KR20240002998A - Rf 신호의 위상차를 이용한 비행체 이착륙 제어 시스템 - Google Patents

Rf 신호의 위상차를 이용한 비행체 이착륙 제어 시스템 Download PDF

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Abstract

본 발명은 RF 신호의 위상차를 이용한 비행체 이착륙 제어 시스템에 관한 것으로, GPS 시스템을 이용하여 비행체의 고도를 계산하지 않고, 한쌍의 RF 안테나에 의해 각각 수신되는 두 RF 신호의 위상차를 이용해 비행체의 고도를 보다 정밀하게 계산하여 비행체의 이착륙을 제어할 수 있도록 한 것이다.

Description

RF 신호의 위상차를 이용한 비행체 이착륙 제어 시스템{Taking off and landing control system for a flying object using phase difference of a pair of Radio Frequency signals}
본 발명은 드론, 무인 비행기 등과 같은 무인 비행체 또는 항공기 등과 같은 유인 비행체의 운행 제어 기술에 관련한 것으로, 특히 RF 신호의 위상차를 이용한 비행체 이착륙 제어 시스템에 관한 것이다.
대한민국 등록특허 제10-0879799호(2009.01.21 공고)에서 GPS 수신기를 이용하여 항공기의 현재 위치와 고도를 결정하고 이를 이용하여 항공기의 착륙 경로와 강하각을 계산 및 안내하는 지피에스 수신기를 이용한 항공기용 착륙 안내 시스템을 개시하고 있다.
이와 같은 종래의 비행체 이착륙 제어 기술은 GPS 시스템을 이용하여 항공기의 위치와 고도를 계산하여 비행체의 이착륙을 제어하는 기술이다. 그런데, GPS 시스템을 이용하여 계산되는 고도 정보는 지구가 둥글기 때문에 대략 ±20m 정도 오차를 가진다.
따라서, 본 발명자는 GPS 시스템을 이용하여 비행체의 고도를 계산하지 않고, 한쌍의 RF 안테나에 의해 각각 수신되는 두 RF 신호의 위상차를 이용해 비행체의 고도를 보다 정밀하게 계산하여 비행체의 이착륙을 제어할 수 있는 개선된 비행체 이착륙 제어 기술에 대한 연구를 하였다.
대한민국 등록특허 제10-0879799호(2009.01.21 공고)
본 발명은 GPS 시스템을 이용하여 비행체의 고도를 계산하지 않고, 한쌍의 RF 안테나에 의해 각각 수신되는 두 RF 신호의 위상차를 이용해 비행체의 고도를 보다 정밀하게 계산하여 비행체의 이착륙을 제어할 수 있는 RF 신호의 위상차를 이용한 비행체 이착륙 제어 시스템을 제공함을 그 목적으로 한다.
상기한 목적을 달성하기 위한 본 발명의 일 양상에 따르면, RF 신호의 위상차를 이용한 비행체 이착륙 제어 시스템이 GPS 신호를 수신하는 GPS 안테나와; 관제국 안테나로부터 RF 신호를 수신하는 한쌍의 RF 안테나와; GPS 안테나에 의해 수신되는 GPS 신호를 이용해 비행체의 평면상 현재 위치를 계산하는 GPS 모듈과; 한쌍의 RF 안테나에 의해 각각 수신되는 두 RF 신호의 위상차에 따라 관제국 안테나와 비행체 간 각도를 계산하고, 계산된 각도를 이용해 비행체의 고도를 계산하는 고도 계산 모듈과; GPS 모듈에 의해 실시간 계산되는 비행체의 평면상 현재 위치 정보와, 고도 계산 모듈에 의해 실시간 계산되는 비행체의 고도 정보를 이용해 비행체의 이착륙을 제어하는 이착륙 제어 모듈을 포함한다.
본 발명의 부가적인 양상에 따르면, 이착륙 제어 모듈이 GPS 모듈에 의해 실시간 계산되는 비행체의 평면상 현재 위치 정보를 이용해 지정된 착륙 위치까지 비행체를 실시간 수평 이동시키고, 동시에 고도 계산 모듈에 의해 실시간 계산되는 비행체의 고도 정보를 이용해 비행체를 실시간 수직 하강시켜 비행체를 착륙 위치에 착륙시키도록 구현될 수 있다.
본 발명의 부가적인 양상에 따르면, 착륙 위치 정보는 관제국 안테나로부터 송신되는 착륙 관제용 RF 신호에 포함될수 있다.
본 발명의 부가적인 양상에 따르면, 이착륙 제어 모듈이 GPS 모듈에 의해 실시간 계산되는 비행체의 평면상 현재 위치 정보를 이용해 지정된 이륙 위치로부터 비행체를 실시간 수평 이동시키고, 동시에 고도 계산 모듈에 의해 실시간 계산되는 비행체의 고도 정보를 이용해 비행체를 설정된 이륙 고도로 이륙 위치로부터 실시간 수직 상승시켜 비행체를 이륙시키도록 구현될 수 있다.
본 발명의 부가적인 양상에 따르면, 이륙 고도 정보는 관제국 안테나로부터 송신되는 이륙 관제용 RF 신호에 포함될 수 있다.
본 발명의 부가적인 양상에 따르면, 이륙 고도 정보는 비행체 자체에 미리 설정되어 저장될 수도 있다.
본 발명은 PS 시스템을 이용하여 비행체의 고도를 계산하지 않고, 한쌍의 RF 안테나에 의해 각각 수신되는 두 RF 신호의 위상차를 이용해 비행체의 고도를 보다 정밀하게 계산하여 비행체의 이착륙을 제어함으로써 GPS 시스템을 이용하여 비행체의 고도를 계산하여 비행체의 이착륙을 제어하는 기술에 비해 보다 정확하게 비행체를 이착륙하도록 제어할 수 있는 효과가 있다.
도 1 은 관제국의 제어하에 비행체가 착륙 위치에 착륙하는 것을 예시한 도면이다.
도 2 는 본 발명에 따른 RF 신호의 위상차를 이용한 비행체 이착륙 제어 시스템의 일 실시예의 구성을 도시한 블럭도이다.
도 3 은 두 개의 기준점으로부터 거리 차이가 일정한 지점들을 표현한 쌍곡선들을 도시한 도면이다.
도 4 는 한쌍의 RF 안테나에 의해 수신되는 두 RF 신호의 위상차가 동일한 지점들을 표현한 쌍곡선들을 도시한 도면이다.
도 5 는 한쌍의 RF 안테나에 의해 각각 수신되는 두 RF 신호의 위상차를 이용해 비행체의 고도를 계산하는 것을 예시한 도면이다.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 기술되는 바람직한 실시예를 통하여 본 발명을 당업자가 용이하게 이해하고 재현할 수 있도록 상세히 기술하기로 한다. 특정 실시예들이 도면에 예시되고 관련된 상세한 설명이 기재되어 있으나, 이는 본 발명의 다양한 실시예들을 특정한 형태로 한정하려는 것은 아니다.
본 발명을 설명함에 있어 관련된 공지 기능 또는 구성에 대한 구체적인 설명이 본 발명 실시예들의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명을 생략할 것이다.
어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어" 있다거나 "접속되어" 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다.
반면에, 어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "직접 연결되어" 있다거나 "직접 접속되어" 있다고 언급된 때에는, 중간에 다른 구성요소가 존재하지 않는 것으로 이해될 수 있어야 할 것이다.
도 1 은 관제국의 제어하에 비행체가 착륙 위치에 착륙하는 것을 예시한 도면, 도 2 는 본 발명에 따른 RF 신호의 위상차를 이용한 비행체 이착륙 제어 시스템의 일 실시예의 구성을 도시한 블럭도이다.
본 발명에 따른 RF 신호의 위상차를 이용한 비행체 이착륙 제어 시스템(100)은 비행체(10)에 탑재되며, 도 1 에 도시한 바와 같이 GPS 위성(20)으로부터 송신되는 GPS 신호로부터 계산되는 비행체(10)의 현재 위치 정보와, 관제국 안테나(30)로부터 송신되는 RF 신호의 위상차를 이용해 계산된 고도 정보를 이용해 지정된 착륙 위치에 비행체(10)를 착륙시키고, 이륙 위치로부터 특정 고도로 비행체(10)를 이륙시키도록 비행체의 이착륙을 제어한다.
도 2 에 도시한 바와 같이, 이 실시예에 따른 RF 신호의 위상차를 이용한 비행체 이착륙 제어 시스템(100)은 GPS 안테나(110)와, 한쌍의 RF 안테나(120a)(120b)와, GPS 모듈(130)과, 고도 계산 모듈(140)과, 이착륙 제어 모듈(150)을 포함한다.
이 때, GPS 모듈(130)과, 고도 계산 모듈(140)과, 이착륙 제어 모듈(150)은 물리적으로는 동일하나 논리적으로는 별도의 구성으로 구현될 수도 있고, 물리적 및 논리적으로 별도의 구성으로 구현될 수도 있다.
GPS 안테나(110)는 GPS 신호를 수신한다. 이 때, GPS 안테나(110)가 다수의 GPS 위성(20)들로부터 다수의 GPS 신호들을 수신한다. 예컨대, GPS 안테나(110)가 적어도 3개의 GPS 위성(20)들로부터 각각 GPS 신호들을 수신하도록 구현될 수 있다.
한쌍의 RF 안테나(120a)(120b)는 관제국 안테나(30)로부터 RF 신호를 수신한다. 이 때, RF 신호가 착륙 관제용 RF 신호 및 이륙 관제용 RF 신호로 구분될 수 있다. 한편, 착륙 관제용 RF 신호에 착륙 위치 정보가 포함될 수 있고, 이륙 관제용 RF 신호에 이륙 고도 정보가 포함될 수 있다.
GPS 모듈(130)은 GPS 안테나(110)에 의해 수신되는 GPS 신호를 이용해 비행체의 평면상 현재 위치를 계산한다. 적어도 3개의 GPS 신호들을 이용한 삼각법에 의해 평면상 현재 위치를 계산하는 기술은 이 출원 전에 공지된 통상의 기술이므로, 이에 대한 구체적인 설명은 생략한다.
고도 계산 모듈(140)은 한쌍의 RF 안테나(120a)(120b)에 의해 각각 수신되는 두 RF 신호의 위상차에 따라 관제국 안테나(30)와 비행체(10) 간 각도를 계산하고, 계산된 각도를 이용해 비행체의 고도를 계산한다. 관제국 안테나(30)와 비행체(10) 간 각도를 이용해 비행체의 고도를 계산하는 것은 추후 구체적으로 설명한다.
이착륙 제어 모듈(150)은 GPS 모듈(130)에 의해 실시간 계산되는 비행체(10)의 평면상 현재 위치 정보와, 고도 계산 모듈(140)에 의해 실시간 계산되는 비행체(10)의 고도 정보를 이용해 비행체의 이착륙을 제어한다.
예컨대, 이착륙 제어 모듈(150)이 GPS 모듈(130)에 의해 실시간 계산되는 비행체의 평면상 현재 위치 정보를 이용해 지정된 착륙 위치까지 비행체(10)를 실시간 수평 이동시키고, 동시에 고도 계산 모듈(140)에 의해 실시간 계산되는 비행체의 고도 정보를 이용해 비행체(10)를 실시간 수직 하강시켜 비행체를 착륙 위치에 착륙시키도록 구현될 수 있다.
이 때, 착륙 위치 정보는 관제국 안테나(30)로부터 송신되는 착륙 관제용 RF 신호에 포함될 수 있다. 이착륙 제어 모듈(150)은 한쌍의 RF 안테나(120a)(120b)를 통해 수신되는 두 착륙 관제용 RF 신호에 포함되는 착륙 위치 정보를 참조해 비행체(10)의 착륙 위치를 지정할 수 있다.
한편, 이착륙 제어 모듈(150)이 GPS 모듈(130)에 의해 실시간 계산되는 비행체의 평면상 현재 위치 정보를 이용해 지정된 이륙 위치로부터 비행체를 실시간 수평 이동시키고, 동시에 고도 계산 모듈(140)에 의해 실시간 계산되는 비행체의 고도 정보를 이용해 비행체를 설정된 이륙 고도로 이륙 위치로부터 실시간 수직 상승시켜 비행체를 이륙시키도록 구현될 수 있다.
이 때, 이륙 고도 정보는 관제국 안테나(30)로부터 송신되는 이륙 관제용 RF 신호에 포함될 수도 있고, 비행체 자체에 미리 설정되어 저장될 수도 있다. 이착륙 제어 모듈(150)은 한쌍의 RF 안테나(120a)(120b)를 통해 수신되는 두 이륙 관제용 RF 신호에 포함되는 이륙 고도 정보 또는 비행체 자체에 미리 저장되는 이륙 고도 정보를 참조해 비행체(10)의 이륙 고도를 설정할 수 있다.
이와 같이 구현함에 의해 본 발명은 GPS 시스템을 이용하여 비행체의 고도를 계산하지 않고, 한쌍의 RF 안테나에 의해 각각 수신되는 두 RF 신호의 위상차를 이용해 비행체의 고도를 보다 정밀하게 계산하여 비행체의 이착륙을 제어함으로써 GPS 시스템을 이용하여 비행체의 고도를 계산하여 비행체의 이착륙을 제어하는 기술에 비해 보다 정확하게 비행체를 이착륙하도록 제어할 수 있다.
이하, 도 3 내지 도 5 를 참조하여 두 RF 신호의 위상차에 따라 관제국 안테나(30)와 비행체(10) 간 각도를 계산하고, 계산된 각도를 이용해 비행체의 고도를 계산하는 것을 구체적으로 설명한다.
도 3 은 두 개의 기준점으로부터 거리 차이가 일정한 지점들을 표현한 쌍곡선들을 도시한 도면이다. 도 3 에 도시한 바와 같이, 2차원 평면에 2개의 기준점이 주어졌을 때, 각 기준점으로부터 동일한 거리 차이를 갖는 점들의 집합은 2차원 평면에서 쌍곡선(Hyperbolic curve)으로 나타난다. 도 3 에는 복수의 쌍곡선이 도시되어 있으며, 하나의 쌍곡선 상의 두 점을 선택하여 각 점에서 2개의 기준점까지 거리 차이는 동일하다(b-a = d-c).
도 4 는 한쌍의 RF 안테나에 의해 수신되는 두 RF 신호의 위상차가 동일한 지점들을 표현한 쌍곡선들을 도시한 도면이다. 도 4 는 한쌍의 RF 안테나 간의 간격이 RF 신호 파장의 반파장 이하일 때 위상차가 동일한 지점들의 집합은 2차원 평면에서 쌍곡선(Hyperbolic curve)으로 나타나는 것을 예시하고 있으며, 위상차가 동일한 지점들은 한쌍의 RF 안테나 사이의 중앙 지점을 중심으로 동일한 각도 상에 위치함을 볼 수 있다.
여기서, 두 RF 신호의 위상차라 함은 기지국 안테나(30)와 하나의 RF 안테나(120a) 간 거리와, 기지국 안테나(30)와 다른 하나의 RF 안테나(120b) 간 거리의 차를 말한다.
기지국 안테나(30)에 의해 송신되는 RF 신호의 송신 시간과, 한쌍의 RF 안테나(120a)(120b) 각각에 의해 수신되는 RF 신호의 수신 시간은 알 수 있는 값이고, RF 신호의 전송 속도 역시 알 수 있는 값이므로, 기지국 안테나(30)와 하나의 RF 안테나(120a) 간 거리와, 기지국 안테나(30)와 다른 하나의 RF 안테나(120b) 간 거리(거리 = 전송 속도 * (수신 시간 - 송신 시간))를 계산할 수 있고, 두 거리 간의 차 즉, 한쌍의 RF 안테나에 의해 수신되는 두 RF 신호의 위상차를 계산할 수 있다.
한쌍의 RF 안테나에 의해 수신되는 두 RF 신호의 위상차가 계산되면, 도 4 에 도시한 바와 같이, 위상차가 동일한 지점들은 한쌍의 RF 안테나 사이의 중앙 지점을 중심으로 동일한 각도 상에 위치하므로, 관제국 안테나(30)와 비행체(10) 간 각도를 알 수 있다.
도 5 는 한쌍의 RF 안테나에 의해 각각 수신되는 두 RF 신호의 위상차를 이용해 비행체의 고도를 계산하는 것을 예시한 도면이다. 관제국 안테나(30)의 평면상 위치는 미리 알려진 값이고, 비행체(10)의 평면상 현재 위치는 GPS 모듈(130)에 의해 계산된 값이므로, 관제국 안테나(30)와 비행체(10) 간 평면상 위치 차이 L을 구할 수 있다.
한편, 관제국 안테나(30)와 비행체(10) 간 각도 θ는 위의 도 4 에서 설명한 바와 같이 두 RF 신호의 위상차를 이용해 구할 수 있는 값이므로, 삼각함수 tanθ = H/L를 이용해 관제국 안테나(30)와 비행체(10) 간의 높이 차 H를 계산할 수 있다.
관제국 안테나(30) 높이 h는 미리 알려진 값이므로, 비행체의 고도는 안테나(30)와 비행체(10) 간의 높이 차 H와 관제국 안테나(30) 높이 h를 더한 값이고, 이착륙 제어 모듈(150)은 GPS 모듈(130)에 의해 실시간 계산되는 비행체의 평면상 현재 위치 정보를 이용해 지정된 착륙 위치까지 비행체(10)를 실시간 수평 이동시키고, 동시에 고도 계산 모듈(140)에 의해 실시간 계산되는 비행체의 고도 H+h로부터 비행체(10)를 실시간 수직 하강(실시간으로 각도를 줄이면서 하강)시켜 비행체를 지상의 착륙 위치에 착륙시킨다.
이상에서 설명한 바와 같이, 본 발명은 GPS 시스템을 이용하여 비행체의 고도를 계산하지 않고, 한쌍의 RF 안테나에 의해 각각 수신되는 두 RF 신호의 위상차를 이용해 비행체의 고도를 보다 정밀하게 계산하여 비행체의 이착륙을 제어함으로써 GPS 시스템을 이용하여 비행체의 고도를 계산하여 비행체의 이착륙을 제어하는 기술에 비해 보다 정확하게 비행체를 이착륙하도록 제어할 수 있다.
본 명세서 및 도면에 개시된 다양한 실시예들은 이해를 돕기 위해 특정 예를 제시한 것일 뿐이며, 본 발명의 다양한 실시예들의 범위를 한정하고자 하는 것은 아니다.
따라서, 본 발명의 다양한 실시예들의 범위는 여기에서 설명된 실시예들 이외에도 본 발명의 다양한 실시예들의 기술적 사상을 바탕으로 도출되는 모든 변경 또는 변형된 형태가 본 발명의 다양한 실시예들의 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 한다.
본 발명은 비행체의 이착륙 관련 기술분야 및 이의 응용 기술분야에서 산업상으로 이용 가능하다.
10 : 비행체
20 : GPS 위성
30 : 관제국 안테나
100 : 비행체 이착륙 제어 시스템
110 : GPS 안테나
120a, 120b : RF 안테나
130 : GPS 모듈
140 : 고도 계산 모듈
150 : 이착륙 제어 모듈

Claims (6)

  1. GPS 신호를 수신하는 GPS 안테나와;
    관제국 안테나로부터 RF 신호를 수신하는 한쌍의 RF 안테나와;
    GPS 안테나에 의해 수신되는 GPS 신호를 이용해 비행체의 평면상 현재 위치를 계산하는 GPS 모듈과;
    한쌍의 RF 안테나에 의해 각각 수신되는 두 RF 신호의 위상차에 따라 관제국 안테나와 비행체 간 각도를 계산하고, 계산된 각도를 이용해 비행체의 고도를 계산하는 고도 계산 모듈과;
    GPS 모듈에 의해 실시간 계산되는 비행체의 평면상 현재 위치 정보와, 고도 계산 모듈에 의해 실시간 계산되는 비행체의 고도 정보를 이용해 비행체의 이착륙을 제어하는 이착륙 제어 모듈을;
    포함하는 RF 신호의 위상차를 이용한 비행체 이착륙 제어 시스템.
  2. 제 1 항에 있어서,
    이착륙 제어 모듈이:
    GPS 모듈에 의해 실시간 계산되는 비행체의 평면상 현재 위치 정보를 이용해 지정된 착륙 위치까지 비행체를 실시간 수평 이동시키고, 동시에 고도 계산 모듈에 의해 실시간 계산되는 비행체의 고도 정보를 이용해 비행체를 실시간 수직 하강시켜 비행체를 착륙 위치에 착륙시키는 RF 신호의 위상차를 이용한 비행체 이착륙 제어 시스템.
  3. 제 2 항에 있어서,
    착륙 위치 정보는 관제국 안테나로부터 송신되는 착륙 관제용 RF 신호에 포함되는 RF 신호의 위상차를 이용한 비행체 이착륙 제어 시스템.
  4. 제 1 항에 있어서,
    이착륙 제어 모듈이:
    GPS 모듈에 의해 실시간 계산되는 비행체의 평면상 현재 위치 정보를 이용해 지정된 이륙 위치로부터 비행체를 실시간 수평 이동시키고, 동시에 고도 계산 모듈에 의해 실시간 계산되는 비행체의 고도 정보를 이용해 비행체를 설정된 이륙 고도로 이륙 위치로부터 실시간 수직 상승시켜 비행체를 이륙시키는 RF 신호의 위상차를 이용한 비행체 이착륙 제어 시스템.
  5. 제 4 항에 있어서,
    이륙 고도 정보는 관제국 안테나로부터 송신되는 이륙 관제용 RF 신호에 포함되는 RF 신호의 위상차를 이용한 비행체 이착륙 제어 시스템.
  6. 제 4 항에 있어서,
    이륙 고도 정보는 비행체 자체에 미리 설정되어 저장되는 RF 신호의 위상차를 이용한 비행체 이착륙 제어 시스템.
KR1020220079431A 2022-06-29 2022-06-29 Rf 신호의 위상차를 이용한 비행체 이착륙 제어 시스템 KR20240002998A (ko)

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KR1020220079431A KR20240002998A (ko) 2022-06-29 2022-06-29 Rf 신호의 위상차를 이용한 비행체 이착륙 제어 시스템

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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100879799B1 (ko) 2008-04-02 2009-01-21 현명호 지피에스 수신기를 이용한 항공기용 착륙 안내 시스템

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KR100879799B1 (ko) 2008-04-02 2009-01-21 현명호 지피에스 수신기를 이용한 항공기용 착륙 안내 시스템

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