KR20230078856A - 듀얼 모터를 포함한 무인 비행체 - Google Patents

Abstract

본 개시의 다양한 실시예에 따르는 무인 비행체는, 회전력을 전달하는 구동축을 공유하고 물리적으로 분리된 제1 코어 및 제2 코어를 포함하는 듀얼 모터; 상기 제1 코어를 제어하는 제1 ESC(electronic speed controller); 상기 제2 코어를 제어하는 제2 ESC;
상기 프로펠러의 회전 속도에 대한 속도 명령을 PWM(pulse width modulation) 프로토콜로 상기 제1 ESC 및 상기 제2 ESC에 송신하는 비행 제어부(flight controller); 및 상기 비행 제어부와 상기 제1 ESC 및 상기 제2 ESC 사이에 연결되어, 상기 비행 제어부의 속도 명령을 CAN(controller area network) 프로토콜로 변환하여 상기 제1 ESC 및 상기 제2 ESC에 송신하도록 구성된 ECU(electronic control unit)을 포함하고, 상기 제1 ESC 및 상기 제2 ESC는 각각 상기 CAN 프로토콜로 변환된 속도 명령에 따라 상기 제1 코어 및 상기 제2 코어를 제어할 수 있다. 그 밖의 다양한 실시예가 가능하다.

Description

듀얼 모터를 포함한 무인 비행체{UNMANNED AERIAL VEHICLE}

본 발명은 듀얼 모터를 포함한 무인 비행체에 관한 것이다.

무인 비행체(또는, 드론)는 사람이 직접 탑승하지 않고 원격으로 조종하여 자동 비행할 수 있는 비행체를 말한다. 무인 비행체는 일반 비행체와는 사람의 탑승 공간을 별도로 구비하지 않기 때문에 소형화, 경량화가 가능하다. 따라서, 사용자의 접근이 어려운 곳의 정보 수집과 정찰을 위한 정찰 무인 비행체 등 군사용으로 개발 및 활용되나 최근에는, 영상 촬영 기능을 구비하고 레저용으로 상용화, 대중화되고 있다.

무인 비행체의 대중화에 따라 사람들의 일생생활 속에서 무인 비행체와 관련된 안전 사고 발생 가능성도 함께 높아지고 있다. 무인 비행체는 추진 시스템으로써 고속으로 회전하는 프로펠러를 포함한다. 무인 비행체가 추락하여, 고속으로 회전하는 프로펠러가 구동 중 사람 또는 장애물과 출동하게 되면, 신체 또는 대물 손상은 물론, 프로펠러 자체도 손상될 수 있다. 예를 들면, 고속 회전하는 프로펠러가 인체에 직접 부딪히는 경우 피부와 근육질에 깊은 손상을 야기할 수 있다.

종래에는 무인 비행체의 추락에 따라 고속 회전하는 프로펠러의 위험으로부터 안전을 확보하기 위하여, 무인 비행체에 부분적으로 또는 전 방향에서 프로펠러를 둘러싸는 안전가드를 적용하고 있었다. 다만, 이러한 안전 가드가 적용된 무인 비행체는 추락이 이뤄진 후의 대책에 대한 것으로, 무인 비행체의 추락을 야기하는 무인 비행체에 포함된 하드웨어, 특히 프로펠러를 회전시키는 모터의 고장에 대비하는 해결책을 아직 전무한 상황이다.

본 개시는 무인 비행체에 포함된 프로펠러를 회전 시키는 모터의 하드웨어 고장을 진단하고 스스로 복구할 수 있는 무인 비행체를 제공하고자 한다.

본 문서에서 이루고자 하는 기술적 과제는 상술한 기술적 과제로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 또 다른 기술적 과제들은 아래의 기재로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.

본 개시의 다양한 실시예에 따르는 무인 비행체는, 회전력을 전달하는 구동축을 공유하고 물리적으로 분리된 제1 코어 및 제2 코어를 포함하는 듀얼 모터; 상기 제1 코어를 제어하는 제1 ESC(electronic speed controller); 상기 제2 코어를 제어하는 제2 ESC;

상기 프로펠러의 회전 속도에 대한 속도 명령을 PWM(pulse width modulation) 프로토콜로 상기 제1 ESC 및 상기 제2 ESC에 송신하는 비행 제어부(flight controller); 및 상기 비행 제어부와 상기 제1 ESC 및 상기 제2 ESC 사이에 연결되어, 상기 비행 제어부의 속도 명령을 CAN(controller area network) 프로토콜로 변환하여 상기 제1 ESC 및 상기 제2 ESC에 송신하도록 구성된 ECU(electronic control unit)을 포함하고, 상기 제1 ESC 및 상기 제2 ESC는 각각 상기 CAN 프로토콜로 변환된 속도 명령에 따라 상기 제1 코어 및 상기 제2 코어를 제어할 수 있다.

다양한 실시예들에 따르면, 상기 ECU는 상기 제1 ESC 및 상기 제2 ESC로부터 각각 상태 정보를 수신하고, 상기 수신한 상태 정보에 기반하여 상기 제1 코어, 상기 제2 코어, 상기 제1 ESC 또는 상기 제2 ESC 중 적어도 하나에 대한 고장 여부를 판단할 수 있다.

다양한 실시예들에 있어서, 상기 제1 ESC 및 상기 제2 ESC 각각은: 상기 제1 코어의 상(phase)에 흐르는 전류를 감지하여 전류 측정 신호를 생성하는 전류 센서 모듈; 상기 제1 ESC 및 제2 ESC 각각에서 발생하는 역기전력을 감지하여 역기전력 정보를 생성하는 전압 센서 모듈; 및 상기 제1 ESC 및 상기 제2 ESC의 온도를 감지하여 환경 온도 정보를 생성하는 온도 센서 모듈을 포함하고, 상기 상태 정보는 상기 전류 측정 신호, 상기 역기전력 정보 및 상기 온도 정보를 포함할 수 있다.

다양한 실시예들에 있어서, 상기 ECU는: 상기 수신한 상태 정보에 기반하여, 상기 제1 코어가 일시적 고장 상태라고 판단된 경우, 통신 모듈을 통하여 상기 듀얼 모터가 일시적 고장 상태인 것을 나타내는 제3 신호를 컨트롤러 장치에 송신하고, 및 `상기 제1 코어가 일정 시간을 초과하여 정상 상태로 복귀하지 못하는 경우, 상기 통신 모듈을 통하여 상기 듀얼 모터가 영구적 고장 상태인 것을 나타내는 제4 신호를 컨트롤러 장치에 송신할 수 있다.

다양한 실시예들에 있어서, 상기 ECU는: 상기 수신한 상태 정보에 기반하여, 상기 제1 코어가 영구적 고장 상태라고 판단된 경우 상기 제1 코어에 공급하는 전류를 차단하고 상기 제2 코어에 공급하는 전류를 증가시키게 하는 제1 신호를 상기 제1 ESC 및 상기 제2 ESC에 송신하고, 및 상기 제1 신호를 송신한 후 상기 프로펠러의 회전 속도가 일정 속도 이상으로 복귀한 것을 감지하면 상기 제2 코어 공급하는 전류를, 과전류 방지를 위하여 일정 수준 아래로 조절하게 하는 제2 신호를 상기 제2 ESC에 송신할 수 있다.

본 개시의 다양한 실시예들에 따른 듀얼 모터를 포함한 무인 비행체는, 듀얼 모터가 가지는 하드웨어 상의 이점에 더하여, 듀얼 모터를 제어하는 ESC(Electronic Speed Controls)를 복수개(예: 듀얼 ESC) 구성하여 모터에 있어서 발생할 수 있는 모든 고장을 모니터링하고, 고장이 발생한 경우라도 무인 비행체가 안정적으로 비행 가능할 수 있도록 할 수 있다.

본 개시에서 얻을 수 있는 효과는 상술한 효과들로 제한되지 않으며, 언급하지 않은 또 다른 효과들은 아래의 기재로부터 본 개시가 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.

도 1은 본 개시의 실시예에 따른 무인 비행체의 구성을 나타내는 사시도를 도시한다.
도 2는 다양한 실시예들에 따라, 듀얼 모터를 포함한 무인 비행체에 포함된 추진 시스템을 도시한다.
도 3은 다양한 실시예들에 따른 무인 비행체의 블록 구성도를 도시한다.
도 4는 다양한 실시예들에 따른 듀얼 모터를 제어하는 블록 구성도를 도시한다.
도 5를 참조하여, 다양한 실시예들에서 추진 시스템에 포함된 코어 및 ESC의 고장을 진단하고 고장에 대응하여 무인 비행체를 복구하는 과정을 설명하기로 한다.

이하, 첨부한 도면을 참조하여 본 개시가 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 본원의 구현예 및 실시예를 상세히 설명한다. 그러나, 본원은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 구현예 및 실시예에 한정되지 않는다.

실시예들에 대한 특정한 구조적 또는 기능적 설명들은 단지 예시를 위한 목적으로 개시된 것으로서, 다양한 형태로 변경되어 실시될 수 있다. 따라서, 실시예들은 특정한 개시형태로 한정되는 것이 아니며, 본 명세서의 범위는 기술적 사상에 포함되는 변경, 균등물, 또는 대체물을 포함한다.

제1 또는 제2 등의 용어를 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 이런 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 해석되어야 한다. 예를 들어, 제1 구성요소는 제2 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제2 구성요소는 제1 구성요소로도 명명될 수 있다.

어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어" 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다.

단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 명세서에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 설명된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부분품 또는 이들을 조합한 것이 존재함으로 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부분품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.

다르게 정의되지 않는 한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함해서 여기서 사용되는 모든 용어들은 해당 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미를 가진다. 일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥상 가지는 의미와 일치하는 의미를 갖는 것으로 해석되어야 하며, 본 명세서에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다.

도 1은 본 개시의 실시예에 따른 무인 비행체의 구성을 나타내는 사시도를 도시한다. 도 1을 참조하면, 본 개시의 다양한 실시예에 따르면 무인 비행체(100)(UNMANNED AERIAL VEHICLE)는 본체(110) 및 복수의 추진 시스템(120)을 포함할 수 있다.

다양한 실시예에 따르면, 복수의 추진 시스템(120)은 무인 비행체(100)에 추력을 제공하여 무인 비행체(100)가 비행할 수 있도록 기능할 수 있다. 다양한 실시예에 따르면 복수의 추진 시스템(120)의 각각은 프로펠러(121) 및 프로펠러(121)를 회전하도록 구성된 모터(122)를 포함할 수 있다. 다시 말해, 무인 비행체(100)는 복수의 프로펠러(121)들의 추진력을 이용하여 비행할 수 있다. 추진 시스템(120)은 비행 구동부 또는 프로펠러 조립체로 지칭될 수 있다. 한편, 도 1은 무인 비행체(100)가 4개의 추진 시스템(120)을 포함하는 예를 도시하고 있으며, 이러한 무인 비행체(100)는 쿼드로터로 지칭할 수 있다. 다만, 다양한 실시예에 따르는 무인 비행체(100)는 3개의 프로펠러(또는 추진시스템)를 가지는 트라이로터, 4개의 프로펠러를 가지는 쿼드로터, 5개의 프로펠러를 가지는 펜타로터, 6개의 프로펠러를 가지는 헥사로터, 8개의 프로펠러를 가지는 옥토로터 등을 모두 포함할 수 있다. 이하 설명은 편의상 쿼드로터를 일례로 들어 설명하지만 무인 비행체는 이에 한정되는 것은 아니며, 프로펠러의 수, 각각의 구성 및 회전방향은 다양하게 구성될 수 있다.

다양한 실시예에 따르면, 무인 비행체(100)(또는 비행 제어부)는 무인 비행체(100)의 제어를 위한 컨트롤러(130)(controller)(또는, 원격 컨트롤러)와 무선 통신할 수 있다. 무인 비행체(100)는 무인 비행체(100)의 제어를 위한 컨트롤러의 제어 신호를 수신할 수 있다. 또한, 통신부는 무인 비행체(100)의 비행 상태에 관한 정보를 원격 컨트롤러(130)로 송신할 수 있다.

다양한 실시예들에 있어서, 컨트롤러(130)는 무인 비행체(100)를 조종하는 사용자를 위한 클라이언트 장치(client device)(예: 데스크탑 컴퓨터, 랩탑 컴퓨터, 스마트폰, 태블릿 컴퓨터, 게임 콘솔 등)일 수 있다. 다양한 실시예들에서, 컨트롤러(130)는 무인 비행체(100)를 제어하기 위한 사용자 입력을 야기하는(cause) 클라이언트 장치일 수 있다. 컨트롤러(130) 무인 비행체(100)의 조종을 위한 각종 그래픽 사용자 인터페이스(graphic user interface, GUI)를 표시할 수 있다. 예를 들어, 컨트롤러(130)는 디스플레이(131)에 무인 비행체(100)로부터 수신받은 무인 비행체(100)의 내부 시스템 정보 및/또는 무인 비행체(100)의 현재 위치의 주변 환경 정보(예: 날씨, 기온, 풍속 등)를 표시할 수 있다. 예를 들어, 컨트롤러(130)는 디스플레이(131)에 사용자가 무인 비행체(100)를 조종할 수 있도록 조종 모드의 GUI를 더 표시할 수 있다. 구체적으로, 조종 모드의 GUI는 무인 비행체의 트로틀(throttle)및 요(yaw)를 조종할 수 있는 좌-조이스틱과 무인 비행체의 피치(pitch) 및 롤(roll)을 조종할 수 있는 우-조이스틱을 포함할 수 있다.

도 2는 다양한 실시예들에 따라, 듀얼 모터를 포함한 무인 비행체에 포함된 추진 시스템을 도시한다.

도 2를 참조하면, 다양한 실시예들에 따른 추진 시스템(120)은 프로펠러(121) 및 프로펠러(121)를 회전하도록 구성된 모터(122)를 포함할 있다. 모터(122)는 로터(200)를 수용하고 지지하는 구조를 가질 수 있다. 로터(200)는 구동축(210) 및 스테이터(220)를 포함할 수 있다. 구동축(210)은 로터(200)의 회전 구동력을 프로펠러(121)에 전달할 수 있다.

스테이터(220)는 회전자계 내 전류의 방향변화를 통해 로터(200)의 회전력을 생성할 수 있다. 스테이터(220)는 마그넷 수용부(221) 및 복수의 코어들(222, 223)를 포함할 수 있다. 마그넷 수용부(221)는 내주면에 마그넷을 수용하여 복수의 코어들(222, 223)에 회전자계를 형성할 수 있다.

코일이 권선된 복수의 코어들이 구동축(210)의 원주방향을 따라 하나의 열을 이루어 배치되되, 구동축(210)의 축방향 즉, 높이방향을 따라 복수 개의 열로 배치될 수 있다. 예를 들어, 복수의 코어는 제1 코어(222)와 제1 코어(222)의 하부에 동일한 구조로 배치되는 제2 코어(223)의 2열 구조의 코어를 가질 수 있으며, 이하에서는 이와 같이 2열 구조의 코어를 상정하여 설명하기로 한다. 이와 같이, 코어가 2개 구비된 모터는 듀얼 모터로 지칭될 수 있다. 다양한 실시예들에 따르면, 제1 코어(222) 및 제2 코어(223)는 물리적으로 구분되어 있어서 코어의 개별 고장 진단 및 복구가 가능할 수 있다. 예를 들어, 제1 코어(222)의 노이즈나 발열에 의한 단락과 그로 인한 고장의 영향이 제2 코어(223)으로 전달되지 않을 수 있다.

본 개시의 다양한 실시예들에 따른 듀얼 모터를 포함한 무인 비행체는, 듀얼 모터가 가지는 하드웨어 상의 이점에 더하여, 듀얼 모터를 제어하는 ESC(Electronic Speed Controls)를 복수개(예: 듀얼 ESC) 구성하여 모터에 있어서 발생할 수 있는 모든 고장을 모니터링하고, 고장이 발생한 경우라도 무인 비행체가 안정적으로 비행 가능할 수 안전성을 제공하고자 한다.

도 3은 다양한 실시예들에 따른 무인 비행체의 블록 구성도를 도시한다.

도 3을 참조하면, 다양한 실시예들에 따른 무인 비행체는 비행 제어부(310)(Flight Controller)와 복수의 전자 제어 유닛(320)(Electronic Control Unit, 이하 ECU로 지칭) 및 복수의 전자 속도 제어부(330)(Electronic Speed Controls, 이하 ESC로 지칭)를 포함할 수 있다. 도 3에서는 무인 비행체(300)는 4개의 추진 시스템(120)을 포함하는 쿼드로터를 예시하고 있으며, 각각의 추진 시스템(120)은 하나의 ECU(320) 및 ECU(320)에 작동적으로 연결되는 복수의 ESC(330)를 포함할 수 있다. ESC(330)의 각각은 모터의 코어에 연결될 수 있다. 예를 들어, ECU(320)는 제1 ESC(331) 및 제2 ESC(332)와 연결될 수 있다. 제 ESC(331)는 제1 코어(222)와 연결될 수 있고, 제2 ESC(332)는 제2 코어(223)와 연결될 수 있다.

무인 비행체(또는 드론)은 하드웨어를 구성하는데 있어 중량과 공간성의 제약이 있어, 모터와 같은 구동계 및 제어에 필요한 부품 설계에 많은 제약이 있다. 다만 듀얼 모터의 경우 두 개의 모터 시스템을 결합한 것임에도 동급 성능의 단일 코어를 가진 일반 모터에 비하여 같은 크기와 중량에도 하드웨어 설계에 여유도를 가질 수 있다. 또한, 단일 코어를 가진 일반 모터를 장착한 무인 비행체의 경우, 모터의 고장 발생 시, 추락 위험이 있는데, 다양한 실시예들에 따라 복수의 코어 및 복수의 코어 각각에 연결된 독립적인 ESC를 복수개 구비함에 따라, 복수의 코어 각각의 전류 및 제어가 독립적으로 제어될 수 있으며, 실시간 고장 진단 및 전류 입력의 스위칭을 통한 고장의 복구가 가능할 수 있다. 예를 들어, 제1 코어(222) 및/또는 제1 코어(222)에 연결된 제1 ESC(331)에 문제가 생기더라도, 이와 독립적으로 운용되는 제2 코어(223) 및 제2 코어(223)에 연결된 제2 ESC(332)가 작동하여, 제1 코어(222) 및 제2 코어(223)가 포함된 추진 시스템(120)의 정상 작동 내지 무인 비행체(100)가 추락하지 않을 성능으로 작동할 수 있다. 한편, 복수의 코어를 가진 듀얼 모터에 있어서 코어 각각에 연결된 독립적인 ESC 를 구비하는 경우에, 코어 각각의 동일한 속도 또는 동기화하여 회전하게 제어하는 것이 중요하다. 다양한 실시예에 있어서, 복수의 코어들이 동일한 속도 또는 동기화되어 제어될 수 있도록 복수의 코어 각각에 연결된 ESC에 명령 또는 신호를 송신할 수 있으며, 이하에서 구체적으로 설명된다.

도 4는 다양한 실시예들에 따른 듀얼 모터를 제어하는 블록 구성도를 도시한다.

도 4를 참조하면, 다양한 실시예들에 따르는 비행 제어부(310)는 적어도 하나의 프로세서를 포함할 수 있고, 무인 비행체(100)의 적어도 하나의 다른 구성요소들의 제어 및/또는 통신에 관한 연산이나 데이터 처리를 실행할 수 있다. 비행 제어부(310)는 제어모듈(311), 센서 모듈(312) 및 통신 모듈(313)을 포함할 수 있다.

다양한 실시예들에 있어서 비행 제어부(310)는 무인 비행체(100)가 포함하는 추진 시스템(120)을 제어하여 무인 비행체(100)의 자세 및 속도 등 비행에 관련한 움직임을 제어할 수 있다. 예를 들어, 비행 제어부(310)는 센서 모듈(312)으로부터 획득되는 위치 및 자세정보 및 컨트롤러(예: 도 1의 컨트롤러(130))의 조작 신호에 기반하여 따라 무인 비행체(100)의 비행 속도, 자세(예를 들어, 롤(roll), 피치(pitch), 요(yaw), 트로틀(throttle)) 등의 움직임을 제어할 수 있다. 또한, 비행 제어부(310)는 무인 비행체(100)가 호버링(hovering) 동작하도록 움직임을 제어할 수 있다. 또한, 비행 제어부(310)는 컨트롤러(예: 도 1의 컨트롤러(130)) 조작 신호에 기반하여 무인 비행체(100)를 목표 지점까지 비행시킬 수 있다.

다양한 실시예들에 따르면, 비행 제어부(310)는 무인 비행체(100)의 움직임을 제어하기 위하여 복수의 추진 시스템(120)의 각각의 프로펠러(121)의 회전 속도를 지정(designate)하는 속도 명령을 송신할 수 있다. 무인 비행체(100)의 움직임은 복수의 추진 시스템(120)에 포함된 프로펠러(121)의 회전 속도에 따라 결정될 수 있고, 비행 제어부(310)는 복수의 추진 시스템(120)의 각각에 대하여 동일 또는 상이한 속도를 나타내는 속도 명령을 송신할 수 있다. 비행 제어부(310)(또는 제어 모듈(311))은 펄스폭 변조 방식(Pulse Width Modulation)의 규칙(Protocol)을 따르는 속도 명령을 각각의 추진 시스템(120)에 송신하도록 구성할 수 있다.

센서 모듈(312)은 피사체의 모션 및/또는 제스처를 감지할 수 있는 제스처 센서(gesture sensor), 비행하는 무인 비행체(100)의 각속도를 측정할 수 있는 자이로 센서(gyro sensor), 대기의 압력 변화 및/또는 기압을 측정할 수 있는 기압 센서(barometer), 지구 자기장을 측정할 수 있는 지자기 센서(terrestrial magnetism sensor, compass sensor), 비행하는 무인 비행체(100)의 가속도를 측정하는 가속도 센서(acceleration sensor), 초음파를 출력하여 물체에서 반사되는 신호를 측정하여 거리를 측정할 수 있는 초음파 센서(ultrasonic sensor), 카메라 모듈을 이용하여 바닥 지형이나 무늬를 인지하여 위치를 산출할 수 있는 옵티컬 플로(optical flow), 비행 환경의 온도 및 습도를 측정할 수 있는 온/습도 센서(temperature-humidity sensor), 조도를 측정할 수 있는 조도 센서), 자외선을 측정할 수 있는 UV(ultra violet) 센서들의 일부 또는 전부를 포함할 수 있다.

다양한 실시예에 따르는 통신 모듈(313)은 무인 통신 모듈 및 유선 통신 모듈 중에 적어도 하나를 포함할 수 있다. 통신 모듈(313은 RF 모듈, 셀룰러 모듈, Wifi 모듈, 블루투스 모듈, GPS 모듈을 포함할 수 있다. 통신 모듈(313)은 다른 전자 장치(예: 컨트롤러(130))와 무인 비행체(100)의 이동 조작 신호를 수신하거나 실시간 이동 상태를 확인하기 위한 정보를 전송하는 통신을 수립(establish)할 수 있다.

다양한 실시예들에 있어서, 통신 모듈(313)은 ECU(320)로부터 수신하는 추진 시스템(120)(또는 이에 포함된 ESC 및 코어, 모터)에 대한 일시적/영구적 고장을 나타내는 고장 메시지를 컨트롤러(130)에 송신할 수 있다. 또한, 통신 모듈(313)은 고장 메시지를 수신한 컨트롤러(130)로부터 사용자의 입력에 의한 고장에 대응하는 명령(예를 들어, 호버링 유지, 컨트롤러의 위치로 즉시 복귀, 즉시 착륙 등)을 수신할 수 있다.

도시하진 않았지만, 비행 제어부(310)는 메모리 모듈을 포함할 수 있다. 메모리 모듈은 내장 메모리 및 외장 메모리를 포함할 수 있다. 무인 비행체(100)의 적어도 하나의 다른 구성요소에 관계된 명령(command) 또는 데이터(data)를 저장할 수 있다. 메모리 모듈은 소프트웨어(software) 및/또는 프로그램(program)을 저장할 수 있다. 프로그램은 커널(kernel), 미들웨어(middleware), 애플리케이션 프로그래밍 인터페이스(application programming interface(API)) 및/또는 애플리케이션 프로그램(또는 "애플리케이션") 등을 포함할 수 있다.

다양한 실시예들에 따른 무인 비행기의 추진 시스템(120)은 듀얼 코어로서 제1 코어(222) 및 제2 코어(223)를 포함할 수 있고, 각각의 코어는 제1 ESC(331) 및 제2 ESC(332)에 연결될 수 있다. 제2 ESC(331) 및 제2 ESC(332)는 하나의 ECU(320)에 연결될 수 있다.

다양한 실시예에 따르면 ECU(320)는 비행 제어부(310)와 제1 ESC(331) 및 제2 ESC(332) 사이에서 연결될 수 있다. ECU(320)는 비행 제어부(310)로부터 수신한 PWM 프로토콜을 따르는 속도 명령을 CAN 프로토콜로 변환할 수 있다. CAN 프로토콜로 변환된 속도 명령은 동시에 제1 ESC(331) 제2 ESC(332)에 송신될 수 있다. 다시 말하면, ECU(320)를 통하여 비행 제어부(310)의 PWM 프로토콜의 속도 명령이 CAN 프로토콜로 변환되어 복수의 제1 ESC(331) 및 제2 ESC(332)에 동시에 송신할 수 있다.

제1 코어(222) 및 제2 코어(223) 각각에 직접적으로 PWM 프로토콜의 속도 명령을 송신하기 위하여, 제1 ESC(331) 및 제2 ESC(332)와 비행 제어부(310) 사이를 일대일(Point-To-Point) 방식으로 연결하는 경우, 시스템 내 많은 선(line)이 필요함에 따른 많은 배선의 유지 보수 문제, 배선 증가로 인한 무게 증가의 문제점이 발생한다. 이에 반해, 다양한 실시예들에 따르면, ECU(320)와 제1 ESC(331) 및 제2 ESC(332)의 송수신이 CAN 프로토콜을 따르기 때문에 ECU(320)와 ESC(331, 332) 간의 배선을 간결하게 구성할 수 있다.

다양한 실시예에 따르면, ECU(320)와 제1 ESC(331) 및 제2 ESC(332) 사이의 연결이 서로 송수신이 로 통신할 수 있는 안정적인 네트워크(다중 통신 방식, Multi Master 방식)인 CAN 프로토콜을 따르기 때문에, 제1 ESC(331) 및 제2 ESC(332)의 상태정보도 동시 및/또는 주기적으로 ECU(320)가 획득할 수 있으며, 이에 대해서는 구체적으로 후술하기로 한다.

다양한 실시예들에 있어서 제1 ESC(331) 및 제2 ESC(332)는 각각 MCU 모듈(410)(Motor Control Unit), CAN 드라이버 모듈(420), 모터 구동 모듈(430), 전류 센서 모듈(440), 파워 모듈(450), 전압 센서 모듈(460) 및 온도 센서 모듈(470)을 포함할 수 있다. 이하 에서는 제1 ESC(331)를 기준으로 설명하기로 한다.

다양한 실시예들에 있어서, CAN 드라이버 모듈(420)은 CAN 프로토콜의 속도 명령을 수신받아 다시 PWM 프로토콜로 변환하여 MCU 모듈(410)에 전달할 수 있다. MCU 모듈(410)은 CAN 드라이버 모듈(420)을 통해 모터(또는 코어(222, 223))의 회전 속도를 결정하는 제어 신호를 ECU(320)로부터 수신받을 수 있다. 제어 신호는 비행 제어부(310)가 송신한 PWM 프로토콜 방식의 속도 명령이 CAN 프로토콜로 변환되었다가 다시 PWM 프로토콜 방식으로 변환된 것이어서, 비행 제어부(310)가 송신한 PWM 프로토콜 방식의 속도 명령과 실질적으로 동일한 것일 수 있다.

MCU 모듈(410)은 전압 센서 모듈(460)과 모터 구동 모듈(430)로부터 제공된 신호 및 정보를 통해 제1 코어(222) 및 제1 ESC(331)의 시스템 상태를 판단할 수 있다. MCU 모듈(410)은 시스템 상태에 따라, ECU(320)의 속도 명령에 부합하도록 PWM(Pulse Width Modulation) 제어 신호를 모터 구동 모듈(430)에 인가하여 제1 코어(222)(또는 모터)를 구동할 수 있다.

MCU 모듈(410)은 제1 ESC(331)의 시스템 상태를 판단하고 이에 기반한 안전 전한 시스템 동작을 위한 기능을 수행할 수 있다. 이를 위하여, MCU 모듈(410)은 제1 ESC(331)의 구성요소들의 상태를 나타내는 상태 정보(또는 데이터)를 ECU(320)에 송신하거나 수신할 수 있다. 이를 위하여 MCU 모듈(410)은 CAN 드라이버 모듈(420)과 전기적으로 연결될 수 있다.

다양한 실시예들에 있어서, 모터 구동 모듈(430)은 입력된 제1 코어(222)의 상(phase)의 상태를 기준으로, MCU 모듈(410)로부터 입력된 PWM 제어 신호를 증폭하여 모터에 인가함으로써 제1 코어(222)를 구동할 수 있다. 모터 구동 모듈(430)은 전류 센서 모듈(440)로부터 입력된 제1 코어(222)의 상(phase)에 흐르는 전류 측정신호를 MCU 모듈(410)이 받아들일 수 있도록 조정할 수 있다. 또한, 모터 구동 모듈(430)은 제1 코어(222) 및 모터 구동 모듈(430) 스스로의 동작상태를 감시하여 과전류 등의 위험상황 발생 시 이를 나타내는 신호를 MCU 모듈(410)에 송신할 수 있다. 이를 위하여 모터 구동 모듈(430)은 제1 코어(222), 전류 센서 모듈(430) 및 MCU 모듈(510)과 전기적으로 연결될 수 있다.

다양한 실시예들에 있어서, 전류 센서 모듈(440)은 제1 코어(222)의 상(Phase)에 흐르는 전류를 감지하여 모터 구동 모듈(430)에 송신할 수 있다. 전류 센서 모듈(440)은 제1 코어(222) 상에 흐르는 전류를 감지하여 전류 측정 신호를 생성할 수 있다.

다양한 실시예들에 있어서, 파워 모듈(450)은 배터리(미도시)로부터 입력된 전원을 안정화하고 시스템 내의 각 모듈에서의 필요에 부합하도록 또는 사용될 수 있도록 변환 및 제공할 수 있다. 다양한 실시예들에 있어서, 전압 센서 모듈(460)은 파워 모듈(460)에 의해 안정화된 입력 전압의 측정 신호를 MCU 모듈(410)이 감지할 수 있도록 조정할 수 있다. 전압 센서 모듈(460)은 제1 ESC(331) 또는 ESC(410)에 발생하는 역기전력을 감지하여 역기전력 정보를 생성할 수 있다. 다양한 실시예들에 있어서, 온도 센서 모듈(470)은 시스템 내의 환경 온도(ambient temperature)의 온도 정보를 MCU 모듈(410)이 감지할 수 있도록 조정할 수 있다. 다양한 실시예들에 있어서 제1 ESC의 상태 정보는 전류 측정 신호, 역기전력 정보 및 온도 정보를 포함할 수 있다.

일 실시예에서, 제1 ESC(331) 및 제2 ESC(332)는 각각의 상태 정보에 기초하여 제1 ESC(331), 제1 ESC(331)에 연결된 제1 코어(222), 제2 ESC(332) 및 제2 코어(223)의 고장 여부를 판별할 수 있다. 다른 실시예에서, ECU(320)는 제1 ESC(331) 및 제2 ESC(332)로부터 수신한 상태 정보에 기초하여 제1 ESC(331), 제1 ESC(331)에 연결된 제1 코어(222), 제2 ESC(332) 및 제2 코어(223)의 고장 여부를 판별할 수 있다.

예를 들어, 상태 정보 중 전류 측정 신호에 기반하여, 각 상(phase)의 전류를 필터링한 값들의 차이값을 일정 주기(예: 1 sec) 마다 측정하여, 일정 범위를 벗어나면 모터(또는 코어) 혹은 모터 의 연결선의 고장을 의미할 수 있다. 구체적으로, 제1 코어(222)의 각 상(phase)의 전류를 필터링한 값들의 차이값이 임의의 범위(range) 내로 판단되는 경우, 제1 ESC(331) 및 제2 ESC(332)는 계속 작동하면서, 현재 상태 정보 및 고장 메시지를 CAN 프로토콜을 통하여 ECU(320)에 송신할 수 있다. ECU(320)는 통신 모듈(312)을 통하여 일시적 고장 메시지를 컨트롤러(130)에 송신할 수 있다. 한편, 제1 코어(222)의 각 상(phase)의 전류를 필터링한 값들의 차이값이 임의의 범위(range)를 초과하는 것으로 판단되는 경우, 제1 ESC(331)는 작동을 멈추고, 제2 ESC(332)는 계속 작동하면서, 현재 상태 정보 및 고장 메시지를 CAN 프로토콜을 통하여 ECU(320)에 송신할 수 있다. ECU(320)는 통신 모듈(312)을 통하여 영구적 고장 메시지를 컨트롤러(130)에 송신할 수 있다.

다른 예를 들어, 상태 정보 중 전류 측정 신호와, MCU 모듈(410) 또는 모터 구동 모듈(430)에 포함된 FET(field effect transistor) Gate Driver에 의한 보고를 통해 FET 오류 상태 및 과전류 여부를 판단할 수 있고, FET 오류 및 과전류로 인한 Drain-Source 간 Upper Side 전압이 일정 기준(예: 0.2V) 이상이거나, Drain-Source 간 Lower Side 전압이 일정 기준(예: 0.75V) 이상인 경우, 또는 FET Gate Driver를 초기화 할 때의 동작 중 레지스터를 읽거나 기록하는 동작시, 기록한(writing) 값과 읽은(reading) 값이 다를 경우, 고장을 의미할 수 있다. 제1 코어(222)의 제1 ESC(331)에 이와 같은 고장이 발생한 경우, 제1 ESC(331)은 제2 ESC(332)와 계속 병렬 작동 하면서 지속적으로 이 고장의 해소 여부를 판단하고, 해소시에는 정상 운동할 수 있다. 하지만, 일정 시간 해소되지 않는 경우 영구적 고장으로 판단하고, 제1 ESC(331)는 작동을 멈추고 현재 상태 정보 및 고장 메시지를 CAN 프로토콜을 통하여 ECU(320)에 송신할 수 있다.

다른 예를 들어, ECU(320)는 일정 시간(예: 10 ms) 동안 제1 ESC(331) 또는 제2 ESC(332)로부터 CAN 프로토콜에 따른 데이터 또는 신호를 수신하지 못하는 경우에 해당 ESC가 고장난 것으로 판단할 수 있다.

다른 예를 들어, 상태 정보 중 역기전력 정보에 기반하여, 측정한 값과 최근의 평균값(필터링 값)과의 차이를 일정 주기(예: 1 sec) 마다 측정하여, 일정 범위를 벗어나면 고장을 의미할 수 있다.

또다른 예를 들어, 상태 정보 중 온도 정보에 기반하여, 일정한 주기(예: 1 sec)마다 측정된 온도가 임의의 범위(예: -10도 이상 80도 이하)를 벗어나면 고장으로 판단될 수 있다.

도 5를 참조하여, 다양한 실시예들에서 추진 시스템에 포함된 코어 및 ESC의 고장을 진단하고 고장에 대응하여 무인 비행체를 복구하는 과정을 설명하기로 한다.

도 5를 참조하면, 동작 501에서, ECU(320)(또는 각각의 ESC(331, 332))는 상태 정보에 기반하여 고장 여부를 판단할 수 있다. 상태 정보는 ESC(331, 332)에 의해 측정된 상기 전류 측정 신호, 상기 역기전력 정보 및 상기 온도 정보를 포함할 수 있다. 예를 들어, ECU(320)는 제1 코어(222), 제2 코어(223), 제1 ESC(331), 또는 제2 ESC(332)의 고장 여부를 판단할 수 있다.

동작 503에서, ECU(320)(또는 각각의 ESC(331, 332))는 상태 정보에 기반한 특정 값이 임의의 범위에 해당하는지 여부를 통해 일시적 고장 상태 인지를 판단할 수 있다. 또는 ECU(320)는 상태 정보에 기반한 특정 값이 임의의 범위를 초과하는 경우, 특정 값에 대응하는 구성이 영구적 고장 상태로 판단하고, 동작 507로 이어질 수 있다. 하지만, 동작 503)에서 ECU(320)는 상태 정보에 기반한 특정 값이 임의의 범위에 해당하는 경우 동작 505로 이어질 수 있다.

동작 505에서, ECU(320)(또는 각각의 ESC(331, 332))는 일시적 고장 상태로부터 일정 시간안에 정상 상태로 회복하는 지 여부를 확인할 수 있다. ECU(320)(또는 각각의 ESC(331, 332))는 ECU(320))는 일시적 고장 상태에서는 ESC(331, 332) 모두를 병렬 상태로 동작하면서 및/또는 고장 상태에 대응하는 복구를 시도하면서 일정 시간 내에 정상 상태로 회복하는지 확인할 수 있다. 일정 시간 내에 회복하는 경우 ECU(320)는 일정한 주기로 고장 여부를 판단하는 동작 501로 돌아 갈 수 있다. 하지만, 일정 시간 내에 정상 상태로 회복하지 못하는 경우, 일시적 고장 상태를 영구적 고장 상태로 변경하고 동작 507로 이어질 수 있다.

동작 507에서, ECU(320)(또는 각각의 ESC(331, 332))는 영구적 고장 상태라고 판단한 경우, 해당 ESC(및 코어)에 대한 작동을 중지하고, 다른 ESC의 작동을 조절할 수 있다. 예를 들어, 상기 제1 코어(222)가 영구적 고장 상태라고 판단된 경우 제1 코어(222)에 공급하는 전류를 차단하도록, 제1 ESC(331)를 제어하고, 제2 코어(223)에 공급하는 전류를 증가시키도록 제1 ESC(331) 및 제2 ESC(332)를 제어할 수 있다.

다양한 실시예들에 있어서, 제2 ESC(332)에 대한 제어에 대응하여 제2 코어(223)에 공급하는 전류의 증가로 인해 프로펠러(121)의 회전 속도가 일정 속도 이상으로 복귀하여, 무인 비행체(100)의 비행이 복구된 것으로 판단되면, ECU(320)는 제2 코어(223) 공급하는 전류를, 과전류 방지를 위하여 일정 수준 아래로 조절하게 제어할 수도 있다.

동작 509에서, ECU(320)(또는 각각의 ESC(331, 332))는 영구적 고장 상태의 구성을 알리는 고장 메시지를 통신 모듈(312)을 통해서 컨트롤러(130)에 송신할 수 있다. 다양한 실시예에 있어서, ECU(320)는 일시적 고장 상태를 알리는 고장 메시지도 컨트롤러(130)에 송신할 수 있다. 컨트롤러(130)를 통해 무인 비행체(100)의 고장 상태를 알게된 사용자는, 이에 적절한 대응을 명령할 수 있다. 예를 들어, 사용자는 컨트롤러(130)를 이용하여 무인 비행체(100)를 바로 복귀 시키거나, 바로 착륙시키거나 낮은 높이에서 호버링 시킬 수 있다.

전술한 본원의 설명은 예시를 위한 것이며, 본원이 속하는 기술분야의 통상의 지식을 가진 자는 본원의 기술적 사상이나 필수적인 특징을 변경하지 않고서 다른 구체적인 형태로 쉽게 변형이 가능하다는 것을 이해할 수 있을 것이다. 그러므로, 이상에서 기술한 실시예들은 모든 면에서 예시적인 것이며 한정적이 아닌 것으로 이해해야만 한다. 예를 들어, 단일형으로 설명되어 있는 각 구성 요소는 분산되어 실시될 수도 있으며, 마찬가지로 분산된 것으로 설명되어 있는 구성 요소들도 결합된 형태로 실시될 수도 있다.

이상, 본 개시에서 청구하고자 하는 대상에 대해 구체적으로 살펴보았다. 본 개시에서 청구된 대상은 앞서 기술한 특정 구현예로 그 범위가 제한되지 않는다. 예컨대, 어떤 구현예에서는 장치 또는 장치의 조합 상에서 동작 가능하게 사용되는 하드웨어의 형태일 수 있으며, 다른 구현예에서는 소프트웨어 및/또는 펌웨어의 형태로 구현될 수 있고, 또 다른 구현예에서는 신호 베어링 매체, 저장 매체와 같은 하나 이상의 물품을 포함할 수 있다. 여기서, CD-ROM, 컴퓨터 디스크, 플래시 메모리 등과 같은 저장 매체는, 예컨대 컴퓨팅 시스템, 컴퓨팅 플랫폼 또는 기타 시스템과 같은 컴퓨팅 장치에 의하여 실행될 때 앞서 설명한 구현예에 따라 해당 프로세서의 실행을 야기시킬 수 있는 명령을 저장할 수 있다. 이러한 컴퓨팅 장치는 하나 이상의 처리 유닛 또는 프로세서, 디스플레이, 키보드 및/또는 마우스와 같은 하나 이상의 입/출력 장치, 및 정적 랜덤 액세스 메모리, 동적 랜덤 액세스 메모리, 플래시 메모리 및/또는 하드 드라이브와 같은 하나 이상의 메모리를 포함할 수 있다.

전술한 상세한 설명에서는 블록도, 흐름도 및/또는 기타 예시를 통해 장치 및/또는 프로세스의 다양한 실시예를 설명하였다. 그러한 블록도, 흐름도, 및/또는 기타 예시는 하나 이상의 기능 및/또는 동작을 포함하게 되며, 당업자라면 블록도, 흐름도 및/또는 기타 예시 내의 각각의 기능 및/또는 동작이 하드웨어, 소프트웨어, 펌웨어, 또는 이들의 임의의 조합에 의해 개별적으로 혹은 집합적으로 구현될 수 있다는 점을 이해할 수 있을 것이다. 다양한 실시예들에서, 본 개시에 기재된 대상의 몇몇 부분은 ASIC(Application Specific Integrated Circuit), FPGA(Field Programmable Gate Array), DSP(Digital Signal Processor) 또는 다른 집적의 형태를 통해 구현될 수 있다. 이와 달리, 본 개시의 실시예의 일부 양상은 하나 이상의 컴퓨터 상에 실행되는 하나 이상의 컴퓨터 프로그램(예를 들어, 하나 이상의 컴퓨터 시스템 상에 실행되는 하나 이상의 프로그램), 하나 이상의 프로세서 상에서 실행되는 하나 이상의 프로그램(예를 들어, 하나 이상의 마이크로프로세서 상에서 실행되는 하나 이상의 프로그램), 펌웨어 또는 이들의 실질적으로 임의의 조합으로써 전체적으로 또는 부분적으로 균등하게 집적 회로에서 구현될 수도 있으며, 소프트웨어 및/또는 펌웨어를 위한 코드의 작성 및/또는 회로의 설계는 본 개시에 비추어 당업자의 기술 범위 내에 속하는 것이다. 또한, 당업자라면, 본 개시의 대상의 매커니즘들이 다양한 형태의 프로그램 제품으로 분배될 수 있음을 이해할 것이며, 본 개시의 대상의 예시는 분배를 실제로 수행하는데 사용되는 신호 베어링 매체의 특정 유형과 무관하게 적용됨을 이해할 것이다.

특정 예시적 기법이 다양한 방법 및 시스템을 이용하여 여기에서 기술되고 도시되었으나, 당업자라면, 청구된 대상에서 벗어남이 없이, 다양한 기타의 수정 또는 등가물로의 치환 가능성을 이해할 수 있다. 추가적으로, 여기에 기술된 중심 개념으로부터 벗어남이 없이 특정 상황을 청구된 대상의 교시로 적응시키도록 많은 수정이 이루어질 수 있다. 따라서, 청구된 대상이 개시된 특정 예시로 제한되지 않으나, 그러한 청구된 대상은 또한 첨부된 청구범위 및 그 균등의 범위 내에 들어가는 모든 구현예를 포함할 수 있음이 의도된다.

본 개시의 범위는 상기 상세한 설명보다는 후술하는 특허청구범위에 의하여 나타내어지며, 특허청구범위의 의미 및 범위, 그리고 그 균등 개념으로부터 도출되는 모든 변경 또는 변형된 형태가 본원의 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 한다.

Claims (5)

1. 프로펠러에 회전력을 전달하는 구동축을 공유하고 물리적으로 분리된 제1 코어 및 제2 코어를 포함하는 듀얼 모터;
   상기 제1 코어를 제어하는 제1 ESC(electronic speed controller);
   상기 제2 코어를 제어하는 제2 ESC;
   상기 프로펠러의 회전 속도에 대한 속도 명령을 PWM(pulse width modulation) 프로토콜로 상기 제1 ESC 및 상기 제2 ESC에 송신하는 비행 제어부(flight controller); 및
   상기 비행 제어부와 상기 제1 ESC 및 상기 제2 ESC 사이에 연결되어, 상기 비행 제어부의 속도 명령을 CAN(controller area network) 프로토콜로 변환하여 상기 제1 ESC 및 상기 제2 ESC에 송신하도록 구성된 ECU(electronic control unit)을 포함하고,
   상기 제1 ESC 및 상기 제2 ESC는 각각 상기 CAN 프로토콜로 변환된 속도 명령에 따라 상기 제1 코어 및 상기 제2 코어를 제어하는,
   무인 비행체.
   
2. 제1항에 있어서,
   상기 ECU는 상기 제1 ESC 및 상기 제2 ESC로부터 각각 상태 정보를 수신하고, 상기 수신한 상태 정보에 기반하여 상기 제1 코어, 상기 제2 코어, 상기 제1 ESC 또는 상기 제2 ESC 중 적어도 하나에 대한 고장 여부를 판단하는 것인,
   무인 비행체.
   
3. 제2항에 있어서,
   상기 제1 ESC 및 상기 제2 ESC 각각은:
   상기 제1 코어의 상(phase)에 흐르는 전류를 감지하여 전류 측정 신호를 생성하는 전류 센서 모듈;
   상기 제1 ESC 및 제2 ESC 각각에서 발생하는 역기전력을 감지하여 역기전력 정보를 생성하는 전압 센서 모듈; 및
   상기 제1 ESC 및 상기 제2 ESC의 온도를 감지하여 환경 온도 정보를 생성하는 온도 센서 모듈을 포함하고,
   상기 상태 정보는 상기 전류 측정 신호, 상기 역기전력 정보 및 상기 온도 정보를 포함하는,
   무인 비행체.
   
4. 제2항에 있어서,
   상기 ECU는:
   상기 수신한 상태 정보에 기반하여, 상기 제1 코어가 일시적 고장 상태라고 판단된 경우, 통신 모듈을 통하여 상기 듀얼 모터가 일시적 고장 상태인 것을 나타내는 제3 신호를 컨트롤러 장치에 송신하고, 및
   상기 제1 코어가 일정 시간을 초과하여 정상 상태로 복귀하지 못하는 경우, 상기 통신 모듈을 통하여 상기 듀얼 모터가 영구적 고장 상태인 것을 나타내는 제4 신호를 컨트롤러 장치에 송신하는 것인,
   무인 비행체.
   
   
5. 제2항에 있어서,
   상기 ECU는:
   상기 수신한 상태 정보에 기반하여, 상기 제1 코어가 영구적 고장 상태라고 판단된 경우 상기 제1 코어에 공급하는 전류를 차단하고 상기 제2 코어에 공급하는 전류를 증가시키게 하는 제1 신호를 상기 제1 ESC 및 상기 제2 ESC에 송신하고, 및
   상기 제1 신호를 송신한 후 상기 프로펠러의 회전 속도가 일정 속도 이상으로 복귀한 것을 감지하면 상기 제2 코어 공급하는 전류를, 과전류 방지를 위하여 일정 수준 아래로 조절하게 하는 제2 신호를 상기 제2 ESC에 송신하는 것인,
   무인 비행체.
   
   

Images