수직 이착륙 무인기 및 이의 자세제어 방법{VERTICAL TAKEOFF AND LANDING UNMANNED AERIAL VEHICLE AND POSITION CONTROL METHOD THEREOF}

본 발명은 복수의 프로펠러를 이용하여 고정날개의 조종면 기능을 대체하는 수직 이착륙 무인기 및 이의 자세제어 방법에 관한 것이다.

일반적으로 사람이 타지 않고 무선전파의 유도에 의해서 비행하는 드론(drone)은 비행기와 같이 기체의 좌우에 평판형의 날개가 구비되는 고정익(翼) 드론과, 헬리콥터와 같이 기체의 둘레에 복수의 로터가 설치되는 회전익 드론으로 구분된다.

고정익 드론은 도 4의 (a)에 도시된 바와 같이, 좌우측에 구비된 평판형의 날개를 통하여 양력을 발생시키고, 각 날개의 후방에는 틸트 메커니즘을 적용하여 상하 회동 가능한 조종면(control surface)(200)이 구비되어 비행 중 기체의 자세를 제어할 수 있다.

회전익 드론은 도 4의 (b)에 도시된 바와 같이, 기체의 둘레에 배치되어 회전되는 복수의 프로펠러를 통해 양력을 발생시키고, 복수의 프로펠러를 부분적으로 제어하여 비행을 제어할 수 있다.

그러나 고정익 드론의 경우 기체의 좌우에 구비된 날개를 통하여 고속비행 및 장기비행이 가능하나, 수직 이착륙이 불가능하고, 조종면에 적용되는 틸트 메커니즘은 구조가 복잡하여 기체의 고장확률을 높임은 물론, 유지보수가 어렵고, 생산단가가 높아 고가의 비용이 발생되는 문제점이 있었다.

또한, 회전익 드론의 경우 기체의 둘레에 구비된 복수의 로터를 통하여 양력을 발생시켜 수직 이착륙이 가능하고 기체의 자세제어가 용이하나, 비행속도가 매우 느리고, 비행시간이 짧으며, 비행을 유지하기 위해선 로터가 항시 회전상태를 유지하고 있어야만 하는 문제점이 있었다.

본 발명은 전술한 바와 같은 문제점들을 해결하기 위해 창출된 것으로서, 본 발명이 해결하고자 하는 과제는 고정익과 회전익이 지닌 장점을 혼합하여 비행 시에는 고정날개를 이용하고, 비행 중 기체의 자세제어가 필요할 경우에만 자세제어장치를 선택적으로 구동시켜 신속하게 기체의 자세제어를 수행할 수 있는 수직 이착륙 무인기 및 수직 이착륙 무인기의 자세제어 방법을 제공하는 것이다.

상기한 과제를 달성하기 위한 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 무인기는, 기체, 상기 기체의 좌측 및 우측에 대칭 배치되는 고정날개, 그리고 상기 고정날개의 전방 및 후방에 배치되고, 상기 기체의 자세제어가 필요할 경우, 선택적으로 구동되어 상기 기체를 롤(roll) 축, 피치(pitch) 축 및 요우(yaw) 축 중 적어도 어느 하나를 기준으로 미리 설정된 각도만큼 회전시켜 상기 기체의 자세제어를 수행하는 자세제어장치를 포함한다.

또한, 상기 고정날개는 상기 기체의 우측에 배치된 제1 날개 및 상기 기체의 좌측에 배치된 제2 날개를 포함하고, 상기 자세제어장치는 상기 제1 날개의 전방에 배치되는 제1 회전부, 상기 제2 날개의 전방에 배치되는 제2 회전부, 상기 제2 날개의 후방에 배치되는 제3 회전부, 그리고 상기 제1 날개의 후방에 배치되는 제4 회전부를 포함한다.

또한, 상기 제1 회전부, 상기 제2 회전부, 상기 제3 회전부 및 상기 제4 회전부는 각각 구동모터, 및 상기 구동모터에 결합되어 상기 구동모터의 구동에 따라 회전되는 프로펠러를 포함하고, 상기 구동모터 및 상기 프로펠러의 회전중심축은 상기 요우 축에 평행하게 배치된다.

또한, 상기 수직 이착륙 무인기는 상기 롤 축과 평행한 회전중심축을 가지도록 상기 기체의 후방에 배치되어 추력을 발생시키는 제5 회전부를 더 포함하고, 상기 자세제어장치는 상기 제5회전부의 좌측에 배치되고 상기 피치 축과 평행한 회전중심축을 가지는 제6 회전부, 그리고 상기 제5회전부의 우측에 배치되고 상기 제6회전부와 동일한 회전중심축을 가지는 제7 회전부를 더 포함한다.

또한, 상기 기체는 상기 제1 회전부 및 상기 제2 회전부가 회전될 경우, 피치각도가 상승하게 되고, 상기 제3 회전부 및 상기 제4 회전부가 회전될 경우, 피치각도가 하강하게 된다.

또한, 상기 기체는 상기 제1 회전부 및 상기 제4 회전부가 회전될 경우, 상기 롤 축을 기준으로 상기 제1 날개가 들리게 되고, 상기 제2 회전부 및 상기 제3 회전부가 회전될 경우, 상기 롤 축을 기준으로 상기 제2 날개가 들리게 된다.

또한, 상기 기체는 상기 제6 회전부가 회전될 경우, 상기 요우 축을 기준으로 시계방향으로 회전되고, 상기 제7 회전부가 회전될 경우, 상기 요우 축을 기준으로 반시계방향으로 회전된다.

본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 무인기의 자세제어 방법은 기체, 상기 기체의 좌측 및 우측에 대칭 배치되는 고정날개, 그리고 상기 고정날개의 전방 및 상기 고정날개의 후방에 배치되고, 상기 기체의 자세제어가 필요할 경우, 선택적으로 구동되어 상기 기체를 롤 축, 피치 축 및 요우 축 중 어느 하나를 기준으로 미리 설정된 각도만큼 회전시켜 상기 기체의 자세제어를 수행하는 자세제어장치를 포함하는 수직 이착륙 무인기의 자세제어 방법으로서, 상기 기체의 롤 축, 피치 축, 요우 축에 관한 각속도, 가속도 및 지자기를 이용하거나, 영상을 이용하여 상기 기체의 자세 값에 해당하는 롤 축, 피치 축, 요우 축에 관한 각도 값을 도출하는 단계, 상기 기체의 롤 축, 피치 축, 요우 축에 관한 목표 값을 입력하는 단계, 그리고 상기 상기 자세 값과 � �기 목표 값을 비교하여 상기 자세제어장치를 선택적으로 구동시키는 단계를 포함한다.

또한, 상기 기체의 상기 자세 값과 상기 목표 값을 비교하여 상기 자세제어장치를 선택적으로 구동시키는 단계는, 이들 값이 서로 일치할 경우, 상기 자세제어장치의 작동을 보류한 후, 다시 상기 기체의 자세 값을 확인하며, 이들 값이 서로 불일치할 경우, 보상이 이루어져야 될 회전방향을 확인한 후, 상기 자세제어장치 중 일부를 선정하여 미리 설정된 시간 및 rpm으로 구동시켜, 상기 기체를 미리 설정된 각도만큼 회전시킨다.

본 발명에 의하면, 고정날개의 전방 및 후방에 기체의 자세제어를 수행하는 복수의 자세제어장치를 배치함으로써, 고정날개에 고가의 틸팅 메커니즘이 적용된 별도의 조종면을 구비하지 않고, 신속하고 정확하게 기체의 자세제어를 수행함은 물론, 전체 구조를 단순화시켜 유지보수가 용이하고, 비용을 절감할 수 있다.

또한, 복수의 자세제어장치는 기체의 자세제어가 요구될 경우에만 선택적으로 구동되어, 에너지 효율을 극대화할 수 있다.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 무인기를 개략적으로 나타낸 도면이다.
도 2는 도 1의 "A"부분을 확대한 확대도이다.
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 무인기의 자세제어 방법을 나타낸 순서도이다.
도 4는 종래의 수직 이착륙 무인기를 개략적으로 나타낸 도면이다.

이하에서 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예를 상세히 설명한다.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 무인기를 개략적으로 나타낸 도면이고, 도 2는 도 1의 "A"부분을 확대한 확대도이다. 참고로, 도 1에서 각각의 회전부를 기체 또는 날개에 연결하는 구성은 본 발명의 요지와는 무관하여 설명의 편의 상 도시 생략하였다.

도 1을 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 무인기(100)(이하 '수직 이착륙 무인기(100)'라 함)는 기체(10)와 그 좌측 및 우측에 대칭 배치되는 고정날개(20)를 포함한다. 예컨대, 고정날개(20)는 비행방향(도 1 기준 좌상향)을 기준으로 기체(10)의 우측에 배치된 제1 날개(21) 및 기체(10)의 좌측에 배치된 제2 날개(23)를 포함할 수 있다.

또한, 본 수직 이착륙 무인기(100)는 비행 중 기체(10)의 자세를 제어하는 자세제어장치(30; 31, 32, 33, 34, 36, 37)를 포함한다.

자세제어장치(30)는 고정날개(20)의 전, 후방에 배치되어, 기체(10)의 자세제어가 필요할 경우, 선택적으로 필요한 회전수와 시간동안 회전시켜 롤(roll) 축, 피치(pitch) 축 및 요우(yaw) 축 중 적어도 어느 하나의 축으로 기체(10)의 자세제어를 수행한다. 이러한 자세제어장치(30)의 배치위치 및 수량은 기체(10)의 3축, 즉 롤 축, 피치 축 및 요우 축에 대한 충분한 모멘트를 방생시킬 수 있도록 정해질 수 있다.

더 자세하게는, 자세제어장치(30)는 제1 날개(21)의 전방에 배치되는 제1 회전부(제1 프로펠러)(31), 제2 날개(23)의 전방에 배치되는 제2 회전부(제2 프로펠러)(32), 제2 날개(23)의 후방에 배치되는 제3 회전부(제3 프로펠러)(33), 그리고 제1 날개(21)의 후방에 배치되는 제4 회전부(제4 프로펠러)(34)를 포함할 수 있다. 즉, 자세제어장치(30)는 각 고정날개(20)의 전방 및 후방에 각각 배치되되, 기체(10)를 중심으로 좌, 우가 서로 대칭되도록 배치되어 선택적인 구동을 통해 기체(10)의 롤 축, 피치 축 및 요우 축 방향의 모멘트를 상호 보상할 수 있다.

이들 프로펠러의 개수와 배치는 3축에 대해 충분한 모멘트(ㅁM)를 발생시킬 수 있어야 하는데, 본 실시예에서 롤, 피치, 요우 방향의 3축의 자세제어를 위한 모멘트 평형식은 아래와 같으며, 각각의 프로펠러는 개별적으로 제어될 수 있다.

<수학식 1>

(여기서, 아래 점차 1은 제1 프로펠러, 2는 제2 프로펠러, 3은 제3 프로펠러, 4는 제4 프로펠러, 6은 제6 프로펠러, 7은 제7 프로펠러를 각각 나타낸다.)

또한, 각각의 자세제어장치(30)는 도 2에 도시된 바와 같이, 구동모터(30a) 및 구동모터(30a)에 결합되어 구동모터(30a)의 구동에 따라 회전되는 프로펠러(30b)를 포함할 수 있다. 이때, 각 구동모터(30a) 및 프로펠러(30b)의 회전충심축(RA)은 요우 축에 평행하게 배치될 수 있다. 즉, 자세제어장치(30)는 회전 시 기체(10)에 양력을 발생시킬 수 있도록 수직 배치될 수 있다.

한편, 본 수직 이착륙 무인기(100)는 추력을 발생시키는 제5 회전부(35)를 더 포함할 수 있다.

제5 회전부(35)는 롤 축과 평행한 회전충심축(RA)을 가지도록 기체(10)의 후방에 배치되어 추력을 발생시킬 수 있다. 예시적으로, 제5 회전부(35)는 기체(10)의 후방뿐만 아니라 제1 날개(21) 및 제2 날개(23)에도 각각 적용될 수 있다.

또한, 자세제어장치(30)는 요우 축 방향의 모멘트 발생을 더 용이하게 할 수 있도록, 제5회전부의 좌측에 배치되는 제6 회전부(36) 및 제5회전부의 우측에 배치되는 제7 회전부(37)를 더 포함할 수 있다. 제6 회전부(36) 및 제7 회전부(37)는 기체(10)를 중심으로 서로 좌우 대칭 배치되고, 피치 축과 평행한 회전충심축(RA)을 가질 수 있다.

상기한 자세제어장치(30)의 구동에 따른 기체(10)의 움직임을 살펴보면, 기체(10)는 각 자세제어장치(30)의 제1 회전부(31), 제2 회전부(32), 제3 회전부(33) 및 제4 회전부(34)가 동시에 회전될 경우에는 양력이 발생되어 수직방향으로 상승하고, 제5 회전부(35)가 회전될 경우에는 추력이 발생되어 전진비행을 수행할 수 있다.

또한, 기체(10)는 제1 회전부(31) 및 제2 회전부(32)가 회전될 경우에는 피치각도가 상승하여 피치 축을 기준으로 기체(10)의 전방이 들리게 되고, 제3 회전부(33) 및 제4 회전부(34)가 회전될 경우에는 피치각도가 하강하여 피치 축을 기준으로 후방이 들리게 된다.

또한, 기체(10)는 제1 회전부(31) 및 제4 회전부(34)가 회전될 경우에는 기체(10)의 우측부위에만 양력이 발생되어 롤 축을 기준으로 기체(10)의 우측이 들리게 되고, 반대로 제2 회전부(32) 및 제3 회전부(33)가 회전될 경우에는 기체(10)의 좌측부위에만 양력이 발생되어 롤 축을 기준으로 기체(10)의 좌측이 들리게 된다.

또한, 기체(10)는 제6 회전부(36)가 회전될 경우에는 요우 축을 기준으로 시계방향(도 1 기준)으로 회전되고, 제7 회전부(37)가 회전될 경우에는 요우 축을 기준으로 반시계방향으로 회전될 수 있다.

이하에서는 본 발명의 한 실시예에 따른 수직 이착륙 무인기(100)의 자세제어 방법에 대하여 설명한다.

참고로, 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 무인기(100)의 자세제어 방법을 설명하기 위한 각 구성에 대해서는 설명의 편의상 본 수직 이착륙 무인기(100)를 설명하면서 사용한 도면부호를 동일하게 사용하기로 하고, 중복된 설명은 생략하기로 한다.

도 3은 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 무인기(100)의 자세제어 방법을 나타낸 순서도이다.

도 3을 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 수직 이착륙 무인기(100)의 자세제어 방법(이하 '수직 이착륙 무인기(100)의 자세제어 방법'이라 함)은 기체(10), 기체(10)의 좌측 및 우측에 대칭 배치되는 고정날개(20), 그리고 고정날개(20)의 전방 및 후방에 배치되고, 기체(10)의 자세제어가 필요할 경우, 선택적으로 소정의 회전수와 시간만큼 구동되어 기체(10)를 롤 축, 피치 축 및 요우 축 중 적어도 어느 하나를 기준으로 회전시켜 기체(10)의 자세제어를 수행하는 자세제어장치(30)를 포함하는 수직 이착륙 무인기(100)의 자세제어 방법이다.

먼저, 본 발명에 따른 자세제어 방법은, 자이로 센서, 가속도 센서 및 지자기 센서 또는 경우에 따라 영상으로 확인 가능한 가시광선, 초음파, 레이저 등의 전자기파 센서를 이용하여 기체(10)의 자세 값을 획득한다(S110). 즉, 본 발명에 따른 자세제어 방법은, 기체(10)의 롤 축, 피치 축, 요우 축에 관한 각속도, 가속도 및 지자기를 이용하거나, 경우에 따라 영상을 이용하여 기체(10)의 자세 값에 해당하는 기체(10)의 롤 축, 피치 축, 요우 축에 관한 각도 값을 도출한다.

다음, 기체(10)의 롤 축, 피치 축, 요우 축에 관한 목표 값(target attitude)을 입력한다(S120). 즉, 제어부는 기체(10)의 롤 축, 피치 축 및 요우 축의 각 각도 값이 도출되면, 현재 비행 상태 및 주변 환경조건 등에 따라 기체(10)가 유지하고자 하는 롤 축, 피치 축, 요우 축에 관한 소정의 목표 값을 입력한다.

마지막으로, 기체(10)의 롤 축, 피치 축, 요우 축에 관한 각도 값을 기체(10)의 롤 축, 피치 축, 요우 축에 관한 목표 값과 비교한다(S130).

이때, 제어부는 현재 기체(10)의 자세 값과 입력된 목표 값을 서로 비교하여, 이들이 서로 일치할 경우에는 자세제어장치(30)의 작동을 보류한 후, 다시 기체(10)의 자세 값을 확인하는 과정을 수행한다.

반대로, 제어부는 기체(10)의 자세 값과 목표 값이 서로 일치하지 않을 경우에는 보상이 이루어지도록 가동할 자세제어장치(30)를 선정하고 미리 설정된 시간 및 rpm으로 구동시킨다(S140).

이처럼 본 발명에 의하면, 고정날개(20)의 전방 및 후방에 기체(10)의 자세제어를 수행하는 복수의 자세제어장치(30)를 배치함으로써, 고정날개(20)에 고가의 틸팅 메커니즘이 적용된 별도의 조종면을 구비하지 않고, 신속하고 정확하게 기체(10)의 자세제어를 수행함은 물론, 전체 구조를 단순화시켜 유지보수가 용이하고, 비용을 절감할 수 있다.

또한, 복수의 자세제어장치(30)는 기체(10)의 자세제어가 요구될 경우에만 선택적으로 구동되어, 에너지 효율을 극대화할 수 있다.

이상에서 본 발명의 실시예를 설명하였으나, 본 발명의 권리범위는 이에 한정되지 아니하며 본 발명의 실시예로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 용이하게 변경되어 균등한 것으로 인정되는 범위의 모든 변경 및 수정을 포함한다.

100. 수직 이착륙 무인기
10. 기체
20. 고정날개
21. 제1 날개 23. 제2 날개
30. 자세제어장치
30a. 구동모터 30b. 프로펠러
31. 제1 회전부 32. 제2 회전부
33. 제3 회전부 34. 제4 회전부
35. 제5 회전부 36. 제6 회전부
37. 제7 회전부
RA. 회전중심축
x. 롤 축
y. 피치 축
z. 요우 축