KR102419721B1 - 하이브리드 전력공급시스템이 구비된 멀티콥터 - Google Patents

하이브리드 전력공급시스템이 구비된 멀티콥터 Download PDF

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Abstract

본 발명의 특징에 따르면, 인가되는 구동전원에 따라 프로펠러(111)를 회전시키는 복수 개의 모터(112)가 둘레에 이격 배치된 바디프레임(110); 상기 바디프레임(110)에 장착되고 일정량의 연료(F)가 저장된 연료탱크(120); 및 상기 연료탱크(120)로부터 공급되는 연료(F)를 연소하여 회전력을 발생시키는 엔진(211)과 상기 엔진(211)의 구동축(212)에 발전축(214)이 축결되어 함께 회전하면서 교류형태의 구동전원을 생성하는 발전기(213) 및 생성된 구동전원을 직류형태로 변환하여 각 모터(112)에 인가하는 정류부(215)를 포함하는 전원공급부(210) 및, 상기 전원공급부(210)로부터 각 모터(112)에 인가되는 구동전원의 전압값을 측정하고 설정된 목표전압값과 측정전압값을 비교한 오차값을 이용하여 상기 전원공급부(210)로부터 목표전압값을 갖는 구동전원이 출력되도록 상기 엔진(211)의 회전속도를 구동제어하는 임베디드부(230)를 포함하는 하이브리드 전력공급시스템(200);을 포함하는 멀티콥터가 제공된다.

Description

하이브리드 전력공급시스템이 구비된 멀티콥터{MULTI-COPTER HAVING HYBRID POWER SUPPLY SYSTEM}
본 발명은 하이브리드 전력공급시스템이 구비된 멀티콥터에 관한 것으로, 엔진 및 발전기의 구동으로 생성되는 전기에너지를 이용한 하이브리드 방식으로 비행구동하여 비행가능시간을 대폭 증대시킬 수 있는 하이브리드 전력공급시스템이 구비된 멀티콥터에 관한 것이다.
일반적으로 '드론'으로 알려진 멀티콥터는 여러 개의 프로펠러를 회전시켜 비행하는 항공기로서 군사용으로 개발되었으나 현재는 작업용, 레저용 및 보안감시용 등 다양한 목적으로 이용되고 있다.
도 1에는 종래기술에 따른 멀티콥터의 구성이 도시되어 있다. 도면을 참고하면 종래의 멀티콥터는 인가되는 구동전원에 따라 프로펠러(21)를 회전시키는 복수 개의 모터(20)가 둘레에 이격배치된 바디(10)와, 지상통제장치(GCS)와 무선통신하여 비행제어신호를 수신하는 통신부(30)와, 수신된 비행제어신호에 따라 각 모터(20)의 회전을 제어하여 설정된 방향으로 비행하도록 제어하는 비행제어부(40) 및, 바디(10)에 장착되어 각 모터(20)에 구동전원을 공급하는 배터리(50)로 구성되었다.
그러나, 전력소모가 큰 여러 개의 모터(20)를 동시에 구동시켜야 하기 때문에 배터리(50)에 저장된 전력이 단시간 내에 방전되어 최장 비행시간이 30분에 불과할 뿐만아니라 바디(10)에 조명이나 카메라와 같은 부수기재(60)를 장착하는 경우 그 무게로 인해 비행시간이 10분 이내로 더욱 줄어드는 문제점이 있었다.
또한, 비행시간을 확보하기 위해 배터리 용량을 늘리기 위한 방안이 강구되었으나 배터리 용량이 늘어날수록 멀티콥터의 무게 역시 증가하여 늘어난 배터리 용량에 비해 증가하는 비행시간은 그 정도가 미미하였다. 더불어, 배터리는 온도가 낮을수록 내부저항이 증가하고 전압이 낮아져 사용시간이 짧아지게 되며, 온도가 너무 높아도 방전속도가 빨라져 비행가능시간이 현저하게 단축되는 것은 물론 고온에 장시간 노출되면 배터리 성능이 저하되고 심한 경우 폭발의 위험이 있는 문제점이 있었다.
등록특허공보 제10-2225564호(2021.03.03), 자율주행 드론을 이용한 운송시스템.
본 발명은 상술한 문제점을 해결하기 위하여 창출된 것으로, 본 발명의 목적은 기존의 배터리 충전전원을 대체하여 엔진 및 발전기의 구동으로 생성되는 전기에너지를 모터의 구동전원으로 이용함으로써 비행가능시간을 대폭 증대시킬 수 있고 혹한기나 혹서기에도 안정적으로 구동전원을 공급할 수 있는 하이브리드 전력공급시스템이 구비된 멀티콥터를 제공하는 것에 있다.
본 발명의 특징에 따르면, 인가되는 구동전원에 따라 프로펠러(111)를 회전시키는 복수 개의 모터(112)가 둘레에 이격 배치된 바디프레임(110); 상기 바디프레임(110)에 장착되고 일정량의 연료(F)가 저장된 연료탱크(120); 및 상기 연료탱크(120)로부터 공급되는 연료(F)를 연소하여 회전력을 발생시키는 엔진(211)과 상기 엔진(211)의 구동축(212)에 발전축(214)이 축결되어 함께 회전하면서 교류형태의 구동전원을 생성하는 발전기(213) 및 생성된 구동전원을 직류형태로 변환하여 각 모터(112)에 인가하는 정류부(215)를 포함하는 전원공급부(210) 및, 상기 전원공급부(210)로부터 각 모터(112)에 인가되는 구동전원의 전압값을 측정하고 설정된 목표전압값과 측정전압값을 비교한 오차값을 이용하여 상기 전원공급부(210)로부터 목표전압값을 갖는 구동전원이 출력되도록 상기 엔진(211)의 회전속도를 구동제어하는 임베디드부(230)를 포함하는 하이브리드 전력공급시스템(200);을 포함하는 멀티콥터가 제공된다.
본 발명의 또 다른 특징에 따르면, 상기 하이브리드 전력공급시스템(200)은, 상기 정류부(215)로부터 출력되는 구동전원의 전압을 감지하여 측정가능한 전압레벨로 분압하는 제1분압기(221)와, 상기 정류부(215)로부터 출력되는 구동전원의 전류를 감지하여 노이즈를 제거하는 제1필터부(222)와, 상기 발전기(213)의 발전축(214)의 회전을 감지한 파형의 제로크로싱을 디텍팅하는 제로크로싱 디텍터(223) 및, 상기 임베디드부(230)로부터 출력되는 엔진제어신호의 노이즈를 제거하여 상기 엔진(211)에 입력하는 제2필터부(224)를 포함하는 신호전달부(220)를 더 포함하고, 상기 임베디드부(230)는, 상기 제1분압기(221)의 출력신호를 입력받아 상기 구동전원의 전압값을 측정하는 전압측정부(231)와, 상기 제1필터부(222)의 출력신호를 입력받아 상기 구동전원의 전류값을 측정하는 전류측정부(232)와, 상기 제로크로싱 디텍터(223)의 출력신호를 입력받아 상기 발전축(214)의 회전속도를 측정하는 회전측정부(233)와, 상기 전압측정부(231)로부터 측정된 측정전압값과 목표전압값을 비교하여 오차값을 산출하고 산출된 오차값을 이용하여 상기 전원공급부(210)로부터 목표전압값을 갖는 구동전원이 출력되도록 엔진(211)의 회전속도를 구동제어하기 위한 엔진제어신호를 출력하는 MCU(234) 및, 상기 MCU(234)로부터 출력되는 엔진제어신호의 전압을 감지하여 엔진(211)에서 인식가능한 전압레벨로 분압하는 제2분압기(235)를 포함하는 것을 특징으로 하는 멀티콥터가 제공된다.
본 발명의 또 다른 특징에 따르면, 상기 임베디드부(230)는, 상기 발전기(213)의 구동열을 측정하는 발전기온도 측정부(236)와, 상기 엔진(211)의 구동열을 측정하는 엔진온도 측정부(237)와, 상기 연료탱크(120)에 저장된 연료를 측정하는 연료측정부(238) 및, 상기 전압측정값, 전류측정값, 회전속도, 발전기온도 측정값, 엔진온도 측정값 및 연료측정값을 상기 바디프레임(110)에 장착된 디스플레이(113)에 표시하거나 지상통제장치(GCS)에 입력하기 위한 신호형태로 변환하여 출력하는 신호출력부(239)를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 멀티콥터가 제공된다.
본 발명의 또 다른 특징에 따르면, 상기 연료탱크(120)는 내부에 저장된 연료(F)를 배출하기 위한 배출구(121)가 형성되고, 상기 배출구(121)와 연통되어 배출되는 연료(F)를 외부로 분사하는 분사노즐(130); 및 입력되는 개폐제어신호에 따라 상기 배출구(121) 또는 분사노즐(130)을 개폐제어하는 전자밸브(140);를 더 포함하며, 정상비행 중에는 상기 분사노즐(130)이 폐쇄되도록 하고 상기 바디프레임(110)이 지상으로 추락하는 비상추락 조건이 감지되면 상기 분사노즐(130)이 개방되도록 개폐제어신호를 출력하여 연료탱크(120)에 저장된 연료(F)가 비워지도록 상기 전자밸브(140)를 구동제어하는 비행제어부(150);를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 멀티콥터가 제공된다.
본 발명의 또 다른 특징에 따르면, 상기 배출구(121)와 분사노즐(130) 사이에 연통되도록 장착되어 배출구(121)로 배출되는 연료(F)를 분사노즐(130)에 공급하되 일정길이로 연장되어 상기 분사노즐(130)이 모터(112)로부터 이격된 위치에서 연료(F)를 분사하도록 하며 연장된 길이가 조절되는 신축구조로 이루어진 연장관(161,162); 및 상기 연장관(161,162)이 신축동작하는데 필요한 구동력을 제공하는 신축구동부(170);를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 멀티콥터가 제공된다.
본 발명의 또 다른 특징에 따르면, 상기 연장관(161,162)은, 상기 연료탱크(120)의 일측으로부터 상기 바디프레임(110)이 전후로 연장된 방향(L)과 직교되는 측방(W)으로 연장되는 제1연장관(161) 및, 상기 연료탱크(120)의 타측으로부터 상기 제1연장관(161)과 반대되는 측방으로 연장되는 제2연장관(162)을 포함하고, 상기 비행제어부(150)는 바디프레임(110)의 비행방향을 감지하여, 상기 바디프레임(110)이 전방으로 비행하면 제1연장관(161)의 전자밸브(140a)와 제2연장관(162)의 전자밸브(140b)가 모두 개방되고, 상기 바디프레임(110)이 제1연장관(161)이 연장되는 측방으로 비행하면 제1연장관(161)의 전자밸브(140a)는 폐쇄되고 제2연장관(162)의 전자밸브(140b)는 개방되며, 상기 바디프레임(110)이 제2연장관(162)이 연장되는 측방으로 비행하면 제2연장관(162)의 전자밸브(140b)는 폐쇄되고 제1연장관(161)의 전자밸브(140a)는 개방되도록 구동제어하는 것을 특징으로 하는 멀티콥터가 제공된다.
본 발명의 또 다른 특징에 따르면, 상기 바디프레임(110) 상에서 상기 연료탱크(120)는 전방측에 장착되고, 상기 바디프레임(110)의 후방측에 배치되어 전후방향으로 연장된 레일(181)과, 상기 레일(181)에 지지되어 전후방으로 슬라이딩 이동하며 상부에 상기 엔진(211) 및 발전기(213)가 안착되는 슬라이딩프레임(182) 및, 입력되는 제어신호에 따라 상기 슬라이딩프레임(182)이 슬라이딩하며 수평이동하는데 필요한 구동력을 제공하는 슬라이딩 구동부(183)를 포함하는 무게중심 조절부(180);를 더 포함하며, 상기 임베디드부(230)는, 연료탱크(120)의 잔여연료를 측정하는 연료측정부(238) 및, 상기 연료측정부(238)로부터 입력되는 잔여연료 측정값을 기준으로 상기 슬라이딩프레임(182)의 수평위치를 조절하여 연료소모에 따라 상기 바디프레임(110)의 전방측이 후방측보다 상대적으로 가벼워지더라도 바디프레임(110)의 수평상태가 유지되도록 슬라이딩 구동부(183)를 구동제어하는 MCU(234)를 포함하는 것을 특징으로 하는 멀티콥터가 제공된다.
한편. 본 발명의 또 다른 특징에 따르면, 상기 바디프레임(110) 상에서 조종사(P)가 탑승하는 시트(114)는 전방측에 장착되고, 상기 바디프레임(110)의 후방측에 배치되어 전후방향으로 연장된 레일(181)과, 상기 레일(181)에 지지되어 전후방으로 슬라이딩 이동하며 상부에 상기 엔진(211) 및 발전기(213)가 안착되는 슬라이딩프레임(182) 및, 입력되는 제어신호에 따라 상기 슬라이딩프레임(182)이 슬라이딩하며 수평이동하는데 필요한 구동력을 제공하는 슬라이딩 구동부(183)를 포함하는 무게중심 조절부(180);를 더 포함하며, 상기 임베디드부(230)는, 시트(114)에 착석하는 조종사(P)의 체중을 측정하는 체중측정부(241) 및, 상기 체중측정부(241)로부터 입력되는 체중측정값을 기준으로 상기 슬라이딩프레임(182)의 수평위치를 조절하여 조종사(P)의 체중이 변경되더라도 바디프레임(110)의 수평상태가 유지되도록 슬라이딩 구동부(183)를 구동제어하는 MCU(234)를 포함하는 것을 특징으로 하는 멀티콥터가 제공된다.
이상에서와 같이 본 발명에 의하면,
첫째, 바디프레임(110)는 인가되는 구동전원에 따라 프로펠러(111)를 회전시키는 복수 개의 모터(112)가 둘레에 이격 배치되며, 연료탱크(120)는 상기 바디프레임(110)에 장착되고 일정량의 연료(F)가 저장되며, 하이브리드 전력공급시스템(200)은, 상기 연료탱크(120)로부터 공급되는 연료(F)를 연소하여 회전력을 발생시키는 엔진(211)과 상기 엔진(211)의 구동축(212)에 발전축(214)이 축결되어 함께 회전하면서 교류형태의 구동전원을 생성하는 발전기(213) 및 생성된 구동전원을 직류형태로 변환하여 각 모터(112)에 인가하는 정류부(215)를 포함하는 전원공급부(210) 및, 상기 전원공급부(210)로부터 각 모터(112)에 인가되는 구동전원의 전압값을 측정하고 설정된 목표전압값과 측정전압값을 비교한 오차값을 이용하여 상기 전원공급부(210)로부터 목표전압값을 갖는 구동전원이 출력되도록 상기 엔진(211)의 회전속도를 구동제어하는 임베디드부(230)를 포함함으로써, 기존의 배터리 충전전원을 대체하여 엔진(211) 및 발전기(213)의 구동으로 생성되는 전기에너지를 모터(112)의 구동전원으로 이용함으로써 비행가능시간을 대폭 증대시킬 수 있고 혹한기나 혹서기에도 안정적으로 구동전원을 공급할 수 있는 장점이 있다.
둘째, 상기 하이브리드 전력공급시스템(200)은, 상기 정류부(215)로부터 출력되는 구동전원의 전압을 감지하여 측정가능한 전압레벨로 분압하는 제1분압기(221)와, 상기 정류부(215)로부터 출력되는 구동전원의 전류를 감지하여 노이즈를 제거하는 제1필터부(222)와, 상기 발전기(213)의 발전축(214)의 회전을 감지한 파형의 제로크로싱을 디텍팅하는 제로크로싱 디텍터(223) 및, 상기 임베디드부(230)로부터 출력되는 엔진제어신호의 노이즈를 제거하여 상기 엔진(211)에 입력하는 제2필터부(224)를 포함하는 신호전달부(220)를 더 포함하고, 상기 임베디드부(230)는, 상기 제1분압기(221)의 출력신호를 입력받아 상기 구동전원의 전압값을 측정하는 전압측정부(231)와, 상기 제1필터부(222)의 출력신호를 입력받아 상기 구동전원의 전류값을 측정하는 전류측정부(232)와, 상기 제로크로싱 디텍터(223)의 출력신호를 입력받아 상기 발전축(214)의 회전속도를 측정하는 회전측정부(233)와, 상기 전압측정부(231)로부터 측정된 측정전압값과 목표전압값을 비교하여 오차값을 산출하고 산출된 오차값을 이용하여 상기 전원공급부(210)로부터 목표전압값을 갖는 구동전원이 출력되도록 엔진(211)의 회전속도를 구동제어하기 위한 엔진제어신호를 출력하는 MCU(234) 및, 상기 MCU(234)로부터 출력되는 엔진제어신호의 전압을 감지하여 엔진(211)에서 인식가능한 전압레벨로 분압하는 제2분압기(235)를 포함함으로써, 생성되는 구동전원이 목표전압값을 유지하도록 정밀하게 제어할 수 있다.
셋째, 상기 임베디드부(230)는, 상기 발전기(213)의 구동열을 측정하는 발전기온도 측정부(236)와, 상기 엔진(211)의 구동열을 측정하는 엔진온도 측정부(237)와, 상기 연료탱크(120)에 저장된 연료를 측정하는 연료측정부(238) 및, 상기 전압측정값, 전류측정값, 회전속도, 발전기온도 측정값, 엔진온도 측정값 및 연료측정값을 상기 바디프레임(110)에 장착된 디스플레이(113)에 표시하거나 지상통제장치(GCS)에 입력하기 위한 신호형태로 변환하여 출력하는 신호출력부(239)를 더 포함함으로써, 멀티콥터의 비행조종에 필요한 각종 데이터를 조종사에게 안내할 수 있다.
넷째, 상기 연료탱크(120)는 내부에 저장된 연료(F)를 배출하기 위한 배출구(121)가 형성되고, 분사노즐(130)은 상기 배출구(121)와 연통되어 배출되는 연료(F)를 외부로 분사하며, 전자밸브(140)는 입력되는 개폐제어신호에 따라 상기 배출구(121) 또는 분사노즐(130)을 개폐제어하고, 비행제어부(150)는 정상비행 중에는 상기 분사노즐(130)이 폐쇄되도록 하고 상기 바디프레임(110)이 지상으로 추락하는 비상추락 조건이 감지되면 상기 분사노즐(130)이 개방되도록 개폐제어신호를 출력하여 연료탱크(120)에 저장된 연료(F)가 비워지도록 상기 전자밸브(140)를 구동제어함으로써, 비상추락시 가해지는 충격에 의해 연료탱크(120)가 폭발하거나 발화하여 멀티콥터가 전소되는 것을 미연에 방지할 수 있다.
다섯째, 연장관(161,162)은 상기 배출구(121)와 분사노즐(130) 사이에 연통되도록 장착되어 배출구(121)로 배출되는 연료(F)를 분사노즐(130)에 공급하되 일정길이로 연장되어 상기 분사노즐(130)이 모터(112)로부터 이격된 위치에서 연료(F)를 분사하도록 하며 연장된 길이가 조절되는 신축구조로 이루어지고, 신축구동부(170)는 상기 연장관(161,162)이 신축동작하는데 필요한 구동력을 제공함으로써, 고속회전구동으로 과열된 모터(112)에 분사된 연료(F)가 접촉하여 발화되는 것을 효과적으로 방지할 수 있다.
여섯째, 상기 연장관(161,162)은, 상기 연료탱크(120)의 일측으로부터 상기 바디프레임(110)이 전후로 연장된 방향(L)과 직교되는 측방(W)으로 연장되는 제1연장관(161) 및, 상기 연료탱크(120)의 타측으로부터 상기 제1연장관(161)과 반대되는 측방으로 연장되는 제2연장관(162)을 포함하고, 상기 비행제어부(150)는 바디프레임(110)의 비행방향을 감지하여, 상기 바디프레임(110)이 전방으로 비행하면 제1연장관(161)의 전자밸브(140a)와 제2연장관(162)의 전자밸브(140b)가 모두 개방되고, 상기 바디프레임(110)이 제1연장관(161)이 연장되는 측방으로 비행하면 제1연장관(161)의 전자밸브(140a)는 폐쇄되고 제2연장관(162)의 전자밸브(140b)는 개방되며, 상기 바디프레임(110)이 제2연장관(162)이 연장되는 측방으로 비행하면 제2연장관(162)의 전자밸브(140b)는 폐쇄되고 제1연장관(161)의 전자밸브(140a)는 개방되도록 구동제어함으로써, 비상추락하면서 비행방향이 변경되더라도 바디프레임(110)의 비행방향으로 연료(F)가 분사되어 과열된 모터(112)와 연료(F)가 접촉하는 것을 미연에 방지할 수 있다.
일곱째, 상기 바디프레임(110) 상에서 상기 연료탱크(120)는 전방측에 장착되고, 무게중심 조절부(180)는, 상기 바디프레임(110)의 후방측에 배치되어 전후방향으로 연장된 레일(181)과, 상기 레일(181)에 지지되어 전후방으로 슬라이딩 이동하며 상부에 상기 엔진(211) 및 발전기(213)가 안착되는 슬라이딩프레임(182) 및, 입력되는 제어신호에 따라 상기 슬라이딩프레임(182)이 슬라이딩하며 수평이동하는데 필요한 구동력을 제공하는 슬라이딩 구동부(183)를 포함하고, 상기 임베디드부(230)는, 연료탱크(120)의 잔여연료를 측정하는 연료측정부(238) 및, 상기 연료측정부(238)로부터 입력되는 잔여연료 측정값을 기준으로 상기 슬라이딩프레임(182)의 수평위치를 조절하되도록 슬라이딩 구동부(183)를 구동제어하는 MCU(234)를 포함함으로써, 연료소모에 따라 상기 바디프레임(110)의 전방측이 후방측보다 상대적으로 가벼워지더라도 바디프레임(110)의 수평상태가 유지될 수 있다.
여덟째, 상기 바디프레임(110) 상에서 조종사(P)가 탑승하는 시트(114)는 전방측에 장착되고, 상기 바디프레임(110)의 후방측에 배치되어 전후방향으로 연장된 레일(181)과, 상기 레일(181)에 지지되어 전후방으로 슬라이딩 이동하며 상부에 상기 엔진(211) 및 발전기(213)가 안착되는 슬라이딩프레임(182) 및, 입력되는 제어신호에 따라 상기 슬라이딩프레임(182)이 슬라이딩하며 수평이동하는데 필요한 구동력을 제공하는 슬라이딩 구동부(183)를 포함하는 무게중심 조절부(180);를 더 포함하며, 상기 임베디드부(230)는, 시트(114)에 착석하는 조종사(P)의 체중을 측정하는 체중측정부(241) 및, 상기 체중측정부(241)로부터 입력되는 체중측정값을 기준으로 상기 슬라이딩프레임(182)의 수평 위치를 조절되도록 슬라이딩 구동부(183)를 구동제어하는 MCU(234)를 포함함으로써, 조종사(P)의 체중이 변경되더라도 바디프레임(110)의 수평상태가 유지되도록 할 수 있다.
도 1은 종래 기술에 따른 멀티콥터의 구성을 나타낸 측면도,
도 2는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 하이브리드 전력공급시스템이 구비된 멀티콥터의 구성을 나타낸 측면도,
도 3은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 하이브리드 전력공급시스템이 구비된 멀티콥터의 기능적 구성을 나타낸 블럭도,
도 4는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 하이브리드 전력공급시스템의 기능적 구성을 나타낸 블럭도,
도 5는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 분사노즐을 통해 연료탱크에 저장된 연료가 외부로 분사되는 구성을 나타낸 개략도,
도 6 내지 도 8은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 각 연장관을 통해 비행방향에 따라 선별적으로 연료가 분사되는 구성을 나타낸 저면도 및 정면도,
도 9는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 무게중심 조절부의 구성을 나타낸 측면도,
도 10은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 측정된 연료량에 따라 무게중심 조절부에 의해 수평상태가 유지되는 동작원리를 나타낸 측면도,
도 11 및 도 12는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 조종사의 체중에 따라 무게중심 조절부에 의해 수평상태가 유지되는 동작원리를 나타낸 측면도이다.
상술한 본 발명의 목적, 특징들 및 장점은 다음의 상세한 설명을 통하여 보다 분명해질 것이다. 이하, 본 발명의 바람직한 실시예를 첨부한 도면에 의거하여 설명하면 다음과 같다.
본 발명의 바람직한 실시예에 따른 초고속 하이브리드 전력공급시스템이 구비된 멀티콥터(1)는 엔진(211) 및 발전기(213)의 구동으로 생성되는 전기에너지를 이용한 하이브리드 방식으로 비행구동하여 비행가능시간을 대폭 증대시킬 수 있는 멀티콥터로서, 도 2 및 도 3에 도시된 바와 같이 바디프레임(110), 연료탱크(120) 및 하이브리드 전력공급시스템(200)을 포함한다.
먼저, 상기 바디프레임(110)은 멀티콥터(1)의 골조를 형성하고 다른 구성품이 장착될 수 있는 공간을 제공하는 베이스부재로서, 하이브리드 전력공급시스템(200)으로부터 인가되는 구동전원에 따라 프로펠러(111)를 회전시키는 복수 개의 모터(112)가 둘레에 이격배치된다.
상기 연료탱크(120)는 바디프레임(110)에 장착되고 일정량의 연료(F, 도 5 참고)가 저장된다. 여기서, 도면에는 바디프레임(110)의 전방측 하부에 장착된 것을 예시하였으나, 이에 국한되는 것은 아니며 전방측의 상부, 후방측의 상부나 하부 또는 중앙 위치에 배치될 수도 있다.
상기 하이브리드 전력공급시스템(200)은 각 모터(112)에 설정된 목표전압값의 구동전원을 안정적으로 공급하기 위한 구성으로서, 도 2 내지 도 4에 도시된 바와 같이 전원공급부(210) 및 임베디드부(230)를 포함한다.
상기 전원공급부(210)는 임베디드부(230)의 엔진제어신호에 따라 구동전원을 생성하는 수단으로서, 상기 연료탱크(120)로부터 공급되는 연료(F)를 연소하여 회전력을 발생시키는 엔진(211)과 상기 엔진(211)의 구동축(212)에 발전축(214)이 축결되어 함께 회전하면서 교류형태의 구동전원을 생성하는 발전기(213) 및 생성된 구동전원을 직류형태로 변환하여 각 모터(112)에 인가하는 정류부(215)를 포함한다.
상기 임베디드부(230)는 후술되는 비행제어부(Flight Controler,150)의 제어신호에 따라 각 모터(112)에 구동전원이 인가되도록 전원공급부(210)를 구동제어하는 수단으로서, 상기 전원공급부(210)로부터 각 모터(112)에 인가되는 구동전원의 전압값을 측정하고 설정된 목표전압값과 측정전압값을 비교한 오차값을 이용하여 상기 전원공급부(210)로부터 목표전압값을 갖는 구동전원이 출력되도록 상기 엔진(211)의 회전속도를 구동제어한다.
상술한 바디프레임(110), 연료탱크(120) 및 하이브리드 전력공급시스템(200)의 조합된 구성을 통해 기존의 배터리 충전전원을 대체하여 엔진(211) 및 발전기(213)의 구동으로 생성되는 전기에너지를 모터(112)의 구동전원으로 이용함으로써 비행가능시간을 대폭 증대시킬 수 있고 혹한기나 혹서기에도 안정적으로 구동전원을 공급할 수 있는 장점이 있다.
또한, 도 4에 도시된 바와 같이 상기 하이브리드 전력공급시스템(200)은, 상기 정류부(215)로부터 출력되는 구동전원의 전압을 감지하여 측정가능한 전압레벨로 분압하는 제1분압기(221, Voltage Divider)와, 상기 정류부(215)로부터 출력되는 구동전원의 전류를 감지하여 노이즈를 제거하는 제1필터부(222)와, 상기 발전기(213)의 발전축(214)의 회전을 감지한 파형의 제로크로싱을 디텍팅하는 제로크로싱 디텍터(223) 및, 상기 임베디드부(230)로부터 출력되는 엔진제어신호의 노이즈를 제거하여 상기 엔진(211)에 입력하는 제2필터부(224)를 포함하는 신호전달부(220)를 더 포함한다.
여기서, 상기 제1분압기(221)는 정류부(215)로부터 출력되는 구동전원의 전압파형은 유지한 상태에서 임베디드부(230)에서 인식가능한 전압의 크기(레벨)로 분할한 분압신호를 출력한다.
더불어, 상기 임베디드부(230)는, 상기 제1분압기(221)의 출력신호를 입력받아 상기 구동전원의 전압값을 측정하는 전압측정부(231)와, 상기 제1필터부(222)의 출력신호를 입력받아 상기 구동전원의 전류값을 측정하는 전류측정부(232)와, 상기 제로크로싱 디텍터(223)의 출력신호를 입력받아 상기 발전축(214)의 회전속도를 측정하는 회전측정부(233)와, 상기 전압측정부(231)로부터 측정된 측정전압값과 목표전압값을 비교하여 오차값을 산출하고 산출된 오차값을 이용하여 상기 전원공급부(210)로부터 목표전압값을 갖는 구동전원이 출력되도록 엔진(211)의 회전속도를 구동제어하기 위한 엔진제어신호를 출력하는 MCU(234) 및, 상기 MCU(234)로부터 출력되는 엔진제어신호의 전압을 감지하여 엔진(211)에서 인식가능한 전압레벨로 분압하는 제2분압기(235,Voltage Divider)를 포함한다. 따라서, 생성되는 구동전원이 목표전압값을 유지하도록 정밀하게 제어할 수 있다.
여기서, 상기 제2분압기(235)는 MCU(234)로부터 출력되는 구동전원의 전압파형은 유지한 상태에서 엔진(211)에서 인식가능한 전압의 크기(레벨)로 분할한 분압신호를 출력한다.
그리고, 상기 임베디드부(230)는, 상기 발전기(213)의 구동열을 측정하는 발전기온도 측정부(236)와, 상기 엔진(211)의 구동열을 측정하는 엔진온도 측정부(237)와, 상기 연료탱크(120)에 저장된 연료를 측정하는 연료측정부(238) 및, 상기 전압측정값, 전류측정값, 회전속도, 발전기온도 측정값, 엔진온도 측정값 및 연료측정값을 상기 바디프레임(110)에 장착된 디스플레이(113)에 표시하거나 지상통제장치(GCS)에 입력하기 위한 신호형태로 변환하여 출력하는 신호출력부(239)를 더 포함함으로써, 멀티콥터의 비행조종에 필요한 각종 데이터를 조종사에게 안내할 수 있다.
여기서, 상기 신호출력부(239)는 RS232 방식의 인터페이스로 데이터를 출력하기 위한 제1신호출력부(239a) 및 이더넷 방식의 인터페이스로 데이터를 출력하기 위한 제2신호출력부(239b)를 포함할 수 있다.
한편, 멀티콥터의 경우 비행중에 엔진(211) 또는 발전기(213)의 고장으로 전기에너지의 생성이 제한되거나 상기 발전기(213)의 고장시 비상전원을 공급하기 위한 비상배터리(190)의 충전전원이 소진되거나 공급불능인 경우 또는 지상통제장치와의 신호불능이나 전파교란 등의 주변상황에 따라 정상비행이 제한되는 경우와 같이 비상추락하는 경우 지면과 충돌하면서 가해지는 충격이 연료탱크(120)에 가해져 연료탱크(120)가 폭발하거나 누유되어 화재가 발생할 수 있다.
이에 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 멀티콥터(1)는 분사노즐(130) 및 전자밸브(140)가 구비되어 비상추락시 연료탱크(120)에 저장된 연료(F)를 공중에서 분사하여 연료탱크(120)가 빈 상태로 지면과 충돌하도록 할 수 있다.
이를 위해, 도 2 및 도 5에 도시된 바와 같이 상기 연료탱크(120)는 내부에 저장된 연료(F)를 배출하기 위한 배출구(121)가 형성되고, 상기 분사노즐(130)은 상기 배출구(121)와 연통되어 배출되는 연료(F)를 외부로 분사하며, 상기 전자밸브(140)는 입력되는 개폐제어신호에 따라 상기 배출구(121) 또는 분사노즐(130)을 개폐제어한다.
또한, 비행제어부(150)는 정상비행 중에는 상기 분사노즐(130)이 폐쇄되도록 하고 상기 바디프레임(110)이 지상으로 추락하는 비상추락 조건이 감지되면 상기 분사노즐(130)이 개방되도록 개폐제어신호를 출력하여 연료탱크(120)에 저장된 연료(F)가 비워지도록 상기 전자밸브(140)를 구동제어한다. 따라서, 비상추락시 가해지는 충격에 의해 연료탱크(120)가 폭발하거나 발화하여 멀티콥터가 전소되는 것을 미연에 방지할 수 있다. 여기서, 상기 분사노즐(130)은 분사되는 연료가 미립화되도록 고압으로 연료(F)를 분사하며 필요시 분사되는 연료(F)가 고압분사될 수 있도록 압력을 제공하는 압축기(Compressor)가 구비될 수 있다.
더불어, 상기 연료탱크(120) 상에 분사노즐(130)이 근접되어 장착된 경우 분사되는 연료(F)가 멀티콥터(1)의 외부면 특히 모터(112)에 뿌려지게 되면 과열된 모터(112)에 의해 화재가 발생할 수 있다.
이에 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 멀티콥터(1)는 연장관(161,162)이 구비되어 이러한 화재를 미연에 방지할 수 있다. 이를 위해 도 6에 도시된 바와 같이 상기 연장관(161,162)은 상기 배출구(121)와 분사노즐(130) 사이에 연통되도록 장착되어 배출구(121)로 배출되는 연료(F)를 분사노즐(130)에 공급하되 일정길이로 연장되어 상기 분사노즐(130)이 모터(112)로부터 이격된 위치에서 연료(F)를 분사하도록 하며 연장된 길이가 조절되는 신축구조로 이루어지고, 신축구동부(170)는 상기 연장관(161,162)이 신축동작하는데 필요한 구동력을 제공한다.
여기서, 상기 신축구동부(170)로는 로드를 인출시키면서 연장관(161,162)이 신축될 수 있도록 가압력을 제공하는 액츄에이터(유압,공압 등)를 이용할 수 있으며, 이 박에 구동모터와 기어열을 이용한 동력제공구조로 이루어져 연장관(161,162)이 신축되도록 구동력을 제공할 수도 있다.
상술한 바와 같은 연장관(161,162) 및 신축구동부(170)의 조합된 구성을 통해 고속회전구동으로 과열된 모터(112)에 분사된 연료(F)가 접촉하여 발화되는 것을 효과적으로 방지할 수 있다.
또한, 신축구동부(170)를 통해 평상시에는 연장관(161,162)을 최소길이로 하고 비상추락시에만 연장관(161,162)이 최대길이로 연장되도록 제어함으로써 연장관(161,162)에 의한 공기저항이 심해지거나 바디프레임(110)의 무게중심이 유동되는 것을 미연에 방지할 수 있다.
더불어, 상기 연장관(161,162)은, 상기 연료탱크(120)의 일측으로부터 상기 바디프레임(110)이 전후로 연장된 방향(L)과 직교되는 측방(W)으로 연장되는 제1연장관(161) 및, 상기 연료탱크(120)의 타측으로부터 상기 제1연장관(161)과 반대되는 측방으로 연장되는 제2연장관(162)을 포함하고, 상기 비행제어부(150)는 바디프레임(110)의 비행방향을 감지한다. 여기서, 상기 비행제어부(150)는 멀티콥터(1)에 장착되는 GPS모듈 또는 자이로센서, 가속도 센서 등으로부터 감지된 신호값을 받아 바디프레임(110)이 비행하고 있는 현재방향을 인식할 수 있다.
그리고, 도 6에 도시된 바와 같이 상기 비행제어부(150)는 바디프레임(110)이 전방으로 비행하면 제1연장관(161)의 전자밸브(140a)와 제2연장관(162)의 전자밸브(140b)가 모두 개방되고, 도 7과 같이 상기 바디프레임(110)이 제1연장관(161)이 연장되는 측방으로 비행하면 제1연장관(161)의 전자밸브(140a)는 폐쇄되고 제2연장관(162)의 전자밸브(140b)는 개방되며, 도 8과 같이 상기 바디프레임(110)이 제2연장관(162)이 연장되는 측방으로 비행하면 제2연장관(162)의 전자밸브(140b)는 폐쇄되고 제1연장관(161)의 전자밸브(140a)는 개방되도록 구동제어함으로써, 비상추락하면서 비행방향이 변경되더라도 바디프레임(110)의 비행방향으로 연료(F)가 분사되어 과열된 모터(112)와 연료(F)가 접촉하는 것을 미연에 방지할 수 있다.
한편, 상기 연료탱크(120)가 바디프레임(110)의 전방측에 장착되는 경우 비행하면서 저장된 연료(F)가 소모되면서 잔여연료량이 감소하게 되면 바디프레임(110)의 전방측이 후방측보다 가벼워져 바디프레임(110)의 전방측이 상향하면서 기울어질 수 있다. 이에 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 멀티콥터(1)는 무게중심 조절부(180)가 구비되어 연료탱크(120)에 저장된 잔여연료량과 무관하게 항상 바디프레임(110)이 수평상태를 유지하도록 가이드할 수 있다.
이를 위해 도 9에 도시된 바와 같이 상기 무게중심 조절부(180)는, 상기 바디프레임(110)의 후방측에 배치되어 전후방향으로 연장된 레일(181)과, 상기 레일(181)에 지지되어 전후방으로 슬라이딩 이동하며 상부에 상기 엔진(211) 및 발전기(213)가 안착되는 슬라이딩프레임(182) 및, 입력되는 제어신호에 따라 상기 슬라이딩프레임(182)이 슬라이딩하며 수평이동하는데 필요한 구동력을 제공하는 슬라이딩 구동부(183)를 포함한다.
여기서, 상기 슬라이딩 구동부(183)로는 도면에서와 같이 로드를 인출시키면서 슬라이딩프레임(182)이 수평이동하기 위한 가압력을 제공하는 액츄에이터(유압,공압 등)를 이용할 수 있으며, 이 박에 구동모터와 기어열을 이용한 동력제공구조로 이루어져 슬라이딩프레임(182)이 이동하도록 구동력을 제공할 수도 있다.
또한, 상기 임베디드부(230)는, 연료탱크(120)의 잔여연료를 측정하는 연료측정부(238) 및, 상기 연료측정부(238)로부터 입력되는 잔여연료 측정값을 기준으로 상기 슬라이딩프레임(182)의 수평위치를 조절하되도록 슬라이딩 구동부(183)를 구동제어하는 MCU(234)를 포함한다. 따라서, 도 10에 도시된 바와 같이 연료소모에 따라 상기 바디프레임(110)의 전방측이 후방측보다 상대적으로 가벼워지더라도 바디프레임(110)의 수평상태가 유지될 수 있다.
보다 구체적으로 설명하면, 비행하면서 연료탱크(120)에 저장된 연료(F)가 연소되면 연료탱크(120)가 장착된 바디프레임(110)의 전방측이 후방측보다 상대적으로 가볍게 되고, 이에 따라 연료탱크(120)에 연료(F)가 만충된 상태에서 바디프레임(110)이 수평상태를 유지하기 위한 무게중심이 최초 위치(P1)로부터 후방위치(P2)로 이동하게 되면서 베프의 후방측이 하향으로 기울어지게 된다. 그러나, 연료소모량에 따라 상기 슬라이딩프레임(182)이 점차 전방측으로 수평이동하게 되면 무게중심이 최초 위치(P1)로 이동하게 되어 잔여연료량의 변화와 무관하게 바디프레임(110)가 항상 수평상태로 유지할 수 있는 것이다.
더불어, 조종사(P)가 착석하는 시트(114)가 바디프레임(110)의 전방측에 배치된 경우 체중이 다른 조종사(P)로 변경되면서 시트(114)에 가해지는 무게가 달라지게 되면 바디프레임(110)의 수평상태가 기울어질 수 있다.
이에 상기 임베디드부(230)는 시트(114)에 착석하는 조종사(P)의 체중을 측정하는 체중측정부(241)를 더 포함하고, 상기 MCU(234)는 체중측정부(241)로부터 입력되는 체중측정값을 기준으로 상기 슬라이딩프레임(182)의 수평 위치를 조절되도록 슬라이딩 구동부(183)를 구동제어할 수 있다. 따라서, 도 11 및 도 12에 도시된 바와 같이 조종사(P)의 체중이 변경되더라도 바디프레임(110)의 수평상태가 유지되도록 할 수 있다.
예를 들어, 도 11에서와 같이 70kg의 조종사(P)를 기준으로 바디프레임(110)이 수평을 유지(무게중심 위치(P1)가 중앙에 위치)하도록 슬라이딩프레임(182)의 위치가 세팅된 상태에서, 도 12의 (a)와 같이 50kg의 조종사(P)가 탑승하게 되면 시트(114)가 장착된 바디프레임(110)의 전방측이 후방측보다 상대적으로 가볍게 되어, 무게중심이 최초 위치(P1)로부터 후방위치(P3)로 이동하면서 바디프레임(110)의 후방측이 하향으로 기울어지게 된다.
그러나, 도면에서와 같이 체중측정부(241)에서 측정된 체중측정값을 기준으로 슬라이딩프레임(182)이 전방측으로 수평이동하게 되면 무게중심이 최초 위치(P1)로 이동하게 되어 바디프레임(110)이 수평상태를 유지하게 된다.
또한, 도 12의 (b)와 같이 90kg의 조종사(P)가 탑승하게 되면 하이브리드 전력공급시스템(200)가 장착된 바디프레임(110)의 전방측이 후방측보다 상대적으로 무겁게 되어, 무게중심이 최초 위치(P1)로부터 전방위치(P4)로 이동하면서 바디프레임(110)의 전방측이 하향으로 기울어지게 된다.
그러나, 도면에서와 같이 체중측정부(241)에서 측정된 체중측정값을 기준으로 슬라이딩프레임(182)이 후방측으로 수평이동하게 되면 무게중심이 최초 위치(P1)로 이동하게 되어 바디프레임(110)이 수평상태를 유지하게 된다.
이상에서 설명한 본 발명은 전술한 실시예 및 첨부된 도면에 의해 한정되는 것이 아니고, 본 발명의 기술적 사상을 벗어나지 않는 범위 내에서 여러가지 치환, 변형 및 변경이 가능함은 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명백할 것이다.
1...하이브리드 전력공급시스템이 구비된 멀티콥터
110...바디프레임 111...프로펠러
112...모터 120...연료탱크
130...분사노즐 140...전자밸브
150...비행제어부 161,162...연장관
170...신축구동부 180...무게중심 조절부
181...레일 182...슬라이딩프레임
183...슬라이딩 구동부 200...하이브리드 전력공급시스템
211...엔진 212...구동축
213....발전기 214...발전축
215...정류부 220...신호전달부
221...제1분압기 222...제1필터부
223...제로크로싱 디텍터 224...제2필터부
230...임베디드부 231...전압측정부
232...전류측정부 233...회전측정부
234...MCU 235...제2분압기
236...발전기온도 측정부 237....엔진온도 측정부
238...연료측정부 239...신호출력부

Claims (8)

  1. 인가되는 구동전원에 따라 프로펠러(111)를 회전시키는 복수 개의 모터(112)가 둘레에 이격 배치된 바디프레임(110); 상기 바디프레임(110)에 장착되고 일정량의 연료(F)가 저장된 연료탱크(120); 및 상기 연료탱크(120)로부터 공급되는 연료(F)를 연소하여 회전력을 발생시키는 엔진(211)과 상기 엔진(211)의 구동축(212)에 발전축(214)이 축결되어 함께 회전하면서 교류형태의 구동전원을 생성하는 발전기(213) 및 생성된 구동전원을 직류형태로 변환하여 각 모터(112)에 인가하는 정류부(215)를 포함하는 전원공급부(210) 및, 상기 전원공급부(210)로부터 각 모터(112)에 인가되는 구동전원의 전압값을 측정하고 설정된 목표전압값과 측정전압값을 비교한 오차값을 이용하여 상기 전원공급부(210)로부터 목표전압값을 갖는 구동전원이 출력되도록 상기 엔진(211)의 회전속도를 구동제어하는 임베디드부(230)를 포함하는 하이브리드 전력공급시스템(200);을 포함하며,
    상기 하이브리드 전력공급시스템(200)은, 상기 정류부(215)로부터 출력되는 구동전원의 전압을 감지하여 측정가능한 전압레벨로 분압하는 제1분압기(221)와, 상기 정류부(215)로부터 출력되는 구동전원의 전류를 감지하여 노이즈를 제거하는 제1필터부(222)와, 상기 발전기(213)의 발전축(214)의 회전을 감지한 파형의 제로크로싱을 디텍팅하는 제로크로싱 디텍터(223) 및, 상기 임베디드부(230)로부터 출력되는 엔진제어신호의 노이즈를 제거하여 상기 엔진(211)에 입력하는 제2필터부(224)를 포함하는 신호전달부(220)를 더 포함하고,
    상기 임베디드부(230)는, 상기 제1분압기(221)의 출력신호를 입력받아 상기 구동전원의 전압값을 측정하는 전압측정부(231)와, 상기 제1필터부(222)의 출력신호를 입력받아 상기 구동전원의 전류값을 측정하는 전류측정부(232)와, 상기 제로크로싱 디텍터(223)의 출력신호를 입력받아 상기 발전축(214)의 회전속도를 측정하는 회전측정부(233)와, 상기 전압측정부(231)로부터 측정된 측정전압값과 목표전압값을 비교하여 오차값을 산출하고 산출된 오차값을 이용하여 상기 전원공급부(210)로부터 목표전압값을 갖는 구동전원이 출력되도록 엔진(211)의 회전속도를 구동제어하기 위한 엔진제어신호를 출력하는 MCU(234) 및, 상기 MCU(234)로부터 출력되는 엔진제어신호의 전압을 감지하여 엔진(211)에서 인식가능한 전압레벨로 분압하는 제2분압기(235)를 포함하는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
  2. 삭제
  3. 청구항 1에 있어서,
    상기 임베디드부(230)는,
    상기 발전기(213)의 구동열을 측정하는 발전기온도 측정부(236)와,
    상기 엔진(211)의 구동열을 측정하는 엔진온도 측정부(237)와,
    상기 연료탱크(120)에 저장된 연료를 측정하는 연료측정부(238) 및,
    상기 전압측정값, 전류측정값, 회전속도, 발전기온도 측정값, 엔진온도 측정값 및 연료측정값을 상기 바디프레임(110)에 장착된 디스플레이(113)에 표시하거나 지상통제장치(GCS)에 입력하기 위한 신호형태로 변환하여 출력하는 신호출력부(239)를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
  4. 청구항 1에 있어서,
    상기 연료탱크(120)는 내부에 저장된 연료(F)를 배출하기 위한 배출구(121)가 형성되고,
    상기 배출구(121)와 연통되어 배출되는 연료(F)를 외부로 분사하는 분사노즐(130); 및 입력되는 개폐제어신호에 따라 상기 배출구(121) 또는 분사노즐(130)을 개폐제어하는 전자밸브(140);를 더 포함하며,
    정상비행 중에는 상기 분사노즐(130)이 폐쇄되도록 하고 상기 바디프레임(110)이 지상으로 추락하는 비상추락 조건이 감지되면 상기 분사노즐(130)이 개방되도록 개폐제어신호를 출력하여 연료탱크(120)에 저장된 연료(F)가 비워지도록 상기 전자밸브(140)를 구동제어하는 비행제어부(150);를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
  5. 청구항 4에 있어서,
    상기 배출구(121)와 분사노즐(130) 사이에 연통되도록 장착되어 배출구(121)로 배출되는 연료(F)를 분사노즐(130)에 공급하되 일정길이로 연장되어 상기 분사노즐(130)이 모터(112)로부터 이격된 위치에서 연료(F)를 분사하도록 하며 연장된 길이가 조절되는 신축구조로 이루어진 연장관(161,162); 및
    상기 연장관(161,162)이 신축동작하는데 필요한 구동력을 제공하는 신축구동부(170);를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
  6. 청구항 5에 있어서,
    상기 연장관(161,162)은, 상기 연료탱크(120)의 일측으로부터 상기 바디프레임(110)이 전후로 연장된 방향(L)과 직교되는 측방(W)으로 연장되는 제1연장관(161) 및, 상기 연료탱크(120)의 타측으로부터 상기 제1연장관(161)과 반대되는 측방으로 연장되는 제2연장관(162)을 포함하고,
    상기 비행제어부(150)는 바디프레임(110)의 비행방향을 감지하여, 상기 바디프레임(110)이 전방으로 비행하면 제1연장관(161)의 전자밸브(140a)와 제2연장관(162)의 전자밸브(140b)가 모두 개방되고, 상기 바디프레임(110)이 제1연장관(161)이 연장되는 측방으로 비행하면 제1연장관(161)의 전자밸브(140a)는 폐쇄되고 제2연장관(162)의 전자밸브(140b)는 개방되며, 상기 바디프레임(110)이 제2연장관(162)이 연장되는 측방으로 비행하면 제2연장관(162)의 전자밸브(140b)는 폐쇄되고 제1연장관(161)의 전자밸브(140a)는 개방되도록 구동제어하는 것을 특징으로 하는 멀티콥터.
  7. 삭제
  8. 삭제
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Modeling Controller Design and Simulation Groundwork on Multirotor Unmanned Aerial Vehicle Hybrid Power Unit(2021.11.01.)* *

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