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무인항공기(UAV)의 비행체 내부 시스템 구성
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무인항공기는 영어로 Unmanned Aerial Vehicle (UAV) 또는 Uninhabited Aerial Vehicle 이라 표기되며, 비행제어시스템의 자율성이 특히 강조되기 때문에 지상에서이기는 하지만 사람의 조종이 위주가 되는 Remotely Piloted Vehicle(RPV), Drone 등과 굳이 구별되기도 한다. 무인항공기는 일반적으로 조종사가 없이 사전에 입력된 프로그램에 따라 또는 비행체 스스로 주위 환경(장애물, 항로)을 인식하고 판단하여 자율비행(Autonomous Flying)하는 비행체를 말한다. 본 주제에서는, 무인항공기의 기본적인 비행체 내부 시스템에 대하여 알아보고, 비행체 내부의 기본적인 구조에 대하여 각각 자세히 기술하겠다.



  기본적인 비행체 내부 시스템  





  FCC (Flight Contol Computer)  

▲ 각종 비행제어 컴퓨터 (FCC)


비행제어 컴퓨터(FCC)는 무인항공기 제어와 관련된 가장 핵심 장비로서, 항공기 위치 및 자세 정보들을 이용하여 항공기 자세 및 유도 제어 명령을 생성하여 항공기를 제어하게 된다. 또한 항공기에 탑재된 AHRS와 GPS와 같은 센서 장비에서 수신한 자세 정보 및 위치 정보들을 통신 모뎀을 사용하여 지상으로 실시간으로 송신하며, 동시에 내부 저장매체에 필요 데이터들을 저장하여 상태 확인 및 차후 연구와 성능개선에 사용할 수 있다.

비행 제어 컴퓨터는 AHRS에서 전송되는 각 축의 각도, 각속도, 선축 가속도와 같은 자세 정보들과 GPS에서 전송되는 위도, 경도, 고도, 속도, Heading과 같은 위치 정보들을 수신하여 저장하며, 동시에 설정된 임무에 따라 자동 제어 명령을 생성하여 PWM Generator로 전송하여 항공기를 제어하게 된다. 지상에서는 수동 조종 명령을 수신하여 저장하며, 동시에 사용자가 전송하는 임무 번호를 수신하여 FCC에 설정된 임무에 반영하여 다양한 설정에 따른 항공기의 반응을 사용자가 실시간으로 확인할 수 있도록 구성하였다. 또한 항공기에서 측정한 각종 비행 Data들을 지상으로 송신하여 실시간으로 항공기의 상태 확인이 가능하도록 하였다.

▲ 비행 제어 컴퓨터 작동 개념도 (Flight Control Computer Operation Concept)


FCC는 CPU, 메모리, 버스 인터페이스 등으로 구성되는 CPU port, discrete 입출력용 port, DDV servo회로 및 전원모듈로 1개의 채널(1중)을 구성하고, 이것을 3중 채널로 내장시켜 3중으로 구성 하였다. 또한 만일 소프트웨어 상 문제가 발생하거나 낙뢰에 의해 디지털 부분 3중 채널에 고장이 발생한 경우에도 안전한 비행을 유지 가능하도록 아날로그 back-up 회로 (ABU)도 1개를 갖는다. 최근 고밀도 장착기술을 활용함으로써 T-2 CCV 당시에 비해 중량·부피가 약 1/3이하로 소형화 되고 신뢰성도 향상되기에 이르렀다.

비행제어 컴퓨터에서는 지상제어 시스템과의 통신 / 항법센서, GPS등 외부 장치와의 인터페이스 / Guidance 알고리즘 / 미션관리 루틴 / 서보제어출력 연산 알고리즘을 수행한다. 초기에 무인기를 연구하는 데에서는 비행제어 컴퓨터 용도로 제작된 PC-104인터페이스의 386, 팬티엄 프로세서 등을 사용하였으나 부피, 무게, 소모전류과다 등의 이유로 요즘은 임베디드 시스템으로 대부분 개발하고 있는 추세이다.




  탑재 센서  

자동비행시스템에 사용되는 센서로는 AHRS, ADS, GPS, RPM 측정센서가 있다. AHRS는 항공기의 자세 및 자세각속도와 가속도를 측정하며, ADS는 대기속도, 압력고도, 수직속력을 측정하고, GPS는 항공기의 위치를 측정한다. 이러한 센서들의 출력은 항공기의 항법/자동조종을 위한 기본 정보가 된다. 그리고 RPM 측정센서는 항공기 엔진의 RPM을 측정한다. 이러한 정보는 조종면이나 엔진의 고장 여부 판단을 위하여 사용된다. 모든 센서의 출력신호는 비행제어컴퓨터로 연결되며, 비행제어 컴퓨터에서는 센서 신호를 바탕으로 항법/자동조종에 필요한 정보를 계산하고, 지상제어시스템으로 항법 및 항공기 상태정보를 전송한다.


(1) AHRS (Attitude Heading Reference System)

AHRS는 롤과 피치를 계산하는 센서로 자이로와 가속도계를 이용하여 정확한 동체의 자세를 계산한다. 일반적으로 동체의 자세는 자이로를 이용하여 동체의 각속도를 측정한 후 적분하여 계산을 수행한다. 그러나 저가형 자이로의 출력에는 센서 오차가 포함되어 있으므로 정확한 각속도 측정이 불가능하다. 그리고 자이로에 포함된 매우 작은 오차도 적분과정을 거치면서 자세오차가 기하급수적을 커져 발산하게 된다. 그래서 일반적인 ARS는 자세 계산을 위하여 가속도계를 이용한 보정 과정을 거치게 된다. 추가로 동체의 요각을 보상하는 방법이 필요하며 주로 지자기 센서를 이용하여 요각을 보상한다. 위와 같이 AHRS는 ARS모듈에 방위각을 추가로 획득하는 장치로 정지상태일 경우 가속도계를 이용하여 롤, 피치각을 계산한다. 또 방위각을 계산하고 자이로 드리프트를 방지하기 위하여 지자기 센서를 결합한다.

무인항공기에서 자세를 측정하는 센서 (Attitude Heading Referance System)가 필수적으로 탑재가 되어야 한다. 하지만, 서울대 항공우주공학과 GPS Lab이나 호주의 에어로존대는 GPS항법으로 별도의 AHRS 없이 운용을 한 경우도 있다. 그러나 일반적인 무인항공기의 경우는 필요한 장비임에는 틀림없다. 실제 자세와 움직이는 항공기에서 계산된 센서의 자세는 경우에 따라 많게는 수십 도의 오차를 보이기도 한다. AHRS 3축의 가속도와 3축의 자이로 ,3축 지자기센서를 기본으로 하드웨어가 구성되어 있는데 가속도는 절대값 보정을 위해 자이로는 동적 자세 계산을 위해 사용되는데 가속도와 자이로는 서로 상대적인 특성을 갖는다. 실제 항공기에 사용 가능한 AHRS 계산 알고리듬을 만들려면 가속도와 자이로 웨이팅을 적절하게 가변하는 것을 물론이고 경우에 따라 재빠르게 오차를 검출하여 원위치로 돌아오게 해주는 나름대로의 기술이 필요하다.


(2) GPS (Global Positioning Systems)

비행 중 무인항공기의 위도, 경도, 고도, 속도, Heading 정보를 출력하며, 미 보정 사용 시 1.5m, SBAS(Satellite Based Augmentation System)를 이용한 위치 보정 시 0.6m의 RMS를 가지므로 항공기 위치 확인에 충분한 정확도를 가지는 장비다. 위치 정보는 GPS 수신기로 3개 이상의 위성으로부터 정확한 시간과 거리를 측정하여 3개의 각각 다른 거리를 삼각 방법에 따라서 현 위치를 정확히 계산할 수 있다. 현재 3개의 위성으로부터 거리와 시간 정보를 얻고 1개 위성으로 오차를 수정하는 방법을 널리 쓰고 있다. 나침반과 달리 위성항법시스템은 위도·경도·고도의 위치뿐만 아니라 3차원의 속도정보와 함께 정확한 시간까지 얻을 수 있다. 위치 정확도는 군사용과 민간용에 따라 차이가 있으며, 민간용은 수평·수직 오차가 10∼15m 정도이며 속도측정 정확도는 초당 3cm이다. 또한, 인공위성에는 3개의 원자시계가 탑재되어 있어 3만 6000년에 1초만의 오차를 갖는 시간 정보를 제공하고 있다.




  통신 MODEM  

무인항공기의 실시간 비행 상태를 확인하기 위해 통신 모뎀을 사용한다. 연구용 무인항공기의 경우 실시간 비행 상태 확인을 위하여 통신 Modem을 사용하는 것이 일반적이다. 기존 시스템의 경우 40~70 MHz의 모형항공기용 R/C 송수신기를 사용하여 무인항공기를 수동으로 조종하게 되는데, 1~2km 정도의 조종 범위를 가지며 잦은 혼선이 일어나므로 장시간 및 장거리 비행에는 적합하지 않다. 이에 새로이 제작한 시스템에서는 모형항공기용 조종기에서 출력되는 PPM(Pulse Position Modulation)신호를 Digital Control Signal로 변환하여 통신 Modem으로 전송하는 방식을 사용하여 더욱 안정적인 조종이 가능한 시스템을 구성하게 되었다.




  PWM Generator  

▲ PWM generator 개념도 (Operation Concept)


현재 제작된 무인항공기 시스템의 경우 모든 제어 신호가 Digital 값으로 출력되기 때문에 이를 Servo Motor에서 사용할 수 있는 PWM 파형 형식으로 변환해 주는 장비가 별도로 필요하게 되며, 이를 위하여 PWM Generator를 제작하게 되었다. PWM Generator의 기능은 크게 두 가지로서, 수동 및 자동 제어 신호를 PWM 파형으로 변환해 주는 기능과, 통신 모뎀이나 비행 제어 컴퓨터가 동작하지 않은 경우 자동으로 비행 상태를 변환하는 Fail-Safe 기능이 있다.




  관련 글  

좀더 자세한 이해를 돕기 위하여 이전 포스팅에서 "제어시스템"에 대하여 정리하였고, "시스템 구성 예시"에서는 한국과학기술정보연구원에서 개발한 통합형 자동비행 시스템(I-AFCS)에 대하여 요약 정리하였습니다. 아래 링크를 클릭하시면, 해당 주제로 이동하실 수 있습니다.

  - 무인항공기(UAV)의 제어시스템 : http://www.think-tank.co.kr/124
  - 무인항공기(UAV) 시스템 구성 예시 : http://www.think-tank.co.kr/127



 
  참고 자료  


■ 윤석준 - "무인항공기 비행제어시스템"
    : 학술지 - 제어·자동화·시스템 공학지 5 26-32 1225-9845. 1999.

■  한국과학기술정보연구원 "무인비행체 자동비행 및 지상제어시스템 개발" 연구보고서 
    : 학술논문 - 국방과기술 제323호 (2006. 1) pp.34-47 1227-1705 ( 1단계 : 2001. 2단계 : 2004. )

■ 에어게이트 ( http://www.air-gate.co.kr/ )
    : 무인항공기, AHRS 개발, UAV 시스템 소개, 시험비행자료 등 수록



본 내용은 여러 서적 및 웹 공유 자료나 전문 자료 등을 참고하여 제가 직접 수정, 작성한 내용입니다.
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