KR20150019771A - 무인 항공기의 착륙 방법 및 시스템 - Google Patents

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Abstract

본 발명은 무인 항공기의 착륙 방법 및 시스템에 관한 것으로, 본 발명에 따른 무인 항공기의 착륙 방법은 무인 항공기의 착륙점 주변에 설치된 복수 개의 비전센서를 통해 상기 무인 항공기에 설치된 표적을 인식하는 단계, 그리고 상기 복수 개의 비전센서를 통해 인식된 표적을 이용하여 상기 착륙점에 대한 상기 무인 항공기의 상대 위치를 구하는 단계를 포함한다. 본 발명에 의하면 착륙점에 인접하게 설치된 복수 개의 센서에서 무인 항공기에 부착된 표적을 인식한 결과인 무인 항공기의 상대 위치 및 착륙점의 절대 위치를 이용하여 무인 항공기의 위치 및 자세를 보다 정밀하게 산출하고, 이를 이용하여 무인 항공기를 착륙점에 정확하게 착륙시킬 수 있는 장점이 있다.

Description

무인 항공기의 착륙 방법 및 시스템{Method and System for Landing of Unmanned Aerial Vehicle}
본 발명은 무인 항공기의 착륙 방법 및 시스템에 관한 것으로, 보다 자세하게는 착륙점 주위에 설치된 복수 개의 센서에서 무인 항공기에 부착된 표적을 인식한 결과를 이용하여 무인 항공기를 착륙점에 착륙시킬 수 있는 무인 항공기의 착륙 방법 및 시스템에 관한 것이다.
일반적으로 무인 항공기(Unmanned Aerial Vehicle: UAV)란 조종사 없이 지정된 임무를 수행하기 위해 사전에 입력된 프로그램에 따라 비행하거나 비행체 스스로 주위 환경(장애물 또는 항로)을 인식하여 자율적으로 비행(Autonomous Flying)할 수 있는 비행체를 말하며, 최근에는 기상 관측, 지형 탐사, 정찰 또는 감시 등의 다양한 목적을 위하여 사용되고 있다.
무인 항공기를 착륙시키기 위하여 종래에는 외부 조종사의 조종에 의한 착륙 방식, 항법 장비를 이용한 자동 착륙 방식 또는 레이더를 이용한 자동 착륙 방식 등을 사용하여 왔다.
그러나, 외부 조종사의 조종에 의한 착륙 방식은 외부에 배치된 조종사의 육안 관측과 내부 조종 센터에서 육안으로 지도와 비행체의 경로를 비교하여 착륙하는 방식으로, 무인 항공기의 착륙을 수행할 경우, 조종사의 육안 관측에 따른 판단에 의존하므로 활주로 주변에 장애물이 존재하거나 야간 비행 또는 기상 조건이 좋지 않을 경우, 조종사의 부담을 가중시키는 문제점을 초래하였다.
또한, 항법 장비를 이용한 자동 착륙 방식은 GPS(Global Positioning System, 위성 항법 장치)나 INS(Inertial Navigation System, 관성 항법 장치)를 통한 자동 항법에 의해 착륙점에 착륙하는 방식으로, 전파 경로 상의 전파 교란에 의해 오작동할 수 있기 때문에 무인 항공기의 착륙 시 상당히 위험한 문제점이 있었다.
그리고, 레이더를 이용한 자동 착륙 방식은 무인 항공기로 레이더의 전파를 쏘아주고 전파의 도달 시간을 산출하여 활주로와의 거리를 계산한 후, 활주로와의 거리와 무인 항공기의 고도 등을 종합하여 무인 항공기를 착륙점까지 착륙하는 방식으로, 레이더의 전파를 쏘기 위해서는 지상에 고가의 착륙 장치가 필요하며, 레이더의 전파는 전파 방해에 의한 교란에 쉽게 노출되기 때문에 활주로와의 거리를 정확하게 측정하기 어려운 문제점이 있었다.
KR2004-0043926 A
따라서 본 발명이 해결하고자 하는 과제는 착륙점에 인접하게 설치된 복수 개의 센서에서 무인 항공기에 부착된 표적을 인식한 결과인 무인 항공기의 상대 위치 및 착륙점의 절대 위치를 이용하여 무인 항공기의 위치 및 자세를 보다 정밀하게 산출하고, 이를 이용하여 무인 항공기를 착륙점에 정확하게 착륙시킬 수 있는 무인 항공기의 착륙 방법 및 시스템에 관한 것이다.
또한, 본 발명은 명시적으로 언급된 목적 이외에도, 후술하는 본 발명의 구성으로부터 달성될 수 있는 다른 목적도 포함한다.
상기한 과제를 해결하기 위한 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기의 착륙 방법은 무인 항공기의 착륙점 주변에 설치된 복수 개의 비전센서를 통해 상기 무인 항공기에 설치된 표적을 인식하는 단계, 그리고 상기 복수 개의 비전센서를 통해 인식된 표적을 이용하여 상기 착륙점에 대한 상기 무인 항공기의 상대 위치를 구하는 단계를 포함한다.
상기 방법은 상기 무인 항공기의 상대 위치 및 상기 착륙점의 절대 위치를 상기 무인 항공기로 전송하는 단계를 더 포함할 수 있다.
상기 방법은 상기 무인 항공기의 상대 위치 및 상기 착륙점의 절대 위치를 이용하여 상기 무인 항공기의 비전 센서 기반 절대 위치를 산출하는 단계를 더 포함할 수 있다.
상기 방법은 상기 무인 항공기에 탑재된 GPS 수신기에서 측정된 GPS 위치와 상기 비전 센서 기반 절대 위치를 이용하여, 상기 무인 항공기에 탑재된 관성 항법 장치에서 계산된 상기 무인 항공기의 절대 위치의 위치 오차를 보정하는 단계를 더 포함할 수 있다.
본 발명의 다른 실시예에 따른 컴퓨터로 읽을 수 있는 매체는 상기한 방법 중 어느 하나를 컴퓨터에 실행시키기 위한 프로그램을 기록한다.
상기 무인 항공기에 탑재된 관성 항법 장치에서 계산된 상기 무인 항공기의 절대 위치의 위치 오차를 보정하는 단계는, 상기 무인 항공기에 설치된 관성 항법 장치에서 계산된 상기 무인 항공기의 절대 위치를 구하는 단계, 상기 관성 항법 장치 계산 무인 항공기의 절대 위치와 상기 무인 항공기에 설치된 GPS 수신기에서 측정된 GPS 위치의 차이에 대응하는 제1 차분값을 구하는 단계, 상기 관성 항법 장치 계산 무인 항공기의 절대 위치와 상기 비전 센서 기반 절대 위치의 차이에 대응하는 제2 차분값을 구하는 단계, 상기 제1 차분값과 상기 제2 차분값을 입력으로 하는 칼만 필터링을 통해 상기 관성 항법 장치에서 측정한 상기 무인 항공기의 절대 위치의 위치 오차를 구하는 단계, 그리고 상기 관성 항법 장치 기반 절대 위치에서 상기 위치 오차를 보정하여 상기 무인 항공기의 보정된 절대 위치를 구하는 단계를 포함할 수 있다.
한편, 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기의 착륙 시스템은 무인 항공기의 착륙점 주변에 설치되어 상기 무인 항공기에 설치된 표적을 인식하는 복수 개의 비전센서, 그리고 상기 복수 개의 비전센서를 통해 인식된 표적을 이용하여 상기 착륙점에 대한 상기 무인 항공기의 상대 위치를 구하는 지상 장치를 포함한다.
상기 지상 장치는, 상기 무인 항공기의 상대 위치 및 상기 착륙점의 절대 위치를 상기 무인 항공기로 전송할 수 있다.
상기 무인 항공기는, 상기 무인 항공기의 상대 위치 및 상기 착륙점의 절대 위치를 이용하여 상기 무인 항공기의 비전 센서 기반 절대 위치를 산출할 수 있다.
상기 무인 항공기는, 상기 무인 항공기에 탑재된 GPS 수신기에서 측정된 GPS 위치와 상기 비전 센서 기반 절대 위치를 이용하여, 상기 무인 항공기에 탑재된 관성 항법 장치에서 계산된 상기 무인 항공기의 절대 위치의 위치 오차를 보정할 수 있다.
상기 무인 항공기는, 상기 무인 항공기에 탑재된 관성 항법 장치에서 계산된 상기 무인 항공기의 절대 위치의 위치 오차를 보정하고, 상기 무인 항공기에 설치된 관성 항법 장치에서 계산된 상기 무인 항공기의 절대 위치를 구하며, 상기 관성 항법 장치 계산 무인 항공기의 절대 위치와 상기 무인 항공기에 설치된 GPS 수신기에서 측정된 GPS 위치의 차이에 대응하는 제1 차분값을 구하고, 상기 관성 항법 장치 계산 무인 항공기의 절대 위치와 상기 비전 센서 기반 절대 위치의 차이에 대응하는 제2 차분값을 구하며, 상기 제1 차분값과 상기 제2 차분값을 입력으로 하는 칼만 필터링을 통해 상기 관성 항법 장치에서 측정한 상기 무인 항공기의 절대 위치의 위치 오차를 구하고, 상기 관성 항법 장치 기반 절대 위치에서 상기 위치 오차를 보정하여 상기 무인 항공기의 보정된 절대 위치를 구할 수 있다.
이와 같이 본 발명의 실시예에 따른 무인 항공기의 착륙 방법 및 시스템에 따르면, 착륙점에 인접하게 설치된 복수 개의 센서에서 무인 항공기에 부착된 표적을 인식한 결과인 무인 항공기의 상대 위치 및 착륙점의 절대 위치를 이용하여 무인 항공기의 위치 및 자세를 보다 정밀하게 산출하고, 이를 이용하여 무인 항공기를 착륙점에 정확하게 착륙시킬 수 있는 장점이 있다.
또한, 도심 지역이나 재밍(jamming), 간섭 등으로 인해 위성 항법 장치(GPS)를 통해 무인 항공기의 위치를 측정하기 어려운 지역에서는 위성 항법 장치를 대체하여 무인 항공기의 위치를 정확하게 측정할 수 있는 장점이 있다.
그리고, 무인 항공기의 안정적인 착륙이 가능함에 따라 기존의 무인 항공기의 수동 착륙을 위해 별도의 운용인력이 사용되는 것을 절감할 수 있으며, 외부 조종사의 시야 한계로 인한 부담 등의 문제점을 해결할 수 있는 장점이 있다.
아울러, 무인 항공기의 착륙에 따른 효율성을 향상시킬 수 있으며, 기존에 사용하던 고가의 착륙 장치를 대체할 수 있기 때문에 비용의 감소 효과를 기대할 수 있는 장점이 있다.
이에 따라, 무인 항공기의 착륙 시스템에 대한 신뢰성을 향상시킬 수 있는 장점이 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기의 착륙 시스템의 구성을 나타낸 도면이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기 착륙 시스템의 동작을 설명하기 위해 제공되는 흐름도이다.
도 3은 본 발명의 다른 실시예에 따른 무인 항공기 착륙 시스템의 동작을 설명하기 위해 제공되는 흐름도이다.
도 4는 종래 관성항법시스템의 오차를 추정하여 무인 항공기의 보정된 위치를 구하는 알고리즘을 설명하기 위해 제공되는 도면이다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 관성항법시스템의 오차를 추정하여 무인 항공기의 보정된 위치를 구하는 알고리즘을 설명하기 위해 제공되는 도면이다.
그러면 첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명의 실시예에 대하여 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 상세히 설명한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기의 착륙 시스템의 구성을 나타낸 도면이다.
도 1을 참고하면, 본 발명에 따른 무인 항공기 착륙 시스템은 무인 항공기(100), 복수 개의 비전 센서(200) 및 지상 장치(300)를 포함할 수 있다.
무인 항공기(100)는 지상 장치(300)에서 전송되는 무인 항공기(100)의 상대 위치(△P)와 착륙점(10)의 절대위치(P0)를 이용하여 착륙점(10)에 착륙할 수 있다. 특히 본 발명에 따른 무인 항공기(100)는 복수 개의 비전 센서(200)에서 무인 항공기의 위치를 인식할 수 있도록 가시광, 적외선 또는 특정한 파장의 빛이나 열을 방사하거나 특정한 형상이나 색으로 이루어진 표적(도시하지 않음)이 설치될 수 있다.
비전 센서(200)가 착륙점(10)이 위치한 지면에서 상공에 위치한 무인 항공기(100)를 촬영하게 되므로, 표적은 무인 항공기(100)의 하부에 설치되는 것이 바람직하다.
비전 센서(200)는 CCD 카메라, 적외선 카메라 등으로 구현할 수 있으며 무인 항공기(100)에 설치된 표적을 촬영한 영상을 지상 장치(300)에 전송할 수 있다.
기준점을 기준으로 미리 정해진 위치 및 자세로 설치된 2대의 카메라에 의해서 촬영된 두 영상에 중복되게 포함된 객체의 위치 좌표를 구하는 것은 이미 잘 알려져 있다. 따라서 본 발명에 따른 무인 항공기 착륙 시스템에서도 착륙점(10)의 주변에 미리 정해진 위치에 적어도 2개의 비전 센서(200)가 설치될 수 있다. 물론 정확도를 높이기 위해서 설치되는 비전 센서(200)의 개수를 증가시킬 수도 있다.
지상 장치(300)는 비전 센서(200)에서 촬영된 영상을 이용하여 착륙점(10)을 기준으로 하는 무인 항공기(100)의 상대 위치(△P)를 구할 수 있다. 지상 장치(300)는 이미 알고 있는 착륙점(10)의 절대 위치(P0)와 함께 상대 위치(△P)를 무선으로 무인 항공기(100)에 전송할 수 있다. 물론 실시예에 따라 착륙점(10)의 절대 위치(P0)와 상대 위치(△P)를 조합하여 무인 항공기(100)의 절대 위치(PVISION)를 구하여 전송하는 것도 가능하다. 이하에서 착륙점(10)의 절대 위치(P0)와 상대 위치(△P)를 조합하여 구한 무인 항공기(100)의 절대 위치(PVISION)는 비전 센서 기반 절대 위치라고 부르기로 한다.
무인 항공기(100)는 지상 장치(300)에서 전송된 착륙점(10)의 절대 위치(P0)와 무인 항공기(100)의 상대 위치(△P)를 이용하거나, 또는 지상 장치(300)에서 전송된 비전 센서 기반 절대 위치(PVISION)를 이용하여 착륙점(10)에 착륙할 수 있다.
도 2는 본 발명에 따른 무인 항공기 착륙 시스템의 동작을 설명하기 위해 제공되는 흐름도이다.
도 1 및 도 2를 참고하면, 먼저 무인 항공기(100)는 자체에 구비된 카메라(도시하지 않음), GPS 수신기(도시하지 않음) 및/또는 관성 항법 장치(도시하지 않음)를 이용하여 착륙점(10)의 부근 상공에 접근할 수 있다(S210). 예를 들어, 무인 항공기(100)에 장착된 카메라를 이용하여 착륙점(10)의 위치를 파악하여 접근할 수 있다. 또는 무인 항공기(100)에 설치된 GPS 수신기를 통해 획득한 GPS 정보를 활용하는 것도 가능하다. 단계(S210)에서 무인 항공기(100)에 장착된 카메라를 이용하여 접근하도록 구현한 경우에는 착륙점(10)에 특정한 표식이 설치되어야 한다.
다음으로 무인 항공기(100)가 착륙점(10)에 일정 거리 범위 내로 접근한 경우에는 정밀 착륙 단계를 수행한다(S220).
먼저 복수의 비전 센서(200)는 무인 항공기(100)에 설치된 표식을 촬영한 영상을 지상 장치(300)로 전송한다(S221). 그러면 지상 장치(300)는 영상을 처리하여 무인 항공기(100)의 상대 위치(△P)를 구한다(S223).
다음으로 지상 장치(300)는 착륙점(10)의 절대 위치(P0)와 함께 상대 위치(△P)를 무선으로 무인 항공기(100)에 전송한다(S225). 이후 무인 항공기(100)는 단계(S225)에서 전송된 착륙점(10)의 절대 위치(P0)와 상대 위치(△P)를 이용하여 무인 항공기(100)의 비전 센서 기반 절대 위치(PVISION)를 구할 수 있다(S227). 실시예에 따라서 지상 장치(300)에서 비전 센서 기반 절대 위치(PVISION)까지 구하여 무인 항공기(100)에 전송할 수도 있다.
마지막으로 무인 항공기(100)는 비전 센서 기반 절대 위치(PVISION)를 이용하여 착륙점(10)에 착륙한다(S230).
도 3은 본 발명의 다른 실시예에 따른 무인 항공기 착륙 시스템의 동작을 설명하기 위해 제공되는 흐름도이다.
단계(S310) 및 단계(S320)는 도 2에 예시한 실시예에서 단계(S210) 및 단계(S220)과 동일하다.
무인 항공기(100)는 무인 항공기(100)에 탑재된 GPS 수신기에서 측정된 GPS 위치(PGPS)와 비전 센서 기반 절대 위치(PVISION)를 이용하여, 무인 항공기(100)에 탑재된 관성 항법 장치에서 계산된 무인 항공기의 절대 위치(P)의 위치 오차(δp)를 보정한다(S330).
이후 무인 항공기(100)는 위치 오차(δp)가 보정된 관성 항법 장치에서 계산된 무인 항공기의 절대 위치(P)를 이용하여 착륙점(10)에 착륙한다(S340).
단계(S330)에서 관성 항법 장치에서 계산된 무인 항공기의 절대 위치(P)의 위치 오차(δp)를 보정하는 방법에 대해 도 4 및 도 5를 참조하여 설명한다.
관성항법시스템(INS: Inertial Navigation System)은 가속도계와 자이로에서 측정한 가속도, 각속도를 적분하여 비행체의 위치, 자세를 계산하므로 시간에 따라 오차가 누적된다. 이를 보완하기 위해 관성항법시스템의 오차를 추정하기 위한 필터를 구성하고, GPS 수신기에서 구해지는 위치(PGPS)를 필터의 측정치로 사용하여 관성항법시스템의 오차를 추정하는 방법이 사용되고 있다.
도 4는 종래 관성항법시스템의 오차를 추정하여 무인 항공기의 보정된 위치를 구하는 알고리즘을 설명하기 위해 제공되는 도면이다.
도 4를 참고하면, 관성 항법 장치에서 계산된 오차(δp)를 포함한 무인 항공기의 절대 위치(P+δp)와 GPS 수신기에서 측정된 무인 항공기 위치(PGPS)의 차분값(
Figure pat00001
)을 필터의 측정치로 입력하면, 필터는 관성항법시스템의 측정 오차(δp)를 추정하여 출력한다. 그러면 관성 항법 장치에서 계산된 무인 항공기의 절대 위치(P+δp)에서 오차(δp)를 제외하여 보정된 무인 항공기의 위치(P)를 출력하게 된다. 한편 필터는 관성항법시스템의 위치, 속도, 자세, 센서 바이어스 오차(δx)를 추정하여 관성항법시스템에 피드백 하고 그에 따라 보정된 속도, 자세 등도 함께 출력될 수 있으나 도 4에는 설명의 편의 상 위치(P)만 출력되는 것으로 표시하였다.
도 4에서 예시한 종래 관성 항법 장치에서 계산된 오차를 추정하는 방법에서 필터에 입력되는 측정값으로 본 발명에서는 비전 센서 기반 절대 위치(PVISION)를 추가하여 구현한다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 관성항법시스템의 오차를 추정하여 무인항공기의 보정된 위치를 구하는 알고리즘을 설명하기 위해 제공되는 도면이다.
도 5를 참고하면, 무인 항공기에 설치된 관성 항법 장치(INS)에서 계산된 오차가 포함된 무인 항공기의 절대 위치(P+δp)를 구한다. 그리고 관성 항법 장치 계산 무인 항공기의 절대 위치(P+δp)와 무인 항공기에 설치된 GPS 수신기에서 측정된 GPS 위치(PGPS)의 차이에 대응하는 제1 차분값(
Figure pat00002
)을 구한다. 그리고 관성 항법 장치 계산 무인 항공기의 절대 위치(P+δp)와 비전 센서 기반 절대 위치(PVISION)의 차이에 대응하는 제2 차분값(
Figure pat00003
)을 구한다. 그리고 제1 차분값(
Figure pat00004
)과 제2 차분값(
Figure pat00005
)을 입력으로 하는 칼만 필터링을 통해 관성 항법 장치에서 측정한 무인 항공기의 절대 위치의 위치 오차(δp)를 구한다. 다음으로 관성 항법 장치 기반 절대 위치(P+δp)에서 위치 오차(δp)를 보정하여 무인 항공기의 보정된 절대 위치(P)를 구한다.
한편 도 4 및 도 5에서 예시한 필터에 대해 자세히 설명한다.
관성항법시스템(INS)의 오차를 추정하기 위해 일반적으로 GPS/INS 약결합 방식의 칼만필터가 많이 사용되고 있다. 약결합 방식의 칼만 필터링 기법은 상태식의 시간 전파(time propagation)와 측정치 갱신 (measurement update)의 두 단계로 구성된다. 아래 수학식1은 INS 오차를 추정하기 위한 칼만필터의 시간전파에 사용되는 시스템 모델이다. 시스템 모델은 9차의 위치, 속도, 자세 오차 모델에 자이로와 가속도계 센서의 바이어스 오차 모델이 추가된 15차의 상태 변수를 갖는다.
[수학식 1]
Figure pat00006
F(t): INS 오차 추정 칼만필터의 시스템
δx: 칼만필터 상태변수, 관성항법시스템 오차(위치, 속도, 자세, 센서 바이어스 오차)
w: 공정 잡음(process noise), 평균값이 0, 분산이 Q인 백색 잡음
Cbn: 동체 좌표계에서 항법 좌표계로 변환해주는 좌표 변환 행렬
측정치 갱신 단계에서는 GPS 수신기가 제공하는 위치와 속도 측정치가 사용된다. 아래 수학식2는 GPS 수신기의 위치 측정치만을 고려한 측정치 갱신 식이다. 측정치 잡음
Figure pat00007
는 평균값이 0이고 분산이
Figure pat00008
인 백색잡음으로 GPS 수신기의 위치 측정치의 잡음 특성을 반영하여 설정된다.
[수학식 2]
Figure pat00009
칼만필터링에서는 이종 센서들의 측정치들을 사용함으로써 필터의 성능(추정치의 정확도, 필터의 수렴 속도 등)을 향상시킬 수 있다.
도 5에서 시스템에서는 착륙점의 절대위치와 비전 시스템에서 계산된 비행체의 상대위치가 결합된 추가적인 위치 측정치
Figure pat00010
이 존재한다. 이를 칼만필터의 추가적인 측정치 갱신에 사용함으로써 필터의 성능을 향상시킬 수 있다. 또한 GPS 신호 간섭, 재밍 등으로 GPS 수신기를 사용할 수 없는 동안에도 필터를 정상 작동 시킬 수 있다. 아래 수학식3은
Figure pat00011
을 이용한 추가적인 측정치 갱신 식이다. 측정치 잡음
Figure pat00012
는 평균값이 0이고 분산이 Rvision인 백색잡음으로 비전 시스템에서 계산된 위치 측정치의 잡음 특성을 반영하여 설정된다.
[수학식 3]
Figure pat00013
본 발명에 따른 무인 항공기는 수직 이착륙 무인 항공기에 적용하는 것이 바람직하나, 그 외 다른 방식으로 이착륙 하는 항공기에도 적용 가능함은 물론이다.
본 발명의 실시예는 다양한 컴퓨터로 구현되는 동작을 수행하기 위한 프로그램 명령을 포함하는 컴퓨터로 읽을 수 있는 매체를 포함한다. 이 매체는 앞서 설명한 무인 항공기의 착륙 방법을 실행시키기 위한 프로그램을 기록한다. 이 매체는 프로그램 명령, 데이터 파일, 데이터 구조 등을 단독으로 또는 조합하여 포함할 수 있다. 이러한 매체의 예에는 하드디스크, 플로피디스크 및 자기 테이프와 같은 자기 매체, CD 및 DVD와 같은 광기록 매체, 플롭티컬 디스크(floptical disk)와 자기-광 매체, 롬, 램, 플래시 메모리 등과 같은 프로그램 명령을 저장하고 수행하도록 구성된 하드웨어 장치 등이 있다. 또는 이러한 매체는 프로그램 명령, 데이터 구조 등을 지정하는 신호를 전송하는 반송파를 포함하는 광 또는 금속선, 도파관 등의 전송 매체일 수 있다. 프로그램 명령의 예에는 컴파일러에 의해 만들어지는 것과 같은 기계어 코드뿐만 아니라 인터프리터 등을 사용해서 컴퓨터에 의해서 실행될 수 있는 고급 언어 코드를 포함한다.
이상에서 본 발명의 바람직한 실시예에 대하여 상세하게 설명하였지만 본 발명의 권리범위는 이에 한정되는 것은 아니고 다음의 청구범위에서 정의하고 있는 본 발명의 기본 개념을 이용한 당업자의 여러 변형 및 개량 형태 또한 본 발명의 권리범위에 속하는 것이다.

Claims (11)

  1. 무인 항공기의 착륙점 주변에 설치된 복수 개의 비전센서를 통해 상기 무인 항공기에 설치된 표적을 인식하는 단계, 그리고
    상기 복수 개의 비전센서를 통해 인식된 표적을 이용하여 상기 착륙점에 대한 상기 무인 항공기의 상대 위치를 구하는 단계
    를 포함하는 무인 항공기의 착륙 방법.
  2. 제 1 항에서,
    상기 무인 항공기의 상대 위치 및 상기 착륙점의 절대 위치를 상기 무인 항공기로 전송하는 단계
    를 더 포함하는 무인 항공기의 착륙 방법.
  3. 제 1 항에서,
    상기 무인 항공기의 상대 위치 및 상기 착륙점의 절대 위치를 이용하여 상기 무인 항공기의 비전 센서 기반 절대 위치를 산출하는 단계
    를 더 포함하는 무인 항공기의 착륙 방법.
  4. 제 3 항에서,
    상기 무인 항공기에 탑재된 GPS 수신기에서 측정된 GPS 위치와 상기 비전 센서 기반 절대 위치를 이용하여, 상기 무인 항공기에 탑재된 관성 항법 장치에서 계산된 상기 무인 항공기의 절대 위치의 위치 오차를 보정하는 단계를 더 포함하는 무인 항공기의 착륙 방법.
  5. 제 4 항에서,
    상기 무인 항공기에 탑재된 관성 항법 장치에서 계산된 상기 무인 항공기의 절대 위치의 위치 오차를 보정하는 단계는,
    상기 무인 항공기에 설치된 관성 항법 장치에서 계산된 상기 무인 항공기의 절대 위치를 구하는 단계,
    상기 관성 항법 장치 계산 무인 항공기의 절대 위치와 상기 무인 항공기에 설치된 GPS 수신기에서 측정된 GPS 위치의 차이에 대응하는 제1 차분값을 구하는 단계,
    상기 관성 항법 장치 계산 무인 항공기의 절대 위치와 상기 비전 센서 기반 절대 위치의 차이에 대응하는 제2 차분값을 구하는 단계,
    상기 제1 차분값과 상기 제2 차분값을 입력으로 하는 칼만 필터링을 통해 상기 관성 항법 장치에서 측정한 상기 무인 항공기의 절대 위치의 위치 오차를 구하는 단계, 그리고
    상기 관성 항법 장치 기반 절대 위치에서 상기 위치 오차를 보정하여 상기 무인 항공기의 보정된 절대 위치를 구하는 단계
    를 포함하는 무인 항공기의 착륙 방법.
  6. 무인 항공기의 착륙점 주변에 설치되어 상기 무인 항공기에 설치된 표적을 인식하는 복수 개의 비전센서, 그리고
    상기 복수 개의 비전센서를 통해 인식된 표적을 이용하여 상기 착륙점에 대한 상기 무인 항공기의 상대 위치를 구하는 지상 장치
    를 포함하는 무인 항공기의 착륙 시스템.
  7. 제 6 항에서,
    상기 지상 장치는,
    상기 무인 항공기의 상대 위치 및 상기 착륙점의 절대 위치를 상기 무인 항공기로 전송하는 무인 항공기의 착륙 시스템.
  8. 제 6 항에서,
    상기 무인 항공기는,
    상기 무인 항공기의 상대 위치 및 상기 착륙점의 절대 위치를 이용하여 상기 무인 항공기의 비전 센서 기반 절대 위치를 산출하는 무인 항공기의 착륙 시스템.
  9. 제 8 항에서,
    상기 무인 항공기는,
    상기 무인 항공기에 탑재된 GPS 수신기에서 측정된 GPS 위치와 상기 비전 센서 기반 절대 위치를 이용하여, 상기 무인 항공기에 탑재된 관성 항법 장치에서 계산된 상기 무인 항공기의 절대 위치의 위치 오차를 보정하는 무인 항공기의 착륙 시스템.
  10. 제 9 항에서,
    상기 무인 항공기는,
    상기 무인 항공기에 탑재된 관성 항법 장치에서 계산된 상기 무인 항공기의 절대 위치의 위치 오차를 보정하고, 상기 무인 항공기에 설치된 관성 항법 장치에서 계산된 상기 무인 항공기의 절대 위치를 구하며, 상기 관성 항법 장치 계산 무인 항공기의 절대 위치와 상기 무인 항공기에 설치된 GPS 수신기에서 측정된 GPS 위치의 차이에 대응하는 제1 차분값을 구하고, 상기 관성 항법 장치 계산 무인 항공기의 절대 위치와 상기 비전 센서 기반 절대 위치의 차이에 대응하는 제2 차분값을 구하며, 상기 제1 차분값과 상기 제2 차분값을 입력으로 하는 칼만 필터링을 통해 상기 관성 항법 장치에서 측정한 상기 무인 항공기의 절대 위치의 위치 오차를 구하고, 상기 관성 항법 장치 기반 절대 위치에서 상기 위치 오차를 보정하여 상기 무인 항공기의 보정된 절대 위치를 구하는 무인 항공기의 착륙 시스템.
  11. 컴퓨터에서 제1항 내지 제5항 중 어느 한 항의 방법을 실행시키기 위한 프로그램을 기록한 컴퓨터로 읽을 수 있는 매체.
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