KR101418488B1 - 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템 및 그 검증방법 - Google Patents
무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템 및 그 검증방법 Download PDFInfo
- Publication number
- KR101418488B1 KR101418488B1 KR1020130031887A KR20130031887A KR101418488B1 KR 101418488 B1 KR101418488 B1 KR 101418488B1 KR 1020130031887 A KR1020130031887 A KR 1020130031887A KR 20130031887 A KR20130031887 A KR 20130031887A KR 101418488 B1 KR101418488 B1 KR 101418488B1
- Authority
- KR
- South Korea
- Prior art keywords
- control board
- board
- flight control
- computer system
- control computer
- Prior art date
Links
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 title claims abstract description 86
- 238000012360 testing method Methods 0.000 title claims description 20
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 32
- 238000012545 processing Methods 0.000 claims abstract description 15
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims abstract description 12
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims abstract description 8
- 230000008054 signal transmission Effects 0.000 claims abstract description 3
- 230000006870 function Effects 0.000 claims description 26
- 238000007689 inspection Methods 0.000 claims description 24
- 238000012795 verification Methods 0.000 claims description 18
- 238000011990 functional testing Methods 0.000 claims description 5
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 5
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims description 2
- 238000011161 development Methods 0.000 abstract description 6
- 238000013461 design Methods 0.000 abstract description 5
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract description 4
- 230000007547 defect Effects 0.000 abstract description 3
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 abstract description 2
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 5
- 238000007726 management method Methods 0.000 description 5
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 4
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 3
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 3
- 230000004044 response Effects 0.000 description 3
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 2
- 238000003745 diagnosis Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000009977 dual effect Effects 0.000 description 2
- 101100283411 Arabidopsis thaliana GMII gene Proteins 0.000 description 1
- 101100083492 Fritillaria agrestis PETE gene Proteins 0.000 description 1
- 238000012790 confirmation Methods 0.000 description 1
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 1
- 238000013500 data storage Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 238000003359 percent control normalization Methods 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/02—Initiating means
- B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
- B64C13/18—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors using automatic pilot
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
- G01C21/20—Instruments for performing navigational calculations
-
- 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
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Theoretical Computer Science (AREA)
- Computer Hardware Design (AREA)
- Evolutionary Computation (AREA)
- Geometry (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Debugging And Monitoring (AREA)
Abstract
본 발명은 무인기의 자동비행제어를 위해 비행제어, 임무제어 및 신호처리기능을 제어하고 시스템에 손상이 발생할 경우 손상의 치명성 여부를 판단하여 치명적인 결함을 탐지/격리/재구성처리하며, 무인기에 구비된 각종 항공운항 및 항전장비들을 제어하는 제어보드와; 상기 제어보드로 입출력되는 표준신호를 시스템버스로 인터페이스시키는 ADIO보드와; 상기 제어보드를 포함하여 통합비행제어 컴퓨터시스템에 설정된 동작전원을 인가시키는 파워보드와; 상기 제어보드에 탑재되고 항법관련신호, GPS신호 및 관성센서의 각속도와 가속도 정보를 GPS/INS 통합 항법절차에 따라 계산하여 실시간으로 제어보드로 전송처리하는 항법모듈과; 상기 제어보드와 외부 통신시스템과의 신호 송수신을 처리하는 백플레인(Backplane)보드를 포함하는 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템 및 그 검증방법을 제공한다.
상기와 같은 본 발명은 다양한 무인기 기종의 신호 및 시스템, 규격 등을 표준화하고 소형/경량/저전력을 목표로 비행제어컴퓨터시스템을 설계구현하므로써, 무인기의 개발기간을 단축시켜 무인기의 제작 및 유지비용을 상당히 절감시킬 수 있는 효과가 있다.
상기와 같은 본 발명은 다양한 무인기 기종의 신호 및 시스템, 규격 등을 표준화하고 소형/경량/저전력을 목표로 비행제어컴퓨터시스템을 설계구현하므로써, 무인기의 개발기간을 단축시켜 무인기의 제작 및 유지비용을 상당히 절감시킬 수 있는 효과가 있다.
Description
본 발명은 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템 및 그 검증방법에 관한 것으로, 특히 다양한 무인기 기종의 신호 및 시스템, 규격 등을 표준화하고 소형/경량/저전력을 목표로 비행제어컴퓨터시스템을 설계구현하므로써, 무인기의 개발기간을 단축시켜 무인기의 제작 및 유지비용을 상당히 절감시킬 수 있는 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템 및 그 검증방법에 관한 것이다.
일반적으로 무인기(無人機)는 동떨어져 있는 원격 조종원에 의해서 조종되는 비행기를 말하는데, 종래에는 주로 정찰, 표적용으로만 사용되어 왔으나 근래에는 후방에 있는 조종사의 전파, 광선을 이용한 원격조정으로 정찰, 폭격, 공중전 등 모든 공중활동을 한다. 그런데, 근년에는 상기와 같은 무인 항공기의 기동성 증대에 대한 지속적인 관심이 증대된 결과로 전자 및 전기적으로 액추에이터(Actuator) 등의 장치들을 제어할 수 있는 전자/전기식 비행제어시스템(Fly-By-Wire Flight Control system)이 탑재되어 보다 높은 수준의 비행 능력을 발휘하게 되었다. 여기서 상기 Fly-By-Wire(이하 FBW라 함)시스템이란 항공기의 조종 계통을 컴퓨터를 통해 전기 신호 장치로 바꾼 시스템을 말한다, 이러한 FBW(Fly-By-Wire)시스템은 개발된 이후 30년이 지나면서 그 기술도 지속적으로 발전되고 있는데, FBW의 비행제어컴퓨터에 채용되는 프로세서도 많은 변화를 겪게된다. 예컨대, 1980년대 초반 F-16D에 적용된 프로세서는 Z80-02로 10MHz 이하의 클록주파수를 가진 16bit 마이크로 컨트롤러이다. 80년대 중반은 MIL-STD-1750A 규격을 기준하여 개발된 프로세서가 대부분 사용되었으며, F-15E의 경우 20~24MHz 클록주파수를 가진 MAS-281 프로세서가 사용되었다. 90년대 초반은 32bit 프로세서로 넘어서는 단계로 JSF는 탐색개발 중에 25MHz의 클록주파수를 가진 80960 프로세서를 사용해서 개발되었으며 이후 PPC750을 사용하였다. 이처럼 비행제어 컴퓨터의 프로세서는 지속적으로 성능이 향상되고 있으며, 90년대 중반부터 32bit 버스의 PowerPC나 DSP(Digital Signal Processor)를 사용하는 추세로 발전되고 있다. 또한, 상기와 같은 FBW 비행제어컴퓨터는 조종사의 전기적 입력 신호를 수신하고, 비행 중인 외부환경의 대기정보와 항공기 자세정보를 고려하여 내장된 제어법칙이 항공기를 안전하고 원하는 방향으로 비행이 가능한 조종명령을 계산하여 전기적 신호로 변환한 후 구동기로 전달한다. 기계식 비행조종장치와 달리 비행제어컴퓨터는 조종명령에 대한 조종권한을 100% 가지므로 비행제어컴퓨터의 신뢰성은 무엇보다도 중요하다. 따라서 상기와 같은 비행제어시스템은 이러한 신뢰성 증대를 위해서 적절한 다중화설계가 필요하며 요구된 시스템 손실률(PLOC)을 만족하기 위한 3중 혹은 4중의 시스템으로 구성하는 것이 일반적이다.
그러면, 상기와 같은 종래 무인기의 FBW 비행제어시스템을 도 1을 참고로 살펴보면, 예컨대, 무인기의 조종을 위한 데이터를 아날로그신호와 디스크리트신호를 이용하여 입, 출력시키는 데이터입출력모듈(70)과;
상기 데이터입출력모듈(70)을 통해 입력되는 조종제어신호에 따라 내부에 탑재된 비행제어소프트웨어를 구동하여 무인기를 제어하기위한 제어신호를 출력시킴과 더불어 그 응답신호 및 무인기의 상태정보들을 수신받아 처리하는 비행제어컴퓨터(71)와;
상기 비행제어컴퓨터(71)로부터 출력된 제어신호에 따라 설정된 조종면 예컨대, 10개정도의 조정면을 구동하여 무인기의 비행을 제어하고 그 상태정보를 검출하여 비행제어컴퓨터(71)로 전송하는 액츄에이터출력모듈(72)를 포함하여 구성된다.
한편, 상기와 같은 종래 무인기의 FBW 비행제어시스템의 동작은 무인항공기 예컨대, 무인기의 조종을 위해 원격지에서 조종자가 조종기(73)를 통해 입력할 경우 이 조종데이터는 무인항공기에 구비된 FBW 비행제어시스템(74)의 데이터입출력모듈(70)에 의해 아날로그신호와 디스크리트신호로 처리되어 비행제어컴퓨터(71)로 입력된다. 그러면, 상기 비행제어컴퓨터(71)는 상기 데이터입출력모듈(70)을 통해 입력되는 조종제어신호에 따라 내부에 탑재된 비행제어소프트웨어를 구동하여 무인기를 제어하기위한 제어신호를 액츄에이터출력모듈(72)로 출력시킨다. 그리고 상기 액츄에이터출력모듈(72)은 비행제어컴퓨터(71)로부터 출력된 제어신호에 따라 설정된 조종면 예컨대, 10개정도의 조정면을 구동하여 무인기의 비행을 제어하고 그 상태정보를 검출하여 비행제어컴퓨터(71)로 전송한다. 그러면, 상기 비행제어컴퓨터(71)는 액츄에이터출력모듈(72)로부터 전송받은 응답신호 및 무인기의 상태정보들을 처리한 후 데이터입출력모듈(72)을 통해 조종자에게 알려주어 적절한 비행제어명령을 받아 처리하게된다.
그러나, 상기와 같은 종래 무인기의 FBW 비행제어시스템은 그 채용된 비행제어컴퓨터가 무인기의 각 기종 예컨대, 연대, 사단/군단급 무인기, 중고도/고고도, 무인전투기별로 플랫폼이 개발되기 때문에 개발기간이 매우 길었을 뿐만아니라 비용도 증가하였으며, 무인기가 비행중에 처할 수 있는 다양한 환경을 비행컴퓨터에 내장된 프로세서가 각 센서로부터 개별적으로 수신받아 수치적으로 계산하여 처리해야하므로 그에 따라 프로세서의 처리속도도 상당히 저하된다는 문제점이 있었다.
이에 본 발명은 상기와 같은 종래기술의 문제점을 해결하기위해 발명된 것으로, 무인기 탑재를 위한 비행제어, 항법장치, 대기자료 컴퓨터를 비행제어 컴퓨터시스템으로 통합설계하므로써, 무인기를 소형 및 경량화시킬 수 있는 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템 및 그 검증방법을 제공함에 그 목적이 있다.
본 발명의 또 다른 목적은 통합 비행제어 컴퓨터에 최신의 프로세서인 PowerPC 아키텍처를 적용하여 고성능 표준플랫폼을 구현하므로써, 무인기의 처리속도를 극대화시키는 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템 및 그 검증방법을 제공하는데 있다.
상기와 같은 목적을 달성하기위한 본 발명은 무인기의 자동비행제어를 위해 비행제어, 임무제어 및 신호처리기능을 제어하고 시스템에 손상이 발생할 경우 손상의 치명성 여부를 판단하여 치명적인 결함을 탐지/격리/재구성처리하며, 무인기에 구비된 각종 항공운항 및 항전장비들을 제어하는 제어보드와;
상기 제어보드로 입출력되는 표준신호를 시스템버스로 인터페이스시키는 ADIO보드와;
상기 제어보드를 포함하여 통합비행제어 컴퓨터시스템에 설정된 동작전원을 인가시키는 파워보드와;
상기 제어보드에 탑재되고 항법관련신호, GPS신호 및 관성센서의 각속도와 가속도 정보를 GPS/INS 통합 항법절차에 따라 계산하여 실시간으로 제어보드로 전송처리하는 항법모듈과;
상기 제어보드와 외부 통신시스템과의 신호 송수신을 처리하는 백플레인(Backplane)보드를 포함하는 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템을 제공한다.
본 발명의 또 다른 특징은 통합 비행제어 컴퓨터시스템에 점검장비를 연결하고 제어보드에 내장된 RTM 소프트웨어(SW), 점검장비에 설치된 점검용 소프트웨어(SW) 및 사용자 PC의 사용자용 소프트웨어(SW)를 구동하여 기능시험을 준비하는 제1 과정과;
상기 제1 과정후에 점검장비가 제어보드의 I/O를 통한 입/출력신호, BIT 결과신호를 제어보드의 메모리에 저장시키고, 인터페이스를 통한 제어보드의 메모리 접근으로 기능 시험을 검증하는 제2 과정과;
상기 제2 과정후에 점검장비를 이용한 수락시험을 수행하여 제어보드의 Corebit을 통해 검증하고, 각 CPLD보드의 기능에 대해서 오실로스코프를 포함한 계측장비를 통해 계측/분석하여 검증을 완료하는 제3 과정을 포함하는 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템의 검증방법을 제공한다.
상기와 같은 본 발명에 의하면, 다기종 무인기의 비행제어 특성을 분석하여 비행제어컴퓨터에 적합한 표준 신호 및 규격을 정의하고, 무인기 탑재를 위한 비행제어, 항법장치, 대기자료 컴퓨터를 비행제어 컴퓨터시스템으로 통합하여 설계하므로써, 소형/경량화/저전력화를 이루게 되고, 무인기의 개발기간을 단축시켜 무인기의 제작 및 유지비용을 상당히 절감시킬 수 있는 장점을 가지게 된다.
또한, 상기와 같은 본 발명은 항법모듈을 통합함으로써 장비의 소형, 경량화를 가능하게 하였고, 통합 비행제어 컴퓨터에 최신의 프로세서인 PowerPC 아키텍처를 적용함으로써, 약 1,000MIPS 처리속도의 고성능 표준플랫폼을 구현하였으며,다중화, 독립적인 설계 및 격리,CCDL 데이터 교환, BIT 등을 통해 비행제어시스템의 안전성 및 신뢰성을 향상시키는 효과도 있다.
도 1은 종래 무인기의 FBW 비행제어시스템의 일례를 설명하는 설명도.
도 2는 본 발명에 따른 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템의 일례를 설명하는 설명도.
도 3은 본 발명의 I/0 프로세서의 다중화구조의 일례를 설명하는 설명도.
도 4는 본 발명의 플로우차트.
도 2는 본 발명에 따른 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템의 일례를 설명하는 설명도.
도 3은 본 발명의 I/0 프로세서의 다중화구조의 일례를 설명하는 설명도.
도 4는 본 발명의 플로우차트.
이하, 본 발명에 따른 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템의 바람직한 실시예를 첨부된 도면을 참조하여 설명한다.
그러나 본 발명은 여기서 설명되어지는 본 발명에 따른 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템의 실시예들에 한정되지 않고 다른 형태로 구체화될 수도 있다. 오히려, 여기서 소개되는 실시예들은 개시된 내용이 철저하고 완전해질 수 있도록 그리고 당업자에게 본 발명의 사상이 충분히 전달될 수 있도록 하기 위해 제공되는 것이다. 명세서 전체에 걸쳐서 동일한 참조번호들은 동일한 구성요소들을 나타낸다. 한편, 본 명세서에서 사용된 용어는 실시예들을 설명하기 위한 것이며 본 발명을 제한하고자 하는 것은 아니다. 본 명세서에서, 단수형은 문구에서 특별히 언급되지 않는 한 복수형도 포함된다. 명세서에서 사용되는 "포함한다(comprises)." 및/또는 "포함하는(comprising)"은 언급된 구성요소, 단계, 동작 및/또는 소자가 하나 이상의 다른 구성요소, 단계, 동작 및/또는 소자의 존재 또는 추가를 배제하지 않는다.
실시예
도 2는 본 발명에 따른 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템의 일실시예를 개략적으로 설명하는 설명도이고, 도 3은 본 발명의 I/0 프로세서의 다중화구조의 일례를 설명하는 설명도이며, 도 4는 본 발명의 플로우차트이다.
도 2를 참조하면, 본 발명의 일실시예에 따른 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템은,
무인기의 자동비행제어를 위해 비행제어, 임무제어 및 신호처리기능을 제어하고 시스템에 손상이 발생할 경우 손상의 치명성 여부를 판단하여 치명적인 결함을 탐지/격리/재구성처리하며, 무인기에 구비된 각종 항공운항 및 항전장비들을 제어하는 제어보드(1)와;
상기 제어보드(1)로 입출력되는 표준신호들 예컨대, Analog Input, Discrete Input, Analog Output, Discrete Out 등의 신호를 시스템버스(2)로 인터페이스시키는 ADIO보드(3)와;
상기 제어보드(1)를 포함하여 통합비행제어 컴퓨터시스템(4)에 설정된 동작전원을 인가시키는 파워보드(5)와;
상기 제어보드(1)에 탑재되고 항법관련신호, GPS신호 및 관성센서의 각속도와 가속도 정보를 GPS/INS 통합 항법 알고리즘을 통해 계산하여 실시간으로 제어보드(1)로 전송처리하는 항법모듈(6)과;
상기 제어보드(1)와 외부 통신시스템과의 신호 송수신을 처리하는 백플레인(Backplane)보드(7)를 포함하여 구성된다.
여기서, 상기 제어보드(1)는 예컨대, CPU/IOP(Central Processing Unit/Input Output Processor) 보드로서, 두 개의 프로세서로 구성되는데, 이중 메인 프로세서로서 CPU 프로세서(8)는 연산처리를 수행하고, I/0 프로세서(9)는 각종 I/O 처리 및 각 채널 간 데이터 교환을 수행한다. 그리고, 상기 두 프로세서 간 데이터 교환은 결함전파를 막기 위해 Dual Port RAM(DPRAM)을 사용하여 Command-Response 프로토콜을 통해 수행된다.
여기서, 상기 제어보드(1)에는 고속의 CPU와 주변 메모리간의 Timing, Address Decoder, Watch Dog Timer, Parity Generation 등의 기능을 하는 4개의 CPLD보드(10: Complex Programmable Logic Device)가 설치된다.
또한 상기 제어보드(1)에는 OFP(Operational Flight Program) 의 동작에 필요한 각종 Hardwired I/O데이터, 시리얼 통신 데이터의 획득을 위하여 DPRAM으로부터 특정 메모리로 복사할 수 있도록 Scratch PadRAM이 인터페이스되도록 설치된다.
한편, 상기 제어보드(1)에 탑재되는 OFP는 비행제어 컴퓨터의 신뢰성을 보장을 위한 고장진단 및 격리의 기능을 제공하고, 신호 관리, 구동기 관리, 비행 전 잠재고장 탐지를 위한 BIT(Built in Test), 각 모드에 따른 제어법칙 운영 등의 기능을 실행한다.
여기서, 본 발명에 의한 통합 비행제어 컴퓨터시스템(4)은 다기종 무인기의 비행제어 특성을 분석하여 비행제어컴퓨터에 적합한 표준 신호 및 규격을 정의하고, 무인기 탑재를 위한 비행제어, 항법장치, 대기자료 컴퓨터를 비행제어 컴퓨터시스템으로 통합하여 컴퓨터의 신뢰성을 보장을 위한 고장진단 및 격리의 기능을 제공하고, 신호 관리, 구동기 관리, 비행 전 잠재고장 탐지를 위한 BIT(Built in Test), 각 모드에 따른 제어법칙 운영 등의 기능을 제공한다. 또한, 본 발명에 의한 통합 비행제어 컴퓨터시스템(4)은 비행체의 안전성과 신뢰성을 높이기 위해 비행체의 임무와 안전 요구도에 따라 단일, 이중, 삼중으로 확대/축소가 가능하며 결함탐지/격리/재구성이 가능하도록 한다.
한편, 상기 본발명에 의한 통합 비행제어 컴퓨터시스템(4)은 다중화시스템으로 구성되는데, 특히 상기 제어보드(1)는 다중화되어 독립적인 구조로 작동하므로, 메인 CPU(8)가 고장이 나더라도 I/O 프로세서(9)는 도 3에 도시된 바와같이 다중화구조로 구성되어 있기 때문에 메인 CPU(8)와 상관없이 동작이 가능하다.
또한 상기 제어보드(1)의 모든 채널은 서로 다른 채널과 물리적으로 연결되어 있으며, I/O 프로세서(9)는 상호 채널간의 데이터 통신을 통하여 서로 다른 채널의 입출력 값을 공유하게 된다.
이러한 I/O 프로세서(9)의 데이터 프로세싱은 CPU(8)의 지시에 따라서 매 프레임마다 수행되며, 만약 해당 채널에서 메인 프로세서단의 결함이 탐지되면 해당채널의 I/O 프로세서(9)는 프리런 모드(Free Run Mode)로 I/O 프로세서(9)를 자율적으로 작동하게 된다.
여기서, 상기 제어보드(1: CPU와 I/O프로세서)는 예컨대, PowerPC 8349E가 탑재되어 OFP를 구동하고, 단일/이중/삼중의 디지털 비행제어를 수행하고 시리얼통신 및 입출력신호를 제어하며 결함관리 기능을 수행한다.
그리고 상기 ADIO보드(3)는 아날로그 및 디지털 입출력을 처리하고 결함 시 격리가 되어 다른 채널에 영향을 주지 않도록 설계된다. 또한, 상기 항법모듈(6)은 GPS/INS센서 수신 및 자세/가속도/속도/고도를 계산하여 제어보드(1)로 전송한다. 그리고, 상기 파워보드(5)는 항법모듈(6), 외부센서(11) 및 탑재모듈(12)에 전원공급 및 전원 모니터링 신호를 제공하고, 추후 확장성을 고려하여 여유 Slot1개와 I/O 여유율 40%를 적용한다.
한편, 상기 제어보드(1)의 주요기능은 시스템 SW, 비행제어 SW, 임무제어 SW를 탑재/실행하여 조종면과 추력/착륙장치의 구동명령을 제공하고, CPU(8)의 감시 및 제어로직을 제공하여 다중화 관리, 내/외부 Serial 통신 제공, OFPLoader/Core BIT 기능을 포함한 Run Time Monitor(이하 RTM) SW 구동 등을 포함한다. 이때, 상기 제어보드(1)의 CPU(8)의 버스는 Local Bus, Memory Bus, GMII Bus로 구성되고, I/O 프로세서(9)는 4개의 12비트 DAC(Digital-to-Analog Convertor) 채널과 8개의 ADC(Analog-to-DigitalConvertor) 채널을 가지며, 외부 신호 확장은 8비트 어드레스와 8/16비트 데이터버스를 가진 시스템버스를 이용하고 이를 통해 ADIO보드(3)가 인터페이스 된다.
또한, 상기 제어보드(1)의 CPU(8)는 OFP 구동을 위한 메인 프로세서를 의미하고, Throughput은 50% 이상의 여유를 가져야 하며, 경성 실시간 시스템을 보장하기 위해 내부 타이머를 이용하여 정확한 시간을 결정할 수 있어야 하고, 소스주파수의 오차 및 타이밍은 ㅁ0.01% 이내이어야 한다.
그리고 상기 제어보드(1)에 구비되는 메모리의 액세스 시간은 CPU(8)의 Throughput에 의해 결정되어야 하고, 데이터 간 무결성을 보장하기 위한 Parity Check 기능이 포함되어야 한다.
여기서, 상기 제어보드(1)는 와치도그(WatchdogTimer), 채널 간 동기화, 채널결함로직, 시스템 인터럽트 및 리셋 등의 CPU 제어 및 감시를 실행하기위해 제어로직을 구성하여 제어보드(1)에 정확한 타이밍을 보장해주는 CPLD보드(10)를 더 포함한다. 그리고 이러한 CPLD보드(10)를 통해 부품이 차지하는 공간을 최소화되도록 구현한다.
또한, 상기 CPLD보드(10)에 구현되는 제어로직은 CPU의 Discrete Output 신호가 타 채널(CPU)로 입력되어 제어신호로 사용될수 있도록 메모리맵 입/출력 이산신호를 하드웨어 시스템 설계 시 고려해야 한다. 그리고 상기 CPLD보드(10)는 구성부품의 공간의 최소화하면서 신호의 정확한 타이밍을 제공할 수 있도록 하고, 16비트 Memory Mapped I/O 신호가 타 채널과의 CPU 상태정보를 교환하기 위해 제공된다.
더 나아가, 상기 제어보드(1)를 좀 더 구체적으로 설명하면, 상기 제어보드(1) 즉, CPU/IOP보드는 CPU(8)와 I/O 프로세서(9)라는 2개의 독립적인 프로세서를 갖도록 설계된다. 이중 상기 CPU(8)는 비행제어알고리즘 계산과 임무제어 기능을 수행하고, I/O 프로세서(9)는 센서 데이터를 CPU에 전달하거나 RC 서보 모터를 구동한다. 이런 구조를 갖는 이유는 본 발명에 따른 통합 비행제어 컴퓨터시스템(4)이 정해진 시간(64Hz) 내에 주어진 Task를 마쳐야 하는 경성 실시간시스템으로 CPU(8)가 매 프레임마다 비행제어법칙을 계산하는데 데이터 입출력으로 인한 부하를 주지 않고, 3중화 운용 중에 CPU가 죽더라도 I/O 프로세서(9)는 자체적으로 Free-Run 동작을 수행하고 다른 CPU에서 기능을 대신수행하기 위함이다.
본 발명에 따른 제어보드(1)의 CPU 선정기준은 안전을 우선순위로 두는 시스템으로서, 이전 비행제어시스템/우주용으로 사용된 History가 있는지를 판단하는CPU 무결성 검증 여부, 제어법칙 연산을 위한 32bit Floating-point 처리, RTOS(Real Time Operating System)와 개발 Tool 지원, JTAG Boundary scan, on-chip monitor와같은 테스트를 위한 지원여부, 탑재장비 환경조건 만족 여부, Synergy Effects, 잠재/전략적 재사용성 등이다.
물론, 상기 제어보드(1)는 ARINC653 RTOS개발을 위한 Vxworks653을 지원할 수 있다.
특히, 본 발명에 따른 제어보드(1)의 CPU(8)에 선정된 Freescale의 MPC8349E PowerPC 프로세서를 선정한 이유는 500MHz 구동 시 6Watt 이하의 최소 전력 소모량과 대략 1,000MIPS(Million Instructions Per Second) 정도의 연산능력을 갖고 있으며, ARINC653 RTOS 운용 가능하기 때문이다. 그리고, 그 외 Core를 제외한 나머지 I/O 구조가 거의 동일한 SOC type을 선정하여 향후 하드웨어업그레이드 및 재설계가 용이하도록 구성한다.
여기서 상기 I/O 프로세서(9)는 TI의 DSP인 TMS320F28335, 120MHz를 사용하였고, 120MIPS의 성능과 1Watt 이하의 전력소모량을 갖는다. 상기 I/O 프로세서(9)는 연산 보다는 정해진 명령을 순차적으로 실행하기 때문에 성능보다는 저 전력, 고 신뢰성을 고려하여 선정된다. 특히, 상기 I/O 프로세서(9)는 3중화 구조를 위한 채널간 데이터 송수신 기능인 CCDL(Cross Channel DataLink)을 수행하며, (종속항)송수신 속도는 1Mbit/s 이상이어야 하고, 각 채널의 I/O 프로세서(9)는 CPU(8)와 독립적으로 다른 채널의 데이터를 자체적으로 수신하여 저장해야 한다. 그리고 상기 I/O 프로세서(9)의 기능은 CPU(8)가 CPU Interrupt와 함께 DPRAM에 CPU Command를 저장 해두면 IOP Command Processing을 통하여 CPU Command를 수행하고, CPU Command 수행이 모두 끝나면(End of List 명령 수행)결과 값을 DPRAM에 저장한 후 Interrupt를 발생시킨다.
이에 더하여 상기 제어보드(1)는 총 6개의 RS422 통신포트를 지원하는데, 이중 2개는 CPU(8)에 내장된 통신포트이고, 4개는 Local bus를 통해 구성된다. 상기 제어보드(1)는 MIL-STD-1553 통신을 지원하고, 6Bit Word 데이터 크기를 가지고 최대 1Mbps 전송속도를 가지며, Half Duplex로 동작되고 ADC/DAC를 통해 아날로그 신호의 입출력을 제공 한다.
한편, 상기 항법모듈(6)은 항법보드, 항법센서모듈 및 GPS 안테나와의 인터페이스 기능과 관성 센서로부터 전달받은 각속도와 가속도 정보를 GPS 수신기로부터 위성항법 정보를 받아서 GPS/INS 통합 항법 알고리즘을 계산하여 실시간으로 제어보드(1)내 비행조종모듈(도시안됨)로 전송하는 것이다. 상기 항법모듈(6)은 외부Pitot Tube 및 GPS 안테나와 직접 인터페이스 되고, 항법자료는 RS-422신호규격으로 CPU/IOP보드에 데이터를 전송한다.
그리고, 상기 ADIO 보드(3)는 Analog Input, Discrete Input, Analog Output, Discrete Out 등의 신호를 CPU/IOP가 처리가 가능하도록 시스템 버스에 인터페이스 하는 역할을 수행한다. 상기 무인기(도시안됨)의 조종면에 연결되어 있는 서보모터(도시안됨)는 PWM(Pulse With Modulation) 신호를 통해 구동된다. 상기 PWM 신호는 DUTY을 제어하여 조종면 RC SERVO의 위치를 조정하고, 상기 CPU(8)에서 출력되는 전압을 PWM으로 변환하여 조종면으로 제공한다. 그리고 상기 조종면 출력 안정성 확보를 위해서는 각 조종면 출력신호의 Wrap-around 신호를 생성하는 회로(도시안됨)를 추가한다.
또한, 상기 파워(Power)보드(5)는 예컨대, +28VDC를 입력 받아 IFLCC 내부 전원 및 외부 센서/서보모터에 전원을 공급하고 각 전원들에 대한 모니터 신호를 제공 한다. 그리고, 상기 파워(Power)보드(5)는 설계에 적용된 DC/DC모듈 및 컨버터 내부에 단락보호회로, 과전압 보호회로가 내장되어 있다. 또한, 상기 파워(Power)보드(5)는 Temperature Monitoring 회로가 내장되어 있으므로, 내부에 열을 항상 모니터한다.
여기서, 상기 파워보드(5)에는 고주파노이즈가 입력으로 회기되는 것을 억제하는 EMI필터가 설치된다. EMI 필터는 입력 필터 회로를 구성하여 내부 전원공급 장치가 동작 시 발생하는 고주파 노이즈가 입력으로 회기되는 것을 최대한 억제하고, 4개의 입력 Source중에서 정상범위의 전원 중 가장 높은 전원을 선택한다.
한편, 본 발명에 의한 통합 비행제어 컴퓨터시스템(4)은 프로그램 구동을 Flash Memory에서 DDR SDRAM으로 변경하였고, CPU 연산에 사용될 데이터 저장 공간을 Scratch Pad RAM에서 DDR SDRAM으로 변경한다. 그리고 상기 MPC8349E의 내부 메모리 컨트롤러는 DDR SDRAM의 데이터 오류 검출기능인 ECC를 지원하며, single-bit error detection/correction 및 double-bit errors detection이 가능하다. 또한 상기 제어보드(1)는 메모리 무결성을 위한 Parity Check 기능을 ECC single-bit error detection기능으로 대체하여 수행한다.
다음에는 상기와 같은 구성으로 된 본 발명장치의 검증방법을 설명한다.
본 발명의 방법은 도 4에 도시된 바와같이 초기상태(S1)에서 통합 비행제어 컴퓨터시스템에 점검장비를 연결하고 제어보드에 내장된 RTM 소프트웨어(SW), 점검장비에 설치된 점검용 소프트웨어(SW) 및 사용자 PC의 사용자용 소프트웨어(SW)를 구동하여 기능시험을 준비하는 제1 과정(S2)과;
상기 제1 과정(S2)후에 점검장비가 제어보드의 I/O를 통한 입/출력신호, BIT 결과신호를 제어보드의 메모리에 저장시키고, RS-422 인터페이스를 통한 제어보드의 메모리 접근으로 기능 시험을 검증하는 제2 과정(S3)과;
상기 제2 과정(S3)후에 점검장비를 이용한 수락시험을 수행하여 제어보드의 Corebit을 통해 검증하고, 각 CPLD보드의 기능에 대해서 오실로스코프를 포함한 계측장비를 통해 계측/분석하여 검증을 완료하는 제3 과정(S4)을 포함하여 구성된다.
그리고 상기 제2 과정(S3)에는 제어보드내에서 구동되는 RTM SW의 ATP Mode로 진입 한 후 실제 동작시 사용되는 I/O 프로세서의 Command List와 동일한 점검장비의 Command에 따라 명령을 수행하고 값을 획득하여 예상값과 동일한 지를 점검한 후 그 시험항목과 시험결과를 출력시키는 구체점검단계를 더 포함한다.
또한 상기 제3 과정(S4)에는 watchdog Fail에 대해 Watchdog Interrupt 발생시 CPLD보드의 interrupt vector register의 9번 bit가 1로 설정되는지의 여부로 검증하고 CCDL의 속도가 CCDL이 2Mbps의 속도로 32bit의 데이터가 전송되므로 실제 동작시간을 오실로스코프로 측정하여 계산상의 시간인 18us와 일치하는지의 여부로 확인하는 제1 확인단계를 더 포함한다.
이에 더하여, 상기 제3 과정(S4)에는 제어보드의 I/O 프로세서의 Timing 요구도 검증을 위해 CCDL Wraparound 기능을 이용하여 각각의 CPU Command를 수행하여 DPRAM Rx영역에 데이터가 들어오는 시점을 오실로스코프로 측정하여 확인하는 제2 확인단계를 더 포함한다.
환언하면, 본발명에 의한 통합 비행제어 컴퓨터시스템(4)을 검증하려면, 먼저, 본 발명의 통합 비행제어 컴퓨터시스템(4)에 점검장비를 연결하고 제어보드(1)에 내장된 RTM 소프트웨어(SW), 점검장비에 설치된 점검용 소프트웨어(SW) 및 사용자 PC의 사용자용 소프트웨어(SW)를 구동하여 기능시험을 준비한다. 그리고 상기와 같은 과정과 같이 준비한 후에 점검장비는 제어보드(1)의 I/O를 통한 입/출력신호, BIT 결과신호를 제어보드의 메모리에 저장시키고, RS-422 인터페이스를 통한 제어보드의 메모리 접근으로 기능 시험을 검증한다. 이때, 상기 점검장비는 제어보드(1)내에서 구동되는 RTM SW의 ATP Mode로 진입 한 후 실제 동작시 사용되는 I/O 프로세서(9)의 Command List와 동일한 점검장비의 Command에 따라 명령을 수행하고 값을 획득하여 예상값과 동일한 지를 점검한 후 그 시험항목과 시험결과를 출력시킨다.
한편, 상기와 같이 시험을 수행중하는 중에 점검장비를 이용한 수락시험을 수행하여 제어보드(1)의 Corebit을 통해 검증하고, 각 CPLD보드(10)의 기능에 대해서 오실로스코프를 포함한 계측장비를 통해 계측/분석하여 검증을 완료한다. 이때, 상기 검증과정에서는 watchdog Fail에 대해 Watchdog Interrupt 발생시 CPLD보드(10)의 interrupt vector register의 9번 bit가 1로 설정되는지의 여부로 검증하고 CCDL의 속도가 CCDL이 2Mbps의 속도로 32bit의 데이터가 전송되므로 실제 동작시간을 오실로스코프로 측정하여 계산상의 시간인 18us와 일치하는지의 여부로 확인한다. 또한 상기 검증과정에서는 제어보드(1)의 I/O 프로세서(9)의 Timing 요구도 검증을 위해 CCDL Wraparound 기능을 이용하여 각각의 CPU Command를 수행하여 DPRAM Rx영역에 데이터가 들어오는 시점을 오실로스코프로 측정하여 확인하므로 본 발명에 의한 통합 비행제어 컴퓨터시스템(4)을 검증한다.
따라서, 상기와 같은 본 발명에 의하면, 본 발명에 따른 통합 비행제어 컴퓨터시스템은 다양한 무인기 기종의 신호 및 시스템, 규격 등을 표준화하고 소형/경량/저전력화되게 설계,구현 및 검증된다. 그러므로, 상기와 같은 본 발명에 의한 표준화와 통합은 개발기간을 단축하여, 제작비용의 절감을 가능하게 하였으며, 항법모듈을 통합함으로써 장비의 소형, 경량화가 가능하게 된다. 더 나아가, 상기와 같은 본 발명은 제어보드를 최신의 프로세서인 PowerPC 아키텍처를 적용함으로써 약 1,000MIPS 처리속도의 고성능 표준플랫폼을 구현했으며,다중화, 독립적인 설계 및 격리,CCDL 데이터 교환, BIT 등을 통해 비행제어시스템의 안전성 및 신뢰성을 향상시킨다.
1 : 제어보드 2 : 시스템버스
3 : ADIO보드 4 : 통합 비행제어 컴퓨터시스템
5 : 파워보드 6 : 항법모듈
7 : 백플레인보드 8 : CPU
9 : I/O 프로세서 10: CPLD보드
11: 외부센서 12: 탑재모듈
3 : ADIO보드 4 : 통합 비행제어 컴퓨터시스템
5 : 파워보드 6 : 항법모듈
7 : 백플레인보드 8 : CPU
9 : I/O 프로세서 10: CPLD보드
11: 외부센서 12: 탑재모듈
Claims (12)
- 무인기의 자동비행제어를 위해 비행제어, 임무제어 및 신호처리기능을 제어하고 시스템에 손상이 발생할 경우 손상의 치명성 여부를 판단하여 치명적인 결함을 탐지/격리/재구성처리하며, 무인기에 구비된 각종 항공운항 및 항전장비들을 제어하는 제어보드와;
상기 제어보드로 입출력되는 표준신호를 시스템버스로 인터페이스시키는 ADIO보드와;
상기 제어보드를 포함하여 통합비행제어 컴퓨터시스템에 설정된 동작전원을 인가시키는 파워보드와;
상기 제어보드에 탑재되고 항법관련신호, GPS신호 및 관성센서의 각속도와 가속도 정보를 GPS/INS 통합 항법절차에 따라 계산하여 실시간으로 제어보드로 전송처리하는 항법모듈과;
상기 제어보드와 외부 통신시스템과의 신호 송수신을 처리하는 백플레인(Backplane)보드를 포함하여 구성되고;
상기 통합 비행제어 컴퓨터시스템에 점검장비를 연결하고 제어보드에 내장된 RTM 소프트웨어(SW), 점검장비에 설치된 점검용 소프트웨어(SW) 및 사용자 PC의 사용자용 소프트웨어(SW)를 구동하여 기능시험을 준비하는 제1 과정과,
상기 제1 과정후에 점검장비가 제어보드의 I/O를 통한 입/출력신호, BIT 결과신호를 제어보드의 메모리에 저장시키고, 인터페이스를 통한 제어보드의 메모리 접근으로 기능 시험을 검증하는 제2 과정과,
상기 제2 과정후에 점검장비를 이용한 수락시험을 수행하여 제어보드의 Corebit을 통해 검증하고, 각 CPLD보드의 기능에 대해서 오실로스코프를 포함한 계측장비를 통해 계측/분석하여 검증을 완료하는 제3 과정을 수행하는 것을 특징으로 하는 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템. - 삭제
- 삭제
- 제1항에 있어서,
상기 제어보드는 CPU와 주변 메모리간의 Timing, Address Decoder, Watch Dog Timer, Parity Generation의 기능을 수행하는 CPLD보드가 복수개 설치되는 것을 특징으로 하는 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템. - 제1항에 있어서,
상기 제어보드는 OFP(Operational Flight Program)의 동작에 필요한 각종 Hardwired I/O데이터, 시리얼 통신 데이터의 획득을 위하여 DPRAM으로부터 특정 메모리로 복사할 수 있도록 Scratch PadRAM이 인터페이스 되도록 설치되는 것을 특징으로 하는 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템. - 삭제
- 삭제
- 삭제
- 통합 비행제어 컴퓨터시스템에 점검장비를 연결하고 제어보드에 내장된 RTM 소프트웨어(SW), 점검장비에 설치된 점검용 소프트웨어(SW) 및 사용자 PC의 사용자용 소프트웨어(SW)를 구동하여 기능시험을 준비하는 제1 과정과;
상기 제1 과정후에 점검장비가 제어보드의 I/O를 통한 입/출력신호, BIT 결과신호를 제어보드의 메모리에 저장시키고, 인터페이스를 통한 제어보드의 메모리 접근으로 기능 시험을 검증하는 제2 과정과;
상기 제2 과정후에 점검장비를 이용한 수락시험을 수행하여 제어보드의 Corebit을 통해 검증하고, 각 CPLD보드의 기능에 대해서 오실로스코프를 포함한 계측장비를 통해 계측/분석하여 검증을 완료하는 제3 과정을 포함하는 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템의 검증방법. - 제9항에 있어서,
상기 제2 과정에는 제어보드내에서 구동되는 RTM SW의 ATP Mode로 진입 한 후 실제 동작시 사용되는 I/O 프로세서의 Command List와 동일한 점검장비의 Command에 따라 명령을 수행하고 값을 획득하여 예상값과 동일한 지를 점검한 후 그 시험항목과 시험결과를 출력시키는 구체점검단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템의 검증방법. - 제9항에 있어서,
상기 제3 과정에는 watchdog Fail에 대해 Watchdog Interrupt 발생시 CPLD보드의 interrupt vector register의 9번 bit가 1로 설정되는지의 여부로 검증하고 CCDL의 속도가 CCDL이 2Mbps의 속도로 32bit의 데이터가 전송되므로 실제 동작시간을 오실로스코프로 측정하여 계산상의 시간인 18us와 일치하는지의 여부로 확인하는 제1 확인단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템의 검증방법. - 제9항에 있어서,
상기 제3 과정에는 제어보드의 I/O 프로세서의 Timing 요구도 검증을 위해 CCDL Wraparound 기능을 이용하여 각각의 CPU Command를 수행하여 DPRAM Rx영역에 데이터가 들어오는 시점을 오실로스코프로 측정하여 확인하는 제2 확인단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템의 검증방법.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1020130031887A KR101418488B1 (ko) | 2013-03-26 | 2013-03-26 | 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템 및 그 검증방법 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1020130031887A KR101418488B1 (ko) | 2013-03-26 | 2013-03-26 | 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템 및 그 검증방법 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| KR101418488B1 true KR101418488B1 (ko) | 2014-07-14 |
Family
ID=51741918
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| KR1020130031887A KR101418488B1 (ko) | 2013-03-26 | 2013-03-26 | 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템 및 그 검증방법 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| KR (1) | KR101418488B1 (ko) |
Cited By (21)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104850129A (zh) * | 2014-12-19 | 2015-08-19 | 北京控制工程研究所 | 一种跳跃式再入的射向预偏置横向制导方法 |
| CN105005316A (zh) * | 2015-07-27 | 2015-10-28 | 顺丰科技有限公司 | 无人机管控方法及无人机管理平台 |
| KR101581309B1 (ko) * | 2015-08-13 | 2015-12-31 | 국방과학연구소 | 보드단위별 연동고장검출 및 배제 방식 항공전자장비 |
| CN105259909A (zh) * | 2015-11-08 | 2016-01-20 | 杨珊珊 | 基于无人飞行器的植被数据采集方法及采集装置 |
| CN105676872A (zh) * | 2016-03-07 | 2016-06-15 | 谭圆圆 | 一种无人飞行器的控制方法及装置 |
| KR20160126225A (ko) | 2015-04-23 | 2016-11-02 | 한국항공우주산업 주식회사 | 비행제어를 위한 전기작동기 구동 시스템 |
| CN106292126A (zh) * | 2016-08-29 | 2017-01-04 | 广州优飞信息科技有限公司 | 一种智能航测飞行曝光控制方法、无人机控制方法及终端 |
| CN106483977A (zh) * | 2016-11-30 | 2017-03-08 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种多余度飞行控制系统及控制方法 |
| CN106527261A (zh) * | 2016-10-26 | 2017-03-22 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种基于双SoC架构SiP模块的四核飞控计算机 |
| WO2017188587A1 (ko) * | 2016-04-27 | 2017-11-02 | 한국항공우주연구원 | 기울기 제어 날개를 가지는 비행체 |
| KR101864371B1 (ko) | 2017-06-23 | 2018-06-04 | 국방기술품질원 | 무인항공기 및 이의 초기화 데이터 복구 방법 |
| KR101943823B1 (ko) * | 2017-10-31 | 2019-01-31 | 주식회사 두시텍 | 고속비행 중 정밀위치 데이터 획득을 위한 무인기 및 고속비행 중 정밀위치 데이터 획득을 위한 무인기 임무장비 동기화 결정방법 |
| CN110187695A (zh) * | 2019-04-19 | 2019-08-30 | 北京航空航天大学 | 一种无人机协同控制验证平台 |
| US10503230B2 (en) | 2015-11-25 | 2019-12-10 | Electronics And Telecommunications Research Institute | Method and apparatus for power scheduling |
| KR102104003B1 (ko) * | 2018-11-01 | 2020-05-29 | 주식회사 두시텍 | 무인기 통합관제와 임무장비 센서데이터 획득을 이용한 공간정보 빅 데이터 플랫폼 구축 시스템 |
| CN112810838A (zh) * | 2021-03-25 | 2021-05-18 | 成都纵横自动化技术股份有限公司 | 一种无人机的飞前自检方法及其系统 |
| CN113809720A (zh) * | 2021-09-30 | 2021-12-17 | 陕西航空电气有限责任公司 | 一种基于发电机控制器的过压检测方法及装置 |
| WO2022090592A1 (es) * | 2020-11-02 | 2022-05-05 | Abionica Solutions S.L.P. | Dispositivo de seguridad autónomo para controlar el vuelo de una aeronave no tripulada |
| KR102417518B1 (ko) * | 2021-11-18 | 2022-07-06 | (주)와우미래기술 | 무인 이동체의 원격 운용 시스템 및 그 방법 |
| CN115755866A (zh) * | 2022-12-21 | 2023-03-07 | 杭州牧星科技有限公司 | 无人机飞控计算机测试系统 |
| KR102665431B1 (ko) * | 2023-11-21 | 2024-05-10 | 국방과학연구소 | 멀티코어 프로세서 기반 항공전자컴퓨터 장치에 구비된 응용 소프트웨어의 실행에 대한 정보를 재설정하는 장치 및 방법 |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100934925B1 (ko) * | 2008-09-22 | 2010-01-06 | 국방과학연구소 | 비행제어법칙 소프트웨어 시험 장치 및 그 방법 |
| KR20120119067A (ko) * | 2011-04-20 | 2012-10-30 | 국방과학연구소 | 헬리콥터의 임무수행을 위한 통합형 임무컴퓨터 하드웨어 시스템 및 그 방법 |
-
2013
- 2013-03-26 KR KR1020130031887A patent/KR101418488B1/ko active IP Right Grant
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100934925B1 (ko) * | 2008-09-22 | 2010-01-06 | 국방과학연구소 | 비행제어법칙 소프트웨어 시험 장치 및 그 방법 |
| KR20120119067A (ko) * | 2011-04-20 | 2012-10-30 | 국방과학연구소 | 헬리콥터의 임무수행을 위한 통합형 임무컴퓨터 하드웨어 시스템 및 그 방법 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 김태형 외 3명, "ARINC653 기반의 무인기 통합비행제어컴퓨터 개발", 한국항공우주학회 학술발표회 논문집, pp. 1811-1815 (2012년 11월) * |
Cited By (29)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104850129A (zh) * | 2014-12-19 | 2015-08-19 | 北京控制工程研究所 | 一种跳跃式再入的射向预偏置横向制导方法 |
| KR20160126225A (ko) | 2015-04-23 | 2016-11-02 | 한국항공우주산업 주식회사 | 비행제어를 위한 전기작동기 구동 시스템 |
| KR101704406B1 (ko) | 2015-04-23 | 2017-02-22 | 한국항공우주산업 주식회사 | 비행제어를 위한 전기작동기 구동 시스템 |
| CN105005316A (zh) * | 2015-07-27 | 2015-10-28 | 顺丰科技有限公司 | 无人机管控方法及无人机管理平台 |
| KR101581309B1 (ko) * | 2015-08-13 | 2015-12-31 | 국방과학연구소 | 보드단위별 연동고장검출 및 배제 방식 항공전자장비 |
| CN105259909A (zh) * | 2015-11-08 | 2016-01-20 | 杨珊珊 | 基于无人飞行器的植被数据采集方法及采集装置 |
| US10503230B2 (en) | 2015-11-25 | 2019-12-10 | Electronics And Telecommunications Research Institute | Method and apparatus for power scheduling |
| CN105676872A (zh) * | 2016-03-07 | 2016-06-15 | 谭圆圆 | 一种无人飞行器的控制方法及装置 |
| CN109071013A (zh) * | 2016-04-27 | 2018-12-21 | 韩国航空宇宙研究院 | 具有控制斜坡的机翅的飞行体 |
| WO2017188587A1 (ko) * | 2016-04-27 | 2017-11-02 | 한국항공우주연구원 | 기울기 제어 날개를 가지는 비행체 |
| KR101838796B1 (ko) | 2016-04-27 | 2018-03-14 | 한국항공우주연구원 | 기울기 제어 날개를 가지는 비행체 |
| US11325694B2 (en) | 2016-04-27 | 2022-05-10 | Korea Aerospace Research Institute | Aerial vehicle having incline-controllable wings |
| CN106292126B (zh) * | 2016-08-29 | 2019-05-07 | 广州优飞信息科技有限公司 | 一种智能航测飞行曝光控制方法、无人机控制方法及终端 |
| CN106292126A (zh) * | 2016-08-29 | 2017-01-04 | 广州优飞信息科技有限公司 | 一种智能航测飞行曝光控制方法、无人机控制方法及终端 |
| CN106527261A (zh) * | 2016-10-26 | 2017-03-22 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种基于双SoC架构SiP模块的四核飞控计算机 |
| CN106527261B (zh) * | 2016-10-26 | 2018-09-25 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种基于双SoC架构SiP模块的四核飞控计算机 |
| CN106483977A (zh) * | 2016-11-30 | 2017-03-08 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种多余度飞行控制系统及控制方法 |
| KR101864371B1 (ko) | 2017-06-23 | 2018-06-04 | 국방기술품질원 | 무인항공기 및 이의 초기화 데이터 복구 방법 |
| KR101943823B1 (ko) * | 2017-10-31 | 2019-01-31 | 주식회사 두시텍 | 고속비행 중 정밀위치 데이터 획득을 위한 무인기 및 고속비행 중 정밀위치 데이터 획득을 위한 무인기 임무장비 동기화 결정방법 |
| KR102104003B1 (ko) * | 2018-11-01 | 2020-05-29 | 주식회사 두시텍 | 무인기 통합관제와 임무장비 센서데이터 획득을 이용한 공간정보 빅 데이터 플랫폼 구축 시스템 |
| CN110187695A (zh) * | 2019-04-19 | 2019-08-30 | 北京航空航天大学 | 一种无人机协同控制验证平台 |
| WO2022090592A1 (es) * | 2020-11-02 | 2022-05-05 | Abionica Solutions S.L.P. | Dispositivo de seguridad autónomo para controlar el vuelo de una aeronave no tripulada |
| CN112810838A (zh) * | 2021-03-25 | 2021-05-18 | 成都纵横自动化技术股份有限公司 | 一种无人机的飞前自检方法及其系统 |
| CN112810838B (zh) * | 2021-03-25 | 2023-11-03 | 成都纵横自动化技术股份有限公司 | 一种无人机的飞前自检方法及其系统 |
| CN113809720A (zh) * | 2021-09-30 | 2021-12-17 | 陕西航空电气有限责任公司 | 一种基于发电机控制器的过压检测方法及装置 |
| CN113809720B (zh) * | 2021-09-30 | 2024-03-19 | 陕西航空电气有限责任公司 | 一种基于发电机控制器的过压检测方法及装置 |
| KR102417518B1 (ko) * | 2021-11-18 | 2022-07-06 | (주)와우미래기술 | 무인 이동체의 원격 운용 시스템 및 그 방법 |
| CN115755866A (zh) * | 2022-12-21 | 2023-03-07 | 杭州牧星科技有限公司 | 无人机飞控计算机测试系统 |
| KR102665431B1 (ko) * | 2023-11-21 | 2024-05-10 | 국방과학연구소 | 멀티코어 프로세서 기반 항공전자컴퓨터 장치에 구비된 응용 소프트웨어의 실행에 대한 정보를 재설정하는 장치 및 방법 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| KR101418488B1 (ko) | 무인기용 통합 비행제어 컴퓨터시스템 및 그 검증방법 | |
| US10338560B2 (en) | Two-way architecture with redundant CCDL's | |
| US7984878B2 (en) | Apparatus and method for backup control in a distributed flight control system | |
| EP3210889B1 (en) | Wireless aircraft cabin pressure control system utilizing smart pressure sensors | |
| EP2793096B1 (en) | Flight system for an aircraft having an autoland system | |
| EP3422125B1 (en) | Fault coverage for multiple failures in redundant systems | |
| US7337044B2 (en) | Dual/triplex flight control architecture | |
| KR101418487B1 (ko) | Arinc 653을 이용하는 무인기용 비행제어시스템 및 그 제어방법 | |
| US20170277151A1 (en) | Two-way architecture | |
| US20190361764A1 (en) | Redundant processor architecture | |
| EP0883838B1 (en) | Shared bw architecture for applications with varying levels of integrity requirements | |
| CN114490036A (zh) | 一种可扩展分布式多余度无人机智能飞行控制计算机 | |
| KR101440505B1 (ko) | 항공기 탑재컴퓨터의 실시간 검증장치 및 그 제어방법 | |
| US20050223288A1 (en) | Diagnostic fault detection and isolation | |
| Johnson et al. | Fault tolerant computer system for the A129 helicopter | |
| KR101418481B1 (ko) | 무인기용 비행제어시스템의 bit처리장치 및 그 제어방법 | |
| US20200089583A1 (en) | Configuration and method to guarantee high integrity data in a redundant voting data system | |
| Xue et al. | The distributed dissimilar redundancy architecture of fly-by-wire flight control system | |
| Zhang et al. | A Study on Fault Tolerance Technology of Flight Control Computer for Unmanned Aerial Vehicle. | |
| RU211194U1 (ru) | Вычислитель управления полетом летательного аппарата | |
| Shin et al. | A software-based monitoring framework for time-space partitioned avionics systems | |
| Myers et al. | HiMAT onboard flight computer system architecture and qualification | |
| RU208237U1 (ru) | Вычислитель управления полетом летательного аппарата аналого-цифровой | |
| RU208626U1 (ru) | Вычислитель управления полетом беспилотного летательного аппарата | |
| CN218767858U (zh) | 一种冗余控制系统和火箭 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A201 | Request for examination | ||
| E902 | Notification of reason for refusal | ||
| E701 | Decision to grant or registration of patent right | ||
| GRNT | Written decision to grant | ||
| FPAY | Annual fee payment |
Payment date: 20170613 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Annual fee payment |
Payment date: 20180605 Year of fee payment: 5 |
|
| FPAY | Annual fee payment |
Payment date: 20190626 Year of fee payment: 6 |