KR102198761B1 - Dual mode autopilot apparatus and method for controlling attitude of unmanned air vehicles - Google Patents
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Abstract
Description
본 발명은 비행체로부터 분리된 무인 비행체의 자세 제어를 위한 이중모드 오토파일럿 장치 및 무인 비행체의 자세 제어 방법에 관한 것이다.The present invention relates to a dual mode autopilot device for controlling the attitude of an unmanned aerial vehicle separated from the vehicle and a method of controlling the attitude of the unmanned aerial vehicle.
함정, 비행기, 차량 등 다양한 이동식 플랫폼에서 발사되는 무인 비행체는 공력 날개를 사용하여 미리 설정된 여러 개의 경로점들을 지나거나 직선들을 추종하여 목표점에 도달한다. Unmanned aerial vehicles launched from various mobile platforms such as ships, airplanes, and vehicles use aerodynamic wings to pass through several preset route points or follow straight lines to reach the target point.
무인 비행체가 이동식 플랫폼에서 분리된 후 동압이 너무 낮으므로 공력 날개를 이용한 제어(이하 공력 제어: Aerodynamic Control)로 목표점을 향해 무인 비행체의 자세를 빠르게 변화시킬 수 없다. Since the dynamic pressure is too low after the unmanned aerial vehicle is separated from the mobile platform, it is not possible to quickly change the attitude of the unmanned aerial vehicle toward the target point by control using aerodynamic wings (hereinafter, aerodynamic control).
이를 위해 추력을 발생시켜 속도가 증가하면 공력 제어를 이용한 자세 제어가 가능하나 이러한 자세 제어 시스템은 초기 발사 시 외란에 취약할 수 있다. To this end, if the speed increases by generating thrust, it is possible to control the attitude using aerodynamic control, but such a attitude control system may be vulnerable to disturbance during initial launch.
예를 들어, 비행기에서 발사되는 무인 비행체는 발사 후 비행기의 안전성을 위해 무인 비행체와 비행기 사이의 거리가 충분한 상태에서 무인 비행체의 추력을 발생시킬 수 있다. 이러한 경우 추력 발생 시작 시점에서의 무인 비행체의 자세각과 자세 각속도가 외란에 의해 변화된다. For example, an unmanned aerial vehicle launched from an airplane may generate thrust of an unmanned aerial vehicle in a state where the distance between the unmanned aerial vehicle and the airplane is sufficient for the safety of the airplane after launch. In this case, the attitude angle and the attitude angular velocity of the unmanned aerial vehicle at the start of thrust generation are changed by the disturbance.
기존 오토파일럿은 자세각이나 자세각속도 변화가 클 경우 구동기의 포화현상에 의해 안정도가 저하되며, 안정도를 확보하기 위해 기존 오토파일럿의 대역폭을 느리게 설계할 경우 외란에 의한 자세각 추종성능이 저하되고, 공력제어 구간의 궤적 추종 성능 저하로 이어져 목표점에 도달하지 못하게 한다.The stability of the existing autopilot decreases due to the saturation of the actuator when the change in the attitude angle or the attitude angular velocity is large, and if the bandwidth of the existing autopilot is designed slowly to ensure stability, the performance of following the attitude angle due to disturbance decreases. It leads to a decrease in the trajectory tracking performance of the aerodynamic control section, preventing it from reaching the target point.
본 발명은 자세 제어 시스템의 안정도를 확보하면서 비행성능을 향상시키기 위한 무인 비행체의 제어장치 및 제어방법을 제공하는 것을 그 목적으로 한다.An object of the present invention is to provide a control device and a control method of an unmanned aerial vehicle for improving flight performance while securing the stability of the attitude control system.
상술한 목적을 달성하기 위하여, 비행체로부터 분리된 무인 비행체의 자세를 제어하기 위한 이중모드 오토파일럿 장치를 제공한다. 상기 이중모드 오토파일럿 장치는 상기 무인 비행체의 자세각 및 자세각속도를 센싱하는 센싱부, 상기 무인 비행체의 자세각속도가 자세각속도 명령값과 동일하게 되도록, 상기 무인 비행체의 자세각속도를 변화시키는 자세각속도 제어부, 상기 무인 비행체의 자세각이 자세각 명령값과 동일하게 되도록, 상기 무인 비행체의 자세각을 변화시키는 자세각 제어부 및 상기 두 개의 제어부 중 어느 하나를 선택적으로 동작시키거나, 상기 어느 하나가 동작하는 중 상기 어느 하나와 다른 하나로 전환시키는 스위칭부를 포함하고, 상기 스위칭부는 상기 자세각 명령값, 상기 센싱부로부터 센싱된 자세각 및 최대 동작 시간 중 적어도 하나에 근거하여, 상기 두 개의 제어부 중 어느 하나를 선택적으로 동작시키거나, 상기 어느 하나가 동작하는 중 상기 어느 하나와 다른 하나로 전환하는 것을 특징으로 한다.In order to achieve the above object, there is provided a dual mode autopilot device for controlling the posture of an unmanned aerial vehicle separated from the vehicle. The dual-mode autopilot device includes a sensing unit that senses the attitude angle and the attitude angular velocity of the unmanned aerial vehicle, and an attitude angular velocity control unit that changes the attitude angular velocity of the unmanned aerial vehicle so that the attitude angular velocity of the unmanned aerial vehicle becomes the same as the attitude angular velocity command value. , Selectively operating any one of the attitude angle control unit and the two control units to change the attitude angle of the unmanned aerial vehicle so that the attitude angle of the unmanned aerial vehicle is the same as the attitude angle command value, or any one of the And a switching unit for switching to one of the one and the other, wherein the switching unit selects one of the two control units based on at least one of the attitude angle command value, the attitude angle sensed by the sensing unit, and a maximum operation time. It is characterized in that the operation is selectively operated or the one is switched to the other one while the one is operating.
일 실시 예에 있어서, 상기 스위칭부는 상기 자세각 명령값 및 상기 센싱부로부터 센싱된 자세각을 이용하여 자세각 오차를 산출하고 상기 자세각 오차에 근거하여 상기 두 개의 제어부 중 어느 하나를 선택할 수 있다. In an embodiment, the switching unit may calculate a posture angle error using the posture angle command value and the posture angle sensed from the sensing unit, and select one of the two control units based on the posture angle error. .
일 실시 예에 있어서, 상기 스위칭부는 상기 자세각 오차가 제1오차 문턱값 보다 큰 경우, 상기 자세각속도 제어부를 선택적으로 동작시키고, 상기 자세각 오차가 상기 제1오차 문턱값 보다 작은 경우, 상기 자세각 제어부를 선택적으로 동작시킬 수 있다. In an embodiment, the switching unit selectively operates the posture angular velocity control unit when the posture angle error is greater than a first error threshold, and when the posture angle error is less than the first error threshold, the posture Each control unit can be selectively operated.
일 실시 예에 있어서, 상기 스위칭부는 상기 자세각속도 제어부가 동작하는 중 상기 자세각 오차가 제2오차 문턱값 보다 작아지는 경우, 상기 자세각속도 제어부에서 상기 자세각 제어부로 전환하고, 상기 제2오차 문턱값은 상기 제1오차 문턱값보다 작을 수 있다.In an embodiment, the switching unit switches from the posture angular speed control unit to the posture angle control unit when the posture angle error becomes smaller than the second error threshold value while the posture angular velocity control unit is operating, and the second error threshold The value may be smaller than the first error threshold.
일 실시 예에 있어서, 상기 자세각속도 제어부가 상기 최대 동작 시간동안 동작한 후에도 상기 자세각 오차가 상기 제2오차 문턱값 보다 큰 경우, 상기 스위칭부는 상기 자세각속도 제어부에서 상기 자세각 제어부로 전환할 수 있다.In one embodiment, even after the posture angular speed control unit operates for the maximum operation time, when the posture angle error is greater than the second error threshold, the switching unit may switch from the posture angular speed control unit to the posture angle control unit. have.
일 실시 예에 있어서, 상기 제1오차 문턱값은 하기 수학식 5에 따라 산출될 수 있다.In an embodiment, the first error threshold may be calculated according to Equation 5 below.
[수학식 5][Equation 5]
상기 수학식 5에서 ε1은 제1오차 문턱값이고, δmax는 자세 제어 구조물의 구동 한계 각도이고, KP는 자세각 제어부의 비례이득, KI는 적분 이득, Kq는 미분 이득이고, t0는 이중모드 오토파일럿 장치의 구동시작 시점이고, Δ는 이중모드 오토파일럿 장치의 샘플링 시간이고, q(t)는 센싱부에 의해 센싱된 자세각속도 값이다. In Equation 5, ε 1 is the first error threshold, δmax is the driving limit angle of the attitude control structure, K P is the proportional gain of the attitude angle controller, K I is the integral gain, K q is the differential gain, and t 0 is the start time of the dual mode autopilot device, Δ is the sampling time of the dual mode autopilot device, and q(t) is the attitude angular velocity value sensed by the sensing unit.
일 실시 예에 있어서, 상기 최대 동작 시간은 하기 수학식 6에 따라 산출될 수 있다.In an embodiment, the maximum operation time may be calculated according to
[수학식 6][Equation 6]
상기 수학식 6에서 τ는 최대 동작 시간이고, ε1은 제1오차 문턱값이고, qc는 자세각속도 명령값이다.In
또한, 본 발명은 비행체로부터 분리된 무인 비행체의 자세를 제어하기 위한 자세 제어 방법을 제공한다. 상기 자세 제어 방법은 비행체로부터 무인 비행체를 분리시키는 단계, 상기 무인 비행체의 자세각 및 자세각속도를 센싱하는 단계, 자세각 명령값 및 상기 센싱된 자세각에 근거하여, 자세 각속도 제어부 및 자세각 제어부 중 어느 하나를 선택적으로 동작 시키는 단계 및 상기 자세각 명령값, 상기 센싱된 자세각, 기설정된 최대 동작 시간 중 적어도 하나에 근거하여 상기 어느 하나가 동작하는 중 상기 어느 하나와 다른 하나로 전환하는 단계를 포함할 수 있다.In addition, the present invention provides a posture control method for controlling the posture of an unmanned aerial vehicle separated from the aircraft. The attitude control method includes the steps of separating the unmanned aerial vehicle from the vehicle, sensing the attitude angle and the attitude angular velocity of the unmanned vehicle, based on the attitude angle command value and the sensed attitude angle, among the attitude angular velocity control unit and the attitude angle control unit. Selectively operating any one and switching to the one and the other while the one is operating based on at least one of the attitude angle command value, the sensed attitude angle, and a preset maximum operation time. can do.
본 발명에 따르면, 무인 비행체의 제어 수단이 없는 상태에서 발생된 외란에 대해 강인하게 대처할 수 있다. 이를 통해, 본 발명은 무인 비행체에 탑재된 자세 제어 시스템의 안정도와 성능을 모두 확보할 수 있다.According to the present invention, it is possible to respond robustly to disturbances generated in the absence of a control means of an unmanned aerial vehicle. Through this, the present invention can secure both the stability and performance of the attitude control system mounted on the unmanned aerial vehicle.
도 1은 본 발명에 따른 이중모드 오토파일럿 장치를 나타내는 블록도이다.
도 2는 제어부 선택 및 전환 알고리듬을 나타내는 개념도이다.
도 3은 무인 비행체의 자세각, 받음각, 비행 경로각을 나타내는 관계도이다.1 is a block diagram showing a dual mode autopilot device according to the present invention.
2 is a conceptual diagram showing a control unit selection and switching algorithm.
3 is a relationship diagram showing the attitude angle, attack angle, and flight path angle of the unmanned aerial vehicle.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 명세서에 개시된 실시 예를 상세히 설명하되, 도면 부호에 관계없이 동일하거나 유사한 구성요소는 동일한 참조 번호를 부여하고 이에 대한 중복되는 설명은 생략하기로 한다. 본 명세서에 개시된 실시 예를 설명함에 있어서 관련된 공지 기술에 대한 구체적인 설명이 본 명세서에 개시된 실시 예의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우 그 상세한 설명을 생략한다. 또한, 첨부된 도면은 본 명세서에 개시된 실시 예를 쉽게 이해할 수 있도록 하기 위한 것일 뿐, 첨부된 도면에 의해 본 명세서에 개시된 기술적 사상이 제한되지 않으며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다. Hereinafter, exemplary embodiments disclosed in the present specification will be described in detail with reference to the accompanying drawings, but identical or similar elements are denoted by the same reference numerals regardless of reference numerals, and redundant descriptions thereof will be omitted. In describing the embodiments disclosed in the present specification, when it is determined that a detailed description of related known technologies may obscure the subject matter of the embodiments disclosed herein, the detailed description thereof will be omitted. In addition, the accompanying drawings are for easy understanding of the embodiments disclosed in the present specification, and the technical idea disclosed in the present specification is not limited by the accompanying drawings, and all modifications included in the spirit and scope of the present invention It should be understood to include equivalents or substitutes.
이하, 본 발명에 따른 이중모드 오토파일럿 장치에 대하여 구체적으로 설명한다. Hereinafter, a dual mode autopilot device according to the present invention will be described in detail.
도 1은 본 발명에 따른 이중모드 오토파일럿 장치를 나타내는 블록도이다. 1 is a block diagram showing a dual mode autopilot device according to the present invention.
본 발명에 따른 이중모드 오토파일럿 장치는 무인 비행체 내에 내장된다. 상기 이중모드 오토파일럿 장치는 무인 비행체가 비행체로부터 분리되었을 때, 무인 비행체의 자세각을 제어한다. The dual mode autopilot device according to the present invention is incorporated in an unmanned aerial vehicle. The dual mode autopilot device controls the attitude angle of the unmanned aerial vehicle when the unmanned aerial vehicle is separated from the vehicle.
이를 위해, 본 발명의 실시 예에 따른 이중모드 오토파일럿 장치는 센싱부, 자세각속도 제어부, 자세각 제어부 및 스위칭부를 포함한다. 상기 센싱부, 자세각속도 제어부, 자세각 제어부 및 스위칭부 각각은 별도의 연산 장치에 의해 구현될 수 있으며, 데이터를 저장하기 위한 메모리를 구비할 수 있다.To this end, the dual mode autopilot device according to an embodiment of the present invention includes a sensing unit, an attitude angular velocity control unit, an attitude angle control unit, and a switching unit. Each of the sensing unit, the attitude angle control unit, the attitude angle control unit, and the switching unit may be implemented by a separate computing device, and may include a memory for storing data.
이하, 이중모드 오토파일럿 장치에 구비된 구성요소들에 대하여 구체적으로 설명한다. Hereinafter, the components included in the dual mode autopilot device will be described in detail.
상기 센싱부는 상기 무인 비행체의 자세각 및 자세각속도를 센싱하도록 이루어진다. 상기 센싱부는 상기 무인 비행체의 자세각을 실시간으로 센싱하고, 상기 센싱된 자세각이 상기 무인 비행체의 제어에 활용될 수 있도록 한다. 자세각 및 자세각속도 측정 수단은 기 공지된 수단을 활용하므로, 구체적인 설명은 생략한다.The sensing unit is configured to sense the attitude angle and the attitude angular velocity of the unmanned aerial vehicle. The sensing unit senses the attitude angle of the unmanned aerial vehicle in real time, and allows the sensed attitude angle to be utilized for control of the unmanned aerial vehicle. Since the posture angle and posture angular velocity measurement means utilizes a known means, a detailed description will be omitted.
상기 센싱부는 Pitch, Roll, Yaw 축 각각에 대한 각도를 센싱하거나, 상기 세 개의 축 중 일부 축에 대한 각도를 선택적으로 센싱할 수 있다. 본 발명에 따른 이중모드 오토파일럿 장치는 Pitch, Roll, Yaw 축 각각에 대한 자세각을 모두 제어하거나, 특정 축에 대한 자세각만을 제어할 수 있다. The sensing unit may sense an angle with respect to each of the pitch, roll, and yaw axes, or may selectively sense an angle with respect to some of the three axes. The dual mode autopilot apparatus according to the present invention can control all of the attitude angles for each of the pitch, roll, and yaw axes, or control only the attitude angles for a specific axis.
이하에서, 특정 축에 대한 자세각을 제어하는 실시 예를 개시하고 있더라도, 이는 본 발명에 따른 이중모드 오토파일럿 장치가 상기 특정 축에 대한 자세각 제어만 수행할 수 있는 것으로 한정하는 것은 아니다. 본 발명에 따른 이중모드 오토파일럿 장치는 상술한 세 개에 축 각각에 대한 자세각 제어를 수행할 수 있다.Hereinafter, although an embodiment of controlling an attitude angle for a specific axis is disclosed, this is not limited to that the dual mode autopilot apparatus according to the present invention can perform only the attitude angle control for the specific axis. The dual mode autopilot apparatus according to the present invention can perform the attitude angle control for each of the three axes described above.
한편, 상기 센싱부는 상기 무인 비행체의 속도를 센싱하도록 이루어질 수 있다. 예를 들어, 상기 센싱부는 무인 비행체의 NED 축 각각에 대한 속도를 센싱하도록 이루어질 수 있다. 상술한 속도 측정 수단은 기 공지된 수단을 활용하므로, 구체적인 설명은 생략한다. Meanwhile, the sensing unit may be configured to sense the speed of the unmanned aerial vehicle. For example, the sensing unit may be configured to sense the speed of each NED axis of the unmanned aerial vehicle. Since the above-described speed measurement means utilizes a known means, a detailed description will be omitted.
한편, 상기 자세각 제어부는 무인 비행체에 구비된 자세 제어 구조물의 움직임을 제어할 수 있도록 이루어진다. 예를 들어, 상기 자세각 제어부는 무인 비행체의 날개에 구비된 플랩, 엘리베이터, 러더의 구동 각도를 제어하도록 이루어질 수 있다.Meanwhile, the attitude angle controller is configured to control the movement of the attitude control structure provided in the unmanned aerial vehicle. For example, the attitude angle controller may be configured to control a driving angle of a flap, an elevator, and a rudder provided on a wing of the unmanned aerial vehicle.
상기 자세각 제어부는 자세각 명령값과 센서부로부터 센싱된 자세각 간의 차이값(이하, 자세각 오차)에 근거하여 자세 제어 구조물을 제어한다. 상기 자세각 제어부는 상기 비행체, 외부 장치 또는 무인 비행체에 내장된 다른 구성요소로부터 자세각 명령값을 입력받고, 무인 비행체의 자세각이 상기 자세각 명령값과 동일하게 되도록, 자세 제어 구조물을 제어한다.The posture angle control unit controls the posture control structure based on a difference between the posture angle command value and the posture angle sensed by the sensor unit (hereinafter, posture angle error). The attitude angle controller receives an attitude angle command value from the vehicle, an external device, or another component built into the unmanned aerial vehicle, and controls the attitude control structure so that the attitude angle of the unmanned aerial vehicle becomes the same as the attitude angle command value. .
일 실시 예에 있어서, 자세각 제어부는 상기 센서부로부터 센싱된 자세각속도 뿐만 아니라 자세각 정보를 이용하여 자세각 명령값을 추종하는 비례-적분-미분(Proportional-Integral -Differential) 제어기 형태로 구성될 수 있다. 구체적으로, 상기 자세각 제어부는 하기 수학식 1에 따라 무인 비행체에 구비된 자세 제어 구조물의 구동 각도를 제어할 수 있다.In one embodiment, the attitude angle control unit is configured in the form of a proportional-integral-differential controller that follows the attitude angle command value using the attitude angle information as well as the attitude angle velocity sensed from the sensor unit. I can. Specifically, the attitude angle controller may control the driving angle of the attitude control structure provided in the unmanned aerial vehicle according to
상기 수학식 1에서 δ는 자세 제어 구조물의 구동 각도값이고, KP는 자세각 제어기의 비례이득, KI는 적분 이득, Kq는 미분 이득이다. 상기 이득 값들은 무인 비행체의 속도 및 고도에 따라 달라지는 값이나, 이는 오토파일럿 장치의 디자인적인 요소이므로 상수로 생각하여도 무방하다. 본 명세서에서 설명하는 비례이득, 적분이득, 미분이득은 모두 0이 아닌 것을 전제로 한다. In
한편, 상기 수학식 1에서 θc(t)는 t 시점에서의 자세각 명령값이고, θ(t)는 t시점에서 센싱부가 측정한 자세각 값이고, qt는 센싱부가 측정한 자세각속도 값이다. Meanwhile, in
한편, 상기 자세각속도 제어부는 무인 비행체에 구비된 자세 제어 구조물의 움직임을 제어할 수 있도록 이루어진다. 예를 들어, 상기 자세각속도 제어부는 무인 비행체의 날개에 구비된 플랩, 엘리베이터, 러더의 구동 각도를 제어하도록 이루어질 수 있다. Meanwhile, the attitude angular velocity control unit is configured to control the movement of the attitude control structure provided in the unmanned aerial vehicle. For example, the attitude angular velocity control unit may be configured to control a driving angle of a flap, an elevator, and a rudder provided on a wing of an unmanned aerial vehicle.
상기 자세각속도 제어부는 자세각속도 명령값과 센서부로부터 센싱된 자세각속도 간의 차이값(이하, 자세각속도 오차)에 근거하여 자세 제어 구조물을 제어한다. 상기 자세각속도 제어부는 상기 비행체, 외부 장치 또는 무인 비행체에 내장된 다른 구성요소로부터 자세각속도 명령값을 입력받고, 무인 비행체의 자세각속도가 상기 자세각속도 명령값과 동일해질 때까지 무인 비행체에 구비된 자세 제어 구조물을 제어한다. The posture angular velocity control unit controls the posture control structure based on a difference value between the posture angular speed command value and the posture angular speed sensed from the sensor unit (hereinafter, the posture angular speed error). The attitude angular velocity control unit receives an attitude angular velocity command value from the vehicle, an external device, or other components built into the unmanned aerial vehicle, and the attitude provided in the unmanned aerial vehicle until the attitude angular velocity of the unmanned aerial vehicle becomes the same as the attitude angular velocity command value. Control the structure.
일 실시 예에 있어서, 자세각속도 제어부는 상기 센서부에서 센싱된 자세 각속도와 각속도 명령 간의 오차를 줄이도록 비례이득(Proportional Gain) 제어기로 구성될 수 있다. 구체적으로, 상기 자세각속도 제어부는 하기 수학식 2에 따라 무인 비행체에 구비된 자세 제어 구조물의 구동 각도를 제어할 수 있다.In one embodiment, the attitude angular velocity controller may be configured as a proportional gain controller to reduce an error between the attitude angular velocity sensed by the sensor unit and the angular velocity command. Specifically, the attitude angular velocity controller may control the driving angle of the attitude control structure provided in the unmanned aerial vehicle according to
상기 수학식 2에서 δ'는 자세 제어 구조물의 구동 각도값이고, KP'는 자세각속도 제어기의 비례이득, qc(t)는 t 시점에서의 자세각속도 명령값, q(t)는 t 시점에서 센싱부가 측정한 자세각속도 값이다. In
상술한 내용을 바탕으로, 자세각 제어부와 자세각속도 제어부의 차이에 대하여 설명한다. Based on the above, the difference between the attitude angle control unit and the attitude angle speed control unit will be described.
자세각 명령값(θc(t))은 무인 비행체의 자세각의 최종 목표값이기 때문에 변하지 않는 값으로 볼 수 있다. 이 때문에, 자세각 오차값은 제어가 어렵다. 자세각 오차값이 커질 경우, 자세각 제어부가 무인 비행체의 자세를 제어하기 어려운 상황이 발생된다.Since the attitude angle command value (θ c (t)) is the final target value of the attitude angle of the unmanned aerial vehicle, it can be regarded as an unchanged value. For this reason, it is difficult to control the attitude angle error value. When the attitude angle error value increases, a situation in which it is difficult for the attitude angle controller to control the attitude of the unmanned aerial vehicle occurs.
하기 수학식 3을 참조하여 자세각 제어부가 무인 비행체를 제어하기 어려운 상황에 대하여 보다 구체적으로 설명한다.The situation in which it is difficult for the attitude angle controller to control the unmanned aerial vehicle will be described in more detail with reference to Equation 3 below.
상기 수학식 3에서 e(t)는 θc(t)-θ(t)로 자세각 오차값을 의미한다. t0는 이중모드 오토파일럿 장치가 자세 제어 구조물에 대한 제어를 시작하는 시점이고, Δ는 이중모드 오토파일럿 장치의 샘플링 시간이다. δmax는 자세 제어 구조물의 구동 한계 각도를 의미한다. In Equation 3, e(t) is θ c (t)-θ(t), which means an error value of an attitude angle. t 0 is the point at which the dual mode autopilot device starts to control the attitude control structure, and Δ is the sampling time of the dual mode autopilot device. δmax means the driving limit angle of the attitude control structure.
수학식 3에서 좌변은 자세각 제어부에 의해 제어되는 자세 제어 구조물의 구동 각도를 의미한다. 상기 구동 각도는 자세 제어 구조물의 구동 한계 각도보다 작거나 같을 수 밖에 없다. 자세각 오차가 매우 커져, 상기 구동 각도가 구동 한계 각도보다 커질 경우, 자세각 제어부는 상기 무인 비행체의 자세를 제어할 수 없게 된다. In Equation 3, the left side denotes a driving angle of the attitude control structure controlled by the attitude angle controller. The driving angle must be less than or equal to the driving limit angle of the attitude control structure. The attitude angle error becomes very large, and when the driving angle becomes larger than the driving limit angle, the attitude angle controller cannot control the attitude of the unmanned aerial vehicle.
한편, 자세각속도 제어부는 자세각속도 명령값에 의해 제어되기 때문에, 자세각 오차값이 큰 상황에서도 무인 비행체를 제어하는 것이 가능하다. 이에 대하여, 하기 수학식 4를 참조하여 구체적으로 설명한다. On the other hand, since the attitude angular velocity control unit is controlled by the attitude angular velocity command value, it is possible to control the unmanned aerial vehicle even in a situation where the attitude angle error value is large. This will be described in detail with reference to
상기 수학식 4에서 좌변은 자세각속도 제어부에 의해 제어되는 자세 제어 구조물의 구동 각도이다. 여기서, 자세각 명령값(qc(t0))은 상황에 따라 변경이 가능하기 때문에, 자세각속도 오차값(qc(t0)-q(t0))는 제어가 가능하다. 구체적으로, q(t0) 값이 급변하는 경우, qc(t0) 값을 q(t0)에 가깝게 조절함으로써, 자세각속도 오차값을 줄일 수 있다. 이 때문에, 자세각속도 제어부를 이용하면 상기 구동 각도가 δmax에 도달하지 않도록 하면서 무인 비행체를 제어하는 것이 가능하다. In
상술한 바에 따르면, 자세각 제어부는 상대적으로 많은 변수들을 통해 무인 비행체의 정밀한 제어가 가능한 반면, 외란에 의해 자세각 오차값이 커질 경우, 무인 비행체를 제어할 수 없게 된다. 한편, 자세각속도 제어부는 상대적으로 정밀도는 떨어지지만, 외란에 의해 자세각 오차값이 커지는 경우에도 무인 비행체를 제어할 수 있다. As described above, while the attitude angle controller enables precise control of the unmanned aerial vehicle through relatively many variables, when the attitude angle error value increases due to disturbance, the unmanned aerial vehicle cannot be controlled. On the other hand, the attitude angular velocity control unit is relatively inferior in precision, but can control the unmanned aerial vehicle even when the attitude angle error value increases due to disturbance.
본 발명은 상술한 두 제어부를 적절한 상황에 활용함으로써, 외란에 대해 강인하게 대처하여 무인 비행체의 자세 제어 시스템의 안정도와 성능을 모두 확보할 수 있도록 한다. The present invention makes it possible to secure both stability and performance of a posture control system of an unmanned aerial vehicle by using the above-described two control units in an appropriate situation.
이를 위해, 본 발명에 따른 이중모드 오토파일럿 장치는 스위칭부를 포함한다. 상기 스위칭부는 상기 두 개의 제어부 중 어느 하나를 선택적으로 동작시키거나, 상기 어느 하나가 동작하는 중 상기 어느 하나와 다른 하나로 전환시키도록 이루어진다.To this end, the dual mode autopilot device according to the present invention includes a switching unit. The switching unit is configured to selectively operate one of the two control units or to switch one of the two control units to the other while the one is operating.
구체적으로, 상기 스위칭부는 상기 자세각 명령값, 상기 센싱부로부터 센싱된 자세각 및 기설정된 최대 동작 시간 중 적어도 하나에 근거하여, 상기 두 개의 제어부 중 어느 하나를 선택적으로 동작시키거나, 상기 어느 하나가 동작하는 중 상기 어느 하나와 다른 하나로 전환한다. Specifically, the switching unit selectively operates any one of the two control units based on at least one of the attitude angle command value, the attitude angle sensed from the sensing unit, and a preset maximum operation time, or During operation, it switches to one of the above and the other.
도 2는 제어부 선택 및 전환 알고리듬을 나타내는 개념도이다. 2 is a conceptual diagram showing a control unit selection and switching algorithm.
도 2에서 θc(t)는 t 시점에서의 자세각 명령값이고, θ(t)는 t시점에서 센싱부가 측정한 자세각 값이고, t0는 이중모드 오토파일럿 장치의 구동시작 시점이고, ε1은 제1오차 문턱값, ε2는 제2오차 문턱값이고, τ는 최대 동작 시간을 의미한다. In FIG. 2, θ c (t) is the attitude angle command value at the point t, θ(t) is the attitude angle value measured by the sensing unit at the point t, and t 0 is the driving start point of the dual mode autopilot device, ε 1 is a first error threshold, ε 2 is a second error threshold, and τ is a maximum operating time.
도 1 및 2를 참조하면, 스위칭부는 자세각 오차값(θc(t)-θ(t))이 제1오차 문턱값보다 큰지를 판단한다. 자세각 오차값이 제1오차 문턱값보다 큰 경우, 상기 스위칭부는 자세각속도 제어부가 선택적으로 구동되도록 한다. 한편, 자세각 오차값이 제1오차 문턱값보다 작거나 같은 경우, 상기 스위칭부는 자세각 제어부가 선택적으로 구동되도록 한다. 1 and 2, the switching unit determines whether the posture angle error value θ c (t)-θ (t) is greater than the first error threshold. When the posture angle error value is greater than the first error threshold value, the switching unit causes the posture angle speed controller to be selectively driven. Meanwhile, when the posture angle error value is less than or equal to the first error threshold, the switching unit selectively drives the posture angle control unit.
한편, 스위칭부는 자세각속도 제어부가 구동중인 상태에서 자세각 오차값이 제2오차 문턱값보다 작거나 같은 경우 자세각속도 제어부 대신 자세각 제어부가 구동되도록 한다. 한편, 스위칭부는 자세각속도 제어부가 최대 동작 시간 이상으로 구동된 경우, 자세각속도 제어부 대신 자세각 제어부가 구동되도록 한다. On the other hand, when the posture angle error value is less than or equal to the second error threshold while the posture angular speed control unit is being driven, the switching unit drives the posture angle control unit instead of the posture angular speed control unit. On the other hand, the switching unit causes the attitude angle control unit to be driven instead of the attitude angular speed control unit when the attitude angular velocity control unit is driven longer than the maximum operation time.
여기서, 상기 제1오차 문턱값은 하기 수학식 5에 의해 산출될 수 있다.Here, the first error threshold may be calculated by Equation 5 below.
상기 수학식 5에서 δmax는 자세 제어 구조물의 구동 한계 각도이고, KP는 자세각 제어부의 비례이득, KI는 적분 이득, Kq는 미분 이득이고, t0는 이중모드 오토파일럿 장치의 구동시작 시점이고, Δ는 이중모드 오토파일럿 장치의 샘플링 시간이고, q(t)는 센싱부에 의해 센싱된 자세각속도 값이다. In Equation 5, δmax is the driving limit angle of the attitude control structure, K P is the proportional gain of the attitude angle controller, K I is the integral gain, K q is the differential gain, and t 0 is the start of driving the dual mode autopilot device. Is the time point, Δ is the sampling time of the dual mode autopilot device, and q(t) is the attitude angular velocity value sensed by the sensing unit.
상기 수학식 5에 의하면, ε1 은 자세각 제어부에 의해 자세 제어 구조물에 인가되는 구동 각도가 한계 구동 각도에 도달하지 않을 수 있는 최대 자세각 오차값을 의미한다. 즉, 자세각 오차값이 제1오차 문턱값을 초과하는 경우, 무인 비행체는 자세각 제어부에 의해 제어될 수 없는 상황임을 의미한다.According to Equation 5, ε 1 denotes a maximum posture angle error value at which the driving angle applied to the posture control structure by the posture angle controller may not reach the limit drive angle. That is, when the attitude angle error value exceeds the first error threshold value, it means that the unmanned aerial vehicle cannot be controlled by the attitude angle controller.
본 발명은 이중모드 오토파일럿 장치 구동시, 무인 비행체가 자세각 제어부에 의해 제어될 수 없는 상황에서만 자세각속도 제어부를 선택적으로 구동시킨다. The present invention selectively drives the attitude angular velocity control unit only in a situation where the unmanned aerial vehicle cannot be controlled by the attitude angle control unit when driving the dual mode autopilot device.
한편, 상기 제2오차 문턱값은 제1오차 문턱값보다 작을 수 있다. 즉, 본 발명은 자세각 오차값이 충분히 작아진 상태에서, 자세각속도 제어부를 자세각 제어부로 전환한다.Meanwhile, the second error threshold may be smaller than the first error threshold. That is, the present invention switches the attitude angle speed control unit to the attitude angle control unit in a state where the posture angle error value is sufficiently small.
한편, 최대 동작 시간은 하기 수학식 6으로 표현될 수 있다.Meanwhile, the maximum operating time may be expressed by
상기 수학식 6은 자세각속도 제어부가 제1오차 문턱값에 해당하는 자세각 오차값을 보정하는데 소요되는 예상 시간을 의미한다. 상기 최대 동작 시간 동안 자세각속도 제어부를 구동시켰음에도 자세각 오차값이 보정되지 않는 경우, 무인 비행체가 자세각속도 제어부에 의해 안정화될 수 없음을 의미하므로, 보다 정밀한 제어가 가능한 자세각 제어부로 전환한다.
본 발명은 상기 비행체가 상기 무인 비행체를 투하하는 방식을 채택함으로써, 발사 충격이 큰 영향이 없도록 할 뿐 아니라 무인 비행체 제어를 위한 하드웨어도 매우 단순하게 구성할 수 있도록 한다. 다만 이러한 방식을 선택하게 되면, 상기 비행체가 상기 무인 비행체와 충돌하지 않도록 자유 낙하 시간이 길어지는데, 이때 공력학적 효과로 인해 상기 무인 비행체의 투하직전 초기자세 대비 최대 180도가 차이가 날 수 있다. In the present invention, by adopting a method of dropping the unmanned aerial vehicle by the air vehicle, not only does the impact of the launching have a large effect, but also the hardware for controlling the unmanned aerial vehicle can be configured very simply. However, when this method is selected, the free fall time is lengthened so that the vehicle does not collide with the unmanned aerial vehicle, and at this time, due to an aerodynamic effect, a maximum difference of 180 degrees can be made compared to the initial posture immediately before the unmanned vehicle is dropped.
무인 비행체의 초기 자세각이 우리가 원하지 않은 매우 큰 자세각일 경우(예를 들어 우리가 원하는 자세각은 0도인데, 초기 자세각이 180도인 경우) 팬텀요라는 공력학적 현상이 발생한다. 팬텀요는 받음각이 클 경우 유동의 비대칭성으로 인해 예상치 못한 측력(Side Force)이 발생한다. 이때, 기 공지된 제어 방식을 활용한다면, 무인 비행체의 제어가 불가능하게 된다. When the initial posture angle of the unmanned aerial vehicle is a very large posture angle that we do not want (for example, the posture angle we want is 0 degrees and the initial posture angle is 180 degrees), an aerodynamic phenomenon called phantom yaw occurs. When the angle of attack of the phantom yaw is large, unexpected side forces occur due to the asymmetry of the flow. At this time, if a previously known control method is used, control of the unmanned aerial vehicle becomes impossible.
본 발명에 따르면, 무인 비행체의 초기 자세각이 매우 큰 경우 발생할 수 있는 팬텀요 효과를 감쇄시킬 수 있다. 예를 들어, 본 발명은 받음각이 최소화되는 자세각속도 명령값을 자세각속도 제어부로 인가함으로써, 측력 발생을 억제 시킬 수 있다. According to the present invention, it is possible to attenuate the phantom yaw effect that may occur when the initial attitude angle of the unmanned aerial vehicle is very large. For example, the present invention can suppress the generation of side force by applying an attitude angular velocity command value at which the angle of attack is minimized to the attitude angular velocity control unit.
이에 대하여, 도 3을 참조하여 보다 구체적으로 설명한다.This will be described in more detail with reference to FIG. 3.
도 3은 무인 비행체의 자세각, 받음각, 비행 경로각을 나타내는 관계도이다.3 is a relationship diagram showing the attitude angle, attack angle, and flight path angle of the unmanned aerial vehicle.
도 3에서 V는 속도 벡터이고, XB, ZB는 비행체의 몸체 좌표계이고, XI, ZI는 비행체의 관성 좌표계이고, O는 비행체의 원점이고, α는 무인 비행체의 받음각, γ는 무인 비행체의 비행 경로각, θ는 무인 비행체의 자세각이다.In Fig. 3, V is the velocity vector, X B , Z B are the body coordinate system of the vehicle, X I , Z I are the inertial coordinate system of the vehicle, O is the origin of the vehicle, α is the angle of attack of the unmanned vehicle, and γ is the unmanned The flight path angle of the vehicle, θ is the attitude angle of the unmanned aerial vehicle.
θ, α, γ간의 관계는 하기 수학식 7과 같다.The relationship between θ, α and γ is shown in
상기 수학식 7의 양변을 미분하면, 하기 수학식 8과 같다. When both sides of
자세각속도 제어부를 구동시킨 상태에서, 자세각속도 명령값 θc'(즉, qc)을 γ'와 같은 값으로 인가하면, 자세각속도 제어부는 자세각속도 θ'가 자세각속도 명령값 θc'(즉, γ')을 추종하도록 하며, 궁극적으로는 α'은 0으로 수렴하게 된다. When the attitude angular velocity control unit is driven and the attitude angular velocity command value θ c '(i.e., q c ) is applied as the same value as γ', the attitude angular velocity control unit sets the attitude angular velocity θ'to the attitude angular velocity command value θ c '(i.e. , γ'), and ultimately α'converges to zero.
여기서, θ'은 자세각속도를 의미하기 때문에 상기 센싱부에 의해 측정이 가능하며, γ'는 무인 비행체의 기준축별 속도 측정에 의해 산출이 가능하다. 따라서,γ'값에 따라 자세각속도 명령값을 인가하는 것이 가능하다. Here, since θ'means an attitude angular velocity, it can be measured by the sensing unit, and γ'can be calculated by measuring the speed of each reference axis of the unmanned aerial vehicle. Therefore, it is possible to apply the command value of the attitude angular velocity according to the value of γ'.
상술한 바와 같이, 자세각속도 제어부를 활용하면, 자세 변화에 의해 발생되는 받음각을 증가시키기 않고, 받음각을 바운드시키는 역할을 하게 되어 팬텀요 현상을 피할 수 있다. As described above, if the attitude angular velocity controller is used, the angle of attack generated by the change of the attitude is not increased, and the angle of attack is bound, so that the phantom yaw phenomenon can be avoided.
상술한 바와 같이 본 발명에 따르면, 무인 비행체의 제어 수단이 없는 상태에서 발생된 외란에 대해 강인하게 대처할 수 있다. 이를 통해, 본 발명은 무인 비행체에 탑재된 자세 제어 시스템의 안정도와 성능을 모두 확보할 수 있다.As described above, according to the present invention, it is possible to respond robustly to disturbances generated in the absence of a control means of an unmanned aerial vehicle. Through this, the present invention can secure both the stability and performance of the attitude control system mounted on the unmanned aerial vehicle.
본 발명은 본 발명의 정신 및 필수적 특징을 벗어나지 않는 범위에서 다른 특정한 형태로 구체화될 수 있음은 통상의 기술자에게 자명하다. It is obvious to a person skilled in the art that the present invention can be embodied in other specific forms without departing from the spirit and essential features of the present invention.
또한, 상기의 상세한 설명은 모든 면에서 제한적으로 해석되어서는 아니되고 예시적인 것으로 고려되어야 한다. 본 발명의 범위는 첨부된 청구항의 합리적 해석에 의해 결정되어야 하고, 본 발명의 등가적 범위 내에서의 모든 변경은 본 발명의 범위에 포함된다.In addition, the detailed description above should not be construed as restrictive in all respects and should be considered as illustrative. The scope of the present invention should be determined by reasonable interpretation of the appended claims, and all changes within the equivalent scope of the present invention are included in the scope of the present invention.
Claims (8)
상기 무인 비행체의 자세각 및 자세각속도를 센싱하는 센싱부;
상기 무인 비행체의 자세각속도가 자세각속도 명령값과 동일하게 되도록, 상기 무인 비행체의 자세각속도를 변화시키는 자세각속도 제어부;
상기 무인 비행체의 자세각이 자세각 명령값과 동일하게 되도록, 상기 무인 비행체의 자세각을 변화시키는 자세각 제어부; 및
상기 두 개의 제어부 중 어느 하나를 선택적으로 동작시키거나, 상기 어느 하나가 동작하는 중 상기 어느 하나와 다른 하나로 전환시키는 스위칭부를 포함하고,
상기 스위칭부는,
상기 자세각 명령값, 상기 센싱부로부터 센싱된 자세각 및 최대 동작 시간 중 적어도 하나에 근거하여, 상기 두 개의 제어부 중 어느 하나를 선택적으로 동작시키거나, 상기 어느 하나가 동작하는 중 상기 어느 하나와 다른 하나로 전환하는 것을 특징으로 하는 이중모드 오토파일럿 장치.In the dual mode autopilot device for controlling the attitude of the unmanned aerial vehicle separated from the vehicle,
A sensing unit for sensing the attitude angle and the attitude angular velocity of the unmanned aerial vehicle;
An attitude angular velocity control unit for changing the attitude angular velocity of the unmanned aerial vehicle so that the attitude angular velocity of the unmanned aerial vehicle becomes the same as the attitude angular velocity command value;
An attitude angle control unit for changing the attitude angle of the unmanned aerial vehicle so that the attitude angle of the unmanned aerial vehicle becomes the same as the attitude angle command value; And
And a switching unit that selectively operates one of the two control units or switches to one of the two control units while the one is operating,
The switching unit,
Based on at least one of the attitude angle command value, the attitude angle sensed by the sensing unit, and the maximum operation time, one of the two control units is selectively operated, or the one of the two control units is operated. Dual mode autopilot device, characterized in that switching to the other one.
상기 스위칭부는,
상기 자세각 명령값 및 상기 센싱부로부터 센싱된 자세각을 이용하여 자세각 오차를 산출하고,
상기 자세각 오차에 근거하여 상기 두 개의 제어부 중 어느 하나를 선택하는 것을 특징으로 하는 이중모드 오토파일럿 장치.The method of claim 1,
The switching unit,
The attitude angle error is calculated using the attitude angle command value and the attitude angle sensed from the sensing unit,
A dual mode autopilot apparatus, characterized in that one of the two control units is selected based on the posture angle error.
상기 스위칭부는,
상기 자세각 오차가 제1오차 문턱값 보다 큰 경우, 상기 자세각속도 제어부를 선택적으로 동작시키고,
상기 자세각 오차가 상기 제1오차 문턱값 보다 작은 경우, 상기 자세각 제어부를 선택적으로 동작시키는 것을 특징으로 하는 이중모드 오토파일럿 장치.The method of claim 2,
The switching unit,
When the posture angle error is greater than the first error threshold, the posture angle speed controller is selectively operated,
When the posture angle error is smaller than the first error threshold, the posture angle control unit is selectively operated.
상기 스위칭부는,
상기 자세각속도 제어부가 동작하는 중 상기 자세각 오차가 제2오차 문턱값 보다 작아지는 경우, 상기 자세각속도 제어부에서 상기 자세각 제어부로 전환하고,
상기 제2오차 문턱값은 상기 제1오차 문턱값보다 작은 것을 특징으로 하는 이중모드 오토파일럿 장치.The method of claim 3,
The switching unit,
If the posture angle error becomes smaller than the second error threshold while the posture angular speed control unit is operating, the posture angular speed control unit is switched to the posture angle control unit,
The second error threshold is a dual mode autopilot apparatus, characterized in that less than the first error threshold.
상기 자세각속도 제어부가 상기 최대 동작 시간동안 동작한 후에도 상기 자세각 오차가 상기 제2오차 문턱값 보다 큰 경우,
상기 스위칭부는,
상기 자세각속도 제어부에서 상기 자세각 제어부로 전환하는 것을 특징으로 하는 이중모드 오토파일럿 장치.The method of claim 4,
If the posture angle error is greater than the second error threshold even after the posture angular speed control unit operates during the maximum operation time,
The switching unit,
A dual mode autopilot device, characterized in that switching from the attitude angular velocity control unit to the attitude angle control unit.
상기 제1오차 문턱값은 하기 수학식 5에 따라 산출되는 것을 특징으로 하는 이중모드 오토파일럿 장치.
[수학식 5]
상기 수학식 5에서 ε1은 제1오차 문턱값이고, δmax는 자세 제어 구조물의 구동 한계 각도이고, KP는 자세각 제어부의 비례이득, KI는 적분 이득, Kq는 미분 이득이고, t0는 이중모드 오토파일럿 장치의 구동시작 시점이고, Δ는 이중모드 오토파일럿 장치의 샘플링 시간이고, q(t)는 센싱부에 의해 센싱된 자세각속도 값이다. The method of claim 5,
The first error threshold is a dual-mode autopilot device, characterized in that calculated according to the following equation (5).
[Equation 5]
In Equation 5, ε 1 is the first error threshold, δmax is the driving limit angle of the attitude control structure, K P is the proportional gain of the attitude angle controller, K I is the integral gain, K q is the differential gain, and t 0 is the start time of the dual mode autopilot device, Δ is the sampling time of the dual mode autopilot device, and q(t) is the attitude angular velocity value sensed by the sensing unit.
상기 최대 동작 시간은 하기 수학식 6에 따라 산출되는 것을 특징으로 하는 이중모드 오토파일럿 장치.
[수학식 6]
상기 수학식 6에서 τ는 최대 동작 시간이고, ε1은 제1오차 문턱값이고, qc는 자세각속도 명령값이다.The method of claim 6,
The maximum operating time is a dual mode autopilot device, characterized in that calculated according to the following equation (6).
[Equation 6]
In Equation 6, τ is the maximum operation time, ε 1 is the first error threshold, and q c is the attitude angular velocity command value.
비행체로부터 무인 비행체를 분리시키는 단계;
상기 무인 비행체의 자세각 및 자세각속도를 센싱하는 단계;
자세각 명령값 및 상기 센싱된 자세각에 근거하여, 자세 각속도 제어부 및 자세각 제어부 중 어느 하나를 선택적으로 동작 시키는 단계; 및
상기 자세각 명령값, 상기 센싱된 자세각, 기설정된 최대 동작 시간 중 적어도 하나에 근거하여 상기 어느 하나가 동작하는 중 상기 어느 하나와 다른 하나로 전환하는 단계를 포함하는 무인 비행체의 자세 제어 방법.In the attitude control method for controlling the attitude of the unmanned aerial vehicle separated from the vehicle,
Separating the unmanned aerial vehicle from the vehicle;
Sensing the attitude angle and the attitude angular velocity of the unmanned aerial vehicle;
Selectively operating any one of a posture angular velocity control unit and a posture angle control unit based on the posture angle command value and the sensed posture angle; And
The attitude control method of the unmanned aerial vehicle comprising the step of switching to the one and the other one while the one is operating based on at least one of the attitude angle command value, the sensed attitude angle, and a preset maximum operation time.
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| KR1020190133163A KR102198761B1 (en) | 2019-10-24 | 2019-10-24 | Dual mode autopilot apparatus and method for controlling attitude of unmanned air vehicles |
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|---|---|---|---|---|
| KR102548780B1 (en) | 2023-02-22 | 2023-06-28 | 주식회사 비거텍코리아 | Flying object with AI flight assistance system |
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|---|---|---|---|---|
| KR101937392B1 (en) * | 2018-06-14 | 2019-01-11 | 엘아이지넥스원 주식회사 | Wing Deployment Device of Unmanned Aerial and Launch System having the same |
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Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101937392B1 (en) * | 2018-06-14 | 2019-01-11 | 엘아이지넥스원 주식회사 | Wing Deployment Device of Unmanned Aerial and Launch System having the same |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR102548780B1 (en) | 2023-02-22 | 2023-06-28 | 주식회사 비거텍코리아 | Flying object with AI flight assistance system |
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| Date | Code | Title | Description |
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| E701 | Decision to grant or registration of patent right | ||
| GRNT | Written decision to grant |