KR20110061212A - 비행체의 고장 검증 방법 및 자체 고장 검증을 수행하는 비행체 - Google Patents

비행체의 고장 검증 방법 및 자체 고장 검증을 수행하는 비행체 Download PDF

Info

Publication number
KR20110061212A
KR20110061212A KR1020090117794A KR20090117794A KR20110061212A KR 20110061212 A KR20110061212 A KR 20110061212A KR 1020090117794 A KR1020090117794 A KR 1020090117794A KR 20090117794 A KR20090117794 A KR 20090117794A KR 20110061212 A KR20110061212 A KR 20110061212A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
fcc
imu
gps
vehicle
collective pitch
Prior art date
Application number
KR1020090117794A
Other languages
English (en)
Other versions
KR101153967B1 (ko
Inventor
민덕기
최은미
비쉬누 쿠마 칼리아판
용한마로
정덕원
Original Assignee
건국대학교 산학협력단
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 건국대학교 산학협력단 filed Critical 건국대학교 산학협력단
Priority to KR1020090117794A priority Critical patent/KR101153967B1/ko
Publication of KR20110061212A publication Critical patent/KR20110061212A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101153967B1 publication Critical patent/KR101153967B1/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D43/00—Arrangements or adaptations of instruments
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
    • B64C39/024—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use of the remote controlled vehicle type, i.e. RPV

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

본 발명은 비행체의 고장 검증 방법 및 자체 고장 검증을 수행하는 비행체에관한 것으로서, 본 발명의 일면에 따른 비행체 고장 검증 방법은, 검증 룰에 따라, 상기 비행체의 동작을 제어하는 명령을 출력하고, 상기 비행체의 동작을 측정하고, 상기 명령에 따른 파라미터 값과 상기 측정된 값을 비교하는 단계 및 상기 측정된 값 및 상기 비교결과를 이용하여 상기 비행체의 고장여부를 판단하는 단계를 포함한다.
고장 검증, 비행체

Description

비행체의 고장 검증 방법 및 자체 고장 검증을 수행하는 비행체{Detecting method of flight error and flying object for self-detecting error}
본 발명은 비행체의 고장 검증 방법 및 자체 고장 검증을 수행하는 비행체 에 관한 것이다.
일반적으로 비행체는 GPS, IMU(Inertia Measurment Unit), 컬렉티브 피치(collective pitch) 조작기와, GPS, IMU 및 컬렉티브 피치 조작기와 인터페이스하며 비행체를 제어하는 비행제어컴퓨터(Flight Control Computer, FCC)를 포함한다.
이러한 비행체는, 예컨대 무인 비행체는, 주로 정찰활동 또는 특정 영역을 촬영하기 위한 용도로 많이 사용되며, 사용자에 의해 원격으로 조정된다. 이러한 비행기들은 비행중에 발생할 수 있는 여러 상황에 의해 비행체 내부의 각 모듈들이 고장날 수 있다.
따라서 비행체가 자체적으로 고장여부를 검사하고, 검사 결과에 따라 해결방법을 자체적으로 모색하여 고장을 해결해야 한다. 또한 비행 중에 발생되는 고장 뿐만 아니라 비행 전에 비행체의 고장 여부를 검증할 때, 자동적으로 고장 여부를 검사하고, 고장을 해결할 필요가 있다.
이에 본 발명이 이루고자 하는 기술적 과제는, 비행체 자체적으로 고장을 검증할 수 있는 비행체 고장 검증 방법 및 자체 고장 검증을 수행하는 비행체를 제공하는 것을 목적으로 한다.
본 발명의 목적은 이상에서 언급한 목적으로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 또 다른 목적들은 아래의 기재로부터 당업자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
전술한 목적을 달성하기 위한 본 발명의 일면에 따른 비행체의 고장 검증 방방법은, 검증 룰에 따라, 상기 비행체의 동작을 제어하는 명령을 출력하고, 상기 비행체의 동작을 측정하고, 상기 명령에 따른 파라미터 값과 상기 측정된 값을 비교하는 단계 및 상기 측정된 값 및 상기 비교결과를 이용하여 상기 비행체의 고장여부를 판단하는 단계를 포함한다.
이러한 비행체는 GPS, IMU(Inertia Measurment Unit), 컬렉티브 피치(collective pitch) 조작기와, 상기 GPS, IMU 및 컬렉티브 피치 조작기와 인터페이스하며 비행체를 제어하는 비행제어컴퓨터(Flight Control Computer, FCC)을 포함할 수 있다.
이때, 검증룰 중 FCC 검증 룰에 따라, 상기 FCC가 호버링 명령을 출력하고 상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 상기 비행체의 고도를 측정하고 상기 FCC의 호버링 명령에 따른 파라미터 값과 컬렉티브 피치의 측정값을 비교하는 단계 및 상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 측정된 비행체의 고도값 및 상기 비교결과를 이용하여 상기 FCC의 고장여부를 판단하는 단계를 포함한다.
여기서 상기 FCC의 고장여부를 판단하는 단계는 상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 측정된 비행체의 고도값이 모두 일정하지 않고, 상기 FCC의 호버링 명령 따른 파라미터 값과 상기 컬렉티브 피치의 측정값이 다른 경우 상기 FCC가 고장인 것으로 판단하는 것이고, 판단결과 상기 FCC가 고장이면, 보조 FCC를 활성화시키고 스위치를 통해 상기 GPS, 상기 IMU 및 상기 컬렉티브 피치 조작기을 상기 FCC 대신 상기 보조 FCC와 연결시켜 상기 보조 FCC에 의해 상기 비행체를 제어하도록 하는 단계를 더 포함할 수 있다.
또한 검증 룰 중 컬렉티브 피치 조작기 검증 룰에 따라, 보조 FCC를 활성화시키고 스위치를 통해 상기 GPS, 상기 IMU 및 상기 컬렉티브 피치 조작기를 상기 FCC 대신 상기 보조 FCC와 연결시키고 상기 보조 FCC가 호버링 명령을 출력하고 상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 상기 비행체의 고도를 측정하고 상기 FCC의 호버링 명령에 따른 파라미터 값과 컬렉티브 피치의 측정값을 비교하는 단계 및 상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 측정된 비행체의 고도값과, 상기 비교 결과를 이용하여 상기 컬렉티브 피치 조작기의 고장여부를 판단하는 단계를 더 포함할 수 있다.
여기서 상기 컬렉티브 피치 조작기의 고장여부를 판단하는 단계는 상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 측정된 비행체의 고도값이 모두 일정하지 않고, 상기 보조 FCC 의 호버링 명령 따른 파라미터 값과 상기 컬렉티브 피치의 측정값이 다른 경우, 상기 컬렉티브 피치 조작기가 고장인 것으로 판단하는 것이고, 상기 판단결과 고장이면, 상기 FCC는 상기 컬렉티브 피치의 제어 대신 RPM을 제어하여 상기 비행체의 고도를 제어하는 단계를 더 포함할 수 있다.
또한 검증 룰 중 GPS/IMU 검증 룰에 따라 상기 FCC가 상기 비행체의 고도를 제어하는 명령을 출력하고, 상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 상기 비행체의 고도를 측정하는 단계 및 상기 비행체의 고도를 제어하는 명령과, 상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 측정된 비행체의 고도값을 이용하여 상기 GPS/IMU 검증 룰에 따라 상기 GPS 또는 IMU의 고장여부를 판단하는 단계를 더 포함할 수 있다.
여기서 상기 GPS 또는 IMU의 고장여부를 판단하는 단계는 상기 비행체의 고도를 제어하는 명령에 따라 상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 측정된 비행체의 고도값이 변화하는지 여부를 감지하여 판단하는 것이고, 상기 판단결과 상기 GPS 및 IMU 중 어느 하나가 고장이면, 상기 FCC는 고장이 아닌 다른 하나에 의해 감지된 센싱정보를 근거로 상기 비행기를 제어하는 단계를 더 포함할 수 있다.
본 발명의 다른 목적을 달성하기 위한 자체 고장 검증을 수행하는 비행체는, 고도 감지를 위한 GPS 및 IMU(Inertia Measurment Unit), 컬렉티브 피치(collective pitch)를 조작하는 컬렉티브 피치 조작기, 상기 GPS, IMU 및 컬렉티브 피치와 인터페이스하며 상기 비행체를 제어하는 비행제어컴퓨터(Flight Control Computer, FCC) 및 상기 GPS, 상기 IMU, 상기 컬렉티브 피치 조작기 및 상기 FCC의 고장여부를 판단하는 검증부를 포함한다.
상기 검증부는 검증 룰 중 FCC 검증 룰에 따라, 상기 FCC가 호버링 명령을 출력하게 하고 상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 상기 비행체의 고도를 측정하고 상기 FCC의 호버링 명령에 따른 파라미터 값과 컬렉티브 피치의 측정값을 비교하여, 상기 FCC의 고장여부를 판단하는 것이다.
또한 보조 FCC 및 스위치를 더 포함하며 상기 검증부는 상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 측정된 비행체의 고도값이 모두 일정하지 않고, 상기 FCC의 호버링 명령 따른 파라미터 값과 상기 컬렉티브 피치의 측정값이 다른 경우 상기 FCC가 고장인 것으로 판단하고, 판단결과 상기 FCC가 고장이면, 상기 보조 FCC를 활성화시키고 상기 스위치를 조작하여 상기 GPS, 상기 IMU 및 상기 컬렉티브 피치 조작기을 상기 FCC 대신 상기 보조 FCC와 연결시켜 상기 보조 FCC에 의해 상기 비행체를 제어하도록 하는 것일 수 있다.
한편, 보조 FCC 및 스위치를 더 포함하며, 상기 검증부는 검증 룰 중 컬렉티브 피치 조작기 검증 룰에 따라, 상기 보조 FCC를 활성화시키고 상기 스위치를 조작하여 상기 GPS, 상기 IMU 및 상기 컬렉티브 피치 조작기를 상기 FCC 대신 상기 보조 FCC와 연결시키고 상기 보조 FCC가 호버링 명령을 출력하게 하고 상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 상기 비행체의 고도를 측정하고 상기 FCC의 호버링 명령에 따른 파라미터 값과 컬렉티브 피치의 측정값을 비교하여 상기 컬렉티브 피치 조작기의 고장여부를 판단하는 것일 수 있다.
여기서 상기 검증부는 상기 GPS 및 상기 IMU 각각을 통해 측정된 비행체의 고도값이 모두 일정하지 않고, 상기 보조 FCC의 호버링 명령 따른 파라미터 값과 상기 컬렉티브 피치의 측정값이 다른 경우, 상기 컬렉티브 피치 조작기가 고장인 것으로 판단하고, 판단결과 상기 컬렉티브 피치 조작기가 고장이면, 상기 FCC는 상기 컬렉티브 피치 대신 RPM을 제어하여 상기 비행체의 고도를 제어하도록 하는 것일 수 있다.
또한 상기 검증부는 검증 룰 중 GPS/IMU 검증 룰에 따라, 상기 FCC가 상기 비행체의 고도를 제어하는 명령을 출력하게 하고, 상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 상기 비행체의 고도를 측정하여 상기 GPS 또는 IMU의 고장여부를 판단하는 것일 수 있다.
한편, 상기 검증부는 상기 비행체의 고도를 제어하는 명령에 따라 상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 측정된 비행체의 고도값이 변화하는지 여부를 감지하여 판단하는 것이고, 상기 판단결과 상기 GPS 및 IMU 중 어느 하나가 고장이면, 상기 FCC가 고장이 아닌 다른 하나에 의해 감지된 센싱정보를 근거로 상기 비행기를 제어하도록 하는 것일 수 있다.
기타 실시예들의 구체적인 사항들은 상세한 설명 및 도면들에 포함되어 있다.
본 발명의 실시예에 따르면, 비행체가 자체적으로 고장여부를 검증하고, 고장을 해결할 수 있다.
본 발명의 이점 및 특징, 그리고 그것들을 달성하는 방법은 첨부되는 도면과 함께 상세하게 후술되어 있는 실시예들을 참조하면 명확해질 것이다. 그러나 본 발명은 이하에서 개시되는 실시예들에 한정되는 것이 아니라 서로 다른 다양한 형태로 구현될 것이며, 단지 본 실시예들은 본 발명의 개시가 완전하도록 하며, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공되는 것이며, 본 발명은 청구항의 범주에 의해 정의될 뿐이다. 한편, 본 명세서에서 사용된 용어는 실시예들을 설명하기 위한 것이며 본 발명을 제한하고자 하는 것은 아니다. 본 명세서에서, 단수형은 문구에서 특별히 언급하지 않는 한 복수형도 포함한다. 명세서에서 사용되는 "포함한다(comprises)" 및/또는 "포함하는(comprising)"은 언급된 구성요소, 단계, 동작 및/또는 소자는 하나 이상의 다른 구성요소, 단계, 동작 및/또는 소자의 존재 또는 추가를 배제하지 않는다.
도 1 내지 도 4를 참조하여 본 발명의 실시예에 따른 비행체의 고장 검증 방법 및 자체 고장 검증을 수행하는 비행체를 설명한다. 도 1은 실시예에 따른 비행체를 나타내는 구성도이고, 도 2 내지 도 4는 본 발명의 실시예에 따른 비행체의 고장 검증 방법을 나타내는 순서도들이다.
먼저 도1을 참조하면, 실시예에 따른 비행체(100)는 GPS(110)와 IMU(Inertia Measurment Unit, 120)와, 컬렉티브 피치(collective pitch)를 조작하는 컬렉티브 피치 조작기(collective pitch actuator, 130), GPS(110), IMU(120) 및 컬렉티브 피치 조작기(130)와 인터페이스하며 비행체(100)를 제어하는 비행제어컴퓨터(Flight Control Computer, FCC, 140) 및 고장검증 및 장애대처를 담당하는 FTC(Fault Tolerant Computer, FTC 150)를 포함한다. 여기서 FCC(140) 및 FTC(150) 는 보드 형태로 구비될 수 있으며, FTC(150) 보드에는 검증부(160)와 보조 FCC(170)가 실장 될 수 있다. 또한 FTC(150) 보드에는 영상 촬영을 위한 카메라(미도시)를 제어하고 습득된 영상을 처리하는 모듈 MCC(Multimedia Control Computer, 미도시)를 추가로 포함할 수 있다.
이러한 비행체의 일반적인 동작에 대해 설명하면, FCC(140)는 GPS(110)와 IMU(120)로부터 여러가지 감지된 정보(예컨대 위치 정보, 고도 정보, 각속도 정보 등)를 입력받고, 컬렉티브 피치 조작기(130)를 제어하여 비행체의 고도를 제어할 수 있다. 일반적으로 RPM이 특정 값으로 고정된 상태에서 컬렉티브 피치 조작기(130)를 통해 컬렉티브 피치를 조작하여 비행체의 고도를 조절한다. 따라서 FCC(140)는 GPS(110)와 IMU(120) 및 컬렉티브 피치 조작기(130)와 연결되어 인터페이스한다.
이러한 비행체(100)는, 검증 동작시에는 검증부(160)가 FCC(140), GPS(110)와 IMU(120), 컬렉티브 조작기(130), 보조 FCC(170) 및 스위치(SW)를 제어하여 비행체(100)의 고장 여부를 자체 검증할 수 있다. 검증부(160)는 FCC 검증 룰, GPS/IMU 검증 룰 및 컬렉티브 피치 조작기 검증 룰을 저장하고 있다. 여기서 각 룰이란 검증부(160)가 특정 모듈(110, 120, 130, 140)을 검증할 때 각 모듈(110, 120, 130, 140)을 제어하고 검증하기 위한, 검증부(160)의 동작 지침과 같을 것일 수 있다. 즉 검증부(160)는, 예컨대 FCC(140) 검증시 FCC 검증 룰에 따라 동작하여 FCC(140)를 검증하고, GPS(110)와 IMU(120) 검증시 GPS/IMU 검증 룰에 따라 동작하여 GPS(110)와 IMU(120)를 검증하고, 컬렉티브 조작기(130) 검증시 컬렉티브 피치 조작기 검증 룰에 따라 동작하여 컬렉티브 피치 조작기(130)를 검증한다.
먼저 도 2를 더 참조하여 비행체(100)가 FCC(140)를 검증하는 방법을 설명한다.
FCC(140)를 검증하는 모드에서는, 검증부(160)는 FCC 검증 룰에 따라, FCC(140)가 호버링(hovering) 명령을 출력하게 하고(S210), GPS(110) 및 IMU(120) 각각을 통해 비행체(100)의 고도를 측정하고(S220, S230), FCC(140)의 호버링 명령에 따른 파라미터 값과 컬렉티브 피치의 측정값을 비교한다(S240). 여기서 호버링 명령은 비행체(100)가 일정한 고도를 유지하도록 제어하는 명령이며, 호버링 명령에 따른 파라미터 값이 FCC(140)에서 출력되어 컬렉티브 피치 조작기(130)에게 전송된다. 또한 컬렉티브 피치의 측정값은 컬렉티브 피치를 감지하는 별도의 센서(미도시)에 의해 획득될 수 있다.
그리고 검증부(160)는 GPS(110) 및 IMU(120) 각각을 통해 측정된 비행체(100)의 고도값 및 비교결과를 이용하여 FCC(140)의 고장여부를 판단한다(S250). 예컨대 검증부(160)가 호버링 명령을 하였음에도 GPS(110) 및 IMU(120) 각각을 통해 측정된 비행체(100)의 고도값이 모두 일정하기 않고 가변하며, 호버링 명령에 따른 파라미터 값이 실제 컬렉티브 피치의 측정값과 다른 경우에는 FCC(140)가 고장인 것으로 판단한다. 예를 들어 호버링　명령으로,　전진　속도와　측면　속도를　0으로　하고　고도의　값을　검증부(160)에서　정해진　룰에　따라　20m　를　유지하라는　명령하면, 비행체의　고도를　제어하기　위한　컨트롤　값인　컬렉티브　피치　값을　발생하고,　발생한　컨트롤　파라미터인　컬렉티브　피치　값과,　센서로부터 센싱된 컬렉티브 피치 값 을 비교한다. 센싱된　컬렉티브　피치　측정값을　비교를　하여　고장　유무를　즉, GPS(110), IMU(120) 및 컬렉티프 피치의 측정값은 모두 비행체의 고도가 일정하지 않음을 나타내기 때문에 FCC(140)가 고장인 것으로 판단하는 것이다.
그리고 FCC(140)가 고장인 판단되면, 검증부(160)는 스위치(SW)를 조작하여 GPS(110), IMU(120) 및 컬렉티브 피치 조작기(130)를 FCC(140) 대신 보조 FCC(170)와 연결시키도록 함으로써, 이후부터 보조 FCC(170)가 GPS(110), IMU(120) 및 컬렉티브 피치 조작기(130)와 인터페이스하여 비행체(100)를 제어하도록 함으로써, FCC(140)의 고장을 자체적으로 해결할 수 있다. 여기서 보조 FCC(170)는 FCC(140)와 동일한 기능을 수행하는 것으로 FCC(140)가 고장일 경우에 대비하여 FTC(150) 보드에 예비적으로 실장되어 있는 것이다. 다만, 다른 곳에 구비될 수도 있다.
다음으로 도 3을 더 참조하여 비행체(100)가 컬렉티브 피치 조작기(130)를 검증하는 과정을 설명한다.
컬렉티브 피치 조작기(130)를 검증하는 모드에서는, 검증부(160)는 컬렉티브 피치 조작기 검증 룰에 따라, 보조 FCC(170)를 활성화시키고 스위치를 통해 GPS(110), IMU(120) 및 컬렉티브 피치 조작기(130)를 FCC(140) 대신 보조 FCC(170)와 연결시키도록 스위치하고(S310)한다. 그리고 검증부(160)는 보조 FCC(170)가 호버링 명령을 출력하게 하고(S320), GPS(110) 및 IMU(120) 각각을 통해 비행체(100)의 고도를 측정하고(S330, S340), 보조 FCC(170)의 호버링 명령에 따른 파라미터 값과 컬렉티브 피치의 측정값을 비교한다(S350).
그리고 검증부(160)는 GPS(110) 및 IMU(120) 각각을 통해 측정된 비행체의 고도값과, 비교 결과를 이용하여 컬렉티브 피치 조작기(130)의 고장여부를 판단한다(S360). 예컨대 보조 FCC(170)가 호버링 명령을 하였으나, GPS(110) 및 IMU(120) 각각을 통해 측정된 비행체(100)의 고도값이 일정하지 않고 가변적이며, 호버링 명령에 따른 파라미터 값이 실제 컬렉티브 피치의 측정값과 다른 경우에는 컬렉티브 피치 조작기(130)가 고장인 것으로 판단한다. 즉, 보조 FCC(170)는 FCC(140)가 고장난 경우 또는 컬렉티브 피치 조작기(130)를 검증하는 경우에만 사용되고 평상시에는 사용되지 않는 것으로, 고장이 이미 났을 확률이 매우 적으며, 그럼에도 정상적인 보조 FCC(170)의 호버링 명령에 컬렉티브 피치 조작기(130)가 정상 동작하지 못하여, GPS(110), IMU(120) 및 컬렉티프 피치의 측정값 모두 비행체(100)의 고도가 일정하지 않음을 나타내기 때문에 컬렉티브 피치 조작기(130)가 고장인 것으로 판단하는 것이다.
컬렉티브 피치 조작기(130)가 고장인 것으로 판단되면, 검증부(160)는 컬렉티브 조작기(130) 대신에 RPM을 조작할 수 있는 RPM 조작기(130)(미도시)를 제어하여 비행기(100)의 고도를 조절하도록 FCC(140)를 제어한다. 따라서 컬렉티브 피치 조작기(130)가 고장인 경우에도 자체적으로 고장을 해결할 수 있다.
한편, 위에서 설명한 컬렉티브 피치 조작기 검증 과정은, 앞서 설명한 FCC 검증 과정 이전에 수행될 수 있다. 즉, 먼저 보조 FCC(170)로 컬렉티브 피치 조작기(130)를 검증하고, 컬렉티브 피치 조작기(130)가 고장이 없는 경우, 정상으로 검증된 컬렉티브 피치 조작기(130)를 이용하여(또는 고장이면 컬렉티브 피치 조작기(130) 대신 RPM을 조작하는 RPM 조작기(130)로 대체될 것이므로, RPM 조작 기(130))를 이용하여 FCC(140)를 검증할 수 있다.
다음으로 도 4를 더 참조하여 비행체(100)가 GPS/IMU를 검증하는 과정을 설명한다.
GPS/IMU 검증하는 모드에서, 검증부(160)는 GPS/IMU 검증룰에 따라, FCC(140)가 비행체(100)의 고도를 제어하는 명령을 출력하게 하고(S410), GPS(110) 및 IMU(120) 각각을 통해 상기 비행체의 고도를 측정하여(S420), 상기 비행체(100)의 고도를 제어하는 명령에 따라 GPS(110) 및 IMU(120) 각각을 통해 측정된 비행체(100)의 고도값이 변화하는 지 여부를 감지하고(S430, S440), 그에 따라 GPS(110) 또는 IMU(120)의 고장여부를 판단한다. 예컨대 FCC(140)가 고도를 높이는 명령을 하였는데, GPS(110)를 통해 측정된 고도값은 일정하거나 또는 고도값이 내려가고, IMU(120)를 통해 측정된 고도값은 증가하는 경우 GPS(110)의 고장으로 판단한다.
이와 같이 GPS(110) 및 IMU(120) 중 어느 하나가 고장이면, 검증부(160)는 고장난 어느 하나 대신에 정상인 것으로부터 감지된 정보를 FCC(140)가 이용하도록 제어할 수 있다.
이와 같이 본 발명에 따른 비행체(100)의 고장 방법 및 비행체에 따르면, 자체적으로 비행체(100) 각 모듈의 고장여부를 검증하고, 고장인 모듈을 다른 모듈로 대체하도록 함으로써, 비행중에 고장이 발생된 경우에도 문제없이 비행을 유지할 수 있도록 한다.
본 발명이 속하는 기술분야의 통상의 지식을 가진 자는 본 발명이 그 기술적 사상이나 필수적인 특징을 변경하지 않고서 다른 구체적인 형태로 실시될 수 있다는 것을 이해할 수 있을 것이다. 그러므로 이상에서 기술한 실시예들은 모든 면에서 예시적인 것이며 한정적이 아닌 것으로 이해해야만 한다. 본 발명의 범위는 상기 상세한 설명보다는 후술하는 특허청구의 범위에 의하여 나타내어지며, 특허청구의 범위 그리고 그 균등 개념으로부터 도출되는 모든 변경 또는 변형된 형태가 본 발명의 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 한다.
도 1은 실시예에 따른 비행체를 나타내는 구성도이다.
도 2 내지 도 4는 본 발명의 실시예에 따른 비행체의 고장 검증 방법을 나타내는 순서도들이다.

Claims (14)

  1. 비행체의 고장 검증 방법에 있어서,
    검증 룰에 따라, 상기 비행체의 동작을 제어하는 명령을 출력하고, 상기 비행체의 동작을 측정하고, 상기 명령에 따른 파라미터 값과 상기 측정된 값을 비교하는 단계; 및
    상기 측정된 값 및 상기 비교결과를 이용하여 상기 비행체의 고장여부를 판단하는 단계를 포함하는 것
    인 비행체의 고장 검증 방법.
  2. 제1항에 있어서
    상기 비행체는 GPS, IMU(Inertia Measurment Unit), 컬렉티브 피치(collective pitch) 조작기와, 상기 GPS, IMU 및 컬렉티브 피치 조작기와 인터페이스하며 비행체를 제어하는 비행제어컴퓨터(Flight Control Computer, FCC)을 포함할 때,
    상기 비교하는 단계는
    상기 검증 룰중 FCC 검증 룰에 따라, 상기 FCC가 호버링 명령을 출력하고 상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 상기 비행체의 고도를 측정하고 상기 FCC의 호버링 명령에 따른 파라미터 값과 컬렉티브 피치의 측정값을 비교하는 단계를 포함하고
    상기 판단하는 단계는
    상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 측정된 비행체의 고도값 및 상기 비교결과를 이용하여 상기 FCC의 고장여부를 판단하는 단계를 포함하는 것
    인 비행체의 고장 검증 방법.
  3. 제2항에 있어서, 상기 FCC의 고장여부를 판단하는 단계는
    상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 측정된 비행체의 고도값이 모두 일정하지 않고, 상기 FCC의 호버링 명령 따른 파라미터 값과 상기 컬렉티브 피치의 측정값이 다른 경우 상기 FCC가 고장인 것으로 판단하는 것이고,
    판단결과 상기 FCC가 고장이면, 보조 FCC를 활성화시키고 스위치를 통해 상기 GPS, 상기 IMU 및 상기 컬렉티브 피치 조작기을 상기 FCC 대신 상기 보조 FCC와 연결시켜 상기 보조 FCC에 의해 상기 비행체를 제어하도록 하는 단계
    를 더 포함하는 비행체의 고장 검증 방법.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 비행체는 GPS, IMU(Inertia Measurment Unit), 컬렉티브 피치(collective pitch) 조작기와, 상기 GPS, IMU, 컬렉티브 피치 조작기와 인터페이스하며 비행체를 제어하는 비행제어컴퓨터(Flight Control Computer, FCC) 및 보조 FCC를 포함할 때,
    상기 비교하는 단계는
    상기 검중 룰중 컬렉티브 피치 조작기 검증 룰에 따라, 상기 보조 FCC를 활 성화시키고 스위치를 통해 상기 GPS, 상기 IMU 및 상기 컬렉티브 피치 조작기를 상기 FCC 대신 상기 보조 FCC와 연결시키고 상기 보조 FCC가 호버링 명령을 출력하고 상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 상기 비행체의 고도를 측정하고 상기 보조 FCC의 호버링 명령에 따른 파라미터 값과 컬렉티브 피치의 측정값을 비교하는 단계를 포함하고
    상기 판단하는 단계는
    상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 측정된 비행체의 고도값과, 상기 비교 결과를 이용하여 상기 컬렉티브 피치 조작기의 고장여부를 판단하는 단계를 포함하는 것
    인 비행체의 고장 검증 방법.
  5. 제4에 있어서, 상기 컬렉티브 피치 조작기의 고장여부를 판단하는 단계는
    상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 측정된 비행체의 고도값이 모두 일정하지 않고, 상기 보조 FCC의 호버링 명령 따른 파라미터 값과 상기 컬렉티브 피치의 측정값이 다른 경우, 상기 컬렉티브 피치 조작기가 고장인 것으로 판단하는 것이고,
    상기 판단결과 고장이면, 상기 FCC는 상기 컬렉티브 피치의 제어 대신 RPM을 제어하여 상기 비행체의 고도를 제어하는 단계
    를 더 포함하는 비행체의 고장 검증 방법.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 비행체는 GPS, IMU(Inertia Measurment Unit), 컬렉티브 피 치(collective pitch) 조작기와, 상기 GPS, IMU 및 컬렉티브 피치 조작기와 인터페이스하며 비행체를 제어하는 비행제어컴퓨터(Flight Control Computer, FCC)을 포함할 때,
    상기 비교하는 단계는
    상기 검증 룰 중 GPS/IMU 검증 룰에 따라 상기 FCC가 상기 비행체의 고도를 제어하는 명령을 출력하고, 상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 상기 비행체의 고도를 측정하는 단계를 포함하고
    상기 판단하는 단계는
    상기 비행체의 고도를 제어하는 명령과, 상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 측정된 비행체의 고도값을 이용하여 상기 GPS/IMU 검증 룰에 따라 상기 GPS 또는 IMU의 고장여부를 판단하는 단계를 포함하는 것
    인 비행체의 고장 검증 방법.
  7. 제6항에 있어서, 상기 GPS 또는 IMU의 고장여부를 판단하는 단계는
    상기 비행체의 고도를 제어하는 명령에 따라 상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 측정된 비행체의 고도값이 변화하는지 여부를 감지하여 판단하는 것이고,
    상기 판단결과 상기 GPS 및 IMU 중 어느 하나가 고장이면, 상기 FCC는 고장이 아닌 다른 하나에 의해 감지된 센싱정보를 근거로 상기 비행기를 제어하는 단계
    를 더 포함하는 비행체의 고장 검증 방법.
  8. 자체 고장 검증을 수행하는 비행체에 있어서,
    고도 감지를 위한 GPS 및 IMU(Inertia Measurment Unit);
    컬렉티브 피치(collective pitch)를 조작하는 컬렉티브 피치 조작기;
    상기 GPS, IMU 및 컬렉티브 피치와 인터페이스하며 상기 비행체를 제어하는 비행제어컴퓨터(Flight Control Computer, FCC); 및
    검증 룰에 따라 상기 GPS, 상기 IMU, 상기 컬렉티브 피치 조작기 및 상기 FCC의 고장여부를 판단하는 검증부를 포함하는 것
    인 자체 고장 검증을 수행하는 비행체.
  9. 제8항에 있어서, 상기 검증부는
    상기 검증 룰중 FCC 검증 룰에 따라, 상기 FCC가 호버링 명령을 출력하게 하고 상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 상기 비행체의 고도를 측정하고 상기 FCC의 호버링 명령에 따른 파라미터 값과 컬렉티브 피치의 측정값을 비교하여, 상기 FCC의 고장여부를 판단하는 것
    인 자체 고장 검증을 수행하는 비행체.
  10. 제9항에 있어서
    보조 FCC 및 스위치를 더 포함하며
    상기 검증부는 상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 측정된 비행체의 고도값이 모두 일정하지 않고, 상기 FCC의 호버링 명령 따른 파라미터 값과 상기 컬렉티브 피치의 측정값이 다른 경우 상기 FCC가 고장인 것으로 판단하고,
    판단결과 상기 FCC가 고장이면, 상기 보조 FCC를 활성화시키고 상기 스위치를 조작하여 상기 GPS, 상기 IMU 및 상기 컬렉티브 피치 조작기을 상기 FCC 대신 상기 보조 FCC와 연결시켜 상기 보조 FCC에 의해 상기 비행체를 제어하도록 하는 것
    인 자체 고장 검증을 수행하는 비행체.
  11. 제8항에 있어서,
    보조 FCC 및 스위치를 더 포함하며
    상기 검증부는 상기 검증 룰 중 컬렉티브 피치 조작기 검증 룰에 따라, 상기 보조 FCC를 활성화시키고 상기 스위치를 조작하여 상기 GPS, 상기 IMU 및 상기 컬렉티브 피치 조작기를 상기 FCC 대신 상기 보조 FCC와 연결시키고 상기 보조 FCC가 호버링 명령을 출력하게 하고 상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 상기 비행체의 고도를 측정하고 상기 FCC의 호버링 명령에 따른 파라미터 값과 컬렉티브 피치의 측정값을 비교하여 상기 컬렉티브 피치 조작기의 고장여부를 판단하는 것
    인 자체 고장 검증을 수행하는 비행체.
  12. 제11항에 있어서, 상기 검증부는
    상기 GPS 및 상기 IMU 각각을 통해 측정된 비행체의 고도값이 모두 일정하지 않고, 상기 보조 FCC의 호버링 명령 따른 파라미터 값과 상기 컬렉티브 피치의 측 정값이 다른 경우, 상기 컬렉티브 피치 조작기가 고장인 것으로 판단하고,
    판단결과 상기 컬렉티브 피치 조작기가 고장이면, 상기 FCC는 상기 컬렉티브 피치 대신 RPM을 제어하여 상기 비행체의 고도를 제어하도록 하는 것
    인 자체 고장 검증을 수행하는 비행체.
  13. 제7항에 있어서, 상기 검증부는
    상기 검증 룰중 GPS/IMU 검증 룰에 따라, 상기 FCC가 상기 비행체의 고도를 제어하는 명령을 출력하게 하고, 상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 상기 비행체의 고도를 측정하여 상기 GPS 또는 IMU의 고장여부를 판단하는 것
    인 자체 고장 검증을 수행하는 비행체.
  14. 제13항에 있어서, 상기 검증부는
    상기 비행체의 고도를 제어하는 명령에 따라 상기 GPS 및 IMU 각각을 통해 측정된 비행체의 고도값이 변화하는지 여부를 감지하여 판단하는 것이고,
    상기 판단결과 상기 GPS 및 IMU 중 어느 하나가 고장이면, 상기 FCC가 고장이 아닌 다른 하나에 의해 감지된 센싱정보를 근거로 상기 비행기를 제어하도록 하는 것
    인 비행체의 고장 검증 방법.
KR1020090117794A 2009-12-01 2009-12-01 비행체의 고장 검증 방법 및 자체 고장 검증을 수행하는 비행체 KR101153967B1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020090117794A KR101153967B1 (ko) 2009-12-01 2009-12-01 비행체의 고장 검증 방법 및 자체 고장 검증을 수행하는 비행체

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020090117794A KR101153967B1 (ko) 2009-12-01 2009-12-01 비행체의 고장 검증 방법 및 자체 고장 검증을 수행하는 비행체

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20110061212A true KR20110061212A (ko) 2011-06-09
KR101153967B1 KR101153967B1 (ko) 2012-07-03

Family

ID=44395726

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020090117794A KR101153967B1 (ko) 2009-12-01 2009-12-01 비행체의 고장 검증 방법 및 자체 고장 검증을 수행하는 비행체

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR101153967B1 (ko)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101708661B1 (ko) * 2015-12-29 2017-02-22 한국항공우주산업 주식회사 헬리콥터 센서의 자동 재형성 방법
CN107203218A (zh) * 2016-03-16 2017-09-26 零度智控（北京）智能科技有限公司 返航寻线方法、装置及飞行器
KR102195968B1 (ko) * 2019-06-27 2020-12-28 순천대학교 산학협력단 비행체의 고장 모니터링 방법 및 시스템
KR102529858B1 (ko) 2022-09-26 2023-05-08 한화시스템 주식회사 도심 항공 모빌리티를 위한 전자장비 진단장치, 이를 포함하는 비행운송체 제어시스템, 및 전자장비 진단방법
KR102667101B1 (ko) 2023-02-14 2024-05-20 한화시스템 주식회사 점검장치 및 점검방법

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101708661B1 (ko) * 2015-12-29 2017-02-22 한국항공우주산업 주식회사 헬리콥터 센서의 자동 재형성 방법
CN107203218A (zh) * 2016-03-16 2017-09-26 零度智控（北京）智能科技有限公司 返航寻线方法、装置及飞行器
CN107203218B (zh) * 2016-03-16 2020-01-07 天津远翥科技有限公司 返航寻线方法、装置及飞行器
KR102195968B1 (ko) * 2019-06-27 2020-12-28 순천대학교 산학협력단 비행체의 고장 모니터링 방법 및 시스템
KR102529858B1 (ko) 2022-09-26 2023-05-08 한화시스템 주식회사 도심 항공 모빌리티를 위한 전자장비 진단장치, 이를 포함하는 비행운송체 제어시스템, 및 전자장비 진단방법
KR102667101B1 (ko) 2023-02-14 2024-05-20 한화시스템 주식회사 점검장치 및 점검방법

Also Published As

Publication number Publication date
KR101153967B1 (ko) 2012-07-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR101153967B1 (ko) 비행체의 고장 검증 방법 및 자체 고장 검증을 수행하는 비행체
US9233763B1 (en) Methods and systems for aircraft systems health trend monitoring
CN105517893B (zh) 异常飞机响应监视器
JP5982213B2 (ja) 航空機の飛行パラメータを決定する方法およびシステム
EP3210889B1 (en) Wireless aircraft cabin pressure control system utilizing smart pressure sensors
CN109976141A (zh) Uav传感器信号余度表决系统
US9701419B2 (en) Method for determining a state of a component in a high lift system of an aircraft
US20090210105A1 (en) Air-ground detection system and method
JP6590419B2 (ja) 飛行中の航空機周辺の圧力場を制御するシステムおよび方法
MX2012009236A (es) Nodo de detectores para vehiculo.
US10012668B1 (en) Triple-redundant air data system architecture
JP2016084132A (ja) 航空機の高揚力装置に備えられた部材の状態の判定方法、航空機の高揚力装置、及びその高揚力装置を備えた航空機
JP2014193710A (ja) 後縁フラップ故障を予測するための方法
CN111291304A (zh) 基于升力和阻力系数确定估计的动态压力的飞行控制系统
US20150081158A1 (en) Method of detecting a defect in a structure, detector device and flying object
CN107787441B (zh) 飞行器的惯性测量系统
US8352187B2 (en) Method and system for monitoring parameters of an aircraft
US8150566B2 (en) System for selecting data representing an air parameter, process and computer program relating to the same
JP5863961B2 (ja) 液圧ブレーキシステムの少なくとも１つのサブユニットのための監視装置、および液圧ブレーキシステムの少なくとも１つのサブユニットの機能性を検査する方法
US20080099602A1 (en) System and method for detecting ground contact status of an air vehicle
US10940959B2 (en) Configurable distributed health monitoring system for a landing system
Kugler et al. Enhancing the auto flight system of the SAGITTA Demonstrator UAV by fault detection and diagnosis
CN113401337B (zh) 飞行器及其控制方法、控制装置
CN114964366A (zh) 一种用于飞机空速指示和源选择的方法及系统
KR101019667B1 (ko) 작동기 재형상 제어방법

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20150609

Year of fee payment: 4

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20160530

Year of fee payment: 5

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20170522

Year of fee payment: 6

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20180521

Year of fee payment: 7

LAPS Lapse due to unpaid annual fee