WO2018139694A1 - 동축 반전 로터를 이용한 드론 - Google Patents

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WO2018139694A1
WO2018139694A1 PCT/KR2017/000983 KR2017000983W WO2018139694A1 WO 2018139694 A1 WO2018139694 A1 WO 2018139694A1 KR 2017000983 W KR2017000983 W KR 2017000983W WO 2018139694 A1 WO2018139694 A1 WO 2018139694A1
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motor
drone
flight
swash plate
rotor blade
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Application number
PCT/KR2017/000983
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English (en)
French (fr)
Inventor
이건우
송용규
노정호
방준석
이철배
Original Assignee
엘지전자 주식회사
한국항공대학교산학협력단
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Publication date
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    • B64U10/10—Rotorcrafts
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/20—Rotors; Rotor supports
    • B64U30/24—Coaxial rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64U2201/20—Remote controls
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a rotorcraft drone using a coaxial reversal rotor.
  • the drone means, for example, a vehicle that is not burned by humans and is driven by a control signal of radio waves.
  • the drone may be divided into a rotary wing drone, a fixed wing drone, and a tilt rotor drone, depending on whether the wing rotates.
  • Fixed-wing drones are aircrafts that are lifted and lifted by the power of an engine or prop with the wings fixed to the fuselage. Fixed-wing drones can be used for long periods of time, can fly at high altitudes, and have high speeds.
  • a rotorcraft drone is a flying vehicle that lifts by rotating a propeller mounted on a rotating shaft.
  • the control is easy, and thus it is widely used in the fields of broadcasting photography and goods transportation.
  • Tilt rotor is a vehicle that uses both fixed-wing and rotary-wing systems, and is capable of vertical takeoff or high-speed forward flight by rotating the engine and propellers on both ends of the wing up and down.
  • the rotorcraft drone generates lift by flying the rotor blades to fly.
  • lift is generated upward, the lift angle is increased and decreased by controlling the pitch angle, and the balance and movement in the vertical direction can be realized.
  • the resistance of the air is generated on the principle of action-reaction according to the rotation of the rotor blade, and thus, a problem occurs in that the gas rotates in a direction opposite to the rotation direction of the rotor blade due to the reaction torque generated.
  • various types of rotorcraft drones have emerged.
  • Single Rotor Helicoptors offset the recoil torque by mounting a small tail rotor blade in the tail of the aircraft almost perpendicular to the rotational surface of the main rotor.
  • Tandem Rotor Helicopters offset rotor recoil by placing rotor blades that rotate in opposite directions, respectively, at the front and rear ends of the aircraft.
  • the coaxial rotor rotor helicopter (Coaxial Rotor Helicopter) cancels the reaction torque by using the upper rotor blade and the lower rotor blade rotate in opposite directions along the same axis center.
  • the helicopter cancels the reaction torque in various ways, and recently, rotor blade drones that cancel the reaction torque by using the aforementioned principles of the helicopter have emerged.
  • multicopters in particular quadcopters, in which several rotors, which are easy to control and relatively simple in structure, rotate on different axes to generate lift
  • a rotorcraft drone using the principle of a coaxial reversal rotor helicopter has the advantage of generating more lift than the same size, more stable, and less noise.
  • a rotorcraft drone using a coaxial reversing rotor currently commercially used uses a very complex structure of a coaxial reversing rotor helicopter as it is, and thus there is a problem that maintenance work itself is difficult and expensive to maintain.
  • An object of the present invention is to simplify the structure of a rotorcraft drone using a coaxial reversal rotor by removing unnecessary structures in the rotorcraft drone using a coaxial reversal rotor.
  • Another object of the present invention is to use a control method of a new method in flight control of a rotorcraft drone.
  • the rotor blade drone includes a main body having a flight control unit for controlling the flight of the rotor blade drone, a first motor and a second motor, and inserted perpendicularly to the main body, An upper shaft rotating in a first direction about the first axis by force, a plurality of upper rotor blades coupled to the upper shaft to rotate in the first direction about the first axis at a fixed pitch angle, the main body A lower shaft inserted perpendicularly to and rotating in a second direction opposite to the first direction about the first axis by the force of the second motor, wherein the lower shaft rotates about the first axis in the second direction A plurality of lower rotor blades and swash plates having a variable pitch angle coupled with the lower shaft, and an inclination for adjusting the inclination of the swash plates It includes a regulator and a link unit for connecting the swash plate and the plurality of lower rotor blades, and includes a pitch control unit located at the lower
  • FIG. 1 is a block diagram illustrating a rotorcraft drone 100 according to the present invention.
  • FIG. 2 is a view showing the appearance of a rotorcraft drone according to an embodiment of the present invention.
  • FIG 3 is a view showing the internal structure of the front of the rotorcraft drone
  • Figure 4 is a view showing the internal structure of the rear of the rotorcraft drone.
  • FIG. 5 is a view illustrating an example of a method in which a motor transmits rotational force to the upper shaft and the lower shaft in the rotor blade drone according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 6 is a view illustrating another example of a method in which a motor transmits rotational force to an upper shaft and a lower shaft in a rotor blade drone according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 7 is a table for explaining an example of a method of adjusting the inclination of the first motor, the second motor and the swash plate according to the flight command in the rotary wing drone according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 8 is a table for explaining another example of a method of adjusting the inclination of the first motor, the second motor and the swash plate in accordance with the flight command in the rotor blade drone according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 9 is a table for explaining another example of a method of adjusting the inclination of the first motor, the second motor and the swash plate according to the flight command in the rotor blade drone according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 10 is a view illustrating an example of a method of adjusting pitch angles of a plurality of lower rotor blades using a pitch control unit in a rotor blade drone according to an embodiment of the present invention.
  • 11 to 14 are views for explaining an example of a method of adjusting the tilt of the swash plate by controlling the tilt adjuster according to the forward, backward or transverse flight command in the drone that is the rotation according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 15 is a diagram for explaining an example in which a top cover performs a switch function in a rotorcraft drone according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 1 is a block diagram illustrating a rotorcraft drone 100 according to the present invention.
  • the rotary wing drone 100 may include a wireless communication unit 110, an input unit 120, a sensing unit 130, an interface unit 140, a memory 150, a controller 180, a power supply unit 190, and the like. .
  • the components shown in FIG. 1 are not essential to implementing the rotorcraft drone 100, so the rotorcraft drone 100 described herein may have more or fewer components than those listed above. .
  • the wireless communication unit 110 of the components is between the rotorcraft drone 100 and the wireless communication system, between the rotorcraft drone 100 and the control device of the rotorcraft drone 100 or between the rotorcraft drone 100 and an external server. It may include one or more modules that enable wireless communication therebetween. In addition, the wireless communication unit 110 may include one or more modules for connecting the rotorcraft drone 100 to one or more networks.
  • the wireless communication unit 110 may include a mobile communication module, a wireless internet module, a short range communication module, a location information module, and the like.
  • the mobile communication module may include technical standards or communication schemes (eg, Global System for Mobile communication (GSM), Code Division Multi Access (CDMA), Code Division Multi Access 2000 (CDMA2000), and EV-DO).
  • GSM Global System for Mobile communication
  • CDMA Code Division Multi Access
  • CDMA2000 Code Division Multi Access 2000
  • EV-DO Enhanced Voice-Data Optimized or Enhanced Voice-Data Only (WCDMA), Wideband CDMA (WCDMA), High Speed Downlink Packet Access (HSDPA), High Speed Uplink Packet Access (HSUPA), Long Term Evolution (LTE), Long Term
  • WCDMA Wideband CDMA
  • HSDPA High Speed Downlink Packet Access
  • HSUPA High Speed Uplink Packet Access
  • LTE Long Term Evolution
  • LTE Long Term Evolution
  • the wireless internet module refers to a module for wireless internet access and may be embedded or external to the rotorcraft drone 100.
  • the wireless internet module is configured to transmit and receive wireless signals in a communication network according to wireless internet technologies.
  • wireless Internet technologies include Wireless LAN (WLAN), Wireless-Fidelity (Wi-Fi), Wireless Fidelity (Wi-Fi) Direct, Digital Living Network Alliance (DLNA), Wireless Broadband (WiBro), and WiMAX (World).
  • Data is transmitted and received according to at least one wireless Internet technology in a range including Internet technologies not listed above.
  • the wireless Internet module for performing a wireless Internet access through the mobile communication network is It may be understood as a kind of mobile communication module.
  • the short range communication module is for short range communication, and includes Bluetooth TM, RFID (Radio Frequency Identification), Infrared Data Association (IrDA), UWB (Ultra Wideband), ZigBee, NFC (Near Field Communication), at least one of Wi-Fi (Wireless-Fidelity), Wi-Fi Direct, Wireless USB (Wireless Universal Serial Bus) technology can be used to support short-range communication.
  • RFID Radio Frequency Identification
  • IrDA Infrared Data Association
  • UWB Ultra Wideband
  • ZigBee Ultra Wideband
  • NFC Near Field Communication
  • Wi-Fi Wireless-Fidelity
  • Wi-Fi Direct Wireless USB (Wireless Universal Serial Bus) technology
  • Such a short-range communication module includes a rotor blade drone 100 and a wireless communication system between the rotor blade drone 100 and a wireless communication system through a wireless area network, between the rotor blade drone 100 and the control device of the rotor blade drone 100, and the rotor blade drone 100. It can support wireless communication
  • control device of the rotor blade drone 100 may be a wearable device such as a smart watch, a smart glass, a head mounted HMD as well as a remote controller and a portable device. display)).
  • the wireless communication unit 110 may receive a flight control command from an external device (for example, a control device of a rotary drone 100, a mobile terminal, etc.).
  • the flight controller 181 may control the flight of the rotor blade drone 100 by controlling a motor built in the pitch controller 160 and the rotor blade drone 100 according to the flight control command.
  • the position information module is a module for obtaining the position (or current position) of the rotorcraft drone 100, and a representative example thereof is a GPS (Global Positioning System) module or a WiFi (Wireless Fidelity) module.
  • GPS Global Positioning System
  • WiFi Wireless Fidelity
  • the mobile terminal may acquire the position of the rotorcraft drone 100 using a signal transmitted from a GPS satellite.
  • the location information module may perform any function of other modules of the wireless communication unit 110 to substitute or additionally obtain data regarding the position of the rotorcraft drone 100.
  • the position information module is a module used to obtain the position (or current position) of the rotor blade drone 100, and is not limited to a module that directly calculates or acquires the position of the rotor blade drone 100.
  • the input unit 120 may include a camera 121 or an image input unit 120 for inputting an image signal, a microphone 122 or an audio input unit 120 for inputting an audio signal, and a user input unit 123 for receiving a specific input from a user. ) May be included.
  • the voice data or the image data collected by the input unit 120 may be analyzed and processed as a control command.
  • the input unit 120 is for inputting image information (or signal), audio information (or signal), or information input from a user.
  • the rotor blade drone 100 uses one or more cameras 121 to input image information. It can be provided.
  • the camera 121 processes image frames such as still images or moving images obtained by the image sensor in the shooting mode.
  • the processed image frame may be stored in the memory 150.
  • the plurality of cameras 121 provided in the rotor blade drone 100 may be arranged to form a matrix structure, and the rotor blade drone 100 may have various angles or focal points through the camera 121 forming the matrix structure.
  • a plurality of image information may be input.
  • the plurality of cameras 121 may be arranged in a stereo structure to acquire a left image and a right image for implementing a stereoscopic image.
  • the microphone 122 processes an external sound signal into electrical voice data.
  • the processed voice data may be utilized to control the flight of the rotorcraft drone 100.
  • various microphones for removing noise may be implemented in the microphone 122 to remove noise generated in the process of receiving an external sound signal.
  • the user input unit 123 is for receiving an input from a user.
  • the controller 180 may control the rotary wing drone 100 to correspond to the input information.
  • the user input unit 123 may be located at the top cover of the rotor blade drone 100 by a mechanical input unit.
  • the sensing unit 130 may include one or more sensors for sensing at least one of information in the rotor blade drone 100 and surrounding environment information surrounding the rotor blade drone 100.
  • the sensing unit 130 may include an acceleration sensor, a magnetic sensor, a gravity sensor, a gyroscope sensor, a motion sensor, and an infrared sensor.
  • IR sensors infrared sensors, battery gauges, ultrasonic sensors, environmental sensors (e.g. barometers, hygrometers, thermometers, radiation sensors, heat sensors, gas sensors, etc.), light sensors It may include at least one of.
  • the rotor blade drone 100 disclosed herein may utilize a combination of information sensed by at least two or more of these sensors.
  • controller 180 may recognize the flight attitude of the rotorcraft drone 100 based on the sensing signal and stabilize the flight attitude.
  • the controller 180 may recognize whether the flying posture of the rotor blade drone 100 is unstable through the sensing unit 130.
  • the controller 180 may change the flight attitude of the rotor blade drone 100 to allow the rotor blade drone 100 to fly in a stable posture based on the recognized information.
  • the interface unit 140 serves as a path to various types of external devices connected to the rotor blade drone 100.
  • the interface unit 140 may include at least one of an external charger port, a wired / wireless data port, a memory 150 card card port, and a video output port.
  • the interface unit 140 may be a passage through which power from the cradle is supplied to the rotor blade drone 100 when the rotor blade drone 100 is connected to an external cradle.
  • the memory 150 stores data supporting various functions of the rotor blade drone 100.
  • the memory 150 stores an algorithm for recognizing whether the flight attitude of the rotor drone 100 is a stabilized posture, control commands and programs for changing the flight attitude of the rotor drone 100 to a stabilized posture. You may be doing Such instructions and programs may exist in the memory 150 of the rotorcraft drone 100 from the time of shipment of the rotorcraft drone 100.
  • the memory 150 may be a flash memory type, a hard disk type, a solid state disk type, an SSD type, a silicon disk drive type, or a multimedia card microphone 122.
  • multimedia card micro type card type memory (e.g. SD or XD memory, etc.), random access memory (RAM), static random access memory (SRAM), read-only memory (ROM), EEPROM ( At least one type of storage medium may include an electrically erasable programmable read-only memory (PROM), a programmable read-only memory (PROM), a magnetic memory, a magnetic disk, and an optical disk.
  • the output unit 170 may generate an output related to visual hearing and hearing, and may include at least one of an audio output unit 170, a haptic module, and an optical output unit 170.
  • the sound output unit 170 may output audio data stored in the memory 150.
  • the sound output unit 170 may also output a sound signal related to a function performed by the rotor blade drone 100.
  • the sound output unit 170 may include a receiver, a speaker, a buzzer, and the like.
  • the haptic module generates various tactile effects that a user can feel.
  • a representative example of the haptic effect generated by the haptic module may be vibration.
  • the intensity and pattern of vibration generated in the haptic module may be controlled by the user's selection or setting of the controller 180.
  • the light output unit 170 outputs a signal for notifying occurrence of an event by using light of a light source.
  • Examples of the event generated by the rotorcraft drone 100 may be an event of power ON / OFF, the amount of remaining battery less than a predetermined degree.
  • the light output unit 170 may be provided in a cylindrical shape on the top cover of the rotor blade drone 100 and may be implemented by emitting light of a single color or a plurality of colors.
  • the light output through the light output unit 170 may be output only for a predetermined time, or may be continuously output while the power of the rotor blade drone 100 is turned on.
  • the controller 180 may include a flight controller 181 and a pitch controller 160.
  • the flight controller 181 may control the flight of the rotorcraft drone 100.
  • the pitch controller 160 may control a cyclic pitch angle that changes when a plurality of rotor blades provided in the rotor blade drone 100 rotate.
  • the controller 180 controls the overall operation of the rotorcraft drone 100.
  • the controller 180 may control the flight of the rotorcraft drone 100 by processing signals input and output through the above-described components or driving instructions and programs stored in the memory 150.
  • controller 180 may control at least some of the components described with reference to FIG. 1 in order to drive instructions and programs stored in the memory 150, and operate the two or more in combination with each other.
  • the power supply unit 190 receives power from the inside under the control of the controller 180 to supply power to each component included in the rotary wing drone 100.
  • the power supply unit 190 includes a battery, which may be a built-in battery or a replaceable battery.
  • the battery may be a built-in battery made to be chargeable, it may be detachably coupled to the body of the rotor blade drone 100 for charging.
  • the power supply unit may include a connection port, and the connection port may be configured as an example of an interface to which an external charger for supplying power for charging the battery is electrically connected.
  • the power supply unit may be configured to charge the battery in a wireless manner without using the connection port.
  • the power supply unit transfers power from an external wireless power transmitter using at least one of an inductive coupling based on magnetic induction or a magnetic resonance coupling based on electromagnetic resonance. I can receive it.
  • FIG. 2 is a view showing the appearance of a rotorcraft drone according to an embodiment of the present invention.
  • the rotor blade drone 100 is provided with a cylindrical body.
  • the present invention is not limited thereto and may be applied to various structures.
  • the body of the rotor blade drone 100 may be understood as a concept of referring to the rotor blade drone 100 as at least one assembly.
  • the rotorcraft drone 100 includes a top cover 210, a plurality of upper rotor blades 310 and 320, a plurality of lower rotor blades 330 and 340, and fixed cases 221, 222, and 223. ), Rotation cases 231 and 232, guard unit 400, bottom cover 240, and camera 121.
  • the rotorcraft drone 100 includes a case forming an appearance.
  • the case may include the upper cover 210, the fixed cases 221, 222, and 223, the rotation cases 231 and 232, and the lower cover 240.
  • These cases 210, 221, 222, 223, 231, 232, and 240 may be formed by injecting a synthetic resin, or may be formed of metal, for example, stainless steel (STS), aluminum (Al), titanium (Ti), or the like. have.
  • the rotor blade drone may include a waterproof part (not shown) to prevent water from penetrating into the body.
  • a waterproof part (not shown) to prevent water from penetrating into the body.
  • the first rotating case 231 and the first first between the fixed case 221, between the second fixed case 222 and the first rotating case 231, between the second fixed case 222 and the second rotating case 231, the second rotating case It is provided between the 231 and the third fixed case 223, may include a waterproof member for sealing the inner space when the combination.
  • the fixing cases 221, 222, and 223 may not be rotated by being fixed to the main body regardless of the rotation of the rotor blades 310, 320, 330, and 340.
  • the rotating cases 231 and 232 may rotate the rotor blades 310, in the direction of rotation of the rotor blades 310, 320, 330, 340 when the rotor blades 310, 320, 330, 340 rotate. It may rotate as 320, 330, 340.
  • Lubricant may be applied to the contact surfaces of the rotary cases 231 and 232 and the fixed cases 221, 222, and 223 when the rotation cases 231 and 232 rotate.
  • at least one of a bushing and a bearing may be provided between the rotary cases 231 and 232 and the fixed cases 221, 222, and 223.
  • the top cover 210 has a structure detachable from the first fixing case 221.
  • the top cover 210 may perform a switch function in a state in which it is coupled to the first fixing case 221. This will be described later in more detail with reference to FIG. 15.
  • the first fixing case 221 may be located between the top cover 210 and the first rotating case 231.
  • the first fixing case 221 may not rotate while being fixed to the main body.
  • the first fixing case 221 may serve to protect components of the rotor blade drone existing therein.
  • the first fixing case 221 may include a light output unit.
  • the light output unit may emit light in a predetermined pattern and a predetermined color to notify the user of an event that the power of the rotary wing drone 100 is turned on or an event that the battery level corresponds to a preset level.
  • the light output unit may be disposed between the first fixing case 221 and the top cover 210.
  • the rotor blade of the rotor blade drone (Lead-lag Hinge) and flapping hinge (Flapping Hinge) is provided, the rotor blade drone according to an embodiment of the present invention, the lead leg hinge ( Lead-lag Hinge and Flapping Hinge are not installed.
  • the lead leg hinge Lead-lag Hinge and Flapping Hinge are not installed.
  • the plurality of upper rotor blades 310 and 320 may rotate in a first direction by receiving rotational force from a first motor built in the rotor blade drone.
  • the plurality of lower rotor blades 330 and 340 may receive rotational force from a second motor built in the rotor blade drone to rotate in the second direction.
  • the first direction and the second direction may be opposite to each other.
  • the second direction may be counterclockwise.
  • the first rotation case 231 may rotate together with the plurality of upper rotor blades 310 and 320 in the first direction.
  • the second rotation case 232 may rotate together with the plurality of lower rotor blades 330 and 340 in the second direction.
  • first rotation case 231 and the second rotation case 232 may rotate in opposite directions.
  • the second fixing case 222 may be located between the first rotating case 231 and the second rotating case 232.
  • the second fixing case 221 may serve to protect components of the rotor blade drone existing therein.
  • the first motor and the second motor may be located inside the second fixing case 221. Therefore, the second fixing case 221 may serve to protect the first motor and the second motor.
  • the rotor blade drone 100 may include a vent hole that provides a path through which the inside and the outside air of the rotor blade drone circulate.
  • An inlet 520 of the vent hole may be located in the second fixing case 222.
  • the outlets 511 and 512 of the vent holes may be located in the first rotation case 231 and the second rotation case 232, respectively.
  • the inside of the first rotating case 231, the second rotating case 232, and the second fixing case 222 may have a structure in which internal air may flow freely.
  • External cool air may flow into the second fixing case 222 through the inlet 520 of the vent hole to cool the first motor and the second motor.
  • the air heated in the second fixing case 222 may be discharged through the vent hole outlets 511 and 512.
  • radial pins may be installed in the first rotation case 231 and the second rotation case 232. Accordingly, the first rotation case 231 and the second rotation case 232 may be rotated and discharged to the outside through the first vent hole outlet 511 and the second vent hole outlet 512. As air in the first rotating case 231 and the second rotating case 232 is discharged to the outside, air in the second fixed case 222 is discharged to the first rotating case 231 and the second rotating case. (232). As the air in the second fixing case 222 escapes, external air is introduced into the second fixing case 222 through the vent hole inlet 520. As the cool outside air flows into the second fixing case 222, the first motor 710 and the second motor 720 existing inside the second fixing case 222 cool down. It becomes possible.
  • the guard unit 400 may protect the rotor blades 310, 320, 330, and 340 when the rotor blades 310, 320, 330, and 340 rotate.
  • the guard unit 400 may be attached to or detached from the first fixing case 221 and the third fixing case 223.
  • the rotor blades 310, 320, 330, and 340 may be folded downward or upward. Accordingly, the user may fold the rotor blades 310, 320, 330, and 340 and remove the guard unit 400 from the rotor blade drone 100 to minimize the volume of the rotor blade drone 100.
  • the lower cover 240 may have a structure that can be attached to and detached from the third fixing case 223, it may be coupled to the third fixing case 223 may have a structure that is not removable.
  • the camera 121 may be coupled to the lower cover 240.
  • FIG 3 is a view showing the internal structure of the front of the rotorcraft drone
  • Figure 4 is a view showing the internal structure of the rear of the rotorcraft drone.
  • the components shown in FIGS. 3 and 4 are not essential to implementing the rotorcraft drone 100, so that the rotorcraft drone 100 described herein includes more or fewer components than those listed above. Can have
  • the main body 200 may be a concept including a case forming the exterior of the rotor blade drone 100, a central axis 600, and a skeleton 250 inside the rotor blade drone 100.
  • the case may include a top cover 210, a fixed case 221, 222, and 223, rotation cases 231 and 232, and a bottom cover 240.
  • the central shaft 600 may be vertically inserted into the main body 200 and may have a non-rotating structure. That is, the central axis 600 does not rotate when the rotor blades 310, 320, 330, 340 rotate.
  • Components that do not rotate in the rotor blade drone 100 may be coupled to the central axis 600 in a non-rotating structure.
  • Components that rotate inside the rotorcraft drone 100 may be coupled to the central axis 600 in a rotating structure.
  • a battery 191 is included at least.
  • the present invention is not limited thereto.
  • Components that rotate in the rotorcraft drone 100 include the rotary case (231, 232), rotor blades (310, 320, 330, 340), the first link portion 165, the second link portion 166, the upper shaft 610, lower shaft 620, upper hub 810 and lower hub 820 are at least included.
  • the present invention is not limited thereto.
  • the armature 250 supports components built into the rotor blade drone 100 within the rotor blade drone.
  • the power supply unit 190 may include a battery 191.
  • the battery 191 may be located at the top of the rotor blade drone 100.
  • the battery 191 may have a rectangular shape. In this case, the battery 191 may be inserted obliquely into the rotor blade drone 100 case.
  • the battery 191 may have a cylindrical shape.
  • the battery 191 since the case of the rotor blade drone 100 is cylindrical, an empty space inside the rotor blade drone 100 may be minimized. Then, a battery having a larger capacity can be inserted than when the battery 191 is inserted obliquely therein.
  • the battery 191 may supply power to the motors 710 and 720 and the tilt adjusters 162a and 162b built in the rotor blade drone 100.
  • the first motor 710 and the second motor 720 may be disposed below the upper shaft 610.
  • the first motor 710 and the second motor 720 may be disposed above the lower shaft 620. That is, the first motor 710 and the second motor 720 may be located between the upper shaft 610 and the lower shaft 620.
  • the first motor 710 and the second motor 720 may be brush DC motors or brushless DC motors having hollow shafts. For convenience of description, it is assumed in FIGS. 3 and 4 that the first motor 710 and the second motor 720 are brush DC motors.
  • An upper shaft 610 and a lower shaft 620 may be rotatably coupled to the central shaft 600.
  • Lubricant may be applied to a surface where the upper shaft 610 and the lower shaft 620 contact the central axis 600.
  • At least one of a bushing and a bearing may be provided between the upper shaft 610 and the central shaft 600.
  • At least one of a bushing and a bearing may be provided between the lower shaft 620 and the central shaft 600.
  • the upper shaft 610 may be inserted perpendicularly to the main body 200 and may be rotated in a first direction about a first axis A by the force of the first motor 710.
  • the lower shaft 620 may be inserted perpendicular to the main body 200 and may be rotated in a second direction about the first axis A by the force of the second motor 720.
  • the first direction may be opposite to the second direction.
  • the first direction may be a clockwise direction and the second direction may be a counterclockwise direction.
  • the present invention is not limited thereto.
  • the upper shaft 610 and the lower shaft 620 are rotated in opposite directions about the same first axis (A).
  • a plurality of upper rotor blades (for example, the first rotor blade 310 and the second rotor blade 320) is rotated in the first direction about the first axis (A) in the upper shaft ( 610 may be coupled.
  • the first rotor blade 310 and the second rotor blade 320 may have a structure in which the pitch angle does not change when rotating in the first direction.
  • first rotor blade 310 and the second rotor blade 320 may be coupled to the upper hub 810 such that a pitch angle is fixed. That is, the first rotor blade 310 and the second rotor blade 320 are fixedly coupled to one upper hub 810.
  • the upper hub 810 may be coupled to the upper shaft 610.
  • a plurality of lower rotor blades may be connected to the lower shaft 620 to rotate in the second direction about the first axis A. As shown in FIG. Can be combined.
  • the third rotor blade 330 and the fourth rotor blade 340 may be coupled to the lower hub 820 such that the pitch angle may be changed.
  • the lower hub 820 may be coupled to the lower shaft 620.
  • the lower hub 820 may rotate together with the lower shaft 620.
  • the pitch control unit 160 may include a swash plate 161, a first tilt controller 162a, a second tilt controller 162b, a first link unit 165, a second link unit 166, and a third link unit. 163 and a fourth link unit 164 may be included.
  • the pitch control unit 160 changes the pitch angles of the third rotor blade 330 and the fourth rotor blade when the third rotor blade 330 and the fourth rotor blade 340 rotate. do.
  • a method of adjusting the pitch angles of the third rotor blade 330 and the fourth rotor blade 340 by the pitch controller 160 will be described in more detail later with reference to FIGS. 10 to 14.
  • FIG. 5 is a view illustrating an example of a method in which a motor transmits rotational force to the upper shaft and the lower shaft in the rotor blade drone according to an embodiment of the present invention.
  • the first motor and the second motor are brush DC motors.
  • the upper shaft 610 is rotatably coupled to the central axis 600 of the non-rotating structure.
  • the upper shaft 610 may rotate about the first axis A.
  • the armature 250 may be installed on the central axis 600 of the non-rotating structure so as not to rotate.
  • the first motor 710 and the second motor 720 may be fixed to the armature 250.
  • the first motor 710 and the second motor 720 may be disposed in a space between the upper shaft 610 and the lower shaft 620.
  • the first motor since the plurality of upper rotor blades and the plurality of lower rotor blades have to maintain a predetermined distance, the first motor may be installed in the remaining space between the plurality of upper rotor blades and the plurality of lower rotor blades. 710) and the second motor 720 may minimize the volume of the rotor blade drone.
  • rotation axes of the first motor 710 and the upper shaft 610 may be different.
  • the rotational force generated by the first motor 710 may be transmitted to the upper shaft 610 through the gear part G.
  • Rotation force may be transmitted to the upper shaft 610.
  • FIG. 6 is a view illustrating another example of a method in which a motor transmits rotational force to an upper shaft and a lower shaft in a rotor blade drone according to an embodiment of the present invention.
  • the first motor and the second motor are brushless DC motors having hollow shafts.
  • the upper shaft 610 is rotatably coupled to the central axis 600 of the non-rotating structure.
  • the upper shaft 610 may rotate about the first axis A.
  • the armature 250 may be installed on the central axis 600 of the non-rotating structure so as not to rotate.
  • the first motor 710 and the second motor 720 may be fixed to the armature 250.
  • the first motor 710 and the second motor 720 may be disposed in a space between the upper shaft 610 and the lower shaft 620.
  • the first motor since the plurality of upper rotor blades and the plurality of lower rotor blades have to maintain a predetermined distance, the first motor may be installed in the remaining space between the plurality of upper rotor blades and the plurality of lower rotor blades. 710) and the second motor 720 may minimize the volume of the rotor blade drone.
  • the central shaft 600 passes through the first motor 710 and the second motor 720. can do. That is, since the centers of the first motor 710 and the second motor 720 has a cylindrical hollow space, the central axis 600 may penetrate the empty space.
  • the rotation axis of the first motor 710 may form a first axis A, which is the rotation axis of the upper shaft 610.
  • the upper shaft 610 may be directly connected to the first motor.
  • the rotational force of the first motor 710 is not transmitted to the upper shaft 610 through the gear part G, but the rotational force generated by the first motor 710 is the upper shaft 610. Can be passed directly to That is, the first motor 710 may directly rotate the upper shaft 610.
  • the friction may be reduced, thereby increasing efficiency.
  • the thrust loss may be reduced by the former, noise may be reduced, the total volume of the rotor blade drone may be reduced, and vibration generated in the rotor blade drone 100 may be reduced.
  • FIG. 7 is a table for explaining an example of a method of adjusting the inclination of the first motor, the second motor and the swash plate according to the flight command in the rotary wing drone according to an embodiment of the present invention.
  • the lengths of the plurality of upper rotor blades 310 and 320 and the plurality of lower rotor blades 330 and 340 are assumed to be the same.
  • the first motor 710 may be rotating at the first rotation speed.
  • the second motor 720 may also be rotating at the first rotation speed.
  • the plurality of upper rotor blades 310 and 320 may receive rotational force from the first motor 710 to rotate in a first direction about a first axis A.
  • the plurality of lower rotor blades 330 and 340 may receive rotational force from the second motor 720 and rotate about the first axis in a second direction opposite to the first direction.
  • the plurality of lower rotor blades 330 and 340 may be offset by a reaction torque generated when the plurality of lower rotor blades 330 and 340 rotate.
  • the first motor to increase the rotational speed of the first motor 710 and the second motor 720 than the first rotational speed 710 and the second motor 720 may be controlled.
  • the rotation speeds of the plurality of upper rotor blades 310 and 320 and the plurality of lower rotor blades 330 and 340 are increased to increase the lift force applied to the rotor blade drone 100. Therefore, the rotorcraft drone 100 is to fly up.
  • the swash plate 161 should not have an inclination.
  • the flight controller 181 may be configured such that the pitch angles of the plurality of lower rotor blades 330 and 340 rotating in the second direction do not change.
  • Tilt adjusters 162a and 162b may be controlled such that an upper surface thereof is perpendicular to the first axis A.
  • the first motor to reduce the rotational speed of the first motor 710 and the second motor 720 than the first rotational speed 710 and the second motor 720 may be controlled.
  • the rotational speeds of the plurality of upper rotor blades 310 and 320 and the plurality of lower rotor blades 330 and 340 are reduced, thereby reducing the lift force applied to the rotor blade drone 100. Therefore, the rotorcraft drone 100 is to fly down.
  • the swash plate 161 should not have an inclination.
  • the flight controller 181 may be configured such that the pitch angles of the plurality of lower rotor blades 330 and 340 rotating in the second direction do not change.
  • Tilt adjusters 162a and 162b may be controlled such that an upper surface thereof is perpendicular to the first axis A.
  • the flight controller 181 may be configured to reduce the rotational speed of the plurality of upper rotor blades 310 and 320 rotating in the first direction.
  • the rotational speed of 710 may be reduced than the first rotational speed.
  • the flight control unit 181 may increase the rotation speed of the plurality of lower rotor blades 330 and 340 rotating in the second direction.
  • the rotation speed of the second motor 720 may be increased than the first rotation speed.
  • the reaction torque generated by the plurality of upper rotor blades 310 and 320 is canceled, and the reaction torque generated by the plurality of lower rotor blades 330 and 340 is increased. Accordingly, the rotor blade drone 100 is rotated in a first direction opposite to a second direction that is a rotation direction of the plurality of lower rotor blades 330 and 340.
  • the swash plate 161 should not have an inclination.
  • the flight controller 181 may be configured such that the pitch angles of the plurality of lower rotor blades 330 and 340 rotating in the second direction do not change.
  • Tilt adjusters 162a and 162b may be controlled such that an upper surface thereof is perpendicular to the first axis A.
  • the flight controller 181 may rotate the first motor to increase the rotation speed of the plurality of upper rotor blades 310 and 320 rotating in the first direction.
  • the rotation speed of 710 may be increased than the first rotation speed.
  • the flight controller 181 may reduce the rotational speed of the plurality of lower rotor blades 330 and 340 rotating in the second direction.
  • the rotation speed of the second motor 720 may be reduced than the first rotation speed.
  • the reaction torque generated by the plurality of upper rotor blades 310 and 320 is canceled, and the reaction torque generated by the plurality of lower rotor blades 330 and 340 is increased. Therefore, the rotor blade drone 100 is rotated to fly in a second direction opposite to the first direction that is the rotation direction of the plurality of upper rotor blades 310 and 320.
  • the swash plate 161 should not have an inclination.
  • the flight controller 181 may be configured such that the pitch angles of the plurality of lower rotor blades 330 and 340 rotating in the second direction do not change.
  • Tilt adjusters 162a and 162b may be controlled such that an upper surface thereof is perpendicular to the first axis A.
  • FIG. 8 is a table for explaining another example of a method of adjusting the inclination of the first motor, the second motor and the swash plate in accordance with the flight command in the rotor blade drone according to an embodiment of the present invention.
  • the plurality of upper rotor blades 310 and 320 are rotated clockwise about the first axis A
  • the plurality of lower rotor blades 330 and 340 are the first axis A.
  • FIG. It is assumed below that it is rotating in a counterclockwise direction, and will be described below.
  • the flight controller 181 is configured to maintain the rotational speed of the first motor 710 and the second motor 720 when a horizontal movement flight command is detected.
  • 710 and the second motor 720 may be controlled (S810, S820, S830, and S840).
  • the horizontal movement flight means that the rotorcraft drone 100 performs forward, backward or transverse flight while maintaining altitude.
  • the flight control unit 181 tilts the swash plate to be inclined so that the upper surface of the swash plate 161 faces to the left side based on the direction corresponding to the flight command.
  • the regulators 162a and 162b can be controlled.
  • the flight controller 181 may control the tilt adjusters 162a and 162b such that the upper surface of the swash plate is inclined toward the left direction.
  • the flight controller 181 may control the tilt adjusters 162a and 162b to tilt the upper surface of the swash plate toward the right direction.
  • the flight controller 181 may control the tilt adjusters 162a and 162b to tilt the upper surface of the swash plate toward the backward direction.
  • the flight controller 181 may control the tilt adjusters 162a and 162b to be inclined so that the upper surface of the swash plate faces the forward direction.
  • cyclic pitch control of the plurality of upper rotor blades 310 and 320 and the plurality of lower rotor blades 330 and 340 (cyclic pitch control) is used.
  • cyclic pitch control only cyclic pitch control of the plurality of lower rotor blades 330 and 340 is used. Therefore, according to the present invention has the advantage that the structure of the rotorcraft drone 100 can be more simple.
  • FIG. 9 is a table for explaining another example of a method of adjusting the inclination of the first motor, the second motor and the swash plate according to the flight command in the rotor blade drone according to an embodiment of the present invention.
  • the plurality of upper rotor blades 310 and 320 are rotated counterclockwise about the first axis A, and the plurality of lower rotor blades 330 and 340 are formed on the first axis A.
  • FIG. Assuming that it is rotating in a clockwise direction, the following description will be given.
  • the flight controller 181 when the horizontal movement flight command is detected, the rotation of the first motor 710 and the second motor 720
  • the first motor 710 and the second motor 720 may be controlled to maintain the speed (S810, S820, S830, S840).
  • the horizontal movement flight means that the rotorcraft drone 100 performs forward, backward or transverse flight while maintaining altitude.
  • the flight control unit 181 tilts the swash plate to be inclined so that the upper surface of the swash plate 161 is directed to the right side based on the direction corresponding to the flight command.
  • the regulators 162a and 162b can be controlled.
  • the flight controller 181 may control the tilt adjusters 162a and 162b such that the upper surface of the swash plate is inclined toward the right direction.
  • the flight controller 181 may control the tilt adjusters 162a and 162b to be inclined so that the upper surface of the swash plate faces the left direction.
  • the flight controller 181 may control the tilt adjusters 162a and 162b to tilt the upper surface of the swash plate toward the forward direction.
  • the flight controller 181 may control the tilt adjusters 162a and 162b to tilt the upper surface of the swash plate toward the backward direction.
  • cyclic pitch control of the plurality of upper rotor blades 310 and 320 and the plurality of lower rotor blades 330 and 340 (cyclic pitch control) is used.
  • cyclic pitch control only cyclic pitch control of the plurality of lower rotor blades 330 and 340 is used. Therefore, according to the present invention has the advantage that the structure of the rotorcraft drone 100 can be more simple.
  • FIG. 10 is a view illustrating an example of a method of adjusting pitch angles of a plurality of lower rotor blades using a pitch control unit in a rotor blade drone according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 10 is a rear view of some of the components included in the rotorcraft drone.
  • FIG. 10 is a rear view of some of the components included in the rotorcraft drone.
  • the pitch control unit 160 includes a swash plate 161, a first tilt adjuster 162a, a second tilt adjuster 162b, a first link portion 165, a second link portion 166, and a third link portion ( 163, a fourth link unit 164, and a support unit 167.
  • the plurality of lower rotor blades 330 and 340 may be coupled to the lower hub 820. However, the plurality of lower rotor blades 330 and 340 may be coupled to the lower hub 820 through the first link part 165 because the pitch angles change when the plurality of lower rotor blades 330 and 340 rotate.
  • the fourth rotor blade 340 will be described for convenience of description, but the following structure may be equally applied to the third rotor blade 330.
  • the first link unit 165 may include a first link 165a, an arm 165b, and a second link 165c.
  • One end of the first link 165a may be fixedly coupled to one end of the fourth rotor blade 340.
  • the other end of the first link 165a may be rotationally coupled to the lower shaft 620.
  • the first link 165a may have a hollow structure.
  • a rotating pillar 342 may be embedded in the first link 165a.
  • the rotating pillar 342 may be rotationally coupled to the lower hub 820.
  • a plurality of bearings 343 may be coupled to the rotating pillar 342.
  • the plurality of bearings 343 may include bearings for bearing axial loads and bearings for bearing moments. Therefore, the first link 165a may be coupled to the lower shaft 620 so as to be rotatable about a third axis C.
  • one end of the arm 165b may be coupled at one side of the first link 165a.
  • One end of the second link 165c may be rotatably coupled with the other end of the arm 165b.
  • the arm 165b may be coupled to the second link 165c to be rotatable about the fourth axis D.
  • the other end of the second link 165c may be coupled to the swash plate 161.
  • the swash plate 161 includes a rotating part 161a and a non-rotating part 161b.
  • the non-rotating portion 161b is coupled to the central shaft 600 so as not to rotate.
  • the rotating part 161a is coupled to the non-rotating part 161b so as to be rotatable along the outer circumferential surface of the non-rotating part 161b.
  • the second link 165c may be coupled to the rotating part 161a of the swash plate 161.
  • the first link part 165 rotates like the fourth rotor blade 340 but does not move up and down.
  • the first link unit 165 may move up and down while rotating together with the rotating unit 161a of the swash plate 161. have.
  • the rear portion of the swash plate 161 is raised upward.
  • the first link portion 165 rotates and passes the rear portion
  • the second link 165c moves upward and then descends downward.
  • the second link 165c rises upward
  • the second link 165c raises the arm 165b upward.
  • the first link 165a is rotated about the third axis C.
  • the feather 341 of the fourth rotor blade 340 moves upward.
  • the second link 165c is lowered downward, the second link 165c lowers the arm 165b downward.
  • the inclination of the swash plate 161 may be controlled through the inclination adjusters 162a and 162b.
  • the tilt adjusters 162a and 162b may apply a force to the support 167 to adjust the tilt of the swash plate 161.
  • the support 167 may be coupled to the non-rotating portion 161b of the swash plate 161.
  • the first support part 167a on the left side of the support part 167 may be connected to the first tilt adjuster 162a and the third link part 163 on the left side.
  • the third link unit 163 may include a third link 163a and a fourth link 163b.
  • one end of the third link 163a is rotatably coupled to the first tilt adjuster 162a.
  • the third link 163a may rotate in a clockwise or counterclockwise direction about the fifth axis E by receiving the force from the first tilt adjuster 162a.
  • One end of the fourth link 163b may be rotatably coupled to the other end of the third link 163a.
  • the other end of the fourth link 163b may be rotatably coupled with one end of the first support part 167a.
  • the other end of the first support part 167a may be coupled to the non-rotating part 161b.
  • the fourth link unit 164 may include a fifth link 164a and a sixth link 164b.
  • one end of the fifth link 164a is rotatably coupled to the second tilt adjuster 162b.
  • the fifth link 164a may rotate in a clockwise or counterclockwise direction about the fifth axis E by receiving the force from the second tilt adjuster 162b.
  • One end of the sixth link 164b may be rotatably coupled to the other end of the fifth link 164a.
  • the other end of the sixth link 164b may be rotatably coupled with one end of the second support part 167b.
  • the other end of the second support part 167b may be coupled to the non-rotating part 161b.
  • the flight controller 181 controls the tilt adjusters 162a and 162b to adjust the inclination of the swash plate so that a forward, backward or transverse flight will be described.
  • the lower rotor blades 330 and 340 are assumed to rotate counterclockwise and will be described below.
  • 11 to 14 are views for explaining an example of a method of adjusting the tilt of the swash plate by controlling the tilt adjuster according to the forward, backward or transverse flight command in the drone that is the rotation according to an embodiment of the present invention.
  • the flight controller 181 may control the tilt adjusters 162a and 162b such that the swash plate 161 has a tilt.
  • the flight controller 1810 rotates the first tilt adjuster 162a such that the third link 163a rotates downward (or clockwise) according to the forward flight command. Can be controlled.
  • the flight controller 1810 may control the second tilt adjuster 162b to rotate the fifth link 164a in the upward direction (or clockwise) according to the forward flight command.
  • the upper surface of the support 167 may be inclined to face the left direction.
  • the top surface of the support part 167 is tilted to face the left side
  • the top surface of the swash plate is tilted to face the left side. This is because the support portion 167 is coupled to the rear direction of the swash plate.
  • the rotor blade drone 100 makes a forward flight.
  • the flight controller 1810 may include a first tilt adjuster 162a such that the third link 163a rotates in an upward direction (or counterclockwise direction) according to a backward flight command. ) Can be controlled.
  • the third link 163a is rotated upward (or counterclockwise)
  • the fourth link 163b coupled to one end of the third link 163a moves the first support 167a upward.
  • the flight controller 1810 may control the second tilt adjuster 162b to rotate the fifth link 164a in the downward direction (or counterclockwise direction) according to the backward flight command.
  • the sixth link 164b coupled to one end of the fifth link 164a downwardly moves the second support 167b. You can pull with
  • the upper surface of the support 167 may be inclined to face in the right direction.
  • the top surface of the support part 167 is inclined toward the right direction, the top surface of the swash plate is inclined to face the right direction. This is because the support portion 167 is coupled to the rear direction of the swash plate.
  • the rotor blade drone 100 makes a backward flight.
  • the flight controller 1810 may include a first inclination such that the third link 163a rotates in an upward direction (or counterclockwise direction) according to a right movement flight command.
  • the regulator 162a can be controlled.
  • the flight controller 1810 may control the second tilt adjuster 162b to rotate the fifth link 164a in the upward direction (or clockwise) according to the right movement flight command.
  • the sixth link 164b coupled to one end of the fifth link 164a moves the second support 167b upward.
  • the support 167 may be pushed up.
  • the rotor blade drone 100 performs the right movement flight.
  • the flight controller 1810 may include a first tilt adjuster such that the third link 163a rotates in a downward direction (or clockwise) according to a left movement flight command. 162a can be controlled.
  • the fourth link 163b coupled to one end of the third link 163a may pull the first support 167a downward.
  • the flight controller 1810 may control the second tilt adjuster 162b to rotate the fifth link 164a in a downward direction (or counterclockwise direction) according to a left movement flight command.
  • the sixth link 164b coupled to one end of the fifth link 164a lowers the second support 167b. Pull in the direction.
  • the support 167 can be pulled down.
  • the rotor blade drone 100 moves leftward.
  • FIG. 15 is a diagram for explaining an example in which a top cover performs a switch function in a rotorcraft drone according to an embodiment of the present invention.
  • the top cover 210 and the first fixing case 221 may be coupled through a plurality of rotating hook portions 211.
  • the first fixing case 211 may include a plurality of switches.
  • the rotary hook portion 211 may include a hook protrusion 211a and a hook groove 211b.
  • the hook protrusion 211a may be provided in the upper cover 210, and the hook groove 211b may be provided in the first fixing case 211.
  • the hook groove may be provided with a switch 212.
  • the hook protrusion 211a is rotated and inserted into the hook groove 211b so that the top cover 210 and the first fixing case 221 are coupled to each other.
  • the hook protrusion 211a may be positioned on the switch 212.
  • the switch 212 When the hook protrusion 211a is positioned on the switch 212, the switch 212 may be in an OFF state. However, when the user applies pressure to the upper cover 210, the hook protrusion 211a may move downward. As the hook protrusion 211a moves downward, the switch 212 may be turned on.
  • the power of the rotor blade drone 100 may be turned on.
  • the first motor 710 and the second motor 720 may operate.
  • the power of the rotor blade drone 100 may be turned off.
  • the operation of the first motor 710 and the second motor 720 may be stopped.
  • the top cover 210 since the top cover 210 itself performs a function as a switch, the size of the switch may be increased, thereby improving accessibility, and a separate switch may not be installed outside the rotor blade drone 100.
  • the advantage is that it does not have to.
  • the structure of the rotorcraft drone is simplified.
  • the effect that can reduce the noise of the rotorcraft drone occurs.
  • the present invention is used in the field related to drones using a coaxial inversion rotor.

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Abstract

본 발명의 일 실시예에 의한 회전익 드론은, 상기 회전익 드론의 비행을 제어하는 비행 제어부, 제1 모터 및 제2 모터를 구비한 메인 바디, 상기 메인 바디에 수직으로 삽입되고, 상기 제1 모터의 힘에 의해 제1 축을 중심으로 제1 방향으로 회전하는 상부 샤프트, 고정된 피치 각으로 상기 제1 축을 중심으로 상기 제1 방향으로 회전하도록 상기 상부 샤프트에 결합된 복수 개의 상부 로터 블레이드, 상기 메인 바디에 수직으로 삽입되고, 상기 제2 모터의 힘에 의해 상기 제1 축을 중심으로 상기 제1 방향과 반대인 제2 방향으로 회전하는 하부 샤프트, 상기 제1 축을 중심으로 상기 제2 방향으로 회전하도록 상기 하부 샤프트와 결합되는 피치 각이 가변되는 복수 개의 하부 로터 블레이드 및 스와시 플레이트, 상기 스와시 플레이트의 기울기를 조절하는 기울기 조절기 및 상기 스와시 플레이트와 상기 복수 개의 하부 로터 블레이드를 연결하는 링크부를 포함하고, 상기 복수 개의 하부 로터 블레이드의 하단에 위치하는 피치 제어부를 포함한다.

Description

동축 반전 로터를 이용한 드론
본 발명은 동축 반전 로터를 이용한 회전익 드론에 관한 것이다.
최근 개인 또는 회사에서 운용 가능한 드론이 증가하는 추세에 있다. 드론이라 함은, 예를 들어 사람이 타지 않고 무선 전파의 컨트롤 신호에 의해 비행하는 비행체를 의미한다.
드론은 날개부가 회전하는지 여부에 따라 회전익(Rotary wing) 드론, 고정익(Fixed wing) 드론 및 틸트 로터(Tilt rotor) 드론으로 나뉘어질 수 있다.
고정익 드론은 동체에 날개가 고정된 채 엔진이나 프롭의 힘으로 양력을 얻어 비행하는 비행체이다. 고정익 드론의 경우 장시간 비행이 가능하고, 고고도 비행이 가능하며 빠른 속도를 가지므로 군사용으로 주로 사용되고 잇다.
회전익 드론은 회전축에 장착된 프로펠러가 돌면서 나오는 양력으로 비행하는 비행체이다. 회전익 드론의 경우 제어가 편해 방송 촬영, 물품 운송 등의 분야에서 많이 이용되고 있다.
틸트 로터는 고정익과 회전익 방식을 다 사용하는 비행체로서 날개 양 끝의 엔진과 프로펠러를 위아래로 회전시켜 수직 이륙이나 고속 전진 비행이 가능한 비행체이다.
한편, 최근에는 산업의 발전에 따라 제어가 편한 회전익 드론이 많이 이용되고 있다.
회전익 드론은 로터 블레이드의 회전을 통하여 양력을 발생하여 비행을 하게 된다. 로터 블레이드가 수평면 내를 적당한 피치각 으로 회전하면 위로 양력이 발생하며, 피치 각을 제어하여 양력을 증감시키며 수직 방향의 균형과 운동을 실현할 수 있다. 이때 로터 블레이드의 회전에 따라 작용-반작용의 원리로 공기의 저항이 생기고, 이로 인하여 발생하는 반동 토오크 때문에 기체가 로터 블레이드의 회전 방향과 반대 방향으로 회전하게 되는 문제가 발생하게 된다. 이러한 반동 토오크를 상쇄하기 위해 다양한 형식의 회전익 드론이 등장하였다.
먼저, 반동 토오크를 상쇄 방법에 대해 몇 가지 형태의 헬리콥터를 예를 들어 설명하면 다음과 같다.
단일 로터 헬리콥터(Single Rotor Helicoptor)는 기체의 꼬리 부분에 작은 테일 로터 블레이드를 주 로터의 회전면에 거의 수직으로 장착하여 반동 토오크를 상쇄 시킨다.
탠덤 로터 헬리콥터(Tandem Rotor Helicopter)는 서로 반대 방향으로 회전하는 로터 블레이드를 기체의 앞뒤 끝에 각각 배치시켜 반동 토오크를 상쇄 시킨다.
동축 반전 로터 헬리콥터(Coaxial Rotor Helicopter)는 동일한 축 중심을 따라 서로 반대 방향으로 회전하는 상부 로터 블레이드 및 하부 로터 블레이드를 이용하여 반동 토오크를 상쇄 시킨다.
상술한 바와 같이 헬리콥터는 다양한 방식으로 반동 토오크를 상쇄하고 있고, 최근 상술한 헬리콥터의 원리들을 이용하여 반동 토오크를 상쇄시키는 회전익 드론들이 등장하고 있다.
특히, 최근에는 제어가 쉽고 구조가 비교적 간단한 여러 개의 로터가 다른 축 상에서 회전하여 양력을 발생시키는 멀티 콥터, 특히, 쿼드 콥터가 유행하고 있다. 하지만, 동축 반전 로터 헬리콥터의 원리를 이용한 회전익 드론은 멀티 콥터보다 동일한 크기 대비 더 큰 양력을 발생시킬 수 있고, 보다 안정적이며, 소음이 작다는 장점이 있다.
하지만, 현재 상용화되고 있는 동축 반전 로터를 이용한 회전익 드론은, 동축 반전 로터 헬리콥터의 매우 복잡한 구조를 거의 그대로 이용하고 있어, 정비 작업 자체가 어렵고 유지 관리 비용이 많이 든다는 문제가 존재한다.
따라서, 멀티 콥터보다 큰 양력을 발생시키면서 간단한 구조를 가지는 동축 반전 로터를 이용한 회전익 드론의 필요성이 절실한 실정이다.
본 발명은 전술한 문제 및 다른 문제를 해결하는 것을 목적으로 한다. 본 발명의 일 실시예가 이루고자 하는 기술적 과제는, 동축 반전 로터를 이용한 회전익 드론에 있어서 불필요한 구조들을 제거하여 동축 반전 로터를 이용한 회전익 드론의 구조를 간단하게 만드는 것을 그 목적으로 한다.
또한, 본 발명의 일 실시예가 이루고자 하는 기술적 과제는 회전익 드론의 비행 제어에 있어서, 새로운 방법의 제어 방법을 이용하는 것을 그 목적으로 한다.
본 발명에서 이루고자 하는 기술적 과제들은 이상에서 언급한 기술적 과제들로 제한되지 않으며, 언급하지 않은 또 다른 기술적 과제들은 아래의 기재로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
본 발명의 일 실시예에 의한 회전익 드론은, 상기 회전익 드론의 비행을 제어하는 비행 제어부, 제1 모터 및 제2 모터를 구비한 메인 바디, 상기 메인 바디에 수직으로 삽입되고, 상기 제1 모터의 힘에 의해 제1 축을 중심으로 제1 방향으로 회전하는 상부 샤프트, 고정된 피치 각으로 상기 제1 축을 중심으로 상기 제1 방향으로 회전하도록 상기 상부 샤프트에 결합된 복수 개의 상부 로터 블레이드, 상기 메인 바디에 수직으로 삽입되고, 상기 제2 모터의 힘에 의해 상기 제1 축을 중심으로 상기 제1 방향과 반대인 제2 방향으로 회전하는 하부 샤프트, 상기 제1 축을 중심으로 상기 제2 방향으로 회전하도록 상기 하부 샤프트와 결합되는 피치 각이 가변되는 복수 개의 하부 로터 블레이드 및 스와시 플레이트, 상기 스와시 플레이트의 기울기를 조절하는 기울기 조절기 및 상기 스와시 플레이트와 상기 복수 개의 하부 로터 블레이드를 연결하는 링크부를 포함하고, 상기 복수 개의 하부 로터 블레이드의 하단에 위치하는 피치 제어부를 포함한다.
본 발명에서 얻을 수 있는 기술적 해결 수단은 이상에서 언급한 해결 수단들로 제한되지 않으며, 언급하지 않은 또 다른 해결 수단들은 아래의 기재로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
본 발명에 따른 이동 단말기 및 그 제어 방법의 효과에 대해 설명하면 다음과 같다.
본 발명의 실시 예들 중 적어도 하나에 의하면, 회전익 드론의 구조가 간단해 진다는 장점이 있다.
또한, 본 발명의 실시예들 중 적어도 하나에 의하면 회전익 드론의 소음을 감소시킬 수 있다는 효과가 발생한다.
또한, 본 발명의 실시예들 중 적어도 하나에 의하면, 사용자 입장에서 동축 반전 로터를 이용하는 회전익 드론의 정비 작업이 쉬워지고 유지 관리 비용이 적게 들 수 있다는 장점이 발생한다,
발명에서 얻을 수 있는 효과는 이상에서 언급한 효과로 제한되지 않으며, 언급하지 않은 또 다른 효과들은 아래의 기재로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
도 1은 본 발명과 관련된 회전익 드론(100)을 설명하기 위한 블록도이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 의한 회전익 드론의 외관을 도시한 도면이다.
도 3은 회전익 드론의 전면의 내부 구조를 도시한 도면이고, 도 4는 회전익 드론의 후면의 내부 구조를 도시한 도면이다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 의한 회전익 드론에서 모터가 회전력을 상부 샤프트 및 하부 샤프트에 전달하는 방법의 일례를 설명하기 위해 도시한 도면이다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 의한 회전익 드론에서 모터가 회전력을 상부 샤프트 및 하부 샤프트에 전달하는 방법의 다른 일례를 설명하기 위해 도시한 도면이다.
도 7은 본 발명의 일 실시예에 의한 회전익 드론에서 비행 명령에 따라 제1 모터, 제2 모터 및 스와시 플레이트의 기울기를 조절하는 방법의 일례를 설명하기 위한 표이다.
도 8은 본 발명의 일 실시예에 의한 회전익 드론에서 비행 명령에 따라 제1 모터, 제2 모터 및 스와시 플레이트의 기울기를 조절하는 방법의 다른 일례를 설명하기 위한 표이다.
도 9는 본 발명의 일 실시예에 의한 회전익 드론에서 비행 명령에 따라 제1 모터, 제2 모터 및 스와시 플레이트의 기울기를 조절하는 방법의 다른 일례를 설명하기 위한 표이다.
도 10은 본 발명의 일 실시예에 의한 회전익 드론에서 피치 제어부를 이용하여 복수 개의 하부 로터 블레이드의 피치 각을 조절하는 방법의 일례를 설명하기 위해 도시한 도면이다.
도 11 내지 도 14는 본 발명의 일 실시예에 의한 회전인 드론에서 전진, 후진 또는 횡진 비행 명령에 따라 기울기 조절기를 제어하여 스와시 플레이트의 기울기를 조절하는 방법의 일례를 설명하기 위한 도면이다.
도 15는 본 발명의 일 실시예에 의한 회전익 드론에서 상단 커버가 스위치 기능을 수행하는 일례를 설명하기 위한 도면이다.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 명세서에 개시된 실시 예를 상세히 설명하되, 도면 부호에 관계없이 동일하거나 유사한 구성요소는 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 발명과 관련된 회전익 드론(100)을 설명하기 위한 블록도이다.
회전익 드론(100)은 무선 통신부(110), 입력부(120), 센싱부(130), 인터페이스부(140), 메모리(150), 제어부(180) 및 전원 공급부(190) 등을 포함할 수 있다. 도 1에 도시된 구성 요소들은 회전익 드론(100)을 구현하는데 있어서 필수적인 것은 아니어서, 본 명세서 상에서 설명되는 회전익 드론(100)은 위에 열거된 구성 요소들 보다 많거나 또는 적은 구성 요소들을 가질 수 있다.
보다 구체적으로, 상기 구성 요소들 중 무선 통신부(110)는 회전익 드론(100)과 무선 통신 시스템 사이, 회전익 드론(100)과 회전익 드론(100)의 제어 기기 사이 또는 회전익 드론(100)과 외부 서버 사이의 무선 통신을 가능하게 하는 하나 이상의 모듈을 포함할 수 있다. 또한, 상기 무선 통신부(110)는, 회전익 드론(100)을 하나 이상의 네트워크에 연결하는 하나 이상의 모듈을 포함할 수 있다.
이러한 무선 통신부(110)는, 이동통신 모듈 무선 인터넷 모듈, 근거리 통신 모듈, 위치 정보 모듈 등을 포함할 수 있다.
상기 이동통신 모듈은 이동 통신을 위한 기술 표준들 또는 통신 방식(예를 들어, GSM(Global System for Mobile communication), CDMA(Code Division Multi Access), CDMA2000(Code Division Multi Access 2000), EV-DO(Enhanced Voice-Data Optimized or Enhanced Voice-Data Only), WCDMA(Wideband CDMA), HSDPA(High Speed Downlink Packet Access), HSUPA(High Speed Uplink Packet Access), LTE(Long Term Evolution), LTE-A(Long Term Evolution-Advanced) 등)에 따라 구축된 이동 통신망 상에서 기지국, 회전익 드론(100)의 제어 기기, 서버 중 적어도 하나와 무선 신호를 송수신한다.
상기 무선 인터넷 모듈은 무선 인터넷 접속을 위한 모듈을 말하는 것으로, 회전익 드론(100)에 내장되거나 외장될 수 있다. 무선 인터넷 모듈은 무선 인터넷 기술들에 따른 통신망에서 무선 신호를 송수신하도록 이루어진다.
무선 인터넷 기술로는, 예를 들어 WLAN(Wireless LAN), Wi-Fi(Wireless-Fidelity), Wi-Fi(Wireless Fidelity) Direct, DLNA(Digital Living Network Alliance), WiBro(Wireless Broadband), WiMAX(World Interoperability for Microwave Access), HSDPA(High Speed Downlink Packet Access), HSUPA(High Speed Uplink Packet Access), LTE(Long Term Evolution), LTE-A(Long Term Evolution-Advanced) 등이 있으며, 상기 무선 인터넷 모듈은 상기에서 나열되지 않은 인터넷 기술까지 포함한 범위에서 적어도 하나의 무선 인터넷 기술에 따라 데이터를 송수신하게 된다.
WiBro, HSDPA, HSUPA, GSM, CDMA, WCDMA, LTE, LTE-A 등에 의한 무선인터넷 접속은 이동통신망을 통해 이루어진다는 관점에서 본다면, 상기 이동통신망을 통해 무선인터넷 접속을 수행하는 상기 무선 인터넷 모듈은 상기 이동통신 모듈의 일종으로 이해될 수도 있다.
상기 근거리 통신 모듈은 근거리 통신(Short raㄹnge communication)을 위한 것으로서, 블루투스(Bluetooth™), RFID(Radio Frequency Identification), 적외선 통신(Infrared Data Association; IrDA), UWB(Ultra Wideband), ZigBee, NFC(Near Field Communication), Wi-Fi(Wireless-Fidelity), Wi-Fi Direct, Wireless USB(Wireless Universal Serial Bus) 기술 중 적어도 하나를 이용하여, 근거리 통신을 지원할 수 있다. 이러한, 근거리 통신 모듈은, 근거리 무선 통신망(Wireless Area Networks)을 통해 회전익 드론(100)과 무선 통신 시스템 사이, 회전익 드론(100)과 회전익 드론(100)의 제어 기기 사이, 회전익 드론(100)과 외부 서버 사이의 무선 통신을 지원할 수 있다. 상기 근거리 무선 통신망은 근거리 무선 개인 통신망(Wireless Personal Area Networks)일 수 있다.
여기서, 상기 회전익 드론(100)의 제어 기기는 리모트 컨트롤러, 이동 단말기(portable device) 뿐만 아니라 웨어러블 디바이스(wearable device, 예를 들어, 스마트워치(smartwatch), 스마트 글래스(smart glass), HMD(head mounted display))가 될 수 있다.
한편, 본 발명의 일 실시예에 의하면, 무선 통신부(110)는 외부 기기(예를 들어, 회전익 드론(100)의 제어 기기, 이동 단말기 등)로부터 비행 제어 명령을 수신할 수 있다. 비행 제어부(181)는 상기 비행 제어 명령에 따라 피치 제어부(160) 및 회전익 드론(100)에 내장된 모터를 제어하여 회전익 드론(100)의 비행을 제어할 수 있다.
상기 위치정보 모듈은 회전익 드론(100)의 위치(또는 현재 위치)를 획득하기 위한 모듈로서, 그의 대표적인 예로는 GPS(Global Positioning System) 모듈 또는 WiFi(Wireless Fidelity) 모듈이 있다. 예를 들어, 이동 단말기는 GPS 모듈을 활용하면, GPS 위성에서 보내는 신호를 이용하여 회전익 드론(100)의 위치를 획득할 수 있다. 필요에 따라서, 위치정보모듈은 치환 또는 부가적으로 회전익 드론(100)의 위치에 관한 데이터를 얻기 위해 무선 통신부(110)의 다른 모듈 중 어느 기능을 수행할 수 있다. 위치정보모듈은 회전익 드론(100)의 위치(또는 현재 위치)를 획득하기 위해 이용되는 모듈로, 회전익 드론(100)의 위치를 직접적으로 계산하거나 획득하는 모듈로 한정되지는 않는다.
입력부(120)는, 영상 신호 입력을 위한 카메라(121) 또는 영상 입력부(120), 오디오 신호 입력을 위한 마이크(122) 또는 오디오 입력부(120), 사용자로부터 특정 입력을 전달 받기 위한 사용자 입력부(123)를 포함할 수 있다. 입력부(120)에서 수집한 음성 데이터나 이미지 데이터는 분석되어 제어 명령으로 처리될 수 있다.
입력부(120)는 영상 정보(또는 신호), 오디오 정보(또는 신호) 또는 사용자로부터 입력되는 정보의 입력을 위한 것으로서 영상 정보의 입력을 위하여 회전익 드론(100)은 하나 또는 복수의 카메라(121)를 구비할 수 있다.
카메라(121)는 촬영 모드에서 이미지 센서에 의해 얻어지는 정지 영상 또는 동영상 등의 화상 프레임을 처리한다. 처리된 화상 프레임은 메모리(150)에 저장될 수 있다. 한편, 회전익 드론(100)에 구비되는 복수의 카메라(121)는 매트릭스 구조를 이루도록 배치될 수 있으며, 이와 같이 매트릭스 구조를 이루는 카메라(121)를 통하여 회전익 드론(100)에는 다양한 각도 또는 초점을 갖는 복수의 영상 정보가 입력될 수 있다. 또한, 복수의 카메라(121)는 입체 영상을 구현하기 위한 좌 영상 및 우 영상을 획득하도록 스트레오 구조로 배치될 수 있다.
마이크(122)는, 외부의 음향 신호를 전기적인 음성 데이터로 처리한다. 처리된 음성 데이터는 회전익 드론(100)의 비행을 제어하는데 활용될 수도 있다. 한편, 마이크(122)에는 외부 음향 신호를 입력 받는 과정에서 발생되는 잡음(noise)을 제거하기 위한 다양한 잡음 제거 알고리즘이 구현될 수 있다.
사용자 입력부(123)는 사용자로부터 입력을 전달 받기 위한 것으로서, 사용자 입력부(123)를 통해 특정 입력이 전달되면, 제어부(180)는 입력된 정보에 대응되도록 회전익 드론(100)을 제어할 수 있다. 이러한, 사용자 입력부(123)는 기계식 입력 수단으로 회전익 드론(100)의 상단 커버에 위치할 수 있다.
센싱부(130)는 회전익 드론(100) 내 정보 및 회전익 드론(100)을 둘러싼 주변 환경 정보 중 적어도 하나를 센싱하기 위한 하나 이상의 센서를 포함할 수 있다. 예를 들어, 센싱부(130)는 가속도 센서(acceleration sensor), 자기 센서(magnetic sensor), 중력 센서(G-sensor), 자이로스코프 센서(gyroscope sensor), 모션 센서(motion sensor), 적외선 센서(IR 센서: infrared sensor), 배터리 게이지(battery gauge), 초음파 센서(ultrasonic sensor), 환경 센서(예를 들어, 기압계, 습도계, 온도계, 방사능 감지 센서, 열 감지 센서, 가스 감지 센서 등), 광 센서 중 적어도 하나를 포함할 수 있다. 한편, 본 명세서에 개시된 회전익 드론(100)은, 이러한 센서들 중 적어도 둘 이상의 센서에서 센싱되는 정보들을 조합하여 활용할 수 있다.
또한, 제어부(180)는 센싱 신호에 기초하여 회전익 드론(100)의 비행 자세를 인식하고, 상기 비행 자세를 안정화할 수 있다.
구체적으로, 제어부(180)는 센싱부(130)를 통해 회전익 드론(100)의 비행 자세가 불안정한지 여부를 인식할 수 있다. 제어부(180)는, 상기 인식된 정보에 기초하여 상기 회전익 드론(100)이 안정된 자세로 비행할 수 있도록 회전익 드론(100)의 비행 자세를 변경시킬 수 있다.
인터페이스부(140)는 회전익 드론(100)에 연결되는 다양한 종류의 외부 기기와의 통로 역할을 수행한다. 이러한 인터페이스부(140)는, 외부 충전기 포트(port), 유/무선 데이터 포트(port), 메모리(150) 카드(memory card) 포터, 비디오 출력 포트(port) 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.
인터페이스부(140)는 회전익 드론(100)이 외부 크래들(cradle)과 연결될 때 상기 크래들로부터의 전원이 상기 회전익 드론(100)에 공급되는 통로가 될 수 있다.
메모리(150)는 회전익 드론(100)의 다양한 기능을 지원하는 데이터를 저장한다. 특히, 메모리(150)에는 회전익 드론(100)의 비행 자세가 안정화된 자세인지 여부를 인식할 수 있는 알고리즘, 회전익 드론(100)의 비행 자세를 안정화된 자세로 변경시키는 제어 명령어들 및 프로그램들을 저장하고 있을 수 있다. 이러한 명령어들 및 프로그램들은 회전익 드론(100)의 출고 당시부터 회전익 드론(100)의 메모리(150)에 존재할 수 있다.
메모리(150)는 플래시 메모리 타입(flash memory type), 하드디스크 타입(hard disk type), SSD 타입(Solid State Disk type), SDD 타입(Silicon Disk Drive type), 멀티미디어 카드 마이크(122)로 타입(multimedia card micro type), 카드 타입의 메모리(예를 들어 SD 또는 XD 메모리 등), 램(random access memory; RAM), SRAM(static random access memory), 롬(read-only memory; ROM), EEPROM(electrically erasable programmable read-only memory), PROM(programmable read-only memory), 자기 메모리, 자기 디스크 및 광디스크 중 적어도 하나의 타입의 저장매체를 포함할 수 있다.
출력부(170)는 시각 청각 등과 관련된 출력을 발생시키기 위한 것으로 음향 출력부(170), 햅틱 모듈, 광 출력부(170) 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.
음향 출력부(170)는 메모리(150)에 저장되어 있는 오디오 데이터를 출력할 수 있다. 음향 출력부(170)는 회전익 드론(100)에서 수행되는 기능과 관련된 음향 신호를 출력하기도 한다. 이러한 음향 출력부(170)에는 리시버(receiver), 스피커(speaker), 버저(buzzer)등이 포함될 수 있다.
햅틱 모듈은 사용자가 느낄 수 있는 다양한 촉각 효과를 발생시킨다. 햅틱 모듈이 발생시키는 촉각 효과의 대표적인 예로는 진동이 될 수 있다. 햅틱 모듈에서 발생하는 진동의 세기와 패턴 등은 사용자의 선택 또는 제어부(180)의 설정에 의해 제어될 수 있다.
광 출력부(170)는 광원의 빛을 이용하여 이벤트 발생을 알리기 위한 신호를 출력한다. 회전익 드론(100)에서 발생되는 이벤트의 예로는 전원 ON/OFF, 잔류 배터리량이 기 설정된 정도 미만인 이벤트 등이 될 수 있다.
광 출력부(170)는 회전익 드론(100)의 상단 커버에 원통형으로 구비될 수 있고, 단색이나 복수색의 빛을 발광함에 따라 구현될 수 있다. 광 출력부(170)를 통해 출력되는 빛은 기 설정된 시간 동안만 출력될 수도 있고, 회전익 드론(100)의 전원이 ON되어 있는 동안 계속해서 출력될 수도 있다.
제어부(180)는 비행 제어부(181) 및 피치 제어부(160)를 포함할 수 있다.
비행 제어부(181)는 회전익 드론(100)의 비행을 제어할 수 있다.
피치 제어부(160)는 회전익 드론(100)에 구비된 복수 개의 로터 블레이드가 회전할 때 변화하는 사이클릭 피치 각을 제어할 수 있다.
한편, 제어부(180)는 회전익 드론(100)의 전반적인 동작을 제어한다. 제어부(180)는 위에서 살펴본 구성요소들을 통해 입출력되는 신호를 처리하거나 메모리(150)에 저장된 명령어들 및 프로그램들을 구동함으로써, 회전익 드론(100)의 비행을 제어할 수 있다.
또한, 제어부(180)는 메모리(150)에 저장된 명령어들 및 프로그램들을 구동하기 위해 도 1에서 살펴본 구성요소들 중 적어도 일부를 제어할 수도 있고 둘 이상을 서로 조합하여 동작시킬 수 있다.
전원 공급부(190)는 제어부(180)의 제어 하에서 내부의 전원을 인가 받아 회전익 드론(100)에 포함된 각 구성요소들에 전원을 공급한다. 이러한 전원 공급부(190)는 배터리를 포함하며, 상기 배터리는 내장형 배터리 또는 교체 가능한 형태의 배터리가 될 수 있다.
상기 배터리는 충전 가능하도록 이루어지는 내장형 배터리가 될 수 있으며, 충전 등을 위하여 회전익 드론(100)의 바디에 착탈 가능하게 결합될 수 있다.
또한, 전원공급부는 연결포트를 구비할 수 있으며, 연결포트는 배터리의 충전을 위하여 전원을 공급하는 외부 충전기가 전기적으로 연결되는 인터페이스의 일 예로서 구성될 수 있다.
다른 예로서, 전원공급부는 상기 연결포트를 이용하지 않고 무선방식으로 배터리를 충전하도록 이루어질 수 있다. 이 경우에, 전원공급부는 외부의 무선 전력 전송장치로부터 자기 유도 현상에 기초한 유도 결합(Inductive Coupling) 방식이나 전자기적 공진 현상에 기초한 공진 결합(Magnetic Resonance Coupling) 방식 중 하나 이상을 이용하여 전력을 전달받을 수 있다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 의한 회전익 드론의 외관을 도시한 도면이다.
도 2를 참조하면, 회전익 드론(100)은 원통 형태의 몸체를 구비하고 있다. 다만, 본 발명은 여기에 한정되지 않고, 다양한 구조에 적용될 수 있다.
여기서, 회전익 드론(100)의 몸체는 회전익 드론(100)을 적어도 하나의 집합체로 보아 이를 지칭하는 개념으로 이해될 수 있다.
도 2에 도시된 바와 같이, 회전익 드론(100)은 상단 커버(210), 복수 개의 상부 로터 블레이드(310, 320), 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340), 고정 케이스 (221, 222, 223), 회전 케이스(231, 232), 가드부(400), 하단 커버(240) 및 카메라(121)를 포함한다.
회전익 드론(100)은 외관을 이루는 케이스를 포함한다. 상기 케이스는, 상기 상단 커버(210), 상기 고정 케이스(221, 222, 223), 상기 회전 케이스(231, 232) 및 상기 하단 커버(240)를 포함할 수 있다. 이러한 케이스들(210, 221, 222, 223, 231, 232, 240)은 합성수지를 사출하여 형성되거나 금속, 예를 들어 스테인레스 스틸(STS), 알루미늄(Al), 티타늄(Ti) 등으로 형성될 수도 있다.
한편, 회전익 드론은, 바디 내부로 물이 스며들지 않도록 하는 방수부(미도시)를 구비할 수 있다. 예를 들어, 상기 상단 커버(210)와 상기 제1 고정 케이스(221) 사이, 상기 하단 커버(240)와 상기 제3 고정 케이스(223) 사이, 상기 제1 회전 케이스(231)와 상기 제1 고정 케이스(221) 사이, 상기 제2 고정 케이스(222)와 상기 제1 회전 케이스(231) 사이, 상기 제2 고정 케이스(222)와 상기 제2 회전 케이스(231) 사이, 상기 제2 회전 케이스(231)와 상기 제3 고정 케이스(223) 사이에 구비되어, 이들의 결합 시 내부 공간을 밀폐하는 방수부재를 포함할 수 있다.
상기 고정 케이스(221, 222, 223)는 로터 블레이드들(310, 320, 330, 340)의 회전과 무관하게 메인 바디에 고정되어 회전하지 않을 수 있다.
회전 케이스(231, 232)는, 상기 로터 블레이드들(310, 320, 330, 340)가 회전할 때 상기 로터 블레이드들(310, 320, 330, 340)의 회전 방향으로 상기 로터 블레이드들(310, 320, 330, 340)과 같이 회전할 수 있다.
상기 회전 케이스(231,232)가 회전할 때 발생하는 마찰력을 줄이기 위해, 상기 회전 케이스(231, 232)와 상기 고정 케이스(221, 222, 223)의 접촉면에 윤활유가 도포될 수 있다. 또는, 상기 회전 케이스(231, 232) 및 상기 고정 케이스(221, 222, 223) 사이에 부싱(bushing) 및 베어링(bearing) 중 적어도 하나가 구비될 수 있다.
상기 상단 커버(210)는 상기 제1 고정 케이스(221)에 착탈이 가능한 구조를 가진다.
상기 상단 커버(210)는 상기 제1 고정 케이스(221)에 결합된 상태에서 스위치 기능을 수행할 수 있다. 이에 대해 도 15에서 좀더 자세히 후술한다.
상기 제1 고정 케이스(221)는 상기 상단 커버(210) 및 상기 제1 회전 케이스(231) 사이에 위치할 수 있다.
상기 로터 블레이드들(310, 320, 330, 340)이 회전할 때, 상기 제1 고정 케이스(221)는 메인 바디에 고정된 상태에서 회전하지 않을 수 있다.
상기 제1 고정 케이스(221)는 내부에 존재하는 회전익 드론의 구성품들을 보호하는 역할을 수행할 수 있다.
상기 제1 고정 케이스(221)는 광 출력부를 포함할 수 있다. 상기 광 출력부는 회전익 드론(100)의 전원이 ON되었다는 이벤트 또는 배터리 잔량이 기 설정된 정도에 해당한다는 이벤트를 사용자에게 알리기 위해 기 설정된 패턴 및 기 설정된 색으로 빛을 방출할 수 있다. 바람직하게, 상기 광 출력부는 상기 제1 고정 케이스(221)와 상기 상단 커버(210) 사이에 배치될 수 있다.
한편, 종래 기술에 의하면, 회전익 드론의 로터 블레이드에는 리드 레그 힌지(Lead-lag Hinge) 및 플래핑 힌지(Flapping Hinge)가 설치되어 있지만, 본 발명의 일 실시예에 의한 회전익 드론에는 리드 레그 힌지(Lead-lag Hinge) 및 플래핑 힌지(Flapping Hinge)가 설치되어 있지 않다. 따라서, 구조가 좀더 간단해 진다는 장점이 발생하게 된다.
한편, 상기 복수 개의 상부 로터 블레이드(310, 320)는 회전익 드론에 내장된 제1 모터로부터 회전력을 전달받아 제1 방향으로 회전할 수 있다. 그리고, 상기 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)는 회전익 드론에 내장된 제2 모터로부터 회전력을 전달받아 제2 방향으로 회전할 수 있다.
상기 제1 방향 및 상기 제2 방향은 서로 반대 방향일 수 있다. 예를 들어, 상기 제1 방향이 시계 방향인 경우, 상기 제2 방향은 반시계 방향일 수 있다.
상기 제1 회전 케이스(231)는 상기 제1 방향으로 상기 복수 개의 상부 로터 블레이드(310, 320)와 같이 회전할 수 있다.
상기 제2 회전 케이스(232)는 상기 제2 방향으로 상기 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)와 같이 회전할 수 있다.
따라서, 상기 제1 회전 케이스(231) 및 상기 제2 회전 케이스(232)는 서로 반대 방향으로 회전할 수 있다.
상기 제2 고정 케이스(222)는 상기 제1 회전 케이스(231) 및 상기 제2 회전 케이스(232) 사이에 위치할 수 있다.
상기 제2 고정 케이스(221)는 내부에 존재하는 회전익 드론의 구성품들을 보호하는 역할을 수행할 수 있다. 특히, 상기 제2 고정 케이스(221) 내부에는 상기 제1 모터 및 상기 제2 모터가 위치할 수 있다. 따라서, 상기 제2 고정 케이스(221)는 상기 제1 모터 및 상기 제2 모터를 보호하는 역할을 수행할 수 있다.
한편, 회전익 드론(100)에 내장된 상기 제1 모터 및 상기 제2 모터가 작동할 때, 상기 제1 모터 및 상기 제2 모터에서 열이 발생할 수 있다. 다만, 회전익 드론(100) 내부 공기가 외부로 순환하지 않으면 상기 제1 모터 및 상기 제2 모터가 상기 발생된 열에 의해 수명이 짧아지는 단점이 발생한다. 따라서, 회전익 드론(100)은 회전익 드론(100) 내부와 외부 공기가 순환하는 경로를 제공하는 벤트홀(venthole)을 구비할 수 있다.
상기 제2 고정 케이스(222)에 상기 벤트홀의 입구(520)가 위치할 수 있다. 그리고, 각 벤트홀의 출구(511, 512)는 제1 회전 케이스(231) 및 제2 회전 케이스(232)에 각각 위치할 수 있다. 그리고, 상기 제1 회전 케이스(231), 상기 제2 회전 케이스(232) 및 상기 제2 고정 케이스(222)의 내부는 내부 공기가 자유롭게 흐를 수 있는 구조를 가질 수 있다.
상기 벤트홀의 입구(520)를 통해 외부의 차가운 공기가 상기 제2 고정 케이스(222) 내부로 유입되어 상기 제1 모터 및 상기 제2 모터를 식힐 수 있다. 그리고, 상기 제2 고정 케이스(222) 내부에서 가열된 공기는 상기 벤트홀 출구(511, 512)를 통해 배출될 수 있다.
구체적으로, 상기 제1 회전 케이스(231) 및 상기 제2 회전 케이스(232) 내부에 방사형의 핀이 설치되어 있을 수 있다. 따라서, 상기 제1 회전 케이스(231) 및 상기 제2 회전 케이스(232)가 회전하면서, 제1 벤트홀 출구(511) 및 제2 벤트홀 출구(512)를 통해 외부로 배출될 수 있다. 상기 제1 회전 케이스(231) 및 상기 제2 회전 케이스(232) 내의 공기가 외부로 배출됨에 따라 상기 제2 고정 케이스(222) 내의 공기가 상기 제1 회전 케이스(231) 및 상기 제2 회전 케이스(232) 내로 흐르게 된다. 상기 제2 고정 케이스(222) 내의 공기가 빠져나감에 따라 외부 공기가 상기 벤트홀 입구(520)를 통해 상기 제2 고정 케이스(222) 내부로 유입되게 된다. 그리고, 차가운 외부 공기가 상기 제2 고정 케이스(222) 내부로 유입됨에 따라, 상기 제2 고정 케이스(222) 내부에 존재하는 상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)가 식을 수 있게 된다.
한편, 가드부(400)는 상기 로터 블레이드들(310, 320, 330, 340)이 회전할 때 상기 로터 블레이드들(310, 320, 330, 340)을 보호할 수 있다.
상기 가드부(400)는 상기 제1 고정 케이스(221) 및 상기 제3 고정 케이스(223)에 착탈이 가능하다. 한편, 실시예에 따라 로터 블레이드들(310, 320, 330, 340)은 하방향 또는 상방향으로 접힐 수 있다. 따라서, 사용자는 상기 로터 블레이드들(310, 320, 330, 340)을 접고, 상기 가드부(400)를 상기 회전익 드론(100)으로부터 탈착하여 회전익 드론(100)의 부피를 최소화할 수 있다.
한편, 상기 하단 커버(240)는 상기 제3 고정 케이스(223)에 착탈이 가능한 구조를 가질 수도 있고, 상기 제3 고정 케이스(223)에 결합되어 착탈이 불가능한 구조를 가질 수도 있다.
한편, 상기 카메라(121)는 상기 하단 커버(240)에 결합될 수 있다.
도 3은 회전익 드론의 전면의 내부 구조를 도시한 도면이고, 도 4는 회전익 드론의 후면의 내부 구조를 도시한 도면이다.
회전익 드론(100)의 메인 바디(200) 내부에 전원 공급부(190), 비행 제어부(181), 중심 축(600), 상부 샤프트(610), 하부 샤프트(620), 제1 모터(710), 제2 모터(720), 제1 허브(810), 제2 허브(820), 피치 제어부(160) 중 적어도 하나가 구비될 수 있다. 도 3 및 도 4에 도시된 구성 요소들은 회전익 드론(100)을 구현하는데 있어서 필수적인 것은 아니어서, 본 명세서 상에서 설명되는 회전익 드론(100)은 위에 열거된 구성 요소들 보다 많거나 또는 적은 구성 요소들을 가질 수 있다.
상기 메인 바디(200)는 회전익 드론(100)의 외관을 이루는 케이스, 중심 축(600) 및 회전익 드론(100) 내부의 뼈대(250)를 포함하는 개념일 수 있다.
상기 케이스는, 상단 커버(210), 고정 케이스(221, 222, 223), 회전 케이스(231, 232) 및 하단 커버(240)를 포함할 수 있다.
중심 축(600)은 메인 바디(200) 내부에 수직으로 삽입되고, 비회전 구조를 가질 수 있다. 즉, 중심 축(600)은 로터 블레이드들(310, 320, 330, 340)이 회전할 때 회전하지 않는다.
회전익 드론(100)에서 회전하지 않는 구성 요소들은 상기 중심 축(600)에 비회전 구조로 결합될 수 있다. 회전익 드론(100) 내부에서 회전하는 구성 요소들은 상기 중심 축(600)에 회전 구조로 결합될 수 있다.
회전익 드론(100)에서 회전하지 않는 구성 요소에는 상단 커버(210), 고정 케이스(221, 222, 223), 하단 커버(240), 가드부(400), 제1 모터(710), 제2 모터(720), 스와시 플레이트(161)의 비회전부(161b), 기울기 조절기(162a, 162b), 제3 링크부(163), 제4 링크부(164), 카메라(121), 뼈대(250) 및 배터리(191)가 적어도 포함된다. 다만, 이에 한정되는 것은 아니다.
회전익 드론(100)에서 회전하는 구성 요소에는 회전 케이스(231, 232), 로터 블레이드들(310, 320, 330, 340), 제1 링크부(165), 제2 링크부(166), 상부 샤프트(610), 하부 샤프트(620), 상부 허브(810) 및 하부 허브(820)가 적어도 포함된다. 다만, 이에 한정되는 것은 아니다.
상기 뼈대(250)는 회전익 드론 내부에서 회전익 드론(100) 내부에 내장된 구성 요소들을 지지한다.
전원 공급부(190)는 배터리(191)를 포함할 수 있다. 상기 배터리(191)는 회전익 드론(100)의 최상단에 위치할 수 있다.
일 실시예에 따라, 상기 배터리(191)는 직사각형 형태일 수 있다. 이 경우, 상기 배터리(191)는 회전익 드론(100) 케이스 내부에 비스듬하게 삽입될 수 있다.
다른 실시예에 따라, 상기 배터리(191)는 원통 형태일 수 있다. 상기 배터리(191)가 원통 형태인 경우, 회전익 드론(100)의 케이스가 원통 형태이므로 회전익 드론(100) 내부의 빈 공간을 최소화할 수 있다. 그리고, 배터리(191)를 내부에 비스듬하게 삽입하는 경우보다 큰 용량의 배터리를 삽입할 수 있게 된다.
상기 배터리(191)는 회전익 드론(100)에 내장되어 있는 모터들(710, 720) 및 기울기 조절기(162a, 162b)에 전력을 공급할 수 있다.
상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)는 상부 샤프트(610) 아래쪽에 배치될 수 있다. 그리고, 상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)는 하부 샤프트(620) 위쪽에 배치될 수 있다. 즉, 상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)는 상기 상부 샤프트(610) 및 상기 하부 샤프트(620) 사이에 위치할 수 있다.
한편, 상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)는 브러시 DC 모터일 수도 있고, 중공축을 갖는 브러시리스 DC 모터일 수도 있다. 설명의 편의를 위해 도 3 및 도 4에서는 상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)가 브러시 DC 모터임을 가정한다.
상기 중심 축(600)에는 상부 샤프트(610) 및 하부 샤프트(620)가 회전 가능하게 결합될 수 있다. 상기 상부 샤프트(610) 및 상기 하부 샤프트(620)가 중심 축(600)에 접촉되는 면에는 윤활유가 도포될 수 있다. 상기 상부 샤프트(610) 및 상기 중심 축(600) 사이에 부싱(bushing) 및 베어링(bearing) 중 적어도 하나가 구비될 수 있다. 상기 하부 샤프트(620) 및 상기 중심 축(600) 사이에 부싱(bushing) 및 베어링(bearing) 중 적어도 하나가 구비될 수 있다.
상기 상부 샤프트(610)는 상기 메인 바디(200)에 수직으로 삽입되고, 상기 제1 모터(710)에 의해 힘을 받아 제1 축(A)을 중심으로 제1 방향으로 회전할 수 있다.
상기 하부 샤프트(620)는 상기 메인 바디(200)에 수직으로 삽입되고, 상기 제2 모터(720)에 의해 힘을 받아 상기 제1 축(A)을 중심으로 제2 방향으로 회전할 수 있다.
상기 제1 방향은 제2 방향과 반대 방향일 수 있다. 예를 들어, 상기 제1 방향은 시계 방향, 상기 제2 방향은 반시계 방향일 수 있다. 다만, 이에 한정되는 것은 아니다.
즉, 상기 상부 샤프트(610) 및 상기 하부 샤프트(620)는 동일한 제1 축(A)을 중심으로 서로 반대 방향으로 회전하게 된다.
한편, 복수 개의 상부 로터 블레이드(예를 들어, 제1 로터 블레이드(310) 및 제2 로터 블레이드(320))는 상기 제1 축(A)을 중심으로 상기 제1 방향으로 회전하도록 상기 상부 샤프트(610)에 결합될 수 있다. 이 경우, 상기 제1 로터 블레이드(310) 및 상기 제2 로터 블레이드(320)는 상기 제1 방향으로 회전할 때 피치 각이 변하지 않는 구조를 가질 수 있다.
구체적으로, 상기 제1 로터 블레이드(310) 및 상기 제2 로터 블레이드(320)는 상부 허브(810)에 피치 각이 고정되도록 결합될 수 있다. 즉, 하나의 상부 허브(810)에 상기 제1 로터 블레이드(310) 및 상기 제2 로터 블레이드(320)가 고정 결합되어 있다. 그리고, 상기 상부 허브(810)는 상기 상부 샤프트(610)에 결합될 수 있다.
복수 개의 하부 로터 블레이드(예를 들어, 제3 로터 블레이드(330) 및 제4 로터 블레이드(340))는 상기 제1 축(A)을 중심으로 상기 제2 방향으로 회전하도록 하부 샤프트(620)에 결합될 수 있다. 이 경우, 상기 제3 로터 블레이드(330) 및 상기 제4 로터 블레이드(340)는 하부 허브(820)에 피치 각이 변화할 수 있도록 결합될 수 있다. 그리고, 상기 하부 허브(820)는 상기 하부 샤프트(620)에 결합될 수 있다.
따라서, 상기 하부 허브(820)가 상기 제2 모터의 회전력을 전달받아 상기 제2 방향으로 회전하는 경우, 상기 하부 허브(820)가 상기 하부 샤프트(620)와 함께 회전할 수 있다.
한편, 피치 제어부(160)는 스와시 플레이트(161), 제1 기울기 조절기(162a) 제2 기울기 조절기(162b), 제1 링크부(165), 제2 링크부(166), 제3 링크부(163) 및 제4 링크부(164)를 포함할 수 있다.
피치 제어부(160)는 상기 제3 로터 블레이드(330) 및 상기 제4 로터 블레이드(340)가 회전할 때 상기 제3 로터 블레이드(330) 및 상기 제4 로터 블레이드의 피치 각을 변화시키는 역할을 수행한다. 피치 제어부(160)가 상기 제3 로터 블레이드(330) 및 상기 제4 로터 블레이드(340)의 피치 각을 조절하는 방법에 대해서는 도 10 내지 도 14에서 좀더 자세히 후술한다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 의한 회전익 드론에서 모터가 회전력을 상부 샤프트 및 하부 샤프트에 전달하는 방법의 일례를 설명하기 위해 도시한 도면이다. 도 5에서는 제1 모터 및 제2 모터가 브러시 DC 모터임을 가정하고 이하 설명한다.
비회전 구조의 중심 축(600)에 상부 샤프트(610)가 회전 가능하게 결합되어 있다. 상기 상부 샤프트(610)는 제1 축(A)을 중심으로 회전할 수 있다.
비회전 구조의 중심 축(600)에 뼈대(250)가 회전하지 않도록 설치될 수 있다. 그리고 상기 뼈대(250)에 상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)가 고정되도록 설치될 수 있다.
상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)는 상부 샤프트(610) 및 하부 샤프트(620) 사이 공간에 배치될 수 있다. 동축 반전 로터의 경우, 복수 개의 상부 로터 블레이드와 복수 개의 하부 로터 블레이드가 기 설정된 거리를 유지해야 하기 때문에, 상기 복수 개의 상부 로터 블레이드와 상기 복수 개의 하부 로터 블레이드 사이의 남는 공간에 상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)를 배치시키면 회전익 드론의 부피를 최소화할 수 있게 된다.
한편, 상기 제1 모터(710) 및 상기 상부 샤프트(610)의 회전 축은 상이할 수 있다. 이 경우, 상기 제1 모터(710)에서 발생한 회전력은 기어부(G)를 통해 상기 상부 샤프트(610)에 전달될 수 있다.
구체적으로, 상기 제1 모터(710)의 회전 축이 상기 제1 축(A)과 일치하지 않는 제2 축(B)인 경우, 기어부(G)를 통해 상기 제1 모터(710)에서 발생한 회전력이 상기 상부 샤프트(610)에 전달될 수 있다.
상기 제2 모터(720)가 하부 샤프트(620)에 회전력을 전달하는 방법은 상기 제1 모터(710)가 상기 상부 샤프트(610)에 회전력을 전달하는 방법과 동일하므로 자세한 설명은 생략한다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 의한 회전익 드론에서 모터가 회전력을 상부 샤프트 및 하부 샤프트에 전달하는 방법의 다른 일례를 설명하기 위해 도시한 도면이다. 도 6에서는 제1 모터 및 제2 모터가 중공축을 갖는 브러시리스 DC 모터임을 가정하고 이하 설명한다.
비회전 구조의 중심 축(600)에 상부 샤프트(610)가 회전 가능하게 결합되어 있다. 상기 상부 샤프트(610)는 제1 축(A)을 중심으로 회전할 수 있다.
비회전 구조의 중심 축(600)에 뼈대(250)가 회전하지 않도록 설치될 수 있다. 그리고 상기 뼈대(250)에 상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)가 고정되도록 설치될 수 있다.
상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)는 상부 샤프트(610) 및 하부 샤프트(620) 사이 공간에 배치될 수 있다. 동축 반전 로터의 경우, 복수 개의 상부 로터 블레이드와 복수 개의 하부 로터 블레이드가 기 설정된 거리를 유지해야 하기 때문에, 상기 복수 개의 상부 로터 블레이드와 상기 복수 개의 하부 로터 블레이드 사이의 남는 공간에 상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)를 배치시키면 회전익 드론의 부피를 최소화할 수 있게 된다.
상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)가 중공축을 갖는 브러시리스 DC 모터인 경우, 상기 중심 축(600)이 상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)를 관통할 수 있다. 즉, 상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)의 중심부가 원통 형태의 빈 공간을 가지고 있으므로 상기 빈 공간을 상기 중심 축(600)이 관통할 수 있다.
한편, 상기 제1 모터(710)의 회전 축은 상기 상부 샤프트(610)의 회전 축인 제1 축(A)을 형성할 수 있다. 그리고, 상기 상부 샤프트(610)는 상기 제1 모터에 직접 연결될 수 있다.
즉, 도 5와 같이 기어부(G)를 통해 상부 샤프트(610)에 제1 모터(710)의 회전력이 전달되는 것이 아니라, 상기 제1 모터(710)에서 발생하는 회전력이 상기 상부 샤프트(610)에 바로 전달될 수 있다. 즉, 상기 제1 모터(710)가 상기 상부 샤프트(610)를 직접 회전시킬 수 있다.
상기 제2 모터(720)가 하부 샤프트(620)에 회전력을 전달하는 방법은 상기 제1 모터(710)가 상기 상부 샤프트(610)에 회전력을 전달하는 방법과 동일하므로 자세한 설명은 생략한다.
상기 상부 샤프트(610) 및 상기 하부 샤프트(620)가 상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)로부터 직접 회전력을 전달받아 회전하는 경우, 상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)가 기어부(G)를 통해 상기 상부 샤프트(610) 및 상기 하부 샤프트(620)에 회전력을 전달하는 경우보다 마찰이 감소하여 효율이 상승할 수 있다. 또한, 전자에 의할 경우 추력 손실이 감소될 수 있으며, 소음이 감소할 수 있고, 회전익 드론의 전체 부피가 감소할 수 있고, 회전익 드론(100)에 발생하게 되는 진동이 감소될 수 있다.
도 7은 본 발명의 일 실시예에 의한 회전익 드론에서 비행 명령에 따라 제1 모터, 제2 모터 및 스와시 플레이트의 기울기를 조절하는 방법의 일례를 설명하기 위한 표이다.
도 7과 관련하여 복수 개의 상부 로터 블레이드(310, 320) 및 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)의 길이는 동일하다고 가정하고 이하 설명한다.
제1 모터(710)는 제1 회전 속도로 회전하고 있을 수 있다. 그리고, 제2 모터(720)도 상기 제1 회전 속도로 회전하고 있을 수 있다. 이 경우, 상기 복수 개의 상부 로터 블레이드(310, 320)는 상기 제1 모터(710)로부터 회전력을 전달 받아 제1 축(A)을 중심으로 제1 방향으로 회전하게 된다. 그리고, 상기 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)는 상기 제2 모터(720)로부터 회전력을 전달 받아 상기 제1 축을 중심으로 상기 제1 방향과 반대인 제2 방향으로 회전하게 된다.
상기 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)가 상기 복수 개의 상부 로터 블레이드(310, 320)와 반대 방향으로 회전하기 때문에 상기 복수 개의 상부 로터 블레이드(310, 320)가 회전할 때 발생하는 반동 토오크는 상기 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)가 회전할 때 발생하는 반동 토오크에 의해 상쇄될 수 있다.
한편, 비행 제어부(181)는 상승 비행 명령이 감지된 경우(S710), 상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)의 회전 속도를 상기 제1 회전 속도보다 증가하도록 상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)를 제어할 수 있다. 이 경우, 상기 복수 개의 상부 로터 블레이드(310, 320) 및 상기 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)의 회전 속도가 증가하게 되어 회전익 드론(100)에 가해지는 양력이 증가하게 된다. 따라서, 회전익 드론(100)이 상승 비행을 하게 된다.
다만, 회전익 드론(100)이 전진, 후진 또는 횡진 비행하는 경우가 아니므로, 스와시 플레이트(161)는 기울기를 갖지 않아야 한다. 구체적으로, 비행 제어부(181)는 상승 비행 명령이 감지된 경우(S710), 상기 제2 방향으로 회전 중인 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)의 피치 각이 변하지 않도록 스와시 플레이트(161)의 상면이 상기 제1 축(A)과 수직이 되도록 기울기 조절기(162a, 162b)를 제어할 수 있다.
한편, 비행 제어부(181)는 하강 비행 명령이 감지된 경우(S720), 상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)의 회전 속도를 상기 제1 회전 속도보다 감소하도록 상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)를 제어할 수 있다. 이 경우, 상기 복수 개의 상부 로터 블레이드(310, 320) 및 상기 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)의 회전 속도가 감소하게 되어 회전익 드론(100)에 가해지는 양력이 감소하게 된다. 따라서, 회전익 드론(100)이 하강 비행을 하게 된다.
다만, 회전익 드론(100)이 전진, 후진 또는 횡진 비행하는 경우가 아니므로, 스와시 플레이트(161)는 기울기를 갖지 않아야 한다. 구체적으로, 비행 제어부(181)는 상승 비행 명령이 감지된 경우(S710), 상기 제2 방향으로 회전 중인 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)의 피치 각이 변하지 않도록 스와시 플레이트(161)의 상면이 상기 제1 축(A)과 수직이 되도록 기울기 조절기(162a, 162b)를 제어할 수 있다.
비행 제어부(181)는 상기 제1 방향으로 회전하라는 비행 명령이 감지된 경우(S730), 상기 제1 방향으로 회전 중인 복수 개의 상부 로터 블레이드(310, 320)의 회전 속도가 감소하도록 상기 제1 모터(710)의 회전 속도를 상기 제1 회전 속도보다 감소시킬 수 있다. 또한, 비행 제어부(181)는 상기 제1 방향으로 회전하라는 비행 명령이 감지된 경우(S730), 상기 제2 방향으로 회전 중인 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)의 회전 속도가 증가하도록 상기 제2 모터(720)의 회전 속도를 상기 제1 회전 속도보다 증가시킬 수 있다. 이 경우, 상기 복수 개의 상부 로터 블레이드(310, 320)에 의해 발생하는 반동 토오크는 상쇄되고, 상기 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)에 의해 발생되는 반동 토오크가 증가하게 된다. 따라서, 회전익 드론(100)은 상기 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)의 회전 방향인 제2 방향과 반대 방향인 제1 방향으로 회전 비행하게 된다.
다만, 회전익 드론(100)이 전진, 후진 또는 횡진 비행하는 경우가 아니므로, 스와시 플레이트(161)는 기울기를 갖지 않아야 한다. 구체적으로, 비행 제어부(181)는 상승 비행 명령이 감지된 경우(S710), 상기 제2 방향으로 회전 중인 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)의 피치 각이 변하지 않도록 스와시 플레이트(161)의 상면이 상기 제1 축(A)과 수직이 되도록 기울기 조절기(162a, 162b)를 제어할 수 있다.
비행 제어부(181)는 상기 제2 방향으로 회전하라는 비행 명령이 감지된 경우(S740), 상기 제1 방향으로 회전 중인 복수 개의 상부 로터 블레이드(310, 320)의 회전 속도가 증가하도록 상기 제1 모터(710)의 회전 속도를 상기 제1 회전 속도보다 증가시킬 수 있다. 또한, 비행 제어부(181)는 상기 제2 방향으로 회전하라는 비행 명령이 감지된 경우(S730), 상기 제2 방향으로 회전 중인 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)의 회전 속도가 감소하도록 상기 제2 모터(720)의 회전 속도를 상기 제1 회전 속도보다 감소시킬 수 있다. 이 경우, 상기 복수 개의 상부 로터 블레이드(310, 320)에 의해 발생하는 반동 토오크는 상쇄되고, 상기 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)에 의해 발생되는 반동 토오크가 증가하게 된다. 따라서, 회전익 드론(100)은 상기 복수 개의 상부 로터 블레이드(310, 320)의 회전 방향인 제1 방향과 반대 방향인 제2 방향으로 회전 비행하게 된다.
다만, 회전익 드론(100)이 전진, 후진 또는 횡진 비행하는 경우가 아니므로, 스와시 플레이트(161)는 기울기를 갖지 않아야 한다. 구체적으로, 비행 제어부(181)는 상승 비행 명령이 감지된 경우(S710), 상기 제2 방향으로 회전 중인 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)의 피치 각이 변하지 않도록 스와시 플레이트(161)의 상면이 상기 제1 축(A)과 수직이 되도록 기울기 조절기(162a, 162b)를 제어할 수 있다.
종래에는 회전익 드론이 상승 비행, 하강 비행 또는 회전 비행 명령을 감지한 경우, 복수 개의 상부 로터 블레이드(310, 320) 및 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)의 콜렉티브 피치 제어(collective pitch control)를 이용했다. 하지만, 본 발명에 의할 경우, 상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)의 회전 속도의 제어 만으로도 상승 비행, 하강 비행 또는 회전 비행을 할 수 있게 된다. 따라서, 본 발명에 의할 경우 비행 제어가 좀더 간단해 질 수 있다는 효과가 발생하게 된다.
도 8은 본 발명의 일 실시예에 의한 회전익 드론에서 비행 명령에 따라 제1 모터, 제2 모터 및 스와시 플레이트의 기울기를 조절하는 방법의 다른 일례를 설명하기 위한 표이다. 도 8과 관련하여, 복수 개의 상부 로터 블레이드(310, 320)는 제1 축(A)을 중심으로 시계 방향으로 회전하고 있고, 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)는 제1 축(A)을 중심으로 반시계 방향으로 회전하고 있다고 가정하고 이하 설명한다.
본 발명의 일 실시예에 의하면, 비행 제어부(181)는 수평 이동 비행 명령이 감지된 경우, 상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)의 회전 속도를 유지하도록 상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)를 제어할 수 있다(S810, S820, S830, S840). 여기서, 상기 수평 이동 비행이라 함은, 회전익 드론(100)이 고도를 유지한 채 전진, 후진 또는 횡진 비행을 하는 것을 의미한다.
다만, 비행 제어부(181)는 수평 이동 비행 명령이 감지된 경우, 상기 스와시 플레이트(161)의 상면이 상기 비행 명령에 대응하는 방향을 기준으로 좌측으로 향하도록 상기 스와시 플레이트가 기울어지게 상기 기울기 조절기(162a, 162b)를 제어할 수 있다.
일례로, 비행 제어부(181)는 전진 비행 명령이 감지된 경우(S810), 스와시 플레이트의 상면이 좌측 방향을 향하도록 기울어지게 기울기 조절기(162a, 162b)를 제어할 수 있다.
다른 일례로, 비행 제어부(181)는 후진 비행 명령이 감지된 경우(S820), 스와시 플레이트의 상면이 우측 방향을 향하도록 기울어지게 기울기 조절기(162a, 162b)를 제어할 수 있다.
또 다른 일례로, 비행 제어부(181)는 좌측 이동 비행 명령이 감지된 경우(S830), 스와시 플레이트의 상면이 후진 방향을 향하도록 기울어지게 기울기 조절기(162a, 162b)를 제어할 수 있다.
또 다른 일례로, 비행 제어부(181)는 우측 이동 비행 명령이 감지된 경우(S840), 스와시 플레이트의 상면이 전진 방향을 향하도록 기울어지게 기울기 조절기(162a, 162b)를 제어할 수 있다.
종래 기술에 의할 경우, 회전익 드론이 전진 비행, 후진 비행 또는 횡진 비행 명령을 감지한 경우, 복수 개의 상부 로터 블레이드(310, 320) 및 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)의 사이클릭 피치 제어(cyclic pitch control)를 이용한다. 하지만, 본 발명에 의할 경우, 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)의 사이클릭 피치 제어(cyclic pitch control)만 이용한다. 따라서, 본 발명에 의할 경우 회전익 드론(100)의 구조가 좀더 간단해 질 수 있다는 장점이 발생하게 된다.
도 9는 본 발명의 일 실시예에 의한 회전익 드론에서 비행 명령에 따라 제1 모터, 제2 모터 및 스와시 플레이트의 기울기를 조절하는 방법의 다른 일례를 설명하기 위한 표이다. 도 9와 관련하여, 복수 개의 상부 로터 블레이드(310, 320)는 제1 축(A)을 중심으로 반시계 방향으로 회전하고 있고, 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)는 제1 축(A)을 중심으로 시계 방향으로 회전하고 있다고 가정하고 이하 설명한다.
본 발명의 일 실시예에 의하면, 본 발명의 일 실시예에 의하면, 비행 제어부(181)는 수평 이동 비행 명령이 감지된 경우, 상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)의 회전 속도를 유지하도록 상기 제1 모터(710) 및 상기 제2 모터(720)를 제어할 수 있다(S810, S820, S830, S840). 여기서, 상기 수평 이동 비행이라 함은, 회전익 드론(100)이 고도를 유지한 채 전진, 후진 또는 횡진 비행을 하는 것을 의미한다.
다만, 비행 제어부(181)는 수평 이동 비행 명령이 감지된 경우, 상기 스와시 플레이트(161)의 상면이 상기 비행 명령에 대응하는 방향을 기준으로 우측으로 향하도록 상기 스와시 플레이트가 기울어지게 상기 기울기 조절기(162a, 162b)를 제어할 수 있다.
일례로, 비행 제어부(181)는 전진 비행 명령이 감지된 경우(S910), 스와시 플레이트의 상면이 우측 방향을 향하도록 기울어지게 기울기 조절기(162a, 162b)를 제어할 수 있다.
다른 일례로, 비행 제어부(181)는 후진 비행 명령이 감지된 경우(S920), 스와시 플레이트의 상면이 좌측 방향을 향하도록 기울어지게 기울기 조절기(162a, 162b)를 제어할 수 있다.
또 다른 일례로, 비행 제어부(181)는 좌측 이동 비행 명령이 감지된 경우(S930), 스와시 플레이트의 상면이 전진 방향을 향하도록 기울어지게 기울기 조절기(162a, 162b)를 제어할 수 있다.
또 다른 일례로, 비행 제어부(181)는 우측 이동 비행 명령이 감지된 경우(S940), 스와시 플레이트의 상면이 후진 방향을 향하도록 기울어지게 기울기 조절기(162a, 162b)를 제어할 수 있다.
종래 기술에 의할 경우, 회전익 드론이 전진 비행, 후진 비행 또는 횡진 비행 명령을 감지한 경우, 복수 개의 상부 로터 블레이드(310, 320) 및 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)의 사이클릭 피치 제어(cyclic pitch control)를 이용한다. 하지만, 본 발명에 의할 경우, 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)의 사이클릭 피치 제어(cyclic pitch control)만 이용한다. 따라서, 본 발명에 의할 경우 회전익 드론(100)의 구조가 좀더 간단해 질 수 있다는 장점이 발생하게 된다.
도 10은 본 발명의 일 실시예에 의한 회전익 드론에서 피치 제어부를 이용하여 복수 개의 하부 로터 블레이드의 피치 각을 조절하는 방법의 일례를 설명하기 위해 도시한 도면이다.
도 10은 회전익 드론에 내장된 구성 부품들 중 일부를 후면에서 바라본 도면이다.
피치 제어부(160)는 스와시 플레이트(161), 제1 기울기 조절기(162a), 제2 기울기 조절기(162b), 제1 링크부(165), 제2 링크부(166), 제3 링크부(163), 제4 링크부(164) 및 지지부(167)를 포함할 수 있다.
도 10을 참조하면, 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)는 하부 허브(820)에 결합될 수 있다. 다만, 상기 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)는 회전할 때 피치 각이 변화하는 구조를 가지기 때문에 제1 링크부(165)를 통해 상기 하부 허브(820)에 결합될 수 있다. 이하에서는 설명의 편의를 위해 제4 로터 블레이드(340)에 대해서만 설명하나 하기 구조는 제3 로터 블레이드(330)에도 동일하게 적용될 수 있다.
상기 제1 링크부(165)는 제1 링크(165a), 아암(165b) 및 제2 링크(165c)를 포함할 수 있다.
상기 제1 링크(165a)의 일단은 제4 로터 블레이드(340)의 일단과 고정 결합될 수 있다.
상기 제1 링크(165a)의 타단은 상기 하부 샤프트(620)에 회전 결합될 수 있다.
구체적으로, 상기 제1 링크(165a)는 속이 빈 구조일 수 있다. 그리고, 상기 제1 링크(165a) 내부에는 회전 기둥(342)이 내장되어 있을 수 있다. 상기 회전 기둥(342)은 상기 하부 허브(820)에 회전 결합될 수 있다. 한편, 상기 회전 기둥(342)에 복수 개의 베어링(343)이 결합될 수 있다. 상기 복수 개의 베어링(343)은 축 하중을 견디기 위한 베어링 및 모멘트를 견디기 위한 베어링을 포함할 수 있다. 따라서, 상기 제1 링크(165a)는 제3 축(C)을 중심으로 회전 가능하게 상기 하부 샤프트(620)에 결합될 수 있다.
한편, 상기 아암(165b)의 일단은 상기 제1 링크(165a)의 일 측면에서 결합될 수 있다.
상기 제2 링크(165c)의 일단은 상기 아암(165b)의 타단과 회전 결합될 수 있다. 상기 아암(165b)은 제4 축(D)을 중심으로 회전 가능하게 상기 제2 링크(165c)에 결합될 수 있다.
제2 링크(165c)의 타단은 스와시 플레이트(161)에 결합될 수 있다.
구체적으로, 스와시 플레이트(161)는 회전부(161a) 및 비회전부(161b)를 포함한다. 상기 비회전부(161b)는 중심 축(600)에 회전하지 않도록 결합되어 있다. 한편, 상기 회전부(161a)는 상기 비회전부(161b)의 외주면을 따라 회전 가능하게 상기 비회전부(161b)에 결합되어 있다. 상기 제2 링크(165c)는 상기 스와시 플레이트(161)의 회전부(161a)와 결합될 수 있다.
상기 제4 로터 블레이드(340)가 회전할 때, 상기 제1 링크부(165)를 통해 회전력이 상기 스와시 플레이트(161)의 회전부(161a)에 전달되어 상기 회전부(161a)도 상기 제4 로터 블레이드(340)와 함께 회전할 수 있다.
스와시 플레이트(161)가 중심 축과 수직인 상태에서는 상기 제1 링크부(165)는 상기 제4 로터 블레이드(340)와 같이 회전 운동을 할 뿐, 상하로 움직이지는 않는다.
하지만, 상기 스와시 플레이트(161)의 상면이 특정 방향을 향하도록 기울어진 경우, 상기 제1 링크부(165)는 상기 스와시 플레이트(161)의 회전부(161a)와 함께 회전하면서 상하로 움직일 수 있다.
예를 들어, 상기 스와시 플레이트(161)의 상면이 전면 방향을 향하도록 기울어졌다고 가정하면, 스와시 플레이트(161)의 후면 부분이 위로 올라가게 된다. 상기 제1 링크부(165)가 회전하면서 상기 후면 부분을 지나갈 때, 상기 제2 링크(165c)는 상방향으로 움직이다가 다시 하방향으로 내려가게 된다. 상기 제2 링크(165c)가 상방향으로 올라가게 되는 경우, 상기 제2 링크(165c)는 상기 아암(165b)을 상방향으로 올리게 된다. 상기 아암(165b)이 상방향으로 올라가게 되는 경우, 상기 제1 링크(165a)는 상기 제3 축(C)을 중심으로 회전하게 된다. 그리고, 상기 제1 링크(165a)의 회전에 따라 상기 제4 로터 블레이드(340)의 깃(341)이 상방향으로 움직이게 된다. 한편, 상기 제2 링크(165c)가 하방향으로 내려가게 되는 경우, 상기 제2 링크(165c)는 상기 아암(165b)을 하방향으로 내리게 된다. 상기 아암(165b)이 하방향으로 내려가게 되는 경우, 상기 제1 링크(165a)는 상기 제3 축(C)을 중심으로 회전하게 된다. 그리고, 상기 제1 링크(165a)의 회전에 따라 상기 제4 로터 블레이드(340)의 깃(341)이 하방향으로 움직이게 된다. 따라서, 상기 제4 로터 블레이드(340)는 회전하면서 피치 각이 변화하게 된다.
한편, 스와시 플레이트(161)의 기울기는 기울기 조절기(162a, 162b)를 통해 제어될 수 있다. 자세히 말하면, 기울기 조절기(162a, 162b)가 지지부(167)에 힘을 가해 상기 스와시 플레이트(161)의 기울기를 조절할 수 있다. 여기서, 상기 지지부(167)는 상기 스와시 플레이트(161)의 비회전부(161b)와 결합될 수 있다.
먼저, 상기 지지부(167)의 좌측에 존재하는 제1 지지부(167a)는 좌측에 존재하는 제1 기울기 조절기(162a)와 제3 링크부(163)를 통해 연결될 수 있다. 상기 제3 링크부(163)는 제3 링크(163a) 및 제4 링크(163b)로 구성될 수 있다.
구체적으로, 제3 링크(163a)의 일단은 상기 제1 기울기 조절기(162a)에 회전 결합된다. 상기 제3 링크(163a)는 상기 제1 기울기 조절기(162a)로부터 힘을 받아 제5 축(E)을 중심으로 시계 방향 또는 반시계 방향으로 회전할 수 있다. 제4 링크(163b)의 일단은 상기 제3 링크(163a)의 타단에 회전 결합될 수 있다. 상기 제4 링크(163b)의 타단은 상기 제1 지지부(167a)의 일단과 회전 결합될 수 있다. 그리고, 상기 제1 지지부(167a)의 타단은 상기 비회전부(161b)에 결합될 수 있다.
한편, 상기 지지부(167)의 우측에 존재하는 제2 지지부(167b)는 우측에 존재하는 제2 기울기 조절기(162b)와 제4 링크부(164)를 통해 연결될 수 있다. 상기 제4 링크부(164)는 제5 링크(164a) 및 제6 링크(164b)로 구성될 수 있다.
구체적으로, 제5 링크(164a)의 일단은 상기 제2 기울기 조절기(162b)에 회전 결합된다. 상기 제5 링크(164a)는 상기 제2 기울기 조절기(162b)로부터 힘을 받아 제5 축(E)을 중심으로 시계 방향 또는 반시계 방향으로 회전할 수 있다. 제6 링크(164b)의 일단은 상기 제5 링크(164a)의 타단에 회전 결합될 수 있다. 상기 제6 링크(164b)의 타단은 상기 제2 지지부(167b)의 일단과 회전 결합될 수 있다. 그리고, 상기 제2 지지부(167b)의 타단은 상기 비회전부(161b)에 결합될 수 있다.
이하에서는 도 11 내지 도 14를 참조하여, 비행 제어부(181)가 기울기 조절기(162a, 162b)를 제어하여 스와시 플레이트의 기울기를 조절하여 전진, 후진 또는 횡진 비행을 하는 방법을 설명하도록 한다. 도 11 내지 도 14와 관련하여, 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340)는 반시계 방향으로 회전하고 있다고 가정하고 이하 설명한다.
도 11 내지 도 14는 본 발명의 일 실시예에 의한 회전인 드론에서 전진, 후진 또는 횡진 비행 명령에 따라 기울기 조절기를 제어하여 스와시 플레이트의 기울기를 조절하는 방법의 일례를 설명하기 위한 도면이다.
본 발명의 일 실시예에 의하면, 비행 제어부(181)는 수평 이동 비행 명령이 감지되면, 스와시 플레이트(161)가 기울기를 가지도록 기울기 조절기(162a, 162b)를 제어할 수 있다.
일례로, 도 11의 (a)를 참조하면, 비행 제어부(1810)는 전진 비행 명령에 따라, 제3 링크(163a)가 하방향(또는 시계 방향)으로 회전하도록 제1 기울기 조절기(162a)를 제어할 수 있다.
상기 제3 링크(163a)가 하방향(또는 시계 방향)으로 회전한 경우, 상기 제3 링크(163a)의 일단에 결합된 제4 링크(163b)가 제1 지지부(167a)를 하방향으로 당길 수 있다.
한편, 비행 제어부(1810)는 전진 비행 명령에 따라, 제5 링크(164a)가 상방향(또는 시계 방향)으로 회전하도록 제2 기울기 조절기(162b)를 제어할 수 있다.
상기 제5 링크(164a)가 상방향(또는 시계 방향)으로 회전한 경우, 상기 제5 링크(164a)의 일단에 결합된 제6 링크(164b)가 상기 제2 지지부(167b)를 상방향으로 밀수 있다.
따라서, 상기 전진 비행 명령에 따라, 상기 지지부(167)의 상면이 좌측 방향을 향하도록 기울어 질 수 있다.
도 11의 (b)를 참조하면, 상기 지지부(167)의 상면이 좌측 방향을 향하도록 기울어 졌으므로, 스와시 플레이트의 상면이 좌측 방향을 향하도록 기울게 된다. 상기 지지부(167)가 상기 스와시 플레이트의 뒤쪽 방향에 결합되어 있기 때문이다.
복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340) 중 어느 하나가 회전하면서 앞쪽 방향에 위치하게 되면 제1 링크부(165) 또는 제2 링크부(166)의 영향에 의해 피치 각이 최소가 된다. 따라서, 상기 앞쪽 방향에서는 양력이 최소가 된다.
이와 반대로, 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340) 중 어느 하나가 회전하면서 뒤쪽 방향에 위치하게 되면 제1 링크부(165) 또는 제2 링크부(166)의 영향에 의해 피치 각이 최대가 된다. 따라서, 상기 뒤쪽 방향에서는 양력이 최대가 된다.
여기서, 회전익 드론(100)의 앞쪽 방향의 양력이 최소가 되고, 회전익 드론(100)의 뒤쪽 방향의 양력이 최대가 되므로 회전익 드론(100)은 전진 비행을 하게 된다.
다른 일례로, 도 12의 (a)를 참조하면, 비행 제어부(1810)는 후진 비행 명령에 따라, 제3 링크(163a)가 상방향(또는 반시계 방향)으로 회전하도록 제1 기울기 조절기(162a)를 제어할 수 있다. 상기 제3 링크(163a)가 상방향(또는 반시계 방향)으로 회전한 경우, 상기 제3 링크(163a)의 일단에 결합된 제4 링크(163b)가 제1 지지부(167a)를 상방향으로 밀 수 있다.
비행 제어부(1810)는 후진 비행 명령에 따라, 제5 링크(164a)가 하방향(또는 반시계 방향)으로 회전하도록 제2 기울기 조절기(162b)를 제어할 수 있다. 상기 제5 링크(164a)가 하방향(또는 반시계 방향)으로 회전한 경우, 상기 제5 링크(164a)의 일단에 결합된 제6 링크(164b)가 상기 제2 지지부(167b)를 하방향으로 당길 수 있다.
따라서, 상기 후진 비행 명령에 따라, 상기 지지부(167)의 상면이 우측 방향을 향하도록 기울어 질 수 있다.
도 12의 (b)를 참조하면, 상기 지지부(167)의 상면이 우측 방향을 향하도록 기울어 졌으므로, 스와시 플레이트의 상면이 우측 방향을 향하도록 기울게 된다. 상기 지지부(167)가 상기 스와시 플레이트의 뒤쪽 방향에 결합되어 있기 때문이다.
복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340) 중 어느 하나가 회전하면서 앞쪽 방향에 위치하게 되면 제1 링크부(165) 또는 제2 링크부(166)의 영향에 의해 피치 각이 최대가 된다. 따라서, 상기 앞쪽 방향에서는 양력이 최대가 된다.
이와 반대로, 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340) 중 어느 하나가 회전하면서 뒤쪽 방향에 위치하게 되면 제1 링크부(165) 또는 제2 링크부(166)의 영향에 의해 피치 각이 최소가 된다. 따라서, 상기 뒤쪽 방향에서는 양력이 최소가 된다.
여기서, 회전익 드론(100)의 뒤쪽 방향의 양력이 최소가 되고, 회전익 드론(100)의 앞쪽 방향의 양력이 최대가 되므로 회전익 드론(100)은 후진 비행을 하게 된다.
또 다른 일례로, 도 13의 (a)를 참조하면, 비행 제어부(1810)는 우측 이동 비행 명령에 따라, 제3 링크(163a)가 상방향(또는, 반시계 방향)으로 회전하도록 제1 기울기 조절기(162a)를 제어할 수 있다.
상기 제3 링크(163a)가 상방향(또는, 반시계 방향)으로 회전한 경우, 상기 제3 링크(163a)의 일단에 결합된 제4 링크(163b)가 제1 지지부(167a)를 상방향으로 밀 수 있다.
비행 제어부(1810)는 우측 이동 비행 명령에 따라, 제5 링크(164a)가 상방향(또는, 시계 방향)으로 회전하도록 제2 기울기 조절기(162b)를 제어할 수 있다. 상기 제5 링크(164a)가 상방향(또는, 시계 방향)으로 회전한 경우, 상기 제5 링크(164a)의 일단에 결합된 제6 링크(164b)가 상기 제2 지지부(167b)를 상방향으로 밀 수 있다.
따라서, 상기 우측 이동 비행 명령에 따라, 상기 지지부(167)가 위로 밀릴 수 있다.
도 13의 (b)를 참조하면, 상기 지지부(167)가 위로 밀렸으므로, 스와시 플레이트의 상면이 앞쪽 방향을 향하도록 기울게 된다. 상기 지지부(167)가 상기 스와시 플레이트의 뒤쪽 방향에 결합되어 있기 때문이다.
복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340) 중 어느 하나가 회전하면서 좌측 방향에 위치하게 되면 제1 링크부(165) 또는 제2 링크부(166)의 영향에 의해 피치 각이 최대가 된다. 따라서, 상기 좌측 방향에서는 양력이 최대가 된다.
이와 반대로, 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340) 중 어느 하나가 회전하면서 우측 방향에 위치하게 되면 제1 링크부(165) 또는 제2 링크부(166)의 영향에 의해 피치 각이 최소가 된다. 따라서, 상기 우측 방향에서는 양력이 최소가 된다.
여기서, 회전익 드론(100)의 우측 방향의 양력이 최소가 되고, 회전익 드론(100)의 좌측 방향의 양력이 최대가 되므로 회전익 드론(100)은 우측 이동 비행을 하게 된다.
또 다른 일례로, 도 14의 (a)를 참조하면, 비행 제어부(1810)는 좌측 이동 비행 명령에 따라, 제3 링크(163a)가 하방향(또는, 시계 방향)으로 회전하도록 제1 기울기 조절기(162a)를 제어할 수 있다. 상기 제3 링크(163a)가 하방향으로 회전한 경우, 상기 제3 링크(163a)의 일단에 결합된 제4 링크(163b)가 제1 지지부(167a)를 하방향으로 당길 수 있다.
비행 제어부(1810)는 좌측 이동 비행 명령에 따라, 제5 링크(164a)가 하방향(또는, 반시계 방향)으로 회전하도록 제2 기울기 조절기(162b)를 제어할 수 있다. 상기 제5 링크(164a)가 하방향(또는, 반시계 방향)으로 회전한 경우, 상기 제5 링크(164a)의 일단에 결합된 제6 링크(164b)가 상기 제2 지지부(167b)를 하방향으로 당길 수 있다.
따라서, 상기 좌측 이동 비행 명령에 따라, 상기 지지부(167)가 아래로 당겨질 수 있다.
도 14의 (b)를 참조하면, 상기 지지부(167)가 아래로 당겨졌으므로, 스와시 플레이트의 상면이 뒤쪽 방향을 향하도록 기울게 된다. 상기 지지부(167)가 상기 스와시 플레이트의 뒤쪽 방향에 결합되어 있기 때문이다.
복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340) 중 어느 하나가 회전하면서 우측 방향에 위치하게 되면 제1 링크부(165) 또는 제2 링크부(166)의 영향에 의해 피치 각이 최대가 된다. 따라서, 상기 우측 방향에서는 양력이 최대가 된다.
이와 반대로, 복수 개의 하부 로터 블레이드(330, 340) 중 어느 하나가 회전하면서 좌측 방향에 위치하게 되면 제1 링크부(165) 또는 제2 링크부(166)의 영향에 의해 피치 각이 최소가 된다. 따라서, 상기 좌측 방향에서는 양력이 최소가 된다.
여기서, 회전익 드론(100)의 좌측 방향의 양력이 최소가 되고, 회전익 드론(100)의 우측 방향의 양력이 최대가 되므로 회전익 드론(100)은 좌측 이동 비행을 하게 된다.
도 15는 본 발명의 일 실시예에 의한 회전익 드론에서 상단 커버가 스위치 기능을 수행하는 일례를 설명하기 위한 도면이다.
상단 커버(210)와 제1 고정 케이스(221)는 복수 개의 회전 후크부(211)를 통해 결합될 수 있다. 그리고, 상기 제1 고정 케이스(211)에는 복수 개의 스위치가 구비될 수 있다.
상기 회전 후크부(211)는 후크 돌기(211a) 및 후크 홈(211b)을 포함할 수 있다. 상기 후크 돌기(211a)는 상기 상단 커버(210)에 구비될 수 있고, 상기 후크 홈(211b)은 상기 제1 고정 케이스(211)에 구비될 수 있다. 그리고, 후크 홈에는 스위치(212)가 구비될 수 있다.
상기 후크 돌기(211a)는 회전하여 후크 홈(211b)에 삽입됨으로써 상기 상단 커버(210)와 상기 제1 고정 케이스(221)가 결합된다. 이 경우, 상기 스위치(212) 상에 상기 후크 돌기(211a)가 위치할 수 있다.
상기 후크 돌기(211a)가 상기 스위치(212) 상에 위치할 때는 상기 스위치(212)는 OFF 상태에 있을 수 있다. 다만, 사용자가 상기 상단 커버(210)에 압력을 가할 경우, 상기 후크 돌기(211a)가 하방향으로 이동할 수 있다. 상기 후크 돌기(211a)가 하방향으로 이동함에 따라, 상기 스위치(212)가 ON 될 수 있다.
일 실시예에 의하면, 회전익 드론(100)의 전원이 Off된 상태에서 상기 복수 개의 스위치가 기 설정된 시간(예를 들어, 3초) 동안 눌린 경우, 회전익 드론(100)의 전원이 On 될 수 있다. 상기 회전익 드론(100)의 전원이 On된 경우, 제1 모터(710) 및 제2 모터(720)가 작동할 수 있다.
다른 실시예에 의하면, 회전익 드론(100)의 전원이 On된 상태에서 상기 복수 개의 스위치가 기 설정된 시간 동안 눌린 경우, 회전익 드론(100)의 전원이 Off될 수 있다. 상기 회전익 드론(100)의 전원이 Off된 경우, 제1 모터(710) 및 제2 모터(720)의 작동이 정지될 수 있다.
본 실시예에 의하면, 상단 커버(210) 자체가 스위치로서의 기능도 수행하게 되기 때문에 스위치의 크기가 커져서 사용 측면에서 접근성이 향상될 수 있고, 회전익 드론(100)의 외부에 별도의 스위치를 설치하지 않아도 된다는 장점이 발생한다.
상술한 본 발명의 실시예들 중 적어도 하나에 의하면, 회전익 드론의 구조가 간단해 진다는 장점이 있다. 또한, 회전익 드론의 소음을 감소시킬 수 있다는 효과가 발생한다. 또한, 사용자 입장에서 동축 반전 로터를 이용하는 회전익 드론의 정비 작업이 쉬워지고 유지 관리 비용이 적게 들 수 있다는 장점이 발생한다.
상술한 실시예들은 본 발명의 바람직한 실시 예일 뿐이며, 본 발명의 기술적 사상은 당업자에 의하여 다양하게 조정 내지 변형되어 실시될 수 있다. 이러한 변형 내지 조정이 본 발명의 기술적 사상을 이용한다면 이는 본 발명의 범위에 속하는 것이다.
다양한 실시 예가 본 발명을 실시하기 위한 최선의 형태에서 설명되었다.
본 발명은 동축 반전 로터를 이용한 드론과 관련된 분야에 이용된다.
본 발명의 사상이나 범위를 벗어나지 않고 본 발명에서 다양한 변경 및 변형이 가능함은 당업자에게 자명하다. 따라서, 본 발명은 첨부된 청구항 및 그 동등 범위 내에서 제공되는 본 발명의 변경 및 변형을 포함하는 것으로 의도된다.

Claims (10)

  1. 회전익 드론에 있어서,
    상기 회전익 드론의 비행을 제어하는 비행 제어부;
    제1 모터 및 제2 모터를 구비한 메인 바디;
    상기 메인 바디에 수직으로 삽입되고, 상기 제1 모터의 힘에 의해 제1 축을 중심으로 제1 방향으로 회전하는 상부 샤프트;
    고정된 피치 각으로 상기 제1 축을 중심으로 상기 제1 방향으로 회전하도록 상기 상부 샤프트에 결합된 복수 개의 상부 로터 블레이드;
    상기 메인 바디에 수직으로 삽입되고, 상기 제2 모터의 힘에 의해 상기 제1 축을 중심으로 상기 제1 방향과 반대인 제2 방향으로 회전하는 하부 샤프트;
    상기 제1 축을 중심으로 상기 제2 방향으로 회전하도록 상기 하부 샤프트와 결합되는 피치 각이 가변되는 복수 개의 하부 로터 블레이드; 및
    스와시 플레이트, 상기 스와시 플레이트의 기울기를 조절하는 기울기 조절기 및 상기 스와시 플레이트와 상기 복수 개의 하부 로터 블레이드를 연결하는 링크부를 포함하고, 상기 복수 개의 하부 로터 블레이드의 하단에 위치하는 피치 제어부;를 포함하는, 회전익 드론.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 제1 모터 및 상기 제2 모터의 회전 축은 상기 제1 축을 형성하는, 회전익 드론.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 제1 모터 및 상기 제2 모터는,
    중공 축을 가지는 브러시리스 DC 모터이고, 상기 제1 샤프트 및 상기 제2 샤프트 사이에 위치하고,
    상기 상부 샤프트는,
    상기 제1 모터에 직접 연결되고,
    상기 하부 샤프트는,
    상기 제2 모터에 직접 연결되는, 회전익 드론.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 비행 제어부는,
    상기 제1 모터 및 상기 제2 모터가 제1 회전 속도로 회전하던 중 상승 비행 명령이 감지되면, 상기 제1 모터 및 상기 제2 모터의 회전 속도가 상기 제1 회전 속도보다 증가하도록 상기 제1 모터 및 상기 제2 모터를 제어하고,
    상기 비행 명령에 따라, 상기 스와시 플레이트의 상면이 상기 제1 축에 수직이 되도록 상기 기울기 조절기를 제어하는, 회전익 드론.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 비행 제어부는,
    상기 제1 모터 및 상기 제2 모터가 제1 회전 속도로 회전하던 중 하강 비행 명령이 감지되면, 상기 제1 모터 및 상기 제2 모터의 회전 속도가 상기 제1 회전 속도보다 감소하도록 상기 제1 모터 및 상기 제2 모터를 제어하고,
    상기 비행 명령에 따라, 상기 스와시 플레이트의 상면이 상기 제1 축에 수직이 되도록 상기 기울기 조절기를 제어하는, 회전익 드론.
  6. 제 1 항에 있어서,
    상기 비행 제어부는,
    상기 제1 모터 및 상기 제2 모터가 제1 회전 속도로 회전하던 중 상기 제1 방향으로 회전하라는 비행 명령이 감지되면, 상기 제1 모터의 회전 속도는 상기 제1 회전 속도보다 감소하고, 상기 제2 모터의 회전 속도는 상기 제1 회전 속도보다 증가하도록 상기 제1 모터 및 상기 제2 모터를 제어하고,
    상기 비행 명령에 따라, 상기 스와시 플레이트의 상면이 상기 제1 축에 수직이 되도록 상기 기울기 조절기를 제어하는, 회전익 드론.
  7. 제 1 항에 있어서,
    상기 비행 제어부는,
    상기 제1 모터 및 상기 제2 모터가 제1 회전 속도로 회전하던 중에 상기 제2 방향으로 회전하라는 비행 명령이 감지되면, 상기 제1 모터의 회전 속도는 상기 제1 회전 속도보다 감소하고, 상기 제2 모터의 회전 속도는 상기 제1 회전 속도보다 증가하도록 상기 제1 모터 및 상기 제2 모터를 제어하고,
    상기 비행 명령에 따라, 상기 스와시 플레이트의 상면이 상기 제1 축에 수직이 되도록 상기 기울기 조절기를 제어하는, 회전익 드론.
  8. 제 1 항에 있어서,
    상기 비행 제어부는,
    수평 이동 비행 명령이 감지되면, 상기 스와시 플레이트가 기울기를 가지도록 상기 기울기 조절기를 제어하고, 상기 제1 모터 및 상기 제2 모터가 회전 속도를 유지하도록 상기 제1 모터 및 상기 제2 모터를 제어하는, 회전익 드론.
  9. 제 8 항에 있어서,
    상기 비행 제어부는,
    상기 제2 방향이 반시계 방향인 경우, 상기 스와시 플레이트의 상면이 상기 비행 명령에 대응하는 방향을 기준으로 좌측으로 향하도록 상기 스와시 플레이트가 기울어지게 상기 기울기 조절기를 제어하는, 회전익 드론.
  10. 제 8 항에 있어서,
    상기 비행 제어부는,
    상기 제2 방향이 시계 방향인 경우, 상기 스와시 플레이트의 상면이 상기 비행 명령에 대응하는 방향을 기준으로 우측 방향을 향하도록 상기 스와시 플레이트가 기울어지게 상기 기울기 조절기를 제어하는, 회전익 드론.
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