KR102094537B1 - 회전익 무인항공기의 고속 선회비행을 위한 제어방법 및 장치 - Google Patents

회전익 무인항공기의 고속 선회비행을 위한 제어방법 및 장치 Download PDF

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KR102094537B1
KR102094537B1 KR1020180081649A KR20180081649A KR102094537B1 KR 102094537 B1 KR102094537 B1 KR 102094537B1 KR 1020180081649 A KR1020180081649 A KR 1020180081649A KR 20180081649 A KR20180081649 A KR 20180081649A KR 102094537 B1 KR102094537 B1 KR 102094537B1
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Abstract

본 발명은 회전익 무인항공기가 선회비행을 하기 위한 제어방법 및 장치에 관한 것으로, 어느 속도에서나 매끄럽고 안정적인 원호형상을 띄며 선회하기 위해서 현재속도에 따라 제어방법을 다르게 해준다. 회전익 무인항공기가 저속에서 비행을 하다가 방향전환 하는 경우, 방향각도를 제어하라는 명령을 주고 꼬리로터를 제어하며, 고속에서 비행을 하다가 선회하는 경우, 롤각도와 방향각도를 모두 제어하라는 명령을 해서 주로터와 꼬리로터 각도를 동시에 모두 제어한다. 이에 따라, 본 발명은 안정적인 선회비행을 할 수 있는 회전익 무인항공기 선회비행을 위한 제어방법을 제공함에 있다.

Description

회전익 무인항공기의 고속 선회비행을 위한 제어방법 및 장치{Control methods and devices for high-speed flight of rotary-wing unmanned aircraft}
본 발명은 회전익 무인항공기의 고속 선회비행을 위한 제어방법 및 장치에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 회전익 무인항공기가 고속에서 선회를 함에 있어서, 항법제어 알고리즘에 적용하여 안정적인 선회방법을 구현할 수 있는 회전익 무인항공기의 고속 선회비행을 위한 제어방법 및 장치에 관한 것이다.
항공기는 비행기, 글라이더, 헬리콥터, 비행선, 기구 등 사람이 탑승하는 모든 비행체를 가리킨다. 상기 항공기는 날개의 형태에 따라 회전익 항공기와 고정익의 2가지 형태로 구분할 수 있다. 즉, 일반 여객기나 전투기 같이 날개가 고정된 형태를 고정익 항공기라 하고, 헬리콥터, 드론 등과 같이 날개가 회전하는 형태를 회전익 항공기라 한다.
일반적으로, 고정익 항공기는 동체에 날개가 고정되어 있고, 모든 비행상태에서 고정된 익면을 갖고 그 익면에서 발생하는 양력으로 비행하는 항공기를 일컫는다. 또한, 회전익 항공기는 로터라고 불리는 회전 로터로 양력을 얻어서 비행하는 비행체이다. 회전하는 로터로 양력을 얻기 때문에 수직 이착륙이 가능하다. 가장 대표적인 회전익 항공기인 헬리콥터를 보면, 항공기의 양력을 발생시키는 주로터(main rotor)와 주로터(main rotor)의 회전에 따른 회전반력을 상쇄시키기 위해 후방에 가로 방향의 꼬리로터(tail rotor)가 탑재된다.
유인 항공기의 경우 사람이 직접 운행하는 반면, 무인 항공기는 사람이 타지 않고 컴퓨터에 제어명령을 입력하여 사용자의 원격 조작이나 입력된 제어명령에 의하여 조종된다. 이러한 회전익 무인항공기에 관한 기술로서 한국특허 등록 제 10-1864266호("멀티로터 타입의 회전익 무인비행체 시스템", 2018.01.04)와 같은 기술에서는 상기 회전익 무인비행체의 시스템의 구성을 설명하는 기술이 개시되어있다.
항공기는 고정익과 회전익에 따라서 비행 중 방향을 전환하는 방법이 모두 다르다. 고정익 항공기는 항상 일정한 속도 이상으로 비행을 해야 하며, 방향전환을 할 때에도 에일러론(Aileron)이라 불리는 보조날개를 움직여 일정한 궤적을 그리며 선회를 한다. 그러나 회전익 항공기는 제자리비행부터 고속비행까지 다양한 속도로 비행을 하며, 속도에 따라 방향전환 하는 방법이 달라진다. 회전익 항공기가 고속으로 비행할 때에는 주로터의 롤축 방향각도를 움직여 고정익 항공기와 유사한 선회비행을 수행하며, 제자리비행과 같은 저속비행 중에는 꼬리로터의 각도를 조절하여 방향전환을 해야 한다. 회전익 유인항공기는 사람이 탑승한 상태로 모든 조종면을 직접 조종하기 때문에 상황에 따라 직접 주로터 각도와 꼬리로터 각도를 제어하여 저속과 고속 모두 상관없이 이상적인 방향전환을 할 수 있다. 그러나 회전익 무인항공기가 방향전환을 할 때에는 명확한 속도 기준에 따라 저속 비행과 고속 비행의 선회비행 제어방법이 다르게 적용되어야 한다. 종래의 회전익 무인항공기가 방향전환을 수행할 경우, 저속비행 중에서는 꼬리로터를 이용한 방향전환을 하고 고속비행 중에는 주로터를 이용한 선회비행을 수행하게 되는데 선회 기준이 되는 속도에서는 주로터와 꼬리로터간 조종채널의 급격한 변화가 발생하는 단점이 있었다.
대한민국 등록특허 제 10-1864266호("멀티로터 타입의 회전익 무인비행체 시스템", 2018.01.04)
본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서 본 발명의 목적은, 회전익 항공기가 선회를 할 때, 저속 및 고속 비행 시 주로터 및 꼬리로터 각도를 제어하여 안정적인 원호의 형상을 띄며 선회비행을 할 수 있는 회전익 무인항공기 선회비행을 위한 제어방법을 제공함에 있다.
또한, 회전익 무인항공기는 기준속도 이상에서도 유인항공기가 비행하는 것과 같이 매끄럽고 안정적인 선회가 가능한 회전익 무인항공기 선회비행을 위한 제어방법을 제공함에 있다.
또한, 속도에 따라 제어하는 방법이 다르기 때문에 더욱 세밀하게 비행을 제어할 수 있는 회전익 무인항공기 선회비행을 위한 제어방법을 제공함에 있다.
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주로터와 꼬리로터로 구성된 회전익 무인항공기 선회비행을 위한 제어방법에 있어서, 상기 회전익 무인항공기의 방향제어 입력을 수신되는 방향제어 입력수신단계; 방향전환을 위해 상기 회전익 무인항공기에 목표방향이 설정되는 목표방향 설정단계; 상기 회전익 무인항공기의 현재속도가 측정되는 속도 측정단계; 상기 속도 측정단계에서 측정된 현재속도 값 및 기설정된 기준속도 값이 비교하여, 상기 현재속도 값이 상기 기준속도 값보다 크다면 고속으로 정의하고, 상기 현재속도 값과 상기 기준속도 값이 같거나 상기 현재속도 값이 상기 기준속도 값보다 작다면 저속으로 정의하는 판단단계;를 포함하며, 상기 판단단계에서 고속으로 정의된 경우에는, 상기 현재속도, 현재위치, 현재방향, 상기 목표방향 값들을 사용하여 상기 회전익 무인항공기의 선회중심 및 선회반경이 산출되고, 상기 선회중심 및 상기 선회반경 값들을 사용하여 선회궤적이 산출되는 선회궤적 산출단계; 및 상기 산출된 선회궤적을 사용하여, 롤각도와 방향각도를 모두 제어하는 고속 선회 제어단계를 포함하고, 상기 판단단계에서 저속으로 정의된 경우에는, 방향각도만을 제어하는 저속 방향전환 제어단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 고속 선회 제어단계에서 롤각도 명령신호
Figure 112019106685482-pat00001
는 아래에 사용된 수식 3에 의해서 결정되고, 방향각도 명령신호
Figure 112019106685482-pat00002
는 아래에 사용된 수식 4에 의해서 결정된다.
[수식 3]
Figure 112018069271547-pat00003
(여기에서,
Figure 112018069271547-pat00004
: 선회 비행을 위한 목표 롤각도,
Figure 112018069271547-pat00005
: 회전익 무인항공기 현재속도,
Figure 112018069271547-pat00006
: 회전익 무인항공기 선회반경,
Figure 112018069271547-pat00007
: 중력가속도)
[수식 4]
Figure 112018069271547-pat00008
(여기에서,
Figure 112018069271547-pat00009
: 선회비행을 위한 목표 방향각도,
Figure 112018069271547-pat00010
: 현재위치 x축 값,
Figure 112018069271547-pat00011
: 현재위치 y축 값,
Figure 112018069271547-pat00012
: 산출된 선회반경 중심위치 x축 값,
Figure 112018069271547-pat00013
: 산출된 선회반경 중심위치 y축 값)
또한, 상기 선회궤적 산출단계는 회전익 무인항공기 선회반경
Figure 112018069271547-pat00014
은 아래에 사용된 수식 1에 의해서 결정되고, 선회반경 중심
Figure 112018069271547-pat00015
,
Figure 112018069271547-pat00016
는 수식 2에 의해서 결정된다.
[수식 1]
Figure 112018069271547-pat00017
(여기에서,
Figure 112018069271547-pat00018
: 회전익 무인항공기 선회반경,
Figure 112018069271547-pat00019
: 회전익 무인항공기 선회비행 진입 시 속도,
Figure 112018069271547-pat00020
: 중력가속도,
Figure 112018069271547-pat00021
: 사전정의 된 무인항공기 목적에 따른 이상적인 롤각도(15))
[수식 2]
Figure 112018069271547-pat00022
(여기에서,
Figure 112018069271547-pat00023
: 산출된 선회반경 중심위치 x축 값,
Figure 112018069271547-pat00024
: 산출된 선회반경 중심위치 y축 값
Figure 112018069271547-pat00025
: 선회비행 진입 시 x축 값,
Figure 112018069271547-pat00026
: 선회비행 진입 시 y축 값,
Figure 112018069271547-pat00027
: 선회비행 진입시 비행 방향)
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본 발명에 의하면, 회전익 무인항공기가 기설정된 기준속도 이상에서 선회를 할 때 꼬리날개와 주로터를 동시에 제어하기 때문에 안정적인 원호의 형상을 띄며 운행할 수 있는 효과가 있다.
또한, 회전익 무인항공기는 기준속도 이상에서도 유인항공기가 비행하는 것과 같이 매끄럽고 안정적인 선회가 가능한 효과가 있다.
또한, 속도에 따라 제어하는 방법이 다르기 때문에 더욱 세밀하게 비행을 제어할 수 있는 효과가 있다.
도 1은 본 발명에 따른 회전익 무인항공기의 사시도
도 2는 본 발명에 따른 회전익 무인항공기 선회비행을 위한 제어장치 구성도
도 3은 본 발명에 따른 회전익 무인항공기 선회비행을 위한 제어방법 순서도
도 4는 본 발명에 따른 회전익 무인항공기 선회비행을 위한 제어방법 구성도
도 5는 본 발명에 따른 회전익 무인항공기 선회비행을 위한 제어방법의 선회궤적을 나타낸 개념도
이하, 본 발명의 기술적 사상을 첨부된 도면을 사용하여 더욱 구체적으로 설명한다. 이에 앞서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정해서 해석되어서는 아니되며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다.
따라서, 본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 일 실시예에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 변형 예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.
이하, 본 발명의 기술적 사상을 첨부된 도면을 사용하여 더욱 구체적으로 설명한다. 첨부된 도면은 본 발명의 기술적 사상을 더욱 구체적으로 설명하기 위하여 도시한 일예에 불과하므로 본 발명의 기술적 사상이 첨부된 도면의 형태에 한정되는 것은 아니다.
도 1은 회전익 무인항공기를 나타낸 것이고, 도 2는 회전익 무인항공기 선회비행을 위한 장치를 나타낸 것이다. 도 1과 도 2를 참조로 하여 본 발명의 회전익 무인항공기의 구조 및 장치를 상세히 설명한다.
도 1(a)과 도 1(b)에 도시된 바와 같이, 상기 회전익 무인항공기는 롤축에 형성된 주로터(10)와 방향축에 형성된 꼬리로터(20)와 몸체인 구성이 포함될 수 있다. 그리고 본 발명은 상기 회전익 무인항공기가 비행할 때 선회하는 경우 롤각도(15)와 방향각도(25)를 제어하는 것을 포함한다. 여기서, 상기 롤각도(15)는 상기 주로터의 각도를 좌우로 움직임에 따라 발생되는 각도이고, 상기 방향각도(25)는 상기 꼬리로터의 각도가 제어되며 비행시 발생되는 각도이다. 본 발명에서는 상기 방향각도(25)는 현재속도와 관계없이 제어를 유지하고 상기 롤각도(15)는 상기 현재속도에 따라 선택적으로 제어한다.
종래에는 상기 회전익 무인항공기가 저속 비행시 선회하는 경우에는 상기 방향각도(25)만 제어했고, 고속 비행시 선회하는 경우에는 상기 롤각도(15)만 제어했다. 본 발명에서는 상기 방향각도(25)는 상기 현재속도에 상관없이 제어해도 되기 때문에 고속과 저속에서 제어를 유지해주고, 상기 현재속도가 상기 기준속도보다 큰 경우에 상기 롤각도(15)를 제어한다. 여기서, 상기 현재속도에 따라 방향각도(25)와 롤각도(15)가 제어되는 상세한 설명 및 이유는 아래에 고속 선회 제어단계(S600)에서 설명한다.
도 3은 본 발명의 회전익 무인항공기 선회비행을 위한 방법의 순서도이고, 도 5는 본 발명의 회전익 무인항공기 선회비행을 위한 선회궤적을 만드는 것을 나타낸 도면으로써, 도 3과 도 5를 참조하여, 회전익 무인항공기 선회비행을 위한 방법을 설명한다.
본 발명의 회전익 무인항공기 선회비행을 위한 방법은 도 2에 도시된 바와 같이, 방향제어 입력수신단계(S100), 목표방향 설정단계(S200), 속도 측정단계(S300), 판단단계(S400), 선회궤적 산출단계(S500), 고속 선회 제어단계(S600), 저속 방향전환 제어단계(S700)로 이루어질 수 있다.
상기 방향제어 입력수신단계(S100)는, 상기 회전익 무인항공기는 항공기에 사람이 타고 있지 않기 때문에 상기 회전익 무인항공기를 사용하고자 하는 사용자가 목표하고 있는 위치나 방향을 미리 설정하고 그에 따라 항공기가 진행하고자 하는 방향을 수신하는 단계이다.
상기 목표방향 설정단계(S200)는, 사용자가 설정한 목표 위치나 방향에서 계산되어 도출 될 수 있으며 사용자가 직접 입력한 위치나 방향이 될 수도 있다. 설정된 목표방향은 상기 회전익 무인항공기에 저장되고, 상기 회전익 항공기는 상기 목표방향에 도달하기 위한 경로와 방향을 모색할 수 있다. 또한, 가장 적절한 길을 모색하고 상기 비행경로의 방향이 전진, 선회, 후진 등 미리 모든 경우의 수를 가지고 길을 설정하는 것이 바람직하다.
상기 속도 측정단계(S300)는, 상기 목표방향을 향해서 비행하고 있는 상기 회전익 무인항공기의 실시간 속도, 즉, 상기 현재속도를 상기 속도측정부 장치(200)에서 측정하는 단계이다. 이때, 상기 현재속도는 비행 중 환경과 상황에 따라 변할 수 있는 값이므로 한정할 수 없는 값이고, 변경 가능한 값인 것이 바람직하다. 여기서, 상기 현재속도를 측정하는 이유는 상기 회전익 무인항공기가 비행경로를 선회하는 경우에 상기 현재속도와 기준속도를 비교하는 경우에 상기 롤각도(15)의 제어를 다르게 해줄 수 있기 때문이다.
상기 판단단계(S400)는, 상기 중앙제어부 장치(100)에서 상기 속도 측정단계(S300)에서 측정된 현재속도 값과 기설정된 기준속도 값을 비교하는 단계이다. 상기 현재속도 값이 상기 기준속도 보다 크다면 "고속"이라고 정의하고, 상기 현재속도 값과 상기 기준속도 값이 같거나 상기 현재속도 값이 상기 기준속도보다 작다면 "저속"이라고 정의할 수 있다. 상기 판단단계(S400)가 수행됨에 따라 상기 회전익 무인항공기의 각도제어가 변경되어 제어되고, "고속"과 "저속" 비행에서의 선회 제어방법이 다르기 때문에 상기 판단단계(S400)에서 상기 기설정된 기준속도가 사전에 명확하게 설정되어야한다.
상기 선회궤적 산출단계(S500)는, 상기 선회궤적 산출부 장치(300)에서 상기 회전익 무인항공기의 선회비행 진입 시 속도, 현재위치, 상기 목표방향 값들을 사용하여 선회중심 및 선회반경이 산출되고, 상기 선회중심 및 상기 선회반경 값들을 사용하여 선회궤적이 산출하는 단계이다. 이 단계는, 판단단계(S400)에서 상기 회전익 무인항공기의 현재속도가 "고속"이라고 판단되는 경우 수행되는 단계로써, 현재 속도가 "고속"인 경우는 상기 롤각도(15) 및 상기 방향각도(25)를 모두 제어해야하기 때문에 상기 목표방향에 따른 상기 선회궤적을 산출하여 선회해야한다.
여기서, 선회반경이란 항공기가 360도 회전하는 경우 생기는 원의 반지름으로써, 항공기의 선회 속도가 증가함에 따라 선회 반경이 증가되고 선회율이 감소된다. 이에 따라, 본 발명은 "고속" 선회에서도 정상 선회를 할 수 있도록 상기 방향각도(25) 및 상기 롤각도(15)를 모두 제어하여 비행하는 것이 바람직하다.
도 5는 상기 선회궤적을 구하는 원리를 나타낸 것이다. 도 5에 도시된 바와 같이, 상기 회전익 무인항공기가 비행 중 방향제어 입력을 수신하게 되면 현재 비행 중인 위치에서 상기 목표방향을 설정한 후, 가상의 선회중심을 설정한다. 그리고 상기 현재위치에서 상기 가상의 선회중심까지의 선회반경(R)을 계산한다. 그래서 상기 계산된 선회반경을 이용하여 상기 회전익 무인항공기의 비행로를 결정한다.
상세하게 설명하자면, 상기 선회궤적은 아래에 선회반경 수식 1로 산출할 수 있다.
[수식 1]
Figure 112018069271547-pat00039
(여기에서,
Figure 112018069271547-pat00040
: 회전익 무인항공기 선회반경,
Figure 112018069271547-pat00041
: 회전익 무인항공기 선회비행 진입 시 속도,
Figure 112018069271547-pat00042
: 중력가속도,
Figure 112018069271547-pat00043
: 사전정의 된 무인항공기 목적에 따른 이상적인 롤각도(15))
또한, 상기 선회궤적 산출단계(S500)는 무인항공기의 목적에 따라 이상적인 롤각도(15)와 현재 속도를 이용해 무인항공기 선회반경을 상기 수식 1로 산출할 수 있다.
상기 고속 선회 제어단계(S600)는, 상기 판단단계(S400)에서 정의된 "고속"이라는 값이 나온 경우에 상기 선회궤적 산출단계(S500)에서 산출된 선회궤적을 사용하여 상기 주로터 제어부 장치(500)와 상기 꼬리날개 제어부 장치(500)에서 상기 롤각도(15)와 상기 방향각도(25)를 모두 제어한다. 무인항공기가 고속에서 비행을 하는 경우, 상기 중앙제어부에서 기설정된 기준속도를 넘어간 것이기 때문에 상기 종래의 기술처럼 상기 방향각도(25)만 제어를 한다면 항공기의 비행안전에 심각한 영향을 미칠 수 있다. 그래서 상기 주로터 제어부 장치(500)가 상기 롤각도(15)를 상기 방향각도(25)와 함께 제어하여, 상기 목표방향을 매끄럽게 선회할 수 있도록 하는 것이다.
상세하게 설명하자면, 상기 롤각도(15)는 상기 선회반경을 계산하는 상기 수식 1을 기반으로 생성한 수식 3을 사용하여 계산한다.
[수식 3]
Figure 112018069271547-pat00044
(여기에서,
Figure 112018069271547-pat00045
: 선회 비행을 위한 목표방향 롤각도(15),
Figure 112018069271547-pat00046
: 회전익 무인항공기 현재속도,
Figure 112018069271547-pat00047
: 회전익 무인항공기 선회반경,
Figure 112018069271547-pat00048
: 중력가속도)
상기 방향각도(25)는 상기 회전익 무인항공기의 현재위치를 기준으로 보았을 때 상기 산출된 선회궤적의 방향을 수식 4로 계산할 수 있다.
[수식 4]
Figure 112018069271547-pat00049
(여기에서,
Figure 112018069271547-pat00050
: 선회비행을 위한 목표 방향각도(25),
Figure 112018069271547-pat00051
: 현재위치 x축 값,
Figure 112018069271547-pat00052
: 현재위치 y축 값,
Figure 112018069271547-pat00053
: 산출된 선회반경 중심위치 x축 값,
Figure 112018069271547-pat00054
: 산출된 선회반경 중심위치 y축 값)
상기 수식 4를 상세하게 설명하자면, 상기 현재위치는 (
Figure 112018069271547-pat00055
,
Figure 112018069271547-pat00056
)으로 나타낼 수 있고, 상기 산출된 선회반경 중심위치는 (
Figure 112018069271547-pat00057
,
Figure 112018069271547-pat00058
)으로 나타낼 수 있으며 상기 선회궤적 산출단계(S500)에서 상기 궤적 산출부에 의해 산출된 선회반경 중심위치 값이다. 실시간으로 상기 방향각도(25)를 제어하기 위해서 상기 산출된 선회반경 중심위치로부터 상기 현재위치로의 방향을 계산한다.
여기서, 선회반경 중심
Figure 112018069271547-pat00059
,
Figure 112018069271547-pat00060
는 아래에 수식 2에 의해서 결정된다.
[수식 2]
Figure 112018069271547-pat00061
(여기에서,
Figure 112018069271547-pat00062
: 산출된 선회반경 중심위치 x축 값,
Figure 112018069271547-pat00063
: 산출된 선회반경 중심위치 y축 값
Figure 112018069271547-pat00064
: 선회비행 진입 시 x축 값,
Figure 112018069271547-pat00065
: 선회비행 진입 시 y축 값,
Figure 112018069271547-pat00066
: 선회비행 진입시 비행 방향)
그리고 상기 수식 2 중
Figure 112018069271547-pat00067
의
Figure 112018069271547-pat00068
는 오른쪽으로 선회하는 경우 선회반경의 중심을 계산하는 것을 의미하며,
Figure 112018069271547-pat00069
는 왼쪽으로 선회하는 경우 선회반경 중심을 계산하는 것을 의미한다. 상기 수식 4 중
Figure 112018069271547-pat00070
의
Figure 112018069271547-pat00071
는 상기 산출된 선회반경 중심위치로부터 상기 현재위치로의 방향에서
Figure 112018069271547-pat00072
의 각도방향, 즉, 원의 접선을 따라 오른쪽으로 선회 비행하는 것이고,
Figure 112018069271547-pat00073
는 상기 산출된 선회반경 중심위치로부터 상기 현재위치로의 방향에서
Figure 112018069271547-pat00074
의 각도방향, 즉, 원의 접선을 따라 왼쪽으로 선회 비행하는 것이다.
상기 저속 방향전환 제어단계(S700)는 상기 기준속도 값보다 상기 현재속도 값이 작거나 같은 경우 즉, "저속"인 경우 상기 수신된 방향제어 입력을 따라가도록 상기 꼬리날개 제어부 장치(500)에서 상기 방향각도(25)가 제어되도록 수행되는 단계이다. "저속"은 상기 중앙제어부에서 기설정된 기준속도를 넘어가지 않는 속도로 상기 무인항공기가 선회하는 경우 "고속"인 경우 보다 매끄럽게 선회가 가능하기 때문에 상기 꼬리로터(20)만으로 제어가 가능하다. 때문에 상기 방향각도(25)만 제어되도록 목표방향 설정단계에서 계산된 방향각도 명령을 사용한다.
도 4는 본 발명의 회전익 무인항공기 선회비행을 위한 방법의 구성도로써, 도 4를 참조하여, 회전익 무인항공기 선회비행을 위한 상기 고속 선회 제어단계(S600)와 상기 저속 방향전환 제어단계(S700)의 방법을 보다 상세하게 설명한다.
도 4(a)는 고속 선회 제어단계(S600)에서 고속에서 선회할 경우의 제어방법이 도시되었다. 상기 고속 선회 제어단계(S600)에서는 상기 롤각도(15)와 상기 방향각도(25)를 동시에 모두 제어해야한다. 상기 롤각도(15)와 상기 방향각도(25)를 동시에 제어하기 위해 상기 수식 3과 상기 수식 4를 사용하여 동시에 상기 목표방향에 대한 상기 롤각도(15)와 상기 방향각도(25)를 계산한다. 그리고 계산된 각각의 값에 따라서 상기 롤각도(15)와 상기 방향각도(25)를 제어하라는 명령신호를 상기 주로터 제어부와 상기 꼬리로터 제어부(500)에 보낸다. 이에 따라, 상기 주로터 제어부와 상기 꼬리로터 제어부(500)는 상기 주로터(10)와 상기 꼬리로터(20)를 모두 피드백 제어하게 된다.
도 4(b)는 저속 방향전환 제어단계(S700)에서 저속에서 방향전환을 하는 경우의 제어방법이 도시되었다. 상기 저속 방향전환 제어단계(S700)에서는 상기 방향각도(25)만 제어한다. 상기 방향각도(25)만을 제어하기 위해 목표방향 설정단계에서 계산된 방향각도 명령을 사용한다. 그리고 상기 계산된 방향각도 명령에 따라서 상기 방향각도(25)를 제어하라는 명령신호를 상기 꼬리로터 제어부(500)에 보낸다. 이에 따라, 상기 꼬리로터 제어부(500)는 상기 꼬리로터(20)를 피드백 제어하게 된다.
이상과 같이 본 발명에서는 구체적인 구성 소자 등과 같은 특정 사항들과 한정된 실시예 도면에 의해 설명되었으나 이는 본 발명의 보다 전반적인 이해를 돕기 위해서 제공된 것 일 뿐, 본 발명은 상기의 일 실시예에 한정되는 것이 아니며, 본 발명이 속하는 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 이러한 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다.
따라서, 본 발명의 사상은 설명된 실시예에 국한되어 정해져서는 아니 되며, 후술하는 특허 청구 범위뿐 아니라 이 특허 청구 범위와 균등하거나 등가적 변형이 있는 모든 것들은 본 발명 사상의 범주에 속한다고 할 것이다.
10 : 주로터 15 : 롤각도
20 : 꼬리로터 25 : 방향각도
100 : 중앙제어부
200 : 속도측정부
300 : 선회궤적 산출부
400 : 주로터 제어부
500 : 꼬리로터 제어부

Claims (6)

  1. 주로터와 꼬리로터로 구성된 회전익 무인항공기 선회비행을 위한 제어방법에 있어서,
    상기 회전익 무인항공기의 방향제어 입력을 수신되는 방향제어 입력수신단계;
    방향전환을 위해 상기 회전익 무인항공기에 목표방향이 설정되는 목표방향 설정단계;
    상기 회전익 무인항공기의 현재속도가 측정되는 속도 측정단계;
    상기 속도 측정단계에서 측정된 현재속도 값 및 기설정된 기준속도 값이 비교하여, 상기 현재속도 값이 상기 기준속도 값보다 크다면 고속으로 정의하고, 상기 현재속도 값과 상기 기준속도 값이 같거나 상기 현재속도 값이 상기 기준속도 값보다 작다면 저속으로 정의하는 판단단계;를 포함하며,
    상기 판단단계에서 고속으로 정의된 경우에는,
    상기 현재속도, 현재위치, 현재방향, 상기 목표방향 값들을 사용하여 상기 회전익 무인항공기의 선회중심 및 선회반경이 산출되고, 상기 선회중심 및 상기 선회반경 값들을 사용하여 선회궤적이 산출되는 선회궤적 산출단계; 및
    상기 산출된 선회궤적을 사용하여, 롤각도와 방향각도를 모두 제어하는 고속 선회 제어단계를 포함하고,
    상기 판단단계에서 저속으로 정의된 경우에는,
    방향각도만을 제어하는 저속 방향전환 제어단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익 무인항공기 선회비행을 위한 제어방법.
  2. 제 1항에 있어서, 상기 고속 선회 제어단계에서,
    롤각도 명령신호
    Figure 112018069271547-pat00075
    는 아래에 사용된 수식 3에 의해서 결정되고, 방향각도 명령신호
    Figure 112018069271547-pat00076
    는 아래에 사용된 수식 4에 의해서 결정되는 것을 특징으로 하는 회전익 무인항공기 선회비행을 위한 제어방법.
    [수식 3]
    Figure 112018069271547-pat00077

    (여기에서,
    Figure 112018069271547-pat00078
    : 선회 비행을 위한 목표 롤각도,
    Figure 112018069271547-pat00079
    : 회전익 무인항공기 현재속도,
    Figure 112018069271547-pat00080
    : 회전익 무인항공기 선회반경,
    Figure 112018069271547-pat00081
    : 중력가속도)
    [수식 4]
    Figure 112018069271547-pat00082

    (여기에서,
    Figure 112018069271547-pat00083
    : 선회비행을 위한 목표 방향각도,
    Figure 112018069271547-pat00084
    : 현재위치 x축 값,
    Figure 112018069271547-pat00085
    : 현재위치 y축 값,
    Figure 112018069271547-pat00086
    : 산출된 선회반경 중심위치 x축 값,
    Figure 112018069271547-pat00087
    : 산출된 선회반경 중심위치 y축 값)
  3. 제 1항에 있어서, 상기 선회궤적 산출단계는,
    회전익 무인항공기 선회반경
    Figure 112018069271547-pat00088
    은 아래에 사용된 수식 1에 의해서 결정되고, 선회반경 중심
    Figure 112018069271547-pat00089
    ,
    Figure 112018069271547-pat00090
    는 수식 2에 의해서 결정되는 것을 특징으로 하는 회전익 무인항공기 선회비행을 위한 제어방법.
    [수식 1]
    Figure 112018069271547-pat00091

    (여기에서,
    Figure 112018069271547-pat00092
    : 회전익 무인항공기 선회반경,
    Figure 112018069271547-pat00093
    : 회전익 무인항공기 선회비행 진입 시 속도,
    Figure 112018069271547-pat00094
    : 중력가속도,
    Figure 112018069271547-pat00095
    : 사전정의 된 무인항공기 목적에 따른 이상적인 롤각도(15))
    [수식 2]
    Figure 112018069271547-pat00096

    (여기에서,
    Figure 112018069271547-pat00097
    : 산출된 선회반경 중심위치 x축 값,
    Figure 112018069271547-pat00098
    : 산출된 선회반경 중심위치 y축 값
    Figure 112018069271547-pat00099
    : 선회비행 진입 시 x축 값,
    Figure 112018069271547-pat00100
    : 선회비행 진입 시 y축 값,
    Figure 112018069271547-pat00101
    : 선회비행 진입시 비행 방향)
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