KR102232860B1 - Air vehicle attitude control system and air vehicle attitude control method - Google Patents
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Abstract
Description
아래의 설명은 비행체 자세제어 시스템 및 비행체 자세제어방법에 관한 것이다. 보다 구체적으로는 비행체의 자세 및 각속도와 지구자기장을 측정한 후 토크를 발생시켜 비행체의 자세를 교정해주는 시스템 및 방법에 관한 것이다.The following description relates to a vehicle attitude control system and a vehicle attitude control method. More specifically, it relates to a system and method for correcting the posture of the aircraft by generating torque after measuring the attitude and angular velocity of the aircraft and the Earth's magnetic field.
비행체란 추진장치를 갖추고 고정날개에서 생기는 양력을 이용해 비행하는 기계를 의미한다. 비행체의 비행원리는 날개에서 흐르는 공기의 꺾임 및 속도차이에 따른 양력을 이용하는 원리이다. 특히 헬리콥터 모양의 드론의 경우, 드론은 4개의 프로펠러를 이용해 양력을 얻어 공중에 뜰 수 있고 프로펠러의 회전으로 추력을 얻어 방향제어까지 가능하다. An aircraft means a machine that has a propulsion device and uses the lift generated by the fixed wings to fly. The flight principle of an aircraft is the principle of using lift according to the deflection of the air flowing from the wing and the difference in speed. In particular, in the case of a helicopter-shaped drone, the drone can float in the air by gaining lift using four propellers, and can even control direction by gaining thrust through the rotation of the propeller.
프로펠러의 추력을 이용한 자세제어는 프로펠러가 회전하는 동안 원치 않는 병진운동이 발생하는 문제점을 유발할 수 있다. 원치 않은 병진운동으로 인해 비행체의 작동에 문제가 생길 수 있고 비행체의 작동에 문제가 생긴 경우 비행체의 작동 문제는 자칫 큰 사고로 이어질 수 있다. 그 중에서도, 비행체가 이륙 또는 착륙시에 텀블링이 발생하게 되면 비행체의 연착륙에 어려움이 있을 수 있다. 또한 비행체가 비행도중 병진운동과 같이 비행체의 흔들림이 발생하게 되면 호버링 및 자세안정화에 어려움이 생겨 안전한 비행이 힘들 수 있다. 따라서 비행체의 흔들림을 방지하고 비행자세를 안정화하기 위한 보조장치가 필요한 실정이다.Posture control using the thrust of a propeller may cause a problem in that unwanted translational motion occurs while the propeller is rotating. If there is a problem in the operation of the vehicle due to unwanted translational motion, and there is a problem in the operation of the vehicle, the problem in the operation of the vehicle can lead to a major accident. Among them, if tumbling occurs during take-off or landing of the aircraft, there may be difficulties in soft landing of the aircraft. In addition, if the vehicle is shaken during flight, such as translational movement, it may be difficult to hover and stabilize the posture, making safe flight difficult. Therefore, there is a need for an auxiliary device to prevent the aircraft from shaking and to stabilize the flight posture.
그리고 프로펠러는 비행체의 외부에 노출되어 비행체의 비행기능을 수행하는 장치이다. 비행체의 외부에 노출되어 비행기능을 수행하기 때문에 외부환경에 직접 영향을 받을 수 있다. 특히 눈, 비가 내리고 바람이 심하게 부는 날에는 프로펠러의 작동에 무리가 갈 수 있다. 또한, 비행체가 추락하거나 비행체가 외부 물체에 충돌하는 경우에는 프로펠러의 파손의 우려가 있다. 이런 외부적인 구조의 어려움을 보완하여 구조적으로 안정하고 비교적 간결한 구조로 비행체에 설계되어 비행체의 자세를 제어할 수 있는 장치가 필요한 실정이다.In addition, the propeller is a device that performs the aircraft function of the vehicle by being exposed to the outside of the vehicle. Because it is exposed to the outside of the aircraft and performs airplane functions, it can be directly affected by the external environment. Especially on snowy, rainy, and windy days, the propeller can be overwhelmed. In addition, there is a risk of damage to the propeller when the vehicle falls or the vehicle collides with an external object. A device that can control the posture of the aircraft is needed by compensating for the difficulties of such an external structure, which is structurally stable and designed in a relatively concise structure.
이와 관련하여, 국내등록특허공보 10-2017-0143963호는 자세 제어방법 및 그를 적용한 드론에 대해 개시한다. 상기 특허발명은 가속도계로부터 현재의 추정 각속도를 계산하고 자이로스코프로부터 측정한 측정 각속도를 이용하여 현재의 추정 오일러 각을 계산한다. 계산한 추정 각속도, 현재의 추정 오일러 각 및 메모리에 기 저장된 정보를 토대로 드론의 자세와 변화 방향을 추정하고 특정화하여 드론의 자세를 정밀하게 제어할 수 있다.In this regard, Korean Patent Publication No. 10-2017-0143963 discloses a posture control method and a drone to which it is applied. In the above patented invention, the current estimated angular velocity is calculated from an accelerometer and the current estimated Euler angle is calculated using the measured angular velocity measured from a gyroscope. Based on the calculated estimated angular velocity, the current estimated Euler angle, and information previously stored in the memory, the drone's attitude and direction of change can be estimated and specified to precisely control the drone's attitude.
전술한 배경기술은 발명자가 본 발명의 도출과정에서 보유하거나 습득한 것으로서, 반드시 본 발명의 출원 전에 일반 공중에 공개된 공지기술이라고 할 수는 없다.The above-described background technology is possessed or acquired by the inventor in the process of deriving the present invention, and is not necessarily a known technology disclosed to the general public prior to the filing of the present invention.
실시 예의 목적은 현재 비행체의 자세 및 각속도를 측정하여 필요한 토크를 계산 및 명령하고, 명령을 통해 자세 교정에 필요한 자기 모멘트 및 자기토크를 발생시켜 자세를 안정시키는 비행체 자세제어 시스템 및 비행체 자세제어방법을 제공하는 것이다.The purpose of the embodiment is to provide a vehicle attitude control system and a vehicle attitude control method for stabilizing the posture by calculating and commanding the required torque by measuring the current attitude and angular velocity of the aircraft, and generating magnetic moment and magnetic torque required for posture correction through the command. To provide.
실시 예의 목적은 자기 토크 발생부를 지지부에 결합시켜 구조적으로 안전한 비행체 자세제어 시스템 및 비행체 자세제어방법을 제공하는 것이다.An object of the embodiment is to provide a structurally safe vehicle attitude control system and a vehicle attitude control method by coupling a magnetic torque generating unit to a support.
실시 예에 따른 비행체 자세제어 시스템은 본체, 상기 본체의 흔들림을 감소시키기 위해 자기 토크를 발생시켜 상기 흔들림을 조절하는 자기 토크 발생부 및 상기 자기 토크 발생부의 작동을 제어하는 제어부를 포함할 수 있다.The air vehicle attitude control system according to the embodiment may include a main body, a magnetic torque generating unit configured to control the shaking by generating a magnetic torque to reduce the shaking of the main body, and a control unit controlling the operation of the magnetic torque generating unit.
상기 제어부는 상기 비행체의 흔들림을 저감시키기 위해 상기 비행체의 자세 및 각속도를 교정해주는 토크를 계산하여 명령하는 토크 명령 생성부, 실제 지구자기장을 관측하거나 예측 지구자기장을 계산하여 지구자기장 값을 제공하는 지구자기장 계측부, 상기 토크명령 생성부에서 생성한 토크 명령과 상기 지구자기장 계측부에서 제공하는 지구자기장을 이용하여 자세제어에 필요한 자기모멘트 명령을 생성하는 자기모멘트 명령 생성부를 포함할 수 있다.The control unit is a torque command generator that calculates and commands a torque that corrects the attitude and angular velocity of the aircraft in order to reduce the vibration of the aircraft, and the earth provides a value of the earth magnetic field by observing the actual earth magnetic field or calculating the predicted earth magnetic field. It may include a magnetic field measurement unit, a magnetic moment command generation unit for generating a magnetic moment command required for posture control by using the torque command generated by the torque command generation unit and the geomagnetic field provided by the geomagnetic field measurement unit.
상기 토크 명령 생성부는, 상기 비행체의 자세제어를 위한 희망 자세 및 희망 각속도 명령을 생성하는 자세명령 생성부를 포함할 수 있다.The torque command generation unit may include a posture command generation unit that generates a desired posture and a desired angular velocity command for posture control of the aircraft.
상기 토크 명령 생성부는 상기 자세명령 생성부에서 생성한 희망 자세 및 희망 각속도 명령을 토대로 상기 비행체의 자세 및 각속도를 교정해주는 토크를 계산하는 토크 계산부를 더 포함할 수 있다.The torque command generation unit may further include a torque calculation unit that calculates a torque for correcting the posture and angular velocity of the aircraft based on the desired posture and desired angular velocity command generated by the posture command generation unit.
상기 토크계산부는, 상기 자세명령생성부에서 생성한 희망 자세 및 희망 각속도 값과 상기 토크계산부에서 계산한 토크값 사이의 오차를 계산하고 상기 오차값을 줄이기 위해 피드백(feedback) 방식으로 제어값을 계산하는 오차계산부를 더 포함할 수 있다.The torque calculation unit calculates an error between the desired attitude and desired angular velocity value generated by the attitude command generation unit and the torque value calculated by the torque calculation unit, and calculates a control value in a feedback method to reduce the error value. It may further include an error calculation unit to calculate.
상기 지구자기장 계측부는 상기 비행체 내부에 설치되어 있고, 실제 지구자기장을 감지하여 실제 지구자기장값을 제공하는 지구자기장 측정부를 포함할 수 있다.The geomagnetic field measurement unit is installed inside the aircraft, and may include a geomagnetic field measurement unit that senses an actual geomagnetic field and provides an actual geomagnetic field value.
상기 지구자기장 계측부는 지구 자기장 모델을 만들어 지구자기장값을 예측하는 지구자기장 모델부를 포함할 수 있다.The geomagnetic field measurement unit may include a geomagnetic field model unit that makes a geomagnetic field model and predicts a value of the geomagnetic field.
상기 자기모멘트 명령 생성부는 자기 쌍극자 모멘트가 일정한 자기장에 놓이면 돌림힘(torque)을 받는 법칙에 따라 자기모멘트값을 계산하고, 상기 계산한 자기모멘트값을 상기 자기 토크 발생부에 제공하는 자기모멘트 연산부를 포함할 수 있다.The magnetic moment command generation unit includes a magnetic moment calculation unit that calculates a magnetic moment value according to a law of receiving a torque when a magnetic dipole moment is placed in a constant magnetic field, and provides the calculated magnetic moment value to the magnetic torque generation unit. can do.
상기 자기 토크 발생부는 자기모멘트를 발생시키기 위해 전류를 생성할 수 있는 전류전원부, 상기 전류전원부재에서 발생한 전류가 흘러갈 수 있는 통로를 제공하고, 상기 전류의 흐름을 통해 자기모멘트를 발생시키는 자기모멘트 발생부 및 상기 자기모멘트 발생부와 인접하여 상기 자기모멘트 발생부를 지지하는 지지부를 포함하고, 상기 자기모멘트 발생부에서 발생한 자기모멘트를 이용하여 상기 본체의 흔들림 조절에 필요한 자기 토크를 발생시킬 수 있다.The magnetic torque generating unit provides a current power supply unit capable of generating a current to generate a magnetic moment, a path through which the current generated from the current power supply member flows, and a magnetic moment generating a magnetic moment through the flow of the current. It includes a generating unit and a support unit adjacent to the magnetic moment generating unit to support the magnetic moment generating unit, and using the magnetic moment generated by the magnetic moment generating unit may generate a magnetic torque required for vibration control of the main body.
상기 자기모멘트 발생부는 상기 지지부를 감싸는 코일형태로 구성될 수 있다.The magnetic moment generator may be configured in a coil shape surrounding the support.
상기 지지부는, 상기 본체에 연결되어 있고 상기 자기모멘트 발생부에서 자기모멘트가 3차원적으로 발생할 수 있도록 제작되는 날개를 포함할 수 있다.The support part may include a wing connected to the main body and manufactured to generate a magnetic moment three-dimensionally in the magnetic moment generating part.
실시 예에 따른 비행체 자세제어 방법은 상기 비행체의 흔들림을 감지하고 상기 흔들림을 저감시키기 위한 상기 비행체의 희망 자세 및 희망 각속도값을 생성한 후, 상기 희망 자세 및 희망 각속도로 교정하기 위해 필요한 토크값을 명령하고 입력 받는 토크명령 입력단계, 상기 비행체에 영향을 주는 실제 지구자기장을 관측하거나 예측 지구자기장을 계산하여 지구자기장값을 생성하고 입력 받는 지구자기장 입력단계, 상기 토크명령 입력단계에서 입력 받은 토크명령과 상기 지구자기장 입력 단계에서 입력 받은 지구자기장값을 비교하여 자세제어에 필요한 자기모멘트를 계산하고 명령하는 자기모멘트 명령단계 및 상기 자기모멘트 명령단계에서 명령한 자기모멘트 명령을 입력 받아 상기 비행체의 자세를 교정해주는 자기토크를 생성하는 자기토크 생성단계를 포함할 수 있다.The vehicle attitude control method according to the embodiment detects the vibration of the vehicle and generates a desired attitude and a desired angular velocity value of the vehicle to reduce the vibration, and then calculates a torque value required to correct the desired attitude and the desired angular velocity. Torque command input step that is commanded and received, the earth magnetic field value is generated by observing the actual earth magnetic field affecting the aircraft or calculating the predicted earth magnetic field, and the earth magnetic field input step is input, and the torque command received in the torque command input step And the magnetic moment command commanded in the magnetic moment command step and the magnetic moment command step in which the magnetic moment required for attitude control is calculated and commanded by comparing the value of the earth magnetic field input in the earth magnetic field input step. It may include a magnetic torque generation step of generating a magnetic torque that corrects.
상기 토크명령 입력단계는, 상기 비행체의 희망 자세 및 희망 각속도 명령을 생성하는 자세명령생성단계, 상기 자세명령생성단계에서 생성한 희망 자세 및 희망 각속도 명령을 토대로, 상기 비행체를 상기 희망 자세 및 희망 각속도로 교정하는 토크를 계산하는 토크계산단계를 포함할 수 있다.The torque command input step includes a posture command generation step of generating a desired posture and a desired angular velocity command of the aircraft, and based on the desired posture and desired angular speed command generated in the posture command generation step, It may include a torque calculation step of calculating the torque to be calibrated to.
상기 지구자기장 입력단계는 실제 지구자기장을 감지하여 실제 지구자기장값을 제공하는 장치 및 지구자기장 모델을 통해 지구자기장을 예측하여 예측 지구자기장값을 제공하는 장치 중 적어도 하나 이상에서 지구자기장값을 제공받을 수 있다.In the step of inputting the earth magnetic field, the earth magnetic field value is received from at least one of a device that detects an actual earth magnetic field and provides an actual earth magnetic field value, and a device that predicts the earth magnetic field through the earth magnetic field model and provides a predicted earth magnetic field value. I can.
상기 자기토크 생성단계는 상기 자기모멘트 명령단계에서 입력 받은 자기모멘트 명령을 토대로 자기모멘트를 발생시킬 수 있는 전류를 발생시키는 전류발생단계, 상기 전류발생단계에서 발생한 전류에 의해 자기모멘트를 발생시키는 자기모멘트 발생단계 및 상기 자기모멘트 발생단계에서 발생한 자기모멘트를 이용하여 자기토크를 발생시키고, 발생한 자기토크를 통해 비행체의 자세를 교정해주는 자세교정단계를 포함할 수 있다.The magnetic torque generation step is a current generation step of generating a current capable of generating a magnetic moment based on the magnetic moment command input in the magnetic moment command step, and a magnetic moment generating a magnetic moment by the current generated in the current generation step. It may include a posture correction step of generating magnetic torque using the magnetic moment generated in the generating step and the magnetic moment generating step, and correcting the posture of the aircraft through the generated magnetic torque.
실시 예에 따른 비행체 자세제어 시스템 및 비행체 자세제어방법은 흔들리고 있는 비행체의 자세 교정에 필요한 자기 모멘트 및 자기 토크를 발생시킴으로써 비행체의 호버링을 유지시킬 수 있고, 비행체의 자세 안정화에 도움을 줄 수 있다.The vehicle attitude control system and the vehicle attitude control method according to the embodiment can maintain hovering of the vehicle by generating a magnetic moment and magnetic torque necessary for correcting the attitude of the vehicle being shaken, and can help stabilize the attitude of the vehicle.
실시 예에 따른 비행체 자세제어 시스템 및 비행체 자세제어방법은 토크 발생부를 구조적을 안전하게 구성함으로써 비행체가 추락하거나 비행체가 외부 물체에 충돌하여 생기는 파손을 방지할 수 있다.The vehicle attitude control system and the vehicle attitude control method according to the embodiment can prevent damage caused by a fall of the vehicle or collision of an external object by structurally configuring the torque generating unit.
도 1은 실시예에 따른 비행체 자세제어 시스템의 사용상태도이다.
도 2는 실시예에 따른 비행체 자세제어 시스템의 개략도이다.
도 3은 실시예에 따른 비행체 자세제어 시스템의 구체적인 블록도이다.
도 4는 실시예에 따른 자기토크 발생부의 모식도이다.
도 5는 자기모멘트의 물리법칙을 설명하기 위한 설명도이다.
도 6은 비행체 자세제어방법에 대한 순서도이다.
도 7은 토크 명령 입력단계에 대한 순서도이다.
도 8은 자기토크 생성단계에 대한 순서도이다.1 is a state diagram of a use of a vehicle attitude control system according to an embodiment.
2 is a schematic diagram of a vehicle attitude control system according to an embodiment.
3 is a detailed block diagram of a vehicle attitude control system according to an embodiment.
4 is a schematic diagram of a magnetic torque generator according to an embodiment.
5 is an explanatory diagram for explaining the physical law of magnetic moment.
6 is a flow chart for a method of controlling the attitude of the vehicle.
7 is a flow chart for the torque command input step.
8 is a flowchart of a magnetic torque generation step.
이하, 실시 예들을 예시적인 도면을 통해 상세하게 설명한다. 각 도면의 구성요소들에 참조부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 가지도록 하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 실시 예를 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 실시 예에 대한 이해를 방해한다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다. Hereinafter, embodiments will be described in detail through exemplary drawings. In adding reference numerals to elements of each drawing, it should be noted that the same elements are assigned the same numerals as possible, even if they are indicated on different drawings. In addition, in describing the embodiment, if it is determined that a detailed description of a related known configuration or function interferes with the understanding of the embodiment, the detailed description thereof will be omitted.
또한, 실시 예의 구성 요소를 설명하는 데 있어서, 제 1, 제 2, A, B, (a), (b) 등의 용어를 사용할 수 있다. 이러한 용어는 그 구성 요소를 다른 구성 요소와 구별하기 위한 것일 뿐, 그 용어에 의해 해당 구성 요소의 본질이나 차례 또는 순서 등이 한정되지 않는다. 어떤 구성 요소가 다른 구성요소에 "연결", "결합" 또는 "접속"된다고 기재된 경우, 그 구성 요소는 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되거나 접속될 수 있지만, 각 구성 요소 사이에 또 다른 구성 요소가 "연결", "결합" 또는 "접속"될 수도 있다고 이해되어야 할 것이다. In addition, in describing the constituent elements of the embodiment, terms such as first, second, A, B, (a), and (b) may be used. These terms are only for distinguishing the component from other components, and the nature, order, or order of the component is not limited by the term. When a component is described as being "connected", "coupled" or "connected" to another component, the component may be directly connected or connected to that other component, but another component between each component It should be understood that may be “connected”, “coupled” or “connected”.
어느 하나의 실시 예에 포함된 구성요소와, 공통적인 기능을 포함하는 구성요소는, 다른 실시 예에서 동일한 명칭을 사용하여 설명하기로 한다. 반대되는 기재가 없는 이상, 어느 하나의 실시 예에 기재한 설명은 다른 실시 예에도 적용될 수 있으며, 중복되는 범위에서 구체적인 설명은 생략하기로 한다. Components included in one embodiment and components including common functions will be described using the same name in other embodiments. Unless otherwise stated, the description in one embodiment may be applied to other embodiments, and a detailed description will be omitted in the overlapping range.
도 1은 실시예에 따른 비행체 자세제어 시스템의 사용상태도이고, 도 2는 실시예에 따른 비행체 자세제어 시스템의 개략도이고, 도 3은 실시예에 따른 비행체 자세제어 시스템의 구체적인 블록도이고, 도 4는 실시예에 따른 자기토크 발생부의 모식도이고, 도 5는 자기모멘트의 물리법칙을 설명하기 위한 설명도이다.1 is a state diagram of use of the vehicle attitude control system according to the embodiment, Figure 2 is a schematic diagram of the vehicle attitude control system according to the embodiment, Figure 3 is a specific block diagram of the aircraft attitude control system according to the embodiment, Figure 4 Is a schematic diagram of a magnetic torque generator according to an embodiment, and FIG. 5 is an explanatory diagram for explaining the physical law of magnetic moment.
비행체는 지면에 떨어져 공중을 비행하는 기계로 정보수집, 군사작전, 물자수송 등 다양한 역할을 수행할 수 있다. 특히, 드론의 경우 복수개의 프로펠러를 이용해 무인으로 동작하는 비행체로, 사람이 직접 가기 어려운 곳으로 이동하고 이동한 장소의 정보를 수집하는 역할을 수행할 수 있다. An aircraft is a machine that falls to the ground and flies in the air, and can perform various roles, such as collecting information, military operations, and transporting goods. In particular, in the case of a drone, as an unmanned flying vehicle using a plurality of propellers, it can move to a place that is difficult for humans to directly access and can perform a role of collecting information on the moved place.
도 1 내지 도 5를 참조하면, 실시예에 따른 비행체 자세제어 시스템(1)은 비행체의 흔들림에 대응해 토크를 발생하여 비행체의 자세 및 각속도를 교정할 수 있다. 비행체는 본체(10), 제어부(11) 및 자기 토크 발생부(12)를 포함할 수 있다. Referring to FIGS. 1 to 5, the vehicle
제어부(11)는 자기 토크 발생부(12)의 작동을 제어할 수 있다. 따라서 제어부(11)는 자기 토크 발생부(12)의 작동에 필요한 비행체 및 비행체 주변정보를 측정하고, 자기 토크 발생부(12)의 작동에 필요한 명령을 자기 토크 발생부(12)에 보낼 수 있다. 제어부(11)는 토크 명령 생성부(110), 지구자기장 계측부(111) 및 자기모멘트 명령 생성부(112)를 포함할 수 있다.The
토크 명령 생성부(110)는 비행체의 흔들림을 저감시키기 위해 비행하고 있는 비행체의 자세 및 각속도를 교정해주는 토크를 계산하여 명령할 수 있다. 예를 들어, 토크 명령 생성부(110)는 현재 비행체의 자세 및 각속도에서 희망하는 자세 및 각속도로 교정하기 위해 필요한 토크값을 계산하고 명령할 수 있다. 토크 명령 생성부(110)는 자세명령생성부(1100) 및 토크 계산부(1101)를 포함할 수 있다.The torque
자세명령생성부(1100)는 비행체의 자세제어를 위한 희망 자세 및 희망 각속도 명령을 생성할 수 있다. 자세명령생성부(1100)는 사전에 사용자에 의해 희망 자세 및 희망 각속도에 대한 기준값을 입력 받을 수 있다. 구체적으로, 비행기가 흔들리고 불안정한 자세를 견디고 있는 동안 사전에 입력 받은 희망 자세 및 희망 각속도에 대한 기준값을 기준으로 희망 자세 및 희망 각속도 값을 생성하여 명령할 수 있다.The attitude
토크 계산부(1101)는 자세명령생성부(1100)에서 생성한 희망 자세 및 희망 각속도 명령을 토대로 비행체의 자세 및 각속도를 교정해주는 토크를 계산할 수 있다. 예를 들어, 토크 계산부(1101)는 현재 비행체의 자세 및 각속도에 대해 희망 자세 및 희망 각속도로 변화하기 위해 움직여야 할 거리와 움직일 방향에 대해서 계산할 수 있다. 토크 계산부(1101)는 계산한 움직여야 할 거리 및 움직일 방향에 대해 자세 교정에 필요한 힘 및 움직임 각도를 계산할 수 있다. 최종적으로, 자세 교정에 필요한 힘 및 움직임 각도값을 기준으로 자세 교정에 필요한 토크를 계산할 수 있다.The
토크 계산부(1101)는 비행체의 희망 자세 및 각속도 값과 토크 계산부에서 계산한 토크값 사이의 오차를 줄여주는 오차계산부를 더 포함할 수 있다. 오차계산부는 비행체의 희망 자세 및 각속도 값과 토크 계산부에서 계산한 토크값 사이의 오차를 계산하고, 오차값을 줄이기 위해 출력값과 입력값을 비교 수정하는 피드백(feedback) 방식으로 제어값을 계산할 수 있다. 예를 들어, 오차계산부는 PID제어기를 사용할 수 있다. 오차계산부는 PID 제어기를 사용하여 희망 자세 및 희망 각속도 값을 설정값으로 두고, 토크 계산부에서 계산한 토크값과 설정값을 끊임없이 비교하여 오차를 줄여갈 수 있다.The
토크 명령 생성부(110)는 비행체의 현재 자세 및 각속도를 측정할 수 있는 측정부를 더 포함할 수 있다. 측정부는 자세측정센서 및 관성센서를 이용하여 현재 비행체 자세를 측정할 수 있다. 또한, 측정부는 각 축마다 각속도를 측정하는 장치를 설치하여 각속도를 측정할 수 있다. 예를 들어, 회전체를 사용하는 자이로는 모멘트 방향에 세차 운동을 하는 특성을 이용해 회전에 대한 각속도를 측정할 수 있다. 자세명령생성부(1100)는 측정부에서 측정한 현재 비행기의 자세 및 각속도 정보를 토대로 희망 자세 및 희망 각속도 명령을 생성할 수도 있다.The torque
지구자기장 계측부(111)는 지구자기장값을 자기모멘트 명령 생성부에 제공할 수 있다. 지구자기장 계측부(111)는 실제 지구자기장을 감지하여 실제 지구자기장값을 제공하는 지구자기장 측정부(1110)를 포함할 수 있다. 지구자기장 계측부(111)는 지구 자기장 모델을 만들어 지구자기장값을 예측하여 예측한 지구자기장값을 제공하는 지구자기장 모델부(1111)를 포함할 수 있다.The geomagnetic
지구자기장 측정부(1110)는 비행체 내부에 설치되어 실제 지구자기장을 감지할 수 있다. 구체적으로, 지구자기장 측정부(1110)는 제어부와 같이 비행체 내에 설치되어, 비행체 주변 실제 지구자기장을 측정하여 즉각적으로 자기모멘트 명령 생성부에 지구자기장 값을 제공할 수 있다. 지구자기장 측정부(1110)는 자력계(magnetometer)를 사용하여 실제 지구자기장값을 측정할 수 있다. 예를 들어, 지구자기장 측정부(1110)는 강자성체의 자기 포화 특성을 이용한 자력계를 사용할 수 있다. 또는, 지구자기장 측정부(1110)는 자기 공명 현상을 이용하여 총 자기를 측정하는 자력계를 사용할 수 있다.The earth magnetic
지구자기장 모델부(1111)는 지구 자기장 모델을 만들어 예측한 지구자기장 값을 제공할 수 있다. 지구자기장 모델은, 예를 들어, 지구 위치에 따른 자기장 데이터값, 기존의 측정데이터값 등을 데이터베이스에 축적할 수 있다. 또한 지구자기장 모델은 드론의 위치정보, 자세정보를 입력 받을 수 있다. 결과적으로, 지구자기장 모델은 데이터베이스에 축적한 지구자기장 정보를 토대로 알고리즘 프로그램을 이용하여 드론의 위치 및 자세에 따른 지구자기장값을 예측할 수 있다.The geomagnetic
자기모멘트 명령 생성부(112)는 토크명령 생성부(110)에서 생성한 토크 명령과 지구자기장 계측부(111)에서 제공하는 지구자기장값을 이용하여 자세제어에 필요한 자기모멘트 명령을 생성할 수 있다. 구체적으로, 자기모멘트 명령 생성부(112)는 자기 쌍극자 모멘트에 관한 물리법칙에 따라 자기모멘트값을 계산하고, 계산한 자기모멘트값을 자기 토크 발생부(12)에 제공하는 연산부를 포함할 수 있다. 연산부는 자기 쌍극자 모멘트가 일정한 다른 자기장에 놓이면 돌림힘(torque)을 받는 물리법칙에 따라 자기모멘트값을 계산할 수 있다. 예를 들어, 자기모멘트 명령에 의해 발생한 자기모멘트는 외부 자기장, 즉 지구자기장에 놓이게 되면 지구자기장 방향을 향하여 정렬하고자 하는 성질을 가진다. 연산부는 자기모멘트 명령에 의해 발생한 자기모멘트가 정렬하면서 받는 돌림힘에 대해 계산할 수 있다.The magnetic moment
자기 토크 발생부(12)는 본체의 흔들림을 감소시키기 위해 자기 토크를 발생시켜 본체의 흔들림을 조절할 수 있다. 자기 토크 발생부(12)는 제어부(11)의 작동제어명령을 받아 작동할 수 있다. 자기 토크 발생부(12)는 자기모멘트 명령 생성부(112)에서 생성한 자기모멘트 명령을 수신할 수 있다. 자기 토크 발생부(12)는 수신한 자기 모멘트 명령을 토대로 자기 모멘트를 발생시켜 본체의 흔들림 조절에 필요한 자기 토크를 발생시킬 수 있다. 자기 토크 발생부(12)는 전류전원부(120), 자기모멘트 발생부(121) 및 지지부(122)를 포함할 수 있다.The
전류전원부(120)는 자기모멘트 명령 생성부(112)에서 생성한 자기 모멘트 명령을 받아 자기 모멘트를 발생시키기 위한 전류를 생성할 수 있다. 예를 들어, 전류전원부(120)는 자기모멘트 명령 수신부를 통해 자기모멘트 명령을 수신한 후 전류전원부(120)내 전위차를 발생시켜 전류를 생성할 수 있다. 전류전원부(120)는 생성한 전류를 자기모멘트 발생부(121)에 흘러 보낼 수 있다. 전류전원부(120)는 전위차에 따라 전류의 방향을 반대로 바꿀 수 있다. The current
자기모멘트 발생부(121)는 전류전원부(120)에서 발생한 전류가 흘러갈 수 있는 통로를 제공할 수 있다. 전류전원부(120)에서 발생한 전류는 통로를 통해 흘러서 전류의 흐름을 만들고, 전류의 흐름을 통해 자기모멘트 발생부(121)는 자기모멘트를 발생시킬 수 있다. 예를 들어, 전류가 오른나사가 방향으로 흐르는 경우 자기모멘트 발생부(121)는 오른나사의 진행방향을 따라 자기모멘트를 발생시킬 수 있다. 전류전원부(120)에서 전류의 방향을 바꿔서 전류가 오른나사의 반대방향으로 흐르는 경우에는 자기모멘트 발생부(121)는 오른나사의 반대방향을 따라 자기모멘트를 발생시킬 수 있다.The
자기모멘트 발생부(121)는 지지부(122)를 감싸는 코일형태로 구성될 수 있다. 예를 들어, 솔레노이드의 원리를 이용하여 원통 모양의 지지부(122)에 코일형태로 도선을 감아 자기모멘트가 지지부(122) 내부를 관통하여 코일이 감기는 방향으로 형성될 수 있도록 자기모멘트 발생부(121)는 구성될 수 있다. 이때 단위길이당 코일의 감은 수를 더 늘릴수록, 코일에 흐르는 전류의 세기를 강하게 할수록 자기모멘트 발생부(121)는 더 강한 자기모멘트를 발생시킨다. The
지지부(122)는 자기모멘트 발생부(121)와 인접하여 자기모멘트 발생부(121)가 필요한 형태로 작동할 수 있도록 지지할 수 있다. 예를 들어, 자기모멘트 발생부(121)가 코일의 형태로 구성되는 경우 지지부(122)는 코일이 감길 수 있는 철심의 형태로 구성되어 지지모멘트 발생부(121)를 지지할 수 있다. The
지지부(112)는 본체에 연결되어 있고 자기모멘트 발생부에서 자기모멘트가 3차원적으로 발생할 수 있도록 제작되는 복수의 날개를 포함할 수 있다. 또한, 지지부(122)는 본체를 포함할 수 있다. 예를 들어, 4개의 날개를 가진 드론의 경우, 지지부(122)는 본체를 기준으로 X축, Y축, Z축 방향으로 나란하게 각각 구성되어 3차원적으로 자기모멘트가 발생할 수 있도록 제작될 수 있다. 지지부(122)는 X축, Y축, Z축으로 나란하게 각각 구성됨으로써 제어부(11)의 작동에 의해 자기모멘트의 방향을 조절할 수 있다. 구체적으로, 비행체의 각 날개, 본체가 지지부(122)가 되어 코일은 각 날개와 본체에 감길 수 있다. 이때 각 날개에 감긴 코일의 나란한 방향은 XY축 평면을 이루는 방향이 되고, 본체에 감긴 코일의 방향은 Z축 방향과 평행할 수 있다. 따라서 각 날개와 본체에 감긴 코일에 전류를 흘러보내주면 X축, Y축, Z축 방향으로 자기모멘트가 생길 수 있고 결과적으로 3차원공간에 자기모멘트의 방향을 조절할 수 있다.The
결과적으로 자기 토크 발생부(12)는 자기모멘트 발생부(112)에서 발생한 자기모멘트를 비행체에 작용하고 있는 지구자기장과 결합하여 자기모멘트가 받는 토크 물리법칙을 통해 비행체의 자세를 교정할 수 있는 토크를 발생할 수 있다.As a result, the magnetic
이하에서는, 실시 예에 따른 비행체 자세제어방법에 대해 설명하도록 한다. 비행체 자세제어방법을 설명함에 있어서, 앞서 설명한 기재와 중복되는 내용은 생략하도록 한다. 특별한 언급이 없는 한, 앞서 설명한 기재의 표현과 동일한 표현은 같은 구성을 의미하는 것으로 이해할 수 있다.Hereinafter, a method for controlling the attitude of an aircraft according to an embodiment will be described. In describing the method of controlling the attitude of the vehicle, the content overlapping with the description described above will be omitted. Unless otherwise specified, expressions identical to those of the foregoing description may be understood to mean the same configuration.
도 6은 비행체 자세제어방법에 대한 순서도이고, 도 7은 토크 명령 입력단계에 대한 순서도이고, 도 8은 자기토크 생성단계에 대한 순서도이다.6 is a flowchart for a method for controlling the attitude of an aircraft, FIG. 7 is a flowchart for a torque command input step, and FIG. 8 is a flowchart for a magnetic torque generation step.
도 6내지 도 8을 참조하면, 본체 및 본체에 연결되는 복수의 날개를 포함하는 비행체의 자세제어방법에 있어서, 실시예에 따른 비행체 자세제어방법(2)은 흔들리고 있는 비행체의 자세 및 각속도를 감지하여 비행체 자세제어에 필요한 토크명령과 자기모멘트 명령을 명령한 후 비행체 자세제어에 필요한 토크를 발생시킬 수 있다. 비행체 자세제어방법은 토크명령 입력단계(20), 지구자기장 입력단계(21), 자기모멘트 명령단계(22) 및 자기토크 생성단계(23)를 포함할 수 있다.6 to 8, in the posture control method of a vehicle including a main body and a plurality of wings connected to the main body, the aircraft posture control method (2) according to the embodiment detects the posture and angular velocity of the vibrating aircraft. Thus, after commanding the torque command and magnetic moment command required for the vehicle attitude control, it is possible to generate the torque required for the vehicle attitude control. The vehicle attitude control method may include a torque
토크명령 입력단계(20)는 비행체의 흔들림을 감지하고 비행체의 흔들림을 저감시키기 위한 비행체의 희망 자세 및 희망 각속도값을 생성할 수 있다. 토크명령 입력단계(20)는 생성한 희망 자세 및 희망 각속도값으로 교정하기 위해 필요한 토크값을 명령하고 입력 받을 수 있다. 토크명령 입력단계(20)는 자세명령 생성단계(200) 및 토크계산단계(201)를 포함할 수 있다.The torque
자세명령 생성단계(200)는 비행체의 자세제어에 필요한 비행체의 희망 자세 및 희망 각속도 명령을 생성할 수 있다. 구체적으로, 자세명령 생성단계(200)는 사전에 비행체의 희망 자세 및 희망 각속도에 대한 기준값을 입력 받을 수 있다. 자세명령 생성단계(200)는 비행체가 흔들리는 동안 사전에 입력 받은 기준값을 기준으로 희망 자세 및 희망 각속도 값에 대한 명령을 생성할 수 있다.The posture
토크계산단계(201)는 자세명령 생성단계(200)에서 생성한 희망 자세 및 희망 각속도 명령을 토대로 비행체를 희망 자세 및 희망 각속도로 교정하는 토크를 계산할 수 있다. 토크계산단계(201)는 현재 비행체가 희망 자세 및 희망 각속도로 변화하기 위해 움직여야 할 거리와 방향에 대해 계산할 수 있다. The
또한 토크계산단계(201)는 토크계산의 오차를 줄이기 위해 출력값과 설정값 사이의 피드백 작용으로 오차를 줄이는 제어기를 사용할 수 있다. 예를 들어, 토크계산단계(201)는 PID제어기를 사용하여 희망 자세 및 희망 각속도 값을 설정값으로 두고 계산한 토크값과 설정값을 끊임없이 비교하여 오차를 줄여갈 수 있다.In addition, the
토크명령 입력단계(20)는 현재 비행체의 자세 및 각속도를 측정할 수 있는 측정단계를 더 포함할 수 있다. 예를 들어, 비행체 내부에는 실시간으로 변위 및 회전각도를 측정할 수 있는 센서가 부착되어 있어 각 센서들은 비행체의 자세 및 각속도가 변화될 때마다 즉각적인 변화 정보를 감지할 수 있다. 각 센서들은 변위 및 회전각도 변화정보를 3차원 공간에서 X축, Y축, Z축에 따라 측정할 수 있다. 자세명령생성단계(200)는 측정단계에서 측정한 현재 비행체의 자세 및 각속도정보를 이용하여 자세제어에 필요한 희망 자세 및 희망 각속도 명령을 생성할 수 있다.The torque
지구자기장 입력단계(21)는 비행체에 영향을 주는 실제 지구자기장을 관측하거나 예측 지구자기장 값을 계산하여 지구자기장값을 생성하고 입력 받을 수 있다. 지구자기장 입력단계(21)는 실제 지구자기장을 감지하여 실제 지구자기장값을 제공하는 장치 및 지구자기장 모델을 통해 지구자기장을 예측하여 예측 지구자기장값을 제공하는 장치 중 적어도 하나이상을 사용하여 지구자기장값을 제공받을 수 있다. 예를 들어, 지구자기장 입력단계(21)는 비행체 내부에 지구자기장 측정장치를 두어 실제 지구자기장을 측정할 수 있다. 또는, 지구자기장 입력단계(21)는 지구자기장 모델장치를 두어 지구자기장에 대한 데이터베이스를 토대로 지구자기장값을 예측할 수 있다. The earth magnetic
자기모멘트 명령단계(22)는 토크명령 입력단계(20)에서 입력 받은 토크명령과 지구자기장 입력단계(21)에서 입력 받은 지구자기장값을 비교하여 자세제어에 필요한 자기모멘트를 계산하고 계산한 자기모멘트값을 명령할 수 있다. 구체적으로, 자기모멘트 명령단계(22)는 자기 쌍극자 모멘트에 관한 물리법칙에 따라 자기모멘트값을 계산할 수 있다. 구체적으로, 자기모멘트 명령단계(22)는 자기 쌍극자 모멘트가 일정한 다른 자기장에 놓이면 돌림힘(torque)을 받는 물리법칙에 따라 자기모멘트값을 계산할 수 있다. 예를 들어, 자기모멘트 명령에 의해 발생한 자기모멘트가 외부 자기장, 즉 지구자기장에 놓이게 되면 지구자기장 방향을 향하여 정렬하고자 하는 성질을 갖는다. 자기모멘트 명령단계는 자기모멘트 명령에 의해 발생한 자기모멘트가 정렬하면서 받을 돌림힘을 계산할 수 있다.The magnetic
자기토크 생성단계(23)는 자기모멘트 명령단계(22)에서 명령한 자기모멘트 명령을 입력 받아 비행체의 자세를 교정해주는 자기 토크를 생성할 수 있다. 구체적으로, 자기토크 생성단계(23)는 입력 받은 자기모멘트 명령을 토대로 자기모멘트를 발생시킬 수 있고, 발생한 자기모멘트를 지구자기장과 결합해 자기모멘트가 외부자기장에 놓이는 경우 토크를 받는 물리법칙을 이용해 비행체의 자세를 교정해주는 자기 토크를 생성할 수 있다. 자기토크 생성단계(23)는 전류발생단계(230), 자기모멘트 발생단계(231) 및 자세교정단계(232)를 포함할 수 있다.In the magnetic
전류발생단계(230)는 자기모멘트 명령단계(22)에서 입력 받은 자기모멘트 명령을 토대로 자기모멘트를 발생시킬 수 있는 전류를 발생시킬 수 있다. 예를 들어, 전류발생단계(230)는 비행체 내부에 자기모멘트 명령을 수신할 수 있는 전류전원장치를 두어, 전류전원장치내 전위차를 발생시켜 전류를 생성할 수 있다. 전류발생단계(230)는 전위차에 따라 전류의 방향을 반대로 바꿀 수 있다.The
자기모멘트 발생단계(231)는 전류발생단계(230)에서 발생한 전류에 의해 자기모멘트를 발생시킬 수 있다. 자기모멘트 발생단계(231)는 전류의 방향에 따라 자기모멘트의 방향을 설정할 수 있다. 예를 들어, 전류가 오른나사 방향으로 자기모멘트 발생장치에 흐르는 경우 자기모멘트 발생단계(231)는 자기모멘트를 오른나사의 진행방향으로 자기모멘트를 발생시킬 수 있다. 반대로, 전류가 오른나사의 반대방향으로 흐르는 경우에는 자기모멘트 발생단계(231)는 자기모멘트를 오른나사의 반대방향으로 자기모멘트를 발생시킬 수 있다.The magnetic
자기모멘트 발생단계(231)에서 비행체의 본체 및 복수의 날개를 감싸고 상기 전류발생단계에서 발생한 전류가 흐르는 코일을 통해 자기모멘트가 3차원적으로 발생될 수 있다. 예를 들어, 코일로 감싸는 방향은 본체를 기준으로 X축, Y축, Z축 방향에 나란하게 구성될 수 있고, 자기모멘트 발생단계(231)는 나란하게 구성된 코일을 이용하여 3차원적으로 자기모멘트를 발생시킬 수 있다. 구체적으로, 비행체의 각 날개와 본체에 코일이 감기고 각 날개에 감긴 코일과 나란한 방향들은 XY평면을 이루고, 본체에 감긴 코일과 나란한 방향은 Z축방향과 평행할 수 있다. 각 날개와 본체에 감긴 코일에 전류를 흘러 보내면 X축, Y축, Z축 방향으로 자기모멘트가 생길 수 있고 결과적으로 3차원공간에 자기모멘트의 방향을 조절할 수 있다.In the magnetic
자세교정단계(232)는 자기모멘트 발생단계에서 발생한 자기모멘트를 이용하여 자기토크를 발생시키고, 발생한 자기토크를 통해 비행체의 자세를 교정할 수 있다. 즉, 자세교정단계(232)는 자기모멘트 발생단계(231)에서 발생한 자기모멘트와 비행체에 작용하고 있는 실제 지구자기장을 결합하여 자기모멘트가 받는 토크 물리법칙을 통해 비행체의 자세를 교정할 수 있는 토크를 발생시킬 수 있다.The
결과적으로, 실시예에 따른 비행체 자세제어 시스템(1) 및 비행체 자세제어방법(2)은 제어부(11)의 비행체의 자세측정 및 자기모멘트 명령을 통해 자기 토크 발생부(12)에서 발생한 자기 토크로 비행체 본체(10)의 흔들림을 방지하고 자세를 교정할 수 있다.As a result, the vehicle
이상과 같이 비록 한정된 도면에 의해 실시 예들이 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 구조, 장치 등의 구성요소들이 설명된 방법과 다른 형태로 결합 또는 조합되거나, 다른 구성요소 또는 균등물에 의하여 대치되거나 치환되더라도 적절한 결과가 달성될 수 있다. As described above, although the embodiments have been described by the limited drawings, various modifications and variations are possible from the above description to those of ordinary skill in the art. For example, the described techniques are performed in a different order from the described method, and/or components such as the described structure, device, etc. are combined or combined in a form different from the described method, or in other components or equivalents. Even if substituted or substituted by, appropriate results can be achieved.
1: 비행체 자세제어 시스템
2: 비행체 자세제어방법
10: 본체
11: 제어부
12: 자기 토크 발생부
110: 토크명령 생성부
111: 지구자기장 계측부
112: 자기모멘트 명령 생성부
120: 전류전원부
121: 자기모멘트 발생부
122: 지지부1: vehicle attitude control system
2: Vehicle attitude control method
10: main body
11: control unit
12: magnetic torque generator
110: torque command generation unit
111: Earth magnetic field measurement unit
112: magnetic moment command generation unit
120: current power supply unit
121: magnetic moment generator
122: support
Claims (15)
상기 본체의 흔들림을 감소시키기 위해 자기 토크를 발생시켜 상기 흔들림을 조절하는 자기 토크 발생부; 및
상기 자기 토크 발생부의 작동을 제어하는 제어부를 포함하고,
상기 자기 토크 발생부는,
자기모멘트를 발생시키기 위해 전류를 생성할 수 있는 전류전원부;
상기 전류전원부에서 발생한 전류가 흘러갈 수 있는 통로를 제공하고, 상기 전류의 흐름을 통해 자기모멘트를 발생시키는 자기모멘트 발생부; 및
상기 자기모멘트 발생부와 인접하여 상기 자기모멘트 발생부를 지지하는 지지부를 포함하고,
상기 지지부는 상기 본체 및 상기 본체에 연결되는 복수의 날개를 포함하여, 상기 자기모멘트 발생부는 상기 지지부를 감싸는 코일 형태로 구성되어 자기 모멘트를 3차원적으로 발생시키며,
상기 자기 토크 발생부는 상기 자기모멘트 발생부에서 발생한 자기모멘트를 이용하여 상기 본체의 흔들림 조절에 필요한 자기 토크를 발생시키는, 비행체 자세제어 시스템.main body;
A magnetic torque generator for controlling the shaking by generating a magnetic torque to reduce the shaking of the main body; And
It includes a control unit for controlling the operation of the magnetic torque generating unit,
The magnetic torque generator,
A current power supply unit capable of generating a current to generate a magnetic moment;
A magnetic moment generator that provides a path through which the current generated from the current power supply unit flows, and generates a magnetic moment through the flow of the current; And
And a support portion adjacent to the magnetic moment generating portion and supporting the magnetic moment generating portion,
The support part includes the main body and a plurality of blades connected to the main body, and the magnetic moment generating part is configured in a coil shape surrounding the support part to generate a magnetic moment three-dimensionally,
The magnetic torque generating unit generates a magnetic torque required to adjust the shaking of the body by using the magnetic moment generated by the magnetic moment generating unit, the aircraft attitude control system.
상기 제어부는,
상기 비행체의 흔들림을 저감시키기 위해 상기 비행체의 자세 및 각속도를 교정해주는 토크를 계산하여 명령하는 토크 명령 생성부;
실제 지구자기장을 관측하거나 예측 지구자기장을 계산하여 지구자기장 값을 제공하는 지구자기장 계측부;
상기 토크명령 생성부에서 생성한 토크 명령과 상기 지구자기장 계측부에서 제공하는 지구자기장 값을 이용하여 자세제어에 필요한 자기모멘트 명령을 생성하는 자기모멘트 명령 생성부를 포함하는 비행체 자세제어시스템.The method of claim 1,
The control unit,
A torque command generator for calculating and commanding a torque for correcting the posture and angular velocity of the aircraft in order to reduce the vibration of the aircraft;
A geomagnetic field measuring unit for observing an actual geomagnetic field or calculating a predicted geomagnetic field to provide a geomagnetic field value;
An aircraft attitude control system comprising a magnetic moment command generation unit for generating a magnetic moment command required for attitude control by using the torque command generated by the torque command generation unit and the geomagnetic field value provided by the geomagnetic field measurement unit.
상기 토크 명령 생성부는,
상기 비행체의 자세제어를 위한 희망 자세 및 희망 각속도 명령을 생성하는 자세명령 생성부를 포함하는, 비행체 자세제어시스템.The method of claim 2,
The torque command generation unit,
A vehicle attitude control system comprising a posture command generation unit for generating a desired posture and a desired angular velocity command for the posture control of the aircraft.
상기 토크 명령 생성부는
상기 자세명령 생성부에서 생성한 희망 자세 및 희망 각속도 명령을 토대로 상기 비행체의 자세 및 각속도를 교정해주는 토크를 계산하는 토크 계산부를 더 포함하는, 비행체 자세제어시스템. The method of claim 3,
The torque command generation unit
The vehicle attitude control system further comprises a torque calculation unit for calculating a torque for correcting the attitude and angular velocity of the vehicle based on the desired attitude and the desired angular velocity command generated by the attitude command generation unit.
상기 토크계산부는,
상기 자세명령생성부에서 생성한 희망 자세 및 희망 각속도 값과 상기 토크계산부에서 계산한 토크값 사이의 오차를 계산하고 상기 오차값을 줄이기 위해 피드백(feedback) 방식으로 제어값을 계산하는 오차계산부를 더 포함하는, 비행체 자세제어 시스템.The method of claim 4,
The torque calculation unit,
An error calculation unit that calculates an error between the desired attitude and desired angular velocity value generated by the attitude command generation unit and the torque value calculated by the torque calculation unit, and calculates a control value in a feedback method to reduce the error value. Further comprising, the vehicle attitude control system.
상기 지구자기장 계측부는,
상기 비행체 내부에 설치되어 있고, 실제 지구자기장을 감지하여 실제 지구자기장값을 제공하는 지구자기장 측정부를 포함하는, 비행체 자세제어 시스템.The method of claim 2,
The earth magnetic field measurement unit,
The aircraft attitude control system, which is installed inside the aircraft, and includes a geomagnetic field measuring unit that detects an actual geomagnetic field and provides an actual geomagnetic field value.
상기 지구자기장 계측부는,
지구 자기장 모델을 만들어 지구자기장값을 예측하는 지구자기장 모델부를 포함하는, 비행체 자세제어 시스템.The method of claim 2,
The earth magnetic field measurement unit,
A vehicle attitude control system comprising a geomagnetic field model unit for predicting a geomagnetic field value by creating a geomagnetic field model.
상기 자기모멘트 명령 생성부는,
자기 쌍극자 모멘트가 일정한 자기장에 놓이면 돌림힘(torque)을 받는 법칙에 따라 자기모멘트값을 계산하고, 상기 계산한 자기모멘트값을 상기 자기 토크 발생부에 제공하는 자기모멘트 연산부를 포함하는, 비행체 자세제어 시스템.The method of claim 2,
The magnetic moment command generation unit,
A vehicle attitude control system comprising a magnetic moment calculation unit that calculates a magnetic moment value according to the law of receiving a torque when the magnetic dipole moment is placed in a constant magnetic field, and provides the calculated magnetic moment value to the magnetic torque generator .
상기 비행체의 흔들림을 감지하고 상기 흔들림을 저감시키기 위한 상기 비행체의 희망 자세 및 희망 각속도값을 생성한 후, 상기 희망 자세 및 희망 각속도로 교정하기 위해 필요한 토크값을 명령하고 입력 받는 토크명령 입력단계;
상기 비행체에 영향을 주는 실제 지구자기장을 관측하거나 예측 지구자기장을 계산하여 지구자기장값을 생성하고 입력 받는 지구자기장 입력단계;
상기 토크명령 입력단계에서 입력 받은 토크명령과 상기 지구자기장 입력 단계에서 입력 받은 지구자기장값을 비교하여 자세제어에 필요한 자기모멘트를 계산하고 명령하는 자기모멘트 명령단계; 및
상기 자기모멘트 명령단계에서 명령한 자기모멘트 명령을 입력 받아 상기 비행체의 자세를 교정해주는 자기토크를 생성하는 자기토크 생성단계를 포함하고,
상기 자기토크 생성단계는,
상기 자기모멘트 명령단계에서 입력 받은 자기모멘트 명령을 토대로 자기모멘트를 발생시킬 수 있는 전류를 발생시키는 전류발생단계;
상기 전류발생단계에서 발생한 전류에 의해 자기모멘트를 발생시키는 자기모멘트 발생단계; 및
상기 자기모멘트 발생단계에서 발생한 자기모멘트를 이용하여 자기토크를 발생시키고, 발생한 자기토크를 통해 비행체의 자세를 교정해주는 자세교정단계를 포함하며,
상기 자기모멘트 발생단계에서, 상기 본체 및 복수의 날개를 감싸는 코일을 통해 자기모멘트가 3차원적으로 발생되는, 비행체 자세제어 방법.In the posture control method of a vehicle comprising a body and a plurality of wings connected to the body,
A torque command input step of sensing the shaking of the vehicle and generating a desired attitude and a desired angular velocity value of the vehicle to reduce the shaking, and then commanding and receiving a torque value required to correct the desired attitude and the desired angular velocity;
A geomagnetic field input step of generating and receiving a geomagnetic field value by observing an actual geomagnetic field affecting the aircraft or calculating a predicted geomagnetic field;
A magnetic moment command step of calculating and commanding a magnetic moment required for posture control by comparing the torque command input in the torque command input step with the earth magnetic field value input in the earth magnetic field input step; And
A magnetic torque generation step of generating a magnetic torque for correcting a posture of the aircraft by receiving a magnetic moment command commanded in the magnetic moment command step,
The magnetic torque generation step,
A current generation step of generating a current capable of generating a magnetic moment based on the magnetic moment command input in the magnetic moment command step;
A magnetic moment generating step of generating a magnetic moment by the current generated in the current generating step; And
And a posture correction step of generating magnetic torque using the magnetic moment generated in the magnetic moment generating step, and correcting the posture of the aircraft through the generated magnetic torque,
In the magnetic moment generating step, a magnetic moment is generated three-dimensionally through a coil surrounding the body and a plurality of wings, the aircraft attitude control method.
상기 토크명령 입력단계는,
상기 비행체의 희망 자세 및 희망 각속도 명령을 생성하는 자세명령생성단계; 및
상기 자세명령생성단계에서 생성한 희망 자세 및 희망 각속도 명령을 토대로, 상기 비행체를 상기 희망 자세 및 희망 각속도로 교정하는 토크를 계산하는 토크계산단계를 포함하는, 비행체 자세제어방법.The method of claim 12,
The torque command input step,
A posture command generation step of generating a desired posture and a desired angular velocity command of the aircraft; And
And a torque calculation step of calculating a torque for calibrating the vehicle to the desired attitude and desired angular velocity based on the desired attitude and desired angular velocity command generated in the attitude command generation step.
상기 지구자기장 입력단계는,
실제 지구자기장을 감지하여 실제 지구자기장값을 제공하는 장치 및 지구자기장 모델을 통해 지구자기장을 예측하여 예측 지구자기장값을 제공하는 장치 중 적어도 하나 이상에서 지구자기장값을 제공받는, 비행체 자세제어방법.The method of claim 12,
The earth magnetic field input step,
At least one of a device that detects an actual earth magnetic field and provides an actual earth magnetic field value, and a device that predicts the earth magnetic field through the earth magnetic field model and provides a predicted earth magnetic field value, receiving the earth magnetic field value from the aircraft attitude control method.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1020190127530A KR102232860B1 (en) | 2019-10-15 | 2019-10-15 | Air vehicle attitude control system and air vehicle attitude control method |
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Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH09511471A (en) * | 1994-03-30 | 1997-11-18 | サーントル ナショナル デチュード スパシアル | Artificial satellite equipped with magnetic and aerodynamic moment generator and control method for such satellite |
| KR20130081259A (en) * | 2012-01-06 | 2013-07-16 | 엘아이지넥스원 주식회사 | Method for controlling unmanned vehicle |
| KR101899252B1 (en) * | 2017-05-10 | 2018-09-17 | 한국항공우주연구원 | Apparatus and method for controlling satellite |
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2019
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Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH09511471A (en) * | 1994-03-30 | 1997-11-18 | サーントル ナショナル デチュード スパシアル | Artificial satellite equipped with magnetic and aerodynamic moment generator and control method for such satellite |
| KR20130081259A (en) * | 2012-01-06 | 2013-07-16 | 엘아이지넥스원 주식회사 | Method for controlling unmanned vehicle |
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