KR20200053325A

KR20200053325A - 작동기 신호처리모듈 및 이의 제어방법

Info

Publication number: KR20200053325A
Application number: KR1020180136811A
Authority: KR
Inventors: 배종민
Original assignee: 한국항공우주연구원
Priority date: 2018-11-08
Filing date: 2018-11-08
Publication date: 2020-05-18
Also published as: KR102130829B1

Abstract

본 발명은 무인항공기의 작동기 신호처리모듈에 관한 것으로서, 더욱 구체적으로는 작동기 신호처리모듈을 이용하여 무인항공기의 로터 주변 작동기 및 센서들을 모니터링하고 제어하는 방법에 관한 것이다.
구체적으로 복수의 나셀을 포함하는 틸트로터 항공기는 통합 비행제어장치(IFCC, Integrated Flight Control Computer). 복수의 나셀 각각에 포함된 전자변속기(ESC, Electronic Speed Controller), 복수의 나셀 각각에 포함된 적어도 하나의 센서 및 복수의 나셀 각각에 포함된 작동기 신호처리장치(ASPM, Actuator Signal Processing Module)를 포함하고, 작동기 신호처리장치는 적어도 하나의 센서에서 감지된 결과를 통합 비행제어장치로 송신하고, 통합 비행제어장치로부터 전자변속기를 제어하기 위한 명령을 수신하면 명령에 대응하는 신호를 전자변속기로 전달한다.

Description

작동기 신호처리모듈 및 이의 제어방법{ACTUATOR SIGNAL PROCESSING MODULE AND THE CONTROLLING METHOD THEREOF}

본 발명은 무인항공기의 작동기 신호처리모듈에 관한 것으로서, 더욱 구체적으로는 작동기 신호처리모듈을 이용하여 무인항공기의 로터 주변 작동기 및 센서들을 모니터링하고 제어하는 방법에 관한 것이다.

틸트로터 항공기는 수직이착륙 모드 및 전진비행 모드 전환이 가능한 항공기이다. 일반적인 틸트로터 항공기는, 날개 좌우 끝단에 각각 반대방향으로 회전하는 로터(rotor)를 가진다. 이때 로터를 포함하는 나셀(nacelle)의 각도를 변화시켜 비행모드를 전환한다. 즉 로터의 회전축을 지면에 수직하게 하는 경우, 헬리콥터와 같은 회전익을 가지게 되어 수직이착륙할 수 있고, 로터의 회전축을 지면과 평행하게 하는 경우, 로터는 프로펠러(propeller)처럼 기능 하여 고속 전진비행을 할 수 있게 된다.

한편, 이러한 틸트로터 무인항공기의 나셀은 로터, 로터를 회전시키기 위한 모터, 모터를 구동시키는 전자변속기 등과 같은 다양한 장치와 모터의 RPM을 측정하기 위한 RPM 센서, 모터의 온도를 감지하기 위한 온도 센서 등 다양한 센서를 포함할 수 있다.

종래의 무인항공기 내의 다양한 장치 및 센서는 동일한 전원공급장치로부터 전원을 공급받고 있고, 동일한 통합 비행제어컴퓨터로부터 제어를 받고 있다. 무인항공기의 기술이 발전함에 따라, 무인항공기 내의 센서의 수는 점점 증가하고 있고, 이에 따라 전원공급장치 및 통합 비행제어컴퓨터와 복수의 센서가 연결된 케이블의 무게는 센서의 수만큼 증가할 수 밖에 없다는 문제점이 야기되고 있다.

또한, 종래의 무인항공기 내에는 전자파가 강한 모뎀(MODEM)을 사용하고 있어서, 전자변속기를 제어하기 위한 펄스(pulse)의 듀티비 등에 대한 노이즈(noise)가 발생한다.

상술한 바와 같이, 종래의 틸트로터 무인항공기는 다량의 케이블의 무게 및 통합 비행제어컴퓨터로부터의 신호에 노이즈에 취약하다는 점에서 문제해결의 필요성이 재고된다.

본 발명은 상술한 필요성에 따른 것으로, 본 발명이 해결하고자 하는 일 과제는, 불필요한 케이블의 낭비를 막아, 무인항공기의 무게를 절감하는 것이다.

또한, 본 발명이 해결하고자 하는 다른 과제는 무인항공기의 날개 강성을 유지하며 실시간성을 제공하는 것이다.

또한, 본 발명이 해결하고자 하는 다른 과제는 통합 비행제어컴퓨터로부터의 신호에 노이즈를 제거하는 것이다.

본 발명의 일 실시 예에 따른 복수의 나셀을 포함하는 틸트로터 항공기는, 통합 비행제어장치(IFCC, Integrated Flight Control Computer); 복수의 나셀 각각에 포함된 전자변속기(ESC, Electronic Speed Controller); 상기 복수의 나셀 각각에 포함된 적어도 하나의 센서; 및 상기 복수의 나셀 각각에 포함된 작동기 신호처리장치(ASPM, Actuator Signal Processing Module); 를 포함하고, 상기 작동기 신호처리장치는 상기 적어도 하나의 센서에서 감지된 결과를 상기 통합 비행제어장치로 송신하고, 상기 통합 비행제어장치로부터 상기 전자변속기를 제어하기 위한 명령을 수신하면 상기 명령에 대응하는 신호를 상기 전자변속기로 전달할 수 있다.

또한, 상기 작동기 신호처리장치는 상기 통합 비행제어장치와 CAN(Controller Area Network) 통신을 통해 데이터를 송수신할 수 있다.

또한, 상기 통합 비행제어장치는 상기 감지된 결과를 상기 작동기 신호처리장치로부터 수신하면, 상기 결과를 분석하고, 상기 분석 결과에 대한 피드백(feedback)을 포함하는 상기 명령을 상기 작동기 신호처리장치로 송신할 수 있다.

또한, 상기 틸트로터 항공기는 상기 작동기 신호처리장치로 전원을 공급하기 위한 전원공급장치; 를 더 포함하고, 상기 작동기 신호처리장치는 상기 전원공급장치로부터 공급된 파워(power)를 이용하여 상기 적어도 하나의 센서를 제어할 수 있다.

또한, 상기 복수의 나셀 각각에 포함된 적어도 하나의 모터; 를 더 포함하고, 상기 전자변속기는 상기 전원공급장치로부터 공급된 파워를 이용하여, 상기 작동기 신호처리장치로부터 수신된 상기 신호에 대응하도록 상기 적어도 하나의 모터를 구동시킬 수 있다.

한편, 복수의 나셀을 포함하는 틸트로터 항공기의 제어방법에 있어서, 복수의 나셀 각각에 포함된 적어도 하나의 센서에서 감지된 결과를 획득하면, 상기 복수의 나셀 각각에 포함된 작동기 신호처리장치가 상기 감지된 결과를 통합 비행제어장치로 송신하는 단계; 및 상기 작동기 신호처리장치가 상기 통합 비행제어장치로부터 복수의 나셀 각각에 포함된 전자변속기를 제어하기 위한 명령을 수신하면, 상기 명령에 대응하는 신호를 상기 전자변속기로 전달하는 단계;를 포함할 수 있다.

또한, 상기 틸트로터 항공기 제어방법은, 상기 감지된 결과를 상기 작동기 신호처리장치로부터 수신하면, 상기 통합 비행제어장치가 상기 결과를 분석하는 단계; 및 상기 분석 결과에 대한 피드백(feedback)을 포함하는 상기 명령을 상기 통합 비행제어장치가 상기 작동기 신호처리장치로 송신하는 단계;를 더 포함할 수 있다.

또한, 상기 틸트로터 항공기 제어방법은 상기 작동기 신호처리장치가 전원공급장치로부터 공급된 파워(power)를 이용하여 상기 적어도 하나의 센서를 제어하는 단계;를 더 포함할 수 있다.

또한, 상기 틸트로터 항공기 제어방법은 상기 전자변속기는 상기 전원공급장치로부터 공급된 파워를 이용하여, 상기 작동기 신호처리장치로부터 수신된 상기 신호에 대응하도록 상기 적어도 하나의 모터를 구동시키는 단계;를 더 포함할 수 있다.

한편, 본 발명의 일 실시 예에 따른 컴퓨터 프로그램은 컴퓨터를 이용하여 상술한 어느 한 방법을 실행하기 위하여 매체에 저장된 것일 수 있다.

전술한 것 외의 다른 측면, 특징, 이점이 이하의 도면, 특허청구범위 및 발명의 상세한 설명으로부터 명확해질 것이다.

본 발명에 따르면, 날개 강성을 강화하면서 비행제어의 실시간성을 유지할 수 있다는 효과가 있다.

또한, 본 발명에 따르면, 몸체와 나셀 사이의 케이블의 수를 대폭적으로 줄일 수 있고, 나아가 무인항공기의 무게를 가볍게 할 수 있다는 효과가 있다.

또한, 본 발명에 따르면 전자변속기 제어 신호는 CAN 통신을 통해 전달되기 때문에 펄스 듀티비에 대한 오류가 제거될 수 있다는 효과가 있다.

도 1은 본 발명에 따른 틸트로터 항공기를 개략적으로 도시한 도면이다.
도 2는 종래의 무인항공기 나셀 내의 구성요소와 몸체 간의 케이블 연결을 설명하기 위한 도면이다.
도 3은 본 발명의 일 실시 예에 따른, 작동기 신호처리 모듈을 설명하기 위한 도면이다.
도 4는 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인항공기 나셀 내의 구성요소와 몸체 간의 케이블 연결을 설명하기 위한 도면이다.
도 5는 본 발명의 일 실시 예에 따른, 작동기 신호처리장치의 하드웨어 스펙을 설명하기 도면이다.
도 6은 본 발명의 일 실시 예에 따른, 작동기 신호처리장치의 소프트웨어 스펙을 설명하기 도면이다.

이하, 본 문서의 다양한 실시 예가 첨부된 도면을 참조하여 기재된다. 그러나 이는 본 문서에 기재된 기술을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 문서의 실시 예의 다양한 변경(modifications), 균등물(equivalents), 및/또는 대체물(alternatives)을 포함하는 것으로 이해되어야 한다. 도면의 설명과 관련하여, 유사한 구성요소에 대해서는 유사한 참조 부호가 사용될 수 있다.

또한, 본 문서에서 사용된 "제 1," "제 2," 등의 표현들은 다양한 구성요소들을, 순서 및/또는 중요도에 상관없이 수식할 수 있고, 한 구성요소를 다른 구성요소와 구분하기 위해 사용될 뿐 해당 구성요소들을 한정하지 않는다. 예를 들면, 제 1 사용자 기기와 제 2 사용자 기기는, 순서 또는 중요도와 무관하게, 서로 다른 사용자 기기를 나타낼 수 있다. 예를 들면, 본 문서에 기재된 권리 범위를 벗어나지 않으면서 제 1 구성요소는 제 2 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제 2 구성요소도 제 1 구성요소로 바꾸어 명명될 수 있다.

어떤 구성요소(예: 제 1 구성요소)가 다른 구성요소(예: 제 2 구성요소)에 "(기능적으로 또는 통신적으로) 연결되어((operatively or communicatively) coupled with/to)" 있다거나 "접속되어(connected to)" 있다고 언급된 때에는, 상기 어떤 구성요소가 상기 다른 구성요소에 직접적으로 연결되거나, 다른 구성요소(예: 제 3 구성요소)를 통하여 연결될 수 있다고 이해되어야 할 것이다. 반면에, 어떤 구성요소(예: 제 1 구성요소)가 다른 구성요소(예: 제 2 구성요소)에 "직접 연결되어" 있다거나 "직접 접속되어" 있다고 언급된 때에는, 상기 어떤 구성요소와 상기 다른 구성요소 사이에 다른 구성요소(예: 제 3 구성요소)가 존재하지 않는 것으로 이해될 수 있다.

본 문서에서 사용된 용어들은 단지 특정한 실시 예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 다른 실시 예의 범위를 한정하려는 의도가 아닐 수 있다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함할 수 있다. 기술적이거나 과학적인 용어를 포함해서 여기서 사용되는 용어들은 본 문서에 기재된 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미를 가질 수 있다. 본 문서에 사용된 용어들 중 일반적인 사전에 정의된 용어들은, 관련 기술의 문맥상 가지는 의미와 동일 또는 유사한 의미로 해석될 수 있으며, 본 문서에서 명백하게 정의되지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다. 경우에 따라서, 본 문서에서 정의된 용어일지라도 본 문서의 실시 예들을 배제하도록 해석될 수 없다.

이하에서, 첨부된 도면을 이용하여 본 발명의 다양한 실시 예들에 대하여 구체적으로 설명한다.

도 1은 본 발명에 따른 틸트로터 항공기를 개략적으로 도시한 도면이다.

도 1을 참조하면, 틸트로터 항공기는 몸체(20)와 날개(11)를 포함할 수 있다. 이때, 날개(11)는 항공기에 양력 및 추력을 발생시킬 뿐만 아니라, 로터(12)가 포함되는 나셀(nacelle, 10)을 몸체(20)와 연결하는 역할을 수행한다. 로터(12)에 포함되는 블레이드(12-1) 역시, 회전을 통해 틸트로터 항공기에 양력 및 추력을 발생시킨다.

한편, 발명의 틸트로터 항공기의 나셀(10)은 작동기 신호처리모듈(100, ASPM, Actuator Signal Processing Module) 또는 작동기 신호처리장치(100)를 포함할 수 있다. 본 개시에서는 작동기 신호처리장치(100)로 통일하여 설명하기로 한다.

작동기 신호처리장치(100)는 몸체(20)에 포함된 통합 비행제어컴퓨터(200, IFCC, Integrated Flight Control Computer) 또는 통합 비행제어장치(200)와 케이블로 연결되어 있을 수 있다. 본 개시에서는 통합 비행제어장치(200)로 통일하여 설명하기로 한다.

이때, 작동기 신호처리장치(100)는 통합 비행제어장치(200)와 AWG 26번선을 통해 CAN(Controller Area Network) 통신으로 연결되어 있을 수 있으나, 이에 한정하지 않고, 다양한 AWG 규격의 선으로 연결될 수 있다.

또한, CAN 통신은 Mailbox0/Mailbox1을 송신 모드로, Mailbox8/Mailbox9 를 수신 모드로 사용할 수 있다. CAN 수신은 인터럽트로 처리하고, CAN 송신은 Task_CAN을 10Hz로 호출하여 처리할 수 있다. 통합 비행제어장치(200, IFCC)와의 통신은 50Hz로 송신용 태스크(Task)와 수신용 태스크(Task)를 호출하여 처리할 수 있다. 상술한 실시 예는 일 예에 불과하며, 다양한 모드를 통해 CAN 통신을 수립할 수 있고, CAN 통신 이외에도 IEEE1394 또는 이더넷과 같은 다양한 방법을 통해 통신을 수립할 수 있다.

한편, 작동기 신호처리장치(100)는 나셀(10) 내에 포함된 다양한 전자장치 및 센서를 포함하고 있을 수 있다. 예를 들면, 나셀(10) 내에 포함된 다양한 전자장치 및 센서는 전자변속기(ESC, Electronic Speed Controller)와 같은 전자장치와 RPM 센서와 같은 센서를 포함할 수 있으나 이는 일 예시에 불과하며, 자세한 것은 추후에 설명하기로 한다. 작동기 신호처리장치(100)는 나셀(10) 내의 전자장치 및 센서와 전기적으로 연결되어 있을 수 있다.

작동기 신호처리장치(100)는 통합 비행제어장치(200)로부터 CAN 통신을 통해 명령을 수신할 수 있고, 수신한 명령에 대응하는 신호를 나셀(10) 내의 전자장치 및 센서에 전달하여 제어할 수 있다. 또한, 작동기 신호처리장치(100)는 센서가 감지한 결과를 통합 비행제어장치(200)로 전송할 수 있고, 이에 통합 비행제어장치(200)는 감지 결과를 반영한 피드백 신호를 작동기 신호처리장치(100)로 재전송할 수 있다.

도 1에는 도시하지 않았으나, 몸체(20)는 전원공급장치를 포함할 수 있고, 작동기 신호처리장치(100)는 전원공급장치와 케이블로 연결되어 전원을 공급받을 수 있다. 이때, 케이블은 AWG 12번선을 이용할 수 있으나, 이에 한정하지 않는다. 작동기 신호처리장치(100)는 전원공급장치로부터 공급받은 파워를 나셀(10) 내의 전자장치 및 센서가 요구하는 전압에 대응하도록 분배할 수 있다. 한편, 본 발명의 일 실시 예에 따르면, 작동기 신호처리장치(100)는 센서와 같은 작은 전압을 요구하는 구성요소에 대하여 직접 전원을 생성하여 공급할 수도 있다.

상술한 실시 예에 따르면, 본 발명의 무인항공기는 통합 비행제어장치(200) 및 전원공급장치와 나셀(10)에 포함된 다양한 전자장치 및 센서들을 연결하기 위한 케이블의 수를 획기적으로 감소시킬 수 있다는 효과가 있다. 또한, 케이블의 수를 감소시킴으로써, 무인항공기 날개(11)의 강성은 유지하면서 실시간성을 확보할 수 있다. 이에 대하여는 도 2 내지 도 4를 통해 자세히 설명하기로 한다.

도 2는 종래의 무인항공기 나셀 내의 구성요소와 몸체 간의 케이블 연결을 설명하기 위한 도면이다.

도 2를 참조하면, 나셀(10)은 전자변속기(110), 모터(110-1), 제1 온도센서(120), 제2 온도센서(120-1), RPM 센서(130), 틸트 서보모터(140), 콜렉티브 서보모터(150), 엘레베이션 서보모터(160), 전압측정센서(170) 및 전류측정센서(180)를 포함할 수 있다. 상술한 구성요소들은 일 실시 예에 불과하며 이외에도 다양한 센서 및 전자장치가 포함될 수 있다. 도 2에는 콜렉터(190)가 나셀(10)에 포함되어 있지 않은 것으로 도시하였으나, 실시 예에 따라서 나셀(10)에 포함된 구성일 수 있다.

전자변속기(110)는 전원공급장치(210)로부터 전원을 입력받아 3상 주파수를 발생시켜 모터(110-1)를 제어하는 보드일 수 있다. 전자변속기(110)는 브러시리스(Brushless) 모터(110-1) 회전을 위해서 지속적으로 3상 전류를 사용함으로써, 다른 위상의 고주파 신호를 만들어 모터(110-1)에 인가한다. 전자변속기(110)는 물론 전원공급장치(210)의 전원을 모터(110-1)에 제공하는 역할을 할 수 있다.

모터(110-1)는 전자변속기(110)로부터 수신한 펄스(pulse) 신호의 듀티 비(duty ratio)에 따라 RPM(Revolution Per Minute)을 달리할 수 있다. 이러한 모터(110-1)는 브러시리스 모터(Brushless Direct Current motor, BLDC motor)일 수 있으나 이에 한정하지 않는다.

온도 센서(120)는 모터(110-1) 및 전자변속기(120)의 온도를 감지하기 위한 구성이다. 온도 센서(120)에서 감지된 결과는 통합 비행제어장치(200)로 전송될 수 있고, 통합 비행제어장치(200)는 감지 결과에 대응되는 피드백 신호를 재전송할 수 있다.

RPM 센서(130)는 모터(110-1)의 RPM을 감지하기 위한 구성이다. RPM 센서(130)에서 감지된 결과는 통합 비행제어장치(200)로 전송될 수 있고, 통합 비행제어장치(200)는 감지 결과에 대응되는 피드백 신호를 재전송할 수 있다.

한편, 서보모터는 서보 기구를 구동시키는 전동기일 수 있다. 서보 기구는 피드백 제어에 의한 자동 제어 기구로 서보 모터의 축단 또는 구동되는 기구의 운동 부분에는 위치와 속도를 검출하는 센서가 부착되어 있다. 센서의 신호를 지령 값과 비교함으로써 위치, 속도, 방위, 자세 등의 목표 값을 수정하여 서보 모터를 제어할 수 있다. 정전, 역전이 가능하고, 저속에서의 운전이 원활하며 급가속, 급감속을 할 수 있다.

즉, 틸트 서보모터(140), 콜렉티브 서보모터(150) 및 엘레베이션 서보모터(160)는 각각 무인항공기의 로터(12)의 기울기, 블레이드(12-1)의 각도, 무인항공기의 고도에 대한 보정을 수행할 수 있다. 틸트 서보모터(140), 콜렉티브 서보모터(150) 및 엘레베이션 서보모터(160)에서 감지된 결과는 통합 비행제어장치(200)로 전송될 수 있고, 통합 비행제어장치(200)는 감지 결과에 대응되는 피드백 신호를 재전송할 수 있다.

전압측정센서(170)는 전자변속기(110)의 전압상태를 측정하기 위한 구성이다. 또한, 전류측정센서(180)는 전자변속기(110)의 전류상태를 측정하기 위한 구성이다.

콜렉터(190)는 전자변속기(110), 모터(110-1), 제1 온도센서(120), 제2 온도센서(120-1), RPM 센서(130), 틸트 서보모터(140), 콜렉티브 서보모터(150), 엘레베이션 서보모터(160), 전압측정센서(170) 및 전류측정센서(180)와 몸체(20) 사이를 연결하는 케이블을 집합하여 다발을 형성하기 위한 구성이다.

한편, 각각의 전자장치 및 센서는 통합 비행제어장치(200) 및 전원공급장치(210)와 적어도 하나의 케이블을 통해 연결될 수 있다. 예를 들면, 도 2를 참조하면 제1 온도센서(120), 제2 온도센서(120-1)는 전원공급장치(210)로부터의 전원 케이블, 아날로그 신호 케이블, 디지털 신호 케이블로 각각 3개의 케이블이 필요할 수 있다. 또한, 전자변속기(110)는 전압 케이블, 전류 케이블, 디지털 신호 케이블, 아날로그 신호 케이블 등 5개의 케이블이 필요할 수 있다.

마찬가지로, 전자변속기(110)는 5개의 케이블, 제1 온도센서(120)는 2개의 케이블, 제2 온도센서(120-1)는 2개의 케이블, RPM 센서(130)는 3개의 케이블, 틸트 서보모터(140)는 6개의 케이블, 콜렉티브 서보모터(150)는 6개의 케이블, 엘레베이션 서보모터(160)는 6개의 케이블, 전압측정센서(170)는 2개의 케이블, 전류측정센서(180)는 2개의 케이블을 필요로 할 수 있다. 즉, 상술한 예시에서 나셀(10) 내부의 전자장치 및 센서들은 총 36개의 케이블이 무인항공기의 몸체(20)와 연결될 수 있다. 이에 따라, 콜렉터(190)는 36개의 케이블을 집합해서, 몸체(20)의 통합 비행제어장치(200) 및 전원공급장치(210)와 연결되도록 케이블 다발을 형성할 수 있다.

한편, 상술한 예시와 같이 36개의 케이블 다발을 형성하게 되는 경우, 무인항공기의 날개(11) 내부에 케이블 다발이 관통할 수 있도록 통로를 형성할 수 있다. 케이블 다발이 굵을수록 날개 내부의 통로 공간이 커지게 되므로 날개 강성이 하락한다는 단점이 있을 수 있다.

또한, 상술한 예시와 같이 36개의 케이블 다발을 포함하는 경우, 무인항공기의 무게가 과도하게 증가할 수 있다는 단점이 있을 수 있다.

한편, 전자변속기(110)는 통합 비행제어장치(200)로부터 수신한 펄스 신호를 PWM 변환하여 획득한 펄스의 듀티비(duty ratio)를 바탕으로 모터(110-1)를 제어한다. 통상적으로 드론과 같은 무인항공기는 전자파가 강한 모듈을 사용하기 때문에, 종래의 무인항공기는 통합 비행제어장치(200)에서 전자변속기(110)까지 펄스 신호를 전송하는 과정에서 듀티비의 미세한 오차가 발생할 수 있다는 단점이 있다.

도 3은 본 발명의 일 실시 예에 따른, 작동기 신호처리 모듈을 설명하기 위한 도면이다.

도 3을 참조하면, 작동기 신호처리장치 또는 작동기 신호처리모듈(100, ASPM, Actuator Signal Processing Module)은 전자변속기(110), 모터온도 센서(120), RPM 센서(130), 틸트 서보(140), 콜렉티브 서보(150) 및 엘레베이션 서보(160)와 연결되어 있을 수 있다. 또한, 작동기 신호처리장치(100)는 나셀(10) 내부의 장치뿐만 아니라, 몸체(20)에 포함된 통합 비행제어장치 또는 통합 비행제어컴퓨터(200, IFCC)와 직접 연결되어 있을 수 있다. 즉, 도시된 나셀(10) 내의 복수의 전자장치 및 센서들은 몸체(20)에 포함된 통합 비행제어장치(200)와 직접 연결되지 않고, 작동기 신호처리장치(100)를 통해서 연결될 수 있다.

상술한 작동기 신호처리장치(100)는 무인항공기의 각각의 나셀(10)에 포함되어 있을 수 있다. 즉, 작동기 신호처리장치(100)는 디버그(Debug) 모드로 동작시키며 기능 검증을 한 후, 틸트로터 무인항공기의 나셀(10)마다 한 개씩 장착하여 지상시험과 안전줄 시험을 통해 기능을 검증하여 구현될 수 있다. 예를 들어, 무인항공기의 날개(11)가 4개인 경우, 나셀(10)도 4개가 존재할 수 있고, 마찬가지로 4개의 작동기 신호처리장치(100)가 존재할 수 있다.

구체적으로, 작동기 신호처리장치(100)는 통합 비행제어장치(200)로부터 수신한 신호에 대한 PWM 변환 펄스를 전자변속기(110), 틸트 서보(140), 콜렉티브 서보(150) 및 엘레베이션 서보(160)로 전송할 수 있다. 또한, 작동기 신호처리장치(100)는 모터온도 센서(120), RPM 센서(130)로부터 감지 결과를 수신하고, 통합 비행제어장치(200)로 전송할 수 있고, 틸트 서보(140), 콜렉티브 서보(150) 및 엘레베이션 서보(160)로부터 무인항공기 제어동작 상태에 대한 결과를 수신하고 통합 비행제어장치(200)로 전송할 수 있다. 통합 비행제어장치(200)는 작동기 신호처리장치(100)로부터 수신한 결과를 바탕으로 무인항공기의 제어상태에 대해 피드백 신호를 작동기 신호처리장치(100)로 재전송할 수 있다.

더욱 구체적으로, 작동기 신호처리장치(100)는 전원공급장치(210)와 직접 연결되어 나셀(10) 내의 전자장치 및 센서에 각각 적합한 전원을 공급할 수 있다. 또한, 센서들의 경우 미량의 전원만을 요구하는 경우가 있기 때문에, 본 발명의 일 실시 예에 따르면 작동기 신호처리장치(100)는 직접 전원을 생성하여 센서에게 전원을 공급할 수 있다. 이에 대하여는 도 4를 통해 더욱 상세히 설명하기로 한다.

상술한 실시 예와 같이 작동기 신호처리장치(100)를 사용하는 경우, 도 2와 같이 36개의 케이블 다발을 형성하게 되는 경우와 달리, 무인항공기의 날개(11) 내부에 케이블이 관통할 수 있도록 통로를 작게 형성할 수 있다. 즉, 상술한 실시 예에 따르면, 날개 강성을 강화하면서 비행제어의 실시간성을 유지할 수 있다는 효과가 있다.

또한, 상술한 실시 예의 경우, 단지 작동기 신호처리장치(100)와 통합 비행제어장치(200)를 케이블로 연결하면 되므로. 몸체(20)와 나셀(10) 사이의 케이블의 수를 대폭적으로 줄일 수 있고, 나아가 무인항공기의 무게를 가볍게 할 수 있다는 효과가 있다.

또한, 본 발명의 일 실시 예에 따르면, 작동기 신호처리장치(100)와 통합 비행제어장치(200)는 CAN 통신을 통해 서로 연결될 수 있고, 작동기 신호처리장치(100)는 CAN 통신을 통해 수신한 명령에 대한 디지털 펄스를 획득하여 마이크로 세컨드 단위의 정밀한 신호(ms) 생성할 수 있다. 즉, 전자파가 강한 모듈을 사용하더라도, 본 발명에 따르면 전자변속기(110) 제어 신호는 CAN 통신을 통해 전달되기 때문에 펄스 듀티비에 대한 오류가 제거될 수 있다는 효과가 있다.

도 4는 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인항공기 나셀 내의 구성요소와 몸체 간의 케이블 연결을 설명하기 위한 도면이다.

도 4를 참조하면, 작동기 신호처리장치(100)는 통합 비행제어장치(200)와 전원공급장치(210)에 직접 연결될 수 있다. 다만, 전자변속기(110)는 일반적으로 큰 전원을 요구하므로, 발명의 일 실시 예에 따르면 전자변속기(110)는 다른 나셀(10) 내의 전자장치와 달리 전원공급장치(210)에 직접 연결될 수 있다.

나셀(10) 내의 다양한 전자장치와 다양한 센서들은 각각 필요로 하는 전압이 크게 다를 수 있다. 예를 들면, 모터(110-1)를 구동시키는 전자변속기(110)는 모터(110-1)의 RPM에 따라 5, 20, 40V 등 필요로 하는 전압의 차이가 큰 반면, RPM 센서(130)와 같은 소자들은 5V 이내의 작은 전압만을 필요로 한다. 이에, 센서와 같은 소자를 전자변속기(110)가 연결된 전원공급장치(210)와 동일한 전원공급장치(210)에 연결할 필요성이 감소된다.

이에 따라, 본 발명의 일 실시 예에 따른 작동기 신호처리장치(100)는 전원공급장치(210)로부터 공급받은 전원을 나셀 (10) 내의 각각의 전자장치로 분배할 수 있다. 예를 들면, RPM 센서(130)는 5V의 전압만을 필요로 할 수 있고, 콜렉티브 서보모터(140)는 20V의 전압을 필요로 할 수 있다. 이에 작동기 신호처리장치(100)는 각각 5V와 20V의 전압으로 전원을 공급할 수 있다.

또한, 작동기 신호처리장치(100)는 센서와 같이 소량의 파워만으로 구동이 가능한 모듈에 대해서는 직접 전원을 생성해서 제공할 수도 있다. 예를 들면, RPM 센서(130)가 5mA만큼의 전류만으로 구동이 가능한 경우, 작동기 신호처리장치(100)는 내부의 열 전대와 같은 발전 소자를 이용하여 센서가 쓰는 mA 단위의 전원을 직접 생성해서 공급할 수도 있다. 다만, 상술한 실시 예는 일 예에 불과하고, 다양한 방법을 이용하여 직접 전원을 생성하여 공급할 수 있다.

도 5는 본 발명의 일 실시 예에 따른, 작동기 신호처리장치의 하드웨어 스펙을 설명하기 도면이다.

작동기 신호처리장치(100)의 하드웨어는 추가 확장성을 고려하여 구현될 수 있다. 즉, RS232 인터페이스는 MCU(Micro Controller Unit) 내장 SCI와 3채널 RS232 트랜스시버(Transceivers)로 구현될 수 있고, CAN 인터페이스는 MCU 내장 eCAN과 CAN 트랜스시버(Transceiver)로 구현될 수 있다. ADC인터페이스는 16비트 연속 근사화 (SAR)방식, 8채널, 500kSPS 처리량, ±10V 양극 입력이 가능한 외부 ADC로 구현될 수 있고, PWM(pulse width modulation)과 RPM은 MCU 내장 ePWM, eCAP과 8채널 양방향 다중 전압 레벨 변환기(Bidirectional Multi-Voltage-Level Translator)로 구현될 수 있다.

도 6은 본 발명의 일 실시 예에 따른, 작동기 신호처리장치의 소프트웨어 스펙을 설명하기 위한 도면이다.

작동기 신호처리장치(100)의 소프트웨어는 DSP 내부에서 하드웨어 인터럽트와 태스크 기반으로 구현될 수 있다. Task_ADC는 100Hz로 호출될 수 있고, 매 호출시 하드웨어적으로 필터 처리된 8채널 값을 읽고 BLDC(Brushless Direct Current) 모터의 온도 값을 모니터링하기 위해 사용된 서미스터(Thermistor)의 온도 값을 변환식을 통해 계산할 수 있다. 본 발명의 일 실시 예에 따른 Task_ADC의 평균 처리시간은 26.4us로 측정된다. Task_PWM은 400Hz로 인터럽트 처리될 수 있으며, 매 호출시 CAN 통신으로 수신된 듀티(Duty) 값으로 PWM이 갱신되어 출력될 수 있다. Task_RPM은 500Hz로 호출되어 로터(12)의 회전당 한 개 펄스가 출력되는 홀(Hall) 센서 신호를 eCAP 기능을 사용하여 측정될 수 있다. 측정된 RPM값은 이동평균필터 처리를 하여 사용될 수 있다. 상술한 바와 같이, 본 발명의 일 실시 예에 따른 틸트로터 무인항공기를 구성하는 4개의 작동기 신호처리장치(100, ASPM)는 통합 비행제어장치(200, IFCC)와 CAN 통신으로 연결될 수 있다. 작동기 신호처리장치(100,ASPM)는 CAN 통신을 위해 eCAN 기능을 사용할 수 있고, 송신과 수신용 메일박스를 구분하여 사용할 수 있다. 통합 비행제어장치(200, IFCC)로부터 CAN 통신 수신은 인터럽트로 데이터를 처리하여 전자변속기(110, ESC), 다양한 서보(Servo)에 전달될 데이터를 갱신할 수 있고, Task_CAN를 50Hz로 호출하어, 서보(Servo)의 위치 피드백(Position Feedback), BLDC(Brushless Direct Current) 모터의 온도, 로터(12) RPM값을 통합 비행제어장치(200, IFCC)로 송신할 수 있다.

또한, 이상에서는 본 발명의 바람직한 실시 예에 대하여 도시하고 설명하였지만, 본 발명은 상술한 특정의 실시 예에 한정되지 아니하며, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 당해 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 다양한 변형실시가 가능한 것은 물론이고, 이러한 변형실시들은 본 발명의 기술적 사상이나 전망으로부터 개별적으로 이해되어져서는 안될 것이다.

따라서, 본 발명의 사상은 앞에서 설명된 실시 예들에 국한하여 정해져서는 아니되며, 후술하는 특허청구범위뿐만 아니라 이 특허청구범위와 균등한 또는 이로부터 등가적으로 변경된 모든 범위가 본 발명의 사상의 범주에 속한다고 할 것이다.

10: 나셀 11: 날개
12: 로터 20: 몸체
100: 작동기 신호처리장치 110: 전자변속기
110-1: 모터 120: 제1 온도센서
120-1: 제2 온도센서 130: RPM 센서
140: 틸트 서보모터 150: 콜렉티브 서보모터
160: 엘레베이션 서보모터 170: 전압측정센서
180: 전류측정센서 190: 콜렉터
200: 통합 비행제어장치 210: 전원공급장치

Claims

복수의 나셀;
통합 비행제어장치(IFCC, Integrated Flight Control Computer);
상기 복수의 나셀 각각에 포함된 전자변속기(ESC, Electronic Speed Controller);
상기 복수의 나셀 각각에 포함된 적어도 하나의 센서; 및
상기 복수의 나셀 각각에 포함된 작동기 신호처리장치(ASPM, Actuator Signal Processing Module); 를 포함하고,
상기 작동기 신호처리장치는 상기 적어도 하나의 센서에서 감지된 결과를 상기 통합 비행제어장치로 송신하고, 상기 통합 비행제어장치로부터 상기 전자변속기를 제어하기 위한 명령을 수신하면 상기 명령에 대응하는 신호를 상기 전자변속기로 전달하는 틸트로터 항공기.
제1항에 있어서,
상기 작동기 신호처리장치는 상기 통합 비행제어장치와 CAN(Controller Area Network) 통신을 통해 데이터를 송수신하는 틸트로터 항공기.
제1항에 있어서,
상기 통합 비행제어장치는 상기 감지된 결과를 상기 작동기 신호처리장치로부터 수신하면, 상기 결과를 분석하고, 상기 분석 결과에 대한 피드백(feedback)을 포함하는 상기 명령을 상기 작동기 신호처리장치로 송신하는 틸트로터 항공기.
제1항에 있어서,
상기 틸트로터 항공기는 상기 작동기 신호처리장치로 전력을 공급하기 위한 전원공급장치;를 더 포함하고,
상기 작동기 신호처리장치는 상기 전원공급장치로부터 공급된 전력을 상기 적어도 하나의 센서에 분배하는 틸트로터 항공기.
제4항에 있어서,
상기 복수의 나셀 각각에 포함된 적어도 하나의 모터;를 더 포함하고,
상기 전자변속기는 상기 전원공급장치로부터 공급된 전력을 이용하여, 상기 작동기 신호처리장치로부터 수신된 상기 신호에 응답하여 상기 적어도 하나의 모터를 구동시키는 틸트로터 항공기.
각각 전자변속기, 적어도 하나의 센서, 및 작동기 신호처리장치를 포함하는 복수의 나셀, 및 통합 비행제어장치를 포함하는 틸트로터 항공기의 제어방법에 있어서,
상기 작동기 신호처리장치에 의해, 상기 적어도 하나의 센서를 통해 감지 결과를 획득하면, 상기 감지된 결과를 상기 통합 비행제어장치로 송신하는 단계; 및
상기 작동기 신호처리장치에 의해, 상기 통합 비행제어장치로부터 상기 전자변속기를 제어하기 위한 명령을 수신하면, 상기 명령에 대응하는 신호를 상기 전자변속기로 전달하는 단계;를 포함하는 틸트로터 항공기 제어방법.
제6항에 있어서,
상기 작동기 신호처리장치는 상기 통합 비행제어장치와 CAN(Controller Area Network) 통신을 통해 데이터를 송수신하는 틸트로터 항공기 제어방법.
제6항에 있어서,
상기 틸트로터 항공기 제어방법은 상기 감지된 결과를 상기 작동기 신호처리장치로부터 수신하면, 상기 통합 비행제어장치에서 상기 감지 결과를 분석하는 단계; 및
상기 분석 결과에 대한 피드백(feedback)을 포함하는 명령을 상기 통합 비행제어장치에서 상기 작동기 신호처리장치로 송신하는 단계;를 더 포함하는 틸트로터 항공기 제어방법.
제6항에 있어서,
상기 틸트로터 항공기 제어방법은 상기 작동기 신호처리장치가 전원공급장치로부터 공급된 전력을 이용하여 상기 적어도 하나의 센서에 상기 파워를 분배하는 단계;를 더 포함하는 틸트로터 항공기 제어방법.
제9항에 있어서,
상기 틸트로터 항공기 제어방법은, 상기 전자변속기는 상기 전원공급장치로부터 공급된 전력을 이용하여, 상기 작동기 신호처리장치로부터 수신된 상기 신호에 응답하여 상기 적어도 하나의 모터를 구동시키는 단계;를 더 포함하는 항공기 제어방법.
컴퓨터를 이용하여 제6항 내지 제10항 중 어느 한 항의 방법을 실행하기 위하여 매체에 저장된 컴퓨터 프로그램.