KR20130130116A - 멀티로터 항공기 - Google Patents

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KR20130130116A
KR20130130116A KR1020120002071A KR20120002071A KR20130130116A KR 20130130116 A KR20130130116 A KR 20130130116A KR 1020120002071 A KR1020120002071 A KR 1020120002071A KR 20120002071 A KR20120002071 A KR 20120002071A KR 20130130116 A KR20130130116 A KR 20130130116A
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KR
South Korea
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rotor aircraft
unit
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coupled
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KR1020120002071A
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김현진
임현
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서울대학교산학협력단
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Abstract

멀티로터 항공기가 개시된다. 몸체부; 일단이 상기 몸체부와 결합하여 상기 몸체부의 중심으로부터 방사형으로 연장되는 복수의 프레임; 상기 몸체부에 결합하며, 상기 몸체부의 중심에 무게중심을 둔 제어부; 상기 프레임의 타단에 결합하며, 상기 제어부로부터 구동 신호를 수신하여 구동하는 구동부; 및 상기 구동부의 일단에 결합하고, 상기 구동부에 의해 회전하여 추진력을 생성하는 복수의 프로펠러를 포함하는 멀티로터 항공기는 그 무게 중심이 몸체부의 중심에 위치함으로써 구동부를 제어할 때 무게 중심을 고려하여 보정할 필요없이 제어가 간편한 효과가 있다.

Description

멀티로터 항공기{Multi-rotor aircraft}
본 발명은 멀티로터 항공기에 관한 것이다.
일반적으로 항공기는 지표면에 대한 공기의 반작용으로 대기 중에서 지지력을 획득할 수 있는 기계를 의미한다. 항공기 중에서 멀티로터 항공기는 복수의 회전자(rotor)를 이용하여 지지력을 획득하거나 추진력을 얻는 항공기이다.
종래 기술에 따르면, 아래와 같은 선행기술문헌이 있다. 인용한 선행기술문헌에 따르면, PCB를 이용하여 무인 비행체 구조물을 구현한 기술이 개시된다. 즉, 메인보드와 모터를 연결하는 부분을 PCB 프레임으로 형성하여 조립성을 향상시키고 경량화를 구현한 기술이 개시된다.
하지만, 종래 기술에 따르면, 비행체 전체의 무게 중심을 특정한 기술이 개시되지 않기 때문에 비행 동작을 제어하는 경우 비행체가 특정 방향으로 기울어질 수 있으므로, 이러한 기울기를 보정하여 비행을 제어해야 하는 문제점이 있다. 또한, 프레임을 PCB로 특정하고 있기 때문에 다양한 형태 및 기능을 가진 프레임을 적용할 수 없고, 필요에 따라 다양한 제어 컴퓨터를 탑재할 수 없는 문제점이 있다.
전술한 배경기술은 발명자가 본 발명의 도출을 위해 보유하고 있었거나, 본 발명의 도출 과정에서 습득한 기술 정보로서, 반드시 본 발명의 출원 전에 일반 공중에게 공개된 공지기술이라 할 수는 없다.
대한민국등록특허 제10-1042200호
본 발명은 멀티로터 항공기의 무게 중심이 몸체부의 중심에 위치함으로써 구동부를 제어할 때 무게 중심을 고려하여 보정할 필요없이 제어가 간편한 멀티로터 항공기를 제공한다.
또한, 본 발명은 수가 가변적인 복수의 층을 가진 몸체부에 복수의 제어부를 탑재할 수 있는 멀티로터 항공기를 제공한다.
또한, 본 발명은 신호를 전달하기 위한 케이블을 프레임에 수용하여 보다 간편하게 무게 중심을 몸체부의 중심에 설정할 수 있는 멀티로터 항공기를 제공한다.
또한, 본 발명은 구동부가 위치하는 프레임의 내구성 및 기타 기능을 확보하기 위하여 다양한 재질 및 형태로 구현가능한 멀티로터 항공기를 제공한다.
본 발명이 제시하는 이외의 기술적 과제들은 하기의 설명을 통해 쉽게 이해될 수 있을 것이다.
본 발명의 일 측면에 따르면, 몸체부; 일단이 상기 몸체부와 결합하여 상기 몸체부의 중심으로부터 방사형으로 연장되는 복수의 프레임; 상기 몸체부에 결합하며, 상기 몸체부의 중심에 무게중심을 둔 제어부; 상기 프레임의 타단에 결합하며, 상기 제어부로부터 구동 신호를 수신하여 구동하는 구동부; 및 상기 구동부의 일단에 결합하고, 상기 구동부에 의해 회전하여 추진력을 생성하는 복수의 프로펠러를 포함하는 멀티로터 항공기가 제공된다.
여기서, 상기 프레임은, 상기 구동부가 결합한 면은 상기 몸체부 상면이 형성하는 평면과 평행한 평면으로 형성될 수 있다.
또한, 상기 멀티로터 항공기는 상기 구동부와 상기 프로펠러의 개수는 4개인 쿼드로터 항공기가 될 수 있다.
또한, 상기 프레임은 종단면이 직사각형인 목재로 형성될 수 있으며, 상기 프레임은 상기 제어부와 상기 구동부 사이에 연결되는 케이블을 수용하는 연장 수용홈이 형성될 수 있다.
또한, 상기 프레임은 연장 방향으로 내부에 상기 제어부와 상기 구동부 사이에 연결되는 케이블을 수용하는 수용 공간이 형성될 수 있다.
여기서, 상기 멀티로터 항공기는 상기 복수의 프레임이 연장되는 방향 사이로 추진될 수 있으며, 상기 몸체부는 복수의 층이 형성되며, 상기 복수의 층에는 서로 다른 상기 제어부가 수용될 수 있다.
또한, 본 실시예는 상기 복수의 층으로 형성된 상기 몸체부를 서로 연결하는 복수의 결합 로드를 더 포함할 수 있으며, 상기 몸체부의 상면이 형성하는 평면과 평행한 바 형상의 복수의 지지부를 더 포함할 수 있다.
또한, 본 실시예는 상기 구동부가 결합한 상기 프레임의 타단에서, 상기 구동부가 결합한 상기 프레임의 일면과 다른 타면에 상기 프레임마다 결합하는 지지부를 더 포함할 수 있다.
전술한 것 외의 다른 측면, 특징, 이점이 이하의 도면, 특허청구범위 및 발명의 상세한 설명으로부터 명확해질 것이다.
본 발명에 따른 멀티로터 항공기는 그 무게 중심이 몸체부의 중심에 위치함으로써 구동부를 제어할 때 무게 중심을 고려하여 보정할 필요없이 제어가 간편하고, 필요에 따라 몸체부의 부피를 늘려서 필요한 제어부를 수용할 수 있으며, 신호를 전달하기 위한 케이블을 프레임에 수용하여 보다 간편하게 무게 중심을 몸체부의 중심에 설정할 수 있는 효과가 있다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 멀티로터 항공기의 사시도.
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 멀티로터 항공기의 분해 사시도.
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 멀티로터 항공기의 평면도.
도 4는 본 발명의 다른 실시예에 따른 멀티로터 항공기의 사시도.
도 5는 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 멀티로터 항공기의 사시도.
도 6은 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 멀티로터 항공기의 사시도.
도 7은 본 발명의 실시예에 따른 멀티로터 항공기의 추진 방향을 도시한 도면.
도 8은 본 발명의 실시예에 따른 멀티로터 항공기의 시스템 블록 구성도.
본 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세한 설명에 상세하게 설명하고자 한다. 그러나 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 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.
본 명세서에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 명세서에서, "포함하다" 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.
또한, 명세서에 기재된 "…부", "…모듈", "…수단" 등의 용어는 적어도 하나의 기능이나 동작을 처리하는 단위를 의미하며, 이는 하드웨어나 소프트웨어 또는 하드웨어 및 소프트웨어의 결합으로 구현될 수 있다.
또한, 첨부 도면을 참조하여 설명함에 있어, 도면 부호에 관계없이 동일한 구성 요소는 동일한 참조부호를 부여하고 이에 대한 중복되는 설명은 생략하기로 한다. 본 발명을 설명함에 있어서 관련된 공지 기술에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 경우 그 상세한 설명을 생략한다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 멀티로터 항공기의 사시도이다. 도 1을 참조하면, 제1 몸체부(111), 제2 몸체부(112), 제3 몸체부(113), 결합 로드(117), 제1 제어부(121), 제2 제어부(122), 제1 프레임(131), 제2 프레임(132), 제3 프레임(133), 제4 프레임(134), 제1 구동부(141), 제2 구동부(142), 제3 구동부(143), 제4 구동부(144), 제1 프로펠러(151), 제2 프로펠러(152), 제3 프로펠러(153), 제4 프로펠러(154), 지지부(160)가 도시된다.
본 실시예는 멀티로터 항공기의 무게 중심이 몸체부의 중심에 위치함으로써 제어가 간편한 특징이 있다. 즉, 본 실시예에 따른 멀티로터 항공기는 복수의 제어부가 결합하는 몸체부의 중심에 구동부, 프로펠러, 지지부를 포함하는 전체 멀티로터 항공기의 무게 중심이 위치함으로서 구동부를 제어할 때 무게 중심을 고려하여 보정할 필요없이 간편하게 이착륙, 운행이 가능한 특징이 있다.
본 발명은 항공기에 추진력을 제공하는 구동부와 프로펠러의 수가 복수인 멀티로터 항공기에 관한 발명이지만, 이하에서는 설명의 편의상 구동부와 프로펠러의 수가 각각 4개인 쿼드로터 항공기의 구성요소, 기능 및 작동원리를 중심으로 설명한다.
먼저, 멀티로터 항공기의 장점을 살펴보면 다음과 같다. 멀티로터 항공기는 항공기 크기 대비 적재 중량의 향상을 꾀하고 제어의 용이성을 위하여 제안된다. 기존의 헬리콥터는 사판(swash plate)의 법선 벡터(normal vector)를 조정하여 동체의 이동을 제어하지만, 멀티로터 항공기는 각 로터의 추진력의 차이로서 동체의 이동을 제어한다. 기존의 헬리콥터는 사판의 구성을 위하여 8개 혹은 그 이상의 볼 링크를 포함하고 이들 링크간의 길이가 항공기의 트림점을 조정하는 중요한 역할을 담당한다. 따라서 기존의 헬리콥터는 자세 및 위치의 제어 문제 이외에도 기계적인 문제를 사전에 반드시 해결해야하는 단점이 있으며, 사판의 볼링크가 분리됨으로서 큰 사고가 발생할 가능성이 있다. 여기서, 트림점은 항공기가 동적 평형상태에 이르는 조종면의 각도 혹은 조종량을 의미한다. 즉, 트림점에서는 별도의 조종입력이 없어도 항공기의 자세가 흐트러지지 않게 된다.
하지만, 멀티로터의 경우에는 트림점을 컴퓨터 제어를 통하여 실현할 수 있으며 이는 복잡한 사판을 요구하지 않는다. 또한, 헬리콥터의 경우 블레이드 하나의 크기가 커짐으로서 제작이 쉽지 않고, 밸런싱을 반드시 요구하지만 멀티로터의 경우 작은 프로펠러를 다수 사용함으로서 블레이드 제작이 용이하고 밸런싱에 큰 영향을 받지 않는 장점이 있다.
본 실시예의 몸체부는 제1 몸체부(111), 제2 몸체부(112), 제3 몸체부(113)와 같은 복수의 층으로 형성될 수 있다. 예를 들면, 몸체부는 원형판, 타원형판, 다각형판인 단위 몸체부로 형성될 수 있으며, 각 단위 몸체부는 소정의 간격으로 이격되어 그 사이에 하나 이상의 제어부를 수용할 수 있다. 도시된 바에 따르면, 원형판으로 형성된 제2 몸체부(112)와 제3 몸체부(113) 사이에 제1 제어부(121)가 위치하며, 제3 몸체부(113) 상단에 제2 제어부(122)가 결합할 수 있다.
결합 로드(117)는 복수의 층으로 형성된 몸체부를 서로 연결하는 구성요소이다. 예를 들면, 도시된 바와 같이 몸체부가 원형판 형상의 제1 몸체부(111), 제2 몸체부(112), 제3 몸체부(113)를 포함하는 경우 각 단위 몸체부는 복수의 결합 로드(117)에 의해 결합할 수 있다. 즉, 각 단위 몸체부는 결합 로드(117)가 삽입되는 홀이 형성되고, 결합 로드(117)는 해당 홀에 삽입되어 각 단위 몸체부를 지지 고정할 수 있다.
여기서, 결합 로드(117)는 원통형, 종단면이 다각형인 다각통형, 직육면체 바 형상이 될 수 있으며, 그 수는 하나 이상이 될 있고, 도시된 바에 따르면, 4개의 결합 로드(117)가 단위 몸체부를 서로 연결한다. 또한, 결합 로드(117)는 내부가 비거나 채워질 수 있으며, 목재, 플라스틱, 알루미늄 등 금속 재질로 형성될 수 있다.
도 2를 참조하면, 제3 몸체부(113)가 결합 로드(117)에서 이탈된 상태를 도시한다. 제1 제어부(121)는 제2 몸체부(112)의 상면에 위치하며, 결합 로드(117)는 제2 몸체부(112)를 관통하여 돌출된 상태로 놓여진다. 여기서, 결합 로드(117)를 길게 하면 4개 이상의 단위 몸체부를 결합 로드(117)에 결합할 수 있으므로, 더 많은 제어부를 몸체부에 수용할 수 있는 효과가 있다.
복수의 프레임은 일단이 몸체부와 결합하여 몸체부의 중심으로부터 방사형으로 연장된다. 예를 들면, 복수의 프레임은 도시된 바와 같이 몸체부의 중심으로부터 서로 다른 4방향으로 뻗어나가는 제1 프레임(131), 제2 프레임(132), 제3 프레임(133), 제4 프레임(134)을 포함할 수 있다. 각 프레임은 제2 몸체부(112)에 결합하여 고정될 수 있다.
여기서, 복수의 프레임은 인접한 프레임에 대해 몸체부의 중심에 대해 대칭적으로 구현될 수 있다. 예를 들면, 제1 프레임(131)을 몸체부의 중심을 축으로 소정의 각도만큼 회전시키면, 제2 프레임(132), 제3 프레임(133) 및 제4 프레임(134) 중 어느 하나와 동일한 프레임이 될 수 있다. 이러한 대칭적 구조에 의하여 본 실시예에 따른 멀티로터 항공기는 그 무게중심이 몸체부의 중심에 위치하여 과도하거나 부족하지 않은 동적 상태를 유지하는 장점이 있다.
프레임이 4개인 경우 각 프레임은 인접한 프레임과 몸체부의 중심에서 형성하는 각이 90도가 될 수 있다. 이러한 구조는 확장가능하며, 일반적으로 프레임이 n개인 경우 각 프레임이 인접한 프레임과 몸체부의 중심에서 형성하는 각은 (360/n)도가 될 수 있다.
또한, 제1 프레임(131), 제2 프레임(132), 제3 프레임(133), 제4 프레임(134)은 반대 방향으로 연장되는 프레임과 동일한 프레임으로 형성될 수도 있다. 예를 들면, 제1 프레임(131)과 제3 프레임(133)은 동일한 연장 로드로 형성되며, 일단에 제1 구동부(141)가 결합하고, 타단에 제3 구동부(143)가 결합하도록 구현될 수 있다. 물론, 제2 프레임(132)과 제4 프레임(134)도 동일한 연장 로드로 형성될 수 있으며, 이 경우 각 연장 로드는 몸체부의 중심에서 교차할 수 있다. 각 연장 로드에는 서로 교차하는 부분에 서로 다른 연장 로드를 수용하는 홈이 형성되어 서로 고정 결합될 수 있다. 이러한 구조에서도 몸체부를 벗어난 프레임 부분은 별도의 프레임으로 구분될 수 있으므로, 도시된 해당 프레임은 서로 다른 프레임으로 지칭될 수 있다.
제어부는 몸체부의 중심에 무게중심을 두도록 몸체부에 결합하며, 상술한 구동부가 동작하도록 구동 신호를 생성하여 구동부에게 전달할 수 있다. 구동 신호는 본 실시예를 조작하는 사용자가 리모트 컨트롤러를 조작하여 생성한 신호를 수신하고 이에 상응하여 생성될 수 있다. 구동 신호는 제1 구동부(141), 제2 구동부(142), 제3 구동부(143), 제4 구동부(144)를 개별적으로 제어하여 멀티로터 항공기의 이착륙, 전진, 후진 등 운행 동작을 제어할 수 있다.
제어부는 복수의 단위 제어부를 포함할 수 있으며, 예를 들면, 제1 제어부(121) 및 제2 제어부(122)를 포함할 수 있고, 더 많은 단위 제어부를 포함할 수 있음은 물론이다. 각 단위 제어부는 상술한 바와 같이 몸체부의 각 층에 수용될 수 있으며, 도시된 바와 같이, 제2 몸체부(112)와 제3 몸체부(113) 사이에 제1 제어부(121)가 수용되고, 제3 몸체부(113) 상단에 제2 제어부(122)가 위치할 수 있다.
도 3을 참조하면, 제2 제어부(122)의 무게중심은 제3 몸체부(113)의 무게중심(G)과 동일한 위치에 놓일 수 있다. 여기서, 무게중심(G)은 멀티로터 항공기 전체의 무게중심이 될 수 있으며, 각 프로펠러(151, 152, 153, 154)는 무게중심에 대해 동일한 위치에 있기 때문에, 본 실시예는 한쪽으로 기울어지지 않고 조종할 수 있는 편리한 특징이 있다.
구동부는 프레임의 타단에 결합하며, 제어부로부터 구동 신호를 수신하여 구동할 수 있다. 구동부는 전기 신호에 의해 회전하는 수단을 포함하며, 예를 들면, 모터가 될 수 있다. 구동부는 각 프레임마다 그 끝에 위치할 수 있으며, 예를 들면, 제1 구동부(141), 제2 구동부(142), 제3 구동부(143), 제4 구동부(144)를 포함할 수 있다.
여기서, 구동부가 결합한 각 프레임, 즉, 제1 프레임(131), 제2 프레임(132), 제3 프레임(133), 제4 프레임(134)의 면은 평면으로 형성될 수 있다. 즉, 구동부가 결합한 면은 몸체부 상면이 형성하는 평면과 평행한 평면으로 형성될 수 있다. 이 경우 제1 구동부(141), 제2 구동부(142), 제3 구동부(143), 제4 구동부(144)는 모두 해당 평면에 동일한 방향으로 놓이게 되므로, 각 구동부에 결합한 제1 프로펠러(151), 제2 프로펠러(152), 제3 프로펠러(153), 제4 프로펠러(154)도 동일한 평면에 위치할 수 있다.
여기서, 각 프레임은 종단면이 직사각형인 목재로 형성될 수 있다. 즉, 제1 프레임(131), 제2 프레임(132), 제3 프레임(133), 제4 프레임(134)은 전체적인 형상이 특정 방향으로 연장된 육면체인 각목이 될 수 있다. 이 경우 도시된 바와 같이 각 프레임은 원형판인 몸체부에 결합하여, 몸체부 상면과 평행한 평면이 모든 프레임에 대해서 동일한 방향을 향하도록 할 수 있다.
프로펠러는 구동부의 일단에 결합하고, 구동부에 의해 회전하여 추진력을 생성한다. 프로펠러는 각 구동부마다 결합할 수 있으며, 예를 들면, 각 구동부에 결합한 제1 프로펠러(151), 제2 프로펠러(152), 제3 프로펠러(153), 제4 프로펠러(154)를 포함할 수 있다.
프로펠러는 기체의 항력을 이용하여 멀티로터 항공기를 이륙시키거나, 소정의 방향으로 운행할 수 있다. 프로펠러의 종류에 따라 시계방향 또는 시계반대방향으로 회전할 때 발생하는 추진력의 방향이 서로 달라지지만, 본 발명이 이러한 프로펠러의 종류에 한정되지 않음은 물론이다.
이 경우 정지 비행 상태에서 멀티로터 항공기가 회전하지 않기 위해서 멀티로터의 프로펠러 개수가 N개라 했을 때, N/2개는 시계방향, N/2개는 반시계방향으로 회전할 수 있다. 이러한 구조에 따르면, 멀티로터의 프로펠러 평면의 법선 벡터(normal vector)를 z축으로 하는 경우, 멀티로터 항공기는 z축으로 회전하지 않는다. 또한, 시계방향 혹은 반시계 방향으로 도는 프로펠러의 경우 기체를 밀어내는 방향은 쿼드로터 프로펠러 평면의 아래 방향 (음의 z축 방향)이 되어야 하기 때문에 본 실시예는 두 종류의 프로펠러를 구비할 수 있다. 즉, 본 실시예는 시계방향으로 돌 때 기체를 아래 방향으로 밀어내는 정피치 프로펠러와 반시계방향으로 돌 때 기체를 아래 방향으로 밀어내는 역피치 프로펠러를 동일한 수만큼 구비할 수 있다. 이러한 구조에 의하여 반대 방향으로 돌더라도 밀어내는 기체의 이동 방향은 구동부가 위치한 아래 방향이 될 수 있다.
지지부(160)는 본 실시예에 따른 멀티로터 항공기가 지면에 놓일 때 이를 지지하는 수단이다. 지지부(160)는 몸체부의 상면이 형성하는 평면과 평행한 바 형상이 될 수 있으며, 그 수는 복수가 될 수 있다. 예를 들면, 도시된 바와 같이 지지부(160)는 2개의 바 형상의 받침대가 될 수 있다.
이상에서 멀티로터 항공기의 일실시예를 일반적으로 도시한 사시도를 중심으로 설명하였으며, 이하에서는 첨부 도면을 참조하여, 본 발명에 따른 멀티로터 항공기를 구체적인 실시예를 기준으로 설명하기로 한다. 본 발명에 따른 실시예는 이하에서 상술한 실시예와의 차이점을 위주로 차례대로 설명하며, 본 발명의 권리범위가 이러한 실시예들에 한정되지 않음은 당연하다.
도 4는 본 발명의 다른 실시예에 따른 멀티로터 항공기의 사시도이다.
제1 프레임(131), 제2 프레임(132), 제3 프레임(133), 제4 프레임(134)은 내부가 빈 금속성 소재로 형성된 바가 될 수 있다. 각 프레임은 외부면에 소정의 홀이 형성될 수 있으며, 종단면이 'ㄱ', 'ㄷ', 'ㅁ' 등 다양한 형상될 수 있다.
이러한 구조를 가진 프레임은 연장 방향으로 내부에 제어부와 구동부 사이에 연결되는 케이블을 수용하는 수용 공간이 형성되어 있으므로, 구동부에게 구동 신호를 전달하는 해당 케이블을 보기 좋고 안전하게 정리할 수 있고, 상술한 바와 같이 전체 무게중심을 몸체부의 중심에 보다 간편하게 맞출 수 있는 장점이 있다.
도 5는 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 멀티로터 항공기의 사시도이다.
제1 프레임(131), 제2 프레임(132), 제3 프레임(133), 제4 프레임(134)은 제어부와 구동부 사이에 연결되는 케이블을 수용하는 연장 수용홈(171, 172, 173, 174)이 형성될 수 있다. 케이블은 구동 신호, 전원 등을 전달하기 위한 수단이 될 수 있다.
연장 수용홈은 각 프레임의 연장 방향으로 형성될 수 있으며, 수용될 케이블의 단면적과 동일하거나 비슷한 정도의 종단면적을 가진 홈이 될 수 있다.
연장 수용홈은 각 프레임마다 형성될 수 있으며, 도시된 바와 같이, 제1 연장 수용홈(171), 제2 연장 수용홈(172), 제3 연장 수용홈(173), 제4 연장 수용홈(174)을 포함할 수 있다.
이러한 구조도 상술한 바와 같이 구동부에게 구동 신호를 전달하는 해당 케이블을 보기 좋고 안전하게 정리할 수 있고, 케이블의 위치 및 연장 길이가 특정되기 때문에 전체 무게중심을 몸체부의 중심에 보다 간편하게 맞출 수 있는 장점이 있다.
도 6은 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 멀티로터 항공기의 사시도이다.
지지부가 각 프레임의 타단에 결합할 수 있다. 제1 지지부(161), 제2 지지부(162), 제3 지지부(163), 제4 지지부(164)는 상술한 바와 같이 본 실시예에 따른 멀티로터 항공기가 지면에 놓일 때 이를 지지하는 수단이다. 도시된 바에 따르면, 제1 지지부(161), 제2 지지부(162), 제3 지지부(163), 제4 지지부(164)가 구동부(141, 142, 143, 144)가 결합한 프레임(131, 132, 133, 134)의 타단에서, 구동부(141, 142, 143, 144)가 결합한 프레임(131, 132, 133, 134)의 일면과 다른 타면에 프레임(131, 132, 133, 134)마다 결합할 수 있다. 이러한 구조에 의해 본 실시예에 다른 멀티로터 항공기는 안전하게 지면에 놓일 수 있다.
도 7은 본 발명의 실시예에 따른 멀티로터 항공기의 추진 방향을 도시한 도면이다. 본 실시예에 따른 멀티로터 항공기는 프레임의 연장 방향이 아닌 그 사이로 추진될 수 있다. 즉, 멀티로터 항공기의 추진 방향은 인접한 프레임의 연장 방향 벡터의 합이 될 수 있다.
도 7을 참조하면, 화살표 방향(도면의 우측)으로 멀티로터 항공기를 진행하기 위해서 제3 프로펠러(153)와 제4 프로펠러(154)를 동시에 제어하여 우측 추진력을 생성한다. 즉, 제어부는 제3 프로펠러(153)와 제4 프로펠러(154)가 도면의 좌측으로 기체를 보내도록 하여 항력에 의해 우측으로 추진력이 발생하도록 할 수 있다. 이 경우 각 프로펠러의 기울기 정도는 상술한 제어부에서 제어할 수 있다. 또한, 동일한 원리에 의해 제1 프로펠러(151)와 제2 프로펠러(152)를 동시에 제어하여 우측 추진력을 생성할 수도 있다.
이러한 구조에 따르면, 본 실시예에 따른 멀티로터 항공기는 운행시 여러 개의 프로펠러를 제어하여 운행 방향을 결정하므로, 보다 안정된 운행을 수행할 수 있는 특징이 있다.
도 8은 본 발명의 실시예에 따른 멀티로터 항공기의 기능을 설명하는 시스템 블록 구성도이다. 도 8을 참조하면, 멀티로터 항공기(800), 구동부(810), 센서부(820), 통신부(830), 전원부(840), 제어 유닛(850)이 도시된다.
구동부(810)는 제어 유닛(850)으로부터 구동 신호를 수신하여 소정의 회전력을 생성한다.
센서부(820)는 멀티로터 항공기를 구동하기 위한 다양한 요소를 센싱한다. 예를 들면, 센서부(820)는 각을 추정하기 위한 각속도, 중력방향 벡터를 통해 기울기를 추정하기 위한 가속도, 회전 방향을 추정하기 위한 지자기 등을 센싱하여 제어 유닛(850)에 전달한다. 제어 유닛(850)은 수신한 센싱 데이터를 이용하여 각 구동부(810)를 제어할 수 있다.
통신부(830)는 외부 기기와의 통신 신호를 송수신할 수 있다. 예를 들면, 통신부(830)는 사용자가 조종하는 리모트 컨트롤러로부터 조작 신호를 수신하고 해당 조작 신호를 제어 유닛(850)에 전송할 수 있다. 제어 유닛(850)은 수신한 조작 신호 및 상술한 센싱 데이터를 이용하여 각 구동부(810)를 제어할 수 있다.
전원부(840)는 구동부(810), 센서부(820), 통신부(830), 제어 유닛(850)에 필요한 전원을 인가한다. 상술한 제어부(121, 122)는 센서부(820), 통신부(830), 제어 유닛(850)을 포함하는 기능부가 될 수 있다.
제어 유닛(850)은 상술한 기능 외에 구동부(810), 센서부(820), 통신부(830), 전원부(840)가 서로 연동하면서 자신의 고유한 기능을 수행하도록 각 기능부를 제어한다.
그 외 본 발명의 실시예에 따른 멀티로터 항공기에 대한 구체적인 임베디드 시스템, O/S 등의 공통 플랫폼 기술과 통신 프로토콜, I/O 인터페이스 등 인터페이스 표준화 기술 및 엑추에이터, 배터리, 카메라, 센서 등 부품 표준화 기술 등에 대한 구체적인 설명은 본 발명이 속하는 기술 분야의 통상의 지식을 가진자에게 자명한 사항이므로 생략하기로 한다.
본 발명에 따른 멀티로터 항공기를 제어하는 방법은 다양하게 구현될 수 있다. 예를 들면, 멀티로터 항공기를 무인 조종하는 경우 미리 정해진 경로를 통해 운행하도록 하거나 또는 특정 위치에 해당하는 상공에 정지해 있도록 제어할 수 있다. 예를 들면, 상술한 센싱 데이터에서 기울기 정도를 검출하고 멀티로터 항공기가 지면과 평행이 되도록 각 구동부를 제어하거나 또는 GPS와 연동하여 현재 위치와 목표 지점을 비교하여 멀티로터 항공기가 목표 지점으로 이동하도록 제어할 수 있다.
본 발명에 따른 멀티로터 항공기를 제어하는 방법은 다양한 컴퓨터 수단을 통하여 수행될 수 있는 프로그램 명령 형태로 구현되어 컴퓨터 판독 가능 매체에 기록될 수 있다. 즉, 기록 매체는 컴퓨터에 상술한 각 단계를 실행시키기 위한 프로그램을 기록한 컴퓨터로 읽을 수 있는 기록매체가 될 수 있다.
상기 컴퓨터 판독 가능 매체는 프로그램 명령, 데이터 파일, 데이터 구조 등을 단독으로 또는 조합한 형태로 포함할 수 있다. 상기 매체에 기록되는 프로그램 명령은 본 발명을 위하여 특별히 설계되고 구성된 것들이거나 컴퓨터 소프트웨어 당업자에게 공지되어 사용 가능한 것일 수도 있다. 컴퓨터 판독 가능 기록 매체의 예에는 하드 디스크, 플로피 디스크 및 자기 테이프와 같은 자기 매체(Magnetic Media), CD-ROM, DVD와 같은 광기록 매체(Optical Media), 플롭티컬 디스크(Floptical Disk)와 같은 자기-광 매체(Magneto-Optical Media), 및 롬(ROM), 램(RAM), 플래시 메모리 등과 같은 프로그램 명령을 저장하고 수행하도록 특별히 구성된 하드웨어 장치가 포함된다.
상기한 바에서, 각 실시예에서 설명한 각 구성요소 및/또는 기능은 서로 복합적으로 결합하여 구현될 수 있으며, 해당 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 하기의 특허 청구의 범위에 기재된 본 발명의 사상 및 영역으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있음을 이해할 수 있을 것이다.
111 : 제1 몸체부 112 : 제2 몸체부
113 : 제3 몸체부 117 : 결합 로드
121 : 제1 제어부 122 : 제2 제어부
131 : 제1 프레임 132 : 제2 프레임
133 : 제3 프레임 134 : 제4 프레임
141 : 제1 구동부 142 : 제2 구동부
143 : 제3 구동부 144 : 제4 구동부
151 : 제1 프로펠러 152 : 제2 프로펠러
153 : 제3 프로펠러 154 : 제4 프로펠러
160 : 지지부 161 : 제1 지지부
162 : 제2 지지부 163 : 제3 지지부
164 : 제4 지지부 171 : 제1 연장 수용홈
172 : 제2 연장 수용홈 173 : 제3 연장 수용홈
174 : 제4 연장 수용홈 800 : 멀티로터 항공기
810 : 구동부 820 : 센서부
830 : 통신부 840 : 전원부
850 : 제어 유닛

Claims (11)

  1. 몸체부;
    일단이 상기 몸체부와 결합하여 상기 몸체부의 중심으로부터 방사형으로 연장되는 복수의 프레임;
    상기 몸체부에 결합하며, 상기 몸체부의 중심에 무게중심을 둔 제어부;
    상기 프레임의 타단에 결합하며, 상기 제어부로부터 구동 신호를 수신하여 구동하는 구동부; 및
    상기 구동부의 일단에 결합하고, 상기 구동부에 의해 회전하여 추진력을 생성하는 복수의 프로펠러를 포함하는 멀티로터 항공기.
  2. 청구항 1에 있어서,
    상기 프레임은,
    상기 구동부가 결합한 면은 상기 몸체부 상면이 형성하는 평면과 평행한 평면으로 형성되는 것을 특징으로 하는 멀티로터 항공기.
  3. 청구항 1에 있어서,
    상기 멀티로터 항공기는 상기 구동부와 상기 프로펠러의 개수는 4개인 쿼드로터 항공기인 것을 특징으로 하는 멀티로터 항공기.
  4. 청구항 1에 있어서,
    상기 프레임은 종단면이 직사각형인 목재로 형성되는 것을 특징으로 하는 멀티로터 항공기.
  5. 청구항 1에 있어서,
    상기 프레임은 상기 제어부와 상기 구동부 사이에 연결되는 케이블을 수용하는 연장 수용홈이 형성되는 것을 특징으로 하는 멀티로터 항공기.
  6. 청구항 1에 있어서,
    상기 프레임은 연장 방향으로 내부에 상기 제어부와 상기 구동부 사이에 연결되는 케이블을 수용하는 수용 공간이 형성되는 것을 특징으로 하는 멀티로터 항공기.
  7. 청구항 1에 있어서,
    상기 멀티로터 항공기는 상기 복수의 프레임이 연장되는 방향 사이로 추진되는 것을 특징으로 하는 멀티로터 항공기.
  8. 청구항 1에 있어서,
    상기 몸체부는 복수의 층이 형성되며, 상기 복수의 층에는 서로 다른 상기 제어부가 수용되는 것을 특징으로 하는 멀티로터 항공기.
  9. 청구항 8에 있어서,
    상기 복수의 층으로 형성된 상기 몸체부를 서로 연결하는 복수의 결합 로드를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 멀티로터 항공기.
  10. 청구항 1에 있어서,
    상기 몸체부의 상면이 형성하는 평면과 평행한 바 형상의 복수의 지지부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 멀티로터 항공기.
  11. 청구항 1에 있어서,
    상기 구동부가 결합한 상기 프레임의 타단에서, 상기 구동부가 결합한 상기 프레임의 일면과 다른 타면에 상기 프레임마다 결합하는 지지부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 멀티로터 항공기.
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