zone battery exchange system
ES2937394T3 (es) Método y aparato para localizar averías en tendidos aéreos de líneas eléctricas
US10661898B2 (en) Unmanned aerial vehicle for infrastructure maintenance
WO2018139723A1 (ko) 수직이착륙 무인기의 무인 운영 시스템
WO2016056711A1 (ko) 무인 비행체
WO2016019562A1 (en) Systems and methods for uav battery power backup
WO2016015232A1 (en) Systems and methods for payload stabilization
WO2018090942A1 (zh) 一种带可收放起落架装置的无人飞机
BRPI1006265B1 (pt) unidade de flutuação, sistema e método para a operação de uma unidade de flutuação
JP6954044B2 (ja) 無人飛行体の制御方法
CN106791418A (zh) 一种独立式航拍云台系统及其控制方法
WO2017034070A1 (ko) 비행체의 착륙 보조 장치 및 착륙 보조 장치의 제어 방법
WO2019027172A1 (ko) 분리형 프로펠러를 포함한 추진 시스템 및 이를 포함하는 무인 비행체
US20210016881A1 (en) Stability systems for tethered unmanned aerial vehicles
CN110733607B (zh) 群体式无人艇布放与回收系统
WO2016068383A1 (ko) 무인 비행체
JP6693635B1 (ja) 飛行体の給電装置
WO2019066300A1 (ko) 짐벌
CN104052929A (zh) 可自动拍摄的运动球和拍摄系统

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 16889464

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 16889464

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1