KR101745291B1 - 제자리 비행 동안 전력을 보존하기 위한 방법 및 시스템 - Google Patents

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Abstract

예시적인 방법은 테더를 통해 지상국에 결합되는 항공기에 대한 겉보기 바람으로 인한 항력을 결정하는 단계를 포함할 수 있다. 방법은 또한 지상국의 순풍점에 대한 항공기의 궤도를 결정하여, 궤도를 지나가는 항공기가 테더로 하여금 지면 위의 현수선 경로를 따라 펼쳐지게 하는 단계를 포함한다. 방법은 겉보기 바람 속에서 궤도를 지나가기 위한 항공기의 배향을 결정하여, 항공기의 액추에이터가 지면에 실질적으로 수직인 방향으로 수직 추력을 제공하도록 구성되게 하는 단계를 더 포함한다. 방법은 겉보기 바람 속에서 궤도를 지나가기 위한 배향에서의 항공기에 대한 수직 추력을 결정하는 단계도 포함한다. 방법은 항공기의 액추에이터가 궤도를 따라 항공기를 이동시키기 위한 수직 추력을 제공하게 하기 위한 명령을 제공하는 단계도 포함한다.

Description

제자리 비행 동안 전력을 보존하기 위한 방법 및 시스템{METHODS AND SYSTEMS FOR CONSERVING POWER DURING HOVER FLIGHT}
관련 출원의 상호 참조
본 개시 내용은 2013년 12월 19일자로 출원된 미국 정식 특허 출원 제14/135,128호에 대해 우선권을 주장하며, 그 전체 내용이 본 명세서에 참고로 포함된다.
본 명세서에서 달리 표시되지 않는 한, 본 섹션에서 설명되는 내용들은 본원의 청구항들에 대한 종래 기술이 아니며, 본 섹션의 포함에 의해 종래 기술인 것으로 인정되지는 않는다.
항공기의 비행 경로를 제어하기 위한 많은 기술 및 시스템이 존재한다. 일반적으로, 항공기의 자세 또는 비행 자세를 변경하는 능력은 항공기의 일부로서 포함되는 액추에이터들의 위치 및 기능에 의존할 것이다.
발명의 요약
일례에서, 테더를 통해 지상국에 결합되는 항공기에 대한 겉보기 바람으로 인한 항력을 결정하는 단계를 포함하는 방법이 제공된다. 방법은 또한 항력 및 테더의 무게에 기초하여, 지상국의 순풍점(point downwind)에 대한 항공기의 궤도를 결정하여, 궤도를 지나가는 항공기가 테더로 하여금 지면 위의 현수선 경로를 따라 펼쳐지게 하는 단계를 포함한다. 방법은 겉보기 바람 속에서 궤도를 지나가기 위한 항공기의 배향을 결정하여, 항공기의 액추에이터가 지면에 실질적으로 수직인 방향으로 수직 추력을 제공하도록 구성되게 하는 단계를 더 포함한다. 방법은 항공기의 궤도 및 무게에 기초하여, 겉보기 바람 속에서 궤도를 지나가기 위한 배향에서 항공기에 대한 수직 추력을 결정하는 단계도 포함한다. 방법은 항공기의 액추에이터가 궤도를 따라 항공기를 이동시키기 위한 수직 추력을 제공하게 하기 위한 명령을 제공하는 단계도 포함한다.
다른 예에서, 하나 이상의 프로세서를 포함하는 컴퓨팅 장치에 의해 실행될 때 컴퓨팅 장치로 하여금 기능들을 수행하게 하는 명령어들을 저장하는 컴퓨터 판독 가능 저장 메모리가 제공된다. 기능들은 테더를 통해 지상국에 결합되는 항공기에 대한 겉보기 바람으로 인한 항력을 결정하는 기능을 포함한다. 기능들은 항력 및 테더의 무게에 기초하여, 지상국의 순풍점에 대한 항공기의 궤도를 결정하여, 궤도를 지나가는 항공기가 테더로 하여금 지면 위의 현수선 경로를 따라 펼쳐지게 하는 기능을 더 포함한다. 기능들은 겉보기 바람 속에서 궤도를 지나가기 위한 항공기의 배향을 결정하여, 항공기의 액추에이터가 지면에 실질적으로 수직인 방향으로 수직 추력을 제공하도록 구성되게 하는 기능을 더 포함한다. 기능들은 항공기의 궤도 및 무게에 기초하여, 겉보기 바람 속에서 궤도를 지나가기 위한 배향에서 항공기에 대한 수직 추력을 결정하는 기능을 더 포함한다. 기능들은 항공기의 액추에이터가 궤도를 따라 항공기를 이동시키기 위한 수직 추력을 제공하게 하기 위한 명령을 제공하는 기능을 더 포함한다.
또 다른 예에서, 하나 이상의 프로세서, 및 명령어들을 저장하도록 구성되는 메모리를 포함하는 시스템이 제공되며, 명령어들은 하나 이상의 프로세서에 의해 실행될 때 시스템으로 하여금 기능들을 수행하게 한다. 테더를 통해 지상국에 결합되는 항공기에 대한 겉보기 바람으로 인한 항력을 결정하는 기능을 포함한다. 기능들은 항력 및 테더의 무게에 기초하여, 지상국의 순풍점에 대한 항공기의 궤도를 결정하여, 궤도를 지나가는 항공기가 테더로 하여금 지면 위의 현수선 경로를 따라 펼쳐지게 하는 기능을 더 포함한다. 기능들은 겉보기 바람 속에서 궤도를 지나가기 위한 항공기의 배향을 결정하여, 항공기의 액추에이터가 지면에 실질적으로 수직인 방향으로 수직 추력을 제공하도록 구성되게 하는 기능을 더 포함한다. 기능들은 항공기의 궤도 및 무게에 기초하여, 겉보기 바람 속에서 궤도를 지나가기 위한 배향에서 항공기에 대한 수직 추력을 결정하는 기능을 더 포함한다. 기능들은 항공기의 액추에이터가 궤도를 따라 항공기를 이동시키기 위한 수직 추력을 제공하게 하기 위한 명령을 제공하는 기능을 더 포함한다.
또 다른 예에서, 테더를 통해 지상국에 결합되는 항공기에 대한 겉보기 바람으로 인한 항력을 결정하기 위한 수단을 포함하는 시스템이 제공된다. 시스템은 항력 및 테더의 무게에 기초하여, 지상국의 순풍점에 대한 항공기의 궤도를 결정하여, 궤도를 지나가는 항공기가 테더로 하여금 지면 위의 현수선 경로를 따라 펼쳐지게 하기 위한 수단을 더 포함한다. 시스템은 겉보기 바람 속에서 궤도를 지나가기 위한 항공기의 배향을 결정하여, 항공기의 액추에이터가 지면에 실질적으로 수직인 방향으로 수직 추력을 제공하도록 구성되게 하기 위한 수단을 더 포함한다. 시스템은 항공기의 궤도 및 무게에 기초하여, 겉보기 바람 속에서 궤도를 지나가기 위한 배향에서 항공기에 대한 수직 추력을 결정하기 위한 수단을 더 포함한다. 시스템은 항공기의 액추에이터가 궤도를 따라 항공기를 이동시키기 위한 수직 추력을 제공하게 하기 위한 명령을 제공하기 위한 수단을 더 포함한다.
이들 양태뿐만 아니라 다른 양태들, 장점들, 및 대안들은 적절한 경우에 첨부 도면들을 참조하여 아래의 상세한 설명을 읽음으로써 통상의 기술자들에게 명백해질 것이다.
도 1은 일 실시예에 따른 테더 비행 시스템(tethered flight system)을 나타낸다.
도 2는 테더 비행 시스템의 예시적인 컴포넌트들을 나타내는 간이 블록도이다.
도 3a는 예시적인 테더 비행 시스템의 하향 관찰도를 나타낸다.
도 3b는 다양한 수평 위치들 및 고도들에서 제자리 비행(hover flight)하는 항공기의 예들을 나타낸다.
도 4a는 제1의 예시적인 현수선 경로(catenary path) 및 제2의 예시적인 현수선 경로를 나타낸다.
도 4b는 제3의 예시적인 현수선 경로 및 제4의 예시적인 현수선 경로를 나타낸다.
도 5a는 항공기의 예시적인 롤 축(roll axis)을 나타낸다.
도 5b는 항공기의 예시적인 피치 축(pitch axis)을 나타낸다.
도 5c는 항공기의 예시적인 요 축(yaw axis)을 나타낸다.
도 6a는 항공기의 피치 축, 꼬리 날개 및 겉보기 바람의 예들을 나타낸다.
도 6b는 항공기의 피치 축, 꼬리 날개 및 겉보기 바람의 예들을 나타낸다.
도 7은 테더가 지면 위의 현수선 경로를 따라 펼쳐지게 하는 항공기의 궤도 및 배향을 결정하기 위한 예시적인 방법의 블록도이다.
아래의 상세한 설명은 개시되는 시스템들 및 방법들의 다양한 특징들 및 기능들을 첨부 도면들을 참조하여 설명한다. 도면들에서, 상황이 달리 지시하지 않는 한, 유사한 심벌들은 유사한 컴포넌트들을 식별한다. 본 명세서에서 설명되는 예시적인 시스템 및 방법 실시예들은 한정을 의도하지 않는다. 개시되는 시스템들 및 방법들의 소정 양태들은 다양한 상이한 구성들로 배열되고 조합될 수 있으며, 그 모두가 본 명세서에서 고려됨을 쉽게 이해할 수 있다.
예들 내에서, 프로세서는 지상국에 테더링된 항공기에 대한 겉보기 바람으로 인한 항력을 결정하도록 구성될 수 있다. 프로세서는 공기의 밀도, 항공기의 항력 계수, 항공기의 기준 면적 또는 겉보기 바람의 속도에 기초하여 항력을 결정할 수 있다. 항력 계수는 항공기의 형상에 기초하는 항공기의 표면 위에서 움직이는 공기의 이동에 저항하는 항공기의 경향을 나타낼 수 있다. 항공기의 기준 면적은 겉보기 바람에 수직인 평면에서의 항공기의 단면적을 나타낼 수 있지만, 항공기의 임의의 면적을 나타낼 수도 있다.
이어서, 프로세서는 지상국의 순풍점에 대한 항공기의 궤도를 결정하여, 궤도를 따라 이동함으로써 항공기가 테더가 펼쳐짐에 따라 지면 위의 현수선 경로를 따라 테더를 당기게 할 수 있다. 프로세서는 항력 및 테더의 무게에 기초하여 궤도를 결정할 수 있으며, 따라서 테더의 장력이 겉보기 바람으로 인한 항력에 의해 유발된다. 예로서, 테더의 무게의 감소 또는 항력의 증가는 지상국의 순풍점이 더 낮은 고도에 있게 할 수 있다. 추가 예로서, 테더의 무게의 증가 또는 항력의 감소는 지상국의 순풍점이 더 높은 고도에 있게 할 수 있다.
프로세서는 또한 항공기가 지상국의 순풍점을 향해 이동하기 위한 항공기의 배향을 결정할 수 있다. 항공기는 액추에이터를 포함할 수 있으며, 항공기가 배향에 있는 동안, 액추에이터는 지면에 실질적으로 수직인 방향으로 수직 추력을 제공하도록 구성될 수 있다. 배향은 제로 피치로서 지칭될 수 있다. 항공기가 배향에 있는 것은 액추에이터가 항공기를 실질적 수직 방향으로 이동시키는 것을 가능하게 할 수 있는 반면, 겉보기 바람으로부터의 항력은 항공기를 실질적 수평 방향으로 이동시킨다.
항공기의 궤도 및 무게에 기초하여, 프로세서는 겉보기 바람 속에서 궤도를 지나가기 위한 배향에서 항공기에 대한 수직 추력을 결정할 수 있다. 프로세서는 궤도를 지나가기 위한 수직 가속도를 결정할 수 있으며, 수직 가속도, 항공기의 무게, 항공기에 의해 지지되는 테더의 일부의 무게, 및 항공기 및 테더 상에 작용하는 중력에 기초하여 수직 추력을 결정할 수 있다. 프로세서는 또한 항공기를 궤도를 따라 이동시키기 위한 수직 추력을 제공하도록 액추에이터에 명령을 제공할 수 있다.
이제, 도면들을 참조하면, 도 1은 일 실시예에 따른 테더 비행 시스템(100)을 도시한다. 테더 비행 시스템(100)은 지상국(110), 테더(120) 및 항공기(130)를 포함할 수 있다. 도 1에 도시된 바와 같이, 항공기(130)는 테더(120)에 접속될 수 있고, 테더(120)는 지상국(110)에 접속될 수 있다. 테더(120)는 지상국(110) 상의 하나의 위치에서 지상국(110)에 부착될 수 있고, 항공기(130) 상의 2개의 위치에서 항공기(130)에 부착될 수 있다. 그러나 다른 예들에서, 테더(120)는 다수의 위치에서 지상국(110) 또는 항공기(130)의 임의의 부분에 부착될 수 있다.
지상국(110)은 항공기(130)가 비행 모드에 있을 때까지 항공기(130)를 유지 또는 지지하는 데 사용될 수 있다. 지상국(110)은 또한 항공기(130)의 전개가 가능하게 항공기(130)를 재배치하도록 구성될 수 있다. 더욱이, 지상국(110)은 또한 착륙 동안 항공기(130)를 수용하도록 구성될 수 있다. 지상국(110)은 제자리 비행, 전방 비행 또는 측풍 비행 동안 항공기(130)를 적절히 지상국에 부착되거나 고정되게 유지할 수 있는 임의의 재료로 형성될 수 있다.
게다가, 지상국(110)은 테더(120)의 길이를 변하게 할 수 있는, 윈치(winch)와 같은 하나 이상의 컴포넌트(도시 생략)를 포함할 수 있다. 예를 들어, 항공기(130)가 전개될 때, 하나 이상의 컴포넌트는 테더(120)를 풀어주거나(pay out) 풀도록(reel out) 구성될 수 있다. 일부 구현들에서, 하나 이상의 컴포넌트는 미리 결정된 길이로 테더(120)를 풀어주거나 풀도록 구성될 수 있다. 예들로서, 미리 결정된 길이는 테더(120)의 최대 길이 이하일 수 있다. 또한, 항공기(130)가 지상국(110)에 착륙할 때, 하나 이상의 컴포넌트는 테더(120)를 감도록 구성될 수 있다.
테더(120)는 항공기(130)에 의해 생성된 전기 에너지를 지상국(110)에 전송할 수 있다. 게다가, 테더(120)는 이륙, 착륙, 제자리 비행 또는 전방 비행을 위해 항공기(130)에 전력을 공급하기 위해서 전기를 항공기(130)에 전송할 수 있다. 테더(120)는 항공기(130)에 의해 생성되는 전기 에너지의 전송, 전달 또는 활용, 또는 항공기(130)로의 전기의 전송을 허용할 수 있는 임의의 재료를 이용하여 임의의 형태로 구성될 수 있다. 테더(120)는 또한 항공기(130)가 비행 모드에 있을 때 항공기(130)의 하나 이상의 힘을 견디도록 구성될 수 있다. 예를 들어, 테더(120)는 항공기(130)가 제자리 비행, 전방 비행 또는 측풍 비행에 있을 때 항공기(130)의 하나 이상의 힘을 견디도록 구성되는 코어를 포함할 수 있다. 코어는 고강도 섬유들로 구성될 수 있다. 일부 예들에서, 테더(120)는 고정 길이 또는 가변 길이를 가질 수 있다.
항공기(130)는 다른 가능성들 중에서 특히, 연(kite), 헬리콥터, 날개 또는 비행기와 같은 여러 유형의 장치들을 포함할 수 있다. 항공기(130)는 금속, 플라스틱, 폴리머, 또는 유틸리티 응용들에 사용될 수 있는, 전기 에너지의 생성과 높은 추력-대-중량 비를 허용하는 임의의 재료의 단단한 구조들로 형성될 수 있다. 또한, 재료들은 풍속 및 풍향에서의 크거나 급격한 시프트들을 다룰 수 있는, 번개 경화, 중복 또는 고장 허용 설계를 허용할 수 있다. 다른 재료들도 가능할 수 있다.
도 1에 도시된 바와 같이, 항공기(130)는 주 날개(131), 전면부(132), 액추에이터 커넥터들(133A-B), 액추에이터들(134A-D), 테일 붐(tail boom)(135), 꼬리 날개(136) 및 수직 안정판(vertical stabilizer)(137)을 포함할 수 있다. 이들 컴포넌트는 어느 것이나 양력을 사용하여 중력에 견디거나 항공기(130)를 전방으로 이동시키는 것을 허용하는 임의의 형태로 형성될 수 있다.
주 날개(131)는 전방 비행 동안 기본 양력을 항공기(130)에 제공할 수 있으며, 항공기(130)는 액추에이터들(134A-D)에 의해 제공되는 추력의 방향에 실질적으로 평행한 방향으로 공기를 통해 이동할 수 있으며, 따라서 주 날개(131)는 지면에 실질적으로 수직인 양력을 제공한다. 주 날개(131)는 하나 이상의 경질 또는 연성 에어 포일(flexible air foil)들일 수 있고, 윙릿(winglet)들, 플랩(flap)들, 러더(rudder)들, 엘리베이터들 등과 같은 다양한 제어 표면들 및 액추에이터들을 포함할 수 있다. 제어 표면들은 항공기(130)를 안정화시키거나 제자리 비행, 전방 비행 또는 측풍 비행 동안 항공기(130)에 대한 항력을 감소시키는 데 사용될 수 있다. 주 날개(131)는 항공기(130)가 제자리 비행, 전방 비행 또는 측풍 비행을 행하기 위한 임의의 적절한 재료일 수 있다. 예를 들어, 주 날개(131)는 탄소 섬유 또는 e-글래스를 포함할 수 있다. 더욱이, 주 날개(131)는 다양한 치수를 가질 수 있다. 예를 들어, 주 날개(131)는 종래의 풍력 터빈 블레이드에 대응하는 하나 이상의 치수를 가질 수 있다. 전면부(132)는 비행 동안 항공기(130)에 대한 항력을 감소시키기 위해, 노즈(nose)와 같은 하나 이상의 컴포넌트를 포함할 수 있다.
액추에이터 커넥터들(133A-B)은 액추에이터들(134A-D)을 주 날개(131)에 접속할 수 있다. 일부 예들에서, 액추에이터 커넥터들(133A-B)은 하나 이상의 파일론(pylon)의 형태를 취하거나 이와 형태가 유사할 수 있다. 도 1에 도시된 예에서, 액추에이터 커넥터들(133A-B)은 액추에이터들(134A, 134B)이 주 날개(131)의 대향 측에 위치하고 액추에이터들(134C, 134D)도 주 날개(131)의 대향 측에 위치하도록 배열된다. 액추에이터(134C)는 또한 액추에이터(134A)에 대향하는 주 날개(131)의 단부에 배치될 수 있고, 액추에이터(134D)는 액추에이터(134B)에 대향하는 주 날개(131)의 단부에 배치될 수 있다.
전력 생성 모드에서, 액추에이터들(134A-D)은 전기 에너지를 생성할 목적으로 하나 이상의 발전기를 구동하도록 구성될 수 있다. 도 1에 도시된 바와 같이, 액추에이터들(134A-D)은 각각 하나 이상의 블레이드를 포함할 수 있다. 액추에이터 블레이드들은 바람과 상호작용을 통해 회전할 수 있으며, 이는 하나 이상의 발전기를 구동하는 데 사용될 수 있다. 게다가, 액추에이터들(134A-D)은 또한 비행 동안 추력을 항공기(130)에 제공하도록 구성될 수 있다. 도 1에 도시된 바와 같이, 액추에이터들(134A-D)은 프로펠러와 같은 하나 이상의 추진 유닛으로서 기능할 수 있다. 액추에이터들(134A-D)이 도 1에서 4개의 액추에이터로 도시되어 있지만, 다른 예들에서 항공기(130)는 임의의 수의 액추에이터들을 포함할 수 있다.
전방 비행 모드에서, 액추에이터들(134A-D)은 테일 붐(135)에 실질적으로 평행한 전방 추력을 생성하도록 구성될 수 있다. 도 1에 도시된 주 날개(131)에 대한 액추에이터들(134A-D)의 위치에 기초하여, 액추에이터들은 액추에이터들(134A-D) 모두가 최대 전력으로 동작하고 있을 때 항공기(130)에 대한 최대 전방 추력을 제공하도록 구성될 수 있다. 액추에이터들(134A-D)은 액추에이터들(134A-D)이 최대 전력으로 동작하고 있을 때 동일한 또는 대략 동일한 양의 전방 추력들을 제공할 수 있으며, 액추에이터들(134A-D)에 의해 항공기에 인가되는 순수 회전력은 0이 될 수 있다.
테일 붐(135)은 주 날개(131)를 꼬리 날개(136) 및 수직 안정판(137)에 접속할 수 있다. 테일 붐(135)은 다양한 치수들을 가질 수 있다. 더욱이, 일부 구현들에서, 테일 붐(135)은 항공기(130)의 바디 또는 동체의 형태를 취할 수 있다. 그러한 구현들에서, 테일 붐(135)은 페이로드를 운반할 수 있다.
꼬리 날개(136) 또는 수직 안정판(137)은 제자리 비행, 전방 비행 또는 측풍 비행 동안 항공기(130)를 조종 또는 안정화하거나 항공기(130)에 대한 항력을 감소시키는 데 사용될 수 있다. 예를 들어, 꼬리 날개(136) 또는 수직 안정판(137)은 제자리 비행, 전방 비행 또는 측풍 비행 동안 항공기(130)의 피치 또는 요 비행 자세를 유지하는 데 사용될 수 있다. 도 1에서, 수직 안정판(137)은 테일 붐(135)에 부착되고, 꼬리 날개(136)는 수직 안정판(137)의 상부에 위치한다. 꼬리 날개(136)는 다양한 치수들을 가질 수 있다.
위에서는 항공기(130)가 설명되었다 할지라도, 본 명세서에 설명되는 방법들과 시스템들은 테더(120)와 같은 테더에 접속되는 임의의 항공기와 연관될 수 있다는 것을 이해해야 한다.
도 2는 테더 비행 시스템(200)의 예시적인 컴포넌트들을 나타내는 간이 블록도이다. 테더 비행 시스템(200)은 지상국(210), 테더(220) 및 항공기(230)를 포함할 수 있다. 도 2에 도시된 바와 같이, 지상국(210)은 하나 이상의 프로세서(212), 데이터 저장소(214), 프로그램 명령들(216) 및 통신 시스템(218)을 포함할 수 있다. 프로세서(212)는 범용 프로세서 또는 특수 목적 프로세서(예를 들어, 디지털 신호 프로세서, 주문형 집적 회로 등)일 수 있다. 하나 이상의 프로세서(212)는 데이터 저장소(214)에 저장되고 본 명세서에 설명되는 기능 중 적어도 일부를 제공하도록 실행 가능한 컴퓨터 판독 가능 프로그램 명령들(216)을 실행하도록 구성될 수 있다.
데이터 저장소(214)는 적어도 하나의 프로세서(212)에 의해 판독되거나 액세스될 수 있는 하나 이상의 컴퓨터 판독 가능 저장 매체를 포함하거나 그 형태를 취할 수 있다. 하나 이상의 컴퓨터 판독 가능 저장 매체는 휘발성 또는 비휘발성 저장 컴포넌트들, 예를 들어 하나 이상의 프로세서(212) 중 적어도 하나와 전체적으로 또는 부분적으로 일체화될 수 있는 광, 자기, 유기, 또는 다른 메모리 또는 디스크 저장소를 포함할 수 있다. 일부 실시예들에서 데이터 저장소(214)는 단일 물리적 장치(예를 들어, 하나의 광, 자기, 유기, 또는 다른 메모리 또는 디스크 저장 유닛)을 이용하여 구현될 수 있는 반면, 다른 실시예에서 데이터 저장소(214)는 2개 이상의 물리적 장치를 이용하여 구현될 수 있다.
언급한 바와 같이, 데이터 저장소(214)는 컴퓨터 판독 가능 프로그램 명령어들(216)과, 지상국(210)의 진단 데이터와 같은 아마도 추가 데이터를 포함할 수 있다. 이와 같이, 데이터 저장소(214)는 본 명세서에 설명되는 일부 또는 모든 기능을 수행하거나 용이하게 하기 위한 프로그램 명령어들을 포함할 수 있다.
추가 양상에서, 지상국(210)은 통신 시스템(218)을 포함할 수 있다. 통신 시스템(218)은 하나 이상의 무선 인터페이스 또는 하나 이상의 유선 인터페이스를 포함할 수 있고, 이들은 지상국(210)이 하나 이상의 네트워크를 통해 통신하게 한다. 이런 무선 인터페이스들은 블루투스, WiFi(예를 들어, IEEE 802.11 프로토콜), 롱-텀 에볼루션(LTE)(Long-Term Evolution), WiMAX(예를 들어, IEEE 802.16 표준), 무선 주파수 ID(RFID)(Radio Frequency ID) 프로토콜, 근거리 통신(NFC)(Near Field Communication) 또는 다른 무선 통신 프로토콜들과 같은, 하나 이상의 무선 통신 프로토콜 하에서 통신을 제공할 수 있다. 이런 유선 인터페이스들은 이더넷 인터페이스, 범용 직렬 버스(USB)(Universal Serial Bus) 인터페이스, 또는 와이어, 연선(twisted pair of wires), 동축 케이블, 광 링크, 광섬유 링크, 또는 유선 네트워크와의 다른 물리적 연결을 포함할 수 있다. 지상국(210)은 통신 시스템(218)을 통해 항공기(230), 다른 지상국들 또는 다른 엔티티들(예를 들어, 명령 센터)과 통신할 수 있다.
일 실시예에서, 지상국(210)은 단거리 통신 및 장거리 통신 양자를 허용하는 통신 시스템들(218)을 포함할 수 있다. 예를 들어, 지상국(210)은 블루투스를 이용하는 단거리 통신을 위해 그리고 CDMA 프로토콜 하의 장거리 통신을 위해 구성될 수 있다. 그러한 실시예에서, 지상국(210)은 "핫 스폿"으로서 또는 원격 지지 장치(예를 들어, 테더(220), 항공기(230), 및 다른 지상국들)과, 셀룰러 네트워크 또는 인터넷과 같은 하나 이상의 데이터 네트워크 사이의 게이트웨이 또는 프록시로서 작용하도록 구성될 수 있다. 이와 같이 구성되어, 지상국(210)은 원격 지지 장치가 그렇지 않으면 그 자신에 의해 수행될 수 없을 데이터 통신을 용이하게 할 수 있다.
예를 들어, 지상국(210)은 WiFi 연결을 원격 장치에 제공하고 셀룰러 서비스 제공자의 데이터 네트워크에 대한 프록시 또는 게이트웨이로서 작용할 수 있으며, 지상국(210)은 예를 들어, LTE 또는 3G 프로토콜 하에서 이런 셀룰러 서비스 제공자의 데이터 네트워크에 연결할 수 있다. 지상국(210)은 또한 다른 지상국들 또는 명령국에 대한 프록시 또는 게이트웨이로서 작용할 수 있으며, 그렇지 않으면 원격 장치는 이들에게 액세스할 수 없을 수 있다.
더욱이, 도 2에 도시된 바와 같이, 테더(220)는 전송 컴포넌트들(222)과 통신 링크(224)를 포함할 수 있다. 전송 컴포넌트들(222)은 항공기(230)로부터의 전기 에너지를 지상국(210)에 전송하거나 지상국(210)으로부터의 전기 에너지를 항공기(230)에 전송하도록 구성될 수 있다. 전송 컴포넌트들(222)은 상이한 실시예들에서 다양한 상이한 형태들을 취할 수 있다. 예를 들어, 전송 컴포넌트들(222)은 전기를 전송하도록 구성되는 하나 이상의 도전체를 포함할 수 있다. 그리고, 적어도 하나의 그런 예에서, 하나 이상의 도전체는 알루미늄 또는 전류의 전도를 허용하는 임의의 재료를 포함할 수 있다. 더욱이, 일부 구현들에서, 전송 컴포넌트들(222)은 테더(220)의 코어(도시 생략)를 둘러쌀 수 있다.
지상국(210)은 통신 링크(224)를 통해 항공기(230)와 통신할 수 있다. 통신 링크(224)는 양방향일 수 있고, 하나 이상의 유선 또는 무선 인터페이스를 포함할 수 있다. 또한, 하나 이상의 라우터, 스위치 또는 통신 링크(224)의 적어도 일부를 구성하는 다른 장치들 또는 네트워크들이 있을 수 있다.
또한, 도 2에 도시된 바와 같이, 항공기(230)는 하나 이상의 센서(232), 전력 시스템(234), 전력 생성/변환 컴포넌트들(236), 통신 시스템(238), 하나 이상의 프로세서(242), 데이터 저장소(244), 프로그램 명령어들(246), 및 제어 시스템(248)을 포함할 수 있다.
센서들(232)은 상이한 실시예들에서 다양한 상이한 센서들을 포함할 수 있다. 예를 들어, 센서들(232)은 GPS(Global Positioning System) 수신기를 포함할 수 있다. GPS 수신기는 항공기(230)의 GPS 좌표들과 같은, GPS 시스템들(GNNS(Global Navigation Satellite System)로서 지칭될 수 있음)에 전형적인 데이터를 제공하도록 구성될 수 있다. 그런 GPS 데이터는 본 명세서에 설명되는 다양한 기능들을 제공하기 위해 테더 비행 시스템(200)에 의해 이용될 수 있다.
다른 예로서, 센서들(232)은 하나 이상의 피토 튜브(pitot tube)와 같은 하나 이상의 풍속 센서를 포함할 수 있다. 하나 이상의 풍속 센서는 겉보기 바람(apparent wind) 또는 상대 바람(relative wind)을 검출하도록 구성될 수 있다. 이런 바람 데이터는 본 명세서에 설명되는 다양한 기능들을 제공하기 위해 테더 비행 시스템(200)에 의해 이용될 수 있다.
또 다른 예로서, 센서들(232)은 관성 측정 유닛(IMU)(Inertial Measurement Unit)을 포함할 수 있다. IMU는 항공기(230)의 배향 또는 비행 자세를 결정하기 위해 함께 이용될 수 있는, 가속도계 및 자이로스코프 양자를 포함할 수 있다. 특히, 가속도계는 지상에 대한 항공기(230)의 배향을 측정할 수 있고, 반면에 자이로스코프는 항공기(230)의 중심선과 같은 축 주위의 회전률을 측정한다. IMU들은 저비용, 저전력 패키지들로 상업적으로 구입 가능하다. 예를 들어, IMU는 초소형 미세전자기계시스템(MEMS)(MicroElectroMechanical System) 또는 나노전자기계시스템(NEMS)(NanoElectroMechanical System)의 형태를 취하거나 이를 포함할 수 있다. 다른 유형의 IMU들도 이용될 수 있다. IMU는 가속도계들 및 자이로스코프들뿐만 아니라, 위치를 더 잘 결정하는데 도움이 될 수 있는 다른 센서들을 포함할 수 있다. 이런 센서들의 2가지 예들은 자력계들과 압력 센서들이다. 다른 예들도 가능하다.
가속도계와 자이로스코프가 항공기(230)의 배향을 결정하는 데 효과적일 수 있지만, 측정의 오차들이 시간의 경과에 따라 합성될 수 있다. 그러나 예시적 항공기(230)는 방향을 측정하기 위해 자력계를 이용하여 그런 오차들을 완화하거나 감소시킬 수 있다. 자력계의 한 예는 저전력, 디지털 3축 자력계이고, 이것은 정확한 기수 방위(heading) 정보를 위한 배향 독립 전자식 나침반을 구현하는데 사용될 수 있다. 그러나 다른 유형의 자력계들도 물론 이용될 수 있다.
항공기(230)는 또한 압력 센서 또는 기압계를 포함할 수 있고, 이것은 항공기(230)의 고도를 결정하는데 사용될 수 있다. 대안적으로, 음향 고도계들 또는 레이더 고도계들과 같은 다른 센서들은 고도의 표시를 제공하는데 사용될 수 있고, 이것은 IMU의 정확도를 향상하거나 드리프트를 방지하는 데 도움이 될 수 있다. 항공기(230)는 공기 온도를 감지하는 온도계 또는 다른 센서도 포함할 수 있다.
언급된 바와 같이, 항공기(230)는 전력 시스템(234)을 포함할 수 있다. 전력 시스템(234)은 상이한 실시예들에서 다양한 상이한 형태들을 취할 수 있다. 예를 들어, 전력 시스템(234)은 전력을 항공기(230)에 제공하는 하나 이상의 배터리를 포함할 수 있다. 일부 구현들에서, 하나 이상의 배터리는 재충전 가능하고, 각각의 배터리는 배터리와 전원 사이의 유선 연결들 또는 무선 충전 시스템, 예를 들어 외부 시변 자계를 내부 배터리에 인가하는 유도성 충전 시스템 또는 하나 이상의 태양 전지판에서 수집되는 에너지를 이용하는 충전 시스템을 통해 재충전될 수 있다.
또 다른 예로서, 전력 시스템(234)은 전력을 항공기(230)에 제공하기 위한 하나 이상의 모터 또는 엔진을 포함할 수 있다. 일 실시예에서, 전력 시스템(234)은 도 1에 도시되고 설명된 바와 같이 항공기(130)의 액추에이터들(134A-D)에 전력을 제공할 수 있다. 일부 구현들에서, 하나 이상의 모터 또는 엔진은 탄화수소계 연료와 같은 연료에 의해 전력이 공급될 수 있다. 그런 구현들에서, 연료는 항공기(230)에 저장되고 파이핑(piping)과 같은 하나 이상의 유체 도관을 통해 하나 이상의 모터 또는 엔진에 전달될 수 있다. 일부 구현들에서, 전력 시스템(234)은 지상국(210)의 전체 또는 일부에 구현될 수 있다.
언급된 바와 같이, 항공기(230)는 전력 생성/변환 컴포넌트들(236)을 포함할 수 있다. 전력 생성/변환 컴포넌트들(236)은 상이한 실시예들에서 다양한 상이한 형태들을 취할 수 있다. 예를 들어, 전력 생성/변환 컴포넌트들(236)은 고속 직접 구동 발전기와 같은 하나 이상의 발전기를 포함할 수 있다. 하나 이상의 발전기는 하나 이상의 로터 또는 액추에이터, 예로서 도 1에 도시되고 설명된 바와 같은 액추에이터(134A-D)에 의해 구동될 수 있다.
더욱이, 항공기(230)는 통신 시스템(238)을 포함할 수 있다. 통신 시스템(238)은 지상국(210)의 통신 시스템(218)의 형태를 취하거나 이와 형태가 유사할 수 있다. 항공기(230)는 통신 시스템(238)을 통해 지상국(210), 다른 항공기들 또는 다른 엔티티들(예를 들어, 명령 센터)과 통신할 수 있다.
일부 구현들에서, 항공기(230)는 "핫 스폿"으로서 또는 원격 지지 장치(예를 들어, 지상국(210), 테더(220), 다른 항공기들)과, 셀룰러 네트워크 또는 인터넷과 같은 하나 이상의 데이터 네트워크 사이의 게이트웨이 또는 프록시로서 작용하도록 구성될 수 있다. 이와 같이 구성되어, 항공기(230)는 원격 지지 장치가 그렇지 않으면 그 자신에 의해 수행될 수 없을 데이터 통신을 용이하게 할 수 있다.
예를 들어, 항공기(230)는 WiFi 연결을 원격 장치에 제공하고 셀룰러 서비스 제공자의 데이터 네트워크에 대한 프록시 또는 게이트웨이로서 작용할 수 있으며, 항공기(230)는 예를 들어, LTE 또는 3G 프로토콜 하에서 이런 셀룰러 서비스 제공자의 데이터 네트워크에 연결할 수 있다. 항공기(230)는 또한 다른 항공기들 또는 명령국에 대한 프록시 또는 게이트웨이로서 작용할 수 있으며, 그렇지 않으면 원격 장치는 이들에게 액세스할 수 없을 수 있다.
언급된 바와 같이, 항공기(230)는 하나 이상의 프로세서(242), 프로그램 명령어들(244), 및 데이터 저장소(246)를 포함할 수 있다. 하나 이상의 프로세서(242)는 데이터 저장소(244)에 저장되고 본 명세서에 설명된 기능 중 적어도 일부를 제공하도록 실행 가능한 컴퓨터 판독 가능 프로그램 명령어들(246)을 실행하도록 구성될 수 있다. 하나 이상의 프로세서(242)는 하나 이상의 프로세서(212)의 형태를 취하거나 이와 형태가 유사할 수 있으며, 데이터 저장소(244)는 데이터 저장소(214)의 형태를 취하거나 이와 형태가 유사할 수 있으며, 프로그램 명령어들(246)은 프로그램 명령어들(216)의 형태를 취하거나 이와 형태가 유사할 수 있다.
더욱이, 언급된 바와 같이, 항공기(230)는 제어 시스템(248)을 포함할 수 있다. 일부 구현들에서, 제어 시스템(248)은 본 명세서에 설명되는 하나 이상의 기능을 수행하도록 구성될 수 있다. 제어 시스템(248)은 기계적 시스템들, 또는 하드웨어, 펌웨어 또는 소프트웨어로 구현될 수도 있다. 일례로서, 제어 시스템(248)은 비일시적 컴퓨터 판독가능 매체상에 저장되는 프로그램 명령어들과 명령어들을 실행하는 프로세서의 형태를 취할 수 있다. 제어 시스템(248)은 항공기(230), 또는 지상국(210)과 같은, 항공기(230)로부터 원격에 위치하는 적어도 하나의 엔티티 상에 전체 또는 일부로 구현될 수 있다. 일반적으로, 제어 시스템(248)이 구현되는 방식은 특정 실시예에 따라 변할 수 있다.
도 3a는 지상국(310), 테더(320) 및 항공기(330)를 포함할 수 있는 예시적인 테더 비행 시스템(300)의 하향 관찰도를 나타낸다. 도 3a에는 방위각(340) 및 겉보기 바람(350)도 도시된다. 도 3a에 도시된 바와 같이, 지상국(310)은 테더(320)의 제1 단부에서 테더(320)에 결합될 수 있고, 테더(320)는 테더(320)의 제2 단부에서 항공기(330)에 결합될 수 있다. 항공기(330)는 지상국(310)에 대해 방위 방향으로 자유롭게 비행하도록 구성될 수 있다. 항공기(330)의 위치는 기준각과 항공기(330)의 방위 위치 간의 방위각(340)에 의해 부분적으로 특성화될 수 있다. 지상국(310)은 겉보기 바람(350)에 평행한 방향으로 항공기(330)를 전개하도록 회전될 수 있다.
도 3b는 다양한 수평 위치들 및 고도들에서 제자리 비행하는 항공기(330)의 예들을 나타낸다. 항공기(330)는 테더(320)를 통해 지상국(310)에 테더링될 수 있다. 도 3b는 겉보기 바람(350), 지면(360), 수평 거리(370) 및 항공기의 고도(380)도 도시한다.
제자리 비행은 항공기(330)에 대한 중력에 저항하는 주요 힘이 항공기(330)의 액추에이터들의 추력에 의해 제공되게 하는 비행 자세로 항공기(330)가 이동하는 것에 의해 특성화될 수 있다. 항공기(330)는 겉보기 바람(350)에 평행한 방향으로 전개될 수 있다. 그러한 구성에서, 액추에이터들은 지면(360)에 실질적으로 수직인 방향으로 추력을 제공하도록 배향될 수 있으며, 주 날개는 주 날개가 지면(360)에 수직인 방향으로 항공기(330)에 양력을 인가하도록 구성되지 않게 배향될 수 있다. 제자리 비행 동안, 주 날개, 꼬리 날개 및 수평 안정판의 양력 생성 표면들은 양력 생성에 유효하지 못할 수 있는데, 이는 양력 생성 표면들이 항공기(330)의 이동 방향에 실질적으로 평행하게 면하도록 배향될 수 있거나, 양력을 생성하는 데 충분한 겉보기 바람(350)에 의해 영향을 받지 않을 수 있기 때문이다. 제자리 비행에서, 항공기(330)가 비행 경로를 따라 이동하게 하는 힘은 액추에이터들에 의해 제공되는 힘 및 겉보기 바람(350)을 포함할 수 있다.
제자리 비행은 항공기(330)를 지상국(310)으로부터 제자리 비행 배향으로 전개하는 것으로부터 시작될 수 있다. 지상국(310)은 겉보기 바람(350)에 평행한 방위 방향으로 항공기(330)를 전개하도록 회전될 수 있다. 항공기(330)를 겉보기 바람(350)의 방향으로 전개하는 것은 항공기(330)로 하여금 항공기(330)의 액추에이터들이 실질적 수직 방향으로 추진하고 있는 동안 지상국(310)으로부터 수평 거리(370)를 이동하는 것을 가능하게 할 수 있다. 테더(320)는 항공기(330)가 지상국(310)으로부터의 수평 거리(370)의 증가를 달성함에 따라 풀어지거나 풀릴 수 있다. 제자리 비행은 항공기(330)가 지면(360) 위에서 지면(360) 위의 고도(380)에서 상승, 하강 또는 제자리 운행하는 것을 포함할 수 있다.
도 4a는 제1의 예시적인 현수선 경로(402) 및 제2의 예시적인 현수선 경로(404)를 나타낸다. 케이블, 체인, 테더 또는 유사한 물체는 물체가 제1 단부 및 제2 단부에서 지지되지만 자유롭게 매달리거나 중력에 반작용하는 것이 허용될 때 현수선 경로를 따라 매달릴 수 있다.
예들 내에서, 테더의 현수선 경로는 테더와 항공기의 공통 지점, 즉 테더가 항공기에 접속되는 지점이 항공기의 궤도 및 테더의 현수선 경로 양자를 지나도록 정의되는 경우에 항공기의 궤도와 동일(또는 대략 동일)할 수 있다. 테더의 현수선 경로를 계산하기 위해, 프로세서는 식 1을 이용하여 겉보기 바람으로 인한 항공기에 대한 항력(F)을 결정할 수 있다.
Figure 112016069995919-pct00001
결정은 먼저 항공기를 둘러싸는 공기의 밀도
Figure 112016069995919-pct00002
, 항공기의 항력 계수(Cd), 항공기의 기준 면적(A) 및 항공기에 영향을 주는 겉보기 바람의 속도(v)와 같은 식 1의 파라미터들을 결정 또는 수신하는 것을 포함할 수 있다. 항력 계수는 항공기의 형상 및 겉보기 바람의 속도와 같은 다수의 변수에 의존할 수 있다. 항공기의 기준 면적은 겉보기 바람의 방향에 수직인 평면에서의 항공기의 단면적일 수 있다. 그러나, 기준 면적은 항공기의 임의의 면적일 수 있다. 항공기에 대한 항력은 식 1에 나타난 바와 같이 공기의 밀도, 항력 계수, 기준 면적 및 겉보기 바람의 속도의 제곱에 비례할 수 있다. 파라미터들을 나타내는 데이터는 항공기 또는 지상국의 센서들로부터 프로세서에 의해 수신될 수 있거나, 메모리에 저장될 수 있다. 예로서, 프로세서는 공기 온도 및 압력을 나타내는 데이터의 수신에 기초하여 공기의 밀도를 결정할 수 있고, 겉보기 바람의 속도를 나타내는 데이터를 수신할 수 있지만, 메모리로부터 항력 계수 및 기준 면적을 나타내는 데이터를 검색할 수 있다. 항력이 결정되면, 항력은 식 2의 파라미터로서 사용될 수 있다.
Figure 112016069995919-pct00003
식 2는 테더의 고도(h), 테더의 수평 위치(x), 현수선 경로의 가장 낮은 지점에서의 테더의 장력(T0), 및 테더의 길이 및 무게(또는 테더의 길이당 무게(μ)) 사이의 관계를 정의할 수 있다. (T0은 테더 상의 임의의 지점에서의 장력의 수평 성분을 나타낼 수도 있다.) "cosh" 함수는 식 3에서와 같이 지수 함수들로서 등가적으로 표현될 수 있는 쌍곡선 코사인 함수일 수 있다.
Figure 112016069995919-pct00004
식 3은 테더의 고도(h), 테더의 수평 위치(x), 테더의 장력(T0), 및 테더의 길이 및 무게(또는 테더의 길이당 무게(μ)) 사이의 관계를 정의할 수 있다.
식 1을 이용하여 계산된 항력(F)은 식 2(또는 식 3)에서의 테더의 장력(T0)과 동일할 수 있다. 테더의 장력과 항력을 동일하게 함으로써, 식 2는 테더의 임의의 장력이 항공기에 대한 항력 및 테더의 무게에 기인하는 시나리오를 나타낼 수 있다. 이 예에서, 항공기의 액추에이터는 지면에 실질적으로 수직인 방향으로 추력을 제공하도록 배치될 수 있다. 실질적 수직 방향으로 추력을 제공함으로써, 액추에이터는 테더에 대한 추가 장력을 생성하기 위해 달리 사용될 수 있는 수직 추진을 위한 전력을 절약할 수 있다. x>0에 대해, 식 2는 일반적으로 테더의 수평 위치(x)가 증가함에 따라 테더의 고도(h)가 증가하는 테더의 경로를 정의한다. 수평 위치에 관한 고도의 증가율은 수평 위치가 증가함에 따라 증가할 수 있다. 테더의 경로는 테더의 길이에 의해 제한되는 유한 길이를 가질 것인 반면, 식 2 및 식 3은 수평 위치의 모든 양수 및 음수 값들에 대한 고도를 정의한다는 점에 유의해야 한다.
테더의 고도와 수평 위치 간의 관계도 식 3을 이용하여 표현될 수 있다. 상수 "e"는 오일러의 수 또는 자연 로그의 밑(약 2.71828)을 나타낼 수 있다. 식 3은 식 2에 의해 표현되는 함수와 등가인, 테더의 수평 위치 및 테더의 고도에 관한 함수를 나타낼 수 있다. 식 2 및 식 3과 등가인 테더의 수평 위치와 테더의 고도 간의 관계를 정의하는 다른 식들 및 함수들이 존재할 수 있다.
제1의 예시적인 현수선 경로(402) 및 제2의 예시적인 현수선 경로(404)는 테더의 수평 위치와 테더의 고도 간의 관계들을 나타내는 현수선 경로들일 수 있다. 제1의 예시적인 현수선 경로(402) 및 제2의 예시적인 현수선 경로(404)는 식 1 및 식 2(또는 식 3)의 다양한 파라미터들에 기초하여 결정될 수 있다. 테더의 수평 위치는 x축 상에 표시될 수 있고, 테더의 고도는 h축 상에 표시될 수 있다. 제1의 예시적인 현수선 경로(402) 또는 제2의 예시적인 현수선 경로(404)는 겉보기 바람으로 인한 항공기의 항력을 계산하기 위해 식 1을 이용하여 계산될 수 있다. 이어서, 식 2 및 식 3은 식 1을 이용하여 결정된 항력을 이용함으로써 제1의 예시적인 현수선 경로(402) 또는 제2의 예시적인 현수선 경로(404)를 계산하는 데 사용될 수 있다.
도 4a에 도시된 바와 같이, 제1의 예시적인 현수선 경로(402) 및 제2의 예시적인 현수선 경로(404)는 x=0으로 정의되는 수평 위치에서 0의 고도(h=0)를 가질 수 있다. 수평 위치와 고도에 의해 정의되는 이차원 공간에 대한 원점의 지정은 임의적일 수 있다. 예로서, x=0은 지상국의 수평 위치를 나타낼 수 있거나, x=0은 제1의 예시적인 현수선 경로(402) 또는 제2의 예시적인 현수선 경로(404)의 최저 고도가 발생하는 수평 위치를 나타낼 수 있다. x=0이 지상국의 수평 위치를 나타내고, h=0이 테더가 지상국과 결합하는 고도를 나타내는 경우, 제1의 예시적인 현수선 경로(402) 및 제2의 예시적인 현수선 경로(404) 양자는 지상국에서 최저 테더 고도(x=h=0)가 발생하는 테더 경로들을 나타낼 수 있다. 추가 예로서, 제1의 예시적인 현수선 경로(402) 및 제2의 예시적인 현수선 경로(404)에 대한 최대 테더 고도는 항공기에 결합된 테더의 한 단부에서 발생할 수 있다.
제1의 예시적인 현수선 경로(402)를 결정하는 데 사용되는 식 2(또는 식 3)의 적어도 하나의 파라미터는 제2의 예시적인 현수선 경로(404)를 결정하는 데 사용되는 식 2(또는 식 3)의 파라미터와 다를 수 있다. 예로서, 제1의 예시적인 현수선 경로(402)에 의해 표현되는 테더의 장력(T0)은 제2의 예시적인 현수선 경로(404)에 의해 표현되는 테더의 장력(T0)보다 작을 수 있으며, 제1의 예시적인 현수선 경로(402) 및 제2의 예시적인 현수선 경로(404)에 의해 표현되는 테더의 길이당 무게(μ)는 동일할 수 있다. 제1의 예시적인 현수선 경로(402) 및 제2의 예시적인 현수선 경로(404)에 의해 표현되는 테더 장력의 차이는 도 1에 나타난 바와 같이 공기의 밀도
Figure 112016069995919-pct00005
, 항력 계수(Cd), 기준 면적(A) 및 겉보기 바람의 속도(v)의 차이에 의해 유발될 수 있다. 대안으로서, 제1의 예시적인 현수선 경로(402)에 의해 표현되는 테더의 장력(T0)은 제2의 예시적인 현수선 경로(404)에 의해 표현되는 테더의 장력(T0)과 동일할 수 있으며, 제1의 예시적인 현수선 경로(402)에 의해 표현되는 테더의 길이당 무게(μ)는 제2의 예시적인 현수선 경로(404)에 의해 표현되는 테더의 길이당 무게(μ)보다 클 수 있다. 추가 예로서, 제2의 예시적인 현수선 경로(404)에 대응하는 양(T0/μ)은 제1의 예시적인 현수선 경로(402)에 대응하는 양(T0/μ)의 2배일 수 있다. 제1의 예시적인 현수선 경로(402) 및 제2의 예시적인 현수선 경로(404)에 대한 (T0/μ)의 변화는 테더들의 다양한 길이당 무게들(μ)에 기초하거나, 상이한 항력들(F)에 의해 유발될 수 있는 테더 장력들(T0)의 차이에 기초할 수 있다.
식 4는 식 2와 유사할 수 있지만, h축 파라미터(a) 및 x축 파라미터(b)를 더 포함할 수 있다.
Figure 112016069995919-pct00006
h축 파라미터(a)는 현수선 경로의 최저 고도가 h=0으로 정의되는 지점 위의 (또는 아래의) 특정 고도에서 발생할 수 있도록 결정될 수 있다. 예로서, a=5일 경우, 식 4에 의해 정의되는 현수선 경로의 최저 테더 고도는 h=5에서 발생할 수 있다. 추가 예로서, b=7일 경우, 식 4에 의해 정의되는 현수선 경로의 최저 테더 고도는 x=7에서 발생할 수 있다. 식 5도 식 4의 h축 파라미터(a) 및 x축 파라미터(b)와 유사하게 현수선 경로에 영향을 주는 h축 파라미터(a) 및 x축 파라미터(b)를 포함할 수 있다.
Figure 112016069995919-pct00007
도 4b는 제3의 예시적인 현수선 경로(406) 및 제4의 예시적인 현수선 경로(408)를 나타낸다. 제3의 예시적인 현수선 경로(406)는 a1의 h축 파라미터(a) 및 b1의 x축 파라미터(b)를 갖는 식 4에 의해 정의될 수 있다. 도 4b에 도시된 바와 같이, 제3의 예시적인 현수선 경로(406)는 식 4에서 (b)를 (b1)로 그리고 (a)를 (a1)로 치환함으로써 정의될 수 있으며, 그 결과는 다음과 같다.
Figure 112016069995919-pct00008
이 식은 수평 위치 x=b1에서의 h=a1의 고도를 정의할 수 있다. 제3의 예시적인 현수선 경로(406) 상의 지점(h=a1, x=b1)은 제3의 예시적인 현수선 경로(406)에 대한 최저 테더 고도에 대응할 수 있다. 이 경우, h=0은 지면을 나타낼 수 있고, h(x=0)은 테더가 지상국에 결합하는 고도를 나타낼 수 있으며, 이는 식 6에 기초하여 다음과 같을 수 있다.
Figure 112016069995919-pct00009
도 4b에 도시된 바와 같이, 제4의 예시적인 현수선 경로(408)는 수평 위치 x=b2에서 h=a2의 고도를 가질 수 있으며, 이는 제4의 예시적인 현수선 경로(408)에 대한 최저 테더 고도일 수 있다. 제4의 예시적인 현수선 경로(408)는 (a2)의 h축 파라미터(a) 및 (b2)의 x축 파라미터(b)를 갖는 식 4에 의해 정의될 수 있다. 이 경우, h=0은 지면을 나타낼 수 있고, h(x=0)은 테더가 지상국에 결합하는 고도를 나타낼 수 있으며, 이는 식 4에 기초하여 다음과 같을 수 있다.
Figure 112016069995919-pct00010
제3의 예시적인 현수선 경로(406) 및 제4의 예시적인 현수선 경로(408)는 고도 및 수평 위치의 이차원 공간의 원점의 상이한 정의들을 수용하도록 변환되는 동일 곡선의 부분들일 수 있다. 즉, 제3의 예시적인 현수선 경로(406) 및 제4의 예시적인 현수선 경로(408)는 테더의 동일한 장력(T0) 및 테더의 길이당 무게(μ)에 의해 정의될 수 있지만, 제3의 예시적인 현수선 경로(406) 및 제4의 예시적인 현수선 경로(408)를 정의하는 h축 파라미터들 및 x축 파라미터들에서만 상이하다.
도 4에 도시된 현수선 경로들은 예들일 뿐이며, 현수선 경로들은 식 1-8의 다양한 파라미터들에 기초하여 변할 수 있다.
항공기가 현수선 궤도를 지나가게 하는 것은 항공기의 액추에이터가 실질적 수직 방향으로 추력을 제공하는 것을 가능하게 하여, 겉보기 바람으로 인한 항력이 항공기를 수평 방향으로 이동시키기 위한 힘을 제공하는 것을 가능하게 할 수 있다. 액추에이터가 실질적 수직 추력을 제공하도록 구성되는 제자리 비행 배향(hover orientation)을 유지하기 위해, 항공기의 제어 표면을 이용하여 항공기의 배향을 제자리 비행 배향으로 조정함으로써 액추에이터가 에너지를 실질적 수직 추력을 생성하는 데 사용하는 것을 가능하게 할 수 있다.
도 5a는 항공기(530)의 예시적인 롤 축(502)을 나타낸다. 일 실시예에서, 항공기(530)는 항공기(530)의 롤 축(502)에 대해 항공기(530)에 토크 추력을 인가하여 항공기(530)가 롤 축(502)에 대해 회전하게 하도록 배치되는 액추에이터들을 포함할 수 있다. 항공기(530)를 착륙시키고 지상국에 결합하기 위해, 항공기(530)가 기준 롤 각도에 대해 특정 롤 각도를 취하는 것이 유용할 수 있다. 전방 비행 동안, 항공기(530)의 롤 조정은 항공기(530)의 주 날개 상의 플랩들의 위치를 변경함으로써 행해질 수 있다. 롤 축(502)의 정의는 임의적이며, 롤 축(502)은 다른 실시예에서 상이한 축을 구성할 수 있다는 점에 유의해야 한다.
도 5b는 항공기(530)의 예시적인 피치 축(504)을 나타낸다. 항공기(530)는 항공기(530)의 피치 축(504)에 대해 토크 추력을 인가하도록 배치되는 액추에이터들(534A-D)을 포함할 수 있다. 항공기(530)를 음의 방향으로 피칭하기 위해, 액추에이터들(534A, 534C)은 추력을 제공하는 반면에 액추에이터들(534B, 534D)은 유휴 상태일 수 있다. 대안으로서, 항공기(530)는 액추에이터들(534B, 534D)이 추력을 제공하게 하고 액추에이터들(534A, 534C)이 유휴 상태가 되게 함으로써 양의 방향으로 피칭될 수 있다. 액추에이터들(534A-D)을 이용하여 항공기(530)에 대한 피치 제어를 제공하는 것은 제자리 비행 동안 유용할 수 있으며, 그 동안에 항공기(530)의 꼬리 날개는 항공기(530)의 피치 축(504)에 대해 토크를 제공하도록 구성되지 않을 수 있다. 양 및 음의 피치 및 피치 축(504)의 정의들은 임의적이며, 한정을 의도하지 않는다는 점에 유의해야 한다. 피치 축(504)은 다른 실시예에서 다른 축을 구성할 수 있다.
도 5c는 항공기(530)의 예시적인 요 축(506)을 나타낸다. 항공기(530)는 항공기(530)의 요 축(506)에 대해 토크 추력을 인가하도록 배치되는 액추에이터들(534A-D)을 포함할 수 있다. 항공기(530)를 음의 방향으로 옆으로 흔들기 위해, 액추에이터들(534C, 534D)은 추력을 제공하는 반면에 액추에이터들(534A, 534B)은 유휴 상태일 수 있다. 대안으로서, 항공기(530)는 액추에이터들(534A, 534B)이 추력을 제공하게 하고 액추에이터들(534C, 534D)이 유휴 상태가 되게 함으로써 양의 방향으로 옆으로 흔들릴 수 있다. 액추에이터들(534A-D)을 이용하여 요 제어를 제공하는 것은 제자리 비행 동안 유용할 수 있으며, 그 동안에 항공기(530)의 수직 안정판은 항공기(530)의 요 축(506)에 대해 토크를 제공하도록 구성되지 않을 수 있다. 양 및 음의 요 및 요 축(506)의 정의들은 임의적이며, 한정을 의도하지 않는다는 점에 유의해야 한다. 요 축(506)은 다른 실시예에서 다른 축을 구성할 수 있다.
도 6a는 항공기(630)의 피치 축(602), 꼬리 날개(636) 및 겉보기 바람(650)의 예들을 나타낸다. 때때로, 항공기(630)의 피치 각도를 변경하는 것이 유용할 수 있다. 항공기(630)의 피치 각도를 변경하고, 다르게는 항공기(630)의 액추에이터에 의해 소비되는 전력을 보존하기 위해, 꼬리 날개(636)는 꼬리 날개(636)의 표면을 겉보기 바람(650)에 면하도록 배향하여 겉보기 바람(650)이 꼬리 날개(636)에 항력을 인가하게 하도록 구성될 수 있다. 항력은 항공기(630)가 도 6a에 지시된 방향으로 피치 축(602)에 대해 회전하게 하는 토크 이동을 유발할 수 있다.
도 6b는 항공기(630)의 피치 축(602), 꼬리 날개(636) 및 겉보기 바람(650)의 예들을 나타낸다. 때때로, 항공기(630)의 피치 각도를 변경하는 것이 유용할 수 있다. 항공기(630)의 피치 각도를 변경하고, 다르게는 항공기(630)의 액추에이터에 의해 소비되는 전력을 보존하기 위해, 꼬리 날개(636)는 꼬리 날개(636)의 표면을 겉보기 바람(650)에 실질적으로 수직으로 면하도록 배향하여 겉보기 바람(650)이 꼬리 날개(636)에 양력(652)을 인가하게 하도록 구성될 수 있다. 양력(652)은 항공기(630)가 도 6b에 지시된 방향으로 피치 축(602)에 대해 회전하게 하는 토크 이동을 유발할 수 있다.
도 7은 본 명세서에서 설명되는 적어도 일부 실시예들에 따른, 테더로 하여금 지면 위의 현수선 경로를 따라 펼쳐지게 하는 항공기의 궤도 및 배향을 결정하기 위한 예시적인 방법(700)의 블록도이다. 도 7에 도시된 방법(700)은 예로서 컴퓨팅 장치와 함께 사용될 수 있는 방법의 일 실시예를 제공한다. 방법(700)의 기능들은 컴퓨팅 장치의 프로세서에 의해 또는 컴퓨팅 장치에 의해 완전히 수행될 수 있거나, 다수의 프로세서 또는 다수의 컴퓨팅 장치 및/또는 서버에 걸쳐 분산될 수 있다. 일부 예들에서, 컴퓨팅 장치는 컴퓨팅 장치의 센서들로부터 정보를 수신할 수 있거나, 컴퓨팅 장치는 정보를 수집하는 다른 장치로부터 정보를 수신할 수 있는 서버이다.
방법(700)은 하나 이상의 블록(702-710)에 의해 예시된 바와 같은 하나 이상의 동작, 기능 또는 액션을 포함할 수 있다. 블록들이 일련의 순서로 도시되지만, 이러한 블록들은 일부 예들에서 병렬로 그리고/또는 여기서 설명되는 것들과 다른 순서로 수행될 수도 있다. 또한, 다양한 블록들은 더 적은 블록들로 결합되고, 추가 블록들로 분할되고/되거나, 원하는 구현에 기초하여 제거될 수 있다.
게다가, 방법(700) 및 본 명세서에서 개시되는 다른 프로세스들 및 방법들에 대해, 흐름도는 본 실시예들의 하나의 가능한 구현의 기능 및 동작을 나타낸다. 이와 관련하여, 각각의 블록은 프로세스 내의 특정 논리 기능들 또는 단계들을 구현하기 위해 프로세서에 의해 실행 가능한 하나 이상의 명령어를 포함하는 프로그램 코드의 모듈, 세그먼트 또는 일부를 나타낼 수 있다. 프로그램 코드는 예로서 디스크 또는 하드 드라이브를 포함하는 저장 장치와 같은 임의 타입의 컴퓨터 판독 가능 매체 상에 저장될 수 있다. 컴퓨터 판독 가능 매체는 예로서 레지스터 메모리, 프로세서 캐시 및 랜덤 액세스 메모리(RAM)와 같이 짧은 기간 동안 데이터를 저장하는 컴퓨터 판독 가능 매체와 같은 비일시적 컴퓨터 판독 가능 매체를 포함할 수 있다. 컴퓨터 판독 가능 매체는 예로서 판독 전용 메모리(ROM), 광 또는 자기 디스크 또는 컴팩트 디스크 판독 전용 메모리(CD-ROM)과 같은 보조 또는 영구 장기 저장소와 같은 비일시적 매체도 포함할 수 있다. 컴퓨터 판독 가능 매체는 임의의 다른 휘발성 또는 비휘발성 저장 시스템들일 수도 있다. 컴퓨터 판독 가능 매체는 예로서 컴퓨터 판독 가능 저장 매체, 유형의 저장 장치 또는 다른 제조물로 간주될 수 있다.
게다가, 방법(700) 및 본 명세서에서 개시되는 다른 프로세스들 및 방법들에 대해, 도 7의 각각의 블록은 프로세스 내의 특정 논리 기능들을 수행하도록 배선된 회로를 나타낼 수 있다.
블록 702에서, 방법(700)은 테더를 통해 지상국에 결합된 항공기에 대한 겉보기 바람으로 인한 항력을 결정하는 단계를 포함한다. 프로세서는 식 1과 같은 항력 방정식을 이용하여 항력을 결정할 수 있다. 구체적으로, 프로세서는 항력과 공기 밀도 간의, 항력과 항공기의 기준 면적 간의, 항력과 항력 계수 간의 또는 항력과 겉보기 바람의 속도의 제곱 간의 비례에 기초하여 항력을 계산할 수 있다. 항력 계수는 항공기의 표면을 향해 이동하는 공기에 대한 항공기의 저항을 지시할 수 있으며, 항공기의 형상 또는 겉보기 바람의 속도에 의존할 수 있다.
블록 704에서, 방법(700)은 항력 및 테더의 무게에 기초하여, 지상국의 순풍점에 대한 항공기의 궤도를 결정하여, 궤도를 지나가는 항공기가 테더로 하여금 지면 위의 현수선 경로를 따라 펼쳐지게 하는 단계를 포함한다. 현수선 경로는 테더가 제1 단부에서 지상국에 의해 지지되고 제2 단부에서 항공기에 의해 지지되는 동안에 테더에 작용하는 중력에 의해 유발되는 테더의 형상을 나타낼 수 있다. 프로세서는 겉보기 바람의 방향에 평행한 궤도에 대한 방위각을 결정함으로써 궤도를 결정할 수 있다. 프로세서는 방위각을 따르는 테더의 일련의 수평 위치들에 대응하는 일련의 고도들을 더 결정할 수 있다.
프로세서는 식 1-8과 같은 항력 방정식 및 현수선 방정식에 기초하여 궤도를 결정할 수 있으며, 따라서 겉보기 바람 속에서 궤도를 지나가는 항공기는 테더의 장력이 겉보기 바람으로 인한 항력과 실질적으로 동일한 수평 성분을 갖게 한다. 이러한 방식으로, 궤도가 최적화될 수 있으며, 따라서 테더는 최저 고도 위로 유지되고, 겉보기 바람은 항공기를 수평 방향으로 밀며, 항공기의 액추에이터는 지면에 실질적으로 수직인 수직 추력을 제공하게 된다. 프로세서에 의해 결정되는 궤도는 또한 테더의 장력이 테더의 일부의 무게와 동일한 수직 성분을 갖게 할 수 있다. 즉, 궤도를 지나가는 항공기는 테더가 지면에 접촉하거나 소정 고도 아래로 떨어지는 것을 방지할 수 있지만, 테더에 추가적인 장력을 제공하기 위해 액추에이터에 의해 추력이 제공되는 것을 요구하지 않을 수 있다.
궤도를 지나가는 항공기는 또한 테더의 제1 부분이 테더의 제2 부분에 의해 이전에 점유된 현수선 경로 상의 위치를 점유하게 할 수 있다. 항공기가 궤도를 지나가고 지상국으로부터의 항공기의 거리가 증가함에 따라, 테더는 지상국으로부터의 항공기의 증가된 거리를 수용하기 위해 지상국에 의해 풀릴 수 있다. 지상국 및 항공기에 의해 현가되는 테더의 전체 형상은 항공기에 인접하는 현수선 경로의 추가 섹션이 테더의 이전 경로에 추가될 수 있는 것 외에는 테더가 풀릴 때 불변으로 유지될 수 있다. 이러한 방식으로, 현수선 경로 상의 위치가 테더의 일부에 의해 점유되면, 그 위치는 테더가 풀림에 따라 테더의 다른 부분들에 의해 계속 점유될 수 있다.
방법(700)은 또한 프로세서가 지상국의 수평 위치, 지상국의 고도 및 테더의 길이를 나타내는 데이터를 수신하는 단계를 포함할 수 있다. 이어서, 프로세서는 테더의 길이 및 테더의 장력에 기초하여 현수선 경로를 결정할 수 있으며, 따라서 현수선 경로를 지나가는 항공기는 테더의 장력이 항공기에 대한 겉보기 바람으로 인한 항력과 대략 동일하게 한다. 장력은 현수선 경로의 최저 고도에서 발생할 수 있다. 항공기의 액추에이터에 의해 유발되는 테더의 장력을 최소화함으로써, 액추에이터에 의해 소모되는 에너지가 최소화될 수 있다. 이어서, 프로세서는 현수선 경로가 지상국의 수평 위치 및 지상국의 고도에 의해 정의되는 지점을 포함하게 하는 현수선 경로의 파라미터들을 결정할 수 있다. 프로세서는 또한 현수선 경로의 최저 고도가 지상국의 수평 위치 및 지상국의 순풍점에 의해 정의되는 수평 위치의 범위 내에서 발생하도록 파라미터들을 결정할 수 있다. 프로세서는 최저 테더 고도를 나타내는 데이터를 수신하고, 현수선 경로의 최저 고도가 최저 테더 고도와 대략 동일하도록 파라미터들을 결정할 수 있다.
현수선 경로는 식 4(또는 식 5)에 기초하여 프로세서에 의해 결정될 수 있다. (T0)은 현수선 경로의 최저 지점에서의 테더의 장력 또는 테더 상의 임의의 지점에서의 장력의 수평 성분을 나타낼 수 있다. 액추에이터에 의해 소비되는 에너지를 줄이기 위해, 장력(T0)은 식 1에 의해 정의되는 겉보기 바람으로 인한 항력과 대략 동일할 수 있다.
Figure 112017006919322-pct00011
는 공기 밀도를 나타낼 수 있고, (Cd)는 항공기의 항력 계수를 나타낼 수 있고, (A)는 항공기의 기준 면적을 나타낼 수 있고, (v)는 겉보기 바람의 속도를 나타낼 수 있다. 현수선 방정식에서, (μ)는 테더의 길이당 무게를 나타낼 수 있고, (a)는 수직 조정 파라미터를 나타낼 수 있고, (b)는 수평 조정 파라미터를 나타낼 수 있고, (h)는 고도를 나타낼 수 있고, (x)는 수평 위치를 나타낼 수 있다.
예로서, 지상국의 수평 위치 및 지상국의 고도는 각각 x=0 및 h=5일 수 있다. 예시의 목적을 위해, 양 (T0/μ)는 1일 수 있다. 이 경우, 현수선 방정식은 간이 형태 h=cosh(x-b)-(1-a)를 취할 수 있다. 이어서, 프로세서는 x=0에 의해 표현되는 수평 위치에서의 테더의 고도가 h=5가 되도록 파라미터 (a) 및 (b)를 결정할 수 있다. 프로세서는 먼저 현수선 경로의 최저 고도가 최저 테더 고도에 대응하도록 (a)를 결정할 수 있다. 예로서, 경로의 최저 고도가 h=1인 현수선 경로를 산출하기 위해, 프로세서는 cosh(x-b)의 최소 값이 1인 것에 기초하여 (a)를 1과 동일하도록 결정할 수 있다. 이어서, 현수선 방정식은 h=cosh(x-b)로 표현될 수 있다. 이어서, 프로세서는 식 5 = cosh(0-b)를 풂으로써 x=0에서의 현수선 경로의 고도가 h=5가 되도록 (b)를 결정할 수 있다. 방정식을 푸는 (b)의 2개의 그러한 값, 즉 b
Figure 112016069995919-pct00012
2.29243 및 b
Figure 112016069995919-pct00013
-2.29243이 존재할 수 있다. 프로세서는 (b)를 2.29243과 동일하도록 결정하는 것이 현수선 경로의 최저 고도가 지상국과 지상국의 순풍점 사이의 위치에서 발생하게 할 것으로 결정할 수 있다(즉, 최저 고도는 x축의 양의 x 측에서 발생할 수 있다). 이 예에서, (b)는 프로세서에 의해 2.29243인 것으로 결정될 수 있다. 추가 예로서, 도 4를 참조하면, 제3의 예시적인 현수선 경로(406)는 파라미터 b=1 및 a=2에 대응하는 현수선 경로를 나타낼 수 있고, 제4의 예시적인 현수선 경로(408)는 파라미터 b=3 및 a=4에 대응하는 현수선 경로를 나타낼 수 있다. (이 예에서 x축 및 h축은 공통 스케일을 공유하지 않을 수 있다는 점에 유의한다.) 따라서 x=0에서의 제3의 예시적인 현수선 경로(406)의 고도는 h
Figure 112016069995919-pct00014
2.543일 수 있으며, x=0에서의 제4의 예시적인 현수선 경로(408)의 고도는 h
Figure 112016069995919-pct00015
13.068일 수 있다.
프로세서는 또한 테더의 길이, 테더의 무게 및 항력에 기초하여 궤도의 종점에 대응하는 수평 위치 및 고도를 결정할 수 있다. 현수선 경로가 결정되면, 수평 위치 x1로부터 수평 위치 x2로의 현수선 경로의 호 길이(s)는 식 9를 이용하여 결정될 수 있다.
Figure 112016069995919-pct00016
여기서, (h)는 식 4에 의해 정의되는 현수선 경로의 고도이다. 테더의 전체 길이가 알려지면, 식 9의 (s)는 전체 테더 길이와 동일하게 설정될 수 있으며, x1에서의 지상국과 x2에서의 지상국의 순풍점 사이의 수평 거리가 결정될 수 있다. 예시의 목적을 위해, 지상국은 수평 위치 x=0=x1을 가질 수 있고, 테더는 50의 길이를 가질 수 있고, (a)는 2일 수 있고, (b)는 1일 수 있어서, 식 10이 산출될 수 있다.
Figure 112016069995919-pct00017
이 경우, 궤도의 종점은 다음 식을 이용하여 결정될 것이다.
Figure 112016069995919-pct00018
식 11의 해는 x2
Figure 112016069995919-pct00019
5.582일 수 있다. 현수선 경로의 종점의 고도(h)는 식 4 및 종점의 수평 위치를 이용하여 프로세서에 의해 결정될 수 있다. x2
Figure 112016069995919-pct00020
5.582의 경우, h는 약 49.86일 수 있다.
블록 706에서, 방법(700)은 겉보기 바람 속에서 궤도를 지나가기 위한 항공기의 배향을 결정하여, 항공기의 액추에이터가 지면에 실질적으로 수직인 방향으로 수직 추력을 제공하도록 구성되게 하는 단계를 포함한다. 프로세서는 먼저 액추에이터가 항공기의 축에 대해 추력을 제공하도록 구성되는 방향을 나타내는 데이터를 수신할 수 있다. 이어서, 프로세서는 항공기의 축에 대한 항공기의 회전의 각도를 결정할 수 있으며, 따라서 회전의 각도에서 액추에이터는 지면에 실질적으로 수직인 방향으로 수직 추력을 제공하도록 구성된다. 즉, 프로세서는 항공기에 대한 액추에이터의 상대 배향에 기초하여 항공기의 배향을 결정할 수 있으며, 따라서 액추에이터는 지면에 수직인 실질적 하향 추력을 제공하도록 구성된다. 액추에이터의 추력을 수직 방향으로 제한하는 것은 항공기가 겉보기 바람의 힘에 의존하여 수평 방향으로 이동하는 것을 가능하게 할 수 있다.
블록 708에서, 방법(700)은 항공기의 궤도 및 무게에 기초하여, 겉보기 바람 속에서 궤도를 지나가기 위한 배향에서 항공기에 대한 수직 추력을 결정하는 단계를 포함한다. 프로세서는 또한 항공기의 무게, 위치 및 수직 속도, 및 항공기에 의해 지지되는 테더의 일부의 무게를 나타내는 데이터를 수신할 수 있다. 데이터를 이용하여, 프로세서는 항공기의 무게 및 항공기에 의해 지지되는 테더의 일부의 무게에 기초하여 항공기에 작용하는 중력을 결정할 수 있다. 프로세서는 테더의 길이당 무게 및 테더의 일부의 길이에 기초하여 항공기에 의해 지지되는 테더의 일부의 무게를 결정할 수 있다. 이어서, 프로세서는 항공기의 위치 및 수직 속도에 기초하여 항공기의 수직 가속도를 결정할 수 있으며, 수직 가속도를 달성하는 항공기 및 항공기를 수평으로 미는 항력은 항공기가 궤도를 따르게 한다. 마지막으로, 프로세서는 햐향 힘에 반작용하고 수직 가속도를 달성하기 위한 힘에 기초하여 수직 추력을 결정할 수 있다.
블록 710에서, 방법(700)은 항공기의 액추에이터가 궤도를 따라 항공기를 이동시키기 위한 수직 추력을 제공하게 하기 위한 명령을 제공하는 단계를 포함한다. 프로세서는 액추에이터를 제어하는 명령을 항공기의 액추에이터 또는 제어 시스템에 제공할 수 있다.
프로세서는 항공기의 초기 배향 및 겉보기 바람의 속도 및 방향을 지시하는 데이터를 더 수신할 수 있다. 프로세서는 데이터를 이용하여, 겉보기 바람이 항공기의 피치 축에 대한 회전력을 생성하게 하도록 구성되는 겉보기 바람의 방향에 대한 꼬리 날개의 위치를 결정할 수 있다. 회전력은 항공기를 초기 배향으로부터 제자리 비행 배향으로 회전시키도록 구성될 수 있다. 도 6a 및 6b에 도시되고 설명된 바와 같이, 항공기의 꼬리 날개(636)는 항공기가 제자리 비행 배향에 있는 동안 피치 제어를 제공하도록 구성될 수 있다. 꼬리 날개(636)는 겉보기 바람이 꼬리 날개에 대한 항력을 생성하도록 꼬리 날개를 배향함으로써 제1 방향의 피치 제어를 제공할 수 있다. 항력은 도 6a에 도시된 바와 같이 항공기의 피치 축에 대한 제1 방향의 피치 이동을 생성할 수 있다. 꼬리 날개는 겉보기 바람이 꼬리 날개에 대한 양력을 생성하도록 꼬리 날개를 배향함으로써 제2 방향의 피치 제어를 제공할 수 있다. 양력은 도 6b에 도시된 바와 같이 항공기의 피치 축에 대한 제2 방향의 피치 이동을 생성할 수 있다. 마지막으로, 프로세서는 항공기를 제자리 비행 배향으로 회전시키기 위한 회전력을 제공하도록 꼬리 날개를 이동시키기 위한 명령을 항공기(또는 지상국)의 제어 시스템에 제공할 수 있다.
꼬리 날개는 겉보기 바람이 초속 15미터와 같은 임계 속도를 달성하는 것에 기초하여 양력을 생성하도록 구성될 수 있다. 프로세서는 겉보기 바람의 속도가 임계 속도 이상이라는 항공기의 센서로부터의 통지의 수신에 기초하여 회전력을 제공하도록 꼬리 날개를 이동시키기 위한 명령을 제공할 수 있다. 겉보기 바람이 임계 속도보다 큰 속도를 갖지 않는 경우, 꼬리 날개는 항공기가 제자리 비행 배향에 있는 동안 항공기의 피치 제어를 위해 구성되는 양력을 제공하도록 구성되지 않을 수 있다. 항공기를 현수선 경로를 따라 전개하고 피치 제어를 위해 꼬리 날개를 이용하는 것은 명목 액추에이터 출력과 최대 액추에이터 출력 사이의 마진을 증가시킬 수 있어서, 항공기의 현수선 경로 또는 특정 비행 자세로부터의 이탈을 유발하는 교란(예로서, 돌풍)에 대응하기 위한 항공기의 능력을 향상시킬 수 있다.
본 명세서에서 설명되는 배열들은 예시의 목적일 뿐이라는 것을 이해해야 한다. 따라서, 이 분야의 기술자들은 다른 배열들 및 다른 요소들(예로서, 기계, 인터페이스, 기능, 순서 및 기능 그룹 등)이 대신 이용될 수 있고, 일부 요소들이 원하는 결과들에 따라 전부 생략될 수 있다는 것을 알 것이다. 또한, 설명되는 요소들 중 다수는 개별 또는 분산 컴포넌트들로서 또는 다른 컴포넌트들과 연계하여 임의의 적절한 조합 및 위치에 구현될 수 있는 기능 엔티티들이거나, 독립 구조들로서 설명되는 다른 구조 요소들이 결합될 수 있다.
본 명세서에서 다양한 양태들 및 실시예들이 개시되었지만, 다른 양태들 및 실시예들이 이 분야의 기술자들에게 명백할 것이다. 본 명세서에 개시되는 다양한 양태들 및 실시예들은 예시를 위한 것이고, 한정을 의도하지 않으며, 진정한 범위는 아래의 청구항들이 권리를 갖는 균등물들의 전체 범위와 함께 그러한 청구항들에 의해 지시된다. 본 명세서에서 사용되는 용어는 특정 실시예들을 설명하기 위한 것일 뿐이며, 한정의 의도하지 않는다는 것도 이해해야 한다.

Claims (20)

  1. 항공기의 궤도를 결정하기 위한 방법으로서,
    항공기에 대한 겉보기 바람(apparent wind)의 속도를 감지하는 단계와 - 상기 항공기는 테더를 통해 지상국에 결합됨 -;
    (i) 상기 겉보기 바람의 감지된 속도 및 (ii) 상기 테더의 무게에 기초하여, 하나 이상의 프로세서에 의해, 궤도를 지나가는 상기 항공기가 현수선 경로를 따라 상기 테더를 당기도록 상기 지상국의 순풍점(point downwind of the ground station)에 대한 상기 항공기의 상기 궤도를 결정하는 단계와 - 상기 지상국의 상기 순풍점은 상기 지상국에서 시작하여 상기 항공기의 상기 궤도를 형성하는 점을 지칭함 - ;
    상기 항공기의 상기 궤도 및 무게에 기초하여, 상기 겉보기 바람 속에서 상기 궤도를 지나가기 위해 상기 항공기에 대한 수직 추력을 결정하는 단계와;
    상기 항공기의 액추에이터가 상기 궤도를 따라 상기 항공기를 이동시키기 위한 상기 수직 추력을 제공하게 하기 위한 명령을 제공하는 단계
    를 포함하는 항공기의 궤도를 결정하기 위한 방법.
  2. 제1항에 있어서,
    공기의 밀도, 상기 항공기의 기준 면적 또는 상기 겉보기 바람의 감지된 속도에 기초하여 상기 항공기에 대한 상기 겉보기 바람으로 인한 항력을 결정하는 단계와;
    상기 항력에 기초하여 상기 궤도를 결정하는 단계
    를 더 포함하는 항공기의 궤도를 결정하기 위한 방법.
  3. 제1항에 있어서,
    항력 계수에 기초하여 상기 항공기에 대한 상기 겉보기 바람으로 인한 항력을 결정하는 단계와 - 상기 항력 계수는 상기 항공기의 표면을 향해 이동하는 공기에 대한 상기 표면의 저항 정도를 나타냄 -;
    상기 항력에 기초하여 상기 궤도를 결정하는 단계
    를 더 포함하는 항공기의 궤도를 결정하기 위한 방법.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 궤도를 지나가는 상기 항공기는 상기 테더 및 상기 궤도를 지나가는 상기 항공기 모두에 공통인 지점을 포함하는 항공기의 궤도를 결정하기 위한 방법.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 항공기의 상기 궤도를 결정하는 단계는
    상기 궤도에 대한 방위각을 결정하는 단계와;
    상기 방위각에 의해 정의되는 라인을 따르는 지면 상의 수평 위치에 대응하는 고도를 결정하는 단계
    를 포함하는 항공기의 궤도를 결정하기 위한 방법.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 항공기의 상기 궤도를 결정하는 단계는, 상기 궤도를 지나가는 상기 항공기로 인하여 상기 테더의 장력이 상기 항공기에 대한 상기 겉보기 바람으로 인한 항력과 동일한 수평 성분을 갖도록 상기 궤도를 결정하는 단계를 포함하는 항공기의 궤도를 결정하기 위한 방법.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 항공기의 상기 궤도를 결정하는 단계는, 상기 궤도를 지나가는 상기 항공기로 인하여 상기 테더의 장력이 상기 테더의 무게와 동일한 수직 성분을 갖도록 상기 궤도를 결정하는 단계를 포함하는 항공기의 궤도를 결정하기 위한 방법.
  8. 제1항에 있어서,
    상기 항공기의 상기 궤도를 결정하는 단계는, 상기 궤도를 지나가는 상기 항공기로 인하여 상기 테더가 상기 현수선 경로 상의 위치를 계속 점유하게 하도록 상기 궤도를 결정하는 단계를 포함하는 항공기의 궤도를 결정하기 위한 방법.
  9. 제1항에 있어서,
    상기 항공기의 상기 궤도를 결정하는 단계는
    상기 테더의 길이 및 상기 테더의 장력에 기초하여 상기 현수선 경로를 결정하는 단계와 - 상기 테더의 상기 장력은 상기 항공기에 대한 상기 겉보기 바람으로 인한 항력과 동일함 -;
    상기 현수선 경로가 상기 지상국의 수평 위치 및 상기 지상국의 고도에 의해 정의되는 지점을 포함하고 상기 현수선 경로의 최저 고도가 상기 지상국의 상기 수평 위치 및 상기 지상국의 상기 순풍점에 의해 정해지는 수평 위치의 범위 내에서 발생하도록, 상기 현수선 경로의 파라미터를 결정하는 단계
    를 포함하는 항공기의 궤도를 결정하기 위한 방법.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 항공기의 상기 궤도를 결정하는 단계는 상기 현수선 경로의 상기 최저 고도가 미리 결정된 고도와 동일하도록 상기 현수선 경로의 상기 파라미터를 결정하는 단계를 더 포함하는 항공기의 궤도를 결정하기 위한 방법.
  11. 제1항에 있어서,
    상기 항공기의 상기 궤도를 결정하는 단계는 상기 테더의 길이, 상기 테더의 상기 무게 및 상기 항공기에 대한 상기 겉보기 바람으로 인한 항력에 기초하여 상기 궤도의 종점에 대응하는 수평 위치를 결정하는 단계를 포함하는 항공기의 궤도를 결정하기 위한 방법.
  12. 제1항에 있어서,
    상기 항공기의 상기 궤도를 결정하는 단계는 상기 테더의 길이, 상기 테더의 상기 무게 및 상기 항공기에 대한 상기 겉보기 바람으로 인한 항력에 기초하여 상기 궤도의 종점에 대응하는 고도를 결정하는 단계를 포함하는 항공기의 궤도를 결정하기 위한 방법.
  13. 제1항에 있어서,
    상기 항공기의 상기 액추에이터가 지면에 수직인 방향으로 상기 수직 추력을 제공하게 구성되도록 상기 겉보기 바람 속에서 상기 궤도를 지나가기 위한 상기 항공기의 배향을 결정하는 단계를 더 포함하는 항공기의 궤도를 결정하기 위한 방법.
  14. 제1항에 있어서,
    상기 항공기에 대한 상기 수직 추력을 결정하는 단계는 상기 항공기의 위치 및 수직 속도에 기초하여 상기 수직 추력을 결정하는 단계를 포함하고,
    상기 액추에이터가 상기 수직 추력을 제공하는 것 및 상기 항공기에 대한 상기 겉보기 바람으로 인한 항력이 상기 항공기를 수평으로 미는 것으로 인하여 상기 항공기가 상기 궤도를 따르는, 항공기의 궤도를 결정하기 위한 방법.
  15. 제1항에 있어서,
    상기 항공기는 꼬리 날개를 포함하고, 제자리 비행(hover flight)을 행하며,
    상기 방법은
    상기 항공기의 초기 배향, 및 상기 겉보기 바람의 속도 및 방향을 지시하는 데이터를 수신하는 단계와;
    상기 항공기를 상기 초기 배향으로부터 제자리 비행 배향(hover orientation)으로 회전시키기 위해 상기 겉보기 바람으로 하여금 상기 항공기의 피치 축에 대한 회전력을 생성하게 하도록 구성되는 상기 겉보기 바람의 상기 방향에 대한 상기 꼬리 날개의 배향을 결정하는 단계와;
    상기 항공기를 상기 제자리 비행 배향으로 회전시키기 위해 상기 회전력을 제공하도록 상기 꼬리 날개를 배향하기 위한 명령을 제공하는 단계
    를 더 포함하는 항공기의 궤도를 결정하기 위한 방법.
  16. 제15항에 있어서,
    상기 항공기를 상기 제자리 비행 배향으로 회전시키기 위해 상기 회전력을 제공하도록 상기 꼬리 날개를 배향하기 위한 명령을 제공하는 단계는 상기 겉보기 바람의 속도가 상기 회전력을 생성하기에 충분하다는 통지의 수신에 기초하여 상기 명령을 제공하는 단계를 포함하는 항공기의 궤도를 결정하기 위한 방법.
  17. 하나 이상의 프로세서를 포함하는 컴퓨팅 장치에 의해 실행될 때 상기 컴퓨팅 장치로 하여금,
    항공기에 대한 겉보기 바람의 속도를 감지하는 기능과 - 상기 항공기는 테더를 통해 지상국에 결합됨 -;
    (i) 상기 겉보기 바람의 감지된 속도 및 (ii) 상기 테더의 무게에 기초하여, 궤도를 지나가는 상기 항공기가 현수선 경로를 따라 상기 테더를 당기도록 상기 지상국의 순풍점에 대한 상기 항공기의 상기 궤도를 결정하는 기능과 - 상기 지상국의 상기 순풍점은 상기 지상국에서 시작하여 상기 항공기의 상기 궤도를 형성하는 점을 지칭함 - ;
    상기 항공기의 상기 궤도 및 무게에 기초하여, 상기 겉보기 바람 속에서 상기 궤도를 지나가기 위해 상기 항공기에 대한 수직 추력을 결정하는 기능과;
    상기 항공기의 액추에이터가 상기 궤도를 따라 상기 항공기를 이동시키기 위한 상기 수직 추력을 제공하게 하기 위한 명령을 제공하는 기능
    을 포함하는 기능들을 수행하게 하는 명령어들을 저장하는 비일시적 컴퓨터 판독 가능 저장 메모리.
  18. 제17항에 있어서,
    상기 궤도를 지나가는 상기 항공기는 상기 테더 및 상기 궤도를 지나가는 상기 항공기 모두에 공통인 지점을 포함하는, 비일시적 컴퓨터 판독 가능 저장 메모리.
  19. 컴퓨팅 장치로서,
    하나 이상의 프로세서와;
    명령어들을 저장하도록 구성된 메모리
    를 포함하고,
    상기 명령어들은 상기 하나 이상의 프로세서에 의해 실행될 때 상기 컴퓨팅 장치로 하여금,
    항공기에 대한 겉보기 바람의 속도를 감지하는 기능과 - 상기 항공기는 테더를 통해 지상국에 결합됨 -;
    (i) 상기 겉보기 바람의 감지된 속도 및 (ii) 상기 테더의 무게에 기초하여, 궤도를 지나가는 상기 항공기가 현수선 경로를 따라 상기 테더를 당기도록 상기 지상국의 순풍점에 대한 상기 항공기의 상기 궤도를 결정하는 기능과 - 상기 지상국의 상기 순풍점은 상기 지상국에서 시작하여 상기 항공기의 상기 궤도를 형성하는 점을 지칭함 - ;
    상기 항공기의 상기 궤도 및 무게에 기초하여, 상기 겉보기 바람 속에서 상기 궤도를 지나가기 위해 상기 항공기에 대한 수직 추력을 결정하는 기능과;
    상기 항공기의 액추에이터가 상기 궤도를 따라 상기 항공기를 이동시키기 위한 상기 수직 추력을 제공하게 하기 위한 명령을 제공하는 기능
    을 포함하는 기능들을 수행하게 하는 컴퓨팅 장치.
  20. 제19항에 있어서,
    상기 궤도를 지나가는 상기 항공기는 상기 테더 및 상기 궤도를 지나가는 상기 항공기 모두에 공통인 지점을 포함하는, 컴퓨팅 장치.
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Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6239619B2 (ja) * 2012-08-17 2017-11-29 パースペクティヴ・ロボティクス・エイ・ジー 位置決め及び相互動作用紐集合体を備えたフライングカメラ
US9964960B2 (en) * 2015-08-19 2018-05-08 Sikorsky Aircraft Corporation Hover attitude trim for vehicle
US20190023397A1 (en) * 2015-11-02 2019-01-24 Byeong-Chae GANG Drones with Self-Generating Function
US10232931B2 (en) * 2015-12-18 2019-03-19 Amazon Technologies, Inc. Selecting propellers for performance and noise shaping
US9745050B2 (en) 2015-12-18 2017-08-29 Amazon Technologies, Inc. Selecting propellers for performance and noise shaping
US10012999B2 (en) * 2016-01-08 2018-07-03 Microsoft Technology Licensing, Llc Exploiting or avoiding air drag for an aerial vehicle
US10118696B1 (en) 2016-03-31 2018-11-06 Steven M. Hoffberg Steerable rotating projectile
US11712637B1 (en) 2018-03-23 2023-08-01 Steven M. Hoffberg Steerable disk or ball
IT201800007202A1 (it) * 2018-07-13 2020-01-13 Velivolo senza pilota, metodo di controllo, piattaforma associata e turbina ad alta quota
KR102026793B1 (ko) * 2019-06-03 2019-11-04 조순식 2개의 윈치를 포함하는 유선 드론 시스템
MX2021015023A (es) * 2019-06-07 2022-02-21 Kyte Dynamics Inc Sistema suspendido de vehículo aereo con estabilización de propulsor.
US11117681B2 (en) * 2019-07-17 2021-09-14 The Boeing Company Hover flight test system for aircraft
CN110455293B (zh) * 2019-08-26 2020-10-30 西南科技大学 一种基于力传感的系留无人机定位系统及方法
ES2866226A1 (es) * 2020-04-15 2021-10-19 Arboreal Intellbird Sl Aeronave no tripulada

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2012061598A1 (en) 2010-11-03 2012-05-10 Makani Power, Inc. Flight configuration and flight strategy for flight wind speeds

Family Cites Families (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3149803A (en) * 1961-07-19 1964-09-22 Us Industries Inc Tethered hovering platform
US3241145A (en) * 1963-07-03 1966-03-15 Us Industries Inc Tethered hovering communication platform with composite tethering cable used for microwave and power trans-mission
US3560912A (en) 1969-02-03 1971-02-02 Westinghouse Electric Corp Control system for a towed vehicle
US3613626A (en) 1970-03-20 1971-10-19 Raymond E Kelly Remote operated lift control device
US4251040A (en) * 1978-12-11 1981-02-17 Loyd Miles L Wind driven apparatus for power generation
US4580747A (en) 1983-03-15 1986-04-08 Jerome Pearson Method and apparatus for orbital plane changing
US5533694A (en) 1994-03-08 1996-07-09 Carpenter; Howard G. Method for locating the resultant of wind effects on tethered aircraft
US5931416A (en) * 1997-11-21 1999-08-03 Carpenter; Howard G. Tethered aircraft having remotely controlled angle of attack
US7109598B2 (en) * 2001-11-07 2006-09-19 Bryan William Roberts Precisely controlled flying electric generators III
CN2743221Y (zh) * 2004-03-05 2005-11-30 钟云川 风筝降落伞
CN1789080A (zh) * 2004-12-15 2006-06-21 刘永和 拖曳式空中运输装置及其运输方法
PT103489B (pt) 2006-05-31 2008-11-28 Omnidea Lda Sistema modular de aproveitamento de recursos atmosféricos
ITTO20060491A1 (it) 2006-07-04 2006-10-03 Massimo Ippolito Sistema eolico per la conversione di energia mediante una turbina ad asse verticale azionata per mezzo di profili alari di potenza e procedimento di produzione di energia elettrica mediante tale sistema
US7708222B2 (en) * 2007-04-27 2010-05-04 Stratocomm Corporation Long mission tethered aerostat and method of accomplishing
US20100032947A1 (en) * 2008-03-06 2010-02-11 Bevirt Joeben Apparatus for generating power using jet stream wind power
US20100026007A1 (en) * 2008-06-19 2010-02-04 Bevirt Joeben Apparatus and method for harvesting wind power using tethered airfoil
US20110101692A1 (en) 2008-07-16 2011-05-05 Nykolai Bilaniuk Airborne wind powered generator
JP5503650B2 (ja) 2008-07-18 2014-05-28 ベースロード・エナジー・インコーポレイテッド 飛行型発電機用テザー処理システムおよび方法
US20100230546A1 (en) * 2008-10-01 2010-09-16 Bevirt Joeben Control system and control method for airborne flight
US20100212574A1 (en) 2009-02-26 2010-08-26 Hawkes Ocean Technologies Remotely operated underwater vehicle
US20100283253A1 (en) * 2009-03-06 2010-11-11 Bevirt Joeben Tethered Airborne Power Generation System With Vertical Take-Off and Landing Capability
US20110127775A1 (en) * 2009-05-20 2011-06-02 Bevirt Joeben Airborne Power Generation System With Modular Structural Elements
US8894001B2 (en) 2009-06-03 2014-11-25 Grant Calverley Gyroglider power-generation, control apparatus and method
US8800931B2 (en) * 2010-03-24 2014-08-12 Google Inc. Planform configuration for stability of a powered kite and a system and method for use of same
JP5816744B2 (ja) * 2011-05-23 2015-11-18 スカイ ウインドパワー コーポレイション 飛翔発電機
IN2014MN01775A (ko) * 2012-02-29 2015-07-03 Gregory Howard Hastings
US9126675B2 (en) * 2013-09-16 2015-09-08 Google Inc. Methods and systems for transitioning an aerial vehicle between crosswind flight and hover flight

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2012061598A1 (en) 2010-11-03 2012-05-10 Makani Power, Inc. Flight configuration and flight strategy for flight wind speeds

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