KR102650596B1 - 무인 항공기와 기지국 간의 거리를 측정하는 시스템 및 방법 - Google Patents

무인 항공기와 기지국 간의 거리를 측정하는 시스템 및 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 무인 항공기와 기지국 간의 거리를 측정하는 시스템 및 방법에 관한 것이다.
이를 위해, 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 항공기와 기지국 간의 거리를 측정하는 시스템은 기지국과의 거리 측정을 위한 질의 신호를 상기 기지국으로 전송하는 무인 항공기; 및 상기 무인 항공기로부터 상기 질의 신호의 수신에 응답하여, 상기 무인 항공기로 응답 신호를 전송하고, 전방향으로 방위 신호를 전송하는 기지국을 포함하며, 상기 무인 항공기는, 상기 응답 신호의 수신 시간에 기반하여 상기 기지국과의 거리를 측정하고, 상기 수신된 방위 신호에 기반하여 상기 기지국에 대한 상기 무인 항공기의 상태 위치를 측정하고, 상기 측정된 상태 위치에 기반하여, 상기 무인 항공기의 방향 및 속도 중 적어도 하나를 제어하며, 상기 방위 신호는, 상기 질의 신호 및 상기 응답 신호와 동일한 주파수 대역을 갖는다.

Description

무인 항공기와 기지국 간의 거리를 측정하는 시스템 및 방법{A SYSTEM AND METHOD FOR MEASURING THE DISTANCE BETWEEN AN UNMANNED AERIAL VEHICLE AND A BASE STATION}
본 발명은 무인 항공기와 기지국 간의 거리를 측정하는 시스템 및 방법에 관한 것이다.
기존의 무인 항공기는 항법정보를 얻기 위해 대부분 GPS(Global Positioning System)수신기 및 관성 측정 장치(IMU, Inertial Measurement Unit)를 사용하고 있다. 무인 항공기는 GPS 수신기를 통해 좌표를 측정할 수 있고 관성 측정 장치(IMU)를 통해 방향, 속도 등을 측정할 수 있다.
그러나, GPS는 신호교란(Jamming), 허위신호(Spoofing) 또는 음영(Shadow) 등에 의해 위치 오차가 발생하여 무인 항공기의 항행이 불가능하게 될 수 있고, 관성 측정 장치(IMU)는 비행시간이 길어질수록 내부 센서 오차들이 누적되어 정확도가 크게 낮아진다.
또한, 기존의 무인 항공기는 고도제어를 위해 기압계 또는 GPS 고도계를 사용하고 있지만, 기압계 또는 GPS고도계는 해수면 기준의 절대 고도를 측정하므로 무인 항공기의 하방 장애물로부터의 상대 고도를 측정할 수 없어서 무인 항공기가 지상 구조물과 충돌할 수 있고, 고도측정오차가 크다.
이와 관련된 종래기술은 다음과 같다.
한국등록특허공보 제10-0742612호는 단절없는 정밀 측위 정보를 필요로 하는 차량 등에 장착되어 여러 오차 환경에 강인한 특성을 갖는 필터를 이용하여 환경에 강건한 측위 정보를 제공할 수 있는 추측 항법과 GPS를 이용한 복합 항법 장치 및 그 방법에 관한 것으로, 이동체 가속도 측정수단과, 상기 이동체의 회전을 측정하기 위한 이동체 회전 측정 수단과, GPS 수신 수단과, 디스플레이 수단을 포함하는 것을 특징으로 한다.
한국등록특허공보 제10-0742612호
본 발명은 전파를 사용하여 무인 항공기의 위치 측정 정확도를 향상시키는 무인 항공기와 기지국 간의 거리를 측정하는 시스템 및 방법을 제공함에 있다.
본 발명의 목적들은 이상에서 언급한 목적으로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 본 발명의 다른 목적 및 장점들은 하기의 설명에 의해서 이해될 수 있고, 본 발명의 실시 예에 의해 보다 분명하게 이해될 것이다. 또한, 본 발명의 목적 및 장점들은 특허 청구 범위에 나타낸 수단 및 그 조합에 의해 실현될 수 있음을 쉽게 알 수 있을 것이다.
이러한 목적을 달성하기 위해, 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 항공기와 기지국 간의 거리를 측정하는 시스템은 기지국과의 거리 측정을 위한 질의 신호를 상기 기지국으로 전송하는 무인 항공기; 및 상기 무인 항공기로부터 상기 질의 신호의 수신에 응답하여, 상기 무인 항공기로 응답 신호를 전송하고, 전방향으로 방위 신호를 전송하는 기지국을 포함하며, 상기 무인 항공기는, 상기 응답 신호의 수신 시간에 기반하여 상기 기지국과의 거리를 측정하고, 상기 수신된 방위 신호에 기반하여 상기 기지국에 대한 상기 무인 항공기의 상태 위치를 측정하고, 상기 측정된 상태 위치에 기반하여, 상기 무인 항공기의 방향 및 속도 중 적어도 하나를 제어하며, 상기 방위 신호는, 상기 질의 신호 및 상기 응답 신호와 동일한 주파수 대역을 갖는다.
또한, 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 항공기와 기지국 간의 거리를 측정하는 시스템의 방법은, 무인 항공기가, 기지국과의 거리 측정을 위한 질의 신호를 상기 기지국으로 전송하는 과정; 상기 기지국이, 상기 무인 항공기로부터 상기 질의 신호의 수신에 응답하여, 상기 무인 항공기로 응답 신호를 전송하는 과정; 상기 기지국이, 전방향으로 방위 신호를 전송하는 과정; 상기 무인 항공기가, 상기 응답 신호의 수신 시간에 기반하여 상기 기지국과의 거리를 측정하는 과정; 상기 무인 항공기가, 상기 수신된 방위 신호에 기반하여 상기 기지국에 대한 상기 무인 항공기의 상태 위치를 측정하는 과정; 및 상기 무인 항공기가, 상기 측정된 상태 위치에 기반하여, 상기 무인 항공기의 방향 및 속도 중 적어도 하나를 제어하는 과정을 포함하며, 상기 방위 신호는, 상기 질의 신호 및 상기 응답 신호와 동일한 주파수 대역을 갖는다.
본 발명은 무인 항공기와 기지국 간에 질의신호 및 응답신호를 교환하고 무인 항공기가 응답신호의 수신시간을 기초로 산출된 기지국과의 거리를 기반으로 기지국에 대한 무인 항공기의 상대위치를 측정함으로써, 무인 항공기의 정확한 위치를 측정할 수 있다.
또한, 본 발명은 기지국이 전방향으로 방위신호를 송신하고 무인 항공기가 방위신호를 수신하고 수신한 방위신호를 기초로 기지국에 대한 방위를 산출하고 산출된 방위를 기반으로 기지국에 대한 무인 항공기의 상대위치를 측정함으로써, 무인 항공기의 정확한 위치를 측정할 수 있다.
또한, 본 발명은 버스트 기준신호 및 변조신호를 기초로 기지국에 대한 무인 항공기의 방위를 산출함으로써, 무인 항공기의 위치를 신속하고 정확하게 측정할 수 있다.
또한, 본 발명은 방위신호송신부의 적어도 하나의 안테나가 방위신호송신부의 전파도달반경 및 무인 항공기의 고도를 기초로 산출된 각도로 기울어져 설치됨으로써, 무인 항공기가 방위신호를 저비용으로 효과적으로 수신할 수 있고 무인 항공기의 위치의 정확하게 측정할 수 있다.
또한, 본 발명은 주변 물체에서 반사된 반사파를 기초로 주변 물체와의 거리를 산출하고 산출된 주변 물체와의 거리를 기반으로 무인 항공기의 상대 고도를 측정함으로써, 고도측정 정확성을 향상시킬 수 있고, 주변 물체와의 충돌을 사전에 방지할 수 있다.
또한, 본 발명은 질의 신호/응답 신호와 동일한 주파수 대역을 갖는 방위 신호를 기지국이 전송함으로써, 주파수 사용 효율을 향상시킬 수 있다.
또한, 본 발명은 방위 신호를 질의 신호/상기 응답 신호와 TDMA(Time Division Multiple Access) 방식으로 송수신함으로써, 주파수 사용 효율을 향상시킬 수 있다.
또한, 본 발명은 질의 신호/응답 신호는 TDMA 기반의 제1 구간에서 쌍펄스 신호로 송수신하고, 관제 데이터를 상기 제1 구간 이후의 제2 구간에서 송수신함으로써, 주파수 사용율을 향상시킬 수 있다.
또한, 본 발명은 무인 항공기가 기지국으로부터 수신되는 방위 신호의 주파수를 식별하고, 상기 식별된 주파수가 특정 주파수 대역에서 특정 주파수에 가까운지를 식별함으로써, 상기 무인 항공기가 지정된 항로에서 좌측으로 벗어났는지 또는 우측으로 벗어났는지를 판단할 수 있다.
상술한 효과와 더불어 본 발명의 구체적인 효과는 이하 발명을 실시하기 위한 구체적인 사항을 설명하면서 함께 기술한다.
도 1은 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 항공기와 기지국 간의 거리를 측정하는 시스템을 나타낸 도면이다.
도 2는 본 발명의 일 실시 예에 따른 기지국을 나타낸 블록도이다.
도 3은 본 발명의 일 실시 예에 따른 기지국을 나타낸 평면도이다.
도 4 및 도 5는 본 발명의 일 실시 예에 따른 기지국에서 송신되는 변조신호를 나타낸 도면이다.
도 6 및 도 7은 각각 도 4 및 도 5의 변조신호가 송신될 경우에 안테나의 전파방사패턴을 나타낸 도면이다.
도 8 및 도 9는 본 발명의 일 실시 예에 따른 기지국에서 이중 변조신호가 송신될 경우에 안테나의 전파방사패턴을 나타낸 도면이다.
도 10은 본 발명의 일 실시 예에 따른 기지국 내부에 설치된 안테나가 기울어진 각도를 나타낸 도면이다.
도 11은 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 항공기를 나타낸 블록도이다.
도 12는 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 항공기(200)의 전방향 안테나 특성을 나타낸 도면이다.
도 13은 본 발명의 일 실시 예에 따른 거리 산출방법을 나타낸 도면이다.
도 14는 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 항공기가 수신하는 이중 변조신호를 나타낸 도면이다.
도 15는 본 발명의 일 실시 예에 따른 방위 산출방법을 나타낸 도면이다.
도 16은 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 항공기의 항행방법을 나타낸 도면이다.
도 17은 본 발명의 일 실시 예에 따른 기지국과 무인 항공기 간의 거리를 측정하기 위해 송수신되는 신호들과 관제용 데이터의 송수신 주기를 나타낸 예시도이다.
도 18은 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 항공기용 항행방법을 나타낸 순서도이다.
이하, 본 발명의 바람직한 실시예를 첨부한 도면을 참조로 하여 상세히 설명한다.
본 발명은 이하에서 개시되는 실시 예에 한정되는 것이 아니라 다양한 변경을 가할 수 있고 서로 다른 다양한 형태로 구현될 수 있다. 단지 본 실시 예는 본 발명의 개시가 완전하도록 하며 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위하여 제공되는 것이다. 따라서 본 발명은 이하에서 개시되는 실시예에 한정되는 것이 아니라, 어느 하나의 실시예의 구성과 다른 실시예의 구성을 서로 치환하거나 부가하는 것은 물론 본 발명의 기술적 사상과 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.
첨부된 도면은 본 명세서에 개시된 실시 예를 쉽게 이해할 수 있도록 하기 위한 것일 뿐, 첨부된 도면에 의해 본 명세서에 개시된 기술적 사상이 제한되지 않으며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다. 도면에서 구성요소들은 이해의 편의 등을 고려하여 크기나 두께가 과장되게 크거나 작게 표현될 수 있으나, 이로 인해 본 발명의 보호범위가 제한적으로 해석되어서는 아니 될 것이다.
본 명세서에서 사용한 용어는 단지 특정한 구현예나 실시예를 설명하기 위해 사용되는 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 그리고 단수의 표현은, 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 명세서에서 ~포함하다, ~이루어진다 등의 용어는 명세서 상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이다. 즉 명세서에서 ~포함하다, ~이루어진다 등의 용어는. 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들이 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.
제1, 제2 등과 같이 서수를 포함하는 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 상기 구성요소들은 상기 용어들에 의해 한정되지는 않는다. 상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다.
어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어" 있다거나 "접속되어" 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다. 반면에, 어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "직접 연결되어" 있다거나 "직접 접속되어" 있다고 언급된 때에는, 중간에 다른 구성요소가 존재하지 않는 것으로 이해되어야 할 것이다.
다르게 정의되지 않는 한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함해서 여기서 사용되는 모든 용어들은 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미를 가지고 있다. 일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥 상 가지는 의미와 일치하는 의미를 가지는 것으로 해석되어야 하며, 본 출원에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다.
이하의 실시예들에서 개시되는 무인 항공기와 기지국 간의 거리를 측정하는 시스템 및 방법에 대해 각 도면을 참조하여 보다 구체적으로 살펴보기로 한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기와 기지국 간의 거리를 측정하는 시스템을 나타낸 도면이다.
도 1을 참조하면, 일 실시예에 따른 무인 항공기와 기지국 간의 거리를 측정하는 시스템(10)은 기지국(100) 및 무인 항공기(200)를 포함할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 기지국(100)은 한 개 이상 배치될 수 있고 무인 항공기(200)와 전파를 이용하여 무선 통신할 수 있다. 또한, 기지국(100)은 설치 및 운영의 편의성을 위해 이동형 형상으로 설계될 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 기지국(100)은 무인 항공기(200)가 기지국(100)으로부터의 거리 및/또는 기지국(100)에 대한 방위(bearing)를 측정할 수 있도록 무인 항공기(200)에 전파신호를 전송할 수 있다.
여기에서, 기지국(100)에 대한 방위는 예를 들면, 기지국(100)의 위치를 기준으로 기지국(100)의 자북 방향으로부터 무인 항공기(200) 위치까지의 회전각을 의미할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 무인 항공기(200)는 기지국(100)과 전파를 이용하여 무선 통신할 수 있다. 무인 항공기(200)는 기지국(100)으로부터의 전파 신호를 수신하여 기지국(100)으로부터의 거리 및/또는 기지국(100)에 대한 방위를 측정할 수 있다.
또한, 무인 항공기(200)는 하방으로 전파를 송신하고 반사파를 수신하여 지상 물체로부터의 상대고도를 측정할 수 있다.
[기지국]
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 기지국을 나타낸 블록도이다.
도 2를 참조하면, 일 실시예에 따른 기지국(100)은 제1수신부(110), 응답신호 송신부(120), 방위신호송신부(130)를 포함하여 구성될 수 있다.
[제1수신부]
일 실시 예에 따르면, 제1수신부(110)는 무인 항공기(200)로부터 질의신호를 수신할 수 있다.
[응답신호송신부]
일 실시 예에 따르면, 응답신호송신부(120)는 제1수신부(110)와 연결될 수 있고, 제1수신부(110)에서 수신한 질의신호에 대한 응답신호를 무인 항공기(200)에 송신할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 기지국(100)은 제1수신부(110)가 무인 항공기(200)로부터 질의신호를 수신하고 응답신호송신부(120)가 무인 항공기(200)에 응답신호를 송신하게 하기 위해 내부에 다이폴 전방향 안테나를 포함하여 구성될 수 있다. 이 때에, 상기 다이폴 전방향 안테나의 주엽은 전방향을 가지도록 형성될 수 있다. 기지국(100)의 질의신호 수신 및 응답신호 송신과 관련된 사항은 후술한다.
[방위신호송신부]
일 실시 예에 따르면, 방위신호송신부(130)는 전방향으로 방위신호를 송신할 수 있다. 이와 관련하여, 도 3 내지 도 7을 살펴본다.
도 3은 본 발명의 일 실시 예에 따른 기지국을 나타낸 평면도이다.
도 3을 참조하면, 일 실시 예에 따른 기지국(100)은 예를 들면, 직경 50cm의 원반형태에 해당할 수 있다. 방위신호송신부(130)는 기지국(100)의 둘레를 따라 내측에 등각도 간격으로 배열된 안테나를 포함하여 구성될 수 있다. 예를 들면, 방위신호송신부(130)는 도 3과 같이, 10도 간격으로 배치된 36개의 평면형 안테나를 포함하여 구성될 수 있다. 이 때에, 순서대로 배열된 1번부터 36번 안테나 중에서 1번 안테나가 자북(magnetic north)을 향하도록 배치될 수 있다.
또한, 방위신호송신부(130)는 예를 들면, 방위신호 변조기를 포함되어 구성될 수 있다. 여기에서, 방위신호 변조기는 예를 들면, 15 Hz 의 사인파 변조신호(이하, 변조신호) 또는 15 Hz와 135 Hz 의 사인파 이중 변조신호(이하, 이중 변조신호)를 생성할 수 있다.
36개의 평면형 안테나 및 방위신호 변조기는 서로 다른 위상의 변조신호를 전방향으로 송신할 수 있다. 기지국(100)의 안테나에서 송신되는 변조신호와 관련하여 도 4 내지 도 9를 살펴본다.
도 4 및 도 5는 본 발명의 일 실시 예에 따른 기지국에서 송신되는 변조신호를 나타낸 도면이다.
도 4 및 도 5를 참조하면, 일 실시예에 따른 기지국(100)의 방위신호송신부(130)는 예를 들면, 15 Hz의 사인파 신호를 변조하여 송신할 수 있고, 기지국(100)의 둘레를 따라 배치된 36개의 안테나 별로 서로 다른 위상의 변조신호가 송신될 수 있다.
구체적으로, 0 초일 때에는 도 4와 같이, 1번 안테나에 포시티브 최대변조, 10번 및 28번 안테나는 제로변조, 19번 안테나에는 네가티브 최대변조가 되어 변조신호가 송신될 수 있다. 1/4 주기인 16.7ms 이후에는 도 5와 같이, 10번 안테나에 포지티브 최대변조, 19번 및 1번 안테나는 제로변조, 28번 안테나에는 네가티브 최대변조가 되어 변조신호가 송신될 수 있다.
도 6 및 도 7은 각각 도 4 및 도 5의 변조신호가 송신될 경우에 안테나의 전파방사패턴을 나타낸 도면이다.
도 6을 참조하면, 도 4의 변조신호가 송신될 경우에(0초일 때) 1번 안테나에서는 최대전력이 방사되고 19번 안테나에서는 최소전력이 방사될 수 있다.
도 7을 참조하면, 도 5의 변조신호가 송신될 경우에(1/4 주기인 16.7ms 경과 후) 10번 안테나에서는 최대전력이 방사되고 28번 안테나에서는 최소전력이 방사될 수 있다.
일 실시 예에 따르면,, 기지국(100)에 포함된 안테나의 방사패턴은 시간 경과에 따라 시계방향으로 회전하고, 매 66.7mS 마다 1번 안테나에서 최대전력이 방사될 수 있다. 변조신호가 36개의 안테나로 교번하면서 인접 안테나로 위상이 넘어갈 때에는 방사단절 없이 선형적인 가감쇄 현상이 발생될 수 있다.
도 8 및 도 9는 본 발명의 일 실시 예에 따른 기지국에서 이중 변조신호가 송신될 경우에 안테나의 전파방사패턴을 나타낸 도면이다.
도 8 및 도 9를 참조하면, 다른 일 실시 예에 따른 기지국(100)의 방위신호송신부(130)는 예를 들면, 15 Hz 와 15 Hz 보다 9배 큰 135 Hz 로 사인파를 이중 변조하여 송신할 수 있고, 기지국(100)의 둘레를 따라 배치된 36개의 안테나 별로 서로 다른 위상으로 이중 변조신호가 송신되어 방사패턴이 복잡해질 수 있다. 여기에서, 이중 변조신호는 주파수가 작은 (예컨대, 15Hz의) 변조신호(이하, 제1변조신호)와 주파수가 큰 (예컨대, 135Hz의) 변조신호(이하, 제2변조신호)가 결합된 신호에 해당할 수 있다.
도 8 및 도 9에서, 제1변조신호의 한 주기가 도 6 및 도 7과 같이 360도를 형성하므로 해당하므로 제1변조신호보다 진동수가 9배 큰 제2변조신호의 한 주기는 40도를 형성할 수 있다. 따라서, 도 8 및 도 9의 전파방사패턴에서 하나의 마루에서 다음 마루까지의 각도차는 40도에 해당할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 방위신호송신부(130)가 송신하는 방위신호에는 변조신호 외에 버스트 기준신호가 포함될 수 있다. 버스트 기준신호는 예를 들면 15 Hz의 버스트 자북기준신호(이하, NRB, North Reference Burst)를 포함할 수 있다. NRB의 주기 또는 진동수는 제1변조신호의 주기 또는 진동수와 동일하게 설정될 수 있다. NRB는 예를 들면, 12개의 펄스쌍(pulse pair)으로 구성될 수 있고, 제1변조신호에 대한 방사패턴의 최대값이 정동쪽을 향할 때마다 송신될 수 있다.
또한, 버스트 기준신호는 예를 들면 15 Hz 보다 9 배 큰 135 Hz의 버스트 보조기준신호(이하, ARB, Auxiliary Reference Burst)를 포함할 수 있다. ARB의 주기 또는 진동수는 제2변조신호의 주기 또는 진동수와 동일하게 설정될 수 있다. ARB는 NRB와 유사한 신호로 형성될 수 있고, 예를 들면, 방사패턴의 지역적 최대값이 정동쪽을 향할 때마다 송신될 수 있다.
버스트 기준신호와 관련하여 후술한다.
일 실시 예에 따르면, 방위신호송신부(130)는 전술한 바와 같이 한 개 이상의 안테나를 포함하여 구성될 수 있고 적어도 하나의 안테나는 방위신호송신부(130)의 전파도달반경 및 무인 항공기(200)의 고도를 기초로 산출된 각도로 기울어져 설치될 수 있다. 이와 관련하여 도 10을 살펴본다.
도 10은 본 발명의 일 실시예에 따른 기지국 내부에 설치된 안테나가 기울어진 각도를 나타낸 도면이다.
도 10을 참조하면, 일 실시예에 따른 기지국(100)의 방위신호송신부(130)에 포함된 적어도 하나의 안테나는 방위신호송신부(130)의 전파도달반경(a) 및 무인 항공기(200)의 고도(b)를 기초로 산출된 각도로 기울어진 상태로 기지국(100) 내부에 설치될 수 있다.
여기에서, 전파도달반경(a)은 방위신호송신부(130)에서 송신하는 방위신호가 무인 항공기(200)에 정상적으로 도달하는 수평거리에 해당할 수 있고 무인 항공기(200)의 고도(b)는 무인 항공기(200)가 통상적으로 항행하는 고도에 해당할 수 있다.
예를 들면, 방위신호송신부(130)의 안테나는 의 각도로 무인 항공기(200)를 향해 안테나의 상부가 기지국(100) 내측으로 기울어져 설치될 수 있다. 방위신호송신부(130)의 전파도달반경(a)이 1km이고 무인 항공기(200)의 고도가 일반적으로 50m라면 안테나는 수평면으로부터 3도 정도 안테나의 상부가 기지국(100) 내측으로 기울어져 설치될 수 있다.
이와 같이, 방위신호송신부(130)의 적어도 하나의 안테나가 방위신호송신부(130)의 전파도달반경(a) 및 무인 항공기(200)의 고도(b)를 기초로 산출된 각도로 기울어져 설치됨으로써, 무인 항공기(200)가 방위신호를 저비용으로 효과적으로 수신할 수 있고 무인 항공기(200)의 위치측정 정확도가 향상될 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 기지국(100)(예: 방위신호송신부(130))은 방위 신호와 거리 측정 신호(예: 질의 신호 및 응답 신호)의 무선 전파에 지정된 항로에서 무인 항공기(200)가 상하좌우 중 어느 하나에 대해 일정 범위 이상으로 이탈하는지를 감지할 수 있다. 이러한 이탈을 감지하는 신호는 90Hz 내지 150Hz의 대역을 갖는다.
일 실시 예에 따르면, 기지국(100)(예: 방위신호송신부(130))은 90Hz/150Hz 2개의 오디오 신호의 변조를 포함한 RF 주파수를 무인 항공기(200)로 송출한다. 그리고, 무인 항공기(200)는 공간합성 안테나 주빔에서 상하좌우에 각각 90Hz/150Hz 우세지역을 만들어 무인 항공기(200)가 지정된 항로를 일정범위 이상 이탈하는지를 판단할 수 있다. 즉, 무인 항공기(200)는 90Hz/150Hz 신호가 검출되는 경우, 무인 항공기(200)가 지정된 항로를 일정범위 이상 이탈한 것으로 판단할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 기지국(100)은 방위 신호를 전송하면, 무인 항공기(200)는 방위 신호를 수신하고, 수신된 방위 신호의 주파수를 분석할 수 있다. 무인 항공기(200)는 수신된 방위 신호의 주파수 대역을 식별하고, 상기 방위 신호의 주파수가 특정 주파수 대역(예: 90Hz 내지 150Hz)에서 90Hz에 가까운 경우 무인 항공기(200)는 지정된 항로에서 좌측으로 벗어난 것으로 판단할 수 있다. 또한, 무인 항공기(200)는 상기 방위 신호의 주파수가 특정 주파수 대역(예: 90Hz 내지 150Hz)에서 150Hz에 가까운 경우 무인 항공기(200)는 지정된 항로에서 우측으로 벗어난 것으로 판단할 수 있다.
상술한 바와 같이, 무인 항공기(200)가 항로 중앙에서 비행하는 경우에는 90Hz/150Hz의 복조신호 차이가 동일하지만, 무인 항공기(200)가 항로 중앙을 벗어나는 경우 150Hz의 복조 신호가 커지기 때문에, 무인 항공기(200)는 무인 항공기(200)가 우측으로 이탈된 것으로 판단할 수 있다.
또한, 무인 항공기(200)는 90Hz의 복조 신호가 커지는 경우, 무인 항공기(200)는 무인 항공기(200)가 좌측으로 이탈된 것으로 판단할 수 있다.
[무인 항공기]
도 11은 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 항공기를 나타낸 블록도이다.
도 11을 참조하면, 일 실시 예에 따른 무인 항공기(200)는 질의신호송신부(210), 제2수신부(220), 전파송신부(230), 위치측정부(240) 및 제어부(250)를 포함하여 구성될 수 있다.
[질의신호송신부]
일 실시 예에 따르면, 질의신호송신부(210)는 기지국(100)에 질의신호를 송신할 수 있다.
[제2수신부]
일 실시 예에 따르면, 제2수신부(220)는 기지국(100)으로부터 응답신호를 수신할 수 있다.
질의신호 및 응답신호에 관하여 구체적인 사항은 후술한다.
일 실시 예에 따르면, 무인 항공기(200)는 질의신호 송신 및 응답신호 수신을 위해 무인 항공기(200)의 하부에 설치되는 전방향 안테나를 포함하여 구성될 수 있다. 전방향 안테나와 관련하여 도 12를 살펴본다.
도 12는 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 항공기(200)의 전방향 안테나 특성을 나타낸 도면이다.
도 12를 참조하면, 일 실시 예에 따른 무인 항공기(200)의 전방향 안테나는 무인 항공기(200)가 기울어진 상태에서도 통신이 가능하도록 원반형의 빔패턴형상을 가지도록 형성될 수 있다.
또한, 도 12에 도시되지 않았지만, 무인 항공기(200)의 전방향 안테나는 지상에서 전파 효과가 우수한 수직편파를 가지도록 형성될 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 무인 항공기(200)는 위상 배열 안테나가 장착될 수 있다. 위상 배열 안테나는 배열 안테나계의 복사 소자 사이의 전류 및 위상을 변화시켜 복사 방향이나 지향성을 변화시키는 안테나이다. 이러한 위상 배열 안테나는 각 소자 안테나와 송신기 사이의 위상 변위기를 접속시켜 그 곳을 통과하는 전류나 전압의 위상을 전자적으로 고속 변환시킨다.
이러한 위상 배열 안테나는 무인 항공기(200)의 진행 방향에 따라 자동적으로 기지국(100)을 지향할 수 있다. 예를 들면, 위상 배열 안테나는 방위신호와 관성항법장치의 조합에 의해 기지국 방향을 도출할 수 있다. 이와 같이, 무인 항공기(200)에 위상 배열 안테나를 장착시킴으로써, 본 발명은 무인 항공기(200)가 비행 중에 항상 기지국(100) 방향으로 안테나 주빔이 자동적으로 지향되도록 할 수 있으며, 이러한 안테나 지향으로 인해 외부 잡음 간섭에 강하고 통신 거리를 확장시킬 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 무인 항공기(200)는 무인 항공기(200)에 배치된 관성항법장치의 자이로 센서 및 가속도센서를 이용하여 상기 무인 항공기(200)의 제1 이동 거리를 계산할 수 있다. 그리고, 무인 항공기(200)는 상기 계산된 제1 이동 거리와 전파항법에 기반한 상기 무인 항공기의 제2 이동 거리를 비교할 수 있다.
이러한 전파항법은 전파의 특성(예: 직진성, 등속성, 반사성)을 응용한 것으로 전파표지 및 항법 장치(예: 무선 방향 탐지기, 레이다, GPS, 로란-C)를 이용하여 자신(예: 무인 항공기)의 위치를 파악하며 항행하는 방법이다.
그리고, 무인 항공기(200)는 상기 비교에 기반하여, 상기 무인 항공기(200)는 의 이동 거리 및 위치 좌표를 보정할 수 있다. 예를 들면, 무인 항공기(200)는 제1 이동 거리와 제2 이동 거리의 평균을 계산하여 이동 거리 및 위치 좌표를 보정할 수 있다.
이와 같이, 무인 항공기(200)의 안테나가 수직편파를 가지도록 형성됨으로써, 무인 항공기(200)는 질의신호 등을 수직편파로 송신할 수 있으므로 지상에 인접한 저고도 항행 시에도 질의신호 등을 기지국(100)에 안정적으로 송신하여 위치측정을 신속하고 정확하게 수행할 수 있다.
일 실시 예에 따르면,, 제2수신부(220)는 기지국(100)으로부터 방위신호를 수신할 수 있다.
무인 항공기(200)는 제2수신부(220)에서 방위신호를 수신하게 하기 위해 전방향 안테나를 포함하여 구성될 수 있다.
또한, 제2수신부(220)는 후술할 전파송신부(230)에서 송신한 전파가 주변 물체에서 반사된 반사파를 수신할 수 있다. 이와 관련된 사항은 후술한다.
[전파송신부]
일 실시 예에 따르면, 전파송신부(230)는 주변 물체와의 거리를 측정하기 위한 전파를 송신할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 주변 물체와의 거리를 측정하기 위한 전파는 예를 들면, 77GHz W-Band 주파수 대역의 고주파 신호에 해당할 수 있다.
이와 같이, 전파송신부(230)는 고주파를 사용함으로써, 안테나 크기를 줄일 수 있으므로 안테나의 소형화 경량화가 가능하다.
일 실시 예에 따르면, 전파송신부(230) 및 반사파를 수신하는 제2수신부(220) 일부분은 레이다에 해당될 수 있고 FMCW(Frequency Modulated Continuous Wave) 방식이 사용될 수 있다.
이와 같이, 전파송신부(230) 등에 FMCW(Frequency Modulated Continuous Wave) 방식이 사용됨으로써, 고도측정 정확도가 향상될 수 있다.
[위치측정부]
일 실시 예에 따르면, 위치측정부(240)는 제2수신부(220)와 연결될 수 있고, 제2수신부(220)에서 수신한 응답신호의 수신시간을 기초로 기지국(100)과의 거리를 산출할 수 있다. 이와 관련하여 도 13을 살펴본다.
도 13은 본 발명의 일 실시 예에 따른 거리 산출방법을 나타낸 도면이다.
도 13를 참조하면, 무인 항공기(200, UAV)의 질의신호송신부(210)가 질의신호(INTERROGATION)를 송신하면 기지국(100, TRANSPONDER)의 제1수신부(110)가 질의신호를 수신할 수 있고 응답지연시간(REPLY DELAY) 후에 기지국(100)의 응답신호송신부(120)가 응답신호(REPLY)를 송신하면 무인 항공기(200)의 제2수신부(220)가 응답신호를 수신할 수 있다.
이 때에, 위치측정부(240)는 질의신호송신부(210)가 질의신호를 송신한 시간과 제2수신부(220)가 응답신호를 수신한 시간의 시간차(ROUND-TRIP TIME) 및 응답지연시간을 이용하여 기지국(100)과 무인 항공기(200) 사이의 거리를 산출할 수 있다. 예를 들면, 위치측정부(240)는 상기 시간차(ROUND-TRIP TIME) 값에서 응답지연시간(REPLY DELAY)를 뺀 값을 2로 나누고, 2로 나눈 값을 전파의 속도 값과 곱하여 기지국(100)과 무인 항공기(200) 사이의 거리를 계산할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 기지국(100) 및 무인 항공기(200)는 질의신호 및 응답신호를 쌍펄스(PULSE PAIR) 신호로 송수신할 수 있다. 쌍펄스 신호는 방사되는 전파의 평균신호세기를 증가시킬 수 있고 허위 신호간섭 가능성을 감소시킬 수 있으므로 무인 항공기(200)가 위치측정을 신속하고 정확하게 수행할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 질의신호 및 응답신호의 길이 또는 송신지연시간은 질의/응답신호의 길이(예를 들면, 도 13에서, 쌍펄스의 두 펄스 사이의 시간간격) 또는 응답지연시간(REPLY DELAY) 등에 의해 결정될 수 있다. 질의신호 및 응답신호의 길이 또는 송신지연시간이 커지면 거리측정을 빠르게 할 수 없으므로 거리측위의 해상도가 낮아지고, 주파수대가 장시간 사용 중인 상태에 놓이게 되므로 하나의 기지국(100) 당 거리측위가 수행될 수 있는 무인 항공기(200)의 개수가 작아질 수 있다.
따라서, 하나의 기지국(100)의 전파도달반경 내에서 운행하는 무인 항공기(200)의 개수를 기반으로 질의신호 및 응답신호의 길이 또는 송신지연시간을 작게 설정해야 한다.
이와 같이, 질의신호 및 응답신호의 길이 또는 송신지연시간이 기지국(100)의 전파도달반경 내에서 운행하는 무인 항공기(200)의 개수에 따라 설정됨으로써, 무인 항공기(200)가 군집하여 항행하더라도 각 무인 항공기(200)의 위치를 정확하고 정교하게 측정할 수 있고 무인 항공기(200) 간의 충돌을 효과적으로 방지할 수 있으며 하나의 기지국(100) 당 거리측위가 수행되는 무인 항공기(200)의 개수가 증가할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 위치측정부(240)는 상기 산출된 기지국(100)과의 거리를 기반으로 기지국에 대한 무인 항공기(200)의 상대위치를 측정할 수 있다.
구체적으로, 위치측정부(240)는 전술한 방법으로 기지국(100)으로부터의 무인 항공기(200)의 거리를 산출할 수 있고, 동일한 기지국(100)에 대한 무인 항공기(200)의 방위를 후술할 방법으로 산출하면, 하나의 기지국(100)에 대해서 무인 항공기(200)의 상대위치를 정확하게 측정할 수 있다.
다만, 이러한 방법에 한정되는 것은 아니다. 예를 들면, 위치측정부(240)는 복수 개의 기지국(100)으로부터의 거리를 산출하고 삼각측량 등의 방법으로 무인 항공기(200)의 위치를 측정할 수도 있다.
이와 같이, 무인 항공기(200)와 기지국(100) 간에 질의신호 및 응답신호를 교환하고 무인 항공기(200)가 응답신호의 수신시간을 기초로 산출된 기지국(100)과의 거리를 기반으로 기지국(100)에 대한 무인 항공기(200)의 상대위치를 측정함으로써, 무인 항공기의 위치측정 정확도가 향상될 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 위치측정부(240)는 제2수신부(220)에서 수신한 방위신호를 기초로 기지국(100)에 대한 무인 항공기(200)의 방위를 산출할 수 있다. 이와 관련하여 도 14 및 도 15를 살펴본다.
도 14는 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 항공기가 수신하는 이중 변조신호를 나타낸 도면이다.
도 14를 참조하면, 무인 항공기(200)는 기지국(100)으로부터 15Hz 와 135 Hz로 이중 변조된 이중 변조신호를 수신할 수 있다. 또한, 무인 항공기(200)는 버스트 기준신호를 수신할 수 있다.
도 15는 본 발명의 일 실시 예에 따른 방위 산출방법을 나타낸 도면이다.
도 15를 참조하면, 위치측정부(240)는 제2수신부(220)로부터 수신한 방위신호에서 제1변조신호(15Hz Envelop signal), 제2변조신호(135Hz Envelop signal), 버스트 자북기준신호(North Reference Bursts, NRB) 및 버스트 보조기준신호(Auxiliary Reference Bursts, ARB)를 추출하여 방위계산에 사용할 수 있다.
구체적으로 예를 들면, 위치측정부(240)는 변조신호 및 버스트 기준신호(NRB, ARB)를 수신하여 저장할 수 있고, 버스트 기준신호를 수신한 시점과 기준시점(index, 제1변조신호 또는 제2변조신호의 부호변화점)에서의 변조신호의 위상 차이를 계산하여 방위 정보를 산출할 수 있다.
도 14에서, 무인 항공기(200)가 도면 왼쪽의 NRB를 수신하면 위치측정부(240)는 NRB를 수신한 시점(도면 왼쪽의 NRB 수신 시점)과 기준시점(index)에서의 제1변조신호 및 제2변조신호의 위상 차이를 다음의 방법으로 계산할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 위치측정부(240)는 NRB 수신시점과 기준시점(index) 사이에 6개의 ARB를 수신하였고, ARB를 40도마다 수신하므로 위상차이가 240도라고 계산할 수 있다. 또한, 위치측정부(240)는 기준시점(index)과 기준시점(index) 이후에 최초로 수신하였던 ARB의 수신시점의 제2변조신호의 위상차이가 30도(제2변조신호의 3/4 주기)라고 계산할 수 있다. 위치측정부(240)는 240도와 30도를 합산하여 무인항공기(200)가 기지국(100)에 대해 270도의 방위에 위치함을 산출할 수 있다.
한편, 무인 항공기(200)가 기지국(100)에 대해 자북방향에 위치하면 무인 항공기(200)는 기준시점(index)에 NRB를 수신할 수 있다. 이 때에는 NRB 수신시점과 기준시점(index)에서의 변조신호의 위상차이가 0도가 될 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 무인 항공기(200)는 제1변조신호 및 버스트 자북기준신호(NRB)만을 이용하여 위상차이를 계산할 수도 있다. 그러나, 제2변조신호 및 버스트 보조기준신호(ARB)도 이용하여 위상차이를 계산함으로써 방위를 보다 정밀하게 측정할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 위치측정부(240)는 상기 산출된 무인 항공기(200)의 방위를 기반으로 기지국(100)에 대한 무인 항공기(200)의 상대위치를 측정할 수 있다.
구체적으로, 위치측정부(240)는 전술한 바와 같이 기지국(100)으로부터의 무인 항공기(200)의 거리를 산출할 수 있고, 동일한 기지국(100)에 대한 무인 항공기(200)의 방위를 산출하면 하나의 기지국(100)에 대해서 무인 항공기(200)의 상대위치를 정확하게 측정할 수 있다.
이와 같이, 기지국(100)이 전방향으로 방위신호를 송신하고 무인 항공기(200)가 방위신호를 수신하고 수신한 방위신호를 기초로 기지국(100)에 대한 방위를 산출하고 산출된 방위를 기반으로 기지국(100)에 대한 무인 항공기(200)의 상대위치를 측정함으로써, 무인 항공기(200)의 위치측정 정확도가 향상될 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 위치측정부(240)는 버스트 기준신호 및 변조신호를 기초로 기지국(100)에 대한 무인 항공기(200)의 방위를 산출함으로써, 무인 항공기(200)의 위치를 신속하고 정확하게 측정할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 위치측정부(240)는 전파송신부(230)가 송신한 전파신호가 물체에 반사 또는 산란되어 제2수신부(220)가 수신하게 된 반사파 또는 산란파를 기초로 주변 물체와의 거리를 산출할 수 있다.
구체적으로 예를 들면, 위치측정부(240)는 전파송신부(230)가 전파신호를 송신한 시간과 반사파 또는 산란파가 수신된 시간차를 2로 나누고 전파속도를 곱하여 주변 물체와의 거리를 산출할 수 있다.
이 때에, 전파송신부(230)에 FMCW(Frequency Modulated Continuous Wave) 방식이 사용된 경우에는 위치측정부(240)는 퓨리에변환을 통해 신호를 검출할 수도 있다.
일 실시 예에 따르면, 위치측정부(240)는 상기 산출된 주변 물체와의 거리를 기반으로 무인 항공기(200)의 상대고도를 측정할 수 있다.
구체적으로, 위치측정부(240)는 무인 항공기(200) 하방의 주변 물체로부터의 상대적인 고도(이하, 상대고도)를 측정할 수 있다.
이와 같이, 위치측정부(240)가 전파송신부(230)에 의해 송신되어 주변 물체에서 반사된 반사파를 기초로 주변 물체와의 거리를 산출하고 산출된 주변 물체와의 거리를 기반으로 무인 항공기(200)의 상대고도를 측정함으로써, 고도측정오차가 작아지므로 고도측정 정확성이 향상되며 주변 물체와의 충돌을 방지하여 저고도 항행을 안전하게 수행할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 위치측정부(240)는 기지국(100)의 절대위치를 저장할 수 있고 기지국(100)의 절대위치에 기지국(100)에 대한 무인 항공기(200)의 상대위치를 적용하여 무인 항공기(200)의 절대위치를 측정할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 무인 항공기(200)는 관성항법 장치가 구비될 수 있다. 관성항법 장치는 자이로 센서와 가속도계를 활용하여 무인 항공기(200)의 위치, 자세 및 속도를 기록한다. 또한, 관성항법 장치는 진행 방향 및 이에 수직한 방향, 연직 방향의 가속도를 측정하고, 그 정보를 적분하여 속도, 이동 거리를 계산할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 무인 항공기(200)(예: 위치 측정부(240))는 이러한 관성항법 장치를 통해 무인 항공기(200)의 이동 거리 및 위치 좌표에 대한 오차를 보정할 수 있다.
또는, 무인 항공기(200)는 계산된 속도, 이동 거리를 기지국(100)으로 전송하면, 기지국(100)은 이를 통해 무인 항공기(200)의 이동 거리 및 위치 좌표에 대한 오차를 보정할 수도 있다.
[제어부]
일 실시 예에 따르면, 제어부(250)는 사용자로부터 입력받은 목표지점의 좌표를 저장할 수 있고 목표지점의 좌표와 위치측정부(240)로부터 전달받은 기지국(100)에 대한 무인 항공기(200)의 상대위치 또는 무인 항공기(200)의 절대위치를 비교하여 무인 항공기(200)가 목표지점에 도달하도록 무인 항공기(200)의 속도, 방향 등을 제어할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 제어부(250)는 사용자로부터 입력받은 목표지점의 고도를 저장할 수 있고 목표지점의 고도와 위치측정부(240)로부터 전달받은 무인 항공기(200)의 상대고도를 비교하여 무인 항공기(200)가 목표고도에 도달하도록 무인 항공기(200)의 고도를 제어할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 목표지점이 웨이포인트의 집합이고 하나의 웨이포인트에서 다음 웨이포인트까지의 방향, 거리 등이 입력되면, 제어부(250)는 상기 웨이포인트에 순서대로 도달하기 위해 기지국(100)에 대한 각 웨이포인트의 상대좌표를 연산하고 각 웨이포인트의 상대좌표에 도달하도록 무인 항공기(200)의 속도, 방향 등을 제어할 수 있다. 이와 관련하여, 도 16에서 살펴본다.
도 16은 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 항공기의 항행방법을 나타낸 도면이다.
도 16을 참조하면, 무인 항공기(200)는 일련의 웨이포인트(WP) 집합에 순서대로 도달하기 위해, 하나의 웨이포인트(WP)에서 다음 웨이포인트(WP)까지의 방향(a), 거리(d), 고도(h)로 정의되는 웨이포인트(WP)의 좌표에 대해서 기지국(100)에 대한 각 웨이포인트(WP)의 상대좌표를 연산하고 각 웨이포인트(WP)의 상대좌표에 도달하도록 무인 항공기(200)의 속도, 방향, 고도 등을 제어할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 기지국(100) 및 무인 항공기(200)는 무인 항공기(200) 전용 주파수대역에서 통신을 수행할 수 있다. 여기에서, 통신을 수행한다는 것은 질의신호, 응답신호 또는 방위신호 등의 송수신을 수행한다는 것을 의미할 수 있다.
이와 같이, 기지국(100) 및 무인 항공기(200)가 무인 항공기(200) 전용 주파수대역에서 통신을 수행함으로써, 무분별한 주파수 사용에 의한 신호 간섭을 방지하여 무인 항공기의 위치측정이 신속하고 정확하게 수행될 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 기지국(100) 및 무인 항공기(200)가 통신을 수행할 때에, 기지국(100)으로부터의 거리측정을 위해 사용되는 응답신호 및 질의신호에 대한 송수신과 기지국(100)에 대한 방위측정을 위해 사용되는 방위신호에 대한 송수신은 동일한 무선 주파수 대역(또는 인접한 무선 주파수 대역)에서 수행될 수 있다.
예를 들면, 질의신호 및 응답신호의 송수신 주파수는 5031~5090MHz 이고, 방위신호의 송수신 주파수는 5091~5150MHz 일 수 있다. 이러한 두 개의 송수신 주파수 대역은 모두 무인 항공기(200) 전용 주파수대역에 해당할 수 있다.
예를 들면, 기지국(100)으로부터의 거리측정을 위해 사용되는 응답신호 및 질의신호의 송수신 주파수 대역은 방위측정을 위해 사용되는 방위신호의 송수신 주파수 대역이 동일한 경우, 응답신호, 질의신호 및 방위신호는 TDMA(Time Division Multiple Access)에 기반하여 구분될 수 있다. 이와 같이, 주파수 대역이 동일하여도 전송되는 신호의 시분할 다중 접속을 통해 신호들 간의 간섭은 발생되지 않을 수 있다.
또한, 응답신호, 질의신호 및 방위신호 각각의 송수신이 TDMA에 기반하여 전송됨으로써, 무선 주파수의 사용 효율은 증가될 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 무인 항공기(200)의 질의신호송신부(210)와 기지국(100)의 응답신호송신부(120)는 관제용 데이터의 변조 및 전송에 있어서, 주파수 사용 효율을 증대시키기 위해, 무인 항공기(200)의 질의신호송신부(210)는 쌍펄스 신호를 초당 수 백회 주기적으로 보내는 방식으로 질의신호를 송신하고, 기지국(100)의 응답신호송신부(120)는 쌍펄스 신호를 초당 수 백회 주기적으로 보내는 방식으로 응답신호를 송신할 수 있다.
도 17은 본 발명의 일 실시 예에 따른 기지국과 무인 항공기 간의 거리를 측정하기 위해 송수신되는 신호들과 관제용 데이터의 송수신 주기를 나타낸 예시도이다.
도 17을 참조하면, 무인 항공기(200)의 질의신호 송신부(210)와 기지국(100)의 응답신호 송신부(120) 각각은 기지국(100)과 무인 항공기(200) 간의 거리를 측정하기 위해 제1 구간(1710)에서 질의 신호와 응답 신호를 쌍펄스 신호로 송수신한다.
예를 들면, 무인 항공기(200)의 질의신호 송신부(210)는 질의 신호를 초당 수 배회로 주기적으로 전송할 수 있고, 또한, 기지국(100)의 응답신호 송신부(120)는 응답 신호를 초당 수 백 회로 주기적으로 전송할 수 있다.
그리고, 무인 항공기(200)와 기지국(100)은 쌍펄스 신호가 송수신되지 않는 구간(예: 제2 구간(720))에서 관제 데이터를 송수신할 수 있다. 이와 같이, 무인 항공기(200)와 기지국(100)은 쌍펄스 신호가 송수신되지 않는 공백 구간(예: 제2 구간(720))에서 관제 데이터(예: 변조신호)를 송수신함으로써, 본 발명은 주파수 자원 활용율을 증대시킬 수 있다. 이러한 제1 구간(710)과 제2 구간(720)은 서로 교차하여 반복적이다.
이와 같이, 응답신호 및 질의신호에 대한 송수신과 방위신호에 대한 송수신이 TDMA에 기반하여 수행됨으로써, 거리측정을 위한 장비와 방위측정을 위한 장비를 분리하여 제조할 수 있으므로 구조가 단순화되어 제조비용이 절감될 수 있고, 거리측정 또는 방위측정 중에서 어느 하나를 선택적으로 사용할 수 있으므로 기지국(100)의 제조 및 유지 관리 비용이 절감될 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 무인 항공기(200)는 절대위치를 측정하는 GPS수신기를 더 포함할 수 있고 위치측정부(240)는 GPS수신기를 통해 절대위치가 측정되지 않거나 측정이 잘못된 경우에 기지국(100)에 대한 상대위치를 측정할 수 있다.
이와 같이, 위치측정부(240)가 GPS수신기를 통해 절대위치가 측정되지 않거나 측정이 잘못된 경우에 기지국(100)에 대한 상대위치를 측정함으로써, 무인 항공기의 위치측정이 끊김 없이 안정적으로 수행될 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 무인 항공기(200)는 절대위치를 측정하는 GPS수신기를 더 포함할 수 있고 위치측정부(240)는 GPS수신기를 통해 측정된 절대위치 및 기지국(100)에 대한 상대위치를 기초로 무인 항공기(200)의 위치를 측정할 수 있다.
이와 같이, 위치측정부(240)가 GPS수신기를 통해 측정된 절대위치 및 기지국(100)에 대한 상대위치를 기초로 무인 항공기(200)의 위치를 측정함으로써, 무인 항공기의 위치측정 정확도가 더욱 향상될 수 있다.
이하, 무인 항공기용 항행방법에 관해 도 18을 살펴본다.
도 18은 본 발명의 일 실시 예에 따른 무인 항공기용 항행방법을 나타낸 순서도이다.
도 18을 참조하면, 일 실시 예에 따른 무인 항공기용 항행방법(300)은 거리측정단계(S810), 방위측정단계(S820), 고도측정단계(S830), 위치측정단계(S840) 및 제어단계(S850)를 포함하여 구성된다.
일 실시 예에 따르면, 거리측정단계(S810)에서, 무인 항공기(200)는 기지국(100)에 질의신호를 송신하고 기지국(100)으로부터 응답신호를 수신하며 수신한 응답신호의 수신시간을 기초로 기지국(100)과의 거리를 측정할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 방위측정단계(S820)에서, 무인 항공기(200)는 기지국(100)으로부터 전방향으로 송신된 방위신호를 수신하고 상기 수신한 방위신호를 기초로 기지국(100)에 대한 방위를 측정할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 고도측정단계(S830)에서, 무인 항공기(200)는 주변 물체와의 거리를 측정하기 위한 전파를 송신하고 전파가 주변 물체에서 반사된 반사파를 수신하며 반사파를 기초로 주변 물체와의 거리를 산출하고 하방 물체와의 거리를 이용하여 상대고도를 측정할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 위치측정단계(S840)에서, 무인 항공기(200)는 거리측정단계(S810)에서 측정된 기지국(100)과의 거리, 방위측정단계(S820)에서 측정된 기지국(100)에 대한 방위를 기초로 기지국(100)에 대한 상대위치를 측정할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 제어단계(S350)에서, 무인 항공기(200)는 위치측정단계(S840)에서 측정된 상대위치를 기초로 무인 항공기(200)의 이동방향 및 이동속도 중 적어도 하나를 제어할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 무인 항공기(200)는 고도측정단계(S830)에서 측정된 상대고도를 기초로 무인 항공기(200)의 고도를 제어할 수 있다.
이상과 같이 본 발명에 대해서 예시한 도면을 참조로 하여 설명하였으나, 본 명세서에 개시된 실시 예와 도면에 의해 본 발명이 한정되는 것은 아니며, 본 발명의 기술사상의 범위 내에서 통상의 기술자에 의해 다양한 변형이 이루어질 수 있음은 자명하다.
아울러 앞서 본 발명의 실시 예를 설명하면서 본 발명의 구성에 따른 작용 효과를 명시적으로 기재하여 설명하지 않았을 지라도, 해당 구성에 의해 예측 가능한 효과 또한 인정되어야 함은 당연하다.
10: 시스템 100: 기지국
110: 제1수신부 120: 응답신호송신부
130: 방위신호송신부 200: 무인 항공기
210: 질의신호송신부 220: 제2수신부
230: 전파송신부 240: 위치측정부
250: 제어부

Claims (8)

  1. 무인 항공기와 기지국 간의 거리를 측정하는 시스템에 있어서,
    기지국과의 거리 측정을 위한 질의 신호를 상기 기지국으로 전송하는 무인 항공기; 및
    상기 무인 항공기로부터 상기 질의 신호의 수신에 응답하여, 상기 무인 항공기로 응답 신호를 전송하고, 전방향으로 방위 신호를 전송하는 기지국을 포함하며,
    상기 무인 항공기는,
    상기 응답 신호의 수신 시간에 기반하여 상기 기지국과의 거리를 측정하고,
    상기 수신된 방위 신호에 기반하여 상기 기지국에 대한 상기 무인 항공기의 상대 위치를 측정하고,
    상기 측정된 상대 위치에 기반하여, 상기 무인 항공기의 방향 및 속도 중 적어도 하나를 제어하며,
    상기 거리 측정을 위해 사용되는 상기 질의 신호와 상기 응답 신호의 주파수 대역과 방위 측정을 위해 사용되는 상기 방위 신호의 주파수 대역이 동일한 경우, 상기 질의 신호, 상기 응답 신호 및 상기 방위 신호는 TDMA(Time Division Multiple Access)에 기반하여 구분되며,
    상기 질의 신호 및 상기 응답 신호는 상기 TDMA 기반의 제1 구간에서 쌍펄스 신호로 송수신되고,
    상기 TDMA 기반의 제1 구간 이후의 제2 구간에서는 상기 무인 항공기와 상기 기지국 간에 관제 데이터가 송수신-상기 제2 구간은 상기 쌍펄스 신호가 송수신되지 않은 구간임-되며,
    상기 TDMA 기반의 상기 제1 구간과 상기 제2 구간은 서로 교차하여 상기 무인 항공기와 상기 기지국 간의 거리를 반복적으로 측정하는 무인 항공기와 기지국 간의 거리를 측정하는 시스템.
  2. 제1 항에 있어서,
    상기 무인 항공기는,
    상기 기지국으로부터 수신되는 상기 방위 신호의 주파수를 식별하고,
    상기 식별된 주파수가 상기 주파수 대역에서 특정 주파수에 가까운지에 따라 상기 무인 항공기가 지정된 항로에서 좌측으로 벗어났는지 또는 우측으로 벗어났는지를 판단하는 무인 항공기와 기지국 간의 거리를 측정하는 시스템.
  3. 제2 항에 있어서,
    상기 무인 항공기는,
    상기 식별된 주파수가 상기 주파수 대역에서 90Hz에 가까운 것으로 식별되면, 상기 무인 항공기가 상기 지정된 항로에서 좌측으로 벗어난 것으로 판단하는 무인 항공기와 기지국 간의 거리를 측정하는 시스템.
  4. 제2 항에 있어서,
    상기 무인 항공기는,
    상기 식별된 주파수가 상기 주파수 대역에서 150Hz에 가까운 것으로 식별되면, 상기 무인 항공기가 상기 지정된 항로에서 우측으로 벗어난 것으로 판단하는 무인 항공기와 기지국 간의 거리를 측정하는 시스템.
  5. 제1 항에 있어서,
    상기 무인 항공기는,
    자신에 배치된 관성항법장치의 자이로 센서 및 가속도센서를 이용하여 상기 무인 항공기의 제1 이동 거리를 계산하고,
    상기 계산된 제1 이동 거리와 전파항법에 기반한 상기 무인 항공기의 제2 이동 거리를 비교하고,
    상기 비교에 기반하여, 상기 무인 항공기의 이동 거리 및 위치 좌표를 보정하는 무인 항공기와 기지국 간의 거리를 측정하는 시스템.
  6. 제1 항에 있어서,
    상기 무인 항공기는,
    위상 배열 안테나가 장착된 무인 항공기와 기지국 간의 거리를 측정하는 시스템.
  7. 무인 항공기와 기지국 간의 거리를 측정하는 시스템의 방법에 있어서,
    무인 항공기가, 기지국과의 거리 측정을 위한 질의 신호를 상기 기지국으로 전송하는 과정;
    상기 기지국이, 상기 무인 항공기로부터 상기 질의 신호의 수신에 응답하여, 상기 무인 항공기로 응답 신호를 전송하는 과정;
    상기 기지국이, 전방향으로 방위 신호를 전송하는 과정;
    상기 무인 항공기가, 상기 응답 신호의 수신 시간에 기반하여 상기 기지국과의 거리를 측정하는 과정;
    상기 무인 항공기가, 상기 수신된 방위 신호에 기반하여 상기 기지국에 대한 상기 무인 항공기의 상대 위치를 측정하는 과정; 및
    상기 무인 항공기가, 상기 측정된 상대 위치에 기반하여, 상기 무인 항공기의 방향 및 속도 중 적어도 하나를 제어하는 과정을 포함하며,
    상기 거리 측정을 위해 사용되는 상기 질의 신호와 상기 응답 신호의 주파수 대역과 방위 측정을 위해 사용되는 상기 방위 신호의 주파수 대역이 동일한 경우, 상기 질의 신호, 상기 응답 신호 및 상기 방위 신호는 TDMA(Time Division Multiple Access)에 기반하여 구분되며,
    상기 질의 신호 및 상기 응답 신호는 상기 TDMA 기반의 제1 구간에서 쌍펄스 신호로 송수신되고,
    상기 TDMA 기반의 제1 구간 이후의 제2 구간에서는 상기 무인 항공기와 상기 기지국 간에 관제 데이터가 송수신-상기 제2 구간은 상기 쌍펄스 신호가 송수신되지 않은 구간임-되며,
    상기 방법은,
    상기 무인 항공기가, 상기 TDMA 기반의 상기 제1 구간과 상기 제2 구간은 서로 교차하여 반복적인 상기 무인 항공기와 상기 기지국 간의 거리를 측정하는 과정을 포함하는 방법.
  8. 제7 항에 있어서,
    상기 무인 항공기가, 상기 무인 항공기의 상대 위치를 측정하는 과정은,
    상기 기지국으로부터 수신되는 상기 방위 신호의 주파수를 식별하는 과정; 및
    상기 식별된 주파수가 상기 주파수 대역에서 특정 주파수에 가까운지에 따라 상기 무인 항공기가 지정된 항로에서 좌측으로 벗어났는지 또는 우측으로 벗어났는지를 판단하는 과정을 포함하는 방법.
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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WO2007022418A2 (en) * 2005-08-18 2007-02-22 Tecore, Inc. Position location for airborne networks
KR100742612B1 (ko) 2005-08-19 2007-07-25 한국전자통신연구원 추측 항법과 지피에스를 이용한 복합 항법 장치 및 그 방법
KR20180075617A (ko) * 2015-11-10 2018-07-04 탈레스 디펜스 앤드 시큐리티, 인크. 항공전자 항법 신호 검증을 위한 반자동 드론 및 그의 작동 방법들 및 용도
KR20210083086A (ko) * 2019-12-26 2021-07-06 우리항행기술(주) 무인항공기용 전파측위시스템 및 무인항공기용 항행방법

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2007022418A2 (en) * 2005-08-18 2007-02-22 Tecore, Inc. Position location for airborne networks
KR100742612B1 (ko) 2005-08-19 2007-07-25 한국전자통신연구원 추측 항법과 지피에스를 이용한 복합 항법 장치 및 그 방법
KR20180075617A (ko) * 2015-11-10 2018-07-04 탈레스 디펜스 앤드 시큐리티, 인크. 항공전자 항법 신호 검증을 위한 반자동 드론 및 그의 작동 방법들 및 용도
KR20210083086A (ko) * 2019-12-26 2021-07-06 우리항행기술(주) 무인항공기용 전파측위시스템 및 무인항공기용 항행방법

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