KR100648882B1

KR100648882B1 - 무인 항공기 자동 항법 시스템의 관성 값 계산 장치 및 그방법

Info

Publication number: KR100648882B1
Application number: KR1020050090589A
Authority: KR
Inventors: 강민영; 김형일; 박종승; 전동익
Original assignee: 강민영
Priority date: 2005-09-28
Filing date: 2005-09-28
Publication date: 2006-11-27

Abstract

본 발명은 무인 항공기 자동 항법 시스템의 관성 값 계산 장치 및 그 방법에 관한 것으로서, 본 발명은 피라미드 형태로 배치된 복수의 관성 센서들로부터 센싱값을 검출하는 과정, 상기 센싱값들 각각에 포함된 복수의 축방향 물리량을 추출하는 과정, 상기 추출된 축방향 물리량을 보정하는 과정 및 위성 센서로부터 수신된 위성 데이터와 상기 보정된 데이터를 이용하여 관성값을 계산하는 과정을 포함함을 특징으로 한다. 특히, 상기 복수의 관성 센서들은 3차원 좌표의 각 축으로부터 특정각 만큼 기울어진 기준 축을 중심으로 일정한 간격으로 배치함을 특징으로 한다. 따라서 본 발명은 저가의 센서(예컨대, MEMS 센서 등)들의 정밀도를 향상시킴으로써 상기 센서들을 무인 항공기 자동 항법 시스템에 적용할 경우 무인 항공기의 상태를 정확하게 파악할 수 있도록 하는 장점이 있다. 또한 무인 항공기 자동 항법 시스템의 크기 및 용량을 감소시킬 수 있는 효과가 있다.

무인 항공기, 항법, 관성 센서, MEMS

Description

무인 항공기 자동 항법 시스템의 관성 값 계산 장치 및 그 방법{APPARATUS AND METHOD FOR CALCULATING INERTIA VALUE IN NAVIGATION OF UNMANNED AERIAL VEHICLE}

도 1은 무인 항공기의 자동 항법 시스템에 대한 개념도,

도 2는 무인 항공기의 관성 값을 계산하기 위한 일반적인 장치에 대한 개략적인 블럭도,

도 3은 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 항공기 관성 값 계산 장치에 대한 개략적인 블럭도,

도 4 및 도 5는 하나의 센서를 이용하여 복수의 축에 대한 물리량을 얻기 위한 센서 배치에 대한 일 예를 도시한 도면,

도 6은 본 발명의 일 실시 예에 따라 5개의 센서를 피라미드 형태로 배치한 경우에 대한 예를 도식화한 도면,

도 7은 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 항공기 관성 값 계산 방법에 대한 처리 흐름도.

본 발명은 무인 항공기 자동 항법 시스템에 관한 것으로서, 특히 무인 항공기 자동 항법 시스템에서 무인 항공기의 관성 값을 계산하기 위한 장치 및 그 방법에 관한 것이다.

최근 들어 항공 기술 및 통신 기술의 급격한 발전에 따라 탐사 및 정찰 등을 목적으로 하는 무인 항공기(UAV: Unmanned Aerial Vehicle)의 개발이 활발히 이루어지고 있으며 이러한 무인 항공기는 인간이 직접 탑승하여 수행하기에 위험하거나 어려운 작업도 가능하게 하는 이점을 가져왔다.

이러한 무인 항공기는 통상 외부 제어 시스템에서 전달되는 비행 제어 신호에 의해 자동으로 비행하는데, 외부 제어 시스템은 무인 항공기로부터 전달된 관성 값에 의거하여 무인 항공기의 위치를 추정하고 그 위치 추정 정보에 의거하여 무인 항공기의 비행 제어 신호를 생성한다.

무인 항공기의 비행을 제어하기 위한 자동 항법 시스템에 대한 개념도가 도 1에 예시되어 있다. 도 1은 무인 항공기의 자동 항법 시스템에 대한 개념도이다. 도 1을 참조하면 무인 항공기의 자동 항법 시스템은 무인 항공기(UAV)(20)와, 원격지에서 무인 항공기(20)의 비행을 제어하는 비행 제어 시스템(10)을 포함한다.

비행 제어 시스템(10)은 무인 항공기(20)로부터 전달된 관성 값에 의거하여 무인 항공기(20)의 위치를 추정하고 그 위치 추정 정보에 의거하여 무인 항공기(20)의 비행 제어 신호를 생성한다.

도 2는 무인 항공기의 관성 값을 계산하기 위한 일반적인 관성값 계산 장치에 대한 개략적인 블럭도이다. 즉 도 2는 무인 항공기 내에 내장되어 무인 항공기 의 관성 값을 계산하기 위한 일반적인 장치를 도시하고 있다.

도 2를 참조하면 일반적인 관성값 계산 장치는 위성 센서(21), 관성 센서(23) 및 관성값 계산부(25)를 포함한다.

위성 센서(21)는 일명 'GPS(Global Positioning System) 센서'라고도 하며 GPS 위성들로부터 위성 데이터를 수신한다. 즉 위성 센서(21)는 해당 이동체(예컨대, 무인 항공기)의 절대적인 위치 정보를 수신한다.

관성 센서(23)는 이동체(예컨대, 무인 항공기)의 움직임 정보를 감지하는 센서로서 방향 센서와, 가속도 센서를 포함한다. 관성 센서(23)는 이동체(예컨대, 무인 항공기)의 상대적인 위치 정보를 수신한다.

관성값 계산부(25)는 위성 센서(21) 및 관성 센서(23)로부터 이동체(예컨대, 무인 항공기)의 위치 정보를 전달받아 이동체(예컨대, 무인 항공기)의 관성값을 계산한다.

이와 같이 이동체(예컨대, 무인 항공기)의 관성값이 계산되면 이동체 또는 이동체에게 항법 정보를 제공하는 외부 장치에 내장된 위치 추정부는 상기 관성값을 이용하여 해당 이동체(예컨대, 무인 항공기)의 위치를 추정한다.

최근 전 세계적으로 무인 항공기(이하, 'UAV'라 칭함)에 대한 수요가 증가하고 있으며, 특히 상업적인 용도로의 UAV 이용이 급증하고 있는 실정이다. 따라서 UAV의 핵심을 이루고 있는 항법 시스템의 성능, 크기, 무게 및 비용이 가장 중요한 요소로써 부각되고 있다.

그러나 통상적으로 UAV에 사용되는 항법 시스템은 외란에 강하고 높은 정밀 도를 갖추고 있는 센서를 그 기반으로 하고 있어 전체 시스템의 크기, 무게 및 비용이 급격히 증가할 수밖에 없는 구조로 되어 있다. 이는 곧 시스템의 사용 범위의 제약을 가져오게 되었다.

한편 전자 기술의 발전으로 최근 아주 소형의 다양한 센서들(예컨대, MEMS(Micro-Electro Mechanical System) 센서 등)을 시중에서 쉽게 구할 수 있게 되었다. 따라서 이러한 센서들을 이용할 경우 UAV의 크기, 무게 및 비용의 증가를 최소화할 수 있는 효과가 있다.

하지만 상기 센서들은 그 성능이 고가의 센서들에 비하여 떨어지는 문제가 있다. 즉, 상기 센서들은 정밀도가 낮으며 특히 외란에 취약한 구조를 가지는 문제가 있다. 따라서 상기 센서들을 적용한 항법 시스템은 UAV의 상태를 정확하게 파악할 수 없는 문제가 있다.

본 발명은 상기 문제점을 보완하기 위한 것으로서, 본 발명의 목적은 저가의 센서들을 이용하고도 정확한 센싱값을 획득할 수 있는 무인 항공기 자동 항법 시스템의 관성 값 계산 장치 및 그 방법을 제공하는 데에 있다.

또한 본 발명의 목적은 저가의 센서들을 이용하고도 UAV의 상태를 정확하게 파악할 수 있도록 하는 무인 항공기 자동 항법 시스템의 관성 값 계산 장치 및 그 방법을 제공하는 데에 있다.

상기 목적을 달성하기 위해 본 발명에서 제공하는 관성 값 계산 장치는 무인 항공기 자동 항법 시스템의 관성 값 계산 장치에 있어서, 피라미드 형태로 배치된 복수의 관성 센서들을 포함하는 관성 센서부, 위성 데이터를 수신하는 위성 센서부, 상기 복수의 관성 센서들 각각으로부터 측정된 센싱값들 각각에 포함된 복수의 축방향 물리량을 추출하는 물리량 추출부, 상기 추출된 축방향 물리량을 보정하는 보정부 및 상기 보정된 물리량과 상기 위성 센서부에서 수신된 위성 데이터를 이용하여 관성값을 계산하는 관성값 계산부를 포함함을 특징으로 한다.

이 때 상기 관성 센서부는 복수의 엠.이.엠.에스(MEMS) 관성 센서들을 포함함이 바람직하다.

또한 상기 관성 센서부는 상기 복수의 관성 센서들을 3차원 좌표의 각 축으로부터 45도 만큼 기울어진 기준 축을 중심으로 일정한 간격으로 배치함이 바람직하다.

또한 상기 보정부는 상기 물리량 추출부에서 추출된 센서별 축방향 물리량들을 모두 합한 값에 임의의 잡음 및 바이어스를 추가하여 통계적 보정을 수행함이 바람직하다.

또한 상기 장치는 상기 복수의 관성 센서들 각각으로부터 측정된 센싱값을 필터링하여 잡음을 제거한 후 상기 물리량 추출부로 전달하는 필터를 더 포함함이바람직하다.

한편 상기 목적을 달성하기 위해 본 발명에서 제공하는 관성 값 계산 방법은 무인 항공기 자동 항법 시스템의 관성 값 계산 방법에 있어서, 피라미드 형태로 배 치된 복수의 관성 센서들로부터 센싱값을 검출하는 과정, 상기 센싱값들 각각에 포함된 복수의 축방향 물리량을 추출하는 과정, 상기 추출된 축방향 물리량을 보정하는 과정 및 위성 센서로부터 수신된 위성 데이터와 상기 보정된 데이터를 이용하여 관성값을 계산하는 과정을 포함함을 특징으로 한다.

이 때 상기 복수의 관성 센서들은 엠.이.엠.에스(MEMS) 관성 센서들을 포함함이 바람직하다.

또한 상기 복수의 관성 센서들은 3차원 좌표의 각 축으로부터 45도 만큼 기울어진 기준 축을 중심으로 일정한 간격으로 배치함이 바람직하다.

또한 상기 보정 과정은 상기 추출된 센서별 축방향 물리량들을 모두 합한 값에 임의의 잡음 및 바이어스를 추가하여 통계적 보정을 수행함이 바람직하다.

또한 상기 방법은 상기 복수의 관성 센서들 각각으로부터 측정된 센싱값을 필터링하여 잡음을 제거하는 과정을 더 포함함이 바람직하다.

이하 본 발명의 바람직한 실시 예들을 첨부한 도면을 참조하여 상세히 설명한다. 이 때, 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있는 공지 기능 및 구성에 대한 상세한 설명은 생략한다.

도 3은 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 항공기 관성 값 계산 장치에 대한 개략적인 블럭도이다. 도 3을 참조하면 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 항공기 관성 값 계산 장치는 MEMS 관성 센서부(210), LPF(Low Pass Filter)(220), 축방향 물리량 추출부(230), 물리량 보정부(240), 위성 센서(250), 관성값 계산부(260)를 포함한다.

MEMS 관성 센서부(210)는 MEMS(Micro Electro Mechanical Systems) 기술을 이용한 다수의 관성 센서(sensor)(이하 'MEMS 센서'라 칭함)들을 포함하고 무인 항공기의 관성 값을 측정한다. MEMS 센서는 대량 생산을 통한 저가, 소형, 저 전력 등의 장점이 있으나, 기존의 관성 센서들에 비하여 정확도가 떨어지는 특징이 있다.

따라서 이를 보완하기 위해 MEMS 관성 센서부(210) 복수의 MEMS 센서들을 피라미드 형태로 배치한다. 피라미드 형태의 배치란 MEMS 센서들이 3차원 좌표의 '0'점을 꼭지점으로 하는 피라미드 형태로 배치된 것을 말한다. 이 때 복수의 MEMS 센서들을 각 축(x축, y축, z축)으로부터 45도기울어진 기준축 중심으로 일정한 각도 간격으로 배치함이 바람직하다.

이와 같이 복수의 MEMS 센서들을 피라미드 형태로 배치하는 것은 하나의 MEMS 센서가 한 축 이상의 센싱값을 얻을 수 있도록 함으로써 적은 수의 MEMS 센서를 가지고 정밀도를 높이도록 하기 위함이다. 또한 복수의 MEMS 센서들이 각각 한 축 이상의 센싱값을 획득함으로써 복수의 MEMS 센서들 중 어느 하나가 고장시에도 보완이 가능한 장점이 있다.

이러한 MEMS 센서의 배치에 대하여는 도 4 내지 도 6을 참조하여 보다 상세히 설명할 것이다.

LPF(220)는 피라미드 형태로 배치된 복수의 MEMS 센서들로부터 측정된 관성 값을 필터링하여 상기 관성값에 포함된 잡음(Noise)을 제거한다.

축방향 물리량 추출부(230)는 복수의 MEMS 센서들로부터 측정된 관성값들 각 각에 포함된 축방향 물리량을 추출한다. 즉 상기 관성값들 각각으로부터 복수의 축방향에 해당하는 물리량을 추출한다.

이 때 복수의 센싱값들로 부터 복수의 축 방향에 해당하는 물리량을 추출하는 방법은 수학식 1 및 수학식 2에 예시된 계산식을 이용함이 바람직하다.

수학식 1은 MEMS 센서가 4개 설치된 경우에 대한 계산식을 나타낸다.

만약 4개 이상의 센서를 사용할 경우 수학식 1을 확장하면 수학식 2와 같다.

이 때, β는 수학식 3과 같이 계산함이 바람직하며, i번째 각은 수학식 4와 같은 계산식에 의해 산출함이 바람직하다.

β= tan^-1 * 1/cos(α)

이 때, α=180/m 이다.

이와 같은 계산식에 의하면 센서가 4개일 경우 α는 45도, β는 54.74도 이다. 이 계산은 여러개의 센서를 배치할 경우 각 축으로 동일한 측정값이 나오도록 하는 것이다. 즉 하나의 축 방향으로, 예를 들어 x축 방향으로 관성 운동(병진운동 또는 회전운동)을 할 경우, 모든 센서에서 같은 크기(방향 무관)의 값이 측정됨을 의미한다.

상기와 같이 축방향 물리량 추출부(230)에서 복수의 MEMS 센서들로부터 측정된 관성값들 각각에 포함된 축 방향 물리량(즉, 축별 데이터)을 추출하였으면 물리량 보정부(240)는 상기 추출된 축 방향 물리량을 보정한다.

이를 위해 물리량 보정부(240)는 각 센서 및 축별로 산출된 물리량들을 모두 합한 값에 임의의 잡음 및 바이어스를 추가하여 상기 추출된 축방향 물리량을 보정함이 바람직하다.

위성 센서(250)는 일명 'GPS(Global Positioning System) 센서'라고도 하며 GPS 위성들로부터 위성 데이터를 수신한다. 즉 위성 센서(250)는 해당 이동체(예컨대, 무인 항공기)의 절대적인 위치 정보를 수신한다.

관성값 계산부(260)는 물리량 보정부(240)를 통해 전달된 관성값과 위성 센서(250)에서 수신된 위성 데이터를 이용하여 무인 항공기의 위치를 추정하기 위해 필요한 관성값을 계산한다.

이와 같은 관성값 계산 장치를 이용함으로써 본 발명은 MEMS 센서의 정밀도를 높일 수 있는 효과가 있는 것이다.

도 4 및 도 5는 하나의 센서를 이용하여 복수의 축에 대한 물리량을 얻기 위한 센서 배치에 대한 일 예를 도시한 도면이다.

도 4는 2차원 좌표계에서 하나의 센서(29)를 가지고 x축과 y축의 물리량을 모두 획득하기 위해 센서(29)를 일정각(??) 만큼 기울인 경우에 대한 예를 도시하고, 도 5는 3차원 좌표계에서 하나의 센서(30)를 가지고 x축, y축 및 z축의 물리량을 모두 획득하기 위해 센서(30)를 각 축으로부터 일정각 만큼 기울인 경우에 대한 예를 도시한다.

도 6은 본 발명의 일 실시 예에 따라 5개의 센서를 피라미드 형태로 배치한 경우에 대한 예를 도식화한 도면으로서, 도 6을 참조하면 5개의 센서(31, 33, 35, 37, 39)는 x,y,z 가 모두 '0'인 점(0,0,0)을 기준으로 피라미드 형태로 배치되었다. 본 발명은 MEMS 센서를 도 6에 예시된 바와 같은 형태로 배치함으로써 5개의 MEMS 센서를 이용하여 x축,y축 및 z축 방향으로 각각 5개씩 15개의 물리량을 획득할 수 있게 된다. 따라서 본 발명은 적은 수의 MEMS 센서를 가지고도 정확도 높은 센싱 결과를 얻을 수 있게 된다.

도 7은 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 항공기 관성 값 계산 방법에 대한 처리 흐름도이다. 도 7을 참조하면 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 항공기 관성 값 계산 방법은 다음과 같다.

먼저 피라미드 형태로 배치된 복수의 센서(예컨대, MEMS 센서)들로부터 센싱값을 검출한다(S110). 그리고 그 센싱값을 필터링하여 잡음을 제거한 후(S120) 그 센싱값들의 축 방향 물리량을 추출한다(S130). 이 때 센싱값들의 축 방향 물리량 추출 방법은 도 3의 축방향 물리량 추출부(230) 설명시 언급한 내용과 유사하다. 따라서 도 7을 참조한 축 방향 물리량 추출 과정(S130)에 대한 상세한 설명은 생략한다.

한편 상기 추출된 물리량은 통계적 보정 과정(S140)을 거쳐서 위성으로부터 수신된 위성 데이터와 함께 관성값 계산을 위해 사용된다. 즉 상기 과정(S150)은 위성으로부터 수신된 위성 데이터와 상기 과정(S140)에서 통계적 보정된 보정 데이터를 이용하여 무인 항공기의 관성값을 계산한다. 이 때 추출된 물리량의 통계적 보정 과정은 도 3의 물리량 보정부(240) 설명시 언급한 내용과 유사하다. 따라서 도 7을 참조한 통계적 보정 과정(S140)에 대한 상세한 설명은 생략한다.

상술한 본 발명의 설명에서는 구체적인 실시 예에 관해 설명하였으나, 여러 가지 변형이 본 발명의 범위에서 벗어나지 않고 실시될 수 있다. 따라서 본 발명의 범위는 설명된 실시 예에 의하여 정할 것이 아니고 특허청구범위와 특허청구범위의 균등한 것에 의해 정해져야 한다.

상기와 같은 본 발명은 저가의 센서(예컨대, MEMS 센서 등)들의 정밀도를 향상시킴으로써 상기 센서들을 무인 항공기 자동 항법 시스템에 적용할 경우 무인 항공기의 상태를 정확하게 파악할 수 있도록 하는 장점이 있다.

또한 무인 항공기 자동 항법 시스템의 크기 및 용량을 감소시킬 수 있는 효과가 있다.

Claims

무인 항공기 자동 항법 시스템의 관성 값 계산 장치에 있어서,

피라미드 형태로 배치된 복수의 관성 센서들을 포함하는 관성 센서부;

위성 데이터를 수신하는 위성 센서부;

상기 복수의 관성 센서들 각각으로부터 측정된 센싱값들 각각에 포함된 복수의 축방향 물리량을 추출하는 물리량 추출부;

상기 추출된 축방향 물리량을 보정하는 보정부; 및

상기 보정된 물리량과 상기 위성 센서부에서 수신된 위성 데이터를 이용하여 관성값을 계산하는 관성값 계산부를 포함함을 특징으로 하는 무인 항공기 자동 항법 시스템의 관성 값 계산 장치.
제1항에 있어서,

상기 관성 센서부는 복수의 엠.이.엠.에스(MEMS) 관성 센서들을 포함함을 특징으로 하는 무인 항공기 자동 항법 시스템의 관성 값 계산 장치.
제1항에 있어서,

상기 관성 센서부는 상기 복수의 관성 센서들을 3차원 좌표의 각 축으로부터 특정각 만큼 기울어진 기준 축을 중심으로 일정한 간격으로 배치함을 특징으로 하는 무인 항공기 자동 항법 시스템의 관성 값 계산 장치.
제3항에 있어서,

상기 특정각은 45도임을 특징으로 하는 무인 항공기 자동 항법 시스템의 관성 값 계산 장치.
제1항에 있어서,

상기 보정부는 상기 물리량 추출부에서 추출된 센서별 축방향 물리량들을 모두 합한 값에 임의의 잡음 및 바이어스를 추가하여 통계적 보정을 수행함을 특징으로 하는 무인 항공기 자동 항법 시스템의 관성 값 계산 장치.
제1항에 있어서,

상기 복수의 관성 센서들 각각으로부터 측정된 센싱값을 필터링하여 잡음을 제거한 후 상기 물리량 추출부로 전달하는 필터를 더 포함함을 특징으로 하는 무인 항공기 자동 항법 시스템의 관성 값 계산 장치.
무인 항공기 자동 항법 시스템의 관성 값 계산 방법에 있어서,

피라미드 형태로 배치된 복수의 관성 센서들로부터 센싱값을 검출하는 과정;

상기 센싱값들 각각에 포함된 복수의 축방향 물리량을 추출하는 과정;

상기 추출된 축방향 물리량을 보정하는 과정; 및

위성 센서로부터 수신된 위성 데이터와 상기 보정된 데이터를 이용하여 관성 값을 계산하는 과정을 포함함을 특징으로 하는 무인 항공기 자동 항법 시스템의 관성 값 계산 방법.
제7항에 있어서,

상기 복수의 관성 센서들은 엠.이.엠.에스(MEMS) 관성 센서들을 포함함을 특징으로 하는 무인 항공기 자동 항법 시스템의 관성 값 계산 방법.
제7항에 있어서,

상기 복수의 관성 센서들은 3차원 좌표의 각 축으로부터 특정각 만큼 기울어진 기준 축을 중심으로 일정한 간격으로 배치함을 특징으로 하는 무인 항공기 자동 항법 시스템의 관성 값 계산 방법.
제9항에 있어서,

상기 특정각은 45도임을 특징으로 하는 무인 항공기 자동 항법 시스템의 관성 값 계산 방법.
제7항에 있어서,

상기 보정 과정은 상기 추출된 센서별 축방향 물리량들을 모두 합한 값에 임의의 잡음 및 바이어스를 추가하여 통계적 보정을 수행함을 특징으로 하는 무인 항공기 자동 항법 시스템의 관성 값 계산 방법.
제7항에 있어서,

상기 복수의 관성 센서들 각각으로부터 측정된 센싱값을 필터링하여 잡음을 제거하는 과정을 더 포함함을 특징으로 하는 무인 항공기 자동 항법 시스템의 관성 값 계산 방법.