KR100833459B1 - A low aircraft control system - Google Patents

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KR100833459B1
KR100833459B1 KR1020060131635A KR20060131635A KR100833459B1 KR 100833459 B1 KR100833459 B1 KR 100833459B1 KR 1020060131635 A KR1020060131635 A KR 1020060131635A KR 20060131635 A KR20060131635 A KR 20060131635A KR 100833459 B1 KR100833459 B1 KR 100833459B1
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장재원
박욱제
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한국항공우주연구원
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Abstract

A low-power aircraft control system is provided to perform intermittent control depending on cruise conditions by control algorithm in order to maximally reduce power consumption. A low-power aircraft control system includes a flight control computer(210), a flight state measurement sensor(220), and a sub control system(230). The flight control computer is connected to an aircraft transmission and receipt part(260) for performing UHF communication and pulse width communication. The flight control computer includes flight software for automatic flight. The software performs a posture control on the basis of a signal from the flight state measurement sensor. A signal ON/OFF system(250) is interposed between the flight control computer and a sub control part(231) of the sub control system.

Description

저전력 항공기 조종계통{A Low Aircraft Control System}Low Power Aircraft Control System

도 1은 종래의 항공기 조종계통 제어 알고리즘 구성도1 is a configuration diagram of a conventional aircraft control system control algorithm

도 2는 본 발명의 제어 개념도2 is a control conceptual diagram of the present invention

도 3은 지상제어시스템 구성도3 is a ground control system configuration diagram

도 4는 본 발명의 비행제어시스템 구성도Figure 4 is a block diagram of a flight control system of the present invention

도 5는 간헐제어 알고리즘을 설명하는 그래프5 is a graph for explaining an intermittent control algorithm.

<도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명><Explanation of symbols for the main parts of the drawings>

100 : 지상제어시스템 110 : 주제어컴퓨터100: ground control system 110: main computer

140 : 지상송수신부 160 : 무선조종송신기140: ground transmitter and receiver 160: radio controlled transmitter

200 : 비행제어시스템 210 : 비행제어컴퓨터200: flight control system 210: flight control computer

220 : 비행상태측정센서 230 : 서브제어시스템220: flight status sensor 230: sub-control system

233 : 배터리 236 : 조종면233 battery 236 control surface

240 : 제어간격조정부 250 : 시스널 온오프 스위치240: control interval adjusting unit 250: signal on-off switch

본 발명은 유/무인 항공기의 조종계통에 관한 것으로, 간헐적 제어를 통해 전력 소모를 최대한 줄임으로써 장기 체공이 가능하고 연료 소모를 최소화할 수 있도록 한 전기식 항공기 조종계통 및 그 제어 알고리즘에 관한 것이다.The present invention relates to a control system of a manned / unmanned aircraft, and relates to an electric aircraft control system and its control algorithm capable of long-term flight and minimizing fuel consumption by minimizing power consumption through intermittent control.

일반적으로 무인항공기 시스템이란 조종사가 탑승하지 않은 항공기를 지상에서 수동/반자동/자동 프로그램 방식으로 원격 통제하여 임무를 수행하는 전체 시스템으로 정의되며, 크게 지상제어시스템, 통신 장비 및 비행체로 구성된다. 자동 프로그램 방식의 운용을 위하여 대부분 비행체에는 비행제어시스템이 탑재되는데, 비행제어시스템은 지상통제소로부터 원격 통제를 받아 자동/반자동/수동으로 무인항공기의 속도, 고도 및 자세 등을 안정적으로 제어하며, 목표 지점까지의 비행경로를 유도하는 핵심 기술을 포함하고, 컴퓨터 하드웨어 및 비행 소프트웨어가 포함된다. 비행제어시스템 관련 기술에는 자가 고장진단 시스템 또한 통상적으로 요구되고 있다.In general, an unmanned aerial vehicle system is defined as a whole system that performs a mission by remotely controlling a pilot-less aircraft on the ground by manual / semi-automatic / automatic program method, and mainly includes a ground control system, communication equipment, and a vehicle. Most aircraft are equipped with a flight control system for automatic program operation. The flight control system receives remote control from the ground control station, and automatically, semi-automatically and manually controls the speed, altitude and attitude of the unmanned aerial vehicle. It includes key technologies to guide flight paths to the point, and includes computer hardware and flight software. Self-diagnosis systems are also commonly required in the art of flight control systems.

유/무인 항공기의 속도, 고도 및 자세 등을 수동 혹은 자동으로 제어하기 위하여 항공기 날개를 포함하는 다양한 조종면의 연속적인 콘트롤이 필요하다. 현재 사용되고 있는 일반적인 전기식 조종계통의 경우 전기식 액츄에이터(electrical actuator)를 제어하는 것으로서 센서에서 입력된 신호를 제어기에서 분석하여 전기 식 액츄에이터를 연속적으로 구동하는 방식이다. 도 1은 종래의 제어 알고리즘을 도시하고 있는 도면으로서, 비행제어컴퓨터가 비행상태 측정센서의 측정 데이터를 기초로 조종면 제어신호를 출력하고, 상기 출력된 제어신호는 액츄에이터나 서보모터의 신호제어기를 거쳐 미세 제어되는 방식이다.In order to manually or automatically control the speed, altitude and attitude of the manned and unmanned aerial vehicle, continuous control of various control surfaces including aircraft wings is required. In general, the electric control system currently used is to control the electric actuator (electric actuator) is a method of continuously driving the electric actuator by analyzing the signal input from the sensor in the controller. 1 is a diagram illustrating a conventional control algorithm, in which a flight control computer outputs a control plane control signal based on measurement data of a flight state measuring sensor, and the output control signal passes through a signal controller of an actuator or a servomotor. It is finely controlled.

그러나 종래의 조종계통은 제어기가 제어기의 고유 주파수로 액츄에이터를 연속적으로 구동시키기 때문에 순항 시와 같이 조종면의 변화가 필요하지 않은 시점에서도 미세한 변동이 발생하게 되고, 이러한 미세한 변동을 위해 액츄에이터는 전력을 소모하게 되는 문제점이 있었다. 특히, 전기식 액츄에이터가 리니어형일 경우 미세한 변동을 위해 더욱 많은 전력을 소모하였고 이러한 과도한 전력 소모는 유/무인 항공기의 체공 시간을 감소시키는 단점이 있었다.However, in the conventional control system, since the controller continuously drives the actuator at the natural frequency of the controller, minute changes occur even when the control plane does not need to be changed as in cruising, and the actuator consumes power for such a minute change. There was a problem. Particularly, when the electric actuator is a linear type, more power is consumed for minute fluctuations, and such excessive power consumption has a disadvantage of reducing the flight time of the manned / unmanned aircraft.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위한 것으로, 액츄에이터의 간헐적 제어를 통해 전력 소모를 최대한 줄임으로써 장기 체공이 가능하고 연료 소모를 최소화할 수 있도록 한 전기식 항공기 조종계통 및 그 제어 알고리즘을 제공하고자 하는 것이다.The present invention is to solve the above problems, to provide an electric aircraft control system and its control algorithm to enable long-term flight and to minimize fuel consumption by reducing the power consumption through the intermittent control of the actuator. will be.

상기 기술적 과제를 달성하기 위하여 본 발명은 비행 제어 시스템을 구비하 고 조종면을 제어함으로써 수동 및 자동 비행이 가능한 유/무인 항공기의 조종계통으로서, 상기 비행 제어 시스템과 조종면 사이에는 조종면의 액츄에이터에 전달되는 제어신호를 간헐적으로 단속하는 시그널 온오프 스위치가 구비된 것이 특징인 저전력 항공기 조종계통을 제공한다.In order to achieve the above technical problem, the present invention provides a control system of a manned / unmanned aircraft having a flight control system and controls a control plane, which enables manual and automatic flight, which is transmitted to an actuator of a control plane between the flight control system and the control plane. It provides a low-power aircraft control system characterized in that it is equipped with a signal on-off switch to intermittently control the control signal.

상기 조종계통에는 상기 시그널 온오프 스위치의 간헐적인 단속 간격을 변경하는 제어 간격 조정부를 더 포함하는 것이 바람직하다.The control system preferably further includes a control interval adjusting unit for changing the intermittent interruption interval of the signal on-off switch.

더욱이, 상기 제어 간격 조정부는 상기 비행 제어 시스템에 구비되는 비행 상태 측정센서로부터 취득되는 비행 상태 신호를 기초로 단속 간격을 변경하는 것이 바람직하다.Furthermore, it is preferable that the control interval adjusting unit changes the interruption interval based on the flight status signal acquired from the flight status measurement sensor provided in the flight control system.

또한, 상기 비행 상태 신호는 고도, 상승률, 경사각, 방위각 중 하나이고 상기 신호의 변화율을 참조하여 단속 간격을 변경하는 것이 바람직하다.In addition, the flight state signal is one of altitude, ascent rate, inclination angle, azimuth angle, it is preferable to change the interruption interval with reference to the rate of change of the signal.

또한, 상기 시그널 온오프 스위치는 상기 비행 제어 시스템에 구비되는 비행 상태 측정센서와 연결되어 상기 비행 상태에 따라 제어 신호를 단속하는 것이 유리하다.In addition, the signal on-off switch is connected to the flight status sensor provided in the flight control system is advantageous to control the control signal according to the flight status.

상기 조종계통에는 지상 제어 시스템이 더 포함되고 상기 지상 제어 시스템 과 비행 제어 시스템은 극초단파 또는 펄스폭 변조 중 하나에 의해 통신 채널이 형성되어 제어되는 것이 더욱더 바람직하다.The control system further includes a ground control system, and the ground control system and the flight control system are more preferably controlled by forming a communication channel by either microwave or pulse width modulation.

또한, 상기 지상 제어 시스템에는 펄스폭 변조 신호를 통해 비행 제어 시스템과 직접 통신 가능한 무선조종 송신기가 더 포함되는 것이 바람직하다.In addition, the ground control system preferably further comprises a radio control transmitter capable of directly communicating with the flight control system via a pulse width modulated signal.

또한, 상기 지상 제어 시스템에는 상기 무선조종 송신기에서 송신하는 펄스폭 변조 신호를 수신할 수 있는 PWM 수신부를 더 포함하는 것이 바람직하다.In addition, the terrestrial control system preferably further includes a PWM receiver for receiving a pulse width modulated signal transmitted from the radio control transmitter.

본 발명에 첨부된 도면으로서, 도 2는 본 발명의 제어 개념도를 나타내고, 도 3은 지상제어시스템의 구성도이며, 도 4는 비행제어시스템의 구성도이다. 한편, 도 5는 본 발명의 간헐 제어 알고리즘을 설명하는 그래프이다. 도면에서는 본 발명의 기술적 요지의 이해를 명확히 하기 위하여 필수적이지 않은 부분은 도시를 생략하였으며, 생략된 부분은 통상의 항공기 조종계통 제어 알고리즘 및 그 장치에 따른다. 또한, 본 발명에서는 무인 항공기의 조종계통을 예시로 설명하나, 본 발명의 기술적 특징이 상기 무인 항공기에 국한되는 것은 아니고 당업자가 특별한 지식을 부가하지 않고도 유인 항공기의 조종계통으로 확대될 수 있을 것이다.As shown in the accompanying drawings of the present invention, Figure 2 shows a control conceptual diagram of the present invention, Figure 3 is a block diagram of a ground control system, Figure 4 is a block diagram of a flight control system. 5 is a graph illustrating the intermittent control algorithm of the present invention. In the drawings, parts that are not essential for clarity of understanding of the technical gist of the present invention are omitted, and the omitted parts are in accordance with a conventional aircraft control system control algorithm and apparatus thereof. In addition, the present invention will be described as an example of the control system of the unmanned aerial vehicle, the technical features of the present invention is not limited to the unmanned aerial vehicle can be extended to the control system of the manned aircraft without adding special knowledge to those skilled in the art.

본 발명의 저전력 항공기 조종계통 및 제어 알고리즘을 도 2 내지 도 5를 참조하여 자세히 설명하면 다음과 같다. 도 2에 도시된 바와 같이 본 발명의 조종계 통은 비행체(10)를 실질적으로 제어하는 것으로 비행체(10)에 탑재되어 수동, 반자동 및 자동 비행을 수행하는 비행제어시스템(200) 및 지상제어시스템(100)으로 구성된다. 지상제어시스템(100)은 지상의 운용요원이 비행체(10)의 상태를 파악하고 조종할 수 있는 환경을 제공하며, 수동식 무선조종송신기(160)를 포함한다. 비행제어시스템(200)과 지상제어시스템(100)간의 데이터 및 제어 명령 송수신은 이중의 통신 경로를 갖도록 구성한다. 무인 항공기를 제어하기 위하여 지상의 명령 데이터를 비행체(10)로 전송하기 위한 업링크(Up Link), 비행체(10)의 비행 데이터 및 수집된 영상정보 등을 지상으로 전송하는 광대역 다운링크(Down Link) 무선통신장비로 구성한다. 통상적으로 업링크는 VHF/UHF를 이용하고, 광대역 다운링크는 C밴드 등 극초단파 밴드를 사용하나, 본 발명에서는 UHF를 이용하는 것에 대하여만 예시한다.The low-power aircraft control system and control algorithm of the present invention will be described in detail with reference to FIGS. 2 to 5 as follows. As shown in FIG. 2, the control system of the present invention is a flight control system 200 and a ground control system mounted on the vehicle 10 to perform a manual, semi-automatic and automatic flight by substantially controlling the vehicle 10. It consists of 100. The ground control system 100 provides an environment in which the ground management personnel can grasp and manipulate the state of the vehicle 10, and includes a manual radio control transmitter 160. Data transmission and control command transmission and reception between the flight control system 200 and the ground control system 100 is configured to have a dual communication path. Uplink for transmitting command data on the ground to the aircraft 10 to control the drone, broadband downlink for transmitting flight data and collected image information of the vehicle 10 to the ground ) It consists of wireless communication equipment. Typically, the uplink uses VHF / UHF, and the wideband downlink uses microwave band such as C band, but the present invention exemplifies only using UHF.

무인 항공기의 이/착륙 시 통신 채널은 무선조종송신기(160)를 이용하여 지상제어시스템(100)을 거치지 않고 직접 비행체(10)에 마련된 무선조종 수신기(260)를 통해 수동 비행할 수 있도록 하는 펄스폭 변조(PWM, pulse width modulation) 통신 채널을 포함한다. 상기 수동 통신 채널은 비행제어시스템의 오류로 인하여 자동 비행이 불가능해진 경우에 즉각적으로 운행요원이 제어권을 확보할 수 있도록 한 것으로 고가 비행체(10)의 추락에 의한 멸실을 미연에 방지하는 효과가 있다.When taking off and landing of the unmanned aerial vehicle, the communication channel uses a radio control transmitter 160 to allow manual flight through the radio control receiver 260 provided in the vehicle 10 without going through the ground control system 100. Pulse width modulation (PWM) communication channel. The passive communication channel allows the operating personnel to secure control right when automatic flight is impossible due to an error of the flight control system, thereby preventing the loss caused by the fall of the expensive vehicle 10 in advance. .

한편, 상기 통신 채널에는 무선조종송신기(160)의 펄스폭 변조 제어 신호가 지상제어시스템(100)의 PWM수신부(150)를 거쳐 비행체(10)의 비행제어시스템(200)에 극초단파인 UHF로 전달되어 수동 비행이 가능한 비상 통신 채널이 포함된다. 상기 비상 통신 채널에 의해 수동 비행이 종래 수 킬로로 제한되었던 것이 필요한 경우 수십 킬로로 확대되는 효과가 있고 특히, 도시에서 나오는 방해 전파나 자연적인 전파 방해로 인해 펄스폭 변조 신호에 문제가 발생하는 경우 상당히 유리한 효과를 가질 것이다. 상기 다양한 통로의 통신 채널은 지상제어시스템(100)에 마련된 조작패널(130)을 이용하여 선택되어 진다.On the other hand, in the communication channel, the pulse width modulation control signal of the wireless pilot transmitter 160 is transmitted to the UHF, which is microwave, to the flight control system 200 of the vehicle 10 through the PWM receiver 150 of the ground control system 100. And emergency communication channels for manual flight. When it is necessary that the manual flight is limited to several kilos by the emergency communication channel, it is effective to expand to several tens of kilos. In particular, when a problem occurs in a pulse width modulated signal due to a natural or natural interference from the city. It will have a fairly beneficial effect. The communication channels of the various passages are selected using the operation panel 130 provided in the ground control system 100.

도 3을 이용하여 본 발명의 지상제어시스템(100)의 구성을 구체적으로 설명한다. 지상제어시스템(100)은 주제어컴퓨터(110), 디스플레이부(120) 및 조작패널(130)로 구성된다. 주제어컴퓨터(110)는 비행제어시스템(200)으로부터 송신된 각종 비행 데이터 및 영상 데이터 등을 처리하여 디스플레이부(120)에 표시하며, 운용요원이 조작패널(130)을 조작하는 경우 조작 상태에 따라 필요한 제어 신호를 구성하여 비행제어시스템(220)에 송신하는 역할을 수행한다. 조작패널(130)에는 비행 모드 조작 노브 등의 운용 제어 스위치 및 시스템 제어 스위치 등이 포함된다. 디스플레이부(120)에 의해 주제어컴퓨터(110)에 구비되는 비행감시 소프트웨어에서 처리되어 전송되는 비행 상태 정보 들이 실시간으로 표시될 수 있다.The configuration of the ground control system 100 of the present invention will be described in detail with reference to FIG. 3. The ground control system 100 includes a main control computer 110, a display unit 120, and an operation panel 130. The main control computer 110 processes various flight data and image data transmitted from the flight control system 200 and displays them on the display unit 120. Configures the necessary control signal and transmits to the flight control system 220. The operation panel 130 includes an operation control switch such as a flight mode operation knob and a system control switch. Flight status information processed and transmitted by the flight monitoring software included in the main controller 110 by the display unit 120 may be displayed in real time.

한편, 지상제어시스템(100)의 주제어컴퓨터(110)에는 UHF 송수신을 위한 지상송수신부(140) 및 PWM수신부(150)가 연결되어 있다. 지상송수신부(140)는 비행제 어시스템(200)의 기체송수신부(260)와 극초단파 통신을 통해 비행 제어 신호 혹은 비행 상태 데이터 및 영상 데이터 등을 교환하는 역할을 한다. PWM수신부(150)는 앞서 설명된 바와 같이 무선조종송신기(160)와 펄스폭 변조(PWM) 신호를 이용하여 비상 통신 채널을 구성한다.On the other hand, the main control computer 110 of the ground control system 100 is connected to the ground transmitter and receiver 140 and the PWM receiver 150 for UHF transmission and reception. The ground transmitter / receiver 140 serves to exchange flight control signals or flight status data and image data through microwave communication with the gas transmitter / receiver 260 of the flight control system 200. As described above, the PWM receiver 150 configures an emergency communication channel by using the wireless pilot transmitter 160 and the pulse width modulation (PWM) signal.

다음으로 도 4를 이용하여 본 발명의 비행제어시스템(200) 및 저전력 조종계통을 구체적으로 설명한다. 본 발명의 비행제어시스템(200)은 비행체(10)에 탑재되는 것으로 비행제어컴퓨터(210), 비행상태 측정센서(220) 및 서브제어시스템(230)으로 구성된다. 비행제어컴퓨터(210)에는 UHF 통신 및 펄스폭 변조 통신을 위한 기체송수신부(260)가 연결된다. 또한, 비행제어컴퓨터(210)에는 자동 비행을 위한 비행 소프트웨어가 포함된다. 상기 소프트웨어에 의해 조종자의 조종 없이 조종 대상이 되는 비행체(10)에 설치되는 비행상태 측정센서(220)로부터의 신호를 기초로 자세 제어가 수행되고 필요에 따라 부여된 임무를 수행할 수 있다.Next, the flight control system 200 and the low power control system of the present invention will be described in detail with reference to FIG. 4. Flight control system 200 of the present invention is to be mounted on the aircraft 10 is composed of a flight control computer 210, flight status sensor 220 and the sub-control system 230. Flight control computer 210 is connected to the gas transmission and reception unit 260 for UHF communication and pulse width modulation communication. In addition, the flight control computer 210 includes flight software for automatic flight. By the software, posture control may be performed based on a signal from a flight state measuring sensor 220 installed in the aircraft 10 to be controlled by the operator without the operator's control, and may perform a task assigned as necessary.

수동이든 자동이든 비행체(10)가 안정된 비행을 하기 위하여는 비행체(10)에 구비된 조종면(236)의 콘트롤이 필요하다. 도 4에 비행체(10)의 주익 끝단(trailing edge)에 구비되는 조종면(236)을 보이고 있다. 상기 조종면(236)에는 전기식 액츄에이터(234) 혹은 서보모터(235)가 마련되어 조종면(236)을 회전시킬 수 있으며, 상기 액츄에이터(234)를 구동시키기 위한 구동부(232) 및 배터리(233)가 동시에 구비된다. 배터리(233)는 도 4에서와같이 각 조종면(236)에 대응하는 서 브제어시스템(230) 별로 별도로 마련될 수도 있고, 비행체(10)에 하나의 배터리(233)만이 구비되고 다수의 서브제어시스템(230)이 동시에 단일의 배터리(233)에 연결될 수도 있다. 서브제어시스템(230)에는 상기 액츄에이터(234)의 구동부(232)에 제어 신호를 전달하는 서브제어부(231)가 포함된다. 서브제어부(231)는 비행제어컴퓨터(210)에서 전달되는 제어 신호에 따라 구동부(232)를 제어한다.In order to ensure a stable flight of the vehicle 10, whether manual or automatic, control of the control surface 236 provided in the vehicle 10 is required. 4 shows a control surface 236 provided at the trailing edge of the vehicle 10. An electric actuator 234 or a servomotor 235 may be provided on the control surface 236 to rotate the control surface 236, and a driving unit 232 and a battery 233 for driving the actuator 234 may be provided at the same time. do. The battery 233 may be separately provided for each sub control system 230 corresponding to each control surface 236 as shown in FIG. 4, and only one battery 233 is provided in the vehicle 10 and a plurality of sub-controls are provided. System 230 may be connected to a single battery 233 at the same time. The sub-control system 230 includes a sub-control unit 231 for transmitting a control signal to the driver 232 of the actuator 234. The sub controller 231 controls the driver 232 according to a control signal transmitted from the flight control computer 210.

한편, 비행제어컴퓨터(210)와 서브제어부(231) 사이에는 시스널 온오프 스위치(250)가 개재된다. 상기 시스널 온오프 스위치(250)는 비행체(10)가 순항 시 일정한 비행 범위 안에서는 제어 명령을 오프(off) 시키고 상기 비행 범위를 벗어나는 것이 감지되는 경우 제어 명령 전달을 위한 온(on) 동작을 수행한다. 즉, 비행제어컴퓨터(210)가 조종면(236)의 제어 신호를 송신하더라도 일정한 비행 범위 안에서 순항 중인 경우 시스널 온오프 스위치(250)는 서브제어부(231)에 제어 신호를 전달하지 않는다. 따라서, 상기 제어 신호의 오프 상태에서는 구동부(232)가 작동하지 않게 되고 이에 따라 배터리(233)의 전력 소모는 최소가 되어 본 발명의 기술적 과제가 달성된다.Meanwhile, a signal on / off switch 250 is interposed between the flight control computer 210 and the sub control unit 231. The signal on-off switch 250 turns off the control command within a certain flight range when the aircraft 10 cruises and performs an on operation for transmitting the control command when it is detected that the aircraft 10 is out of the flight range. do. That is, even when the flight control computer 210 transmits a control signal of the control surface 236, the signal on-off switch 250 does not transmit the control signal to the sub-control unit 231 when the cruise control is in a certain flight range. Therefore, the driving unit 232 does not operate in the off state of the control signal, and thus the power consumption of the battery 233 is minimized, thereby achieving the technical problem of the present invention.

상기 제어 신호가 오프 되는 비행 범위는 심한 측풍과 같은 외부 요건에 의해 비행체(10)의 자세가 급변동하지 않게 되는 범위를 의미한다. 상기 범위는 당 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자의 필요에 따라 조정될 수 있다. 즉, 비행상태 측정센서(220)에서 취득되는 고도, 상승률, 경사각, 방위각 등을 이용하여 상기 취 득 데이터의 변화율을 기초로 범위를 설정할 수 있다. 제어 신호 오프 비행 범위를 확대하면 배터리의 소모율이 낮아지는 반면, 비행이 불안정할 수 있고 비행 범위를 좁히는 경우 배터리의 전력 소모율은 증가한다.The flight range in which the control signal is off means a range in which the attitude of the vehicle 10 does not suddenly change due to external requirements such as severe side winds. The range may be adjusted according to the needs of those skilled in the art. That is, the range may be set based on the rate of change of the acquired data using the altitude, the rate of climb, the angle of inclination, the azimuth angle, etc. acquired from the flight state measuring sensor 220. Increasing the control signal off-flying range lowers the battery's rate of consumption, while the flight may be unstable and narrowing the range increases the battery's power consumption.

한편, 상기 시스널 온오프 스위치(250)에는 제어간격조정부(240)가 더 포함될 수 있다. 상기 제어간격조정부(240)는 일정한 간격으로 제어 신호의 오프를 설정한다. 상기 비행 범위를 선정하는 것과는 달리 일정 간격으로 오프 제어를 수행하므로 전력 소모율의 저감이 예측될 수 있다. 상기 제어간격조정부(240)는 비행상태 측정센서(220)와 연결될 수 있으며, 비행 상태에 따라 오프 제어 간격이 달라질 수 있다. 도 5를 참고하여 좀 더 설명하면 다음과 같다. 도 5에는 종래 기술에 의한 제어 알고리즘도 같이 보이고 있다. 도면에서 보는 바와 같이 종래의 조종면(236) 제어는 단속됨이 없이 연속적이고, 이에 따른 전력 소모의 과대함은 이미 밝힌 바와 같다. 본 발명의 저전력 조종계통 제어 알고리즘은 제어간격조정부(240)의 동작에 의해 case1 또는 case2와 같이 제어 간격이 달라질 수 있다. 온 상태에서는 액츄에이터(234)에 의해 조종면(236)은 제어가 되는 것이며, 오프 상태에서는 배터리(233)의 소모가 없다. case2는 비행상태 측정센서(220)에 의해 취득되는 데이터의 변화율이 작은 경우로 할 수 있다. case1은 비행 데이터의 변화율이 큰 경우 즉, 측풍에 의한 비행체(10)의 자세가 급변하는 등의 경우로 할 수 있다. 도 5에서 보이는 제어 간격이 비행 데이터에 따라 달라질 수 있음은 당업자에 있어서 자명한 사항이다. 상기 제어는 case3과 같이 비행상태 측정센서(220)의 측정 데이 터와 긴밀하게 연결될 수도 있다.On the other hand, the signal on-off switch 250 may further include a control interval adjusting unit 240. The control interval adjusting unit 240 sets off the control signal at regular intervals. Unlike selecting the flight range, since the off control is performed at regular intervals, a reduction in power consumption may be predicted. The control interval adjusting unit 240 may be connected to the flight state measurement sensor 220, the off control interval may vary depending on the flight state. A more detailed description with reference to FIG. 5 is as follows. 5 also shows a control algorithm according to the prior art. As shown in the figure, the conventional control surface 236 control is continuous without being interrupted, and thus the excess of power consumption has already been revealed. In the low power control system control algorithm of the present invention, the control interval may be changed as in case1 or case2 by the operation of the control interval adjusting unit 240. In the on state, the control surface 236 is controlled by the actuator 234, and in the off state, the battery 233 is not consumed. Case 2 may be a case where the rate of change of data acquired by the flight state measuring sensor 220 is small. Case 1 may be a case where the change rate of the flight data is large, that is, the attitude of the aircraft 10 is suddenly changed due to side winds. It will be apparent to those skilled in the art that the control interval shown in FIG. 5 may vary depending on flight data. The control may be closely connected to the measurement data of the flight state measurement sensor 220 as in case3.

본 발명에서는 상기 시그널 온오프 스위치(250) 및 제어간격조정부(240)가 별도로 표시되어 설명되었으나, 상기 비행제어컴퓨터(210)에 통합될 수도 있음은 당연하다.In the present invention, the signal on-off switch 250 and the control interval adjusting unit 240 are separately shown and described, but it may be integrated into the flight control computer 210.

이하 본 발명의 작동을 기술한다. 비행체(10)가 이륙하는 경우, 운용요원은 지상제어시스템(100)의 조작패널(130)에 마련된 조종노브를 이용하여 수동비행 모드를 선택한다. 이로써 무선조종송신기(160)와 비행제어시스템(200)의 기체송수신부(260) 간에 펄스폭 변조 통신 채널이 설정되고, 운용요원이 무선조종송신기(160)를 조종하여 이륙 작업을 수행한다. 비행체(10)가 이륙 후 안정적인 비행 상태로 접어들면 운용요원은 지상제어시스템(100)의 조종노브를 이용하여 자동 비행 모드로 전환한다. 이에 따라 비행체(10)의 비행제어시스템(200)과 지상제어시스템(100) 간에는 극초단파 통신 채널이 확보되고, 지상제어시스템(100)의 제어 신호가 업링크되거나 비행 데이터 등이 다운링크될 수 있는 상태가 된다.The operation of the present invention is described below. When the vehicle 10 is to take off, the operating personnel selects the manual flight mode using the control knob provided on the operation panel 130 of the ground control system 100. As a result, a pulse width modulation communication channel is established between the wireless pilot transmitter 160 and the gas transmitter 260 of the flight control system 200, and an operator performs a takeoff operation by controlling the wireless pilot transmitter 160. When the vehicle 10 enters into a stable flight state after takeoff, the operating personnel switches to the automatic flight mode using the control knob of the ground control system 100. Accordingly, a microwave communication channel is secured between the flight control system 200 and the ground control system 100 of the vehicle 10, and the control signal of the ground control system 100 may be uplinked or flight data may be downlinked. It becomes a state.

자동 비행 혹은 수동 비행 상태에서 지상제어시스템(100)의 조작패널(130)에 의한 설정에 따라 비행제어시스템(200)에 마련된 제어간격조정부(240)는 저전력 제어를 수행한다. 즉, 제어간격조정부(240)는 비행 범위에 따라 제어 간격을 선정하여 시그널 온오프 스위치(250)를 작동시키고, 이에 의해 비행제어컴퓨터(210)의 제 어 신호는 간헐적으로 단속된다. 제어신호의 단속에 의해 액츄에이터(234)가 구동되지 않는 시간 간격이 존재함으로 배터리(233)의 전력은 저감된다. 상기 제어간격조정부(240)에 의한 시그널 온오프 스위치(250)의 작동 제어는 비행체(10)의 비행 자세가 급격히 달라지는 경우 오프 전환되고, 비행제어컴퓨터(210)에 의한 제어가 모두 서브제어부(231)로 전달된다. 따라서, 외부 조건에 따라 비행 제어 상태가 빠르게 회복될 수 있다.According to the setting by the operation panel 130 of the ground control system 100 in the automatic flight or manual flight state, the control interval adjusting unit 240 provided in the flight control system 200 performs low power control. That is, the control interval adjusting unit 240 selects the control interval according to the flight range to operate the signal on-off switch 250, whereby the control signal of the flight control computer 210 is intermittently intermittent. Since there is a time interval in which the actuator 234 is not driven by the control signal interruption, the power of the battery 233 is reduced. The operation control of the signal on / off switch 250 by the control interval adjusting unit 240 is switched off when the flight attitude of the vehicle 10 is drastically changed, and the control by the flight control computer 210 is all controlled by the sub-control unit 231. Is delivered. Therefore, the flight control state can be quickly restored according to external conditions.

한편, 비행제어컴퓨터(210)에 탑재된 자동 비행 소프트웨어에 의한 자동 비행에 문제가 발생하는 경우, 무선조종송신기(160)를 이용한 수동 비행으로 전환될 수 있다. 상기 수동 비행은 앞서 설명한 펄스폭 변조 통신에 의한 비행체(10)의 직접적인 제어도 가능하나, 무선조종송신기(160)의 펄스폭 변조 신호를 지상제어시스템(100)의 PWM수신기(150)로 수신하여 지상송수신부(140)를 거쳐 극초단파 통신으로 비행체(10)에 전달하는 비상 통신 채널의 활용도 가능하다. 이에 따라 통신 채널이 확보되지 않는 멸실 상태는 최소화 된다.On the other hand, if a problem occurs in the automatic flight by the automatic flight software mounted on the flight control computer 210, it may be switched to manual flight using the wireless pilot transmitter 160. The manual flight is also possible to directly control the aircraft 10 by the pulse width modulation communication described above, by receiving the pulse width modulation signal of the radio controlled transmitter 160 to the PWM receiver 150 of the ground control system 100 It is also possible to utilize the emergency communication channel for transmitting to the vehicle 10 by microwave communication via the ground transmitter and receiver 140. As a result, the loss state where the communication channel is not secured is minimized.

이상과 같은 본 발명의 저전력 항공기 조종계통 및 제어 알고리즘에 의해 순항 조건에 따라 간헐적인 제어를 수행하게 함으로써 작동기에서 소모되는 전력을 최대한으로 줄일 수 있고, 이에 따라 체공 시간이 증가하고 무인기의 운용 시간을 획기적으로 늘릴 수 있다.By performing the intermittent control according to the cruising conditions by the low power aircraft control system and control algorithm of the present invention as described above, the power consumed by the actuator can be reduced to the maximum, thereby increasing the flight time and operating time of the drone. It can increase dramatically.

Claims (8)

삭제delete 삭제delete 비행 제어 시스템(200)을 구비하고 조종면(236)을 제어함으로써 수동 및 자동 비행이 가능한 유/무인 항공기의 조종계통으로서, 상기 비행 제어 시스템(200)과 조종면(236) 사이에는 조종면(236)의 액츄에이터(234)에 전달되는 제어신호를 간헐적으로 단속하는 시그널 온오프 스위치(250)가 구비되며 상기 조종계통에는 상기 비행 제어 시스템(200)에 구비되는 비행 상태 측정센서(220)로부터 취득되는 비행 상태 신호를 기초로 상기 시그널 온오프 스위치(250)의 간헐적인 단속 간격을 변경하는 제어 간격 조정부(240)를 더 포함하는 것이 특징인 저전력 항공기 조종계통.A control system of a manned / unmanned aerial vehicle having a flight control system 200 and capable of manual and automatic flight by controlling the control surface 236, wherein the control surface 236 is connected between the flight control system 200 and the control surface 236. A signal on / off switch 250 for intermittently intermittent control signals transmitted to the actuator 234 is provided, and the control system has a flight state acquired from a flight state measurement sensor 220 provided in the flight control system 200. Low power aircraft control system, characterized in that it further comprises a control interval adjustment unit 240 for changing the intermittent interruption interval of the signal on-off switch (250) based on the signal. 제 3항에 있어서, 상기 비행 상태 신호는 고도, 상승률, 경사각, 방위각 중 하나이고 상기 신호의 변화율을 참조하여 단속 간격을 변경하는 것이 특징인 저전력 항공기 조종계통.4. The low power aircraft control system of claim 3, wherein the flight status signal is one of altitude, ascent rate, inclination angle, and azimuth angle and changes an intermittent interval with reference to a change rate of the signal. 제 4항에 있어서, 상기 시그널 온오프 스위치(250)는 상기 비행 제어 시스템(200)에 구비되는 비행 상태 측정센서(220)와 연결되어 상기 비행 상태에 따라 제어 신호를 단속하는 것이 특징인 저전력 항공기 조종계통.The low-power aircraft according to claim 4, wherein the signal on / off switch 250 is connected to a flight state measurement sensor 220 provided in the flight control system 200 to control a control signal according to the flight state. Control system. 제 3항 내지 제 5항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 조종계통에는 지상 제어 시스템(100)이 더 포함되고 상기 지상 제어 시스템(100)과 비행 제어 시스템(200)은 극초단파 또는 펄스폭 변조 중 하나에 의해 통신 채널이 형성되어 제어되는 것이 특징인 저전력 항공기 조종계통.6. The control system according to any one of claims 3 to 5, wherein the control system further includes a ground control system 100, wherein the ground control system 100 and the flight control system 200 are either microwave or pulse width modulation. Low power aircraft control system characterized in that the communication channel is formed and controlled by. 제6항에 있어서, 상기 지상 제어 시스템(100)에는 펄스폭 변조 신호를 통해 비행 제어 시스템(200)과 직접 통신 가능한 무선조종 송신기(160)가 더 포함되는 것이 특징인 저전력 항공기 조종계통.The low power aircraft control system according to claim 6, wherein the ground control system (100) further comprises a radio control transmitter (160) which can communicate directly with the flight control system (200) via a pulse width modulated signal. 제7항에 있어서, 상기 지상 제어 시스템(100)에는 상기 무선조종 송신기(160)에서 송신하는 펄스폭 변조 신호를 수신할 수 있는 PWM 수신부(150)를 더 포함하는 것이 특징인 저전력 항공기 조종계통.The low power aircraft control system according to claim 7, wherein the ground control system (100) further comprises a PWM receiver (150) capable of receiving a pulse width modulated signal transmitted from the radio controlled transmitter (160).
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