WO2019045541A1 - 무인기 원선회 유도제어 오차 보상 시스템 및 방법 - Google Patents

무인기 원선회 유도제어 오차 보상 시스템 및 방법 Download PDF

Info

Publication number
WO2019045541A1
WO2019045541A1 PCT/KR2018/010202 KR2018010202W WO2019045541A1 WO 2019045541 A1 WO2019045541 A1 WO 2019045541A1 KR 2018010202 W KR2018010202 W KR 2018010202W WO 2019045541 A1 WO2019045541 A1 WO 2019045541A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
control
radius
command
heading
circular
Prior art date
Application number
PCT/KR2018/010202
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
문정호
박문수
박종근
Original Assignee
주식회사 대한항공
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 주식회사 대한항공 filed Critical 주식회사 대한항공
Publication of WO2019045541A1 publication Critical patent/WO2019045541A1/ko

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B6/00—Internal feedback arrangements for obtaining particular characteristics, e.g. proportional, integral or differential
    • G05B6/02—Internal feedback arrangements for obtaining particular characteristics, e.g. proportional, integral or differential electric
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/02—Control of position or course in two dimensions
    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
    • G08G5/0047—Navigation or guidance aids for a single aircraft
    • G08G5/0069—Navigation or guidance aids for a single aircraft specially adapted for an unmanned aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a system and method for compensating for unmanned raw circuit induction control errors, and more particularly, to a system and method for compensating unmanned raw circuit induction control errors using a geometric relationship between a response time of a heading control determined during designing an autopilot of a UAV And to compensate for the virtual turning radius command, thereby minimizing the turning radius error.
  • Raceway induction is an induction mode that maintains the turning radius determined by a constant speed command around the route point. It is the induction mode that is the most basic type of loiter type of RACetrack, Figure-8, ATC Hold etc. Mode.
  • the most commonly known method is to set the line point error controller to the inner loop and to set the contact point closest to the current flight position as the reference point from the origin to the previous route point (From WP) How to set the point (To WP).
  • This method has an advantage of minimizing the influence of the controller switching by using the line-line controller that has various requirements such as guidance accuracy, response time, and stability in the route point flight and the turn-by-turn flight.
  • the integrator note logic considering the turning direction, radius, flight mode change, wind condition, and the like must be complicatedly designed.
  • Filter design is required.
  • the present invention for solving the above-mentioned problem is to compensate the turning radius command of the vehicle using the relationship between the delay time of the heading control determined during the design of the autopilot of the UAV and the geometric relationship of the wheel,
  • the present invention aims to provide a system and method for compensating for an unmanned circular-arc induction control error that can minimize errors.
  • the compensation system comprises: a flight control computer for outputting a round radius command (cfnd) of the flying object to compensate the round round induction control error for the round radius command () and to generate a compensated round radius command ( w ⁇ sf )
  • a control rod driver for receiving the commanded radius command and driving the control rod
  • a navigation device for measuring the flight status of the flight and transmitting the flight status to the flight control computer.
  • the UAV compensation system of the present invention can improve the accuracy of the UAV by maintaining the precise radius of the round bar by eliminating the round radius error which is required for the UAV when the UAV uses the UAV command There is an effect that can be.
  • FIG. 1 is a block diagram of a UAV induction control error compensation system according to the present invention
  • FIG. 2 is a geometrical diagram for explaining that a vertical distance is fed back to a heading command
  • FIG. 3 is a diagram showing a geometric drawing of the circular induction when the air vehicle is positioned in the first quadrant when turning in the counterclockwise direction
  • FIG. 4 is a block diagram of a wire guidance system having a vertical distance for residual error analysis.
  • 5 is a graph showing a turning error relationship according to a turning radius command and a heading response delay,
  • FIG. 6 is a diagram showing a route line command when a command error is compensated
  • FIG. 7 is a graphical representation of a simulation result when the radius compensation system of the round-robin induction control error compensation system according to the present invention is included.
  • FIG. 8 is a graphical representation of simulation results when the UAV induction control error compensation system according to the present invention does not include a cup radius compensating unit.
  • FIG. 1 is a block diagram of a system for compensating for unmanned raw circuit induction control errors according to the present invention.
  • the unmanned centrifugal guidance control error compensating system includes a flight control computer 100, a steering wheel driver 200, a flying object 300, and a navigation device 400 .
  • the flight control computer 100 includes a flight mission management unit 110, a circular radius compensation unit 120, a circular route point generating unit 130, a route line control unit 140, (150), and a bank posture control unit (160).
  • the flight mission management unit 110 manages the mission task planning radius for the RCC And transmits it to the wire radius compensating unit 120.
  • the wire radius compensating unit 120 compensates the wire radius
  • the origin route point generating unit 130 converts the contact point of the turning radius into a 'previous route point (From Wp)' on the basis of the position of the flying object, To the current route point (To Wp).
  • Equation (3) the line-line error relation including the expression (2) is expressed by Equation (3) below.
  • Equation 41 is the gain in the control passage Seonyudo, is possible to be calculated as shown in Equation 5, required damping coefficient (or frequency) are designed below.
  • the route line control unit 140 generates a heading command J by feeding back the route line error between the 'previous route' (From Wp) and the 'current route point (To Wp)'. In other words, the route line control unit 140 feeds back the route line and the cross-track distance of the route in FIG. 2 as a heading command so that the flight vehicle follows the route line and finally, ) 'To generate a heading command as shown in Equation (6) below.
  • Equation 9 Equation 9
  • Equation 111 Equation 111
  • Equation (12) The above equation (6), (10), and (11) are substituted into the equation (9) in which the heading and line- The error equation is summarized in Equation (12) below.
  • the radius compensation unit 120 compensates an error of the received radius command ( ⁇ ) so that when generating the compensated radius command (E), the radius of the turning radius and the radius of the turning radius.
  • the radius R compensation unit 120 rearranges the above formula (15) so that the final radius command And generates a compensated radius command ( :) using Equation (1).
  • the heading control unit 150 generates a bank posture command by feeding back the heading command generated by the route line control unit 140 and the current heading state.
  • the bank posture control unit 160 feeds back the current bank attitude and the command value generated by the heading control unit 150 and controls the control unit such as the helicopter transverse axis cyclic control plane or the aileron control plane, And generates a control signal.
  • control-board driver 200 receives the control-board driver control signal and controls the airplane 300.
  • the flying object 300 is controlled by the control rod driver 200 and follows the guided route.
  • the navigation device 400 measures the flight state information of the air vehicle 300 such as a heading, a position information and the like and transmits the measured flight state information to the flight control computer 100.
  • the flight control computer 100 The control signal for controlling the control-board driver 200 can be corrected and generated by receiving feedback on the flight status information.
  • the simulation environment includes hierarchical control structure, wire guidance, route line controller, and heading controller roll controller, and the aviation model uses point-mass dynami cs including swing dynamics.
  • the bank angle limit is 20 degrees
  • the response time constant is 1 second
  • the heading control gain Kps i 1
  • the heading response time is about 3 seconds
  • the line control gain Kd 0.5 (deg / m) Is composed of a nonlinear system with trigonometric functions.
  • the simulation case was performed under various conditions by changing the speed, radius, time constant, and control gain.
  • the simulation result of the speed of 30 m / s and the turning radius of 50 dm is shown.
  • FIG. 7 shows that, in the UAV guided control error compensation system according to the present invention, even when the time passes by the circular track of the case where there is no round radius compensation unit 120, the turning radius error does not decrease, Can be found.
  • FIG. 8 is a diagram illustrating a case where the radius compensation unit 120 is included in the UAV induction control error compensation system according to the present invention, and the error caused by the heading error is within lm from the moment of turning turn. And the correct turning radius is maintained.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

본 발명에 따른 무인기 원선회 유도제어 오차 보상 시스템은 무인 비행체의 원선회 반경 명령 (Rcmd) 을 출력하여, 상기 원선회 반경 명령(Rcmd)에 대한 원선회 유도제어 오차를 보상하고, 보상된 원선회 반경 명령 (R͂cmd)을 생성하는 비행제어 컴퓨터; 상기 보상된 원선회 반경 명령을 수신하여 조종간을 구동하는 조종간 구동기; 상기 조종간 구동기(200)의 제어로 비행하는 무인 비행체; 및 상기 무인 비행체의 비행상태를 측정하여 상기 비행제어 컴퓨터로 상기 비행상태를 전송하는 항법장치;를 포함하여, 원선회 명령보상기를 이용해 무인항공기가 원선회 비행시 반드시 수반되는 원선회 반경 오차를 제거함으로써, 정밀한 원선회 반경을 유지하여 무인기 정찰 임무의 정확성을 높일 수 있는 효과가 있다.

Description

【명세서】
【발명의 명칭】
무인기 원선회 유도제어 오차 보상 시스템 및 방법
【기술분야】
<0001> 본 발명은 무인기 원선회 유도제어 오차 보상 시스템 및 방법에 관한 것으로 써， 더욱 상세하게는 무인기의 자동비행 (Autopi lot )설계시 결정되는 헤딩제어의 응 답지연시간과 원선회의 기하학적 관계를 이용하여 가상의 선회반경 명령을 보상해 줌으로써 선회반경오차를 최소화할 수 있는 무인기 원선회 유도제어 오차 보상 시 스템 및 방법에 관한 것이다.
【배경기술】
<0002> 원선회 유도는 항로점을 중심으로 일정한 속도명령으로 정해진 선회반경을 유지하는 유도모드로써， Racetrack , Figure-8 , ATC Hold 등 무인기의 선회대 기 (Loi ter ) 형태 중 가장 기본이 되는 유도모드이다.
<0003> 가장 일반적으로 알려진 방법으로는 항로선 오차 제어기를 내부 루프로 하여 원점을 기준으로 현재 비행체 위치와 가장 가까운 접점을 이전 항로점 (From WP)으 로 설정하고 일정 거리의 직선위치를 현재 항로점 (To WP)로 설정하는 방법아다.
<0004> 이 방법은 항로점 비행과 선회 대기 비행에서 유도 정확도, 응답시간， 안정 성 등의 다양한 요구사항이 검증된 항로선 제어기를 사용함으로써 제어기 전환에 의한 영향을 최소화할 수 있는 장점이 있다.
<0005> 반면， 항로선 유도를 내부 루프로 사용하며， 원 또는 곡선 명령이 지속적으 로 인가되는 경우는 내부 루프의 웅답지연에 의해 선회반경 잔여오차가 존재하는 한계가 있다. - <0006> 이러한 곡선 경로 유도 문제를 해결하기 위해 일정한 전진거리에 위치한 기 상의 항로점을 지속적으로 추적하는 방법， 가속도를 피드백하는 방법， 적분기를 추 가하는 방법 등 다양한 유도방법이 연구되어 왔다.
<0007> 하지만， 적분기를 사용하는 경우는 선회방향， 반경.， 비행모드 변경， 바람 조 건 등을 고려한 적분기 노트 로직이 복잡하게 설계되어야 하며, 가속도 피드백 방 식의 경우， 신뢰성 높은 가속도 센서 및 관련 필터 설계가 필요하다.
<0008> 두 방식 모두 기존의 내부 제어기 구조를 수정하고 항로선 유도모드 전환시 웅답 요구조건 등을 별도로 검증해야 하는 문제점이 있다.
<0009> (선행기술문헌 )
<0010> (특허문헌 )
<οοπ> 대한민국 공개특허공보 게 10-2008-0067368호 (2008. 07. 18)
【발명의 상세한 설명】
【기술적 과제】
<ooi2> 상술한 문제점을 해결하기 위한 본 발명은 무인기의 자동비행 (Autopi lot )설 계시 결정되는 헤딩제어의 웅답지연시간과 원선회의 기하학적 관계를 이용하여 가 상의 선회반경 명령을 보상해줌으로써 선회반경오차를 최소화할 수 있는 무인기 원 선회 유도제어 오차 보상 시스템 및 방법의 제공올 목적으로 한다.
【기술적 해결방법】
<0013> 상술한 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 무인기 원선회 유도제어 오차 보상 시스템은 비행체의 원선회 반경 명령 ( cfnd )을 출력하여， 상기 원선회 반경 명령 ( )에 대한 원선회 유도제어 오차를 보상하고， 보상된 원선회 반경 명령 ( w<sf )을 생성하는 비행제어 컴퓨터；상기 보상된 원선회 반경 명령 을 수신하여 조종간을 구동하는 조종간 구동기 ; 상기 조종간 구동기 (200)의 제어로 비행하는 비행체 ; 및 상기 비행체의 비행상태를 측정하여 상기 비행제어 컴퓨터로 상기 비행상태를 전송하는 항법장치;를 포함하는 것을 특징으로 한다.
【발명의 효과】
<0014> 본 발명에 따른 무인기 원선회 유도제어 오차 보상 시스템은 원선회 명령보 상기를 이용해 무인항공기가 원선회 비행시 반드시 수반되는 원선회 반경 오차를 제거함으로써， 정밀한 원선회 반경을 유지하여 무인기 정찰 임무의 정확성을 높일 수있는 효과가 있다.
【도면의 간단한 설명】
<0015> 도 1은 본 발명에 따른 무인기 원선회 유도제어 오차 보상 시스템의 블럭도，
<0016> 도 2는 수직거리가 헤딩명령으로 피드백되는 것을 설명하기 위한 기하학적 도면，
<0017> 도 3은 비행체가 반시계방향으로 선회시 1사 분면에 위치할 때 원선희 유도 의 기하학적 도면，
<0018> 도 4는 잔여오차 해석을 위한 수직거리를 갖는 원선회 유도 시스템의 블록 <0019> 도 5는 선회반경 명령과 헤딩 응답지연에 따른 선회오차 관계를 도시한 그래 프 도면，
<0020> 도 6은 원선회 오차가 보상된 명령이 인가될 때 항로선 명령을 도시한 도면，
<0021> 도 7은 본 발명에 따른 무인기 원선회 유도제어 오차 보상 시스템이 원선회 반경보상부를 포함한 경우 시뮬레이션 결과 그래프 도면， 및
<0022> 도 8은 본 발명에 따른 무인기 원선회 유도제어 오차 보상 시스템이 원선회 반경보상부를 포함하지 않은 경우 시뮬레이션 결과 그래프 도면이다.
【발명의 실시를 위한최선의 형태】
<0023> 이하， 첨부 도면을 참조하여 본 발명의 실시예를 보다 상세하게 설명하고자 한다.
<0024> 또한， 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적 인 의미로 한정하여 해석되어서는 아니 되며， 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최 선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입 각하여， 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다.
<0025> 따라서， 본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 가 장 바람직한 일 실시예에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로， 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변 형예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.
<0026> 도 1은 본 발명에 따른 무인기 원선회 유도제어 오차 보상 시스템의 블럭도 이다. <0027> 도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 무인기 원선회 유도제어 오차 보 상 시스템은 비행제어 컴퓨터 (100)， 조종간 구동기 (200)， 비행체 (300)， 및 항법장 비 (400)를 포함한다.
<0028> 보다 구체적으로， 상기 비행제어 컴퓨터 (100)는 비행임무관리부 (110)， 원선 회 반경보상부 (120)， 원선회 항로점 생성부 (130), 항로선 제어부 (140)， 헤딩 제어 부 (150)， 및 뱅크자세 제어부 (160)를 포함한다.
<0029> 상기 비행임무관리부 (110)는 원선회 임무를 위한 임무계획 원선회 반경 명
Figure imgf000007_0001
)을 출력하여 상기 원선회 반경보상부 (120)로 전달한다.
상기 원선회 반경보상부 (120)는 전달받은 상기 원선회
Figure imgf000007_0002
령( emd )에 대한 오차를 보상하여 아래의 [수학식 1]를 이용해 보상된 원 선회 반경 명령 )을 생성한다.
<0031> 【수학식 1】
Figure imgf000007_0003
<0032>
<oo33> m . 임무계획 원선희 반경 명령 <0034> ' ： 보상된 원선회 반경 명령
<0035> Vo : 무인기 속도
<0036> τ： 헤딩제어 웅답지연
<0037> Kd : 항로선유도제어 이득
<0038> 상기 원선회 항로점 생성부 ( 130)는 도 2에 도시된 바와 같이 비행체 위치를 기준으로 선회반경의 접점을 '이전항로점 (From Wp) '으로， 일정거리 전방의 원의 접 선 위치를 '현재 항로점 (To Wp) '으로 생성한다.
<0039> 비행체 속도 (V)는 일정하며， 항로선 헤딩과 비행체의 헤딩 차이가 작다고 가 정하면， 항로선 거리 오차와 헤딩의 관계는 아래의 [수학식 2]와 같다. <0040> 【수학식 2】
Figure imgf000008_0001
<0042> 헤딩 제어 웅답을 1차 지연 (Lag) 시스템으로 가정하고 상기 [수학식 2]를 포 함하는 항로선 오차 웅답 관계식은 아래의 [수학식 3]과 같다.
<0043> 【수학식 3】
Figure imgf000008_0002
<0045> 항로선 거리 오차를 헤딩으로 피드백하는 폐루프 시스템은 아래의 [수학식
4]와 같이 정리할 수 있다. 【수학식 41
Figure imgf000009_0001
' 상기 [수학식 4]에서 Kd는 항로선유도제어 이득으로써， 아래의 [수학식 5]와 같이 계산되며， 요구되는 댐핑계수 (또는 주파수)로 설계가 가능하다.
【수학식 5】
Figure imgf000009_0002
상기 항로선 제어부 (140)는 상기 '이전항로점 (From Wp)과 상기 '현재 항로 점 (To Wp)'을 잇는 항로선 오차를 피드백하여 헤딩명령( J )을 생성한다. 즉， 상기 항로선 제어부 (140)는 도 2에서 항로선과 비행체의 수직거 리 (Cross-track distance)를 헤딩명령으로 피드백함으로써， 비행체가 항로선을 추 종하고 최종적으로 '현재 항로점 (To Wp)'으로 비행체가 유도되도록 하는 아래의 [수학식 6]와 같이 헤딩명령을 생성한다.
【수학식 6】
Figure imgf000009_0003
Ύ rej
헤딩명령
： 원의 접선헤딩
K
Figure imgf000010_0001
항로선유도제어
한편， 상기 [수학식 6] 및 도 3에서 6 는 비행체 위치에서 원과의 접
선 방향 기준헤딩이고， J 은 상기 항로선 제어부 ( 140)에서 출력되는 헤딩명 령이다. ψ leo ψ ret
상기 원의 접선 기준 헤딩 ( 6 )과 비행체 헤딩 ( J ) 차이가 작 다고 가정하면， 원선회 항로선 오차의 미분은 아래의 [수학식 기과 같다. 【수학식 7]
Figure imgf000010_0002
E
Ψ leg 다시, 상기 [수학식 기를 미분하면 가속도 관계식이 되고， 는 일정한 원선회 운동을 하고 있으므로， 상기 관계식은 기준 선회반경과 속도로 아래 의 [수학식 8]과 같다. <0063> 【수학식 8】
Figure imgf000011_0001
<0065> 상기 비행체가 일정한 선회율로 원선회하는 경우， 헤딩과 항로선 오차 관계 식인 상기 [수학식 8]을 주파수 웅답으로 나타내면 아래의 [수학식 9]와 같다. 【수학식 9】
Figure imgf000011_0002
<0068> 도 4의 원선회 유도 시스템에서 헤딩 페루프 시스템은 아래의 [수학식 1이과 x dg
같이 시상수 (Time constant )가 인 1차 지연시스템으로 가정한다.
<0069> 【수학식
<0070>
Figure imgf000011_0003
Figure imgf000011_0004
<0071> 한편， 원의 접선 헤딩 ( )은 일정한 각속도로 선회한다고 가정하면, 선회율의 기울기로 선형적으로 증가하는 적분기 형태로 아래의 [수학식 11]과 같이 표현할 수 있다. 【수학식 111
^세 ^니 - 상기 [수학식 6]， [수학식 10].， 및 [수학식 11]을 각각 헤딩과 항로선 오차 관계식이 주파수 웅답으로 변환된 상기 [수학식 9]에 대입하여 원선회 반경 오차식 으로 정리하면 아래의 [수학식 12]와 같다.
【수학식 12]
Figure imgf000012_0001
내부루프 (해딩제어)의 웅답지연에 의해 발생하는 원선회 반경의 정상상태 오 차는 상기 [수학식 12]에서 시간이 무한대일 때의 값이므로 아래의 [수학식 13]과 같다.
【수학식 13]
Figure imgf000012_0002
도 5에 도시된 바와 같이 상술한 [수학식 13]에서 선회반경 (R)이 작을수록, 헤딩 폐루프의 시상수가 커질수록 오차가 증가함을 알 수 있다. 한편， 상기 원선회 반경보상부 ( 120)는 전달받은 상기 원선회 반경 명 령( ^ ^ )에 대한 오차를 보상하여， 보상된 원선회 반경 명령 ( 에 을 생성할 때， 선회반경과 응답지연에 따른 선회 반경 오차 관계식인 상기 [수학식
13]을 이용하면， 선회 오차를 고려한 선회반경 보상명령을 아래의 [수학식 14]와 같이 생성하고，
【수학식 14】
<0084>
<0085> 상기 [수학식 14]를 선회 명령값으로 정리하면， 아래의 [수학식 15]를 생성 한다.
<0086> 【수학식
Figure imgf000013_0001
<0087>
<0088> 상기 [수학식 15]에서 "*는 원선회 유도시 실제 선회반경 R을 생성
하기 위해 필요한 선회반경 명령이고， R과 는 모두 0보다 큰 값이므로， 상기 원선회 반경보상부 ( 120)는 상기 [수학식 15]이 재정리되어 최종반경 명령을 나타내는 [수학식 1]을 가지고 보상된 원선회 반경 명령 ( : )을 생성한다.
<0089> 상술한 바와 같이 상기 원선회 반경보상부 ( 120)에 의해 보상된 원선회 반경 명령이 인가되는 경우， 도 6에 도시된 바와 같이 실제 임무계획에서 작성한 선회반 경 보다 작은 선회반경에 접하는 가상의 기준항로선이 생성되어 원선회를 유도함을 알 수 있다.
<0090> 상기 헤딩 제어부 ( 150)는 상기 항로선 제어부 ( 140)가 생성한 헤딩 명령과 현 재 헤딩 상태를 피드백하여 뱅크자세 명령을 생성한다.
<009i> 상기 뱅크자세 제어부 ( 160)는 상기 헤딩 제어부 ( 150)가 생성한 현재의 뱅크 자세와 명령 값을 피드백하여 헬리콥터 횡축 사이클릭 조종간 또는 에일러론 조종 면과 같은 조종장비를 제어할 수 있는 조종간 구동기 제어신호를 생성한다.
<0092> 한편， 상기 조종간 구동기 (200)는 상기 조종간 구동기 제어신호를 수신하여 상기 비행체 (300)를 제어한다.
<0093> 상기 비행체 (300)는 상기 조종간 구동기 (200)의 제어를 받아 유도된 항로를 따라 비행한다.
<0094> 상기 항법장비 (400)는 헤딩， 를， 위치 정보 등과 같은 상기 비행체 (300)의 비행상태 정보를 측정하여， 상기 비행제어 컴퓨터 ( 100)로 전송하고， 상기 비행제어 컴퓨터 ( 100)가 비행상태 정보를 피드백 받아 상기 조종간 구동기 (200)를 제어할 수 있는 제어신호를 보정하여 생성할 수 있도록 한다.
<0095> 한편， 상술한 바와 같은 구성을 갖는 본 발명에 따른 무인기 원선회 유도제 어 오차 보상 시스템에 의한 원선회 반경보상부 성능 검증을 위해 수행한 시뮬레이 션 결과는 다음과 같다.
<0096> 시물레이션 환경은 계층적 제어 구조로 원선회 유도， 항로선 제어기， 헤딩 제어기 롤 제어기를 포함하고 비행체 모델은 선회 동역학을 포함한 Point-mass Dynami cs를 사용하였다.
<0097> 뱅크 각 제한은 20도， 를 응답 시상수는 1초， 헤딩 제어 이득 Kps i=l , (헤딩 응답시간은 약 3초)， 항로선 제어이득 Kd=0.5(deg/m) , 원선회 유도는 삼각함수가 포함된 비선형 시스템으로 구성하였다.
<0098> 시뮬레이션 케이스는 속도， 반경， 시상수， 제어이득을 변경하여 다양한 조건 에서 수행하였으며, 본 발명에서는 대표적으로 속도 30m/s , 선회반경 50( dml 원선 회 시물레이션 결과를 비교， 도시하였다.
<0099> 그 결과， 도 7은 본 발명에 따른 무인기 원선회 유도제어 오차 보상 시스템 에서 원선회 반경보상부 ( 120)가 없는 경우의 원선회 궤적으로 시간이 지나더라도 선회반경 오차가 줄지않고 잔여오차가 약 20m 발생하는 것을 알수 있다.
<οιοο> 반면， 도 8은 본 발명에 따른 무인기 원선회 유도제어 오차 보상 시스템에서 원선회 반경보상부 ( 120)가 포함된 경우로 선회진입 순간부터 선회 오차가 lm 이내 로 헤딩 웅답지연에 의한 오차가 보상되어 정확한 선회반경이 유지되는 것을 알 수 있다.
<οι ο ι> 이상과 같이， 본 발명은 비록 한정된 실시예와 도면에 의해 설명되었으나， 본 발명은 이것에 의해 한정되지 않으며 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지 식을 가진 자에 의해 본 발명의 기술 사상과 하기에 기재될 청구범위의 균등 범위 내에서 다양한 수정 및 변형이 가능함은 물론이다. (부호의 설명)
100 ： 비행제어 컴퓨터
110 ： 비행임무관리부
120 ： 원선회 반경보상부
130 ： 원선회 항로점 생성부
140 ： 항로선 제어부
150 ： 해딩 제어부
160 ： 뱅크자세 제어부
200 ： 조종간 구동기
300 ： 비행체
400 ： 항법장비

Claims

【청구의 범위】
【청구항 1】 무인 비행체의 원선회 반경 명령 (
Figure imgf000017_0001
)을 출력하여， 상기 원선회 반경 명령 ( )에 대한 원선회 유도제어 오차를 보상하고, 보상된 원선회 반경 명령 ( )을 생성하는 비행제어 컴퓨터 (100);
상기 보상된 원선회 반경 명령을 수신하여 조종간을 구동하는 조종간 구동 기 (200);
상기 조종간 구동기 (200)의 제어로 비행하는 무인 비행체 (300); 및 상기 비행체의 비행상태를 측정하여 상기 비행제어 컴퓨터 (100)로 상기 비행 상태를 전송하는 항법장치 (400);를 포함하는 것을 특징으로 하는 무인기 원선회 유 도제어 오차보상 시스템 .
【청구항 2】
제 1항에 있어서，
상기 비행제어 컴퓨터 (100)는 원선회 임무를 위한 원선회 반경 명령 ( )을 출력하는 비행임무 관리부 (110); 상기 원선회 반경 명령 ( emd )을 수신하여 오차를 보상하여 보상된 원선회 반경 명령 )을 생성하는 원선회 반경보상부 (120);
상기 무인 비행체의 위치를 기준으로 선회반경의 접점을 '이전항로점 (From Wp)'으로， 소정거리 전방에 대한 원의 접선 위치를 '현재 항로점 (To Wp)'으로 생성 하는 원선회 항로점 생성부 (130);
상기 '이전항로점 (From Wp)과 상기 '현재 항로점 (To Wp)'을 잇는 항로선 오 차를 피드백하여 헤딩명령(
Figure imgf000018_0001
)을 생성하는 항로선 제어부 (140);
상기 항로선 제어부 (140)가 생성한 헤딩명령과 현재 헤딩 상태를 피드백하여 뱅크자세 명령을 생성 헤딩 제어부 (150); 및
상기 헤딩 제어부 (150)가 생성한 뱅크자세와 명령 값을 피드백하여 상기 무 인 비행체의 조종간 또는 조종면과 같은 조종장비를 제어할 수 있는 제어신호를 생 성하는 뱅크자세 제어부 (160);을 포함하는 것올 특징으로 하는 무인기 원선회 유도 제어 오차 보상 시스템 .
【청구항 3】
제 2항에 있어서，
상기 원선회 반경보상부 (120)는 4¾i
Figure imgf000019_0001
수학식 로 보상된 원선회
반경 명령 ( 에 생성하는 것을 특징으로 하
차 보상 시스템 . cmd 임무계획 원선회 반경 명령
1 ^ ： 보상된 원선회 반경 명령
Vo : 무인기 속도
τ： 헤딩제어 응답지연
Κ
Figure imgf000019_0002
항로선유도제어
【청구항 4】
제 2항에 있어서，
상기 항로선 제어부 ( 140)는
Figure imgf000019_0003
수학식 로 상기 헤딩명
것을 특징으로 하는 무인기 원선회 유도제어 오차 보상 시스템ᅳ ： 헤딩명령 원의 접선헤딩
Figure imgf000020_0001
항로선유도제어
【청구항 5】
제 3항 또는 게 4항에 있어서
Figure imgf000020_0002
상기 항로선 유도제저 이득 ( )은
Figure imgf000020_0003
수학식 로 계산되는 것을 특 징으로 하는 무인기 원선회 유도제어 오차 보상 시스템
PCT/KR2018/010202 2017-09-01 2018-09-03 무인기 원선회 유도제어 오차 보상 시스템 및 방법 WO2019045541A1 (ko)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR10-2017-0111683 2017-09-01
KR1020170111683A KR102067071B1 (ko) 2017-09-01 2017-09-01 무인기 원선회 유도제어 오차 보상 시스템 및 방법

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2019045541A1 true WO2019045541A1 (ko) 2019-03-07

Family

ID=65527710

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/KR2018/010202 WO2019045541A1 (ko) 2017-09-01 2018-09-03 무인기 원선회 유도제어 오차 보상 시스템 및 방법

Country Status (2)

Country Link
KR (1) KR102067071B1 (ko)
WO (1) WO2019045541A1 (ko)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116736747A (zh) * 2023-08-15 2023-09-12 陕西德鑫智能科技有限公司 一种无人机应急处理方法及装置

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110531788B (zh) * 2019-09-24 2023-04-07 北京佰才邦技术股份有限公司 无人机的巡航控制方法、装置和电子设备
KR102671494B1 (ko) * 2021-11-09 2024-05-31 한국항공우주연구원 오프셋 운동 설계에 근거한 무인 이동체의 경유점 통과 제어 방법 및 경유점 통과 제어 시스템

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100842105B1 (ko) * 2007-06-15 2008-06-30 주식회사 대한항공 무인항공기의 신뢰성 확보를 위한 가상 비행시험 방법
KR20100016915A (ko) * 2008-08-05 2010-02-16 주식회사 대한항공 무인항공기의 비행제어장치 및 그 제어방법
KR20170064019A (ko) * 2015-11-30 2017-06-09 (주)씽크포비엘 무인 항공기 자율비행 제어 검증 방법 및 장치

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20080067368A (ko) 2008-05-30 2008-07-18 벨 헬리콥터 텍스트론 인크. 자동 선회 비행을 위한 제어 시스템

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100842105B1 (ko) * 2007-06-15 2008-06-30 주식회사 대한항공 무인항공기의 신뢰성 확보를 위한 가상 비행시험 방법
KR20100016915A (ko) * 2008-08-05 2010-02-16 주식회사 대한항공 무인항공기의 비행제어장치 및 그 제어방법
KR20170064019A (ko) * 2015-11-30 2017-06-09 (주)씽크포비엘 무인 항공기 자율비행 제어 검증 방법 및 장치

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
MOON, JUNG HO ET AL.: "Design of Generalized UAV Loitering Guidance Law", KSAS 2016 SPRING CONFERENCE, April 2016 (2016-04-01), pages 494 - 495, Retrieved from the Internet <URL:http://www.dbpia.co.kr> *
MOON, JUNG HO ET AL.: "Guidance Compensator for Cross-track Based Circle Loitering", PROCEEDINGS OF KSAS 2017 SPRING CONFERENCE, 20 April 2017 (2017-04-20) *
PARK, JONG GEUN ET AL.: "Attitude Controller Design Based on Model Following Control (MFC) Law for Unmanned Helicopter", KSAS 2015 FALL CONFERENCE, November 2015 (2015-11-01), pages 1676 - 1681, Retrieved from the Internet <URL:http://www.dbpia.co.kr> *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116736747A (zh) * 2023-08-15 2023-09-12 陕西德鑫智能科技有限公司 一种无人机应急处理方法及装置
CN116736747B (zh) * 2023-08-15 2023-11-14 陕西德鑫智能科技有限公司 一种无人机应急处理方法及装置

Also Published As

Publication number Publication date
KR20190025258A (ko) 2019-03-11
KR102067071B1 (ko) 2020-01-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105259908B (zh) 一种雷达引导无人机自动着舰制导与控制系统及其控制方法
US7228227B2 (en) Bezier curve flightpath guidance using moving waypoints
Curry et al. L+ 2, an improved line of sight guidance law for UAVs
CN107807663A (zh) 基于自适应控制的无人机编队保持控制方法
Park Avionics and control system development for mid-air rendezvous of two unmanned aerial vehicles
Oliveira et al. Ground target tracking control system for unmanned aerial vehicles
CN105425812B (zh) 一种基于双模型下的无人机自动着舰轨迹控制方法
WO2019045541A1 (ko) 무인기 원선회 유도제어 오차 보상 시스템 및 방법
Regina et al. UAV guidance law for ground-based target trajectory tracking and loitering
CN104865970A (zh) 一种无人机飞行轨迹跟踪控制系统
Boyle et al. Autonomous maneuver tracking for self-piloted vehicles
Yamasaki et al. Sliding mode based pure pursuit guidance for UAV rendezvous and chase with a cooperative aircraft
CN112596546A (zh) 一种基于长机行为预测的僚机编队控制系统及方法
De Ridder et al. Optimal longitudinal trajectories for reusable space vehicles in the terminal area
Galffy et al. Nonlinear 3D path following control of a fixed-wing aircraft based on acceleration control
Bencatel et al. Formation control with collision avoidance
CN111338374A (zh) 无人机集群编队控制方法
CN107450313B (zh) 基于自适应控制的无人机自动驾驶仪控制系统
Safwat et al. Robust Nonlinear Flight Controller For Small Unmanned Aircraft Vehicle based on Incremental BackStepping
Sedlmair et al. Design and experimental validation of UAV control laws-3D spline-path-following and easy-handling remote control
Yamasaki et al. Sliding mode-based pure pursuit guidance for unmanned aerial vehicle rendezvous and chase with a cooperative aircraft
Xu et al. Multi-eye guidance method for uavs path following
Park Autonomous aerobatic flight by three-dimensional path-following with relaxed roll constraint
Chen et al. UAVs formation flight control based on following of the guidance points
Liu et al. Coordinated landing control of unmanned aerial vehicle

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 18852577

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 18852577

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1