KR101568233B1 - 비행체 자세 제어 방법 - Google Patents

Abstract

본 발명은 위치 센서에 의해 획득된 비행체의 위치 정보를 기초로 비행체의 속도 정보를 산출하여 비행체의 자세를 제어하는 비행체 자세 제어 방법을 제안한다. 본 발명에 따른 방법은 비행체의 위치 정보를 획득하는 단계; 위치 정보를 기초로 비례 적분 제어기를 이용하여 비행체의 속도 정보를 산출하는 단계; 속도 정보를 기초로 비행체에 장착된 구동 모터를 제어하기 위한 제1 제어 신호를 생성하는 단계; 제1 제어 신호를 기초로 한 제2 제어 신호로 비행체의 자세를 제어하는 단계; 및 위치 정보, 속도 정보 및 비행체의 자세 제어 결과 중 적어도 하나를 실시간으로 디스플레이하는 단계를 포함한다.

Description

비행체 자세 제어 방법 {Method for controlling position of flight vehicle}

본 발명은 비행체의 자세를 제어하는 방법에 관한 것이다. 보다 상세하게는, CMG(Control Moment Gyro)를 이용하여 비행체인 인공위성의 자세를 제어하는 방법에 관한 것이다.

종래에는 위성의 자세 제어를 위하여 모멘텀 제어기(Momentum Controller)를 이용하여 발생하는 명령을 짐벌(Gimbal) 모터에 인가하여 자세 제어를 수행하였으며, 자세 제어를 위한 궤환 성분은 짐벌 구동 장치에 장착된 센서의 신호를 이용하였다. 또한 종래에는 위성의 자세를 제어할 때 속도 제어는 사용하지 않았으며, 전류 제어는 제어가 아닌 제한의 방식을 취함으로써 단일 제어기 형태로 제어를 수행하였다.

그래서 종래에는 위치 제어만 포함된 제어를 수행함으로써 속도에 대한 정밀성을 보장할 수 없었으며, 전류에 대한 정밀 제어를 수행할 수 없었다. 순시 영역에서 정밀도를 높이고자 한다면 짐벌 모터의 토크와 속도가 제어되어야 한다. 이를 위해서는 위치 센서인 엔코더 이외 속도 센서가 추가되거나, 미분을 이용하여 속도를 계산해야 한다. 그러나 위치를 미분하여 속도를 추종하는 방식은 오차의 증폭을 가져오며 진동 및 전류 맥동을 발생하는 문제점이 있다.

한국공개특허 제2010-0078919호는 인공위성의 자세를 제어하는 장치에 대하여 제안하고 있다. 그러나 이 장치는 태양전지판을 회전 가능하게 설치하여 인공위성의 자세를 제어함으로써 연료를 절감하려는 것을 목적으로 하기 때문에 상기한 문제점을 해결할 수 없다.

본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로서, 비례 적분 제어기(PI(Proportional Integral) Controller)를 이용하여 비행체의 속도를 추종하여 비행체의 자세를 제어하는 비행체 자세 제어 방법을 제안하는 것을 목적으로 한다.

그러나 본 발명의 목적은 상기에 언급된 사항으로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 또 다른 목적들은 아래의 기재로부터 당업자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.

본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로서, 비행체의 위치 정보를 획득하는 위치 정보 획득부; 상기 위치 정보를 기초로 비례 적분 제어기를 이용하여 상기 비행체의 속도 정보를 산출하는 속도 정보 산출부; 상기 속도 정보를 기초로 상기 비행체에 장착된 구동 모터를 제어하기 위한 제1 제어 신호를 생성하는 제1 제어 신호 생성부; 및 상기 제1 제어 신호를 기초로 한 제2 제어 신호로 상기 비행체의 자세를 제어하는 비행체 자세 제어부를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체 자세 제어 장치를 제안한다.

바람직하게는, 상기 속도 정보 산출부는 상기 비행체에 장착된 센서에 의해 획득된 측정 위치와 기준 위치를 기초로 상기 비례 적분 제어기의 전달함수를 계산하며, 상기 비례 적분 제어기의 전달함수를 기초로 상기 비행체의 추종 위치와 상기 속도 정보를 차례대로 산출한다.

바람직하게는, 상기 속도 정보 산출부는 상기 기준 위치로 피드백을 통해 획득된 상기 추종 위치를 이용한다.

바람직하게는, 상기 속도 정보 산출부는 상기 측정 위치와 상기 기준 위치 사이의 관계에 의한 개방 루프 전달함수와 궤환 루프 전달함수를 기초로 상기 비례 적분 제어기의 전달함수를 계산한다.

바람직하게는, 상기 속도 정보 산출부는 상기 비례 적분 제어기의 비례 이득과 적분 이득을 기초로 상기 개방 루프 전달함수를 계산한다.

바람직하게는, 상기 제1 제어 신호 생성부는 상기 속도 정보를 궤환 성분으로 입력받는다.

바람직하게는, 상기 비행체 자세 제어부는 상기 제2 제어 신호로 상기 비행체에 장착된 짐벌(Gimbal)을 구동시켜 상기 비행체의 자세를 제어한다.

바람직하게는, 상기 속도 정보 산출부는 엔코더(Encoder)를 포함하는 위치 센서에 의해 획득된 상기 위치 정보를 기초로 상기 비행체의 속도 정보를 산출하며, 상기 비행체 자세 제어부는 전기식 CMG(Control Moment Gyro)를 이용하여 상기 비행체의 자세를 제어한다.

바람직하게는, 상기 비행체 자세 제어 장치는 상기 제1 제어 신호를 전류 신호로 입력받으며, 상기 전류 신호를 기초로 상기 제2 제어 신호로 전압 신호를 생성하는 제2 제어 신호 생성부를 더 포함한다.

바람직하게는, 상기 비행체 자세 제어부는 상기 비행체로 인공위성을 이용한다.

또한 본 발명은 비행체의 위치 정보를 획득하는 단계; 상기 위치 정보를 기초로 비례 적분 제어기를 이용하여 상기 비행체의 속도 정보를 산출하는 단계; 상기 속도 정보를 기초로 상기 비행체에 장착된 구동 모터를 제어하기 위한 제1 제어 신호를 생성하는 단계; 상기 제1 제어 신호를 기초로 한 제2 제어 신호로 상기 비행체의 자세를 제어하는 단계; 및 상기 위치 정보, 상기 속도 정보 및 상기 비행체의 자세 제어 결과 중 적어도 하나를 실시간으로 디스플레이하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체 자세 제어 방법을 제안한다.

바람직하게는, 상기 산출하는 단계는 상기 비행체에 장착된 센서에 의해 획득된 측정 위치와 기준 위치를 기초로 상기 비례 적분 제어기의 전달함수를 계산하며, 상기 비례 적분 제어기의 전달함수를 기초로 상기 비행체의 추종 위치와 상기 속도 정보를 차례대로 산출한다.

바람직하게는, 상기 산출하는 단계는 상기 기준 위치로 피드백을 통해 획득된 상기 추종 위치를 이용한다.

바람직하게는, 상기 산출하는 단계는 상기 측정 위치와 상기 기준 위치 사이의 관계에 의한 개방 루프 전달함수와 궤환 루프 전달함수를 기초로 상기 비례 적분 제어기의 전달함수를 계산한다.

바람직하게는, 상기 산출하는 단계는 상기 비례 적분 제어기의 비례 이득과 적분 이득을 기초로 상기 개방 루프 전달함수를 계산한다.

바람직하게는, 상기 생성하는 단계는 상기 속도 정보를 궤환 성분으로 입력받는다.

바람직하게는, 상기 제어하는 단계는 상기 제2 제어 신호로 상기 비행체에 장착된 짐벌(Gimbal)을 구동시켜 상기 비행체의 자세를 제어한다.

바람직하게는, 상기 산출하는 단계는 엔코더(Encoder)를 포함하는 위치 센서에 의해 획득된 상기 위치 정보를 기초로 상기 비행체의 속도 정보를 산출하며, 상기 제어하는 단계는 전기식 CMG(Control Moment Gyro)를 이용하여 상기 비행체의 자세를 제어한다.

바람직하게는, 상기 생성하는 단계와 상기 제어하는 단계 사이에, 상기 제1 제어 신호를 전류 신호로 입력받으며, 상기 전류 신호를 기초로 상기 제2 제어 신호로 전압 신호를 생성하는 단계를 더 포함한다.

바람직하게는, 상기 제어하는 단계는 상기 비행체로 인공위성을 이용한다.

본 발명은 상기한 목적 달성을 위한 구성을 통해 다음 효과를 얻을 수 있다.

첫째, 짐벌 모터의 기계적 성분인 위치, 속도 등을 관측하여 제어를 수행함으로써 현재 짐벌 구동 장치의 상태를 효과적으로 모니터링할 수 있으며 제어에 적용할 수 있다.

둘째, 종래의 기술과 비교할 때 속도와 토크에 직접적인 제어를 가함으로써 속도의 오차를 감소시키고 안정성을 증가시키며 토크와 전류의 순시적인 제어가 가능해진다.

도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 인공위성 자세 제어 시스템의 개념도이다.
도 2는 인공위성 자세 제어 시스템에서 비례 적분 속도 추종기의 기능을 설명하기 위한 참고도이다.
도 3a와 도 3b는 본 발명의 효과를 입증하기 위한 실험 결과를 도시한 그래프이다.
도 4는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 비행체 자세 제어 장치를 개략적으로 도시한 블록도이다.

이하, 본 발명의 바람직한 실시예를 첨부된 도면들을 참조하여 상세히 설명한다. 우선 각 도면의 구성요소들에 참조 부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한한 동일한 부호를 가지도록 하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 본 발명을 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다. 또한, 이하에서 본 발명의 바람직한 실시예를 설명할 것이나, 본 발명의 기술적 사상은 이에 한정하거나 제한되지 않고 당업자에 의해 변형되어 다양하게 실시될 수 있음은 물론이다.

도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 인공위성 자세 제어 시스템의 개념도이다.

위성의 자세 제어를 위하여 사용되는 CMG(Control Moment Gyro)는 현재 위성 개발 추세에 맞추어 소형화 및 정밀화에 초점을 맞추고 있다. 기존의 기계식, 화학식 CMG는 정밀도와 연료의 문제로 인해 이러한 요구 사양에 맞출 수 없으며 모터와 반작용휠을 이용한 전기식 CMG가 대안으로 주목받고 있다. 전기식 CMG의 정밀도를 위해서는 위치 센서와 속도 센서가 필요하나, 많은 센서는 가격 및 형상 치수에 악영향을 주게 된다. 본 발명에서는 정밀도를 향상시키면서 센서의 수를 최소화하는 장치를 제안하고자 한다.

이하 도면을 참조하여 보다 자세하게 설명한다.

인공위성 자세 제어 시스템(100)은 모멘텀 제어기(Momentum Controller; 110), 속도 제어기(Speed Controller; 120), 전류 제어기(Current Controller; 130), CMG(Control Moment Gyro; 140) 및 비례 적분 속도 추종기(PI Phase & Speed Estimator; 150)를 포함한다.

모멘텀 제어기(110)는 위성의 자세 제어를 위한 모멘텀 지령(Momentum Reference; 161)이 인가되면 속도 제어기(120)로 속도 지령(Speed Reference; 162)을 발생한다.

속도 제어기(120)는 속도 지령(162)이 입력되면 전류 제어기(130)로 전류 지령(Current Reference; 163)을 출력한다.

속도 제어기(120)는 비례 적분 속도 추종기(150)에서 발생된 추종 속도(Estimated Speed; 166)를 궤환 성분으로 입력받아 속도 제어를 수행하며, 짐벌 모터의 기계적 특성을 분석한 결과를 제어 이득으로 가진다.

전류 제어기(130)는 전류 지령(163)이 입력되면 CMG(140)로 짐벌(Gimbal) 구동 장치의 전압 지령(Power; 164)을 출력한다.

전류 제어기(130)는 전류 센서에서 발생되는 전류(Current Sensing; 165)를 제어하며 수학적 모델링에 근거하여 토크 제어의 효과를 발생한다. 이때 제어 이득은 짐벌 모터의 전기적 특성을 분석하여 그 결과를 반영한다.

CMG(140)는 짐벌 구동 장치의 전압 지령(164)이 입력되면 짐벌 모터의 구동을 수행한다.

비례 적분 속도 추종기(150)는 비례 적분 제어기(PI(Proportional Integral) Controller)를 이용하여 위치 센서로부터 획득된 위치 정보(Phase Sensing; 167)를 기초로 인공위성의 추종 위치와 추종 속도(166)를 생성하는 기능을 수행한다. 이후 비례 적분 속도 추종기(150)는 속도 제어기(120)로 인공위성의 추종 속도(166)를 궤환한다. 한편 추종 위치는 관측 및 필요시 위치 제어에 이용된다.

일반적으로 위치 성분을 미분하면 속도 성분을 구할 수 있다. 그러나 위치 성분에 오차가 존재하면 미분에 의해 그 오차가 증폭되므로 속도 성분을 정확하게 획득하는 것이 불가능해진다. 본 발명에서는 비례 적분 제어기를 이용함으로써 최소 오차를 가지는 속도를 추종할 수 있다. 추종 위치는 속도를 적분하는 것으로 발생시킬 수 있다.

비례 적분 속도 추종기(150)는 도 2의 블록 다이어그램(Block Diagram)을 이용하여 위치 정보(167)로부터 추종 위치와 추종 속도를 생성할 수 있다.

먼저 비례 적분 속도 추종기(150)는 두 입력 신호를 획득한다. 비례 적분 속도 추종기(150)가 획득하는 두 입력 신호에는 위치 센서로부터 획득된 위치 정보(167)(이하 센싱 위치로 정의함), 피드백(Feedback)을 통해 획득된 추종 위치(이하 피드백 위치로 정의함) 등이 있다. 도 2에서 θ^*는 위치 센서로부터 획득된 위치 정보(167) 즉, 센싱 위치를 의미하며, θ^{^}는 피드백을 통해 획득된 추종 위치 즉, 피드백 위치를 의미한다. 그리고 Δθ는 위치 센서로부터 획득된 위치 정보(167)와 피드백을 통해 획득된 추종 위치 사이의 오차를 의미한다.

한편 최초에는 피드백 위치가 획득되지 않는다. 따라서 이때에는 피드백 위치 대신 기준 위치를 이용한다. 기준 위치는 예컨대 인공위성의 처음 위치 또는 이전 위치가 될 수 있다.

이후 비례 적분 속도 추종기(150)는 비례 적분 제어기를 이용하여 최소 오차를 가지는 속도(즉, 추종 속도)와 추종 위치를 산출한다. 도 2에서 ω^{^}는 추종 속도를 의미한다.

비례 적분 속도 추종기(150)는 센싱 위치와 피드백 위치를 기초로 전달함수를 계산하여 추종 위치와 추종 속도를 차례대로 산출할 수 있다.

비례 적분 속도 추종기(150)는 다음 수학식 1을 이용하여 전달함수를 계산할 수 있다.

상기에서 G(s)는 개방 루프 전달함수(Openloop Transferfunction)를 의미하며, H(s)는 궤환 루프 전달함수(Feedbackloop Transferfunction)를 의미한다. 그리고 K_p는 비례 적분 제어기의 비례 이득(Proportional Gain)을 의미하며, K_I는 비례 적분 제어기의 적분 이득(Integral Gain)을 의미한다. 그리고 s는 라플라스 연산자(Laplace Operator) 또는 복소 변수(Complex Variable)를 의미한다.

한편 개방 루프 전달함수와 궤환 루프 전달함수는 다음 수학식 2를 이용하여 계산할 수 있다.

수학식 1을 비례 적분 속도 추종기(150)의 최종 출력 정보인 피드백 위치에 대한 센싱 위치의 함수로 정리하면 다음과 같이 수학식 3을 얻을 수 있다.

최종적으로 비례 적분 속도 추종기(150)의 전달함수는 이득 설계에 따라 대역 통과 필터(Band Pass Filter, (1))와 2차 저역 통과 필터(Second Order Low Pass Filter, (2))의 합성 형태로 구성된다.

일반적으로 발생되는 잡음 및 맥동은 고주파수이므로, 센서 위치 정보(θ^*)에서 잡음 및 맥동이 제거된 추종 위치(θ^{^})를 출력으로 얻는다.

또한 θ^{^} = (1/s)ω^{^}이므로 1/s를 분리하여 추종기를 설계할 수 있다면 추종 속도(ω^{^})의 검출도 가능해진다.

도 3a와 도 3b는 본 발명의 효과를 입증하기 위한 실험 결과를 도시한 그래프이다.

본 발명의 실험 결과는 도 3a 및 도 3b의 파형과 같다.

도 3a의 실험 파형은 위상 추종에 관한 파형이다. 본 발명에 대한 실험에서는 속도에 맥동 성분을 인가하고자 위상에 작은 맥동을 인가하였다. 그 실험 결과로 실제 위상(도 3a의 (a))에 대비하여 추종 위상(도 3a의 (b))이 우수한 오차 특성(도 3a의 (c))을 가진다는 것을 확인할 수 있었다.

도 3b의 실험 파형은 속도 추종에 관한 파형이다. 본 발명에서는 실험의 오차 특성에 대해 정확한 검증을 위하여 강한 속도 맥동을 인가하였다. 그 실험 결과로 추종 속도(도 3b의 (b))가 실제 속도(도 3b의 (a))와 작은 오차(도 3b의 (c))를 가지며 추종되는 것을 확인할 수 있었다.

이상 도 1 내지 도 3b를 참조하여 본 발명의 일실시 형태에 대하여 설명하였다. 이하에서는 이러한 일실시 형태로부터 추론 가능한 본 발명의 바람직한 형태에 대하여 설명한다.

도 4는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 비행체 자세 제어 장치를 개략적으로 도시한 블록도이다.

도 4에 따르면, 비행체 자세 제어 장치(400)는 위치 정보 획득부(410), 속도 정보 산출부(460), 제1 제어 신호 생성부(420), 비행체 자세 제어부(430), 전원부(440) 및 주제어부(450)를 포함한다.

전원부(440)는 비행체 자세 제어 장치(400)를 구성하는 각 구성에 전원을 공급하는 기능을 수행한다.

주제어부(450)는 비행체 자세 제어 장치(400)를 구성하는 각 구성의 전체 작동을 제어하는 기능을 수행한다.

위치 정보 획득부(410)는 비행체의 위치 정보를 획득하는 기능을 수행한다. 위치 정보 획득부(410)는 도 1에 대한 설명 중 위치 센서에 대응하는 개념이다.

속도 정보 산출부(460)는 위치 정보 획득부(410)에 의해 획득된 비행체의 위치 정보를 기초로 비례 적분 제어기(PI(Proportional Integral) Controller)를 이용하여 비행체의 속도 정보를 산출하는 기능을 수행한다. 속도 정보 산출부(460)는 도 1의 비례 적분 속도 추종기(150)에 대응하는 개념이다.

속도 정보 산출부(460)는 비행체에 장착된 센서에 의해 획득된 측정 위치와 기준 위치를 기초로 비례 적분 제어기의 전달함수를 계산하며, 이 비례 적분 제어기의 전달함수를 기초로 비행체의 추종 위치와 속도 정보를 차례대로 산출할 수 있다. 이때 속도 정보 산출부(460)는 기준 위치로 피드백을 통해 획득된 추종 위치를 이용할 수 있다.

속도 정보 산출부(460)는 측정 위치와 기준 위치 사이의 관계에 의한 개방 루프 전달함수와 궤환 루프 전달함수를 기초로 비례 적분 제어기의 전달함수를 계산할 수 있다. 속도 정보 산출부(460)는 비례 적분 제어기의 비례 이득과 적분 이득을 기초로 개방 루프 전달함수를 계산할 수 있다.

속도 정보 산출부(460)는 엔코더(Encoder)를 포함하는 위치 센서에 의해 획득된 비행체의 위치 정보를 기초로 비행체의 속도 정보를 산출할 수 있다. 이에 따라 비행체 자세 제어부(430)는 전기식 CMG(Control Moment Gyro)를 이용하여 비행체의 자세를 제어할 수 있다.

즉 본 발명에서는 속도 정보 산출부(460)가 비행체의 위치 정보를 기초로 비행체의 속도 정보를 산출하기 때문에 속도 센서 없이 위치 센서만 가지고 전기식 CMG의 정밀도를 향상시키는 것이 가능해지며, 이에 따라 센서의 수를 최소화하려는 목적도 달성할 수 있다.

제1 제어 신호 생성부(420)는 속도 정보 산출부(460)에 의해 산출된 비행체의 속도 정보를 기초로 비행체에 장착된 구동 모터를 제어하기 위한 제1 제어 신호를 생성하는 기능을 수행한다. 이때 제1 제어 신호 생성부(420)는 비행체의 속도 정보를 궤환 성분으로 입력받는다. 제1 제어 신호 생성부(420)는 도 1의 속도 제어기(120)에 대응하는 개념이며, 제1 제어 신호는 도 1에 대한 설명 중 속도 제어에 대응하는 개념이다.

비행체 자세 제어부(430)는 제1 제어 신호를 기초로 한 제2 제어 신호로 비행체의 자세를 제어하는 기능을 수행한다. 비행체 자세 제어부(430)는 도 1의 CMG(140)에 대응하는 개념이다. 제2 제어 신호는 도 1에 대한 설명 중 토크 제어에 대응하는 개념이다.

비행체 자세 제어부(430)는 제2 제어 신호로 비행체에 장착된 짐벌(Gimbal)을 구동시켜 비행체의 자세를 제어할 수 있다. 짐벌은 물이나 공기, 우주 공간 위에 떠 있는 구조물의 동요에 관계없이 자이로스코프와 같은 물체의 기본틀이 기울어져도 자이로스코프를 정립 상태로 유지해주는 지지 장치를 말한다.

비행체 자세 제어부(430)는 비행체로 인공위성을 이용할 수 있다.

비행체 자세 제어 장치(400)는 제2 제어 신호 생성부(470)를 더 포함할 수 있다.

제2 제어 신호 생성부(470)는 제1 제어 신호를 전류 신호로 입력받으며, 이 전류 신호를 기초로 제2 제어 신호로 전압 신호를 생성하는 기능을 수행한다. 제2 제어 신호 생성부(470)는 도 1의 전류 제어기(130)에 대응하는 개념이다.

다음으로 비행체 자세 제어 장치(400)의 작동 방법에 대하여 설명한다.

먼저 위치 정보 획득부(410)가 비행체의 위치 정보를 획득한다.

이후 속도 정보 산출부(460)가 비행체의 위치 정보를 기초로 비례 적분 제어기를 이용하여 비행체의 속도 정보를 산출한다.

이후 제1 제어 신호 생성부(420)가 비행체의 속도 정보를 기초로 비행체에 장착된 구동 모터를 제어하기 위한 제1 제어 신호를 생성한다.

이후 비행체 자세 제어부(430)가 제1 제어 신호를 기초로 한 제2 제어 신호로 비행체의 자세를 제어한다.

이후 디스플레이부(미도시)가 비행체의 위치 정보, 비행체의 속도 정보 및 비행체의 자세 제어 결과 중 적어도 하나를 실시간으로 디스플레이한다.

한편 제1 제어 신호 생성부(420)가 제1 제어 신호를 생성한 후 비행체 자세 제어부(430)가 비행체의 자세를 제어하기 전에, 제2 제어 신호 생성부(470)가 제1 제어 신호를 전류 신호로 입력받아 이 전류 신호를 기초로 제2 제어 신호로 전압 신호를 생성할 수 있다.

이상 도 1 내지 도 5를 참조하여 설명한 본 발명은 군사용 위성에 적용, 적군의 동태를 파악하는 데에 이용될 수 있다.

이상에서 설명한 본 발명의 실시예를 구성하는 모든 구성요소들이 하나로 결합하거나 결합하여 동작하는 것으로 기재되어 있다고 해서, 본 발명이 반드시 이러한 실시예에 한정되는 것은 아니다. 즉, 본 발명의 목적 범위 안에서라면, 그 모든 구성요소들이 하나 이상으로 선택적으로 결합하여 동작할 수도 있다. 또한, 그 모든 구성요소들이 각각 하나의 독립적인 하드웨어로 구현될 수 있지만, 각 구성요소들의 그 일부 또는 전부가 선택적으로 조합되어 하나 또는 복수개의 하드웨어에서 조합된 일부 또는 전부의 기능을 수행하는 프로그램 모듈을 갖는 컴퓨터 프로그램으로서 구현될 수도 있다. 또한, 이와 같은 컴퓨터 프로그램은 USB 메모리, CD 디스크, 플래쉬 메모리 등과 같은 컴퓨터가 읽을 수 있는 기록매체(Computer Readable Media)에 저장되어 컴퓨터에 의하여 읽혀지고 실행됨으로써, 본 발명의 실시예를 구현할 수 있다. 컴퓨터 프로그램의 기록매체로서는 자기 기록매체, 광 기록매체, 캐리어 웨이브 매체 등이 포함될 수 있다.

또한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함한 모든 용어들은, 상세한 설명에서 다르게 정의되지 않는 한, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미를 갖는다. 사전에 정의된 용어와 같이 일반적으로 사용되는 용어들은 관련 기술의 문맥상의 의미와 일치하는 것으로 해석되어야 하며, 본 발명에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다.

이상의 설명은 본 발명의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위 내에서 다양한 수정, 변경 및 치환이 가능할 것이다. 따라서, 본 발명에 개시된 실시예 및 첨부된 도면들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예 및 첨부된 도면에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구 범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.

Claims (10)

1. 비행체의 제1 위치를 획득하는 단계;
   비례 적분 제어기를 이용하여 상기 비행체의 속도 정보를 산출하는 단계로서, 상기 비례 적분 제어기의 적분 이득을 복소 변수로 나눈 값에 상기 비례 적분 제어기의 비례 이득을 더하여 제1 값을 구하고, 1을 상기 복소 변수로 나누어서 제2 값을 구하며, 상기 제1 값에 상기 제2 값을 곱하여 개방 루프 전달함수를 계산하고, 상기 개방 루프 전달함수를 상기 개방 루프 전달함수와 궤환 루프 전달함수의 곱셈값에 1을 더한 값으로 나누어서 얻은 값을 기초로 상기 제1 위치와 상기 비행체의 제2 위치 사이의 관계에 의한 상기 비례 적분 제어기의 전달함수를 계산하며, 상기 비례 적분 제어기의 전달함수를 기초로 상기 속도 정보를 산출하는 단계;
   상기 속도 정보를 기초로 상기 비행체에 장착된 구동 모터를 제어하기 위한 제1 제어 신호를 생성하는 단계;
   상기 제1 제어 신호를 기초로 한 제2 제어 신호로 상기 비행체의 자세를 제어하는 단계; 및
   상기 위치 정보, 상기 속도 정보 및 상기 비행체의 자세 제어 결과 중 적어도 하나를 실시간으로 디스플레이하는 단계
   를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체 자세 제어 방법.
2. 제 1 항에 있어서,
   상기 산출하는 단계는 상기 속도 정보를 최초 산출할 때 상기 제2 위치로 상기 비행체의 최초 위치 또는 이전 위치를 이용하며, 상기 속도 정보를 최초 이후 산출할 때 피드백을 통해 획득된 상기 비행체의 추종 위치를 이용하는 것을 특징으로 하는 비행체 자세 제어 방법.
3. 제 2 항에 있어서,
   상기 산출하는 단계는 상기 비례 적분 제어기의 전달함수를 기초로 상기 속도 정보를 산출할 때 상기 추종 위치도 함께 산출하는 것을 특징으로 하는 비행체 자세 제어 방법.
4. 삭제
5. 삭제
6. 제 1 항에 있어서,
   상기 생성하는 단계는 상기 속도 정보를 궤환 성분으로 입력받는 것을 특징으로 하는 비행체 자세 제어 방법.
7. 제 1 항에 있어서,
   상기 제어하는 단계는 상기 제2 제어 신호로 상기 비행체에 장착된 짐벌(Gimbal)을 구동시켜 상기 비행체의 자세를 제어하는 것을 특징으로 하는 비행체 자세 제어 방법.
8. 제 1 항에 있어서,
   상기 산출하는 단계는 엔코더(Encoder)를 포함하는 위치 센서에 의해 획득된 상기 제1 위치를 기초로 상기 비행체의 속도 정보를 산출하며,
   상기 제어하는 단계는 전기식 CMG(Control Moment Gyro)를 이용하여 상기 비행체의 자세를 제어하는 것을 특징으로 하는 비행체 자세 제어 방법.
9. 제 1 항에 있어서,
   상기 제1 제어 신호를 전류 신호로 입력받으며, 상기 전류 신호를 기초로 상기 제2 제어 신호로 전압 신호를 생성하는 단계
   를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체 자세 제어 방법.
10. 제 1 항에 있어서,
    상기 제어하는 단계는 상기 비행체로 인공위성을 이용하는 것을 특징으로 하는 비행체 자세 제어 방법.

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