WO2015160230A1 - 무인 항공기 자동착륙 방법 - Google Patents

무인 항공기 자동착륙 방법 Download PDF

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WO2015160230A1
WO2015160230A1 PCT/KR2015/003912 KR2015003912W WO2015160230A1 WO 2015160230 A1 WO2015160230 A1 WO 2015160230A1 KR 2015003912 W KR2015003912 W KR 2015003912W WO 2015160230 A1 WO2015160230 A1 WO 2015160230A1
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WO
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aerial vehicle
unmanned aerial
landing
ground
flight
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Application number
PCT/KR2015/003912
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문정호
최승기
조신제
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주식회사 대한항공
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Publication date
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    • G08G5/025—Navigation or guidance aids
    • G—PHYSICS
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
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    • G05—CONTROLLING; REGULATING
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    • B64U2201/10—UAVs characterised by their flight controls autonomous, i.e. by navigating independently from ground or air stations, e.g. by using inertial navigation systems [INS]

Definitions

  • the present invention relates to an unmanned aerial vehicle automatic landing method, and more particularly to an unmanned aerial vehicle automatic landing method that can be operated in a mountainous terrain using a ground precision radar system instead of the conventional DGPS.
  • EP external pilot
  • IP internal pilot
  • OP detector pilot
  • an object of the present invention is to provide an unmanned aerial vehicle automatic landing method that can be operated in a mountainous terrain using a ground precision radar system instead of DGPS.
  • Unmanned aircraft automatic landing method has the effect that can be operated in the mountainous terrain, such as domestic by creating a variety of landing paths, and also improve the stability by the logic to automatically return when the system abnormalities or landing path departure during the automatic landing process It can work.
  • FIG. 1 is a view showing a drone automatic landing system according to the present invention
  • FIG. 2 is a detailed block diagram of an unmanned aerial vehicle automatic landing system according to the present invention
  • FIG. 3 is a flowchart illustrating a method for automatically landing an unmanned aerial vehicle according to the present invention
  • FIG. 4 is a diagram illustrating a geometric side guidance for minimizing an air line distance error in an unmanned aerial vehicle auto landing method according to the present invention.
  • FIG. 5 is a diagram illustrating a step of generating a landing path.
  • Unmanned aerial vehicle automatic landing method characterized in that by changing the flap and flight path according to the mission plan according to the landing place of the unmanned aerial vehicle (200).
  • FIG. 1 is a view showing a drone automatic landing system according to the present invention.
  • the unmanned aerial vehicle automatic landing system includes the ground control equipment 100 and the unmanned aerial vehicle 200.
  • the ground control equipment 100 is located on the ground to provide the location information to the unmanned aerial vehicle 100, as shown in Figure 2, the ground Location tracking unit 110, operation control unit 120, and the ground communication unit 130.
  • the ground position tracking unit 110 performs a high frequency communication with the unmanned aerial vehicle 200 as a monitoring radar to measure the relative distance of the unmanned aerial vehicle 200, and measure the azimuth angle of the ground position tracking unit 110. Track the relative position information of the drone.
  • the ground communication unit 130 transmits the relative position information of the unmanned aerial vehicle tracked by the ground position tracking unit 110 to the unmanned aerial vehicle 200.
  • the operation control unit 120 is a means for the operator to input the automatic landing mode command signal to enable the automatic landing of the unmanned aerial vehicle 200, or to modify the plan during the automatic landing and input a control signal such as a return command.
  • the unmanned aerial vehicle 200 includes a transponder 210, a flight control computer 220, and a flight communication unit 230.
  • the transponder 210 which is mandatory to most of the aircraft and transmits flight number and altitude information of the aircraft, performs high frequency communication with the ground position tracking unit 110 of the ground control equipment 100.
  • the flight control computer 220 induces the automatic landing of the unmanned aerial vehicle 200 to the place where the ground control equipment 100 is installed with the relative position information provided by the ground control equipment 100.
  • the flight control computer 220 may include a flight state processor (VSM) for processing various sensor information mounted on the unmanned aerial vehicle 200, and a flight mode manager (FLTMM) for managing a flight operation mode.
  • VSM flight state processor
  • FLTMM flight mode manager
  • Flight Mode Management 222
  • GID Guidance
  • GTL Flight Control
  • the flight state processing unit 221 is to filter, switch and coordinate the relative position information tracked by the ground position tracking unit 110, and determine the landing and landing heading (direction) do.
  • the flight mode manager 222 provides a sequential diagram for auto landing, generates an auto landing path, and determines autopilot.
  • the guidance unit 223 calculates WP (?) Management and guidance information, and induces a horizontal axis line of the landing path of the unmanned aerial vehicle 200.
  • the flight control unit 224 controls the attitude, speed, and path angle of the unmanned aerial vehicle 200, and simultaneously follows the longitudinal route line among landing paths.
  • the unmanned aerial vehicle automatic landing system must acquire accurate altitude and position information for precise automatic landing, and selectively use sensor information according to the state of the system.
  • GPS / INS provides some availability but does not provide precise altitude information for landing.
  • PLT In case of PLT, it provides cm unit accuracy, but because sensor information is transmitted through data link, it is affected by packet loss, time delay and equipment installation error of data link.
  • the flight state processor 221 of the flight control computer 220 should filter each sensor data and make it selectable according to the situation.
  • the flight state processing unit 221 unifies all the data in the WGS-84 coordinates in order to minimize the influence on the controller at the moment of switching, at the time of selecting each sensor.
  • the flight state processing unit 221 passes through the low-frequency filter for removing the data link packet loss and discontinuous data relative position information transmitted from the ground control equipment 100 to the X, Y, Z value of the landing point reference It converts the location information of the landing point of the relative position information into UTM coordinates and transmits it to flight mode management, guidance control unit and flight control unit.
  • the flight state processing unit 221 sets the take-off standby point, the landing standby point, and the GPLT position arbitrarily set by the operator. After calculating the installation heading and the landing heading of the ground position tracking unit 110, that is, the ground control equipment 100, from the geometric relationship between the touch down point (TDP), the position information calculation and the automatic landing mode Determination of the turning direction, induction of entry of the unmanned aerial vehicle 200 is performed.
  • the ground position tracking unit 110 performs a high frequency communication with the unmanned aerial vehicle 200 as a monitoring radar to measure the relative distance of the unmanned aerial vehicle 200, and measure the azimuth angle of the ground position tracking unit 110. Track the relative position information of the drone.
  • the flight communication unit 230 communicates with the ground communication unit 130 of the ground control equipment 110, and transmits and receives various information including the relative position information.
  • the operator performs a step of inputting an auto landing mode command signal to enable automatic landing of the unmanned aerial vehicle 200 through the operation control unit 120 of the ground control equipment 100 (S100).
  • the ground position tracking unit 110 of the ground control equipment 100 performs high frequency communication with the transponder 210 of the unmanned aerial vehicle 200 in response to the input of the automatic landing mode command signal. Measuring the relative distance of the aircraft 200, and measuring the azimuth angle of the ground position tracking unit 110 to track the relative position information of the unmanned aerial vehicle 200 (S200).
  • the ground communication unit 130 of the ground control equipment 100 uses the relative position information of the unmanned aerial vehicle 200 tracked in step S200 as the current landing point reference X, Y, and Z coordinate information to the flight communication unit 130. Transmitting to the unmanned aerial vehicle 200 through the (S300).
  • the flight control computer 220 of the unmanned aerial vehicle 200 moves to the landing standby point set by the operator using the relative position information received through the flight communication unit 130 and generates a landing route to generate the unmanned aerial vehicle 200. Performing the step of inducing the descent to the height of the generated path (S400).
  • the flap is deployed according to the scheduler, and the controller is controlled by the automatic landing controller.
  • the automatic landing controller can be divided into a vertical axis and a horizontal axis, and the horizontal axis controller uses an X-Track Guidance that minimizes the path line distance error as shown in FIG. 4.
  • the longitudinal axis controller was designed to follow the landing path precisely using the pitch controller and the path angle controller.
  • the speed part is controlled by the throttle, and the throttle compensation value for the path angle is applied to the table to minimize the speed drop in the path angle displacement section.
  • pitch In normal missions, pitch is used to control speed to ensure flight stability, and throttle is used to control altitude.
  • throttle In normal missions, pitch is used to control speed to ensure flight stability, and throttle is used to control altitude.
  • auto landing uses pitch control for path tracking to ensure landing path and landing accuracy, and the controller is switched to control the speed with the throttle.
  • the landing control angle is generated by generating a decision point (FLF) at the point where the flight control computer 220 meets the flare altitude.
  • the determination step (S410) is performed.
  • FIG. 5 is a diagram illustrating a step of generating a landing path.
  • the flight control computer 220 determines a landing approach angle at the point where the flight control computer 220 meets the IAF altitude from the determination point FLF, and determines a landing entry start point where the IAF extension line and the LDSTB meet from the TDP.
  • the initial entry angle is determined after the TDP and the landing entry start point (S430).
  • the flight control computer 220 checks the error of the landing path line and the state of the unmanned aerial vehicle 200 to determine whether to return (S500).
  • step S500 the flight control computer 220 refers to the accumulated previous data to determine whether the vehicle is automatically returned according to the error of the landing route line and whether the state of the unmanned aerial vehicle 200 is within a range capable of automatic landing. To judge.
  • the flight control computer 220 may change the flap and the flight path according to the mission plan according to the landing place of the unmanned aerial vehicle 200, may determine the return.
  • the flight control computer 220 is out of the range of the error of the landing route and the state of the unmanned aerial vehicle 200 is possible for automatic landing (for example, when the landing route or system failure occurs during landing entry), or If the landing is canceled by the operator, the drone 200 is automatically returned to the operator until flare (technique of protecting the aircraft by landing the landing gear from the landing gear a little bit to protect and decelerate the nose gear just before landing) or In accordance with the control of the operation control unit 120 of the ground control equipment 100 by performing the step of manually turning (S600).
  • the steps after the step S200 of retracking the relative position information of the unmanned aerial vehicle 200 are repeatedly performed, or returned to the landing standby point and waits for the next command.
  • the flight control computer 220 considers the side wind and the descent rate near the landing point where the ground control equipment 100 is located. After the de-clap and the final flare start, the control is performed so as to land safely by the ground braking hook (S700).
  • the 'S700' step is the final approach is the final approach corresponding to the flared section, since it is impossible to return from the flight control computer 220 in consideration of the descent rate and PLT time delay in the final landing De-Crab
  • the engine stop command is applied after determining whether the landing point has passed.
  • a nose steering command is applied to control the vehicle to follow the center of the runway.

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Abstract

본 발명에 따른 무인 항공기 자동착륙 방법은 (a) 운용자가 지상통제 장비의 운용 통제부를 통해 무인 항공기의 자동착륙이 가능하도록 자동착륙 모드 명령신호를 입력하는 단계; (b) 지상통제 장비의 지상위치 추적부가 무인 항공기와 고주파 통신을 수행하여, 무인 항공기의 상대거리를 측정하고, 지상위치 추적부의 방위각을 측정해 무인 항공기의 상대위치 정보를 추적하는 단계; (c) 지상통제 장비의 지상 통신부가 `(b)`단계에서 추적한 무인 항공기의 상대위치 정보를 착지점 기준 X, Y, Z 좌표정보로 무인 항공기로 전송하는 단계; (e) 무인 항공기의 비행제어 컴퓨터가 `(c)`단계에서 수신한 상대위치 정보를 이용해 운용자가 설정해 놓은 착륙대기지점으로 이동 후 착륙경로를 생성하여 무인 항공기를 생성한 경로의 고도로 하강비행을 유도하는 단계; (f) 비행제어 컴퓨터가 착륙경로 선의 오차와 무인 항공기 상태를 체크하여, 회항 여부를 판단하는 단계; 및 (h) 비행제어 컴퓨터가 지상통제 장비가 위치한 착지점 에서의 측풍과 강하율을 고려하여, 디크랩 및 최종 프래어 기동 후 지상 제동후크에 의해 자동 착륙되도록 무인항공기를 제어하는 단계;를 포함하여, 자동착륙 과정 중 시스템 이상 또는 착륙 경로 이탈시 자동으로 회항하는 로직으로 안정성을 개선할 수 있는 효과가 있다. (대표도) 도3

Description

무인 항공기 자동착륙 방법
본 발명은 무인 항공기 자동착륙 방법에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는 종래 DGPS 대신 지상 정밀 레이더시스템을 이용해 산악지형에서 운용이 가능한 무인 항공기 자동착륙 방법에 관한 것이다.
기존 전술임무를 수행하는 고정익 무인 항공기는 이착륙을 담당하는 외부조종사(External Pilot : EP)와 임무 비행을 담당하는 내부조종사(Internal Pilot : IP) 그리고 EO/IR 영상 감지기 조종을 담당하는 감지기조종사(OP : Observer Pilot)에 의해 운용이 되어왔다.
하지만, 최근 DGPS 와 레이더/레이저 기술이 발전하면서 미국 AAI 사의 Shadow-200, 이스라엘 IAI 사의 I-View, Elbit 사의 Hermes, 스위스RUAG 사의 Ranger 등을 비롯한 전술급 무인기들의 자동이착륙 기능이 개발되고 있다.
그런데, 이러한 무인 항공기 대부분은 DGPS 를 기반으로 자동이착륙을 수행하며 활주로와 같은 개활지 환경에서 운용이 가능하도록 개발되어 왔다.
국내와 같이 산악지형이 많은 환경에서 이와 같은 이착륙 방식으로 임무가용성이 낮으며, 기동성을 필요로 하는 시스템에서 고정된 스테이션 방식의 DGPS 운용은 많은 제약이 따르는 문제점이 있다.
즉, 이착륙 장소가 변경될 경우 정확한 착지 위치를 재계측하여야 하고, DGPS 보정 기지국 설치 등으로 인해 상당한 시간 소요되어, 장소이동에 따른 운용에 상당한 제약이 따르는 문제점이 있다.
(선행기술문헌)
(특허문헌)
대한민국 등록특허공보 제10-1136120호(2012. 04. 05)
따라서, 본 발명은 상술한 문제점을 해결하기 위하여, DGPS 대신 지상 정밀 레이더시스템을 이용해 산악지형에서 운용이 가능한 무인 항공기 자동착륙 방법의 제공을 목적으로 한다.
상술한 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 무인 항공기 자동착륙 방법은 (a) 운용자가 지상통제 장비의 운용 통제부를 통해 무인 항공기의 자동착륙이 가능하도록 자동착륙 모드 명령신호를 입력하는 단계; (b) 지상통제 장비의 지상위치 추적부가 무인 항공기와 고주파 통신을 수행하여, 무인 항공기의 상대거리를 측정하고, 지상위치 추적부의 방위각을 측정해 무인 항공기의 상대위치 정보를 추적하는 단계; (c) 지상통제 장비의 지상 통신부가 `(b)`단계에서 추적한 무인 항공기의 상대위치 정보를 착지점 기준 X, Y, Z 좌표정보로 무인 항공기로 전송하는 단계; (e) 무인 항공기의 비행제어 컴퓨터가 `(c)`단계에서 수신한 상대위치 정보를 이용해 운용자가 설정해 놓은 착륙대기지점으로 이동 후 착륙경로를 생성하여 무인 항공기를 생성한 경로의 고도로 하강비행을 유도하는 단계; (f) 비행제어 컴퓨터가 착륙경로 선의 오차와 무인 항공기 상태를 체크하여, 회항 여부를 판단하는 단계; 및 (h) 비행제어 컴퓨터가 지상통제 장비가 위치한 착지점 에서의 측풍과 강하율을 고려하여, 디크랩 및 최종 프래어 기동 후 지상 제동후크에 의해 자동 착륙되도록 무인항공기를 제어하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 따른 무인 항공기 자동착륙 방법은 다양한 착륙 경로를 생성함으로써 국내와 같은 산악지형에서 운용이 가능한 효과가 있으며, 또한 자동착륙 과정 중 시스템 이상 또는 착륙 경로 이탈시 자동으로 회항하는 로직으로 안정성을 개선할 수 있는 효과가 있다.
도 1은 본 발명에 따른 무인 항공기 자동착륙 시스템을 도시한 도면
도 2는 본 발명에 따른 무인 항공기 자동착륙 시스템의 상세 블록도,
도 3은 본 발명에 따른 무인 항공기 자동착륙 방법을 설명하기 위한 흐름도,
도 4는 본 발명에 따른 무인 항공기 자동착륙 방법에 있어서 항로선 거리 오차를 최소화하는 기하학적인 측면 가이던스를 도시한 도면, 및
도 5는 착륙경로를 생성하는 단계를 도시한 도면이다.
이하, 첨부 도면을 참조하여 본 발명의 실시예를 보다 상세하게 설명하고자 한다. 이에 앞서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정하여 해석되어서는 아니 되며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여, 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다.
따라서, 본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가장 바람직한 일 실시예에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 상기 비행제어 컴퓨터(220)는
상기 무인 항공기(200)의 착륙지에 따른 임무계획에 따라 플랩 및 비행경로을 변경하여, 회항을 결정하는 것을 특징으로 하는 무인 항공기 자동착륙 방법.
있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.
도 1은 본 발명에 따른 무인 항공기 자동착륙 시스템을 도시한 도면이다.
도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 무인 항공기 자동착륙 시스템은 지상통제 장비(100) 및 무인 항공기(200) 를 포함한다.
도 2를 참조하여 상술한 구성들에 대하여 보다 상세히 설명하면, 먼저 지상에 위치하여 상기 무인 항공기(100)에 위치정보를 제공하는 상기 지상통제 장비(100)는 도 2에 도시된 바와 같이, 지상위치 추적부(110), 운용 통제부(120), 및 지상 통신부(130)를 포함한다.
상기 지상위치 추적부(110)는 감시 레이더로서 상기 무인 항공기(200)와 고주파 통신을 수행하여 상기 무인 항공기(200)의 상대거리를 측정하고, 상기 지상위치 추적부(110)의 방위각을 측정해 상기 무인 항공기의 상대위치 정보를 추적한다.
상기 지상 통신부(130)는 상기 지상위치 추적부(110)가 추적한 무인 항공기의 상대위치 정보를 상기 무인 항공기(200)로 송신한다.
상기 운용 통제부(120)는 상기 무인 항공기(200)의 자동착륙이 가능하도록 운용자가 자동착륙 모드 명령신호를 입력하거나, 자동착륙 중에 계획을 수정 및 회항명령 등의 통제신호를 입력하는 수단이다.
한편, 상기 무인항공기(200)는 트랜스 폰더(210), 비행제어 컴퓨터(220) 및 비행 통신부(230)을 포함한다.
대부분의 모든 항공기에 의무적으로 장착되어, 항공기의 항공편 번호와 고도정보를 송출하는 상기 트랜스 폰더(210)는 상기 지상통제 장비(100)의 지상위치 추적부(110)와 고주파 통신을 수행한다.
상기 비행제어 컴퓨터(220)는 상기 지상통제 장비(100)에서 제공한 상대위치 정보로 상기 지상통제 장비(100)가 설치된 곳으로 상기 무인 항공기(200)의 자동착륙을 유도한다.
상기 비행제어 컴퓨터(220)는, 상기 무인 항공기(200)에 탑재된 각종 센서 정보를 처리하는 비행상태 처리부(VSM:Vehicle State Management)(221), 비행운용모드를 관리하는 비행모드 관리부(FLTMM:Flight Mode Management)(222), 항로점과 경로 유도들 수행하는 유도부(GUID:Guidance)(223), 무인항공기의 자세/속도고도 제어를 수행하는 비행제어부(FLTCTRL:Flight Control)(224)를 포함한다.
자동착륙 관련 중요기능들에 대해 추가적으로 설명하며, 상기 비행상태 처리부(221)는 상기 지상위치 추적부(110)가 추적한 상대위치 정보를 필터링, 스위칭 및 좌표변환하고, 이착륙 헤딩(방향)을 판단한다.
상기 비행모드 관리부(222)는 자동착륙을 위한 순차적인 도표를 제공하고, 자동착륙 경로을 생성하며, 자동회항을 판단한다.
상기 유도부(223)는 WP(?)관리 및 유도정보를 계산하며, 상기 무인 항공기(200)의 착륙경로 중, 횡축 경로선을 유도한다.
상기 비행제어부(224)는 상기 무인 항공기(200)의 자세, 속도, 경로각을 제어하고, 동시에 착륙경로 중, 종축 경로선을 추종한다.
한편, 본 발명에 따른 무인 항공기 자동착륙 시스템은 정밀한 자동착륙을 위해서 정확한 고도와 위치정보를 회득하여야 하며, 시스템의 상태에 따라 센서정보를 선택적으로 사용해야 한다.
아래의 [표 1]에 기재된 바와 같이, 고도를 기준으로 Air Data, GPS/INS, PLT 의 데이터 특성을 비교한 표로써, Air Data 의 경우 가용도는 매우 높은 반면, 정확도가 낮고 시간, 날씨에 따라정보의 일관성이 떨어진다.
Property Air dada(Altitude) GPS/INS PLT
Accuracy Low Medium High
Availability High Medium Medium
Update Rate Medium Medium High
Consistency Low High Medium
반면 GPS/INS 는 일정한 가용성을 제공하지만 착륙에 필요한 정밀한 고도 정보를 제공하지 못하는 문제가 있다.
PLT 의 경우는 cm 단위의 정확도를 제공하지만 데이터링크를 통해 센서정보가 전송되므로 데이터링크의 패킷 손실, 시간지연, 장비 설치 오차 등의 영향을 받는다.
따라0서, 상기 비행제어 컴퓨터(220)의 비행상태 처리부(221)는 각각의 센서 데이터를 필터링하고 상황에 따라 선택 가능하도록 해야 한다.
상기 비행상태 처리부(221)에서는 각각의 센서 선택시, 스위치 순간에도 제어기에 영향을 최소화하기 위해 모든 데이터를 WGS-84 좌표로 통일시킨다.
또한, 상기 비행상태 처리부(221)에서는 상기 지상통제 장비(100)에서 착지점 기준의 X, Y, Z 값으로 전송되는 상대위치 정보를 데이터링크 패킷손실 및 불연속 데이터를 제거하기 위한 저주파 필터를 거치고 대략적인 상대위치 정보의 착지점 위치정보를 이용해 UTM 좌표로 변환하여 비행모드관리, 유도제어부, 비행제어부에 전송한다.
또한, 착륙 진입 경로생성과 상대위치 정보를 좌표변환할 때, 착륙지점의 헤딩 정보가 매우 중요하기 때문에, 상기 비행상태 처리부(221)는 운용자가 임의로 설정한 이륙대기지점, 착륙대기지점, GPLT 위치, TDP(Touch Down Point)의 기하학적인 관계로부터 지상위치 추적부(110) 즉, 상기 지상통제 장비(100)의 설치 헤딩과 착륙헤딩을 계산한 다음 이를 바탕으로 위치정보계산과 자동착륙 모드에서의 선회방향 판단, 상기 무인 항공기(200)의 진입유도 등을 수행한다.
상기 지상위치 추적부(110)는 감시 레이더로서 상기 무인 항공기(200)와 고주파 통신을 수행하여 상기 무인 항공기(200)의 상대거리를 측정하고, 상기 지상위치 추적부(110)의 방위각을 측정해 상기 무인 항공기의 상대위치 정보를 추적한다.
상기 비행 통신부(230)은 상기 지상통제 장비(110)의 지상 통신부(130)와 통신하며, 상기 상대위치 정보를 비롯한 각종 정보를 송수신한다.
이하에서, 상술한 구성을 갖는 무인 항공기 자동착륙시스템에 의한 무인 항공기 자동착륙 방법에 대하여 설명한다.
운용자가 상기 지상통제 장비(100)의 운용 통제부(120)를 통해 상기 무인 항공기(200)의 자동착륙이 가능하도록 자동착륙 모드 명령신호를 입력하는 단계를 수행한다(S100).
이후, 상기 자동착륙 모드 명령신호의 입력에 따라 상기 지상통제 장비(100)의 상기 지상위치 추적부(110)는 상기 무인 항공기(200)의 트랜스 폰더(210)와 고주파 통신을 수행하여, 상기 무인 항공기(200)의 상대거리를 측정하고, 상기 지상위치 추적부(110)의 방위각을 측정해 상기 무인 항공기(200)의 상대위치 정보를 추적하는 단계를 수행한다(S200).
상기 지상통제 장비(100)의 상기 지상 통신부(130)는 상기 `S200`단계에서 추적한 상기 무인 항공기(200)의 상대위치 정보를 현재 착지점 기준 X, Y, Z 좌표정보로 상기 비행 통신부(130)을 통해 상기 무인 항공기(200)로 전송하는 단계를 수행한다(S300).
상기 무인 항공기(200)의 비행제어 컴퓨터(220)는 상기 비행 통신부(130)을 통해 수신한 상대위치 정보를 이용해 운용자가 설정해 놓은 착륙대기지점으로 이동 후 착륙경로를 생성하여 상기 무인 항공기(200)를 생성한 경로의 고도로 하강비행을 유도하는 단계를 수행한다(S400).
참고로, 상기 하강비행 중 착륙 진입조건을 만족하면, 스케줄러에 따라 플랩을 전개하며, 자동착륙 제어기로 제어기를 제어한다.
상기 자동착륙 제어기는 종축과 횡축으로 분리할 수 있으며 횡축 제어기는 도 4에 도시된 바와 같이 항로선 거리 오차를 최소화하는 X-Track Guidance 를 사용한다.
임무비행에서의 항로점 유도시에는 코스헤딩과 GPS/INS 위치를 사용하므로 경로선 잔여오차가 거의 존재하지 않는다.
하지만 PLT 의 경우는 지상의 PLT 설치 헤딩 오차와 착륙진입시의 헤딩오차가 경로오차에 영향을 주며 최종적으로 자동착륙의 착지점 오차 요인으로 작용한다.
따라서, PLT 를 사용할 경우는 X-Track 오차를 최소화하기 위한 적분기와 적분기의 On/Off 및 리셋 조건들이 반드시 적용되어야 한다.
종축 제어기는 피치제어기와 경로각 제어기를 이용하여 착륙 경로를 정밀하게 추종하도록설계하였다. 반면 속도 부분은 쓰로틀을 이용해 제어하며 이 때 경로각 변위 구간에서의 속도저하를 최소화하기 위해 경로각에 대한 쓰로틀 보상값을 테이블로 적용하였다.
일반 임무시에는 비행 안정성 확보를 위해 피치를 이용해 속도를 제어하며, 쓰로틀로 고도를 제어한다. 하지만 자동착륙은 착륙 경로와 착지 정확도 확보를 위해 피치 제어를 경로추종에 사용하며 쓰로틀로 속도를 제어하도록 제어기가 스위치 된다.
한편, 상기 `S400`단계에서 착륙경로 생성에 대하여, 도 5를 참조하여 보다 상세히 설명하면, 상기 비행제어 컴퓨터(220)가 플레어고도와 만나는 지점에서 결정지점(FLF)을 생성하여 착지진입각을 결정하는 단계(S410)를 수행한다.
참고로, 도 5는 착륙경로를 생성하는 단계를 도시한 도면이다.
이후, 상기 비행제어 컴퓨터(220)가 결정지점(FLF)부터 IAF고도와 만나는 지점에서 착륙접근각을 결정하는 단계(S420)을 수행하며, TDP부터 IAF 연장선과 LDSTB가 만나는 착륙 진입시작점을 결정하고, 상기 TDP와 상기 착륙 진입시작점을 이어 초기진입각을 결정하는 단계를 수행한다(S430).
상기 비행제어 컴퓨터(220)는 상기 착륙경로선의 오차와 상기 무인 항공기(200) 상태를 체크하여, 회항 여부를 판단하는 단계를 수행한다(S500).
즉, `S500`단계에서 상기 비행제어 컴퓨터(220)는 누적된 이전 데이터들을 참고하여, 상기 착륙경로선의 오차와 상기 무인 항공기(200) 상태가 자동착륙이 가능한 범위 내인지에 따라 자동 회항 여부를 판단한다.
또한, 상기 비행제어 컴퓨터(220)는 상기 무인 항공기(200)의 착륙지에 따른 임무계획에 따라 플랩 및 비행경로을 변경하여, 회항을 결정할 수도 있다.
상기 비행제어 컴퓨터(220)는 상기 착륙경로선의 오차와 상기 무인 항공기(200) 상태가 자동착륙이 가능한 범위를 벗어난 경우(예를 들어 착륙 진입 중 착륙 경로를 벗어나거나 시스템 고장이 발생한 경우), 또는 운용자에 의해 착륙이 취소된 경우, 플래어(착륙직전 노즈기어 보호와 감속을 위하여 기수를 조금 올려 랜딩기어 부터 착지시켜 항공기를 보호하는 기술)전까지 상기 무인 항공기(200)를 자동으로 회항하거나, 운용자에 의한 상기 지상통제 장비(100)의 운용 통제부(120)의 통제에 따라 수동으로 회항하는 단계를 수행한다(S600).
이후, 상기 무인 항공기(200)의 상대위치 정보를 재추적하는 상기 `S200`단계 이후의 단계를 반복수행하거나, 착륙대기지점으로 귀환하여 다음 명령을 대기한다.
그러나, 상기 비행제어 컴퓨터(220)는 상기 착륙경로선의 오차와 상기 무인 항공기(200) 상태가 자동착륙이 가능한 범위 내인경우, 상기 지상통제 장비(100)가 위치한 착지점 근처에서 측풍과 강하율을 고려하여, 디크랩 및 최종 프래어 기동 후 지상 제동후크에 의해 안전하게 착륙되도록 제어하는 단계를 수행한다(S700).
즉, 상기 `S700`단계는 최종 접근은 플래어 구간에 해당되는 최종 접근 단계로, 이 때부터 회항이 불가하여 상기 비행제어 컴퓨터(220)는 최종 착륙에서 강하율 및 PLT 시간지연 등을 고려해 De-Crab 을 판단하고 착지점 통과 여부를 판단해 엔진 정지 명령을 인가한다. 착지 판단이 되면 노즈 스티어링 명령을 인가하여 활주로 중앙을 추종하도록 제어한다.
이상과 같이, 본 발명은 비록 한정된 실 시예와 도면에 의해 설명되었으나, 본 발명은 이것에 의해 한정되지 않으며 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 본 발명의 기술 사상과 하기에 기재될 청구범위의 균등 범위 내에서 다양한 수정 및 변형이 가능함은 물론이다.
(부호의 설명)
100 : 지상통제 장비
110 : 지상위치 추적부
120 : 운용 통제부
130 : 지상 통신부
200 : 무인 항공기
210 : 트랜스 폰더
220 : 비행제어 컴퓨터
221 : 비행상태 처리부
222 : 비행모드 관리부
223 : 유도부
224 : 비행제어부
230 : 비행 통신부

Claims (6)

  1. 지상의 지상통제 장비(100)와 상공의 무인 항공기(200)간 교신을 통한 상기 무인 항공기의 자동착륙 방법에 있어서,
    (a) 운용자가 상기 지상통제 장비(100)의 운용 통제부(120)를 통해 상기 무인 항공기(200)의 자동착륙이 가능하도록 자동착륙 모드 명령신호를 입력하는 단계;
    (b) 상기 지상통제 장비(100)의 상기 지상위치 추적부(110)가 상기 무인 항공기(200)와 고주파 통신을 수행하여, 상기 무인 항공기(200)의 상대거리를 측정하고, 상기 지상위치 추적부(110)의 방위각을 측정해 상기 무인 항공기(200)의 상대위치 정보를 추적하는 단계;
    (c) 상기 지상통제 장비(100)의 지상 통신부(130)가 상기 `(b)`단계에서 추적한 상기 무인 항공기(200)의 상대위치 정보를 착지점 기준 X, Y, Z 좌표정보로 상기 무인 항공기(200)로 전송하는 단계;
    (e) 상기 무인 항공기(200)의 비행제어 컴퓨터(220)가 상기 `(c)`단계에서 수신한 상대위치 정보를 이용해 운용자가 설정해 놓은 착륙대기지점으로 이동 후 착륙경로를 생성하여 상기 무인 항공기(200)를 생성한 경로의 고도로 하강비행을 유도하는 단계;
    (f) 상기 비행제어 컴퓨터(220)가 착륙경로 선의 오차와 상기 무인 항공기(200) 상태를 체크하여, 회항 여부를 판단하는 단계; 및
    (h) 상기 비행제어 컴퓨터(220)가 상기 지상통제 장비(100)가 위치한 착지점 에서의 측풍과 강하율을 고려하여, 디크랩 및 최종 프래어 기동 후 지상 제동후크에 의해 자동 착륙되도록 상기 무인항공기(200)제어하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 무인 항공기 자동착륙 방법.
  2. 제 1항에 있어서,
    상기 (f)단계와 상기 (h)단계 사이에,
    (g) 상기 무인 항공기(200)가 착륙 경로를 벗어나 회항이 결정된 경우, 착륙대기점으로 귀환하여 다음 명령을 대기하는 단계;를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 무인 항공기 자동착륙 방법.
  3. 제 1항에 있어서,
    상기 `(e)`단계는
    상기 비행제어 컴퓨터(220)의 비행상태 처리부(221)가 상기 지상위치 추적부(110)가 추적한 상대위치 정보를 필터링, 스위칭 및 좌표변환하고, 이착륙 헤딩(방향)을 판단하는 단계;를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 무인 항공기 자동착륙 방법.
  4. 제 3항에 있어서,
    상기 비행상태 처리부(221)는
    상기 상대위치 정보를 WGS-84좌표계로 변환하여 GPS/INS와 스위치 시키는 것을 특징으로 하는 무인 항공기 자동착륙 방법.
  5. 제 3항에 있어서,
    상기 비행상태 처리부(221)는
    상기 지상통제 장비(100)에서 착지점 기준의 X, Y, Z 값으로 전송되는 상기 상대위치 정보를 데이터링크 패킷손실 및 불연속 데이터를 제거하기 위한 저주파 필터로 필터링하는 것을 특징으로 하는 무인 항공기 자동착륙 방법.
  6. 제 1항에 있어서,
    상기 (f)단계에서,
    상기 비행제어 컴퓨터(220)는
    상기 무인 항공기(200)의 착륙지에 따른 임무계획에 따라 플랩 및 비행경로을 변경하여, 회항을 결정하는 것을 특징으로 하는 무인 항공기 자동착륙 방법.
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