KR102529824B1 - 하이브리드 동력 시스템을 이용한 무인 비행체 및 그 제어 방법 - Google Patents

하이브리드 동력 시스템을 이용한 무인 비행체 및 그 제어 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 하이브리드 동력 시스템을 이용한 무인 비행체 및 그 제어 방법에 관한 것이다. 본 발명에 따른 하이브리드 동력 시스템을 이용한 무인 비행체는 프로펠러에 동력을 제공하는 복수의 모터, 전력을 생성하는 발전기, 연료를 이용하여 발전기를 구동하는 엔진, 발전기에서 생성된 전력을 저장하고, 복수의 모터에 전력을 공급하는 배터리, 모터 제어 PWM 신호에 따라 복수의 모터 중에서 대응하는 모터를 구동하는 복수의 인버터, 그리고 복수의 인버터에 모터 제어 PWM 신호를 전달하고, 복수의 인버터에 전달되는 모터 제어 PWM 신호의 PWM 값을 합산한 값을 구하는 비행 조종 컴퓨터를 포함한다. 엔진은 PWM 합산 값에 기초해서 생성되는 엔진 제어 PWM 신호에 따라 발전기를 구동한다.

Description

하이브리드 동력 시스템을 이용한 무인 비행체 및 그 제어 방법{Unmanned aerial vehicle using hybrid power system and its control method}
본 발명은 하이브리드 동력 시스템을 이용한 무인 비행체 및 그 제어 방법에 관한 것이다.
종래 멀티콥터 방식의 소형 드론(무인기)은 배터리를 주 동력원으로 사용하기 때문에 비행시간이 최대 30분 내외로 짧아서 임무수행이 매우 제한적이다.
배터리를 동력으로 사용하는 드론은 별도의 동력제어장치가 필요하지 않으며, 배터리의 방전에너지를 기반으로 드론의 비행임무에 적합하게 모터-프로펠러 출력을 제어한다.
배터리의 짧은 체공시간을 극복하기 위한 방안으로 엔진과 발전기, 배터리를 조합한 하이브리드 동력시스템이 드론에 적용되고 있으며, 하이브리드 동력시스템을 사용할 경우 드론의 체공시간을 최소 2배 이상 증대시킬 수 있다.
하이브리드 동력시스템을 드론에 적용하기 위해서는 엔진-발전기 성능 및 배터리의 특성을 고려한 동력제어가 필요하며, 일반적으로 배터리를 통해 유지되는 시스템 전압을 기반으로 엔진-발전기 출력을 조절하는 방식을 사용한다.
도 1은 종래 하이브리드 동력시스템의 제어 방식을 설명하기 위한 도면이다.
도 1을 참조하면, 드론에서 FCC(비행조종컴퓨터)를 통해 PWM 신호 기반으로 ESC(인버터)에 의해 모터-프로펠러 출력을 조절할 수 있으며, 이때 모터에서 사용하는 전력에너지에 따라서 배터리의 시스템 전압이 변동된다.
하이브리드 드론에서는 일반적으로 드론의 비행 조종 컴퓨터(FCC: Flight control computer)는 모터-프로펠러 출력을 제어하고 그에 따라서 하이브리드 시스템의 제어기(PMU)가 별도로 엔진의 스로틀을 제어하는 방식을 사용한다.
시스템 전압이 변동되면, 하이브리드 시스템의 동력제어기(PMU: Power management unit)가 전압변동범위에 따라서 엔진의 스로틀을 조절함으로서 당초 설정된 시스템 전압으로 돌아가도록 제어한다.
기존 하이브리드 드론의 경우 시스템 전압을 기반으로 엔진-발전기 출력을 조절하기 때문에, 순간적인 출력변동에 대응하기가 어렵고 드론의 비행 중 모터-프로펠러 부하변동에 따라서 시스템 전압이 변동되면 그에 따라서 순차적으로 엔진-발전기 출력조절이 이루어지기 때문에 실제 엔진-발전기 시스템의 조절출력 발생까지 시간지연이 불가피하게 발생하며, 결과적으로 동시간대 엔진-발전기 출력과 배터리의 충/방전특성 부조화로 시스템의 불안정성을 초래하고 배터리의 손상을 야기할 수 있다.
이러한 종래 방식을 사용할 경우 동력 시스템의 순간적 급격한 출력 증가시 배터리의 충전전류 한계를 넘는 상황이 발생하여 배터리를 차단시킬 수 있으며, 또는 동력 시스템의 순간적 급격한 출력감소로 시스템 전압이 비정상적으로 상승하는 위험요소로 작용할 수 있다.
본 발명이 해결하고자 하는 기술적 과제는 하이브리드 동력시스템을 이용한 무인 비행체 및 그 제어 방법을 제공하는 것이다.
상기한 기술적 과제를 해결하기 위한 본 발명에 따른 하이브리드 무인 비행체는 프로펠러에 동력을 제공하는 복수의 모터, 전력을 생성하는 발전기, 연료를 이용하여 상기 발전기를 구동하는 엔진, 상기 발전기에서 생성된 전력을 저장하고, 상기 복수의 모터에 전력을 공급하는 배터리, 모터 제어 PWM 신호에 따라 상기 복수의 모터 중에서 대응하는 모터를 구동하는 복수의 인버터, 그리고 상기 복수의 인버터에 모터 제어 PWM 신호를 전달하고, 상기 복수의 인버터에 전달되는 모터 제어 PWM 신호의 PWM 값을 합산한 값(이하 'PWM 합산 값'이라 함)을 구하는 비행 조종 컴퓨터를 포함한다.
상기 엔진은 상기 PWM 합산 값에 기초해서 생성되는 엔진 제어 PWM 신호에 따라 상기 발전기를 구동한다.
상기 비행 조종 컴퓨터가 엔진 제어 PWM 신호를 생성할 수 있다.
상기 비행 조종 컴퓨터는 상기 배터리의 출력(P=VI)이 미리 정해진 설정 범위를 벗어나면 상기 엔진 제어 PWM 신호의 PWM 값을 증가 또는 감소시킬 수 있다. 여기서 V는 배터리의 출력 전압, I는 배터리의 출력 전류이다.
상기 하이브리드 무인 비행체는 상기 엔진 제어 PWM 신호를 생성하는 동력제어기를 더 포함할 수 있다.
상기 동력제어기는 상기 배터리의 출력이 미리 정해진 설정 범위를 벗어나면 상기 엔진 제어 PWM 신호의 PWM 값을 증가 또는 감소시킬 수 있다.
상기한 기술적 과제를 해결하기 위한 본 발명에 따른 하이브리드 무인 비행체의 제어 방법은, 복수의 인버터에 모터 제어 PWM 신호를 전달하는 단계, 상기 복수의 인버터에 전달되는 모터 제어 PWM 신호의 PWM 합산 값에 기초하여 엔진 제어 PWM 신호를 생성하여 엔진에 전달하는 단계, 그리고 상기 엔진에 의해 구동되는 배터리의 출력이 미리 정해진 설정 범위를 벗어나면 상기 엔진 제어 PWM 신호의 PWM 값을 증가 또는 감소시키는 단계를 포함한다.
상기 복수의 인버터에 전달되는 모터 제어 PWM 신호의 PWM 합산 값에 기초하여 엔진 제어 PWM 신호를 생성하여 엔진에 전달하는 단계는, 비행 조종 컴퓨터가 상기 PWM 합산 값을 동력제어기에 전달하는 단계, 그리고 상기 동력제어기가 상기 PWM 합산 값에 기초하여 상기 엔진 제어 PWM 신호를 생성하여 상기 엔진에 전달하는 단계를 포함한다.
컴퓨터에 상기 방법을 실행시키기 위한 프로그램을 기록한 컴퓨터로 읽을 수 있는 기록매체를 포함할 수 있다.
본 발명에 의하면 각각의 모터-인버터를 통해 구동하는 전체 소요 동력에 대응하여 엔진-발전기의 출력을 실시간으로 동시에 제어할 수 있다. 또한 종래 시스템 전압을 추종하지 않고 실제 동력을 제어하는 방식으로서 더욱 안정적이고 효율적인 하이브리드 무인 비행체 운용이 가능하다.
도 1은 종래 하이브리드 동력시스템의 제어 방식을 설명하기 위한 도면이다.
도 2는 본 발명의 제1 실시예에 따른 하이브리드 무인 비행체의 구성을 나타낸 블록도이다.
도 3은 본 발명의 제1 실시예에 따른 하이브리드 무인 비행체의 동작을 설명하기 위한 흐름도이다.
도 4는 본 발명의 제2 실시예에 따른 하이브리드 무인 비행체의 구성을 나타낸 블록도이다.
도 5는 본 발명의 제2 실시예에 따른 하이브리드 무인 비행체의 동작을 설명하기 위한 흐름도이다.
그러면 첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명의 실시예에 대하여 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 상세히 설명한다.
도 2는 본 발명의 제1 실시예에 따른 하이브리드 무인 비행체의 구성을 나타낸 블록도이다.
도 2를 참고하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 하이브리드 무인 비행체는 프로펠러(10a, 10b, …, 10n), 복수의 모터(20a, 20b, …, 20n), 복수의 인버터(30a, 30b, …, 30n), 비행 조종 컴퓨터(FCC : Flight control computer)(40), 발전기(50), 엔진(60) 및 배터리(70)를 포함할 수 있다.
프로펠러(10a, 10b, …, 10n)는 모터((20a, 20b, …, 20n)로부터 동력을 제공받아 회전할 수 있다.
모터(20a, 20b, …, 20n)는 배터리(70)로부터 전력을 공급받아 프로펠러(10a, 10b, …, 10n)에 동력을 제공한다.
인버터(30a, 30b, …, 30n)는 비행 조종 컴퓨터(40)로부터 모터 제어 PWM 신호를 입력받고, 그에 따른 모터 추력이 발생하도록 각각 대응하는 모터(20a, 20b, …, 20n)를 구동한다.
발전기(50)는 전력을 생성하여 모터(20a, 20b, …, 20n)에 전력을 공급할 수 있고 또한 배터리(70)를 충전할 수 있다.
엔진(60)은 연료를 이용하여 발전기(50)를 구동할 수 있다.
연료는 가솔린일 수 있으며, 하이브리드 무인 비행체의 연료 저장부(도시하지 않음)에 저장될 수 있다. 물론 가솔린 외에 다른 종류의 연료가 사용될 수도 있다.
배터리(70)는 발전기(50)에서 생성된 전력을 저장하고, 모터(20a, 20b, …, 20n)에 전력을 공급할 수 있다.
비행 조종 컴퓨터(40)는 하이브리드 무인 비행체의 비행 동작을 제어하는 기능을 수행한다. 비행 조종 컴퓨터(40)는 미리 정해진 프로그램에 따라 하이브리드 무인 비행체의 자율 비행을 제어하거나, 외부 조종 장치(도시하지 않음)로부터 전달되는 비행 조종 명령에 따라 하이브리드 무인 비행체의 비행 동작을 제어할 수 있다.
비행 조종 컴퓨터(40)는 인버터(30a, 30b, …, 30n)에 모터 제어 PWM 신호를 전달할 수 있다. 비행 조종 컴퓨터(40)는 인버터(30a, 30b, …, 30n)에 전달되는 모터 제어 PWM 신호의 PWM 값을 합산한 값(이하 'PWM 합산 값'이라 함)을 구할 수 있다.
비행 조종 컴퓨터(40)는 PWM 합산 값에 기초해서 엔진 제어 PWM 신호를 생성할 수 있다. 그리고 비행 조종 컴퓨터(40)는 생성된 엔진 제어 PWM 신호를 실시간으로 엔진(60)에 전달할 수 있다.
엔진(60)은 PWM 합산 값에 기초해서 생성되는 엔진 제어 PWM 신호에 따라 발전기(70)를 구동할 수 있다.
한편 비행 조종 컴퓨터(40)는 배터리(70)의 출력(P=VI)이 미리 정해진 설정 범위를 벗어나면 엔진 제어 PWM 신호의 PWM 값을 증가 또는 감소시킬 수 있다. 여기서 V는 배터리의 출력 전압, I는 배터리의 출력 전류이다.
예를 들어 배터리(70)의 출력이 미리 설정된 범위보다 높아지면, 비행 조종 컴퓨터(40)는 엔진 제어 PWM 신호의 PWM 값을 감소시킬 수 있다. 반대로 배터리(70)의 출력이 미리 설정된 범위보다 낮아지면, 비행 조종 컴퓨터(40)는 엔진 제어 PWM 신호의 PWM 값을 증가시킬 수 있다. 여기서 배터리 출력은 배터리 출력 전압과 출력 전류에 기초하여 구해질 수 있다.
이에 의해 하이브리드 무인 비행체의 비행 조종 컴퓨터(40)에서 각각의 모터-인버터를 통해 구동하는 전체 소요 동력에 대응하여 엔진-발전기의 출력을 실시간으로 동시에 제어할 수 있다. 종래 시스템 전압을 추종하지 않고 실제 동력을 제어하는 방식으로서 더욱 안정적이고 효율적인 하이브리드 무인 비행체 운용이 가능하다.
도 3은 본 발명의 제1 실시예에 따른 하이브리드 무인 비행체의 동작을 설명하기 위한 흐름도이다.
도 2 및 도 3을 참조하면, 비행 조종 컴퓨터(40)는 인버터(30a, 30b, …, 30n)에 모터 제어 PWM 신호를 전달할 수 있다(S310). 인버터(30a, 30b, …, 30n)는 모터 제어 PWM 신호를 전달받아 각각 대응하는 모터(20a, 20b, …, 20n)를 구동한다.
한편 비행 조종 컴퓨터(40)는 실시간으로 인버터(30a, 30b, …, 30n)에 전달되는 모터 제어 PWM 신호를 합산하고, PWM 합산 값에 기초하여 엔진 제어 PWM 신호를 생성하여 엔진(60)에 전달할 수 있다(S320).
단계(S310)와 단계(S320)는 실시간으로 거의 동시에 수행될 수 있다.
그리고 비행 조종 컴퓨터(40)는 배터리(80)의 출력이 미리 정해진 설정 범위를 벗어나는지 확인할 수 있다(S330). 단계(S330)에서 발전기(50) 및 엔진(60)의 동작에 의한 배터리 출력을 모니터링하고, 배터리 출력이 미리 정해진 설정 범위를 벗어나면 엔진 제어 PWM 신호를 조정하는 피드백 제어를 수행할 수 있다.
배터리 출력이 미리 정해진 설정 범위를 벗어나면(S330-N), 비행 조종 컴퓨터(40)는 엔진 제어 PWM 신호를 증가시키거나 감소시킬 수 있다(S340).
한편 배터리 출력이 미리 정해진 설정 범위에 있으면(S330-Y), 비행 조종 컴퓨터(40)는 엔진 제어 PWM 신호를 유지할 수 있다.
도 4는 본 발명의 제2 실시예에 따른 하이브리드 무인 비행체의 구성을 나타낸 블록도이다.
도 4를 참고하면, 본 발명의 제2 실시예에 따른 하이브리드 무인 비행체는 프로펠러(10a, 10b, …, 10n), 복수의 모터(20a, 20b, …, 20n), 복수의 인버터(30a, 30b, …, 30n), 비행 조종 컴퓨터(FCC : Flight control computer)(40), 발전기(50), 엔진(60) 및 배터리(70)를 포함할 수 있다.
본 발명의 제2 실시예의 구성 요소 중 제1 실시예의 구성 요소와 동일하게 동작하는 구성 요소에 대해서는 설명을 생략하고, 차이가 있는 부분에 대해서만 설명을 한다.
제1 실시예와 다르게 본 발명의 제2 실시예에 따른 하이브리드 무인 비행체는 동력제어기(PMU: Power management unit)(80)를 더 포함할 수 있다.
동력제어기(80)는 발전기(50), 엔진(60) 및 배터리(70)로 이루어지는 하이브리드 동력 시스템을 제어하는 기능을 수행할 수 있다.
비행 조종 컴퓨터(40)는 PWM 합산 값을 동력제어기(80)에 전달한다.
동력제어기(80)는 비행 조종 컴퓨터(40)에서 전달되는 PWM 합산 값에 기초해서 엔진 제어 PWM 신호를 생성할 수 있다. 그리고 동력제어기(80)는 생성된 엔진 제어 PWM 신호를 실시간으로 엔진(60)에 전달할 수 있다.
동력제어기(80)는 배터리(70)의 출력이 미리 정해진 설정 범위를 벗어나면 엔진 제어 PWM 신호의 PWM 값을 증가 또는 감소시킬 수 있다. 예를 들어 배터리(70)의 출력이 미리 설정된 범위보다 높아지면, 동력제어기(80)는 엔진 제어 PWM 신호의 PWM 값을 감소시킬 수 있다. 반대로 배터리(70)의 출력이 미리 설정된 범위보다 낮아지면, 동력제어기(80)는 엔진 제어 PWM 신호의 PWM 값을 증가시킬 수 있다. 여기서 배터리 출력은 배터리 출력 전압과 출력 전류에 기초하여 구해질 수 있다.
이에 의해 하이브리드 무인 비행체의 동력제어기(80)에서 각각의 모터-인버터를 통해 구동하는 전체 소요 동력에 대응하여 엔진-발전기의 출력을 실시간으로 동시에 제어할 수 있다. 종래 시스템 전압을 추종하지 않고 실제 동력을 제어하는 방식으로서 더욱 안정적이고 효율적인 하이브리드 무인 비행체 운용이 가능하다.
도 5는 본 발명의 제2 실시예에 따른 하이브리드 무인 비행체의 동작을 설명하기 위한 흐름도이다.
도 4 및 도 5를 참조하면, 비행 조종 컴퓨터(40)는 인버터(30a, 30b, …, 30n)에 모터 제어 PWM 신호를 전달할 수 있다(S510). 인버터(30a, 30b, …, 30n)는 모터 제어 PWM 신호를 전달받아 각각 대응하는 모터(20a, 20b, …, 20n)를 구동한다.
한편 비행 조종 컴퓨터(40)는 실시간으로 인버터(30a, 30b, …, 30n)에 전달되는 모터 제어 PWM 신호를 합산한 값을 동력제어기(80)에 전달한다(S515).
그러면 동력제어기(80)는 PWM 합산 값에 기초하여 엔진 제어 PWM 신호를 생성하여 엔진(60)에 전달할 수 있다(S520).
단계(S510), 단계(S515) 및 단계(S520)는 실시간으로 거의 동시에 수행될 수 있다.
그리고 동력제어기(80)는 배터리(80)의 출력이 미리 정해진 설정 범위를 벗어나는지 확인할 수 있다(S530). 단계(S530)에서 발전기(50) 및 엔진(60)의 동작에 의한 배터리 출력을 모니터링하고, 배터리 출력이 미리 정해진 설정 범위를 벗어나면 엔진 제어 PWM 신호를 조정하는 피드백 제어를 수행할 수 있다.
배터리 출력이 미리 정해진 설정 범위를 벗어나면(S530-N), 동력제어기(80)는 엔진 제어 PWM 신호를 증가시키거나 감소시킬 수 있다(S540).
한편 배터리 출력이 미리 정해진 설정 범위에 있으면(S530-Y), 동력제어기(80)는 엔진 제어 PWM 신호를 유지할 수 있다.
이상에서 설명된 실시예들은 하드웨어 구성요소, 소프트웨어 구성요소, 및/또는 하드웨어 구성요소 및 소프트웨어 구성요소의 조합으로 구현될 수 있다. 예를 들어, 실시예들에서 설명된 장치, 방법 및 구성요소는, 예를 들어, 프로세서, 콘트롤러, ALU(arithmetic logic unit), 디지털 신호 프로세서(digital signal processor), 마이크로컴퓨터, FPGA(field programmable gate array), PLU(programmable logic unit), 마이크로프로세서, 또는 명령(instruction)을 실행하고 응답할 수 있는 다른 어떠한 장치와 같이, 하나 이상의 범용 컴퓨터 또는 특수 목적 컴퓨터를 이용하여 구현될 수 있다. 처리 장치는 운영 체제(OS) 및 상기 운영 체제 상에서 수행되는 하나 이상의 소프트웨어 애플리케이션을 수행할 수 있다. 또한, 처리 장치는 소프트웨어의 실행에 응답하여, 데이터를 접근, 저장, 조작, 처리 및 생성할 수도 있다. 이해의 편의를 위하여, 처리 장치는 하나가 사용되는 것으로 설명된 경우도 있지만, 해당 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자는, 처리 장치가 복수 개의 처리 요소(processing element) 및/또는 복수 유형의 처리 요소를 포함할 수 있음을 알 수 있다. 예를 들어, 처리 장치는 복수 개의 프로세서 또는 하나의 프로세서 및 하나의 콘트롤러를 포함할 수 있다. 또한, 병렬 프로세서(parallel processor)와 같은, 다른 처리 구성(processing configuration)도 가능하다.
소프트웨어는 컴퓨터 프로그램(computer program), 코드(code), 명령(instruction), 또는 이들 중 하나 이상의 조합을 포함할 수 있으며, 원하는 대로 동작하도록 처리 장치를 구성하거나 독립적으로 또는 결합적으로(collectively) 처리 장치를 명령할 수 있다. 소프트웨어 및/또는 데이터는, 처리 장치에 의하여 해석되거나 처리 장치에 명령 또는 데이터를 제공하기 위하여, 어떤 유형의 기계, 구성요소(component), 물리적 장치, 가상 장치(virtual equipment), 컴퓨터 저장 매체 또는 장치에 영구적으로, 또는 일시적으로 구체화(embody)될 수 있다. 소프트웨어는 네트워크로 연결된 컴퓨터 시스템 상에 분산되어서, 분산된 방법으로 저장되거나 실행될 수도 있다. 소프트웨어 및 데이터는 하나 이상의 컴퓨터 판독 가능 기록 매체에 저장될 수 있다.
실시예에 따른 방법은 다양한 컴퓨터 수단을 통하여 수행될 수 있는 프로그램 명령 형태로 구현되어 컴퓨터 판독 가능 매체에 기록될 수 있다. 상기 컴퓨터 판독 가능 매체는 프로그램 명령, 데이터 파일, 데이터 구조 등을 단독으로 또는 조합하여 포함할 수 있다. 상기 매체에 기록되는 프로그램 명령은 실시예를 위하여 특별히 설계되고 구성된 것들이거나 컴퓨터 소프트웨어 당업자에게 공지되어 사용 가능한 것일 수도 있다. 컴퓨터 판독 가능 기록 매체의 예에는 하드 디스크, 플로피 디스크 및 자기 테이프와 같은 자기 매체(magnetic media), CD-ROM, DVD와 같은 광기록 매체(optical media), 플롭티컬 디스크(floptical disk)와 같은 자기-광 매체(magneto-optical media), 및 롬(ROM), 램(RAM), 플래시 메모리 등과 같은 프로그램 명령을 저장하고 수행하도록 특별히 구성된 하드웨어 장치가 포함된다. 프로그램 명령의 예에는 컴파일러에 의해 만들어지는 것과 같은 기계어 코드뿐만 아니라 인터프리터 등을 사용해서 컴퓨터에 의해서 실행될 수 있는 고급 언어 코드를 포함한다. 상기된 하드웨어 장치는 실시예의 동작을 수행하기 위해 하나 이상의 소프트웨어 모듈로서 작동하도록 구성될 수 있으며, 그 역도 마찬가지이다.
이상과 같이 실시예들이 비록 한정된 도면에 의해 설명되었으나, 해당 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 상기를 기초로 다양한 기술적 수정 및 변형을 적용할 수 있다. 예를 들어, 설명된 기술들이 설명된 방법과 다른 순서로 수행되거나, 및/또는 설명된 시스템, 구조, 장치, 회로 등의 구성요소들이 설명된 방법과 다른 형태로 결합 또는 조합되거나, 다른 구성요소 또는 균등물에 의하여 대치되거나 치환되더라도 적절한 결과가 달성될 수 있다.
10a, 10b, …, 10n: 프로펠러
20a, 20b, …, 20n: 모터
30a, 30b, …, 30n: 인버터
40: 비행 조종 컴퓨터(FCC)
50: 발전기
60: 엔진
70: 배터리
80: 동력제어기(PMU)

Claims (8)

  1. 프로펠러에 동력을 제공하는 복수의 모터,
    전력을 생성하는 발전기,
    연료를 이용하여 상기 발전기를 구동하는 엔진,
    상기 발전기에서 생성된 전력을 저장하고, 상기 복수의 모터에 전력을 공급하는 배터리,
    모터 제어 PWM 신호에 따라 상기 복수의 모터 중에서 대응하는 모터를 구동하는 복수의 인버터, 그리고
    상기 복수의 인버터에 모터 제어 PWM 신호를 각각 전달하고, 상기 복수의 인버터에 각각 전달되는 모터 제어 PWM 신호의 PWM 값을 합산한 값(이하 'PWM 합산 값'이라 함)을 실시간으로 구하는 비행 조종 컴퓨터
    를 포함하고,
    상기 엔진은 상기 PWM 합산 값에 기초해서 실시간으로 생성되는 엔진 제어 PWM 신호에 따라 상기 발전기를 구동하는 하이브리드 동력 시스템을 이용한 무인 비행체.
  2. 제 1 항에서,
    상기 비행 조종 컴퓨터가 엔진 제어 PWM 신호를 생성하는 하이브리드 동력 시스템을 이용한 무인 비행체.
  3. 제 2 항에서,
    상기 비행 조종 컴퓨터는 상기 배터리의 출력이 미리 정해진 설정 범위를 벗어나면 상기 엔진 제어 PWM 신호의 PWM 값을 증가 또는 감소시키는 하이브리드 동력 시스템을 이용한 무인 비행체.
  4. 제 1 항에서,
    상기 엔진 제어 PWM 신호를 생성하는 동력제어기를 더 포함하는 하이브리드 동력 시스템을 이용한 무인 비행체.
  5. 제 4 항에서,
    상기 동력제어기는 상기 배터리의 출력이 미리 정해진 설정 범위를 벗어나면 상기 엔진 제어 PWM 신호의 PWM 값을 증가 또는 감소시키는 하이브리드 동력 시스템을 이용한 무인 비행체.
  6. 복수의 인버터에 모터 제어 PWM 신호를 각각 전달하는 단계,
    상기 복수의 인버터에 각각 전달되는 모터 제어 PWM 신호의 PWM 합산 값에 기초하여 엔진 제어 PWM 신호를 생성하여 엔진에 실시간으로 전달하는 단계, 그리고
    상기 엔진에 의해 구동되는 배터리의 출력이 미리 정해진 설정 범위를 벗어나면 상기 엔진 제어 PWM 신호의 PWM 값을 증가 또는 감소시키는 단계
    를 포함하는 하이브리드 동력 시스템을 이용한 무인 비행체의 제어 방법.
  7. 제 6 항에서,
    상기 복수의 인버터에 전달되는 모터 제어 PWM 신호의 PWM 합산 값에 기초하여 엔진 제어 PWM 신호를 생성하여 엔진에 전달하는 단계는,
    비행 조종 컴퓨터가 상기 PWM 합산 값을 동력제어기에 전달하는 단계, 그리고
    상기 동력제어기가 상기 PWM 합산 값에 기초하여 상기 엔진 제어 PWM 신호를 생성하여 상기 엔진에 전달하는 단계
    를 포함하는 하이브리드 동력 시스템을 이용한 무인 비행체의 제어 방법.
  8. 제 6 항 또는 제 7 항에 기재된 방법을 실행시키기 위한 프로그램을 기록한 컴퓨터로 읽을 수 있는 기록매체.




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