소형 항공기용 엔진 발전기 및 이를 장착한 드론

소형 항공기용 엔진 발전기 및 이를 장착한 드론{POWER PLANT DEVICE OF SMALL AIRCRAFT AND DRONE HAVING THE SAME}

본 발명은 소형 항공기에 사용되며 연료를 사용하는 엔진 발전기 및 이를 장착한 드론에 관한 것으로, 보다 상세하게는 드론의 특성을 그대로 유지할 수 있도록 엔진동력 모두들 전기로 변환 생산하여 드론의 다축에 장착한 모터에 동력으로 제공하는 소형 항공기용 엔진 발전기 및 이를 장착한 드론을 제공하는데 있다.

최근 드론으로 통칭되는 R/C 모형항공기나 소형 무인 항공기는 무인 항공기의 조종장치, 자동비행 컴퓨터 등과 같은 전자 장비를 작동시키기 위해 무게가 가볍고 출력이 높은 배터리를 구비해야 한다.

그러나 현재까지 RC 모형항공기와 무인 항공기에 장착되는 배터리는 무인 항공기의 비행시간을 수십 분으로 단축시키는 원인이 되고 있다. 이러한 문제를 해결하는 방법은 여러 개의 배터리나 대용량의 배터리를 무인항공기에 탑재하는 것이 가장 손쉬운 방법이나 무인 항공기에 장착되는 배터리의 개수가 무한정 증가될 수는 없으며 대용량 배터리는 무겁기 때문에 무인 항공기에 장착되는데 여러 가지 문제점이 발생된다.

이러한 기존 배터리의 문제점을 극복하기 위해 무게가 가벼우면서도 오랜 시간을 사용할 수 있는 리튬폴리머(lithium polymer) 배터리를 적용하는 기술이 개발되었다.

그러나, 전술한 리튬폴리머 배터리 또한 1 시간 이상의 전원공급이 어렵고, 주변 온도나 습기에 의해 그 사용시간은 더욱 짧아지는 문제점이 있다.

최근에는 전술한 일반 배터리와 리튬폴리머 배터리의 문제점을 극복하기 위해 하이브리드 추진 시스템(Hybrid Propulsion System : HPS)이 개발되고 있다. 이러한 HPS는 항공기의 비행형태(flight phase)에 따라 에너지 사용의 효율화를 제안하는 것으로, 내연기관과 발전기를 결합하여, 일부 비행형태에서는 발전기를 전기모터로 사용함으로써 항공기의 추진력을 얻는 방식이다. 보다 구체적으로, HPS는 도 1에 도시된 바와 같이 항공기 엔진(내연기관)이 프로펠러를 구동하면서 동축에 연결된 전기모터로 전기를 생산한다. 그리고 HPS는 배터리에 전기에너지를 저장한 후 비행형태에 따라 에너지원을 엔진으로부터 직접 제공받거나 배터리의 전기에너지만을 사용하거나, 또는 이들 모두를 혼합사용 함으로써 에너지 효율을 높이는 것이다.

그러나, 이러한 HPS는 항공기 엔진이 직접/간접적으로 프로펠러 등의 추진장치에 연결되어 있으므로 항공기 엔진의 동력이 일부분만 전기 생산에 사용되며, 다수의 프로펠러를 구비한 드론 등에 사용하기가 어렵다는 문제점이 있다.

또한, HPS는 에너지 효율을 높이는 것이나 고정익 형태에서만 사용가능하다. 이러한 고정익은 회전익과는 달리 양력을 발생하는 날개가 고정되어 있고 일정속도 이상에서는 고정된 날개가 중력을 보상하므로 추진력인 추력을 전기모터의 동력만을 이용해 프로펠라를 구동하여 비행을 시킬 수 있다.

반면, 회전익은 고정익 날개를 대신하는 블레이드를 계속해서 회전시켜 중력을 보상하는 방식이 주 이므로, 엔진동력만큼의 발전과 에너지 저장장치를 탑재해야하는 비효율적 구성을 갖는다.

한편, 드론은 다축의 프로펠러 또는 블레이드가 모터의 회전수(또는 발생하는 추력) 조절방식이 아니거나 일부 엔진동력을 직접 이용하려면, 드론은 다축으로 엔진동력을 분산시키는 미션이 있어야 하며, 다축 각각은 엔진동력을 가변시키는 장치가 필요하게 된다.

그래서, 엔진동력을 드론에 사용하지 않은 이유가 미션이나 각 축의 가변장치가 기계적 요소로 무겁고, 제어 해상도(각 축의 가변장치에 기계 액추에이터가 장착되어야 하는데 모터회전수를 직선 운동으로 바꾸면서 기계적 손실과 액추에이터 거리의 미세조종의 한계)가 나빠져 드론의 안정적인 비행특성을 잃게 되는 문제가 발생되기 때문이다.

따라서, 본 발명의 목적은 산업용 드론의 비행한계(비행시간, 임무중량 등)를 극복할 수 있고, 외부환경에 민감하지 않으며, 소형화 및 경량화가 가능한 소형 항공기용 엔진 발전기 및 이를 장착한 드론을 제공하는데 있다.

상술한 본 발명의 목적을 달성하기 위하여, 본 발명의 일 실시예에서는 구동력을 생성하는 항공기 엔진, 및 상기 구동력의 전부를 전기 생성에 사용하기 위해 항공기 엔진의 회전축에 연결되며, 상기 회전축으로 구동력을 전달받아 전기를 생성하는 발전기를 포함하는 소형 항공기용 엔진 발전기를 제공한다.

또한, 본 발명의 목적을 달성하기 위하여, 본 발명의 다른 실시예에서는 전술한 소형 항공기용 엔진 발전기를 장착한 드론을 제공한다.

본 발명에 의하면, 기존 배터리를 장착한 드론과 비교했을 때 탑재된 연료량에 비례하여 비행시간을 늘릴 수 있으며 온도, 습도 등 대기환경에 의한 성능저하 문제를 개선할 수 있다.

또한, 본 발명은 일반항공기에 부착된 발전기와 달리 고출력 발전기를 이용함으로써 항공기 엔진의 동력 100%를 오직 전기만을 생산하는데 사용하므로, 항공기 엔진을 장착하기 위한 기어박스 사용을 배제시킬 수 있다.

아울러, 본 발명은 드론뿐만 아니라 무인비행장치, 무인항공기에도 사용할 수 있다.

도 1은 종래의 하이브리드 추진 시스템을 설명하기 위한 개략도이다.
도 2는 본 발명에 따른 엔진 발전기의 일 실시예를 나타내는 구성도이다.
도 3은 본 발명에 따른 엔진 발전기의 다른 실시예를 나타내는 구성도이다.
도 4는 본 발명에 따른 엔진 발전기의 일 실시예를 나타내는 사시도이다.
도 5는 도 4의 엔진 발전기를 나타내는 정면도이다.
도 6은 도 4의 엔진 발전기를 나타내는 측면도이다.

이하, 첨부도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시 예들에 의한 소형 항공기용 엔진 발전기(이하, '엔진 발전기'라고 약칭함), 및 이를 장착한 드론을 상세하게 설명한다.

도 2는 본 발명에 따른 엔진 발전기의 일 실시예를 나타내는 구성도이며, 도 3은 본 발명에 따른 엔진 발전기의 다른 실시예를 나타내는 구성도이다.

도 2 및 도 3을 참조하면, 본 발명에 따른 엔진 발전기는 연료를 이용해 드론이나, 무인 비행기, 또는 무인 항공기 등 소행 비행기의 구동에 필요한 동력을 발생시키는 장치이다.

구체적으로, 상기 엔진 발전기는 구동력을 생성하는 항공기 엔진(10) 및, 상기 구동력의 전부를 전기 생성에 사용하도록 항공기 엔진(10)에 연결되어 전기를 생성하는 발전기(20)를 포함하며, 선택적으로, 상기 항공기 엔진(10)의 회전수를 감지하는 회전수센서(30)와, 상기 회전수센서(30)에 감지된 회전수에 따라 항공기 엔진(10)의 회전수를 조정하는 통합제어기(40)와, 항공기 엔진(10)의 온도를 측정하는 온도센서(50)와, 항공기 엔진(10)을 냉각시키는 냉각장치(60)와 상기 발전기(20)를 통해 생성된 전기를 정류하는 전압조정기(70)를 더 포함할 수 있다.

이하, 도면을 참조하여 각 구성요소별로 보다 구체적으로 설명한다.

도 4는 본 발명에 따른 엔진 발전기의 일 실시예를 나타내는 사시도이고, 도 5는 도 4의 엔진 발전기를 나타내는 정면도이며, 도 6은 도 4의 엔진 발전기를 나타내는 측면도이다.

도 4 내지 도 6을 참조하면, 본 발명에 따른 엔진 발전기는 케이스(90)를 더 포함할 수 있다.

상기 케이스(90)는 엔진 발전기의 각 구성요소의 설치공간을 제공하는 것으로, 블록구조를 갖도록 형성되고 중공이 형성되며, 상면과 측면에 중공에 연통된 개방구가 각각 형성될 수 있다.

본 발명에 따른 엔진 발전기가 드론에 장착되는 경우, 상기 케이스(90)는 드론의 내부에 설치된다.

특정 양태로서, 본 발명에 따른 케이스(90)는 도 4 내지 도 6에 도시된 바와 같이 상부에 전방에서 후면으로 갈수록 상승하는 기울어진 경사면(92)을 갖도록 형성될 수 있다.

보다 구체적으로, 케이스(90)는 좌측면 및 우측면에 공기를 순환시키기 위한 측면 개방구가 각각 형성되고, 후면에는 항공기 엔진(10)에 필요한 공기를 흡입하기 위한 후면 개방구가 형성되며, 상면에는 기울어진 경사면(92)을 중심으로 그 양측에 항공기 엔진(10) 및 발전기(20)를 냉각시키기 위한 공기가 유입되는 상면 개방구가 각각 형성된다.

도 4 내지 도 6을 참조하면, 본 발명에 따른 엔진 발전기는 항공기 엔진(10)을 포함한다.

상기 항공기 엔진(10)은 상기 케이스(90)의 내부에 설치되며 연료를 이용하여 기계 에너지인 구동력을 생성하는 것으로, 통합제어기(40)의 스타트 신호에 따라 외부로부터 주입된 연료를 연소하여 구동력을 생성한다.

보다 구체적으로, 항공기 엔진(10)은 연료탱크에 저장된 연료를 흡입하고, 흡입한 연료를 압축시킨다. 그리고 항공기 엔진(10)은 압축한 연료에 열을 가해서 폭발시켜서 기계 에너지를 생성한다.

이러한 항공기 엔진(10)은 가솔린 엔진, 디젤 엔진, HCCI(Homogeneous Charge Compression Ignition) 엔진 중 어느 하나의 엔진을 포함하여 구성되며, 연료로는 가솔린이나 경유 중 어느 하나를 사용할 수 있다.

도 4 및 도 6을 참조하면, 본 발명에 따른 엔진 발전기는 발전기(20)를 포함한다.

상기 발전기(20)는 상기 케이스(90)의 내부에 설치되고 항공기 엔진(10)에 연결된 것으로, 항공기 엔진(10)의 회전축에 연결되고 상기 회전축으로 구동력을 전달받아 전기 에너지를 생성한다. 여기서, 회전축은 항공기 엔진(10)의 크랭크 샤프트(crank shaft)를 의미한다.

상기 발전기(20)는 생성된 전기를 통합제어기(40)로 제공하거나 전압조정기(70)를 통해 통합제어기(40)로 제공한다.

필요에 따라, 상기 항공기 엔진(10)의 제1 회전축과 발전기(20)의 제2 회전축이 견고히 결합되어 항공기 엔진(10)의 구동력을 발전기(20)가 원활히 전달받을 수 있도록 제1 회전축과 제2 회전축 사이에는 동력전달부가 구비될 수 있다.

상기 동력전달부는 제1 벨트 풀리, 벨트 및 제2 벨트 풀리를 포함한다. 구체적으로, 상기 제1 벨트 풀리는 항공기 엔진(10)의 회전축, 즉 엔진의 크랭크 샤프트(crank shaft)와 연결되어 엔진에 의하여 발생된 구동력을 전달하고, 상기 제2 벨트 풀리는 제1 벨트 풀리와 연동되어 제1 벨트 풀리로부터 구동력을 전달받으며, 벨트는 제1 벨트 풀리 및 제2 벨트 풀리를 감쌈으로써 제1 벨트 풀리로부터 제2 벨트 풀리로 구동력을 전달한다.

이러한 동력전달부로는 벨트에 의하여 연결되는 제1 벨트 풀리 및 제2 벨트 풀리뿐만 아니라 체인에 의하여 연결되는 제1 스프라켓(sprocket) 및 제2 스프라켓도 사용이 가능하며, 서로 치합되어 구동되는 제1 기어 및 제2 기어 또한 사용이 가능하다.

도 4를 참조하면, 본 발명에 따른 엔진 발전기는 회전수센서(30)를 포함한다.

상기 회전수센서(30)는 항공기 엔진(10)에 설치되어 항공기 엔진(10)의 회전수를 감지하는 것으로, 실시간이나 주기적으로 상기 회전수에 대한 회전수정보를 생성하여 통합제어기(40)로 전송한다.

이러한 회전수센서(30)는 통합제어기(40)에 유선으로 연결되거나 무선으로 연결될 수 있다. 이를 위해, 회전수센서(30)에는 통합제어기(40)와의 무선통신을 위한 통신모듈이 구비될 수 있다.

도 4 내지 도 6을 참조하면, 본 발명에 따른 엔진 발전기는 항공기 엔진(10)의 온도에 따라 항공기 엔진(10)을 냉각하는 온도제어장치가 포함될 수 있다.

일반적인 회전익 비행체, 예컨대 헬리콥터는 블레이드를 회전시키는 구동력을 제공하는 항공기 엔진이 블레이드의 하부에 배치되므로, 비행환경에서 발생된 공기흐름을 이용이 가능해서 상기 항공기 엔진을 냉각시킬 수 있기 때문에 별도의 온도제어장치를 필요로 하지 않는다.

그러나, 본 발명의 드론은 일반적인 헬리콥터와 달리 항공기 엔진이 몸체에 장착되고, 프로펠러가 몸체와 일정거리로 이격된 다축에 장착되므로 제자리비행에서 항공기 엔진을 냉각하기 위한 공기흐름을 충분히 확보하지 못한다. 또한, 드론은 산업적 활용에서 낮은 비행속도에서 운용이 기대되므로 엔진발전기의 항공기 엔진은 냉각효율 때문에 장시간 비행에 불리하므로, 본 발명의 엔진 발전기는 항공기 엔진(10)을 냉각시키는 온도제어장치를 필요로 한다.

구체적으로, 상기 온도제어장치는 온도센서(50) 및 냉각장치(60)를 포함한다.

상기 온도센서(50)는 항공기 엔진(10)에 설치되어 항공기 엔진(10)의 온도를 측정하는 것으로, 실시간이나 주기적으로 항공기 엔진(10)의 온도에 대한 온도정보를 생성하여 통합제어기(40)나 냉각장치(60)로 전송한다.

이러한 온도센서(50)는 통합제어기(40)나 냉각장치(60) 중 어느 하나와 유선 또는 무선으로 연결될 수 있다. 이를 위해, 온도센서(50)에는 통합제어기(40)나 냉각장치(60)와의 무선통신을 위한 통신모듈이 구비될 수 있다.

상기 냉각장치(60)는 상기 케이스(90)에 설치되고 상기 통합제어기(40)나 온도센서(50)에 연결된 것으로, 본 발명의 엔진 발전기에 통합된 형태로 통합제어기(40)의 제어에 따라 항공기 엔진(10)과 발전기(20)를 냉각시킬 수 있다면 어떠한 냉각장치를 사용하여도 무방하다. 여기서, 냉각장치(60)가 발전기(20)까지 냉각시키는 것은 발전기(20)에 포함된 고정자석이 온도가 올라감에 따라 자력효과가 상실되는 경우, 발전기(20)의 성능 저하가 발생될 수 있기 때문이다.

본 발명에 따른 냉각장치(60)는 항공기 엔진(10)과 발전기(20)가 안전 범위에서 능력을 발휘하도록 가열된 항공기 엔진(10)과 발전기(20)를 함께 냉각시킬 수 있도록 구성되는 것이 바람직하다.

제1 실시 양태로서, 본 발명에 따른 냉각장치(60)는 전기모터(62), 및 프로펠러(64)로 구성될 수 있다.

상기 전기모터(62)는 케이스(90)에 설치되며, 통합제어기(40)에 연결되어 통합제어기(40)의 제어에 따라 구동한다.

상기 프로펠러(64)는 상기 전기모터(62)에 결합되며, 전기모터(62)의 구동에 따라 항공기 엔진(10) 및 발전기(20)를 냉각시킬 수 있도록 항공기 엔진(10) 및 발전기(20) 방향으로 바람을 제공하는 구조를 갖도록 형성된다. 선풍기의 프로펠러(64)와 같이 전 방향으로 바람을 제공하는 날개 구조는 공지된 기술이므로, 보다 구체적인 설명은 생략한다.

필요에 따라 선택적으로, 전기모터(62) 및 프로펠러(64)를 포함한 냉각장치(60)는 상기 케이스(90)에 양력 및 추력을 발생시켜 엔진 발전기에 작용하는 중력을 줄여줄 수 있도록 구성될 수 있다. 이를 위해, 상기 전기모터(62)는 상기 케이스(90)의 경사면(92)에 설치되며, 상기 프로펠러(64)는 상기 케이스(90)의 후면 방향 및 저면 방향으로 바람을 제공하도록 전기모터(62)에 설치된다. 한편, 필요에 따라 선택적으로 보다 많은 동력을 필요로 하는 비교적 대형의 드론에 적용하기 위하여 상기 엔진 발전기를 다수해 조합하여 사용할 수도 있다. 이를 위하여 상기 케이스에는 2 개 이상의 엔진 발전기를 연결하여 확장 사용할 수 있도록 하는 결합수단(예를 들면, 서로 견고히 결합될 수 있는 돌출부와 함몰부 등의 형태)을 가질 수 있다. 이 경우, 엔진 발전기의단순화 및 무게 및 부피의 증가 방지를 위하여 엔진과 발전기의 냉각을 위한 장치는 공유하여 사용할 수 있다. 구체적으로 상기 냉각을 위한 전기모터(62) 및 프로펠러(64)는 조합된 두 개의 엔진 발전기에 냉각효과를 제공할 수 있는데, 이를 위하여 상기 전기모터(62)와 프로펠러(64)가 위치하는 케이스 상면에 레일 등이 구비되고, 상기 프로펠러(64)가 연결된 상기 전기모터(62)는 상기 레일을 따라 이동할 수 있도록 구성되어 하나의 프로펠러로써 두 개의 엔진 발전기에 모두 냉각효과를 제공할 수도 있다. 또한, 상기 프로펠러는 최대의 램 공기(ram air)를 공급받도록 속도를 내고자 하는 비행방향으로 프로펠러가 기울어지게 설치될 수 있다.

제2 실시 양태로서, 본 발명에 따른 냉각장치(60)는 냉각수가 포함된 라디에이터로 구성될 수 있다.

상기 라디에이터는 항공기 엔진(10) 및 발전기(20)에서 발생한 열을 냉각수를 통해 흡수하여 대기 속으로 방출하는 것으로, 냉각수가 항공기 엔진(10) 및 발전기(20) 주위를 통과할 수 있도록 케이스(90)에 설치된다. 이때, 냉각수는 드론 본체의 내부로 들어오는 찬 공기로 냉각된다. 필요에 따라, 라디에이터는 항공기 엔진(10) 및 발전기(20)에 접촉되도록 형성될 수 있다.

제3 실시 양태로서, 본 발명에 따른 냉각장치(60)는 상기 라디에이터와 전기모터, 및 프로펠러를 포함하여 구성될 수 있다.

상기 전기모터 및 프로펠러는 외부로부터 유입되는 공기흐름이 라디에이터의 내부를 순환하는 냉각수를 냉각시키는데 부족한 경우, 상기 라디에이터 방향으로 바람을 제공하는 구성이다. 이를 위해, 상기 전기모터는 케이스(90)에 설치되며, 통합제어기(40)에 연결되어 통합제어기(40)의 제어에 따라 구동한다.

본 발명에 따른 엔진 발전기는 전압조정기(70)를 더 포함할 수 있다.

상기 전압조정기(70)는 상기 발전기(20)에 설치되고 통합제어기(40)에 연결된 것으로, 발전기(20)로부터 입력된 전압을 정류하는 기능을 제공한다.

보다 구체적으로, 전압조정기(70)는 발전기(20)로부터 입력된 전압을 정류하여 정전압을 형성하고, 상기 정전압을 각 구성요소에 적합한 조정 전압으로 변환한다.

이러한 전압조정기(70)는 외부적 인터페이스를 통해 드론 본체에 내장된 배터리에 연결되어 정류된 전기 에너지를 제공할 수 있다. 이때, 상기 배터리는 엔진 발전기의 항공기 엔진(10)을 시동하고, 항공기 엔진(10) 실패(fail)시 드론이 추락하는 동안에 드론 본체에 구비된 각 축의 모터에 동력을 제공한다.

삭제

도 4 내지 도 6을 참조하면, 본 발명에 따른 엔진 발전기는 통합제어기(40)를 포함한다.

상기 통합제어기(40)는 상기 케이스(90), 바람직하게는 도 4와 같이 케이스(90)의 전면에 설치되고 상기 회전수센서(30)와 항공기 엔진(10) 및 발전기(20)에 연결된 것으로, 회전수센서(30)에 감지된 항공기 엔진(10)의 회전수에 따라 항공기 엔진(10)의 회전수를 조정하는 기능을 제공한다.

다시 말해, 상기 통합제어기(40)는 항공기 엔진(10)의 엔진 회전수를 일정하게 유지시켜 항공기 엔진(10)이 발전용량을 유지하도록 도와준다. 예를 들어, 동절기에는 항공기 엔진(10)의 시동 후 항공기 엔진(10)의 온도가 일정수준으로 올라갈 때까지 엔진의 회전수를 조절하지 않을 필요가 있다. 따라서, 통합제어기(40)는 항공기 엔진(10)이 일정 온도에 도달하면 발전에 필요한 회전수까지 도달하도록 명령을 제공하고, 이후 목표 회전수를 유지토록 항공기 엔진(10)을 제어한다.

이러한 통합제어기(40)는 자체 마련된 통신장치나 드론 등에 설치된 통신장치를 통해 외부의 조정장치(미도시)로부터 송신된 제어신호를 수신하면, 제어신호를 판단하여 제어신호에 해당하는 작업을 수행한다. 예를 들어, 통합제어기(40)는 조정장치로부터 송신된 스타트 신호가 수신되면 항공기 엔진(10)을 가동하도록 제어할 수 있다. 이때, 통합제어기(40)는 항공기 엔진(10)에 연료와 오일이 유입될 수 있도록 연료탱크와 오일탱크에 설치된 밸브를 개방시키는 신호를 각 밸브에 전송할 수 있다.

또한, 통합제어기(40)는 온도센서(50) 및 냉각장치(60)에 연결되며, 온도센서(50)로부터 수집된 온도정보에 따라 냉각장치(60)를 제어하여 항공기 엔진(10)을 냉각시킨다. 예컨대, 통합제어기(40)는 온도정보를 분석하여 항공기 엔진(10)이 미리 지정된 온도를 초과한 것으로 판단되면, 항공기 엔진(10)의 온도를 낮출 수 있도록 냉각장치(60)를 통해 항공기 엔진(10)을 냉각시킨다. 그리고 통합제어기(40)는 온도정보를 분석하여 항공기 엔진(10)이 미리 지정된 온도를 초과하지 않는 것으로 판단되면, 해당 온도가 유지되도록 냉각장치(60)를 제어하지 않는다.

이하, 본 발명에 따른 엔진 발전기의 동작을 상세히 설명한다.

먼저, 항공기의 엔진은 연료탱크에 저장된 연료를 이용하여 기계 에너지를 생성한다. 다시 말해, 항공기 엔진(10)은 통합제어기(40)로부터 스타트 신호가 전송되면, 연료탱크에 저장된 연료를 흡입, 압축, 폭발시켜서 기계 에너지를 생성한다.

이어서, 발전기(20)는 통합제어기(40)의 제어에 따라 항공기 엔진(10)에서 생성한 기계 에너지를 전기 에너지로 변환시킨다. 이때, 항공기의 엔진 출력이 변하면 엔진의 회전수 또한 변하므로, 발전기(20)로부터 발생된 전압의 크기 또한 변한다. 따라서 전압조정기(70)는 발전기(20)로부터 발생된 전기에너지의 전압을 입력받고 전압의 크기가 변하더라도 일정 크기의 정전압을 형성하며, 상기 정전압을 일정 크기의 조정 전압으로 변환한 후 통합제어기(40)의 제어에 따라 각 구성요소에 공급한다.

상기 전기에너지가 냉각장치(60)에 제공된 경우, 냉각장치(60)를 구성하는 전기모터(62)는 전기 에너지를 이용하여 역학적 에너지로 변환하고, 역학적 에너지를 이용하여 프로펠러(64)를 회전시켜 항공기 엔진(10) 및 발전기(20)에 바람을 제공한다.

한편, 본 발명은 전술한 엔진 발전기를 장착한 드론을 제공한다.

보다 구체적으로, 본 발명에 따른 드론은 몸체, 통신부, 추진부, 제어부, 엔진 발전기를 포함한다.

상기 몸체는 드론의 외형을 제공하는 것으로, 비행기와 같은 유선형 구조를 갖거나 직육면체형 구조를 갖도록 형성될 수 있다.

상기 통신부는 사용자 단말기나 조정장치와 무선 네트워크로 연결되어 스타트 신호, 위치변경 신호 등과 같은 제어신호를 수신하는 구성이다. 이때, 사용자 단말기로는 스마트폰, 노트북, 태블릿 PC 등이 사용될 수 있다.

상기 추진부는 제어부에 연결된 것으로, 제어부의 제어에 따라 몸체를 상하, 좌우, 전후 방향으로 이동시킬 수 있도록 몸체에 복수개가 설치된다. 이러한 추진부는 드론에 널리 이용되는 프로펠러의 회전에 의해 발생되는 추력을 적용한 프로펠러 방식이 권장되지만, 상기 프로펠러 방식 외에도 블레이드 등 다양한 실시예가 가능하므로, 상기 프로펠러 방식에 한정되지 않는다.

상기 제어부는 드론의 비행을 제어하거나 알고리즘을 관장하는 것으로, 상기 몸체의 일측에 구비되며 상기 추진부와 엔진 발전기에 연결된다.

이와 같이, 엔진 발전기를 장착한 드론은 동일 무게의 배터리를 장착한 드론에 비해 약 2배 이상 비행시간이 증가하고, 온도나 습도 등의 대기환경에 영향을 받는 배터리와 달리 온도나 습도에 상관없이 일정한 비행성능을 제공할 수 있다. 또한, 엔진 발전기를 장착한 드론은 상기 엔진 발전기와 유사한 가격대의 배터리를 장착한 드론에 비해 비행시간이 최소 2배에서 최대 8배정도까지 우수하거나, 유상하중(payload)을 현재 농업용 무인헬기 수준 이상으로 구현할 수 있다.

필요에 따라, 본 발명에 따른 드론은 연료탱크와 오일탱크 및 배기통(80)을 더 포함할 수 있다.

상기 연료탱크는 드론 몸체에 설치되어 항공기 엔진(10)에 공급되는 연료를 보관하는 것으로, 항공기 엔진(10)에 연료를 주입하는 연료배관을 통해 연결된다.

상기 오일탱크는 드론 몸체에 설치되어 항공기 엔진(10)에 공급되는 오일을 보관하는 것으로, 항공기 엔진(10)에 오일을 주입하는 오일배관을 통해 연결된다.

상기 배기통(80)은 항공기 엔진(10)에 생성된 배기가스를 드론 본체의 외부로 배출하는 것으로, 일측이 드론 본체에 연결된다.

이상에서 본 발명의 바람직한 실시예를 참조하여 설명하였지만, 해당 기술분야의 숙련된 당업자는 하기의 특허청구범위에 기재된 본 발명의 사상 및 영역으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있음을 이해할 수 있을 것이다.

10 : 항공기 엔진 20 : 발전기
30 : 회전수센서 40 : 통합제어기
50 : 온도센서 60 : 냉각장치
62 : 전기모터 64 : 프로펠러
70 : 전압조정기 80 : 배기통
90 : 케이스