KR101631302B1 - 회전익 항공기에 지형 회피 경보를 발하기 위한 방법 및 장치 - Google Patents
회전익 항공기에 지형 회피 경보를 발하기 위한 방법 및 장치 Download PDFInfo
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Abstract
본 발명은 회전익 항공기(100)에 지형 회피 경보를 발하기 위한 방법 및 장치(50)에 관한 것이다. 항공기(100)와 기복 지형(70)의 최상부 간의 충돌을 피하기 위하여 항공기(100)의 적어도 하나의 가능한 회피 궤적 번들(N1, N2)이 준비된다. 기복 지형(70)의 최상부가 기 설정된 거리(Mv)보다 작은 회피 궤적 번들(N1, N2) 중 어느 하나로부터의 거리에 위치하게 되는 순간 경보를 발하게 된다. 회피 궤적은 기 설정된 회피 조종 및 항공기(100)의 상태에 기초하여 결정되고, 상기 기 설정된 회피 조종은 상기 항공기(100)의 기 설정된 최대 파워에서 수행된다.
Description
본 출원은 2013년 7월 10일 출원된 프랑스 특허 출원 제 FR 13 01635 호의 우선권을 주장하지 않는다.
본 발명은 회전익 항공기의 조종을 보조하는 일반적인 기술 분야에 관한 것으로, 특히 장애물 회피 경보 분야에 관한 것이다. 보다 상세하게는, 본 발명은 회전익 항공기가 지형을 회피할 수 있도록 경보를 발하는 방법에 관한 것이다. 또한, 본 발명은 이러한 방법을 수행하기 위한 장치 및 이러한 장치를 포함하는 항공기에 관한 것이다.
지형 회피 경보를 발하기 위한 조종 보조 시스템은 지형 회피 경보 시스템(TAWS)으로서 알려져 있다.
항공기의 궤적 앞쪽에 위치하는 위험한 장애물 및 기복 지형에 항공기가 접근할 경우, 지형 회피 경보 시스템(TAWS)은 장애물 및 기복 지형의 존재를 나타낸다. 특히, 지형 회피 경보 시스템(TAWS)은 전방 지형 회피(forward-looking terrain avoidance, FLTA) 기능으로서 알려진, 기복 지형의 최상부 회피 기능을 포함한다. 이 전방 지형 회피(FLTA) 기능으로 인하여, 지형 회피 경보 시스템(TAWS)은 예를 들어 비행 실수의 결과로서 또는 기복 지형의 최상부 또는 장애물의 높이에 대한 잘못된 정보를 제공받은 결과로서 조종사가 조종 장치를 제어할 수 없는 경우에도 항공기가 지면과 충돌하는 것을 방지할 수 있다. 이러한 사고는 때때로 지형 접근 비행(controlled flight into terrain, CFIT)으로 불린다.
따라서, 이러한 시스템은 기복 지형 및 장애물에 관한 데이터베이스의 함수로서 또한 항공기의 궤적이 기복 지형 또는 장애물과 상충될 때 회피 궤적의 함수로서 경보를 자동적으로 생성할 수 있다.
또 다른 시스템은 대지 접근 경보 시스템(ground proximity warning system, GPWS)으로서 알려져 있으며, 항공기의 조종사에게 지면에 접근하였음을 경고하는 기능을 수행한다.
이들 시스템은 주로 비행기에 맞게 설계되었기 때문에, 회전익 항공기에는 적합하지 않거나 그에 맞도록 개조하는 것이 쉽지 않다. 비행기 등의 고정익 항공기와 비교하면, 회전익 항공기는 다양한 다른 형태의 비행을 수행할 수 있다. 오직 순항 비행의 경우에만, 회전익 항공기의 비행이 비행기의 비행과 전적으로 비교될 수 있다. 특히, 회전익 항공기는 단지 수직 방향 또는 단지 측면 방향으로만 비행하는 배회 비행을 수행할 수 있으며, 또한 오랜 시간 동안 지면 또는 장애물과 매우 가까운 상태로 비행할 수 있다.
이러한 비행을 수행하는 동안, 비행기에 맞게 설계된 지형 회피 시스템에 의해 고려되는 파라미터 및 그러한 지형 회피 시스템에 의해 제공되는 경보는, 이들이 조종사에게는 매우 귀찮은 사항일 수 있기 때문에, 회전익 항공기에 적합하지 않을뿐더러 바람직하지 않을 수도 있다.
또한, 회전익 항공기를 조종하기 위한 조종 장치는 기본적으로 비행기의 조종 장치와 다르기 때문에, 회피 조종을 수행하기 위해서는 비행기에서의 조종 동작과는 다른 특정 조종 동작이 요구된다.
이러한 점을 고려하여, 지형 회피 경보를 제공함으로써 조종을 보조하는 시스템이 회전익 항공기에 맞도록 개조되었으며, 헬리콥터용 지형 회피 경보 시스템(helicopter terrain avoidance warning system, HTAWS)으로서 알려져 있다.
FR 2 773 609 에는 비행기와 기복 지형의 최상부 간의 충돌을 피하는 방법이 개시되어 있다. 이 방법은 공지된 조종을 수행할 때 두 개의 회피 궤적과 함께 항공기의 가능한 궤적 번들을 결정할 수 있다. 따라서, 윤곽이 획득될 수 있으며, 첫 번째로는 기복 지형과 항공기의 가능한 궤적 사이 또는 두 번째로는 기복 지형과 한 개 또는 두 개의 회피 궤적 간의 교점에 의해 표시된다. 또한, 윤곽 및 궤적은 디스플레이 수단 상에 표시될 수 있으며, 칼라 마킹은 항공기와 기복 지형과의 충돌 위험을 나타낸다.
기복 지형 접근 경보 시스템(relief proximity warning system)에서 사용될 수 있도록 항공기가 넘어가는 환경 및 기복 지형의 최상부가 분석되는 거리를 결정할 수 있는 방법이 개시된 US 6 380 870 이 또한 알려져 있다. 분석 거리는 가변적이다. 반응 시간은 승무원의 반응 시간과 항공기의 기 설정된 순항 속도 미만의 항공기 전진 속도와의 곱이다. 원치 않는 경보를 제한하기 위해서, 기 설정된 순항 속도를 초과하는 경우에는, 특히 낮은 전진 속도에서는, 이 반응 시간은 일정하다.
FR 2 773 609 에 따르면, 항공기와 기복 지형의 최상부 간의 충돌 위험이 항공기의 정적 및 동적 파라미터의 함수로서 그리고 기복 지형의 최상부에 관한 적어도 하나의 데이터베이스에 기초하여 설정된다. 디스플레이 수단은 그러한 충돌을 피하기 위한 경보 및 정보와 함께 기복 지형을 표시하는 기능을 수행한다. 그에 더하여, 부적절한 잠재적인 경보의 발생을 억제하기 위하여 이륙 및 착륙 단계가 고려된다.
그에 더하여, US 6 906 641 에는 경보의 발생을 향상시키기 위하여 항공기의 두 가지 비행 엔벨로프를 한정하는 기복 지형 접근 경보 시스템이 개시되어 있다. 첫 번째 엔벨로프는 항공기의 궤적, 기복 지형으로부터의 거리, 고도, 및 기복 지형의 함수이며, 두 번째 엔벨로프는 항공기의 궤적 및 기복 지형으로부터의 거리의 함수이다.
그에 더하여, US 6 583 733 에는 두 가지 동작 모드를 갖는 헬리콥터용 기복 지형 접근 경보 시스템이 개시되어 있다. 각각의 모드는 조종사에 의해 선택되며, 고도 등의 비행 조건에 시스템을 적응시키는 기능을 수행한다. 따라서, 기복 지형의 검출이 향상될 수 있고, 부정확한 경보로 인한 번거로움이 감소될 수 있다.
US 6 833 797 에 따르면, 항공기의 거리 및 전진 속도의 함수로서 칼라 코드를 사용하여 기복 지형의 접근을 디스플레이 수단 상에 표시하는 방법이 개시되어 있다. 특히 착륙 시에 기복 지형의 접근에 대한 부적절한 경보를 너무 빨리 발하는 것을 피하기 위하여 항공기의 비행 단계가 또한 고려된다.
그에 더하여, US 6 683 556 에는 항공기의 위치 및 방향을 기복 지형 또는 지면 상의 장애물에 대해 결정할 수 있는 방법이 개시되어 있다. 이 방법은 특히 장애물 또는 기복 지형에 대한 항공기의 높이를 결정하고 칼라 코드를 사용하여 이 높이를 디스플레이 수단 상에 표시한다.
FR 2 870 604 에는 낮은 고도에서 항공기의 비행을 안전하게 수행할 수 있게 하는 방법이 개시되어 있다. 이 방법은 항공기의 비행 조건에 따라 그리고 항공기의 조종성, 특히 항공기의 측면 방향 및 수직 방향 선회 하중 요인에 따라 항공기의 궤적과 기복 지형의 최상부와의 양립을 관찰한다. 기복 지형을 수직으로 피하기 위한 궤적이 결정될 수 있으며, 이 궤적은 예를 들어 일정한 하중 요인 및 반경에서 자원을 갖는다.
항공기와 기복 지형의 최상부 간의 충돌 위험을 검출하는 방법이 개시된 EP 1 907 911 이 또한 알려져 있다. 이 방법에서는, 기복 지형을 피하기 위한 궤적이 결정된다. 회피 궤적은 회피 조종이 이루어지는 동안 항공기의 에너지 전달을 고려하고 항공기의 속도의 변화를 또한 고려하여 결정된다.
WO 2007/054448 에는 한계점을 초과하는 항공기에 경보를 제공하기 위한 시스템이 개시되어 있다. 한계점은 기복 지형을 피하기 위하여 기 설정된 표준 조종을 수행할 수 있는 항공기의 궤적의 최종점에 대응한다. 회피 조종은 항공기의 질량, 관성, 및 구성의 함수이다.
US 7 363 121 에 따르면, 항공기의 기복 지형 접근 경보 시스템은 메모리에 가능한 한 빨리 조종사에게 경보를 제공하기 위하여 기 설정된 우선 순위에 따라 항공기가 넘어가는 기복 지형의 최상부에 대한 공간 데이터를 적재한다. 기 설정된 우선 순위는 항공기의 위치 및 궤적의 함수이다.
FR 2 932 919 에는 회전익 항공기의 지형 회피 시스템이 개시되어 있다. 이 시스템에서는, 기복 지형의 회피가 특히 항공기의 순간적인 조종성, 특히 순간적인 수직 가속도 및 질량을 고려하여 결정된다. 회피 궤적이 결정되며, 이는 원추형 프로파일인 적어도 하나의 말단 세그먼트와 함께 전달 시간을 나타내는 사실상 직사각형의 기부 세그먼트에 의해 구성된다.
그에 더하여, US 2011/0125346 에는 항공기의 다수의 파라미터에 기초하여 항공기의 기 설정된 각기 다른 비행 체제와 관련된 항공기의 보호 엔벨로프를 한정하는 방법이 개시되어 있다. 이후에, 보호 엔벨로프는 항공기의 현재의 비행 체제의 함수로서 선택된다.
최종적으로, 2011년 3월 5일 "전기 전자 기술자 협회 항공우주 컨퍼런스 (IEEE Aerospace Conference)"에서 티. 엔더슨(T. Anderson)이 발표한 논문 "회전익 항공기의 지형 회피 경보 시스템(TAWS)의 설계 및 실시(Design and implementation of TAWS for rotary wing aircraft)"및 US 2010/106419 가 또한 알려져 있다. 이들 자료는 본 발명의 배경이 되는 기술의 부분을 구성한다.
따라서 항공기가 지형을 피할 수 있도록 경보를 발하는 기능은 일반적으로 항공기의 예측 비행 궤적 또는 예측 비행 궤적의 엔벨로프와 기복 지형 및 장애물을 나타내는 모델 간의 실시간 비교에 기초한다. 예측 궤적은 기 설정된 회피 조종에 의해 항공기가 특정 안전 마진을 가지고 기복 지형 또는 장애물과의 충돌을 피할 수 있는 예측 궤적 상의 최종점에 대응하는 한계점을 결정하기 위하여 하나 이상의 기 설정된 회피 조종과 연관될 수 있다. 한계점은 일반적으로 수직 기준점(VRP)으로서 언급된다.
이 기능에 의해 항공기의 비행 궤적은 가능한 한 기복 지형에 가깝게 추종될 수 있고 충돌을 피하기 위하여 늦지 않게 항공기가 적절한 회피 조종을 수행할 수 있도록 적절한 경보를 제공할 수 있다.
항공기가 지형을 회피할 수 있도록 경보를 발하는 이 기능은, 항공기의 현재 파라미터를 고려하여, 항공기의 모든 비행 단계에 걸쳐 동작할 수 있다. 항공기가 넘어가는 환경에 관한 정보는 기복 지형 및 장애물에 관한 데이터베이스로부터 획득된다.
그러나, 기복 지형 및 장애물에 가까운 회전익 항공기에 의해 수행될 수 있는 다양한 궤적은 이러한 유형의 항공기가 지형을 피할 수 있도록 경보를 발하는 기능을 실현하는 것을 어렵게 할 수도 있음을 이해할 수 있다. 회피 조종을 수행하기에 충분한 시간을 조종사에게 제공하기 위하여, 경보가 적절히 제공될 필요가 있다. 그러나, 너무 유사한 회피 궤적의 정의는 너무 이르고 부적절한 경보를 발하는 것을 초래할 수 있으며, 이에 의해 조종사는 확신을 가지고 시스템을 사용하는 대신에 시스템의 사용을 중지하게 된다.
따라서, 회전익 항공기가 지형을 회피할 수 있도록 경보를 발하는 기능은 적절한 순간에 경보를 발하는 것뿐만 아니라 신뢰성 있고 안전하게 기복 지형을 피할 수 있는 능력을 제공할 수 있어야 한다.
따라서, 항공기에 실제적이고, 가장 바람직하고, 적절한 회피 조종을 정의하는 것은 이러한 기능을 신뢰성 있게 그리고 효과적으로 수행하는 것을 보장함에 있어 매우 중요하다. 그러나, 회전익 항공기의 각각의 모델에 있어서, 조종성은 다양한 상황의 결과로서 무시할 수 없을 정도로 변경된다.
특히, 회전익 항공기의 조종성은 이하의 파라미터를 포함하는 다양한 파라미터의 함수로서 변경될 수 있다.
- 예를 들어, 항공기에 설치된 엔진의 파워, 항공기의 공기 역학적인 특성, 또는 항공기의 구성 등의 항공기의 고유의 특성과,
- 대기의 현재 밀도 등의 항공기의 비행 환경과,
- 예를 들어, 항공기의 순간 질량 및 항공기의 현재 사용되는 엔진 파워 등의 항공기의 현재 동작 상태 및 파라미터.
따라서, 항공기가 지형을 피할 수 있도록 경보를 발하기 위한 본 발명의 목적 중 하나는, 거짓 경보를 최소화하며, 항공기의 특성, 항공기의 실제 성능, 및 항공기의 현재 상태를 고려하여 항공기에 의해 수행될 수 있고 항공기에 적합한 실제 회피 조종에 있어서 가능한 한 실제적인, 항공기의 적어도 하나의 가능한 회피 궤적을 정의하는 것이다. 특히, 이들 회피 조종은 순항 비행에서의 높은 전진 속도의 특별한 환경에 적응되어야 한다.
첫 번째로 절벽을 포함하는 매우 가파른 기복 지형에 대해 적절한 보호가 확보되고, 두 번째로 항공기가 거의 수직일 수도 있는 기복 지형을 안전하게 횡단할 수 있는 궤적이 경보를 너무 빨리 발하는 것을 초래하지 않도록, 궤적을 예측하기 위한 알고리즘을 사용하고 기복 지형 및 장애물에 관한 데이터베이스를 사용할 필요가 있다.
본 발명의 일 양상에 따르면, 본 발명은 회전익 항공기에 지형 회피 경보를 발하는 방법으로서 다음의 단계를 포함하는 방법을 제공한다.
- 항공기의 적어도 하나의 가능한 회피 궤적 번들을 준비하는 단계. 이들 회피 궤적은 기복 지형의 최상부 또는 장애물을 피하기 위하여 결정된다.
- 가능한 회피 궤적 번들 중 어느 하나가 기 설정된 거리보다 작은 기복 지형 또는 장애물로부터의 거리에 이르게 될 때 경보를 발하는 단계.
항공기가 안전하게 기복 지형 또는 장애물 위를 비행할 수 있도록, 기 설정된 거리는 회피 궤적 번들과 기복 지형 또는 장애물 간에 고려되는 마진에 대응한다.
그에 더하여, 기복 지형 및 장애물에 대한 항공기의 전진을 고려하고 항공기의 궤적의 변화를 또한 고려하기 위하여, 지형을 회피하기 위한 경보를 발하는 방법은 반복적으로 그리고 주기적으로 수행된다.
본 발명의 방법은, 전술한 가능한 회피 궤적 번들이 기 설정된 회피 조종 및 항공기의 현재 상태에 기초하여 결정된다는 점에 그 특징이 있으며, 다음의 단계를 포함한다.
- 기 설정된 전진 속도로 감속하는 감속 단계로서, 항공기의 기 설정된 최대 파워에서 항공기가 기 설정된 기수 상승 자세를 취함으로써 획득되는 감속 단계와,
- 항공기가 상승하는 최종 단계로서, 항공기의 전진 속도가 기 설정된 전진 속도와 동일하게 유지되고 엔진의 파워가 기 설정된 최대 파워와 동일하게 유지되는 최종 단계.
그에 더하여, 본 발명의 방법은 항공기를 직선 비행 상태로 복귀시키는 초기 단계를 포함할 수 있으며, 초기 단계는 전술한 감속 단계 전에 수행된다. 이 초기 단계는 특히 회피 궤적을 수행할 필요가 있을 때 항공기가 0이 아닌 선회율을 가지는 경우에 필요하다.
항공기의 공칭 회피 궤적은 특히 항공기의 현재 궤적과 연속되도록 준비되며, 항공기의 현재 위치의 앞쪽에 놓인다. 이후에, 항공기의 궤적에 관한 측면 방향의 불확실성을 고려하기 위하여, 회피 궤적 연속체는 공칭 회피 궤적의 어느 한쪽에서 수평으로 연장된다. "회피 궤적 연속체"라는 용어는 항공기가 추종할 수 있는 연속하는 회피 궤적 세트를 의미하기 위해 사용된다. 따라서, 이 회피 궤적 연속체는 공칭 회피 궤적과 함께 회피 궤적 번들을 형성한다. 항공기 산업 분야에서, 항공기로부터 전방으로 돌출하는 번들을 나타내기 위하여 "필러(feeler)"라는 용어를 또한 사용할 수 있다.
본 발명의 방법은 다수의 회피 궤적 번들을 준비할 수 있으며, 각각의 번들에 있어서, 항공기의 하나 이상의 파라미터, 조종사의 반응 시간, 또는 공칭 회피 궤적이 준비되는 방식을 수정할 수 있다.
예를 들어, 각각의 번들은 회피 조종을 수행하기 위한 조종사의 각기 다른 반응 시간에 대응하며, 조종사의 반응 시간은 경보를 발하는 순간과 회피 조종을 실행하기 시작할 때 사이의 시간이다.
항공기의 각각의 회피 궤적은 일반적으로 궤적 예측 알고리즘을 사용하여 획득되며, 항공기에 포함될 수 있는 항공 시스템과는 완전히 독립적이다. 이 알고리즘은 항공기의 현재 상태의 함수로서 적절한 미래의 시간 동안 항공기의 미래 상태를 평가할 수 있다. 항공기의 현재 및 미래 상태는 적어도 항공기의 위치, 항공기의 고도, 항공기의 계수 및 방향에 있어서의 항공기의 전진 속도, 및 항공기의 수직 속도를 포함한다. 회피 궤적을 준비할 때 풍향 및 풍속 등의 항공기 외부의 특성이 고려될 수 있다.
항공기의 미래 상태가 평가될 필요가 있는 적절한 미래 시간은 본질적으로 항공기가 넘어가는 기복 지형에 따라 결정되며, 더욱 상세하게는 회피되어야 할 기복 지형 또는 장애물에 따라 결정된다. 따라서, 이러한 미래 시간은 가변적일 수 있다.
본 발명의 방법이 일정한 계산 시간을 가질 수 있도록, 미래 시간은 일정한 것이 바람직하다. 이 미래 시간은 항공기에 대해 발생할 수 있는 최악의 경우를 고려하기에 충분히 길어야 한다. 최악의 경우는 항공기가 직면할 수 있는 최악의 고도 변경 및 기복 지형을 횡단하기 위해 요구되는 거리에 대응할 수 있다. 따라서, 회피하여야 할 기복 지형을 횡단하기 위해 필요한 거리는 또한 일정하다.
예를 들어, 3000 미터(m)의 고도를 갖는 기복 지형을 피하기 위하여, 15 m/s의 수직 속도로 상승할 수 있는 능력을 가지고 40 m/s의 전진 속도로 비행하는 항공기는 200 초의 시간, 즉 3 분이 넘는 시간이 필요하다. 그러면, 항공기의 미래 상태가 평가될 필요가 있는 미래 시간은 적어도 200 초이고, 회피 궤적 번들의 길이는 대략 8000 m 이다.
그에 더하여, 지형을 회피하기 위하여 경보를 발하는 본 발명의 방법은 반복적으로 수행된다. 이상적으로는, 회피 궤적 번들을 준비할 때 "매끄럽고(smooth)" 연속적인 효과를 얻기 위하여, 본 발명이 수행되는 주파수는 높다.
그러나, 충분한 기복 지형 횡단 거리를 또한 고려하여 본 발명의 방법과 연관된 계산 시간을 제한하기 위하여, 본 발명이 수행되는 주파수는 5 Hz 내지 50 Hz 의 범위 내에 있는 것이 바람직하다. 또한, 이 주파수는 특히 회피하여야 할 기복 지형의 횡단 거리의 함수로서 가변적인 주파수일 수 있다. 예를 들어, 회피하여야 할 기복 지형의 횡단 거리가 증가하면 주파수는 감소한다.
본 발명이 수행되는 이 주파수는 일정한 주파수인 것이 바람직하다.
항공기의 미래 상태는 현재 순간에 앞선 시간에 걸쳐 항공기가 경험한 상태에 기초하여 현재 순간에 바로 후속하는 시간 동안 평가된다. 이는 예를 들어 항공기의 현재의 선회율이 0이 아닐 때, 초기 단계를 수행하기 위하여 적용된다. 따라서, 궤적 예측 알고리즘은, 직선 비행에 앞서 선회를 결정하기 위하여, 즉 초기 단계를 수행하기 위하여, 항공기의 반응 시간을 평가할 수 있다. 현재 순간에 앞선 이 시간은 예를 들어 현재 순간에 앞선 5 초 내지 7 초의 시간일 수 있다.
회피 궤적은 기복 지형 및 장애물로부터 멀어지기 위한 상승 궤적이다. 항공기의 초기 상태 및 특성이 주어지는 경우, 회피 궤적은 고도의 가장 큰 증가를 달성할 수 있는 궤적에 대응한다.
기복 지형을 넘어가는 안전한 비행을 보장하기 위하여, 회피 궤적과 기복 지형 또는 장애물 간의 마진이 고려된다. 이 마진은 특히 항공기의 위치 및 기복 지형과 장애물에 관한 데이터베이스로부터 취해지는 고도에 관한 불확실성에 따라 결정된다. 예를 들어, 이 마진은 100 ft 내지 200 ft, 즉 30 m 내지 60 m일 수 있다(1 ft는 0.3048 m이다).
본 발명의 방법에 의해 수행되는 계산을 단순화하기 위하여, 완전히 수직인 방향을 따라 마진이 취해진다.
각각의 회피 궤적은 항공기의 능력 및 조종성과 양립할 수 있도록 항공기에 적응될 필요가 있다. 그에 더하여, 각각의 회피 궤적은, 항공기가 위험한 상황에 놓이지 않는다면, 항공기의 조종사에 의해 채용되는 것보다 더 큰 수직 하중 요인과 세로 방향 자세를 요구할 필요가 있다.
각각의 회피 궤적은 다음의 단계로 이루어지는 회피 조종의 전제에 기초한다.
- 조종사가 아직 반응하지 않은 예비 단계로서, 궤적이 단지 현재 궤적의 연장 상태인 예비 단계.
- 항공기를 직선 비행 상태로 복귀시키는 초기 단계. 이 단계는 회피 조종 초기에 항공기가 0이 아닌 선회율을 가지는 경우에 필요하다.
- 기 설정된 전진 속도(Vafinal)로 감속하는 감속 단계. 감속 단계에서 항공기의 기 설정된 최대 파워에서 항공기가 기 설정된 기수 상승 자세를 취하게 된다.
- 항공기의 기 설정된 최대 파워에서 기 설정된 전진 속도(Vafinal)로 항공기가 상승하는 최종 단계.
앞서 언급한 바와 같이, 항공기를 직선 비행 상태로 복귀시키는 초기 단계는 항상 수행될 필요가 있는 것은 아니다. 항공기가 이미 직선 비행을 하고 있는 경우, 초기 단계는 필요하지 않다.
회피 조종은 항공기의 제조사에 의해 정의될 수 있으며, 특히 항공기의 감속 단계 및 최종 상승 단계가 제조사에 의해 정의될 수 있다. 회피 조종은 항공기의 비행 매뉴얼 내에 또한 기재되며, 항공기를 조종할 필요가 있는 조종사는 회피 조종을 수행하기 위한 훈련을 받을 수 있다.
이후에, 감속 단계 및 최종 단계는 항공기의 기 설정된 최대 파워에서 수행된다. 따라서, 항공기의 엔진의 손상을 방지하기 위하여 이들 단계에서 이용 가능한 파워가 제한된다. 이들 감속 및 상승 단계에서 항공기의 엔진에 의해 파워가 발전하는 것을 관측하기 위하여 항공기의 조종사는 제 1 제한 인디케이터(FLI)를 사용한다.
기 설정된 최대 파워는 예를 들어 항공기의 최대 연속 파워(MCP) 또는 최대 이륙 파워(TOP)일 수 있다. 최대 연속 파워(MCP)는 항공기의 전체 구동 장치(drive train)가 손상 없이 연속적으로 전달할 수 있는 최대 파워인 반면에, 최대 이륙 파워(TOP)는 항공기의 구동 장치가 제한된 시간 동안, 예를 들어 5 분 동안, 손상 없이 전달할 수 있는 최대 파워이다. "구동 장치"라는 용어는, 특히 엔진, 메인 기어박스, 및 트랜스미션 축을 포함하는, 구동 수단 및 기계적인 전송 수단을 구성하는 모든 요소를 의미하기 위해 사용된다.
기 설정된 최대 파워는 항공기의 최대 연속 파워(MCP)인 것이 바람직하다.
기 설정된 최대 파워는 다른 회피 궤적 번들을 준비하기 위한 파라미터일 수 있다.
예를 들어, 제 1 회피 궤적 번들은 항공기의 최대 연속 파워(MCP)에 대응하고, 제 2 회피 궤적 번들은 항공기의 최대 이륙 파워(TOP)에 대응한다. 따라서, 본 발명의 방법에 의해 제공되는 경보의 함수로서, 조종사는 사용되어야 할 최대 파워가 최대 연속 파워(MCP)인지 최대 이륙 파워(TOP)인지를 알게 된다.
그에 더하여, 기 설정된 전진 속도(Vafinal)는 항공기의 공지된 동작점(VY)에 대응한다. 이 동작점에서, 항공기를 전진시키기 위해 필요한 파워는 최소가 된다. 따라서, 항공기를 상승시키기 위해 필요한 파워는 최대가 된다. 따라서, 이 전진 속도(VY)에 의해 항공기의 가장 빠른 상승율이 달성된다.
이 최적의 상승 전진 속도(VY)는 주어진 회전익 항공기에 있어서는 사실상 일정하며, 약 65 노트(kt) 내지 80 kt이다.
그러나, 기 설정된 전진 속도(Vafinal)가, 항공기의 현재 조건 및 환경의 함수로서, 본 발명의 방법에 의해 계산되는 것을 고려해 볼 수 있다.
그에 더하여, 감속 단계는 항공기의 기 설정된 기수 상승 자세에서 수행된다. 따라서, 이러한 자세를 취하게 되면 항공기의 상승 능력이 증가하게 된다. 이 감속 단계는 특히 높은 전진 속도로 순항 비행을 하는 경우에 중요하다.
감속 단계에서, 항공기의 기 설정된 기수 상승 자세는 예를 들어 수평면에 대해 10 도 내지 25 도의 범위에 놓일 수 있다. 기 설정된 기수 상승 자세에 의해, 감속 단계는, 항공기의 탑승객이 불안을 느끼지 않는 상태에서, 종래의 비행 단계에서 사용되는 것보다 더욱 강력한 감속을 달성할 수 있다. 이 기수 상승 자세는 일정한 것이 바람직하며, 예를 들어 15 도일 수 있다.
기 설정된 기수 상승 자세는 항공기의 제조사에 의해 또한 결정될 수 있으며, 이 경우 항공기의 비행 매뉴얼 내에 명기된다.
감속 단계는 특히 회전익 항공기의 사이클릭 스틱을 사용하여 수행된다. 사이클릭 스틱은 항공기의 메인 로터의 날개의 사이클릭 피치를 제어한다. 사이클릭 스틱의 조작에 의해 항공기는 기수 상승 자세를 취할 수 있게 되며, 그에 의해 감속이 이루어지고 운동 에너지의 일부는 잠재 에너지로 변환된다. 따라서, 감속 단계에서, 초기에 엔진에 추가적인 부담을 가함이 없이 "무료로" 고도를 확보할 수 있으며 항공기의 수직 속도를 증가시킬 수 있다.
그에 더하여, 기 설정된 회피 조종은, 컬렉티브 피치를 감소시킬 필요가 있는 수평 비행에서의 종래의 감속 조종과는 달리, 회전익 항공기의 메인 모터의 날개의 컬렉티브 피치를 증가시키기 위하여, 감속 단계로부터 조종사가 항공기의 컬렉티브 스틱을 조작하는 것에 기초한다. 그 결과, 제 1 제한 인디케이터(FLI)를 사용하면서 컬렉티브 스틱을 잡아당김으로써 조종사는 항공기의 엔진에 의해 발전되는 파워를 관측할 수 있다. 따라서, 조종사는 항공기의 엔진에 의해 발전되는 파워를, 기 설정된 최대 파워와 사실상 동일한 값으로 설정되도록, 제어함으로써 엔진에 손상을 가함이 없이 다량의 파워를 이용할 수 있다.
조종사는, 항공기가 기수 상승 자세를 취할 수 있도록 함과 아울러 항공기의 구동 장치에 의해 발전되는 기계적인 파워를 증가시키기 위하여, 사이클릭 스틱과 컬렉티브 스틱을 동시에 조작하는 것이 바람직하다. 따라서, 항공기는 엔진의 파워를 기 설정된 최대 파워로 유지하면서 기 설정된 전진 속도(Vafinal)에 도달할 수 있어서, 항공기의 상승율을 최대화할 수 있다.
항공기의 각각의 전진 속도(Va)는 특히 다음의 식에 의해 결정되는 수직 속도 능력( Vv)를 그 특징으로 한다.
Vv = VvS(Va,Ma,PS,TS,ES) + 
여기서, VvS(Va,Ma,PS,TS,ES)는 수직 속도(Vv)의 정적 성분(VvSTAT)에 대응하고, 
는 수직 속도(Vv)의 동적 성분에 대응한다.
본 발명의 바람직한 일 실시예에 있어서, 정적 성분(VvSTAT)은 본 발명의 방법에 의해 사용되는 표를 사용하여 계산될 수 있으며, 표 안의 기재 사항은 항공기의 비행 매뉴얼 내의 차트로부터 획득된다. 이 정적 성분(VvSTAT)은 항공기의 대기 파라미터, 항공기의 동작 파라미터, 및 항공기의 상태의 함수이다. 이들 차트는 인증 당국에 의해 승인된다. 이 수직 속도(Vv)의 정적 성분(VvSTAT)을 획득하기 위해 표 안에 주어진 점들 간의 선형 보간이 수행된다. 따라서, 정적 성분(VvSTAT)을 결정하기 위한 알고리즘은 비행 매뉴얼 내의 공인된 데이터에 따라 결정된다. 그 결과, 알고리즘을 유효하게 하기 위한 추가적인 테스트는 필요하지 않으며, 따라서 알고리즘 자체가 쉽게 공인될 수 있다.
본 발명의 또 다른 실시예에 있어서, 정적 성분(VvSTAT)을 항공기의 대기 파라미터 및 항공기의 동작 파라미터의 함수로서 그리고 또한 항공기의 상태의 함수로서 결정하기 위하여, 하나 이상의 식의 형태로 비행 매뉴얼 내의 차트를 표현할 수 있다. 정적 성분(VvSTAT)은 항공기의 대기 파라미터 및 항공기의 동작 파라미터 그리고 또한 항공기의 상태를 입력 데이터로서 가지는 항공기 시뮬레이터를 사용하여 또한 결정할 수 있다.
항공기의 대기 파라미터는 항공기 둘레의 대기의 특징을 나타내며, 예를 들어 항공기 둘레의 정압(Ps) 및 정온(Ts)을 포함한다.
항공기의 상태는 예를 들어 항공기의 순간 질량(M), 대기에 대한 항공기의 전진 속도(Va), 지면에 대한 항공기의 전진 속도(GS), 및 항공기의 수평 가속도(
)를 포함한다. "순간 질량(M)" 이라는 용어는 현재 순간에서의 항공기의 질량, 즉 항공기에 의해 수송되는 하중 및 비행을 시작한 이후 항공기가 소비한 연료를 고려한 질량을 의미하기 위해 사용된다. 그에 더하여, 다음의 식과 같이 주어지는 항공기의 겉보기 질량(Ma)을 획득하기 위하여 순간 질량이 수정되는 것이 바람직하다.
Ma = M
여기서, g 는 지구 인력으로 인한 가속도이다.
항공기의 동작 파라미터는 항공기의 구성, 항공기의 엔진의 노화 상태 및/또는 동작 상태, 항공기의 랜딩 기어의 접혀진 상태 또는 펼쳐진 상태일 수 있다. 항공기의 이들 파라미터는 특히 기존의 비행 장비, 예를 들어 제 1 제한 인디케이터 컴퓨터 또는 엔진을 제어하기 위한 전자식통합엔진제어장치(full authority digital engine control, FADEC) 컴퓨터에 의해 제공될 수 있다.
항공기의 동작 파라미터는 더욱 특히 항공기의 엔진의 상태, 즉 단지 한 대의 엔진이 동작하고 있는지 또는 두 대의 엔진이 모두 동작하고 있는지의 여부를 나타내는 불(Boolean) 파라미터(Es)일 수 있다. 이들 엔진의 동작 모드는 한 대의 엔진이 작동하기 않음(one engine inoperative) 및 모든 엔진이 작동함(all engines operative)을 나타내는 두문자어인 OEI 및 AEO 로 각각 명기된다. 불 파라미터(Es)는 회피 궤적의 형상에 매우 큰 영향을 미친다.
그에 더하여, 정적 성분(VvSTAT)의 값을 결정하기 위하여 표를 작성할 때 엔진의 노화가 고려될 수 있다. 항공기의 인가가 이루어지는 동안, 엔진의 성능을 명기하는 차트가 노화된 엔진 또는 엔진의 상태를 검사하는 중에 확인된 엔진에 대해 보증된다. 따라서, 노화된 엔진에 대한 성능 차트를 직접 사용할 수도 있고 새로운 엔진에 대한 성능 차트를 사용하고 노화 상태의 특징을 나타내는 엔진 동작 파라미터를 포함할 수도 있다.
항공기의 현재 상태 및 동작 파라미터에 의해 항공기의 현재의 특성 및 성능을 고려할 수 있으며, 특히 조종성에 영향을 미치는 것들을 고려할 수 있다.
동적 성분(VvDYN)은 지면에 대한 항공기의 전진 속도(GS)의 수평 성분 및 항공기의 겉보기 수평면의 경사각(θ)에 기초한다. 항공기의 겉보기 수평면의 경사각(θ)은 다음의 식에 의해 결정된다.
tan(θ) = 
여기서, tan(θ)는 각(θ)의 삼각 탄젠트 함수이고, 
는 항공기의 수평 가속도이고, g 는 지구 인력의 가속도이다.
따라서, 수직 속도(Vv)는 항공기의 운동 에너지와 항공기의 수평 감속도를 고려한다.
그에 더하여, 항공기의 수직 속도(Vv)는 회피 궤적을 따라 변할 수 있으며, 이 변화는 감속 단계 중에 시작될 수 있다.
회피 조종은 일정한 하중 요인과 일정한 전진 속도에서 자원 단계를 포함하지 않는다. 이는 감속 단계에서는 자원 단계가 발생하지 않기 때문이다.
각각의 회피 궤적 번들은 항공기의 궤적에 관한 측면 방향의 불확실성을 고려하며, 준비된 공칭 회피 궤적의 어느 한쪽에서 수평으로 연장된다. 이 번들에 의해, 특히 항공기의 궤적의 가능한 변화를 고려할 수 있다.
현재 순간에 후속하는 제 1 시간 간격에서, 각각의 번들은 항공기가 직선 비행을 하고 있다면 선회를 시작할 가능성 또는 항공기가 이미 선회하고 있다면 선회율의 가능한 변화를 고려한다. 각각의 번들의 회피 궤적은 팬(fan) 형상의 엔벨로프를 구성한다. 엔벨로프의 측면 한계는 곡률 반경(Re)을 갖는다. 엔벨로프의 곡률 반경(Re)은 주로 항공기의 현재 전진 속도의 수평 성분과, 항공기의 선회율과, 항공기의 롤(roll) 각도의 함수이고, 또한 롤 각도에 관한 불확실성의 함수이다.
엔벨로프의 곡률 반경(Re)은 예를 들어 다음의 식으로 주어질 수 있다.
여기서, g 는 지구 인력으로 인한 가속도이고, 
는 항공기의 초기 롤 각도 + 또는 - 항공기의 롤 각도에 관한 불확실성이고, VH 는 항공기의 전진 속도의 수평 성분이다.
롤 각도에 관한 불확실성의 전형적인 값은 예를 들어 5°이다.
제 1 시간 간격 이후에, 각각의 엔벨로프는 제 2 시간 간격에서 삼각형 형상을 취하며, 제 3 시간 간격에서 직사각형 형상을 취한다.
제 1 시간 간격은 예를 들어 100 m의 거리를 이동하는 것에 대응한다. 제 2 시간 간격에서 엔벨로프에 의해 구성되는 삼각형은 예를 들어 정점에서의 각이 30 도인 이등변 삼각형일 수 있으며, 제 3 시간 간격에서 엔벨로프는 1 해리의 레인 폭을 갖는다.
최종적으로, 적어도 하나의 회피 궤적 번들이 준비되었을 때, 항공기의 현재 궤적이 기복 지형의 최상부 또는 장애물과의 충돌 위험에 이르고 있음을 조종사에게 알리기 위하여 하나 이상의 경보를 발할 수 있다. 회피 궤적 번들이 마진보다 작은 기복 지형의 최상부 또는 장애물로부터의 거리에 이르게 될 때 이들 경보를 발하게 된다.
예를 들어, 회피 조종을 시작하기 전에 조종사의 반응 시간에 관한 추정의 함수로서 경보를 발할 수 있다. 이러한 상황에서, 본 발명의 방법은 기 설정된 조종사 반응 시간에 대응하는 다른 회피 궤적 번들을 준비한다.
예를 들어, 20 초의 추정 조종사 반응 시간으로 계산되는 제 1 회피 궤적 번들이 마진보다 작은 지형 또는 장애물로부터의 거리에 이르게 되면, 제 1 경보를 발할 수 있다. 이 제 1 경보는 충돌 위험에 대하여 조종사의 주의를 환기시키는 역할을 한다. 그러면, 조종사는 항공기의 상황을 고려할 수 있고, 회피 조종을 착수함이 없이 적절히 장애물을 피하기 위하여 항공기의 궤적을 수정하기에 충분한 시간을 갖게 된다. 이 첫 번째 경보는 예를 들어 "전방에 높은 기복 지형 있음(high terrain ahead)"이라는 음성 안내의 형태를 취할 수 있다.
제 2 경보는, 예를 들어 5초의 추정 조종사 반응 시간으로 계산되는 제 2 회피 궤적 번들이 마진보다 작은 지형 또는 장애물로부터의 거리에 이르게 되면, 발할 수 있다. 이 제 2 경보는 조종사에게 충돌의 위험이 임박했음을 알린다. 그러면, 조종사는 기복 지형 또는 장애물을 피하기 위한 기 설정된 조종을 수행하기 위하여 신속히 반응하여야 하며, 이 조종은 이제 필요하다. 이러한 상황에서, 조종사는 본 발명의 방법에 의해 준비된 공칭 회피 궤적만큼 적어도 적극적인 회피 조종을 수행할 것으로 예상된다. 예를 들어, 이 두 번째 경보는 "잡아당겨! 잡아당겨!(pull up! pull up!)"라는 음성 안내의 형태를 취할 수 있다. 이 음성 안내는 항공기의 현재 궤적의 앞에 위치한 높은 기복 지형을 피하기 위하여 조종사가 훈련한 기 설정된 조종을 즉시 수행하여야 함을 의미한다.
이들 경보는 눈으로 볼 수 있다. 예를 들어, 항공기의 스크린 상에 메시지 또는 심볼이 표시될 수 있다. 그리고/또는 이들 경보는 귀로 들을 수 있다. 예를 들어, 조종사가 하나 이상의 사운드 또는 음성 안내를 들을 수 있다. 모든 상황에서, 조종사가 상황인 확인하고 적절한 조종을 수행할 수 있도록 경보는 충분히 분명해야 한다.
그에 더하여, 본 발명의 변형예에 있어서, 항공기가 지형을 피할 수 있도록 경보를 발하는 방법은 항공기의 자동 조종 장치에 결합될 수 있다. 따라서, 항공기가 지형을 피할 수 있도록 경보를 발하는 방법은 회피 조종이 자동 조종 장치에 의해 수행되는 추가 단계를 포함할 수 있다.
본 발명의 변형예에서 사용되는 제어 부재는, 예를 들어, 항공기의 제어 패널에 제공될 수 있다. 경보가 발하여졌을 때, 조종사가 제어 부재를 조작하면, 자동 조종 장치가 회피 조종을 수행하게 된다.
본 발명의 또 다른 실시예에 있어서, 자동 조종 장치는 자동적으로 회피 궤적을 수행할 수 있다. 이러한 상황에서, 본 발명은 0의 조종사 반응 시간에 기초하는 회피 궤적 번들을 준비한다.
따라서, 항공기와 항공기가 넘어가는 기복 지형 간의 충돌을 피하기 위하여 경보를 발하는 조건은, 특히 기복 지형 및 장애물에 대한 항공기의 위치, 항공기의 현재 상태, 및 항공기의 구성을 실시간으로 고려하면서, 정의된다. 그 결과, 기복 지형 및 장애물에 대한 항공기의 전방 이동을 고려하고 항공기의 궤적의 변화를 또한 고려하기 위하여, 지형을 회피하기 위한 경보를 발하는 방법은 반복적으로 그리고 주기적으로 수행된다.
따라서, 본 발명의 방법은 운동 에너지를 고려하여 항공기의 현재 상태, 성능, 및 조종성의 함수를 적응시킴으로써, 회피 궤적을 최적화할 수 있고 따라서 시기 적절한 경보만을 발할 수 있는 능력을 최적화할 수 있다.
본 발명의 또 다른 양상에 따르면, 본 발명은 항공기의 승무원에게 지형 경보를 발하는 장치를 제공한다. 이 장치는
- 궤적 예측 알고리즘을 실행하기에 적합한 적어도 한 대의 컴퓨터와,
- 항공기의 비행 구역의 기복 지형이 저장되고, 컴퓨터에 연결되는 적어도 한 대의 제 1 데이터베이스와,
- 전술한 컴퓨터에 연결되는 적어도 한 대의 경보 수단을 포함하여 구성된다.
이 장치는 전술한 방법을 수행하기에 적합하다.
제 1 데이터베이스는 항공기의 비행 구역 내의 장애물에 관한 정보를 또한 포함할 수 있다. 그러나, 지형 경보를 발하는 장치는 항공기의 비행 구역 내의 장애물에 관한 적어도 한 대의 제 2 데이터베이스를 포함할 수 있으며, 제 2 데이터베이스는 컴퓨터에 연결된다.
본 발명의 또 다른 양상에 따르면, 본 발명은 이하의 구성요소를 포함하는 회전익 항공기를 또한 제공한다.
- 다수의 날개를 구비한 적어도 한 대의 메인 로터와,
- 항공기의 대기 파라미터 및 동작 파라미터와 항공기의 현재 상태에 대한 정보를 제공하는 다수의 센서와,
- 전술한 바와 같은 지형 경보를 발하는 장치.
본 발명 및 그 장점이 예로서 주어지는 실시예의 첨부도면을 참조한 이하의 설명을 통해 구체적으로 밝혀진다.
도 1은 지형 경보를 발하기 위한 본 발명의 방법을 도시한 개략도이다.
도 2는 지형 경보를 발하기 위한 본 발명의 장치를 구비한 회전익 항공기를 도시한 도면이다.
도 3은 고지 위를 비행하는 회전익 항공기를 도시한 도면이다.
도 4는 회피 궤적 번들을 도시한 상세도이다.
도 5는 회전익 항공기를 도시한 도면이다.
도 6 내지 도 8은 감속 단계에서의 항공기의 전진 속도, 수직 속도, 가속도의 변화를 각각 도시한 그래프이다.
도 9 및 도 10은 회전익 항공기에 있어서 회피 궤적 번들을 형성하는 엔벨로프를 도시한 도면이다.
도 1은 지형 경보를 발하기 위한 본 발명의 방법을 도시한 개략도이다.
도 2는 지형 경보를 발하기 위한 본 발명의 장치를 구비한 회전익 항공기를 도시한 도면이다.
도 3은 고지 위를 비행하는 회전익 항공기를 도시한 도면이다.
도 4는 회피 궤적 번들을 도시한 상세도이다.
도 5는 회전익 항공기를 도시한 도면이다.
도 6 내지 도 8은 감속 단계에서의 항공기의 전진 속도, 수직 속도, 가속도의 변화를 각각 도시한 그래프이다.
도 9 및 도 10은 회전익 항공기에 있어서 회피 궤적 번들을 형성하는 엔벨로프를 도시한 도면이다.
하나 이상의 도면에 도시된 구성요소에 대해 동일한 도면부호를 부여한다.
도면은 상호 직교하며 직교하는 기준 프레임(X, Y, Z)을 형성하는 3가지 방향(X, Y, Z)을 도시한다.
방향(X)은 "세로 방향"으로 명명되며, 설명되는 구조물의 길이 또는 주요 치수에 대응한다. 따라서, 세로 방향(X) 은 설명되는 항공기의 주요 전방 축과 무게 중심에서의 순간 궤적에 대한 접선을 한정한다.
또 하나의 방향(Y)은 "가로 방향"으로 명명되며, 설명되는 구조물의 측면 방향 궤적 또는 좌표에 대응한다. 설명을 평이하게 하기 위하여, 이들 세로 방향(X) 및 가로 방향(Y)은 때때로 "수평 방향"으로 명명되며, XY 수평면을 형성한다.
세 번째 방향(Z)은 "상승 방향"으로 명명되며, 설명되는 구조물의 높이 및 고도 치수에 대응한다. 설명을 평이하게 하기 위하여, 이 방향(Z)은 때때로 수직 방향으로 명명되며, 상/하, 상면/하면, 고/저 등의 용어들은 이 수직 방향과 관련이 있다.
도 1은 회전익 항공기(100)에서 사용되는 지형 회피 경보를 발하기 위한 본 발명에 따른 방법을 도시한 도면이다. 이 방법은 다수의 단계로 이루어진다.
도 2는 회전익 항공기(100)를 도시한 도면이다. 항공기(100)는 특히 다수의 날개를 구비하며 항공기(100)에 양력 및 추진력을 제공하는 메인 로터(101)를 포함한다. 항공기(100)는 꼬리 로터(102)를 선택적으로 구비한다. 항공기(100)는 메인 로터(101)의 날개의 사이클릭(cyclic) 피치 및 컬렉티브(collective) 피치를 각각 제어하는 사이클릭 스틱(103) 및 컬렉티브 스틱(104)을 또한 구비한다. 항공기(100)는 다수의 센서(110, 111, 112)와 도 1에서 설명된 방법을 수행하기에 적합한 지형 회피 경보를 발하기 위한 장치(50)를 또한 구비한다.
장치(50)는 적어도 한 대의 컴퓨터(51)와, 항공기(100)의 비행 구역의 기복 지형(70)에 관한 적어도 한 대의 제 1 데이터베이스(52)와, 항공기(100)의 비행 구역 내의 장애물에 관한 적어도 한 대의 제 2 데이터베이스(53)와, 경보 수단(54)을 포함한다. 데이터베이스(52, 53)와 경보 수단(54)은 컴퓨터(51)에 연결된다.
도 3은 항공기(100)가 기복 지형(70) 위를 비행하는 것을 도시한 도면이다. 기복 지형(70)은 장애물(71)을 또한 포함할 수 있다. 기복 지형(70)의 특성은 컴퓨터(51)에 의해 제 1 데이터베이스(52)에서 추출되며, 장애물(71)의 특성은 컴퓨터(51)에 의해 제 2 데이터베이스(53)에서 추출된다. 그러나, 이들 두 데이터베이스(52, 53)는 결합되어 하나의 데이터베이스를 구성할 수 있다.
지형 회피 경보를 발하기 위한 방법은 항공기(100)와 기복 지형(70)의 최상부 또는 장애물(71) 간의 충돌의 위험이 검출될 때 늦지 않게 경보를 발함으로써 기복 지형(70) 또는 장애물(71)을 회피하기 위한 조종을 수행할 수 있게 한다.
이러한 회피 조종은 항공기의 제조사에 의해 정의되며 항공기의 비행 매뉴얼 내에 기재될 수 있다.
초기에, 지형 회피 경보를 발하기 위한 방법의 제 1 단계(1)에서, 항공기(100)의 다수의 가능한 회피 경로 번들(N)이 생성된다. 각각의 번들(N)은 공칭 회피 궤적(TE)과 회피 궤적 연속체를 포함한다. 각각의 번들(N)은 항공기(100)의 현재 위치의 앞쪽에 놓인다. 각각의 공칭 회피 궤적(TE)은 항공기(100)의 현재 궤적(TC)과 연속하도록 준비되며, 회피 궤적 연속체는 공칭 회피 궤적(TE)의 어느 한쪽에서 수평으로 연장된다. 따라서, 이 번들(N)은, 공칭 회피 궤적(TE)이 준비된 후에, 항공기(100)의 궤적에 관한 측면 방향의 불확실성을 고려한다.
예를 들어, 두 개의 공칭 회피 궤적(TE1, TE2)이 도 3에 도시되어 있고, 이들 공칭 회피 궤적은 항공기(100)의 현재 궤적(TC)에서 연장된다.
번들(N1, N2)은 도 3에 수직하게 연장되고, 따라서 번들(N1, N2)은 이 우측면도에서 제 1 공칭 회피 궤적(TE1, TE2)과 각각 겹쳐진다. 번들(N1)의 평면도가 도 9 및 도 10에 또한 도시되어 있다.
각각의 공칭 회피 궤적(TE)은 항공기(100)의 현재 궤적에서 연장되며, 일반적으로 궤적 예측 알고리즘에 의해 획득된다. 이 알고리즘은 컴퓨터(51)에 의해 실행되며, 항공기(100)의 미래 상태를 특별히 항공기(100)의 현재 상태의 함수로서 평가한다. 항공기(100)의 이들 현재 및 미래 상태는 특히 항공기(100)의 수직 속도와 함께 항공기(100)의 위치, 고도, 및 전진 속도를 포함한다.
각각의 번들(N1, N2)은 항공기(100)의 가능한 회피 궤적과 항공기(100)의 하나 이상의 파라미터를 포함하거나, 각각의 번들(N1, N2)을 준비하기 위해 회피 궤적이 수정된다. 예를 들어, 번들(N1)은 조종사의 제 1 반응 시간(t1)에 대응하고, 번들(N2)은 조종사의 제 2 반응 시간(t2)에 대응하고, 제 1 반응 시간(t1)은 제 2 반응 시간(t2)보다 짧다. 각각의 반응 시간(t1, t2)은 경보를 발하는 순간과 조종사가 반응하는 순간 사이의 시간에 대응하며, 따라서 각각의 번들(N1, N2)을 형성하는 회피 궤적의 시작에 대응한다.
도 3에서, 번들(N2)은 기복 지형(70)의 최상부로부터 거리(D)만큼 떨어져 있음을 알 수 있다. 이 거리(D)는, 항공기(100)와 기복 지형(70) 간에 충돌의 위험이 존재함을 의미하는, 수직 마진(Mv)에 대응하는 기 설정된 거리보다 작다.
번들(N2)이 추정된 최대 반응 시간(t2)에 대응하는 경우, 항공기(100)의 조종사가 이 반응 시간(t2)보다 짧거나 같은 시간 내에 회피 조종을 수행하지 못하면, 항공기(100)는 기복 지형(70)과 충돌할 위험에 놓이게 된다.
제 2 단계(2)에서, 항공기(100)와 기복 지형(70) 또는 장애물(71) 간의 충돌 위험이 있음이 확인되는 순간, 즉 적어도 하나의 번들(N1 또는 N2)과 기복 지형(70) 또는 장애물(71) 간의 거리(D)가 기 설정된 거리(Mv)보다 짧아지는 순간, 경보를 발하게 된다.
각각의 번들(N1, N2)은 기 설정된 회피 조종에 기초하고 항공기(100)의 상태에 기초하여 제 1 단계(1)에서 컴퓨터(51)에 의해 준비된 공칭 회피 궤적(TE)을 포함한다. 이 공칭 회피 궤적(TE)은 적어도 다음과 같은 세 단계를 포함한다.
- 조종사가 아직 반응하지 않은 예비 단계(10)로서, 궤적이 단지 현재 궤적(TC)의 연장 상태인 예비 단계.
- 기 설정된 전진 속도(Vafinal)로 감속하는 감속 단계(12). 감속 단계(12)에서 항공기(100)의 기 설정된 최대 파워에서 항공기(100)가 기 설정된 기수 상승 자세를 취하게 된다.
- 항공기(100)의 기 설정된 최대 파워에서 기 설정된 전진 속도(Vafinal)로 항공기(100)가 상승하는 최종 단계(13).
또한, 이 방법은 감속 단계(12)를 수행하기 전에 항공기(100)를 직선 비행 상태로 되돌리는 초기 단계(11)를 포함할 수 있다. 이 초기 단계(11)는 특히 항공기(100)가 0이 아닌 선회율을 가질 때 포함된다.
기 설정된 최대 파워는, 항공기(100)의 엔진이 항공기(100)의 구동 장치(drive train)를 손상시킴이 없이 계속해서 전달할 수 있는 최대 파워인, 항공기(100)의 최대 연속 파워(MCP)인 것이 바람직하다. 그에 더하여, 기 설정된 전진 속도(Vafinal)는 상승을 위한 최적의 전진 속도(Vy)인 것이 바람직하다.
이 공칭 회피 궤적(TE)은 각각의 회전익 항공기(100)에 매칭될 필요가 있으며, 따라서 예를 들어 설치 엔진 파워 및 공기 역학적인 특성 등의 고유의 특성 및 능력에 따라 결정된다.
이 공칭 회피 궤적(TE)은 항공기(100) 둘레의 대기에 관한 파라미터에 따라 또한 결정된다.
최종적으로, 이 공칭 회피 궤적(TE)은 항공기(100)의 현재 상태 및 항공기(100)의 동작 파라미터 등에 따라 결정된다.
항공기(100)를 직선 비행 상태로 되돌리는 초기 단계(11)를 선택적으로 수행한 후에, 감속 단계(12)에서 항공기(100)의 전진 속도는, 도 4에 도시한 바와 같은 점(C)에 이르는, 기 설정된 전진 속도(Vafinal)로 감속된다. 따라서, 이 감속 단계(12)에서, 조종사는 항공기(100)의 사이클릭 스틱(103)을 사용하여 항공기(100)의 기수 상승 자세를 수평면에 대해 기 설정된 각도로 증가시켜서 항공기(100)가 다량의 감속 능력을 갖게 한다. 항공기(100)의 기수 상승 각도의 증가는 신속히 이루어지며, 항공기(100)의 자세는 점(B)에서 기 설정된 각도와 같아진다. 항공기(100)의 기수 상승 각도의 증가는 단 몇 초, 예를 들어 2 초 내지 4 초 만에 이루어진다. 기 설정된 각도는 일정하고 15°인 것이 바람직하다.
이후에, 점(B) 및 점(C) 사이에서의 항공기(100)의 운동 에너지의 감소로 인해 그 잠재 에너지는 증가하게 되고, 따라서 그 수직 속도가 증가하게 된다. 감속 단계는 점(C)에서 종료되며, 이 점에서 전진 속도는 기 설정된 속도(Vafinal)에 도달하게 된다. 기 설정된 전진 속도(Vafinal)는 최적의 상승 비율을 그 특징으로 한다.
그에 더하여, 감속 단계(12)에 걸쳐서, 사이클릭 스틱(103)을 움직임과 동시에, 조종사는 항공기(100)의 컬렉티브 스틱(104)을 잡아당겨 회전익 항공기의 메인 로터(101)의 날개의 컬렉티브 피치를 증가시킴으로써 항공기(100)의 엔진이 기 설정된 최대 파워를 제공할 수 있게 하여야 한다. 조종사는 항공기(100)의 제 1 제한 인디케이터(FLI)를 사용하여 기 설정된 최대 파워를 관측한다. 따라서, 조종사는 엔진을 손상시킴이 없이 다량의 파워를 이용 가능하게 할 수 있다.
최종적으로, 점(C) 이후에는, 즉 최종 상승 단계(13)에서는, 회피 궤적이 직선으로 이루어지며, 항공기(100)의 자세는 사실상 수평 상태로 유지된다. 항공기(100)의 전진 속도는 기 설정된 전진 속도(Vafinal)가 된다.
감속 단계(12)에서, "대기 속도" 또는 Va로서 또한 언급되는, 항공기(100)의 전진 속도의 변화가 도 6의 그래프에 도시되어 있다. 이 그래프에서, 공칭 회피 궤적(TE)이 초기 단계(11)를 가지지 않음을 알 수 있다. 그 결과, 전진 속도(Va) 는 점(A)에서부터 감소한다. 항공기(100)는 기 설정된 기수 상승 자세를 취하며 점(C)에 도달할 때까지 서서히 기 설정된 전진 속도(Vafinal)로 감속된다.
점(C)에 도달하게 되면, 항공기(100)는 상승 단계인 최종 단계(13)에 들어가며, 전진 속도는 기 설정된 속도(Vafinal)로 유지된다. 그러면, 회피 궤적은 사실상 직선 상태가 된다.
결과적으로, 회피 궤적은 점(A) 및 점(C) 사이에서, 즉 하중 요인과 일정하지 않은 전진 속도를 갖는 감속 단계(12)에서, 자원 단계를 포함한다.
도 7의 그래프는 점(A) 및 점(C) 사이에서, 즉 감속 단계(12)에서, 항공기(100)의 수직 속도(Vv)의 시간 경과에 따른 변화의 프로파일을 보여주고 있다. 이 수직 속도(Vv)는 정적 성분(VvSTAT)과 동적 성분(VvDYN)에 의해 구성된다. 여기서, VvSTAT = VvS(Ma,Va,PS,TS,ES) 이고, VvDYN = 
이다. 이들 성분의 다양한 파라미터는 이하에 기재된 바와 같이 정의된다.
이 정적 성분(VvSTAT)은 항공기(100)의 비행 매뉴얼 내의 차트로부터 획득되는 표로부터 얻어질 수 있으며, 인증 당국에 의해 승인될 수 있다. 항공기의 대기 파라미터 및 항공기(100)의 동작 파라미터의 함수이며 또한 항공기(100)의 상태의 함수인 정적 성분(VvSTAT)을 획득하기 위해 표 내의 점들 간의 선형 보간이 수행될 수 있다.
예를 들어, 이들 다양한 파라미터는 항공기(100)에 장착된 센서(110, 111, 112)에 의해 획득될 수 있다.
예를 들어, 항공기의 대기 파라미터는 항공기(100) 둘레의 정압(Ps) 및 정온(Ts)을 포함한다.
예를 들어, 항공기(100)의 상태는 항공기(100)의 순간 질량(M), 대기에 대한 항공기의 전진 속도(Va), 지면에 대한 항공기의 전진 속도(GS), 및 항공기의 수평 가속도(
)일 수 있다. 항공기의 겉보기 질량(Ma)을 이용하는 것 또한 가능하다.
Ma = M
여기서, g는 지구 인력으로 인한 가속도이다.
예를 들어, 동작 파라미터는 항공기(100)의 엔진의 상태, 예를 들어 단지 한 대의 엔진이 동작하고 있는지 또는 두 대의 엔진이 동작하고 있는 지의 여부, 엔진의 노화 상태, 항공기(100)의 구성, 또는 랜딩 기어가 접혀졌는지 또는 펼쳐졌는지의 여부이다.
예를 들어, 이들 동작 파라미터는 FADEC 엔진 컴퓨터(130) 등의 기존의 비행 장비에 의해 제공된다. 이 FADEC 엔진 컴퓨터(130)는 컴퓨터(51)에 연결되어 엔진의 동작 모드, 예를 들어 OEI 및 AEO 모드의 특징을 나타내는 불(Boolean) 파라미터(Es)를 제공한다.
동적 성분(VvDYN)은 지면에 대한 항공기(100)의 전진 속도(GS)의 수평 성분 및 항공기(100)의 겉보기 수평면의 경사각(θ)에 기초한다. 항공기(100)의 겉보기 수평면의 경사각(θ)이 도 5에 도시되어 있으며, 지구 인력으로 인한 가속도(g)에 대한 항공기(100)의 수평 가속도(
)의 비율의 아크-탄젠트 함수를 특징으로 한다.
tan(θ) = 
따라서, 항공기(100)의 수직 속도(Vv)는 다음의 식에 의해 결정된다.
Vv = VvS(Ma,Va,PS,TS,ES) + 
항공기(100)의 수직 속도(Vv)는 항공기(100)를 수평으로 감속함으로써 복구되는 운동 에너지를 고려한다.
그에 더하여, 항공기(100)의 수직 속도(Vv)는 정적 및 동적 성분의 변화에 의해 회피 궤적을 따라 변할 수 있다.
- 동적 성분(VvDYN)은 항공기(100)의 순간적인 자세 변경에 의해 점(A)에서 단계적으로 증가하며, 지면에 대한 항공기의 전진 속도(GS)가 감소함에 따라 시간 경과와 함께 사실상 선형적으로 감소한다.
- 정적 성분(VvSTAT)은 항공기의 초기 최대 수직 속도에 대응하는 작은 값으로부터 단조롭게 증가한다. 항공기가 초기에 최대 전진 속도에서 수평 비행을 하는 경우, 최대 수직 속도는 0일 수 있다.
그에 더하여, 예를 들어, 항공기(100)의 수직 가속도(
)의 프로파일은 도 8의 그래프에 도시된 바와 같을 수 있다. 본 발명의 일 실시예에 있어서, 이 프로파일은 점(A) 및 점(C)에서 피크(PA) 및 피크(PC)를 가진다. 이들 피크는 디랙(Dirac) 펄스로서 또한 알려져 있다. 본 발명의 다른 실시예에 있어서, 피크(PA) 및 피크(PC)는 동일한 무게를 갖는 작은 직사각형으로 대체될 수 있다. 항공기(100)의 수평 가속도(
)(도시 안됨)는 속도(Va)의 시간에 따른 변화 커브로부터 추론될 수 있다. 항공기(100)의 감속도에 대응하는, 점(A) 및 점(C) 사이의 음의 고정 값을 가질 수 있다. 예를 들어,
항공기(100)의 위치 및 전진 속도는 초기 조건, 즉 점(A)에서의 조건, 및 바람을 고려한 적분에 의해 항공기의 가속도로부터 계산될 수 있다.
그러나, 항공기(100)의 궤적은 예기치 않게 조종사에 의해 수정될 수 있다. 항공기(100)와 기복 지형(70)의 최상부 간의 충돌의 위험이 존재하는지의 여부를 판단하기 위하여, 항공기(100)가 추종하는 궤적에 관한 측면 방향의 불확실성을 고려하면서, 공칭 회피 궤적(TE) 둘레의 회피 궤적 번들(N1)을 고려한다. 이들 회피 궤적은 공칭 회피 궤적(TE)의 어느 한쪽에서 수평으로 연장되며, 공칭 회피 궤적(TE)과 함께 도 9 및 도 10에 도시된 엔벨로프를 형성한다.
최초 시간 간격에서, 이 엔벨로프는 항공기(100)의 선회율의 가능한 변화를 고려할 필요가 있다. 도 9에서, 엔벨로프는 팬(fan) 형상으로 이루어져 있다. 엔벨로프의 외측 한계는 곡률 반경(Re)을 갖는다. 엔벨로프의 곡률 반경(Re)은 예를 들어 다음의 식으로 표현될 수 있다.
여기서, g 는 지구 인력으로 인한 가속도이고, 
는 항공기의 롤(roll) 각도 + 또는 - 항공기의 롤 각도의 불확실성이고, VH 는 항공기의 전진 속도의 수평 성분이다. 예를 들어, 항공기의 롤 각도의 불확실성은 5°일 수 있다.
팬의 초기 폭 및 길이(d1)는 항공기(100)의 현재 전진 속도로 이동하는 제 1 시간 간격에서 100 미터(m)일 수 있다. 이후에, 이 엔벨로프는 제 2 시간 간격에서 삼각형 형상을 취하며, 제 3 시간 간격에서 직사각형 형상을 취한다. 완전한 엔벨로프가 도 10에 도시되어 있다.
제 2 시간 간격에서 엔벨로프에 의해 구성되는 삼각형은, 예를 들어, 정점에서의 각(β)이 30°인 이등변 삼각형일 수 있고 제 3 시간 간격에서, 엔벨로프는 1 해리의 레인 폭(L)을 갖는다.
최종적으로, 본 발명의 방법의 제 2 단계(2)에서, 항공기(100)의 회피 궤적 번들이 수직 마진(Mv)보다 작은 기복 지형의 최상부 또는 장애물과의 거리(D)에 들어오게 되면 경보를 발하게 된다. 경보 수단(54)이 발하는 이 경보는 눈으로 볼 수 있는데, 예를 들어, 항공기(100) 내에 제공되는 스크린 상에 메시지를 표시할 수 있고/있거나 경보 수단(54)이 발하는 이 경보는 귀로 들을 수 있다. 예를 들어, 조종사가 음성 안내를 들을 수 있다.
예를 들어, 20초의 추정 조종사 반응 시간(t2)에 대응하는 번들(N2)이 수직 마진(Mv)보다 작은 기복 지형의 최상부로부터의 거리(D)에 이르게 되면 제 1 경보를 발하여 조종사에게 충돌의 위험이 있음을 경고할 수 있다.
예를 들어, 5초의 추정 조종사 반응 시간(t1)에 대응하는 번들(N1)이 수직 마진(Mv)보다 작은 기복 지형의 최상부로부터의 거리(D)에 이르게 되면 제 2 경보를 발하여 조종사에게 충돌의 위험이 임박했음을 경고할 수 있다.
그에 더하여, 본 발명의 변형예에 있어서, 항공기(100)가 회피 지형에 대해 경보를 발하는 방법은 항공기(100)의 자동 조종 장치(120)에 결합될 수 있다. 따라서, 항공기(100)가 지형 회피 경보를 발하는 방법은 회피 조종이 자동 조종 장치(120)에 의해 수행될 수 있는 추가 단계(3)를 포함할 수 있다.
본 발명의 변형예에서 사용되는 제어 부재는, 예를 들어, 항공기(100)를 조종하기 위해 사용되는 스틱 중 하나의 핸들에 제공될 수 있다. 경보가 발하여졌을 때, 조종사가 제어 부재를 조작하면, 자동 조종 장치가 회피 조종을 수행하게 된다.
자동 조종 장치는, 예를 들어, 0의 반응 시간에 기초하는 회피 궤적 번들이 수직 마진(Mv)보다 작은 기복 지형의 최상부로부터의 거리(D)에 이르게 되면, 자동적으로 회피 조종을 또한 수행하게 된다.
당연히, 본 발명은 실시예에 대해 다양한 변형예가 가능하다. 몇몇 실시예가 설명되었지만, 모든 가능한 실시예를 포괄적으로 제시한 것으로 생각할 수 없음이 쉽게 이해될 것이다. 당연히, 본 발명의 범위를 벗어남이 없이 위에서 설명된 수단을 동등한 수단으로 대체할 수 있다.
50: 지형 경보를 발하는 장치 51: 컴퓨터
52: 제 1 데이터베이스 53: 제 2 데이터베이스
54: 경보 수단 70: 기복 지형
71: 장애물 100: 회전익 항공기
103: 사이클릭 스틱 104: 컬렉티브 스틱
110, 111, 112: 센서 N1, N2: 회피 궤적 번들
52: 제 1 데이터베이스 53: 제 2 데이터베이스
54: 경보 수단 70: 기복 지형
71: 장애물 100: 회전익 항공기
103: 사이클릭 스틱 104: 컬렉티브 스틱
110, 111, 112: 센서 N1, N2: 회피 궤적 번들
Claims (19)
- 회전익 항공기(100)가 지형 회피 경보를 발하는 방법으로서,
- 상기 항공기(100)와 상기 항공기(100)가 넘어가는 기복 지형(70)의 최상부 또는 장애물(71) 간의 충돌을 피하기 위하여 항공기(100)의 적어도 하나의 가능한 회피 궤적 번들(N1, N2)을 준비하는 단계와,
- 상기 가능한 회피 궤적 번들(N1, N2) 중 어느 하나가 기 설정된 거리(Mv)보다 작은 상기 기복 지형(70)의 최상부 또는 상기 장애물(71)로부터의 거리(D)에 이르게 될 때 경보를 발하는 단계를 포함하여 구성되며,
상기 가능한 회피 궤적은 기 설정된 회피 조종 및 상기 항공기(100)의 현재 상태에 기초하여 결정되며, 상기 회피 조종은
- 기 설정된 전진 속도(Vafinal)로 감속하는 감속 단계(12)로서, 항공기(100)의 기 설정된 최대 파워에서 항공기(100)가 기 설정된 기수 상승 자세를 취함으로써 획득되는 감속 단계(12)와,
- 상기 항공기(100)가 상승하는 최종 단계(13)로서, 상기 항공기(100)의 전진 속도가 상기 기 설정된 전진 속도(Vafinal)와 동일하게 유지되고 엔진의 파워가 상기 기 설정된 최대 파워와 동일하게 유지되는 최종 단계(13)를 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 방법. - 제 1 항에 있어서,
상기 항공기(100)는 최대 연속 파워(MCP)를 가지며, 상기 항공기(100)의 상기 기 설정된 최대 파워는 상기 최대 연속 파워(MCP)인 것을 특징으로 하는 방법. - 제 1 항에 있어서,
상기 회피 조종은 상기 항공기(100)를 직선 비행 상태로 복귀시키는 초기 단계(11)를 포함하며, 상기 초기 단계(11)는 상기 감속 단계(12) 전에 수행되는 것을 특징으로 하는 방법. - 제 1 항에 있어서,
상기 감속 단계(12)에서 상기 항공기(100)의 운동 에너지의 일부가 상기 항공기(100)의 잠재 에너지로 변환되어 기 설정된 전진 속도(Vafinal)에 도달할 때까지 상기 항공기(100)의 수직 속도(Vv)가 증가될 수 있도록, 상기 감속 단계(12)는 상기 항공기(100)의 사이클릭 스틱(103)을 사용하여 수행되는 것을 특징으로 하는 방법. - 제 4 항에 있어서,
상기 항공기(100)에 의해 발전되는 파워를 상기 항공기(100)의 상기 기 설정된 최대 파워와 동일한 값으로 조정하기 위하여, 상기 회피 조종은 상기 항공기(100)의 컬렉티브 스틱(104)을 사용하여 수행되는 것을 특징으로 하는 방법. - 제 1 항에 있어서,
상기 가능한 회피 궤적 번들(N1, N2) 각각과 상기 기복 지형(70)의 최상부 또는 상기 장애물(71) 간의 거리는, 상기 기 설정된 거리(Mv)와 비교하여, 오직 수직 방향을 따라 형성되는 것을 특징으로 하는 방법. - 제 1 항에 있어서,
번들(N1, N2) 각각의 상기 가능한 회피 궤적은 제 1 거리(d1)에 걸쳐 팬(fan) 형상의 엔벨로프를 구성하며, 상기 엔벨로프의 곡률 반경(Re)은 다음의 식으로 표현되는 것을 특징으로 하는 방법.
- g 는 지구 인력으로 인한 가속도이고,
-는 항공기의 롤 각도 이고,
- VH 는 상기 항공기(100)의 현재 전진 속도의 수평 성분이다. - 제 1 항에 있어서,
상기 항공기(100)의 각각의 회피 궤적을 결정하기 위하여, 상기 항공기(100)의 현재 비행 상태 이전의 적어도 5초 동안의 상기 항공기(100)의 상태에 기초하여 상기 항공기(100)의 미래 상태를 결정하는 것을 특징으로 하는 방법. - 제 1 항에 있어서,
상기 항공기(100)의 수직 속도(Vv)는 다음의 식에 의해 결정되는 것을 특징으로 하는 방법.
Vv = VvS(Va,Ma,PS,TS,ES) +
여기서, VvS(Va,Ma,PS,TS,ES)는 상기 수직 속도(Vv)의 정적 성분(VvSTAT)에 대응하고, 상기 정적 성분(VvSTAT)은 상기 항공기(100)의 비행 매뉴얼 내의 차트로부터 획득되는 표로부터 얻어지며,는 상기 수직 속도(Vv)의 동적 성분에 대응한다.
- Va 는 대기에 대한 상기 항공기(100)의 전진 속도이고,
- Ma 는 상기 항공기(100)의 겉보기 질량으로, 다음의 식으로 표현된다.
Ma = M
여기서, M 은 상기 항공기(100)의 질량이고, g 는 지구 인력으로 인한 가속도이고,는 상기 항공기(100)의 수평 가속도이다.
- PS 는 상기 항공기(100) 둘레의 정압이고,
- TS 는 상기 항공기(100) 둘레의 정온이고,
- ES 는 상기 항공기(100)의 엔진의 상태에 대응하는 파라미터이고,
- GS 는 지면에 대한 상기 항공기의 전진 속도이다. - 제 1 항에 있어서,
상기 항공기(100)의 상기 기 설정된 기수 상승 자세는 일정한 것을 특징으로 하는 방법. - 제 10 항에 있어서,
상기 항공기(100)의 상기 기 설정된 기수 상승 자세는 수평면에 대해 15°인 것을 특징으로 하는 방법. - 제 1 항에 있어서,
상기 기 설정된 전진 속도(Vafinal)는 최적 상승 속도를 생성하는 전진 속도(Vy)에 대응하는 것을 특징으로 하는 방법. - 제 1 항에 있어서,
상기 가능한 회피 궤적 번들(N1, N2) 각각은 상기 번들(N1, N2)의 각각의 회피 궤적을 수행하기 위한 조종사의 기 설정된 추정 반응 시간(t1, t2)에 대응하는 것을 특징으로 하는 방법. - 제 13 항에 있어서,
조종사에게 상기 충돌의 위험이 있음을 알리기 위하여, 20초의 추정 조종사 반응 시간(t2)에 대응하는 상기 회피 궤적 번들(N1, N2)이 상기 기복 지형(70) 또는 상기 장애물(71)로부터 상기 기 설정된 거리(Mv)보다 작은 거리(D)에 이르게 되면 제 1 경보를 발하는 것을 특징으로 하는 방법. - 제 13 항에 있어서,
조종사에게 충돌의 위험이 임박했음을 경고하기 위하여, 5초의 추정 조종사 반응 시간(t1)에 대응하는 상기 회피 궤적 번들(N1, N2)이 상기 기복 지형(70) 또는 상기 장애물(71)로부터 상기 기 설정된 거리(Mv)보다 작은 거리(D)에 이르게 되면 제 2 경보를 발하는 것을 특징으로 하는 방법. - 제 1 항에 있어서,
상기 회피 궤적은 일정한 하중 요인과 일정한 속도에서 자원 단계를 포함하지 않는 것을 특징으로 하는 방법. - 제 1 항에 있어서,
상기 항공기(100)는 자동 조종 장치를 구비하며, 경보를 발하는 순간 상기 자동 조종 장치가 상기 회피 궤적을 추종하는 것을 특징으로 하는 방법. - 항공기(100)에 설치되어 지형 경보를 발하는 장치(50)로서,
상기 장치(50)는
- 궤적 예측 알고리즘을 실행하는 적어도 한 대의 컴퓨터(51)와,
- 항공기(100)의 비행 구역의 기복 지형(70)이 저장되고, 상기 컴퓨터(51)에 연결되는 적어도 한 대의 제 1 데이터베이스(52)와,
- 상기 컴퓨터(51)에 연결되는 적어도 한 대의 경보 수단(54)을 포함하며,
상기 장치(50)는 제 1 항에 따른 방법을 수행하는 것을 특징으로 하는 장치. - 회전익 항공기(100)로서,
- 다수의 날개를 구비한 적어도 한 대의 메인 로터(101)와,
- 상기 메인 로터(101)의 상기 날개의 사이클릭 피치를 제어하기 위한 사이클릭 스틱(103)과,
- 상기 메인 로터(101)의 상기 날개의 컬렉티브 피치를 제어하기 위한 컬렉티브 스틱(104)과,
- 상기 항공기(100)의 동작과 관련된 대기 파라미터 및 상기 항공기(100)의 상태에 대한 정보를 제공하는 다수의 센서(110, 111, 112)를 포함하여 구성되며,
상기 항공기(100)는 제 18 항에 따른 장치(50)를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1020140195602A KR101631302B1 (ko) | 2014-12-31 | 2014-12-31 | 회전익 항공기에 지형 회피 경보를 발하기 위한 방법 및 장치 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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| KR1020140195602A KR101631302B1 (ko) | 2014-12-31 | 2014-12-31 | 회전익 항공기에 지형 회피 경보를 발하기 위한 방법 및 장치 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| KR101631302B1 true KR101631302B1 (ko) | 2016-06-16 |
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ID=56355059
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| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| KR1020140195602A KR101631302B1 (ko) | 2014-12-31 | 2014-12-31 | 회전익 항공기에 지형 회피 경보를 발하기 위한 방법 및 장치 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| KR (1) | KR101631302B1 (ko) |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20000075595A (ko) * | 1997-02-26 | 2000-12-26 | 배 시스템즈 피엘시 | 항공 트래픽 및 지형 충돌 위험을 항공기에 통지하기 위한 장치 |
| KR20120037228A (ko) * | 2010-10-11 | 2012-04-19 | 한국항공우주산업 주식회사 | 컴퓨터를 이용한 항공기의 실시간 지형추종 비행경로 생성 방법 |
| KR20130051270A (ko) * | 2011-11-09 | 2013-05-20 | 한국항공우주산업 주식회사 | 충돌 회피 장치 및 충돌 회피 방법 |
-
2014
- 2014-12-31 KR KR1020140195602A patent/KR101631302B1/ko active IP Right Grant
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| KR20000075595A (ko) * | 1997-02-26 | 2000-12-26 | 배 시스템즈 피엘시 | 항공 트래픽 및 지형 충돌 위험을 항공기에 통지하기 위한 장치 |
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| KR20130051270A (ko) * | 2011-11-09 | 2013-05-20 | 한국항공우주산업 주식회사 | 충돌 회피 장치 및 충돌 회피 방법 |
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