KR100673524B1 - 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법 - Google Patents

파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법 Download PDF

Info

Publication number
KR100673524B1
KR100673524B1 KR1020060035749A KR20060035749A KR100673524B1 KR 100673524 B1 KR100673524 B1 KR 100673524B1 KR 1020060035749 A KR1020060035749 A KR 1020060035749A KR 20060035749 A KR20060035749 A KR 20060035749A KR 100673524 B1 KR100673524 B1 KR 100673524B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
flight
parachute
mode
altitude
parafoil
Prior art date
Application number
KR1020060035749A
Other languages
English (en)
Inventor
정동호
이창환
Original Assignee
주식회사 코아블
정동호
이창환
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 주식회사 코아블, 정동호, 이창환 filed Critical 주식회사 코아블
Priority to KR1020060035749A priority Critical patent/KR100673524B1/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR100673524B1 publication Critical patent/KR100673524B1/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D17/00—Parachutes
    • B64D17/22—Load suspension
    • B64D17/34—Load suspension adapted to control direction or rate of descent
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/0011—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots associated with a remote control arrangement
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
    • G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft
    • G05D1/105—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft specially adapted for unpowered flight, e.g. glider, parachuting, forced landing
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
    • G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft
    • G05D1/106—Change initiated in response to external conditions, e.g. avoidance of elevated terrain or of no-fly zones

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

본 발명은 파라포일 유도낙하산 운송시스템이 화물을 목적지까지 정확하고 신속하게 운송할 수 있도록 하기 위하여, 목적지점을 입력하는 단계; 자율비행 시작시점을 판단하는 단계; 위도, 경도, 고도 및 방위각을 측정하는 단계; 예정 비행 경로 및 시간을 산출하는 단계; 상기 측정한 데이터에 기초하여 하한 비행각 및 상한 비행각을 산출하는 단계; 바람의 영향을 분석하는 단계; 비행제어모드를 결정하는 단계; 및 서보구동기를 제어하는 단계를 구비하는 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법을 개시한다.

Description

파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법{Method of flight control for advanced guided parafoil airborne system}
도 1은 본 발명의 일 실시 예에 따른 비행제어방법을 사용하는 파라포일 유도낙하산 운송시스템을 개략적으로 보여주는 도면이다.
도 2는 도 1에 도시된 파라포일 유도낙하산 운송시스템을 제어하기 위한 구성을 보여주는 블럭도이다.
도 3은 본 발명의 일 실시 예에 따른 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법을 나타내는 순서도이다.
도 4는 도 1에 도시된 파라포일 유도낙하산 운송시스템에 작용하는 파라미터들을 개략적으로 보여주는 도면이다.
도 5는 본 발명에 따른 비행제어에 도입되는 비행각들을 보여주는 도면이다.
도 6은 파라포일 유도낙하산 운송시스템에 작용하는 풍향 및 풍속을 구하는 원리를 보여주는 도면이다.
도 7은 각 풍향이 본 발명의 파라포일 유도낙하산 운송시스템에 미치는 영향으로부터 풍향을 판별하는 것을 보여주는 도면이다.
도 8은 비행제어모드 중 본 발명의 일 실시 예에 따른 직진 하강모드를 보여주는 도면이다.
도 9a는 비행제어모드 중 본 발명의 일 실시 예에 따른 S자곡선 하강모드를 보여주는 도면이다.
도 9b는 상기 S자곡선 하강모드로 비행시 공중에서 바라보았을 때의 파라포일 유도낙하산 운송시스템의 비행경로를 보여주는 도면이다.
도 10은 비행제어모드 중 본 발명의 일 실시 예에 따른 나선형회전 하강모드를 보여주는 도면이다.
도 11a는 비행제어모드 중 본 발명의 일 실시 예에 따른 8자형회전 하강모드를 보여주는 도면이다.
도 11b는 상기 8자형회전 하강모드로 비행시 공중에서 바라보았을 때의 파라포일 유도낙하산 운송시스템의 비행경로를 보여주는 도면이다.
도 12는 비행제어모드 중 본 발명의 일 실시 예에 따른 측풍 하강모드를 보여주는 도면이다.
도 13a는 비행제어모드 중 본 발명의 일 실시 예에 따른 최종 진입 및 착륙을 위한 브레이크 모드를 보여주는 측도면이다.
도 13b는 도 13a에 도시된 브레이크 모드 비행시 공중에서 바라보았을 때의 파라포일 유도낙하산 운송시스템의 비행경로를 보여주는 평면도이다.
* 도면의 주요부분에 대한 부호의 간단한 설명 *
1: 주낙하산 3: 조종줄
6: 캐노피백(canopy bag) 8: 자동유도장치부
9: 서보구동기 10: 비행제어부
11a: 자기방위센서(magnetic compass)
12: 기압고도계(barometric altimeter)
15: GPS 수신기 8: 자동산개기
22: 지상임무계획장치(ground mission planning unit)
23: 원격조종장치 25: 스위블조인트(swivel joint)
27: 화물부 39: 보조낙하산
본 발명은 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법에 관한 것으로서, 더 상세하게는 바람의 영향을 분석하고 최소화할 뿐만 아니라 시스템 오류 시 수동으로 원격 조종하여 화물을 목적지로 신속, 정확하게 운송하는 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 자동비행방법에 관한 것이다.
화물을 육로로 보급하기 위한 운송로가 확보되지 않는 경우에는 항공기를 이용하여 공중에서 목적지로 화물을 원형 낙하산에 연결하여 공중 투하하는 공중 보급 방법이 이용되고 있다. 공중 보급 방법은 지리적인 제약은 받지 않지만, 통상적인 원형 낙하산을 사용하는 경우 바람과 같은 외란 등에 의하여 표류되어 화물을 목적지에 정확히 전달하기가 어렵다는 단점이 있다. 또한, 목적지 바로 상공까지 비행하여 투하하여야 하지만 적의 대공화기에 의한 피습 등으로 위험요소의 부담이 크다는 현실적인 어려움이 있다.
따라서, 통상적인 원형 낙하산이 아닌 비행제어가 가능한 파라포일 형상의 유도낙하산을 사용하는 방법이 최근 사용되고 있다. 파라포일 유도낙하산을 이용하여 화물을 목적지까지 운송하기 위하여는 목적지로부터 투하지점까지의 거리 및 고도, 바람의 영향, 항공기의 속도, 주낙하산의 형상 및 화물의 중량 등을 종합적으로 고려하여 자동제어를 행하여야 하는데, 추진기와 같은 동력을 사용하지 않고 무동력으로 상기 변수들을 종합적으로 고려하여 목적지까지 신속하고 정확하게 운송하기 위한 방법이 절실한 실정이다.
본 발명은 위와 같은 필요성을 해결하기 위한 것으로서 실시간으로 비행자세 및 위치 즉, 위도, 경도, 고도 및 방위각을 측정하고 바람의 영향을 분석하여 화물을 목적지까지 정확하고 신속하게 이송할 수 있게 하는 비행제어모드와 이를 수행하기 위한 서보구동기 제어신호모드를 결정할 수 있는 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 자동비행제어방법을 제공하는 데 그 목적이 있다.
본 발명은 목적지점을 입력하는 단계; 자율비행 시작 시점을 판단하는 단계; 위도, 경도, 고도 및 방위각을 측정하는 단계; 예정 비행 경로 및 시간을 산출하는 단계; 상기 측정한 데이터에 기초하여 하한 비행각 및 상한 비행각을 산출하는 단계; 바람의 영향을 분석하는 단계; 비행제어모드를 결정하는 단계; 및 서보구동기를 제어하는 단계를 구비하는 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법을 개시한다.
자동항법비행을 행하는 비행제어부의 정상 작동 여부를 체크하여 비행제어부의 기능 상실로 자동항법비행이 불가능하면 원격조종장치에서 자동/수동 선택스위치를 수동 모드로 변경한 후 주낙하산의 양측에 연결된 조종줄을 구동하는 각 서보구동기를 수동으로 조종함으로써 수동 비행으로 화물을 목적지까지 운송할 수 있다.
상기 위도, 경도, 고도 및 방위각을 측정하기 위한 항법장치용 센서들로 자기방위센서 및 GPS(Global Positioning System) 수신기를 사용할 수 있다. 또한 자이로(gyro) 센서, 가속도센서를 더 포함하는 GPS/INS(Inertial Navigation System) 유도 장치가 사용될 수 있다. 수백 미터 높이에서 고도를 측정하기 위하여 기압고도계(barometric altimeter)가 추가로 사용될 수 있으며, 목적지 근처에서 화물부와 지면과의 거리를 정밀하게 측정하기 위하여 도플러 레이더가 화물부의 일면에 더 장착될 수 있다.
이와 같은 구성에 의하여, 상기 자동항법비행은 관성유도장치(INS)와 GPS를 연동한 GPS/INS 유도장치를 사용함으로써 GPS의 수신 오류시에도 안정적으로 자동항법을 수행할 수 있다. 그리고 고도에 따라 GPS, 기압고도계 및 도플러 레이더를 선택적으로 사용함으로써 정확히 고도를 측정함으로써 목적지점으로의 최종적인 소프트랜딩을 위한 최적 거리를 산출하여 캐노피 브레이크를 작동함으로써 안정적인 착륙을 할 수 있다.
상기 자율비행 시작시점을 판단하는 단계는 주낙하산이 산개된 후 소정 시간이 경과하였는지 여부를 확인하는 단계, 주낙하산의 양측에 연결된 각 조종줄이 중 립위치에 있는지를 확인하는 단계 및 GPS 신호의 수신 여부를 확인하는 단계를 구비한다. 이렇게 함으로써 주낙하산의 산개와 동시에 서보구동기가 작동하여 낙하산 줄이 꼬이는 것을 방지하기 위함이다. 그리고 자율비행 가능 여부를 판단하여 비행제어부의 정상 작동 여부를 체크할 수 있다.
상기 각 조종줄이 중립위치에 있지 않으면 상기 서보구동기를 작동시켜 상기 각 조종줄을 중립위치에 위치시키는 단계를 더 구비하며, 상기 GPS 신호가 수신되지 않으면 유도낙하산 운송시스템이 상기 예정비행경로를 추종하도록 자기방위센서에 의하여 방향제어만을 행하며, GPS 신호 및 자기방위센서의 신호도 수신되지 않으면 일측의 조종줄에는 제1 브레이크율 그리고 타측의 조종줄에는 상기 제1 브레이크율보다 큰 제2 브레이크율이 걸리도록 조종줄을 제어하며, 일측의 서보구동기가 작동하지 않을 때는 타측의 서보구동기만을 작동시켜 일 방향으로 선회하면서 하강하도록 제어한다. 이에 의하여 시스템 오류시에도 작전 수행 능력을 향상시킬 수 있다.
상기 바람의 영향을 분석하는 단계는 주낙하산의 양측에 연결된 각 조종줄을 중립위치로 하였을 때 임의 시점에서의 예상 비행경로 벡터와 실제 비행경로 벡터와의 차이인 편차벡터의 방향과 크기에 의하여 풍향과 풍속을 계산함으로써 이루어진다. 이에 의하여 바람의 영향을 고려하여 비행제어함으로써 바람이 불더라도 목적지까지 신속, 정확하게 도달할 수 있다.
그리고, 상기 비행제어모드를 결정하는 단계는, 유도낙하산 운송시스템의 비행고도가 상기 양항비 비행각을 기준으로 상기 하한 비행각 위와 상기 상한 비행각 아래 사이의 영역에 존재하는지 여부를 체크하며, 상기 유도낙하산 운송시스템이 목적지를 향하여 예정 비행경로를 추종하는지 여부를 체크하여 비행제어모드를 결정한다. 여기서, 상기 비행제어모드는 직진 하강모드, S자곡선 하강모드, 나선형회전 하강모드, 8자형회전 하강모드, 측풍 하강모드 또는 착륙 및 브레이크 모드 중 선택된 적어도 어느 하나일 수 있다.
그리고, 상기 비행제어모드들은 주낙하산의 양측 조종줄에 연결된 각 서보구동기의 회전량을 제어하여 상기 각 조종줄의 당김량을 조절함으로써 수행된다.
이하에서는, 본 발명의 바람직한 실시 예를 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명한다. 도 1은 본 발명의 일 실시 예에 따른 비행제어방법에 의하여 비행하는 파라포일 유도낙하산 운송시스템을 개략적으로 보여주는 도면이며, 도 2는 도 1에 도시된 파라포일 유도낙하산 운송시스템을 제어하기 위한 구성을 보여주는 블럭도이다. 도면을 참조하면, 파라포일 유도낙하산 운송시스템은 낙하산부(parafoil), 상기 낙하산부의 하부에 연결된 자동유도장치부(Autonomous Guidance Unit, 8) 및 상기 자동유도장치부(8)의 하부에 연결된 화물(payload)부(27)로 이루어져 있다.
낙하산부는 다시 보조낙하산(39), 주낙하산(1), 상기 주낙하산(1)에 연결되는 여러 개의 낙하산줄(2), 상기 주낙하산(1)의 양측에 연결되는 2개의 조종줄(3) 및 이들을 보관하는 캐노피백(6)을 구비한다.
자동유도장치부(8)의 하부와 화물부(27)의 상부에는 화물연결부(24,25,26)가 구비되어 있다. 화물연결부(24,25,26)는 4개의 제3 라이저(24), 4개의 제4 라이저(26) 및 스위블 조인트(swivel joint, 25)로 이루어져 있다. 스위블 조인트(25) 는 제3 라이저(24)와 제4 라이저(26)가 독립적으로 자유롭게 회전할 수 있도록 상부와 하부가 독립적으로 회전함으로써 비행 중 화물부(27)를 회전시켜 공기저항도 줄이며 화물부(27)의 형상이 비행제어에 영향을 주지 않게 하는 역할을 수행한다.
이하에서는 도 2를 참조하여 자동유도장치부(8)를 설명한다. 자동유도장치부(8)는 비행제어부(10), 제1 명령 입력부(13), 활성스위치(activation switch)(16), 항법장치용 센서, 제1 통신부(14) 및 전원공급부(19), 도플러 레이더(41)를 구비한다. 자동유도장치부(8)에는 자동산개기(18)를 작동시키는 시점을 나타내는 타이머를 활성화시키는 산개스위치(17)가 접속된다.
비행제어부(10)는 중앙연산처리부(central processing unit, 10a)와 모터제어부(10b)를 구비하는 일종의 컨트롤러이며, 모터제어부(10b)는 서보모터(9a)를 제어하기 위하여 PWM(pulse width modulation) 보드를 사용한다. 비행제어부(10)에는 탑재형 임무계획장치(on-board mission planning unit)와 같은 제1 명령입력부(13)가 연결되어 있어서 비행좌표 및 자동항법에 필요한 자료들을 입력 받으며, GPS 수신기(15) 및 다른 센서들(11a,11b,11c,12,12b)로부터 입력 받은 계측신호들을 자동비행제어 알고리즘에 의해 처리하여 서보구동기(9) 및 기타 구동부로 구동신호를 출력함으로써 자동항법비행을 수행한다.
비행제어부(10)의 활성스위치(16)에는 활성핀(activation pin)이 장착되어 있는데, 주낙하산(1)이 산개됨과 동시에 상기 활성핀은 이탈되고 이때부터 비행제어부(10)에 내장된 타이머가 작동되어 약 6초 후부터는 비행제어부(10)를 활성화시켜 자동항법비행을 수행한다. 왜냐하면, 주낙하산(1)의 산개와 동시에 또는 그 이 전에 비행제어부(10)가 작동한다면 서보구동기(9)의 작동에 의하여 주낙하산(1)이 펴지는 동안에 낙하산줄이 서로 꼬이게 되는 것을 방지하기 위함이다.
비행좌표에 대한 정보를 제공하기 위하여 사용되는 항법장치는 GPS/INS 연동 시스템이다. INS는 자이로 센서(11c), 가속도 센서(11b) 및 자기 방위 센서(11a)를 구비한다. 또한, 목적지점 근처에서 정밀한 고도를 측정하기 위하여 추가적으로 기압고도계(12)가 사용될 수 있다. 이런 항법장치용 센서들로부터 위도, 경도, 고도 및 방위각 데이터를 얻어서 자동항법비행을 수행하는 데 사용한다. 또한, 상기 데이터들로부터 초기 및 임의 시간이후의 위치 및 방위각에 대한 정보를 얻을 수 있으므로 이로부터 구한 임의 시점에서의 예상 비행경로 벡터와 실제 비행경로 벡터와의 차이인 편차 벡터의 방향과 크기에 의하여 풍향과 풍속을 계산할 수 있다. 이러한 풍향과 풍속에 대한 정보는 예상 비행경로를 이탈하지 않도록 비행하는데 활용된다.
그러나 본 발명의 항법장치의 다른 실시 예로서 GPS(15)와 자기 방위 센서(11a)만 사용될 수도 있다. 또한 INS와 자기 방위 센서(11a)가 사용될 수 있다. 그리고 이에 더불어 기압고도계(12)가 추가적으로 사용될 수도 있다.
그리고 자동유도장치부(8)의 제1 통신부(14)는 900MHz RF 모뎀을 사용하여 운송시스템의 자동비행상태에 관한 자료를 원격조종장치(23)의 제2 통신부(23a)인 900MHz RF 모뎀으로 실시간 다운 링크한다. 다운 링크된 자료는 지상임무계획장치(22)와의 유선통신 또는 무선통신을 통하여 지상임무계획장치의 디스플레이부(22a)를 통하여 운송시스템의 비행상황을 수치 및 그래픽으로 재현하여 실시간 모니터링 하게 된다. 또한, 비행제어부(10)의 기능 상실로 인하여 자동비행제어가 불가능한 경우에는 원격조종장치의 자동/수동 스위치(23d)를 수동 모드로 전환하여 조이스틱(23e)으로 서보구동기(9)를 조종하여 수동으로 원격 조종할 수 있다.
이하에서는 자동유도장치부(8)가 파라포일 유도낙하산 운송시스템을 목적지까지 자동 비행하도록 비행경로를 결정하고, 비행제어를 행하는 방법을 설명한다. 도 3은 본 발명의 일 실시 예에 따른 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법을 나타내는 순서도이다. 도 3을 참조하면, 먼저 자동유도장치부(8)에 탑재된 임무계획장치(on-board mission planning unit)인 제1 명령입력부(13)를 통하여 화물을 운송하고자 하는 목적지(destination zone, DZ)의 좌표를 입력한다.(s10)
그러면, 유도낙하산 운송시스템을 항공기로부터 투하한 후 무동력 활공비행을 통하여 목적지까지 안정하게 도달할 수 있는 고도 즉, 임무 투하고도(hM)를 비행제어부가 계산한다.(s20) 임무 투하고도는 적의 대공화기 공격 또는 지형적인 제약으로 목적지 상공으로 비행하기 곤란한 경우 항공기가 비행할 수 있는 지점부터 목적지까지의 거리 즉, 비행거리(RM)가 정해졌을 때 풍향, 풍속, 낙하산의 양항비 및 항공기 속도 등을 고려하여 파라포일 유도낙하산 운송시스템이 상기 비행거리를 날아갈 수 있게 하는 최적의 투하고도이다. 임무 투하고도는 많은 실험에 의한 경험치를 바탕으로 비행거리에 비례하고, 양항비에는 반비례하는 다음의 경험식에 의하여 자동 계산된다.
Figure 112006068023593-pat00001
여기서 RM 은 임무 비행거리, (L/D)는 파라포일 낙하산의 양항비, hp는 항공기로부터 투하되어 주낙하산이 산개될 때까지 보조낙하산에 의해 자유 하강하는 거리이며, a는 1.4 ~ 1.6인 상수이다. 따라서 바람의 영향 등을 고려하여 최적의 투하고도에서 투하할 수 있도록 함으로써 후술할 비행제어모드에 따른 자동비행제어만으로도 유도낙하산 운송시스템이 후술할 상한 비행각과 하한 비행각 사이의 영역에서 비행할 수 있도록 해준다.
설정한 비행거리 및 계산된 임무 투하고도에서 유도낙하산 운송시스템을 투하하면, 항공기에 부착된 스테틱 라인(static line, 40)에 의해 보조낙하산(39)이 강제로 펼쳐진다.(s30) 보조낙하산(39)은 4~6초 동안 자유하강하면서 본 발명에 따른 운송시스템 전체의 자세를 안정화시키고, 산개스위치(17)를 작동시킨다. 산개스위치(17)가 작동된 후 4~6초가 경과하거나 또는 미리 설정한 압력(기압)값에 도달하면(s40) 자동산개기(18)가 구동되어 주낙하산(1)이 펼쳐진다.(s50) 주낙하산(1)이 산개된 이후에는 보조낙하산(39)은 자동으로 접혀져서 공기저항을 줄이고 방향을 표시하는 인식표로서의 기능을 수행함으로써 비행제어가 제대로 수행되는지 판별할 수 있게 해줄 뿐만 아니라 수동 원격조종을 육안으로 보면서 용이하게 해준다.
주낙하산(1)이 산개되면 활성핀은 이탈되고 이때부터 비행제어부에 내장된 타이머가 작동되어 약 6초 후부터는 비행제어부(10)를 활성화시켜 자율비행을 수행한다. 이 때, 자율비행을 위하여는 주낙하산 양측에 연결된 조종줄(3)이 중립위치에 와야 되고, GPS(15)와 같은 항법장치의 신호가 비행제어부에 입력되어야 하기 때문에 이를 판단한다.(s60) 만약 조종줄(3)이 중립위치에 위치되지 않았으면 서보구동기(9)는 조종줄(3)이 잡아당겨지는 방향으로 100%까지 감은 다음 1.0초 정도 지연 후 다시 반대 방향으로 회전시킴으로써 조종줄(3)의 일부를 고정하던 고정부재(5)는 해제되고 브레이크는 0%로 되어 양측 조종줄(3)은 완전 중립위치로 전환된다.(s70)
항법장치용 센서 신호가 비행제어부(10)로 입력되면 실시간으로 위도, 경도 및 고도를 측정하고, 자기방위센서(magnetic compass, 11a)에 의하여 방위각을 측정한다.(s80) 그러나, 위도, 경도, 고도 데이터가 수신되지 않는 동안에는 자기방위센서(11a)에 의하여 방향만을 제어한다.(s82) 만약, 자기방위센서(11a)도 작동하지 않는 경우에는 일측 서보구동기는 대응하는 조종줄에 70% 브레이크가 걸리도록 제어되고, 타측 서보구동기는 대응하는 조종에 50%의 브레이크가 걸리도록 제어되어 소정의 하강율로 선회하면서 하강하도록 한다.(s84) 두 서보구동기 중 하나가 작동하지 않는 최악의 경우에는, 작동하는 일측의 서보구동기만을 작동시켜 선회하면서 하강시킨다.(s86)
자기방위센서(11a)에 의한 방향제어를 행하던 중에 위도, 경도, 고도 데이터 신호가 수신되면 정상적인 제어과정으로 되돌아가서, 현재 위치 위도, 경도, 고도 및 방위각을 측정하여 현재의 위치좌표를 계산한다.(s80)
또한, 상기한 바와 같이 항법장치로서 GPS/INS 연동 시스템이 사용되면 현재 위치의 좌표와 목적지의 좌표로부터 예정 비행경로를 산출한다. 예정 비행시간은 투하고도(h)를 평균 하강속도로 나눈 값이 된다.(s90) 비행제어부(10)는 여기 서 구한 예정 비행경로를 추종하도록 유도낙하산 운송시스템의 거리변화율 및 방향 각(heading angle)을 연산해 가면서 후술할 비행제어모드와 서보구동기 제어신호모드를 결정하여 자동항법비행을 수행한다.
도 4는 도 1에 도시된 파라포일 유도낙하산 운송시스템에 작용하는 파라미터들을 개략적으로 보여주는 도면이다. 활공속도(VT)는 주낙하산의 수평속도와 수직속도의 벡터 합으로 계산되며, 양항비(L/D)는 항력에 대한 양력의 크기로 계산된다. 바람이 불어오는 방향으로 진행할 때는 홀딩 모드(holding mode)로 되어 고유의 활공속도에서 바람의 속도를 뺀 만큼이 실제 속도가 되며, 바람이 불어가는 방향으로 진행할 때는 러닝 모드(running mode)로 되어 고유의 활공속도에서 바람의 속도를 더한 만큼의 실제 속도로 비행하게 된다.
도 5는 본 발명에 따른 비행제어에 도입되는 비행각들을 보여주는 도면이다.
본 발명의 바람직한 일 실시 예에 따른 비행제어방법은 유도낙하산의 운송시스템의 비행고도를 제어하기 위하여 양항비 비행각(θ1), 하한 비행각(θ2) 및 상한 비행각(θ3)을 계산한다.(s100) 여기서, 양항비 비행각(θ1)은 다음과 같이 표현된다.
Figure 112006068023593-pat00002

양항비 비행각(θ1)은 주낙하산의 고유의 양항비가 고려된 최대 비행거리(Rs)와 투하고도(h) 사이의 비행 경사각으로서, 바람이 없다고 가정했을 때 주낙하산이 고유의 양항비를 가지고 비행하는 각도이다. 그러나, 실제 비행환경에서는 맞바람이나 뒤바람으로 인해 비행할 수 있는 거리가 변하기 때문에 이러한 바람의 영향을 고려하여 양항비 비행각(θ1)뿐만 아니라 상한 비행각(θ3)과 하한 비행각(θ2)의 개념을 도입하게 된다.
하한 비행각(θ2)은 다음과 같이 표현된다.
삭제
Figure 112006027580664-pat00003
하한 비행각(θ2)은 양항비 비행각(θ1)에 안전계수를 고려하여 구한 임무비행거리(RM)와 투하고도(h) 사이의 비행 경사각으로서, 맞바람의 영향으로 비행거리가 짧아지더라도 투하지점으로부터 목적지까지 안정적으로 비행할 수 있는 유효거리를 의미한다. 상한 비행각(θ3)은 다음과 같이 표현된다.
Figure 112006068023593-pat00021

상한 비행각(θ3)은 유도낙하산 운송시스템이 뒤바람을 받으며 비행함으로써 비행거리(Rs)보다 더 멀리 비행하게 되는데, 이 경우 목적지로 착륙하도록 비행을 제한하고 제어하기 위한 한도를 의미한다.
비행제어부(10)는 유도낙하산 운송시스템의 비행고도가 양항비 비행각(θ1)을 추종하되, 하한 비행각(θ2) 위로 비행하도록 하며 상한 비행각(θ3) 아래로 비행하도록 제어하게 된다. 여기서, 상한 비행각(θ3) 아래로 비행고도를 유지하지 못하면 비행 종말 단계인 목적지(DZ) 근방에서는 과도한 고도처리 문제를 안게 되므로 비행 초기나 중기 단계에서 비행고도가 상기 상한 비행각(θ3)을 초과하는 영역에 있으면 후술할 비행제어모드 중 S자곡선 하강모드 또는 나선형 하강모드 또는 8자 회전 하강모드와 같은 고도처리 제어모드를 수행하도록 제어된다.
삭제
즉, 이와 같은 3가지의 비행각 개념을 도입함으로써 유도낙하산 운송시스템이 자율비행을 하여 목적지(DZ)까지 신속, 정확, 안정하게 비행할 수 있도록 실제 비행 중에서 발생되는 상황을 상세히 파악하여 유도낙하산 운송시스템의 고도변화율을 연산해 가면서 후술할 비행제어모드와 서보구동기 제어신호모드를 결정하여 자동항법비행을 수행한다. 따라서, 전술한 최적의 임무투하고도에서 투하한 유도낙하산 운송시스템은 후술할 비행제어모드에 따라 상한 비행각(θ3)과 하한 비행각(θ2) 사이의 영역 내에서 비행할 수 있다.
유도낙하산은 무동력 활공 비행중 외란으로 작용하는 바람의 영향으로 예상 비행경로를 벗어나기 때문에 풍향과 풍속을 산출하여 비행경로의 오차를 수정해 주어야 한다.(s110) 이하에서는 도 6 및 도 7을 이용하여 풍향 및 풍속을 산출하여 바람의 영향을 분석하는 방법을 설명한다. 도 6을 참조하면, 양측 조종줄을 중립위치로 하였을 때의 임의 시점에서의 예상 비행경로 벡터는 ABo이고, 바람의 영향으로 실제 비행한 경로의 벡터는 AB이다. 따라서 바람을 나타내는 벡터는 AB-ABo인 BBo이다. 즉, 예상 비행경로 벡터와 실제 비행경로 벡터와의 차이인 편차 벡터(BBo)의 크기와 방향이 풍속과 풍향이 된다. 여기서, 예상 비행경로 벡터와 실제 비행경로 벡터는 GPS(15) 및 자기방위센서(11a)로부터 구한 위치변화, 속도 및 방위각을 이용하여 계산 가능하다.
도 7을 참조하여 바람의 영향을 판별하는 방법을 예를 들어 설명한다. 먼저, 유도낙하산 운송시스템이 바람이 없는 상태(W0)에서 초기속도 V0로 북쪽 방향으로 등속 비행한 거리를 S0라고 하자. 여기서, 초기속도 V0는 바람이 없는 상태에서 화물의 중량과 주낙하산(1)의 양항비에 따라 결정되는 유도낙하산 운송시스템의 고유의 속도이다.
만약, 유도낙하산 운송시스템의 속도가 감소되어 V1이 되고, 비행거리도 감소하여 S1이 되는 경우에는 비행방향으로 맞바람(W1)이 존재한다는 것을 알 수 있다. 만약, 유도낙하산 운송시스템의 속도가 증가되어 V2가 되고, 비행거리도 증가하여 S2가 되는 경우에는 비행방향과 동일한 방향의 뒤바람(W2)의 존재를 감지할 수 있게 된다. 만약, 유도낙하산 운송시스템의 속도가 증가하여 V3가 되고, 비행거리도 비스듬하게 증가하여 S3가 되는 경우에는 측풍 및 편 배풍(W3)이 존재한다는 것을 알 수 있다. 마지막으로, 유도낙하산 운송시스템의 속도가 감소하여 V4가 되고, 비행거리도 비스듬한 방향으로 감소하여 S4가 되는 경우에는 편 역풍(W4)의 존재를 감지할 수 있게 된다. 이와 같이, 풍향과 풍속을 감지하고 이를 후술할 비행제어에 활용함으로써 보다 정확하고 신속하게 화물을 목적지로 운송함으로써 임무 수행능력을 높이고 회수율을 높일 수 있다.
삭제
본 발명에 따른 파라포일 유도낙하산 운송시스템은 예상 비행경로 및 비행각의 추종 여부 및 오차를 체크하여 비행제어모드를 결정하게 된다.(s120) 이하에서는 선택할 수 있는 비행제어모드에 대하여 설명한다.
도 8은 비행제어모드 중 본 발명의 일 실시 예에 따른 직진 하강모드를 보여주는 도면이다. 도면을 참조하면, 직진 하강모드는 투하고도와 비행거리의 관계에 있어서 고도의 하강율과 양항비의 조절에 의해서 비행할 경우 목적지까지 도달하는데 지장이 없는 경우에 사용된다. 즉, 양항비를 최대로 한 상태로 목적지까지 활공하여 비행할 경우 남는 거리(비행거리 초과분)이 작아서 이것을 단지 양항비의 조절로 충분히 해소할 수 있는 경우에 사용된다. 직진 하강모드는 하한 비행각(θ2)의 영역 또는 약 5% 상한범위를 수렴하여 비행할 때 사용하는 비행제어모드이다.
도 9a는 비행제어모드 중 본 발명의 일 실시 예에 따른 S자곡선 하강모드를 보여주는 도면이며, 도 9b는 상기 S자곡선 하강모드로 비행시 공중에서 바라보았을 때의 파라포일 유도낙하산 운송시스템의 비행경로를 보여주는 도면이다.
도면을 참조하면, S자곡선 하강모드는 비행고도와 비행거리의 관계에 있어서 목적지까지 남은 거리에 비하여 하강하여야 할 고도가 높아서 S자 모양의 곡선을 좌와 우로 반복하면서 하강 및 전진하는 경우에 사용된다. 고도를 측정한 결과 남은 거리에 비하여 비행고도가 높으면 도 9b에 도시된 바와 같이 주낙하산의 최대 선회율(점선 부분)의 50% 범위 내에서 좌/우로 반복하여 선회하면서 전진하는 고도 처리용 모드 중 하나로서, 전 비행구간의 70% 범위의 거리구간에서 주로 수행된다. 여기서, 최대 선회율은 조종줄에 약 5%의 브레이크를 건 상태로 선회할 때의 선회율을 의미하지만 본 발명의 보호범위는 반드시 이에 한정되지 아니하며, 당 업자가 통상의 창작능력을 발휘하여 용이하게 변경할 수 있는 범위도 포함함은 물론이다.
도 10은 비행제어모드 중 본 발명의 일 실시 예에 따른 나선형회전 하강모드를 보여주는 도면이다. 도면을 참조하면, 나선형회전 하강모드는 비행고도와 비행거리의 관계에 있어서 목적지까지 남은 거리에 비하여 하강하여야 할 고도가 과도 하게 높아서 또는 목적지에서 가까운 거리에서 투하되어 비행거리에 비하여 고도처리가 과도할 때 일 방향으로 원을 그리며 하강하는 경우에 사용된다.
도 11a는 비행제어모드 중 본 발명의 일 실시 예에 따른 8자형회전 하강모드를 보여주는 도면이며, 도 11b는 상기 8자형회전 하강모드로 비행시 공중에서 바라보았을 때의 파라포일 유도낙하산 운송시스템의 비행경로를 보여주는 도면이다. 도면을 참조하면, 상기 8자형회전 하강모드는 비행고도와 비행거리의 관계에 있어서 목적지까지 남은 거리에 비하여 하강하여야 할 고도가 과도하게 높으며, 목적지를 중심으로 8자형으로 두 개의 원을 그리며 하강하는 경우에 사용된다. 특히, 이 모드는 나선형회전 하강모드로만 고도 처리를 할 경우 회전력에 의한 속도 증가로 착륙시 지면과의 충격이 커지게 되므로 약 200m 고도인 최종 단계에서 목적지 중심을 기준으로 도 11b에 도시된 바와 같이 8자형으로 회전 하강하며 착륙하는 모드이다.
도 12는 비행제어모드 중 본 발명의 일 실시 예에 따른 측풍 하강모드를 보여주는 도면이다. 도면을 참조하면, 측풍 하강모드는 측풍이 과도하여 유도낙하산 운송시스템의 비행방향이 예정 비행경로를 벗어나는 경우 주낙하산을 측풍이 불어오는 방향으로 소정 각도 회전한 채 진행할 경우에 사용된다. 여기서, 회전하는 주낙하산의 각도(φ)는 유도낙하산 운송시스템의 전진 활공속도(VT)에 대한 측풍 속도(Vws)의 비율에 비례하여 결정된다.
도 13a는 비행제어모드 중 본 발명의 일 실시 예에 따른 최종 진입 및 착륙을 위한 브레이크 모드를 보여주는 측도면이며, 도 13b는 도 13a에 도시된 브레이 크 모드 비행시 공중에서 바라보았을 때의 파라포일 유도낙하산 운송시스템의 비행경로를 보여주는 평면도이다. 도면을 참조하면, 러닝 모드(running mode)로 진행한 후 목적지 근방에서는 홀딩 모드(holding mode)로 변경하여 고도와 거리를 유지하면서 최종 목적지로 접근한 후 주낙하산의 전진 속도 및 하강속도를 최소화하여 착지하는 경우에 사용된다.
이 모드는 목적지에 최종 도달하여 안전하게 착륙하기 위한 비행제어방법으로, 정밀한 제어를 위하여 고도 약 300m 지점 부근부터는 GPS 측정에 의한 고도가 아닌 기압고도계(12)에 의한 고도 값을 기준으로 제어한다. 13b에 도시된 바와 같이 이 모드의 초기에는 러닝 모드 즉, 뒤바람을 타고 목적지 쪽으로 진행한 후 목적지 근방에서 목적지를 중심으로 최종 진입 반경을 유지하며 반시계 방향 또는 시계 방향으로 진입한다. 이때 최종 진입 반경은 진입 고도의 30~50%의 거리일 수 있다. 이후, 최종 진입 반경을 갖는 궤도를 따라 진행한 후 이 모드의 말기에는 전진 속도를 줄이기 위하여 홀딩 모드 구체적으로는 최종 목적지를 기준으로 바람이 불어오는 방향을 0도 라고 했을 때 150 ~ 210도 방향의 홀딩 모드로 목적지로 진행하며, 착륙한다.
이때, 정확한 소프트 랜딩을 위하여 화물부 측면에 장착된 도플러 레이더(41)에 의하여 화물부와 지면과의 거리를 GPS(15)나 기압고도계(12)보다 더욱 정밀하게 측정할 수 있다. 이 때, 지면으로부터 약 20m 지점부터는 서보구동기(9)로 주낙하산(1)의 양측 끝(flap) 부분을 최대로 당겨 유도낙하산 운송시스템의 전진 및 하강 속도를 최소화하여 부드럽게 착지시킨다. 이처럼 분석된 풍향과 풍속을 최대로 활용하여 목적지로 착륙시 지면과의 충격을 최소화시키면서 정확한 지점에 착륙시킬 수 있는 효과가 있다.
이상 설명한 비행제어모드는 반드시 하나만 선택되어 자동비행제어에 이용되는 것은 아니다. 예를 들면, 직진 하강모드 중에도 측풍이 존재하여 예상 비행경로를 이탈하면 직진 하강모드와 동시에 측풍 하강모드가 사용될 수도 있다.
본 발명에 따른 파라포일 유도낙하산 운송시스템은 상기와 같은 비행제어모드를 수행하기 위하여 양측 조종줄(3)을 적절한 비율로 당기는 서보구동기(9)를 구동시키는 서보구동기 제어신호 모드를 결정한다.(s130) 이하에서는 서보구동기 제어신호 모드에 대하여 설명한다. 비행제어모드는 기본적으로 주낙하산(1)의 양측 조종줄에 연결된 각 서보구동기(9)의 회전량을 제어하여 상기 각 조종줄(3)의 당김량을 조절함으로써 행한다. 우측 조종줄의 당김량만을 제어하는 경우에는 오른쪽 방향으로 선회하기 위한 방향 비율(yaw rate)을 조절할 수 있고, 좌측 조종줄의 당김량만을 제어하는 경우에는 왼쪽 방향으로 선회하기 위한 방향 비율(yaw rate)을 조절할 수 있으며, 양방향 조종줄을 모두 제어하면 하강율과 양항비(L/D)를 조절할 수 있다. 그리고 우측 조종줄을 많이 당기고 좌측 조종줄을 적게 당기면 오른쪽으로 최소반경으로 선회하되 하강율과 양항비를 조절할 수 있으며, 좌측 조종줄을 많이 당기고 우측 조종줄을 적게 당기면 왼쪽으로 최소반경으로 선회하되 하강율과 양항비를 조절할 수 있게 된다.
즉, 본 발명에 따른 파라포일 유도낙하산 운송시스템은 실시간으로 계측한 위도, 경도, 고도, 방위각과 같은 위치 데이터 및 풍향, 풍속을 분석하여 이와 같 은 5가지 서보구동기 제어신호 모드를 적절히 선택하고 이에 따라 서보구동기(9)를 구동함으로써 상기한 비행제어모드를 수행하여 목적지까지 신속하고 정확하게 비행할 수 있는 자동항법비행을 수행한다.(s140)
지금까지는 GPS(15) 및 자기방위센서(11a)에 의하여 자동항법비행을 수행하는 비행제어방법에 관하여 설명하였다. 그런데, 계측된 신호는 정상적으로 입력되나 비행제어부(10)의 기능 상실 등으로 인하여 서보구동기(9)를 정상적으로 제어하지 못함으로써 자율비행을 할 수 없는 경우에는 수동으로라도 조작하여야 화물의 정확한 수송이라는 임무를 수행할 수 있다. 따라서, 사용자는 비행제어부(10)의 기능이 이상하다고 판단되면 즉시 원격조종장치(23)의 자동/수동 스위치(23d)를 수동 모드로 전환하고, 원격조종장치의 조이스틱(23e)을 이용하여 양측 서보구동기(9)의 제어신호를 직접 입력할 수 있다. 이 제어신호는 원격조종장치의 RF 모뎀(23a)으로부터 자동유도장치부의 RF 모뎀(14) 안테나로 전송되어 PWM 모터 제어부(10b)에 전달됨으로써 서보구동기(9)를 직접 제어한다.
이 때, 원활한 수동조작을 위하여는 유도낙하산 운송시스템의 비행 방향을 올바르게 인식하고 있어야 하는데, 이를 위하여 주낙하산(1)의 후미에 연결된 보조낙하산이 사용되고 주낙하산의 일측에는 다른 색으로 표시되어 있다. 그러므로, 본 발명의 일 실시 예에 따른 파라포일 유도낙하산 운송시스템은 자동비행제어 뿐만 아니라 수동비행제어를 이용할 수도 있으므로 임무 수행능력을 더욱 향상시킬 수 있다.
본 발명에 따른 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법에 의하면, 주낙하산의 특성을 고려하여 필요한 비행거리를 안전하게 비행할 수 있는 최적의 임무투하고도를 산출하고 이 고도에서 파라포일 유도낙하산 운송시스템을 투하할 수 있고 실시간으로 위치 데이터 및 방위각을 계측하여 바람의 영향을 분석하고 이를 이용하여 예정 비행경로 및 적정 비행각 영역을 이탈하지 않도록 하는 비행제어모드를 제공한다.
따라서, 화물을 목적지 근처까지 정확하고 신속하게 운송할 수 있다.
본 발명은 도면에 도시된 실시 예를 참고로 설명되었으나 이는 예시적인 것에 불과하며, 본 기술 분야의 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 다른 실시 예가 가능하다는 점을 이해할 것이다. 따라서, 본 발명의 진정한 기술적 보호 범위는 첨부된 특허청구범위의 기술적 사상에 의하여 정해져야 할 것이다.

Claims (16)

  1. 목적지점을 입력하는 단계;
    자율비행 시작시점을 판단하는 단계;
    위도, 경도, 고도 및 방위각을 측정하는 단계;
    예정 비행 경로 및 예정 비행 시간을 산출하는 단계;
    하한 비행각 및 상한 비행각을 산출하는 단계;
    바람의 영향을 분석하는 단계;
    비행제어모드를 결정하는 단계; 및
    서보구동기를 제어하는 단계를 포함하는 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법.
  2. 제1 항에 있어서,
    상기 자율비행 시작시점을 판단하는 단계이전에, 보조낙하산이 산개되는 단계 및 주낙하산이 산개되는 단계를 더 포함하며, 상기 보조낙하산의 산개에 의하여 턴 온(turn on)된 산개 스위치가 타이머를 작동시키고 상기 타이머가 작동된 때로부터 소정 시간이 경과하는 경우 또는 기압고도계(barometric altimeter)에 의해 측정한 대기압이 설정된 압력(기압)값에 도달하는 경우 중 적어도 어느 하나의 경우에 해당하면 상기 주낙하산이 산개되는 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법.
  3. 제2 항에 있어서,
    상기 자율비행 시작시점을 판단하는 단계는 주낙하산이 산개된 후 소정 시간이 경과하였는지 여부를 확인하는 단계, 주낙하산의 양측에 연결된 각 조종줄이 중립위치에 있는지를 확인하는 단계 및 위도, 경도, 고도 데이터의 수신 여부를 확인하는 단계를 구비하는 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법.
  4. 제3 항에 있어서,
    상기 각 조종줄이 중립위치에 있지 않으면 상기 서보구동기를 작동시켜 상기 각 조종줄을 중립위치에 위치시키는 단계를 더 구비하며, 상기 위도, 경도, 고도 데이터 신호가 수신되지 않으면 유도낙하산 운송시스템이 상기 예정비행경로를 추종하도록 자기방위센서에 의하여 방향제어만을 행하며, 위도, 경도, 고도 데이터 신호 및 자기방위센서의 신호도 수신되지 않으면 일측의 조종줄에는 제1 브레이크율 그리고 타측의 조종줄에는 상기 제1 브레이크율보다 큰 제2 브레이크율이 걸리도록 조종줄을 제어하며, 일측의 서보구동기가 작동하지 않을 때는 타측의 서보구동기만을 작동시켜 일 방향으로 선회하면서 하강하도록 제어하는 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법.
  5. 제1 항에 있어서,
    상기 위도, 경도, 고도 및 방위각을 측정하는 단계 이후에,
    자동항법비행을 행하는 비행제어부의 정상 작동 여부를 체크하는 단계를 더 포함하며, 비행제어부가 기능을 상실하여 자동항법비행이 불가능하면 원격조종장치에서 자동/수동 선택스위치를 수동 모드로 변경한 후 주낙하산의 양측에 연결된 조종줄을 구동하는 상기 각 서보구동기를 수동으로 조종하는 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법.
  6. 제1 항에 있어서,
    상기 측정 단계는 GPS 수신기 및 자기방위센서(magnetic compass)에 의하여 수행되는 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법.
  7. 제1 항에 있어서,
    상기 측정 단계는 자기방위센서, 자이로(gyro) 센서 및 가속도센서를 구비한 관성유도장치(INS)와 GPS를 연동한 GPS/INS 유도장치에 의하여 수행되는 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법.
  8. 제6 항 또는 제7 항에 있어서,
    상기 측정 단계는 기압고도계(barometric altimeter)를 더 구비한 항법장치용 센서에 의하여 수행되는 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법.
  9. 제1 항에 있어서,
    상기 목적 지점을 입력하는 단계 이후에,
    최적 투하고도를 산출하는 단계를 더 포함하며,
    상기 예정 비행 경로는 투하지점 및 목적지점의 위치로부터 계산되며, 상기 예정 비행 시간은 상기 투하지점의 고도를 평균 실제하강속도(Vv)로 나누어서 계산되며, 상기 투하지점의 고도는 hM = [a*RM/(L/D)] + hp 에 의하여 계산되며,
    여기서 RM 은 임무 비행거리, (L/D)는 파라포일 낙하산의 양항비, hp는 항공기로부터 투하되어 주낙하산이 산개될 때까지 보조낙하산에 의해 자유 하강하는 거리이며, a는 1.4 ~ 1.6인 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법.
  10. 제1 항에 있어서,
    상기 바람의 영향을 분석하는 단계는 주낙하산의 양측에 연결된 각 조종줄을 중립위치로 하였을 때 임의 시점에서의 예상 비행경로 벡터와 실제 비행경로 벡터와의 차이인 편차벡터의 방향과 크기에 의하여 풍향과 풍속을 계산함으로써 이루어지는 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법.
  11. 제 1항에 있어서,
    상기 비행제어모드를 결정하는 단계는, 유도낙하산 운송시스템의 비행고도가 상기 양항비비행각을 기준으로 상기 하한비행각 위와 상기 상한비행각 아래 사이의 영역에 존재하는지 여부를 체크하며, 상기 유도낙하산 운송시스템이 목적지점을 향하여 예정 비행경로를 추종하는지 여부를 체크하여 비행제어모드를 결정하는 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법.
  12. 제 1항에 있어서,
    상기 비행제어모드는 직진 하강모드, S자곡선 하강모드, 나선형회전 하강모드, 8자형회전 하강모드, 측풍 하강모드 또는 착륙 및 브레이크 모드 중 선택된 적어도 어느 하나인 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법.
  13. 제 12항에 있어서,
    직진 하강모드는 비행고도와 비행거리의 관계에 있어서 고도의 하강율과 양항비의 조절에 의해서 비행할 경우 목적지까지 도달하는데 지장이 없는 경우에 사용되며,
    S자곡선 하강모드는 비행고도와 비행거리의 관계에 있어서 목적지까지 남은 거리에 비하여 하강하여야 할 고도가 높아서 S자 모양의 곡선을 좌와 우로 반복하면서 하강 및 전진하는 경우에 사용되며,
    나선형회전 하강모드는 비행고도와 비행거리의 관계에 있어서 목적지까지 남은 거리에 비하여 하강하여야 할 고도가 과도하게 높아서 일 방향으로 원을 그리며 하강하는 경우에 사용되며,
    8자형회전 하강모드는 비행고도와 비행거리의 관계에 있어서 목적지까지 남은 거리에 비하여 하강하여야 할 고도가 과도하게 높아서 목적지를 중심으로 8자형으로 두 개의 원을 그리며 하강하는 경우에 사용되며,
    측풍 하강모드는 측풍이 과도하여 유도낙하산 운송시스템의 비행방향이 예정 비행경로를 벗어나는 경우 주낙하산을 측풍이 불어오는 방향으로 소정 각도 회전한 채 진행할 경우에 사용되며,
    최종 진입 및 착륙을 위한 브레이크 모드는 바람을 등지는 러닝 모드(running mode)로 진행한 후 목적지 근방에서 소정의 진입고도의 30 ~ 50% 범위의 최종진입 반경을 갖는 궤도로 근접하고, 최종적으로 바람을 안는 홀딩 모드(holding mode)로 변경하여 고도와 거리를 유지하면서 최종 목적지로 접근한 후 주낙하산의 전진 속도 및 하강속도를 최소화하여 착지하는 경우에 사용되는 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법.
  14. 제 13항에 있어서,
    상기 홀딩 모드는 최종 목적지를 기준으로 바람이 불어오는 방향을 0도 라고 하였을 때 150 ~ 210도의 방향의 홀딩 모드인 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법.
  15. 제 13항에 있어서,
    주낙하산의 양측 조종줄에 연결된 상기 각 서보구동기의 회전량을 제어하여 상기 각 조종줄의 당김량을 조절함으로써 상기 비행제어모드를 수행하는 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법.
  16. 제 15항에 있어서,
    상기 서보구동기의 제어는 주낙하산의 우측 조종줄만 제어하는 모드, 좌측 조종줄만 제어하는 모드, 우측 조종줄을 제어하면서 좌측 조종줄은 상기 우측 조종줄의 제어량보다 작은 양만큼 제어하는 모드, 좌측 조종줄을 제어하면서 우측 조종줄은 상기 좌측 조종줄의 제어량보다 작은 양만큼 제어하는 모드, 좌측과 우측의 조종줄을 동시에 동일하게 제어하는 모드 중 선택된 어느 하나의 모드에 의하여 수행되는 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법.
KR1020060035749A 2006-04-20 2006-04-20 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법 KR100673524B1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020060035749A KR100673524B1 (ko) 2006-04-20 2006-04-20 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020060035749A KR100673524B1 (ko) 2006-04-20 2006-04-20 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR100673524B1 true KR100673524B1 (ko) 2007-01-24

Family

ID=38014671

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020060035749A KR100673524B1 (ko) 2006-04-20 2006-04-20 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR100673524B1 (ko)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101699797B1 (ko) * 2015-12-02 2017-02-01 정동호 Ｇｐｓ유도 파라포일 공중운송 시스템
KR101862927B1 (ko) * 2016-08-17 2018-05-30 국방과학연구소 활공비행체의 진입각 및 진입고도 제어 방법
KR101873995B1 (ko) 2017-03-28 2018-07-04 (주)에이엔에이치스트럭쳐 Ｇｐｓ 유도 파라포일 공중운송 시스템
CN111897362A (zh) * 2020-08-06 2020-11-06 南京航空航天大学 一种复杂环境下的翼伞组合式航迹规划方法
RU2745508C2 (ru) * 2019-04-19 2021-03-25 Общество с ограниченной ответственностью "ПАРААВИС" Способ отделения груза от парашютной системы

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20010004097A1 (en) * 1999-12-15 2001-06-21 Hans-Jurgen Schwarzler Actuation system and method for a load-bearing paraglider
US6343244B1 (en) * 1998-11-24 2002-01-29 Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha Automatic guidance system for flight vehicle having parafoil and navigation guidance apparatus for the system
US20020179774A1 (en) * 2001-05-29 2002-12-05 Lee Calvin K. Clustered parachutes
US20030197095A1 (en) * 2001-12-07 2003-10-23 Daniel Preston Steerable parachute control system and method

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6343244B1 (en) * 1998-11-24 2002-01-29 Fuji Jukogyo Kabushiki Kaisha Automatic guidance system for flight vehicle having parafoil and navigation guidance apparatus for the system
US20010004097A1 (en) * 1999-12-15 2001-06-21 Hans-Jurgen Schwarzler Actuation system and method for a load-bearing paraglider
US20020179774A1 (en) * 2001-05-29 2002-12-05 Lee Calvin K. Clustered parachutes
US20030197095A1 (en) * 2001-12-07 2003-10-23 Daniel Preston Steerable parachute control system and method

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101699797B1 (ko) * 2015-12-02 2017-02-01 정동호 Ｇｐｓ유도 파라포일 공중운송 시스템
WO2017095076A1 (ko) * 2015-12-02 2017-06-08 정동호 Ｇｐｓ유도 파라포일 공중운송 시스템
KR101862927B1 (ko) * 2016-08-17 2018-05-30 국방과학연구소 활공비행체의 진입각 및 진입고도 제어 방법
KR101873995B1 (ko) 2017-03-28 2018-07-04 (주)에이엔에이치스트럭쳐 Ｇｐｓ 유도 파라포일 공중운송 시스템
RU2745508C2 (ru) * 2019-04-19 2021-03-25 Общество с ограниченной ответственностью "ПАРААВИС" Способ отделения груза от парашютной системы
CN111897362A (zh) * 2020-08-06 2020-11-06 南京航空航天大学 一种复杂环境下的翼伞组合式航迹规划方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6343244B1 (en) Automatic guidance system for flight vehicle having parafoil and navigation guidance apparatus for the system
US6808144B1 (en) Autonomous payload recovery system
US6963795B2 (en) Vehicle position keeping system
US8000847B2 (en) Control system for automatic flight in windshear conditions
CN109917812B (zh) 高空高速无人机着陆接地状态控制方法
EP2565120B1 (en) Airdropping cargo system with a steerable container
US8527118B2 (en) Automated safe flight vehicle
US9037391B2 (en) Unmanned aircraft with built-in collision warning system
US9274529B2 (en) Safe emergency landing of a UAV
CN111650958B (zh) 一种固定翼无人机起飞段切入航路点的在线路径规划方法
US7693620B2 (en) Approach guidance system and method for airborne mobile platform
WO2011155020A1 (ja) 操縦支援装置
US7835829B2 (en) Automatic take-off method and device for an airplane
US9595200B2 (en) System and method for providing guidance during a flare maneuver of an aircraft
US6789768B1 (en) Bordered flying tool
EP2299421A2 (en) Vehicle position keeping system
KR100673524B1 (ko) 파라포일 유도낙하산 운송시스템용 비행제어방법
US10502584B1 (en) Mission monitor and controller for autonomous unmanned vehicles
CA2914291C (en) A method of automatically controlling the descent phase of an aircraft using aircraft avionics executing a descent algorithm
US11733717B2 (en) Unmanned aerial vehicle control method and system based on moving base
CN105366059A (zh) 一种固定翼无人机的定点伞降方法
CN112148029A (zh) 一种滑跑起降型无人机无动力全自动迫降方法
CN111984035A (zh) 一种精确空投系统
KR101702573B1 (ko) 진보된 파라포일 공중운송시스템
US7774131B2 (en) Aircraft navigational assistance method and corresponding device

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
A302 Request for accelerated examination
E902 Notification of reason for refusal
N231 Notification of change of applicant
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20130110

Year of fee payment: 7

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20131220

Year of fee payment: 8

LAPS Lapse due to unpaid annual fee