KR20110066401A

KR20110066401A - 무인 항공 자동 항법시스템 설계

Info

Publication number: KR20110066401A
Application number: KR1020090123039A
Authority: KR
Inventors: 함샘
Original assignee: 함샘
Priority date: 2009-12-11
Filing date: 2009-12-11
Publication date: 2011-06-17

Abstract

사람이 직접 탑승하지 않고 여러 장비를 탑재한 상태에서 정해진 시간 안에 주어진 임무를 수행하는 무인항공기(unmanned aerial vehicle: UAV)는 항공분야의 핵심기술인 항공전자(Avionics)기술뿐만 아니라 기계·재료·전기분야 등 요소기술이 함께 개발되어야 하는 첨단 신기술 분야이다. 이러한 무인항공기는 조종사나 승무원이 탑승하지 않는 장점으로 인해 유인항공기로는 수행하기 어려운 장시간 정찰이나 위험지역 자원탐지 및 방송통신용으로 그 수요가 점차 증가하는 추세이다[1]. 무인항공기는 고가의 장비 탑재와 운행에 필요한 제반 장치의 확보 등이 어렵기 때문에 이를 극복하기 위한 방안으로 소형 무인항공기의 개발이 각국에서 본격화 되고 있다. 소형 무인 항공기의 시초는 미국의 Aero Vironment사가 개발한 초소형 항공기인 Black Window가 알려지기 시작하면서 소형항공기에 대한 관심이 전세계적으로 증대하기 시작했다[2]. 우리나라의 경우 1970년대 이른바 ‘솔개사업’이라는 무인항공기 개발 사업이 영국의 기술지원을 받아 수행되었으며, 실제 무인항공기를 만들어 기본성능 비행까지 거쳤으나 이후 추가적인 개발은 중단되었다[3]. 그러나 적은 비용으로 유인항공기로 수행할 수 없는 특수분야의 업무를 수행할 수 있는 소형 무인항공기의 활용 잠재력은 다양할 것이다. 본 연구에서는 소형 소형 무인항공기 비행을 위한 hardware 및 운행시스템 software와 특정임무 수행 시 소형 무인항공기를 유도/제어할 수 있는 알고리즘, 임무 수행 시 비상상황이 발생되었을 때의 대비책 등에 대해 연구하였다.

로봇 무인 항공기

Description

무인 항공 자동 항법시스템 설계 {Design and Implementation of UAV Auto Navigation Systems Using F28335 DSP}

본 연구에서는 소형 무인항공기의 hardware 및 software 시스템과 이 시스템을 이용하여 실제 임무 수행 시 소형무인항공기를 유도/제어 하는 방법과 임무수행 시 비상 상황이 발생되었을 때의 대비책 등을 설계하고 구현하였다. 소형 무인항공기는 기체의 안정성도 중요하지만 각 장치와 자동 항법시스템이 서로 유기적으로 작동해야지만 운항의 안정성을 보장할 수 있다. 이를 위해 본 연구에서는 UAV 자동 항법시스템의 비행제어 및 유도 알고리즘을 구현하고 실험하였다. 실험결과, 무인항공기의 경로에 따라 항공기의 비행제어 및 고도와 경로 변경에 따른 자동비행의 정상동작을 확인할 수 있었다. 또한 예기치 않은 비상시에도 자동/수동 전환을 통해 안정적인 운행이 가능함을 확인하였다. 그러나 투하물의 목표지점 인식 및 좌표계산은 GPS의 좌표계산과 실제 임무수행 알고리즘이 연계되어 정확한 연산이 요구되고 비행 데이터 처리와 자동비행 알고리즘 연산 등 디버깅 작업이 필요하므로 계속적인 비행 테스트를 통해 알고리즘의 검증 및 시스템의 신뢰성을 확보해야 할 것이다.

사람이 직접 탑승하지 않고 여러 장비를 탑재한 상태에서 정해진 시간 안에 주어진 임무를 수행하는 무인항공기(unmanned aerial vehicle: UAV)는 항공분야의 핵심기술인 항공전자(Avionics)기술뿐만 아니라 기계·재료·전기분야 등 요소기술이 함께 개발되어야 하는 첨단 신기술 분야이다. 이러한 무인항공기는 조종사나 승무원이 탑승하지 않는 장점으로 인해 유인항공기로는 수행하기 어려운 장시간 정찰이나 위험지역 자원탐지 및 방송통신용으로 그 수요가 점차 증가하는 추세이다[1]. 무인항공기는 고가의 장비 탑재와 운행에 필요한 제반 장치의 확보 등이 어렵기 때문에 이를 극복하기 위한 방안으로 소형 무인항공기의 개발이 각국에서 본격화 되고 있다.

소형 무인 항공기의 시초는 미국의 Aero Vironment사가 개발한 초소형 항공기인 Black Window가 알려지기 시작하면서 소형항공기에 대한 관심이 전세계적으로 증대하기 시작했다[2]. 우리나라의 경우 1970년대 이른바 ‘솔개사업’이라는 무인항공기 개발 사업이 영국의 기술지원을 받아 수행되었으며, 실제 무인항공기를 만들어 기본성능 비행까지 거쳤으나 이후 추가적인 개발은 중단되었다[3]. 그러나 적은 비용으로 유인항공기로 수행할 수 없는 특수분야의 업무를 수행할 수 있는 소형 무인항공기의 활용 잠재력은 다양할 것이다. 본 연구에서는 소형 소형 무인항공기 비행을 위한 hardware 및 운행시스템 software와 특정임무 수행 시 소형 무인항공기를 유도/제어할 수 있는 알고리즘, 임무 수행 시 비상상황이 발생되었을 때의 대비책 등에 대해 연구하였다.

투하물 시스템

본 연구에서는 그림 7과 같이 서보 모터를 이용하여 투하물 케이스의 개폐가 가능하도록 제작하여 항공기에 탑재하였다. 비행기에 탑재된 투하물은 그림 8과 같이 way 1을 지난 후 목표물 투하 지점과 일직선을 이루는 어느 한 지점을 지정하여 헤딩방향을 맞추어 비행체를 수평 비행시켜야 한다. 이때 속도와 고도, 투하지점과의 거리를 사전에 계산하여 투하지점 도달 시 투하물 케이스가 열리면서 물체를 투하하고 비행금지 구역을 선회하여 way 3로 비행해야 한다.

② 목표물 인식

투하 목표물이 설치되어 있는 지점을 항공기는 선회비행 하면서 탑재된 카메라를 이용하여 목표물을 탐지한다. 이때 카메라 영상의 R(red), G(green), B(blue)의 정규화된 색을 이용하여 그림 9와 같이 특정 색깔(붉은색)의 물체를 판독할 수 있다. 그러나 영상 처리시 발생되는 노이즈의 영향을 고려하여 라벨링 처리도 같이 수행해야 한다. 이후, 항공기의 현재 위치, 자세, 카메라의 각도, 영상처리를 통한 화면상의 픽셀 위치정보를 종합하여 투하 좌표를 계산한다.

효과

비행 기체 및 엔진

무인항공기는 자동비행을 위한 여러 장비를 탑재한 상태에서 정해진 시간 안에 정해진 영역에서 주어진 임무를 수행해야 한다. 그러므로 기체 선정시 항공기의 안정성을 우선순위로 고려해야 하고 임무수행을 위한 DSP, 센서, RF, GPS, 카메라, 타겟 등의 시스템들을 항공기에 탑재하기 위해 비행기의 payload(적재중량), 가격 등을 차 순위로 고려해야 한다.

본 연구에 사용된 비행기체에는 1Kg정도의 H/W시스템 및 0.5Kg의 카메라를 탑재해야 하므로 비행기체의 동력엔진으로 OS MAX-91FX를 사용하였다. 또한 기체의 무게와 엔진 출력이 상승할 때 발생되는 압력에도 무리 없이 안정된 비행을 할 수 있도 록 elevator, aileron, throttle 서보 모터를 사용하였다. 해당 서보 모터는 4.8V에서 약 10.4Kg의 토크를 갖는 Hi-Tec HS-5985 모터로서 앞에서 언급한 H/W 시스템을 탑재한 상태로 정상적인 운행이 가능한 수준이다. 이 밖에도 탑재 장치들의 하중이 집중되는 엔진 마운트, 기체 무게 중심점 등은 추가 보강작업을 통해 기체 내부의 시스템과 기체 자체를 보호할 수 있게 하였다. 특히 기체 중앙에 여러 가지 장비(센서, RF 등)와 낙하를 위한 투하물 수납 공간을 위해 그림 1과 같이 가운데를 비우고 서보 모터를 앞쪽에 배치하였다.

① 전체 시스템 구성

그림 2는 설계된 전체 시스템 구성도이다. 먼저 전원부는 수동비행 시스템의 전원과 자동비행 시스템의 전원을 분리하였다. 따라서 자동비행 시 각 장치들 중에 하나라도 고장나거나 시스템의 전원이 공급되지 않아도 서보 모터의 전원이 공급되는 한 수동모드로 전환이 가능하므로 안전착륙을 유도할 수 있게 하였다. FCS(Flying Control System)는 F28335 보급형 모듈 2개를 이용하여 구성하였다. 그림 2에서 DSP-A(위쪽)는 GPS와 센서데이터 연산결과를 시리얼포트(SCI : serial communication interface)를 통해 DSP-B(아래쪽)로전송한다[4]. DSP-B는 DSP-A로부터 전송받은 값을 이용하여 theta(항공기의 진행방향과 목표로 하고 있는 경로점 사이의 각도)각을 계산한다. 이때 도출된 theta각을 바탕으로 계산된 PWM 신호값(x, y, z, yaw, pitch, roll)을 switching module로 전송하여 자동 비행이 가능 하도록 설계하였다. DSP(A, B)는 6개의 시리얼 포트(SCI)로 정보를 전송하고 4개의 PWM 신호(aileron, elevator, throttle, target)를 제어하되 모든 통신과 제어는 interrupt 방식으로 동작한다. Switching module은 AVR칩과 74LS157칩을 이용하여 DSP신호와 RC수신기 신호를 선택(자동, 수동)적으로 전환할 수 있다. 데이터 및 제어신호 전송을 위한 주파수 대역은 72MHz(RC수신기), 900MHz(RF), 2.4GHz(카메라) 을 사용해서 지상국과의 통신을 유지하였다.

② DSP ( Digital Signal Processor )

하드웨어 시스템의 main processor로 사용된 Texas Instruments사의 DSP F28335는 MCU (micro controller unit, 정밀제어)의 기능과 DSP (digital signal process, 신호처리)의 기능이 내장된 소형 CPU이다. F28335는 32bit 부동소수점 연산이 가능하여 삼각함수나 미적분 등의 계산을 신속하게 처리할 수 있으며, real-time OS를 통해 인터럽트 발생부터 인식, 처리까지의 시간이 매우 짧으므로 실시간으로 빠른 데이터 처리가 가능하다. DSP의 기능별 특징은 아래 표 1과 같으며, 본 연구에서는 SCI와 PWM의 기능을 주로 활용하였다. 특히 모듈의 핀 별로 기능이 세분화 되어 있어 하드웨어 설계와 프로그램 구현 등을 보다 쉽게 할 수 있으며 SCI를 이용하여 센서, GPS, 카메라, RF 등 주변 장비와의 통신이 용이한 장점을 갖는다. 그러므로 F28335는 항공기의 상태를 즉각적으로 파악하고 대응하기 위한 프로세서로 적합하다. F28335의 부트모드 중jump to flash 모드를 사용하여 완성된 자동비행 프로그램을 RAM이 아닌 flash 메모리를 사용하여 DSP에 올리므로 리셋 할때 마다 다시 프 로그램을 실을 필요가 없도록 하였다[5].

Ground Control System ( GCS )

그림 3은 JAVA를 이용하여 제작한 GCS이다. 실시간으로 항공기의 상태 정보를 수신하여 지상국에서 모니터링 할 수 있게 하였다. GCS에서 control 부분은 항공기 제어를 위한 명령들로 자동·수동 전환(AUTO, MANUAL), 투하물 제어(DROP, CLOSE1, CLOSE2), 위기상황 시 원점으로 복귀(RETURN), aileron, elevator의 PID 제어를 위한 명령들이다. 또한 경로점은 원하는 경로로 항공기가 비행될 수 있도록 GCS에서 제어하기 위한 명령버튼이다. 그 밖에 현재의 고도, 경도, 위도, theta 값을 실시간으로 파악할 수 있으며, 항공기 모형그림을 통해 현재 기체의 자세에 따라 표현되도록 JAVA의 media tracker 기능을 사용하였다. 그리고 항공기 모형그림 하단의 스크롤 바를 이용하여 기체의 elevator, throttle, aileron 값을 trim제어할 수 있다.

3. 자동 항법 시스템의 비행제어 및 유도 알고리즘 구현

경로점 설정

그림 4. 항공기의 현재 위치와 목표점과의 각도

그림 4는 항공기의 현재위치와 목표지점과의 관계도이다. 각 경로점의 좌표가 표 2와 같이 정의되었을 때 P0-P1은 현재 비행기의 진행 방향이 될 것이며, P0-Way는 이전 위치에서경로점까지의 방향과 거리가 된다. 그리고 그 두 사이각

는 항공기의 진행방향과 목표로 하고 있는 경로점과의 각도가 된다.

표 2. 경로점 정의

따라서 현재의 좌표계에서 P0지점을 원점으로 하는 좌표계로 변환시키면 각 경로점은 식 (1)과 같다.

(1)

변환된 좌표계를 항공기의 진행 벡터와 북쪽방향이 일치되도록 회전이동 좌표변환을 한다. 이때 회전각도

는 식 (2)와 같이 변환된 좌표의 P1'(x1',y1')로 부터 도출할 수 있다.

(2)

식(2)를 이용하여 회전변환 좌표이동을 하면 식 (3)-식(5)와 같이 수정된 경로점 좌표를 생성할 수 있다.

(3)

(4)

(5)

식(3)-식(5)를 이용하여 비행기의 진행 방향과 경로점 사이의 각도

는 식 (6)과 같이 유도할 수 있다.

(6)

따라서 표 3과 같이 목표 경로점이 현재 비행 방향의 왼쪽에 위치하는지 오른쪽에 위치하는지 판정할 수 있다.

표 3. 비행방향 판정

y1 "	X"
+	+
+	-
-	+
-	-

그림 5은

와 항공기의 방향이 정해진 상태에서

에 따라 비례하여 정해지는서보 모터값을 나타낸다.

그림 5.

에 따라 비례하는 서보 모터값

의 범위는 -180 <

< +180 이고 서보 모터의 동작 범위는 -90 < Horn < +90 이다. 이때 서보 모터의 최대 동작범위를 파악하기 위해 동작범위를 최소에서부터 점차 증가시켜 최적의 동작범위 계수를 설정해야 한다. 본 연구에서는 실험을 통해 프로그램 상의 서보모터 중립값(PWM = 10822)과 servo horn의 1도당 PWM값이 5임을 확인하였다. 이후 지상실험과 비행실험을 수행, 조정하여 안정적인 turn을 하도록 PWM 제어계수를 조정하였다. 또한 제어계수설정 시 제어기는 승산과 제산으로 구성되므로 선형(linear)임을 확인할 수 있다. 따라서 프로그램 내에서 반복 루틴을 수행하게 되면 servo horn의 각도와 항공기의 진행방향과 경로점이 이루는 각도

는 0에 수렴함을 알 수 있다.

② 항공기의 고도제어

그림 6에서 H_Line은프로그램에 저장되어 유지 해야 하는 설정 고도 값이다.

그림 6. 항공기의 고도 제어

GPS로부터 수신된 고도 데이터로부터 현재 비행체의 고도 값을 Z라 하고 설정 고도 값과 현재 고도 값의 차이를 Gap 이라 하면 식 (7)과 같다.

(7)

그러므로 항공기의 고도가 H_Line 아래에 있을 때에는 gap < 0 이 되어 elevator를 위로 동작하게 되고 항공기의 고도가 H_Line 위에 있을 때에는 gap > 0 이 되어 elevator를 아래로 동작하게 된다. 본 연구에서는 고도에 따라 선형 비례값을 가지는 elevator 서보 값을 설계하지는 않았지만 H_Line을 기준으로 상하를 판별하여 고도 변화에 따라 자세를 설정할 수 있도록 설계하였다. 실제 aileron 서보 모터 interrupt service routine의 timer 주기와 elevator 서보 모터 interrupt service routine의 timer 주기를 맞추어 주었으며, PID 제어를 이용한 서보 모터 제어를 이용하여 에러 값의 오차를 효율적으로 줄였다.

그림 참조

Claims

그림 2는 설계된 전체 시스템 구성도이다. 먼저 전원부는 수동비행 시스템의 전원과 자동비행 시스템의 전원을 분리하였다. 따라서 자동비행 시 각 장치들 중에 하나라도 고장나거나 시스템의 전원이 공급되지 않아도 서보 모터의 전원이 공급되는 한 수동모드로 전환이 가능하므로 안전착륙을 유도할 수 있게 하였다. FCS(Flying Control System)는 F28335 보급형 모듈 2개를 이용하여 구성하였다. 그림 2에서 DSP-A(위쪽)는 GPS와 센서데이터 연산결과를 시리얼포트(SCI : serial communication interface)를 통해 DSP-B(아래쪽)로전송한다[4]. DSP-B는 DSP-A로부터 전송받은 값을 이용하여 theta(항공기의 진행방향과 목표로 하고 있는 경로점 사이의 각도)각을 계산한다. 이때 도출된 theta각을 바탕으로 계산된 PWM 신호값(x, y, z, yaw, pitch, roll)을 switching module로 전송하여 자동 비행이 가능하도록 설계하였다. DSP(A, B)는 6개의 시리얼 포트(SCI)로 정보를 전송하고 4개의 PWM 신호(aileron, elevator, throttle, target)를 제어하되 모든 통신과 제어는 interrupt 방식으로 동작한다. Switching module은 AVR칩과 74LS157칩을 이용하여 DSP신호와 RC수신기 신호를 선택(자동, 수동)적으로 전환할 수 있다. 데이터 및 제어신호 전송을 위한 주파수 대역은 72MHz(RC수신기), 900MHz(RF), 2.4GHz(카메라) 을 사용해서 지상국과의 통신을 유지하였다.
그림 3는 설계된 지상국 제어 시스템(GCS)이다. JAVA를 통해 구현하였으며, 실시간으로 비행기의 상태 정보를 수신 받아 지상국에서 모니터링 할 수 있게 하였다. 위 화면 그림에서 ①번은 비행기 제어를 위한 버튼들로 자동·수동 전환, 투하물 제어, 위기 상황 시 원점으로 복귀, PI제어를 위한 명령들이다. 그리고 ②번은 경로점을 GCS에서 제어하기 위한 버튼이다. ③번은 현재의 고도, 경도, 위도, theta값을 실시간으로 표시해준다. ④번은 현재 기체의 자세값을 표현해 주는 것으로 엘리베이터, 쓰로틀, 에일러론 값을 Trim제어할 수 있다. ⑤번은 현재 자동인지 수동인지에 대한 상태정보와 다음 경로점을 표시해 준다.
그림 7는 물건 투하의 미션을 위해 설계 되었다. 경로점 1을 지난 후 목표물 투하 지점과 일직선을 이루는 어느 한 지점을 지정하여 헤딩방향을 맞추어 비행체를 수평비행 시킨다. 속도와 고도, 투하지점과의 거리를 계산하여 투하지점 도달시 투하물 케이스가 열리면서 물체를 투하하고 선회하여 경로점 2로 비행할 수 있도록 한다.