KR102649597B1 - 무인 비행체를 이용한 신호원의 위치정보 확인 방법 및 장치 - Google Patents

무인 비행체를 이용한 신호원의 위치정보 확인 방법 및 장치 Download PDF

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Abstract

신호원의 위치정보 확인 방법이 개시된다. 본 개시의 일 실시 예에 따른 신호원의 위치정보 확인 방법은 제1위치에서, 선형 어레이 안테나를 구비하는 무인 비행체의 제1위치정보와 제1자세정보를 확인하는 과정과, 상기 제1위치에서 상기 신호원과 상기 선형 어레이 안테나 사이의 제1측정 방위각을 확인하고, 앙각의 변화에 따른 측정 방위각과 추정 방위각 사이의 차이를 고려하여 상기 제1측정 방위각을 보정한 제1보정 방위각을 확인하는 과정과, 적어도 하나의 제2위치에서, 상기 선형 어레이 안테나를 구비하는 무인 비행체의 적어도 하나의 제2위치정보와 제2자세정보를 확인하는 과정과, 상기 적어도 하나의 제2위치에서 상기 신호원과 상기 선형 어레이 안테나 사이의 적어도 하나의 제2측정 방위각을 확인하고, 상기 앙각의 변화에 따른 상기 측정 방위각과 추정 방위각 사이의 차이를 고려하여 상기 적어도 하나의 제2측정 방위각을 보정한 적어도 하나의 제2보정 방위각을 확인하는 과정과, 상기 제1위치정보, 상기 제1자세정보, 상기 제1보정 방위각, 상기 적어도 하나의 제2위치정보, 상기 적어도 하나의 제2자세정보, 및 상기 적어도 하나의 제2보정 방위각을 사용하여 상기 신호원의 위치정보를 추정하는 과정을 포함할 수 있다.

Description

무인 비행체를 이용한 신호원의 위치정보 확인 방법 및 장치{METHOD FOR DETERMINING LOCATION INFORMATION OF SIGNAL SOURCE USING UNMANED VEHICLE AND APPARATUS FOR THE SAME}
본 개시는 위치정보 확인 기술에 관한 것이며, 보다 구체적으로는 선형 어레이 안테나를 통해 확인되는 방위각을 사용하여 위치정보를 확인 방법 및 장치에 대한 것이다.
최근 산업기술의 발전과 정보통신 기술의 급속한 발전으로 드론(drone)과 같은 무인 비행체의 기술적인 발전이 가속화되고 확대됨에 따라 그 활용분야가 광범위해 지고 있다.
예를 들어, 무인 비행체에 물건을 탑재할 수 있는 장비를 장착하여 교통이 복구되지 않은 재난지역에 의료품이나 긴급구호물품을 제공하거나, 택배서비스와 같이 사용자가 주문한 물건을 신속하게 배송하는 운송서비스에 대한 시도가 이루어지고 있다. 또한, 무인 비행체에 카메라를 장착하여 스포츠 경기와 같은 중계방송, 해수욕장이나 건설현장에서의 안전사고에 대한 모니터링, 농경지에 대한 농약살포 또는 사람이 접근하기 어려운 장소에서 사람을 대신해 위험한 작업을 수행하는 것과 같이 다양한 분야에서 상기 무인 비행체를 활용하고 있다.
무인 비행체를 이용하여 지상의 신호원의 위치를 탐색할 수 있다. 예컨대, 신호원은 원하지 않는 전파 신호를 발생하는 재머가 될 수도 있고, 구조 및 탐색을 위한 신호를 발생하는 신호원이 될 수 있다.
무인 비행체를 이용하여 지상의 신호원의 위치정보를 확인하기 위해서는, 신호원의 도래각(DoA: Direction of Arrival), 수신 시각 차이, 주파수 차이 등을 측정할 수 있는 장비가 요구된다.
구체적으로, 신호원의 도래각은 무인 비행체에 구비되는 어레이 안테나를 통해 측정할 수 있다. 또한, 신호원의 3차원 위치정보를 측정하기 위해서는 신호원의 도래각으로 방위각(azimuth)과 앙각(elevation)을 측정하여야 하며, 이를 위해서는 무인 비행체에 2차원의 어레이 안테나 또는 원형 어레이 안테나가 장착되어야 한다.
그러나, 무인 비행체에 2차원 어레이 안테나 또는 원형 어레이 안테나를 장착할 경우, 무인 비행체의 어레이 안테나의 무게 및 크기가 증가하게 되며 이를 구동하기 위한 전력 또한 증가하게 된다. 또한, 1차원 어레이 안테나에 의한 방위각 만을 측정하는 경우에 비하여, 2차원의 방위각 및 앙각을 측정하여야 하므로 도래각 측정을 위한 신호 처리의 계산량이 급격히 증가하게 되고, 이는 무인 비행체에 장착되는 프로세서의 크기, 전력, 무게의 증가를 초래한다. 무인 비행체에 2차원의 선형 어레이 안테나 또는 원형 어레이 안테나를 장착하기 위해서는 대형의 무인 비행체가 요구되며, 소형의 무인 비행체를 이용하여 지상국의 3차원 위치정보를 측정하지 못하는 문제가 있다.
나아가, 선형 어레이 안테나를 구비한 무인 비행체를 사용하여 신호원의 위치를 추정시, 무인 비행체와 신호원 사이의 고도 차이가 존재할 경우, 선형 어레이 안테나를 구비한 무인 비행체에서 측정되는 방위각과, 실제 방위각 사이의 차이가 존재하는 문제가 발생될 수 있다.
본 개시의 기술적 과제는 선형 어레이 안테나를 구비한 무인 비행체를 사용하여 보다 정확하게 방위각을 검출 및 보정하는 방법 및 장치를 제공하는 것이다.
본 개시에서 이루고자 하는 기술적 과제들은 이상에서 언급한 기술적 과제들로 제한되지 않으며, 언급하지 않은 또 다른 기술적 과제들은 아래의 기재로부터 본 개시가 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
본 개시의 일 양상에 따르면 신호원의 위치정보 확인 방법이 제공될 수 있다. 상기 방법은 제1위치에서, 선형 어레이 안테나를 구비하는 무인 비행체의 제1위치정보와 제1자세정보를 확인하는 과정과, 상기 제1위치에서 상기 신호원과 상기 선형 어레이 안테나 사이의 제1측정 방위각을 확인하고, 앙각의 변화에 따른 측정 방위각과 추정 방위각 사이의 차이를 고려하여 상기 제1측정 방위각을 보정한 제1보정 방위각을 확인하는 과정과, 적어도 하나의 제2위치에서, 상기 선형 어레이 안테나를 구비하는 무인 비행체의 적어도 하나의 제2위치정보와 제2자세정보를 확인하는 과정과, 상기 적어도 하나의 제2위치에서 상기 신호원과 상기 선형 어레이 안테나 사이의 적어도 하나의 제2측정 방위각을 확인하고, 상기 앙각의 변화에 따른 상기 측정 방위각과 추정 방위각 사이의 차이를 고려하여 상기 적어도 하나의 제2측정 방위각을 보정한 적어도 하나의 제2보정 방위각을 확인하는 과정과, 상기 제1위치정보, 상기 제1자세정보, 상기 제1보정 방위각, 상기 적어도 하나의 제2위치정보, 상기 적어도 하나의 제2자세정보, 및 상기 적어도 하나의 제2보정 방위각을 사용하여 상기 신호원의 위치정보를 추정하는 과정을 포함할 수 있다.
본 개시의 다른 양상에 따르면 신호원의 위치정보 확인 장치가 제공될 수 있다. 상기 장치는 무인 비행체의 위치정보 및 자세정보를 확인하고, 상기 무인 비행체의 이동을 제어하는 비행 제어 처리부와, 선형 어레이 안테나와, 상기 선형 어레이 안테나를 이용하여 상기 신호원으로부터 수신되는 신호에 대응되는 측정 방위각을 측정하고, 앙각의 변화에 따른 측정 방위각과 추정 방위각 사이의 차이를 고려하여 상기 측정 방위각을 보정한 보정 방위각을 확인하고, 복수의 서로 다른 위치에 각각 대응되는 복수의 위치정보, 자세정보, 및 보정 방위각을 확인하고, 상기 복수의 위치정보, 자세정보, 및 보정 방위각을 기반으로 상기 신호원의 3차원 위치정보를 확인하는 신호원 위치 확인부를 포함할 수 있다.
본 개시의 또 다른 양상에 따르면 신호원의 위치정보 확인 시스템이 제공될 수 있다. 상기 시스템은 선형 어레이 안테나를 구비하며, 상기 선형 어레이 안테나를 통해 송수신되는 신호에 기초하여 신호원까지의 측정 방위각 확인, 위치정보 및 자세정보의 확인, 이동 제어를 수행하는 적어도 하나의 무인 비행체와, 상기 적어도 하나의 무인 비행체로부터 위치정보, 자세정보, 측정 방위각을 수신하고, 앙각의 변화에 따른 측정 방위각과 추정 방위각 사이의 차이를 고려하여 상기 측정 방위각을 보정한 보정 방위각을 확인하고, 복수의 서로 다른 위치에 각각 대응되는 복수의 위치정보, 자세정보, 및 보정 방위각을 확인하고, 상기 복수의 위치정보, 자세정보, 및 보정 방위각을 기반으로 상기 신호원의 3차원 위치정보를 확인하는 지상국을 포함할 수 있다.
본 개시에 대하여 위에서 간략하게 요약된 특징들은 후술하는 본 개시의 상세한 설명의 예시적인 양상일 뿐이며, 본 개시의 범위를 제한하는 것은 아니다.
본 개시에 따르면, 선형 어레이 안테나를 구비한 무인 비행체로부터 복수의 위치에서 측정되는 방위각을 사용하여 신호원의 3차원 위치정보를 확인하는 방법 및 장치가 제공될 수 있다.
또한, 본 개시에 따르면, 소형의 무인 비행체를 이용하여 신호원의 3차원 위치정보를 정확하게 확인하는 방법 및 장치가 제공될 수 있다.
본 개시에서 얻을 수 있는 효과는 이상에서 언급한 효과들로 제한되지 않으며, 언급하지 않은 또 다른 효과들은 아래의 기재로부터 본 개시가 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
도 1은 본 개시의 일 실시 예에 따른 무인 비행체를 예시하는 도면이다.
도 2는 본 개시의 일 실시 예에 따른 무인 비행체의 구성을 도시하는 블록도이다.
도 3은 본 개시의 일 실시 예에 따른 무인 비행체와 신호원 사이의 위치관계를 나타내는 도면이다.
도 4는 본 개시의 일 실시 예에 따른 무인 비행체에 의해 측정된 방위각과 실제 방위각 사이의 차이를 예시하는 도면이다.
도 5a는 본 개시의 일 실시 예에 따른 무인 비행체와 신호원 사이의 위치관계를 나타내는 도면이다.
도 5b는 도 5a에 기초하여 복수의 위치에서 무인 비행체와 신호원 사이의 위치관계를 나타내는 도면이다.
도 6a 내지 도 6c는 본 개시의 일 실시 예에 따른 무인 비행체를 사용하여 신호원의 위치정보를 확인하는 동작을 예시하는 도면이다.
도 7은 본 개시의 일 실시 예에 따른 신호원의 위치정보 확인 방법의 순서를 도시하는 흐름도이다.
도 8은 본 개시의 다른 실시 예에 따른 신호원의 위치정보 확인 방법의 순서를 도시하는 흐름도이다.
도 9는 본 개시의 다른 실시 예에 따른 신호원의 위치정보 확인 방법에 구비되는 측정 방위각 보정 과정을 상세히 나타내는 흐름도이다.
도 10은 본 개시의 일 실시 예에 따른 신호원의 위치정보 확인 방법 및 장치를 실행하는 컴퓨팅 시스템을 예시하는 블록도이다.
이하에서는 첨부한 도면을 참고로 하여 본 개시의 실시 예에 대하여 본 개시가 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 상세히 설명한다. 그러나, 본 개시는 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시 예에 한정되지 않는다.
본 개시의 실시 예를 설명함에 있어서 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 본 개시의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그에 대한 상세한 설명은 생략한다. 그리고, 도면에서 본 개시에 대한 설명과 관계없는 부분은 생략하였으며, 유사한 부분에 대해서는 유사한 도면 부호를 붙였다.
본 개시에 있어서, 어떤 구성요소가 다른 구성요소와 "연결", "결합" 또는 "접속"되어 있다고 할 때, 이는 직접적인 연결관계뿐만 아니라, 그 중간에 또 다른 구성요소가 존재하는 간접적인 연결관계도 포함할 수 있다. 또한 어떤 구성요소가 다른 구성요소를 "포함한다" 또는 "가진다"고 할 때, 이는 특별히 반대되는 기재가 없는 한 다른 구성요소를 배제하는 것이 아니라 또 다른 구성요소를 더 포함할 수 있는 것을 의미한다.
본 개시에 있어서, 제1, 제2 등의 용어는 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용되며, 특별히 언급되지 않는 한 구성요소들간의 순서 또는 중요도 등을 한정하지 않는다. 따라서, 본 개시의 범위 내에서 일 실시 예에서의 제1 구성요소는 다른 실시 예에서 제2 구성요소라고 칭할 수도 있고, 마찬가지로 일 실시 예에서의 제2 구성요소를 다른 실시 예에서 제1 구성요소라고 칭할 수도 있다.
본 개시에 있어서, 서로 구별되는 구성요소들은 각각의 특징을 명확하게 설명하기 위함이며, 구성요소들이 반드시 분리되는 것을 의미하지는 않는다. 즉, 복수의 구성요소가 통합되어 하나의 하드웨어 또는 소프트웨어 단위로 이루어질 수도 있고, 하나의 구성요소가 분산되어 복수의 하드웨어 또는 소프트웨어 단위로 이루어질 수도 있다. 따라서, 별도로 언급하지 않더라도 이와 같이 통합된 또는 분산된 실시 예도 본 개시의 범위에 포함된다.
본 개시에 있어서, 다양한 실시 예에서 설명하는 구성요소들이 반드시 필수적인 구성요소들은 의미하는 것은 아니며, 일부는 선택적인 구성요소일 수 있다. 따라서, 일 실시 예에서 설명하는 구성요소들의 부분집합으로 구성되는 실시 예도 본 개시의 범위에 포함된다. 또한, 다양한 실시 예에서 설명하는 구성요소들에 추가적으로 다른 구성요소를 포함하는 실시 예도 본 개시의 범위에 포함된다.
이하, 첨부한 도면을 참조하여 본 개시의 실시 예들에 대해서 설명한다.
도 1은 본 개시의 일 실시 예에 따른 무인 비행체를 예시하는 도면이고, 도 2는 본 개시의 일 실시 예에 따른 무인 비행체의 구성을 도시하는 블록도이다.
도 1을 참조하면, 본 개시의 일 실시 예에 따른 무인 비행체(10)는 몸체(11)와, 몸체(11)에 결합되는 회전날개 구동부(12) 및 선형 어레이 안테나(13)를 포함한다.
몸체(11)는 기준 몸체(11a) 및 고정익(11b)을 구비할 수 있다.
기준 몸체(11a)는 무인 비행체(10)의 중앙 부분에 구비될 수 있으며, 내부에 소정의 장비가 탑재될 수 있는 공간을 형성하도록 구비될 수 있다. 예컨대, 기준 몸체(11a)에 형성된 내부 공간에는, 무인 비행체(10)의 전원을 공급하는 전원부(예, 배터리)와, 무인 비행체(10)의 위치 및 자세를 확인하고, 이동을 제어하는 비행제어 처리부, 선형 어레이 안테나(13)에 의해 측정되는 신호를 기반으로 신호원(19)의 3차원 위치를 확인하는 신호원 위치 확인부 등이 탑재될 수 있다.
고정익(11b)은 적어도 하나의 회전날개 구동부(12)가 몸체(11)에 결합 및 고정된 상태를 지지하고, 회전날개 구동부(12)에 의해 형성되는 물리적인 힘에 의해 무인 비행체(10)를 이동할 수 있는 구조체를 포함할 수 있다.
선형 어레이 안테나(13)는 복수개(예, p개)의 요소 안테나가 선형 배열로 이루어진 안테나들의 집합으로서, 복수의 요소 안테나가 미리 정해진 간격만큼 이격되어 구비될 수 있다. 그리고, 선형 어레이 안테나(13)는 몸체(11)의 일 부분(예, 기준 몸체(11a))에 결합될 수 있으며, 신호원 위치 확인부와 연결되어 신호원(19)으로부터의 RF 신호를 검출하여 신호원 위치 확인부에 제공할 수 있다.
비록, 본 개시의 일 실시 예에서, 무인 비행체(10)는 복수개의 회전날개 구동부(12)에 의해 생성되는 양력을 이용하는 무인 비행체를 예시하고, 이에 대응되는 구조의 몸체(11) 및 회전날개 구동부(12)를 예시하고 있으나, 본 개시가 이를 한정하는 것은 아니다. 본 개시에 따른 무인 비행체는 사용자가 탑승하지 않은 상태에서 원격지에서 전송되는 제어신호 또는 미리 정해진 항로에 기초한 제어신호를 사용하여 이동할 수 있으면 충분하며, 몸체(11) 및 회전날개 구동부(12)의 구조 및 형태는 다양하게 변경될 수 있다. 예컨대, 무인 비행체는 회전익(예, 쿼드롭터, 헥사롭터) 또는 고정익 무인기(UAV; Unmanned Vehicle)등을 포함할 수 있다.
신호원(19)은 원하지 않는 전파 신호를 발생하는 재머가 될 수도 있고, 구조 및 탐색을 위한 신호를 발생하는 개체(entity)일 수 있다.
한편, 도 2를 참조하면, 무인 비행체(20)는 비행제어 처리부(21), 선형 어레이 안테나(27), 및 신호원 위치확인부(29)를 구비할 수 있다.
비행제어 처리부(21)는 회전날개 구동부(22), 위치/자세정보 처리부(23), 및 비행 제어부(24)를 포함할 수 있다.
회전날개 구동부(22)는 도 1에서 전술한 회전날개 구동부(12)에 대응되며, 구동모터(22a), 구동 드라이버(22b), 및 회전 날개(22c)를 포함할 수 있다. 구동 드라이버(22b)는 상기 구동모터(22a)를 구동하는데 필요한 동력, 예컨대, 전력을 제공할 수 있다. 특히, 비행 제어부(24)로부터 제공되는 제어신호에 대응되는 전압 또는 전류 제어를 통해, 상기 구동모터(22a)의 회전 속도를 제어할 수 있다.
위치/자세정보 처리부(23)는 무인 비행체(10)의 위치정보와 자세정보를 확인하여 비행 제어부(24) 또는 신호원 위치확인부(29)로 제공할 수 있다. 예컨대, 위치/자세정보 처리부(23)는 GPS 신호를 기반으로 자신의 위치를 검출하는 GPS 처리모듈을 구비할 수 있으며, GPS 신호를 기반으로 검출된 위치정보를 제공할 수 있다. 또한, 위치/자세정보 처리부(23)는 무인 비행체(10)의 움직임을 감지하는 센서, 예컨대, 가속도 센서, 자이로 센서, 지자기 센서 등을 포함할 수 있으며, 위치/자세정보 처리부(23)는 요(yaw), 피치(pitch), 롤(roll)에 대한 각도(α, , γ)를 나타내는 정보를 자세정보로서 제공할 수 있다.
무인 비행체(20)는 통신부(25)를 더 포함할 수 있으며, 통신부(25)는 지상국과 무인 비행체 사이의 통신을 위한 것으로 지상국의 제어 명령을 수신하거나, 무인 비행체에서 수집된 데이터를 지상국으로 전송할 수 있다.
비행 제어부(24)는 회전날개 구동부(22), 위치/자세정보 처리부(23), 및 통신부(25)의 동작을 제어하는 제어신호를 생성 및 제공할 수 있다. 그리고, 비행 제어부(24)는 회전날개 구동부(22), 위치/자세정보 처리부(23), 및 통신부(25)로부터 제공되는 신호 또는 정보를 반영하여 제어신호를 생성할 수 있다.
예컨대, 비행 제어부(24)는 위치/자세정보 처리부(23)로부터 제공되는 위치정보에 기초하여, 미리 정해진 복수의 목적지까지의 이동경로를 설정할 수 있으며, 설정된 경로를 따라 무인 이동체(10)가 이동되도록 회전날개 구동부(22)를 제어할 수 있다.
다른 예로서, 통신부(25)는 지상국과 통신할 수 있으며, 지상국이 제공하는 이동경로를 수신하여 비행 제어부(24)에 제공할 수 있다. 이에 따라, 비행 제어부(24)는 확인된 이동경로를 따라 무인 이동체(10)가 이동되도록 회전날개 구동부(22)를 제어할 수 있다.
또 다른 예로서, 통신부(25)는 지상국에서 실시간으로 제공되는 비행 제어신호를 수신하여 비행 제어부(24)에 제공하고, 비행 제어부(24)는 상기 비행 제어신호에 기초하여 회전날개 구동부(22)를 제어할 수 있다.
선형 어레이 안테나(27)는 전술한 도 1의 선형 어레이 안테나(13)에 대응되며, 신호원 위치확인부(29)는 선형 어레이 안테나(27)에 연결된다. 신호원 위치확인부(29)는 선형 어레이 안테나(27)로부터 검출된 RF 신호를 바탕으로 선형 어레이 안테나(27)와 신호원 사이의 방위각을 측정할 수 있다.
그리고, 신호원 위치확인부(29)는 위치/자세정보 처리부(23)로부터 제공되는 복수의 위치정보 및 자세정보와, 이에 대응되는 복수의 측정 방위각을 확인할 수 있으며, 복수의 위치정보, 자세정보, 및 측정 방위각을 사용하여 신호원의 3차원 위치정보를 확인할 수 있다.
한편, 무인 이동체(10)와 신호원(19) 사이의 고도 차이가 존재할 경우, 무인 이동체(10)에서 측정되는 방위각과, 실제 방위각 사이의 차이가 존재하는 문제가 발생될 수 있다. 특히, 신호원 위치확인부(29)는 무인 이동체(10)에서 측정되는 방위각과, 실제 방위각 사이의 차이를 보정한 보정 방위각을 사용하여 보다 정확하게 방위각을 산출할 수 있다.
이하, 신호원 위치확인부(29)가 측정 방위각 산출하는 동작에 대해 좀 더 구체적으로 설명한다.
도 3은 본 개시의 일 실시 예에 따른 무인 비행체와 신호원 사이의 위치관계를 나타내는 도면이다.
신호원 위치확인부(29)는 선형 어레이 안테나(27)의 방향 벡터(steering vector)를 바탕으로 선형 어레이 안테나(27)와 신호원 사이의 도래각을 추정할 수 있다.
복수개(예, p개) 요소 안테나를 포함하는 선형 어레이 안테나(27)에서의 방향 벡터는 하기의 수학식 1과 같이 나타낼 수 있다.
도 3에서와 같이, x축으로 선형 어레이 안테나(27)를 직선 배열한 경우, 각각의 요소 안테나에 대응되는 방향 벡터의 요소값은 수학식 2와 같이 산출할 수 있다.
수학식 2에서 볼 수 있듯이 1차원 배열로는 방위각(φ)과 앙각(θ)을 구별할 수 없으며 앙각(θ)이 0°일 경우 방위각(φ) 만으로 이루어진 방향 벡터의 요소값은 수학식 3과 같이 나타낼 수 있다.
따라서, 신호원 위치확인부(29)는 전술한 수학식 3의 연산을 통해 방향 벡터의 요소값을 산출할 수 있다. 이와 같이, 수학식 3을 통해 산출한 방향 벡터의 요소값은 앙각(θ)이 0°일 경우 정확하게 측정될 수 있으며, 이로부터 신호원(19)의 방위각(φ)을 정확하게 추정할 수 있다. 그러나, 앙각(θ)이 0°가 아닌 경우 수학식 3을 통해 산출한 방향 벡터를 사용하여 신호원(19)의 방위각(φ)을 추정할 경우, 실제 방위각(φ)과 차이가 나타날 수 있다.
도 4는 본 개시의 일 실시 예에 따른 무인 비행체에 의해 측정된 방위각과 실제 방위각 사이의 차이를 예시하는 도면이다.
도 4를 참조하면, 앙각(θ)이 크고 방위각(φ)이 기준값(0°)을 벗어날수록, 방위각(φ)을 추정할 경우, 실제 방위각과 추청된 방위각 사이의 차이값이 증가하는 것을 알 수 있다. 이에 기초하여, 신호원 위치확인부(29)는 명목 앙각(θnorm)과 무인 비행체의 자세를 이용하여 방위각을 보정할 수 있다.
우선, 신호원 위치확인부(29)는 선형 어레이 안테나(27)를 사용하여 방위각(φest)을 측정할 수 있으며, 전술한 실제 방위각과 추청된 방위각(φest) 사이의 차이를 고려하여, 보정 방위각(φ'est)을 산출할 수 있다. 예컨대, 보정 방위각(φ'est)은 하기의 수학식 4의 연산을 통해 산출할 수 있다.
수학식 4를 통해, 보정 방위각(φ'est)을 산출하기 위해서는, 추정된 앙각(θest)이 요구되는데, 추정된 앙각(θest)은 하기의 수학식 5와 같이 정의할 수 있다.
신호원 위치확인부(29)는 전술한 수학식 5에 기초하여, 무인 비행체의 자세정보(요(α), 피치(β), 롤(γ)), 추청된 방위각(φest), 명목 앙각(θnorm) 등의 정보를 사용하여 보정 방위각(φ'est)을 산출할 수 있다.
예를 들어, 신호원 위치확인부(29)는 무인 비행체의 자세정보(요(α), 피치(β), 롤(γ))를 사용하여, 방위각 범위 내의 모든 방위각에 대해 명목 앙각(θnorm)을 기준으로한 무인 비행체의 회전각 정보(φrot, θrot)를 확인할 수 있다.
여기서, 명목 앙각(θnorm)은 무인 비행체의 운항 고도에 따라 주어지는 고정 값으로, 무인 비행체의 고도와 대략적인 신호원과의 거리를 기준으로 대략적인 산출하여 미리 정해진 값일 수 있다. 예컨대, 무인 비행체가 고도 2km에서 신호원 탐색을 위해 운항하고, 신호원과의 수평 거리가 대략 20km이라면, 명목 앙각(θnorm)은 -5도로 설정될 수 있다.
다음으로, 신호원 위치확인부(29)는 측정된 방위각과 회전된 방위각 차이(|φest-φrot|)를 확인할 수 있다. 신호원 위치확인부(29)는 측정된 방위각과 회전된 방위각 차이(|φest-φrot|)를 확인하여, 가장 작은 차이값을 가질때의 회전 방위각과 회전 앙각(φ*rot, θ*rot)을 결정할 수 있다. 신호원 위치확인부(29)는 전술한 바와 같이 확인된 가장 작은 차이값 구비하는 회전 앙각(θ*rot)을 추정된 앙각(θest)으로 결정할 수 있다.
결국, 신호원 위치확인부(29)는 전술한 동작을 통해 추정된 앙각(θest)을 전술한 수학식 4에 적용하여, 앙각의 변화가 발생되더라도 실제 방위각과 근사한 값으로 이루어진 보정 방위각(φ'est)을 산출할 수 있다.
이하, 복수의 위치정보, 자세정보, 및 측정 방위각 등을 사용하여 신호원(19)의 3차원 위치정보를 확인하는 동작에 대해 구체적으로 설명한다.
후술되는 3차원 위치정보를 확인하는 동작에서, 측정 방위각은 전술한 측정 방위각 산출하는 동작을 통해 산출된 보정 방위각을 포함할 수 있다.
도 5a는 본 개시의 일 실시 예에 따른 무인 비행체와 신호원 사이의 위치관계를 나타내는 도면이고, 도 5b는 도 5a에 기초하여 복수의 위치에서 무인 비행체와 신호원 사이의 위치관계를 나타내는 도면이다.
우선, 도 5a를 참조하면, 무인 비행체(10)가 3차원 기준 좌표계를 기준으로 제1위치 (x1, y1, z1)에 존재하고, 무인 비행체(10)의 요(yaw), 피치(pitch), 롤(roll)에 대한 각도를 나타내는 제1자세정보 (α1, β1, γ1)를 가질 때, 신호원(19)의 위치 (x, y, z)와 선형 어레이 안테나(27)에 대한 방위각(Φ)과의 관계를 설명한다.
무인 비행체(10)의 자세가 기준 좌표계에 대하여 어떠한 회전도 없을 경우 (즉, α1=0, β1=0, γ1=0), 기준 좌표계를 기준으로 무인 비행체(10)에서 신호원까지의 상대적인 위치를 (x-x l, y-y l, z-z l)로 표현할 수 있다.
무인 비행체(10)가 기준 좌표계에 대하여 임의의 각도 (α1, β1, γ1)로 회전된 상태로 존재할 경우, 회전된 무인 비행체(10)의 자세에 대응되는 회전 좌표계 (X', Y', Z')를 기준으로 무인 비행체(10)에서 신호원까지의 상대적인 위치는 (x'-x l, y'-y l, z'-z l)로 나타낼 수 있다.
무인 비행체의 제m위치에 대해 (m = 1, 2, ..., M, M은 자연수), 기준 좌표계의 좌표 (x, y, z)와 회전 좌표계의 좌표 (x', y', z') 사이의 관계는 하기의 수학식 6 및 수학식 7과와 같이 나타낼 수 있다.
무인 비행체(10)가 제1자세정보(α1, β1, γ1)만큼 회전된 상태에서, 선형 어레이 안테나(27)로부터 신호원(19)까지의 방위각(Φ')과, 기준 좌표계를 기준으로 한 신호원의 위치(x, y, z) 사이의 관계는 하기의 수학식 3으로 나타낼 수 있다.
여기서, [A]i,j는 행렬 A의 i 번째 행 및 j 번째 열에서의 값이다.
전술한 바와 같이, 무인 비행체(10)의 제1자세정보(α1, β1, γ1)를 가지고 제1위치 (x1, y1, z1)에 존재할 경우, 신호원(19)과 무인 비행체(10)의 선형 어레이 안테나(27) 사이의 방위각의 관계식을 수학식 8과 같이 수립할 수 있다.
이하, 본 개시의 다양한 실시예에서, 수학식 3에 의해 표현되는 관계식에 기초한 방위각을 예측 방위각으로 기술한다.
한편, 도 5b를 참조하면, 신호원 위치확인부(29)는 복수의 위치에 각각 대응되는 복수의 위치정보와, 자세정보를 확인하고, 각각의 예측 방위각과의 관계식을 수립할 수 있다. 구체적으로, 무인 비행체(10)가 제1위치에서의 제1위치정보(x1, y1, z1)와 제1자세정보(α1, β1, γ1)에 기초하여 제1예측 방위각(Φ'1)에 대한 관계식을 산출하고, 제2위치에서의 제2위치정보(x2, y2, z2)와 제2자세정보(α2, β2, γ2)에 기초하여 제2예측 방위각(Φ'2)에 대한 관계식을 산출하고, 마찬가지로 제m(m = 1, 2, ..., M)위치에서의 제m위치정보(xm, ym, zm)와 제m자세정보(αm, βm, γm)에 기초하여 제m예측 방위각(Φ'm) 에 대한 관계식을 산출할 수 있다.
나아가, 신호원 위치확인부(29)는 복수의 위치 각각에서, 선형 어레이 안테나(27)로부터 검출된 RF 신호를 바탕으로 측정 방위각, 즉, 제1위치에서의 제1측정 방위각(), 제2위치에서의 제2측정 방위각(), 제m위치에서의 제m측정 방위각()을 각각 확인할 수 있다.
한편, 전술한 예측 방위각과 측정 방위각 사이의 관계는 하기의 수학식 9와 같이 나타낼 수 있다.
여기서, 은 복수의(m=1, 2, ..., M) 위치에서 측정된 측정 방위각으로 이루어지는 벡터(수학식 10)이고, 은 수학식 3에 기초한 예측 방위각으로 이루어지는 벡터(수학식 11)이고, n은 측정 오차로 이루어지는 벡터(수학식 12)이다.
신호원 위치확인부(29)는 수학식 4에서 나타낸 예측 방위각과 측정 방위각 사이의 관계를 고려하고, M 개의 예측 방위각과 측정 방위각에 사이의 측정오차를 최소화하는 연산을 통해 신호원(19)의 3차원 위치정보(x, y, z)를 결정할 수 있다.
예컨대, 신호원 위치확인부(29)는 최소제곱법(LS; Least Square) 또는 최대가능도(最大可能度方法, maximum likelihood) 방식을 기반으로, M개의 예측 방위각과 측정 방위각을 사용하여 신호원(19)의 3차원 위치정보(x, y, z)를 결정할 수 있다.
다른 예로서, 신호원 위치확인부(29)는 경사 하강법(傾斜下降法, Gradient descent), 가우스 뉴튼(Gauss-Newton) 방식, 뉴턴-랩슨법(Newton-Raphson method) 방식 등을 기반으로 한 반복적인 프로시저에 의해 신호원(19)의 3차원 위치정보(x, y, z)를 결정할 수도 있다.
전술한 방식에 기초한 반복적인 프로시저의 수행시, 초기 위치정보는 반복 프로시저의 계산량과 수렴을 고려하여, 최대한 실제 위치와 근접하도록 설정되어야 한다. 이를 위해, 신호원 위치확인부(29)는 복수의 위치에서 각각 측정된 복수의 측정 방위각을 사용하여 2차원의 초기 위치정보를 산출할 수 있다. 예컨대, 신호원 위치확인부(29)는 하기의 수학식 13에 기초하여 2차원의 초기 위치정보를 산출할 수 있다.
즉, 신호원 위치확인부(29)는 M개의 측정 방위각과 무인 비행체의 2차원 위치좌표((xm, ym), 여기서, m=1, 2, ..., M)로부터 수학식 13에 의해 신호원의 2차원 초기위치(xinit, yinit)를 계산할 수 있다.
그리고, 신호원 위치확인부(29)는 신호원의 위치정보 확인을 위한 반복 프로시저를 위해 사용되는 3차원 초기 위치정보 (xinit, yinit, zinit) 중, 수직 좌표 zinit는 0 또는 임의의 범위 내에서 설정된 임의값으로 설정할 수 있다.
한편, 신호원(19)의 2차원 위치정보 (x, y)를 결정하기 위해서는 적어도 2개 이상의 위치에 대한 위치정보, 자세정보, 측정 방위각이 요구되고, 신호원(19)의 3차원 위치정보(x, y, z)를 결정하기 위해서는 적어도 3개 이상의 위치에 대한 위치정보, 자세정보, 측정 방위각이 요구된다. 이에 기초하여, 신호원(19)의 2차원 위치정보 (x, y) 산출이 요구될 경우, 신호원 위치확인부(29)는 적어도 2개 이상의 위치에 대한 위치정보, 자세정보, 측정 방위각을 확인하여 신호원(19)의 2차원 위치정보 (x, y)를 산출할 수 있다. 마찬가지로, 신호원(19)의 3차원 위치정보(x, y, z) 산출이 요구될 경우, 신호원 위치확인부(29)는 적어도 3개 이상의 위치에 대한 위치정보, 자세정보, 측정 방위각을 확인하여 신호원(19)의 3차원 위치정보(x, y, z)를 산출할 수 있다.
본 개시의 실시 예에서, 신호원 위치확인부(29)가 복수의 위치정보, 자세정보, 및 측정 방위각을 사용하여 신호원의 3차원 위치정보를 확인하는 것을 예시하였으나, 본 개시가 이를 한정하는 것은 아니다.
본 발명은 무인 비행체에 구비된 선형 어레이 안테나(27)로부터 신호원까지의 측정 방위각을 확인하는 구성과, 복수의 위치정보, 자세정보 및 측정 방위각과, 신호원 사이의 관계를 고려하여 신호원의 3차원 위치정보를 산출하는 구성을 포함하면 충분하며, 이러한 기술적 사상에 기초하여, 다양하게 변경 또는 준용될 수 있음은 물론이다.
예컨대, 신호원 위치확인부(29)가 복수의 위치정보, 자세정보, 및 측정 방위각을 사용하여 신호원의 3차원 위치정보를 확인하고, 이를 비행제어 처리부(21)에 제공하고, 비행제어 처리부(21)가 신호원의 3차원 위치정보(601, 도 6a 참조)를 지상국(61)으로 제공할 수 있다.
다른 예로서, 신호원 위치확인부(29)는 측정 방위각을 비행제어 처리부(21)에 제공하고, 비행제어 처리부(21)가 복수의 측정 방위각(602, 도 6b 참조)과 이에 각각 대응되는 복수의 위치정보 및 자세정보(603, 604)를 지상국(62)으로 제공할 수 있다. 이에 따라, 지상국이 복수의 위치정보, 자세정보, 및 측정 방위각을 사용하여 신호원의 3차원 위치정보를 산출할 수도 있다.
이때, 단일의 무인 비행체가 복수의 위치에 각각 대응되는 복수의 위치정보, 자세정보, 및 측정 방위각을 지상국(62)으로 제공하거나, 또는 서로 다른 위치에 마련된 복수의 무인 비행체가 각각 복수의 위치정보, 자세정보, 및 측정 방위각을 지상국(62)으로 제공할 수도 있다.
다른 예로서, 비행제어 처리부(21)가 다른 무인 비행체(63-1, 63-2, ... 63-M, 도 6c 참조)와의 통신을 통해 다른 무인 비행체에서 확인된 위치정보, 자세정보, 및 측정 방위각(605-1, 606-1, 607-1, 605-2, 606-2, 607-2, ... 605-M, 606-M, 607-M)을 수신할 수 있으며, 신호원 위치확인부(29)는 자체적으로 확인된 위치정보, 자세정보, 및 측정 방위각과, 다른 무인 비행체에서 확인된 위치정보, 자세정보, 및 측정 방위각(05-1, 606-1, 607-1, 605-2, 606-2, 607-2, ... 605-M, 606-M, 607-M)을 사용하여 신호원의 3차원 위치정보를 산출할 수도 있다.
나아가, 비행 제어부(24)와 신호원 위치확인부(29)는 그 특징을 명확하게 설명하기 위하여 별도의 기능부로 분리하여 설명하였으나, 구성요소들이 반드시 분리되는 것을 의미하지는 않는다. 즉, 복수의 구성요소가 통합되어 하나의 하드웨어 또는 소프트웨어 단위로 이루어질 수도 있고, 하나의 구성요소가 분산되어 복수의 하드웨어 또는 소프트웨어 단위로 이루어질 수도 있다.
도 7은 본 개시의 일 실시 예에 따른 신호원의 위치정보 확인 방법의 순서를 도시하는 흐름도이다.
본 개시의 일 실시 예에 따른 신호원의 위치정보 확인 방법은 전술한 무인 비행체에 의해 수행될 수 있다.
S701 단계에서, 무인 비행체는 소정의 제1위치에서 제1위치정보(x1, y1, z1)와 제1자세정보(α1, β1, γ1)를 확인할 수 있다.
도 5a 및 도 5b에서 설명한 바와 같이, 무인 비행체(10)가 제1자세정보(α1, β1, γ1)를 가지고 제1위치(x1, y1, z1)에 존재할 경우, 신호원(19)과 무인 비행체 사이의 예측 방위각의 관계는 수학식 8과 같이 나타낼 수 있다. 따라서, S702 단계에서, 무인 비행체는 수학식 8에 기초하여, 제1위치에서의 제1예측 방위각(Φ'1)의 관계식을 산출할 수 있다.
S703 단계에서, 무인 비행체는 제1위치에서 무인 비행체에 마련된 선형 어레이 안테나로부터 검출되는 RF 신호를 바탕으로 측정 방위각, 즉, 제1측정 방위각()을 확인할 수 있다.
무인 비행체는 제2위치에서 제2위치정보(x2, y2, z2)와 제2자세정보(α2, β2, γ2)를 확인하고(S704), 수학식 8에 나타나는 위치정보 및 자세정보와 예측 방위각 관계를 고려하여, 제2위치정보(x2, y2, z2)와 제2자세정보(α2, β2, γ2)에 대응되는 제2예측 방위각(Φ'2)의 관계식을 산출할 수 있다(S705).
또한, 무인 비행체는 제2위치에서 무인 비행체에 마련된 선형 어레이 안테나로부터 검출되는 RF 신호를 바탕으로 측정 방위각, 즉, 제2측정 방위각()을 확인할 수 있다(S706).
나아가, 무인 비행체는 S701 내지 S703 단계 또는 S704 내지 S706 단계를 반복적으로 수행하여, 제m(m=1, 2, ..., M)위치에서의 제m위치정보(xm, ym, zm), 제m자세정보(αm, βm, γm), 제m예측 방위각(Φ'm), 제m측정 방위각()을 각각 확인할 수 있다(S707, S708, S709).
한편, 앙각(θ)이 0°일 경우 측정 방위각이 정확하게 측정될 수 있으나, 앙각(θ)이 0°가 아닌 경우 측정 방위각과 실제 방위각 사이에 차이가 발생될 수 있다. 특히, 앙각(θ)이 크고 방위각의 기준값(0°)을 벗어날수록 실제 방위각과 추청된 방위각 사이의 차이값이 증가할 수 있다.
이에 기초하여, S703, S706, 및 S709 단계에서, 무인 비행체는 명목 앙각(θnorm)과 무인 비행체의 자세를 이용하여 측정 방위각, 즉, 제1 내지 제m측정 방위각(, ... )을 보정하여, 제1 내지 제m보정 방위각을 산출할 수 있다.
전술한 측정 방위각을 보정하는 구체적인 동작은 후술되는 도 9를 통해 자세히 설명한다.
전술한 S701 내지 S709 단계에서, 무인 비행체는 이동하면서, 제m(m=1, 2, ..., M)위치에서의 제m위치정보(xm, ym, zm), 제m자세정보(αm, βm, γm), 제m예측 방위각(Φ'm), 제m측정 방위각()을 검출하거나, 또는 제m(m=1, 2, ..., M)위치에 존재하는 다른 무인 비행체로부터 제m위치정보(xm, ym, zm), 제m자세정보(αm, βm, γm), 제m예측 방위각(Φ'm), 제m측정 방위각() 등을 수신함으로써, 제m위치정보(xm, ym, zm), 제m자세정보(αm, βm, γm), 제m예측 방위각(Φ'm), 제m측정 방위각() 등을 확인할 수 있다.
다른 예로서, 무인 비행체는 제m(m=1, 2, ..., M)위치에 존재하는 다른 무인 비행체로부터 제m위치정보(xm, ym, zm), 제m자세정보(αm, βm, γm), 제m측정 방위각() 등을 수신하고, 제m위치정보(xm, ym, zm)와 제m자세정보(αm, βm, γm)를 사용하여 제m예측 방위각(Φ'm)의 관계식을 산출할 수도 있다.
한편, S710 단계에서, 무인 비행체는 수학식 9에서 나타낸 예측 방위각(Φ')과 측정 방위각() 사이의 관계를 고려하여, M개의 예측 방위각과 측정 방위각에 사이의 측정오차를 최소화하는 연산을 통해 신호원의 3차원 위치정보(x, y, z)를 결정할 수 있다.
예컨대, 무인 비행체는 최소제곱법(LS; Least Square) 또는 최대가능도(最大可能度方法, maximum likelihood) 방식을 기반으로, M개의 예측 방위각과 측정 방위각을 사용하여 신호원의 3차원 위치정보(x, y, z)를 결정할 수 있다.
다른 예로서, 무인 비행체는 경사 하강법(傾斜下降法, Gradient descent), 가우스 뉴튼(Gauss-Newton) 방식, 뉴턴-랩슨법(Newton-Raphson method) 방식 등을 기반으로 한 반복적인 프로시저에 의해 신호원의 3차원 위치정보(x, y, z)를 결정할 수도 있다.
전술한 방식에 기초한 반복적인 프로시저의 수행시, 초기 위치정보는 반복 프로시저의 계산량과 수렴을 위해 최대한 실제 위치와 근접하도록 설정되어야 한다. 이를 위해, 무인 비행체는 복수의 위치에서 각각 측정된 복수의(예, M개) 측정 방위각을 사용하여 2차원의 초기 위치정보를 산출할 수 있다. 예컨대, 무인 비행체는 전술한 수학식 13에 기초하여 2차원의 초기 위치정보를 산출할 수 있다.
그리고, 무인 비행체는 반복 프로시저를 위해 사용되는 3차원 초기 위치정보(xinit, yinit, zinit) 중, 수직 좌표 zinit는 0 또는 임의의 범위 내에서 설정된 임의값으로 설정할 수 있다.
도 8은 본 개시의 다른 실시예에 따른 신호원의 위치정보 확인 방법의 순서를 도시하는 흐름도이다.
본 개시의 다른 실시예에 따른 신호원의 위치정보 확인 방법은 전술한 무인 비행체와 지상국에 의해 수행될 수 있다.
본 개시의 다른 실시예에 따른 신호원의 위치정보 확인 방법은 본 개시의 일 실시예에 따른 신호원의 위치정보 확인 방법과 동일하다. 다만, 본 개시의 일 실시예에 따른 신호원의 위치정보 확인 방법에서는 무인 비행체가 위치정보 확인, 자세정보 확인, 예측 방위각의 관계식 산출, 측정 방위각 확인, 신호원의 3차원 위치정보 확인 등의 동작을 모두 처리하는 것을 예시하였고, 본 개시의 다른 실시예에 따른 신호원의 위치정보 확인 방법에서는, 무인 비행체가 위치정보 확인, 자세정보 확인, 측정 방위각 확인 등의 동작을 수행하고, 지상국이 무인 비행체로부터 위치정보, 자세정보, 측정 방위각 등을 수신하고, 예측 방위각의 관계식 산출, 신호원의 3차원 위치정보 확인 등의 동작을 수행하도록 구비되는 것이 다르다.
구체적으로, S801 단계에서, 무인 비행체(81)는 소정의 제1위치에서 제1위치정보(x1, y1, z1), 제1자세정보(α1, β1, γ1), 제1측정 방위각()을 확인하고, 확인된 정보를 지상국(85)에 제공할 수 있다.
무인 비행체(81)는 S801 단계와 동일한 동작을 수행하여, 제m(m=1, 2, ..., M)위치에서의 제m위치정보(xm, ym, zm), 제m자세정보(αm, m, γm), 제m측정 방위각()을 확인하고, 확인된 정보를 지상국(85)에 제공할 수 있다(S802)
S801 내지 S802 단계에서, 동일한 무인 비행체가 이동하면서 M개의 위치에 대하여, 제m(m=1, 2, ..., M)위치에서 각각 위치정보, 자세정보, 및 측정 방위각을 확인하고, 확인한 정보를 지상국(85)으로 제공하거나, 또는 서로 다른 M개의 위치에 마련된 복수의 무인 비행체가 각각 위치정보, 자세정보, 및 측정 방위각을 확인하고, 복수의 무인 비행체 각각이 확인한 정보를 지상국(85)으로 제공할 수도 있다.
도 5a 및 도 5b에서 설명한 바와 같이, 무인 비행체가 제1자세정보(α1, β1, γ1)를 가지고 제1위치(A(x1, y1, z1))에 존재할 경우, 신호원과 무인 비행체 사이의 예측 방위각의 관계가 수학식 3과 같이 나타난다. 따라서, S803 단계에서, 지상국(85)은 수학식 8에 기초하여, 제1 내지 제M위치 각각에 대한 제1 내지 제M예측 방위각(Φ'1, ...Φ'M)에 대한 관계식을 산출할 수 있다.
한편, S804 단계에서, 지상국(85)은 수학식 9에서 나타낸 예측 방위각(Φ')과 측정 방위각() 사이의 관계를 고려하여, M개의 예측 방위각과 측정 방위각에 사이의 측정오차를 최소화하는 연산을 통해 신호원의 3차원 위치정보(x, y, z)를 결정할 수 있다.
예컨대, 지상국(85)은 최소제곱법(LS; Least Square) 또는 최대가능도(最大可能度方法, maximum likelihood) 방식을 기반으로, M개의 예측 방위각과 측정 방위각을 사용하여 신호원의 3차원 위치정보(x, y, z)를 결정할 수 있다.
다른 예로서, 지상국(85)은 경사 하강법(傾斜下降法, Gradient descent), 가우스 뉴튼(Gauss-Newton) 방식, 뉴턴-랩슨법(Newton-Raphson method) 방식 등을 기반으로 한 반복적인 프로시저에 의해 신호원의 3차원 위치정보(x, y, z)를 결정할 수도 있다.
전술한 방식에 기초한 반복적인 프로시저의 수행시, 초기 위치정보는 반복 프로시저의 계산량과 수렴을 고려하여, 최대한 실제 위치와 근접하도록 설정되어야 한다. 이를 위해, 지상국(85)은 복수의 위치에서 각각 측정된 복수의(예, M개) 측정 방위각을 사용하여 2차원의 초기 위치정보를 산출할 수 있다. 예컨대, 지상국(85)은 전술한 수학식 13에 기초하여 2차원의 초기 위치정보를 산출할 수 있다.
그리고, 지상국(85)은 반복 프로시저를 위해 사용되는 3차원 초기 위치정보(xinit, yinit, zinit) 중, 수직 좌표 zinit는 0 또는 임의의 범위 내에서 설정된 임의값으로 설정할 수 있다.
도 9는 본 개시의 다른 실시 예에 따른 신호원의 위치정보 확인 방법에 구비되는 측정 방위각 보정 과정을 상세히 나타내는 흐름도이다.
우선, 무인 비행체는 선형 어레이 안테나를 통해 측정되는 RF 신호를 사용하여 신호원의 방위각(φest)을 추정할 수 있다(S901).
한편, 무인 비행체는 선형 어레이 안테나에 구비된 각각의 요소 안테나를 통해 검출되는 RF 신호를 사용하여 신호원까지의 방향 벡터의 요소값을 확인할 수 있다.
복수개(예, p개) 요소 안테나를 포함하는 선형 어레이 안테나에서의 방향 벡터는 전술한 수학식 1과 같이 나타낼 수 있으며, 도 3에서와 같이, x축으로 선형 어레이 안테나를 직선 배열한 경우, 각각의 요소 안테나에 대응되는 방향 벡터의 요소값은 전술한 수학식 2의 연산을 통해 산출할 수 있다. 다시, 수학식 2를 사용하여, 앙각(θ)이 0°일 경우 방위각(φ) 만으로 이루어진 방향 벡터의 요소값은 전술한 수학식 3과 같이 나타낼 수 있다. 따라서, 무인 비행체는 전술한 수학식 3의 연산을 통해 방향 벡터의 요소값을 산출할 수 있다. 이와 같이, 수학식 3을 통해 산출한 방향 벡터의 요소값은 앙각(θ)이 0°일 경우 정확하게 측정될 수 있으며, 이로부터 신호원의 방위각(φ)을 정확하게 추정할 수 있다.
그러나, 앙각(θ)이 0°가 아닌 경우 수학식 3을 통해 산출한 방향 벡터를 사용하여 신호원의 방위각(φ)을 추정할 경우, 실제 방위각(φ)과 차이가 나타날 수 있다.
이에 기초하여, 무인 비행체는 명목 앙각(θnorm)과 무인 비행체의 자세를 이용하여 방위각을 보정할 수 있다.
S902 단계에서, 무인 비행체는 무인 비행체의 자세정보(요(α), 피치(), 롤(γ))를 확인할 수 있으며, 확인된 자세 정보를 사용하여 방위각 범위 내의 모든 방위각에 대해 명목 앙각(θnorm)을 기준으로한 무인 비행체의 회전각 정보(φrot,
Figure 112019000337434-pat00036
rot)를 확인할 수 있다.
여기서, 명목 앙각(θnorm)은 무인 비행체의 운항 고도에 따라 주어지는 고정 값으로, 무인 비행체의 고도와 대략적인 신호원과의 거리를 기준으로 대략적인 산출하여 미리 정해진 값일 수 있다. 예컨대, 무인 비행체가 고도 2km에서 신호원 탐색을 위해 운항하고, 신호원과의 수평 거리가 대략 20km이라면, 명목 앙각(θnorm)은 -5도로 설정될 수 있다.
S903 단계에서, 무인 비행체는 측정된 방위각과 회전된 방위각(이하, '회전 방위각'이라 함) 차이(|φest-φrot|)를 확인할 수 있다.
전술한 S902 단계에서, 무인 비행체는 방위각 범위 내의 모든 방위각에 대해 명목 앙각(θnorm)을 기준으로한 무인 비행체의 회전각 정보(φrot, θrot)를 확인하였으므로, 무인 비행체의 회전 방위각(θrot)은 복수개가 존재할 수 있으며, S903 단계에서, 확인되는 차이값 역시 복수개가 산출될 수 있다. 이에 기초하여, S904 단계에서, 무인 비행체는 확인된 복수개의 차이값 중, 가장 작은 값에 대응되는 회전각 정보(φrot, θrot)를 확인할 수 있으며, 이렇게 확인된 회전 방위각과 회전 앙각을 최소 회전 방위각 및 최소 회전 앙각(φ*rot, θ*rot)으로 결정할 수 있다. 그리고, 무인 비행체는 최소 회전 앙각(θ*rot)을 추정된 앙각(θest)으로 결정할 수 있다.
이후, S905 단계에서, 무인 비행체는 추정된 앙각(θest)과, 추청된 방위각(φest)을 전술한 수학식 4에 적용하여 보정 방위각(φ'est)을 산출할 수 있다.
도 10은 본 개시의 일 실시예에 따른 신호원의 위치정보 확인 방법 및 장치를 실행하는 컴퓨팅 시스템을 예시하는 블록도이다.
도 10을 참조하면, 컴퓨팅 시스템(1000)은 버스(1200)를 통해 연결되는 적어도 하나의 프로세서(1100), 메모리(1300), 스토리지(1600), 및 네트워크 인터페이스(1700)를 포함할 수 있다.
프로세서(1100)는 중앙 처리 장치(CPU) 또는 메모리(1300) 및/또는 스토리지(1600)에 저장된 명령어들에 대한 처리를 실행하는 반도체 장치일 수 있다. 메모리(1300) 및 스토리지(1600)는 다양한 종류의 휘발성 또는 불휘발성 저장 매체를 포함할 수 있다. 예를 들어, 메모리(1300)는 ROM(Read Only Memory) 및 RAM(Random Access Memory)을 포함할 수 있다.
따라서, 본 명세서에 개시된 실시예들과 관련하여 설명된 방법 또는 알고리즘의 단계는 프로세서(1100)에 의해 실행되는 하드웨어, 소프트웨어 모듈, 또는 그 2 개의 결합으로 직접 구현될 수 있다. 소프트웨어 모듈은 RAM 메모리, 플래시 메모리, ROM 메모리, EPROM 메모리, EEPROM 메모리, 레지스터, 하드 디스크, 착탈형 디스크, CD-ROM과 같은 저장 매체(즉, 메모리(1300) 및/또는 스토리지(1600))에 상주할 수도 있다. 예시적인 저장 매체는 프로세서(1100)에 커플링되며, 그 프로세서(1100)는 저장 매체로부터 정보를 판독할 수 있고 저장 매체에 정보를 기입할 수 있다. 다른 방법으로, 저장 매체는 프로세서(1100)와 일체형일 수도 있다. 프로세서 및 저장 매체는 주문형 집적회로(ASIC) 내에 상주할 수도 있다. ASIC는 사용자 단말기 내에 상주할 수도 있다. 다른 방법으로, 프로세서 및 저장 매체는 사용자 단말기 내에 개별 컴포넌트로서 상주할 수도 있다.
나아가, 컴퓨팅 시스템(1000)은 사용자 인터페이스 입력 장치(1400), 사용자 인터페이스 출력 장치(1500) 등을 더 포함할 수도 있다.
본 개시의 예시적인 방법들은 설명의 명확성을 위해서 동작의 시리즈로 표현되어 있지만, 이는 단계가 수행되는 순서를 제한하기 위한 것은 아니며, 필요한 경우에는 각각의 단계가 동시에 또는 상이한 순서로 수행될 수도 있다. 본 개시에 따른 방법을 구현하기 위해서, 예시하는 단계에 추가적으로 다른 단계를 포함하거나, 일부의 단계를 제외하고 나머지 단계를 포함하거나, 또는 일부의 단계를 제외하고 추가적인 다른 단계를 포함할 수도 있다.
본 개시의 다양한 실시 예는 모든 가능한 조합을 나열한 것이 아니고 본 개시의 대표적인 양상을 설명하기 위한 것이며, 다양한 실시 예에서 설명하는 사항들은 독립적으로 적용되거나 또는 둘 이상의 조합으로 적용될 수도 있다.
또한, 본 개시의 다양한 실시 예는 하드웨어, 펌웨어(firmware), 소프트웨어, 또는 그들의 결합 등에 의해 구현될 수 있다. 하드웨어에 의한 구현의 경우, 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), 범용 프로세서(general processor), 컨트롤러, 마이크로 컨트롤러, 마이크로 프로세서 등에 의해 구현될 수 있다.
본 개시의 범위는 다양한 실시 예의 방법에 따른 동작이 장치 또는 컴퓨터 상에서 실행되도록 하는 소프트웨어 또는 머신-실행가능한 명령들(예를 들어, 운영체제, 애플리케이션, 펌웨어(firmware), 프로그램 등), 및 이러한 소프트웨어 또는 명령 등이 저장되어 장치 또는 컴퓨터 상에서 실행 가능한 비-일시적 컴퓨터-판독가능 매체(non-transitory computer-readable medium)를 포함한다.

Claims (14)

  1. 신호원의 위치정보 확인 방법에 있어서,
    제1위치에서, 선형 어레이 안테나를 구비하는 무인 비행체의 제1위치정보와 제1자세정보를 확인하는 과정과,
    상기 제1위치에서 상기 신호원과 상기 선형 어레이 안테나 사이의 제1측정 방위각을 확인하고, 앙각의 변화에 따른 측정 방위각과 추정 방위각 사이의 차이를 고려하여 상기 제1측정 방위각을 보정한 제1보정 방위각을 확인하는 과정과,
    적어도 하나의 제2위치에서, 상기 선형 어레이 안테나를 구비하는 무인 비행체의 적어도 하나의 제2위치정보와 제2자세정보를 확인하는 과정과,
    상기 적어도 하나의 제2위치에서 상기 신호원과 상기 선형 어레이 안테나 사이의 적어도 하나의 제2측정 방위각을 확인하고, 상기 앙각의 변화에 따른 상기 측정 방위각과 추정 방위각 사이의 차이를 고려하여 상기 적어도 하나의 제2측정 방위각을 보정한 적어도 하나의 제2보정 방위각을 확인하는 과정과,
    상기 제1위치정보, 상기 제1자세정보, 상기 제1보정 방위각, 상기 적어도 하나의 제2위치정보, 상기 적어도 하나의 제2자세정보, 및 상기 적어도 하나의 제2보정 방위각을 사용하여 상기 신호원의 위치정보를 추정하는 과정을 포함하는 것을 특징으로 하는 무인 비행체를 이용한 신호원의 위치정보 확인 방법.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 제1보정 방위각을 확인하는 과정은,
    상기 제1자세정보에 대응되는 적어도 하나의 제1회전각 정보를 확인하는 과정과,
    상기 적어도 하나의 제1회전각 정보를 사용하여 제1추정 앙각을 확인하는 과정과,
    상기 제1측정 방위각 및 제1추정 앙각을 사용하여 상기 제1보정 방위각을 결정하는 과정을 포함하는 것을 특징으로 하는 무인 비행체를 이용한 신호원의 위치정보 확인 방법.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 제1추정 앙각을 확인하는 과정은,
    상기 제1측정 방위각과 상기 적어도 하나의 제1회전각 정보에 포함된 상기 적어도 하나의 회전 방위각 사이의 차이값을 확인하는 과정과,
    상기 제1측정 방위각과 최소의 차이를 갖는 상기 적어도 하나의 제1회전각 정보를 확인하고, 상기 최소의 차이를 갖는 상기 적어도 하나의 제1회전각 정보에 대응되는 상기 제1추정 앙각을 결정하는 과정을 포함하는 것을 특징으로 하는 무인 비행체를 이용한 신호원의 위치정보 확인 방법.
  4. 제2항에 있어서,
    상기 제1보정 방위각을 확인하는 과정은,
    하기의 수학식 1의 연산을 수행하는 과정을 포함하는 것을 특징으로 하는 무인 비행체를 이용한 신호원의 위치정보 확인 방법.
    [수학식 1]

    여기서, 'est는 제1보정 방위각을 나타내고, θest는 제1추정 앙각을 나타내고, est는 제1측정 방위각을 나타냄.
  5. 제2항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 제1회전각 정보를 확인하는 과정은,
    상기 제1자세정보를 사용하여, 방위각 범위 내의 모든 방위각에 대해 명목 앙각을 기준으로 한, 적어도 하나의 회전 방위각 및 적어도 하나의 회전 앙각을 확인하는 과정을 포함하는 것을 특징으로 하는 무인 비행체를 이용한 신호원의 위치정보 확인 방법.
  6. 신호원의 위치정보를 확인하는 장치에 있어서,
    무인 비행체의 위치정보 및 자세정보를 확인하고, 상기 무인 비행체의 이동을 제어하는 비행 제어 처리부와,
    선형 어레이 안테나와,
    상기 선형 어레이 안테나를 이용하여 상기 신호원으로부터 수신되는 신호에 대응되는 측정 방위각을 측정하고, 앙각의 변화에 따른 측정 방위각과 추정 방위각 사이의 차이를 고려하여 상기 측정 방위각을 보정한 보정 방위각을 확인하고, 복수의 서로 다른 위치에 각각 대응되는 복수의 위치정보, 자세정보, 및 보정 방위각을 확인하고, 상기 복수의 위치정보, 자세정보, 및 보정 방위각을 기반으로 상기 신호원의 3차원 위치정보를 확인하는 신호원 위치 확인부를 포함하는 하는 신호원의 위치정보 확인 장치.
  7. 제6항에 있어서,
    상기 신호원 위치 확인부는,
    상기 자세정보에 대응되는 적어도 하나의 회전각 정보를 확인하고, 상기 적어도 하나의 회전각 정보를 사용하여 추정 앙각을 확인하고, 상기 측정 방위각 및 추정 앙각을 사용하여 상기 보정 방위각을 결정하는 것을 특징으로 하는 신호원의 위치정보 확인 장치.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 신호원 위치 확인부는,
    상기 측정 방위각과 상기 적어도 하나의 회전각 정보에 포함된 상기 적어도 하나의 회전 방위각 사이의 차이값을 확인하고, 상기 측정 방위각과 최소의 차이를 갖는 상기 적어도 하나의 회전각 정보를 확인하고, 상기 최소의 차이를 갖는 상기 적어도 하나의 회전각 정보에 대응되는 상기 추정 앙각을 결정하는 것을 특징으로 하는 신호원의 위치정보 확인 장치.
  9. 제7항에 있어서,
    상기 신호원 위치 확인부는,
    하기의 수학식 2의 연산을 수행하는 과정을 포함하는 것을 특징으로 하는 무인 비행체를 이용한 신호원의 위치정보 확인 장치.
    [수학식 2]

    여기서, 'est는 제1보정 방위각을 나타내고, θest는 제1추정 앙각을 나타내고, est는 제1측정 방위각을 나타냄.
  10. 제7항에 있어서,
    상기 신호원 위치 확인부는,
    상기 자세정보를 사용하여, 방위각 범위 내의 모든 방위각에 대해 명목 앙각을 기준으로 한, 적어도 하나의 회전 방위각 및 적어도 하나의 회전 앙각을 확인하는 것을 특징으로 하는 신호원의 위치정보 확인 장치.
  11. 제6항에 있어서,
    상기 자세정보는,
    상기 무인 비행체의 3축 회전각을 나타내는 정보를 포함하는 것을 특징으로 하는 신호원의 위치정보 확인 장치.
  12. 제6항에 있어서,
    상기 비행 제어 처리부는,
    상기 신호원 위치 확인부로부터 제공되는 상기 신호원의 3차원 위치정보를 지상국에 제공하는 것을 특징으로 하는 신호원의 위치정보 확인 장치.
  13. 제6항에 있어서,
    상기 비행 제어 처리부는,
    상기 복수의 위치정보, 자세정보, 및 측정 방위각을, 상기 신호원의 3차원 위치정보를 추정하는 지상국에 제공하는 것을 특징으로 하는 신호원의 위치정보 확인 장치.
  14. 신호원의 위치정보를 확인하는 시스템에 있어서,
    선형 어레이 안테나를 구비하며, 상기 선형 어레이 안테나를 통해 송수신되는 신호에 기초하여 신호원까지의 측정 방위각 확인, 위치정보 및 자세정보의 확인, 이동 제어를 수행하는 적어도 하나의 무인 비행체와,
    상기 적어도 하나의 무인 비행체로부터 위치정보, 자세정보, 측정 방위각을 수신하고, 앙각의 변화에 따른 측정 방위각과 추정 방위각 사이의 차이를 고려하여 상기 측정 방위각을 보정한 보정 방위각을 확인하고, 복수의 서로 다른 위치에 각각 대응되는 복수의 위치정보, 자세정보, 및 보정 방위각을 확인하고, 상기 복수의 위치정보, 자세정보, 및 보정 방위각을 기반으로 상기 신호원의 3차원 위치정보를 확인하는 지상국을 포함하는 하는 신호원의 위치정보 확인 시스템.
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