KR102334195B1 - 가위날개 멀티콥터 - Google Patents

Abstract

본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로, 저속, 장거리, 전진 비행을 포함한 순항모드 및 이륙, 착륙, 제자리 비행을 포함한 호버모드 중 어느 하나의 비행모드에 따라서 전방 및 후방 지지대가 가위날개 형식으로 가변되어 최적의 에너지 사용이 가능하고, 고속, 장거리 임무 수행이 가능한 가위날개 멀티콥터를 제공하는데 그 목적이 있다.
상기한 목적을 이루기 위해 가위날개 멀티콥터는, 전원 공급부가 형성되는 본체, 상기 본체와 수평 방향으로 연결되고, 상기 본체의 연장방향 전측에 상기 본체를 기준으로 좌, 우에 대칭 형성되는 한 쌍의 전방 지지대, 상기 한 쌍의 전방 지지대 각각의 끝단에 구비되는 전방 프로펠러부, 상기 본체와 수평 방향으로 연결되고, 상기 본체의 연장방향 후측에 상기 본체를 기준으로 좌, 우에 대칭 형성되는 한 쌍의 후방 지지대, 상기 한 쌍의 후방 지지대 각각의 끝단에 구비되는 후방 프로펠러부 및 순항모드 또는 호버모드에 따라서, 상기 본체, 상기 한 쌍의 전방 지지대와 상기 한 쌍의 후방 지지대 사이 각도, 상기 전방 프로펠러부 및 상기 후방 프로펠러부의 동작을 제어하는 제어부를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 할 수 있다.

Description

가위날개 멀티콥터{Scissor-Wing Multicopter}

본 발명은 멀티콥터에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 프로펠러 지지대가 가위날개 형식으로 가변되는 가위날개 멀티콥터에 관한 것이다.

일반적으로 멀티콥터(Multicopter)는 멀티로터(Multiroter)와 동일한 용어로 사용되며, 두 개 이상의 회전날개를 이용하여 움직임이 제어되는 비행체를 의미하며, 비행체의 운동은 각 회전날개의 상대적인 회전속도 또는 회전방향을 조정하여 이루어진다. 멀티콥터는 추력을 생성하는 추력수단(일반적으로 프로펠러)이 일정 이격되어 형성되고, 추력수단의 회전속도 제어를 통해 상승과 하강, 호버링(제자리에서의 정지 비행) 및 전, 후, 좌, 우 방향으로 이동할 수 있다.

도 1에 도시된 것과 같이 종래의 복수의 카메라가 설치된 멀티콥터는 본체(10), 일단이 본체에 결합된 복수의 아암(13), 복수의 아암(13)의 타단에 각각 결합되어 본체(10)를 부양하는 복수의 프로펠러(11) 및 본체의 하부 또는 측면에 결합되어 멀티콥터(1)를 지지하는 복수의 다리(12)를 포함한다.

그러나, 종래의 멀티콥터는 본체를 중심으로 대칭형상으로 고정 배치되며, 고정된 위치에서 추력을 제공하기 때문에 제자리비행 내지 저속비행에 적합하여 고속, 장거리 비행에 효율적이지 못하였고, 비행 중 에너지 사용이 많아 운용시간이 짧고, 비행반경이 좁은 영역에서 제자리 또는 저속 운용만 가능하다는 문제가 있었다.

대한민국 공개특허공보 제10-2017-0009178호 (공개일자 2017.01.25.)

본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로, 저속, 장거리, 전진 비행을 포함한 순항모드 및 이륙, 착륙, 제자리 비행을 포함한 호버모드 중 어느 하나의 비행모드에 따라서 전방 및 후방 지지대가 가위날개 형식으로 가변되어 최적의 에너지 사용이 가능하고, 고속, 장거리 임무 수행이 가능한 가위날개 멀티콥터를 제공하는데 그 목적이 있다.

본 발명에 따른 가위날개 멀티콥터는 전원 공급부가 형성되는 본체, 상기 본체와 수평 방향으로 연결되고, 상기 본체의 연장방향 전측에 상기 본체를 기준으로 좌, 우에 대칭 형성되는 한 쌍의 전방 지지대, 상기 한 쌍의 전방 지지대 각각의 끝단에 구비되는 전방 프로펠러부, 상기 본체와 수평 방향으로 연결되고, 상기 본체의 연장방향 후측에 상기 본체를 기준으로 좌, 우에 대칭 형성되는 한 쌍의 후방 지지대, 상기 한 쌍의 후방 지지대 각각의 끝단에 구비되는 후방 프로펠러부 및 순항모드 또는 호버모드에 따라서, 상기 본체, 상기 한 쌍의 전방 지지대와 상기 한 쌍의 후방 지지대 사이 각도, 상기 전방 프로펠러부 및 상기 후방 프로펠러부의 동작을 제어하는 제어부를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 할 수 있다.

더 나아가, 상기 제어부는 순항모드인 경우, 상기 한 쌍의 전방 지지대와 상기 한 쌍의 후방 지지대 사이 각도를 0도로 조절하여 지지대 결합체를 형성시키고, 상기 지지대 결합체는 상기 본체의 연장방향을 기준으로 좌, 우 대칭으로 날개를 형성하며, 호버모드인 경우, 상기 지지대 결합체를 분리시켜, 상기 한 쌍의 후방 지지대와 상기 한 쌍의 전방 지지대가 X자 형상을 이루는 것을 특징으로 할 수 있다.

이때, 상기 전방 프로펠러부와 상기 후방 프로펠러부는 상기 본체의 상부방향 및 하부방향 중 서로 다른 방향을 향해 위치하는 것을 특징으로 할 수 있다.

또한, 상기 전방 프로펠러부의 회전반경은 상기 후방 프로펠러부의 회전반경보다 더 큰 것을 특징으로 하고, 상기 제어부는 순항모드에서 상기 후방 프로펠러부의 회전을 정지하는 것을 특징으로 할 수 있다.

더 나아가, 상기 전방 프로펠러부는 상기 전방 지지대를 기준으로 일정각도 회전 가능하게 연결되고, 내부에 제1 회전모터가 형성되는 틸팅부, 상기 틸팅부의 일단에 형성되고, 상기 제1 회전모터에 의해 회전하는 제1 중심축 및 각각의 일단이 상기 제1 중심축과 연결되는 두 개 이상의 전방날개로 이루어지는 전방 프로펠러를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 할 수 있다.

이때, 상기 제어부는 순항모드인 경우, 상기 전방 지지대를 기준으로 상기 틸팅부를 90도 각도로 회전시켜, 상기 전방 프로펠러부가 상기 본체의 전방을 향하는 것을 특징으로 할 수 있다.

더 나아가, 상기 후방 프로펠러부는 상기 후방 지지대와 연결되고, 내부에 제2 회전모터가 형성되는 고정부, 상기 고정부의 일단에 형성되고, 상기 제2 회전모터에 의해 회전하는 제2 중심축, 각각의 일단이 상기 제2 중심축과 연결되는 두 개 이상의 후방날개로 이루어지는 후방 프로펠러 및 상기 제2 중심축과 상기 후방날개 각각의 일단 사이에 형성되어, 상기 제2 회전모터가 정지한 상태에서, 상기 두 개 이상의 후방날개 각각의 위치를 조절하는 위치 조정부를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 할 수 있다.

이때, 상기 제어부는 순항모드인 경우, 상기 위치 조정부를 제어하여 상기 두 개 이상의 후방날개를 기 지정된 정지 지점으로 모으는 것을 특징으로 할 수 있다.

더 바람직하게는, 상기 정지 지점은 상기 두 개 이상의 후방날개 각각의 타단이 상기 본체의 후방을 향하는 지점인 것을 특징으로 할 수 있다.

상기와 같은 구성을 통한 본 발명에 따른 가위날개 멀티콥터는 가위날개 방식으로 작동하는 한 쌍의 전방 지지대 및 한 쌍의 후방 지지대에 의해서, 이륙, 착륙, 상승, 하강 및 제자리 비행을 포함한 호버모드에서의 한 쌍의 전방 지지대 및 한 쌍의 후방 지지대 사이 각도와, 고속, 전진 및 장거리 비행을 포함한 순항모드에서의 한 쌍의 전방 지지대 및 한 쌍의 후방 지지대 사이 각도가 달라질 수 있어, 비행모드에 따른 형상 변형으로 비행 효율성을 높이고, 하나의 멀티콥터로 안정적인 호버모드 및 순항모드 제어가 가능한 효과가 있다.

도 1은 종래의 복수의 카메라가 설치된 멀티콥터 사시도
도 2는 본 발명에 따른 가위날개 멀티콥터 사시도
도 3은 본 발명에 따른 지지대 결합체 단면도
도 4는 본 발명에 따른 전방 및 후방 프로펠러부 평면도
도 5는 본 발명에 따른 전방 프로펠러부 확대 평면도
도 6은 본 발명에 따른 전방 프로펠러부 확대 측면도
도 7은 본 발명에 따른 가위날개 멀티콥터 저면 사시도
도 8은 본 발명에 따른 후방 프로펠러부 확대 측면도
도 9는 본 발명에 따른 모드 변환 사시도
도 10은 본 발명에 따른 제어 블록도

이하, 본 발명의 기술적 사상을 첨부된 도면을 사용하여 더욱 구체적으로 설명한다. 이에 앞서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정해서 해석되어서는 아니 되며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다.

따라서, 본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 일 실시예에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 변형 예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.

이하, 본 발명의 기술적 사상을 첨부된 도면을 사용하여 더욱 구체적으로 설명한다. 첨부된 도면은 본 발명의 기술적 사상을 더욱 구체적으로 설명하기 위하여 도시한 일예에 불과하므로 본 발명의 기술적 사상이 첨부된 도면의 형태에 한정되는 것은 아니다.

도 2를 참조하면, 본 발명에 따른 가위날개 멀티콥터(100)는 전원 공급부가 형성되는 본체(101), 일단이 상기 본체(101)와 수평 방향으로 연결되고, 상기 본체(101)의 연장방향 전측에 상기 본체(101)를 기준으로 좌, 우에 대칭 형성되는 한 쌍의 전방 지지대(200), 상기 한 쌍의 전방 지지대(200) 각각의 끝단에 구비되는 전방 프로펠러부(300), 상기 본체(101)와 수평 방향으로 연결되고, 상기 본체(101)의 연장방향 후측에 상기 본체(101)를 기준으로 좌, 우에 대칭 형성되는 한 쌍의 후방 지지대(400), 상기 한 쌍의 후방 지지대(400) 각각의 끝단에 구비되는 후방 프로펠러부(500) 및 순항모드 또는 호버모드에 따라서, 상기 본체(101), 상기 한 쌍의 전방 지지대(200)와 상기 한 쌍의 후방 지지대(400) 사이 각도, 상기 전방 프로펠러부(300) 및 상기 후방 프로펠러부(500)의 동작을 제어하는 제어부(600)를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 할 수 있다.

또한, 본 발명에 따른 가위날개 멀티콥터(100)는 상기 본체(101)의 하부에 형성되어, 상기 본체(101)를 지지하는 착륙부(103)를 더 포함할 수 있다.

상기 본체(101)에 형성되는 상기 전원 공급부는 배터리 및 엔진-발전기 등을 포함하여 이루어질 수 있고, 상기 배터리 또는 상기 엔진-발전기를 통해 전원을 공급한다. 상기 본체(101)는 전방 후방으로 일정 길이를 가지며, 내부에 상기 전원 공급부가 형성된다. 또한, 상기 한 쌍의 전방 지지대(200) 각각의 일측 및 상기 한 쌍의 후방 지지대(400) 각각의 일측은 상기 본체(101)에 연결된다.

상기 전방 지지대(200)는 일정 길이를 가지며, 일측이 상기 본체(101)에 연결되고 타측에는 상기 전방 프로펠러부(300)가 형성되고, 상기 후방 지지대(400)는 일정 길이를 가지며, 일측이 상기 본체(101)에 연결되고 타측에는 상기 후방 프로펠러부(500)가 형성된다. 상기 전방 지지대(200)와 상기 후방 지지대(400)의 길이는 같거나 다를 수도 있으며, 상기 전방 지지대(200)와 상기 후방 지지대(400)는 각각 상기 본체(101)와 연결된 지점에 형성되어 상기 제어부(600)의 제어를 받는 작동기(104)에 의해 회전하여 상기 전방 지지대(200)와 상기 후방 지지대(400) 사이 각도(A)가 조절될 수 있다.

상기 전방 프로펠러부(300)는 상기 한 쌍의 전방 지지대(200) 각각의 끝단에 구비되고, 이때, 상기 한 쌍의 전방 지지대(200) 각각의 일측이 상기 본체(101)에 연결되면, 상기 전방 프로펠러부(300)는 상기 한 쌍의 전방 지지대(200) 각각의 타측에 형성되는 것이 바람직하고, 상기 본체(101)는 상기 전방 프로펠러부(300)의 회전에 의해서 상기 본체(101)의 비행 및 움직임이 제어된다.

상기 후방 프로펠러부(500)는 상기 한 쌍의 후방 지지대(400) 각각의 끝단에 구비되고, 이때, 상기 한 쌍의 후방 지지대(400) 각각의 일측이 상기 본체(101)에 연결되면, 상기 후방 프로펠러부(500)는 상기 한 쌍의 후방 지지대(400) 각각의 타측에 형성되는 것이 바람직하고, 상기 본체(101)는 상기 후방 프로펠러부(500)의 회전에 의해서 비행 및 움직임이 제어된다.

상기 제어부(600)는 본 발명에 따른 가위날개 멀티콥터(100)의 비행모드를 순항모드 및 호버모드를 포함한 작동모드로 제어할 수 있다. 더 자세하게는, 상기 제어부(600)는 비행모드에 따라서 상기 본체(101)에 형성된 상기 전원 공급부를 제어할 수 있으며, 상기 본체(101)와 연결된 상기 한 쌍의 전방 지지대(200)와 상기 한 쌍의 후방 지지대(400)를 제어함으로써, 상기 한 쌍의 전방 지지대(200)와 상기 한 쌍의 후방 지지대(400) 사이 각도(A)를 조절할 수 있으며, 상기 전방 프로펠러부(300) 및 상기 후방 프로펠러부(500)의 회전, 정지, 위치 변경을 제어할 수 있다.

상기와 같은 구성을 통한 본 발명에 따른 가위날개 멀티콥터(100)는 가위날개 방식으로 작동하는 한 쌍의 전방 지지대(200) 및 한 쌍의 후방 지지대(400)에 의해서, 이륙, 착륙, 상승, 하강 및 제자리 비행을 포함한 호버모드에서의 한 쌍의 전방 지지대(200) 및 한 쌍의 후방 지지대(400) 사이 각도와, 고속, 전진 및 장거리 비행을 포함한 순항모드에서의 한 쌍의 전방 지지대(200) 및 한 쌍의 후방 지지대(400) 사이 각도가 달라질 수 있어, 비행모드에 따른 형상 변형으로 비행 효율성을 높이고, 하나의 멀티콥터로 안정적인 호버모드 및 순항모드 제어가 가능한 효과가 있다.

또한, 상기 제어부(600)는 순항모드인 경우, 상기 한 쌍의 전방 지지대(200)와 상기 한 쌍의 후방 지지대(400) 사이 각도(A)를 0도로 조절하여 지지대 결합체를 형성시키고, 상기 지지대 결합체는 상기 본체(101)의 연장방향을 기준으로 좌, 우 대칭으로 날개를 형성하며, 호버모드인 경우, 상기 지지대 결합체를 분리시켜, 상기 한 쌍의 후방 지지대(400)와 상기 한 쌍의 전방 지지대(200)가 X자 형상을 이루는 것을 특징으로 할 수 있다. 즉, 상기 지지대 결합체는 상기 본체(101)의 연장방향을 기준으로 좌, 우에 대칭 형성된다.

상기 사이 각도가 0도인 경우, 상기 한 쌍의 전방 지지대(200)와 상기 한 쌍의 후방 지지대(400)가 결합되어 이루는 상기 지지대 결합체는 상기 본체(101)의 보조 날개 역할을 할 수 있다.

이때, 상기 전방 프로펠러부(300)와 상기 후방 프로펠러부(500)는 상기 본체(101)의 상부방향 및 하부방향 중 서로 다른 방향을 향해 위치하는 것을 특징으로 할 수 있다. 본 발명에 따른 가위날개 멀티콥터(100)는 상기 한 쌍의 전방 지지대(200)와 상기 한 쌍의 후방 지지대(400)가 이루는 사이 각도(A)가 조절 가능하므로, 상기 사이 각도(A)의 조절에 의해서 상기 전방 프로펠러부(300)와 상기 후방 프로펠러부(500) 간에 간섭이 발생할 수 있으므로, 상기 전방 프로펠러부(300)와 상기 후방 프로펠러부(500)는 서로 다른 방향을 향해 위치하여, 상기 사이 각도(A)에 관계없이, 서로간의 회전에 의한 간섭을 방지할 수 있다.

또한, 도 3을 참조하면, 상기 지지대 결합체는 날개 형상으로 형성되며, 상기 전방 지지대(200)와 상기 후방 지지대(400)가 면접하는 부분이 결합되도록 대응되어 형성되는 것이 바람직하며, 다양한 면접 부분의 형상 실시예가 가능하다.

도 4를 참조하면, 본 발명에 따른 가위날개 멀티콥터(100)는 상기 전방 프로펠러부(300)의 회전반경은 상기 후방 프로펠러부(500)의 회전반경보다 더 큰 것을 특징으로 하고, 상기 제어부(600)는 순항모드에서 상기 후방 프로펠러부(500)의 회전을 정지하는 것을 특징으로 할 수 있다. 이때, 상기 전방 프로펠러부(300)와 상기 후방 프로펠러부(500)의 역할은 상대적인 개념으로, 상기 후방 프로펠러부(500)의 회전 반경이 상기 전방 프로펠러부(300)의 회전 반경보다 더 크게 이루어질 수도 있다. 즉, 상기 전방 프로펠러부(300)와 상기 후방 프로펠러부(500)의 크기는 이에 한정되지 않는 것이 바람직하다.

상기 제어부(600)는 상기 전방 프로펠러부(300)와 상기 후방 프로펠러부(500)의 회전을 선택적으로 작동 및 정지시킬 수 있다. 즉, 상기 제어부(600)의 비행모드가 호버모드인 경우에는 상기 전방 프로펠러부(300) 및 상기 후방 프로펠러부(500)를 모두 회전시킬 수 있고, 순항모드인 경우에는 상기 전방 프로펠러부(300)만 회전시키고, 상기 후방 프로펠러부(500)의 작동을 정지할 수 있다. 따라서, 가위날개 멀티콥터(100)는 회전반경이 더 큰 상기 전방 프로펠러부(300)를 이용하여 순항비행을 하여 고속 및 장거리 비행에 소모되는 에너지를 절약하여, 에너지를 효율적으로 사용할 수 있는 효과가 있다.

도 5 및 6을 참조하면, 상기 전방 프로펠러부(300)는 상기 전방 지지대(200)를 기준으로 일정각도 회전 가능하게 연결되고, 내부에 제1 회전모터(311)이 형성되는 틸팅부(310), 상기 틸팅부(310)의 일단에 형성되고, 상기 제1 회전모터(311)에 의해 회전하는 제1 중심축(320) 및 각각의 일단이 상기 제1 중심축(320)과 연결되는 두 개 이상의 전방날개(300a, 300b)로 이루어지는 전방 프로펠러(330)를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 할 수 있다.

상기 틸팅부(310)는 상기 전방 지지대(200)와 회전 가능하게 연결되어 일정 각도 틸팅될 수 있는 구성이고, 상기 제1 중심축(320)은 상기 제1 회전모터(311)의 회전력을 상기 전방날개(300a, 300b)에 전달하여, 상기 두 개 이상의 전방날개(300a, 300b)가 상기 제1 중심축(320)을 기준으로 회전할 수 있다. 상기 두 개 이상의 전방날개(300a, 300b)는 서로 같은 형상 및 크기를 가지는 것이 바람직하다.

도 7을 참조하면, 상기 제어부(600)는 순항모드인 경우, 상기 전방 지지대(200)를 기준으로 상기 틸팅부(310)를 90도 각도로 회전시켜, 상기 전방 프로펠러부(300)이 상기 본체(101)의 전방을 향하는 것을 특징으로 할 수 있다.

상기 제어부(600)는 상기 전방 프로펠러부(300)가 고속 및 장거리 비행에 적합하도록 상기 틸팅부(310)를 회전시켜 상기 전방 프로펠러(330)가 상기 본체(101)가 비행하는 방향을 향해서 회전하도록 하여 가위날개 멀티콥터(100)가 순항비행에 적합한 형태로 변환된다.

도 8을 참조하면, 상기 후방 프로펠러부(500)는 상기 후방 지지대(400)와 연결되고, 내부에 제2 회전모터(511)가 형성되는 고정부(510), 상기 고정부(510)의 일단에 형성되고, 상기 제2 회전모터(511)에 의해 회전하는 제2 중심축(520), 각각의 일단이 상기 제2 중심축(520)과 연결되는 두 개 이상의 후방날개(530a, 530b)로 이루어지는 후방 프로펠러(530) 및 상기 제2 중심축(520)과 상기 후방날개(530a, 530b) 각각의 일단 사이에 형성되어, 상기 제2 회전모터(511)가 정지한 상태에서, 상기 두 개 이상의 후방날개(530a, 530b) 각각의 위치를 조절하는 위치 조정부(540)를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 할 수 있다.

상기 고정부(510)는 상기 후방 지지대(400)에 연결되며 내부에 상기 제2 중심축(520)이 형성된다. 상기 제2 회전모터(511)의 회전력은 상기 제2 중심축(520)을 통해서 상기 두 개 이상의 후방날개(530a, 530b)에 전달되어, 상기 두 개 이상의 후방날개(530a, 530b)가 상기 제2 중심축(520)을 기준으로 회전할 수 있다. 상기 두 개 이상의 후방날개(530a, 530b)는 서로 같은 형상 및 크기를 가지는 것이 바람직하다.

상기 위치 조정부(540)는 상기 두 개 이상의 후방날개(530a, 530b)의 위치를 조절하는 구성으로, 상기 제2 중심축(520)에 연결된 상기 후방날개(530a, 530b) 일단의 연결 위치를 조정함으로써, 상기 두 개 이상의 후방날개(530a, 530b)의 위치를 변경 및 고정할 수 있다.

도 9를 참조하면, 상기 제어부(600)는 순항모드인 경우, 상기 위치 조정부(540)를 제어하여 상기 두 개 이상의 후방날개(530a, 530b)를 기 지정된 정지 지점으로 모으는 것을 특징으로 할 수 있다.

즉, 상기 제어부(600)는 고속 또는 장거리 비행을 시작하는 경우, 상기 위치 조정부(540)를 제어하여 상기 두 개 이상의 후방날개(530a, 530b)를 모두 기 지정된 상기 정지 지점으로 모아서, 상기 전방 프로펠러부(300)만 이용하여 비행하고, 상기 후방 프로펠러부(500)의 회전으로 인하여 상기 전방 프로펠러부(300)에 의한 비행이 방해되는 것을 방지할 수 있다.

이때, 상기 정지 지점은 상기 두 개 이상의 후방날개(530a, 530b) 각각의 타단이 상기 본체(101)의 후방을 향하는 지점인 것을 특징으로 할 수 있다. 즉, 도 9(c)에 도시된 것과 같이, 상기 제어부(600)는 상기 위치 조정부(540)를 제어하여 상기 두 개 이상의 후방날개(530a, 530b)를 정지 지점으로 이동시키되, 상기 정지 지점은 상기 본체(101)의 연장 방향에 수평한 방향에서, 상기 두 개 이상의 후방날개(530a, 530b) 타단이 상기 본체(101)의 후단을 향하는 방향인 것으로, 상기 두 개 이상의 후방날개(530a, 530b)를 상기 정지 지점으로 위치시킴으로써, 상기 본체(101)의 전진 비행에서 받는 저항을 최소화 할 수 있다.

도 9(b)를 참조하면, 상기 제어부(600)는 상기 사이 각도(A), 상기 전방 프로펠러부(300) 및 상기 후방 프로펠러부(500)를 제어하여, 천이모드에서 특정한 형상과 자세를 만들 수 있다. 즉, 임무형상에 따라서 상기 사이 각도(A)를 특정 각도로 유지할 수 있고, 상기 전방 프로펠러부(300)의 틸팅 각도를 설정할 수 있으며, 상기 두 개 이상의 후방날개(530a, 530b)의 정지 위치를 설정 할 수 있다.

도 10을 참조하면, 상기 제어부(600)는 상기 본체(101), 상기 전방 지지대(200), 상기 후방 지지대(400), 상기 틸팅부(310) 및 상기 제1 회전모터(311)을 포함하는 상기 전방 프로펠러(330), 상기 제2 회전모터(511) 및 상기 위치 조정부(540)를 포함하는 상기 후방 프로펠러(530)를 제어하여 본 발명에 따른 가위날개 멀티콥터(100)의 비행모드를 제어할 수 있다.

본 발명은 도시된 바와 같이, 멀티콥터 중 쿼드콥터를 예시로 도시화 했으며, 쿼드콥터의 상기 한 쌍의 전방 지지대(200) 및 상기 한 쌍의 후방 지지대(400)를 가위날개 방식으로 작동시켜 가변 보조날개로 활용하여, 비행 중 에너지 효율을 높일 수 있다. 아울러, 2개의 전방 프로펠러부(300)를 틸트시키는 방식으로 고속 비행을 가능하게 하는 것으로서, 본체(101)를 중심으로 좌, 우 대칭으로 상기 전방 지지대(200) 및 상기 후방 지지대(400)를 형성시키고, 날개 형상의 상기 지지대 결합체로 결합시켜 보조날개로 활용할 수 있으며, 상기 전방 프로펠러부(300)는 상기 본체(101)의 전방을 향해 틸팅되어 고효율 고속장거리 비행에 적합한 형태를 구비함으로써 상기 본체(101)가 전방쪽으로 기울어져서 고속 전진비행이 가능해지는 방식으로 장거리 택배 등의 장시간 고속, 전진, 장거리 비행 임무 수행에 적합한 효율적인 비행체 형상 구성 및 운용이 가능하다.

이때, 상기 후방 프로펠러부(500)는 정지상태를 유지하여(필요시 상기 후방날개(530a, 530b)를 접을 수 있음) 에너지를 효율적으로 사용할 수 있고, 상기 전방 프로펠러부(300) 및 상기 후방 프로펠러부(500)는 이륙, 착륙, 제자리 비행 및 고속, 장거리, 전진에 적합한 모드로 변경 제어가 가능하도록 구성된다.

상기 한 쌍의 전방 지지대(200) 및 상기 한 쌍의 후방 지지대(400)는 가위날개 방식으로 고속, 전진 및 장거리 비행모드에서 양력을 발생시킬 수 있는 보조날개 형상으로 구성되며, 이륙, 착륙, 제자리 비행에서 지지대 4개가 분리된 X자 형태로 있다가, 고속, 전진, 장거리 비행모드로 변경되면 상기 본체(101) 좌측, 우측의 상기 한 쌍의 전방 지지대(200)와 상기 한 쌍의 후방 지지대(400)가 각각 가위날개 방식으로 작동하여 상기 본체(101)체를 중심으로 양쪽에 1개씩 보조날개 형상으로 합체되며, 이를 통해 순항모드 중 양력을 발생시키고 결과적으로 순항모드 시 요구되는 에너지를 최소화할 수 있다.

상기 한 쌍의 전방 지지대(200)와 상기 한 쌍의 후방 지지대(400)는 상기 본체(101) 내부에 형성되어 상기 제어부(600)의 제어를 받는 작동기(104)에 의해 합체 및 분리가 이루어질 수 있으며, 가위날개 형성과정에서 상기 전방 프로펠러부(300)는 상기 본체(101)의 전방을 향해 90도 기울어질 수 있다.

이륙, 착륙, 제자리 비행에서 상기 한 쌍의 전방 지지대(200) 및 상기 한 쌍의 후방 지지대는 분리된 상태를 유지하며, 고속, 전진, 장거리 비행모드로 전환 시 상기 지지대 결합체가 형성되고, 상기 전방 프로펠러부(300)는 상기 본체(101)의 비행 방향쪽으로 90도 기울어져서 고속 전진비행에 적합한 형태로 변환될 수 있다.

또한, 고속, 전진, 장거리 비행모드에서 구동되는 상기 전방 프로펠러부(300)는 상기 본체(101)가 고속으로 비행할 수 있도록 최소 비행요구동력(최소필요마력) 조건에서 최대효율을 발휘할 수 있도록 설계되며, 착륙, 이륙, 제자리 비행에서는 비행체의 요구추력 조건을 만족할 수 있도록 상기 전방 프로펠러부(300) 및 상기 후방 프로펠러부(500) 모두 구동해서 제자리 비행은 물론 저속으로 전-후, 좌-우 방향으로 비행할 수 있다.

본 발명은 비행형상에 따라서, 상기 한 쌍의 전방 지지대(200) 및 상기 한 쌍의 후방 지지대(400)의 분리 또는 합체 조건 외에, 상기 본체(101)를 기준으로 좌측, 우측 각각의 지지대 위치를 임의의 각도로 조절할 수 있으며, 이를 통해 4개 프로펠러 구동의 모멘트 변화를 유도함으로서 비행 중 기체의 전, 후, 좌, 우 방향 균형유지 및 특정임무형상에 적합한 형태로 적용할 수 있다.

본 발명에 적용되는 동력시스템은 단시간용으로 배터리 방식을 쓸 수 있고 또한 엔진, 엔진-발전기 및 배터리를 조합한 하이브리드 방식을 적용하여 장시간 비행을 수행할 수 있으며, 하이브리드 방식 적용시 이륙, 착륙, 제자리 비행에서는 엔진-엔진-발전기와 배터리 동력을 모두 사용하고 고속/순항 모드에서는 엔진-엔진-발전기 동력만 사용하도록 운용할 수 있다. 또한, 장기체공 임무조건에서 하이브리드 동력시스템을 적용할 경우, 엔진-엔진-발전기의 출력은 엔진의 최고 효율점과 매칭시킴으로서 정속(Constant Speed) 운용이 가능하며 아울러 모터와 프로펠러를 최대효율조건에서 구동함으로서 연료소모율을 최소화해서 체공시간과 임무반경을 극대화할 수 있고, 상대적으로 비행시간이 짧은 이륙, 착륙, 제자리 비행 조건에서는 배터리를 보조동력으로 사용하여 부족한 동력을 충족시키며 전체적인 에너지 효율성을 높일 수 있다.

[그림 1]은 비행조건에 따른 본 발명의 기본적인 제어로직 예시를 나타내며, 그 외 드론의 비행시나리오에 따라서 다양한 운용방법의 적용이 가능하다.

[그림 1]

또한, 본 발명에 따른 가위날개 멀티콥터(100)는 순항모드에서, 비행안정성 증진을 위해 필요시 상기 본체(101) 주변에 보조적 비행 안정판을 추가 적용할 수 있으며, 이러한 것들은 본 발명의 기본개념을 토대로 확장될 수 있는 것으로서 특정 형식으로 한정하지 않는다.

본 발명은 상기한 실시예에 한정되지 아니하며, 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 다양한 변형 실시가 가능한 것은 물론이다.

100 : 가위날개 멀티콥터 101 : 본체
102 : 추진 엔진 103 : 착륙부
104 : 작동기
200 : 전방 지지대
300 : 전방 프로펠러부 310 : 틸팅부
311 : 제1 회전모터 320 : 제1 중심축
330 : 전방 프로펠러 330a, 300b : 전방날개
400 : 후방 지지대
500 : 후방 프로펠러부 510 : 고정부
511 : 제2 회전모터 520 : 제2 중심축
530 : 후방 프로펠러 530a, 530b : 후방날개
540 : 위치 조정부
600 : 제어부
A : 사이 각도

Claims (9)

1. 전원 공급부가 형성되는 본체;
   상기 본체와 수평 방향으로 연결되고, 상기 본체의 연장방향 전측에 상기 본체를 기준으로 좌, 우에 대칭 형성되는 한 쌍의 전방 지지대;
   상기 한 쌍의 전방 지지대 각각의 끝단에 구비되는 전방 프로펠러부;
   상기 본체와 수평 방향으로 연결되고, 상기 본체의 연장방향 후측에 상기 본체를 기준으로 좌, 우에 대칭 형성되는 한 쌍의 후방 지지대;
   상기 한 쌍의 후방 지지대 각각의 끝단에 구비되는 후방 프로펠러부; 및
   순항모드 또는 호버모드에 따라서, 상기 본체, 상기 한 쌍의 전방 지지대와 상기 한 쌍의 후방 지지대 사이 각도, 상기 전방 프로펠러부 및 상기 후방 프로펠러부의 동작을 제어하는 제어부;
   를 포함하고,
   상기 전방 프로펠러부는,
   두 개 이상의 전방날개,
   상기 두 개 이상의 전방날개와 연결되는 제1 중심축,
   상기 제1 중심축과 연결되어 상기 두 개 이상의 전방날개를 회전시키는 제1 회전모터, 및
   상기 전방 지지대의 끝단에 연결되는 틸팅부를 포함하되,
   상기 틸팅부는 상기 전방 지지대의 끝단을 기준으로 일정각도 회전 가능하게 연결되는 것을 특징으로 하는 가위날개 멀티 콥터.
   
2. 제 1항에 있어서 상기 제어부는,
   순항모드인 경우, 상기 한 쌍의 전방 지지대와 상기 한 쌍의 후방 지지대 사이 각도를 0도로 조절하여 지지대 결합체를 형성시키고,
   상기 지지대 결합체는 상기 본체의 연장방향을 기준으로 좌, 우 대칭으로 날개를 형성하며,
   호버모드인 경우, 상기 지지대 결합체를 분리시켜, 상기 한 쌍의 후방 지지대와 상기 한 쌍의 전방 지지대가 X자 형상을 이루는 것을 특징으로 하고,
   상기 제어부는,
   순항모드에서 상기 후방 프로펠러부의 회전을 정지하는 것을 특징으로 하는 가위날개 멀티콥터.
   
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4. 삭제
5. 삭제
6. 제 1항에 있어서 상기 제어부는,
   순항모드인 경우, 상기 전방 지지대를 기준으로 상기 틸팅부를 90도 각도로 회전시켜, 상기 전방 프로펠러부가 상기 본체의 전방을 향하는 것을 특징으로 하는 가위날개 멀티콥터.
7. 제 1항에 있어서 상기 후방 프로펠러부는,
   상기 후방 지지대와 연결되고, 내부에 제2 회전모터가 형성되는 고정부;
   상기 고정부의 일단에 형성되고, 상기 제2 회전모터에 의해 회전하는 제2 중심축;
   각각의 일단이 상기 제2 중심축과 연결되는 두 개 이상의 후방날개로 이루어지는 후방 프로펠러; 및
   상기 제2 중심축과 상기 후방날개 각각의 일단 사이에 형성되어, 상기 제2 회전모터가 정지한 상태에서, 상기 두 개 이상의 후방날개 각각의 위치를 조절하는 위치 조정부;
   를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 가위날개 멀티콥터.
8. 삭제
9. 삭제

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