KR101382002B1 - Pulse thrust controller and method thereof - Google Patents

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KR101382002B1
KR101382002B1 KR1020120147243A KR20120147243A KR101382002B1 KR 101382002 B1 KR101382002 B1 KR 101382002B1 KR 1020120147243 A KR1020120147243 A KR 1020120147243A KR 20120147243 A KR20120147243 A KR 20120147243A KR 101382002 B1 KR101382002 B1 KR 101382002B1
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KR
South Korea
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switching time
vehicle
pulse
equation
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KR1020120147243A
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Korean (ko)
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조동현
류동영
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한국항공우주연구원
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    • 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
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
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Abstract

Provided is a pulse thrust controller for a hovering control of an aircraft. The pulse thrust controller can include: a first calculation part to formulate a motion equation of the altitude of the aircraft at a switching time using current altitude and speed thereof; and a second calculation part for determining a first switching time matching the hovering control by determining a numerical solution based on an analytical solution of the motion equation. [Reference numerals] (110) First calculation part; (120) Second calculation part; (130) Adjusting part; (140) Readjusting part

Description

펄스 추력 제어기 및 그 방법{PULSE THRUST CONTROLLER AND METHOD THEREOF}Pulse thrust controller and its method {PULSE THRUST CONTROLLER AND METHOD THEREOF}

펄스 추력기를 사용하는 비행체의 하버링(hovering) 제어를 위한 PWM(Pulse Width Modulation)를 제어하는 기술에 연관되며, 보다 특정하게는 추력기를 가진 비행물체가 지상에서 출발하여 특정 고도까지 올라간 후 다시 내려오는 과정에 사용되는 추력 제어 명령 생성 기법을 제공하는 장치 및 방법에 연관된다.It is related to the technology of controlling PWM (Pulse Width Modulation) for controlling the hovering of a vehicle using pulse thruster, and more specifically, a flying object with a thruster starts from the ground, goes up to a certain altitude, and then descends again. A device and method are provided for providing a thrust control command generation technique used in the coming process.

비행체의 하버링(Hovering)을 위한 기준 궤적 정보를 생성하고 이러한 기준 궤적을 추종하기 위한 제어 방법에 있어, 기존의 제어 방식으로는 PID(Proportional-Integral-Derivative) 제어기를 이용하여 기준 궤적에 대한 오차를 줄이는 방식을 들 수 있다.In the control method for generating reference trajectory information for the aircraft's hovering and following the reference trajectory, the conventional control method uses a PID (Proportional-Integral-Derivative) controller to error the reference trajectory. Can be reduced.

기준 궤적을 상승 및 하강 곡선의 2차원 곡선으로 생성하고, 초기의 출발 시 지면과의 충돌을 방지하기 위해 초기 위치를 1m로 생성하여 PID 제어기를 적용하는 경우를 가정하면, Control Frequency를 5Hz 정도로 제어하여 사용자의 의도에 따라 PWM을 제어할 수 있다.Assuming that the reference trajectory is generated as a two-dimensional curve of a rising and falling curve, and an initial position is generated to 1m to apply a PID controller to prevent collision with the ground at the initial start, the control frequency is controlled at about 5 Hz. You can control the PWM according to the user's intention.

이 과정에서 상승(Ascending) 및 하강(Descending) Phase와 하버링(Hovering) Phase의 변환 구간에서 overshoot로 인한 오차의 급격한 증가가 발생할 수 있으나, 이는 기준 궤적을 2차원 곡선으로 작성하여 생기는 오차라 볼 수 있으며, 이러한 overshoot의 경우 현재 통상적으로 사용하는 비행체의 안전성(지면과의 충돌)에 큰 영향을 주지 않아, 중요하게 고려되지 않는다. 따라서, 최종상태인 하강(Descending) 후 하버링(Hovering) 상태에서의 위치 오차가 안전성에 영향을 미친다고 볼 수 있으며, 5Hz의 Control Frequency에서 적용 가능한 결과를 얻을 수 있다고 할 수 있다.In this process, a sudden increase in error due to overshoot may occur in the transition period between the ascending and descending phases, and the hovering phase. However, this is an error caused by creating a reference trajectory as a two-dimensional curve. In the case of such an overshoot, it does not significantly affect the safety of the currently used aircraft (collision with the ground), so it is not considered important. Therefore, it can be said that the position error in the final state after descending (Descending) affects the safety, and the result can be obtained at a control frequency of 5 Hz.

그러나, 현재 비행체의 추력 제어 시 사용 가능한 Control Frequency의 경우, 1Hz 이하의 느린 제어만이 가능하다. 이를 테면, 기존의 PID 제어기를 2Hz 정도로 낮추어 적용한 경우, 하버링(Hovering) 상태에서의 위치 오차가 증가하는 결과를 얻을 수 있다.However, in the case of the control frequency that is currently used for thrust control of an aircraft, only slow control of less than 1 Hz is possible. For example, when the existing PID controller is lowered to about 2 Hz, the position error in the hovering state may be increased.

이와 같이, 비행체의 현실성을 감안할 때, 최종 단계에서의 하버링 조건(Hovering Condition)을 만족하지 못하고 지면과의 충돌이 발생할 수 있어, PID 제어기는 비행체의 추력 제어를 위한 제어기로서의 적용에 어려움이 있다.As such, in consideration of the actuality of the aircraft, the collision with the ground may occur without satisfying the haovering condition in the final stage, so that the PID controller is difficult to be applied as a controller for thrust control of the vehicle. .

일측에 따르면, 비행체의 하버링 제어를 위한 펄스 추력 제어기에 있어서, 상기 비행체의 현재 고도 및 속도를 이용하여 스위칭 타임에서의 상기 비행체의 고도에 대한 운동 방정식을 수립하는 제1 계산부, 및 상기 운동 방정식에 대한 해석적 해를 바탕으로 수치적 해를 결정하여 상기 하버링 제어에 부합하는 제1 스위칭 타임을 결정하는 제2 계산부를 포함하는 펄스 추력 제어기가 제공된다.According to one side, in the pulse thrust controller for controlling the harboring of the aircraft, a first calculation unit for establishing a motion equation for the altitude of the vehicle at the switching time using the current altitude and speed of the vehicle, and the motion A pulse thrust controller is provided that includes a second calculator that determines a numerical solution based on an analytical solution to an equation to determine a first switching time that conforms to the harboring control.

일실시예에 따르면, 상기 펄스 추력 제어기는, 상기 추력 제어기의 펄스 조정 해상도를 고려하여, 상기 제1 스위칭 타임을 조정한 제2 스위칭 타임을 결정하는 조정부를 더 포함할 수 있다.According to an embodiment, the pulse thrust controller may further include an adjusting unit that determines a second switching time of adjusting the first switching time in consideration of the pulse adjustment resolution of the thrust controller.

일실시예에 따르면, 상기 조정부는 상기 펄스 조정 해상도에 따른 상기 제1 스위칭 타임의 인접 스위칭 타임들 중, 상기 운동 방정식에 따른 고도 오차가 작은 인접 스위칭 타임을 상기 제2 스위칭 타임으로 결정할 수 있다.According to an embodiment, the adjusting unit may determine, as the second switching time, an adjacent switching time having a small altitude error according to the equation of motion among the adjacent switching times of the first switching time according to the pulse adjusting resolution.

일실시예에 따르면, 상기 제2 계산부는 상기 비행체의 질량 값 변화가 없는 것으로 가정하여 상기 해석적 해를 구하고, 상기 비행체의 질량 값 변화를 고려하여 상기 해석적 해를 바탕으로 상기 운동 방정식의 수치적 해를 구하여 상기 제1 스위칭 타임을 결정할 수 있다.According to an embodiment, the second calculation unit obtains the analytical solution on the assumption that there is no change in the mass value of the vehicle, and calculates the numerical value of the equation of motion based on the analytic solution in consideration of the change in the mass value of the vehicle. The solution may be obtained to determine the first switching time.

일실시예에 따르면, 상기 제2 계산부는 자코비안 행렬을 이용하여 상기 수치적 해를 구할 수 있다.According to an embodiment, the second calculator may calculate the numerical solution using a Jacobian matrix.

일실시예에 따르면, 상기 비행체가 상승 페이즈에 있는 경우 상기 스위칭 타임은 상기 펄스 추력을 끄는 타임이고, 상기 비행체가 하강 페이즈에 있는 경우 상기 스위칭 타임은 상기 펄스 추력을 켜는 타임일 수 있다.According to an embodiment, the switching time may be the time to turn off the pulse thrust when the vehicle is in the rising phase, and the switching time may be the time to turn on the pulse thrust when the aircraft is in the falling phase.

일실시예에 따르면, 상기 펄스 추력 제어기는, 상기 제1 스위칭 타임을 이용한 상기 비행체의 펄스 추력 제어 시에 상기 비행체의 오프-타임의 2배보다 상기 비행체의 최소 제어 주기가 긴 경우, 상기 온-타임과 상기 오프-타임의 비율을 유지하면서 상기 제1 스위칭 타임을 조정하여 상기 온-타임 및 오프-타임 각각을 상기 최소 제어 주기 이상으로 유지하는 재조정부를 더 포함할 수 있다.According to one embodiment, the pulse thrust controller, when the pulse thrust control of the vehicle using the first switching time, when the minimum control period of the vehicle is longer than twice the off-time of the vehicle, the on- The apparatus may further include a readjustment unit configured to adjust the first switching time while maintaining a ratio of a time to the off-time to maintain each of the on-time and off-time above the minimum control period.

다른 일측에 따르면, 비행체의 하버링 제어를 위한 펄스 추력 제어 방법에 있어서, 상기 비행체의 현재 고도 및 속도를 이용하여 스위칭 타임에서의 상기 비행체의 고도에 대한 운동 방정식을 수립하는 단계, 및 상기 운동 방정식에 대한 해석적 해를 바탕으로 수치적 해를 결정하여 상기 하버링 제어에 부합하는 제1 스위칭 타임을 결정하는 단계를 포함하는 펄스 추력 제어 방법이 제공된다.According to the other side, in the pulse thrust control method for controlling the harboring of the aircraft, using the current altitude and speed of the vehicle to establish a motion equation for the altitude of the vehicle at the switching time, and the motion equation A pulse thrust control method is provided that includes determining a numerical solution based on an analytical solution for to determine a first switching time conforming to the harboring control.

일실시예에 따르면, 상기 제1 스위칭 타임을 결정하는 단계는 상기 비행체의 질량 값 변화가 없는 것으로 가정하여 상기 해석적 해를 구하고, 상기 비행체의 질량 값 변화를 고려하여 상기 해석적 해를 바탕으로 상기 운동 방정식의 수치적 해를 구하여 상기 제1 스위칭 타임을 결정할 수 있다.According to an embodiment, the determining of the first switching time may be performed based on the analytical solution in consideration of a change in the mass value of the vehicle, assuming that there is no change in the mass value of the vehicle. The first switching time may be determined by obtaining a numerical solution of the equation of motion.

일실시예에 따르면, 자코비안 행렬을 이용하여 상기 수치적 해를 구할 수 있다.According to an embodiment, the numerical solution may be obtained using a Jacobian matrix.

일실시예에 따르면, 상기 펄스 추력 제어 방법은, 상기 추력 제어기의 펄스 조정 해상도를 고려하여, 상기 제1 스위칭 타임을 조정한 제2 스위칭 타임을 결정하는 조정 단계를 더 포함할 수 있다.According to an embodiment, the pulse thrust control method may further include an adjusting step of determining a second switching time of adjusting the first switching time in consideration of the pulse adjusting resolution of the thrust controller.

일실시예에 따르면, 상기 조정 단계는, 상기 펄스 조정 해상도에 따른 상기 제1 스위칭 타임의 인접 스위칭 타임들 중, 상기 운동 방정식에 따른 고도 오차가 작은 인접 스위칭 타임을 상기 제2 스위칭 타임으로 결정할 수 있다.According to an embodiment, the adjusting may include determining, as the second switching time, an adjacent switching time having a small altitude error according to the equation of motion among the adjacent switching times of the first switching time according to the pulse adjusting resolution. have.

일실시예에 따르면, 상기 펄스 추력 제어 방법은, 상기 제1 스위칭 타임을 이용한 상기 비행체의 펄스 추력 제어 시에 상기 비행체의 오프-타임의 2배보다 상기 비행체의 최소 제어 주기가 긴 경우, 상기 온-타임과 상기 오프-타임의 비율을 유지하면서 상기 제1 스위칭 타임을 조정하여 상기 온-타임 및 오프-타임 각각을 상기 최소 제어 주기 이상으로 유지하는 재조정 단계를 더 포함할 수 있다.According to one embodiment, the pulse thrust control method, when the pulse thrust control of the vehicle using the first switching time when the minimum control period of the vehicle is longer than twice the off-time of the vehicle, the on And adjusting the first switching time while maintaining a ratio of time to the off-time to maintain each of the on-time and off-time above the minimum control period.

도 1은 일실시예에 따른 비행체의 하버링 제어를 위한 펄스 추력 제어기를 도시하는 블록도이다.
도 2는 일실시예에 따른 비행체의 시간에 대한 고도 프로파일을 나타내는 도면이다.
도 3은 일실시예에 따른 비행체의 추력기에 대한 개념도이다.
도 4는 일실시예에 따른 추력기의 특성을 나타내는 도면이다.
도 5는 일실시예에 따른 고도 변화에 대한 구간 특성을 나타내는 도면이다.
도 6은 일실시예에 따른 PWM 조정 과정을 설명하는 도면이다.
도 7은 일실시예에 따른 PWM 재조정 과정을 설명하는 도면이다.
도 8은 일실시예에 따른 PWM 제어 결과를 나타내는 그래프이다.
도 9는 일실시예에 따른 비행체의 하버링 제어를 위한 펄스 추력 제어 방법을 도시하는 흐름도이다.1 is a block diagram illustrating a pulse thrust controller for harboring control of a vehicle according to an embodiment.
2 is a view showing an altitude profile with respect to the time of the vehicle according to an embodiment.
3 is a conceptual diagram of a thruster of a vehicle according to an embodiment.
4 is a view showing the characteristics of the thruster according to an embodiment.
5 is a diagram illustrating a section characteristic with respect to an altitude change according to an embodiment.
6 is a diagram illustrating a PWM adjustment process according to an embodiment.
7 illustrates a PWM readjustment process according to an embodiment.
8 is a graph illustrating a PWM control result according to an embodiment.
9 is a flowchart illustrating a method of controlling pulse thrust for harboring control of a vehicle, according to an exemplary embodiment.

이하에서, 일부 실시예들을, 첨부된 도면을 참조하여 상세하게 설명한다. 그러나, 이러한 실시예들에 의해 제한되거나 한정되는 것은 아니다. 각 도면에 제시된 동일한 참조 부호는 동일한 부재를 나타낸다.In the following, some embodiments will be described in detail with reference to the accompanying drawings. However, it is not limited or limited by these embodiments. Like reference symbols in the drawings denote like elements.

아래 설명에서 사용되는 용어는 본 발명에서의 기능을 고려하면서 가능한 현재 널리 사용되는 일반적인 용어를 선택하였으나, 이는 당 분야에 종사하는 기술자의 의도 또는 관례, 새로운 기술의 출현 등에 따라 달라질 수 있다.Although the terms used in the following description have selected the general terms that are widely used in the present invention while considering the functions of the present invention, they may vary depending on the intention or custom of the artisan, the emergence of new technology, and the like.

또한 특정한 경우는 이해를 돕거나 및/또는 설명의 편의를 위해 출원인이 임의로 선정한 용어도 있으며, 이 경우 해당되는 설명 부분에서 상세한 그 의미를 기재할 것이다. 따라서 아래 설명에서 사용되는 용어는 단순한 용어의 명칭이 아닌 그 용어가 가지는 의미와 명세서 전반에 걸친 내용을 토대로 이해되어야 한다.Also, in certain cases, there may be terms chosen arbitrarily by the applicant for the sake of understanding and / or convenience of explanation, and in this case the meaning of the detailed description in the corresponding description section. Therefore, the term used in the following description should be understood based on the meaning of the term, not the name of a simple term, and the contents throughout the specification.

명세서 전체에서 제1 스위칭 타임은, 비행체의 하버링을 제어하기 위해 추력기의 ON 또는 OFF 명령 제어를 입력하는 시간을 의미하며, 상승 구간(Ascending Phase) 및 하강 구간(Descending) 각각의 Pulse 천이 시간에 대한 비선형 연립방정식 계산을 통해 구할 수 있다.Throughout the specification, the first switching time refers to a time for inputting an ON or OFF command control of the thruster to control the harboring of the vehicle, and at the pulse transition time of each of the ascending and descending sections. This can be obtained by calculating the nonlinear system of equations.

또한, 명세서 전체에서 제2 스위칭 타임은, 추력 제어기의 Pulse 조정 해상도(PWM Resolution)를 고려하여 상기 제1 스위칭 타임을 조정한 값으로, 상기 제1 스위칭 타임과 관련하여 상기 비선형 연립방정식을 통해 얻은 해 중 고도 오차가 작은 인접 스위칭 타임을 상기 제2 스위칭 타임으로 결정할 수 있다.In addition, in the entire specification, the second switching time is a value obtained by adjusting the first switching time in consideration of the pulse adjustment resolution (PWM Resolution) of the thrust controller, and obtained through the nonlinear system of equations in relation to the first switching time. An adjacent switching time having a small altitude error in the solution may be determined as the second switching time.

도 1은 일실시예에 따른 비행체의 하버링 제어를 위한 펄스 추력 제어기(100)를 도시하는 구성도이다.1 is a block diagram illustrating a pulse thrust controller 100 for the harboring control of the vehicle according to an embodiment.

상기 펄스 추력 제어기(100)는 추력기를 가진 비행물체가 지상에서 출발하여 특정 고도까지 올라간 후 내려오는 과정에서 사용되는 추력제어 명령 생성 장치에 관한 것으로, 상기 추력기의 특성상 제어는 PWM(Pulse Width Modulation) 기법을 사용할 수 있다.The pulse thrust controller 100 relates to a thrust control command generation device that is used in the process of the flight object having a thruster starting from the ground and ascending after descending to a specific altitude, the control of the thruster is PWM (Pulse Width Modulation) Techniques can be used.

기존에는 주어진 기준 궤적에 대한 오차를 바탕으로 PID 혹은 PD 제어를 이용한 PWM 기법을 주로 사용하였으나, 추력기의 On/Off 밸브의 한계로 인해 과도한 Pulse가 생성되어 실제 적용에 어려움이 많았다.Conventionally, the PWM technique using PID or PD control is mainly used based on the error of a given reference trajectory, but due to the limitation of the on / off valve of the thruster, excessive pulses are generated, which makes it difficult to apply.

따라서, 상기 펄스 추력 제어기(100)는 각각의 페이즈(Phase)를 상승(Ascending) 및 하강(Descending) 단계의 조합으로 구성하고, 이에 대한 최소의 Pulse만을 생성하여 제어하는 기법을 이용하고자 한다.Accordingly, the pulse thrust controller 100 configures each phase as a combination of ascending and descending steps, and uses a technique of generating and controlling only a minimum pulse thereof.

상기 펄스 추력 제어기(100)는 제1 계산부(110), 제2 계산부(120), 조정부(130) 및 재조정부(140)로 구성될 수 있다. 다만, 상기 조정부(130) 및 상기 재조정부(140)는 선택적인(optional) 구성으로서, 일부 실시예에서는 상기 조정부(130) 및 상기 재조정부(140)가 생략될 수도 있다.The pulse thrust controller 100 may include a first calculator 110, a second calculator 120, an adjuster 130, and a readjuster 140. However, the adjustment unit 130 and the readjustment unit 140 is an optional configuration, and in some embodiments, the adjustment unit 130 and the readjustment unit 140 may be omitted.

상기 제1 계산부(110)는 상기 비행체의 현재 고도 및 속도를 이용하여 스위칭 타임에서의 상기 비행체의 고도에 대한 운동 방정식을 수립할 수 있다.The first calculation unit 110 may establish a motion equation for the altitude of the vehicle at the switching time by using the current altitude and speed of the vehicle.

상기 제2 계산부(120)는 상기 운동 방정식에 대한 해석적 해를 바탕으로 수치적 해를 결정하여 상기 하버링 제어에 부합하는 제1 스위칭 타임을 결정할 수 있다.The second calculator 120 may determine a first switching time corresponding to the harboring control by determining a numerical solution based on an analytic solution to the equation of motion.

상기 제1 스위칭 타임은, 비행체의 하버링을 제어하기 위해 추력기의 ON 또는 OFF 명령 제어를 입력하는 시간을 의미하며, 상기 운동 방정식의 계산을 통해 상승 구간(Ascending Phase) 및 하강 구간(Descending) 각각의 Pulse 천이 시간에 대한 상기 제1 스위칭 타임을 구할 수 있다.The first switching time means a time for inputting ON or OFF command control of the thruster to control the harboring of the vehicle, and each of the ascending and descending sections is calculated through the calculation of the equation of motion. The first switching time for the pulse transition time of can be obtained.

상기 제2 계산부(120)는 상기 비행체의 질량 값 변화가 없는 것으로 가정하여 상기 해석적 해를 구하고, 상기 비행체의 질량 값 변화를 고려하여 상기 해석적 해를 바탕으로 상기 운동 방정식의 수치적 해를 구하여 상기 제1 스위칭 타임을 결정할 수 있다.The second calculation unit 120 obtains the analytical solution on the assumption that there is no change in the mass value of the vehicle, and calculates the numerical solution of the equation of motion based on the analytic solution in consideration of the change in the mass value of the vehicle. The first switching time may be determined by obtaining.

이 경우, 상기 제2 계산부(120)는 자코비안 행렬을 이용하여 상기 수치적 해를 구할 수 있다.In this case, the second calculator 120 may obtain the numerical solution using the Jacobian matrix.

상기 펄스 추력 제어기(100)는 상기 비행체가 상승 페이즈에 있는 경우 상기 스위칭 타임은 상기 펄스 추력을 끄는(OFF) 타임이고, 상기 비행체가 하강 페이즈에 있는 경우 상기 스위칭 타임은 상기 펄스 추력을 켜는(ON) 타임으로 볼 수 있다.The pulse thrust controller 100 is the switching time is the time to turn off the pulse thrust (OFF) when the aircraft is in the rising phase, the switching time to turn the pulse thrust (ON) when the aircraft is in the falling phase ) Can be viewed in time.

다른 실시예에 따른 상기 펄스 추력 제어기(100)는 조정부(130)를 더 포함할 수 있다.The pulse thrust controller 100 according to another embodiment may further include an adjusting unit 130.

상기 조정부(130)는 상기 추력 제어기의 펄스 조정 해상도를 고려하여, 상기 제1 스위칭 타임을 조정한 제2 스위칭 타임을 결정할 수 있다.The adjusting unit 130 may determine the second switching time of adjusting the first switching time in consideration of the pulse adjustment resolution of the thrust controller.

이 경우, 상기 조정부(130)는 상기 펄스 조정 해상도에 따른 상기 제1 스위칭 타임의 인접 스위칭 타임들 중, 상기 운동 방정식에 따른 고도 오차가 작은 인접 스위칭 타임을 상기 제2 스위칭 타임으로 결정할 수 있다.In this case, the adjusting unit 130 may determine, as the second switching time, an adjacent switching time having a small altitude error according to the equation of motion among the adjacent switching times of the first switching time according to the pulse adjusting resolution.

또다른 실시예에 따른 상기 펄스 추력 제어기(100)는 재조정부(140)를 더 포함할 수 있다.The pulse thrust controller 100 according to another embodiment may further include a readjustment unit 140.

상기 재조정부(140)는 상기 제1 스위칭 타임을 이용한 상기 비행체의 펄스 추력을 제어 시에 상기 비행체의 오프-타임의 2배보다 상기 비행체의 최소 제어 주기가 긴 경우, 상기 온(ON)-타임 및 상기 오프(OFF)-타임의 비율을 유지하면서 상기 제1 스위칭 타임을 조정하여 상기 온(ON)-타임 및 상기 오프(OFF)-타임 각각을 상기 최소 제어 주기 이상으로 유지할 수 있다.The on-time controller 140 may adjust the on-time when the minimum control period of the vehicle is longer than twice the off-time of the vehicle when controlling the pulse thrust of the vehicle using the first switching time. And adjusting the first switching time while maintaining the OFF-time ratio to maintain each of the ON-time and the OFF-time above the minimum control period.

도 2는 일실시예에 따른 비행체의 시간에 대한 고도 프로파일을 나타내는 도면이다.2 is a view showing an altitude profile with respect to the time of the vehicle according to an embodiment.

도 2를 참조하면, 상기 비행체의 지상 시험은 상승(Ascending), 하버링(Hovering), 및 하강(Descending 또는 Landing)의 총 3개의 Phase로 구분할 수 있다.Referring to FIG. 2, the ground test of the vehicle may be classified into three phases: ascending, hovering, and descending.

먼저, 상기 상승 구간(Ascending Phase)의 경우, 초기 지상 0m의 정지된 상태에서 출발하여 특정 고도(이를 테면, 지상 20m)에 도달하는 단계를 말한다.First, the ascending phase refers to a step of starting from a stationary state of the initial 0m above ground and reaching a specific altitude (for example, 20m above the ground).

상기 하버링 구간(Hovering Phase)은 지상의 특정 고도(이를 테면, 20m로 가정할 수 있음)에서 특정 오차범위(Δh) 이내로 하버링 상태를 유지하는 단계를 의미한다.The harboring phase refers to a step of maintaining the harboring state within a specific error range Δh at a specific altitude of the ground (for example, 20 m).

상기 하강 구간(Descending Phase)의 경우에는, 상기 하버링 상태를 유지하던 특정 고도(이를 테면, 지상 20m)에서 하강하여 특정 높이(이를 테면, 지상 0.3m)에 도달한 후 착륙 전 특정 오차범위(Δh) 이내에서 약간의 하버링 기동을 수행하는 단계이다.In the case of the descending phase, after descending from a specific altitude (eg, 20m above the ground) that maintained the harboring state and reaching a specific height (such as 0.3m above the ground), a specific error range before landing ( It is a step of performing a slight habering maneuver within Δh).

도 3은 일실시예에 따른 비행체의 추력기에 대한 개념도이다.3 is a conceptual diagram of a thruster of a vehicle according to an embodiment.

일실시예에 따라, 상기 비행체는 달 탐사선을 포함할 수 있다.According to one embodiment, the vehicle may include a lunar probe.

상기 달 탐사선에서는, 도 3에서와 같이 210N 급의 추력기 5개를 배치하여 사용할 수 있다.In the lunar probe, five thrusters of class 210N can be arranged and used as shown in FIG. 3.

상기 추력기 5개 중에서, 3개의 추력기는 항상 ON 상태를 유지하고 있으며, 고도 제어를 위하여 나머지 2개의 추력기에 대하여만 PWM 제어를 수행할 수 있다.Among the five thrusters, three thrusters are always maintained in an ON state, and PWM control can be performed only for the remaining two thrusters for altitude control.

도 4는 일실시예에 따른 추력기의 신호 특성을 나타내는 도면이다.4 is a diagram illustrating signal characteristics of a thruster according to an embodiment.

도 4에서 볼 수 있듯이, 상기 추력기의 특성으로 인해 PWM 제어를 위한 제약 조건을 가질 수 있다,As can be seen in Figure 4, due to the characteristics of the thruster may have a constraint for PWM control,

Control Frequency(1/Control Period)는 1Hz 이하로, 이를테면 1초에 1번의 제어입력만을 계산할 수 있다.The control frequency (1 / Control Period) is less than 1 Hz, for example, only one control input can be calculated per second.

또한, PWM 해상도(410)는 0.02sec로, PWM 신호의 최소 단위는 0.02초로 볼 수 있다.In addition, the PWM resolution 410 may be viewed as 0.02 sec, the minimum unit of the PWM signal is 0.02 seconds.

상기 조건에 따라, 1번의 Control Period(420) 이내에는 1번의 펄스(pulse) 변화만 가능하다.According to the above condition, only one pulse change is possible within one Control Period 420.

여기서, 실제 명령에 대한 추력기의 Time Delay, Raising time 등의 특성은 고려하지 않으며, 시뮬레이션 상에서는 외란력(Perturbation Forces) 및 추력기 모델 오차(Model Uncertainty)에 포함되는 것으로 가정할 수 있다.Here, characteristics such as time delay and raising time of the thruster with respect to the actual command are not considered, and it may be assumed that the simulation is included in the perturbation force and the model uncertainty.

도 5는 일실시예에 따른 하버링(Hovering) 구간에 대한 고도 변화 특성을 나타내는 도면이다.FIG. 5 is a diagram illustrating an altitude change characteristic of a harboring section according to an embodiment. FIG.

비행체의 고도에 대한 운동 방정식을 수립함에 있어, 지상 테스트 모델에 대해서는 수학식 1과 같이 수직축에 대한 운동 방정식만을 고려하며, 기준 입력을 구하기 위해서는 단순한 모델만을 사용할 수 있다.In establishing the equation of motion for the altitude of the vehicle, only the equation of motion about the vertical axis is considered for the ground test model as in Equation 1, and only a simple model can be used to obtain a reference input.

Figure 112012104669452-pat00001
Figure 112012104669452-pat00001

수학식 1은 제어 명령을 구하기 위한 단순 운동 방정식이며, 상기 비행체의 실제 거동에 대한 시뮬레이션의 경우 상기 운동 방정식에 외란력(Perturbation Forces) 및 추력기 모델 오차(Model Uncertainty) 등을 추가적으로 고려할 수 있다.Equation 1 is a simple motion equation for obtaining a control command, and in the case of simulation of the actual behavior of the vehicle, perturbation forces and model uncertainty may be additionally considered in the motion equation.

추력기와 관련하여, 상승 구간(Ascending Phase)에서는, 210N의 추력기 5개를 클러스터로 구성하여 5개 모두를 사용하는 경우의 추력(T1)과 이 중 3개만을 사용하는 경우의 추력(T2)로 구분할 수 있다.With respect to the thruster, the thrust in the case of using thrust (T 1) and of which in the case of the rising edge (Ascending Phase), by configuring the thruster of 210N 5 to a cluster using all five three only (T 2 )

제어 입력의 경우, ON/OFF 제어만을 수행하며, ON에서는 5개의 추력기를 모두 사용하고, OFF에서는 3개의 추력기만을 사용하는 모드를 수행할 수 있다.In the case of control input, only ON / OFF control is performed, and all of the five thrusters are used in ON and only three thrusters are used in OFF.

이 경우, 상기 추력기의 비추력(Isp)은 200sec로 가정할 수 있으며, 이를 바탕으로 질량변화는 수학식 2 및 수학식 3과 같이 나타낼 수 있다.In this case, the non-thrust Isp of the thruster may be assumed to be 200 sec. Based on this, the mass change may be expressed as Equation 2 and Equation 3.

Figure 112012104669452-pat00002
Figure 112012104669452-pat00002

Figure 112012104669452-pat00003
Figure 112012104669452-pat00003

하강 구간(Descending Phase)의 경우에는, 상기 상승 구간에서의 T1 및 T2가 서로 바뀌어 적용될 수 있다.In the case of a falling phase, T 1 and T 2 in the rising period may be interchanged with each other.

PID와 같은 기존의 제어기를 적용하는 경우, 낮은 Control Frequency에 대해 만족할만한 성능을 줄 수 없어, 낮은 Control Frequency에서도 적용 가능한 제어기의 설계가 요구되고 있다.In case of applying the existing controller such as PID, it is not possible to give satisfactory performance for low control frequency, and therefore, a design of a controller that can be applied even at a low control frequency is required.

이에 따라, 상기 펄스 추력 제어기(100)는 모든 구간(Phase)들을 상승 및 하강의 2개의 서브 페이즈(Sub-Phase)로 구성할 수 있는 점을 고려하여 설계할 수 있다.Accordingly, the pulse thrust controller 100 can be designed in consideration of the fact that all the phases (Phase) can be configured as two sub-phase (Phase) of rising and falling.

도 5를 참조하면, 고도 변화에 대한 모든 구간은 상승 및 하강의 2개의 서브 페이즈(Sub-Phase)로 구성되는데, 하버링 구간(Hovering Phase)의 경우 매우 짧은 상승과 하강의 2개의 서브 페이즈(Sub-Phase)로 구성될 수 있다.Referring to FIG. 5, all sections of the elevation change are composed of two sub-phases of rising and falling, and in the case of the hovering phase, two sub-phases of very short rising and falling ( Sub-Phase).

상기 상승(Ascending) 또는 하강(Descending) 구간의 경우, 1번의 펄스 변화만으로 제어가 가능하다.In the ascending or descending section, only one pulse change can be used to control.

도 5에서 상승 구간(Ascending Phase)의 경우 Δt3 (530) 및 Δt4 (540)와 같이 ON-OFF 전환의 펄스 신호만으로 제어할 수 있으며, 하강 구간(Descending Phase)의 경우 Δt1 (510) 및 Δt2 (520)와 같이 OFF-ON 전환의 펄스 신호만으로 제어 가능하다.In FIG. 5, the ascending phase may be controlled only by a pulse signal of ON-OFF switching, such as Δt3 530 and Δt4 540, and in the descending phase, Δt 1 510 and Δt. As shown in (520), only the pulse signal of OFF-ON switching can be controlled.

상기 상승 및 하강에 대한 PWM 프로파일은 T1 및 T2이 서로 바뀌어 적용되므로, 동일한 방식으로 계산한 후 상기 T1 및 T2 값에 대한 적용만 달리 할 수 있다.As the PWM profile for the rising and falling is applied to T 1 and T 2 are interchanged with each other, only the application to the T 1 and T 2 values may be different after calculation in the same manner.

따라서, 상기 상승 구간(Ascending Phase)에 대한 PWM 제어 입력만을 계산하여, 상기 하강 구간(Descending Phase)에 적용할 수 있다.Therefore, only the PWM control input for the rising phase may be calculated and applied to the falling phase.

상승 구간(Ascending Phase)의 경우, 현재의 고도와 속도 정보를 바탕으로 목표로 하는 고도(Ascending Phase와 20m 고도에서의 Hovering Phase의 경우, 목표 도달 고도의 상한선인 (20 + Δh)m, 마지막 Descending Phase 이후의 Hovering Phase의 경우 (0.3 + Δh)m)에 도달하는 PWM 제어 입력(보다 구체적으로 Pulse 천이 시점, 여기서는 t1을 의미함)을 구하는 것을 목표로 한다.In the case of the ascending phase, the target altitude (ascending phase and the hovering phase at 20m altitude, based on the current altitude and velocity information, is (20 + Δh) m, which is the upper limit of the altitude of the target, the last Descending) In the case of the Hovering Phase after the Phase, a goal is to obtain a PWM control input (more specifically, a pulse transition time point, in this case, t 1 ) that reaches (0.3 + Δh) m).

이 경우, 초반에 추력기를 통해 상승하다가 최종도달 지점에서 속력 조건을 맞추기 위해서 OFF 모드로 전환하게 된다.In this case, ascends through the thruster early and then switches to the OFF mode in order to meet the speed condition at the final reaching point.

한편, 하강 구간(Descending Phase)의 경우, 20m의 고도에서의 Hovering Phase에서 목표 도달 고도의 하한선인 (20 - Δh)m를 목표로 할 수 있다.On the other hand, in the descending section (Descending Phase), it is possible to target (20-Δh) m, which is the lower limit of the target reaching altitude in the Hovering Phase at an altitude of 20m.

먼저, 수학식 1 및 수학식 2의 운동 방정식으로부터 수학식 4 및 수학식 5와 같은 운동 방정식을 구할 수 있다.First, an equation of motion such as equations (4) and (5) can be obtained from the equations of motion of equations (1) and (2).

Figure 112012104669452-pat00004
Figure 112012104669452-pat00004

Figure 112012104669452-pat00005
Figure 112012104669452-pat00005

t가 0≤t<t1인 경우,

Figure 112012104669452-pat00006
로 계산할 수 있다.If t is 0≤t <t 1 ,
Figure 112012104669452-pat00006
Can be calculated as

이를 적분하면, 수학식 6과 같은 상태 방정식을 구할 수 있다.Integrating this, a state equation such as Equation 6 can be obtained.

Figure 112012104669452-pat00007
Figure 112012104669452-pat00007

따라서, ON 모드의 종료시간인 t1에서의 속도 및 고도는 수학식 7과 같이 표현될 수 있다.Therefore, the speed and the altitude at the end time t 1 of the ON mode may be expressed by Equation (7).

Figure 112012104669452-pat00008
Figure 112012104669452-pat00008

t의 범위가 t1≤t<t1+t2인 경우, ON 모드와 같은 방식으로 OFF 모드의 종료시간인 t1+t2에서의 속도 및 고도를 수학식 8과 같이 계산할 수 있다.When t is in the range of t 1 ≤ t <t 1 + t 2 , the speed and altitude at t 1 + t 2 , the end time of the OFF mode, may be calculated in the same manner as in the ON mode, as shown in Equation (8).

Figure 112012104669452-pat00009
Figure 112012104669452-pat00009

최종 시간 구간에서, 속도 vf=0이고, 목표고도(hf)에 도달해야 하므로, 수학식 8을 이용하여 수학식 9와 같은 연립 방정식을 얻을 수 있으며, 이를 이용하여 원하는 펄스 천이시점 t1을 구할 수 있다.In the final time interval, since the velocity v f = 0 and the target altitude (h f ) has to be reached, the system of equations 8 can be used to obtain the system of equations as shown in equation 9, using the desired pulse transition time point t 1 Can be obtained.

Figure 112012104669452-pat00010
Figure 112012104669452-pat00010

이러한 비선형 연립방정식을 풀기 위해서는 수치해석적 기법을 사용할 수 있으며, 여러가지 수치해석 기법 중 Newton's Method를 사용하기 위해 수학식 10과 같이 자코비안 행렬(Jacobian Matrix)를 구할 수 있다.Numerical techniques can be used to solve such nonlinear simultaneous equations, and Jacobian matrices can be obtained as shown in Equation 10 to use Newton's Method among various numerical techniques.

Figure 112012104669452-pat00011
Figure 112012104669452-pat00011

Figure 112012104669452-pat00012
Figure 112012104669452-pat00012

수학식 10 및 11의 자코비안 행렬 값을 이용하여 해를 구하기 위해서는 적절한 초기값 설정이 중요하며, 이를 위해 질량의 변화가 없는 경우를 가정하여 해석적 해를 구할 수 있다.In order to solve the solution using Jacobian matrices of Equations 10 and 11, proper initial value setting is important. For this purpose, analytical solutions can be obtained assuming that there is no mass change.

먼저, 질량 변화가 없다고 가정한 경우의 추력기의 ON 구간에 대한 속도 및 고도는 수학식 12와 같이 나타낼 수 있다.First, the speed and the altitude for the ON section of the thruster in the case where there is no mass change can be expressed by Equation 12.

Figure 112012104669452-pat00013
Figure 112012104669452-pat00013

이를 계산하여, ON 모드의 종료시간인 t1에서의 속도 및 고도를 수학식 13과 같이 구할 수 있다.By calculating this, the velocity and altitude at the end time t 1 of the ON mode can be obtained as shown in Equation 13.

Figure 112012104669452-pat00014
Figure 112012104669452-pat00014

같은 방식으로, OFF 모드의 종료시간인 t1+t2에서의 속도 및 고도를 수학식 14와 같이 계산할 수 있다.In the same way, the velocity and altitude at the end time t 1 + t 2 of the OFF mode can be calculated as in Equation 14.

Figure 112012104669452-pat00015
Figure 112012104669452-pat00015

그리고, 최종시간에서는 속도가 0이고, 고도는 목표고도에 도달해야 하므로, 상기 수학식 14를 이용하여 수학식 15와 같은 연립방정식을 구할 수 있다.In the final time, since the velocity is 0 and the altitude should reach the target altitude, a system of equations (15) can be obtained using Equation (14).

Figure 112012104669452-pat00016
Figure 112012104669452-pat00016

여기서, 수학식 15의 이차방정식의 해를 구하고, 그 중에서 0보다 크면서 작은 해를 비선형 연립방정식의 초기값으로 사용할 수 있다.Here, a solution of the quadratic equation of Equation 15 can be obtained, and a solution larger and smaller than 0 can be used as an initial value of the nonlinear system of equations.

도 6은 일실시예에 따른 PWM 조정 과정을 설명하는 도면이다.6 is a diagram illustrating a PWM adjustment process according to an embodiment.

수학식 9와 같이 PWM 천이 시간을 구하게 되면, 이를 바탕으로 PWM 신호를 생성할 수 있다.When the PWM transition time is obtained as shown in Equation 9, the PWM signal can be generated based on this.

이를 테면, 앞서 구한 PWM 천이 시간이 3.3257초인 경우, PWM 신호에서는 해상도(resolution)가 0.02초이므로, 3.32초 또는 3.34초를 PWM 천이 시간으로 볼 수 있다.For example, when the previously obtained PWM transition time is 3.3257 seconds, the resolution is 0.02 seconds in the PWM signal, so 3.32 seconds or 3.34 seconds may be regarded as the PWM transition time.

도 6에서는 (610) 및 (620)이 이에 해당되며, 이러한 과정을 PWM 조정 과정이라 할 수 있다.In FIG. 6, 610 and 620 correspond to this, and this process may be referred to as a PWM adjustment process.

상기 조정 과정을 위하여, PWM 천이 시간에 인접한 2개의 천이 시점에 대한 최종 도달 오차를 분석해서 가장 오차가 작은 지점을 PWM 천이 시간으로 산정할 수 있다.For the above adjustment process, the final arrival error of two transition time points adjacent to the PWM transition time may be analyzed to calculate the smallest error point as the PWM transition time.

도 7은 일실시예에 따른 PWM 재조정 과정을 설명하는 도면이다.7 illustrates a PWM readjustment process according to an embodiment.

도 5와 같이 제어를 수행하는 경우, 하버링 구간에서 한가지 문제가 발생할 수 있다.When performing control as shown in FIG. 5, one problem may occur in the harboring section.

하버링 구간(Hovering Phase)에 대한 제어의 경우, 상승 후 하강의 단계를 넘어갈 때 제어주기에 따라서 도 7 상단의 그래프와 같은 PWM 신호(710)를 계산하게 되는 경우가 있는데, 이는 너무 짧은 고도 간격(Δh)와 너무 느린 제어 주기(Control Frequency)에 따라 발생하는 문제이다.In the case of the control of the hovering phase, the PWM signal 710 as shown in the graph at the top of FIG. 7 may be calculated according to the control period when crossing the step of rising and falling, which is too short an altitude interval. This problem is caused by (Δh) and control frequency too slow.

이러한 상황에서 고도 간격(Δh) 이내에 제어를 유지하는 것은 불가능하며, 따라서 고도 간격(Δh)에 대해 최소한의 오차를 생성하도록 PWM 신호를 재생성 해야 될 필요가 있다.In this situation it is not possible to maintain control within the altitude interval [Delta] h, and therefore it is necessary to regenerate the PWM signal to produce a minimum error over the altitude interval [Delta] h.

그러나, 상기 비행체의 하버링 제어를 위한 펄스 추력 제어기(100)의 경우, 최종 단계에서의 하버링에서 지면과의 충돌을 해결하기 위해 해당 PWM 신호를 도 7의 하단과 같이 재생성 할 수 있다.However, in the case of the pulse thrust controller 100 for the harboring control of the vehicle, to solve the collision with the ground in the harboring in the final step, the corresponding PWM signal can be regenerated as shown in the bottom of FIG.

이를 테면, On-Off에 대한 시간만 유지를 하도록 할 수 있다.For example, only the time for On-Off can be maintained.

이 경우, 제어기 구성도 간단해지며, 하버링에 대한 Upper bound는 만족을 시키지 못하지만, Under bound는 항상 만족시킬 수 있다.In this case, the controller configuration is also simplified and the upper bound for the harboring does not satisfy, but the under bound can always be satisfied.

도 8은 일실시예에 따른 PWM 제어 결과를 나타내는 그래프이다.8 is a graph illustrating a PWM control result according to an embodiment.

상기 비행체의 하버링 제어를 위한 펄스 추력 제어기(100)를 이용하여, 1Hz의 제어주기(Control Frequency)에 대한 시뮬레이션을 수행하면 도 8의 결과를 얻을 수 있다.Using the pulse thrust controller 100 for the harboring control of the vehicle, the simulation of the control frequency (Control Frequency) of 1Hz can be obtained the result of FIG.

도 8의 좌측 그래프는 상기 비행체의 시간에 따른 고도 프로파일을 나타내며, 그 중 (810)부분은 최종 하버링(Final Hovering)에 대한 고도 프로파일을 의미한다.The left graph of FIG. 8 represents an altitude profile of the vehicle according to time, and part 810 of the graph represents an altitude profile for final hovering.

또한, 도 8의 우측 상단 그래프는 상기 비행체의 속도 프로파일을, 우측 하단 그래프는 PWM 신호 프로파일을 각각 나타낸다.In addition, the upper right graph of Figure 8 shows the speed profile of the vehicle, the lower right graph shows the PWM signal profile, respectively.

도 8을 참조하면, 느린 제어주기에 대해서도 제어가 가능함을 확인할 수 있었으며, 이를 위한 PWM 신호의 펄스(Pulse)도 기존의 PID 제어기에 비해 비교적 단순함을 확인할 수 있다.Referring to FIG. 8, it can be seen that control is possible even for a slow control cycle, and it can be seen that a pulse of a PWM signal for this is also relatively simple as compared to a conventional PID controller.

하버링에 대한 결과에서도 확인할 수 있듯이, Upper Bound를 만족하지는 못하지만(현실적으로 불가능), Under Bound 조건을 만족함을 확인할 수 있다.As can be seen from the result of the harbouring, the upper bound is not satisfied (not practically possible), but the under bound condition is satisfied.

도 9는 일실시예에 따른 비행체의 하버링 제어를 위한 펄스 추력 제어 방법을 도시하는 흐름도이다.9 is a flowchart illustrating a method of controlling pulse thrust for harboring control of a vehicle, according to an exemplary embodiment.

단계 910에서는, 상기 제1 계산부(110)가 상기 비행체의 현재 고도 및 속도를 이용하여 스위칭 타임에서의 상기 비행체의 고도에 대한 운동 방정식을 수립할 수 있다.In operation 910, the first calculation unit 110 may establish a motion equation for the altitude of the vehicle at the switching time using the current altitude and speed of the vehicle.

단계 920에서는, 상기 제2 계산부(120)가 상기 운동 방정식에 대한 해석적 해를 결정하여 상기 하버링 제어에 부합하는 제1 스위칭 타임을 결정할 수 있다.In operation 920, the second calculator 120 may determine an analytic solution to the equation of motion to determine a first switching time corresponding to the harboring control.

상기 제1 스위칭 타임은, 비행체의 하버링을 제어하기 위해 추력기의 ON 또는 OFF 명령 제어를 입력하는 시간을 의미하며, 상기 운동 방정식의 계산을 통해 상승 구간(Ascending Phase) 및 하강 구간(Descending) 각각의 Pulse 천이 시간에 대한 상기 제1 스위칭 타임을 구할 수 있다.The first switching time means a time for inputting ON or OFF command control of the thruster to control the harboring of the vehicle, and each of the ascending and descending sections is calculated through the calculation of the equation of motion. The first switching time for the pulse transition time of can be obtained.

상기 제2 계산부(120)는 상기 비행체의 질량 값 변화가 없는 것으로 가정하여 상기 해석적 해를 구하고, 상기 비행체의 질량 값 변화를 고려하여 상기 해석적 해를 바탕으로 상기 운동 방정식의 수치적 해를 구하여 상기 제1 스위칭 타임을 결정할 수 있다.The second calculation unit 120 obtains the analytical solution on the assumption that there is no change in the mass value of the vehicle, and calculates the numerical solution of the equation of motion based on the analytic solution in consideration of the change in the mass value of the vehicle. The first switching time may be determined by obtaining.

이 경우, 상기 제2 계산부(120)는 자코비안 행렬을 이용하여 상기 수치적 해를 구할 수 있다.In this case, the second calculator 120 may obtain the numerical solution using the Jacobian matrix.

다른 실시예에 따른 상기 펄스 추력 제어기(100)는 조정부(130)를 더 포함할 수 있으며, 상기 조정부(130)는 단계 920에서 상기 추력 제어기의 펄스 조정 해상도를 고려하여, 상기 제1 스위칭 타임을 조정한 제2 스위칭 타임을 결정할 수 있다.According to another exemplary embodiment, the pulse thrust controller 100 may further include an adjusting unit 130. The adjusting unit 130 may adjust the first switching time in consideration of the pulse adjusting resolution of the thrust controller in operation 920. The adjusted second switching time can be determined.

이 경우, 상기 조정부(130)는 상기 펄스 조정 해상도에 따른 상기 제1 스위칭 타임의 인접 스위칭 타임들 중, 상기 운동 방정식에 따른 고도 오차가 작은 인접 스위칭 타임을 상기 제2 스위칭 타임으로 결정할 수 있다.In this case, the adjusting unit 130 may determine, as the second switching time, an adjacent switching time having a small altitude error according to the equation of motion among the adjacent switching times of the first switching time according to the pulse adjusting resolution.

또다른 실시예에 따른 상기 펄스 추력 제어기(100)는 재조정부(140)를 더 포함할 수 있으며, 상기 재조정부(140)는 단계 920에서 상기 제1 스위칭 타임을 이용한 상기 비행체의 펄스 추력 제어 시에 상기 비행체의 오프-타임의 2배보다 상기 비행체의 최소 제어 주기가 긴 경우, 상기 온(ON)-타임 및 상기 오프(OFF)-타임의 비율을 유지하면서 상기 제1 스위칭 타임을 조정하여 상기 온(ON)-타임 및 상기 오프(OFF)-타임 각각을 상기 최소 제어 주기 이상으로 유지할 수 있다.According to another embodiment, the pulse thrust controller 100 may further include a readjustment unit 140, and the readjustment unit 140 controls the pulse thrust of the vehicle using the first switching time in step 920. If the minimum control period of the aircraft is longer than twice the off-time of the aircraft, the first switching time is adjusted by maintaining the ratio of the ON-time and the OFF-time Each of the on-time and the off-time may be maintained above the minimum control period.

상기 펄스 추력 제어기(100)는 상기 비행체가 상승 페이즈에 있는 경우 상기 스위칭 타임은 상기 펄스 추력을 끄는(OFF) 타임이고, 상기 비행체가 하강 페이즈에 있는 경우 상기 스위칭 타임은 상기 펄스 추력을 켜는(ON) 타임으로 볼 수 있다.The pulse thrust controller 100 is the switching time is the time to turn off the pulse thrust (OFF) when the aircraft is in the rising phase, the switching time to turn the pulse thrust (ON) when the aircraft is in the falling phase ) Can be viewed in time.

이상에서 설명된 장치는 하드웨어 구성요소, 소프트웨어 구성요소, 및/또는 하드웨어 구성요소 및 소프트웨어 구성요소의 조합으로 구현될 수 있다. 예를 들어, 실시예들에서 설명된 장치 및 구성요소는, 예를 들어, 프로세서, 콘트롤러, ALU(arithmetic logic unit), 디지털 신호 프로세서(digital signal processor), 마이크로컴퓨터, FPA(field programmable array), PLU(programmable logic unit), 마이크로프로세서, 또는 명령(instruction)을 실행하고 응답할 수 있는 다른 어떠한 장치와 같이, 하나 이상의 범용 컴퓨터 또는 특수 목적 컴퓨터를 이용하여 구현될 수 있다. 처리 장치는 운영 체제(OS) 및 상기 운영 체제 상에서 수행되는 하나 이상의 소프트웨어 애플리케이션을 수행할 수 있다. 또한, 처리 장치는 소프트웨어의 실행에 응답하여, 데이터를 접근, 저장, 조작, 처리 및 생성할 수도 있다. 이해의 편의를 위하여, 처리 장치는 하나가 사용되는 것으로 설명된 경우도 있지만, 해당 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자는, 처리 장치가 복수 개의 처리 요소(processing element) 및/또는 복수 유형의 처리 요소를 포함할 수 있음을 알 수 있다. 예를 들어, 처리 장치는 복수 개의 프로세서 또는 하나의 프로세서 및 하나의 콘트롤러를 포함할 수 있다. 또한, 병렬 프로세서(parallel processor)와 같은, 다른 처리 구성(processing configuration)도 가능하다.The apparatus described above may be implemented as a hardware component, a software component, and / or a combination of hardware components and software components. For example, the apparatus and components described in the embodiments may be implemented within a computer system, such as, for example, a processor, a controller, an arithmetic logic unit (ALU), a digital signal processor, a microcomputer, a field programmable array (FPA) A programmable logic unit (PLU), a microprocessor, or any other device capable of executing and responding to instructions. The processing device may execute an operating system (OS) and one or more software applications running on the operating system. The processing device may also access, store, manipulate, process, and generate data in response to execution of the software. For ease of understanding, the processing apparatus may be described as being used singly, but those skilled in the art will recognize that the processing apparatus may have a plurality of processing elements and / As shown in FIG. For example, the processing unit may comprise a plurality of processors or one processor and one controller. Other processing configurations are also possible, such as a parallel processor.

소프트웨어는 컴퓨터 프로그램(computer program), 코드(code), 명령(instruction), 또는 이들 중 하나 이상의 조합을 포함할 수 있으며, 원하는 대로 동작하도록 처리 장치를 구성하거나 독립적으로 또는 결합적으로(collectively) 처리 장치를 명령할 수 있다. 소프트웨어 및/또는 데이터는, 처리 장치에 의하여 해석되거나 처리 장치에 명령 또는 데이터를 제공하기 위하여, 어떤 유형의 기계, 구성요소(component), 물리적 장치, 가상 장치(virtual equipment), 컴퓨터 저장 매체 또는 장치, 또는 전송되는 신호 파(signal wave)에 영구적으로, 또는 일시적으로 구체화(embody)될 수 있다. 소프트웨어는 네트워크로 연결된 컴퓨터 시스템 상에 분산되어서, 분산된 방법으로 저장되거나 실행될 수도 있다. 소프트웨어 및 데이터는 하나 이상의 컴퓨터 판독 가능 기록 매체에 저장될 수 있다.The software may include a computer program, code, instructions, or a combination of one or more of the foregoing, and may be configured to configure the processing device to operate as desired or to process it collectively or collectively Device can be commanded. The software and / or data may be in the form of any type of machine, component, physical device, virtual equipment, computer storage media, or device , Or may be permanently or temporarily embodied in a transmitted signal wave. The software may be distributed over a networked computer system and stored or executed in a distributed manner. The software and data may be stored on one or more computer readable recording media.

실시예에 따른 방법은 다양한 컴퓨터 수단을 통하여 수행될 수 있는 프로그램 명령 형태로 구현되어 컴퓨터 판독 가능 매체에 기록될 수 있다. 상기 컴퓨터 판독 가능 매체는 프로그램 명령, 데이터 파일, 데이터 구조 등을 단독으로 또는 조합하여 포함할 수 있다. 상기 매체에 기록되는 프로그램 명령은 실시예를 위하여 특별히 설계되고 구성된 것들이거나 컴퓨터 소프트웨어 당업자에게 공지되어 사용 가능한 것일 수도 있다. 컴퓨터 판독 가능 기록 매체의 예에는 하드 디스크, 플로피 디스크 및 자기 테이프와 같은 자기 매체(magnetic media), CD-ROM, DVD와 같은 광기록 매체(optical media), 플롭티컬 디스크(floptical disk)와 같은 자기-광 매체(magneto-optical media), 및 롬(ROM), 램(RAM), 플래시 메모리 등과 같은 프로그램 명령을 저장하고 수행하도록 특별히 구성된 하드웨어 장치가 포함된다. 프로그램 명령의 예에는 컴파일러에 의해 만들어지는 것과 같은 기계어 코드뿐만 아니라 인터프리터 등을 사용해서 컴퓨터에 의해서 실행될 수 있는 고급 언어 코드를 포함한다. 상기된 하드웨어 장치는 실시예의 동작을 수행하기 위해 하나 이상의 소프트웨어 모듈로서 작동하도록 구성될 수 있으며, 그 역도 마찬가지이다.The method according to an embodiment may be implemented in the form of a program command that can be executed through various computer means and recorded in a computer-readable medium. The computer-readable medium may include program instructions, data files, data structures, and the like, alone or in combination. The program instructions to be recorded on the medium may be those specially designed and configured for the embodiments or may be available to those skilled in the art of computer software. Examples of computer-readable media include magnetic media such as hard disks, floppy disks and magnetic tape; optical media such as CD-ROMs and DVDs; magnetic media such as floppy disks; Magneto-optical media, and hardware devices specifically configured to store and execute program instructions such as ROM, RAM, flash memory, and the like. Examples of program instructions include machine language code such as those produced by a compiler, as well as high-level language code that can be executed by a computer using an interpreter or the like. The hardware devices described above may be configured to operate as one or more software modules to perform the operations of the embodiments, and vice versa.

이상과 같이 실시예들이 비록 한정된 실시예와 도면에 의해 설명되었으나, 해당 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 상기의 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다. 예를 들어, 설명된 기술들이 설명된 방법과 다른 순서로 수행되거나, 및/또는 설명된 시스템, 구조, 장치, 회로 등의 구성요소들이 설명된 방법과 다른 형태로 결합 또는 조합되거나, 다른 구성요소 또는 균등물에 의하여 대치되거나 치환되더라도 적절한 결과가 달성될 수 있다.While the present invention has been particularly shown and described with reference to exemplary embodiments thereof, it is to be understood that the invention is not limited to the disclosed exemplary embodiments. For example, it is to be understood that the techniques described may be performed in a different order than the described methods, and / or that components of the described systems, structures, devices, circuits, Lt; / RTI &gt; or equivalents, even if it is replaced or replaced.

그러므로, 다른 구현들, 다른 실시예들 및 특허청구범위와 균등한 것들도 후술하는 특허청구범위의 범위에 속한다.Therefore, other implementations, other embodiments, and equivalents to the claims are also within the scope of the following claims.

Claims (14)

비행체의 하버링 제어를 위한 펄스 추력 제어기에 있어서,
상기 비행체의 현재 고도 및 속도를 이용하여 스위칭 타임에서의 상기 비행체의 고도에 대한 운동 방정식을 수립하는 제1 계산부; 및
상기 운동 방정식에 대한 해석적 해를 바탕으로 수치적 해를 결정하여 상기 하버링 제어에 부합하는 제1 스위칭 타임을 결정하는 제2 계산부
를 포함하며,
상기 제2 계산부는, 상기 비행체의 질량 값 변화가 없는 것으로 가정하여 상기 해석적 해를 구하고, 상기 비행체의 질량 값 변화를 고려하여 상기 해석적 해를 바탕으로 상기 운동 방정식의 수치적 해를 구하여 상기 제1 스위칭 타임을 결정하는 펄스 추력 제어기.In the pulse thrust controller for the harboring control of the vehicle,
A first calculator configured to establish a motion equation for the altitude of the vehicle at a switching time using the current altitude and speed of the vehicle; And
A second calculator configured to determine a numerical solution based on the analytical solution to the equation of motion to determine a first switching time conforming to the harboring control
Including;
The second calculation unit obtains the analytical solution assuming that there is no change in the mass value of the vehicle, and obtains a numerical solution of the equation of motion based on the analytical solution in consideration of the change in the mass value of the vehicle. A pulse thrust controller that determines a first switching time. 제1항에 있어서,
상기 추력 제어기의 펄스 조정 해상도를 고려하여, 상기 제1 스위칭 타임을 조정한 제2 스위칭 타임을 결정하는 조정부
를 더 포함하는 펄스 추력 제어기.The method of claim 1,
Adjusting unit for determining the second switching time of adjusting the first switching time in consideration of the pulse adjustment resolution of the thrust controller
Pulse thrust controller further comprising. 제2항에 있어서,
상기 조정부는, 상기 펄스 조정 해상도에 따른 상기 제1 스위칭 타임의 인접 스위칭 타임들 중, 상기 운동 방정식에 따른 고도 오차가 작은 인접 스위칭 타임을 상기 제2 스위칭 타임으로 결정하는 펄스 추력 제어기.3. The method of claim 2,
And the adjusting unit determines, as the second switching time, an adjacent switching time having a small altitude error according to the equation of motion among the adjacent switching times of the first switching time according to the pulse adjusting resolution. 삭제delete 제1항에 있어서,
상기 제2 계산부는, 자코비안 행렬을 이용하여 상기 수치적 해를 구하는 펄스 추력 제어기.The method of claim 1,
And the second calculation unit obtains the numerical solution using a Jacobian matrix. 제1항에 있어서,
상기 비행체가 상승 페이즈에 있는 경우 상기 스위칭 타임은 상기 펄스 추력을 끄는 오프-타임이고, 상기 비행체가 하강 페이즈에 있는 경우 상기 스위칭 타임은 상기 펄스 추력을 켜는 온-타임인 펄스 추력 제어기.The method of claim 1,
And the switching time is an off-time to turn off the pulse thrust when the vehicle is in the rising phase, and the switching time is an on-time to turn on the pulse thrust when the aircraft is in the falling phase. 제1항에 있어서,
상기 제1 스위칭 타임을 이용한 상기 비행체의 펄스 추력을 제어 시 상기 비행체의 오프-타임의 2배보다 상기 비행체의 최소 제어 주기가 긴 경우, 온-타임과 상기 오프-타임의 비율을 유지하면서 상기 제1 스위칭 타임을 조정하여 상기 온-타임 및 상기 오프-타임 각각을 상기 최소 제어 주기 이상으로 유지하는 재조정부
를 더 포함하는 펄스 추력 제어기.The method of claim 1,
When controlling the pulse thrust of the vehicle using the first switching time, if the minimum control period of the vehicle is longer than twice the off-time of the vehicle, the first time while maintaining the ratio of the on-time and the off-time A readjustment unit adjusting one switching time to maintain each of the on-time and the off-time above the minimum control period
Pulse thrust controller further comprising. 비행체의 하버링 제어를 위한 펄스 추력 제어 방법에 있어서,
상기 비행체의 현재 고도 및 속도를 이용하여 스위칭 타임에서의 상기 비행체의 고도에 대한 운동 방정식을 수립하는 단계; 및
상기 운동 방정식에 대한 해석적 해를 바탕으로 수치적 해를 결정하여 상기 하버링 제어에 부합하는 제1 스위칭 타임을 결정하는 단계
를 포함하며,
상기 제1 스위칭 타임을 결정하는 단계는, 상기 비행체의 질량 값 변화가 없는 것으로 가정하여 상기 해석적 해를 구하고, 상기 비행체의 질량 값 변화를 고려하여 상기 해석적 해를 바탕으로 상기 운동 방정식의 수치적 해를 구하여 상기 제1 스위칭 타임을 결정하는 펄스 추력 제어 방법.In the pulse thrust control method for the harboring control of the vehicle,
Establishing a motion equation for the altitude of the vehicle at a switching time using the current altitude and speed of the vehicle; And
Determining a numerical solution based on the analytical solution to the equation of motion to determine a first switching time conforming to the harboring control
Including;
The determining of the first switching time may include obtaining the analytical solution on the assumption that there is no change in the mass value of the vehicle, and calculating the numerical value of the equation of motion based on the analytic solution in consideration of the change in the mass value of the vehicle. The pulse thrust control method of determining the first switching time by obtaining a solution. 삭제delete 제8항에 있어서,
자코비안 행렬을 이용하여 상기 수치적 해를 구하는 펄스 추력 제어 방법.9. The method of claim 8,
Pulse thrust control method for obtaining the numerical solution using a Jacobian matrix. 제8항에 있어서,
상기 추력 제어기의 펄스 조정 해상도를 고려하여, 상기 제1 스위칭 타임을 조정한 제2 스위칭 타임을 결정하는 조정 단계
를 더 포함하는 펄스 추력 제어 방법.9. The method of claim 8,
An adjustment step of determining a second switching time of adjusting the first switching time in consideration of the pulse adjustment resolution of the thrust controller;
Pulse thrust control method further comprising. 제11항에 있어서,
상기 조정 단계는, 상기 펄스 조정 해상도에 따른 상기 제1 스위칭 타임의 인접 스위칭 타임들 중, 상기 운동 방정식에 따른 고도 오차가 작은 인접 스위칭 타임을 상기 제2 스위칭 타임으로 결정하는 펄스 추력 제어 방법.12. The method of claim 11,
And the adjusting step determines, as the second switching time, an adjacent switching time having a small altitude error according to the equation of motion among the adjacent switching times of the first switching time according to the pulse adjusting resolution. 제8항에 있어서,
상기 제1 스위칭 타임을 이용한 상기 비행체의 펄스 추력을 제어 시 상기 비행체의 오프-타임의 2배보다 상기 비행체의 최소 제어 주기가 긴 경우, 온-타임과 상기 오프-타임의 비율을 유지하면서 상기 제1 스위칭 타임을 조정하여 상기 온-타임 및 상기 오프-타임 각각을 상기 최소 제어 주기 이상으로 유지하는 재조정 단계
를 더 포함하는 펄스 추력 제어 방법.9. The method of claim 8,
When controlling the pulse thrust of the vehicle using the first switching time, if the minimum control period of the vehicle is longer than twice the off-time of the vehicle, the first time while maintaining the ratio of the on-time and the off-time A readjustment step of adjusting a switching time to maintain each of the on-time and the off-time above the minimum control period
Pulse thrust control method further comprising. 제8항, 제10항 내지 제13항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 펄스 추력 제어 방법을 수행하는 프로그램을 수록한 컴퓨터 판독 가능 기록매체.14. The computer readable medium according to any one of claims 8 and 10 to 13, containing a program for performing the pulse thrust control method.
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