초록 ▼

○ 연구결과
소형무인 헬리콥터를 이용한 항공방제기술은 효율적이며 안정된 생산과 농업종사자의 작업환경을 개선하고 생력화할 수 있다. 이에 본 연구는 무인농용 균평 헬리콥터 개발에 있어 롤 모멘트를 상쇄하는 거양 테일부를 구성하고 균평비행의 정도와 살포 효과를 측정하여 균평 헬리콥터의 성능을 검증하였다. 또한 무인 농용방제 헬리콥터를 운용하는 조종자의 편의와 안전을 돕기 위하여 농용자세측정 장치와 PID 제어기를 개발하여 조종을 간편하게 하였고 간편한 조종기와 LED를 이용한 비상경보장치를 구성함으로써 보다 간편한 살포작업이 될

○ 연구결과
소형무인 헬리콥터를 이용한 항공방제기술은 효율적이며 안정된 생산과 농업종사자의 작업환경을 개선하고 생력화할 수 있다. 이에 본 연구는 무인농용 균평 헬리콥터 개발에 있어 롤 모멘트를 상쇄하는 거양 테일부를 구성하고 균평비행의 정도와 살포 효과를 측정하여 균평 헬리콥터의 성능을 검증하였다. 또한 무인 농용방제 헬리콥터를 운용하는 조종자의 편의와 안전을 돕기 위하여 농용자세측정 장치와 PID 제어기를 개발하여 조종을 간편하게 하였고 간편한 조종기와 LED를 이용한 비상경보장치를 구성함으로써 보다 간편한 살포작업이 될 수 있도록 추구하였다.
이론적 고찰과 실험적 접근을 통하여 롤 모멘트의 크기를 추정하였고 테일 로터를 주로터의 위치까지 거양하고 테일로터의 구동을 위하여 굴곡형 벨트구동을 설계하여 구현하였다. 균평비행 성능 및 균일도를 측정한 결과 수동과 자동 공히 좌우 균일도가 우수한 것으로 평가되었다.
항공살포에 있어 비례제어 기술은 살포속도를 감지하고 이를 이용하여 살포량을 조제용량에 맞추고 균일한 방제가 이루어지도록 시스템을 추구한다. 그러나 소필지의 짧은 경로에서 전진가속, 정지, 가로이동 및 후진 가속의 과정이 반복되면서 등속을 유지하기 어려웠다.
살포 노즐압력은 미립화 가능범위의 ±10%이내에 있기 위하여 노출량은 ±5% 범위에서 조절이 가능하게 되고, 살포속도 또한 ±5% 범위에 있어야 변량 비례제어 기술이 가능하게 됨과 동시에 이를 해결하기 위하여 빠른 기체의 응답성을 유도하는 스와시 헤드의 설계에 개선이 필요하게 되었다.
최근에 MEMS 기술을 이용한 관성 센서가 개발되고, DSP와 같이 빠르고 효율적인 프로세서를 바탕으로 한 저가의 IMU가 가능하게 되어서 GPS를 통합한 AHRS 시스템을 적용할 수 있었다. 사용한 가속도센서, 자이로센서, 지자기센서 및 GPS 모듈은 진자시스템과 짐벌장치를 이용하여 정확도 및 편차들을 검증하였다. 이러한 관성센서를 바탕으로 보완적인 자세검출 알고리즘을 통하여 자세각(롤각, 피치각과 요각), 기체고정 운동 및 지면좌표의 운동변수들을 칼만 필터를 적용하여 계산하였다.
균평기체의 자세 상태변수들의 반응과 제어성능을 시험하였는데, 제어의 조건에서 변이진동이 안정되었다. 따라서 입력값도 안정되어 선순환의 제어과정을 반복하게 된다. 제어 알고리즘에 의하여 조종간의 입력(명령)이 없을 때는 hovering의 상태를 유지하려 하고 명령이 작동하면 cruise 상태를 유지하도록 작성되었다.
GPS 모듈을 기초로 편류제어 시험을 실시하였다. 초기에는 측풍의 교란에 대하여 과민하게 반응하지만 이후 5m 직경 내에서 위치를 벗어나지 않고 자세 및 요의 방향을 유지하였다. 요각은 평균 헤드방향을 유지하면서 ±0.05 radian의 편차를 유지하고, 호버링 롤 자세는 평균 0 deg에서 편차 정도는 ±0.05 radian의 편차를 보였다.
무인 조종방식의 농용 방제헬리콥터는 살포작업이나 운용 중 안전성을 제고할 필요가 있어 조종기의 간편성과 비상 상태의 상황을 쉬운 신호를 통하여 양방향 통신을 함으로써 미리 비상상태를 경고하는 한편, 비상 조건에 돌입하게 되면 안전하게 호버링과 착륙 시퀀스로 유도하는 대책을 구성하였다.

Abstract ▼

Ⅳ. Results of the Research
Aerial spraying technology using a small unmanned helicopter is an efficient and practical tool to achieve stable agricultural production and to improve the working environment and reduce the work load of operators. Therefore, this study attempted to develop a raised-ta

Ⅳ. Results of the Research
Aerial spraying technology using a small unmanned helicopter is an efficient and practical tool to achieve stable agricultural production and to improve the working environment and reduce the work load of operators. Therefore, this study attempted to develop a raised-tail mechanism to compensate the roll moment and tested for the performance of roll balancing and the uniformity of spray pattern.
Also, to enhance the operational convenience and safety of the operator, low-cost attitude measuring device and PID controller was developed, More convenient spraying operation can be achieved by the application of simple remote controller and the adoption of emergency alarm system using high-luminance LEDs. Specific research and development results are summarized in the following.
(1) The strength of roll moment was estimated through theoretical and experimental approaches, and the position of tail rotor was elevated to the height of mail rotor to compensate the roll moment. A customdesigned belt drive system was implemented to drive the tail rotor.
The performance of spraying operation was tested with the roll-balling helicopter, and the results were satisfactory with uniform spray pattern in both left and right sides of the fuselage.
(2) Agricultural helicopters are usually operated in hot and humid conditions; therefore, sufficient power is required for the UAV. The performance of the UAV was improved by powering with an enlarged engine, applying a uniform cooling system, and adopting more efficient power transmission system.
(3) A variable application rate sprayer system was developed to improve the uniformity of spray pattern by controlling the amount of chemicals according to the speed of vehicle. However, in case of spraying over a small field, it was very difficult to maintain a constant speed of the vehicle due to frequent accelerations, stoppings, and decelerations in short paths.
Spray nozzle pressure should be controlled within atomization region, and then this requires the discharge rate and the speed of vehicle to be controlled within ±5%. To achieve variable application rate application, an improvement in the design of swash head was required for faster maneuverability of the UAV.
(4) A flight simulator was developed to protect the UAV and the operator and to reduce risks during flight testing of prototype vehicles.
The unmanned helicopter flight simulation test equipment was configured to enable independent testing in 4-DOF and to measure and to record thrust and torque very accurately.
(5) Recent developments of MEMS technology based inertial sensors and high speed and efficient DSP enabled the fabrication of low-cost IMU and AHRS with GPS integration. The acceleration sensors, gyro sensors and magnetic sensors utilized in this research were tested with custom-designed pendulum and gimbals for their accuracies. The attitude (roll, pitch and yaw angles) and movement of the fuselage in body-fixed and earth-frame coordinate systems were calculated by applying the Kalman filter algorithm on the measurements of the sensors.
(6) To obtain the frequency response of the rotorcraft, frequencysweep flight tests were performed and the time history data were analyzed by using CIFER program. The output variables of the rotorcraft to primary inputs were described as transfer functions or state equations. Conventional PID control algorithm was applied to enhance the stability of flight dynamics and examples were presented for the cases of roll-rate and yaw-rate control. To produce cyclic pitch servo outputs for roll and pitch control, both attitude and angular rates were utilized as feedback signals.
(7) The reaction of the state variables and control performance were tested. The control augmentation algorithm helped to reduce fluctuations in both input and output variables. Control augmentation algorithm was devised such that the rotorcraft maintain hovering operation when there is no input from the RF controller for a predetermined time interval. Upon receiving control signals from the RF controller, the rotorcraft initiates cruising.
(8) The attitude control of the roll-balancing rotorcraft resulted in a fluctuation of about ±0.05 rad while maintaining consistent roll and pitch angles. The size and frequency of the fluctuation in attitude response are to be reduced by further research. The relatively poor resolution of the low-cost sensors and the low damping ratio of the controller are to be dissolved, and the response of the fuselage needs to be accelerated.
(9) For the convenience of the development, a monitoring system was developed on the ground station. Inertial sensor data and attitude of the fuselage were transmitted via bluetooth communication channel and displayed on a screen in both numeric and graphic forms. Also the path of the rotorcraft was displayed on the screen to track spray pattern by decoding the GPS signals from the rotorcraft. The flight data were recorded onto an SD card for security purpose and for later data retrieval.
(10) Drift tests were conducted based on GPS module data. The UAV was initially sensitive to side winds but tended to remain within an area of 5 m in diameter while sustaining attitude and yaw angle.
Average yaw angle coincided with the direction of path and average deviation was ±0.05 radian. The average roll angle was maintained with the deviation of ±0.05 radian.
(11) It is necessary to enhance the safety measures of the agricultural spray helicopters driven by a remote control while in flight. For this purpose, simplicity of the controller and the notification of emergency situation through easily distinguishable interactive communication was pursued. An algorithm was adopted for mandatory hovering and safety landing in case of emergency.
(12) Emergency situation was detected by observing the measured values of some parameters and making decisions based on a dedicated algorithm. According to the degree of severity, switching of relevant LEDs or the sequence of emergency landing was commanded. An RF transceiver module was also utilized to transmit the occurrences of emergency situations to the remote controller.
(13) Malfunctioning of the UAV (engine temperature, battery status, unstable attitude), signal loss of GPS module, breakage of spraying system, communication failure, and the issuing of emergency landing command by the operator plunges the UAV to the emergency landing sequence. A safety control system stops spraying and forces the UAV to land after hovering during a predefined time interval. In case of emergency landing, the signal for pitch PWM was reduced by 12% which is equivalent to a reduction of the collective pitch angle by 0.5 degree. Descent rate of approximately 30 cm/sec allowed leveling of fuselage and safety landing without severe impact force.

목차 Contents

• 표 지 ... 1
• 제출문 ... 2
• 요약문 ... 4
• SUMMARY ... 10
• CONTENTS ... 18
• 목차 ... 22
• 제 1 장 연구개발과제의 개요 ... 26
• 제 1 절 연구목적 ... 28
• 제 2 절 연구의 필요성 ... 30
• 1. 무인 수직이착륙 회전익기를 이용한 방제기술의 도입 ... 30
• 2. 농작업 전용 회전익 시스템 개발의 필요성 ... 32
• 3. 조종자 친화 자세제어 시스템 개발의 필요성 ... 33
• 제 3 절 연구 내용 및 범위 ... 34
• 제 2 장 국내외 기술개발 현황 ... 36
• 제 1 절 무인항공기 산업 현황 ... 36
• 제 2 절 무인항공기 제어시스템 개발 현황 ... 39
• 제 3 장 균평비행을 위한 농용 회전익기체의 개발 ... 42
• 제 1 절 서론 ... 42
• 1. 무인헬리콥터의 조종 및 운영실태 조사 ... 42
• 가. 설문 응답자의 구성과 모집단 ... 43
• 나. 무인 헬리콥터의 운영 ... 46
• 2. 농용헬리콥터 항공방제 및 적용성 실태 조사 ... 48
• 가. 항공방제의 살포작업 ... 48
• 나. 항공방제작업의 편의성 ... 49
• 3. 무인헬리콥터를 이용한 항공방제 적용 ... 52
• 제 2 절 균평비행을 위한 기체의 설계 ... 54
• 1. 테일로터의 역학과 설계 ... 54
• 2. 거양식 테일부 ... 57
• 3. 테일로터 구동 및 추력측정 장치 ... 60
• 4. 주로터의 양력과 반토오크 추정식 ... 62
• 5. 추력실험치와 이론치의 비교 ... 64
• 제 3 절 여유출력의 경량 동력부 적용설계 ... 68
• 1. 경량 고출력 항공 엔진의 수급 ... 69
• 2. 다이나모 동력 측정 ... 71
• 3. 엔진 헤드 냉각 장치 ... 75
• 제 4 절 비례제어 방제장치 개발 ... 79
• 제 5 절 시작기의 모의비행운동 거치장치 개발 ... 84
• 1. 모형 헬리콥터 모의비행 짐벌 장치 ... 84
• 2. 농용 헬리콥터의 모의비행 짐벌장치 ... 86
• 3. 회전 중심점 이동에 따른 운동방정식 ... 89
• 제 6 절 균평 기체 및 살포 분포 성능시험 ... 91
• 1. 균평기체의 설계 ... 92
• 가. 롤 모멘트의 상쇄 ... 92
• 나. 거양 테일 로터와 균평 기체 ... 94
• 다. 거양식 테일부 구현 ... 95
• 2. 무인 항공살포 및 분포도의 측정 ... 96
• 가. 호버링 살포 균일도의 측정 ... 96
• 나. 균평비행 성능 및 비행살포 균일도의 측정 ... 98
• 3. 균평기체 및 살포분포 성능 ... 100
• 가. 정지비행 살포패턴 ... 100
• 나. 구간비행 살포 패턴 ... 103
• 다. 균평기체의 성능 및 살포분포 ... 108
• 제 4 장 조종자 친화 자세제어시스템 개발 ... 110
• 제 1 절 서론 ... 110
• 제 2 절 자세 측정 및 비행 데이터 저장 모듈 개발 ... 111
• 1. 자세 측정 모듈 ... 111
• 가. 센서의 선정과 성능 평가 ... 111
• 나. 자세 추정 알고리즘 ... 121
• 2. 비행 자세 모니터링 및 저장 모듈 개발 ... 137
• 가. 무인 헬리콥터 자세 모니터링 ... 137
• 나. 비행 데이터 저장 모듈 개발 ... 140
• 제 3 절 자세 제어 모듈 개발 ... 145
• 1. CIFER를 이용한 헬리콥터의 동특성 분석 ... 145
• 가. CIFER 프로그램 개요 ... 145
• 나. 주파수 응답 해석을 위한 비행시험 ... 146
• 다. 주파수 응답 해석 ... 152
• 2. 자세제어 알고리즘 ... 175
• 가. 자세제어 알고리즘 개요 ... 175
• 나. CIFER 분석 결과를 활용한 자세제어 시뮬레이션 ... 176
• 3. 자세측정 및 제어 시스템 구성 ... 179
• 4. 자세제어 시험 ... 183
• 가. 수동 및 자동 비행에서의 상태변수 비교 ... 185
• 나. 요(yaw) 운동의 제어 ... 195
• 다. 순항(직선) 비행의 제어 ... 196
• 제 4 절 편류제어 모듈 개발 ... 201
• 1. GPS 편류제어 모듈 ... 201
• 가. GPS 수신기의 선정 ... 201
• 나. GPS 수신기의 성능 평가 ... 204
• 다. 편류제어 알고리즘 ... 208
• 2. 편류제어 시험 ... 209
• 제 5 절 양방향 간편 조종기 및 비상 모듈 개발 ... 214
• 1. 비상 대처 알고리즘 ... 214
• 2. 양방향 표시 간편 조종기 개발 ... 218
• 3. 비상착륙 모듈 개발 ... 223
• 제 5 장 목표달성도 및 관련분야에의 기여도 ... 226
• 1. 연차별 연구개발의 목표 및 내용 ... 226
• 2. 평가의 착안점 및 기준 ... 227
• 3. 연구개발의 목표달성도 ... 228
• 4. 관련분야 기여도 ... 230
• 제 6 장 연구개발 성과 및 성과활용 계획 ... 232
• 1. 논문 성과 ... 232
• 2. 특허 성과 ... 233
• 3. 기술적 산업적 성과 ... 233
• 제 7 장 해외 과학기술 정보 ... 236
• 제 8 장 참고문헌 ... 238
• 끝페이지 ... 243