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ISSN : 1598-5504(Print)
ISSN : 2383-8272(Online)
Journal of Agriculture & Life Science Vol.48 No.5 pp.157-169
DOI : https://doi.org/10.14397/jals.2014.48.5.157

Adaptability Evaluation of Attitude Control for Agricultural Helicopter using a Commercial Controller (I)

Young Mo Koo*
Dept. of Bio-industrial Machinery Engineering, Kyungpook National University, Daegu 701-702, Korea
Corresponding author: Young Mo Koo, Tel: +82-53-950-5788, Fax: +82-53-950-6780, E-mail: ymkoo@knu.ac.kr
June 11, 2014 August 11, 2014 August 27, 2014

Abstract

Aerial application using unmanned agricultural helicopters became an increasing interest to reduce labor force and to improve the stability of farm operation. Some survey indicated that the pilot friendliness should be improved by releasing the difficulty of sensitive attitude control for the most small-scaled farms in Korea. Recently commercial controllers are available in the market due to the developed technologies of inertial sensors and flight navigation. Thus, the adaptability of a commercially available controller to an unmanned agricultural helicopter was evaluated by an attitude measurement system mounted on a test-bed helicopter in this study. Stability and pilot friendliness were compared with the CV’s of state variables during the straight flights using manual and auto pilots. Convenient attitude control was demonstrated during an auto pilot flight compared with manual pilot. Euler attitude angles and resultant ground velocity, estimated in the earth coordinate were stable enough to provide the friendliness to pilots by applying the commercial controller.


상용제어기를 이용한 농용 헬리콥터의 자세제어의 적용성 평가(I)
- 수동 및 제어 상태변수의 비교 -

구 영모*
경북대학교 생물산업기계공학과

초록

농업 노동력의 절감과 농작업 안정성의 향상을 위해 무인 농용 헬리콥터를 이용한 농작물 병해충 방 제작업에 대한 관심이 증대되고 있다. 우리나라에 많은 소규모 필지에서는 자세 유지를 위한 미세조종 의 애로를 해소함으로써 조종자의 편의성을 개선 할 필요가 있는 것으로 조사되었다. 최근 센서 및 비 행항법 기술의 발달로 저가 제어시스템이 상용화되고 있어, 본 연구에서는 상용 헬리콥터 제어기의 적 용성을 평가하기 위하여 테스트베드와 자세를 측정할 수 있는 장치를 구성하여 수동 및 제어비행에서의 상태변수를 비교하였다. 안정성과 조종 편이성은 수동 및 자동비행의 직선 비행구간에서의 변이계수로 비교 평가하였다. 자동 제어 비행에서 기체 고정좌표 속도는 수동에 비하여 수월하게 속도를 유지하였 고, 지면 좌표계에서 평가한 오일러 자세각의 유지와 지면 합속도(살포속도)의 안정성은 상용제어 시스 템을 적용함으로써 농용헬리콥터의 안정성과 조종자에게 수월성을 제공할 수 있을 것으로 판단되었다.


    IPET

    I.서론

    농업 노동력의 절감과 농작업 안정성의 향상을 위 해 최근 평야지대를 중심으로 무인 회전익기를 이용 한 농작물 병해충 방제작업과 종자 직파작업에 대한 관심이 증대되고 있다. 벼농사는 물론 밭작물, 과수 등의 소규모 필지의 정밀안전방제에 이용 가능한 무 인조종방식의 농용무인 헬리콥터로서 선진농업국가 에서는 이미 무인항공방제를 농업 전반에 이용하고 있으며 유인 항공방제에 의한 살포 면적을 추월하고 있다. 현재 국내외에서는 항공방제, 시비 및 파종작 업에 이용되고 있으며, 항공촬영, 산불감시, 영화, 공중감시는 물론 군사용으로 까지 적용범위를 넓혀 가고 있으며 농작업에 새로운 패러다임으로 자리 잡 고 있다(Seok et al, 2006).

    우리나라의 농용 헬리콥터 보급대수는 183대 (2013년)에 이르고 있으며 무인 회전익기를 이용한 국내 연살포면적은 꾸준히 증가하여 125,000 ha(2013년)에 이르고 있다. 또한 정부에서는 임대작 업을 위한 농업용 무인 헬리콥터의 공급을 확대하여 벼 병해충 공동방제 및 직파재배에 활용할 계획이 다. 농용 회전익기의 주된 관심대상은 일본의 유상 하중 20kg급 기종이나 국내 대학교에서도 시작기 형태의 무인 회전익기들을 개발하였으며 무인 항공 살포를 구현하였다. 우리나라도 5년 후 연간 50~100대 이상 판매가 가능하고 1000기 이상 운용 될 것으로 기대된다(Koo et al., 2013). 무인헬리 콥터의 포장능력은 60~70 ha/day(20만평/일) 정도 이며 방제 효과도 관행방제나 유인방제보다 효율적 이며 농약의 유효성분(AI: active ingredient)을 30% 저감하여 살포해도 충분한 효과를 얻을 수 있 음이 검증되었다(Kim, 2009). 소형 무인 회전익기 를 이용한 항공방제는 기술적으로 1/4 ha (50 m×50 m) 정도의 최소면적에 적용이 가능하며, 경 제적인 관점에서는 750 ha/season 정도가 비용분기 점으로 판단된다(Koo et al., 2006).

    작물 생산에 필수적인 방제 작업은 작업자의 농약 중독 및 노동시간 부담을 가중시켜 농민의 건강을 위협하고 있으며 작업자의 육체적, 정신적 부담으로 이어지고 있는데, 무인 회전익기를 이용한 방제작업 의 장점 중 하나는 작업자의 노동강도를 현저히 줄 일 수 있다는 점이다. 또한 좁은 농로에서 비행준비 및 이륙이 가능하며, 고도가 낮고 살포량이 적어서 정밀 방제가 가능하다. 그러나 안전을 위하여 조종 자의 교육은 중요한데 반드시 소정의 자격과정을 거 쳐야 하며 일본에는 자격을 갖춘 약 만 명에 달하는 조종자가 있고 국내에는 410명(2012년)이 활동하고 있는 것으로 파악되고 있다(Koo et al., 2013).

    우리나라에는 직선경로 약 50m의 소규모 필지가 많이 있다. 이 소규모 필지에서의 무인 항공 방제 시에는 가속, 감속, 정지, 횡이동 과정의 조종으로 인하여 등속을 유지하기가 어려우므로 불균일 살포 를 초래할 수 있다는 문제점이 있다. 이 외에도 우 리나라의 조종자의 실태 파악을 위해 실제 조종자와 의 면담에서 수집한 기체의 자세유지와 작업 중 애 로사항으로서 주파수 혼선과 GPS 장애에 따른 자세 제어의 혼란, 수평자세 유지를 위한 롤각의 미세조 종의 애로, 측풍 편류를 보정하며 방제선을 따라 직 진의 수행과 고도의 높이 유지가 또한 조종자에게 있어 어려운 임무인 것으로 조사되었다. 실제 우리 나라에서 무인 항공방제를 실용화하기 위해서는 조 종자(농업인 운영자)가 편하게 접근할 수 있는 조종 기와 자세제어 장치를 필요로 한다(Koo, 2011).

    무인항공기의 제어시스템의 성능과 신뢰성이 무 인항공기의 임무 수행능력을 좌우하므로 비행 또는 센서장비의 제어시스템이 중요하다. 이러한 헬리콥 터의 비행제어시스템은 로터와 기체의 동특성, 불 안정성, 비선형성, 시변 등의 이유로 고정익 항공 기에 비해 난제이다. 헬리콥터의 제어는 여러 개의 입출력(MIMO)을 갖는 다변수 시스템이고 서로 간 섭하는 특성을 갖고 있어 다변수이론이 도입되면서 활발히 연구가 진행되었다. LQR(linear quadratic regulator) 이론이 일찍이 도입되었으며 이후 견실 제어이론이 도입되어 LTR(loop transfer recovery)방법으로 제어기를 설계하였다(Garrade and Liebst, 1990). Ohyama and Furuta(1985)Pallet et al.(1991)은 모형헬리콥터를 5-DOF 짐벌에 장착하여 이러한 이론들을 구현하였다. Shim(1993)은 모형헬리콥터 정지 비행제어에 관한 연구에서 비선형모델을 기초로 한 정지비행을 구현 하였다. 이와 같은 선형제어의 경우 제어기법의 이 론정립이 확고하고 기존 수치해법의 선택적 사용이 가능하다. 그러나 선형화 모델은 근사된 것으로 비 선형 모델이 갖고 있는 성질을 정확히 표현하지 못 한다. 또한 내부 및 외부의 외란이나 동작 모드에 따른 제어기 파라미터의 적응성이 저하되어 동작영 역이 상이해지면 시스템이 불안정하게 되는 단점이 있다. 그러나 농용 회전익기에는 비행의 난이도가 단순하여서 전형적인 PID기술로서 충분하다는 판 단이다(Shim, 2010).

    관성항법체계(inertial navigation system)는 자 이로와 가속도계의 출력을 기초로 하여 수학적 계 산과 추정이론으로 자세 및 위치를 결정하는 시스 템으로 오차가 많으며 이를 수정하기 위하여 GPS 를 추가한 통합시스템을 도입하여 누적되는 오차 의 문제를 해결하고 있다. INS는 IMU(inertial measurement unit)를 기준좌표계로 유지되도록 구성되어 있고 자이로가 기준점을 안정화시켜주고 있다. 자이로나 가속도계와 같은 센서 보상 방법에 대한 문제와 초기정렬 등에서 생기는 오차의 문제 를 주로 칼만필터 등을 통하여 해결하고 있다. MEMS(micro-electro mechanical systems) 기술 을 이용한 관성센서들이 개발되고 DSP(digital signal processor)와 같이 빠르고 효율적인 프로세 서를 바탕으로 정확하고 소형의 저가 IMU가 가능 하게 되었다. 따라서 앞으로 더욱 손쉽게 GPS를 통합한 AHRS(attitude and heading reference system)시스템들이 적용될 수 있다(Park et al., 2011).

    DJI Innovations Co., Integrated Dynamics Co., 또는 weControl 등에서 UAV를 위한 비행제 어시스템을 개발하여 상용화하고 있으며 대학 및 연구기관에서 다양한 프로세서와 센서 등을 선택 하여 비행조종컴퓨터 시스템을 구성하고 있다. The University of Texas 또는 KAIST 등에서는 범용 마이크로프로세서를 이용하여 시스템을 구성 했고 Beijing University와 SJTU에서의 AVR이나 DSP와 같은 임베디드 프로세서를 이용하여 탑재 컴퓨터를 구성하기도 하였다. 최근 제어기의 개발 기술은 일반적이 되었고 저가 관성센서는 다양해 져서 저가의 상용제어기를 농용에 적용하기에 이 르렀다(Koo et al., 2014).

    농용헬리콥터에 상용제어기를 적용하고 그 편이성 을 검증하기 위해서는 이를 적용할 신뢰성이 우수한 테스트베드와 탑재 비행자세 측정시스템의 구성이 필요하다. 소규모 필지에 부합하는 거리에 대하여 수동 및 제어비행을 실시하고, 각각의 비행에서 얻 은 데이터를 비교함으로써 제어를 통하여 기체의 자 세 및 상태변수가 어떻게 반응하는지를 평가하여, 적용된 제어기가 농용 헬리콥터 조종자들에게 실용 성 있는 편의를 제공하는지를 판단할 수 있다. 따라 서, 제 1보에서는 상용제어기를 적용한 농용헬리콥 터의 조종자 친화 자세 제어의 적용성과 편의성을 수동 및 제어 비행에 대한 상태 변수를 비교함으로 써 평가하였다.

    II.재료 및 방법

    2.1.비행살포 테스트베드

    상용 자세제어기를 적용한 농용 헬리콥터의 조종 자 친화시스템을 평가하기 위하여 Fig. 1과 같은 시작기형태의 비행살포 테스트베드를 사용하였다. 본 기체는 가로균평 비행을 구현하는 거양 테일로 터 설계로서 테일로터는 굴곡부를 통과하는 벨트를 이용하여 구동되었다(Koo et al., 2010). Table 1 에는 평가에 사용된 비행살포 테스트베드의 제원을 보였다.

    2.2.상용 자세 제어 시스템

    상기 기체에는 상용 자세제어기(XP3.1, DJI Co., Shenzhen, CN)가 적용되었다. 적용된 상용 자세 제어기는 타사의 제어기에 비하여 제어상수들의 조 정이 용이한 개방형으로 비례적분 제어 알고리즘의 상수들을 적절히 조정할 수 있었다. Fig. 2는 제어 변수들의 조정 화면과 제어기 장착 위치의 입력화면 으로 제어변수는 롤(roll), 피치(pitch), 요(yaw) 및 히브(heave)의 행동을 안정화하는 조건의 이득 (gain)으로서 초기 설정비행에 의해서 결정된 값들 이다. 그 외에 스와시의 형태와 서보의 특성 등을 설정하였다.

    Fig. 3은 제어기와 함께 헬리콥터의 자세 제어를 위하여 구성된 수신기(Futaba, R6014FS, 2.4 GHz, JP), 서보 모터, 엔진 거버너, 수동 시 작동하는 요 자이로와 같은 상용제품과의 구성을 나타내었으며, 엔진스로틀 서버는 거버너를 통하여 CH1(Sin0)에 배정하여 엔진이 아이들(idle) 상태를 벗어나면 특정 회전수(5500 rpm)을 유지 하도록 하였다. 여기에서 Sin#는 CH#의 입력신호를 표시한다. 스와시에 연결 되어 자세를 제어할 기본 서보는 aileron(CH2, Sin1), elevator(CH3, Sin2) 및 pitch(CH6, Sin5) 등이며 이들은 제어기의 GPIO MUX와 인터페이스 를 형성하였다. 테일부 로터에 장착된 rudder 서보 는 요각(방위각)을 조종하게 되는데 수동/자동 선택 (조종기의 C switch, CH5, Sin4) 에 따라서 수동의 경우 사용될 요 자이로를 통하여 4번 채널 (CH4, Sin3)에 구성되었다. Fig. 4에는 실제 구성된 제어 기와 수신기를 동체 하부에 장착한 모습을 보였다.

    2.3.비행 시험 및 자세 측정

    대구 인근 금호강 둔치에서 상용제어기가 적용된 농용헬리콥터의 비행 상태변수들의 반응과 자세를 측정하여 평가하였다(Fig. 5). 시험 비행장소는 거리 50 m에 폭 15 m로 설정하였고, 비행자세측정 시스 템을 이용하여 상태변수들을 측정하였다. 이론적인 반응의 정도보다 실제 살포비행에서 일어나는 조건 들에 충실하여 운동 상태변수들의 반응을 평가하였 고, 수동(제1 비행) 및 자동 제어 비행(제2 비행)으로 실시하여 변수들의 반응을 비교하였다. 비행은 기점 에서 전진으로 구간비행과 측방이동 이후 후진하여 기점으로 돌아오는 방법을 사용하였다. 이는 무인 헬 리콥터를 이용한 단거리의 방제에서 통상 사용하는 비행방법이다.

    조종기에서 조작한 명령은 수신기를 통하여 PWM 신호로 들어오게 되는데 PWM의 폭은 신호의 크기 를 나타낸다. 이러한 명령은 CPU에서 PID 알고리 즘에 입력 값으로 넣기 위하여 디지털 값으로 캡쳐 해야 하며 이때 사용하는 모듈이 eCAP으로서 6.66 nsec의 분해능으로 캡쳐 함으로써 정밀한 입력치를 제공하였다. 또한 PID 제어기에서 계산된 제어 값을 서보 모터로 출력할 PWM 신호를 생성하기 위해서 ePWM 모듈을 사용하였다. CPU에 제공된 디지털 값을 200 nsec/bit 분해능으로 PWM 신호를 생성하 고 GPIO MUX를 통하여 액추에이터를 구동하였다.

    센서 데이터값 획득의 루프(loop) 시간은 100 Hz 로 설정하였으며 이러한 센서값은 칼만필터 알고리 즘을 통하여 자세값과 기체고정 좌표의 가속도 값을 안정시켰으며 루엥쿠타(Runge-Kutta) 적분을 통하 여 기체고정 좌표의 속도값으로 변환하였다. PID제 어기에서는 요(yaw) 제어루프와 피치(pitch), 롤 (roll) 제어루프의 제어과정을 거치게 되고 상기한 바와 같이 제어값들은 PWM 신호로 변환되어 기체 의 자세를 제어하게 된다. 이후 생성된 자세 및 비 행운동 데이터들은 50 Hz의 속도로 SD 카드에 저 장시키며 필요에 따라 블루투스를 통하여 지상시스 템으로 전송하였다.

    농용헬리콥터의 자세제어에서 GPS 값은 10 Hz 속도로 샘플링이 되지만 그 정확도를 높이기 위하여 0.02초마다 요 자세각의 보정과 비상제어시 편류제 어에 사용되며, GPS의 위치신호는 SD 카드에 저장 된다. 본 연구에서 GPS 신호는 경로비행 제어에 사 용되지 않으며 가시거리 이내에서 살포작업을 주로 하는 농용 헬리콥터는 이러한 기능이 무의미하다.

    본 논문에서는 상용제어기가 조종에 편이성을 제 공하는지에 대한 평가가 주된 목적이므로 기체의 자 세유지와 조종자의 편의성의 관점에서 수동 및 자 동 조종에서의 상태변수를 비교하고 평가하였다. 이 를 위하여 주요상태변수에 대하여 직선 비행구간에 서의 변이계수(CV: the coefficient of variance) 를 비교함으로써 비행 안정성과 조종 편이성을 평 가하였다. 수동비행에 대한 직선구간이란 전진 (185~195 sec) 및 후진(205~215 sec)을 말하며, 제어비행에 대한 직선구간은 전진(245~255 sec) 및 후진(265~275 sec)을 말하며 구간의 데이터의 개수는 각 상태변수에 대하여 2001개였다. 따라서 측정치에 해당하는 기체고정 좌표계 상태변수 입력 값(UB, VB, WB, p, q, r, AxB, AyB, AzB)과 상기 서 보들의 명령(조종간 입력, Sin#)에 대한 반응치 (UE, VE, WE, φ, θ, ψ, AxE, AyE, AzE)인 지면 좌표계(NED)의 상태변수에 대한 경향과 변이계수 (CV) 값을 비교하였다. 여기서, 상태변수들은 다 음과 같이 정의하였으며

    Fig. 6에 예로든 임의의 비행체의 속도(굵은 화살 표)에 대한 기체고정좌표계와 지면좌표계(NED)의 속도의 변환관계를 표시하였다.

    III.결과 및 고찰

    3.1.수동 비행에서의 상태변수 분석

    Fig. 5(a)에 보인 1차 수동 비행에서 전진 비행 후 우측 평행이동에 이어 후진으로 출발위치로 복귀 하는 구간을 비행하였고, 상태변수 그래프에는 전진 (forward) 및 후진(rearward)의 직선비행 부분을 구분하여 표시하였다. Fig. 7의 기체고정 좌표 속도 (UB, VB, WB)는 주로 x 방향의 분속(UA)이 주도하지 만, y 방향의 분속(VB)이 있는 것은 헬리콥터가 진 행방향에 대하여 약간의 요각을 이루고 비행하고 있 음을 뜻한다. 후진에서는 UA 속도는 음이 되고, 전 진에서 후진으로 변이하는 중간단계의 횡 이동에서 는 VB속도가 증가한다. 자이로의 각속도 측정치 (p, q, r)는 기체진동과 각축 진자운동으로 변화를 보이고 있으나 칼만 필터 처리와 지면좌표(NED)로 의 변환으로 오일러(Euler) 자세각으로 계산할 수 있다.

    살포비행 시 일정한 고도를 유지하고 있다면 상하 운동 WB 속도가 0을 유지해야 하지만 비행고도는 조종과 공기역학적인 양력에 의해 변동한다. 데이터 에서 보듯이 등속비행은 상당히 어려운 임무이다. 이는 전적으로 조종간의 조작에 의존하는 수동비행 의 경우 가속도를 유지하는 주 로터의 경사각을 안 정되게 유지하기 어렵기 때문이다. 다음에 기술할 자동의 경우와 비교할 때, Fig. 7 에 보인 수동비행 에서 (AxB, AyB, AzB) 가속도의 변이계수(CV)는 각각 8.0, 100.2 및 25.2으로 자동 제어비행에서의 변이계수(6.0, 16.7 및 10.3) 보다 상대적으로 크며 이는 속도의 변이로 나타난다. 요각의 각속도(r)의 변이계수(21.2)는 비교적 큰 편이나 안정적으로 방 향을 유지하고 있는 것은 상용 요축 자이로스코프를 기본으로 장착하고 있기 때문이다.

    Fig. 8에 보인 지면좌표계로 표시된 수동조종의 반응의 결과에서 E축의 분속(VE)이 나타나는데 이 는 비행 방위각이 NWW(-65도: 295도cw)의 방향으 로 Fig. 6의 좌표축 표현에서 VE 분속이 전진 시 음 으로 후진 시 양으로 나타난다. 후진 시 일반적으로 속도와 방향을 유지하기가 전진보다 더 어려운데 이 는 무게중심이 동체 머리쪽에 치우쳐있는 상태에서 꼬리의 테일 로터가 진행방향을 유지하려하기 때문 이다.

    오일러 자세각(φ, θ, ψ)은 평이한 변이계수 (5.0, 5.8 및 0.1)를 보이며 자세를 비교적 잘 유지하고 있는데 이는 실험에 참여한 조종자의 고도의 숙련도 때문이다. 요각의 계단상 움직임은 수동적인 진행방 향의 교정 조종의 결과이다. -70(NWW)도 방향으로 진행하려는 헬리콥터를 -60도 방향으로 주기적으로 조종해야 하는 결과를 보였다. Shim et al.(2000)Kim and Shim (2003)에 의하면 일반적으로 요각 의 운동은 롤 및 피치운동과 독립적인 것으로 알려 져 있다.

    지면좌표계로 표현한 병진 속도(UE, VE)의 변이 계수는 각각 7.8과 92.7으로 나타났으며 이와 같이 변이계수가 비교적 큰 이유는 등속도의 유지가 수동 으로는 어려운 임무이기 때문이다. 기체고정좌표의 병진가속도 성분(AxB, AyB, AzB)중 x 방향성분은 느린 주기의 진동을 나타냈고, Y 방향성분은 보다 빠른 주기의 변동을 보였다. 이는 x 축의 회전각속 도(p)의 영향(CV: 12.8)이 추가된 것으로 생각되었 다. 지면좌표계로 표현된 가속도 성분은 E방향 (AyE)의 가속도가 느린 주기를 보인 것은 이는 상 기한 비행방향에 의한 변환 때문으로 상기한 분석과 동일하다.

    3.2.자동 제어 비행에서의 상태변수 분석

    Figs. 910은 자동제어 상태에서 실시한 비행 (Fig. 5(b))에 대한 상태변수의 변화를 보여주고 있 다. 제어 상태에서는 조종기의 조작이 명령으로 간 주되어 제어과정을 통하여 안정된 자세를 유지하는 제어 추정값이 출력으로 전달되어 서보들의 작동을 관장하게 되며, 모든 상태변수의 변화를 자세유지로 응답된다.

    제어가 작동하면 변수의 변이진동이 안정됨을 알 수 있다. 따라서 입력값도 안정되어 선순환의 제어 과정을 반복하게 된다. 제어 알고리즘에 의하여 조 종간의 입력(명령)이 없을 때는 정지비행(hovering) 의 상태를 유지하려 하고 명령이 작동하면 순항비행 상태(cruise)를 유지한다. 농용 무인헬리콥터의 비행 임무는 선형적이며 급진적이지 않아서 전통적인 PID 제어과정을 통하여 충분한 제어가 이루어진다.

    Fig. 9 에서 기체고정 좌표 속도(UB, VB, WB)는 주로 x 방향의 분속(UB)이 주도하고 y 방향의 분속 (VB)은 미미하게 나타나는데 이는 수동비행에 비하 여 꼬리각도(요각)가 돌아가지 않은 상태에서 비행 하고 있음을 보여준다. UB, VB, WB 의 변이계수는 각각 5.0, 10.3 및 1.0으로 수동에 비하여 안정된 수준에 있다. 자이로의 각속도 측정치(p, q, r)는 각 각 8.1, 10.6 및 71.9의 변이계수를 보였다. 각속도 pq는 수동에 비하여 안정된 반면 요각의 운동과 관련된 z축 각속도(r)는 yaw 각을 일정하게 유지하 느라 부단하게 제어하였음을 보여준다.

    살포비행 시 상하운동속도(WB)는 수동에서와 마 찬가지로 0을 유지하기 어려웠으나 낮은 변이계수 (1.0)를 보였다. 근본적으로 높이에 대한 제어는 농 용헬리콥터에 있어서 어려운 임무이며, 본 제어기에 서는 높이제어의 개념이 도입되지 않았고 숙련된 조 종자의 기능에 의존하였다. 제어기에는 차압계 또는 DGPS 등 고도를 측정할 센서를 채용하지 않고 있 는데, 이는 3~5 m 정도의 고도를 충분한 정밀도를 갖고 측정할 수 있는 방법을 찾기 어렵기 때문이다. 자동에서의(AxB, AyB, AzB) 가속도의 변이계수는 각각 6.0, 16.0 및 10.4 로서 수동의 경우와 비교했 을 때 상대적으로 안정되었다.

    Fig. 10 에 보인 지면좌표계로 표시된 제어의 반 응의 결과에서 분속(VE)이 나타나는데 이는 비행 방 위각이 NWW(-60도: 290도cw)의 방향으로 전진 시 음으로 후진 시 양으로 나타난 것이다. 지면에 대한 속도의 제어가 비교적 어려웠던 점을 들면서 속도의 유지와 단거리에서의 가속의 문제는 농용헬리콥터가 해결해야 하는 과제이다. 자세각(φ, θ, ψ)은 수동과 비슷하게 유지되었으며 변이계수는 각각 6.0, 6.2 및 0.0을 보였는데 요각의 제어가 향상되어 요각은 –60도(NWW)방향에서 안정되게 유지되었음을 알 수 있었다.

    지면좌표의 병진가속도 AxE, AyE 의 변이는 상당 히 안정되었으며 변이계수는 각각 (5.0와 5.1)로서 안정적이나 z축 가속도 (AzE, AyB)의 변이계수는 16.5로 서 수직에 대한 제어는 이루어지지 않았음을 보였다.

    3.3.수동 및 제어 비행의 상태변수 비교

    자동 제어 비행에서 기체 고정좌표 속도(UB, VB) 는 수동에 비하여 수월한 속도제어를 유지하였으나 등속에는 아직 미흡한 결과를 보였다. 이는 등속제 어가 알고리즘에 포함되어있지 않고 조종자의 기능 에 의존하였기 때문이다. 이러한 등속도제어의 문제 점은 구간이 충분히 길어서 상태의 변화가 유지되어 야 함에도 불구하고 50m의 단거리에서는 제어 뿐 아니라 기체의 반응속도가 물리적으로 지연되기 때 문으로 생각되었다.

    상하운동속도(WB)는 살포높이를 유지하는 변수 로서 작은 변이에서 평균 영(0)을 유지해야하고, 또 한 고도에 대한 승하강의 문제는 z축 속도(WB)의 제어인데 이는 3~5 m 정도의 낮은 고도에서 레이 저 또는 음파를 이용한 거리측정기를 사용했을 때 논두렁이나 경사지에서의 제어가 곤란하기 때문이다 (Horio, 2004). 일반적으로 농용헬리콥터에서는 z축 에 대한 제어는 포함되지 않는다.

    기체고정 좌표계의 가속도(AxB, AyB, AzB)에 비 하여 지면좌표계의 가속도 (AxE, AyE, AzE)의 변이 계수는 제어의 영향으로 줄어들어 안정적이 되었으 나 z 축의 제어는 상기한 이유로 포함되지 않았고 수동과 제어비행 모두 숙련된 조종자에 의하여 조종 되었다.

    자동 제어 비행에서의 자이로의 각속도 측정치 즉 기체고정좌표계의 각속도(p, q, r)는 수동 비행에 비하여 한층 더 진정된 주기운동을 보이고 있다. 단 지 요각(방위각)과 관련된 z축 자이로는(r) 제어를 위하여 부단한 움직임으로 높은 변이계수를 보였다. 이들은 지면고정좌표인 오일러 자세각으로 결과를 보이게 된다. 오일러 자세각(φ, θ, ψ)은 수동비행과 자동제어비행 둘 다 비교적 잘 유지되고 있는데, 이 는 수동실험에 참여한 조종자의 기능 때문이며 제어 에 의하여 요각(ψ)은 보다 안정되었다.

    속도의 조종정도를 분석하기 위하여 스케일을 바 꾸어 나타내었다. 수동 비행에서의 지면(NED) 속도 와 제어를 통해 안정된 지면(NED) 속도를 Fig. 11 에 나타내었다. UE, VE 의 두 방향 분속이 살포속 도를 나타내고 전후진의 비행방향에 따라 양과 음의 값을 나타내므로 살포속도 (VR)은 다음 식 (1)과 같 이 합속도로 표현하였고 그 결과는 Fig. 12와 같다.

    V R = U E 2 + V E 2
    (1)

    합속도는 방향과 관계없이 지면평면에 대한 살포 속도를 표현한다. 수동과 제어의 경우를 비교할 때 살포 구간에서 속도의 변이는 제어의 경우가 더 작 았다. Fig. 12의 창의 모양은 전진 및 후진살포의 구간을 각각 표시하는데, 살포구간 만을 보면 변이 의 정도가 줄어들지만 시종점에서의 가속시간이 짧 아져야할 것으로 생각되며 이는 비례 살포제어의 필 요성과 연관이 있다.

    수동비행과 자동 제어 비행의 상태변수들을 비교 함으로써, 제어를 통하여 수동 비행에서의 변이의 큰 폭을 안정시킬 수 있음을 확인하였다. 이는 본 연구의 목적인 상용제어 시스템을 적용함으로써 농 용헬리콥터의 조종자 친화 자세 제어 시스템을 구현 이 가능함을 의미한다. 그러나 아직 보완하여야 할 사항은 속도의 변이를 ±10% 이내로 안정시켜야하 고, 자세각의 진동폭도 아직 만족스럽지 못한 부분 이며 그 변이진동의 주파수 또한 필터링 되어 자세 의 움직임이 완만하게 조정되어야 한다. 이러한 적 용과정을 통하여 농용헬리콥터 조종자들에게 큰 편 의를 제공할 수 있는 조종자 친화 자세 제어 시스템 으로 적용할 수 있을 것으로 평가된다.

    Figure

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    An agricultural helicopter test-bed for evaluating attitude during aerial application.

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    Configure pages of the commercial helicopter attitude control system (DJI, XP3.1).

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    Channel configuration of the attitude control system and servos with Futaba receiver and governor/gyro.

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    Installation of the DJI attitude controller configured with the adapter and Futaba receiver.

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    Manual (a) and auto pilot (b) flight paths during the test. Unmanned helicopter may return rearwards to the base point.

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    Body fixed(UB,VB) and ground(NED)(UE,VE) coordinate systems for the flying velocity (bold arrow) of a helicopter.

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    State variables measured in the body coordinate for the linear and angular motions during the manual flight.

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    Attitude and linear motions determined in the ground coordinate during the manual flight.

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    State variables measured in the body coordinate for the linear and angular motions during the auto flight.

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    Attitude and linear motions determined in the ground coordinate during the auto flight.

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    Comparison of ground(NED) velocities during (a) manual flight and the stabilization of velocities (b) by auto control.

    JALS-48-157_F12.gif

    Comparison of ground (NED) velocities during (a) manual flight and (b) auto control flight.

    Table

    Specification and dimension (mm) of the test-bed helicopter

    Reference

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