KR20230095534A - 자율 비행이 가능한 무인기 및 이의 제어 방법 - Google Patents

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Abstract

본 발명의 일 실시예에 따른 자율 비행이 가능한 무인기는 중앙 부위를 중심으로 방사형으로 연장된 복수의 아암을 구비하는 바디, 상기 복수의 아암의 개수와 동일한 개수로 구현되며, 제어 입력에 따라 상기 복수의 아암에 형성되며 모터에 의해 구동되는 복수의 프로펠러의 틸팅각을 특정 각으로 조정하기 위해 상기 복수의 아암과 결합되는 서브 모터, 상기 틸팅각에 따라 실시간으로 회전하는 상기 프로펠러의 좌표계에서 정의된 비행 정보를 상기 바디의 좌표계에서 정의된 비행 정보로 변환하여 상기 자율 비행이 가능한 무인기에 작용에 작용하는 비행 정보를 생성하는 비행 정보 생성부 및 상기 비행 정보를 기초로 상기 복수의 프로펠러의 회전 각속도를 상기 제어 입력으로하여 상기 자율 비행이 가능한 무인기의 위치 및 자세를 제어하는 제어부를 포함한다.

Description

자율 비행이 가능한 무인기 및 이의 제어 방법{AUTONORMOUS FLIGHT UAV AND METHOD CONTROLLING THEREOF}
본 발명은 자율 비행이 가능한 무인기 및 이의 제어 방법에 관한 것으로, 보다 구체적으로 실시간으로 틸팅각이 변경 가능한 자율 비행이 가능한 무인기 및 이의 제어 방법에 관한 것이다.
근래 들어 사람이 타지 않고 무선 유도 방식에 의해 비행하는 무인기(Unmanned Aerial Vehicle: UAV)의 개발 및 이용이 활발하게 도모되고 있다. 드론(drone)이란 명칭으로 알려져 있기도 한 무인기는 IT기술과 접목되어 군사 및 민간 목적의 항공 촬영이나 레저용 기기로의 활용이 활발하게 진행되고 있으며, 최근에는 농업이나 공업 분야 등 전통적인 산업 분야에서도 접목이 시도되고 있다.
현재 민간에서 드론이 활발히 활용되고 있는 대부분의 경우는 사용자가 1:1로 근거리 제어 단말기를 이용하여 가시거리 내에서 드론을 조정하여 영상정보를 수집하거나 농약을 살포하는 등 단순 작업의 용도로 사용하고 있다.
또한, 무인 비행기, 무인 지상 차량, 무인 보트, 무인 잠수정, 무인 로봇 등 인간이 직접 탑승하지 않고 유선 또는 무선 통신을 사용하여 사용자가 무인 이동 장치를 제어하여 민간, 군사적인 목적으로 활용하거나, 사용자의 제어없이 특수한 목적을 위해 무인 차량이 자율적으로 행동하도록 하는 제어방식이 활발히 연구되고 있다.
군사적인 목적으로 하나, 혹은 그 이상의 드론 집단을 이용하여 목표 감시, 추적, 목표 탐색, 그리고 목표물 타격 등의 군사 임무를 대체 수행할 수 있도록 활발히 연구가 되고 있다. 2016년 미 국방부에서는 무인 드론 103대를 이용하여 지역 감시 및 목표 탐색의 임무를 자율 수행하는 실험에 성공하였다.
종래의 쿼드로터 드론은 4개의 회전날개로 4-자유도를 가지는 쿼드로터 드론은 3차원 공간에서의 위치(x, y, z축 위치)와 자세(roll: x축 각도, pitch: y축 각도, yaw: z축 각도)에 대한 변수 6개를 모두를 제어하기에 자유도가 부족한 부족구동의 문제점이 있다.
즉, 위치에 중점을 둔 제어를 위해서는 자세의 3가지 변수 중 2가지는 원하는 각도로 제어하지 못하거나, 자세에 중점을 둔 제어를 위해서는 x, y, z축 위치 중 2가지 변수를 원하는 위치로 보내지 못하게 되는 것이다.
또한, 종래의 헥사로터 드론은 6개의 회전날개를 가진 헥사로터 드론이라도, 6개의 날개가 모두 z축 방향으로 평행하게 정렬이 된 상태라면 4-자유도만을 가지게 된다는 문제점이 있다.
본 발명은 실시간으로 틸팅각이 변경 가능한 자율 비행이 가능한 무인기 및 이의 제어 방법을 제공하는 것을 목적으로 한다.
또한, 본 발명은 날개의 방향에 대해서 3차원 공간에서의 위치 및 와 자세에 대한 변수를 이용하여 날개의 틸팅각을 제어할 수 있도록 하는 자율 비행이 가능한 무인기 및 이의 제어 방법에 관한 것이다.
또한, 본 발명은 무인기에 형성된 회전날개의 꺾인 각을 실시간으로 변경하여 고정된 경우보다 더 자유롭고 다양한 비행이 가능한 자율 비행이 가능한 무인기 및 이의 제어 방법에 관한 것이다.
또한, 본 발명은 군사적, 민간적으로 더욱 복잡하고 심도 있는 임무를 수행하는데 필요한 기초를 제공할 수 있도록 하는 자율 비행이 가능한 무인기 및 이의 제어 방법에 관한 것이다.
본 발명의 목적들은 이상에서 언급한 목적으로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 본 발명의 다른 목적 및 장점들은 하기의 설명에 의해서 이해될 수 있고, 본 발명의 실시예에 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 위한 자율 비행이 가능한 무인기는 중앙 부위를 중심으로 방사형으로 연장된 복수의 아암을 구비하는 바디, 상기 복수의 아암의 개수와 동일한 개수로 구현되며, 제어 입력에 따라 상기 복수의 아암에 형성되며 모터에 의해 구동되는 복수의 프로펠러의 틸팅각을 특정 각으로 조정하기 위해 상기 복수의 아암과 결합되는 서브 모터, 상기 틸팅각에 따라 실시간으로 회전하는 상기 프로펠러의 좌표계에서 정의된 비행 정보를 상기 바디의 좌표계에서 정의된 비행 정보로 변환하여 상기 자율 비행이 가능한 무인기에 작용에 작용하는 비행 정보를 생성하는 비행 정보 생성부 및 상기 비행 정보를 기초로 상기 복수의 프로펠러의 회전 각속도를 상기 제어 입력으로하여 상기 자율 비행이 가능한 무인기의 위치 및 자세를 제어하는 제어부를 포함한다.
일 실시예에서, 상기 비행 정보 생성부는 상기 프로펠러의 좌표계에서 정의된 힘 및 토크를 상기 바디의 좌표계에서 해석하기 위한 회전 행렬을 이용하여 상기 프로펠러의 좌표계에서 정의된 힘 및 토크를 상기 바디의 좌표계에서 정의된 힘 및 토크로 변환하고, 상기 토크는 상기 프로펠러의 좌표계에서 프로펠러의 회전으로 발생하는 추력 토크 및 항력 토크를 포함할 수 있다.
일 실시예에서, 상기 비행 정보 생성부는 상기 프로펠러의 좌표계에서 프로펠러의 회전으로 발생하는 추력 토크, 상기 회전 행렬, 자율 비행이 가능한 무인기의 바디의 좌표계에서의 각 프로펠러 좌표계의 원점의 위치를 이용하여 상기 바디에 작용되는 추력 토크를 생성할 수 있다.
일 실시예에서, 상기 비행 정보 생성부는 상기 프로펠러의 좌표계에서 프로펠러의 회전으로 발생하는 항력 토크 및 상기 회전 행렬을 이용하여 상기 바디에 작용되는 항력 토크를 생성할 수 있다.
일 실시예에서, 상기 비행 정보 생성부는 상기 바디에 작용되는 추력 토크 및 상기 바디에 작용되는 항력 토크의 합을 이용하여 상기 바디에 작용하는 토크를 생성할 수 있다.
일 실시예에서, 상기 비행 정보 생성부는 상기 프로펠러의 좌표계에서 프로펠러의 회전으로 발생하는 추력 토크 및 상기 회전 행렬을 이용하여 상기 바디에 작용하는 힘을 생성할 수 있다.
일 실시예에서, 상기 제어부는 상기 자율 비행이 가능한 무인기에 작용하는 힘 및 상기 자율 비행이 가능한 무인기에 작용하는 토크를 기초로 상기 프로펠러 각각의 각속도를 제어 입력으로 하여 해당 틸팅각으로 조정되도록 제어할 수 있다.
전술한 바와 같은 본 발명에 의하면, 실시간으로 틸팅각이 변경 가능한 자율 비행이 가능하다는 장점이 있다.
또한 본 발명에 의하면, 날개의 방향에 대해서 3차원 공간에서의 위치 및 와 자세에 대한 변수를 이용하여 날개의 틸팅각을 제어할 수 있다는 장점이 있다.
또한 본 발명에 의하면, 무인기에 형성된 회전날개의 꺾인 각을 실시간으로 변경하여 고정된 경우보다 더 자유롭고 다양한 비행이 가능하다는 장점이 있다.
또한 본 발명에 의하면, 군사적, 민간적으로 더욱 복잡하고 심도 있는 임무를 수행하는데 필요한 기초를 제공할 수 있다는 장점이 있다.
전술한 바와 같은 본 발명에 의하면, 실시간으로 틸팅각이 변경 가능한 자율 비행이 가능하다는 장점이 있다.
또한 본 발명에 의하면, 날개의 방향에 대해서 3차원 공간에서의 위치 및 와 자세에 대한 변수를 이용하여 날개의 틸팅각을 제어할 수 있다는 장점이 있다.
또한 본 발명에 의하면, 무인기에 형성된 회전날개의 꺾인 각을 실시간으로 변경하여 고정된 경우보다 더 자유롭고 다양한 비행이 가능하다는 장점이 있다.
또한 본 발명에 의하면, 군사적, 민간적으로 더욱 복잡하고 심도 있는 임무를 수행하는데 필요한 기초를 제공할 수 있다는 장점이 있다.
전술한 목적, 특징 및 장점은 첨부된 도면을 참조하여 상세하게 후술되며, 이에 따라 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 본 발명의 기술적 사상을 용이하게 실시할 수 있을 것이다. 본 발명을 설명함에 있어서 본 발명과 관련된 공지 기술에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 상세한 설명을 생략한다. 이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명에 따른 바람직한 실시예를 상세히 설명하기로 한다. 도면에서 동일한 참조부호는 동일 또는 유사한 구성요소를 가리키는 것으로 사용된다.
본 명세서에서 사용된 용어 중 “틸팅각”은 무인기에 형성된 회전 날개의 꺾인 각을 의미한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 자율 비행이 가능한 무인기를 설명하기 위한 도면이다.
도 1을 참조하면, 자율 비행이 가능한 무인기(100)는 바디(110), 복수의 아암(120_1~120_i), 구동모터(130), 복수의 서브모터(140_1~140_i), 프로펠러(150_1~150_i), 비행 정보 생성부(160) 및 제어부(170)를 포함한다.
바디(110)는 중앙 부위를 중심으로 방사형으로 연장된 복수의 아암(120_1~120_i)을 구비할 수 있다.
다만, 바디(110)의 형태는 각 구성부품들의 장착 배치 등에 적합한 것이면 무방하며, 반드시 예시된 형태로 한정되지 않는다. 도 1의 실시예에서 복수의 아암(120_1~120_i)이 6개인 실시예를 도시하였으나, 실시예에 따라 복수의 아암(120_1~120_i)의 개수는 2개, 4개, 8개 등으로 변경될 수 있다.
복수의 서브모터(140_1~140_i)는 복수의 아암(120_1~120_i)과 각각을 동작시키며 복수의 아암(120_1~120_i)의 개수에 따라 그 개수가 변경될 수 있다. 예를 들어, 복수의 아암(120_1~120_i)이 6개로 구현된 경우 복수의 서브모터(140_1~140_i)는 6개로 구현될 수 있다.
복수의 서브모터(140_1~140_i) 각각은 프로펠러(150_1~150_i)의 틸팅각을 특정 각으로 조정하기 위해서 복수의 아암(120_1~120_i) 각각과 결합되어 있다. 이러한 복수의 서브모터(140_1~140_i)는 제어부(170)로부터 PWM(Pulse Width Modulation)을 기초로 생성된 제어 명령을 수신하면 제어 명령에 따라 특정 각도로 회전할 수 있다.
비행 정보 생성부(160)는 틸팅각에 따라 실시간으로 회전하는 상기 프로펠러(150_1~150_i)의 좌표계에서 정의된 비행 정보를 상기 바디의 좌표계에서 정의된 비행 정보로 변환하여 상기 자율 비행이 가능한 무인기에 작용에 작용하는 비행 정보를 생성한다.
먼저, 비행 정보 생성부(160)는 자율 비행이 가능한 무인기(100)의 프로펠러(150_1~150_i)에서 생성된 힘 및 토크에 따라 자율 비행이 가능한 무인기(100)의 바디의 위치 및 자세를 [수학식 1]과 같이 수치화한다.
[수학식 1]
Figure pat00001
P: 자율 비행이 가능한 무인기의 위치,
V: 자율 비행이 가능한 무인기의 속도,
Figure pat00002
: 자율 비행이 가능한 무인기에 작용하는 토크,
F: 자율 비행이 가능한 무인기에 작용하는 힘,
Figure pat00003
: 자율 비행이 가능한 무인기의 관성 행렬,
m: 자율 비행이 가능한 무인기의 질량,
Figure pat00004
: 자율 비행이 가능한 무인기의 자세,
Figure pat00005
: 자율 비행이 가능한 무인기 회전 각속도
상기의 [수학식 1]의 자율 비행이 가능한 무인기(100)의 관성 행렬(Rr, Rg)는 아래의 [수학식 2] 및 [수학식 3]과 같다.
[수학식 2]
Figure pat00006
Rr: 자율 비행이 가능한 무인기의 관성 행렬,
[수학식 3]
Figure pat00007
Rg: 자율 비행이 가능한 무인기의 관성 행렬,
본 발명의 일 실시예에 따른 자율 비행이 가능한 무인기(100)는 바디(110)의 좌표계(
Figure pat00008
) 및 틸팅각(
Figure pat00009
)에 따라 실시간으로 회전하는 프로펠러(150_1~150_i)의 좌표계(
Figure pat00010
)가 존재한다.
이때, i의 값은 프로펠러(150_1~150_i)의 개수에 따라 변경될 수 있으나, 이하의 설명에서는 설명의 편의를 위해서 프로펠러(150_1~150_i)의 개수가 6개로 가정하여 설명하겠다. 다만, 프로펠러(150_1~150_i)의 개수가 변경됨에 따라 i의 값이 변경되기 때문에 이하에서 설명되는 수학식은 변경될 수 있음에 유의해야 한다.
자율 비행이 가능한 무인기(100)의 바디(110)의 원점(
Figure pat00011
)과 각각의 프로펠러(150_1~150_i)의 원점(
Figure pat00012
)사이의 거리는 L이며, z축 관점에서 바디(110)의 원점(
Figure pat00013
)과 각각의 프로펠러(150_1~150_i)의 원점(
Figure pat00014
) 사이의 각도 차이는
Figure pat00015
이다.
이를 바탕으로, 자율 비행이 가능한 무인기(100)의 바디(110)의 좌표계(
Figure pat00016
)에서의 각 프로펠러(150_1~150_i)의 좌표계의 원점(
Figure pat00017
)의 위치는 아래의 [수학식 4]와 같다.
[수학식 4]
Figure pat00018
각각의 프로펠러(150_1~150_i)의 좌표계(
Figure pat00019
)에서 정의된 힘(F) 및 토크(
Figure pat00020
)를 자율 비행이 가능한 무인기(100)의 바디(110)의 좌표계에서 해석하기 위한 회전 행렬(
Figure pat00021
)은 아래의 [수학식 5]와 같다.
[수학식 5]
Figure pat00022
Figure pat00023
: 프로펠러의 좌표계에서 정의된 힘(F) 및 토크(
Figure pat00024
)를 자율 비행이 가능한 무인기의 바디의 좌표계에서 해석하기 위한 회전 행렬,
Figure pat00025
: 실시간으로 변하는 프로펠러의 틸팅각,
비행 정보 생성부(160)는 프로펠러(150_1~150_i)의 좌표계에서 정의된 힘(F) 및 토크(
Figure pat00026
)를 상기 바디의 좌표계에서 해석하기 위한 회전 행렬(
Figure pat00027
)을 이용하여 상기 프로펠러(150_1~150_i)의 좌표계에서 정의된 힘(F) 및 토크(
Figure pat00028
)를 상기 바디(110)의 좌표계에서 정의된 힘 및 토크로 변환한다.
즉, 비행 정보 생성부(160)는 자율 비행이 가능한 무인기(100) 각각의 프로펠러(150_1~150_i)의 틸팅각(
Figure pat00029
)은 실시간으로 변한다. 따라서, 비행 정보 생성부(160)는 프로펠러(150_1~150_i)의 회전에 따라 힘(F) 및 토크(
Figure pat00030
)를 변환한다.
상기의 프로펠러(150_1~150_i)의 좌표계(
Figure pat00031
)에서 프로펠러(150_1~150_i)의 회전으로 발생하는 토크(
Figure pat00032
)는 추력(Thrust) 토크(
Figure pat00033
) 및 항력(drag) 토크(
Figure pat00034
)를 포함한다. 상기의 추력(Thrust) 토크(
Figure pat00035
)는 이하의 [수학식 6]과 같고, 항력(drag) 토크(
Figure pat00036
)는 이하의 [수학식 7]과 같다.
[수학식 6]
Figure pat00037
Figure pat00038
: 프로펠러의 좌표계(
Figure pat00039
)에서 프로펠러의 회전으로 발생하는 추력 토크,
Figure pat00040
: 항력 계수,
Figure pat00041
: 프로펠러의 회전 각 속도
i: 프로펠러의 개수
[수학식 7]
Figure pat00042
Figure pat00043
: 프로펠러의 좌표계(
Figure pat00044
)에서 프로펠러의 회전으로 발생하는 항력 토크,
Figure pat00045
: 추력 계수,
Figure pat00046
: 프로펠러의 회전 각 속도,
i: 프로펠러의 개수
그 후, 비행 정보 생성부(160)는 프로펠러(150_1~150_i)의 좌표계에서 프로펠러(150_1~150_i)의 회전으로 발생하는 추력 토크, 상기 회전 행렬(
Figure pat00047
), 자율 비행이 가능한 무인기(100)의 바디(110)의 좌표계에서의 각 프로펠러(150_1~150_i)의 좌표계의 원점의 위치를 이용하여 상기 바디에 작용되는 추력 토크(
Figure pat00048
)를 생성한다.
또한, 비행 정보 생성부(160)는 프로펠러(150_1~150_i)의 좌표계에서 프로펠러(150_1~150_i)의 회전으로 발생하는 항력 토크(
Figure pat00049
) 및 상기 회전 행렬(
Figure pat00050
)을 이용하여 상기 바디(110)에 작용되는 항력 토크를 생성한다.
즉, [수학식 4], [수학식 5] 및 [수학식 6]을 기초로 결정된 자율 비행이 가능한 무인기(100)의 바디(110)에 작용되는 추력 토크(
Figure pat00051
)는 [수학식 8]과 같고, 상기의 [수학식 4], [수학식 5] 및 [수학식 7]을 기초로 결정된 항력 토크(
Figure pat00052
)은 [수학식 9]와 같다.
[수학식 8]
Figure pat00053
Figure pat00054
: 자율 비행이 가능한 무인기의 바디에 작용되는 추력 토크,
Figure pat00055
: 프로펠러의 좌표계에서 정의된 힘(F) 및 토크(
Figure pat00056
)를 자율 비행이 가능한 무인기의 바디의 좌표계에서 해석하기 위한 회전 행렬,
Figure pat00057
: 자율 비행이 가능한 무인기의 바디의 좌표계(
Figure pat00058
)에서의 각 프로펠러 좌표계의 원점의 위치,
Figure pat00059
: 프로펠러의 좌표계에서 프로펠러의 회전으로 발생하는 추력 토크
i: 프로펠러의 개수
[수학식 9]
Figure pat00060
Figure pat00061
: 자율 비행이 가능한 무인기의 바디에 작용되는 항력 토크,
Figure pat00062
: 프로펠러의 좌표계(
Figure pat00063
)에서 프로펠러의 회전으로 발생하는 항력 토크,
Figure pat00064
: 프로펠러의 좌표계에서 정의된 힘(F) 및 토크(
Figure pat00065
)를 자율 비행이 가능한 무인기의 바디의 좌표계에서 해석하기 위한 회전 행렬,
i: 프로펠러의 개수
또한, 비행 정보 생성부(160)는 바디에 작용되는 추력 토크(
Figure pat00066
) 및 상기 바디에 작용되는 항력 토크(
Figure pat00067
)의 합을 이용하여 상기 바디(110)에 작용하는 토크(
Figure pat00068
)를 생성한다. 즉, 비행 정보 생성부(160)는 [수학식8] 및 [수학식 9]에 따라 결정된 자율 비행이 가능한 무인기에 작용하는 토크(
Figure pat00069
)를 산출한다.
일 실시예에서, 비행 정보 생성부(160)는 자율 비행이 가능한 무인기(100)의 바디(110)에 작용되는 항력 토크(
Figure pat00070
) 및 자율 비행이 가능한 무인기의 바디에 작용되는 추력 토크(
Figure pat00071
)의 합을 이용하여 자율 비행이 가능한 무인기에 작용하는 토크(
Figure pat00072
)를 산출할 수 있다. 이때의 토크(
Figure pat00073
)는 아래의 [수학식 10]과 같다.
[수학식 10]
Figure pat00074
Figure pat00075
: 자율 비행이 가능한 무인기에 작용하는 토크,
Figure pat00076
: 자율 비행이 가능한 무인기의 바디에 작용되는 항력 토크,
Figure pat00077
: 자율 비행이 가능한 무인기의 바디에 작용되는 추력 토크,
Figure pat00078
: 자율 비행이 가능한 무인기의 바디의 좌표계(
Figure pat00079
)에서의 각 프로펠러 좌표계의 원점의 위치,
Figure pat00080
: 프로펠러의 좌표계(
Figure pat00081
)에서 프로펠러의 회전으로 발생하는 추력 토크,
Figure pat00082
: 프로펠러의 좌표계(
Figure pat00083
)에서 프로펠러의 회전으로 발생하는 항력 토크,
Figure pat00084
: 프로펠러의 좌표계에서 정의된 힘(F) 및 토크(
Figure pat00085
)를 자율 비행이 가능한 무인기의 바디의 좌표계에서 해석하기 위한 회전 행렬,
i: 프로펠러의 개수
또한, 비행 정보 생성부(160)는 프로펠러(150_1~150_i)의 좌표계에서 프로펠러(150_1~150_i)의 회전으로 발생하는 추력 토크(
Figure pat00086
) 및 회전 행렬(
Figure pat00087
)을 이용하여 상기 바디(110)에 작용하는 힘(F)을 생성할 수 있다.
즉, 비행 정보 생성부(160)는 [수학식 5] 및 [수학식 6]을 이용하여 자율 비행이 가능한 무인기(100)에 작용하는 힘(F)을 산출할 수 있다. 이때, 자율 비행이 가능한 무인기(100)에 작용하는 힘(F)은 아래의 [수학식 11]과 같다.
일 실시예에서, 비행 정보 생성부(160)는 프로펠러(150_1~150_i)의 좌표계에서 정의된 힘(F) 및 토크(
Figure pat00088
)를 자율 비행이 가능한 무인기(100)의 바디(110)의 좌표계에서 해석하기 위한 회전 행렬(
Figure pat00089
) 및 프로펠러(150_1~150_i)의 좌표계(
Figure pat00090
)에서 프로펠러(150_1~150_i)의 회전으로 발생하는 추력 토크(
Figure pat00091
)를 이용하여 자율 비행이 가능한 무인기(100)에 작용하는 힘(F)을 산출할 수 있다.
[수학식 11]
Figure pat00092
F: 자율 비행이 가능한 무인기에 작용하는 힘,
Figure pat00093
: 프로펠러의 좌표계에서 정의된 힘(F) 및 토크(
Figure pat00094
)를 자율 비행이 가능한 무인기의 바디의 좌표계에서 해석하기 위한 회전 행렬
제어부(170)는 [수학식 1], [수학식 10] 및 [수학식 11]을 기초로 프로펠러(150_1~150_i) 각각의 회전 각속도(
Figure pat00095
)를 제어 입력으로 하여 틸팅각(
Figure pat00096
)에 따라 자율 비행이 가능한 무인기(100)의 바디의 위치 및 자세를 제어하기 위한 [수학식 12]와 같은 동역학 모델을 생성할 수 있다.
[수학식 12]
Figure pat00097
상기의 틸팅각(
Figure pat00098
)은 매 시간마다 실시간으로 PWM(Pulse Width Modulation) 제어를 통해 특정 각도로 제어된다. 이를 바탕으로 [수학식 12]의 동역할 모델을 [수학식 13] 내지 [수학식 16]의 제어를 위한 상태 공간(state-space) 모델로 나타낼 수 있다.
[수학식 13]
Figure pat00099
Figure pat00100
Figure pat00101
Figure pat00102
: 이하의 [수학식 14]를 통해 산출
Figure pat00103
: 이하의 [수학식 15]를 통해 산출
Figure pat00104
: 이하의 [수학식 16]를 통해 산출
[수학식 14]
Figure pat00105
Figure pat00106
[수학식 15]
Figure pat00107
Figure pat00108
[수학식 16]
Figure pat00109
Figure pat00110
[수학식 13] 내지 [수학식 16]의 실시간으로 틸팅각 변경이 가능한 헥사로터 드론은 [수학식 17]의 backstepping 제어기법을 통해 설계된 점근적으로 안정한(asymptotically stable) 제어입력을 통해 위치와 자세에 대한 복수의 변수를 모두 제어가능(완전구동)하다.
[수학식 17]
Figure pat00111
Figure pat00112
, 상태 변수(X1) 및 그 참조 입력(X1d)의 오차,
A1, A2: 양의 정부호 행렬,
상기의 [수학식 14] 내지 [수학식 17]의 backstepping 제어의 점근적 안정성(asymptotic stability)는 다음과 같이 증명된다. 먼저, [수학식 18] 및 [수학식 19]의 가상의 시스템을 고려한다.
[수학식 18]
Figure pat00113
V1: 가상의 제어 입력,
Z1: 상태 변수(X1) 및 자율 비행이 가능한 무인기가 달성하고자 하는 참조 입력(X1d)의 오차
이러한 경우, 다음의 리아프노프(Lyapunov) 함수(
Figure pat00114
)는 양의 정부호(positive definite)이며 그 미분함수
Figure pat00115
이다. 의 안정화를 위해, 가상의 제어입력(
Figure pat00116
)을 [수학식 14] 내지 [수학식 17]과 같이 정의하면,
Figure pat00117
으로 음의 정부호(negative definite)이다. 따라서 리아프노프 안정성 이론을 바탕으로 상태변수(
Figure pat00118
)과 그 참조입력(
Figure pat00119
)의 오차 은 점근적 안정성 갖는다.
다음으로, [수학식 19]의 서브 시스템을 고려한다.
[수학식 19]
Figure pat00120
V1: 가상의 제어 입력,
Figure pat00121
: 위에서 설계된 가상의 제어입력(
Figure pat00122
)과 상태변수(
Figure pat00123
)의 오차
[수학식 19]를 통해
Figure pat00124
임을 확인 할 수 있고, 이를 통해
Figure pat00125
임을 알 수 있다. 이 경우, 다음의 리아프노프(Lyapunov) 함수
Figure pat00126
는 음의 정부호(negative definite)이며 그 미분함수는 [수학식 20]와 같다.
[수학식 20]
Figure pat00127
[수학식 19]의 Z2의 안정화를 위해, 제어입력(u)을 [수식식 17]과 같이 정의하면,
Figure pat00128
으로 음의 정부호(negative definite)이다. 따라서 리아프노프 안정성 이론을 바탕으로 상태변수(
Figure pat00129
)와 가상의 제어입력(v1) 의 오차 은 점근적 안정성을 갖는다.
따라서, [수학식 17]의 backstepping 제어기는 상태변수(
Figure pat00130
)은 가상의 제어입력(v1)을 통해 참조입력 를 달성하고, 상태변수(
Figure pat00131
)는 제어입력(v)를 통해 가상의 제어입력(v1)을 달성하는, 리아프노프 안정성 이론을 바탕으로 점근적으로 안정한 backstepping 제어기임을 보일 수 있다.
최종적으로, 본 발명의 일 실시예에 따른 자율 비행이 가능한 무인기는 실시간으로 변하는 틸팅각(
Figure pat00132
)을 반영하여 틸팅각이 고정된 경우보다 더 자유롭고 다양한 비행이 가능하면서도, 위치와 자세에 대한 변수를 모두를 제어가 가능한 완전구동을 하는 드론이다.
본 발명에서 설계한 backstepping 제어기를 통해 제시한 자율 비행이 가능한 무인기에 대한 안정적인 제어가 가능하며, 이를 통해 자동 이착륙, 원위치 복귀, 타켓 추적비행을 포함하는 자율비행이 가능하므로, 군사적, 민간적으로 더욱 복잡하고 심도있는 임무를 수행하는데 필요한 기초를 제공한다.
도 2 내지 도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 자율 비행이 가능한 무인기의 제어 과정을 설명하기 위한 도면이다.
도 2를 참조하면, 자율 비행이 가능한 무인기(100)는 바디(110)의 좌표계(
Figure pat00133
) 및 틸팅각(
Figure pat00134
)에 따라 실시간으로 회전하는 프로펠러(150_1~150_i)의 좌표계(
Figure pat00135
)가 존재한다.
이때, i의 값은 프로펠러(150_1~150_i)의 개수에 따라 변경될 수 있으나, 이하의 설명에서는 설명의 편의를 위해서 프로펠러(150_1~150_i)의 개수가 6개로 가정하여 설명하겠다. 다만, 프로펠러(150_1~150_i)의 개수가 변경됨에 따라 i의 값이 변경되기 때문에 이하에서 설명되는 수학식은 변경될 수 있음에 유의해야 한다.
도 3과 같이, 자율 비행이 가능한 무인기(100)의 바디(110)의 원점(
Figure pat00136
)과 각각의 프로펠러의 원점(
Figure pat00137
) 사이의 거리는 L이며, z축 관점에서 바디(110)의 원점(
Figure pat00138
)과 각각의 프로펠러의 원점(
Figure pat00139
) 사이의 각도 차이는
Figure pat00140
이다.
이를 바탕으로, 자율 비행이 가능한 무인기(100)의 바디(110)의 좌표계(
Figure pat00141
)에서의 각 프로펠러 좌표계의 원점(
Figure pat00142
)의 위치는 상기의 [수학식 4]와 같다.
또한, 도 4와 같이 상기의 프로펠러(150_1~150_i)의 좌표계(
Figure pat00143
)에서 프로펠러(150_1~150_i)의 회전으로 발생하는 토크(
Figure pat00144
)는 추력(Thrust) 토크(
Figure pat00145
) 및 항력(drag) 토크(
Figure pat00146
)를 포함한다. 상기의 추력(Thrust) 토크(
Figure pat00147
)는 이하의 [수학식 6]과 같고, 항력(drag) 토크(
Figure pat00148
)는 상기의 [수학식 7]과 같다.
자율 비행이 가능한 무인기(100)는 자율 비행이 가능한 무인기(100)의 바디(110)에 작용되는 항렬 토크(
Figure pat00149
) 및 자율 비행이 가능한 무인기(100)의 바디(110)에 작용되는 추력 토크(
Figure pat00150
)의 합을 이용하여 자율 비행이 가능한 무인기에 작용하는 토크(
Figure pat00151
)를 산출할 수 있고, 프로펠러의 좌표계에서 정의된 힘(F) 및 토크(
Figure pat00152
)를 자율 비행이 가능한 무인기(100)의 바디(110)의 좌표계에서 해석하기 위한 회전 행렬(
Figure pat00153
) 및 프로펠러(150_1~150_i)의 좌표계(
Figure pat00154
)에서 프로펠러(150_1~150_i)의 회전으로 발생하는 추력 토크(
Figure pat00155
)를 이용하여 자율 비행이 가능한 무인기(100)에 작용하는 힘(F)을 산출할 수 있다.
그런 다음, 자율 비행이 가능한 무인기(100)는 프로펠러 각각의 회전 각속도(
Figure pat00156
)를 제어 입력으로 하여 틸팅각(
Figure pat00157
)에 따라 자율 비행이 가능한 무인기(100)의 바디의 위치 및 자세를 제어한다. 상기의 틸팅각(
Figure pat00158
)은 매 시간마다 실시간으로 PWM(Pulse Width Modulation) 제어를 통해 특정 각도로 제어된다.
즉, 자율 비행이 가능한 무인기(100)는 PWM(Pulse Width Modulation) 제어 입력을 통해 도 5와 같이 틸팅각을 -90°에서 90°까지 실시간으로 조종이 가능하다.
한정된 실시예와 도면에 의해 설명되었으나, 본 발명은 상기의 실시예에 한정되는 것은 아니며, 이는 본 발명이 속하는 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 이러한 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다. 따라서, 본 발명 사상은 아래에 기재된 특허청구범위에 의해서만 파악되어야 하고, 이의 균등 또는 등가적 변형 모두는 본 발명 사상의 범주에 속한다고 할 것이다.

Claims (7)

  1. 자율 비행이 가능한 무인기에 있어서,
    중앙 부위를 중심으로 방사형으로 연장된 복수의 아암을 구비하는 바디;
    상기 복수의 아암의 개수와 동일한 개수로 구현되며, 제어 입력에 따라 상기 복수의 아암에 형성되며 모터에 의해 구동되는 복수의 프로펠러의 틸팅각을 특정 각으로 조정하기 위해 상기 복수의 아암과 결합되는 서브 모터;
    상기 틸팅각에 따라 실시간으로 회전하는 상기 프로펠러의 좌표계에서 정의된 비행 정보를 상기 바디의 좌표계에서 정의된 비행 정보로 변환하여 상기 자율 비행이 가능한 무인기에 작용에 작용하는 비행 정보를 생성하는 비행 정보 생성부; 및
    상기 비행 정보를 기초로 상기 복수의 프로펠러의 회전 각속도를 상기 제어 입력으로하여 상기 자율 비행이 가능한 무인기의 위치 및 자세를 제어하는 제어부를 포함하는 것을 특징으로 하는
    자율 비행이 가능한 무인기.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 비행 정보 생성부는
    상기 프로펠러의 좌표계에서 정의된 힘 및 토크를 상기 바디의 좌표계에서 해석하기 위한 회전 행렬을 이용하여 상기 프로펠러의 좌표계에서 정의된 힘 및 토크를 상기 바디의 좌표계에서 정의된 힘 및 토크로 변환하고,
    상기 토크는 상기 프로펠러의 좌표계에서 프로펠러의 회전으로 발생하는 추력 토크 및 항력 토크를 포함하는 것을 특징으로 하는
    자율 비행이 가능한 무인기.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 비행 정보 생성부는
    상기 프로펠러의 좌표계에서 프로펠러의 회전으로 발생하는 추력 토크, 상기 회전 행렬, 자율 비행이 가능한 무인기의 바디의 좌표계에서의 각 프로펠러 좌표계의 원점의 위치를 이용하여 상기 바디에 작용되는 추력 토크를 생성하는 것을 특징으로 하는
    자율 비행이 가능한 무인기.
  4. 제2항에 있어서,
    상기 비행 정보 생성부는
    상기 프로펠러의 좌표계에서 프로펠러의 회전으로 발생하는 항력 토크 및 상기 회전 행렬을 이용하여 상기 바디에 작용되는 항력 토크를 생성하는 것을 특징으로 하는
    자율 비행이 가능한 무인기.
  5. 제3항 및 제4항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 비행 정보 생성부는
    상기 바디에 작용되는 추력 토크 및 상기 바디에 작용되는 항력 토크의 합을 이용하여 상기 바디에 작용하는 토크를 생성하는 것을 특징으로 하는
    자율 비행이 가능한 무인기.
  6. 제3항에 있어서,
    상기 비행 정보 생성부는
    상기 프로펠러의 좌표계에서 프로펠러의 회전으로 발생하는 추력 토크 및 상기 회전 행렬을 이용하여 상기 바디에 작용하는 힘을 생성하는 것을 특징으로 하는
    자율 비행이 가능한 무인기.
  7. 제5항 및 제6항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제어부는
    상기 자율 비행이 가능한 무인기에 작용하는 힘 및 상기 자율 비행이 가능한 무인기에 작용하는 토크를 기초로 상기 프로펠러 각각의 각속도를 제어 입력으로 하여 해당 틸팅각으로 조정되도록 제어하는 것을 특징으로 하는
    자율 비행이 가능한 무인기.
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