KR102003727B1

KR102003727B1 - Apparatus for Preventing Drop Accident of Drone, and Method for Controlling the Same

Info

Publication number: KR102003727B1
Application number: KR1020160164435A
Authority: KR
Inventors: 김성민
Original assignee: 주식회사 헥사팩토리
Priority date: 2016-12-05
Filing date: 2016-12-05
Publication date: 2019-10-01
Also published as: KR20180064155A

Abstract

본 발명은 드론의 추락사고 방지 장치 및 그 제어 방법에 관한 것으로서, 무인으로 비행하는 드론에 탈부착되는 드론의 추락사고 방지 장치에 있어서, 탄성 수단에 의해 압축되어 용기 내에 수용되는 낙하산과, 액추에이터에 의해 개폐되는 낙하산 커버를 포함하는 낙하산 모듈; 및 상기 드론의 기울기 및 자유낙하를 감시하여 상기 드론의 추락을 감지하고, 상기 드론의 추락시 상기 낙하산이 펼쳐지도록 상기 액추에이터를 제어하여 상기 낙하산 커버를 개방하는 낙하산 제어 모듈을 포함한다.The present invention relates to a drone fall accident prevention device and a control method thereof, comprising: a drone fall accident prevention device detachable from a drone flying unmanned by a parachute compressed by an elastic means and accommodated in a container by an actuator; A parachute module including a parachute cover that is opened and closed; And a parachute control module configured to monitor the inclination and free fall of the drone to detect the fall of the drone and to control the actuator to open the parachute when the drone falls.

Description

드론의 추락사고 방지 장치 및 그 제어 방법{Apparatus for Preventing Drop Accident of Drone, and Method for Controlling the Same}Apparatus for Preventing Drop Accident of Drone, and Method for Controlling the Same}

본 발명은 추락사고 방지 장치에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 드론의 추락사고 방지 장치 및 그 제어 방법에 관한 것이다.The present invention relates to a fall accident prevention device, and more particularly, to a fall accident prevention device of a drone and a control method thereof.

'드론(Drone)'이란, 사람이 타지 않고 무선전파의 유도에 의해서 비행하는 비행기나 헬리콥터 모양의 비행체를 의미하며, 주로 표적용, 정찰용, 감시용 등 군사 목적으로 사용되었으나, 최근에는 민간분야에서도 다양한 용도로 사용되고 있다.
즉, 드론은 화산 분화구 촬영처럼 사람이 직접 가서 촬영하기 어려운 장소를 촬영하거나 인터넷 쇼핑몰의 무인(無人) 택배 서비스에 이용되고 있다. 무인 택배 서비스의 경우 인공위성을 이용해 위치를 확인하는 GPS(위성항법장치) 기술을 활용해 서류, 책, 피자 등을 개인에게 배달하는 것이다.
또한, 최근에는 드론에 카메라를 장착하여 드론을 원격 조정하면서 영상을 촬영하는 헬리 캠이 방송용으로 널리 사용되고 있는 등 드론의 활용분야가 점차 넓어지고 있는 실정이다.
그러나, 드론은, 여러 많은 장점들에도 불구하고, 바람 등 외부 환경의 변화와 운전 조작의 미숙으로 인해 추락의 우려가 높은 것 또한 현실이다. 드론 및 그에 속한 여러 부품들이 워낙 고가이므로, 드론의 파손으로 인한 경제적 피해는 심각할 수밖에 없다. 게다가, 드론이 추락하는 경우, 드론 자체의 파손으로 인한 엄청난 경제적 피해 뿐 아니라, 대인 및 대물에 대한 2차 피해의 위험성 또한 심각하다.
선행 발명에는 다음이 있습니다. 등록특허공보 제10-1496892호(2015.03.03.)에 게재된 발명, 공개특허공보 제10-2016-0058561호(2016.05.25.)에 게재된 발명, 일본 공개특허공보 특개2012-071645호(2012.04.12.)에 게재된 발명.'Drone' refers to an airplane or helicopter-shaped aircraft which is operated by radio wave guidance without humans. It is mainly used for military purposes such as target, reconnaissance, and surveillance. Is also used in a variety of applications.
In other words, drones are used for unmanned home delivery services in Internet shopping malls, such as photographing volcanic craters and places where people cannot go directly. In the case of unmanned courier services, documents, books, pizzas, etc. are delivered to individuals using GPS (satellite navigation) technology that uses satellites to determine the location.
In addition, recently, the use of drones has been gradually expanded, such as a helicam, which is equipped with a camera on a drone and remotely controls the drone to shoot an image, is widely used for broadcasting.
However, drones, despite many advantages, are also highly susceptible to falling due to changes in external environment such as wind and immaturity of driving operation. Since the drones and their parts are so expensive, the economic damage due to the damage of the drones is inevitably serious. In addition, if the drone falls, not only the enormous economic damage caused by the breakage of the drone itself, but also the risk of secondary damage to people and objects is serious.
Prior inventions include: Invention published in Japanese Patent Application Laid-Open No. 10-1496892 (March 3, 2015), invention disclosed in Japanese Patent Laid-Open No. 10-2016-0058561 (May 25, 2016), and Japanese Patent Application Laid-Open No. 2012-071645 ( Invention as published in 2012.04.12.

본 명세서는 상기한 바와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서, 드론의 이상 발생시 드론의 추락사고를 방지할 수 있는 드론의 추락사고 방지 장치 및 그 제어 방법을 제공하는 데 그 목적이 있다.The present specification has been made to solve the above problems, and an object of the present invention is to provide a drone fall accident prevention device and a control method thereof that can prevent the fall of the drone when the drone is abnormal.

이와 같은 목적을 달성하기 위한, 본 명세서의 제1 실시예에 따르면, 본 명세서에 따른 드론의 추락사고 방지 장치는, 무인으로 비행하는 드론에 탈부착되는 드론의 추락사고 방지 장치에 있어서, 탄성 수단에 의해 압축되어 용기 내에 수용되는 낙하산과, 액추에이터에 의해 개폐되는 낙하산 커버를 포함하는 낙하산 모듈; 및 상기 드론의 기울기 및 자유낙하를 감시하여 상기 드론의 추락을 감지하고, 상기 드론의 추락시 상기 낙하산이 펼쳐지도록 상기 액추에이터를 제어하여 상기 낙하산 커버를 개방하는 낙하산 제어 모듈을 포함한다.
상기 낙하산 제어 모듈은, 상기 드론이 회전하는 각속도를 측정하는 자이로 센서; 상기 드론의 가속도를 측정하는 가속도 센서; 및 상기 자이로 센서 및 상기 가속도 센서를 이용하여 상기 드론의 기울기 및 자유낙하를 감시함으로써 상기 드론의 추락을 감지하고, 상기 드론의 추락시 상기 낙하산이 펼쳐지도록 상기 액추에이터를 제어하여 상기 낙하산 커버를 개방하는 제어부를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 제어부는 상기 자이로 센서 및 상기 가속도 센서를 초기화한 후, 상기 자이로 센서 및 상기 가속도 센서를 캘리브레이션(calibration)하여 상기 자이로 센서 및 상기 가속도 센서의 옵셋값을 저장하고, 상기 자이로 센서를 이용하여 상기 드론의 각속도를 측정하며, 상기 자이로 센서에 의해 측정된 각속도의 X, Y값이 저장된 옵셋값을 기준으로 기설정된 범위를 벗어나는 경우 상기 드론이 추락하는 것으로 판단하는 것을 특징으로 한다.
상기 제어부는 각속도의 X, Y값 > 저장된 옵셋값 + 90 또는 각속도의 X, Y값 < 저장된 옵셋값 - 90인 경우 상기 드론이 추락하는 것으로 판단하는 것을 특징으로 한다.
상기 제어부는 보상 필터(Complementary Filter)를 통해 상기 자이로 센서에 의해 측정된 각속도에 상기 가속도 센서에 의해 측정된 가속도를 적용하여 상기 자이로 센서의 오차를 보정하는 것을 특징으로 한다.
상기 제어부는 상기 드론의 낙하가 초속 8 미터 이상으로 0.1 초 이상 지속되는 경우 상기 드론이 추락하는 것으로 판단하는 것을 특징으로 한다.
상기 제어부는 상기 드론의 배터리 용량을 체크하여 상기 드론의 배터리의 셀당 용량이 3.6 V 미만인 경우 배터리의 저전압을 경고하고, 상기 드론의 동작을 제한하는 것을 특징으로 한다.
상기 낙하산 제어 모듈은, 상기 드론의 고도를 측정하는 기압 센서; 및 실행시간, 오류타입, 및 내용 중 적어도 하나를 포함하는 로그를 저장하는 메모리부; 를 더 포함하고, 상기 제어부는 상기 드론의 추락시 상기 메모리부에 상기 낙하산이 펼쳐진 시점에 상기 기압 센서에 의해 측정된 고도와 함께 에러 로그를 저장하는 것을 특징으로 한다.
상기 제어부는 상기 기압 센서를 초기화한 후, 상기 기압 센서의 이상 유무를 확인하는 것을 특징으로 한다.
상기 메모리부는 카드 타입의 메모리이고, 상기 제어부는 상기 메모리부의 삽입 여부 및 용량을 체크하는 것을 특징으로 한다.
상기 제어부는 상기 자이로 센서 및 상기 가속도 센서를 초기화한 후, 상기 자이로 센서 및 상기 가속도 센서의 이상 유무를 확인하는 것을 특징으로 한다.
본 명세서의 제2 실시예에 따르면, 본 명세서에 따른 드론의 추락사고 방지 장치의 제어 방법은, 무인으로 비행하는 드론에 탈부착되는 드론의 추락사고 방지 장치의 제어 방법에 있어서, 자이로 센서 및 가속도 센서를 이용하여 상기 드론의 기울기 및 자유낙하를 감시하여 상기 드론의 추락을 감지하는 단계; 및 상기 드론의 추락시, 탄성 수단에 의해 압축되어 용기 내에 수용된 낙하산과, 액추에이터에 의해 개폐되는 낙하산 커버를 포함하는 낙하산 모듈에 있어서, 상기 낙하산이 펼쳐지도록 상기 액추에이터를 제어하여 상기 낙하산 커버를 개방하는 단계를 포함한다.
상기 드론의 추락을 감지하는 단계 이전에, 상기 자이로 센서 및 상기 가속도 센서를 초기화하는 단계; 상기 자이로 센서 및 상기 가속도 센서를 캘리브레이션(calibration)하여 상기 자이로 센서 및 상기 가속도 센서의 옵셋값을 저장하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 드론의 추락을 감지하는 단계는, 상기 자이로 센서를 이용하여 상기 드론의 각속도를 측정하는 단계; 및 상기 자이로 센서에 의해 측정된 각속도의 X, Y값이 저장된 옵셋값을 기준으로 기설정된 범위를 벗어나는 경우 상기 드론이 추락하는 것으로 판단하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 드론이 추락하는 것으로 판단하는 단계에서, 각속도의 X, Y값 > 저장된 옵셋값 + 90 또는 각속도의 X, Y값 < 저장된 옵셋값 - 90인 경우 상기 드론이 추락하는 것으로 판단하는 것을 특징으로 한다.
상기 드론의 추락을 감지하는 단계는, 상기 드론의 각속도를 측정하는 단계와 상기 드론이 추락하는 것으로 판단하는 단계 사이에, 보상 필터(Complementary Filter)를 통해 상기 자이로 센서에 의해 측정된 각속도에 상기 가속도 센서에 의해 측정된 가속도를 적용하여 상기 자이로 센서의 오차를 보정하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 드론의 추락을 감지하는 단계에서, 상기 드론의 낙하가 초속 8 미터 이상으로 0.1 초 이상 지속되는 경우 상기 드론이 추락하는 것으로 판단하는 것을 특징으로 한다.
상기 드론의 추락사고 방지 장치의 제어 방법은, 상기 자이로 센서 및 상기 가속도 센서의 이상 유무를 확인하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 드론의 추락사고 방지 장치의 제어 방법은, 상기 드론의 추락을 감지하는 단계 이전에, 상기 드론의 배터리 용량을 체크하는 단계; 및 상기 드론의 배터리의 셀당 용량이 3.6 V 미만인 경우 배터리의 저전압을 경고하고, 상기 드론의 동작을 제한하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 낙하산 제어 모듈은, 상기 드론의 고도를 측정하는 기압 센서를 더 포함하고, 상기 드론의 추락사고 방지 장치의 제어 방법은, 상기 드론의 추락시 상기 낙하산이 펼쳐진 시점에 상기 기압 센서에 의해 측정된 고도와 함께 실행시간, 오류타입, 및 내용 중 적어도 하나를 포함하는 에러 로그를 저장하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.
상기 드론의 추락사고 방지 장치의 제어 방법은, 상기 드론의 추락시 LED를 점멸하고, 에러 사운드를 재생하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 한다.In order to achieve the above object, according to the first embodiment of the present specification, the fall accident prevention apparatus of the drone according to the present specification, in the fall accident prevention apparatus of the drone detachable to the drone flying unmanned, in the elastic means A parachute module including a parachute compressed by the parachute, and a parachute cover opened and closed by an actuator; And a parachute control module configured to monitor the inclination and free fall of the drone to detect the fall of the drone and to control the actuator to open the parachute when the drone falls.
The parachute control module may include: a gyro sensor measuring an angular velocity at which the drone rotates; An acceleration sensor measuring acceleration of the drone; And detecting the fall of the drone by monitoring the inclination and the free fall of the drone using the gyro sensor and the acceleration sensor, and controlling the actuator to open the parachute cover so that the parachute is unfolded when the drone falls. It characterized in that it comprises a control unit.
The controller initializes the gyro sensor and the acceleration sensor, calibrate the gyro sensor and the acceleration sensor to store offset values of the gyro sensor and the acceleration sensor, and uses the gyro sensor to drive the drone. It measures the angular velocity of, characterized in that it is determined that the drone falls if the X, Y value of the angular velocity measured by the gyro sensor is out of the predetermined range based on the stored offset value.
The control unit may determine that the drone falls when the X, Y value of the angular velocity> the stored offset value + 90 or the X, Y value of the angular velocity <the stored offset value-90.
The control unit may correct an error of the gyro sensor by applying the acceleration measured by the acceleration sensor to the angular velocity measured by the gyro sensor through a complementary filter.
The controller may determine that the drone falls when the drop of the drone lasts for more than 0.1 second at 8 meters per second or more.
The controller checks the battery capacity of the drone and warns of a low voltage of the battery when the capacity of the battery of the drone is less than 3.6 V, and limits the operation of the drone.
The parachute control module includes an air pressure sensor measuring an altitude of the drone; And a memory unit which stores a log including at least one of execution time, error type, and contents. The control unit may further include storing an error log together with the altitude measured by the barometric pressure sensor at the time when the parachute is deployed when the drone falls.
The controller checks whether there is an abnormality of the barometric pressure sensor after initializing the barometric pressure sensor.
The memory unit is a card type memory, and the controller checks whether the memory unit is inserted and capacity.
The controller may determine whether the gyro sensor and the acceleration sensor are abnormal after initializing the gyro sensor and the acceleration sensor.
According to a second embodiment of the present specification, the control method of the fall accident prevention apparatus of the drone according to the present specification, in the control method of the fall accident prevention apparatus of the drone detachable to the drone flying unmanned, gyro sensor and acceleration sensor Detecting a fall of the drone by monitoring a tilt and a free fall of the drone using; And a parachute module compressed by an elastic means and accommodated in a container when the drone falls, wherein the parachute module is opened and closed by an actuator, the parachute module being configured to control the actuator to open the parachute to open the parachute cover. Steps.
Initializing the gyro sensor and the acceleration sensor before detecting the fall of the drone; And calibrating the gyro sensor and the acceleration sensor to store offset values of the gyro sensor and the acceleration sensor.
The detecting of the fall of the drone may include: measuring an angular velocity of the drone using the gyro sensor; And determining that the drone falls when the X and Y values of the angular velocity measured by the gyro sensor are out of a predetermined range based on the stored offset value.
In the step of determining that the drone is falling, when the X, Y value of the angular velocity> the stored offset value + 90 or the X, Y value of the angular velocity <stored offset value-90, characterized in that it is determined that the drone falls. .
Detecting the fall of the drone, between measuring the angular velocity of the drone and determining that the drone is falling, the acceleration to the angular velocity measured by the gyro sensor through a compensation filter (Complementary Filter) The method may further include correcting an error of the gyro sensor by applying the acceleration measured by the sensor.
In the step of detecting the fall of the drone, if the fall of the drone lasts for more than 0.1 seconds at 8 meters per second or more characterized in that it is determined that the drone falls.
The control method of the fall accident prevention apparatus of the drone, characterized in that further comprising the step of checking the abnormality of the gyro sensor and the acceleration sensor.
The control method of the fall accident prevention apparatus of the drone, before the step of detecting the fall of the drone, checking the battery capacity of the drone; And warning a low voltage of the battery when the capacity per cell of the battery of the drone is less than 3.6 V, and limiting the operation of the drone.
The parachute control module further includes a barometric pressure sensor for measuring the altitude of the drone, and the method of controlling the fall accident prevention device of the drone is measured by the barometric pressure sensor when the parachute is unfolded when the drone falls. And storing an error log including at least one of an execution time, an error type, and a content together with the altitude.
The control method of the fall accident prevention device of the drone, characterized in that it further comprises the step of flashing the LED when the fall of the drone, and reproducing the error sound.

이상에서 설명한 바와 같이 본 명세서에 의하면, 드론의 추락을 감지하고, 드론의 추락시 낙하산이 펼쳐지도록 하는 드론의 추락사고 방지 장치 및 그 제어 방법을 제공함으로써, 드론의 추락에 따른 파손을 방지할 수 있고, 타인의 신체 및 재산 피해를 획기적으로 줄여줄 수 있다.As described above, according to the present specification, by providing a drone fall accident prevention device and a control method thereof, which detects the fall of the drone and expands the parachute when the drone falls, the damage caused by the fall of the drone can be prevented. It can greatly reduce the physical and property damage of others.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 추락사고 방지 장치가 장착된 드론의 사시도,
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 낙하산 제어 모듈의 동작 방법을 설명하기 위한 도면,
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 낙하산 제어 모듈 내부의 개략적인 구성을 나타낸 블럭 구성도,
도 4는 본 발명의 실시예에 따른 비행 전 드론의 추락사고 방지 장치의 제어 방법을 나타낸 흐름도, 및
도 5 및 도 6은 본 발명의 실시예에 따른 비행시 드론의 추락사고 방지 장치의 제어 방법을 나타낸 흐름도이다.1 is a perspective view of a drone equipped with an accident prevention apparatus according to an embodiment of the present invention;
2 is a view for explaining the operation method of the parachute control module according to an embodiment of the present invention,
Figure 3 is a block diagram showing a schematic configuration of the interior of the parachute control module according to an embodiment of the present invention,
4 is a flow chart showing a control method of the fall accident prevention device of the drone before the flight according to an embodiment of the present invention, and
5 and 6 are flowcharts showing a control method of the fall accident prevention device of the drone during the flight according to an embodiment of the present invention.

본 명세서에서 사용되는 기술적 용어는 단지 특정한 실시예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아님을 유의해야 한다. 또한, 본 명세서에서 사용되는 기술적 용어는 본 명세서에서 특별히 다른 의미로 정의되지 않는 한, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 의미로 해석되어야 하며, 과도하게 포괄적인 의미로 해석되거나, 과도하게 축소된 의미로 해석되지 않아야 한다. 또한, 본 명세서에서 사용되는 기술적인 용어가 본 발명의 사상을 정확하게 표현하지 못하는 잘못된 기술적 용어일 때에는, 당업자가 올바르게 이해할 수 있는 기술적 용어로 대체되어 이해되어야 할 것이다. 또한, 본 발명에서 사용되는 일반적인 용어는 사전에 정의되어 있는 바에 따라, 또는 전후 문맥상에 따라 해석되어야 하며, 과도하게 축소된 의미로 해석되지 않아야 한다.
또한, 본 명세서에서 사용되는 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 출원에서, "구성된다" 또는 "포함한다" 등의 용어는 명세서 상에 기재된 여러 구성 요소들, 또는 여러 단계들을 반드시 모두 포함하는 것으로 해석되지 않아야 하며, 그 중 일부 구성 요소들 또는 일부 단계들은 포함되지 않을 수도 있고, 또는 추가적인 구성 요소 또는 단계들을 더 포함할 수 있는 것으로 해석되어야 한다.
또한, 본 명세서에서 사용되는 구성요소에 대한 접미사 "모듈" 및 "부"는 명세서 작성의 용이함만이 고려되어 부여되거나 혼용되는 것으로서, 그 자체로 서로 구별되는 의미 또는 역할을 갖는 것은 아니다.
또한, 본 명세서에서 사용되는 제1, 제2 등과 같이 서수를 포함하는 용어는 다양한 구성 요소들을 설명하는 데 사용될 수 있지만, 상기 구성 요소들은 상기 용어들에 의해 한정되어서는 안 된다. 상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다. 예를 들어, 본 발명의 권리 범위를 벗어나지 않으면서 제1 구성요소는 제2 구성 요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제2 구성 요소도 제1 구성 요소로 명명될 수 있다.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명에 따른 바람직한 실시예를 상세히 설명하되, 도면 부호에 관계없이 동일하거나 유사한 구성 요소는 동일한 참조 번호를 부여하고 이에 대한 중복되는 설명은 생략하기로 한다.
또한, 본 발명을 설명함에 있어서 관련된 공지 기술에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우 그 상세한 설명을 생략한다. 또한, 첨부된 도면은 본 발명의 사상을 쉽게 이해할 수 있도록 하기 위한 것일 뿐, 첨부된 도면에 의해 본 발명의 사상이 제한되는 것으로 해석되어서는 아니됨을 유의해야 한다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 추락사고 방지 장치가 장착된 드론의 사시도를 나타낸다.
우선, 드론(100)은 지상의 관리자에 의해 수동 조작되거나, 설정된 비행 프로그램에 의해 자동 조종되면서 무인 비행하게 되는 것이다. 이와 같은 드론(100)은 도 1에서와 같이 메인 프레임(110), 수평 및 수직이동 추진장치(120), 및 착륙용 레그(130)를 포함하는 구성으로 이루어진다.
메인 프레임(110)은 카메라 모듈(도 2의 200) 등의 모듈이 장착되는 몸체 부위이다.
수평 및 수직이동 추진장치(120)는 메인 프레임(110)에 수직으로 설치되는 하나 이상의 프로펠러(122)로 이루어지는 것으로, 본 발명의 실시예에 따른 수평 및 수직이동 추진장치(120)는 서로 이격 배치된 복수개의 프로펠러(122)로 이루어진다. 여기서 수평 및 수직이동 추진장치(120)는 프로펠러가 아닌 에어 분사형 추진기 구조로 이루어질 수도 있다.
착륙용 레그(130)는 메인 프레임(110)의 저면에 서로 이격 배치된다. 또한, 착륙용 레그(130)의 하부에는 드론(100)이 착륙할 때 지면과의 충돌에 의한 충격을 최소화하는 완충 지지부재(132)가 장착될 수 있다.
물론 드론(100)은 상기와 다른 비행체 구성의 다양한 구조로 이루어질 수 있다.
한편, 본 발명에 따른 추락사고 방지 장치(300)는 고정 수단(330)을 이용하여 한 쌍의 착륙용 레그(130) 사이에 장착되는데, 이에 한정되는 것은 아니며 드론(100)의 비행에 영향을 주지 않는 선에서 메인 프레임(110)의 상부 또는 하부에 장착될 수도 있다.
추락사고 방지 장치(300)는 크게 낙하산 모듈(310) 및 낙하산 제어 모듈(320)로 구성된다.
낙하산 모듈(310)은 탄성 수단인 스프링(311)에 의해 압축되어 용기(312) 내에 수용되는 낙하산(313)을 포함하고, 액추에이터(314)에 의해 낙하산(313)이 펼쳐질 수 있도록 구성되어 있다.
도 1 및 도 2를 참조하면, 낙하산 모듈(310)은 스프링(311) 및 낙하산(313) 과 더불어 지지대(311a)를 포함하고, 스프링(311)은 낙하산 커버(315)에 의해 압축상태로 되어 있다가 액추에이터(314)의 작동에 의해 잠금 수단(314a)이 해제되는 경우, 낙하산 커버(315)가 개방되어 스프링(311)이 탄성 복원되고 압축상태가 해제되면서 낙하산(313)이 펼쳐진다.
예를 들면, 도 2a에 도시된 바와 같이, 액추에이터(314)가 약 90°에 위치하는 경우, 잠금 수단(314a)은 잠금 상태로 되어 있다. 도 2b에 도시된 바와 같이, 액추에이터(314)가 약 170°에 위치하는 경우, 잠금 수단(314a)은 해제 상태로 되고, 낙하산 커버(315)가 개방되어 낙하산(313)이 펼쳐지게 된다.
낙하산 제어 모듈(320)은 드론(100)의 기울기 및 자유낙하를 감시하여 드론(100)의 추락을 감지하고, 드론(100)의 추락시 낙하산(313)이 펼쳐지도록 액추에이터(314)를 제어하여 낙하산 커버(315)를 개방한다. 이를 위해, 본 발명에 따른 낙하산 제어 모듈(320)은 자이로 센서, 가속도 센서, 및 기압 센서 등의 각종 센서, 제어부, GPS 수신기, 통신 모듈, 및 메모리부 등을 포함할 수 있다. 낙하산 제어 모듈(320)의 자세한 구성에 대해서는 이하에서 설명하기로 한다.
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 낙하산 제어 모듈 내부의 개략적인 구성을 나타낸 블럭 구성도이다.
우선, 설명에 앞서, 드론(100)은 안정적으로 비행하기 위해서 각종 센서들을 이용해 자신의 비행상태를 측정한다. 드론의 비행상태는 회전운동상태(Rotational States)와 병진운동상태(Translational States)로 정의된다. 회전운동상태는 ‘요(Yaw)’, ‘피치 (Pitch)’, 및 ‘롤 (Roll)’을 의미하며, 병진운동상태는 경도, 위도, 고도, 및 속도를 의미한다.
여기서, ‘롤’, ‘피치’, 및 ‘요’는 오일러 (Euler) 각도라 부르며, 비행기 기체좌표 x,y,z 세 축이 어떤 특정 좌표, 예를 들어, NED 좌표 N, E, D 세 축에 대하여 회전된 각도를 나타낸다. 비행기 전면이 기체좌표의 z축을 기준으로 좌우로 회전할 경우, 기체좌표의 x축은 NED 좌표의 N축에 대하여 각도 차이가 생기게 되며, 이 각도를 "요"(Ψ)라고 한다. 비행기의 전면이 오른쪽으로 향한 y축을 기준으로 상하로 회전을 할 경우, 기체좌표의 z축은 NED 좌표의 D축에 대하여 각도 차이가 생기게 되며, 이 각도를 "피치"(θ)라고 한다. 비행기의 동체가 전면을 향한 x축을 기준으로 좌우로 기울게 될 경우, 기체좌표의 y축은 NED 좌표의 E축에 대하여 각도가 생기게 되며, 이 각도를 "롤"(Φ)이라 한다.
드론(100)은 회전운동상태를 측정하기 위해 3축 자이로 센서(Gyroscopes), 3축 가속도 센서(Accelerometers), 및 3축 지자기 센서(Magnetometers)를 이용하고, 병진운동상태를 측정하기 위해 GPS 수신기와 기압 센서(Barometric Pressure Sensor)를 이용한다.
이러한 드론(100)의 운동상태를 감시하기 위해, 본 발명에 따른 낙하산 제어 모듈(320)은 자이로 센서(31), 가속도 센서(32), 및 기압 센서(33)를 포함한다. 여기서, 자이로 센서(31)와 가속도 센서(32)는 드론(100)의 기체좌표(Body Frame Coordinate)가 지구관성좌표(Earth Centered Inertial Coordinate)에 대해 회전한 상태와 가속된 상태를 측정해주는데, MEMS(Micro-Electro-Mechanical Systems) 반도체 공정기술을 이용해 관성측정기(IMU: Inertial Measurement Unit)라 부르는 단일 칩(Single Chip)으로 제작될 수도 있다. 또한, IMU 칩 내부에는 자이로 센서(31)와 가속도 센서(32)가 측정한 지구관성좌표 기준의 측정치들을 지역좌표 (Local Coordinate), 예를 들어 GPS가 사용하는 NED(North-East-Down) 좌표로 변환해주는 마이크로컨트롤러가 포함될 수 있다. 이에 더해, 낙하산 제어 모듈(320)은 제어부(34), 메모리부(35), LED부(36), 및 알람부(37)를 더 포함할 수 있다.
자이로 센서(31)는 드론(100)의 기체좌표 x, y, z 세 축이 지구관성좌표에 대하여 회전하는 각속도를 측정한 후 고정좌표로 변환된 값(Wx.gyro, Wy.gyro, Wz.gyro)을 계산하고, 이 값을 선형 미분방정식을 이용해 오일러 각도(Φgyro, θgyro, ψgyro)로 변환한다. 여기서, 자이로 센서(31)의 측정치는 저주파수 대역에서 바이어스(Bias) 오차를 포함하기 때문에(즉, 드론이 정지해 있을 때에도 자이로 센서의 측정치가 0이 되지 않음) x, y, z 세 축에 대한 자이로 센서(31)의 바이어스 오차가 제거되어야 한다. 이에 대한 방법은 후술하기로 한다.
가속도 센서(32)는 드론(100)의 기체좌표 x, y, z 세 축의 지구관성좌표에 대한 가속도를 측정한 후 고정좌표로 변환된 값(fx,acc, fy,acc, fz,acc)을 계산하고, 이 값을 ‘롤(Φacc)’과 ‘피치(θacc)’로 변환하며, 이 값들은 자이로 센서(31)의 측정치를 이용해 계산한 ‘롤(Φgyro)’과 ‘피치(θgyro)’에 포함된 바이어스 오차를 제거하는 데 이용된다. 하지만, 가속도 센서(32)는 ‘요’를 측정할 수 없기 때문에 자이로 센서(31)를 이용해 측정한 ‘요(ψgyro)’에 포함된 바이어스 오차를 제거할 수 없다. 이를 위해, 본 발명에 따른 낙하산 제어 모듈(320)은 지자기 센서(미도시)를 더 포함할 수도 있다.
지자기 센서(미도시)는 드론(100)의 기체좌표 x, y, z 세 축의 자북점에 대한 방향을 측정하고, 이 값을 이용해 기체좌표의 NED 좌표에 대한 ‘요’ 값을 계산한다. 제어부(34)는 지자기 센서(미도시)로 측정한 ‘요(ψmag)’를 이용해 자이로 센서(31)의 측정치 ‘요(ψgyro)’에 포함된 바이어스 오차를 제거한다.
GPS 수신기(미도시)는 GPS 위성들로부터 수신한 신호를 이용해 NED 좌표 상에서 드론(100)의 병진운동상태, 즉, 위도(Pn.GPS), 경도(Pe.GPS), 고도(hMSL.GPS), 위도 상의 속도(Vn.GPS), 경도 상의 속도(Ve.GPS), 및 고도 상의 속도(Vd.GPS)를 계산한다. 여기서, 첨자 MSL은 해수면(MSL: Mean Sea Level)을 의미한다.
GPS 수신기(미도시)를 통해 수신한 위치 좌표에는 항상 5 ~ 10 m의 오차가 있다. 민수용 GPS 수신기는 L1 주파수밴드(1.5 ㎓)의 C/A(Coarse-Acquisition) 코드 혹은 L2 주파수밴드(1.2 ㎓)의 C/A 코드 둘 중의 하나만을 수신할 수 있다. 하지만 군사용 GPS 수신기는 L1 C/A와 L2 C/A를 동시에 수신할 수 있어 다이버시티(Diversity)로 인한 이득을 얻을 수 있으며, 추가로 암호화 신호(Encrypted Signal) P(Y)를 수신할 수 있어 GPS 신호가 지구의 이온층을 통과할 때 교란되는 것을 보정할 수 있다(Ionospheric Correction, 이온층 보정이라 함). 5 m ~ 10 m의 GPS 고도 오차는 주로 저공비행을 하는 드론의 지상시설물들과의 충돌 위험을 야기시킨다. 따라서, 별도의 기압 센서를 이용하여 고도(hALP.baro)를 측정하기도 한다. 여기서, 첨자 ALP는 기압(Air-Level Pressor)을 의미하며, 기압 센서(33)는 드론(100)의 이륙시 기압과 현재 비행고도에서의 기압을 비교해 이륙 지점으로부터의 현재 고도를 계산한다.
제어부(34)는 펌웨어 업데이트가 쉽고 오픈소스를 사용하며, 최근 사물인터넷에서 각광받고 있는 아두이노(Arduino)를 적용할 수 있다. 제어부(34)는 자이로 센서(31) 및 가속도 센서(32)를 이용하여 드론(100)의 기울기 및 자유낙하를 감시함으로써 드론(100)의 추락을 감지하고, 드론(100)의 추락시 낙하산(313)이 펼쳐지도록 액추에이터(314)를 제어하여 낙하산 커버(315)를 개방한다. 이하에서는, 제어부(34)가 낙하산 모듈(310)을 제어하는 구체적인 방법에 대해서 설명하기로 한다.
우선, 제어부(34)는 낙하산 모듈(310)의 제어에 앞서 낙하산 제어 모듈(32)을 구성하는 각 구성요소들을 초기화한다.
즉, 제어부(34)는 전원 인가시 LED부(36)를 통해 녹색 LED를 온하고, 드론(100)의 배터리 용량을 체크한다. 제어부(34)는 배터리의 셀당 용량이 3.6 V 미만인 경우, 배터리의 저전압을 경고한다. 즉, 제어부(34)는 LED부(36)를 통해 녹색 LED 및 빨간색 LED를 점멸하고, 알람부(37)를 통해 에러 사운드를 재생하며, 실행시간, 오류타입, 및 내용 등을 포함하는 에러 로그를 메모리부(35)에 저장한다. 이때, 제어부(34)는 배터리의 용량이 저전압인 경우 드론(100)의 동작을 제한할 수 있다.
제어부(34)는 자이로 센서(31), 가속도 센서(32), 및 기압 센서(33)를 초기화한 후, 각 센서의 이상 유무를 확인하고, 자이로 센서(31) 및 가속도 센서(32)를 캘리브레이션(calibration)하며, 자이로 센서(31) 및 가속도 센서(32)의 옵셋값을 저장한다. 여기서, 제어부(34)는 초기화 및 캘리브레이션 진행시 LED부(36)를 통해 노란색 LED를 점멸하고, 어느 센서에 이상이 있는 경우 LED부(36)를 통해 녹색 LED 및 노란색 LED를 점멸하고, 알람부(37)를 통해 에러 사운드를 재생하며, 실행시간, 오류타입, 및 내용 등을 포함하는 에러 로그를 메모리부(35)에 저장한다.
또한, 제어부(34)는 메모리부(35)를 초기화한 후, 메모리부(35)의 용량을 체크하고, 여유 공간이 10메가 이하인 경우 LED부(36)를 통해 노란색 LED 및 빨간색 LED를 점멸하고, 알람부(37)를 통해 에러 사운드를 재생한다. 이때, 제어부(34)는 드론(100)이 동작하도록 하되, 에러 로그 및 비행 로그 등을 저장하는 블랙박스 기능을 금지(Disable)시킨다. 이와 더불어, 제어부(34)는 메모리부(35)가 카드 타입의 메모리인 경우, 메모리의 삽입 여부를 확인할 수도 있다.
또한, 제어부(34)는 액추에이터(314)를 초기화한다. 즉, 제어부(34)는 액추에이터(314)가 90°에 위치하도록 하여 낙하산 커버(315)를 폐쇄한다. 이와 같이, 제어부(34)는 자이로 센서(31), 가속도 센서(32), 기압 센서(33), 메모리부(35), 및 액추에이터(314)의 초기화를 완료한 후, LED부(36)를 통해 노란색 LED를 오프하고, 완료 사운드를 재생함으로써, 사용자에게 초기화가 완료되었음을 알린다.
한편, 제어부(34)는 일련의 초기화 과정이 완료된 후, 드론(100)이 비행을 시작하면, 드론(100)의 추락을 감지하고, 드론(100)의 추락시 낙하산(313)이 펼쳐지도록 액추에이터(314)를 제어하여 낙하산 커버(315)를 개방한다. 여기서, 제어부(34)가 드론(100)의 추락을 감지하는 방법은 아래와 같이 두 가지 방법으로 나누어질 수 있다.
첫 번째로, 제어부(34)는 드론(100)의 기울기를 감시하여 드론(100)의 추락을 감시할 수 있다. 구체적으로는, 제어부(34)는 자이로 센서(31)를 이용하여 드론(100)의 각속도를 측정하고, 자이로 센서(31)에 의해 측정된 각속도의 X, Y값이 초기화 과정에서 저장된 옵셋값을 기준으로 기설정된 범위를 벗어나는 경우(예를 들면, 각속도의 X, Y 값이 저장된 옵셋값보다 +90보다 크거나 -90보다 작은 경우), 드론(100)이 추락하는 것으로 판단한다.
이때, 제어부(34)는 보상 필터(Complementary Filter)를 통해 자이로 센서(31)에 의해 측정된 각속도에 가속도 센서(32)에 의해 측정된 가속도를 적용하여 자이로 센서(32)의 오차를 보정할 수 있다. 구체적으로는, 보상 필터는 고주파대역 특성이 좋은 자이로 센서(31)의 상태측정치(Φgyro, θgyro)를 고주파대역 필터로 추출하고, 저주파대역 특성이 좋은 가속도 센서(32)의 상태측정치(Φacc, θacc)를 저주파대역 필터로 추출한 후 이 둘을 합쳐서 자이로 센서(31)의 바이어스 오차가 최소화된 상태추정치(ΦE, θE)를 산출한다.
또한, 본 발명에 따른 제어부(34)는 확장칼만 필터(Extended Kalman Filter)를 이용하여 자이로 센서(31)에 의해 측정된 각속도의 오차를 보정할 수도 있다. 구체적으로는, 확장칼만 필터는 자이로 센서(31)를 이용한 측정치(Φgyro, θgyro, ψgyro), 가속도 센서(32)를 이용한 측정치(Φacc, θacc), 지자기 센서(미도시)를 이용한 측정치(ψmag) 및 GPS 수신기(미도시)를 이용한 측정치(Vn.GPS, Ve.GPS, Vd.GPS)를 이용해 실시간으로 드론(100)의 회전운동역학(Rotational Dynamics)을 모델링하면서 자이로 센서(31) 및 가속도 센서(32)의 바이어스 오차가 최소화된 상태추정치(ΦE, θE, ψE)를 산출한다. 이를 위해, 본 발명에 따른 낙하산 제어 모듈(320)은 전술한 지자기 센서(미도시) 및 GPS 수신기(미도시)를 포함하는 것이 바람직하다.
두 번째로, 제어부(34)는 드론(100)의 자유낙하를 감시하여 드론(100)의 추락을 감지할 수 있다. 구체적으로는, 제어부(34)는 자이로 센서(31) 및 가속도 센서(32)를 활용하여 드론(100)의 낙하가 초속 8 미터 이상으로 0.1 초 이상 지속되는 경우 드론(100)이 추락하는 것으로 판단한다. 이는 일반적으로 드론(100)이 정상적으로 작동하는 범위가 초속 0 ~ 6 미터이기 때문이다.
메모리부(35)는 실행시간, 오류타입, 및 내용 등을 포함하는 로그를 저장한다. 메모리부(35)는 플래시 메모리 타입(flash memory type), 하드디스크 타입(hard disk type), 멀티미디어 카드 마이크로 타입(multimedia card micro type), 카드 타입의 메모리(예를 들어 SD 또는 XD 메모리 등), 램, 롬 중 적어도 하나의 타입의 저장매체를 포함할 수 있다. 이때, 메모리부(35)가 카드 타입의 메모리인 경우, 본 발명에 따른 낙하산 제어 모듈(320)은 메모리부(35)를 대신하여 메모리 슬롯을 포함할 수 있다.
LED부(36)는 녹색 LED, 빨간색 LED, 및 노란색 LED 등을 포함할 수 있다. LED부(36)는 배터리 저전압 여부, 각 센서의 이상 여부, 초기화 및 캘리브레이션 진행 상태, 메모리부(35)의 용량 상태, 초기화 완료 여부, 및 드론(100)의 추락 여부 등을 표시할 수 있다.
알람부(37)는 LED부(36)와 함께 배터리 저전압 여부, 각 센서의 이상 여부, 초기화 및 캘리브레이션 진행 상태, 메모리부(35)의 용량 상태, 초기화 완료 여부, 및 드론(100)의 추락 여부 등을 알리기 위한 신호를 출력한다. 알람부(37)는 오디오 신호나 비디오 신호 이외에 다른 형태로 이벤트 발생을 알리기 위한 신호를 출력한다. 예를 들면, 소리나 진동 형태로 신호를 출력할 수 있다.
도 4는 본 발명의 실시예에 따른 비행 전 드론의 추락사고 방지 장치의 제어 방법을 나타낸 흐름도이다.
도 4를 참조하면, 낙하산 제어 모듈(320)은 드론(100)의 배터리 용량을 체크하여, 드론(100)의 배터리 용량이 3.6 V 이상인지 여부를 판단한다(S410). 이때, 배터리 용량이라 함은 배터리의 셀당 용량을 의미한다.
낙하산 제어 모듈(320)은 드론(100)의 배터리 용량이 3.6 V 미만인 경우, 배터리 저전압을 경고한다(S412). 예를 들면, 낙하산 제어 모듈(320)은 LED부(36)를 통해 녹색 LED 및 빨간색 LED를 점멸하고, 알람부(37)를 통해 에러 사운드를 재생하며, 실행시간, 오류타입, 및 내용 등을 포함하는 에러 로그를 메모리부(35)에 저장할 수 있다. 이때, 낙하산 제어 모듈(320)은 드론(100)의 동작을 제한할 수 있다.
낙하산 제어 모듈(320)은 드론(100)의 배터리 용량이 3.6 V 이상인 경우, 자이로 센서(31), 가속도 센서(32)를 초기화하고(S420), 기압 센서(33)를 초기화한 후(S430), 각 센서에 이상이 있는지 여부를 판단한다(S450).
낙하산 제어 모듈(320)은 어느 센서에 이상이 있는 경우, 센서 이상을 경고한다(S452). 예를 들면, 낙하산 제어 모듈(320)은 LED부(36)를 통해 녹색 LED 및 노란색 LED를 점멸하고, 알람부(37)를 통해 에러 사운드를 재생하며, 실행시간, 오류타입, 및 내용 등을 포함하는 에러 로그를 메모리부(35)에 저장한다.
낙하산 제어 모듈(320)은 센서에 이상이 없는 경우, 자이로 센서(31) 및 가속도 센서(32)를 캘리브레이션하고(S460), 자이로 센서(31) 및 가속도 센서(32)의 옵셋값을 메모리부(35)에 저장한다(S470).
또한, 낙하산 제어 모듈(320)은 단계 S420 및 단계 S430과 동시에 메모리부(35)를 초기화하고(S440), 메모리부(35)의 용량을 체크하여, 메모리부(35)의 여유 공간이 10 메가 이하인지 여부를 판단한다(S442). 이때, 낙하산 제어 모듈(320)은 메모리부(35)가 카드 타입의 메모리인 경우, 메모리의 삽입 여부를 확인할 수도 있다.
낙하산 제어 모듈(320)은 메모리부(35)의 여유 공간이 10 메가 이하인 경우, 메모리 부족을 경고한다(S444). 예를 들면, 낙하산 제어 모듈(320)은 LED부(36)를 통해 노란색 LED 및 빨간색 LED를 점멸하고, 알람부(37)를 통해 에러 사운드를 재생한다. 이때, 낙하산 제어 모듈(320)은 드론(100)이 동작하도록 하되, 에러 로그 및 비행 로그 등을 저장하는 블랙박스 기능을 금지(Disable)시킨다.
낙하산 제어 모듈(320)은 단계 S470과 단계 S442 이후에, 액추에이터(314)를 초기화한다(S480). 예를 들면, 낙하산 제어 모듈(320)은 액추에이터(314)가 90°에 위치하도록 하여 낙하산 커버(315)를 폐쇄한다.
추가로, 낙하산 제어 모듈(320)은 자이로 센서(31), 가속도 센서(32), 기압 센서(33), 메모리부(35), 및 액추에이터(314)의 초기화를 완료한 후, LED부(36)를 통해 노란색 LED를 오프하고, 완료 사운드를 재생함으로써, 사용자에게 초기화가 완료되었음을 알릴 수 있다.
한편, 본 발명의 실시예에서는 설명의 편의상 단계 S420, 단계 S430, 및 단계 S440을 동시에 수행하는 것으로 설명하였으나, 이에 한정되는 것은 아니며, 단계 S420, 단계 S430, 및 단계 S440은 순차적으로 진행될 수 있다. 예를 들면, 단계 S420, 단계 S450, 단계 S460, 단계 S470, 단계 S430, 단계 S450, 단계 S440, 단계 S442, 및 단계 S480 순으로 진행될 수 있다.
도 5 및 도 6은 본 발명의 실시예에 따른 비행시 드론의 추락사고 방지 장치의 제어 방법을 나타낸 흐름도이다.
본 발명에 따른 낙하산 제어 모듈(320)은 도 5에 도시된 바와 같이 드론(100)의 기울기를 감시하여 드론(100)의 추락을 감지하거나, 도 6에 도시된 바와 같이 드론(100)의 자유낙하를 감시하여 드론(100)의 추락을 감지할 수 있다.
우선, 도 5를 참조하면, 낙하산 제어 모듈(320)은 자이로 센서(31) 및 가속도 센서(32)의 센서값을 리딩한다(S510). 즉, 낙하산 제어 모듈(320)은 자이로 센서(31)를 이용하여 드론(100)의 각속도를 측정하고, 가속도 센서(32)를 이용하여 드론(100)의 가속도를 측정한다.
낙하산 제어 모듈(320)은 보상 필터를 통해 자이로 센서(31)에 의해 측정된 각속도에 가속도 센서(32)에 의해 측정된 가속도를 적용하여 자이로 센서(32)의 오차를 보정한다(S520). 구체적으로는, 보상 필터는 고주파대역 특성이 좋은 자이로 센서(31)의 상태측정치(Φgyro, θgyro)를 고주파대역 필터로 추출하고, 저주파대역 특성이 좋은 가속도 센서(32)의 상태측정치(Φacc, θacc)를 저주파대역 필터로 추출한 후 이 둘을 합쳐서 자이로 센서(31)의 바이어스 오차가 최소화된 상태추정치(ΦE, θE)를 산출한다.
또한, 단계 S520에서 낙하산 제어 모듈(320)은 확장칼만 필터를 이용하여 자이로 센서(31)에 의해 측정된 각속도의 오차를 보정할 수도 있다. 구체적으로는, 확장칼만 필터는 자이로 센서(31)를 이용한 측정치(Φgyro, θgyro, ψgyro), 가속도 센서(32)를 이용한 측정치(Φacc, θacc), 지자기 센서(미도시)를 이용한 측정치(ψmag) 및 GPS 수신기(미도시)를 이용한 측정치(Vn.GPS, Ve.GPS, Vd.GPS)를 이용해 실시간으로 드론(100)의 회전운동역학(Rotational Dynamics)을 모델링하면서 자이로 센서(31) 및 가속도 센서(32)의 바이어스 오차가 최소화된 상태추정치(ΦE, θE, ψE)를 산출한다.
이어서, 낙하산 제어 모듈(320)은 자이로 센서(31)에 의해 측정된 각속도의 X, Y값이 초기화 과정에서 저장된 옵셋값을 기준으로 기설정된 범위를 벗어나는지 여부를 판단하고(S530), 자이로 센서(31)에 의해 측정된 각속도의 X, Y값이 저장된 옵셋값을 기준으로 기설정된 범위를 벗어나지 않는 경우 단계 S510으로 돌아간다.
낙하산 제어 모듈(320)은 자이로 센서(31)에 의해 측정된 각속도의 X, Y값이 저장된 옵셋값을 기준으로 기설정된 범위를 벗어나는 경우(예를 들면, 각속도의 X, Y 값이 저장된 옵셋값보다 +90보다 크거나 -90보다 작은 경우), 드론(100)이 추락하는 것으로 판단하고, 낙하산(313)이 펼쳐지도록 액추에이터(314)를 제어하여 낙하산 커버(315)를 개방한다(S540). 즉, 낙하산 제어 모듈(320)은 액추에이터(314)를 약 90°에서 약 170°로 회전시켜, 잠금 수단(314a)을 해제하고, 낙하산 커버(315)를 개방하여 낙하산(313)을 펼친다. 이때, 낙하산 제어 모듈(320)은 LED부(36)를 통해 빨간색 LED를 점멸하고, 알람부(37)를 통해 90도 기울어짐 에러 사운드를 재생하며, 실행시간, 오류타입, 및 내용 등을 포함하는 에러 로그를 메모리부(35)에 저장할 수 있다.
한편, 도 6을 참조하면, 본 발명에 따른 낙하산 제어 모듈(320)은 자이로 센서(31) 및 가속도 센서(32)를 활용하여 드론(100)의 자유낙하를 감시한다(S610).
낙하산 제어 모듈(320)은 드론(100)의 낙하가 초속 8 미터 이상으로 0.1 초 이상 지속되는지 여부를 판단한다(S620). 일반적으로 드론(100)이 정상적으로 작동하는 범위는 초속 0 ~ 6 미터이며, 드론(100)이 정상적으로 작동하는 범위를 제외하고 자유낙하를 판단하는 초속 및 시간은 사용자에 의해 얼마든지 변경될 수 있음은 물론이다.
낙하산 제어 모듈(320)은 드론(100)이 자유낙하 하는 경우 드론(100)이 추락하는 것으로 판단하고, 낙하산(313)이 펼쳐지도록 액추에이터(314)를 제어하여 낙하산 커버(315)를 개방한다(S630). 즉, 낙하산 제어 모듈(320)은 액추에이터(314)를 약 90°에서 약 170°로 회전시켜, 잠금 수단(314a)을 해제하고, 낙하산 커버(315)를 개방하여 낙하산(313)을 펼친다. 이때, 낙하산 제어 모듈(320)은 LED부(36)를 통해 노란색 LED를 점멸하고, 알람부(37)를 통해 자유낙하 에러 사운드를 재생하며, 실행시간, 오류타입, 및 내용 등을 포함하는 에러 로그를 메모리부(35)에 저장할 수 있다.
전술한 방법은 다양한 수단을 통해 구현될 수 있다. 예를 들어, 본 발명의 실시예들은 하드웨어, 펌웨어(Firmware), 소프트웨어 또는 그것들의 결합 등에 의해 구현될 수 있다.
하드웨어에 의한 구현의 경우, 본 발명의 실시예들에 따른 방법은 하나 또는 그 이상의 ASICs(Application Specific Integrated Circuits), DSPs(Digital Signal Processors), DSPDs(Digital Signal Processing Devices), PLDs(Programmable Logic Devices), FPGAs(Field Programmable Gate Arrays), 프로세서, 컨트롤러, 마이크로컨트롤러 및 마이크로프로세서 등에 의해 구현될 수 있다.
펌웨어나 소프트웨어에 의한 구현의 경우, 본 발명의 실시예들에 따른 방법은 이상에서 설명된 기능 또는 동작들을 수행하는 모듈, 절차 또는 함수 등의 형태로 구현될 수 있다. 소프트웨어 코드는 메모리 유닛에 저장되어 프로세서에 의해 구동될 수 있다. 상기 메모리 유닛은 상기 프로세서 내부 또는 외부에 위치하여, 이미 공지된 다양한 수단에 의해 상기 프로세서와 데이터를 주고 받을 수 있다.
이처럼, 본 발명의 실시예에서는, 드론의 추락을 감지하고, 드론의 추락시 낙하산이 펼쳐지도록 하는 드론의 추락사고 방지 장치 및 그 제어 방법을 제공함으로써, 드론의 추락에 따른 파손을 방지할 수 있고, 타인의 신체 및 재산 피해를 획기적으로 줄여줄 수 있다.
이상에서 본 명세서에 개시된 실시예들을 첨부된 도면들을 참조로 설명하였다. 이와 같이 각 도면에 도시된 실시예들은 한정적으로 해석되면 아니되며, 본 명세서의 내용을 숙지한 당업자에 의해 서로 조합될 수 있고, 조합될 경우 일부 구성 요소들은 생략될 수도 있는 것으로 해석될 수 있다.
여기서, 본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정해서 해석되어서는 아니 되며, 본 명세서에 개시된 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다.
따라서 본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 본 명세서에 개시된 실시예에 불과할 뿐이고, 본 명세서에 개시된 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 본 출원시점에 있어서 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.It is to be noted that the technical terminology used herein is for the purpose of describing particular embodiments only and is not intended to be limiting of the invention. In addition, the technical terms used in the present specification should be interpreted as meanings generally understood by those skilled in the art unless they are specifically defined in this specification, and are overly inclusive. It should not be interpreted in the sense of or in the sense of being excessively reduced. In addition, when the technical terms used herein are incorrect technical terms that do not accurately represent the spirit of the present invention, it should be replaced with technical terms that can be understood correctly by those skilled in the art. In addition, the general terms used in the present invention should be interpreted as defined in the dictionary or according to the context before and after, and should not be interpreted in an excessively reduced sense.
Also, the singular forms used herein include the plural forms unless the context clearly indicates otherwise. In the present application, terms such as “consisting of” or “comprising” should not be construed as necessarily including all of the various components, or various steps described in the specification, wherein some of the components or some of the steps It should be construed that it may not be included or may further include additional components or steps.
In addition, the suffixes "module" and "unit" for the components used herein are given or mixed in consideration of ease of specification, and do not have meanings or roles that are distinguished from each other.
In addition, terms including ordinal numbers, such as first and second, as used herein may be used to describe various components, but the components should not be limited by the terms. The terms are used only for the purpose of distinguishing one component from another. For example, without departing from the scope of the present invention, the first component may be referred to as the second component, and similarly, the second component may also be referred to as the first component.
Hereinafter, exemplary embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings, and the same or similar components will be given the same reference numerals regardless of the reference numerals, and redundant description thereof will be omitted.
In addition, in describing the present invention, when it is determined that the detailed description of the related known technology may obscure the gist of the present invention, the detailed description thereof will be omitted. In addition, it is to be noted that the accompanying drawings are only for easily understanding the spirit of the present invention and are not to be construed as limiting the spirit of the present invention by the accompanying drawings.
1 is a perspective view of a drone equipped with a fall accident prevention apparatus according to an embodiment of the present invention.
First, the drone 100 will be manually operated by the ground manager or automatically controlled by a set flight program. Such a drone 100 is composed of a configuration including a main frame 110, a horizontal and vertical moving propulsion device 120, and a landing leg 130, as shown in FIG.
The main frame 110 is a body portion on which a module such as a camera module (200 of FIG. 2) is mounted.
The horizontal and vertical movement propulsion device 120 is composed of one or more propellers 122 installed perpendicular to the main frame 110, the horizontal and vertical movement propulsion device 120 according to an embodiment of the present invention is spaced apart from each other It consists of a plurality of propellers 122. In this case, the horizontal and vertical moving propulsion device 120 may be formed of an air injection type propeller instead of a propeller.
Landing legs 130 are spaced apart from each other on the bottom surface of the main frame (110). In addition, a lower portion of the landing leg 130 may be equipped with a buffer support member 132 for minimizing the impact caused by the collision with the ground when the drone 100 lands.
Of course, the drone 100 may be made of a variety of structures of different aircraft configuration.
On the other hand, the fall accident prevention apparatus 300 according to the present invention is mounted between the pair of landing legs 130 by using the fixing means 330, but is not limited thereto, and affects the flight of the drone 100. It may be mounted on the top or bottom of the main frame 110 in a line not given.
Fall accident prevention device 300 is largely composed of a parachute module 310 and the parachute control module 320.
The parachute module 310 includes a parachute 313 compressed by a spring 311 which is an elastic means and accommodated in the container 312, and is configured to allow the parachute 313 to be unfolded by the actuator 314.
1 and 2, the parachute module 310 includes a support 311a together with a spring 311 and a parachute 313, and the spring 311 is compressed by the parachute cover 315. Then, when the locking means 314a is released by the operation of the actuator 314, the parachute cover 315 is opened so that the spring 311 is elastically restored and the compressed state is released and the parachute 313 is unfolded.
For example, as shown in FIG. 2A, when the actuator 314 is located at about 90 °, the locking means 314a is locked. As shown in FIG. 2B, when the actuator 314 is located at about 170 °, the locking means 314a is released, and the parachute cover 315 is opened to unfold the parachute 313.
The parachute control module 320 detects the fall of the drone 100 by monitoring the inclination and the free fall of the drone 100, and controls the actuator 314 to expand the parachute 313 when the drone 100 falls. The parachute cover 315 is opened. To this end, the parachute control module 320 according to the present invention may include various sensors such as a gyro sensor, an acceleration sensor, and an air pressure sensor, a controller, a GPS receiver, a communication module, and a memory unit. Detailed configuration of the parachute control module 320 will be described below.
Figure 3 is a block diagram showing a schematic configuration of the interior of the parachute control module according to an embodiment of the present invention.
First, prior to the description, the drone 100 measures its own flight state using various sensors in order to fly stably. The drone's flight state is defined as a rotational state and a translational state. Rotational motion state means 'Yaw', 'Pitch' and 'Roll', and translational motion state means longitude, latitude, altitude, and speed.
Here, 'roll', 'pitch', and 'yo' are called Euler angles, where the three axes x, y, z of the aircraft's aircraft coordinates are some specific coordinates, e.g., NED coordinates N, E, D three. Represents an angle rotated about an axis. If the front of the plane rotates left and right with respect to the z-axis of the aircraft coordinates, the x-axis of the aircraft coordinates will have an angular difference with respect to the N-axis of the NED coordinates, which is called "yaw" (Ψ). If the front of the plane rotates up and down with respect to the y-axis toward the right, the z-axis of the aircraft coordinates will have an angle difference with respect to the D-axis of the NED coordinate, and this angle is called "pitch" (θ). If the aircraft's fuselage is tilted left and right with respect to the front x-axis, the y-axis of the aircraft coordinates will be angled with respect to the E-axis of the NED coordinates, which is referred to as "roll" (Φ).
The drone 100 uses three-axis gyroscopes, three-axis accelerometers, and three-axis magnetometers to measure rotational motion, and a GPS receiver to measure translational motion. A barometric pressure sensor is used.
In order to monitor the motion state of the drone 100, the parachute control module 320 according to the present invention includes a gyro sensor 31, an acceleration sensor 32, and a barometric pressure sensor 33. Here, the gyro sensor 31 and the acceleration sensor 32 measure the state in which the body frame coordinate of the drone 100 is rotated with respect to the earth centered inertial coordinate and the accelerated state. Micro-Electro-Mechanical Systems Using semiconductor process technology, it can also be fabricated as a single chip called an Inertial Measurement Unit (IMU). In addition, inside the IMU chip, measurements of the geo-inertia coordinates measured by the gyro sensor 31 and the acceleration sensor 32 are local coordinates, for example, North-East-Down (NED) coordinates used by GPS. Microcontrollers can be included to convert the In addition, the parachute control module 320 may further include a control unit 34, a memory unit 35, an LED unit 36, and an alarm unit 37.
The gyro sensor 31 measures the angular velocity at which three axes x, y, and z of the drone 100 rotate about the earth's inertial coordinate, and then converts the values into fixed coordinates (Wx.gyro, Wy.gyro, and Wz. gyro) and convert it to Euler angles (Φgyro, θgyro, ψgyro) using a linear differential equation. Here, since the measurement of the gyro sensor 31 includes a bias error in the low frequency band (that is, the measurement of the gyro sensor does not become zero even when the drone is stopped), the three axes of x, y, and z The bias error of the gyro sensor 31 should be eliminated. The method for this will be described later.
The acceleration sensor 32 measures the acceleration of the drone 100 with respect to geocoordinates of three axes x, y and z and then converts the values (fx, acc, fy, acc, fz, acc) into fixed coordinates. Calculate and convert these values into Φacc and θacc, which are calculated using the gyro sensor 31's Φgyro and gygy. It is used to eliminate the bias error included in the. However, since the acceleration sensor 32 cannot measure the yaw, the bias error included in the yaw measured by the gyro sensor 31 cannot be removed. To this end, the parachute control module 320 according to the present invention may further include a geomagnetic sensor (not shown).
The geomagnetic sensor (not shown) measures the direction of the magnetic north point of the gas coordinates x, y, and z of the drone 100, and calculates the 'yaw' value of the NED coordinates of the gas coordinates using this value. The controller 34 removes a bias error included in the measured value 'gygyro' of the gyro sensor 31 using 'yo' measured by a geomagnetic sensor (not shown).
The GPS receiver (not shown) uses the signals received from the GPS satellites to translate the drone 100 on the NED coordinates, ie latitude (Pn.GPS), longitude (Pe.GPS), altitude (hMSL.GPS). , Velocity on latitude (Vn.GPS), velocity on longitude (Ve.GPS), and velocity on altitude (Vd.GPS) are calculated. Here, the subscript MSL means sea level (MSL).
There is always an error of 5 to 10 m in position coordinates received through a GPS receiver (not shown). The civil GPS receiver can receive only one of C / A (Coarse-Acquisition) codes of the L1 frequency band (1.5 kHz) or C / A codes of the L2 frequency band (1.2 kHz). However, military GPS receivers can receive L1 C / A and L2 C / A at the same time, gaining diversity, and additionally receiving an encrypted signal P (Y). Disturbance can be corrected when the GPS signal passes through the earth's ion layer (Ionospheric Correction). GPS altitude errors of 5 m to 10 m create a risk of collisions with low-flying drone ground facilities. Therefore, the altitude (hALP.baro) may be measured using a separate barometric pressure sensor. Here, the subscript ALP means air pressure (Air-Level Pressor), and the air pressure sensor 33 calculates a current altitude from the takeoff point by comparing the air pressure at takeoff of the drone 100 with the air pressure at the current flight altitude.
The controller 34 may easily update the firmware, use open source, and apply Arduino, which has recently been spotlighted on the IoT. The controller 34 detects the fall of the drone 100 by monitoring the inclination and free fall of the drone 100 using the gyro sensor 31 and the acceleration sensor 32, and when the drone 100 falls, a parachute ( Actuator 314 is controlled to unfold 313 to open parachute cover 315. Hereinafter, a detailed method of controlling the parachute module 310 by the controller 34 will be described.
First, the control unit 34 initializes each component constituting the parachute control module 32 prior to the control of the parachute module 310.
That is, the controller 34 turns on the green LED through the LED unit 36 when power is applied and checks the battery capacity of the drone 100. The controller 34 warns of the low voltage of the battery when the capacity per cell of the battery is less than 3.6V. That is, the control unit 34 flashes the green LED and the red LED through the LED unit 36, reproduces the error sound through the alarm unit 37, and an error log including an execution time, an error type, and contents thereof. Is stored in the memory unit 35. In this case, the controller 34 may limit the operation of the drone 100 when the capacity of the battery is low voltage.
The controller 34 initializes the gyro sensor 31, the acceleration sensor 32, and the barometric pressure sensor 33, checks whether there is an abnormality of each sensor, and calibrates the gyro sensor 31 and the acceleration sensor 32. It stores the offset values of the gyro sensor 31 and the acceleration sensor 32. Here, the controller 34 flashes the yellow LED through the LED unit 36 during initialization and calibration, and if there is an abnormality in any sensor, the green LED and the yellow LED flash through the LED unit 36, and the alarm unit An error sound is reproduced through 37, and an error log including execution time, error type, contents, and the like is stored in the memory unit 35.
In addition, the controller 34 initializes the memory unit 35, checks the capacity of the memory unit 35, and if the free space is less than 10 megabytes, the yellow LED and the red LED blink through the LED unit 36. The error sound is reproduced through the alarm unit 37. At this time, the controller 34 allows the drone 100 to operate, but disables the black box function for storing an error log and a flight log. In addition, when the memory unit 35 is a card type memory, the controller 34 may check whether the memory is inserted.
The control unit 34 also initializes the actuator 314. That is, the control unit 34 closes the parachute cover 315 by placing the actuator 314 at 90 °. As described above, the controller 34 completes the initialization of the gyro sensor 31, the acceleration sensor 32, the barometric pressure sensor 33, the memory unit 35, and the actuator 314, and then the LED unit 36. By turning off the yellow LED and playing the completion sound, the user is notified that the initialization is complete.
Meanwhile, when the drone 100 starts to fly after a series of initialization processes are completed, the control unit 34 detects the fall of the drone 100 and the actuator to expand the parachute 313 when the drone 100 falls. 314 is controlled to open the parachute cover 315. Here, the method of detecting the fall of the drone 100 by the controller 34 may be divided into two methods as follows.
First, the controller 34 may monitor the fall of the drone 100 by monitoring the inclination of the drone 100. Specifically, the controller 34 measures the angular velocity of the drone 100 using the gyro sensor 31, and the X and Y values of the angular velocity measured by the gyro sensor 31 store the offset values stored in the initialization process. If the reference value is out of the preset range (for example, when the X and Y values of the angular velocity are greater than +90 or less than -90 than the stored offset value), the drone 100 is determined to fall.
In this case, the controller 34 may correct the error of the gyro sensor 32 by applying the acceleration measured by the acceleration sensor 32 to the angular velocity measured by the gyro sensor 31 through a complementary filter. have. Specifically, the compensation filter extracts the state measurements Φgyro and θgyro of the gyro sensor 31 having good high frequency band characteristics with the high frequency band filter, and measures the state measurements Φacc and θacc of the acceleration sensor 32 having good low frequency band characteristics. ) Is extracted with the low frequency filter, and the two are combined to calculate the state estimates ΦE and θE in which the bias error of the gyro sensor 31 is minimized.
In addition, the controller 34 according to the present invention may correct the error of the angular velocity measured by the gyro sensor 31 using an extended Kalman filter. Specifically, the extended Kalman filter includes measured values (Φgyro, θgyro, ψgyro) using the gyro sensor 31, measured values (Φacc, θacc) using the acceleration sensor 32, measured values (ψmag) using a geomagnetic sensor (not shown). And a gyro sensor 31 and an acceleration sensor while modeling rotational dynamics of the drone 100 in real time using measurements (Vn.GPS, Ve.GPS, Vd.GPS) using a GPS receiver (not shown). The state estimates ΦE, θE, and ψE in which the bias error of (32) is minimized are calculated. To this end, the parachute control module 320 according to the present invention preferably includes the above-described geomagnetic sensor (not shown) and GPS receiver (not shown).
Secondly, the controller 34 may detect the fall of the drone 100 by monitoring the free fall of the drone 100. Specifically, the controller 34 determines that the drone 100 falls when the fall of the drone 100 lasts for more than 0.1 second per second or more by using the gyro sensor 31 and the acceleration sensor 32. do. This is because the range in which the drone 100 operates normally is 0 to 6 meters per second.
The memory unit 35 stores a log including execution time, error type, contents, and the like. The memory unit 35 may include a flash memory type, a hard disk type, a multimedia card micro type, a card type memory (for example, SD or XD memory), It may include a storage medium of at least one type of RAM and ROM. In this case, when the memory unit 35 is a card type memory, the parachute control module 320 according to the present invention may include a memory slot instead of the memory unit 35.
The LED unit 36 may include a green LED, a red LED, and a yellow LED. The LED unit 36 may display whether or not the battery is low voltage, whether each sensor is abnormal, the initialization and calibration progress state, the capacity state of the memory unit 35, whether the initialization is completed, and whether the drone 100 has fallen.
The alarm unit 37 together with the LED unit 36 indicates whether the battery is low voltage, whether each sensor is abnormal, the initialization and calibration progress state, the capacity state of the memory unit 35, whether the initialization is completed, and whether the drone 100 falls down. Outputs a signal to inform the back. The alarm unit 37 outputs a signal for notifying occurrence of an event in a form other than an audio signal or a video signal. For example, the signal can be output in the form of sound or vibration.
Figure 4 is a flow chart showing a control method of the fall accident prevention device of the drone before the flight according to an embodiment of the present invention.
Referring to FIG. 4, the parachute control module 320 checks the battery capacity of the drone 100 to determine whether the battery capacity of the drone 100 is 3.6 V or more (S410). In this case, the battery capacity means capacity per cell of the battery.
The parachute control module 320 warns the battery low voltage when the battery capacity of the drone 100 is less than 3.6 V (S412). For example, the parachute control module 320 blinks a green LED and a red LED through the LED unit 36, reproduces an error sound through the alarm unit 37, and displays execution time, error type, and contents. An error log may be stored in the memory unit 35. In this case, the parachute control module 320 may limit the operation of the drone 100.
If the battery capacity of the drone 100 is 3.6 V or more, the parachute control module 320 initializes the gyro sensor 31 and the acceleration sensor 32 (S420), and initializes the barometric pressure sensor 33 (S430). In operation S450, it is determined whether or not there is an abnormality in each sensor.
If the parachute control module 320 has an abnormality in any sensor, the parachute control module 320 warns a sensor abnormality (S452). For example, the parachute control module 320 blinks a green LED and a yellow LED through the LED unit 36, reproduces an error sound through the alarm unit 37, and displays execution time, error type, and contents. The included error log is stored in the memory unit 35.
If the parachute control module 320 has no abnormality in the sensor, the gyro sensor 31 and the acceleration sensor 32 are calibrated (S460), and the offset values of the gyro sensor 31 and the acceleration sensor 32 are stored in the memory unit ( 35) (S470).
In addition, the parachute control module 320 initializes the memory unit 35 at the same time as the steps S420 and S430 (S440) and checks the capacity of the memory unit 35 so that the free space of the memory unit 35 is 10 megabytes. It is determined whether or not (S442). In this case, the parachute control module 320 may check whether the memory is inserted when the memory unit 35 is a card type memory.
The parachute control module 320 warns of insufficient memory when the free space of the memory unit 35 is 10 megabytes or less (S444). For example, the parachute control module 320 blinks a yellow LED and a red LED through the LED unit 36, and reproduces an error sound through the alarm unit 37. At this time, the parachute control module 320 allows the drone 100 to operate, but disables the black box function for storing an error log and a flight log.
The parachute control module 320 initializes the actuator 314 after steps S470 and S442 (S480). For example, the parachute control module 320 closes the parachute cover 315 with the actuator 314 positioned at 90 °.
In addition, the parachute control module 320 completes the initialization of the gyro sensor 31, the acceleration sensor 32, the barometric pressure sensor 33, the memory unit 35, and the actuator 314, and then the LED unit 36. By turning off the yellow LED and playing the completion sound, you can inform the user that the initialization is complete.
Meanwhile, in the exemplary embodiment of the present invention, for convenience of description, steps S420, S430, and S440 are simultaneously performed, but the present invention is not limited thereto, and steps S420, S430, and S440 may be sequentially performed. For example, step S420, step S450, step S460, step S470, step S430, step S450, step S440, step S442, and step S480 may be performed in order.
5 and 6 are flowcharts showing a control method of the fall accident prevention device of the drone during the flight according to an embodiment of the present invention.
The parachute control module 320 according to the present invention detects the fall of the drone 100 by monitoring the inclination of the drone 100 as shown in FIG. 5, or frees the drone 100 as shown in FIG. 6. The fall may be monitored to detect the fall of the drone 100.
First, referring to FIG. 5, the parachute control module 320 reads the sensor values of the gyro sensor 31 and the acceleration sensor 32 (S510). That is, the parachute control module 320 measures the angular velocity of the drone 100 using the gyro sensor 31 and measures the acceleration of the drone 100 using the acceleration sensor 32.
The parachute control module 320 corrects an error of the gyro sensor 32 by applying the acceleration measured by the acceleration sensor 32 to the angular velocity measured by the gyro sensor 31 through the compensation filter (S520). Specifically, the compensation filter extracts the state measurements Φgyro and θgyro of the gyro sensor 31 having good high frequency band characteristics with the high frequency band filter, and measures the state measurements Φacc and θacc of the acceleration sensor 32 having good low frequency band characteristics. ) Is extracted with the low frequency filter, and the two are combined to calculate the state estimates ΦE and θE in which the bias error of the gyro sensor 31 is minimized.
In addition, the parachute control module 320 may correct the error of the angular velocity measured by the gyro sensor 31 using the extended Kalman filter in step S520. Specifically, the extended Kalman filter includes measured values (Φgyro, θgyro, ψgyro) using the gyro sensor 31, measured values (Φacc, θacc) using the acceleration sensor 32, measured values (ψmag) using a geomagnetic sensor (not shown). And a gyro sensor 31 and an acceleration sensor while modeling rotational dynamics of the drone 100 in real time using measurements (Vn.GPS, Ve.GPS, Vd.GPS) using a GPS receiver (not shown). The state estimates ΦE, θE, and ψE in which the bias error of (32) is minimized are calculated.
Subsequently, the parachute control module 320 determines whether the X and Y values of the angular velocity measured by the gyro sensor 31 are out of a preset range based on the offset values stored in the initialization process (S530). If the X and Y values of the angular velocity measured by (31) do not deviate from the preset range based on the stored offset value, the process returns to step S510.
When the parachute control module 320 is out of a preset range based on the stored offset value, the X and Y values of the angular velocity measured by the gyro sensor 31 are stored. If greater than +90 or less than -90), the drone 100 is determined to fall, and the actuator 314 is controlled to open the parachute 313 to open the parachute cover 315 (S540). That is, the parachute control module 320 rotates the actuator 314 from about 90 ° to about 170 °, releases the locking means 314a, and opens the parachute cover 315 to open the parachute 313. At this time, the parachute control module 320 blinks a red LED through the LED unit 36, reproduces a 90-degree tilting error sound through the alarm unit 37, and includes execution time, error type, and contents. The error log may be stored in the memory unit 35.
Meanwhile, referring to FIG. 6, the parachute control module 320 monitors free fall of the drone 100 by using the gyro sensor 31 and the acceleration sensor 32 (S610).
The parachute control module 320 determines whether the fall of the drone 100 lasts for at least 0.1 second at 8 meters per second or more (S620). In general, the range in which the drone 100 operates normally is 0 to 6 meters per second, except for the range in which the drone 100 operates normally, the initial speed and time for determining the free fall may be changed by the user. Of course.
The parachute control module 320 determines that the drone 100 falls when the drone 100 falls free, and controls the actuator 314 to open the parachute 313 to open the parachute cover 315 ( S630). That is, the parachute control module 320 rotates the actuator 314 from about 90 ° to about 170 °, releases the locking means 314a, and opens the parachute cover 315 to open the parachute 313. At this time, the parachute control module 320 blinks a yellow LED through the LED unit 36, reproduces a free fall error sound through the alarm unit 37, and errors including execution time, error type, and contents. The log may be stored in the memory unit 35.
The aforementioned method can be implemented through various means. For example, embodiments of the present invention may be implemented by hardware, firmware, software, or a combination thereof.
For implementation in hardware, a method according to embodiments of the present invention may include one or more Application Specific Integrated Circuits (ASICs), Digital Signal Processors (DSPs), Digital Signal Processing Devices (DSPDs), and Programmable Logic Devices (PLDs). And field programmable gate arrays (FPGAs), processors, controllers, microcontrollers and microprocessors.
In the case of an implementation by firmware or software, the method according to the embodiments of the present invention may be implemented in the form of a module, a procedure, or a function that performs the functions or operations described above. The software code may be stored in a memory unit and driven by a processor. The memory unit may be located inside or outside the processor, and may exchange data with the processor by various known means.
Thus, in the embodiment of the present invention, by providing a drone fall accident prevention device and a control method for detecting the fall of the drone, the parachute unfolds when the drone falls, it is possible to prevent the damage caused by the fall of the drone This can dramatically reduce the physical and property damage of others.
Embodiments disclosed herein have been described with reference to the accompanying drawings. As described above, the embodiments shown in each drawing should not be construed as limiting, but may be combined with each other by those skilled in the art, and some components may be omitted.
Here, the terms or words used in the present specification and claims should not be construed as being limited to the ordinary or dictionary meanings, but should be interpreted as meanings and concepts corresponding to the technical spirit disclosed in the present specification.
Therefore, the embodiments described in the present specification and the configuration shown in the drawings are merely exemplary embodiments disclosed herein, and do not represent all of the technical ideas disclosed in the present specification, and various equivalents may be substituted for them at the time of the present application. It should be understood that there may be water and variations.

그러나, 드론은, 여러 많은 장점들에도 불구하고, 바람 등 외부 환경의 변화와 운전 조작의 미숙으로 인해 추락의 우려가 높은 것 또한 현실이다. 드론 및 그에 속한 여러 부품들이 워낙 고가이므로, 드론의 파손으로 인한 경제적 피해는 심각할 수밖에 없다. 게다가, 드론이 추락하는 경우, 드론 자체의 파손으로 인한 엄청난 경제적 피해 뿐 아니라, 대인 및 대물에 대한 2차 피해의 위험성 또한 심각하다.
선행 발명에는 다음이 있습니다. 등록특허공보 제10-1496892호(2015.03.03.)에 게재된 발명, 공개특허공보 제10-2016-0058561호(2016.05.25.)에 게재된 발명, 일본 공개특허공보 특개2012-071645호(2012.04.12.)에 게재된 발명.However, drones, despite many advantages, are also highly susceptible to falling due to changes in external environment such as wind and immaturity of driving operation. Since the drones and their parts are so expensive, the economic damage due to the damage of the drones is inevitably serious. In addition, if the drone falls, not only the enormous economic damage caused by the breakage of the drone itself, but also the risk of secondary damage to people and objects is serious.
Prior inventions include: Invention published in Japanese Patent Application Laid-Open No. 10-1496892 (March 3, 2015), invention disclosed in Japanese Patent Laid-Open No. 10-2016-0058561 (May 25, 2016), and Japanese Patent Application Laid-Open No. 2012-071645 ( Invention as published in 2012.04.12.

100: 드론 110: 메인 프레임
120: 수평 및 수직이동 추진장치 122: 프로펠러
130: 착륙용 레그 132: 완충 지지부재
200: 카메라 300: 추락사고 방지 장치
310: 낙하산 모듈 311: 스프링
311a: 지지대 312: 용기
313: 낙하산 314: 액추에이터
314a: 잠금 수단 315: 낙하산 커버
320: 낙하산 제어 모듈 330: 고정 수단
31: 자이로 센서 32: 가속도 센서
33: 기압 센서 34: 제어부
35: 메모리부 36: LED부
37: 알람부100: drone 110: main frame
120: horizontal and vertical movement propulsion device 122: propeller
130: landing leg 132: buffer support member
200: camera 300: fall accident prevention device
310: parachute module 311: spring
311a: support 312: container
313: parachute 314: actuator
314a: locking means 315: parachute cover
320: parachute control module 330: fixing means
31: gyro sensor 32: acceleration sensor
33: barometric pressure sensor 34: control unit
35: memory unit 36: LED unit
37: alarm unit

Claims

무인으로 비행하는 드론에 탈부착되는 드론의 추락사고 방지 장치에 있어서,
액추에이터에 의해 개폐되는 낙하산 커버와, 용기 내에 함께 수용된 상기 낙하산 커버에 의해 압축된 탄성수단과 낙하산을 포함하는 낙하산 모듈; 및
상기 드론의 기울기 및 자유낙하를 감시하여 상기 드론의 추락을 감지하고,
상기 드론의 추락시 상기 낙하산이 펼쳐지도록 상기 액추에이터를 제어하여 상기 낙하산 커버를 개방하는 낙하산 제어 모듈;
을 포함하고,
상기 낙하산 제어 모듈은,
상기 드론이 회전하는 각속도를 측정하는 자이로 센서;
상기 드론의 가속도를 측정하는 가속도 센서;
상기 드론의 자북점에 대한 방향을 측정하는 지자기 센서;
상기 드론의 고도를 측정하는 기압 센서;
상기 드론의 위치를 측정하는 GPS 수신기;
실행시간, 오류타입, 및 내용 중 적어도 하나를 포함하는 로그를 저장하는 메모리부;
상기 자이로 센서, 상기 가속도 센서 및 상기 지자기 센서를 이용하여 상기 드론의 기울기 및 자유낙하를 감시함으로써 상기 드론의 추락을 감지하고, 상기 드론의 추락시 상기 낙하산이 펼쳐지도록 상기 액추에이터를 제어하여 상기 낙하산 커버를 개방하는 제어부;
상기 제어부가 상기 드론의 추락을 감지하는 경우 이를 알리기 위한 신호를 출력하는 알람부;
를 포함하고,
상기 제어부는 상기 자이로 센서 및 상기 가속도 센서, 기압 센서를 초기화한 후, 각 센서의 이상 유무를 확인하고,
상기 제어부는 상기 자이로센서 및 상기 가속도 센서를 캘리브레이션(calibration)하여 상기 자이로 센서 및 상기 가속도 센서의 옵셋값을 저장하고,
상기 제어부는 확장칼만 필터(Extended Kalman Filter)를 통해 상기 자이로 센서 의해 측정된 각속도, 상기 가속도 센서에 의해 측정된 가속도, 상기 지자기 센서를 이용한 측정치 및 상기 GPS 수신기를 이용한 측정치를 이용해 상기 자이로 센서의 오차를 보정하고,
상기 제어부는 상기 드론의 추락시 상기 메모리부에 상기 낙하산이 펼쳐진 시점에 상기 기압 센서에 의해 측정된 고도와 함께 에러 로그를 저장하고,
상기 제어부는 상기 확장칼만 필터에 의하여 보정된 각속도의 X, Y 값이 저장된 상기 옵셋값을 기준으로 하였을 때 상기 각속도의 X, Y값 > 저장된 상기 옵셋값 + 90 또는 상기 각속도의 X, Y값 < 저장된 상기 옵셋값 - 90인 범위에 속하는 경우 상기 드론이 추락하는 것으로 판단하고,
상기 제어부는 상기 드론의 낙하가 초속 8 미터 이상으로 0.1 초 이상 지속되는 경우 상기 드론이 추락하는 것으로 판단하는 것을 특징으로 하는 드론의 추락사고 방지 장치.
In the fall accident prevention device of the drone detachable to the drone flying unmanned,
A parachute module including a parachute cover opened and closed by an actuator, elastic means compressed by the parachute cover accommodated together in a container, and a parachute; And
Detect the fall of the drone by monitoring the tilt and free fall of the drone,
A parachute control module that opens the parachute cover by controlling the actuator to expand the parachute when the drone falls;
Including,
The parachute control module,
A gyro sensor measuring an angular velocity at which the drone rotates;
An acceleration sensor measuring acceleration of the drone;
A geomagnetic sensor that measures a direction of the drone's magnetic north point;
An air pressure sensor measuring an altitude of the drone;
A GPS receiver for measuring the position of the drone;
A memory unit for storing a log including at least one of execution time, error type, and contents;
By monitoring the inclination and free fall of the drone by using the gyro sensor, the acceleration sensor and the geomagnetic sensor, the fall of the drone is sensed, and the parachute cover by controlling the actuator to expand the parachute when the drone falls A control unit for opening the;
An alarm unit for outputting a signal for notifying when the controller detects the fall of the drone;
Including,
The control unit initializes the gyro sensor, the acceleration sensor, the barometric pressure sensor, and confirms whether there is an abnormality of each sensor,
The controller is configured to calibrate the gyro sensor and the acceleration sensor to store offset values of the gyro sensor and the acceleration sensor,
The controller uses the extended Kalman filter to measure the angular velocity measured by the gyro sensor, the acceleration measured by the acceleration sensor, the measured value using the geomagnetic sensor, and the measured value using the GPS receiver. To calibrate,
The controller stores an error log together with the altitude measured by the barometric pressure sensor at the time when the parachute is deployed when the drone falls,
The control unit is based on the offset value stored in the X, Y value of the angular velocity corrected by the extended Kalman filter based on the X, Y value of the angular velocity> the stored offset value + 90 or the X, Y value of the angular velocity < If the drone falls within the range of the stored offset value -90, it is determined that the drone falls.
The controller of claim 1, wherein the drone falls, if the fall of the drone lasts for more than 0.1 seconds at 8 meters per second or more.

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제1항에 있어서,
상기 제어부는 상기 드론의 배터리 용량을 체크하여 상기 드론의 배터리의 셀당 용량이 3.6 V 미만인 경우 배터리의 저전압을 경고하고, 상기 드론의 동작을 제한하는 것을 특징으로 하는 드론의 추락사고 방지 장치.
The method of claim 1,
The controller checks the battery capacity of the drone, if the cell capacity of the battery of the drone is less than 3.6V warning the low voltage of the battery, the drone fall accident prevention device, characterized in that to limit the operation of the drone.

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제1항에 있어서,
상기 메모리부는 카드 타입의 메모리이고,
상기 제어부는 상기 메모리부의 삽입 여부 및 용량을 체크하는 것을 특징으로 하는 드론의 추락사고 방지 장치.
The method of claim 1,
The memory unit is a card type memory,
The control unit is a fall accident prevention device of the drone, characterized in that for checking the insertion and capacity of the memory unit.

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무인으로 비행하는 드론에 탈부착되는 드론의 추락사고 방지 장치의 제어 방법에 있어서,
상기 드론의 배터리 용량을 체크하는 단계;
상기 드론의 배터리의 셀당 용량이 3.6 V 미만인 경우 배터리의 저전압을 경고하고, 상기 드론의 동작을 제한하는 단계;
자이로 센서, 가속도 센서 및 기압센서를 초기화하는 단계;
상기 자이로 센서, 상기 가속도 센서 및 상기 기압센서의 이상 유무를 확인하는 단계;
상기 자이로 센서 및 상기 가속도 센서를 캘리브레이션(calibration)하여 상기 자이로 센서 및 상기 가속도 센서의 옵셋값을 저장하는 단계;
상기 자이로 센서 및 상기 가속도 센서를 이용하여 상기 드론의 기울기 및 자유낙하를 감시하여 상기 드론의 추락을 감지하는 단계;
상기 드론의 추락시, 액추에이터에 의해 개폐되는 낙하산 커버와, 용기 내에 함께 수용된 상기 낙하산 커버에 의해 압축된 탄성수단과 낙하산을 포함하는 낙하산 모듈에 있어서, 상기 낙하산이 펼쳐지도록 상기 액추에이터를 제어하여 상기 낙하산 커버를 개방하는 단계;
상기 드론의 추락시 상기 낙하산이 펼쳐진 시점에 기압 센서에 의해 측정된 고도와 함께 실행시간, 오류타입, 및 내용 중 적어도 하나를 포함하는 에러 로그를 저장하는 단계; 및
상기 드론의 추락시 LED를 점멸하고, 에러 사운드를 재생하는 단계;
를 포함하고,
상기 드론의 추락을 감지하는 단계는,
상기 자이로 센서를 이용하여 상기 드론의 각속도를 측정하는 단계;
GPS 수신기를 통해 드론의 속도와 가속도를 특정하는 단계;
지자기 센서를 통해 드론의 자북점에 대한 방향을 측정하는 단계;
확장칼만 필터를 통해 상기 자이로 센서에 의해 측정된 각속도, 상기 가속도 센서에 의해 측정된 가속도, 상기 지자기 센서를 이용한 측정치 및 GPS 수신기를 이용한 측정치를 통해 상기 자이로 센서의 오차를 보정하는 단계; 및
상기 자이로 센서에 의해 측정된 각속도의 X, Y값이 저장된 옵셋값을 기준으로 기설정된 범위를 벗어나는 경우 상기 드론이 추락하는 것으로 판단하는 단계를 포함하고,
상기 드론이 추락하는 것으로 판단하는 단계는,
상기 각속도의 X, Y값 > 저장된 상기 옵셋값 + 90 또는 상기 각속도의 X, Y값 < 저장된 상기 옵셋값 - 90인 경우 상기 드론이 추락하는 것으로 판단하는 단계;
상기 드론의 낙하가 초속 8 미터 이상으로 0.1 초 이상 지속되는 경우 중 적어도 하나에 해당하는 경우 상기 드론이 추락하는 것으로 판단하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 드론의 추락사고 방지 장치의 제어 방법.

In the control method of the fall accident prevention device of the drone detachable to the drone flying unmanned,
Checking battery capacity of the drone;
Warning the low voltage of the battery and limiting the operation of the drone when the capacity per cell of the battery of the drone is less than 3.6 V;
Initializing a gyro sensor, an acceleration sensor, and a barometric pressure sensor;
Confirming an abnormality of the gyro sensor, the acceleration sensor, and the barometric pressure sensor;
Calibrating the gyro sensor and the acceleration sensor to store offset values of the gyro sensor and the acceleration sensor;
Detecting the fall of the drone by monitoring the inclination and the free fall of the drone using the gyro sensor and the acceleration sensor;
A parachute module including a parachute cover opened and closed by an actuator when the drone falls, an elastic means and a parachute compressed by the parachute cover housed together in a container, wherein the actuator is controlled so that the parachute is unfolded. Opening the cover;
Storing an error log including at least one of an execution time, an error type, and contents together with an altitude measured by an air pressure sensor at the time when the parachute is deployed when the drone falls; And
Flashing an LED when the drone falls and reproducing an error sound;
Including,
Detecting the fall of the drone,
Measuring the angular velocity of the drone using the gyro sensor;
Specifying the speed and acceleration of the drone via a GPS receiver;
Measuring a direction of the drone's magnetic north point through a geomagnetic sensor;
Correcting an error of the gyro sensor through an angular velocity measured by the gyro sensor, an acceleration measured by the acceleration sensor, a measured value using the geomagnetic sensor, and a measured value using a GPS receiver through an extended Kalman filter; And
And determining that the drone falls when the X and Y values of the angular velocity measured by the gyro sensor are out of a preset range based on the stored offset value.
The step of determining that the drone is falling,
Determining that the drone falls when the X, Y value of the angular velocity> the stored offset value + 90 or the X, Y value of the angular velocity <the stored offset value-90;
And determining that the drone falls if at least one of the cases in which the fall of the drone lasts for more than 0.1 second per second at 8 meters per second or more is included.

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