KR20040004955A - 대기압차를 이용한 항공기 자세 측정 시스템 - Google Patents

Abstract

본 발명은 항공기의 양쪽 날개 끝 또는 동체 앞뒤에 설치된 대기압 측정 구멍간의 압력차를 측정함으로써 항공기 자세를 측정하는 시스템에 관한 것으로, 값싼 압력센서로 이용하여 넓은 고도에서 자세 오차를 발산하지 않으면서 항공기의 자세를 측정할 수 있도록 하는 것이다.

기본적으로 고도가 상승하면 단위 고도차당 압력차는 줄어드는데 6,000m 상공인 경우 6.35Pa/m의 압력차가 발생함으로, 통상의 차압센서를 사용하면 손쉽게 양쪽 날개 끝의 고도 차이를 알 수가 있고 따라서 자세각을 예측할 수가 있다.

통상의 고도 센서의 정밀도는 수 m로서 항공기의 자세를 측정하기에는 부적합하나 정밀한 차압 센서를 사용하면 약 500m 정도 좁은 범위에서 사용할 수가 있고 특히 2개의 차압 센서와 밸브를 이용하여 번갈아 사용하면 넓은 고도에서 자세 오차가 발산하지 않으면서 사용할 수가 있다.

이러한 본 발명은 센서 시스템의 원리상 누적된 자세 오차의 발산이 없고 내부의 센서정보만으로 자세각을 예측함으로 외부에 방해에 강한 특성을 갖고 있는 것이다.

Description

대기압차를 이용한 항공기 자세 측정 시스템{Aircraft Attitude Measurement using the Difference of Atmospheric Pressures}

본 발명은 항공기의 양쪽 날개 끝 또는 동체 앞뒤에 설치된 대기압 측정 구멍간의 압력차를 측정함으로써 항공기 자세를 측정하는 시스템에 관한 것으로, 값싼 압력센서로 이용하여 넓은 고도에서 자세 오차를 발산하지 않으면서 항공기의 자세를 측정할 수 있도록 하는 것이다.

항공기가 자동으로 비행하려면 항공기의 자세 정보가 필요한데 기존의 항공기의 경우 자세 정보를 제공하는 수직자이로(Vertical Gyro), 자세 및 방향 기준 시스템(AHRS : Attitude and Heading Reference System), INS(Inertial Navigation System), GPS/INS 등의 시스템을 사용하고 있다.

일반적으로 항공기에 사용되는 자이로는 고정밀 자이로를 사용하는데 고정밀짐벌(Gimbal)형 기계식 자이로, RLG(Ring Laser Gyro), FOG(Fiber Optic Gyro)로 구성된 항법시스템이 자세 정보를 제공한다.

이러한 시스템은 매우 고가로 저가형 무인 항공기에 적용하는데 한계가 있다.

또한, 레이트 자이로를 이용하여 스트랩다운(Strapdown)개념으로 각도를 계산하는 모든 각도 예측 시스템은 각도 오차가 누적됨으로 지속적으로 오차 보정 작업을 수행해야 된다.

무인 항공기 시장이 확대되면서 저가형 자세 정보 제공 시스템이 개발되기 시작하였다.

그 예로는 시간당 수백에서 수십도 오차를 유발하는 레이트 자이로를 이용하여 중력장과 결합한 스트랩다운형 수직자이로와 저가형 레이트 자이로, 가속도계, GPS를 결합한 GPS/INS 시스템 등이 있다.

비정밀 레이트 자이로 및 가속도계를 결합한 스트랩다운 수직 자이로는 자세 수정을 지구 중력을 이용함으로 급격한 기동이나 난기류하에서는 원리상 제대로 자세 수정을 하지 못하고 자세 오차가 발산하게 된다.

따라서 강한 난기류하에서 기상 데이터를 측정하는 저가형 소모형 소형 무인 항공기에는 적용될 수가 없다.

일반적으로 레이트 자이로와 GPS를 이용하여 비행기의 자세를 비정밀하게 유지할 수는 있으나 강한 난기류하에서는 자동 비행이 매우 어려운 것으로 알려져 있다.

이와 같이 비정밀 레이트 자이로는 정밀도가 매우 떨어져 수십초 이내에는 반드시 자세 보정 작업을 실시해야 한다.

비행기가 비가속도 비행운동을 수행할 때 가속도 센서를 이용하여 중력방향을 측정하고 비행기의 자세 정보를 획득하게 됨으로 자세 보정 작업을 위한 자세 정보를 획득하려면 비행운동에 제한을 가해야 된다.

무인 항공기의 경우 끊임없이 자세를 변경하면서 비행하는 관계로 일반적으로 비가속도 중력 운동을 기대하기가 어려우며, 특히 소형 무인 항공기가 난기류 상황에서 비행할 때는 기체가 4g 정도의 가속도를 받는다고 알려져 있으므로 효과적인 자세 보정에는 어려움이 있다.

또한, 레이트 자이로 및 가속도계 결합에는 고정밀 레이트 테이블(Rate Table)을 이용한 교정 과정이 필수임으로 제품의 단가가 매우 비싼(10KUS$) 문제점이 있다.

비정밀 레이트 자이로, 가속도계, GPS 수신기를 결합한 저가형 GPS/INS 시스템은 비정밀 레이트 자이로 및 가속도계를 결합한 스트랩다운 수직 자이로와 마찬가지로, 비정밀 레이트 자이로를 사용함으로 자세 오차 발산 정도가 매우 심하여 수십초 이내에는 반드시 자세 보정 작업을 실시해야 한다.

통상 GPS 신호는 단절될 수가 있다고 보고 단절된 이후에는 최소한 15초 이상 양호한 GPS 신호를 전달받아야 믿을 수 있는 위치 및 속도 정보를 얻을 수 있어서 비정밀급 레이트 자이로는 사용하는데 한계가 있으며, 특별히 중급 레이트 자이로를 사용하든지 GPS 신호의 단절이 없도록 여러 곳에 GPS 안테나를 설치하고 통합하는 시스템이 필요하다.

이 또한, 레이트 자이로 및 가속도계 결합에는 고정밀 레이트 테이블을 이용한 교정 과정이 필수임으로 제품의 단가가 매우 비싼 것이 단점이다.

특히 여러 개의 GPS 안테나를 사용함으로 외부에서 GPS 재밍(Jamming)이 용이할 수도 있어서, 비행체의 자세에 따라 효과적인 GPS 안테나 스위칭이 필요하다.

본 발명은 이러한 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로 날개 좌우측의 대기압차를 측정하여 날개의 자세각을 측정함으로써 날개 자세각의 오차 발산 현상은 원리상 발생하지 않는다.

또한, 값싼 압력 센서를 사용하여 구성함으로써 저가형 무인 항공기에 적용될 수 있는 것이다.

이러한 본 발명은 항공기의 날개 좌우에 장착되어 대기압 연결 파이프를 통해 정압을 측정하는 적어도 두 개이상의 압력 측정 수단과 상기 압력 측정 수단에서 측정된 정압으로 자세각을 계산하는 탑재 컴퓨터로 이루어진다.

도 1 은 본 발명의 항공기 날개 좌우의 고도 측정 및 자세 결정 개념도

도 2 는 본 발명에서 고정밀 절대 대기압계를 이용한 항공기 날개 좌우의 고도 측정 및 자세 결정 개념도

도 3 은 본 발명에서 고정밀 차압계 2개를 이용한 항공기 날개 좌우의 압력차 측정 및 자세 결정 개념도

도 4 는 도 3의 고정밀 차압계 2개를 이용할 때 고도에 따라 밸브의 개폐를 나타내는 동작 상태도

도 5 는 본 발명에서 고정밀 차압계 4개를 이용한 항공기 날개 좌우의 압력차 측정 및 자세 결정 개념도

도 6 은 도 5의 고정밀 차압계 2개를 이용할 때 고도에 따라 밸브의 개폐를 나타내는 동작 상태도

도 7 은 본 발명에서 항공기 날개 좌우의 압력차 및 자세각을 나타내는 개념도

{도면의 주요부분에 대한 부호의 설명}

1 : 항공기의 날개의 상면

2, 3 : 대기압 연결 파이프

4 : 탑재 컴퓨터

5, 6 : 압력 측정 수단의 출력을 탑재 컴퓨터에 연결하는 전선

10 : 압력 측정 수단

10a : 고정밀 절대 대기압계

10b : 고정밀 차압계

11, 12, 13, 14 : 밸브

15, 16 : 밸브 구동 전선

본 발명은 항공기의 양쪽 날개 끝 또는 동체 앞뒤에 설치된 대기압 측정 구멍간의 압력차를 측정함으로써 항공기 자세를 측정하는 시스템에 관한 것으로, 값싼 압력센서로 이용하여 넓은 고도에서 자세 오차를 발산하지 않으면서 항공기의 자세를 측정할 수 있도록 하는 것이다.

이러한 본 발명은 도 1과 같이 항공기의 날개 좌우에 장착되어 대기압 연결파이프(2)(3)를 통해 정압을 측정하는 적어도 두 개이상의 압력 측정 수단(10)과, 상기 압력 측정 수단(10)에서 측정된 압력으로 자세각을 계산하는 탑재 컴퓨터(4)로 이루어진다.

도 2는 날개 양쪽에 부착된 압력 측정 수단을 고정밀 절대 대기압계(10a)를 이용하여 항공기의 자세를 측정하는 시스템으로 현재의 기술로는 넓은 고도 범위의 정밀한 자세 측정은 불가능하나 비정밀 소모성 무인 항공기의 깊은 롤 자세로 들어가 자동 조종 회복 불능 상태로 빠지는 것을 막을 수는 있다.

절대 대기압계(10a)에서 낮은 고도 신호만을 증폭하여 사용하면 무인 항공기의 깊은 롤 자세 상태로 빠지는 것을 자동 조종에서 막을 수가 있다.

도 3과 5는 압력측정수단(10)을 고정밀 차압계(10b)를 이용하는 시스템을 나타낸 것으로 밸브(11)(12)(13)(14)는 열려진 상태이면 차압계(10b)는 도 2와 같이 절대 대기압계(10a)와 동일하게 작동을 하지만, 밸브를 닫으면 닫힌 순간 차압센서의 안쪽압력은 고정이 되고 대기쪽으로 연결된 바깥쪽은 대기압에 따라 변하게 되므로 필요에 따른 상대적인 압력차를 얻을 수 있으며 절대 대기압계(10a)로써 측정하기 어려운 1cm 고도차까지도 측정이 가능해진다.

도 3에서는 200m 고도변위의 경우 ±3,000Pa차압센서를 사용시 1cm 고도차를 측정할 수 있으며, 도 5에서는 2개의 차압센서를 날개 양 끝에 동시에 장착하여 도 6과 같이 2개 차압센서 밸브를 번갈아 열었다 닫았다 함으로써 200m씩 교대로 차압을 측정하여 모든 고도에 대하여 1cm 고도차 측정이 가능해진다.

도 3에서 날개 양쪽에 1개의 차압 센서를 사용할 때 소모성 저가형 무인 항공기의 경우 수평 비행에는 문제가 없으나 선회 비행시 깊은 롤각으로 들어갈 염려가 있는데 선회 비행시만 밸브를 잠그고 차압을 측정하여 롤각을 예측하고 자동 조종 시스템으로 사용하면 안정적으로 선회할 수가 있다.

도 5는 날개 양쪽에 2개의 차압 센서를 사용할 경우로 한 개의 차압 센서를 사용할 때는 다른 차압 센서의 밸브는 개방하고, 사용하는 차압 센서의 최대 입력 범위를 넘을 때는 다른 차압 센서의 밸브를 잠그고 자세를 측정한다.

따라서 번갈아 가면서 측정함으로 넓은 고도 범위에서 광범위하게 사용될 수 있다.

이와 같이, 압력 센서를 날개 끝에 장착함으로써 롤각을 측정할 수 있으며 항공기 앞뒤로 설치시 피치각에 대하여도 측정할 수 있으며, 압력 센서를 이용한 자세 측정 시스템, 가속도계, GPS 수신기와 결합하면 압력 센서를 이용한 자세 측정 시스템의 오차도 비행하면서 보정을 할 수가 있다.

본 발명에서 소형 무인 항공기의 날개 끝의 대기압차를 측정하고 날개의 기울기 예측하는 것을 살펴보면 Rigid Body인 소형 무인 항공기의 날개가 기울어져 있을 때 관계식은 아래식과 같다.

여기서 b는 날개 폭(Wing Span),는 날개 끝 높이 차이,는 날개 기울기를 나타낸다.

이때, 날개 끝의 높이차는 아래와 같이 구한다.

여기서는 날개 끝의 압력차,는 비행 고도에서 대기밀도, g는 중력가속도(9.8 m/sec²)를 나타낸다.

비행 고도에서 대기 밀도는 기체 상태 방정식에서 구한다.

여기서 P는 대기압(Pa), T는 대기 온도 (°K), R은 공기 가스 정수(287)를 나타낸다.

이와 같이, 비행 고도에서 대기압, 대기 온도, 날개 끝의 압력차를 측정하면 수학식 1, 2, 3을 이용하여 날개의 기울기를 계산할 수 있다.

예를 들어 고도 1,200m로 비행하는 날개길이 3m의 무인기가 일정한 자세각으로 선회를 할 때 양 끝에 설치된 압력계의 차이가 0.105 Kg/m²이었다면 롤각 θ를 계산하면 다음과 같다.

먼저, 고도 1,200m에서 수학식 3의 표준 대기 관련식에서 대기 밀도는 다음과 같이 구할 수 있다.

따라서, 날개길이 b=3m, 중력가속도 g=9.8m/sec², 압력차일 때 롤각을 구하면

즉, 항공기의 자세각은 고도에 따른 밀도, 날개길이, 중력가속도 값을 알고 있으므로 날개 양 끝에 설치된 압력계의 차압을 측정함으로써 구할 수 있다.

본 발명에서 요구되는 고도 변화에 따른 분해능을 살펴보면 항공기의 자세각의 정밀도는 ±0.3도 이내에 들어오면 충분하다.

소형 무인 항공기의 날개 길이를 300cm로 가정하면 1.57cm의 고도 분해능을 보여 주면 되나, 소형 소모성 무인 항공기의 자동 선회 안정성을 증강시키기 위하여 날개의 자세각을 이용한다면 5도 정도의 분해능도 사용할 수가 있는데 이 경우는 26cm 정도의 분해능을 요구하고 있다.

먼저, 항공기 날개 끝의 대기압 측정하는 절대 대기압계의 분해능을 살펴보면 표준 대기에서 고도에 따른 대기압은 아래 수식과 같다.

표 1. 표준 대기에서 고도에 따른 대기압 값

고도(m)	대기압(Pa)	1m당 압력 변화(Pa)(밀도×중력가속도)
0	101,325	11.84
1,200	87,718	10.53
2,400	75,634	9.33
3,600	64,939	8.24
4,800	55,506	7.25
6,000	47,217	6.35
9,900	26,906	4.10
15,000	12,112	1.91
18,900	6,570	1.04

9,900m까지 1cm의 정밀도로 측정하려면 압력 측정 정밀도는 아래와 같이 구할 수 있다.

요구되는 압력 정밀도 = 9,900m 고도에서 1m당 압력변화 (4.10 Pa) /100cm = 0.041Pa

요구되는 압력 센서의 분해능 = (0m에서의 대기압(101,325Pa) - 9,900m에서의 대기압 (26,906Pa)) / 요구되는 압력 정밀도 (0.041 Pa) = 1,815,097 분해능

이와 같이, 백만배의 분해능을 갖는 정밀 고도계는 현실적으로 개발되어 있지 않다.

1,200m까지 1cm의 정밀도로 측정하려면 압력 측정 정밀도는 아래와 같이 구할 수 있다.

요구되는 압력 정밀도 = 1,200m 고도에서 1m당 압력변화 (10.53Pa) / 100cm= 0.105Pa

요구되는 압력 센서의 분해능 = (0m에서의 대기압(101,325Pa) - 1,200m에서의 대기압 (87,718Pa)) / 요구되는 압력 정밀도 (0.105 Pa)= 13,607 분해능

대기압 측정 센서의 출력을 0m에서 1,200m까지 변할 때 0에서 5볼트 전기 신호가 나오도록 회로를 구성하여 14bit 아날로그/디지탈 변환기를 사용하면 충분한 분해능을 가질 수가 있으므로 저고도 소형 무인 항공기에는 적용할 수 있다.

도 3과 도 5에서 차압계를 이용한 자세 측정 시스템에서는 임의의 고도에서 ±200m 고도를 비행하는 항공기가 1cm 고도 변화를 감지할 수 있는 센서는 20,000배의 분해능을 가진 센서가 되어야 한다.

16bit 아날로그/디지털 신호 변환기를 사용할 때 65,535배의 분해능을 가질 수 있으므로 20,000배의 분해능은 충분하다. 차압 센서의 신호 분해능이 요구되는 분해능을 만족시키면 된다.

공기는 저고도에서 밀도가 높으므로 0m에서 200m로 변할때 최대 압력 변화가 발생된다.

최대 압력 변화는 11.84 Pa/m ×200 m = 2,368 Pa이다. 최대 압력 범위가 ±3,000Pa이 되는 차압계를 사용하면 정밀하게 날개 끝의 압력 변화를 감지할 수가 있다.

이러한 본 발명에서 동적 응답 특성(Bandwidth)을 살펴보면 압력공에서 압력센서까지 거리가 길면 동적 응답 특성이 떨어지는데 5m 이내에서는 일반 항공기 자동 비행 시스템에 요구하는 수 Hz 응답 특성을 유지할 수가 있다. 차압 센서의 응답 특성은 수백 Hz 이상을 갖고 있고 가장 문제가 있는 부분은 차압 센서와 대기압 사이를 연결하는 파이프 직경과 길이의 문제이다.

파이프 직경은 크고, 길이가 짧으면 응답 특성이 빠르므로 통상 항공기에 사용되는 파이프를 사용하면 10Hz 이상의 응답 특성을 확보할 수가 있다. 소형 항공기에서 단주기 운동의 경우도 빨라야 1-2Hz로 자동 조종 시스템을 구성하는데 문제가 없다.

매우 빠른 응답 특성을 요구하는 경우는 레이트 자이로 퓨전을 하여 사용하면 높은 응답 특성을 얻을 수가 있다.

본 발명은 GPS 수신기, 레이트 자이로, 가속도계와 같은 고급 센서를 사용하지 않고 매우 저가형 센서인 압력 센서를 활용하여 자세 정보를 얻을 수 있는 것이다.

본 발명은 센서 시스템의 원리상 누적된 자세 오차의 발산이 없고, 내부의 센서 정보만으로 자세각을 예측함으로 외부의 방해에 대하여 강한 특성을 갖고 있다.

이러한 본 발명은 저가형 소모성 무인 항공기의 자동 조종 시스템에 적용되어 민수용 무인 항공기 시장 증대에 기여할 것이다.

Claims (4)

1. 항공기의 날개 좌우에 장착되어 대기압 연결 파이프(2)(3)를 통해 정압을 측정하는 적어도 두 개이상의 압력 측정 수단(10)과, 상기 압력 측정 수단(10)에서 측정된 정압으로 자세각을 계산하는 탑재 컴퓨터(4)로 구성됨을 특징으로 하는 대기압차를 이용한 항공기의 자세 측정 시스템.
2. 제 1 항에 있어서, 압력 측정 수단(10)은 대기압을 측정하는 절대 대기압계(10a)로 구성됨을 특징으로 하는 대기압차를 이용한 항공기의 자세 측정 시스템.
3. 제 1 항에 있어서, 압력 측정 수단(10)은 정압차를 측정하는 차압계(10b)와, 탑재 컴퓨터(4)의 제어신호에 의해 차압계(10b) 사이의 압력차를 제어하는 밸브(11)(12)(13)(14)로 구성됨을 특징으로 하는 항공기의 자세 측정 시스템.
4. 제 3 항에 있어서, 밸브(11)(12)(13)(14)는 고도에 따라 번갈아 개폐되어 차압계(10b) 사이의 압력차를 제어하는 것으로 구성됨을 특징으로 하는 항공기의 자세 측정 시스템.