KR20150113586A - 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체 및 다중회전익 무인비행체의 자율비행 제어방법, 그 방법을 수행하기 위한 프로그램이 기록된 기록매체 - Google Patents

비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체 및 다중회전익 무인비행체의 자율비행 제어방법, 그 방법을 수행하기 위한 프로그램이 기록된 기록매체 Download PDF

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세종대학교산학협력단
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Abstract

본 발명에 따른 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체는, 다중회전익 무인비행체의 비행을 제어하는 비행제어부를 구비하는 비행본체; 상기 비행본체에 대해서 대칭이 되도록 상기 비행본체에 연결된 다수개의 구동모터; 상기 구동모터 각각에 연결되어 회전되는 다수의 회전익; 및 상기 비행본체의 하부에 장착되어 목표물을 추적하며 상기 비행제어부에 상기 목표물에 대한 시각정보를 전송하는 비전센서모듈;을 포함할 수 있다. 상기와 같이 비전센서모듈을 이용함으로써, 목표물을 실시간으로 추적할 수 있고 그 추적결과를 이용하여 자동으로 무인비행체가 수직 이륙 또는 착륙할 수 있다.

Description

비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체 및 다중회전익 무인비행체의 자율비행 제어방법, 그 방법을 수행하기 위한 프로그램이 기록된 기록매체{Multi rotor unmanned aerial vehicle, autonomous flight control method augmented by vision sensor thereof and record media recorded program for implement thereof}
본 발명은 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체 및 다중회전익 무인비행체의 자율비행 제어방법, 그 방법을 수행하기 위한 프로그램이 기록된 기록매체에 관한 것이다.
최근 재난감시, 환경감시, 정찰 등을 위한 무인비행기(UAV, Unmanned Aerial Vehicle)에 관한 연구가 활발하게 진행되고 있다. 특히, 이러한 무인비행체 중에서 쿼드로터형 무인비행체(Quad-rotor unmanned aerial vehicle)는 회전익형 비행체로서 VTOL(Vertical Take-off and Landing, 수직이착륙), 전 방향 이동 및 호버링(Hovering, 정지비행)이 가능하고, 동축 반전형 및 싱글 로터형 등 다른 형식에 비해 구조가 간단하다는 장점이 있다. 또한, 소형 비행로봇은 BLDC 모터의 개발과 MEMS(Micro Electro Mechanical Systems) 기반의 센서 및 고밀도 리튬-폴리머 배터리(Li-Po Battery)의 개발로 인하여 급속히 성장하고 있다. 이러한 장점으로 인해, 국내외 대학에서 실내외 자율비행을 위한 쿼드로터 비행체에 대한 활발한 연구들이 진행 중에 있다.
실외 환경에서는 GPS(Global Positioning System)를 이용한 유도 항법 제어 및 협동제어, 실내 환경에서는 다중의 카메라를 이용한 위치 인식 시스템 Vicon Motion Capture System이나 Laser Rangefinder를 이용하여 실내 mapping 및 쿼드로터의 실내 위치 제어 및 물체 회피에 대한 기술이 제안되고 있다.
그러나, 종래의 기술들은 실외 환경에서는 GPS에 매우 의존적이며 실내 환경에서는 위치 인식 시스템의 고가의 시스템 환경 구축, 공간의 제약성으로 인하여 한정적이며 활용도가 낮다는 문제가 있다.
이러한 문제를 해결하기 위해서 본 출원인은 한국우주공학회지(Volume 40, Issue 2)에 실린 "비전 센서를 이용한 쿼드로터형 무인비행체의 목표 추적 제어"에서 비전센서를 이용하여 목표를 추적할 수 있는 쿼드로터형 무인비행체를 제안한 바 있다. 그러나, 한국우주공학회지에 게재된 기술은 비전센서가 고정되어 있기 때문에 물체를 실시간으로 추적하는데 한계가 있었다. 또한, 비전센서와 물체 사이의 거리는 추정할 수 있으나, 비전센서와 물체 사이의 높이 즉, 물체의 고도까지 산출할 수는 없었다. 뿐만 아니라, 한국우주공학회지에 게재된 종래기술은 쿼드로터형 무인비행체를 자동으로 수직 이륙시키거나 착륙시킬 수는 없다는 한계도 있었다.
본 발명은 비전센서를 이용하여 추적하고자 하는 목표물과의 상대거리 및 지면으로부터의 고도를 추정할 수 있는 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체 및 다중회전익 무인비행체의 자율비행 제어방법, 그 방법을 수행하기 위한 프로그램이 기록된 기록매체를 제공한다.
본 발명은 다자유도를 가지는 짐벌구동부에 장착된 비전센서에 의해 목표물을 추적할 수 있는 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체 및 다중회전익 무인비행체의 자율비행 제어방법, 그 방법을 수행하기 위한 프로그램이 기록된 기록매체를 제공한다.
본 발명은 비전센서에 의해 얻은 목표물과의 상대거리, 상대위치 또는 고도를 이용하여 무인비행체를 자동으로 수직 이륙시키거나 수직 착륙시킬 수 있는 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체 및 다중회전익 무인비행체의 자율비행 제어방법, 그 방법을 수행하기 위한 프로그램이 기록된 기록매체를 제공한다.
상기한 과제를 달성하기 위한 본 발명에 따른 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체는, 다중회전익 무인비행체의 비행을 제어하는 비행제어부를 구비하는 비행본체; 상기 비행본체에 대해서 대칭이 되도록 상기 비행본체에 연결된 다수개의 구동모터; 상기 구동모터 각각에 연결되어 회전되는 다수의 회전익; 및 상기 비행본체의 하부에 장착되어 목표물을 추적하며 상기 비행제어부에 상기 목표물에 대한 시각정보를 전송하는 비전센서모듈;을 포함할 수 있다.
상기와 같이 비전센서모듈을 이용함으로써, 목표물을 실시간으로 추적할 수 있고 그 추적결과를 이용하여 자동으로 무인비행체가 수직 이륙 또는 착륙할 수 있다.
상기 비행제어부는, 조작자가 작동하는 원격제어부에서 신호를 수신하는 수신기모듈; 상기 무인비행체의 고도정보를 감지하는 초음파센서 또는 압력센서; 상기 무인비행체의 이착륙에 필요한 위치정보를 감지하는 비전센서; 및 상기 위치정보를 이용하여 상기 구동모터의 회전 속도를 제어하는 비행제어컴퓨터;를 포함할 수 있다.
상기 비전센서모듈은 상기 비행본체에 대해서 2자유도로 운동 가능하도록 장착되는 비전센서를 포함할 수 있다.
상기 비전센서모듈은 상기 비행본체의 하부에 장착되어 상기 비행본체에 대해서 2자유도를 가지는 짐벌구동부를 포함하며, 상기 비전센서는 상기 짐벌구동부에 장착될 수 있다.
상기 짐벌구동부는, 상기 비행본체에 결합되는 제1지지프레임; 상기 제1지지프레임에 형성되는 제1서보모터; 상기 제1서보모터에 회전 가능하게 연결되는 제2지지프레임; 및 상기 제2지지프레임에 장착되는 제2서보모터;를 포함하며, 상기 비전센서는 상기 제2서보모터에 회전 가능하게 연결될 수 있다.
상기 제1서보모터 및 상기 제2서보모터는 각각의 회전중심이 상기 다수의 회전익의 중심을 지나는 수직선과 직교하도록 형성될 수 있다.
상기 비전센서모듈은 상기 제1서보모터 및 상기 제2서보모터와 상기 구동모터의 작동에 의해서 상기 비전센서가 상기 목표물을 추적할 수 있다.
상기 비행제어컴퓨터는 상기 비전센서의 색추적 결과를 이용하여 상기 목표물이 항상 상기 비전센서의 영상 또는 화면 상에 중앙에 있도록 상기 제1서보모터 및 상기 제2서보모터의 구동을 제어할 수 있다.
상기 비행제어컴퓨터는 상기 무인비행체의 자세에 대한 각속도 제어루프를 내부루프로 형성하고 상기 무인비행체의 자세 제어루프를 외부루프로 형성하는 다중루프제어를 이용하여 상기 무인비행체의 자세를 제어할 수 있다.
상기 비행제어컴퓨터는 상기 무인비행체의 고도 승강률 제어루프를 내부루프로 형성하고 상기 무인비행체의 고도 제어루프를 외부루프로 형성하는 다중루프제어를 이용하여 상기 무인비행체의 고도를 제어할 수 있다.
상기 비행제어컴퓨터는 상기 비전센서의 초점거리 및 상기 비전센서를 이용한 상기 목표물 사이의 상대거리와 상기 목표물 사이의 고도를 구할 수 있다.
상기 비행제어컴퓨터는 상기 비전센서를 이용하여 상기 목표물 사이의 고도 및 상대거리를 추정하여 상기 목표물에 대한 상기 무인비행체의 수직이륙 또는 수직착륙을 제어할 수 있다.
한편, 발명의 다른 분야에 의하면, 본 발명은, 상기 무인비행체와 상기 목표물 사이의 상대거리 및 고도를 추정하는 단계; 상기 무인비행체와 상기 목표물 사이의 상대거리를 이용하여 상기 무인비행체의 위치를 제어하는 단계: 상기 무인비행체의 고도 승강률 및 고도를 이용하여 상기 무인비행체의 고도를 제어하는 단계; 상기 무인비행체의 자세에 대한 각속도 제어루프를 내부루프로 형성하고 상기 무인비행체의 자세 제어루프를 외부루프로 형성하여 상기 무인비행체의 자세를 제어하는 단계; 및 상기 무인비행체의 이륙 또는 착륙을 판단하는 단계;를 포함하는, 다중회전익 무인비행체의 자율비행 제어방법을 제공한다.
상기 무인비행체와 상기 목표물 사이의 상대거리를 추정하는 단계는, 짐벌형태의 상기 비전센서를 이용하여 상기 목표물을 추적하는 단계; 상기 비전센서와 상기 목표물 사이의 상대거리를 구하는 단계; 및 상기 비전센서와 상기 목표물 사이의 상대고도를 구하는 단계;를 포함할 수 있다.
상기 무인비행체의 고도를 제어하는 단계에서는 초음파센서 또는 압력센서의 감지결과 및 상기 비전센서와 상기 목표물 사이의 상대고도를 구하는 단계에서 구한 상대고도를 이용하여 상기 비행제어컴퓨터에서 상기 무인비행체의 비행 고도를 제어할 수 있다.
상기 무인비행체의 이륙 또는 착륙을 판단하는 단계에서는 상기 비전센서와 상기 목표물 사이의 상대거리를 구하는 단계 및 상기 비전센서와 상기 목표물 사이의 고도를 구하는 단계에서 구한 상대거리와 고도만 이용하여 상기 무인비행체의 목표물을 추적하거나 상기 무인비행체를 이륙 또는 착륙시킬 수 있다.
상기 무인비행체의 이륙 또는 착륙을 판단하는 단계는, 상기 무인비행체의 자동수직이륙모드 여부를 판단하는 단계; 자동수직이륙모드인 경우에 고도 명령치를 증가시키는 단계; 초음파센서 또는 압력센서 및 상기 비전센서와 상기 목표물 사이의 고도를 구하는 단계에서 구한 상대고도를 이용하여 상기 무인비행체의 고도를 제어하는 단계; 상기 무인비행체의 자세에 대한 각속도 제어루프를 내부루프로 형성하고 상기 무인비행체의 자세 제어루프를 외부루프로 형성하여 상기 무인비행체의 자세를 제어하는 단계; 상기 자세제어단계 이후에는 고도 명령치(Zcmd)와 기준값이 동일한지 여부를 판단하는 단계 및 상기 동일여부 판단결과에 따라 상기 고도 명령치를 증가시키거나 상기 고도제어단계;를 수행할 수 있다.
상기 무인비행체의 이륙 또는 착륙을 판단하는 단계는, 상기 무인비행체의 자동수직착륙모드 여부를 판단하는 단계; 자동수직착륙모드인 경우에 고도 명령치를 감소시키는 단계; 초음파센서 또는 압력센서 및 상기 비전센서와 상기 목표물 사이의 고도를 구하는 단계에서 구한 상대고도를 이용하여 상기 무인비행체의 고도를 제어하는 단계; 상기 무인비행체의 자세에 대한 각속도 제어루프를 내부루프로 형성하고 상기 무인비행체의 자세 제어루프를 외부루프로 형성하여 상기 무인비행체의 자세를 제어하는 단계; 상기 자세제어단계 이후에는 상기 무인비행체의 착륙 여부를 판단하는 단계; 및 상기 착륙 여부 결과에 따라 상기 고도 명령치를 감소시키거나 상기 구동모터의 구동을 정지시키는 단계;를 포함할 수 있다.
본 발명은 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체의 자율비행 제어방법을 수행하기 위한 프로그램이 기록된 기록매체를 제공할 수 있다.
본 발명은 비전센서를 이용하여 무인비행체의 자동수직이륙 또는 자동수직착륙에 필요한 고도 정보를 얻기 때문에, 이륙 및 착륙시의 낮은 고도에서 로터에서부터 나오는 후류나 대기의 불안정으로 인해 고도가 정확히 측정되지 않는 것을 방지할 수 있다.
본 발명은 다자유도를 가지는 짐벌구동부에 장착된 비전센서를 이용함으로써 무인비행체의 비행 중에도 목표물을 추적할 수 있다.
본 발명은 무인비행체의 자동수직이륙 또는 자동수직착륙시에만 비전센서를 이용하여 얻은 목표물과의 상대거리, 상대위치 또는 고도를 이용하기 때문에 움직이는 목표물에도 자동으로 착륙하거나 이륙할 수 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체를 나타낸 사시도이다.
도 2는 도 1에 따른 무인비행체의 짐벌 구조의 비전센서모듈을 도시한 도면이다.
도 3은 도 1에 따른 무인비행체의 비행제어부의 구성을 도시한 도면이다.
도 4는 도 1에 따른 무인비행체의 비행을 제어하는 지상제어부의 구성을 도시한 도면이다.
도 5는 도 2에 따른 비전센서모듈의 추적제어기를 도시한 도면이다.
도 6은 도 1에 따른 무인비행체의 고도제어기 및 자세제어기를 도시한 도면이다.
도 7 내지 도 9는 도 2에 따른 비전센서모듈에 장착된 비전센서에 의한 추적하고자 하는 목표물과의 상대거리 및 고도를 추정하는 방법을 설명하기 위한 도면이다.
도 10은 도 1에 따른 무인비행체의 상대거리에 대한 목표 추적제어기를 도시한 도면이다.
도 11 내지 도 13은 도 1에 따른 무인비행체의 자율비행 제어방법을 설명하기 위한 순서도이다.
도 14는 도 1에 따른 무인비행체의 목표물 추적 제어 및 고도 제어 결과를 보여주는 실험 데이터 그래프이다.
이하에서, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명에 따른 실시예들을 상세하게 설명한다. 그러나, 본 발명이 실시예들에 의해 제한되거나 한정되는 것은 아니다. 각 도면에 제시된 동일한 참조 부호는 동일한 부재를 나타낸다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 다중회전익 무인비행체를 나타낸 사시도, 도 2는 도 1에 따른 무인비행체의 짐벌 구조의 비전센서모듈을 도시한 도면, 도 3은 도 1에 따른 무인비행체의 비행제어부의 구성을 도시한 도면, 도 4는 도 1에 따른 무인비행체의 비행을 제어하는 지상제어부의 구성을 도시한 도면, 도 5는 도 2에 따른 비전센서모듈의 추적제어기를 도시한 도면, 도 6은 도 1에 따른 무인비행체의 고도제어기 및 자세제어기를 도시한 도면, 도 7 내지 도 9는 도 2에 따른 비전센서모듈에 장착된 비전센서에 의한 추적하고자 하는 목표물과의 상대거리 및 고도를 추정하는 방법을 설명하기 위한 도면, 도 10은 도 1에 따른 무인비행체의 상대거리에 대한 목표 추적제어기를 도시한 도면, 도 11 내지 도 13은 도 1에 따른 무인비행체의 자율비행 제어방법을 설명하기 위한 순서도, 도 14는 도 1에 따른 무인비행체의 목표물 추적 제어 및 고도 제어 결과를 보여주는 실험 데이터 그래프이다.
본 발명에 따른 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체(100)는 도 1에 도시된 바와 같은 쿼드로터형 무인비행체 뿐만 아니라, 로터가 복수개 장착된 무인비행체 또는 무인비행로봇을 포함하는 개념이다. 이하에서는 설명의 편의를 위해 로터가 4개인 쿼드로터형 무인비행체에 대해서 설명하지만, 이에 한정되는 것은 아니다.
도 1 내지 도 3에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 다중회전익 무인비행체는, 다중회전익 무인비행체(100)의 비행을 제어하는 비행제어부(300)를 구비하는 비행본체(110), 비행본체(110)에 대해서 대칭이 되도록 상기 비행본체에 연결된 다수개의 구동모터(125), 구동모터(125) 각각에 연결되어 회전되는 다수의 회전익(120) 및 비행본체(110)의 하부에 장착되어 목표물을 추적하며 비행제어부(300)에 상기 목표물에 대한 시각정보를 전송하는 짐벌 구조의 비전센서모듈(200)을 포함할 수 있다.
상기와 같이 비전센서모듈을 이용함으로써, 목표물을 실시간으로 추적할 수 있고 그 추적결과를 이용하여 자동으로 무인비행체가 목표물을 추적하고 수직 이륙 또는 착륙할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 다중회전익 무인비행체(100)는 비행본체(110), 비행본체(110)를 중심으로 방사상으로 배치된 다수개의 구동모터(125), 각각의 구동모터(125)에 장착된 다수의 회전익(120)을 포함할 수 있다. 구동모터(125)는 연결바(미도시)에 의해서 비행본체(110)와 연결될 수 있다. 구동모터(125) 및 회전익(120)은 비행본체(110)을 기준으로 대칭이 되도록 방사상으로 배치되는 것이 바람직하다. 또한, 이웃하는 구동모터(125) 사이의 각도 또는 거리는 동일하게 형성되는 것이 바람직하다.
비행본체(110)의 하부에는 보조구조물(130)이 장착될 수도 있다. 보조구조물(130)은 구동모터(125)의 전원, 통신모듈 등이 구비될 수 있다.
한편, 비행본체(110)의 하부 또는 보조구조물(130)의 하부에는 비전센서모듈(200)이 장착될 수 있다. 도 2에 도시된 바와 같이, 비전센서모듈(200)은 비행본체(110)의 하부에 장착되어 목표물을 추적하고 목표물에 대한 시각정보를 비행본체(110)에 전달하는 부분이다. 비전센서모듈(200)은 비행본체(110)에 체결 또는 분리가능한 구조로 형성될 수 있다.
비행본체(110)의 내부에는 구동모터(125)의 구동을 제어하기 위한 비행제어부(300, 도 3 참조)가 형성될 수 있다. 비행제어부(300)는 무인비행체(100)의 비행을 제어하기 위한 각종 센서 및 소자들이 장착된 기판 형태로 형성될 수 있다.
비행제어부(300)는 조작자가 작동하는 원격제어부(301)에서 신호를 수신하는 수신기모듈(311), 무인비행체(100)의 고도정보를 감지하는 초음파센서(312) 또는 압력센서(313), 무인비행체(100)의 이착륙에 필요한 위치정보를 감지하는 비전센서(250) 및 상기 위치정보를 이용하여 구동모터(125)의 회전속도 또는 구동상태를 제어하는 비행제어컴퓨터(321)를 포함할 수 있다.
원격제어부(301)는 무인비행체(100)를 원격으로 조정하기 위한 조이스틱과 같은 조종수단이라고 할 수 있다. 원격제어부(301)는 무인비행체(100)와 무선으로 통신하고, 원격제어부(301)의 제어신호 또는 제어명령은 비행제어부(300)의 수신기모듈(301)을 통해 수신된 후 비행제어컴퓨터(321)로 전달될 수 있다.
본 발명에 따른 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체(100)는 무인비행체(100)의 고도를 감지하고 제어하기 위한 초음파센서(312) 및 압력센서(313)를 구비할 수 있다. 초음파센서(312) 및 압력센서(313)는 상대 및 절대 고도센서라고 할 수 있다. 이 때, 초음파센서(312)와 압력센서(313)에 의해서 감지되는 고도는 무인비행체(100)가 이륙하거나 착륙할 때의 고도는 아니며, 무인비행체(100)가 일정 고도 이상에서 정상적인 비행을 할 때의 고도라고 할 수 있다.
압력센서(313)는 지면효과가 없는 2m 이상의 고도를 감지하는데 사용되는 것이 바람직하다. 무인비행체(100)의 회전익(120) 즉 프로펠러의 회전이 증가하면 주변의 압력이 높아지게 되는데, 이와 같이 높아진 압력에 의한 효과를 지면효과라고 한다. 지면효과가 있는 높이에서 압력센서(313)를 사용하게 되면 회전익(120)에서 나오는 후류 또는 대기의 불안정(바람)으로 인해서 고도를 정확히 측정할 수 없다.
초음파센서(312)는 0.15m~6.0m에서 고도를 감지하는데 사용될 수 있다. 초음파센서는 음파를 쏘고 지면이나 목표물에 의해서 음파가 다시 반사되는 시간으로부터 거리를 측정하는데, 0.15m~6.0m 보다 낮은 높이에서 초음파센서를 사용하는 경우에는 지면이나 물체의 매질로 인한 난반사 현상 때문에 높이를 정확히 측정할 수 없다.
무인비행체(100)가 자동으로 수직착륙을 하기 위해서는 0.15m 보다 더 작은 크기의 높이에서 고도센서가 작동할 수 있어야 하는데, 본 발명에 따른 무인비행체(100)는 비전센서를 사용하여 착륙 고도를 감지할 수 있다.
한편, 비행제어부(300)의 비행제어컴퓨터(321)는 구동모터(125) 등에 전원을 공급하는 전원부(314)도 제어할 수 있다.
무인비행체(100)의 GPS시스템(351), AHRS(360, 자세방향기준장치)의 정보를 전달 받아 무인비행체(100)의 위치, 자세, 방향 등을 제어할 수 있다. AHRS(360, Attitude and Heading Reference System)는 자이로센서(361), 가속도계(362, Accelerometer), 자력계(363, Magnetometer)를 포함할 수 있다.
비행제어컴퓨터(321)는 지상제어부(400)의 관제명령 또는 관제신호를 무선으로 전달받는 무선통신비모듈(370, 지그비모듈)로부터 관제명령 또는 관제신호를 전달 받을 수 있다. 이렇게 비행제어컴퓨터(321)에 전달된 다양한 명령 또는 신호 및 각 센서 정보, 자세방향기준장치(360)의 위치 자세 및 비전센서모듈(200), 수신기모듈(311) 그리고 압력센서(313)의 고도정보를 이용하여 목표 추적제어기 루프를 통해 계산된 구동모터(125)의 회전속도 명령을 계산한다. 구동모터(125)의 제어를 위해 비행제어컴퓨터(321)와 각각의 구동모터(125) 사이에는 드라이버(331)가 구비될 수 있다. 비행제어부(300)는 구동모터(125)의 드라이버(331)를 구비하여 구동모터(125)의 회전속도 제어명령을 내림으로써 무인비행체(100)의 자세, 고도 등을 제어할 수 있다.
한편, 비행제어컴퓨터(321)에는 비전센서모듈(200)의 정보가 전달될 수 있다. 비전센서모듈(200)은 비행본체(110)에 대해서 2자유도로 운동 가능하도록 장착되는 비전센서(250)를 포함할 수 있다.
비전센서모듈(200)은 비행본체(110) 또는 무인비행체(100)의 자세 또는 상태와 무관하게 비전센서(250)는 항상 목표물을 향할 수 있도록 비전센서(250)의 움직임을 보장하는 모듈이다. 비전센서모듈(200)은 비행본체(110)의 하부에 장착되어 비행본체(110)에 대해서 2자유도를 가지는 짐벌구동부(210,220,230,240)를 포함하며, 비전센서(250)는 짐벌구동부(210,220,230,240)에 장착될 수 있다.
도 2를 참조하면, 비전센서모듈(200)의 짐벌구동부(210,220,230,240)는, 비행본체(110)에 결합되는 제1지지프레임(210), 제1지지프레임(110)에 형성되는 제1서보모터(230), 제1서보모터(230)에 회전 가능하게 연결되는 제2지지프레임(220) 및 제2지지프레임(220)에 장착되는 제2서보모터(240)를 포함할 수 있다. 이 때, 비전센서(250)는 제2서보모터(240)에 회전 가능하게 연결될 수 있다.
짐벌 구동부(Gimbal Actuator) 중 제1지지프레임(210)은 비행본체(110)의 하부에 고정되는 부재이며, 비행본체(110) 또는 무인비행체(100)와 동일한 움직임을 가진다. 즉, 제1지지프레임(210)은 비행본체(110)에 대해서 상대운동은 할 수 없다.
제1지지프레임(210)의 일단은 비행본체(110)에 고정되는 반면 타단에는 제1서보모터(230)가 장착될 수 있다. 제1서보모터(230)의 본체(미도시)는 제1지지프레임(210)에 장착되되 제1서보모터(230)의 회전축(미도시)는 제1지지프레임(210)을 관통하는 형태로 장착되는 것이 바람직하다.
한편, 제1서보모터(230)에는 제2지지프레임(220)에 연결될 수 있다. 이 때, 제2지지프레임(220)은 제1서보모터(230)에 의해서 회전할 수 있다. 제2지지프레임(220)에 제2서보모터(240)가 장착될 수 있는데, 제2서보모터(240)는 제2지지프레임(220)에 대해서 상대 운동 또는 상대 회전할 수는 없다. 즉, 제2서보모터(240)는 제2지지프레임(220)과 함께 제1서보모터(230)에 의해서 회전할 수 있다.
제2서보모터(240)에는 비전센서(250)가 회전 가능하게 연결될 수 있다. 도 2에서 도면부호 "207"은 서보모터지지판, "260"은 비전센서구동기판이다.
도 2에 도시된 바와 같이, 비전센서모듈(200)은 비행본체(110)에 대해서 2자유도의 움직임을 가지는 비전센서(250)를 구비함으로써 비행본체(110) 또는 무인비행체(100)의 자세 등에 무관하게 목표물을 지속적으로 추적할 수 있다.
이와 같이, 비전센서모듈(200)은 2축(롤 축 /피치 축) 짐벌구동부와 각 축의 구동을 위한 서보모터(230,240)를 포함하여 구성됨으로써, 장착되는 무인비행체(100)의 기체 축과 일치시켜 롤(Roll)축과 피치(Pitch)축의 구동이 가능하다. 비전센서(250)의 요(Yaw) 축은 무인비행체(100)의 기체축 즉, 다수개 회전익(120)의 중심을 지나는 축과 일치한다. 이와 같이, 제1서보모터(230) 및 제2서보모터(240)는 각각의 회전중심이 다수의 회전익(120)의 중심을 지나는 수직선과 직교하도록 형성될 수 있다. 이와 같이 형성함으로써 2자유도를 가지는 비전센서모듈(200)에 장착된 비전센서(250)는 3자유도의 움직임을 가질 수 있다.
비전센서모듈(200)은 제1서보모터(230) 및 제2서보모터(240)와 구동모터(125)의 작동에 의해서 비전센서(250)가 목표물을 추적할 수 있다. 제1서보모터(230) 및 제2서보모터(240)에 의해서 비전센서(250)의 롤링(rolling)과 피칭(pitching)이 가능해지고 구동모터(125) 내지 회전익(120)에 의해서 비전센서(250)의 요잉(yawing)이 가능해진다.
비전센서모듈(200)의 제1 및 제2서보모터(230,240)의 구동을 제어하기 위한 별도의 제어부는 필요 없으며 앞서 설명한 바와 같이 비행제어컴퓨터(321)를 사용하여 서보모터(230,240)를 제어할 수 있다. 이 때 비행제어컴퓨터(321)의 작업부하를 고려하여 안정화 기능을 제외한 추적 기능만을 실행하도록 하였고 비전센서(250)와 무인비행체(100) 사이의 각도 정보는 서보모터(230,240) 내부의 퍼텐셜미터(Potential-meter, 미도시)의 값을 사용한다.
한편, 도 4는 무인비행체(100)의 비행을 제어하는 지상제어부(400)이다. 지상제어부(400)는 지상관제시스템이다. 지상제어부(400)는 무선지그비 모듈(370)과의 무선통신을 위한 무선통신모듈(410), 실시간컴퓨터모듈(420) 등을 포함할 수 있다. 실시간컴퓨터모듈(420)은 직렬 통신 인터페이스보드(421) 및 실시간컴퓨터(422)를 포함할 수 있다. 실시간컴퓨터모듈(420)은 수치해석부(430)와 연동하여 작동하며, 수치해석부(430)는 그래픽사용자인터페이스부(440, GUI)와 연동될 수 있다. 지상제어부(400)는 무선통신모듈(410)을 이용하여 비행제어컴퓨터(321)와 무선으로 주요 센서 데이터 및 위치정보, 배터리정보 등을 수집하거나 저장할 수 있다.
비행제어부(300) 또는 비행제어컴퓨터(321)는 여러 센서들의 감지값을 이용하여 무인비행체(100)의 자세를 제어하거나 고도를 제어할 수 있다.
비행제어컴퓨터(321)는 무인비행체(100)의 각속도 제어루프를 내부루프로 형성하고 무인비행체(100)의 각도 제어루프를 외부루프로 형성하는 다중루프제어를 이용하여 무인비행체(100)의 자세를 제어할 수 있다. 이를 위해, 비행제어컴퓨터(321)는 도 6(a)에 도시된 비례제어기를 이용하여 각속도 제어루프 및 각도 제어루프를 형성할 수 있다. 즉, 도 6(a)에는 자세제어기(650)의 블록 구성도가 도시되어 있다. 도 6(a)를 참조하면, 무인비행체(QRT Robot)의 각속도(QRT Pitch rate) 제어루프는 내부루프를 형성하고, 각도(QRT Pitch angle) 제어루프는 외부루프를 형성하고, 무인비행체(100)의 자세를 제어할 수 있다. 비행제어컴퓨터(321)는 비례제어기(650)를 이용하여 각속도 제어루프 및 각도 제어루프를 형성할 수 있다
또한, 비행제어컴퓨터(321)는 무인비행체(100)의 속도 제어루프를 내부루프로 형성하고 무인비행체(100)의 고도 제어루프를 외부루프로 형성하는 다중루프제어를 이용하여 무인비행체(100)의 고도를 제어할 수 있다. 이를 위해, 비행제어컴퓨터(321)는 도 6(b)에 도시된 비례제어기를 이용하여 고도 제어루프 및 속도 제어루프를 형성할 수 있다. 즉, 도 6(b)에는 고도제어기(600)의 블록 구성도가 도시되어 있다. 도 6(b)를 참조하면, 무인비행체(QRT Robot)의 속도(QRT Height rate) 제어루프는 내부루프를 형성하고, 고도(QRT Height) 제어루프는 외부루프를 형성하고, 무인비행체(100)의 고도 명령치(Height CMD)를 받아서 무인비행체(100)의 고도를 제어할 수 있다.
한편, 비행제어컴퓨터(321)는 비전센서(250)의 색 추적(color tracking) 결과를 이용하여 상기 목표물이 항상 비전센서(250)의 영상 또는 화면의 중앙에 있도록 제1서보모터(230) 및 제2서보모터(240)의 구동을 제어할 수 있다. 이를 위해, 도 5에 도시된 짐벌의 목표 추적 제어기(500)가 사용될 수 있다.
비행제어컴퓨터(321)는 비전센서(250)의 색 추적 결과를 이용하여 비전센서(250)가 목표물을 추적할 수 있도록 제1 및 제2서보모터(230,240)를 제어할 수 있다. 이와 같이, 본 발명에 따른 다중회전익 무인비행체(100)의 비행제어컴퓨터(321)는 비전센서(250)의 색 추적 기능과 짐벌구동부를 구비한 비전센서모듈(200)의 작동에 의해 목표물을 항상 추적할 수 있으며, 비전센서(250)와 목표물 사이의 상대거리(또는 상대위치), 목표물의 고도까지 구할 수 있다. 또한, 비행제어컴퓨터(321)는 목표물과의 상대거리, 목표물의 고도를 이용하여, 무인비행체(100)가 자동으로 목표물을 추적하고 수직 이륙하거나 수직 착륙하도록 제어할 수 있다.
비행제어컴퓨터(321)는 비전센서(250)의 초점거리 및 비전센서(250)와 목표물 사이의 상대거리를 이용하여 비전센서(250)와 상기 목표물 사이의 고도를 구할 수 있다. 본 발명에 따른 무인비행체(100)는 비전센서(250)의 색 추적 결과를 이용하여 목표물을 추적할 뿐만 아니라 비전센서(250)와 목표물 사이의 고도까지 구할 수 있다. 이 때, 비전센서(250)와 목표물 사이의 고도는 무인비행체(100)가 목표물에 수직으로 자동 착륙하거나 목표물에서 수직으로 자동 이륙할 때 사용되는 고도값이다.
비행제어컴퓨터(321)는 비전센서(250)와 상기 목표물 사이의 고도를 이용하여 상기 목표물에 대한 무인비행체(100)의 수직이륙 또는 수직착륙을 제어할 수 있다. 즉, 비행제어컴퓨터(321)는 비전센서(250)에 의해서 구한 고도 정보를 무인비행체(100)의 수직자동이륙 또는 수직자동착륙시에만 사용한다.
이하에서는 도면을 참조하여 본 발명에 따른 다중회전익 무인비행체(100)의 자율비행 제어방법에 대해서 설명한다.
한편, 발명의 다른 분야에 의하면, 본 발명은 도 12에 도시된 바와 같이, 무인비행체(100)와 상기 목표물 사이의 상대 거리 및 고도를 추정하는 단계(1100), 상기 무인비행체(100)와 상기 목표물 사이의 상대 거리를 이용하여 무인비행체(100)의 위치를 제어하는 단계(1200), 무인비행체(100)의 고도 승강률 및 고도를 이용하여 무인비행체(100)의 고도를 제어하는 단계(1300), 무인비행체의 자세에 대한 각속도 및 각도를 이용하여 무인비행체(100)의 자세를 제어하는 단계(1400) 및 무인비행체(100)의 이륙 또는 착륙을 판단하는 단계(1500)를 포함하는, 다중회전익 무인비행체의 자율비행 제어방법을 제공한다.
고도를 제어하는 단계(1300), 자세를 제어하는 단계(1400)는 앞서 설명한 고도제어기(600), 자세제어기(650)에 의해서 수행될 수 있다. 여기서, 무인비행체(100)의 고도를 제어하는 단계(1300)에서는 초음파센서(312) 또는 압력센서(313)의 감지결과 및 비전센서(250)와 목표물 사이의 상대고도를 구하는 단계(1130)에서 구한 상대고도를 이용하여 비행제어컴퓨터(321)에서 무인비행체(100)의 비행 고도를 제어할 수 있다.
도 12를 참조하면, 무인비행체(100)와 목표물의 상대 거리 및 고도를 추정하는 단계(1100)는, 짐벌형태의 비전센서(250)를 이용하여 목표물을 추적하는 단계(1110), 비전센서(250)와 목표물 사이의 상대거리를 구하는 단계(1120) 및 비전센서(250)와 목표물 사이의 상대고도를 구하는 단계(1130)를 포함할 수 있다.
도 7 내지 도 9에는 비전센서(250)의 초점거리를 구하는 방법, 비전센서(250)와 목표물 사이의 상대거리를 구하는 단계, 비전센서(250)와 목표물 사이의 고도를 구하는 단계를 설명하기 위한 도면이 도시되어 있다.
비전센서(250)를 이용하여 움직이는 목표물 내지 물체와 무인비행체(100) 사이의 거리를 측정하기 위한 기하학적 관계는 도 7의 (a)와 같다. 도 7(a)에서 Xv는 비전센서(250)에서 출력되는 픽셀 값을 나타내고 f는 비전센서의 초점거리를, Xb는 목표물과 비전센서(250) 사이의 상대거리, h는 목표물과의 상대 높이를 나타낸다. 이때 비전센서(250)의 초점거리는 항상 일정하게 유지되며 초점거리를 구하는 식은 [수학식 1]과 같다.
Figure pat00001
상기 [수학식 1]은 비전센서(Vision Sensor, 도 7(a) 참조)와 목표물(Object, 도 7(a) 참조) 사이에 형성되는 직각삼각형의 닮음꼴 또는 비례관계에서 유도될 수 있다. [수학식 1]에서 구한 비전센서의 초점거리 f와 목표물과의 수직거리 h, 비전센서로부터 출력되는 Xv 값이 있으면 다음 [수학식 2]에 의해 비전센서와 목표물 간의 상대위치(상대거리) Xb를 구할 수 있다.
Figure pat00002
[수학식 1]과 [수학식 2]를 이용하면 비전센서와 지표면이 수평인 상태에서 비전센서와 목표물 간의 상대위치를 비례식을 이용하여 구할 수 있다. 만약 비전센서와 지표면이 서로 수평이 아닌 경우에는 도 7(b)의 기하학적 관계 및 도형의 비례관계를 이용하여 비전센서와 목표물 간의 상대위치를 구할 수 있다.
도 7(b)에서 Xv, Yv는 비전센서에서의 각축의 픽셀값, f는 비전센서의 초점거리, h는 지표면과의 수직거리, Φ와 θ는 비전센서의 지표면과의 자세각도, Φv와 θv는 비전센서에 의해 도출되는 목표물과 비전센서와의 상대각도, Xb와 Yb는 목표물과 비전센서 사이의 상대위치를 나타낸다. Φ와 θ는 다중회전익 무인비행체(100)의 AHRS(360)에서 나오는 자세각과 짐벌구동부와 무인비행체(100)의 상대 각도를 합하여 나온 비전센서의 절대각도이다. Φv와 θv는 [수학식 3]을 통해서 구할 수 있다.
Figure pat00003
이렇게 구해진 Φv, θv, Φ, θ와 지표면과의 수직거리(h)를 이용하여 목표물과 비전센서 간의 상대거리 Xb,Yb를 [수학식 4]와 같이 구할 수 있다.
Figure pat00004
지금까지는 1개의 목표물을 비전센서의 픽셀 값과 지표면과의 수직거리를 이용하여 목표물과 비전센서와의 상대 위치를 측정하였다. 2개의 목표물 간의 거리를 알고 있다면 이를 이용하여 목표물과의 상대 높이까지 추정할 수 있다. 도 8(a) 및 도 8(b)에 도시된 바와 같이, Φ1, Φ2, θ1, θ2는 각 목표물과 비전센서와의 상대각도와 비전센서의 자세값의 합으로 이전의 Φv, Φ의 합, θv, θ의 합을 각 목표물 별로 나타낸다. d값은 두 목표물 간의 x축과 목표물을 잇는 선 사이의 각도를 의미한다. h는 측정될 비전센서와 목표물 간의 수직거리를 나타내고, dx는 두 목표물 간의 거리 d의 x축 성분이다.
이미 알고 있는 값인 Φ1, Φ2, θ1, θ2, d 값을 이용하여 x1, x2, y1, y2 값을 [수학식 5]와 같이 구할 수 있다.
Figure pat00005
이렇게 구한 x1, x2, y1, y2 값과 [수학식 6]을 이용하여
Figure pat00006
를 구할 수 있다.
Figure pat00007
이와 같이 모르는 값인 h가 없더라도
Figure pat00008
를 구할 수 있고, 이를 사용하여 dx 값을 [수학식 7]과 같이 구할 수 있다.
Figure pat00009
이와 같이 구해진 dx 값과 θ1, θ2을 가지고 h를 구하면 [수학식 8]과 같다.
Figure pat00010
이렇게 구해진 목표물과의 높이를 사용하여 앞서 구한 비전센서와 목표물 간의 상대위치까지 모두 추정할 수 있다.
무인비행체(100)와 목표물 사이의 상대거리를 추정하는 단계(1100)는 비전센서(250)의 색 추적(Color Tracking) 결과를 이용할 수 있다. 비전 센서(250)의 색 추적 기능은 정해진 색이 화면 안에서 어디에 위치하고 있는지를 픽셀 정보를 이용하여 알려준다. 비전센서(250)는 빛의 3원색인 적색(Red), 녹색(Green), 청색(Blue)을 혼합하여 색을 나타내는 방식인 RGB(Red, Green, Blue) 방식이 아니라, 밝기를 나타내는 휘도 Y, 휘도와 청색 성분의 차이를 나타내는 U, 휘도와 적색 성분의 차이를 나타내는 V로 이루어진 YUV 색상 공간에서 색상을 추적한다. 색 추적시에 RGB 색상 공간을 이용하는 것에 비해 YUV를 이용하여 휘도 Y에 허용 오차를 크게 둠으로써 빛에 강건한 색 추적을 알 수 있다.
또한, 무인비행체(100)와 목표물 사이의 상대거리를 추정하는 단계(1100)에서는 도 9에 도시된 바와 같이, xy 평면 상에서 비전센서와 목표물 간의 상대적 거리가 생겼을 때, 그 거리(Xb,Yb)를 0으로 만드는 방법을 이용하여 목표물을 추적할 수 있다. 이렇게 목표물을 추적하기 위해서 도 10의 목표추적제어기(700)를 이용할 수 있다. 목표추적제어기(700)는 PD제어기이다.
목표추적제어기(700)를 이용한 다중회전익 무인비행체(100)의 최종 제어신호는 [수학식 9]와 같이 표현될 수 있다.
Figure pat00011
[수학식 9]에서 Kp, Kd는 비례 및 미분 이득이고, Xc, X는 각각 위치 명령과 현재 위치를 의미한다.
한편, 무인비행체(100)의 고도를 제어하는 단계(1300)에서는 초음파센서(312) 또는 압력센서(313)의 감지결과 및 비전센서(250)와 목표물 사이의 고도를 구하는 단계(1130)에서 구한 상대고도를 이용하여 무인비행체(100)의 고도를 제어하며, 이륙 또는 착륙시킬 수 있다. 즉, 비전센서(250)를 이용하여 목표물을 추적하면서 얻은 목표물과의 상대거리, 상대고도는 무인비행체(100)가 목표물을 추적하거나 무인비행체(100)의 자동수직이륙 또는 자동수직착륙 제어 시에만 사용되며, 무인비행체(100)의 통상적인 비행상태제어 시에는 사용되지 않는다.
무인비행체(100)의 이륙 또는 착륙을 제어하는 단계(1300~1500)는 자동수직이륙모드 및 자동수직착륙모드를 포함할 수 있다. 무인비행체(100)의 이륙 또는 착륙을 제어하는 단계(1300~1500)에서는 자동수직이륙 또는 자동수직착륙 여부에 따라서 구분된 방법으로 무인비행체(100)의 이륙 및 착륙을 제어하게 된다.
도 13(a)는 자동수직이륙모드에서의 제어방법이고, 도 13(b)는 자동수직착륙모드에서의 제어방법이다.
도 13(a)를 참조하면, 무인비행체(100)의 이륙 또는 착륙을 판단하는 단계(1500)는, 무인비행체(100)의 자동수직이륙모드 여부를 판단하는 단계(1310), 자동수직이륙모드인 경우에 고도 명령치를 증가시키는 단계(1320), 초음파센서(312) 또는 압력센서(313) 및 비전센서(250)와 목표물 사이의 고도를 구하는 단계(1130)에서 구한 상대고도를 이용하여 무인비행체(100)의 고도를 제어하는 단계(1330) 및 무인비행체(100)의 자세에 대한 각속도 제어루프를 내부루프로 형성하고 상기 무인비행체의 자세 제어루프를 외부루프로 형성하여 무인비행체(100)의 자세를 제어하는 단계(1400)를 포함할 수 있다.
자동수직이륙모드가 선택되면(1310) 고도 명령치를 증가시키게 된다(1320). 단계 1320에서 Zcmd는 고도 명령치이고, Z는 현재의 고도값, k는 증가되는 고도의 값이다. 고도 명령치를 증가시킨 후에는 증가된 고도에 대한 제어를 수행하게 되는데(1330), 고도제어는 고도제어기(600)에 의해서 수행될 수 있다. 무인비행체(100)의 정상적인 비행을 유지하기 위한 고도가 되면 무인비행체(100)의 자세를 제어하게 되는데(1400), 자세제어는 자세제어기(650)에 의해서 수행될 수 있다. 자세제어단계 이후에는 고도 명령치(Zcmd)가 기준값 1.5와 동일한지 여부를 판단하고(1510), 그 결과에 따라 고도 명령치를 증가시키거나(1320) 고도제어단계(1330)를 수행하게 된다.
도 13(b)를 참조하면, 무인비행체(100)의 이륙 또는 착륙을 판단하는 단계(1500)는, 무인비행체(100)의 자동수직착륙모드 여부를 판단하는 단계(1315), 자동수직착륙모드인 경우에 고도 명령치를 감소시키는 단계(1325), 초음파센서(312) 또는 압력센서(313) 및 비전센서(250)와 목표물 사이의 고도를 구하는 단계(1130)에서 구한 상대고도를 이용하여 무인비행체(100)의 고도를 제어하는 단계(1330) 및 무인비행체(100)의 자세에 대한 각속도 제어루프를 내부루프로 형성하고 상기 무인비행체의 자세 제어루프를 외부루프로 형성하여 무인비행체(100)의 자세를 제어하는 단계(1400)를 포함할 수 있다.
자동수직착륙모드가 선택되면(1315) 고도 명령치를 감소시키게 된다(1325). 단계 1325에서 Zcmd는 고도 명령치이고, Z는 현재의 고도값, k는 감소되는 고도의 값이다. 고도 명령치를 감소시킨 후에는 증가된 고도에 대한 제어를 수행하게 되는데(1330), 고도제어는 고도제어기(600)에 의해서 수행될 수 있다. 무인비행체(100)의 착륙을 유지하기 위한 고도가 되면 무인비행체(100)의 자세를 제어하게 되는데(1400), 자세제어는 자세제어기(650)에 의해서 수행될 수 있다. 자세제어단계 이후에는 무인비행체(100)의 착륙 여부를 판단하고(1520), 그 결과에 따라 고도 명령치를 감소시키거나(1325) 구동모터(125)의 구동을 정지시키는 단계(1600)를 수행하게 된다.
자동착륙모드가 선택되면(1315), 비행제어컴퓨터(321)는 비전센서(250)를 통하여 얻은 목표물과의 상대거리, 초음파센서(312) 또는 압력센서(313) 및 비전센서(250)와 목표물 사이의 고도를 구하는 단계(1130)에서 구한 상대고도를 이용하여 무인비행체(100)의 자동수직착륙을 제어하게 된다.
무인비행체(100)의 이륙 또는 착륙을 판단하는 단계(1500)에서는 고도제어기(600) 및 목표추적제어기(700)를 이용하여 무인비행체의 자동수직이륙 및 착륙을 제어하게 된다. 비행제어컴퓨터(321)는 목표추적제어기(700)를 사용하여 비전센서(250)와 목표물과의 거리를 고정하고 도 13의 과정에 의해 무인비행체(100)를 자동 수직 이륙시키거나 착륙시킬 수 있다.
도 14에는 고도 제어에 대한 무인비행체(100)의 비행데이터(Flight test 참조)와 시뮬레이션 데이터(Simulation 참조)를 비교한 그래프가 도시되어 있다. 도 14에 도시된 바와 같이 실제 비행데이터와 시뮬레이션 데이터가 매우 유사함을 보이며 제어가 잘 됨을 볼 수 있다.
한편, 본 발명은 다중회전익 무인비행체(100)의 자율비행 제어방법을 수행하기 위한 프로그램이 기록된 기록매체를 제공할 수 있다. 본 발명의 실시예들은 다양한 컴퓨터로 구현되는 동작을 수행하기 위한 프로그램 명령을 포함하는 컴퓨터 판독 가능 매체를 포함한다. 상기 컴퓨터 판독 가능 매체는 프로그램 명령, 로컬 데이터 파일, 로컬 데이터 구조 등을 단독으로 또는 조합하여 포함할 수 있다. 상기 매체는 본 발명을 위하여 특별히 설계되고 구성된 것들이거나 컴퓨터 소프트웨어 당업자에게 공지되어 사용 가능한 것일 수도 있다. 컴퓨터 판독 가능 기록 매체의 예에는 하드 디스크, 플로피 디스크 및 자기 테이프와 같은 자기 매체, CD-ROM, DVD와 같은 광기록 매체, 플롭티컬 디스크와 같은 자기-광 매체, 및 롬, 램, 플래시 메모리 등과 같은 프로그램 명령을 저장하고 수행하도록 특별히 구성된 하드웨어 장치가 포함된다. 프로그램 명령의 예에는 컴파일러에 의해 만들어지는 것과 같은 기계어 코드뿐만 아니라 인터프리터 등을 사용해서 컴퓨터에 의해서 실행될 수 있는 고급 언어 코드를 포함한다.
상기에서 설명한 바와 같이 본 발명에 따른 다중회전익 무인비행체 및 그의 자율비행 제어방법은 비전센서와 짐벌구동부를 이용함으로써 종래의 스트랩다운(strap-down) 형태의 비전센서의 단점을 극복하고 더 넓은 범위에서 목표물을 추적 할 수 있다. 또한 2개의 목표물을 추적하여 상대 위치와 고도까지 추정할 수 있다. 이렇게 추정된 위치정보와 고도 정보를 기반으로 PD제어기를 통하여 목표추적제어기를 설계하며 다중루프 제어기를 통하여 고도제어기를 설계하여 무인비행체에 대해 자동이착륙 알고리즘을 적용할 수 있다.
이상과 같이 본 발명의 일 실시예에서는 구체적인 구성 요소 등과 같은 특정 사항들과 한정된 실시예 및 도면에 의해 설명되었으나 이는 본 발명의 보다 전반적인 이해를 돕기 위해서 제공된 것일 뿐, 본 발명은 상기의 실시예에 한정되는 것은 아니며, 본 발명이 속하는 분야에서 통상적인 지식을 가진 자라면 이러한 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다. 따라서, 본 발명의 사상은 설명된 실시예에 국한되어 정해져서는 아니 되며, 후술하는 특허청구범위뿐 아니라 이 특허청구범위와 균등하거나 등가적 변형이 있는 모든 것들은 본 발명 사상의 범주에 속한다고 할 것이다.
100: 다중회전익 무인비행체 110: 비행본체
120: 회전익 125: 구동모터
200: 비전센서모듈 210: 제1지지프레임
220: 제2지지프레임 230: 제1서보모터
240: 제2서보모터 250: 비전센서
300: 비행제어부 321: 비행제어컴퓨터
400: 지상제어부 500: 짐벌 추적 제어기
600: 고도제어기 650: 자세제어기
700: 목표추적제어기

Claims (19)

  1. 다중회전익 무인비행체의 비행을 제어하는 비행제어부를 구비하는 비행본체;
    상기 비행본체에 대해서 대칭이 되도록 상기 비행본체에 연결된 다수개의 구동모터;
    상기 구동모터 각각에 연결되어 회전되는 다수의 회전익; 및
    상기 비행본체의 하부에 장착되어 목표물을 추적하며 상기 비행제어부에 상기 목표물에 대한 시각정보를 전송하는 비전센서모듈;
    을 포함하는, 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 비행제어부는,
    조작자가 작동하는 원격제어부에서 신호를 수신하는 수신기모듈;
    상기 무인비행체의 고도정보를 감지하는 초음파센서 또는 압력센서;
    상기 무인비행체의 이착륙에 필요한 위치정보를 감지하는 비전센서; 및
    상기 위치정보를 이용하여 상기 구동모터의 회전 속도를 제어하는 비행제어컴퓨터;를 포함하는, 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 비전센서모듈은 상기 비행본체에 대해서 2자유도로 운동 가능하도록 장착되는 비전센서를 포함하는 것을 특징으로 하는 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 비전센서모듈은 상기 비행본체의 하부에 장착되어 상기 비행본체에 대해서 2자유도를 가지는 짐벌구동부를 포함하며,
    상기 비전센서는 상기 짐벌구동부에 장착되는 것을 특징으로 하는 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 짐벌구동부는,
    상기 비행본체에 결합되는 제1지지프레임;
    상기 제1지지프레임에 형성되는 제1서보모터;
    상기 제1서보모터에 회전 가능하게 연결되는 제2지지프레임; 및
    상기 제2지지프레임에 장착되는 제2서보모터;를 포함하며,
    상기 비전센서는 상기 제2서보모터에 회전 가능하게 연결되는 것을 특징으로 하는 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체.
  6. 제5항에 있어서,
    상기 제1서보모터 및 상기 제2서보모터는 각각의 회전중심이 상기 다수의 회전익의 중심을 지나는 수직선과 직교하도록 형성되는 것을 특징으로 하는 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체.
  7. 제5항에 있어서,
    상기 비전센서모듈은 상기 제1서보모터 및 상기 제2서보모터와 상기 구동모터의 작동에 의해서 상기 비전센서가 상기 목표물을 추적하는 것을 특징으로 하는 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체.
  8. 제5항에 있어서,
    상기 비행제어컴퓨터는 상기 비전센서의 색추적 결과를 이용하여 상기 목표물이 항상 상기 비전센서 영상의 중앙에 있도록 상기 제1서보모터 및 상기 제2서보모터의 구동을 제어하는 것을 특징으로 하는 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체.
  9. 제5항에 있어서,
    상기 비행제어컴퓨터는 상기 무인비행체의 자세에 대한 각속도 제어루프를 내부루프로 형성하고 상기 무인비행체의 자세 제어루프를 외부루프로 형성하는 다중루프제어를 이용하여 상기 무인비행체의 자세를 제어하는 것을 특징으로 하는 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체.
  10. 제5항에 있어서,
    상기 비행제어컴퓨터는 상기 무인비행체의 고도 승강률 제어루프를 내부루프로 형성하고 상기 무인비행체의 고도 제어루프를 외부루프로 형성하는 다중루프제어를 이용하여 상기 무인비행체의 고도를 제어하는 것을 특징으로 하는 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체.
  11. 제5항에 있어서,
    상기 비행제어컴퓨터는 상기 비전센서의 초점거리 및 상기 비전센서를 이용한 상기 목표물 사이의 상대거리와 상기 목표물 사이의 고도를 구하는 것을 특징으로 하는 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체.
  12. 제11항에 있어서,
    상기 비행제어컴퓨터는 상기 비전센서를 이용하여 상기 목표물 사이의 고도 및 상대거리를 추정하여 상기 목표물에 대한 상기 무인비행체의 수직이륙 또는 수직착륙을 제어하는 것을 특징으로 하는 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체.
  13. 제5항 내지 제12항 중 어느 한 항에 따른 다중회전익 비행체의 비행을 제어하는 방법에 있어서,
    상기 무인비행체와 상기 목표물 사이의 상대거리 및 고도를 추정하는 단계;
    상기 무인비행체와 상기 목표물 사이의 상대거리를 이용하여 상기 무인비행체의 위치를 제어하는 단계:
    상기 무인비행체의 고도 승강률 및 고도를 이용하여 상기 무인비행체의 고도를 제어하는 단계;
    상기 무인비행체의 자세에 대한 각속도 제어루프를 내부루프로 형성하고 상기 무인비행체의 자세 제어루프를 외부루프로 형성하여 상기 무인비행체의 자세를 제어하는 단계; 및
    상기 무인비행체의 이륙 또는 착륙을 판단하는 단계;
    를 포함하는, 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체의 자율비행 제어방법.
  14. 제13항에 있어서,
    상기 무인비행체와 상기 목표물 사이의 상대거리를 추정하는 단계는,
    짐벌형태의 상기 비전센서를 이용하여 상기 목표물을 추적하는 단계;
    상기 비전센서와 상기 목표물 사이의 상대거리를 구하는 단계; 및
    상기 비전센서와 상기 목표물 사이의 상대고도를 구하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체의 자율비행 제어방법.
  15. 제13항에 있어서,
    상기 무인비행체의 고도를 제어하는 단계에서는 초음파센서 또는 압력센서의 감지결과 및 상기 비전센서와 상기 목표물 사이의 상대고도를 구하는 단계에서 구한 상대고도를 이용하여 상기 비행제어컴퓨터에서 상기 무인비행체의 비행 고도를 제어하는 것을 특징으로 하는 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체의 자율비행 제어방법.
  16. 제15항에 있어서,
    상기 무인비행체의 이륙 또는 착륙을 판단하는 단계에서는 상기 무인비행체의 목표물을 추적하는 단계, 상기 비전센서와 상기 목표물 사이의 상대거리를 구하는 단계 및 상기 비전센서와 상기 목표물 사이의 고도를 구하는 단계에서 구한 상대거리와 고도만 이용하여 상기 무인비행체를 이륙 또는 착륙시키는 것을 특징으로 하는 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체의 자율비행 제어방법.
  17. 제16항에 있어서,
    상기 무인비행체의 이륙 또는 착륙을 판단하는 단계는,
    상기 무인비행체의 자동수직이륙모드 여부를 판단하는 단계;
    자동수직이륙모드인 경우에 고도 명령치를 증가시키는 단계;
    초음파센서 또는 압력센서 및 상기 비전센서와 상기 목표물 사이의 고도를 구하는 단계에서 구한 상대고도를 이용하여 상기 무인비행체의 고도를 제어하는 단계;
    상기 무인비행체의 자세에 대한 각속도 제어루프를 내부루프로 형성하고 상기 무인비행체의 자세 제어루프를 외부루프로 형성하여 상기 무인비행체의 자세를 제어하는 단계;
    상기 자세제어단계 이후에는 고도 명령치와 기준값이 동일한지 여부를 판단하는 단계; 및
    상기 동일여부 판단결과에 따라 상기 고도 명령치를 증가시키거나 상기 고도제어단계;
    를 수행하는 것을 특징으로 하는 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체의 자율비행 제어방법.
  18. 제16항에 있어서,
    상기 무인비행체의 이륙 또는 착륙을 판단하는 단계는,
    상기 무인비행체의 자동수직착륙모드 여부를 판단하는 단계;
    자동수직착륙모드인 경우에 고도 명령치를 감소시키는 단계;
    초음파센서 또는 압력센서 및 상기 비전센서와 상기 목표물 사이의 고도를 구하는 단계에서 구한 상대고도를 이용하여 상기 무인비행체의 고도를 제어하는 단계;
    상기 무인비행체의 자세에 대한 각속도 제어루프를 내부루프로 형성하고 상기 무인비행체의 자세 제어루프를 외부루프로 형성하여 상기 무인비행체의 자세를 제어하는 단계;
    상기 자세제어단계 이후에는 상기 무인비행체의 착륙 여부를 판단하는 단계; 및
    상기 착륙 여부 결과에 따라 상기 고도 명령치를 감소시키거나 상기 구동모터의 구동을 정지시키는 단계;
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 비전센서가 결합된 다중회전익 무인비행체의 자율비행 제어방법.
  19. 제13항에 기재된 방법을 수행하기 위한 프로그램이 기록된 기록매체.
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