WO2022004967A1 - 드론 - Google Patents

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    • G05D1/496—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch or yaw to ensure stability compensating for coupling between different axes of movement
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a drone.
  • a multi-rotor or multi-fan vehicle also called a drone, is a type of helicopter that generally has three or more rotors. Compared to the traditional single rotor helicopter, it is possible to fly by changing the torque and speed of the rotor, and has the advantage of being easy to maintain and operate. Due to these advantages and the rapid development of electronic technology, the application area of the multi-rotor vehicle has also been rapidly expanded. In the past, large unmanned aerial vehicles for military use were the mainstream, but recently, many small unmanned aerial vehicles are being produced for civilian use. Its use is also expanding in a variety of ways, from filming to transporting goods.
  • the multi-rotor vehicle especially called a quad rotor
  • the multi-rotor vehicle has many advantages over other vehicles.
  • the biggest advantage is the fact that the mechanical mechanism is very simple. In the case of a quadrotor, it is not necessary to trim the pre-flight trim, and the mechanical vibration is not large, and the probability of component damage due to fatigue is low. And because it is easy to model mathematically because of its simple shape, the quadrotor is suitable for automatic flight, and unlike other small aircraft that require a lot of training to control the vehicle, even beginners can easily control it.
  • several small propellers are used, it is relatively safe even for people who are not good at maneuvering or managing.
  • quadrotors are gradually expanding their influence among small unmanned aerial vehicles for civilian use.
  • An object of the present invention is to enable a drone to stably have multiple degrees of freedom to implement various flight modes, and to maintain a shake-free state without the need to install a separate device for installing a camera.
  • Another object related to the present invention is to reduce battery consumption and increase flight time by making it possible to supplementally secure lift during flight of the drone.
  • the battery is mounted, the forward direction is set in the x-axis body portion; a first rotor and a second rotor, each of which is aligned in the z-axis direction, and is disposed to face the body portion at a first position when viewed in the x-axis direction; a third rotor and a fourth rotor, each of which is aligned in the z-axis direction, and disposed to face each other in the y-axis direction at a second position of the fuselage when viewed in the x-axis direction; In the first position, the first rotor and the second rotor are rotatably supported with respect to the body part about a y1 axis parallel to the y axis, and are respectively supported by supporting axes parallel to the x axis at both ends.
  • the third rotor and the fourth rotor are rotatably supported with respect to the fuselage about a y2 axis parallel to the y axis, respectively, by respective supporting axes parallel to the x axis at both ends.
  • supporting the second frame shaft The first rotor and the second rotor are separated from each other in the z-axis direction by a plurality of first rod portions with respect to the first frame shaft and moved by a force acting parallel to the y-axis to move the first rotor and the second rotor to the x-axis.
  • a third frame shaft formed to be tiltable about each axis parallel to the axis;
  • a plurality of second rods are disposed to be spaced apart in the z-axis direction with respect to the second frame shaft, and are moved by a force acting parallel to the y-axis to move the third rotor and the fourth rotor to the x-axis.
  • a fourth frame shaft formed to be tiltable about each axis parallel to the axis; a first driving motor unit connected through a first converter mechanism and providing a force in a direction parallel to the y-axis to the third frame shaft and the fourth frame shaft; a second driving motor unit connected through a second converter mechanism and providing a force to rotate the first frame shaft and the second frame shaft about the y1 axis and the y2 axis, respectively; a control unit formed to implement a plurality of flight modes by controlling the first rotor, the second rotor, the third rotor, the fourth rotor, the first driving motor unit, and the second driving motor unit; And it is installed on the upper portion of the fuselage, formed in the form of an airfoil to provide lift, it may include a wing portion.
  • the wing portion may be formed to be deployed or folded in the x-direction from the central axis.
  • the wing portion may be formed detachably with respect to the body portion.
  • the first driving motor unit and the second driving motor unit are both stopped, and the speed of the first rotor to the fourth rotor is individually controlled.
  • 1 flight mode and a second flight mode for individually controlling and operating the first driving motor unit and the second driving motor unit, respectively, and individually controlling the speeds of the first to fourth rotors.
  • the first flight mode may include: a 1-1 flight mode in which the body part is tilted in the x-axis direction or moved in the y-axis direction; a 1-2 flight mode for tilting the fuselage in the y-axis direction or moving the body in the x-axis direction; a 1-3 flight mode for rotating the fuselage about the z-axis; And it may include a 1-4 flight mode for moving the fuselage in the z-axis direction.
  • the second flight mode maintains the fuselage horizontally and tilts the first to fourth rotors about the respective axes parallel to the x-axis to maintain the fuselage in the y 2-1 flight mode for moving in the axial direction; a 2-1 flight mode in which the fuselage is maintained horizontally and the fuselage is moved in the y-axis direction by tilting the first to fourth rotors about each axis parallel to the y-axis; a 2-3 flight mode in which the body part is maintained horizontally and the speed of the first rotor to the fourth rotor is individually controlled to rotate the body part around the z-axis; a 2-4 flight mode in which the body part is maintained horizontally and the speed of the first rotor to the fourth rotor is individually controlled to move the body part in the z-axis direction; a 2-5 flight mode in which the first to fourth rotors are rotated about respective axes parallel to the x-axis to rotate the fuselage about the x-axis to rotate the fuselage about the
  • each rotation axis of the first rotor to the fourth rotor is parallel to the z-axis, and the fuselage is rotated about the x-axis. It may include a posture to maintain an inclined state with respect to.
  • each rotation axis of the first rotor to the fourth rotor is parallel to the z-axis, and the fuselage is rotated about the y-axis. It may include a posture to maintain an inclined state with respect to.
  • the present invention also includes a fuselage in which the battery is mounted, the forward direction is set in the x-axis; a plurality of rotors arranged in four or more around the fuselage and arranged so that respective rotational axes are aligned in the z-axis direction; an x-axis tilting mechanism formed to tilt the plurality of rotors about each axis parallel to the x-axis; a y-axis tilting mechanism formed to tilt the plurality of rotors about each axis parallel to the y-axis; and a first driving motor unit for driving the y-axis tilting mechanism unit; a second driving motor unit for forming the x-axis tilting mechanism unit; a control unit formed to implement a plurality of flight modes by controlling the plurality of rotors, the x-axis tilting mechanism unit, the y-axis tilting mechanism unit, the first driving motor unit, and the second driving motor unit; And it is installed on the upper portion of the fuselage,
  • a plurality of rotors are configured to be independently tilted around the x-axis and the y-axis, and the main body maintains its posture or returns to a desired specific posture even when the rotor is turned or changed posture or speed is changed. It can be set to implement various flights.
  • a first flight mode having 4 degrees of freedom can be implemented, and by tilting the plurality of rotors in the x-axis and y-axis directions, it is possible to implement a second flight mode having 6 degrees of freedom.
  • the present invention can supplementally secure lift during flight of the drone by installing the wing part on the upper part of the fuselage, thereby reducing battery consumption and increasing the flight time compared to flying only by rotation of the rotor.
  • FIG. 1 is a perspective view of a drone 100 according to an example related to the present invention.
  • FIG. 2 is a view of the drone 100 of FIG. 1 as viewed in the x-axis direction.
  • FIG. 3 is a view of the drone 100 of FIG. 1 viewed in the y-axis direction.
  • FIG. 4 is a perspective view showing a state in which the wing 180 is separated from the drone 100 of FIG. 1 .
  • FIG. 5 is a perspective view illustrating a state in which the housing 111 is separated from FIG. 4 .
  • FIG. 6 is a perspective view of the drone 100 of FIG. 5 viewed from the bottom.
  • FIG. 7 is a perspective view illustrating a state in which a plurality of rotors are tilted about the y-axis in the state of FIG. 5 .
  • FIG. 8 is a perspective view illustrating a state in which a plurality of rotors are tilted about an x-axis in the state of FIG. 5 .
  • FIG. 9 is a perspective view illustrating a state in which a plurality of rotors are tilted around the x-axis and the y-axis in the state of FIG. 5 .
  • FIG. 10 is a view showing a hovering state
  • 11 and 12 are views showing that the drone moves forward and backward (x-axis direction) and rotates about the y-axis;
  • 13 and 14 are views showing that the drone moves left and right (y-axis direction) and rotates about the x-axis;
  • 15 is a view showing the concept that the drone is moved in the z-axis direction
  • 16 is a view showing that the drone is rotated about the z-axis.
  • 17 is a view showing the drone moving forward and backward
  • 19 is a view showing the body part is rotated about the x-axis
  • 20 is a view showing the body portion is rotated about the y-axis.
  • the drone 100 of this example has a configuration including a body part 110 having a plurality of rotors, and a wing part 180 installed on the upper part of the body part 110 .
  • the wing unit 180 can save power provided by the battery by additionally providing lift for maneuvering only by the rotors, which will be described later, and can use the surrounding air flow, thereby increasing flight time.
  • the wing unit 180 may be deployed with respect to the central axis of the body unit 110 (as shown in FIGS. 1 to 3 ), or may be folded in the opposite direction. As a folding method, it can be configured like a fan folded, or can be implemented in a radially folded or rolled form.
  • the wing unit 180 may be detachably attached to the body unit 110 .
  • a separate fastener may be used for attachment of the wing unit 180 to the body unit 110 , or a fastening structure provided on the body unit 110 or the wing unit 180 may be utilized.
  • the drone 100 related to the present invention includes a central body 110 and a plurality of rotors 121 , 122 , 123 , 124 disposed around the body 110 .
  • the first frame shaft 131 , the second frame shaft 132 , the third frame shaft 133 , and the fourth frame shaft 134 are body parts. (110) is installed.
  • the body part 110 When a coordinate system for convenience is determined for the sake of explanation, the body part 110 is placed in the x-axis direction, which is the front-back direction, the left-right direction of the body part 110 is the y-axis direction, and the vertical direction of the body part 110 is the z-axis direction. becomes this
  • Each of the rotors 121 , 122 , 123 , and 124 is aligned in the z-axis direction.
  • the plurality of rotors may be arranged in pairs at a plurality of positions along the body part 110 (x-axis direction).
  • Figure 1 shows, as one such example, two pairs are arranged. That is, the first rotor 121 and the second rotor 122 form a pair at the rear end of the body 110 , and the third rotor 123 and the fourth rotor 124 at the front end of the body 110 . ) form a pair.
  • the first rotor 121 and the second rotor 122 are supported by the first frame shaft 131 and the third frame shaft 133 , and the third rotor 123 and the fourth rotor 124 are It is supported by the second frame shaft 132 and the fourth frame shaft 134 .
  • the plurality of rotors 121 , 122 , 123 , and 124 are supported by respective supporting shafts 136 , 137 , 138 , 139 parallel to the x-axis.
  • the support shafts 136, 137, 138, and 139 are installation spaces for cables that supply power to each rotor, and also function as a primary support point for tilting the rotors 121, 122, 123, and 124 by control. do.
  • the body part 110 may have a shape in which internal parts are covered by the housing 111 .
  • a camera 112 may be disposed in front of the body 110 . As shown in FIG. 2 , the camera 112 is installed directly on a substrate or the like, and elements such as a separate gimbal are not used to reduce shaking. This is due to the fact that the camera 112 can be accurately and easily pointed in a desired direction by reducing the shaking of the camera 112 by the configuration and flight mode of the drone related to the present invention, as will be described later.
  • a battery 113 for supplying power to components is disposed in the body 110 .
  • the present invention omits the arrangement of the gimbal and additional parts as described above and reduces the weight by that amount.
  • the plurality of frame shafts 131 , 132 , 133 , 134 for supporting the plurality of rotors 121 , 122 , 123 , 124 are formed to have a structure in which both 'fixing' and 'tilting' of the rotors are possible. do.
  • the plurality of frame shafts include a first frame shaft 131 supported with respect to the body 110 rotatably about the y1 axis parallel to the y axis at the rear end of the body 110 and , A second frame shaft 132 supported with respect to the body unit 110 rotatably about the y2 axis parallel to the y axis at the front end of the body unit 110 , and a plurality of the first frame shaft 131 .
  • a third frame shaft 133 disposed to be spaced apart in the z-axis direction by the first rod portions 141 and 142, and a plurality of second rod portions 143 and 144 with respect to the second frame shaft 132
  • a fourth frame shaft 134 is provided to be spaced apart from each other in the z-axis direction. That is, the first frame shaft 131 and the second frame shaft 132 are rotatably supported in the y-axis direction with respect to the body part 110 , and the third frame shaft 133 and the fourth frame shaft 132 are supported.
  • the frame shaft 134 is not fixed with respect to the fuselage 110 , but with respect to the first frame shaft 131 and the second frame shaft 132 by the respective rod portions 141 , 142 , 143 , 144 .
  • the third frame shaft 133 and the fourth frame shaft 134 are moved in the y-axis direction and support shafts 136, 137, which primarily support the plurality of rotors 121, 122, 123, and 124. 138, 139) rotates about each axis parallel to the x-axis.
  • a first converter mechanism is provided for driving the third frame shaft 133 and the fourth frame shaft 134 , and the first converter mechanism receives the driving force of the first drive motor 150 to drive the third frame shaft ( 133) and the fourth frame shaft 134 is converted into a force for moving in a direction parallel to the y-axis.
  • the third frame shaft 133 and the fourth frame shaft 134 are constrained by the first rod parts 141 and 142 , they are relatively relative to the first frame shaft 131 and the second frame shaft 132 . As a result, it moves in a direction revolving around the x1 axis and the x2 axis parallel to the x axis, respectively.
  • a first transmission rod 151 is disposed in the first converter mechanism to simultaneously transmit the driving force of the first driving motor unit 150 to the third frame shaft 133 and the fourth frame shaft 134 .
  • the first transmission rod 151 extends in the x-axis direction and rotates by the rotational force transmitted from the first driving motor unit 150 and rotates the link members at opposite ends to rotate the third frame shaft 133 and the fourth The frame shaft 134 is simultaneously moved in the y-axis direction.
  • the first frame shaft 131 and the second frame shaft 132 are connected by a second conversion mechanism, and the second conversion mechanism is connected by a second driving motor unit 160 to the second
  • the first frame shaft 131 and the second frame shaft 132 are rotated about the respective rotation axes y1 and y2 by transmitting the rotational force of the driving motor unit 160 .
  • the second converting mechanism has a second transmission rod 161 formed to simultaneously transmit the driving force of the second driving motor unit 160 to the first frame shaft 131 and the second frame shaft 132 .
  • the second transmission rod 161 is also extended in the x-axis direction, but is moved in the x-axis direction by receiving the driving force of the second driving motor unit 160, whereby the first frame shaft 131 and the second frame Provides torque to rotate shaft 132 .
  • FIGS. 7 to 8 An operation by such a configuration will be described with reference to FIGS. 7 to 8 .
  • 7 shows that the second transmission rod 161 is moved in the x-axis direction by the driving force of the second driving motor unit 160 to rotate the first frame shaft 131 and the second frame shaft 132, and as a result, the second transmission rod 161 is rotated. It is shown that the first rotor 121 and the second rotor 122 are rotated around the y1 axis, and the third rotor 123 and the fourth rotor 124 are rotated around the y2 axis, respectively.
  • the tilting of the plurality of rotors 121 , 122 , 123 , and 124 in the y-axis direction causes an angle change with respect to the body part 110 , and the driving force of the rotors 121 , 122 , 123 , 124 .
  • the body part 110 is also inclined in the y-axis direction.
  • the first transmission rod 151 is rotated about the x-axis by the driving force of the first driving motor unit 150 and consequently the third frame shaft 133 and the fourth frame shaft 134 are rotated in the y-axis direction.
  • the support shafts 136, 137, 138, 139 supporting the rotors 121, 122, 123, and 124 are rotated in the x1 and x2 axis directions respectively to the rotors 121, 122, 123, 124. ) also appears to have turned together in that direction.
  • tilting of these rotors 121, 122, 123, 124 induces an inclination about the x-axis with respect to the fuselage 110 (tilting left and right), or movement in the y-axis direction (moving left and right). .
  • FIG. 9 shows the result of tilting the rotors 121, 122, 123, and 124 in the x-axis and the y-axis, respectively, as both the first driving motor unit 150 and the second driving motor unit 160 work. .
  • the tilting of the rotors 121 , 122 , 123 , and 124 results in moving or inclining the body 110 in a diagonal direction.
  • the drone 100 having multiple degrees of freedom related to the present invention controls the rotors 121 , 122 , 123 , 124 and the first driving motor unit 150 and the second driving motor unit 160 to control a plurality of flight modes. It has a control unit for implementing it.
  • the control unit controls the speed of the rotors 121, 122, 123, and 124 or by controlling the operation or rotation angle of the first driving motor unit 150 and the second driving motor unit 160, the rotors 121, 122, 123, 124) to precisely control the tilting.
  • a wireless communication module for communicating with a remote control on the ground is installed in the fuselage 110, and the control unit realizes a flight mode according to an input signal.
  • the rotors 221 , 222 , 223 , 224 correspond to the previously described rotors 121 , 122 , 123 , 124 , and support or tilt the rotors 221 , 222 , 223 , 224 .
  • the possible elements are also the same as in the previous configuration. However, it has been simplified and expressed for convenience of understanding.
  • the plurality of flight modes by the drone 200 having multiple degrees of freedom related to the present invention may include a 4 degree of freedom mode and a 6 degree of freedom mode. These four-DOF mode and six-DOF mode may be implemented independently, or may be implemented simultaneously in some cases.
  • 10 to 16 show postures according to the first flight mode of the drone 200 related to the present invention.
  • FIG. 10 is a conceptual view illustrating rotational states of the rotors 221 , 222 , 223 , and 224 to form a hovering state. That is, in order for the body 210 of the drone to hover stably, the rotation directions of the diagonally facing rotors 221 , 222 , 223 and 224 must match, and the rotors positioned side by side are opposite to each other. to be.
  • the fuselage 210 can be maintained horizontally, and when the magnitude of the thrust by the rotor rotation matches the magnitude of the gravity of the drone 200 , , the drone 200 can stably hover, which is a maneuver that stops in the air.
  • the rotors 221 , 222 , 223 , and 224 of the drone 200 of this example for hovering are controlled as the speed of the motor without separate tilting.
  • 11 and 12 show the relationship between the rotational speeds of the rotors 221 , 222 , 223 , and 224 for the drone 200 to move forward and backward (x-direction). That is, in order for the drone 200 to move forward and backward, the direction of thrust must be changed by tilting the angle of the body part 210 back and forth. To this end, if the rotation speed of the third rotor 223 and the fourth rotor 224 in the front is slowed and the speed of the first rotor 221 and the second rotor 222 in the rear is increased, the body of the drone 200 is The unit 210 is inclined forward, and as a result, the thrust is directed toward the rear of the fuselage 210, so that the drone 200 moves forward.
  • FIG. 13 and 14 are views showing the drone moving left and right (y-axis direction) and rotating about the x-axis. That is, in order for the drone 200 to move left and right, the direction of thrust must be changed by tilting the angle of the body 210 to the left and right. To this end, when the speed of the second rotor 222 and the fourth rotor 224 is slowed and the rotation speed of the first rotor 221 and the third rotor 223 is increased, the body 210 of the drone 200 moves to the right. It is tilted, and as a result, the thrust is directed to the left of the fuselage 210 , so that the drone 200 moves to the right.
  • FIG. 15 is a diagram illustrating a concept in which the drone is moved in the z-axis direction.
  • the vertical movement of the drone 200 is the same as the principle of hovering. If the rotational speeds of the rotors 221, 222, 223, and 224 are all the same, if the rotational speeds of the rotors 221, 222, 223, and 224 are equally increased, the thrust increases, so that the fuselage becomes horizontal. In the state maintained, the altitude rises (Fig. 15(a)), and on the contrary, if the rotational speed of the rotors 221, 222, 223, 224 is equally reduced, the thrust is reduced and the altitude is lowered while the body remains horizontal. (Fig. 15(b)).
  • FIG. 16 is a view showing that the drone is rotated about the z-axis.
  • the rotational speed of the diagonally facing rotors rotating in the z-axis direction is lowered by a certain ratio, and the rotational speeds of the remaining rotors rotating in the opposite direction to the z-axis are the same. increase by a percentage.
  • Newton's law of action and reaction when the sum of the rotation vectors in the z-axis direction of the rotors 221, 222, 223, and 224 is greater than 0, the body rotates in the opposite direction to the z-axis due to the reaction.
  • FIG. 17 to 20 show postures that are not common to the first flight mode among postures according to the second flight mode of the drone 200 related to the present invention. Even in the 6-DOF flight mode, hovering, z-axis rotation, ascent and descent can be implemented similarly to the 4-DOF flight mode described above. In this example, a form that cannot be implemented in a four-degree-of-freedom flight mode will be mainly described.
  • FIG. 17 is a view showing the drone moving back and forth. That is, in order to move the drone 200 back and forth, the rotors 221 , 222 , 223 , and 224 are tilted forward while hovering is maintained (referring to tilting by rotating about the y-axis). At this time, the mechanism for maintaining the body 210 horizontally is similar to that when hovering.
  • FIG. 18 is a view showing the drone moving left and right.
  • the rotors 221 , 222 , 223 , and 224 are tilted in the left and right directions while hovering is maintained (referring to tilting by rotating about the x-axis).
  • the mechanism for maintaining the body 210 horizontally is similar to that when hovering.
  • 19 is a view showing the body portion is rotated about the x-axis. That is, in order to tilt the fuselage 210 about the x-axis in a hovering state, the rotation speed of the second rotor 222 and the fourth rotor 224 on the right side is increased, and the first rotor on the left side ( 221) and the third rotor 223 are reduced, the body 210 of the drone 200 rotates about the x-axis.
  • the rotors 221 , 222 , 223 and 224 are also rotated in the same direction and the direction of thrust is changed to move the body 210 .
  • the body 210 rotates
  • the angles of the rotors 221 , 222 , 223 and 224 may be changed by the same amount in the direction opposite to the direction of rotation.
  • FIG. 20 is a view showing the body portion is rotated about the y-axis. That is, in order to tilt the fuselage 210 in the y-axis direction while maintaining the hovering, the rotation speed of the third rotor 223 and the fourth rotor 224 at the front is increased, and the first rotor at the rear When the rotational speeds of 221 and the second rotor 222 are reduced, the body 210 of the drone 200 rotates about the y-axis.
  • the rotors 221 , 222 , 223 , 224 when the body 210 is rotated, the rotors 221 , 222 , 223 , 224 also rotate in the same direction and the direction of the thrust is changed to move the body 210 , in order to compensate for this.
  • the angles of the rotors 221 , 222 , 223 and 224 may be changed by the same amount in the direction opposite to the direction in which the body 210 rotates.
  • the configuration and method of the described embodiments are not limitedly applied to the drone described above.
  • the above embodiments may be configured by selectively combining all or part of each of the embodiments so that various modifications can be made.

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Abstract

본 발명과 관련된 드론은, 배터리가 장착되며, x축으로 전진방향이 설정되는 동체부; 상기 동체부의 주위에 4개 이상으로 배치되고, 각각의 회전축이 z축 방향으로 정렬되게 배치되는 복수의 로터; 상기 복수의 로터를 상기 x축과 평행한 각각의 축을 중심으로 틸팅시킬 수 있게 형성된 x축 틸팅기구부; 상기 복수의 로터를 y축과 평행한 각각의 축을 중심으로 틸팅시킬 수 있게 형성된 y축 틸팅기구부; 및 상기 y축 틸팅기구부를 구동시키기 위한 제1 구동모터부; 상기 x축 틸팅기구부를 구공시키기 위한 제2 구동모터부; 상기 제1 로터, 상기 제2 로터, 상기 제3 로터, 상기 제4 로터, 상기 제1 구동모터부 및 상기 제2구동모터부를 제어하여 복수의 비행모드를 구현할 수 있게 형성된 제어부; 및 상기 동체부의 상부에 설치되며, 양력을 제공할 수 있게 에어 포일 형태로 형성된, 날개부를 포함할 수 있다.

Description

드론
본 발명은 드론에 관한 것이다.
드론으로 불리는 멀티로터 또는 멀티팬 비행체는 일반적으로 3 개 이상의 로터를 갖는 헬리콥터의 한 종류이다. 전통적인 싱글로터 헬리콥터에 비해, 로터의 토크와 스피드를 변화시켜 비행하는 것이 가능하며, 유지와 조작이 용이한 장점이 있다. 이러한 장점 및 전자기술의 급속한 발전으로 인해 멀티로터 비행체의 적용 영역 또한 급격히 넓어졌다. 과거에는 주로 군사용의 크기가 큰 무인 비행체들이 주류를 이루었지만, 최근에는 소형 무인 비행체들이 민간용으로 많이 제작되고 있다. 그 활용도 또한 영상 촬영에서부터 물건 수송에 이르기까지 다양하게 확대되고 있다.
다양한 형태의 소형 무인 비행체 중에 특히 쿼드 로터라 칭해지는 멀티 로터 비행체는 다른 비행체에 비해 많은 장점을 지닌다. 가장 큰 장점은 기계적인 매커니즘이 매우 간단하다는 사실이다. 쿼드로터의 경우 비행 전 트림을 맞추어야 될 필요도 없고, 기계적인 진동도 크지 않을 뿐 아니라, 피로에 의한 부품 파손의 확률도 낮다. 그리고 쿼드로터는 간단한 형태 때문에 수학적으로 모델링하기도 쉬우므로 자동 비행에 적합하며, 비행체를 조절하기 위해 많은 시간의 훈련을 요구하는 다른 소형 비행체들과 달리, 초보자들도 쉽게 조종할 수 있다. 또한, 작은 프로펠러를 여럿 사용하기 때문에 조종이나 관리가 서툰 사람에게도 상대적으로 안전하다. 즉, 비행체에 대한 전문적인 지식이 없거나, 사전에 많은 훈련을 하지 않더라도 누구나 쿼드로터를 쉽게 조종, 유지, 보수, 관리를 할 수 있는 것이다. 이런 쿼드로터의 장점 덕분에 민간용 소형 무인 비행체 중에서 쿼드로터가 그 영향력을 점차 넓혀 가고 있다.
쿼드로터의 제어와 유도에 관해서는 이미 많은 연구자들에 의해 연구가 이루어져 왔다. 우선, 제어 분야에 있어서, 쿼드로터의 비선형적인 모델의 특성을 효과적으로 다루기 위해서 Backstepping 기법이나, Sliding Mode 기법을 이용해서 비선형 시스템을 직접 제어하는가 하면, Feedback Linearization을 이용해 쿼드로터 모델을 선형화 시킨 후 제어하려는 시도도 있었다. 또한 유도 분야에 있어서도, 쿼드로터의 동체를 한쪽 방향으로 360도 혹은 그 이상 회전시키는 Flip동작을 수행하거나, 특정한 궤도와 자세를 따라가는 급격한 기동은 물론, 공을 서로 주고 받는 등의 정교한 기동도 가능하게 되었다.
많은 연구자들의 공헌으로 쿼드로터와 같은 멀티 로터 비행체를 정밀하게 제어 및 유도할 수 있게 된 현재 시점이지만, 여전히 기능적으로 개선해야 할 부분이 있다. 3차원 공간상에 있는 비행체의 정확한 위치와 자세는 6개의 변수에 의해 표현된다는 사실을 상기해 보면, 결국 멀티 로터 비행체 시스템은 입력의 차원이 출력의 차원보다 작은 Under Actuated 시스템이 된다. 이러한 사실이 멀티 로터 비행체의 제어와 유도에 제약으로 작용한다. 예컨대, 멀티 로터 비행체를 앞쪽으로 가속시키기 위해서는 그의 본체를 반드시 앞쪽으로 기울여야지, 멀티 로터 비행체를 뒤쪽으로 기울인 상태에서는 절대로 앞쪽으로의 가속도가 발생하지 않는 것이다. 즉, 멀티 로터 비행체의 자세와 가속도는 완전히 독립적일 수 없다는 것을 의미한다.
이에 따라, 멀티 로터 비행체의 본체에 카메라를 부착하여 대상물을 촬영하는 경우, 멀티 로터 비행체가 방향을 전환하게 되면 그의 본체가 함께 기울어지게 되어 카메라의 촬영 방향이 촬영 대상물로부터 벗어나게 된다. 또한, 방향 전환시에도 멀티 로터 비행체 전체의 기울어짐이 요구되므로, 응답성이 상대적으로 낮아 급격한 기동이 쉽지 않다. 이러한 이유로 동체의 각도 변화에 따라 카메라를 유지시킬 수 있는 별도의 장치가 사용되는데, 부품 및 비용상승의 원인이 되며 무게도 증가하게 되어 배터리의 사용시간을 단축시키기도 한다. 또한 이러한 카메라 연결장치는 진동에 취약하므로 별도의 흡진 수단을 장착하기도 하는데, 그만큼 장치가 복잡해지는 단점도 있다.
* 관련 선행기술
한국 공개특허 제10-2017-0061941호(2017.06.07. 공개)
한국 등록특허 제10-1692315호(2016.12.28. 등록)
본 발명의 목적은 드론이 안정적으로 다자유도를 갖도록 함으로써 다양한 비행모드를 구현할 수 있고, 카메라의 설치를 위하여 별도의 장치를 설치할 필요없이 흔들림이 없는 상태를 유지시킬 수 있도록 하는데 있다.
본 발명과 관련된 다른 일 목적은 드론의 비행시 양력을 보충적으로 확보할 수 있도록 함으로써 배터리 소모를 줄이고 비행시간을 증가시키는 데 있다.
본 발명과 관련된 드론은, 배터리가 장착되며, x축으로 전진방향이 설정되는 동체부; 각각의 회전축이 z축방향으로 정렬되어 있으며, 상기 x축 방향으로 보았을 때 제1 위치에서 상기 동체부를 중심으로 대향되게 배치되는, 제1 로터 및 제2 로터; 각각의 회전축이 상기 z축방향으로 정렬되어 있으며, 상기 x축 방향으로 보았을 때 상기 동체부의 제2 위치에서 y축방향으로 대향되게 배치되는 제3 로터 및 제 4로터; 상기 제1 위치에서 상기 y축과 평행한 y1축을 중심으로 회전 가능하게 상기 동체부에 대하여 지지되며, 양 단부에서 상기 x축과 평행한 각각의 지지축에 의하여 상기 제1 로터 및 상기 제2 로터를 지지하는, 제1 프레임 샤프트; 상기 제2 위치에서 상기 y축과 평행한 y2축을 중심으로 회전 가능하게 상기 동체부에 대하여 지지되며, 양 단부에서 상기 x축과 평행한 각각의 지지축에 의하여 상기 제3 로터 및 상기 제4 로터를 지지하는, 제2 프레임 샤프트; 상기 제1 프레임 샤프트에 대하여 복수의 제1 로드부에 의하여 상기 z축방향으로 이격되게 배치되며, 상기 y축과 평행하게 작용하는 힘에 의하여 이동되면서 상기 제1 로터 및 상기 제2 로터를 상기 x축과 평행한 각각의 축을 중심으로 틸팅시킬 수 있게 형성된, 제3 프레임 샤프트; 상기 제2 프레임 샤프트에 대하여 복수의 제2 로드부에 의하여 상기 z축방향으로 이격되게 배치되며, 상기 y축과 평행하게 작용하는 힘에 의하여 이동되면서 상기 제3 로터 및 상기 제4 로터를 상기 x축과 평행한 각각의 축을 중심으로 틸팅시킬 수 있게 형성된, 제4 프레임 샤프트; 제1 변환기구부를 통하여 연결되며, 상기 제3 프레임 샤프트 및 상기 제4 프레임 샤프트에 상기 y축과 평행한 방향의 힘을 제공하는 제1 구동모터부; 제2 변환기구부를 통하여 연결되며, 상기 제1 프레임 샤프트 및 상기 제2 프레임 샤프트를 상기 y1축 및 상기 y2축을 중심으로 각각 회전시키도록 힘을 제공하는 제2 구동모터부; 상기 제1 로터, 상기 제2 로터, 상기 제3 로터, 상기 제4 로터, 상기 제1구동 모터부 및 상기 제2구동 모터부를 제어하여 복수의 비행모드를 구현할 수 있게 형성된 제어부; 및 상기 동체부의 상부에 설치되며, 양력을 제공할 수 있게 에어 포일 형태로 형성된, 날개부를 포함할 수 있다.
본 발명과 관련된 일 예로서, 상기 날개부는 중심축선으로부터 상기 x방향으로 전개되거나 접혀질 수 있게 형성될 수 있다.
본 발명과 관련된 일 예로서, 상기 날개부는 상기 동체부에 대하여 탈착 가능하게 형성될 수 있다.
*본 발명과 관련된 일 예로서, 상기 복수의 비행모드는, 상기 제1 구동모터부 및 상기 제2 구동모터부를 모두 정지시키고, 상기 제1 로터 내지 상기 제4 로터의 속도를 개별적으로 제어하는 제1 비행모드; 및 상기 제1 구동모터부 및 상기 제2 구동모터부를 각각 개별적으로 제어하여 작동시키고, 상기 제1 로터 내지 상기 제4 로터의 속도를 개별적으로 제어하는 제2 비행모드를 포함할 수 있다.
본 발명과 관련된 일 예로서, 상기 제1 비행모드는, 상기 동체부를 상기 x축 방향으로 기울이거나 상기 y축 방향으로 이동시키는 제1-1 비행모드; 상기 동체부를 상기 y축 방향으로 기울이거나 상기 x축 방향으로 이동시키는 제1-2 비행모드; 상기 동체부를 상기 z축을 중심으로 회전시키는 제1-3 비행모드; 및 상기 동체부를 상기 z축 방향으로 이동시키는 제1-4 비행모드를 포함할 수 있다.
본 발명과 관련된 일 예로서, 상기 제2 비행모드는, 상기 동체부를 수평으로 유지시키고 상기 제1 로터 내지 상기 제4 로터를 상기 x축에 평행한 각각의 축을 중심으로 틸팅시켜 상기 동체부를 상기 y축 방향으로 이동시키는 제2-1 비행모드; 상기 동체부를 수평으로 유지시키고 상기 제1 로터 내지 상기 제4 로터를 상기 y축에 평행한 각각의 축을 중심으로 틸팅시켜 상기 동체부를 상기 y축 방향으로 이동시키는 제2-1 비행모드; 상기 동체부를 수평으로 유지시키고 상기 제1 로터 내지 상기 제4 로터의 속도를 개별적으로 제어하여 상기 동체부를 상기 z축을 중심으로 회전시키는 제2-3 비행모드; 상기 동체부를 수평으로 유지시키고 상기 제1 로터 내지 상기 제4 로터의 속도를 개별적으로 제어하여 상기 동체부를 상기 z축 방향으로 이동시키는 제2-4 비행모드; 상기 제1 로터 내지 상기 제4 로터를 상기 x축에 평행한 각각의 축을 중심으로 회전시켜 상기 동체부를 상기 x축에 대하여 회전시키는 제2-5 비행모드; 및 상기 제1 로터 내지 상기 제4 로터를 상기 y축에 평행한 각각의 축을 중심으로 회전시켜 상기 동체부를 상기 y축에 대하여 회전시키는 제2-6 비행모드를 포함할 수 있다.
본 발명과 관련된 일 예로서, 상기 제2-5 비행모드는, 상기 제1 로터 내지 상기 제4 로터의 각각의 회전축을 상기 z축과 평행하게 하고, 상기 동체부를 상기 x축에 대하여 회전시켜 지면에 대하여 기울어진 상태를 유지시키는 자세를 포함할 수 있다.
본 발명과 관련된 일 예로서, 상기 제2-6 비행모드는, 상기 제1 로터 내지 상기 제4 로터의 각각의 회전축을 상기 z축과 평행하게 하고, 상기 동체부를 상기 y축에 대하여 회전시켜 지면에 대하여 기울어진 상태를 유지시키는 자세를 포함할 수 있다.
본 발명은 또한, 배터리가 장착되며, x축으로 전진방향이 설정되는 동체부; 상기 동체부의 주위에 4개 이상으로 배치되고, 각각의 회전축이 z축 방향으로 정렬되게 배치되는 복수의 로터; 상기 복수의 로터를 상기 x축과 평행한 각각의 축을 중심으로 틸팅시킬 수 있게 형성된 x축 틸팅기구부; 상기 복수의 로터를 y축과 평행한 각각의 축을 중심으로 틸팅시킬 수 있게 형성된 y축 틸팅기구부; 및 상기 y축 틸팅기구부를 구동시키기 위한 제1 구동모터부; 상기 x축 틸팅기구부를 구공시키기 위한 제2 구동모터부; 상기 복수의 로터, 상기 x축 틸팅기구부, 상기 y축 틸팅기구부, 상기 제1 구동모터부 및 상기 제2구동모터부를 제어하여 복수의 비행모드를 구현할 수 있게 형성된 제어부; 및 상기 동체부의 상부에 설치되며, 양력을 제공할 수 있게 에어 포일 형태로 형성된, 날개부를 포함하는, 드론을 제시한다.
본 발명과 관련된 드론에 의하면, 복수의 로터를 x축 및 y축을 중심으로 각각 독립적으로 틸팅될 수 있도록 구성한 것으로 로터의 선회 또는 자세변환이나 속도변경시에도 본체는 자세를 그대로 유지하거나 원하는 특정자세로 설정할 수 있게 되어 다양한 비행을 구현할 수 있다. 복수의 로터들의 속도를 개별적으로 제어함으로써 4자유도를 갖는 제1 비행모드를 구현할 수 있고, 복수의 로터들을 x축 및 y축 방향으로 틸팅시킴으로써 6자유도를 갖는 제2 비행모드를 구현할 수 있게 된다. 또한, 본 발명은 동체부의 상부에 날개부를 설치함으로써 드론의 비행시 양력을 보충적으로 확보할 수 있으며, 그에 따라 로터의 회전만에 의한 비행에 비해 배터리 소모를 줄이고 비행시간을 증대시킬 수 있다.
도 1은 본 발명과 관련된 일 예에 따른 드론(100)의 사시도이다.
도 2는 도 1의 드론(100)을 x축 방향으로 본 모습이다.
도 3은 도 1의 드론(100)을 y축 방향으로 본 모습이다.
도 4는 도 1의 드론(100)에서 날개(180)를 분리한 모습을 보인 사시도이다.
도 5는 도 4에서 하우징(111)을 분리한 상태를 보인 사시도이다.
도 6은 도 5의 드론(100)을 하부에서 본 사시도이다.
도 7은 도 5의 상태에서 복수의 로터들이 y축을 중심으로 틸팅된 모습을 보인 사시도이다.
도 8은 도 5의 상태에서 복수의 로터들이 x축을 중심으로 틸팅된 모습을 보인 사시도이다.
도 9는 도 5의 상태에서 복수의 로터들이 x축 및 y축을 중심으로 틸팅된 모습을 보인 사시도이다.
도 10 내지 도 16은 본 발명과 관련된 드론(200)의 제1 비행모드에 따른 자세들을 보인 것으로,
도 10은 호버링 상태를 보인 도면이고,
도 11 및 도 12는 드론이 전후(x축 방향) 이동 및 y축을 중심으로 회전되는 것을 보인 도면들이고,
도 13 및 도 14는 드론이 좌우 이동(y축 방향) 및 x축을 중심으로 회전되는 것을 보인 도면들이고,
도 15는 드론이 z축 방향으로 이동되는 개념을 보인 도면이며,
도 16은 드론이 z축을 중심으로 회전되는 것을 보인 도면이다.
도 17 내지 도 20은 본 발명과 관련된 드론(200)의 제2 비행모드에 따른 자세들 중 제1 비행모드와 공통되지 않은 자세들을 보인 것으로,
도 17은 드론이 전후 이동되는 것을 보인 도면이고,
도 18은 드론이 좌우 이동되는 것을 보인 도면이고,
도 19는 동체부가 x축을 중심으로 회전되는 것을 보인 도면이고,
도 20은 동체부가 y축을 중심으로 회전되는 것을 보인 도면이다.
이하, 본 발명과 관련된 드론을 첨부된 도면을 참조로 하여 상세히 설명한다. 본 명세서에서는 서로 다른 실시예라도 동일·유사한 구성에 대해서는 동일, 유사한 참조번호를 부여하고, 그 설명은 앞의 설명을 참조하여 갈음될 수 있다.
도 1 내지 도 3에 의하면, 본 예의 드론(100)은 복수의 로터를 갖는 동체부(110)와, 동체부(110)의 상부에 설치된 날개부(180)가 구비된 구성을 가지고 있다. 이러한 날개부(180)는 후술하는 로터들만에 의하여 기동하는 데 있어 양력을 추가적으로 제공함으로써 배터리가 제공하는 동력을 절약할 수 있고 주변의 공기의 흐름을 이용할 수 있으므로 비행시간을 증대시킬 수 있다. 이러한 날개부(180)는 동체부(110)의 중심축선에 대하여 전개되거나(도 1 내지 도 3과 같이 펼쳐진 모습), 반대로 접혀질 수 있다. 접혀지는 방법으로는 부채가 접혀지는 것과 같이 구성하거나 방사형으로 접혀지거나 또는 말아지는 형태로 구현할 수 있다. 또한 날개부(180)는 동체부(110)에 대한 탈부착되는 형태일 수 있다. 날개부(180)의 동체부(110)에 대한 부착을 위하여 별도의 화스너가 사용되거나, 동체부(110) 또는 날개부(180)에 마련되는 체결구조가 활용될 수 있다.
도 4와 같이, 본 발명과 관련된 드론(100)은 가운데의 동체부(110) 및 동체부(110)의 둘레에 배치된 복수의 로터들(121, 122, 123, 124)을 구비하고 있다. 로터들(121, 122, 123, 124)을 지지하기 위해, 제1 프레임 샤프트(131), 제2 프레임 샤프트(132), 제3 프레임 샤프트(133) 및 제4 프레임 샤프트(134)가 동체부(110)에 설치된다.
설명을 위하여 편의상의 좌표계를 정하면, 동체부(110)는 전후 방향인 x축 방향으로 놓여져 있고, 동체부(110)의 좌우 방향은 y축 방향이며 동체부(110)의 상하 방향은 z축 방향이 된다. 로터들(121, 122, 123, 124)은 각각의 회전축이 z축 방향으로 정렬되어 있다.
복수의 로터들은 동체부(110)를 따라(x축 방향) 복수의 위치에서 쌍으로 배치될 수 있다. 도 1은 그러한 일 예로서, 2개의 쌍이 배치된 것을 보인다. 즉, 동체부(110)의 후단쪽에 제1 로터(121) 및 제2 로터(122)가 하나의 쌍을 이루고, 동체부(110)의 전단쪽에 제3 로터(123) 및 제4 로터(124)가 하나의 쌍을 이룬다. 제1 로터(121) 및 제2 로터(122)는 제1 프레임 샤프트(131) 및 제3 프레임 샤프트(133)에 의하여 지지되고 있고, 제3 로터(123) 및 제4 로터(124)는 제2 프레임 샤프트(132) 및 제4 프레임 샤프트(134)에 의하여 지지되어 있다.
복수의 로터들(121, 122, 123, 124)은 x축과 평행한 각각의 지지축(136, 137, 138, 139)에 의하여 지지되어 있다. 지지축(136, 137, 138, 139)은 각 로터들에게 전원을 공급하는 케이블의 설치공간인 한편, 제어에 의하여 로터들(121, 122, 123, 124)을 틸팅시키는 일차적인 지지점으로도 기능한다.
동체부(110)는 하우징(111)에 의하여 내부의 부품들이 덮여진 형태일 수 있다. 동체부(110)의 전방에는 카메라(112)가 배치될 수 있다. 도 2와 같이, 카메라(112)는 기판 등에 직접 설치되어 있으며, 흔들림을 줄이기 위하여 별도의 짐벌과 같은 요소들을 사용하지 않고 있다. 이는 후술하는 바와 같이 본 발명과 관련된 드론의 구성 및 비행모드에 의하여 카메라(112)의 흔들림을 줄이고 원하는 방향으로 카메라(112)를 정확하고 용이하게 지향시킬 수 있게 한다는 점에서 기인한다.
도 5와 같이, 동체부(110)에는 부품들에 전원을 공급하기 위한 배터리(113)가 배치된다. 배터리(113)의 전원 소비를 줄이고 비행시간을 증대시킬 수 있도록, 본 발명은 앞서 설명한 바와 같은 짐벌 및 추가적인 부품의 배치를 생략하고 그만큼 무게를 줄였다.
복수의 로터들(121, 122, 123, 124)을 지지하기 위한 복수의 프레임 샤프트(131, 132, 133, 134)는, 로터들의 '고정' 및 '틸팅'이 모두 가능한 구조가 될 수 있게 형성된다. 이를 위하여, 일 예로서, 복수의 프레임 샤프트는, 동체부(110)의 후단에서 y축과 평행한 y1축을 중심으로 회전 가능하게 동체부(110)에 대하여 지지되는 제1 프레임 샤프트(131)와, 동체부(110)의 전단에서 y축과 평행한 y2축을 중심으로 회전 가능하게 동체부(110)에 대하여 지지되는 제2 프레임 샤프트(132)와, 제1 프레임 샤프트(131)에 대하여 복수의 제1 로드부(141, 142)에 의하여 z축 방향으로 이격되게 배치되는 제3 프레임 샤프트(133)와, 제2 프레임 샤프트(132)에 대하여 복수의 제2 로드부(143, 144)에 의하여 z축 방향으로 이격되게 배치되는 제4 프레임 샤프트(134)를 구비하고 있다. 즉, 제1 프레임 샤프트(131)와 제2 프레임 샤프트(132)는 동체부(110)에 대하여 y축 방향으로는 회전될 수 있게 지지되어 있는 형태이고, 제3 프레임 샤프트(133) 및 제4 프레임 샤프트(134)는 동체부(110)에 대하여 고정되어 있는 것은 아니지만 각각의 로드부(141, 142, 143, 144)에 의하여 제1 프레임 샤프트(131) 및 제2 프레임 샤프트(132)에 대하여 구속된 상태에서 구동력에 의하여 이동되는 형태이다. 본 예에서 제3 프레임 샤프트(133) 및 제4 프레임 샤프트(134)는 y축 방향으로 이동되며 복수의 로터들(121, 122, 123, 124)을 일차적으로 지지하는 지지축(136, 137, 138, 139)을 x축과 평행한 각각의 축을 중심으로 회전시키는 역할을 한다.
제3 프레임 샤프트(133) 및 제4 프레임 샤프트(134)의 구동을 위하여 제1 변환기구부가 구비되며, 제1 변환기구부는 제1 구동모터부(150)의 구동력을 전달받아 제3 프레임 샤프트(133) 및 제4 프레임 샤프트(134)를 y축과 평행한 방향으로 이동시키기 위한 힘으로 변환시킨다. 다만 제3 프레임 샤프트(133) 및 제4 프레임 샤프트(134)는 제1 로드부(141, 142)에 의하여 구속되어 있으므로, 제1 프레임 샤프트(131) 및 제2 프레임 샤프트(132)에 대하여 상대적으로는 x축과 평행한 x1축 및 x2축을 중심으로 각각 선회하는 방향으로 이동하게 된다. 제1 변환기구부는 제1 구동모터부(150)의 구동력을 제3 프레임 샤프트(133) 및 제4 프레임 샤프트(134)에 동시에 전달시킬 수 있도록 제1 전달로드(151)가 배치된다. 제1 전달로드(151)는 x축 방향으로 연장되어 있고 제1 구동모터부(150)로부터 전달된 회전력에 의하여 회전되면서 반대쪽 단부들에서 링크부재들을 회전시켜 제3 프레임 샤프트(133) 및 제4 프레임 샤프트(134)를 y축 방향으로 동시에 이동시킨다.
도 6과 같이, 제1 프레임 샤프트(131) 및 제2 프레임 샤프트(132)은 제2 변환기구부에 의하여 연결되어 있고, 제2 변환기구부는 제2 구동모터부(160)에 의하여 연결되어 제2 구동모터부(160)의 회전력을 전달하여 제1 프레임 샤프트(131) 및 제2 프레임 샤프트(132)를 각각의 회전축(y1, y2)을 중심으로 회전시킨다. 제2 변환기구부는 제2 구동모터부(160)의 구동력을 제1 프레임 샤프트(131) 및 제2 프레임 샤프트(132)에 동시에 전달시킬 수 있게 형성된 제2 전달로드(161)를 갖는다. 제2 전달로드(161)도 x축 방향으로 연장된 형태이나, 제2 구동모터부(160)의 구동력을 전달받아 x축 방향으로 이동되고, 그에 의해 제1 프레임 샤프트(131) 및 제2 프레임 샤프트(132)를 회전시키는 토크를 제공한다.
이와 같은 구성에 의한 작용을 도 7 내지 도 8를 참조하여 설명한다. 도 7은 제2 구동모터부(160)의 구동력에 의하여 제2 전달로드(161)가 x축 방향으로 이동하여 제1 프레임 샤프트(131) 및 제2 프레임 샤프트(132)를 회전시켜 결과적으로 제1 로터(121) 및 제2 로터(122)를 y1축을 중심으로, 제3 로터(123) 및 제4 로터(124)를 y2축을 중심으로 각각 회전시킨 것을 보인다. 이러한 복수의 로터들(121, 122, 123, 124)의 y축 방향의 틸팅은 동체부(110)에 대한 각의 변화를 초래하게 되고, 로터들(121, 122, 123, 124)이 갖는 추진력이 동체부(110)에 대하여도 y축 방향으로 기울어지게 한다.
도 8은 제1 구동모터부(150)의 구동력에 의하여 제1 전달로드(151)가 x축을 중심으로 회전되어 결과적으로 제3 프레임 샤프트(133) 및 제4 프레임 샤프트(134)를 y축 방향으로 이동시켜 결과적으로 로터들(121, 122, 123, 124)을 지지하는 지지축(136, 137, 138, 139)을 각각 x1 및 x2축 방향으로 선회시켜 로터들(121, 122, 123, 124)도 그 방향으로 함께 선회시킨 것을 보인다. 이러한 로터들(121, 122, 123, 124)의 틸팅은 동체부(110)에 대하여는 x축을 중심으로 기울어지거나(좌우로 기울어지는 것), y축 방향으로 이동(좌우로 이동)하는 것을 유도한다.
도 9는은 제1 구동모터부(150) 및 제2 구동모터부(160)가 모두 작용함으로써 로터들(121, 122, 123, 124)을 각각 x축 및 y축으로 모두 틸팅시킨 결과를 보인다. 이러한 로터들(121, 122, 123, 124)의 틸팅은 결과적으로 동체부(110)를 대각선 방향으로 이동시키거나 기울어지도록 한다.
본 발명과 관련된 다자유도를 갖는 드론(100)은 로터들(121, 122, 123, 124) 및 제1 구동모터부(150)와 제2 구동모터부(160)를 제어하여 복수의 비행모드를 구현하기 위한 제어부를 갖는다. 제어부는 로터들(121, 122, 123, 124)의 속도를 제어하거나 제1 구동모터부(150) 및 제2 구동모터부(160)의 동작이나 회전각을 제어함으로써 로터들(121, 122, 123, 124)의 틸팅을 정밀하게 조절한다. 동체부(110)에는 지상의 리모컨과 통신하기 위한 무선통신모듈이 설치되며, 입력신호에 따라 제어부는 비행모드를 실현시킨다.
이하, 본 발명과 관련된 다자유도를 갖는 드론(200)에 의한 비행모드를 도 7 이하를 참조로 설명한다. 이들 도면에서 로터들(221, 222, 223, 224)은 앞서 설명된 로터들(121, 122, 123, 124)에 대응하고, 이들 로터들(221, 222, 223, 224)을 지지하거나 틸팅시킬 수 있는 요소들 역시 앞서의 구성과 같다. 다만, 이해의 편의를 위하여 간소화하여 표현하였다.
본 발명과 관련된 다자유도를 갖는 드론(200)에 의한 복수의 비행모드는 4자유도 모드와 6자유도 모드를 포함할 수 있다. 이들 4자유도 모드와 6자유도 모드는 독립적으로 구현할 수 있으며 경우에 따라 동시에 구현될 수도 있다.
도 10 내지 도 16은 본 발명과 관련된 드론(200)의 제1 비행모드에 따른 자세들을 보인 것이다.
도 10은 호버링 상태를 형성하기 위한 로터들(221, 222, 223, 224)의 회전 상태를 개념적으로 보인 것이다. 즉, 드론의 동체부(210)가 안정적으로 호버링을 하기 위해서는 대각선으로 마주보고 있는 로터들(221, 222, 223, 224)의 회전방향이 일치해야 하며, 옆으로 나란이 위치한 로터들은 서로 반대 방향이다. 로터들(221, 222, 223, 224)의 회전속도의 크기가 같다면 동체부(210)는 수평을 유지할 수 있고, 로터 회전에 의한 추진력의 크기가 드론(200) 중력의 크기와 일치될 때, 드론(200)은 공중에 정지하는 기동인 호버링을 안정적으로 할 수 있다. 호버링을 위한 본 예의 드론(200)의 로터들(221, 222, 223, 224)은 별도의 틸팅이 없이 모터의 속도로서 제어된다.
도 11 및 도 12는 드론(200)이 전후로(x방향) 이동하기 위한 로터들(221, 222, 223, 224)의 회전속도의 관계를 보인 것이다. 즉, 드론(200)이 전후로 이동하기 위해서는 동체부(210)의 각도를 전후로 기울여 추력의 방향을 바꾸어주어야 한다. 이를 위하여, 전방에 있는 제3 로터(223) 및 제4 로터(224)의 회전 속도를 늦추고 후방에 있는 제1 로터(221) 및 제2 로터(222)의 속도를 높이면 드론(200)의 동체부(210)는 앞으로 기울어지고 그 결과 추력이 동체부(210)의 뒤쪽을 향하게 되므로 드론(200)은 앞으로 이동하게 된다.
도 13 및 도 14는 드론이 좌우 이동(y축 방향) 및 x축을 중심으로 회전되는 것을 보인 도면들이다. 즉, 드론(200)이 좌우로 이동하기 위해서는 동체부(210)의 각도를 좌우로 기울여 추력의 방향을 바꾸어주어야 한다. 이를 위하여 제2 로터(222) 및 제4 로터(224)의 속도를 늦추고 제1 로터(221) 및 제3 로터(223)의 회전속도를 높이면 드론(200)의 동체부(210)는 우측으로 기울어지고, 그 결과 추력이 동체부(210)의 좌측으로 향하게 되므로 드론(200)은 우측으로 이동하게 된다.
도 15는 드론이 z축 방향으로 이동되는 개념을 보인 도면으로서, 드론(200)의 상하 이동은 호버링의 원리와 같다. 만약, 로터들(221, 222, 223, 224)의 회전속도의 크기를 모두 일치시킨 상태에서 로터들(221, 222, 223, 224)의 회전 속도를 똑같이 증가시키면 추력이 커지므로 동체가 수평을 유지한 상태에서 고도가 상승하게 되고(도 15(a), 반대로 로터들(221, 222, 223, 224)의 회전 속도를 똑같이 감소시키면 추력이 줄어들게 되어 동체가 수평을 유지한 상태에서 고도가 하강하게 된다(도 15(b).
도 16은 드론이 z축을 중심으로 회전되는 것을 보인 도면이다. 드론(200)을 z축 방향으로 회전시키기 위해서는 z축 방향으로 회전하고 있는 대각선으로 마주보고 있는 로터들의 회전속도를 일정한 비율로 낮추고, z축과 반대방향으로 회전하고 있는 나머지 로터들의 회전속도는 같은 비율만큼 증가시킨다. 뉴턴의 작용, 반작용의 법칙에 의하여 로터들(221, 222, 223, 224)의 z축 방향 회전 벡터의 총합이 0보다 크면 동체는 반작용에 의하여 z축 반대방향으로 회전하게 된다.
도 17 내지 도 20은 본 발명과 관련된 드론(200)의 제2 비행모드에 따른 자세들 중 제1 비행모드와 공통되지 않은 자세들을 보인 것이다. 6자유도 비행모드에서도 호버링, z축 회전, 상승과 하강은 앞서 설명된 4자유도 비행모드와 유사하게 구현할 수 있다. 본 예에서는 4자유도 비행모드에서 구현될 수 없는 형태를 중심으로 설명한다.
도 17은 드론이 전후 이동되는 것을 보인 도면이다. 즉, 드론(200)을 전후로 이동시키기 위해서, 호버링을 유지하고 있는 상태에서 로터들(221, 222, 223, 224)을 앞으로 기울여준다(y축을 중심으로 회전시켜 틸팅하는 것을 말한다). 이때 동체부(210)를 수평으로 유지시키는 메커니즘은 호버링할 때와 유사하다.
도 18은 드론이 좌우 이동되는 것을 보인 도면이다. 드론(200)을 좌우로 이동시키기 위해서, 호버링을 유지하고 있는 상태에서 로터들(221, 222, 223, 224)을 좌우 방향으로 기울여준다(x축을 중심으로 회전시켜 틸팅하는 것을 말한다). 이때 동체부(210)를 수평으로 유지시키는 메커니즘은 호버링할 때와 유사하다.
도 19는 동체부가 x축을 중심으로 회전되는 것을 보인 도면이다. 즉, 호버링을 하고 있는 상태에서 동체부(210)를 x축을 중심으로 기울이기 위해서, 우측의 제2 로터(222) 및 제4 로터(224)의 회전속도를 높이고, 좌측에 있는 제1 로터(221) 및 제3 로터(223)의 회전속도를 줄이면 드론(200)의 동체부(210)는 x축을 중심으로 회전하게 된다.
동체부(210)가 회전되면 로터들(221, 222, 223, 224)도 같은 방향으로 회전되면서 추력의 방향이 바뀌어 동체부(210)가 이동하게 되는데, 이를 보상하기 위해 동체부(210) 회전하는 방향과 반대방향으로 같은 양만큼 로터들(221, 222, 223, 224)의 각도에 대한 변경이 가해질 수 있다.
도 20은 동체부가 y축을 중심으로 회전되는 것을 보인 도면이다. 즉, 호버링을 유지하고 있는 상태에서 동체부(210)를 y축 방향으로 기울이기 위해서, 전방에 있는 제3 로터(223) 및 제4 로터(224)의 회전속도를 높이고 후방에 있는 제1 로터(221) 및 제2 로터(222)의 회전속도를 줄이면 드론(200)의 동체부(210)는 y축을 중심으로 회전하게 된다.
도 19와 마찬가지로, 동체부(210)가 회전되면 로터들(221, 222, 223, 224)도 같은 방향으로 회전하게 되면서 추력의 방향이 바뀌어 동체부(210)가 이동하게 되는데, 이를 보상하기 위해 동체부(210)가 회전하는 방향과 반대방향의 같은 양만큼 로터들(221, 222, 223, 224)의 각도에 대한 변경이 가해질 수 있다.
상기와 같이 설명된 드론은 설명된 실시예들의 구성과 방법이 한정되게 적용되지 않는다. 상기 실시예들은 다양한 변형이 이루어질 수 있도록 각 실시예들의 전부 또는 일부가 선택적으로 조합되어 구성될 수도 있다.

Claims (12)

  1. 배터리가 장착되며, x축으로 전진방향이 설정되는 동체부;
    각각의 회전축이 z축방향으로 정렬되어 있으며, 상기 x축 방향으로 보았을 때 제1 위치에서 상기 동체부를 중심으로 대향되게 배치되는, 제1 로터 및 제2 로터;
    각각의 회전축이 상기 z축방향으로 정렬되어 있으며, 상기 x축 방향으로 보았을 때 상기 동체부의 제2 위치에서 y축방향으로 대향되게 배치되는 제3 로터 및 제4로터;
    상기 제1 위치에서 상기 y축과 평행한 y1축을 중심으로 회전 가능하게 상기 동체부에 대하여 지지되며, 양 단부에서 상기 x축과 평행한 각각의 지지축에 의하여 상기 제1 로터 및 상기 제2 로터를 지지하는, 제1 프레임 샤프트;
    상기 제2 위치에서 상기 y축과 평행한 y2축을 중심으로 회전 가능하게 상기 동체부에 대하여 지지되며, 양 단부에서 상기 x축과 평행한 각각의 지지축에 의하여 상기 제3 로터 및 상기 제4 로터를 지지하는, 제2 프레임 샤프트;
    상기 제1 프레임 샤프트에 대하여 복수의 제1 로드부에 의하여 상기 z축방향으로 이격되게 배치되며, 상기 y축과 평행하게 작용하는 힘에 의하여 이동되면서 상기 제1 로터 및 상기 제2 로터를 상기 x축과 평행한 각각의 축을 중심으로 틸팅시킬 수 있게 형성된, 제3 프레임 샤프트;
    상기 제2 프레임 샤프트에 대하여 복수의 제2 로드부에 의하여 상기 z축방향으로 이격되게 배치되며, 상기 y축과 평행하게 작용하는 힘에 의하여 이동되면서 상기 제3 로터 및 상기 제4 로터를 상기 x축과 평행한 각각의 축을 중심으로 틸팅시킬 수 있게 형성된, 제4 프레임 샤프트;
    제1 변환기구부를 통하여 연결되며, 상기 제3 프레임 샤프트 및 상기 제4 프레임 샤프트에 상기 y축과 평행한 방향의 힘을 제공하는 제1 구동모터부;
    제2 변환기구부를 통하여 연결되며, 상기 제1 프레임 샤프트 및 상기 제2 프레임 샤프트를 상기 y1축 및 상기 y2축을 중심으로 각각 회전시키도록 힘을 제공하는 제2 구동모터부;
    상기 제1 로터, 상기 제2 로터, 상기 제3 로터, 상기 제4 로터, 상기 제1구동 모터부 및 상기 제2구동 모터부를 제어하여 복수의 비행모드를 구현할 수 있게 형성된 제어부; 및
    상기 동체부의 상부에 설치되며, 양력을 제공할 수 있게 에어 포일 형태로 형성된, 날개부를 포함하는, 드론.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 날개부는 중심축선으로부터 상기 x방향으로 전개되거나 접혀질 수 있게 형성된, 드론.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 날개부는 상기 동체부에 대하여 탈착 가능하게 형성된, 드론.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 복수의 비행모드는,
    상기 제1 구동모터부 및 상기 제2 구동모터부를 모두 정지시키고, 상기 제1 로터 내지 상기 제4 로터의 속도를 개별적으로 제어하는 제1 비행모드; 및
    상기 제1 구동모터부 및 상기 제2 구동모터부를 각각 개별적으로 제어하여 작동시키고, 상기 제1 로터 내지 상기 제4 로터의 속도를 개별적으로 제어하는 제2 비행모드를 포함하는, 드론.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 제1 비행모드는,
    상기 동체부를 상기 x축 방향으로 기울이거나 상기 y축 방향으로 이동시키는 제1-1 비행모드;
    상기 동체부를 상기 y축 방향으로 기울이거나 상기 x축 방향으로 이동시키는 제1-2 비행모드;
    상기 동체부를 상기 z축을 중심으로 회전시키는 제1-3 비행모드; 및
    상기 동체부를 상기 z축 방향으로 이동시키는 제1-4 비행모드를 포함하는, 드론.
  6. 제4항에 있어서,
    상기 제2 비행모드는,
    상기 동체부를 수평으로 유지시키고 상기 제1 로터 내지 상기 제4 로터를 상기 x축에 평행한 각각의 축을 중심으로 틸팅시켜 상기 동체부를 상기 y축 방향으로 이동시키는 제2-1 비행모드;
    상기 동체부를 수평으로 유지시키고 상기 제1 로터 내지 상기 제4 로터를 상기 y축에 평행한 각각의 축을 중심으로 틸팅시켜 상기 동체부를 상기 y축 방향으로 이동시키는 제2-1 비행모드;
    상기 동체부를 수평으로 유지시키고 상기 제1 로터 내지 상기 제4 로터의 속도를 개별적으로 제어하여 상기 동체부를 상기 z축을 중심으로 회전시키는 제2-3 비행모드;
    상기 동체부를 수평으로 유지시키고 상기 제1 로터 내지 상기 제4 로터의 속도를 개별적으로 제어하여 상기 동체부를 상기 z축 방향으로 이동시키는 제2-4 비행모드;
    상기 제1 로터 내지 상기 제4 로터를 상기 x축에 평행한 각각의 축을 중심으로 회전시켜 상기 동체부를 상기 x축에 대하여 회전시키는 제2-5 비행모드; 및
    상기 제1 로터 내지 상기 제4 로터를 상기 y축에 평행한 각각의 축을 중심으로 회전시켜 상기 동체부를 상기 y축에 대하여 회전시키는 제2-6 비행모드를 포함하는, 드론.
  7. 제6항에 있어서,
    상기 제2-5 비행모드는,
    상기 제1 로터 내지 상기 제4 로터의 각각의 회전축을 상기 z축과 평행하게 하고, 상기 동체부를 상기 x축에 대하여 회전시켜 지면에 대하여 기울어진 상태를 유지시키는 자세를 포함하는, 드론.
  8. 제6항에 있어서,
    상기 제2-6 비행모드는,
    상기 제1 로터 내지 상기 제4 로터의 각각의 회전축을 상기 z축과 평행하게 하고, 상기 동체부를 상기 y축에 대하여 회전시켜 지면에 대하여 기울어진 상태를 유지시키는 자세를 포함하는, 드론.
  9. 배터리가 장착되며, x축으로 전진방향이 설정되는 동체부;
    상기 동체부의 주위에 4개 이상으로 배치되고, 각각의 회전축이 z축 방향으로 정렬되게 배치되는 복수의 로터;
    상기 복수의 로터를 상기 x축과 평행한 각각의 축을 중심으로 틸팅시킬 수 있게 형성된 x축 틸팅기구부;
    상기 복수의 로터를 y축과 평행한 각각의 축을 중심으로 틸팅시킬 수 있게 형성된 y축 틸팅기구부; 및
    상기 y축 틸팅기구부를 구동시키기 위한 제1 구동모터부;
    상기 x축 틸팅기구부를 구공시키기 위한 제2 구동모터부;
    상기 복수의 로터, 상기 x축 틸팅기구부, 상기 y축 틸팅기구부, 상기 제1 구동모터부 및 상기 제2구동모터부를 제어하여 복수의 비행모드를 구현할 수 있게 형성된 제어부; 및
    상기 동체부의 상부에 설치되며, 양력을 제공할 수 있게 에어 포일 형태로 형성된, 날개부를 포함하는, 드론.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 날개부는 접혀질 수 있게 형성된, 드론.
  11. 제9항에 있어서,
    상기 날개부는 상기 동체부에 대하여 탈착 가능하게 형성된, 드론.
  12. 제9항에 있어서,
    상기 복수의 비행모드는,
    상기 제1 구동모터부 및 상기 제2 구동모터부를 모두 정지시키고, 상기 제1 로터 내지 상기 제4 로터의 속도를 개별적으로 제어하는 제1 비행모드; 및
    상기 제1 구동모터부 및 상기 제2 구동모터부를 각각 개별적으로 제어하여 작동시키고, 상기 제1 로터 내지 상기 제4 로터의 속도를 개별적으로 제어하는 제2 비행모드를 포함하는, 드론.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115108004A (zh) * 2022-07-19 2022-09-27 南开大学 新型喷气式垂直起降飞行器及其非线性控制方法

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11738613B1 (en) * 2021-04-19 2023-08-29 Christopher Cade Spikes Drone air to ground transition system
USD988927S1 (en) * 2022-09-29 2023-06-13 Mingfeng Huang Remote-controlled drone

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6719244B1 (en) * 2003-02-03 2004-04-13 Gary Robert Gress VTOL aircraft control using opposed tilting of its dual propellers or fans
JP2006051841A (ja) * 2004-08-09 2006-02-23 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 小型飛行装置
WO2010137016A2 (en) * 2009-05-27 2010-12-02 Israel Aerospace Industries Ltd. Air vehicle
KR101883346B1 (ko) * 2017-11-03 2018-07-30 이상현 비행체
KR20180137633A (ko) * 2017-06-16 2018-12-28 나종민 무인 비행체

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102805884B (zh) * 2012-08-15 2015-03-18 宁波幸福妈妈医疗科技有限公司 一种具有电加热罩的吸奶器
KR101692315B1 (ko) * 2015-06-17 2017-01-03 이상현 멀티 로터 비행체

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6719244B1 (en) * 2003-02-03 2004-04-13 Gary Robert Gress VTOL aircraft control using opposed tilting of its dual propellers or fans
JP2006051841A (ja) * 2004-08-09 2006-02-23 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 小型飛行装置
WO2010137016A2 (en) * 2009-05-27 2010-12-02 Israel Aerospace Industries Ltd. Air vehicle
KR20180137633A (ko) * 2017-06-16 2018-12-28 나종민 무인 비행체
KR101883346B1 (ko) * 2017-11-03 2018-07-30 이상현 비행체

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115108004A (zh) * 2022-07-19 2022-09-27 南开大学 新型喷气式垂直起降飞行器及其非线性控制方法

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