KR101601127B1 - 소형 비행체 자세 제어 장치 - Google Patents

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KR101601127B1
KR101601127B1 KR1020150083537A KR20150083537A KR101601127B1 KR 101601127 B1 KR101601127 B1 KR 101601127B1 KR 1020150083537 A KR1020150083537 A KR 1020150083537A KR 20150083537 A KR20150083537 A KR 20150083537A KR 101601127 B1 KR101601127 B1 KR 101601127B1
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최원석
조영기
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Abstract

본 발명은 발사 이전과 발사 이후에 각각 비행체의 자세 정보를 획득하며 이 자세 정보들을 이용하여 발사 이후의 비행체의 자세를 제어하는 소형 비행체 자세 제어 장치를 제안한다. 상기한 장치는 제1 비행체를 탑재한 상태에서 제2 비행체가 비행을 시작하는지 여부를 판단하는 비행 시작 판단부; 제1 비행체를 탑재한 상태에서 제2 비행체가 비행을 시작한 것으로 판단되면 제1 비행체의 제1 자세 정보를 획득하는 제1 자세 정보 획득부; 제2 비행체로부터 제1 비행체가 이탈되는지 여부를 판단하는 비행체 이탈 판단부; 제2 비행체로부터 제1 비행체가 이탈된 것으로 판단되면 제1 비행체의 제2 자세 정보를 획득하는 제2 자세 정보 획득부; 및 제1 자세 정보와 제2 자세 정보를 비교하여 얻은 결과를 기초로 제1 비행체의 자세를 제어하는 비행체 자세 제어부를 포함한다.

Description

소형 비행체 자세 제어 장치 {Apparatus for controlling pose of small-sized flying object}
본 발명은 비행체의 자세를 제어하는 장치에 관한 것이다. 보다 상세하게는, 소형 비행체의 자세를 제어하는 장치에 관한 것이다.
초소형 드론(Drone)은 조종사 없이 무선 전파의 유도에 의해서 비행 및 조종이 가능한 비행기나 헬리콥터 모양의 무인 항공기(UAV; Unmanned Aerial Vehicle)를 말한다. 이러한 초소형 드론은 군사적 목적으로 개발된 뒤 군사용으로 많이 이용되고 있다.
무유도 미사일을 탑재하고 있는 드론의 경우, 이 드론은 공중에서 날아다니면서 미사일을 발사할 것이다. 그런데 이러한 드론은 초소형이기 때문에 미사일을 발사하고 난 뒤 그 충격으로 인해서 순간 미사일이 날아가는 방향에 대한 반작용으로 순간 흔들릴 것이다. 즉 미사일이 스프링 형태로 발사되든 화약의 추진 성분으로 인해서 발사되든 발사에 대한 반작용으로 순간 초소형 드론은 흔들리게 될 것이다. 다른 미사일은 발사대의 무게가 미사일에 비해서 상당하기 때문에 이런 문제를 고려하지 않아도 되지만, 초소형 드론의 경우 무게가 작고 무게중심이 공중에 떠있다 보니 발사 충격에 더욱 취약하다.
그 결과 드론이 조준한 대로 미사일이 나아가지 않고 다른 곳을 향해서 날아가게 된다. 만약 유도 방식의 미사일이었다면 날아가도 표적을 추적하여 다시 맞출 수 있겠지만, 무유도 방식의 미사일을 사용한다면 발사 당시 충격으로 조준각이 틀어져서 목표물에 제대로 명중시킬 수 없게 될 것이다.
한국공개특허 제2009-0067686호는 비행체의 자세를 제어하는 방법에 대하여 제안하고 있다. 그러나 이 방법은 비행체에 장착된 추진 유닛의 스윙각을 조절하여 비행체의 자세를 제어하는 것이기 때문에 상기한 문제점을 해결할 수 없다.
본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로서, 발사 이전과 발사 이후에 각각 비행체의 자세 정보를 획득하며 이 자세 정보들을 이용하여 발사 이후의 비행체의 자세를 제어하는 소형 비행체 자세 제어 장치를 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 목적을 달성하기 위해 안출된 것으로서, 제1 비행체를 탑재한 상태에서 제2 비행체가 비행을 시작하는지 여부를 판단하는 비행 시작 판단부; 상기 제1 비행체를 탑재한 상태에서 상기 제2 비행체가 비행을 시작한 것으로 판단되면 상기 제1 비행체의 제1 자세 정보를 획득하는 제1 자세 정보 획득부; 상기 제2 비행체로부터 상기 제1 비행체가 이탈되는지 여부를 판단하는 비행체 이탈 판단부; 상기 제2 비행체로부터 상기 제1 비행체가 이탈된 것으로 판단되면 상기 제1 비행체의 제2 자세 정보를 획득하는 제2 자세 정보 획득부; 및 상기 제1 자세 정보와 상기 제2 자세 정보를 비교하여 얻은 결과를 기초로 상기 제1 비행체의 자세를 제어하는 비행체 자세 제어부를 포함하는 것을 특징으로 하는 소형 비행체 자세 제어 장치를 제안한다.
바람직하게는, 상기 제1 자세 정보 획득부와 상기 제2 자세 정보 획득부는 상기 제1 비행체에 장착된 3축 가속도 센서를 이용하여 상기 제1 자세 정보와 상기 제2 자세 정보를 3차원 정보로 획득한다.
바람직하게는, 상기 비행체 자세 제어부는 SPI(Serial Peripheral Interface) 통신을 이용하여 상기 제1 자세 정보와 상기 제2 자세 정보를 획득하고, 상기 비행체 자세 제어부는, 상기 제1 자세 정보와 상기 제2 자세 정보를 비교하여 얻은 결과를 기초로 상기 제1 비행체의 자세를 보상하기 위한 자세 보상값을 생성하며, PWM(Pulse Width Modulation) 신호를 이용하여 상기 자세 보상값을 출력하는 로직부; 및 상기 자세 보상값을 기초로 상기 제1 비행체의 자세를 PID(Proportional Integral Differential) 제어하는 프로세서부를 포함한다.
바람직하게는, 상기 로직부와 상기 프로세서부는 FPGA(Field Programmable Gate Array) 형태로 상기 제1 비행체에 탑재된다.
바람직하게는, 상기 제1 자세 정보 획득부는 미리 정해진 시간마다 상기 제1 자세 정보를 시간 정보와 함께 획득하며, 상기 비행체 자세 제어부는 상기 제1 자세 정보로 상기 제2 비행체로부터 상기 제1 비행체가 이탈된 시간 이전에 획득된 제1 자세 정보들 중에서 가장 최근에 획득된 제1 자세 정보를 이용한다.
바람직하게는, 상기 소형 비행체 자세 제어 장치는 미리 정해진 시간마다 상기 제1 비행체의 가속도가 0인지 여부를 판단하는 가속도 판단부를 더 포함하며, 상기 제2 자세 정보 획득부는 상기 제1 비행체의 가속도가 0인 것으로 판단되면 상기 제2 자세 정보를 획득한다.
바람직하게는, 상기 가속도 판단부는 상기 제1 비행체에 장착된 3축 가속도 센서를 이용하여 상기 제1 비행체에 대한 가속도 성분을 검출하고, 상기 가속도 성분으로 중력 가속도 성분만 검출되는지 여부를 판단하며, 상기 가속도 성분으로 상기 중력 가속도 성분만 검출되는 것으로 판단되면 상기 제1 비행체의 가속도가 0인 것으로 판단한다.
바람직하게는, 상기 소형 비행체 자세 제어 장치는 타겟에 대한 정보를 획득하는 타겟 정보 획득부를 더 포함하며, 상기 제1 자세 정보 획득부는 상기 타겟에 대한 정보가 획득되면 상기 제1 자세 정보를 획득한다.
바람직하게는, 상기 제1 비행체는 타겟을 추적하는 기능이 없는 것이다.
또한 본 발명은 제1 비행체를 탑재한 상태에서 제2 비행체가 비행을 시작하는지 여부를 판단하는 단계; 상기 제1 비행체를 탑재한 상태에서 상기 제2 비행체가 비행을 시작한 것으로 판단되면 상기 제1 비행체의 제1 자세 정보를 획득하는 단계; 상기 제2 비행체로부터 상기 제1 비행체가 이탈되는지 여부를 판단하는 단계; 상기 제2 비행체로부터 상기 제1 비행체가 이탈된 것으로 판단되면 상기 제1 비행체의 제2 자세 정보를 획득하는 단계; 상기 제1 자세 정보와 상기 제2 자세 정보를 비교하여 얻은 결과를 기초로 상기 제1 비행체의 자세를 제어하는 단계; 및 상기 제1 비행체의 자세 제어 결과를 사용자 단말에 디스플레이하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 소형 비행체 자세 제어 방법을 제안한다.
바람직하게는, 상기 제1 자세 정보를 획득하는 단계와 상기 제2 자세 정보를 획득하는 단계는 상기 제1 비행체에 장착된 3축 가속도 센서를 이용하여 상기 제1 자세 정보와 상기 제2 자세 정보를 3차원 정보로 획득한다.
바람직하게는, 상기 자세를 제어하는 단계는, SPI(Serial Peripheral Interface) 통신을 이용하여 상기 제1 자세 정보와 상기 제2 자세 정보를 획득하는 단계; 상기 제1 자세 정보와 상기 제2 자세 정보를 비교하여 얻은 결과를 기초로 상기 제1 비행체의 자세를 보상하기 위한 자세 보상값을 생성하는 단계; PWM(Pulse Width Modulation) 신호를 이용하여 상기 자세 보상값을 출력하는 단계; 및 상기 자세 보상값을 기초로 상기 제1 비행체의 자세를 PID(Proportional Integral Differential) 제어하는 단계를 포함한다.
바람직하게는, 상기 출력하는 단계와 상기 PID 제어하는 단계는 상기 제1 비행체에 탑재된 FPGA(Field Programmable Gate Array) 형태의 것에 의해 수행된다.
바람직하게는, 상기 제1 자세 정보를 획득하는 단계는 미리 정해진 시간마다 상기 제1 자세 정보를 시간 정보와 함께 획득하며, 상기 자세를 제어하는 단계는 상기 제1 자세 정보로 상기 제2 비행체로부터 상기 제1 비행체가 이탈된 시간 이전에 획득된 제1 자세 정보들 중에서 가장 최근에 획득된 제1 자세 정보를 이용한다.
바람직하게는, 상기 이탈되는지 여부를 판단하는 단계와 상기 제2 자세 정보를 획득하는 단계 사이에, 미리 정해진 시간마다 상기 제1 비행체의 가속도가 0인지 여부를 판단하는 단계를 더 포함하며, 상기 제2 자세 정보를 획득하는 단계는 상기 제1 비행체의 가속도가 0인 것으로 판단되면 상기 제2 자세 정보를 획득한다.
바람직하게는, 상기 0인지 여부를 판단하는 단계는 상기 제1 비행체에 장착된 3축 가속도 센서를 이용하여 상기 제1 비행체에 대한 가속도 성분을 검출하고, 상기 가속도 성분으로 중력 가속도 성분만 검출되는지 여부를 판단하며, 상기 가속도 성분으로 상기 중력 가속도 성분만 검출되는 것으로 판단되면 상기 제1 비행체의 가속도가 0인 것으로 판단한다.
바람직하게는, 상기 시작하는지 여부를 판단하는 단계와 상기 제1 자세 정보를 획득하는 단계 사이에, 타겟에 대한 정보를 획득하는 단계를 더 포함하며, 상기 제1 자세 정보를 획득하는 단계는 상기 타겟에 대한 정보가 획득되면 상기 제1 자세 정보를 획득한다.
바람직하게는, 상기 제1 비행체는 타겟을 추적하는 기능이 없는 것이다.
또한 본 발명은 상기한 방법들이 기록된 기록매체를 제안한다.
본 발명은 상기한 목적 달성을 위한 구성들을 통하여 다음 효과를 얻을 수 있다.
첫째, 유도 기능이 없거나, 타겟을 촬영하는 기능이 없거나, 타겟의 위치를 측정하는 기능이 없는 등 비행체가 타겟을 추적하는 기능이 없다 하더라도 이 비행체가 타겟이 위치한 목표 지점에 정확하게 도달하는 것이 가능해진다.
둘째, 일 비행체가 타 비행체에 장착된 상태에서 타 비행체로부터 발사되더라도 발사 당시 충격에 따른 부작용을 해소할 수 있다.
도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 드론 미사일의 발사 충격 완화 시스템에 대한 개략도이다.
도 2 및 도 3은 본 발명의 일실시예에 따른 드론 미사일(120)의 자세 보상 방법을 설명하기 위한 참고도이다.
도 4는 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 소형 비행체 자세 제어 장치의 개념도이다.
도 5는 도 4의 소형 비행체 자세 제어 장치에 추가되는 구성들을 도시한 블록도이다.
도 6은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 소형 비행체 자세 제어 방법을 도시한 흐름도이다.
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.
본 발명은 드론 미사일의 발사 충격 완화 장치에 관한 것이다. 드론은 군사적 목적으로 개발된 뒤 오늘날 다양한 분야에 적용되고 있다. 그로 인해 군사용으로 미사일이 장착된 드론도 양산될 것으로 기대된다.
하지만 드론은 소형 경량이기 때문에 미사일 또한 소형 경량이 요구될 것이다. 따라서 드론에는 타겟을 추적하는 기능이 없는 미사일이 장착될 수 있을 것이다.
본 발명에서는 드론에 타겟을 추적하는 기능이 없는 미사일이 장착될 경우 이 미사일의 타겟 적중률을 높이기 위한 장치 및 방법에 대하여 제안한다.
도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 드론 미사일의 발사 충격 완화 시스템(100)에 대한 개략도이다. 이하 설명은 도 1을 참조한다.
목표 지점까지 안정적으로 드론 미사일(120)을 발사시키기 위한 드론(110)과 드론 미사일(120)을 포함하는 시스템(100)에 대한 아이디어는 다음과 같다.
먼저 드론 미사일(120)에는 3축 가속도 센서(3-Axis Accelerometer; 124)가 장착되어 있어야 한다. 드론 미사일(120)은 드론(110)이 지상에서 이륙할 때부터 드론(110)으로부터 발사된 뒤에도 자신의 자세 정보를 획득할 수 있어야 한다. 3축 가속도 센서(124)는 드론 미사일(120)에 장착되어 드론 미사일(120)의 자세 정보를 획득하는 기능을 수행한다.
드론(110)이 지상에서 이륙할 때부터 드론 미사일(120)이 드론(110)으로부터 발사되어 목표 지점에 도달할 때까지의 시퀀스는 다음과 같다.
① 드론(110)이 지상에 정지되어 있다.
② 드론(110)이 파워 온(Power On)된다.
③ 드론 미사일(120)이 파워 온(Power On)된다.
④ 드론 미사일(120)의 3축 가속도 센서(124)가 작동한다.
⑤ 드론(110)이 이륙한다.
⑥ FPGA(121)에서 3축 가속도 센서(124)의 값을 계속 모니터링한다.
⑦ 발사 명령이 드론(110)으로부터 드론 미사일(120)로 전달된다.
⑧ FPGA(121)는 드론 미사일(120)이 발사되기 직전에 3축 가속도 센서(124)로부터 드론 미사일(120)의 3축 가속도 정보를 획득하며, 이 3축 가속도 정보를 메모리부(미도시)에 저장한다. 이에 따라 FPGA(121)는 드론 미사일(120)의 위치 정보(또는 자세 정보)를 기억한다.
⑨ 드론 미사일(120)이 발사된다.
⑩ 드론 미사일(120)이 발사되면 FPGA(121)가 곧바로 드론 미사일(120)의 3축 가속도 정보를 획득한다. 이후 FPGA(121)가 발사 이전의 3축 가속도 정보와 발사 이후의 3축 가속도 정보를 비교하여 드론 미사일(120)의 틀어진 각도를 계산한다. 이후 FPGA(121)가 드론 미사일(120)의 틀어진 각도를 보상시켜 드론 미사일(120)이 목표 지점에 정확하게 도달할 수 있게 한다.
다음으로 드론 미사일(120)의 전자 회로 즉 FPGA(121)에 대하여 설명한다.
본 발명에서는 드론 미사일(120)의 소형 경량화를 위해서 FPGA(121) 하나만으로 모든 것을 처리한다. 즉 본 발명에서는 상기한 시퀀스를 위해 드론 미사일(120)에 원 칩 솔루션(One Chip Solution)을 탑재한다.
FPGA(121)는 FPGA(121) 내부의 프로세서인 마이크로 프로세서(122)와 유저 로직(User Logic; 123)으로 구성되며, 각각의 역할은 다음과 같다.
마이크로 프로세서(122)는 드론(110)으로부터 발사 명령이 입력되면 드론 미사일(120)의 발사 절차를 수행한다.
또한 마이크로 프로세서(122)는 3축 가속도 정보, 드론 미사일(120)의 비행을 제어하기 위한 정보 등을 기초로 드론 미사일(120)의 비행을 제어한다. 이때 마이크로 프로세서(122)는 클로즈드 루프(Closed Loop) PID(Proportional Integral Differential) 제어 기법을 이용하여 드론 미사일(120)의 비행을 제어할 수 있다.
마이크로 프로세서(122)는 본 실시예에서 예컨대 마이크로블레이즈(Microblaze)로 구현될 수 있다. 마이크로블레이즈는 xilinx 사에서 제공되는 32bit RISC soft-processor를 말한다.
유저 로직(123)은 SPI(Serial Peripheral Interface) 통신을 이용하여 3축 가속도 센서(124)로부터 3축 가속도 정보를 획득한다.
또한 유저 로직(123)은 드론 미사일(120)의 비행을 제어하기 위한 PWM(Pulse Width Modulation) 신호를 출력한다.
이상 설명한 FPGA(121)는 마이크로 프로세서(122)와 유저 로직(123)의 상호 작용을 통하여 발사 이전의 3축 가속도 정보와 발사 이후의 3축 가속도 정보를 일치시켜려는 노력을 PID 제어를 통하여 드론 미사일(120)의 비행 중에 수행함으로써 드론 미사일(120)이 정확하게 표적을 맞출 수 있도록 한다.
그런데 여기서 주의할 점이 있는데, 발사시 발생되는 발사 가속도이다. 이하 도 2를 참조하여 이에 대해 보다 자세하게 설명한다.
도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 드론 미사일(120)의 자세 보상 방법을 설명하기 위한 참고도이다.
드론(110)으로부터 발사된 드론 미사일(120)의 발사 가속도는 발사시 발생하게 되는데, 순간 발생하고 그 크기는 F = ma의 a 성분이다. 여기서 F는 드론 미사일(120)의 추진 기관에 내장된 화약의 힘이며, m은 드론 미사일(120)의 무게이다.
드론 미사일(120)의 발사 가속도는 210 지점에서 최대값을 가지며, A 지점(210)을 통과한 이후 B 지점(220)을 거쳐 C 지점(230)에 도달할 때까지 계속해서 떨어지기 시작한다. 드론 미사일(120)의 발사 가속도는 C 지점(230)에 이르러 0 값을 가지게 된다.
드론 미사일(120)의 발사 가속도 성분은 3축 가속도 센서(124)에 의해 여러 개의 성분들로 나뉘어 나타나게 된다. 즉 여기서 발사 명령을 t = 0초라고 하면 드론 미사일(120)이 발사 후 이 발사 가속도 성분이 사라지는 시점(230)(즉 발사 가속도 성분이 0이 되는 시점, 또는 드론 미사일(120)의 추진 기관의 속도가 일정하게 유지되는 시점)을 통과한 이후 D 지점(240)부터는 발사 안정화를 위한 제어기가 동작해야 한다.
여기서 의문점이 생기는데, 발사 가속도가 0으로 떨어지기까지 드론 미사일(120)은 제어되지 않는 자유 비행을 하게 된다. 이로 인해 오차가 생길 수 있는데, 그 거리는 미비하다. 왜냐하면 발사시 발사 가속도는 발사와 동시에 0으로 떨어진다.
하지만 여기서 얼마나 빨리 3축 가속도 센서(124)를 통해서 드론 미사일(120)의 마이크로 프로세서(122)가 발사 후 발사 가속도가 0으로 떨어지는지를 잡아내는 지가 중요한데, 마이크로 프로세서(122)의 동작 속도가 100MHz 이상이기 때문에 드론 미사일(120)은 불과 수십 ns동안 날아갈 뿐이므로 무시할 정도이다.
여기서 시간대별로 다시 설명하면 다음과 같다.
① 드론(110)이 타겟(130)을 발견한다.
② 드론(110)이 공중에서 멈추고, 타겟(130)을 조준한다.
③ 드론 미사일(120)은 드론(110)의 타겟(130) 조준시 3축 가속도 센서(124)에 의해 획득된 정보를 플래시 메모리에 저장한다.
④ 드론 미사일(120)이 발사된다.
⑤ 드론 미사일(120)의 발사시 드론 미사일(120)의 순간 발사 가속도를 감지한다. 본 실시예에서는 3축 가속도 정보가 순간 크게 나오고 이 3축 가속도 정보가 미리 계산된 추력 임계(Threshold) 가속도 레벨(Level) 이상이면, 마이크로 프로세서(122)는 드론 미사일(120)이 발사된 것으로 판단한다.
⑥ 3축 가속도 센서(124)에 의해 획득된 3축 가속도 정보는 드론 미사일(120)의 발사 순간 발사 가속도 성분과 중력 가속도 성분(Gravity vector)으로 3축 벡터 방향으로 나뉘어 나타나고, 시간이 지날수록 중력 가속도 성분만 3축 벡터 성분으로 나타난다.
⑦ 중력 가속도 성분만 3축 가속도 센서(124)에서 감지되면, 마이크로 프로세서(122)는 발사 가속도가 0이 되고 발사 속도가 최대로 올라왔다고 판단한다. 이 시점부터 발사 안정화 제어기가 작동한다. 이론은 도 3에 도시된 바와 같다.
도 3에 도시된 바와 같이 중력 가속도 성분에 대하여 공중에서의 드론 미사일(120)의 위치에 따라 3축 가속도 센서(124)의 값은 변하게 된다. 하지만 3축의 vector sum이 중력 가속도가 되는 것은 동일하다.
⑧ 발사 이전 드론 미사일(120)의 3축 가속도 정보와 발사 이후 현재 드론 미사일(120)의 3축 가속도 정보를 일치시키기 위하여, 드론 미사일(120)은 비행 중에 날개를 제어하여 일치시키도록 한다. 이때 드론 미사일(120)은 PID 제어기를 이용하여 날개를 제어하며, 3축에 대하여 각각 제어한다.
예를 들어, X축에 대하여 조준시 0.3g이었고 현재 0.5g일 경우, 드론 미사일(120)은 PID 제어를 이용하여 0.3g 값을 가질 수 있도록 제어한다.
한편 발사 안정화를 위한 제어기가 작동하는 D 시점(240) 이후, FPGA(121)는 PID 제어를 통하여 드론 미사일(120)의 날개를 제어함으로써 타겟(130)에 대한 드론 미사일(120)의 명중률을 향상시킬 수 있다.
이상 설명한 본 발명은 단거리 무유도 방식의 미사일에 적용할 수 있다. 또한 유도 미사일이라 할지라도 본 발명은 초기에 정확하게 날아가게 하는 효과를 얻을 수 있으므로, 유도 미사일에 적용하더라도 명중률 향상에 도움이 될 것이다.
이상 도 1 내지 도 3을 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 소형 비행체 자세 제어 장치의 개념도이다. 그리고 도 5는 도 4의 소형 비행체 자세 제어 장치에 추가되는 구성들을 도시한 블록도이다.
도 4를 참조하면, 소형 비행체 자세 제어 장치(400)는 비행 시작 판단부(410), 제1 자세 정보 획득부(420), 비행체 이탈 판단부(430), 제2 자세 정보 획득부(440), 비행체 자세 제어부(450), 전원부(460) 및 주제어부(470)를 포함한다. 본 실시예에서 소형 비행체는 무인 비행체인 것도 가능하다.
전원부(460)는 소형 비행체 자세 제어 장치(400)를 구성하는 각 구성에 전원을 공급하는 기능을 수행한다.
주제어부(470)는 소형 비행체 자세 제어 장치(400)를 구성하는 각 구성의 전체 작동을 제어하는 기능을 수행한다.
비행 시작 판단부(410)는 제1 비행체를 탑재한 상태에서 제2 비행체가 비행을 시작하는지 여부를 판단하는 기능을 수행한다. 예컨대 본 실시예에서 비행 시작 판단부(410)는 제2 비행체가 작동하기 시작하면 제2 비행체가 비행을 시작한 것으로 판단할 수 있다.
제1 자세 정보 획득부(420)는 비행 시작 판단부(410)에 의해 제1 비행체를 탑재한 상태에서 제2 비행체가 비행을 시작한 것으로 판단되면 제1 비행체의 제1 자세 정보를 획득하는 기능을 수행한다.
제1 자세 정보 획득부(420)는 제1 비행체에 장착된 3축 가속도 센서를 이용하여 제1 자세 정보를 3차원 정보로 획득할 수 있다.
비행체 이탈 판단부(430)는 제1 비행체가 비행을 시작한 이후 제2 비행체로부터 제1 비행체가 이탈되는지 여부를 판단하는 기능을 수행한다. 예컨대 본 실시예에서 비행체 이탈 판단부(430)는 제2 비행체로부터 제1 비행체로 발사 명령이 입력되면 제1 비행체가 제2 비행체로부터 이탈된 것으로 판단될 수 있다.
제2 자세 정보 획득부(440)는 비행체 이탈 판단부(430)에 의해 제2 비행체로부터 제1 비행체가 이탈된 것으로 판단되면 제1 비행체의 제2 자세 정보를 획득하는 기능을 수행한다.
제2 자세 정보 획득부(440)는 제1 비행체에 장착된 3축 가속도 센서를 이용하여 제2 자세 정보를 3차원 정보로 획득할 수 있다.
비행체 자세 제어부(450)는 제1 자세 정보 획득부(420)에 의해 획득된 제1 자세 정보와 제2 자세 정보 획득부(440)에 의해 획득된 제2 자세 정보를 비교하는 기능을 수행한다. 또한 비행체 자세 제어부(450)는 제1 자세 정보와 제2 자세 정보를 비교하여 얻은 결과를 기초로 제1 비행체의 자세를 제어하는 기능을 수행한다.
비행체 자세 제어부(450)는 SPI(Serial Peripheral Interface) 통신을 이용하여 제1 자세 정보 획득부(420)와 제2 자세 정보 획득부(440)로부터 제1 자세 정보와 제2 자세 정보를 각각 획득할 수 있다. 비행체 자세 제어부(450)의 이러한 기능은 비행체 자세 제어부(450) 내 자세 정보 수신부(미도시)에 의해 수행될 수 있다.
이러한 비행체 자세 제어부(450)는 도 5의 (a)에 도시된 바와 같이 로직부(451)와 프로세서부(452)를 포함할 수 있다.
로직부(451)는 제1 자세 정보와 제2 자세 정보를 비교하여 얻은 결과를 기초로 제1 비행체의 자세를 보상하기 위한 자세 보상값을 생성하는 기능을 수행한다. 또한 로직부(451)는 PWM(Pulse Width Modulation) 신호를 이용하여 자세 보상값을 출력하는 기능을 수행한다.
프로세서부(452)는 로직부(451)에 의해 출력된 자세 보상값을 기초로 제1 비행체의 자세를 PID(Proportional Integral Differential) 제어하는 기능을 수행한다.
로직부(451)와 프로세서부(452)는 FPGA(Field Programmable Gate Array) 형태로 제1 비행체에 탑재될 수 있다.
한편 제1 자세 정보 획득부(420)는 미리 정해진 시간마다 제1 자세 정보를 시간 정보와 함께 획득할 수 있다. 이때 비행체 자세 제어부(450)는 제1 자세 정보로 제2 비행체로부터 제1 비행체가 이탈된 시간 이전에 획득된 제1 자세 정보들 중에서 가장 최근에 획득된 제1 자세 정보를 이용할 수 있다.
예컨대 제2 비행체로부터 제1 비행체가 이탈된 시간이 오후 3시 55분이고, 제1 자세 정보 획득부(420)가 오후 3시 30분부터 10분 단위로 오후 4시까지 모두 4개의 제1 자세 정보를 획득했다고 가정하자. 이 경우 비행체 자세 제어부(450)는 제2 비행체로부터 제1 비행체가 이탈된 시간 즉 오후 3시 55분을 기준으로 가장 최근인 오후 3시 50분에 획득된 제1 자세 정보를 제2 자세 정보와 비교할 대상으로 이용한다.
소형 비행체 자세 제어 장치(400)는 도 5의 (b)에 도시된 바와 같이 가속도 판단부(481) 또는 타겟 정보 획득부(482)를 더 포함할 수 있다.
가속도 판단부(481)는 미리 정해진 시간마다 제1 비행체의 가속도가 0인지 여부를 판단하는 기능을 수행한다. 이때 제2 자세 정보 획득부(440)는 가속도 판단부(481)에 의해 제1 비행체의 가속도가 0인 것으로 판단되면 제2 자세 정보를 획득할 수 있다.
가속도 판단부(481)는 제1 비행체에 장착된 3축 가속도 센서를 이용하여 제1 비행체에 대한 가속도 성분을 검출하고, 이 가속도 성분으로 중력 가속도 성분만 검출되는지 여부를 판단하며, 이 가속도 성분으로 중력 가속도 성분만 검출되는 것으로 판단되면 제1 비행체의 가속도가 0인 것으로 판단할 수 있다.
타겟 정보 획득부(482)는 타겟에 대한 정보를 획득하는 기능을 수행한다. 이때 제1 자세 정보 획득부(420)는 타겟 정보 획득부(482)에 의해 타겟에 대한 정보가 획득되면 제1 자세 정보를 획득할 수 있다.
한편 본 실시예에서 제1 비행체는 타겟을 추적하는 기능이 없는 것으로 구현될 수 있다. 본 실시예에서 타겟을 추적하는 기능이 없다는 것은 유도 기능이 없거나, 타겟을 촬영하는 기능이 없거나, 또는 타겟의 위치를 측정하는 기능이 없는 것을 의미한다.
다음으로 소형 비행체 자세 제어 장치(400)의 작동 방법에 대하여 설명한다. 도 6은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 소형 비행체 자세 제어 방법을 도시한 흐름도이다. 이하 설명은 도 6을 참조한다.
먼저 비행 시작 판단부(410)가 제1 비행체를 탑재한 상태에서 제2 비행체가 비행을 시작하는지 여부를 판단한다(S610).
제1 비행체를 탑재한 상태에서 제2 비행체가 비행을 시작한 것으로 판단되면, 제1 자세 정보 획득부(420)가 제1 비행체의 제1 자세 정보를 획득한다(S620).
제2 비행체가 비행을 시작한 이후, 비행체 이탈 판단부(430)는 제2 비행체로부터 제1 비행체가 이탈되는지 여부를 판단한다(S630).
제2 비행체로부터 제1 비행체가 이탈된 것으로 판단되면, 제2 자세 정보 획득부(440)가 제1 비행체의 제2 자세 정보를 획득한다(S640).
이후 비행체 자세 제어부(450)가 제1 자세 정보와 제2 자세 정보를 비교하여 얻은 결과를 기초로 제1 비행체의 자세를 제어한다(S650).
이후 주제어부(470)가 제1 비행체의 자세 제어 결과를 사용자 단말에 디스플레이되도록 한다(S660).
한편 S630 단계와 S640 단계 사이에, 가속도 판단부(481)가 미리 정해진 시간마다 제1 비행체의 가속도가 0인지 여부를 판단할 수 있다. 그러면 제2 자세 정보 획득부(440)는 S640 단계에서 상기 제1 비행체의 가속도가 0인 것으로 판단될 때 제2 자세 정보를 획득할 수 있다.
한편 S610 단계와 S620 단계 사이에, 타겟 정보 획득부(482)가 타겟에 대한 정보를 획득할 수 있다. 그러면 제1 자세 정보 획득부(420)가 타겟에 대한 정보가 획득될 때 제1 자세 정보를 획득할 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 (9)

  1. 제1 비행체를 탑재한 상태에서 제2 비행체가 비행을 시작하는지 여부를 판단하는 비행 시작 판단부;
    상기 제1 비행체를 탑재한 상태에서 상기 제2 비행체가 비행을 시작한 것으로 판단되면 상기 제1 비행체의 제1 자세 정보를 획득하는 제1 자세 정보 획득부;
    상기 제2 비행체로부터 상기 제1 비행체가 이탈되는지 여부를 판단하는 비행체 이탈 판단부;
    상기 제2 비행체로부터 상기 제1 비행체가 이탈된 것으로 판단되면 상기 제1 비행체의 제2 자세 정보를 획득하는 제2 자세 정보 획득부; 및
    상기 제1 자세 정보와 상기 제2 자세 정보를 비교하여 얻은 결과를 기초로 상기 제1 비행체의 자세를 제어하는 비행체 자세 제어부
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 소형 비행체 자세 제어 장치.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 제1 자세 정보 획득부와 상기 제2 자세 정보 획득부는 상기 제1 비행체에 장착된 3축 가속도 센서를 이용하여 상기 제1 자세 정보와 상기 제2 자세 정보를 3차원 정보로 획득하는 것을 특징으로 하는 소형 비행체 자세 제어 장치.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 비행체 자세 제어부는 SPI(Serial Peripheral Interface) 통신을 이용하여 상기 제1 자세 정보와 상기 제2 자세 정보를 획득하고,
    상기 비행체 자세 제어부는,
    상기 제1 자세 정보와 상기 제2 자세 정보를 비교하여 얻은 결과를 기초로 상기 제1 비행체의 자세를 보상하기 위한 자세 보상값을 생성하며, PWM(Pulse Width Modulation) 신호를 이용하여 상기 자세 보상값을 출력하는 로직부; 및
    상기 자세 보상값을 기초로 상기 제1 비행체의 자세를 PID(Proportional Integral Differential) 제어하는 프로세서부
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 소형 비행체 자세 제어 장치.
  4. 제 3 항에 있어서,
    상기 로직부와 상기 프로세서부는 FPGA(Field Programmable Gate Array) 형태로 상기 제1 비행체에 탑재되는 것을 특징으로 하는 소형 비행체 자세 제어 장치.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 제1 자세 정보 획득부는 미리 정해진 시간마다 상기 제1 자세 정보를 시간 정보와 함께 획득하며,
    상기 비행체 자세 제어부는 상기 제1 자세 정보로 상기 제2 비행체로부터 상기 제1 비행체가 이탈된 시간 이전에 획득된 제1 자세 정보들 중에서 가장 최근에 획득된 제1 자세 정보를 이용하는 것을 특징으로 하는 소형 비행체 자세 제어 장치.
  6. 제 1 항에 있어서,
    미리 정해진 시간마다 상기 제1 비행체의 가속도가 0인지 여부를 판단하는 가속도 판단부
    를 더 포함하며,
    상기 제2 자세 정보 획득부는 상기 제1 비행체의 가속도가 0인 것으로 판단되면 상기 제2 자세 정보를 획득하는 것을 특징으로 하는 소형 비행체 자세 제어 장치.
  7. 제 6 항에 있어서,
    상기 가속도 판단부는 상기 제1 비행체에 장착된 3축 가속도 센서를 이용하여 상기 제1 비행체에 대한 가속도 성분을 검출하고, 상기 가속도 성분으로 중력 가속도 성분만 검출되는지 여부를 판단하며, 상기 가속도 성분으로 상기 중력 가속도 성분만 검출되는 것으로 판단되면 상기 제1 비행체의 가속도가 0인 것으로 판단하는 것을 특징으로 하는 소형 비행체 자세 제어 장치.
  8. 제 1 항에 있어서,
    타겟에 대한 정보를 획득하는 타겟 정보 획득부
    를 더 포함하며,
    상기 제1 자세 정보 획득부는 상기 타겟에 대한 정보가 획득되면 상기 제1 자세 정보를 획득하는 것을 특징으로 하는 소형 비행체 자세 제어 장치.
  9. 제 1 항에 있어서,
    상기 제1 비행체는 타겟을 추적하는 기능이 없는 것을 특징으로 하는 소형 비행체 자세 제어 장치.
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