KR100578942B1 - 비례 항법을 이용한 무인 항공기의 충돌 회피 방법 및시스템 - Google Patents

Abstract

본 발명은 항공기의 장애물에 대한 최적 충돌 회피 방법 및 시스템과 관련된다. 본 발명에 따른 방법은 장애물과 항공기의 위치, 속도 및 기수 각을 측정하는 단계, 상기 측정된 값을 기초로 리아프노프 식을 결정하는 단계, 상기 리아프노프 식에 대하여 충돌 회피를 위한 되먹임 제어 입력을 추가하는 단계 및 상기 리아프노프 식이 안정되도록 하기 위한 항법 계수 N을 결정하는 단계를 포함한다. 본 발명에 따른 방법은 목표지를 향하여 운항하는 항공기로 하여금 장애물, 특히 이동하는 장애물에 대하여 최적화된 경로를 이용하여 충돌을 회피할 수 있도록 한다.

리아프노프 식, 항법 계수, 충돌 회피 방향 벡터, 비례 항법

Description

비례 항법을 이용한 무인 항공기의 충돌 회피 방법 및 시스템{A Method and a System for Avoiding Collision of an Unmanned Aerial Vehicle Using Proportional Navigation Guidance Law}

도 1은 본 발명에 따라 두 대의 항공기 사이의 충돌 회피 알고리즘을 유도하기 위한 기하학적 형태를 도시한 것이다.

도 2는 본 발명에 따라 목표지를 향하여 운행하는 항공기가 충돌 회피를 위한 운행을 할 것인지 여부를 결정하는 과정을 흐름도로서 도시한 것이다.

도 3은 본 발명에 따른 비례 항법을 이용한 충돌 회피 알고리즘의 안정성을 해석하기 위하여 N을 결정하는 방법에 대한 하나의 실시 예를 도시한 것이다.

도 4 내지 도 6은 본 발명에 따른 충돌 회피 방법의 실시 예를 각각 도시한 것이다.

본 발명은 목표지를 향하여 운항하는 항공기의 최적 충돌 회피 방법 및 시스템과 관련되고, 구체적으로 운항하는 무인 항공기 사이에 비례 항법을 이용한 최적 충돌 회피 방법 및 시스템과 관련된다.

일반적으로 충돌 회피란 두 대의 항공기가 각각 자신의 경로를 비행하는 과정에서 서로 충돌할 수 있는 상황이 발생하는 경우 서로 간의 안전 거리를 확보하면서 최적 경로로서 충돌을 피하면서 자신의 최종 목적지로 비행하는 것을 의미한다.

위와 같은 충돌을 회피하기 위한 제어는 자동 제어 로봇의 경우에도 이동 경로에 장애물이 존재하는 경우 동일하게 발생할 수 있는 문제가 된다. 자동 로봇의 충돌 회피 제어를 위한 방법으로서는 1986년 Khatib에 의하여 제안된 포텐셜 필드를 이용한 충돌 회피 방법이 있다. 위와 같은 충돌 회피의 다른 방법으로는 2001년 P.Tang 등이 제안한 퍼지 기법을 이용한 축구 로봇의 충돌회피 알고리즘, 2002년 D.Rathbun 등이 제안한 유전자 알고리즘을 이용한 충돌회피 기법, 1998년 C.Tomlin 등에 의한 하이브리드 시스템을 이용한 충돌 회피 알고리즘 및 2003년 K.sigurd 등이 제안한 토탈 필드를 이용한 충돌 회피 알고리즘 등을 예로서 들 수 있다. 위와 같은 알고리즘은 항공기와 같은 운동 물체에 대한 충돌 회피 알고리즘에 적용되었고 최근에는 무인 항공기의 개발이 가속화되면서 무인 항공기 사이의 충돌 회피 알고리즘은 더욱 중요한 문제로 제기가 되었다.

위에서 제안된 충돌 회피 알고리즘은 서로에 대하여 장점을 가지는 한편 단점을 가진다. 예를 들어 퍼지 기법의 경우 복잡한 시스템에 대한 정보 처리가 가능한 반면 적용 환경이 변하는 경우 적용 능력이 떨어지며 계산을 위하여 많은 시간을 필요로 한다는 단점을 가진다. 또한 유전자 알고리즘을 이용한 충돌 회피 방법은 현상이나 형태 표현에 뛰어나지만 상황에 대한 표현이 구조적이지 않다는 단점을 가진다.

가능한 다른 충돌 회피 방법으로는 비례 항법을 이용한 충돌 회피 방법이 고려될 수 있다. 일반적으로 비례 항법(Proportional Navigation Guidance Law : PNGL)이란 미사일의 유도 항법의 하나로서 개발된 것이다. 상기 비례 항법의 유효성은 광범위한 연구 과정을 통하여 널리 알려져 있으며, 특히 방향 조정을 하지 않는 목표물이나 일정한 가속도로 방향 조정을 하는 목표물에 대한 성능은 이론적으로 증명이 되었다.

본 발명에서는 항공기, 특히 무인 항공기의 충돌을 회피하기 위한 방법으로서 비례항법을 이용한 충돌 회피 알고리즘을 제안한다.

그러므로 본 발명은 아래와 같은 목적을 가진다.

본 발명의 목적은 비례 항법을 이용한 충돌 회피 알고리즘을 제공하는 것이다. 본 발명에 따르면 상기 비례 항법을 항공기의 충돌 회피 방법에 이용하기 위하여 충돌 회피 벡터를 정의하고, 그리고 항공기의 기수를 상기 충돌 회피 벡터로 유도하기 위하여 비례 항법을 이용한다. 위와 같이 충돌 회피 벡터를 이용한 비례 항법이 충돌 회피 알고리즘으로 제공된다.

본 발명의 다른 목적은 라이프노프(Lyapunov) 이론을 적용하여 안정성을 확보하기 위한 항법 계수를 결정하는 방법을 제공하는 것이다. 상기 항법 계수는 제시된 알고리즘의 효용성을 입증하기 위하여 사용된다.

본 발명의 또 다른 목적은 제시된 비례 항법을 이용한 충돌 회피 방법이 실행되는 무인 항공기 충돌 회피 시스템을 제공하는 것이다.

위와 같은 본 발명의 목적을 이루기 위하여 본 발명에 따라 비례 항법을 이용하여 비행하는 항공기의 충돌을 회피하기 위한 항법 계수 N을 결정하는 방법은 아래와 같은 단계를 포함한다:

(a) 장애물과 상기 항공기의 위치, 속도 및 기수 각 등을 측정하는 단계;

(b) 상기 측정된 값을 기초로 리아프노프 식을 결정하는 단계;

(c) 상기 리아프노프 식에 대하여 충돌 회피를 위한 되먹임 제어 입력을 추가하는 단계; 및

(d) 상기 리아프노프 식이 안정되도록 하기 위한 항법 계수 N을 결정하는 단계.

또한 본 발명에 따라 비례 항법에 의하여 항공기가 장애물과의 충돌을 회피하는 방법은 아래와 같은 단계를 포함한다:

(a) 항공기 및 장애물의 위치, 속도 및 기수 각 등을 측정하는 단계;

(b) 상기 측정된 값을 기초로 충돌 회피 벡터 및 충돌 회피 방향 벡터의 방향 각을 결정하는 단계; 및

(c) 상기 충돌 회피 벡터의 방향 각 θ와 항법 계수 N을 이용하여 비례 항법에 따른 항공기에 대한 입력 값 u를 결정하는 단계.

마지막으로 본 발명에 따라 비례 항법에 의하여 무인 항공기가 장애물과 충돌하는 것을 회피를 위한 시스템은 아래와 같은 장치를 포함한다:

(a) 상기 항공기 및 장애물의 위치, 속도 및 기수 각을 측정하기 위한 탐지 장치;

(b) 상기 탐지 장치에 의하여 측정된 값을 기초로 충돌 회피 방향 벡터 및 라이 프노프 식에 기초하여 항법 계수 N을 산출하고 그리고 충돌 회피를 위한 입력 값 u를 구하기 위한 연산 장치; 및

(c) 상기 입력 값 u를 이용하여 상기 항공기의 기수 각을 결정하는 제어 장치.

아래에서 제시된 목적을 이루기 위하여 본 발명에 따른 항공기가 장애물과 충돌하는 것을 회피할 수 있도록 하기 위한 방법 및 시스템이 상세하게 설명된다.

본 발명은 아래에서 첨부된 도면으로서 실시 예를 이용하여 상세하게 설명된다. 제시된 실시 예는 예시적인 것이며 또한 실시 예의 설명에서 자명한 사항이나 공지된 사항은 생략되거나 간략하게 설명된다. 그러나 이와 같은 것들이 본 발명의 범위에서 제외되는 것으로 해석되어서는 아니 된다.

본 발명에 따른 비례 항법에 따른 충돌 회피 방법의 설명에서는 아래와 같은 사항이 가정된다:

I. 두 대의 항공기는 공간 또는 평면 위에서 각각 하나의 점 질량으로 표현된다.

II. 탐지 장치 또는 제어 장치 등의 작동 속도는 항공기의 이동 속도를 무시할 수 있을 만큼 충분히 큰 값이 된다.

위와 같은 가정에서 이동하는 항공기를 2차원에서 하나의 점 질량으로 가정한다 면 항공기의 운동 방정식은 아래와 같은 수학식 (1)으로 표시된다:

dx/dt = v×cosΨ, dy/dt = v×sinΨ, dΨ/dt = u … … (1);

상기에서 x, y는 각각 기준 좌표축에서의 항공기의 위치를 나타내고, Ψ는 항공기의 기수 각, u는 항공기에 대한 입력 값을 나타낸다.

위와 같은 항공기의 위치 및 각 속도에 대하여 비례 항법 논리는 수학식 (2)과 같이 기술된다:

u = N×(dθ/dt) … … (2) ;

상기에서 N은 항법 계수 또는 비행 상수(navigation constant), 그리고 θ는 충돌회피 벡터에 대한 방향 각을 나타낸다.

본 발명에 따른 알고리즘을 적용하기 위하여 이미 설명한 것처럼 항공기는 좌표계에서 2차원의 질량 점으로 표시된다. 그리고 필요한 정보, 예를 들어 항공기 상호간의 위치 및 속도와 같은 정보는 장착된 장비에 의하여 이미 알고 있으며 또한 항공기의 속도는 일정한 것으로 가정한다. 만약 항공기의 속도가 일정하기 아니한 경우에는 보정 값이 필요할 것이다.

상기 충돌 회피 벡터에 대한 방향 각의 시간 변화율을 다시 아래와 같이 수학식 (3)으로 표시된다:

dθ/dt = dΦ/dt + dγ/dt = -{(v_rev×sinΨ_rev)/(R_T×cosΦ) + (dt/dR _T)/R_T×(tanΦ+tanγ)} … … (3);

상기에서 v_rev 는 상대속도, Ψ_rev는 상대속도의 방위각, 그리고 R_T는 항공기와 장애물 항공기 사이의 거리를 각각 나타낸다. 또한, Φ는 x축으로부터 상대편 항공기까지 양의 방향으로 측정한 각을 나타내고, γ는 충돌 회피 벡터와 상대편 항공기 사이의 각을 나타낸다.

아래의 설명에서 고딕체로 표시된 알파벳 문자는 벡터 량을 의미한다.

도 1은 본 발명에 따른 두 대의 항공기 사이의 충돌 회피 알고리즘을 유도하기 위한 기하학적 형태를 도시한 것이다.

충돌 회피 문제는 장애물에 대한 안전 거리를 설정하고 항공기와 장애물 사이의 거리를 안전거리 이상으로 유지하는 문제로부터 만들어진다. 도 1은 이와 같은 안전 거리를 유지하기 위한 충돌 회피와 관련된 기하학적 형태를 도시한 것이다.

도 1에 도시된 것처럼 하나의 무인 항공기(아래에서 "비행 항공기"라고 표시함)는 X = (x, y)에 위치하고 다른 하나의 항공기(아래에서 "장애물 항공기"라고 표시함)는 X _T = (x_T, y_T)에 위치하게 된다. 상기 각각의 위치에서 두 대의 항공기 사이의 거리는 R_T가 되고, X축에 대한 비행 항공기와 장애물 항공기 사이의 벡터 XX _T 가 이루는 각은 Φ로 표시된다. 또한, 비행 항공기가 진행하는 방향을 나타내는 기수 각은 Ψ, 그리고 장애물 항공기의 기수 각은 Ψ_T로 표시된다. 도 1에 도시된 두 대의 항공기의 비행 상태는 비행 항공기는 X의 위치에서 v의 속도로서 Ψ방향으로 진행하는 한편, 장애물 비행기는 R_T만큼 떨어진 위치 X _T 의 위치에서 Ψ _T방향으로 v_T의 속도로서 운동하고 있다. 상기와 같은 조건에서 상대 속도 V _rev = V - V _T 값이 계산되고 이에 따라 Ψ_rev가 결정된다. 만약 장애물 항공기의 각을 나타내는 Φ와 V _rev 가 x축과 이루는 각 Ψ_rev의 차 δ, 즉 δ = 절대 값(Ψ_rev - Φ)이 결정된 장애물 콘(con) 내에 존재한다면 비행 항공기는 충돌 회피 모드에 있게 된다. 상기 결정된 장애물 콘은 충돌을 방지하기 위하여 안정성을 고려하여 결정된 값으로서 R_p에 의하여 결정된다. 상기 R_p는 아래에서 설명되는 항법 계수 N과 관련하여 장애물 항공기와 비행 항공기의 위치, 속도 및 기수 각 등과 관련하여 결정된다. 아래에서 설명되는 일련의 과정을 통하여 결정된 R_p가 결정되면 시스템에 입력이 되고 이에 따라 장애물 콘이 결정된다. 이때 충돌 회피 벡터는 벡터 XA로 정의된다. 그리고 γ값은 충돌 회피 벡터 XA와 변위 XX _T가 이루는 각을 나타낸다. 본 발명에 따른 충돌 회피 방법은 먼저 장애물 비행기 X _T 의 위치가 탐지되고 그리고 결정된 충돌 회피를 위한 안정도에 따라 R_p가 결정되고 이에 따라 γ값이 정해진다. 그리고 두 대의 항공기 사이에 V _rev 가 계산되면 δ값이 결정된다. 상기 δ값은 γ값과 비교되고 이에 따라 충돌 회피를 하여야 할 것인지 여부가 결정된다.

도 2는 본 발명에 따라 목표지를 향하여 운행하는 항공기가 충돌 회피를 위한 운행을 할 것인지 여부를 결정하는 과정을 흐름도로서 도시한 것이다.

항공기는 운행과정에서 필요한 장치를 사용하여 장애물의 존재 여부를 탐지하게 된다. 시작(S1)은 이러한 장애물의 탐지 과정을 나타낸 것이다. 만약 운행 과정에서 장애물이 탐지되지 않고 목적지에 도착한다면(S2) 항공기는 더 이상 장애물 탐지 과정을 필요로 하지 않는다. 그러나 목적지에 도착하기 전에 장애물이 탐지되고, 특히 그 장애물이 항공기인 경우에는 위에서 이미 설명한 방법에 따라 상대 속도 벡터를 계산하게 된다(S3). 즉 V _rev = V - V _T에 의하여 상대 속도가 계산된다. 물론 장애물이 이동하는 물체가 아니라면 V _T = 0이 될 것이다. 장애물의 위치 X _T 에 따른 장애물 콘이 미리 결정되고 이에 따라 상기 상대 속도 벡터 V _rev가 장애물 콘 내에 있는지 여부가 결정된다(S4). 만약 상기 상대 속도 벡터 V _rev가 장애물 콘 내에 존재한다면 충돌 회피 모드로 항공기가 운행된다(S5). 그리고 장애물 콘 내에 존재하지 않는다면 항법 모드(S6)로 운행하게 된다. 상기에서 충돌 회피 모드란 장애물의 존재로 인하여 항공기가 장애물 회피를 위하여 필요한 조치를 취해야할 상황을 의미한다. 또한 항법 모드란 장애물의 존재의 유무에 관계없이 예정된 속도 및 방향으로 목적지를 향하여 운행하는 상황을 의미한다. 상기와 같은 충돌 회피 모드(S5) 또는 항법 모드(S6)로 진행하면서 항공기는 다시 장애물의 유무를 탐지하면서 운행하게 된다(S2).

위에서 설명한 것처럼 본 발명에서 따른 충돌 회피 방법에서 안정성을 위한 충돌 회피 벡터 XA는 R_p에 의하여 결정되고 상기 R_p값은 항법 계수 또는 비행 상수 N에 의하여 결정된다.

아래에서 상기 항법 계수 N을 적절히 선택하는 방법을 설명한다.

도 3은 본 발명에 따른 안정성을 해석하기 위하여 N을 결정하는 방법에 대한 하나의 실시 예를 도시한 것이다.

도 3에 도시된 것처럼 평형점(equilibrium point) ξ는 아래와 같은 수학식 (4)으로 정의된다:

ξ = γ - δ … … (4);

상기에서 γ와 δ는 도 2에서 설명한 것과 동일한 값을 나타낸다.

만약 γ의 변화량(perturbation)을 Δγ라고 하면 아래와 같은 수학식 (5)에 의하여 정의된다:

sinγ = R_p/R_T가 되고, 만약 ΔR_T<<R_T라면,

sin(γ+Δγ) = (R_p/R_T)×(1 - ΔR_T/R_T) … … (5)가 된다.

상기에서 만약 Δγ값이 충분히 작다면 수학식 (5)는 수학식 (6)으로 간략히 표현될 수 있다:

Δγ = - (ΔR_T/R_T)×tanγ … … (6).

도 3에 도시된 것처럼 위와 동일한 방법을 사용하면 Δδ는 수학식 (7)로 간략히 표현될 수 있다:

Δδ = - (ΔR_T/R_T)×tanδ … … (7).

상기 식 (6) 및 (7)에 의하여 ξ의 변화량 Δξ는 아래와 같이 수학식 (8)으로서 표현된다:

Δξ = Δγ - Δδ = (ΔR_T/R_T)×(tanδ- tanγ) … … (8).

그리고 상기 (8)식의 양변을 미분하면 수학식 (9)과 같은 미분 식이 만들어진다:

dξ/dt = {(dR_T/dt)/R_T}×(tanδ- tanγ) … … (9).

만약 두 대의 항공기가 충돌 상황에 있다면 즉, 충돌 회피 모드에 있다면 dR_T/dt가 0보다 큰 값이 되며, 그리고 0≤δ<γ≤π/2를 만족하게 된다. 그러므로 tanδ - tanγ값이 0보다 크게되고 이에 따라 dξ/dt와 ξ값도 0보다 크게된다.

시스템의 안정성을 결정하기 위한 리아프노프 식을 ξ = θ - Ψ_rev로 정의하면 도 3에서 도시된 것처럼 아래의 수학식 (10)이 만족된다:

dξ/dt = dθ/dt - dΨ_rev/dt,

그리고 dΨ_rev/dt = v/v_rev × cos(Ψ_rev - Ψ) × dΨ/dt … … (10).

상기 식에서 만약 충돌 회피를 위한 제어 입력이 없다면 dΨ/dt = 0이 되므로 dθ/dt = dξ/dt >0이 되어 안정하지 않은 상태로 된다. 그러므로 상기 식 (10)에 충돌 회피를 위한 되먹임(feedback) 제어 입력이 추가되어야 한다. 상기 되먹임 제어 입력이 추가되면 아래의 수학식 (11)이 만들어진다:

dξ/dt = {1 - (v/v_rev)×cos(Ψ_rev-Ψ)×N}×dθ/dt … …(11).

상기 수학식 (11)에서 dθ/dt > 0이 되고, 리아프노프 이론에 의하여 시스템의 안정 즉 충돌을 회피하기 위하여 dξ/dt < 0 이 되어야 한다. 이를 만족하는 항법 계수 N의 값의 범위는 아래의 수학식 (12)와 같이 표현된다:

N > (v_rev)/{v×cos(Ψ_rev - Ψ)} … … (12).

상기 식 (12)에 따라 적당한 N의 값이 선택되면 비례 항법 논리식으로서 위에서 이미 설명한 수학식 (2) u = N×dθ/dt = dt/dΨ에 의하여 dθ/dt 값이 결정되고 이에 따라 θ값이 결정되면 R_p가 계산된다. 그리고 이에 의하여 충돌 회피 벡터 XA가 결정되어 본 발명에 따른 비례 항법에 이용한 충돌 회피 시스템에 의한 무인항공기의 운행이 가능하게 된다.

위와 같은 본 발명에 따른 비례 항법에 따른 충돌 회피의 유용성을 시험하기 위하여 몇 가지 실시 예에 대하여 컴퓨터에 의한 모의 실험을 하였다.

표 1은 세 개의 서로 다른 조건을 가진 비행 항공기 및 장애물 항공기의 상태를 나타낸 것이다.

표 1 : 비행 항공기 및 장애물 항공기의 조건

		조건 1	조건 2	조건 3
비행 항공기	초기 위치	(0,0)	(0,0)	(0,0)
	목적지	(0,20000)	(0,20000)	(0,20000)
	속도	100	150	200
	초기 기수각	π/2	π/2	π/2
장애물 항공기	초기 위치	(-10000,10000)	(-4700,147000)	(0,15000)
	목적지	(10000,10000)	(4700,5300)	(0,5000)
	속도	100	100	100
	초기 기수각	0	-π/4	-π/2

상기 표에서 목적지에 대한 좌표는 m, 속도는 m/s, 그리고 각도는 라디안 단위가 사용되었다.

조건 1의 경우, 본 발명에 따른 충돌 회피 모드의 진행 과정이 도 4에 도시되어 있다.

도 4에서 사용된 단위는 m 단위가 된다.

도 4에서 도시된 것처럼 만약 비행 항공기가 충돌 회피 모드로 비행하지 않는다면 장애물 항공기와 (0, 10000) 위치에서 충돌하게 된다. 그러므로 장애물 항공기의 위치, 속도 및 기수 각을 탐지한 비행 항공기는 장애물 비행기가 장애물 콘 내에 존재한다는 것을 탐지하게 된다. 그리고 충돌 회피 모드로 비행하게 되며 이때 속도는 변하지 않는 상태에서 단지 기수 각만 변화시키게 된다. 기수 각의 변화량은 항법 계수 N이 결정되면 그에 따라 수학식 (2), 즉 u = N×dθ/dt = dt/dΨ 만큼 변화시키게 된다. 항공기는 계속적으로 장애물 항공기가 장애물 콘 내에 위치하는가 여부를 탐지하게 되고 만약 장애물 콘 내에 존재하지 않는다면 목적지에 이르는 최단 거리를 선택하여 다시 비행하게 된다. 도 4에서 굵은 선으로 표시된 부분에서 항공기는 장애물 항공기가 장애물 콘에서 벗어나게 되었다는 것을 탐지하게 되고 최종 목적지(0, 20000)를 향하도록 기수 각을 변화시키게 된다. 상기와 같은 상황에 대한 전체적인 항로가 도 4에 도시되어 있다. 만약 장애물이 고정된 물체인 경우에도 동일한 충돌 회피 모드가 적용될 수 있을 것이다.

도 5는 조건 2와 같은 상태에서 본 발명에 따른 충돌 회피로 비행하는 항공기의 경로를 도시한 것이다.

조건 2에서는 장애물 항공기의 기수 각이 -π/4로 되고 항공기의 초기 속도가 증가되었다. 만약 충돌 회피 모드로 비행하지 않는다면 (0, 10000) 위치에서 장애물 항공기와 충돌하게 될 것이다. 그러므로 항공기는 충돌 회피 모드로 운행이 되어야 하고 본 발명에 따른 충돌 회피 모드의 전체 경로가 도 5에 도시되어 있다.

도 6은 조건 3과 같은 상태에서 본 발명에 따른 충돌 회피로 비행하는 항공기의 경로를 도시한 것이다.

충돌 회피 모드로 비행하지 않는 경우 두 항공기의 충돌 위치는 도 4 및 도 5와 동일하게 (0, 10000)의 위치가 된다. 본 발명에 따라 충돌 회피 모드로 운행하는 항공기의 경로가 도 6에 도시되었다.

본 발명은 알고리즘에 따른 방법을 이용하여 설명되었다. 그러나 위에서 설명한 알고리즘을 실시하기 위한 장치를 포함하는 시스템을 구현하는 것은 이 분야의 통상의 지식을 가진 자에게 자명할 것이다. 그러므로 위와 같은 장치로서 구현된 시스템은 본 발명의 범위에 포함된다는 것 또한 자명할 것이다.

본 발명은 위에서 제시된 실시 예를 이용하여 상세하게 설명되었다. 그러나 제시된 실시 예는 예시적인 것이며 본 발명의 범위 내에서 다양한 변형 발명이 만들어질 수 있다는 것은 이 분야의 통상의 지식을 가진 자에게 자명할 것이다. 그러므로 본 발명은 상기와 같은 제시된 실시 예에 제한되지 않으며 다만 아래에 첨부 되는 청구항에 의하여 제한된다.

본 발명에 따른 무인 항공기의 충돌 회피 방법은 항공기의 속도, 위치 및 기수 각을 측정함으로서 용이하게 충돌을 회피할 수 있다는 효과를 가진다. 특히 본 발명에 따른 충돌 회피 방법 및 시스템은 이동하는 장애물에 대하여 최적화된 경로를 이용하여 충돌을 회피할 수 있도록 한다.

Claims (12)

1. 비례 항법을 이용하여 비행하는 항공기의 충돌을 회피하기 위한 항법 계수 N을 결정하는 방법에 있어서,

   (a) 장애물과 상기 항공기의 위치, 속도 및 기수 각 등을 측정하는 단계;

   (b) 상기 측정된 값을 기초로 리아프노프 식을 결정하는 단계;

   (c) 상기 리아프노프 식에 대하여 충돌 회피를 위한 되먹임 제어 입력을 추가하는 단계; 및

   (d) 상기 리아프노프 식이 안정되도록 하기 위한 항법 계수 N을 결정하는 단계를 포함하는 항법 계수 N을 결정하는 방법.
2. 청구항 1에 있어서,

   상기 측정된 값을 기초로 장애물에 대한 항공기의 상대 속도가 계산되고, 미리 결정된 값을 이용하여 충돌 회피 벡터가 결정되며, 그리고 상기 상대 속도 및 충돌 회피 벡터와 장애물이 이루는 각의 차이로서 균형점이 결정되는 단계를 포함하는 항법 계수 N을 결정하는 방법.
3. 청구항 2에 있어서,

   상기 라이프노프 식은 상기 균형점이 되는 것을 특징으로 하는 항법 계수 N을 결정하는 방법.
4. 청구항 3에 있어서,

   항법 계수 N은 (V_rev)/{V×cos(Ψ_rev - Ψ)}보다 더 크게되고, 상기에서 V_rev 는 상대속도, V는 항공기의 속도,Ψ_rev 는 기준 축에 대하여 상대 속도 벡터가 이루는 각, 그리고 Ψ는 항공기의 기수 각이 이루는 각이 되는 것을 특징으로 항법 계수 N을 결정하는 방법.
5. 비례 항법에 의하여 항공기가 장애물과의 충돌을 회피하는 방법에 있어서,

   (a) 항공기 및 장애물의 위치, 속도 및 기수 각 등을 측정하는 단계;

   (b) 상기 측정된 값을 기초로 충돌 회피 벡터 및 충돌 회피 방향 벡터의 방향 각을 결정하는 단계; 및

   (c) 상기 충돌 회피 벡터의 방향 각 θ와 항법 계수 N을 이용하여 비례 항법에 따른 항공기에 대한 입력 값 u를 결정하는 단계를 포함하는 충돌을 회피하는 방법.
6. 청구항 5에 있어서,

   상기 입력 값 u = N×dθ/dt로 결정되는 되는 것을 특징으로 하는 충돌을 회피하는 방법.
7. 청구항 6에 있어서,

   상기 dθ/dt = dφ/dt + dγ/dt가 되고, 상기에서 Φ는 기준 축과 장애물이 이루는 각 그리고 γ는 충돌 회피 방향 벡터와 장애물이 이루는 각이 되는 것을 특징으로 하는 충돌을 회피하는 방법.
8. 비례 항법에 의하여 무인 항공기가 장애물과 충돌하는 것을 회피를 위한 시스템의 있어서,

   (a) 상기 항공기 및 장애물의 위치, 속도 및 기수 각 등을 측정하기 위한 탐지 장치;

   (b) 상기 탐지 장치에 의하여 측정된 값을 기초로 충돌 회피 방향 벡터 및 라이프노프 식에 기초하여 항법 계수 N을 산출하고 그리고 충돌 회피를 위한 입력 값 u를 구하기 위한 연산 장치; 및

   (c) 상기 입력 값 u를 이용하여 상기 항공기의 기수 각을 결정하는 제어 장치를 포함하는 충돌을 회피하기 위한 시스템.
9. 청구항 8에 있어서,

   상기 입력 값 u는 u = N×dθ/dt로 결정되는 것을 특징으로 하는 충돌을 회피하기 위한 시스템.
10. 청구항 8에 있어서,

    상기 항법 계수 N은 (V_rev)/{V×cos(Ψ_rev - Ψ)}보다 더 크게 되는 것을 특징으로 하는 충돌을 회피하기 위한 시스템.
11. 청구항 1에 따른 방법에 의하여 제어되는 무인 항공기.
12. 청구항 8에 따른 방법에 의하여 제어되는 무인 항공기.

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