KR102022011B1 - 틸트식 추진 유닛을 가진 항공기 조종을 위한 시스템, 방법 및 컴퓨터 프로그램 제품 - Google Patents
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Abstract
최소 1개 틸트식 추진 유닛을 구성하는 항공기의 감속 프로세스를 제어하도록 형상화된 컨트롤 시스템으로, 1개 이상의 각각의 틸트식 추진 유닛은 틸팅이 가능하여 적어도 항공기를 기준으로 한 일반 세로 추력 벡터 방향과 일반 수직 추력 벡터 방향 사이에서 방향이 변경될 수 있는 추력을 제공할 수 있다.
Description
(관련 출원)
본 출원은 완전한 형태에서 참조로 본 문서에 통합된 “항공기 조종을 위한 시스템, 방법 및 컴퓨터 프로그램 제품”의 제목으로 2012년 1월 12일자 컴퓨터 파일로 작성한 IL 특허 출원 일련 번호 217501 우선 사항을 청구한다.
(발명의 기술 분야)
본 발명은 항공기 조종을 위한 시스템, 방법 및 컴퓨터 프로그램 제품과 관련되어 있다.
고익형 항공기에서 헬기형 로터 구동의 개념은 1930년대 초기로 되돌아갈 수 있으나 이러한 항공기의 실제 생산은 성숙 단계까지 많은 시간이 소요되었다. 실험적인 Bell XV-3 항공기는 1953년에 제작되었고, 틸트로터 개념의 기본적인 안전성이 증명되었으며, 향후 설계에 필요한 기술적 개선사항에 관한 데이터가 수집되었다.
틸트로터는 각각 하나 이상의 틸트식 구조물에 탑재하여 하나 이상의 전동 로터(간혹 프롭로터로 칭함)를 사용하는 항공기이다. 이 로터는 좌측 및 추진력 양쪽에 사용될 수 있으나, 일반 수직 방향 및 수평 방향 그리고 중간 방향 사이에 로터가 기울어질 때 다른 거동이 달성될 수 있다. 로터의 틸트는 특별한 경우 보통 헬기에 관련하여 수직 이륙 기능이 실행될 수 있고, 다른 경우에는 일반적으로 기존의 고정익 항공기와 관련하여 프로펠러 추진을 실행할 수 있다. 틸트로터 항공기에서는 일반적으로 로터(그리고 탑재된 구조물)만이 틸트되지만, 틸트윙 항공기도 하나 이상의 로터 탑재를 포함하여 전체 윙이 틸트되도록 개발되었다.
이 분야의 실험은 1970년대와 1980년대에 XV-15 쌍발 엔진 틸트로터 연구 항공기의 개발과 함께 지속되었으며, 1981년에 시작한 "V-22 Osprey"의 Bell 및 Boeing 헬기 개발이 그 뒤를 이었고, 이는 군사용 목적의 쌍발 터보샤프트 군용 틸트로터 항공기이다. 틸트로터 기술을 구현한 다른 항공기로서는 Agusta Westland와 협력한 Bell의 상용 BA609 항공기이다.
틸트로터 무인 항공기(UAV)도 Bell사의 TR918 Eagle Eye 및 IAI의 Panther UAV등과 같이 1990년대와 2000년대에 개발되었다.
일반적인 배경 기술을 이용하여 다음과 같은 간행물에서 다양한 항공기 형상이 공개되었다.
US 7,267,300은 프로펠러 작동 동안에 일반적으로 전방 방향에서 항공기 이동을 위해 동력 장치로 동력을 공급하고 기체에 탑재한 최소한 두 개의 회전형 프로펠러 그리고 기체에 탑재한 동력 장치, 기체를 구성하는 항공기를 검토하였다. 또한 이 항공기에는 팬 세트 작동 시 항공기에 상향 양력을 제공하기 위해 동력 장치로 동력이 전달되며 기체에 탑재되는 최소한 두 개의 카운터-로테이션 팬 세트가 포함되어 있다.
US 2006/0226281은 기존 동체의 정면, 좌측, 우측 및 후면에 고정된 4개의 트러스터 세트 그리고 정면, 후면 및 두 개의 측면이 있는 동체를 구성하는 수직 이륙과 착륙 항공기를 고찰하였다. 트러스터는 양력을 생성하는 양쪽 두 개의 카운터-로테이션 프로펠러 세트로 구성되어 있다. 두 개의 카운터-로테이션 프로펠러는 하나만의 프로펠러를 사용하여 생성된 토크 영향을 상쇄한다. 덕트로 된 팬 장치는 수직 양력을 제공하는 첫 번째 위치 및 서보와 기어 세트를 사용하여 수평 추력을 제공하는 두 번째 위치 사이를 이동할 수 있다.
US 7,472,863은 축동력을 4개의 팬 장치로 전달할 수 있는 하나의 내연기관으로 구성된 수직 이륙 및 착륙(VTOL) 항공기 설계를 검토한다. 팬 장치는 안정성을 위해 향후에 카운터 로테이션 팬 유닛을 사용한다. 팬 유닛으로 전달되는 별도의 수평 및 수직 진자 장치가 추가로 공개되었다. 전기 모터가 필요한 축동력을 제공할 때에는 설계 변경 사항이 추가로 포함된다.
US 2004/094662는 선형 유도 자기 베어링 파워 드라이브가 있는 전진 비행을 포함하여 VTOL 기능을 가진 것으로 명시된 특이한 항공기를 검토하였다.
US 7,461,811은 동체의 반대측에서 밖으로 확장되는 두 번째 윙 부품 및 동체의 한쪽 측면에서 밖으로 확장되는 하나의 윙 부품을 구성하고 이에 따라서 두 개의 측면에서 밖으로 확장되고 동체로 장착되는 고정익 및 동체를 구성하는 STOL이나 VTOL윙 장착 항공기를 고찰하였다. 최소한 하나의 “트러스터”가 각 윙 구성품에 배치되어 항공기가 정지되어 있거나 매우 천천히 전방으로 이동할 때 항공기로 수직 이륙이 가능하게 한다. 트러스터에는 공기 이동 시 샤프트에 장착된 복수의 팬 윙 및 윙 축에 실질적으로 평행하게 확장되고, 각 윙 구성품에 회전을 위해 장착한 샤프트가 포함된다.
US 2003/062442는 수직 이륙과 착륙이 가능하고, 구획의 외부 주변부에 장착된 독립적으로 전원이 공급되는 복수의 트러스터 그리고 전면, 후면 및 두 개 측면이 있는 승객실로 구성되는 개인용 항공기를 검토하였다. 최소한 3개의 트러스터가 이 구획 각 측면에 배치되었다. 팬 장치를 덕트로 선호한 트러스터는 수직 상향력을 이 구획에 제공할 수 있다.
US 6,892,979는 다음을 구성하는 수직 이륙 및 착륙이 가능한 개인용 항공기를 검토하였다. (a) 전방 끝단, 후방 끝단 및 두 개의 측면이 있는 동체, 두 개 측면 사이에서 전방 끝단에서 후방 끝단까지 확장되는 중심 세로 축을 가지고 있으며, (b) 두 개의 측면 사이 그리고 전방 끝단과 후방 끝단 사이의 동체에 각각 정렬되어 있는 최소한으로 두 개 이상을 선호하는 덕트로 된 팬, (c) 중심 세로 축에 대하여 밖으로 확장되고, 동체 각 측면에 장착된 최소한 하나의 실질적으로 수평인 윙.
US 6,464,166은 항공기 프레임의 세로 축에 수직인 덕트의 세로 축이 장치된 항공기 프레임으로 전달되는 덕트, 공기 등의 주변 유동에 힘을 가하고 이에 따라 덕트의 하단 끝단에서 배출을 통하여 덕트의 상단 끝단 흡입구에서 그리고 항공기에 가해지는 상향 양력을 생성하는 덕트의 세로 축 주변에 덕트 내에 장착된 회전형 프로펠러, 그리고 항공기 프레임의 세로 축에 실질적으로 평행하고, 덕트의 세로 축에 수직인 회전 축 주변에서 덕트의 흡입구 끝단을 가로질러 회전축으로 장착된 간격의 윙을 포함하여 특히 VTOL 항공기를 검토하였다. 날개는 선별적으로 회전축 구실을 하여 항공기에 공급하는 양력으로 수평력 요소를 생성한다. 항공기의 측면, 롤, 피치 및 요 이동을 생성하는 다양한 윙 배열을 제시하였다.
US 2003/080242는 순항 및 상승에 일반적으로 사용되는 팬 엔진이 있는 별도 코어 엔진의 터보팬 엔진으로 장착되고, 쌍축 지지대에 별도 코어 엔진으로 터보팬 엔진을 구성하는 팬 엔진으로 지지하여 모든 방향으로 팬 엔진의 추력을 유도할 수 있어서, 팬 엔진이 피칭과 롤링 방향으로 회전할 수 있고, 팬 엔진이 각각의 전방과 후방 윙 양쪽 측면에 장착되는 항공기를 검토하였다.
US 2007/0057113은 기본적으로 전기 팬 엔진의 형식으로 필요한 이륙 동력을 저장하고, 내연기관의 형식으로 보조하는 STOL/VTOL 항공기에 제공하는 방법 및 시스템을 검토하였다.
US 2008/0054121은 전방 및 후방 추진 유닛이 장치된 동체를 구성하는 VTOL 항공기, 개방 끝단 덕트벽 내에 위치한 프로펠러를 구성하는 각각의 추진 유닛으로서 이에 따라서 최소한 하나의 전방 추진 유닛의 덕트벽에 정면으로 향하는 부분이 전방 부분으로 개방될 수 있도록 수평 미끄러짐 운동을 위해 최소한 하나의 곡선으로 된 전방 방벽으로 구성되어, 이에 따라서 VTOL 항공기가 전방으로 비행할 때 정면으로 향하는 부분으로 공기가 흐를 수 있도록 한 VTOL 항공기를 검토하였다.
US 2002/113165는 이륙 및 추진 시 덕트의 팬을 사용하는 수직 이륙 항공기를 검토하였다. 이 팬은 기체에 장착되어 있고, 항공기의 반대쪽 측면에 배치되어 있다. 각각의 팬에서 나오는 추력은 전체 팬 조립체의 기울기뿐만 아니라 팬의 덕트 내에 배치된 플랩과 베인을 이용하여 다른 방향으로 편향되게 할 수 있다.
US 6,488,232는 수직 이륙 및 착륙으로 구성된 단일 여객기를 검토하였다. 기체는 비행 동안 및 이륙/착륙 동안에 수직으로 승객을 지지하도록 구성되었다. 이 항공기에는 조종사 레벨 위로 기체에 탑재한 한 쌍의 추진 유닛이 포함되어 있다. 수동 작동 제어 장치 세트가 비행 동안에 추진 유닛의 다양한 배향을 위해 추진 유닛에 기계적으로 연동되어 있다.
WO 2010/137016은 최소한 3개의 추진 유닛이 벡터 추진 비행 시 수직 추력을 제공하고, 최소한 하나 또는 두 개의 추진 유닛이 추력 벡터 변경 시 각 추진 유닛을 적절하게 기울어지도록 하며 공기역학 비행이나 벡터 추력 순항 시 추력을 제공하여, 항공기 운용 및 항공기로 추력과 제어를 제공하는 방법 및 시스템을 검토하였다. 동시에 3개 이상의 추력 장치가 작동하여 벡터 추력 비행 (호버링, 순항 등) 동안에 또는 항공기 제어 시 공기역학 비행 동안에 약 3가지의 직교 축, 피치, 롤 그리고 요에 항공기로 제어 운동을 생성한다. 모멘트 제어는 서로 독립적인 추진 유닛 각각이 생성한 추력을 선별적으로 변경하고, 서로 독립적으로 두 개의 독립형 틸트 축 각각에 대하여 하나의 추력 장치 추력이 선별적으로 벡터링되거나 또는 서로 독립적으로, 각 틸트 축에 대하여 두 개의 추력 장치 각각의 추력을 선별적으로 벡터링하여 생성된다.
WO 2008/054234는 수직 이륙과 착륙 항공기 또는 어떤 유체나 진공에서 이동하는 항공기의 추진 시스템 그리고 좀 더 특별하게 질량 중심과 관련하여 3개의 회전 각도 및 질량 중심과 관련하여 3개의 이동 각, 6개의 자유도로 독립적인 변위를 허용하는 항공기 추진의 벡터 제어 장치를 검토하였다. 본 발명의 추력 장치를 사용하는 항공기 변위 능력은, 진자 장치를 이용하여 피치 축 주변으로 기울어 질 수 있고, 전방이나 후방 이동 수행 시 사용할 수 있으며, 진자 장치를 이용하여 롤 축 주변으로 기울어질 수 있고, 우측이나 좌측으로 측면 이동을 수행하고, 상향이나 하향 이동을 수행하는데 사용할 수 있는 두 개의 메인 트러스터나 프로펠러 그리고 롤 축 주변과 항공기 요 축 주변의 회전 수행에 향후 사용하는 메인 트러스터에 따라 다르다. 또한 운동 기능은 항공기의 롤과 피치 축에 수직에 가깝거나 수직인 추력으로, 항공기의 세로 축에 가깝게 고정되며 이러한 트러스터나 프로펠러, 피치 축 주변에 회전을 제어하는데 주로 사용하는 하나 또는 두 개의 보조 트러스터 또는 프로펠러를 사용한다.
항공기 조종을 위한 시스템, 방법 및 컴퓨터 프로그램 제품에 그리고 특별히 틸트로터 항공기에 호버링으로 하강할 수 있는 항공기의 기술이 필요하다.
현재 공개한 주제 측면에 의거하여, 제어 장치가 최소 1개 틸트식 추진 유닛으로 구성된 항공기의 감속 과정을 제어하도록 구성된 제어 장치로서, 최소 1개 틸트식 추진 유닛 각각이 항공기에 관하여 일반 수직 추력 벡터 방향과 일반 세로 추력 벡터 방향 사이에 방향이 가변형인 추력을 제공하여 틸트되고, 항공기의 모니터링된 고도 및 항공기의 모니터링된 대기속도를 표시하는 정보 수신 동안에 최소한 하나의 입력을 구성하는 제어 장치, 그리고 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 구성하는 공기역학 장치, 항공기의 공기역학 장치에 제어 명령을 내리도록 구성된 제어 장치로서, 이에 따라서 제어 장치가 다음과 같은 제어 명령을 내리도록 구성되어 제공되어 있다. (a) 항공기에 양력 제공 시 일반 수직 추력 벡터 방향에 추력을 제공하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 작동과 2단계 하강 부분을 제어하고, 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 기울기에 따라서, 항공기의 추진을 위한 일반 세로 추력 벡터 방향에서 추력을 제공하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 작동, 하강 1단계에서 제어로 최소한 항공기의 모니터링 고도 및 최소한 모니터링 대기속도에 기초하여 항공기의 하강 과정, 항공기 하강 동안의 제어, 그리고 (b) 항공기의 측정된 대기속도와 설정된 대기속도 간에 차이를 줄이기 위해 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 추력을 제어하여 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 일반 수직 추력 벡터 방향으로 추력을 제공하도록 제어하고, 항공기의 측정 대기속도에 대한 대응으로 결정된 하위 임계값에 기초하여 추력의 감소를 제한하면서, 항공기의 대지속도를 호버링으로 감소시키는 제어 장치.
현재 공개한 주제 측면에 의거하여 추가 제공 항공기는 다음으로 구성된다: 윙; 최소 1개 틸트식 추진 유닛으로서 각각의 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 틸트되어, 항공기 및 제어 장치에 대한 일반 세로 추력 벡터 방향과 일반 수직 추력 벡터 방향 사이에 최소한으로 방향에 가변형 추력을 제공하고, 항공기의 모니터링 고도 및 항공기의 모니터링 대기속도에 표시 정보를 수신하는 최소한 하나의 입력 장치, 그리고 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 구성하는 공기역학 장치, 항공기의 공기역학 장치 제어기로 제어 명령을 내리도록 구성된 제어 장치로서, 제어 장치가 다음 사항의 제어 명령을 내리도록 구성되며, (a) 항공기에 양력 제공 시 일반 수직 추력 벡터 방향에 추력을 제공하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 작동과 하강 2단계를 제어하고, 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸트에 따라서, 항공기의 추진을 위한 일반 세로 추력 벡터 방향에서 추력을 제공하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 작동, 하강 1단계에서 제어로 최소한 항공기의 모니터링 고도 및 최소한 모니터링 대기속도에 기초하여 항공기의 하강 과정, 항공기 하강 동안의 제어, 그리고 (b) 항공기의 측정 대기속도와 설정 대기속도 간에 차이를 줄이기 위해 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 추력을 제어하여 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 일반 수직 추력 벡터 방향으로 추력을 제공하도록 제어하고, 항공기의 측정한 대기속도에 대한 대응으로 결정된 하위 임계값에 기초하여 추력 감소를 제한하면서, 항공기의 대지속도를 호버링으로 감소시키는 제어 장치.
현재 공개한 주제의 실시도에 따라서, 이미 제공된 시스템이 있으며, 이에 따라서 제어 장치가 구성되어 자동으로 대지속도를 감소시키고 하강 과정을 제어한다.
현재 공개한 주제의 실시도에 따라서 이미 제공된 시스템이 있으며, 이에 따라서 항공기는 윙을 포함하고, 이에 따라 제어 장치가 구성되어 최소 1개 틸트식 추진 유닛에서 그리고 윙에서 야기되는 정반대의 공기역학적 영향 간에 균형을 맞춘다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라서 이미 제공된 시스템이 있으며, 이에 따라 제어 장치가 구성되어 항공기의 실질적인 수평 비행 동안에 항공기의 대기속도 감소를 제어한다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라, 이미 제공된 시스템이 있으며, 이에 따라 제어 장치가 구성되어, 최소한 하강 2단계 동안에, 항공기의 실질적인 수평 비행 시작 전에 그리고 하강 종료 전에 최대 허용된 임계 속도 이하로 대기속도 감소를 제어한다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라, 이미 추가 제공된 시스템이 있으며, 이에 따라서 제어 장치는, 대지속도 감소를 제어 장치가 제어하고, 하위 임계값에 기초한 추력의 감소 제한에 기초하여 최소한으로 제한할 때 설정된 고도에서 항공기의 수직 편차를 최소화할 수 있도록 고도 컨트롤 모듈을 형상화한다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라, 이미 추가 제공 시스템이 있으며, 이에 따라서 고도 컨트롤 모듈은 최대 허용 추력 감소 속도에 기초하여 추력 감소 속도를 제한하여 최소화로 추가로 제어하도록 형상화되었다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라, 이미 추가 제공된 시스템이 있으며, 이에 따라서 제어 장치는 규정된 호버링 목적지 위치에서 항공기의 거리에 대응하여 설정된 대지속도를 결정하도록 구성된 속도 컨트롤 모듈로 구성된다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라, 이미 추가 제공 시스템이 있으며, 이에 따라서 제어 장치는 추가로 모니터가 포함되고, 하강 1단계에서 시작하여 최소한으로 (a) 부정적인 결과 수신 및 (b) 실질적으로 순회 비행까지 대기속도 감소로 선택된 이벤트의 첫 번째 발생까지 비행 파라미터가 사전 규정된 호버링 목적지 위치까지 감속을 허용하는 안전 운용 범위 내에 있는지 여부를 반복적으로 점검하여, 이에 따라서 제어 장치가 구성되어, 점검 결과가 부정적이었을 때, 일반적 세로 추력 벡터 방향에 추력을 제공하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸트를 선별적으로 지시하고, 비행 파라미터가 안전 운용 범위 내에 있는 상태와 위치로 항공기의 방향을 추가로 제어한다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라, 이미 추가 제공 시스템이 있으며, 이에 따라 제어 장치가 추가로 틸트식 컨트롤 모듈로 구성되며, 이는 실질적인 호버링 및 틸트 사이에 기간을 최소화하기 위해, 하강 1단계와 2단계 간에 최소 1개 틸트식 추진 유닛 틸트에 타이밍을 결정하도록 구성된다.
현재 공개한 주제의 실시도에 따라, 이미 추가 제공 시스템이 있으며, 이에 따라서 제어 장치는 사전 규정된 호버링 목적지 위치 주변에 도달할 때까지 사전 규정된 임계치 이하로 대기속도 감소를 방지하기 위해 대지속도의 감소를 제한하도록 구성된다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라, 이미 추가 제공된 시스템이 있으며, 이에 따라 제어 장치는 피치 컨트롤 모듈로 구성되고, 제어 장치가 대지속도 감소를 제어할 때 항공기의 피치가 허용된 피치 범위 내에 유지되도록 구성하여, 이에 따라 허용된 피치 범위가 항공기의 측정된 대기속도에 대응하여 동적으로 결정된다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라 이미 추가 제공 시스템이 있으며, 이에 따라서 피치 컨트롤 모듈은 허용된 피치 범위 내에 피치를 유지하여 최소한으로 항공기의 실속을 방지하도록 형상화된다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라 이미 추가 제공 시스템이 있으며, 이에 따라서 제어 장치는 하강 2단계 전에 대기 조건에 기초하여 하강 과정의 최소한 부분에 항공기에게 하강 각도를 허용하고, 허용된 항공기 하강 각도에 기초하여 하강 1단계 동안에 최소한으로 하강 과정을 제어할 수 있도록 결정하여 형상화된다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라 이미 추가 제공 시스템이 있으며, 이에 따라서 제어 장치는 최소한 하나의 지상 탐지 조건을 수행할 때까지 항공기의 대지속도를 호버링으로 감소한 후, 항공기의 실질적인 수직 하강을 제어하도록 형상화된다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라 이미 추가 제공 시스템이 있으며, 이에 따라서 제어 장치는 착륙 고도 컨트롤 모듈로 구성되고, 이는 수직 하강의 최소한 단계 동안에 항공기의 고도 감소를 제어하고, 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 추력 수정을 제어하며, 고도 감소 제어 시, 항공기 고도의 5배 이상 지면 이하로 감소하여 설정 고도를 단순하게 감소하는 항공기의 모니터링 고도 편차를 최소화하도록 형상화되었다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라 이미 추가 제공 시스템이 있으며, 이에 따라서 제어 장치는 센서 데이터와 상관없이 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸트로 사전 규정된 시간이 중지된 경우 항공기의 실질적인 수직 하강 제어를 초기화하도록 형상화되었다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라 이미 추가 제공 시스템이 있으며, 이에 따라서 제어 장치는 에어론, 러더, 엘리베이터, 러더베이터, 플래퍼론, 엘리본 및 윙 플랩으로 구성된 그룹에서 선택된 항공기의 최소한 하나의 공기역학적 시스템 작동을 제어하기 위해서 공기역학 시스템의 제어기에 제어 명령을 내리도록 형상화되었다.
현재 공개한 주제의 측면에 따라, 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 구성하는 항공기의 감속 과정 제어에 이미 추가 제공 방법이 있으며, 최소 1개 틸트식 추진 유닛 각각은 틸트식으로, 항공기에 관하여 일반 수직 추력 벡터 방향과 일반 세로 추력 벡터 방향 간에 방향이 가변형인 추력을 제공하며, 그 방법은 다음으로 구성된다. 항공기 하강 동안에, 항공기의 최소한 모니터링 대기속도와 모니터링 고도에 기초하여 항공기의 하강 과정을 제어하고, 다음의 순서로 구성된 제어를 수행한다. 하강 1단계에서 최소 1개 틸트식 추진 유닛 작동을 제어하여, 항공기 추력을 위한 일반 세로 추력 벡터 방향의 추력을 제공하고, 최소 1개 틸트식 추진 유닛 틸트 후에, 최소 1개 틸트식 추진 유닛 작동 시 하강 2단계를 제어하여 항공기의 양력 제공을 위해 일반 수직 추력 벡터 방향으로 추력으로 제공하며, 호버링까지 실질적으로 항공기 대지속도의 감소를 제어하면서, 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 다음에 의해 일반 수직 추력 벡터 방향으로 추력을 제공한다. 항공기의 측정 대지속도와 설정 대지속도 간에 차이를 감소시키기 위해 최소 1개 틸트식 추진 유닛 추력을 제어하면서, 항공기 측정 대기속도에 대응하여 결정된 하한 임계치에 기초하여 추력의 감소를 제한한다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라, 이미 제공된 방법이 있으며, 이에 따라서 대지속도 감소 제어 및 하강 과정 제어는 항공기에 탑재된 최소하나 하나의 제어장치 처리기에 의한 자동 제어가 포함된다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라, 이미 추가로 제공된 방법이 있으며, 이에 따라서 감속 과정의 제어는 최소 1개 틸트식 추진 유닛에서 그리고 윙에서 야기하는 정반대의 공기역학 영향 간에 균형 및 윙을 포함한 항공기의 감속 과정 제어로 구성된다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라 이미 추가로 제공된 방법이 있으며, 이에 따라서 최소한 대지속도 감소 제어 단계가 실질적으로 항공기 수평 비행 동안 항공기의 하강 과정 제어 후에 수행된다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라, 이미 제공된 시스템이 있으며, 이에 따라 제어 장치가 구성되어, 최소한 하강 2단계 동안에, 항공기의 실질적인 수평 비행 시작 전에 그리고 하강 종료 전에 최대 허용된 임계 속도 이하로 대기속도 감소를 제어한다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라 이미 추가로 제공된 방법이 있으며, 대지속도 감소 제어의 최소한 단계로 동시에 설정된 고도에서 항공기의 수직 편차를 최소화하도록 추가로 구성되었으며, 이에 따라서 하한 임계치에 기초하여 추력의 감소를 제한함으로써 최소화가 최소한으로 제한된다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라, 이미 추가로 제공된 시스템이 있으며, 이에 따라서 최소화는 최대 허용 추력 감소 속도에 기초하여 추력 감소 속도를 제한하여 추가로 제어한다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라 이미 추가로 제공된 방법이 있으며, 규정된 호버링 목적지 위치에서 항공기의 거리에 대응하여 설정된 대지속도를 결정하도록 추가로 구성된다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라, 이미 추가로 제공된 시스템이 있으며, 추가로 구성되는 사항으로서는 추가로 모니터가 포함되고, 하강 1단계에서 시작하여 최소한으로 (a) 부정적인 결과 수신 및 (b) 실질적으로 순회 비행까지 대기속도의 감소로 선택된 첫 번째 이벤트 발생까지 비행 파라미터가 사전 규정된 호버링 목적지 위치로 감속이 허용되는 안전 운용 범위 내에 있는지 여부를 반복적으로 점검하여, 이에 따라서 제어 장치가 구성되어, 점검 결과가 부정적이었을 때, 일반적 세로 추력 벡터 방향에 추력을 제공하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸트를 선별적으로 지시하고, 그리고 비행 파라미터가 안전 운용 범위 내에 있는 상태와 위치에 항공기 방향을 추가로 제어한다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라, 이미 추가로 제공된 시스템이 있으며, 틸트와 실질적인 호버링 사이에 기간을 최소화하기 위해 하강 1단계와 2단계 사이에 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸트 시 타이밍을 결정하도록 추가로 구성된다.
현재 공개한 주제의 실시도에 따라, 이미 추가로 제공된 시스템이 있으며, 이에 따라서 대지속도 감소 제어 장치는 사전 규정된 호버링 목적지 위치 주변에 도달할 때까지 사전 규정된 임계치 이하로 대기속도가 감소되는 것을 방지하기 위해 대지속도의 감소를 제한하도록 구성된다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라, 이미 추가로 제공된 방법이 있으며, 대지속도 감소를 제어하는 최소한의 단계로 동시에 허용된 피치 범위 내에 항공기 피치를 유지하고, 이에 따라 허용된 피치 범위가 항공기의 측정 대기속도에 대응하여 동적으로 결정되도록 하여 추가로 구성한다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라 이미 추가로 제공된 방법이 있으며, 이에 따라 허용된 피치 범위 내의 피치 유지로 항공기 실속을 방지한다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라, 이미 추가로 제공된 방법이 있으며, 이에 따라서 하강 2단계 시 제어는 대기 조건에 기초한 하강 과정의 최소 단계에 허용된 항공기 하강 각도를 결정함으로써 선행되며, 이에 따라서 하강 1단계의 최소 단계 동안에 하강 과정 제어는 허용된 항공기 하강 각도에 기초한다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라 이미 추가로 제공된 시스템이 있으며, 제어 장치는 최소한 하나의 지상 탐지 조건을 수행할 때까지 항공기의 대지속도를 호버링으로 감소한 후, 공중 항공기의 실질적인 수직 하강을 제어하도록 구성된다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라 이미 추가로 제공된 방법이 있으며, 수직 하강의 최소 단계 동안에 항공기의 고도 감소를 제어하고, 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 추력 수정을 제어하며, 고도 감소 제어 시, 공중 항공기 고도의 5배 이상 지면 이하로 감소시켜서 설정 고도를 단순하게 감소시키는 항공기의 모니터링된 고도 편차를 최소화하도록 구성되었다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라 이미 추가로 제공된 시스템이 있으며, 센서 데이터와 상관없이 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸트에서 사전 규정된 시간이 중지된 경우 항공기의 실질적인 수직 하강 제어를 초기화하도록 구성된다.
현재 공개된 주제의 실시도에 따라 이미 추가로 제공된 방법이 있으며, 이에 따라서 하강 과정의 제어는 에어론, 엘리베이터, 러더, 러더베이터, 플래퍼론, 엘리본 및 윙 플랩으로 구성된 그룹에서 선택된 항공기의 최소한 공기역학 부분 작동을 제어하도록 구성된다.
현재 공개한 주제의 측면에 따라, 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 구성하는 항공기의 감속 과정 제어에 머신을 제외하고 컴퓨터 판독 코드 부분을 명백하게 구체화하는 머신으로 판독 가능한 프로그램 저장 장치를 이미 추가로 제공하였으며, 최소 1개 틸트식 추진 유닛 각각은 틸트식으로, 항공기에 관하여 일반 수직 추력 벡터 방향과 일반 세로 추력 벡터 방향 간에 방향이 가변형인 추력을 제공하며, 그 방법은 다음으로 구성된다. 항공기 하강 동안에, 항공기의 최소한 모니터링 대기속도와 모니터링 고도에 기초하여 항공기의 하강 과정을 제어하고, 다음의 순서로 구성된 제어를 수행한다. 하강 1단계에서 최소 1개 틸트식 추진 유닛 작동을 제어하여, 항공기 추력을 위한 일반 세로 추력 벡터 방향의 추력을 제공하고, 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸트 후에, 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 작동 시 하강 2단계를 제어하여 항공기의 양력 제공을 위해 일반 수직 추력 벡터 방향으로 추력으로 제공하며, 호버링까지 실질적으로 항공기 대지속도의 감소를 제어하면서, 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 다음에 의해 일반 수직 추력 벡터 방향으로 추력을 제공한다. 항공기의 측정 대지속도와 설정 대지속도 간에 차이를 감소시키기 위해 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 추력을 제어하면서, 항공기 측정 대기속도에 대응하여 결정된 하한 임계치에 기초하여 추력의 감소를 제한한다.
발명을 숙지하고, 발명의 실제 수행 방법을 확인하기 위해서 다음의 동봉하는 도면에 참조로 제한 없이 예제를 사용하여 설명한다.
그림 1A와 2A는 첫 번째 실시도와 두 번째 실시도 각각의 정면/상단/측면 등각도로서, 틸트식 추진 유닛이 첫 번째 비행 모드에서 일반 세로 추력 위치로 유도될 때 본 발명이 수행될 수 있는 항공기에 대한 것이다.
도면 1B와 2B는 각각의 틸트식 추진 유닛이 두 번째 비행 모드에서 일반 수직 추력 위치로 방향이 정해질 때 그림 1A와 2B 각각의 항공기에 대한 정면/상단/측면 등각도이다.
그림 3A는 본 발명의 실시도에 따라 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함하여 항공기 감속 과정을 제어하는 방법의 순서도이다.
그림 3B는 본 발명의 실시도에 따라 항공기의 실질적인 수직 하강을 제어하는 방법의 순서도이다.
그림 4A와 4B는 본 발명의 실시도에 따라 항공기 감속 동안에 항공기의 두 가지 예상 비행 과정을 도해하였다.
그림 5는 본 발명의 실시도에 따라 항공기의 측정 대기속도에 기초하여 추력의 제한을 도해로 예를 들은 그래프이다.
그림 6은 본 발명의 실시도에 따라, 이에 언급된 측정 대기속도에 기초하여 추력의 제한을 도해로 예를 들은 그래프이다.
그림 7은 본 발명의 실시도에 따라 항공기 감속 동안에 항공기의 예상되는 모범적인 비행 과정을 도해하였다.
그림 8은 본 발명의 실시도에 따라 제어 장치를 도표로 도해하였다.
도해의 간편성과 명료성을 위해 그림에 표시한 구성요소가 축소 비율로 도해되지 않았음을 알려 드린다. 예를 들면 구성요소의 일부 규격이 명료성을 위해 다른 구성요소와 비교하여 과장되었을 수도 있다. 또한 적합한 것으로 간주되면, 유사 구성요소와 일치하게 표시되도록 그림 간에 참조 번호를 반복하였다.
그림 1A와 2A는 첫 번째 실시도와 두 번째 실시도 각각의 정면/상단/측면 등각도로서, 틸트식 추진 유닛이 첫 번째 비행 모드에서 일반 세로 추력 위치로 유도될 때 본 발명이 수행될 수 있는 항공기에 대한 것이다.
도면 1B와 2B는 각각의 틸트식 추진 유닛이 두 번째 비행 모드에서 일반 수직 추력 위치로 방향이 정해질 때 그림 1A와 2B 각각의 항공기에 대한 정면/상단/측면 등각도이다.
그림 3A는 본 발명의 실시도에 따라 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함하여 항공기 감속 과정을 제어하는 방법의 순서도이다.
그림 3B는 본 발명의 실시도에 따라 항공기의 실질적인 수직 하강을 제어하는 방법의 순서도이다.
그림 4A와 4B는 본 발명의 실시도에 따라 항공기 감속 동안에 항공기의 두 가지 예상 비행 과정을 도해하였다.
그림 5는 본 발명의 실시도에 따라 항공기의 측정 대기속도에 기초하여 추력의 제한을 도해로 예를 들은 그래프이다.
그림 6은 본 발명의 실시도에 따라, 이에 언급된 측정 대기속도에 기초하여 추력의 제한을 도해로 예를 들은 그래프이다.
그림 7은 본 발명의 실시도에 따라 항공기 감속 동안에 항공기의 예상되는 모범적인 비행 과정을 도해하였다.
그림 8은 본 발명의 실시도에 따라 제어 장치를 도표로 도해하였다.
도해의 간편성과 명료성을 위해 그림에 표시한 구성요소가 축소 비율로 도해되지 않았음을 알려 드린다. 예를 들면 구성요소의 일부 규격이 명료성을 위해 다른 구성요소와 비교하여 과장되었을 수도 있다. 또한 적합한 것으로 간주되면, 유사 구성요소와 일치하게 표시되도록 그림 간에 참조 번호를 반복하였다.
다음의 구체적인 내용에서는 본 발명을 철저하게 숙지할 수 있도록 많은 구체적인 세부 사항을 설명하였다. 그러나 본 발명이 구체적인 세부사항 없이 실행될 수 있음을 해당 기술의 기능을 갖춘 사람은 이해할 수 있다. 다른 예로서, 본 발명에 방해가 될 수 있으므로 잘 알려진 방법, 절차 및 구성 요소는 세부적으로 설명하지 않았다.
도면 및 설명에서 동일한 참조 번호는 이 구성품이 다른 실시 예 및 구성과 공통임을 나타낸다.
별도로 특별히 명시하지 않은 경우에는, 다음 검토에서 명확한 사항으로서, 처리, 계산, 결정, 생성, 설정, 형상 구성, 선택 또는 이와 유사한 용어를 사용한 철저한 사양서 검토에는 다른 데이터로 조종 그리고/또는 변환 데이터의 처리나 조치가 포함되며, 물리적 개체를 나타내는 기존 데이터 그리고/또는 전자 장비 수량 등의 물리적 수량으로 기존 데이터가 표시된다. 용어 “컴퓨터”는 제한되지 않은 프로세서를 이용하여, 개인용 컴퓨터, 서버, 컴퓨팅 시스템, 통신 기기, 프로세서 (예: 디지털 신호 처리기(DSP), 마이크로컨트롤러, 필드 프로그램 가능 게이트 어레이(FPGA), 애플리케이션 기반 통합 회로(ASIC) 등, 어떤 다른 전자식 컴퓨팅 기기 및 이에 따른 결합 기기를 포함하여 데이터 처리 기능이 있는 어떤 종류의 전자식 기기를 포함하도록 포괄적으로 구성되어야 한다.
본 문서의 교수법에 따른 운용은 바람직한 목적으로 특별히 구성된 컴퓨터로 또는 컴퓨터 판독 가능한 저장 매체에 저장한 컴퓨터 프로그램으로 원하는 목적으로 특별히 구성된 다용도 컴퓨터로 수행될 수 있다.
본 문서에서 사용한 바와 같이 "예,” “가령,” "예를 들자면”의 구 그리고 이에 따른 변형 구는 제한 없이 현재 공개된 주제의 실시도를 설명한다. “하나의 사례,” “일부 사례,” “다른 사례,” 또는 이에 따른 변형에 대한 사양서의 참조 자료는 해당 실시도와 연결하여 설명한 특별한 특징, 구조 또는 특성이 현재 공개한 주제에 대하여 최소한 하나의 실시도에 포함되어 있음을 의미한다. 따라서 구 “하나의 사례,” “일부 사례,” “다른 사례” 또는 이에 따른 변형이 있으면 동일한 실시도를 참조할 필요가 없다.
현재 공개한 주제의 특별한 특징이 명료성을 위해 별도 실시도의 맥락으로 설명되어 있으며, 단일 실시도와 결합하여 제공될 수 있음을 인정한다. 반대로 현재 공개한 주제의 다양한 특징이 간결성을 위해 단일 실시도의 맥락으로 설명되어 있으며, 어떤 적합한 하위 결합 또는 별도로 제공될 수 있다.
현재 공개한 주제의 실시도에서, 해당 그림에 도해한 하나 이상의 단계가 다른 순서로 실행될 수 있고, 하나 이상의 단계 그룹이 동시에 그리고 역순으로 실행될 수 있다. 그림은 현재 공개한 주제의 실시도에 의거하여 시스템 아키텍처의 일반적인 계통도를 도해하였다. 그림의 각 모듈은 본 문서에 설명하고 규정한 기능을 수행하는 소프트웨어, 하드웨어 또는 펌웨어의 어떤 결합으로 구성될 수 있다. 해당 그림의 모듈은 하나의 장소에 집중화되거나 하나 이상 위치에서 분산될 수 있다.
본 문서에 공개한 시스템, 방법, 컴퓨터 프로그램 제품은 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 장착한 항공기의 광범위한 거리에서 실행될 수 있다. 이러한 항공기는 한 예를 들면 틸트로터 항공기, 틸트윙 항공기, 틸트제트 항공기, 틸트식 제트 엔진의 다른 형식이나 추력 벡터로 추진되는 항공기 등이 될 수 있다. 본 발명이 실행되는 항공기 그룹은 상기 예제에 제한되지 않으며, 다른 형식의 항공기도 구현될 수 있음을 주지한다. 최소 1개 틸트식 추진 유닛 상단에서, 항공기는 실질적으로 수직 추력 용의 로터와 같은 상기 전술한 틸트식 추진 유닛과 멀리 떨어진 하나 이상의 추가 동력 장치가 장착될 수 있고, 상당한 수평 추력의 프로펠러, 제트 엔진 등이 장착될 수 있음을 특별히 주지한다.
각 틸트식 추진 유닛에는 예를 들어서 어떤 하나의 틸트식 덕트 팬 유닛, 틸트식 추진 유닛, 틸트식 터보제트 유닛, 틸트식 터보팬 유닛, 틸트식 프롭팬 등이 포함될 수 있다. 각 틸트식 덕트 팬 유닛은 최소한 하나의 팬으로 구성되며, 추가 또는 대안적으로 기존 가변형 추력 벡터 각각을 제어하는 베인이 없을 수 있다. 항공기는 추가로 최소 1개 비-틸트식 추진 유닛이 포함될 수 있고, 항공기에 고정형(예: 비-틸트식)으로 탑재 가능하여 이와 관련된 고정 추력 벡터를 가지는 추력을 제공할 수 있음을 주지한다. 이러한 비-틸트식 추진 유닛에는 하나의 비-틸트식 덕트 팬 유닛, 비-틸트식 프로펠러 유닛, 비-틸트식 터보제트 유닛, 비-틸트식 터보팬 유닛, 비-틸트식 프롭팬 유닛이 포함될 수 있다. 예를 들면 이러한 비-틸트식 덕트 팬 유닛에는 최소한 하나 이상의 팬이 포함되며, 추가 또는 대안적으로 각 기존 벡터 제어를 위한 이동식 베인이 존재하지 않을 수 있다.
그림 1A, 1B, 2A 및 2B는 틸트식 추진 유닛 420의 최소 틸트 각도에 서로 다른 다양한 비행 모드의 항공기 100에 대한 등각도를 도해하였다. 아래에 공개한 시스템, 방법 및 컴퓨터 프로그램 제품은 WO 2010/137016 참조 자료(완전하게 본 문서에 통합됨)에 공개된 항공기 등의 항공기에 실행되며, 해당 항공기와 관련된 전형적인 예에서도 본 발명이 해당 항공기에 제한되지 않으며, 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 장착한 항공기의 광범위한 범위로 실행될 수 있음을 주지한다.
틸트식 추진 유닛이 장치된 항공기 공기역학은 항공기에서 가장 광범위하게 실행되는 형식 두 가지 예제를 들어보면 기존 고정익 항공기의 공기역학 및 헬기의 공기역학과 다르다.
기존 고정익 항공기에서는 대부분의 양력이 항공기 에어포일 주변 그리고 특히 윙 주변의 공기 흐름으로 얻어진다. 대부분 항공기의 추력은 항공기 동체 세로축과 정렬된 일반 세로 벡터 방향에서 작동하는 엔진으로 생성된다. 일부 항공기가 양력 생성 시 방향성 또는 벡터 제트 추력을 실행하고(예: Harrier Jump Jet), 일부 항공기는 메인 제트 방향의 제한된 조종 (예: Sukhoi Su-30 MKI 제트 비행기의 TVC 노즐은 수직면으로 ±15도 편향될 수 있다), 이 가능한 추력 벡터 제어장치를 통합하지만, 특히 항공기 비행 동안에 양력의 주요 출처는 그럼에도 불구하고 윙이다.
이와 비교하여 헬기에서는 양력이 하나 이상의 엔진 구동 로터로 공급되며, 해당 추력도 공급한다. 일부 양력이 특히 비행 동안에(호버링과 반대로) 헬기의 다양한 표면에서 얻어지지만, 이 양력은 보통 회전익이 제공하는 양력보다 매우 작다. 일부 추력이 많은 헬기 설계 시 꼬리 회전 날개로 제공되지만, 이 추력은 헬기 추진에 기여하지 않고 해당 설계의 주 회전익으로 생성된 토크 계산에 사용됨을 주지해야 한다.
기존 항공기의 다른 형식에 대하여 상기 전술한 예제와 비교 시, 항공기 100의 최소 1개 틸트식 추진 유닛 420이 일반적으로 수직 추력 벡터 방향(예: 그림 1B의 예제)으로 유도될 때, 양력은 틸트식 추진 유닛 420과 윙 320 (항공기 100이 제로 이외의 대기속도로 비행하는 한) 양쪽으로 생성된다. 틸트식 추진 유닛 420과 윙 320 양쪽으로 생성되는 양력의 결합은 틸트식 추진 유닛 420이 일반 수직 추력 벡터 방향과 일반 세로 추력 벡터 방향 사이에 대각선 위치 중간에 틸트되면 더 적은 범위로 발생한다.
따라서 어느 하나의 단독 고정익이나 단독 회전익 항공기에 적합하지 않은 비행 시스템 기술에 능숙한 사람은 단독 회전익 항공기가 일반 수직 추력 벡터 방향 또는 중간 방향으로 유도될 때 틸트식 추진 유닛 420을 장착한 항공기100에는 적합하지 않음을 주지한다. 이러한 컨스털레이션을 단독 고정익이나 단독 회전익 항공기 중 하나에서 대여한 방법인 경우 항공기 100 조종을 시도하면 이에 따른 고장이 반드시 발생한다.
그림 1A와 2A는 예제 항공기 100 각각의 틸트식 추진 유닛 420이 일반 수직 추력 위치로 방향이 지정되었을 때 본 발명이 구현될 수 있는 항공기 100의 두 가지 실시도에 대한 전면/상단/측면 등각도이다. 그림 1B와 2B는 각각의 틸트식 추진 유닛 420이 일반 세로 추력 위치로 방향이 지정되었을 때 그림 1A와 2A의 각 항공기 100에 대한 전면/상단/측면 등각도이다.
항공기 100의 어떤 예상 실행은 상기에 전술한 바와 같이 완전하게 이에 따라 통합하여 특허 협력 조약(PCT) 출원 WO2010/137016에 예제로 되어 있음을 주지해야 한다. WO2010/137016 참조 자료에 사용한 숫자 참조자료는 이에 따라 동일한 의미로 사용되었음을 주지한다. 항공기 100은 틸트로터 항공기로 도해하였고, 틸트-윙 형상 등의 틸트식 추진 유닛을 실행하는 다른 항공기 형식은 예를 들어서 항공기 100으로 실행될 수 있음을 주지한다.
항공기 100을 아음속 UAV로 도해하였으나, 본 실시도의 대안적인 변수로, 항공기가 음속에 가까운 속도 또는 슈퍼소닉 항공기로 형상 또는 유인 조작의 예로 다를 수 있다.
본 발명의 측면에 따라, 항공기 100의 운용을 제어하기 위해 구성되고, 항공기 100에 적합하게 탑재된 제어 장치 1200이 제공되었다. 제어 장치 1200으로 항공기 100의 운용 제어에는 항공기 공기역학 하위시스템의 제어기로 제어 명령 전달이 포함된다. 예를 들면 에어론 345 위치를 틸트하는 명령은 윙 320에 대하여 에어론 345의 위치를 유압으로 수정하는 하나 이상의 에어론 제어기 346에게 내려진다. 항공기의 공기역학 하위시스템 제어기 (예: 제어기 346)은 반드시 필요한 것은 아니지만 제어 장치 1200의 한 부분이 될 수 있다.
어떤 실행에서 하나 이상의 시스템이 공기역학 하위시스템의 단일 제어기에 명령을 내릴 수 있음도 주지한다. 예를 들면 에어론은 항공기 100에 탑재된 제어 장치 1200 및 지상 오퍼레이터가 무선으로 작동하는 원격 장치에 의해 독립적으로 제어될 수 있다. 다른 시스템의 제어가 연속적으로 수행될 수 있으며 (예: 제어의 휴먼 인도가 자동 제어를 방지), 활성화되어 동시에 수행될 수 있다.
제어 장치 1200은 전체적인 연속 운용 동안(예: 이륙, 조종, 착륙, 차단)에 항공기 100를 제어하는 제어 장치가 되지만 반드시 필요한 것은 아니다. 어떤 경우에도 제어 장치 1200은 최소한으로 구성되어 항공기 100의 감속 프로세스를 제어하고 (예: 아래에 공지한 대로), 선택적으로 다른 운용을 제어하도록 구성될 수 있다.
제어 장치 1200은 완전한 자동 및 자율적으로 되어 있으나 일부 실행에서는 다른 하나 이상의 시스템이나 또는 사람이 내린 명령에 대응할 수 있다. 예를 들면 휴먼 전달 명령어로 무효화된 경우 제어 장치 1200은 항공기 100의 자율적 제어를 중지시킬 수 있고, 그 후에 다른 시스템이나 또는 담당 요원(제어 장치 1200 또는 다른 장치의 중재)으로 제어된다.
제어 장치 1200에는 항공기 100 모니터링 고도 및 이에 따른 모니터링 고도의 정보 표시 수신 시 하나 이상의 입력 1210이 포함된다. 항공기 100의 모니터링 대기속도는 하나 이상의 대기속도 탐지기 490으로 탐지될 수 있으며 (예: 피토 튜브로 실행), 항공기 100 고도는 고도계로 측정될 수 있다 (도해하지 않았으나, 예를 들어서 압력 고도계, 소닉 고도계, 레이더 고도계, 위성 항법 장치(GPS) 기반 고도계 등으로 실행될 수 있다). 제어 장치 1200의 입력은 항공기 100 상태 및 비행에 포함된 추가 파라미터의 수신 정보 표시에 사용될 수 있다.
제어 장치 1200의 제어에 기초한 이러한 파라미터는 예를 들어서 하나 이상의 다음 파라미터 예를 포함할 수 있다.
a. 대지속도
b. 피치, 요 및 롤(Pitch, yaw, and roll)
c. 선형 가속도(하나 이상의 축을 따라)
d. 각 가속도
e. 시간
f. 항공기 중량 (질량 중심이 감소될 수 있다. 예: 이륙 중량의 편차가 연료 소모량 또는 명시한 중량 전달로 야기되는 경우).
g. 에너지 수위 (예: 잔여 배터리 충전 수위, 연료 수위)
h. 하나 이상의 공기역학 하위시스템 상태 (예: 에어론 위치 등)
i. 대기 환경 상태
이 문서에서 상세히 설명하는 바 대로, 제어 장치 1200은 하나 이상의 특별한 표적이나 목표에 의거하여 항공기 100에 바람직한 제어를 제공한다. 예를 들면 제어 장치 1200는 규정된 위치에서 착륙 및 결정된 위치에서 호버링 시작 시 등에서 항공기 100를 제어한다. 명확하게 말하면 규정된 진로를 따라 항공기 100의 비행, 효과적인 방법으로 규정된 위치로 비행, 이륙 제어 등으로 제어 장치 1200이 이러한 목표를 수행할 수 있다.
항공기 100 착륙 또는 호버링으로 이르는 예제를 상기하면, 제어 장치 1200으로 사용될 수 있는 추가 파라미터 예제(다른 시스템이나 또는 요원이 제어 장치 1200으로 규정할 수 있는)는 다음과 같다.
a. 항공기가 착륙 또는 호버링해야 하는 장소는 어디인가? (예: 호버링 목적지 위치는 어디인가? 최종 착륙 목적지는 어디인가?)
b. 어떤 고도로 항공기가 호버링해야 하는가?
c. 어떤 방향에서 항공기가 도착해야 하는가? (예: 항공기에 탑재된 카메라로 캡처한 이미지가 하나 이상의 참조 이미지 등과 일치할 때 271°의 방위각에서 바람의 반대방향)
d. 어떤 접근 각도로 항공기가 하강해야 하는가?
e. 다른 하위스테이지의 일부 또는 전체에 할당된 수평 거리는 얼마인가?
f. 착륙 시 타이밍 제한 사항은 무엇인가?
제어 장치 1200은 추가로 항공기 100의 공기역학 하위시스템(예: 에어론 345, 다른 제어 표면 등)의 제어기(예: 제어기 346)로 제어 명령을 내리도록 구성된 최소 하나의 컨트롤 유닛 1220이 포함된다. 공기역학 하위시스템에는 특히 최소 1개 틸트식 추진 유닛 420이 포함된다.
컨트롤 유닛 1220은 전체적인 연속 운용 동안(예: 이륙, 조종, 착륙, 차단)에 항공기 100를 제어하는 제어 장치가 되지만 반드시 필요한 것은 아니다. 컨트롤 유닛 1220은 제어 장치 1200이 항공기 100의 감속 프로세스를 제어 (최소한으로 이 목표에서)할 때 최소한으로 명령을 내리도록 구성되며, 이에 따른 다른 운용 제어 시 명령을 내리도록 구성될 수 있다. 컨트롤 유닛 1220은 완전한 자동 및 자율적으로 되어 있으나 일부 실행에서는 다른 하나 이상의 시스템이나 또는 사람이 내린 명령에 반응할 수 있다. 예를 들면 휴먼 전달 명령어로 무효화된 경우 컨트롤 유닛 1220은 항공기 100의 자율적 명령 전달을 중지시킬 수 있고, 그 후에 다른 시스템이나 또는 담당 요원(컨트롤 유닛 1220 또는 다른 장치의 중재)으로 제어된다.
컨트롤 유닛 1220은 최소한 다음으로 제어 명령을 내리도록 구성된다.
(a) 항공기 100의 하강 동안에, 최소한 다음으로 항공기 100의 모니터링 고도와 모니터링 대기속도에 기초하여 항공기 100의 하강 과정 제어. (i) 하강 1단계에서 최소 1개 틸트식 추진 유닛 420의 작동을 제어하여 항공기 100 추진을 위한 일반 세로 추력 벡터 방향으로 추력을 제공하고, (ii) 최소 1개 틸트식 추진 유닛 420의 틸트 후에, 하강 2단계에서 최소 1개 틸트식 추진 유닛 420의 작동을 제어하여, 항공기 100에 양력을 제공하기 위해 일반 수직 추력 벡터 방향으로 추력 제공.
(b) 항공기 측정 대기속도에 대응한 결정 하한값 1720(그림 5)에 근거하여 추력 감소를 제한하면서 적어도 항공기 100 측정 대지속도와 설정 대지속도 간의 차이를 줄이도록 최소 1개 틸트식 추진 유닛420의 추력을 제어하는 방식으로 최소 1개 틸트식 추진 유닛420이 일반 수직 추력 벡터 방향의 추력을 제공하는 동안 주로 호버링 수준으로의 항공기100 대지속도 감소를 제어;
컨트롤 유닛 1220이 내리는 명령은 항공기 100의 공기역학 하위시스템 제어기로 명령이 전달될 수 있으나 다른 형식의 명령도 전달될 수 있다. 예를 들면 컨트롤 유닛 1220은 전용 처리 장치, 데이터베이스(데이터 검색 및 추후 사용을 위해 저장), 데이터 요청용 센서, 오프-보드 시스템과 통신 시 통신 시스템 등으로 명령을 전달(동일한 목표로)할 수 있다. 컨트롤 유닛 1220에는 하나 이상의 프로세서나 또는 하나 이상의 전용 프로세싱 모듈이 포함될 수 있으며, 이들 각각은 하드웨어, 소프트웨어, 펌웨어 또는 이에 따른 어떤 조합으로 실행될 수 있다.
상기에 검토한 바와 같이 제어 장치 1200에 의한 항공기 100의 제어에는 많은 모순되는 요구사항 간에 절충 및 균형이 포함된다. 아래에서 검토한 바와 같이 틸트로터 항공기의 공기역학 시스템은 많은 방법 중에서도 고유한 방법이다. 예를 들면 해당 항공기의 실속 거동은 기존 고정익 항공기의 실속 거동과 매우 다르지만, 헬기나 다른 회전익 항공기의 실속 거동과도 다르다. 제어 장치 1200 및 방법 1500과 1600에 관하여 하기에 더 자세한 검토 사항을 제공하였다.
반드시 필수적인 사항은 아니지만, 컨트롤 유닛 1220 (그리고 일반적으로 제어 장치 1200)은 방법 1500을 수행하여 항공기 100의 하강 과정을 제어한다. 본 발명의 실시도에 따라서 컨트롤 유닛 1220은 방법 1600을 구현하도록 구성될 수 있다. 따라서 이 두 가지 방법에 대한 검토 사항을 아래에 설명하였으며, 제어 장치 1200의 검토 사항도 이에 따라 계속하였다. 그러나 방법 1500과 1600의 구현은 제어장치 1200과 같은 제어 장치에 제한되지 않는다.
그림 3A는 본 발명의 실시도에 따른 방법 1500의 흐름도이다. 방법 1500은 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 포함된 항공기의 감속 프로세스를 제어하는 방법이며, 각각의 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 틸트식으로 되어, 항공기에 관한 일반 세로 추력 벡터 방향과 일반 수직 추력 벡터 방향 사이에 최소한으로 가변형인 방향의 추력을 제공한다. 이전 도면에 설명한 예제를 참조하면, 방법 1500이 항공기 100과 같은 항공기의 감속 프로세스 제어에 구현될 수 있음을 주지한다. 그러나 이는 필수적인 사항이 아니며, 방법 1500은 최소 1개 틸트식 추진 유닛 420이 포함된 다른 항공기 형식의 감속 프로세스 제어에 사용할 수 있다.
해당 도면에 설명한 예제를 참조하면, 반드시 필수적인 사항은 아니지만, 방법 1500은 제어 장치 1200와 같은 제어장치로 수행될 수 있다. 다양한 구현으로 방법 1500은 탑재 시스템, 원격 장치(예: 지상 시스템 또는 항공 시스템) 또는 인간 중재 그리고 어떤 이에 따른 조합으로 전체나 부분적으로 수행될 수 있다.
방법 1500 (그리고 추가 방법을 포함하는 다음의 설명)에 포함된 다음의 설명은 규칙에 따른 방법으로 구성되었음을 주지한다. 다시 말하면 스테이지 A가 스테이지 B 이전에 수행되면, 스테이지B의 실질적인 검토 전에 스테이지 A의 변경 및 대안적인 실행이 검토된다. 그러므로 독자는 방법 1500의 전체 흐름도 및 이에 따른 최소 하나의 실시도에 어떤 부분의 스테이지가 각각 시행되는지 확인하기 위해 각 그림에 있는 다음 설명을 읽는 것이 효과적이다.
방법 1500 설명 동안에 그림 4A와 4B에 참조자료가 작성되며, 항공기 감속 시 항공기의 예상되는 두 가지 비행 과정 1010과 1020을 도해하였다.
최종적으로 방법 1500의 감속 프로세스가 사용되어 항공기의 대지속도가 실질적으로 호버링으로 감소되거나 또는 수직 착륙을 제공한다. 각 감속 경로의 목적지 위치가 먼저 결정될 수 있으나 이는 반드시 필요한 사항이 아니다. 예를 들면 감속 프로세스는 지리 좌표로 규정된 기존 위치 이상으로 호버링을 달성하거나 또는 다른 해당 위치로 착륙을 위해 제어될 수 있으며, 명시한 거리 내에서 또는 다른 상대적인 위치 설정으로 규정된 고도에서 호버링 또는 착륙 시행 시 제어될 수 있으며, 명시한 시간 프레임 내에 착륙이나 호버링으로 제어될 수 있다. 목적지는 때때로 업데이트 된다 (예: 목적지가 결정되면 이동 표적 위로 착륙이나 호버링에 필요 시). 능력 있는 전문가에게는 매우 다양한 추가 예제 시나리오가 명백하게 될 수 있다.
방법 1500의 다양한 구현 시, 감속 프로세스는 다른 필요성을 제기할 수 있고, 이전 가능성보다 더 엄격한 제한에서 방법 1500 (그리고/또는 이에 따른 특정 스테이지)의 실행이 가능함에 유의해야 한다. 예를 들면 종례 기술의 틸트로터 항공기는 감속 및 착륙까지도 가능한 것으로 알려져 있지만, 이 프로세스에서 매우 작은 거리에서 또는 실질적으로 높이가 상실되었을 때 상당히 빠른 방법으로 수행하면, 종래 기술 시스템을 사용하는 것이 불가능한 것으로 판명된다. 어떤 시나리오 예제를 다음에 제공한다.
방법 1500에는 아래에서 상세히 공개한 바와 같이 몇 가지의 제어 스테이지가 포함되어 있다. 이러한 제어 스테이지는 다양한 방법으로 구현될 수 있다. 해당 제어는 조종사, 다른 탑승 요원 그리고 원격의 휴먼 오퍼레이터(예: 무인 틸트로터 항공기)가 실행할 수 있다. 그러나 방법 1500은 하나 이상의 컴퓨터로 된 장치가 구현할 수 있다 (예: 시스템 1200과 관련된 전형적인 예). 이 시스템은 방법 1500의 항공기 탑재 또는 외부에 탑재될 수 있으며, 다중의 이러한 시스템이 방법 1500 구현을 위해 조정될 수 있다 (이 때 각 방법의 스테이지는 단일 시스템 또는 컴퓨터 시스템 조합으로 구현될 수 있다). 추가로 하나 이상의 휴먼 제어기 조합 및 하나 이상의 컴퓨터 시스템이 구현될 수 있다.
본 발명의 실시도에 따라서, 하강 과정 제어 및 대지속도 감소 제어(양쪽은 아래에 더 자세히 공개되어 있음)에는 항공기에 탑재된 최소 하나의 컨트롤 유닛 프로세스로 자동 제어가 포함된다. 이 프로세서나 또는 다른 컴퓨터 시스템은 전용 시스템(하드웨어, 펌웨어 등으로 실행)이 될 수 있으며, 항공기에 탐재된 다른 시스템의 프로세서로 소프트웨어 실행 시 구현될 수 있음을 주지한다.
또한 방법 1500의 다른 스테이지에는 제어(예: 스테이지 1550에서 항공기 대지속도 감소 제어)가 포함되어 있음을 주지한다. 반드시 필요한 사항은 아니지만, 각 제어 스테이지에서 방법 1500은 명확하게 설명되지 않았으나 제어 운용의 수행이 가능하면 포함될 수 있다. 동일한 예제로서, 스테이지 1550의 제어 상단에서 방법 1500은 추가로 항공기 대지속도를 호버링으로 감소시키는 제어를 포함할 수 있다.
방법 1500은 항공기 하강 동안에 수행되는 스테이지 1510으로 시작한다. 그림 4A와 4B에 명시한 예제를 참조하면, 스테이지 1510은 과정 1010의 스테이지 1011 (또는 과정 1020의 스테이지 1021)을 수행할 수 있으나 이 스테이지는 반드시 필요한 사항이 아니다. 스테이지 1510의 하강 동안에 항공기 비행 방향이 반드시 엄격하게 변화 없는 하강 방향이 되어야 하는 것은 아니며, 하강 종료 시 항공기 고도가 하강 시작 시 고도보다 실질적으로 낮은 경우에는, 그럼에도 불구하고 항공기가 어떤 일시적인 상승을 경험할 수 있다 (예: 예기치 않은 바람이나 공기 조건, 항공기 조종면의 이동으로 인하여, 스테이지 1510 제어의 한 부분으로 취해진 조치의 영향 - 예: 항공기가 규정된 호버링 목적지 위치에서 실질적인 호버링으로 감속을 궁극적으로 허용하는 안전 운용 거리 내에 있도록 할 때). 하강 방향에는 지속 기간의 80% 및 더 많은 90%, 95% 등으로 상당한 부분에서 항공기 하강이 포함된다
항공기 하강 동안에 상기 전술한 대로 시행하는 스테이지 1510에는 최소한 항공기 모니터링 대기속도 및 모니터링 고도에 기초한 항공기 하강 방향 제어가 포함된다. 그림 4A와 4B에 설명한 예제를 참조하면, 스테이지 1510은 컨트롤 유닛 1220과 같은 컨트롤 유닛으로 수행될 수 있다.
항공기 과정 제어는 하나 이상의 항공기 공기역학 하위시스템 작동을 제어하여 시행될 수 있다. 이러한 스테이지에는 예를 들어서 최소 1개 틸트식 추진 유닛, 최소 1개 비-틸트식 추진 유닛, 스로틀, 엔진, 에어론, 엘리베이터, 러더, 러더베이터, 플래퍼론, 엘리본, 윙 플랩, 슬랫, 스포일러, 에어 브레이크, 가변형 스윕 윙, 비-틸트식 추진 유닛, 로터의 블래드 등이 포함된다. 방법 1500의 다른 스테이지 (예: 스테이지 1510, 1520. 1530. 1540, 1550 또는 이에 따른 어떤 결합의 제어)에는 에어론, 엘리베이터, 러더, 러더베이터, 플래퍼론, 엘리본 및 윙 플랩을 구성하는 그룹으로 선택된 항공기에 최소한 하나의 공기역학 하위시스템에 운용 제어가 포함되어 있음을 주지한다.
이러한 공기역학 하위시스템(또는 다른 부품)의 제어는 해당 부분을 제어하는 부품 또는 해당 부분으로 지침을 전달하여 다양한 방법으로 달성될 수 있다. 몇 가지의 예제 실행에서, 이러한 부분으로 선도하는 배관에 압력을 수정하도록 유압 펌프를 지시하고, 이 부분의 서보 제어로 전송된 전류를 수정하는 등으로 지침이 수행될 수 있다. 다른 예제에서는 물리적 방법으로 제어가 수행될 수 있다. 예를 들면 조종사(또는 다른 탑승 요원)가 전체적으로 또는 부분적으로 방법 1500을 수행하는 경우 이 조종사는 스로틀 누름과 같은 하나 이상 구성품의 물리적 상태를 변경할 수 있다. 사람만이 아니라 시스템으로도 과정의 물리적 제어 방법을 수행할 수 있으며, 해당 기술에 능숙한 사람에게 명확할 수 있음을 주지한다.
방법 1500에는 항공기의 하나 이상 공기역학 하위시스템 또는 이에 따른 다른 구성품/시스템의 작동 제어 장치뿐만 아니라 이에 따른 실제 작동이 포함될 수 있다. 예를 들면 한 명 이상의 요원, 프로세서, 제어기 또는 유사 장치 (다른 실행 및 이에 따른 조합이 가능)로 제어가 실행될 수 있으나, 항공기의 다른 부품/구성품/시스템의 작동은 항공기에 탑재된 다른 부품/구성품/시스템으로 수행될 수 있다.
항공기 하강 과정을 참조하면, 스테이지 1510의 항공기 과정 제어에는 항공기의 일시적 또는 공간적 측면 제어가 포함될 수 있다. 예를 들면 제어에는 항공기 속도(또는 대지속도, 대기속도, 하강 속도 등의 구성 요소), 특정 타이밍에 규정된 위치로 도착 제어, 고도 제어, 수평 위치 설정, 피치, 턴, 요, 방향 등의 파라미터 전체나 부분 제어가 포함된다.
과정 제어에는 규정된 호버링 목적지 위치에서 실질적으로 호버링까지 감속을 최종적으로 허용하는 안전 운용 거리 내로 항공기를 유지하거나 또는 다른 목표의 동반이 최종적으로 허용된 과정 제어가 포함된다. 안전 운용 거리는 이러한 감속(다른 목표에 도달)을 허용하는 가장 큰 안전 운용 거리가 될 수 없으나 이러한 목표를 고려하여 규정된 안전 운용 거리에 가깝다는 것을 주지한다. 안전 운용 거리를 규정하는 일부나 모든 파라미터는 공기역학 고려사항(예를 들어서 바람 반대 방향으로 방향 유지, 실속 각도 도달 방지), 전술적 요구사항 (예: 명시한 높이 이상/이하의 노출 기간 감소), 항공기의 다른 시스템 요구사항이나 이로 인해 수행되는 시스템(예: 민감성 카메라 페이로드 손상 방지) 등과 같은 최종 목적지와 상관없이 규정될 수 있다.
용어 “안전 운용 거리”가 종래 기술에서 광범위하게 사용되는 용어이고, 상기 전술한 사항대로 종래 기술에서 하나의 일반 기술로 이해될 수 있는 의미를 전달하지만, 이 용어는 다음의 파라미터 세트 중 최소한 하나를 포함하는 것으로 간주한다. 안전하게 초과하지 않는 성능 한도(예: 항공기 성능 한도) 세트, 이 한도 내에 존재하는 작동 파라미터 세트 그리고 과정 파라미터에 관련된 공간이나 또는 임시 파라미터 세트이다.
항공기 하강 동안에 상기 전술한 대로 시행하는 스테이지 1510에는 최소한 항공기 모니터링 대기속도 및 모니터링 고도에 기초한 항공기 하강 방향 제어가 포함된다.
스테이지 1510 하강 과정 제어에는 하강 1단계(예: 과정 1010의 스테이지 1012와 과정 1020의 스테이지 1022)에서 수행되는 스테이지 1520과 그리고, 하강 2단계(예: 과정 1010의 스테이지 1013과 과정 1020의 스테이지 1023)가 포함되며, 이에 따라 첫 번째 과정 단계 후에 두 번째 과정 단계가 온다. 2단계는 첫 번째 과정 단계의 직접적인 연속이 될 수 있으나(예: 그림 4A에 도해한 대로), 반드시 그렇게 해야 할 필요는 없으며, 두 가지 단계는 기하학적으로나 임시로 (예: 그림 4B에 도해한 대로) 서로가 원격으로 될 수 있다. 2단계가 첫 번째 과정 단계의 직접적인 연속이거나 아닌 것과 상관없이, 스테이지 1510에는 순서대로 스테이지 1520과 1540 수행이 포함된다.
스테이지 1520은 하강 1단계에 수행되며, 항공기 추진 시 일반 세로 추력 벡터 방향에 추력을 제공하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 작동 제어가 포함된다. 특별히 스테이지 1520 제어에는 일반 세로 추력 위치(예: 그림 1A의 틸트식 추진 유닛 420 위치 설정과 유사)에 방향을 정한 추력을 제공하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 작동 제어가 포함된다. 항공기의 다른 구성품 작동 제어가 하강 1단계 동안에 수행될 수 있음을 주지한다. 이 단계 동안에 일반 세로 추력 벡터 방향 (그리고 항공기의 세로 축)은 항공기 하강이 가능하도록, 노즈-업 앵글에서 수평으로 제어 가능하게 기울어질 수 있다.
선택적으로 스테이지 1520의 제어 장치에는 일반 세로 추력 벡터 방향에 추력을 제공하는 항공기에 탑재된 최소 1개 틸트식 추진 유닛 중 어떤 유닛의 작동 제어장치가 포함된다 (또는 최소한으로 모든 틸트식 추진 유닛이 이 위치로 틸트될 수 없는 경우, 일반 세로 추력 벡터 방향에 추력을 제공하기 위해 틸트되는 항공기에 탑재된 최소 1개 틸트식 추진 유닛 중 최소한 하나).
스테이지 1520의 제어 장치에는 일반 세로 추력 벡터 방향에 추력을 제공하는 항공기에 탑재된 어떤 활성의 틸트식 추진 유닛의 작동 제어 장치가 포함된다(예: 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 선별적으로 비활성화될 수 있는 경우).
스테이지 1520의 제어 장치에는 항공기의 최소한 모니터링 대기속도 및 모니터링 고도에 기초하여 항공기 하강 과정을 제어하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 제어 장치가 포함된다. 하강 1단계 동안에 하강 과정 제어에는 항공기의 추가 구성품 작동을 제어하여 최소한으로 항공기 하강 과정 제어가 포함된다. 상기 전술한 바에 따라서 항공기 과정 제어는 상기의 예에서와 같이 항공기의 하나 이상 공기역학 하위시스템 작동을 제어함으로써 최소한 하강 1단계 동안에 달성될 수 있다. 이 제어에는 파라미터가 제어 가능하도록 규정되어 항공기 하강이나 또는 슬로우 다운이 가능하도록 한 운용 안전 거리 내에 항공기가 유지되도록 하는 항공기의 다양한 시스템 제어가 포함된다.
일부 실시에서, 하강 1단계 동안에 항공기(특히 하강 속도)의 하강 과정을 통제하는 기본적인 방법은 항공기 속도 및 피치를 통제하는 것임을 주지한다. 이러한 실시에서 하강은 항공기 노즈를 밑으로 피치(예: 수평선 아래)하여 이 하강 단계에서 기본적으로 달성되며, 일반 세로 추력 벡터 방향에서 항공기 추력은 수직 구성품 방향이 아래로 향하게 된다. 이 실시에서 항공기가 진행하는 방향은 기본적으로 이 때의 항공기 피치로 영향을 미친다. 반드시 필요한 사항은 아니며, 다른 파라미터가 항공기 방향에 현저하게 영향을 미칠 수 있으며, 예로서 일반 수직 비-틸트식 추진 유닛이 이 하강 동안에 활성화되는 경우임을 주지해야 한다.
몇 가지의 예에서, 하강 1단계 동안에 항공기 피치 제어에는 항공기에 최소한 하나의 엘리베이터 작동 제어(구현된 경우)가 포함된다. 하강 1단계 동안에 항공기 롤 제어에는 항공기에 최소한 하나의 에어론(구현된 경우) 및 이에 따른 러더(구현된 경우)의 작동 통제가 포함된다. 하강 1단계 동안에 항공기 요 제어에는 항공기에 최소한 하나의 러더(구현된 경우) 및 이에 따른 최소한 하나의 에어론(구현된 경우)도 가능한 작동 제어가 포함된다. 자연적으로 최소한 하강 1단계 동안에 이에 따라 하강 과정 제어 시 항공기의 공기역학 구성품 제어는 본 발명으로 명시한 실시로 그리고 본 공개의 적용 범위 이상으로 실행하는 해당 공기역학 구성품의 형식, 모양, 수량, 규격 등에 따라 다르다.
하강 과정 제어에는 추가로 하강 동안에 직접적으로 관련되지 않는 제어 파라미터가 포함된다. 또한 언뜻 보기에는 하강과 관련이 없어 보이는 어떤 파라미터(예: 요)도 하강 과정의 효과적인 제어로 제어될 수 있다. 예를 들면 요의 제어는 바람 영향 상쇄 시나 또는 바람과 관련된 바람직한 각도에 항공기 유지 시 요구될 수 있으며, 롤의 제어도 항공기 불안전성이나 바람 조건을 상쇄할 수 있다.
스테이지 1540은 하강 2단계에 수행되며, 일반 세로 추력 벡터 방향에 추력을 제공하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 작동 제어가 포함된다. 일반 수직 추력 벡터 방향에 추력 제공은 항공기에 양력 제공으로 제어될 수 있다. 특별히 스테이지 1540 제어에는 일반 수직 위치(예: 그림 1B의 틸트식 추진 유닛 420 위치 설정과 유사)에 방향을 정한 추력을 제공하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 작동 제어가 포함된다. 이전 도면에 설명한 예제를 참조하면, 스테이지 1540은 컨트롤 유닛 1220과 같은 컨트롤 유닛으로 수행될 수 있다.
스테이지 1540은 일반 수직 추력 방향에 추력을 제공하는 위치로 최소 1개 틸트식 추진 유닛 틸트 후에 수행될 수 있다. 일반 수직 추력 벡터 방향이 항공기의 세로 축에 반드시 수직이어야 하는 것은 아니지만 일반적으로 중력 작용 방향에 따라 방향이 정해지는 것에 주지해야 한다. 예를 들면 항공기는 수평과 관련하여 기울어질 수 있으며(예: 노즈 업이나 노즈 다운 위치에서), 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 중력 방향으로 상당하게 향하게 된다.
특별히 스테이지 1540는 일반 수직 추력 방향에 있는 어떤 구성품(돌출)이 일반 세로 추력 벡터 방향(예: 최소한 2배, 최소한 5배 최소한 20배 등으로 큰)에 있는 구성품(돌출)보다 상당히 큰 구성품에 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 추력 벡터를 제공하는 위치로 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸트 후에 수행된다.
스테이지 1540은 해당 방향으로 틸트될 수 있을 때까지 어떤 활성 틸트식 추진 유닛의 일반 수직 추력 벡터 방향으로 틸트된 후에 수행된다. 상기의 어떤 예제 중에서 스테이지 1540은 추력의 최소 부분이 일반 수직 추력 방향에 제공되는 위치로 틸트식 추진 유닛의 부분적인 틸트 후에 항공기의 최소 1개 틸트식 추진 유닛 중 하나 이상의 작동을 제어하여 선행될 수 있음을 주지한다.
스테이지 1520의 고찰에서는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 작동이 제어되어 항공기 추진을 위한 일반 세로 추력 벡터 방향에 추력을 제공하는 것으로 언급되어 있다. 다른 추진 유닛(특별히 비-틸트식 유닛)도 일반 세로 추력 벡터 방향으로 추력을 제공하기 위해 해당 과정 부분 동안에 사용될 수 있으나, 이는 반드시 필수적인 것이 아니다. 특별히 일부 실시에서, 하강 1단계 동안에 일반 세로 추력 벡터 방향의 항공기에 제공된 모든 추력은 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 제공한다.
항공기와 관련된 최소 1개 틸트식 추진 유닛 앵글은 항공기가 더 빠르게 비행할 때 동체 메인 축보다 더 낮아지는 예와 같이 첫 번째 비행 모드에 속도와 함께 변경된다 (동체 메인 축보다 낮은 앵글은 추진 유닛의 대칭 축이 상단으로 향하는 것보다 항공기 바닥으로 더 향하여 있음을 의미한다). 이는 예를 들어서 받음각을 유지하기 위해서 제어 및 실행될 수 있다. 동체 메인 축 아래의 틸트식 추진 유닛 방향 제어는 동체 메인 축 아래에 10도까지로 제한될 수 있다.
임의 선택으로 방법 1500은 스테이지 1540을 선행하는 스테이지 1530을 포함하며, 일반 수직 추력 방향에 추력 벡터를 제공하는 위치의 예로 최소 1개 틸트식 추진 유닛 틸트 제어를 포함한다. 예를 들어서 스테이지 1530의 제어는 일반 수직 추력 방향에 있는 어떤 구성품(돌출)이 일반 세로 추력 벡터 방향(예: 최소한 2배, 최소한 5배 최소한 20배 등으로 큰)에 있는 구성품(돌출)보다 상당히 큰 구성품에 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 추력 벡터를 제공하는 위치로 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸트 제어가 포함된다. 이전 도면에 설명한 예제를 참조하면, 스테이지 1530은 컨트롤 유닛 1220과 같은 컨트롤 유닛으로 수행될 수 있다.
방법 1500은 일반 수직 추력 방향에 추력을 제공하는 위치의 예로 최소 1개 틸트식 추진 유닛 틸트 스테이지가 포함될 수 있음을 주지한다.
다른 실시에서 틸트는 다른 시스템에 따라 그리고 다른 방법으로 수행될 수 있다. 단일 시스템 실행 방법 1500에는 다양한 방법과 체제가 수행될 수 있으며, 각각의 경우에 실행되는 실제 체제는 예를 들어서 환경 조건, 공기역학 조건, 항공기 상태 등에 따라 선택될 수 있음을 주지한다.
예를 들면 틸트 제어에는 틸트 타이밍 제어(예: 명시한 시스템에서 가장 빠른 예상 틸트에 대하여), 틸트 각도, 틸트식 추진 유닛의 틸트된 순서와 횟수 그리고 틸트되는 동안(예: 틸트 동안에 제공된 추력)에 틸트식 추진 유닛의 작동이 순서적 또는 부분적인 동시나 동시에 다른 유닛을 틸트하는 어떤 각도의 제어가 포함된다.
예로서 스테이지 1530에는 스테이지 1530(해당 틸트를 시작하기 전에 가능한)에 하나 이상 유닛의 틸트를 완료하기 전에 최소 1개 틸트식 추진 유닛 중 하나 이상의 회전 구성품(예: 팬, 로터 그리고 또는 이에 따른 엔진)에서 회전 속도 감소 제어 스테이지 1532가 포함된다. 스테이지 1532에서 회전 속도 감소 제어에는 각 틸트식 추진 유닛의 회전 구성품을 제동하는 제어가 포함된다.
예제에서 틸트식 추진 유닛이 일반 수직 방향으로 유도(예: 제자리혼합순항비행 후 호버링이나 착륙하려고 할 때)된 두 번째 비행 모드로 일반 수평 방향의 추력이 제공되어 항공기의 틸트식 추진 유닛이 유도된 첫 번째 비행 모드에서 전환을 시행할 때에는, 항공기의 최소 1개 틸트식 추진 유닛 각각에서 모터 로터가 제동 절차 조건으로 될 수 있다. 최소 1개 틸트식 추진 유닛(또는 해당 대부분의 틸트가 수행된 후)의 틸트 후에, 각 모터가 작동하여(예: 즉각적으로), 필요한 속도를 실행함으로써 일반 세로 추력 벡터 방향에 소요 추력을 제공할 수 있다. 이러한 제동이나 또는 감속이 수행된 본 발명의 실시에서, 전환 전에 항공기의 전방 운동량은 충분한 공기역학 양력이 전환 동안에 항공기 지지 시 발생(예: 항공기 윙 주변 공기의 흐름으로 인함)할 수 있도록 충분해야 한다.
최소 1개 틸트식 추진 유닛(실시된 경우)의 하나 이상으로 제공된 추력의 제동이나 또는 감속 절차 기능은, 틸트 추진 유닛의 회전 부품이 원래 각속도에 가깝게 여전히 회전하는 경우 자이로스코프 유사 영향과 관련된 변환 동안에 최소 1개 틸트식 추진 유닛에 제로 각 운동량(예: 틸트식 추진 유닛의 로터)으로 감소 또는 최소화시키는 것이다. 그러므로 실시된 경우 이러한 감속이나 제동은 이에 따른 정지 시간뿐만 아니라 변환 수행에 소요되는 에너지를 감소시키고, 더 작고 내구성 있는 부품(예: 각 틸트식 추진 유닛을 항공기 동체에 연결 시 사용하는 구성품이나 또는 힌지)이나 또는 더 적은 용량(예: 틸트식 추진 유닛의 드라이브 메커니즘 동력이 덜 소요되고, 일반적으로 더 작고 가벼울 수 있으며)의 이용이 가능할 수 있다.
항공기 100은 각 틸트식 추진 유닛 420에 제동 절차를 제공(컨트롤 유닛 1220으로)하도록 형상화될 수 있으며, 이에 따라서 각 틸트식 추진 유닛 420의 모터 421이 정지되거나 또는 예를 들어서 1초 미만의 상대적으로 짧은 기간 동안에 최소한으로 상당히 슬로우 다운되도록 할 수 있으므로, 모터 로터와 팬 426의 예와 같이 틸트식 추진 유닛 420의 각 운동량을 파괴하거나 현저하게 감소시킬 수 있다.
본 발명의 실시도에 따라, 제동 절차 후 각 운동량이 감소되었음을 확인하면, 제동 절차가 바로 시행된 첫 번째 모드 비행 동안에 틸트식 추진 유닛의 각 회전 부품에서 각 운동량의 매우 작은 비율이다. 이 비율은 50%가 될 수 있으나 40%를 선호하고, 30%, 20%, 10%, 5%, 1%, 1% 미만의 순으로 더욱 더 선호한다.
회전 속도의 감속이나 제동은 필수적인 사항이 아니며, 최소 1개 틸트식 추진 유닛 중 모든 회전 구성품은 제로에서 90도 사이로 변경되는 각 추력 벡터와 추력을 지속적으로 제공하는 동안 수직 추력과 수평 추력 위치 사이에 각각이 회전할 수 있다. 가능하면 이러한 제동이나 감속 절차는 필요에 따라 선별적으로 실시될 수 있다.
다시 틸트 제어의 스테이지 1530을 참조하면, 다른 실시에서 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 스테이지 1530에서 다양한 범위로 제어 가능하게 틸트될 수 있다. 다양한 실시에 따라서, 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 어떤 설정된 틸트 각도로 회전할 수 있으며, 그 범위는 제로에서 90도 또는 제로 이하이거나 90도 이상으로 되어 이러한 각각의 틸트 각도에 유지될 수 있다.
방법 1500은 틸트와 주된 호버링 사이 시간을 최소화하게끔 하강 1단계와 하강 2단계 간에 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸트 타이밍 결정(1534)이 추가로 포함될 수 있다.
반드시 필요한 사항은 아니지만, 항공기 운용(특별히 이에 따른 모든 틸트식 추진 유닛)은 첫 번째 비행 모드(항공기의 틸트식 추진 유닛이 유도되어 일반 수평 방향에 추력 제공)에 있을 때보다 두 번째 비행 모드 (틸트식 추진 유닛이 일반 수직 방향에 유도)에 있을 때 실질적으로 더 많은 에너지가 소모된다. 70 Kg 틸트로터 UAV의 실시 예제에서, 두 번째 비행 모드에서 1분 운용은 첫 번째 비행 모드에서 10분 - 20분 비행과 동일한 에너지가 소모된다.
반드시 필요한 사항은 아니지만, 어떤 성능 파라미터가 첫 번째 비행 모드에서 등가보다 두 번째 비행 모드에서 더 적은 값을 가진다. 예제에서 최대 속도가 줄어들 수 있으며, 항공기 기동성이 적어질 수 있다.
따라서 최소한 해당 시나리오에서, 틸트와 실질적인 호버링 사이에 기간을 최소화하면 에너지를 절약할 수 있다(다른 예상되는 선호 조건 포함). 그러나 틸트 시 타이밍 결정은 틸트와 예상 호버링 간에 기간을 제외한 다른 파라미터에 기초할 수 있으며, 이 기간의 최소화를 제한할 수 있음에 주지한다. 예를 들어서 바람직한 오류 허용 한계를 안전성 고려 시 유지할 수 있고, 예상 과정의 다른 스테이지에 기동성 고려사항을 고려할 수 있다.
스테이지 1534는 틸트와 최소 1개 틸트식 추진 유닛 및 주된 호버링 사이 시간을 최소화하게끔 하강 1단계와 하강 2단계 간에 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸트 타이밍 결정이 추가로 포함될 수 있다. 스테이지 1534에서 타이밍 결정은 틸트와 예상한 실질적 호버링 사이의 상기 전술한 기간 동안에 예상 공기역학 상태 범위에 기초한다.
명확하게 말하면 스테이지 1534가 수행되는 경우, 스테이지 1530의 틸트 제어가 결정된 타이밍에 대응할 수 있다. 방법 1500은 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸트 제어 시 참여하는 최소 하나의 유닛까지 스테이지 1534에서 결정된 타이밍을 제공하는 스테이지가 포함된다.
스테이지 1540로 돌아가면 하강 2단계에 수행되고 그리고 일반 세로 추력 벡터 방향에 추력을 제공하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 작동 제어가 포함된다. 방법 1500은 동일한 최소 1개 틸트식 추력 유닛으로 일반 수직 추력 벡터 방향에 추력 제공에 추가하여 하강 2단계 동안에 일반 세로 추력 벡터 방향에 추력을 제공하는 최소 1개 틸트식 추력 유닛의 작동을 제어하는 스테이지 (1542로 설명됨)가 추가로 포함됨을 주지한다. 스테이지 1542는 일반 수직 추력 벡터 방향에서 추력을 제공하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 작동을 제어하여 최소한 부분적으로 동시에 수행될 수 있다.
일반 세로 추력 벡터 방향의 추력 제공은 추진을 위한 추력 제공 시 수행된다. 일반 세로 추력 벡터 방향과 일반 수직 추력 벡터 방향 모두에 추력을 제공하는 추진 유닛 작동 제어는 다양한 방법으로 수행된다. 그러나 몇 가지의 예에서, 틸트식 추진 유닛(예: 틸트식 제트)은 항공기 동체와 관련하여 탈수직 각도로 틸트될 수 있고, 덕트로 된 팬의 베인이 이동할 수 있으며, 로터의 로터 블레이드 피치가 수직 방향(예: 일부 헬기와 유사하게)의 로터 디스크 틸트 시 주기적으로 변경될 수 있다.
방법 1500에는 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 일반 수직 방향(10도 이내)에서 유도되었을 때, 하강 2단계 동안에 일반 세로 추력 벡터 방향 및 일반 수직 추력 벡터 방향에서 추력 제공 간에 상쇄의 결정 방법이 포함된다.
최소 1개 틸트식 추진 유닛이 실행되는 실시에서 스테이지 1540의 제어에는 하강 2단계에 항공기의 하나, 일부 또는 모든 틸트식 추진 유닛 제어가 포함된다. 예상하여 스테이지 1540의 제어에는 일반 수직 추력 벡터 방향에 추력을 제공하는 항공기에 탑재된 최소 1개 틸트식 추력 유닛의 작동 제어가 포함된다(또는 모든 틸트식 추진 유닛이 해당 위치에 틸트되지 않는 경우, 일반 수직 추력 벡터 방향에 추력을 제공하도록 틸트되는 항공기 탑재의 최소 1개 틸트식 추진 유닛). 스테이지 1540의 제어에는 일반 수직 추력 벡터 방향에 추력을 제공하기 위해 항공기에 탑재된 어떤 활성 틸트식 추력 유닛의 작동 제어가 포함된다 (예: 틸트식 추진 유닛 중 하나 이상이 선별적으로 비활성화될 수 있다).
항공기의 다른 구성품 작동 제어도 또한 예를 들어서 항공기 속도(또는 대지속도, 대기속도, 하강 속도 등의 이에 따른 구성 요소), 고도, 수평 위치, 피치, 턴, 요, 방향 등의 모든 파라미터 또는 일부 파라미터 제어 시 하강 2단계 동안에 수행될 수 있다.
스테이지 1540의 제어 장치에는 항공기의 최소한 모니터 대기 속도 및 모니터 고도에 기초하여 항공기 하강 과정을 통제하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 통제 장치가 포함된다. 하강 1단계 동안에 하강 과정 제어에는 항공기의 추가 구성품 작동을 제어하여 최소한으로 항공기 하강 과정 제어가 포함된다. 상기 전술한 바에 따라서 항공기 과정 제어는 상기의 예에서와 같이 항공기의 하나 이상 공기역학 하위시스템 작동을 제어함으로써 최소한 하강 2단계 동안에 달성될 수 있다.
예제를 이용하면, 피치 제어는 각 틸트식 추진 유닛의 추력 생성 요소 방향 변경을 제어 (틸트식 추진 유닛 자체에 대한 해당 요소의 방향 변경으로 또는 틸트식 추진 유닛을 틸트하여)하여 수행될 수 있고, 요 운동량이나 또는 측면 미끄러짐 이동을 제공하는 수평 추력 벡터의 다른 방향(예: 다른 방향 이외에 또는 반대 방향을 제공)에 두 개 이상의 추진 유닛으로 생성된 추력 방향 틸트를 제어하여 요의 제어가 수행될 수 있으며, 각 틸트식 추진 유닛의 구성품을 제공하여 추력을 제공한 동력을 제어하거나 이에 따른 형상을 개조(예: 이와 같이 실시된 경우 블레이드의 피치 변경으로)로 고도 제어가 최소한 수행될 수 있으며, 대지속도 제어에는 항공기 동체에 대한 일반 수평 벡터 방향에 구성품이 장착된 추력을 제공하여 비-틸트식 추진 유닛의 추력 또는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 추력 방향 제어가 포함된다.
방법 1500은 하강 2단계의 최소 단계 동안에 수행되는 스테이지 1544가 포함되며, 일반 수직 추력 벡터 방향에 추력을 제공하는 최소 1개 비-틸트식 추진 유닛(실시된 경우) 작동 제어가 포함된다. 이전 도면에 명시한 예제를 참조하여, 스테이지 1544는 컨트롤 유닛 1220을 포함한 컨트롤 유닛으로 수행될 수 있으며, 비-틸트식 추진 유닛(그림 1A와 1B의 비-틸트식 덕트 팬 420c 포함) 작동 제어가 포함된다.
최소 1개 틸트식 추진 유닛이 유도되어 일반 수직 추력 벡터 방향에 추력을 제공하고, 항공기의 가능한 비-틸트식 추진 유닛(실시된 경우)가 일반 수직 추력 벡터 방향에 추력을 제공하더라도, 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 일반 세로 추력 벡터 방향에 추력을 제공하도록 유도되었을 때 항공기 과정 제어 시 작동하는 구성품이 항공기에 여전히 포함되며, 이 구성품은 이 단계에서 항공기 제어(예: 피치, 요, 롤 및 속도)에 사용될 수 있다. 다양한 실시에 구현되는 이러한 구성품 일부는 엘리베이터, 러더, 에어론 등이다.
이러한 구성품은 하강 2단계 동안에도 스테이지 1540 (그리고 이 과정 동안에 항공기 상태의 예상)의 항공기 하강 과정 제어에 사용될 수 있다. 몇 가지의 예에서, 하강 2단계 동안에 항공기 피치 제어에는 항공기에 최소한 하나의 엘리베이터 작동 제어(구현된 경우)가 포함된다. 하강 1단계 동안에 항공기 롤 제어에는 항공기에 최소한 하나의 에어론(구현된 경우) 및 이에 따른 러더(구현된 경우)의 작동 통제가 포함된다. 하강 1단계 동안에 항공기 요 제어에는 항공기에 최소한 하나의 러더(구현된 경우) 및 이에 따른 최소한 하나의 에어론(구현된 경우)도 가능한 작동 제어가 포함된다. 자연적으로 최소한 하강 1단계 동안에 이에 따라 하강 과정 제어 시 항공기의 공기역학 구성품 제어는 본 발명으로 명시한 실시로 그리고 본 공개의 적용 범위 이상으로 실행하는 해당 공기역학 구성품의 형식, 모양, 수량, 규격 등에 따라 다르다.
실질적으로 하강 2단계 동안에 항공기 대기 속도가 여전히 상대적으로 높을 때 (두 번째 단계의 최소한 더 높은 단계 동안) 상당한 양력을 제공하는 윙이 항공기에 포함된다. 그러므로 두 번째 단계 동안에 항공기 거동(그리고 결과적으로 제어)은 실질적으로 다른 수직 추력 항공기 형식(예: 헬기)의 거동과는 다르다. 예를 들면 표준에서 명시한 임계치 이하의 추력 감소 회전익 항공기는 고도를 유지할 수 있는 양력이 충분하지 못하므로 평면 하강을 야기하는 반면에, 방법 1500의 항공기에서 윙은 상당한 양력을 제공하고, 항공기 대기 속도가 여전히 높은 동안에 신속하게 고도를 낮추는 것이 어렵다.
관련 측면에서 항공기가 충분히 높은 대기속도에서 항공기 양력의 상당한 부분은 윙으로 제공된다. 그러므로 후방 피칭(종래 기술 표준 회전익 항공기 형식의 슬로우 다운을 포함한 고정익 항공기에서 수행된 바와 같이)은 실속각도의 교차, 윙에서 양력의 돌발성 손실 및 항공기 실속을 야기할 수 있다.
일반 수직 유도 틸트식 추진 유닛 (예: 이 양력으로 인하여 적은 추가 양력이 윙에서 소요되어 특정 수직 속도를 유지하고, 상대적으로 저속을 얻을 수 있다)으로 제공되는 추가 양력으로 인하여 두 번째 비행 모드 (예: 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 실질적인 수직 방향으로 유도되었을 때)에 있을 때 항공기 실속 속도는 첫 번째 비행 모드에 있을 때 (예: 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 상당히 수평 방향으로 유도되었을 때) 항공기의 실속 속도보다 상당히 낮음을 주지한다. 이는 회전을 복원할 수 있는 중요한 공기역학적 난이도를 야기하거나, 항공기의 첫 번째 비행 모드에 있을 때 실속과 비교할 때와 실속을 야기할 수 있는 같이 유도된 공기역학적 문제 상태를 야기할 수 있다.
일부 실시에서 하강 동안에 항공기의 하강 과정 (특별히 하강 속도)를 제어하는 기본적인 방법은 추진 유닛 그리고 특별히 최소 1개 틸트식 추진 유닛으로 제공되는 수직 추력을 제어하는 것이다. 그러나 최소 1개 틸트식 추진 유닛 제어로 직접 제어 가능한 양력을 제외하고, 상당한 양력이 다른 항공기 구성품 및 하나 이상의 윙에 의해 기본적으로 생성되었다. 이러한 실시에서 기본적인 하강 목표가 하나 이상의 윙으로 얻은 항공기 양력을 감소시킬 필요가 있으므로, 항공기 속도는 최소한 일부 실시에서 해당 양력을 감소시키기 위해 감소시켜야 한다.
양력 감소는 피칭 다운(따라서 하나 이상의 윙 각각의 받음각 감소)으로 시행될 수 있음을 주지한다. 그러나 최소 1개 틸트식 추진 유닛 틸트각으로 인하여 생성된 수평 추력 그리고, 중력으로 인하여 항공기 속도 상승을 야기할 수 있다. 하강 시에는 보통 에너지 손실이 요구된다 (최소한 중력 포텐셜 에너지). 추가로 방법 1500의 스테이지 1550 (스테이지 1540의 수행 초기화 후에 최소한 부분적으로 수행됨)에는 호버링까지 항공기 대지속도를 상당히 감소시키는 제어가 포함되며, 스테이지 1540 동안에 항공기의 최소한 수평 속도 유지(감소되지 않은 경우)에 추가 인센티브가 있다. 속도 감속에 제어 가능하게 사용되는 다른 방법으로서는 양력 증가(플랩 전개), 받음각 증가(실속이 아님)가 있다.
그러므로 일부 실시에서, 하강 동안에 항공기 (그리고 특별히 항공기 하강 속도)의 하강 과정을 통제하는 기본적인 방법은 항공기의 노즈-업 피칭 제어 (항공기 노즈가 위로 피치되었을 때)와 항공기 속도 제어이다.
항공기의 노즈업 피칭 제어와 수평 전방 추력 구성요소 감속(균등한 수평 후방 추력 구성요소 증가)을 결합하면 상호 이익적인 지원 프로세스가 발생한다.
다시 말하면 항공기 노즈업 피칭은 윙에 항력을 생성시키고, 최소 1개 틸트식 추진 유닛 후방에 틸트를 지원하여 (따라서 후방 수평 추력 구성 요소 생성) 수평 전방 속도를 감소시킬 수 있다.
다시 말하면 항공기를 슬로우 다운하면 항공기의 노즈-업 피칭이 가능하다 (이에 따라서 이러한 노즈-업 피칭이 윙에 추가 양력이 생성되고, 항공기의 불안정한 상승을 야기한다).
후방 피칭으로 인하여 실질적으로 후방으로 틸트된 경우 최소 1개 틸트식 추진 유닛으로 생성된 추력은 이러한 상황에서 반대 요인으로 작용한다. 다시 말하면 강력한 추력이 후방 동력을 야기하여, 항공기 수평 속도를 슬로우 다운하도록 지원한다 (상기 전술한 대로 차례로 항공기 하강 제어를 지원할 수 있다). 다시 말하면 일반적으로 수직으로 유도된 최소 1개 틸트식 추진 유닛에 의한 강력한 추력이 하강 동안에 항공기 고도를 낮추려는 노력을 방해할 수 있는 추가 양력을 야기한다.
따라서 상기에 설명한 바와 같이 항공기의 다른 구성 요소 제어로 지원되었더라도, 잘못 제어된 경우 산출될 수 있는 위험한 결과 및 작동하는 반대 기능으로 인하여, 하강 동안에 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 작동 제어가 쉽지 않은 작업임이 명확하다. 하강 동안에 항공기의 추가 구성 요소나 또는 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 제어에 대한 추가적인 실시와 고려사항을 아래에서 더 자세히 검토한다.
그러므로 감속 프로세스 제어에는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 및 윙에서 야기되는 반대의 공기역학 영향 사이에 균형과 윙 (이전 도면에서 설명한 예제를 참조하면 이 윙은 윙 320이 될 수 있다)이 포함된 항공기의 감속 프로세스 제어가 포함된다.
하강 과정 또는 이에 따른 최소 하나 이상의 부분은 수평과 관련된 과정의 각도 (또는 기울기)로 특징 지울 수 있다. 이러한 각도는 수평 거리의 각 유닛에 항공기 이동 수직 거리로 특징 짓는다. 예를 들면 항공기가 매 10 cm 수평 거리를 이동할 때 고도에서 약 14 cm 과정 부분을 상실하면, 상응하는 슬로프는 14%이며 상응하는 각도는 약 8도이다.
접근각(또는 접근각 거리)는 이동한 과정의 나중 부분을 사용하여 결정할 수 있다. 이러한 접근각 결정(또는 상응하는 각도 범위)은 기하학적 고려사항(예: 현재 고도와 목적지 위치까지 거리), 대기 조건 (예: 바람), 공기역학이나 또는 에너지 효율성, 운용 고려사항, 항공기 능력을 포함한 다양한 고려사항에 기초한다.
선택적으로 하강 2단계의 제어는 대기 조건(또는 다른 조건으로서 상기의 예)에 기초한 하강 과정 부분에 허용된 항공기 하강 각도(또는 두 개의 임계각 결정의 예, 이에 따른 범위)를 결정하여 수행하며, 이에 따라서 하강 1단계의 최소 부분 동안에 하강 과정의 제어는 허용된 항공기 하강 각도에 기초한다. 다시 말하면 실시에서 고찰한 대로, 허용된 항공기 하강 각도(또는 각도)는 하강 1단계 동안에 (예: 과정의 1011 스테이지 동안) 또는 하강 초기화 전에 (예: 착륙 명령 수신 시 또는 이러한 결정 수행 시, 또는 원격 장치의 각도 수신 시에도) 결정된다.
허용된 항공기 하강 각도(또는 이에 따른 범위)는 반드시 필요하지는 않지만 하강 1단계 시 결정한 각도가 될 수 있으며, 하강 과정의 2단계 부분 (예: 대기 조건이나 다른 조건에 기초)으로 결정될 수 있으며, 이에 따라서 최소한 하강 2단계 동안에 하강 과정의 제어는 허용된 항공기 하강 각도에 기초한다.
어느 한 단계의 하강 과정 제어에는 하나 이상의 허용된 항공기 하강 각도에 기초한 한도 내에서 항공기의 실제 하강 속도 유지가 포함된다. 그림 7에서 확인할 수 있는 바와 같이 예를 들어서 과정의 실제 하강 각도는 하강 2단계 및 1단계 모두 동안에 유지되지만, 허용된 항공기 하강 각도 범위는 1단계와 2 단계 사이에서 수정된다. 허용된 항공기 하강 각도는 항공기 하강 동안에 수많은 횟수(심지어는 상당히 지속적으로)로 수정 및 결정됨을 주지한다.
방법 1500은 추가로 호버링까지 항공기가 상당히 대지속도를 감소시키는 스테이지 1550 제어가 포함되며, 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 일반 수직 추력 벡터 방향의 추력을 제공한다. 이전 도면에 명시한 예제를 참조하면 스테이지 1550은 컨트롤 유닛 1220과 같은 컨트롤 유닛으로 수행될 수 있다. 이전 도면에 명시한 예제를 참조하면, 스테이지 1550은 과정 1010의 스테이지 1014 (또는 과정 1020의 스테이지 1024) 동안에 수행될 수 있으나 반드시 필요한 사항은 아니다. 스테이지 1550은 최소한 부분적으로 스테이지 1540이 중복됨을 주지한다(대지속도 감소 제어도 또한 스테이지 1540 전에 수행된다. 예: 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 상당히 세로 방향으로 유도되었을 때). 따라서 과정 1020의 1024 스테이지의 예로 대지속도 감소가 수행 (그리고 통제)된 과정 단계가 과정 1020의 스테이지 1021(그리고 특별히 스테이지 1023)의 예로 항공기 하강이 수행되고 제어된 과정 단계에 최소한 부분적으로 중복될 수 있다.
스테이지 1550의 대지속도 감속 동안에 항공기 대지속도가 반드시 엄격하게 변화 없는 하강 방향으로 되어야 하는 것은 아니며, 하강 종료 시 항공기 고도가 하강 시작 시 고도보다 실질적으로 낮은 경우에는, 그럼에도 불구하고 항공기가 어떤 일시적인 상승을 경험할 수 있음을 주지해야 한다 (예: 예기치 않은 바람이나 공기 조건, 항공기 조종면의 이동으로 인하여, 스테이지 1550 제어의 한 부분으로 취해진 조치의 영향 - 예: 항공기가 규정된 호버링 목적지 위치에서 실질적인 호버링으로 감속을 궁극적으로 허용하는 안전 운용 거리 내에 있도록 할 때).
스테이지 1550 동안에 항공기 비행 경로의 엄격한 변화 없는 하강 경로가 반드시 필요한 것은 아님을 주지해야 한다. 스테이지 1550 종료 시 항공기 고도는 이 단계 시작 시의 고도보다 낮을 수 있으나, 반드시 필요한 것은 아니며, 다른 시나리오에서는 항공기가 스테이지 1550 중 최소한 일부 단계 동안에 상승할 수 도 있다 (예: 중력 포텐셜 에너지로 비행 동력학 에너지를 신속하게 전환하고, 그림 4A의 1016에 있는 예와 같이 항공기 대기 속도를 신속히 감속하는 예와 같이 최종 슬로우다운 바로 전에). 최종 5 kts의 예로 최종 잔여 대기속도 감속 시 예상되는 난이도로 인하여 1016에서와 같은 상승이 실시될 수 있다. 계획적인 상승은 이 대기속도를 감속하면 효과적일 수 있으며, 예를 들어서 5-10 미터 상승이나 또는 수평선 위로 2.5도 상승이 포함된다. 계획적인 상승 동안에 계획한 윙 실속이 실시될 수 있음을 주지한다.
스테이지 1550에는 편의상 항공기의 최소한 모니터링 대지속도와 모니터링 대기속도에 기초하여 항공기 대지속도 감소 제어가 포함된다. 기타 모니터링 파라미터도 또한 항공기 모니터링 고도의 예로 제어의 기초로 작동할 수 있다.
완벽한 이론적 호버링 시에는 항공기 대지속도가 정확하게 제로이며, 이론적인 표준에 도달하지만, 실제로는 다양한 환경 조건에 있을 때 특히 실제 시스템에서 이루어질 수 없음을 주지한다. 일반 수직 방향으로 유지되었을 때 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 후자의 호버링 시도 동안에 항공기 주변에 세찬 돌풍을 생성할 수 있으며, 동체 및 비행 조종면에 반하여 작동한다는 것이 실시에서 더 많은 문제로 야기되는 부분이다.
많은 경우에 이론적으로 제로인 대지속도 호버링은 최소한 일부 실시에서 상당한 시간 동안에 실제로 시행되지 않았으며, 실질적인 호버링 상태에서 일부 대지속도 및 설정한 위치와 편차가 허용되었다는 기술에 익숙한 사람에게는 명확한 사실이다. 이러한 오차 범위의 크기는 다른 실시에서 다양하다. 예를 들면 항공기는 설정한 호버링 위치에서 1 m까지 편차로 호버링이 허용되고, 대지속도에서는 2 m/sec를 초과하지 않지만 다른 수치는 단지 쉽게 실시 가능한 수치이다. 다양하게 가능한 실시에서 오차 범위 크기가 해당 실시의 항공기 크기 및 이에 따른 다른 특징과 상호 관련될 수 있음을 특별히 주지한다.
항공기 대지속도 감속 제어는 하나 이상의 항공기 공기역학 하위시스템 작동을 통제하여 시행될 수 있다. 이러한 단계에는 예를 들어서 상기에 전술한 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 포함되고 그리고 최소 1개 비-틸트식 추진 유닛, 스로틀, 엔진, 에어론, 엘리베이터, 러더, 러더베이터, 플래퍼론, 엘리본, 윙 플랩, 슬랫, 스포일러, 에어 브레이크, 가변형 스윕 윙, 비-틸트식 추진 유닛, 로터의 블레이드 등이 포함된다. 해당 공기역학 하위시스템 제어(또는 다른 단계)는 상기의 예에서와 같이 스테이지 1550과 관련하여 다양한 방법으로 달성될 수 있다. 예를 들면 통제에는 항공기 속도(또는 대지 속도, 대기 속도, 하강 속도 등의 구성 요소), 특정 타이밍에 규정된 위치로 도착 통제, 고도 통제, 수평 위치 설정, 피치, 턴, 요, 방향 등의 파라미터 전체나 부분 통제가 포함된다.
본 발명의 실시도에 따라, 대지속도 감속 제어에는 항공기의 다양한 구성요소로 생성되는 항력 관리(또는 제어)가 포함된다. 항력 관리에는 에어론의 작동 제어, 예상되는 에어 브레이크 구현 및 휠의 제어가 포함된다. 항력 관리나 제어는 자동으로 지속적으로 실행되며, 동적 항력 관리가 포함된다.
반드시 필수적인 것은 아니지만, 대지속도 감속 제어에는 규정된 호버링 목적지 위치에서 호버링을 위한 감속을 최종적으로 허용하거나 또는 최종적으로 다른 목표에 도달하는 안전 운용 범위 내로 항공기를 유지하기 위한 최소한의 항공기 경로 제어가 포함되어 최소한 부분적으로 동시에 수행된다. 안전 운용 거리는 이러한 감속(다른 목표에 도달)을 허용하는 가장 큰 안전 운용 거리가 될 수 없으나 이러한 목표를 고려하여 규정된 안전 운용 거리에 가깝다는 것을 주지한다. 안전 운용 거리를 규정하는 일부나 모든 파라미터는 공기역학 고려사항(예를 들어서 바람 반대 방향으로 방향 유지, 실속 각도 도달 방지), 전술적 요구사항 (예: 명시한 높이 이상/이하의 노출 기간 감소), 항공기의 다른 시스템 요구사항이나 이로 인해 수행되는 시스템(예: 민감성 카메라 페이로드 손상 방지) 등과 같은 최종 목적지와 상관없이 규정될 수 있다.
최소 1개 틸트식 추진 유닛이 스테이지 1550의 일반 수직 추력 벡터 방향에서 추력을 제공하는 동안 호버링으로 항공기가 상당한 대지 속도를 감속시키는 제어는 항공기의 측정 (또는 예상) 대지속도와 그리고 설정한 대지속도 간의 차이 감소를 위해 최소 1개 틸트식 추진 유닛 추력 동력 제어를 포함하는 스테이지 1560의 수행으로 최소한 실현될 수 있으나, 추력 동력 감속 제한은 항공기 측정 대기속도에 대응하여 결정된 하한 임계치에 기초하였다. 이전 도면에 설명한 예제를 참조하면, 스테이지 1560은 컨트롤 유닛 1220과 같은 컨트롤 유닛으로 수행될 수 있다.
감속이 제어된 (예: 제어된 단계적 프로세스에서) 모니터링 파라미터가 대지속도인 반면에 항공기 대기속도는 최소한 윙 부분에 생성된 양력에 직접적인 영향으로 인하여, 어느 하나라도 무시할 수 없음을 주지해야 한다. 다시 말하면 점진적으로 대지속도 감속 시 (예: 지면과 관련하여 최종 정지된 목적지에 도달하기 위해서) 항공기의 구성품을 제어하는 동안, 이 제어는 그럼에도 불구하고 항공기 대기속도에 대응하여 수행되며, 대지속도보다는 대기속도가 항공기의 공기역학 거동에 영향을 미치는 속도이다.
본 공개의 전체에서 사용하는 용어 대기속도를 참조하면, 대기속도에는 비행하고 있는 항공기에 기단과 관련된 항공기 속도가 포함되어 있음을 주지한다. 다른 실시 및 고찰의 맥락에 따라서, 다음 사항들 간에 대기속도에 가능한 다양한 관례가 사용될 수 있음을 주지한다.
● 표시 대기속도 "IAS"는 어떤 수정 전에 대기속도 지시기(ASI)의 판독이며, 이에 적용된다 (예: 기기, 위치 및 다른 오류).
● 교정 대기속도 “CAS”는 예를 들어 기기 오류, 위치 오류 (정적 포트에 잘못된 압력으로 인함) 및 설치 오류로 표시 대기속도에 수정을 적용하여 컴퓨터로 계산한 대기속도를 말한다.
● 대기속도 “TAS”는 비행하는 항공기의 기단과 관련된 항공기의 실제 속도를 말하며, 교정 대기속도는 다음의 시도 추정이다.
● 등가 대기속도 “EAS”는 국제표준대기에서 항공기 비행 시 고도에서 실제 대기속도(TAS)와 동일한 동적 압력을 생성하고, 대기속도 지시기가 저속 비행 시 제로 오류를 표시하는 속도로서 해수면의 대기속도를 말한다.
● 밀도 대기속도는 실제 공기 온도와 압력 고도로 교정된 교정 대기속도를 말한다.
다양한 대기속도 측정 방법은 상호 의존적이며, 프로세스가 하나 이상의 측정 방법에 대응될 수 있음을 주지한다. 예를 들어서 교정 대기속도는 표시 대기속도에서 컴퓨터로 계산되기 때문에 (차례로 실제 대기속도에 따라 다름), 교정 대기속도에 기초한 프로세스도 간접적으로 가능하다 하더라도, 항공기의 실제 대기속도나 또는 표시 대기속도에 기초한다.
예를 들면 대기속도 표시나 또는 측정은 피토 정압관 장치로 연결된 대기속도 지시기(“ASI”)로 수행될 수 있으며, 모두가 항공기에 장착되어 있다. 피토 정압관 장치에는 기류의 정압을 측정하는 하나 이상의 피토 정압관 그리고 피토 압력을 측정하는 다가오는 기류에 정면으로 향한 하나 이상의 피토 프로브(또는 피토관)가 포함되어 있다. 이 두 개의 압력은 IAS 판독을 명시하기 위해 ASI로 비교된다.
본 공개에서 전체적으로 사용하는 용어 대지속도를 참조하면, 대지속도에 항공기가 비행 중인 속도 이상으로 지상과 비례하는 항공기 속도가 포함되거나 또는 환경의 조건이나 항공기에 따라 달라지지 않는 다른 기준 좌표 시스템 (예: 위성 항법 장치(GPS)를 포함한 글로벌 항법 위성 시스템(GNSS)을 이용한 좌표 시스템)가 포함됨을 주지한다. 다른 실시 및 고찰의 맥락에 따라서, 다음 사항들 간에 대지속도에 다양한 측정 방법이 사용될 수 있음을 주지한다.
● 표시 대지속도는 대지속도 표시 장치의 판독이다.
● 교정 대지속도는 표시한 대지속도에 교정을 적용하여 컴퓨터로 계산한 대지속도를 말한다.
● 실제 대지속도는 상기에 언급한 독립적 좌표 시스템이나 지상과 비례하는 항공기 실제 속도이며, 교정 대지속도는 시도한 추정치이다.
대지속도 결정은 다양한 방법으로 실행될 수 있다. 예를 들면 대지속도는 관성항법장치, 위치조정시스템(예: GNSS), 항공기의 실제 대기속도 벡터에서 현재 풍속 벡터를 차감한 벡터, 랜드마크를 사용한 항법, 무선 보조 위치 장소로 추정된다. 명확하게 말하면 하나 이상의 항공기 대지속도 추정 방법을 본 발명의 일부 실시에 활용할 수 있다.
항공기 대지속도를 스테이지 1550의 호버링까지 상당히 감속하는 제어는 항공기 대지속도뿐만 아니라 대기속도에 기초한다. 본 기술에 정통한 사람에게는 명확하게 이해하는 바로서, 스테이지 1550의 제어는 다양한 하나 이상의 추가 파라미터에서 다양한 조합에 기초한다. 일부 이러한 추가 파라미터에는 추가의 속도 파라미터 (예: 하강 속도), 시간, 고도, 수평 위치 설정, 피치, 턴, 요, 항공기 방향 (예: 목적지 위치와 관련되거나 또는 바람 방향과 관련하여 절대) 등이 포함된다.
스테이지 1550의 통제에는 항공기 속도(또는 대지 속도, 대기 속도, 하강 속도 등의 구성 요소), 특정 타이밍에 규정된 위치로 도착 통제, 고도 통제, 수평 위치 설정, 피치, 턴, 요, 방향 등의 파라미터 전체나 부분 통제가 포함됨을 주지한다.
설정된 대지속도와 항공기의 측정 대지속도 간에 차이 감소를 위해 최소 1개 틸트식 추진 유닛 추력 동력 제어가 포함된 스테이지 1560을 참조하면, 추력 동력 감소 제한은 항공기의 측정 대기속도에 대응하여 결정된 하한 임계치에 기초한 반면에, 스테이지 1550 동안에 항공기 경로 전체에서 설정된 대지속도가 변경됨을 주지한다.
항공기의 예상 상태가 실질적으로 호버링이며, 항공기가 어떤 규정된 호버링 목적지 위치에 도착하기 전에 스테이지 1560이 시작되기 때문에, 명확하게 설정 대지속도는 시간이 지남에 따라 전방 비행 대지속도에서 실질적으로 제로까지 변경된다. 그러나 설정된 대지속도는 시간에 따라 반드시 지속적으로 또는 변함없이 감소하지 않으며, 일부 예에서는 어떤 중간 시간 동안에 증가할 수 도 있음을 주지해야 한다. 예를 들면 풍향 변화는 설정된 대지속도로 증가시킬 수 있다 (예: 역풍이 강해지는 경우에는, 더 급격한 슬로우 다운이 대지속도 제어 감소 단계의 최종 단계에 예상될 것으로 평가되기 때문에 목적지 호버링 위치 주변에 더 빨리 도달하는 것이 바람직하다).
결정된 대지속도가 직접적으로 결정될 수 있는 반면에 계획한 경로(때때로 수정될 수 있는 경로)와 같은 이전에 결정된 주체의 파생물로 결정될 수 있다.
방법 1500은 추가로 설정된 대지속도 결정의 스테이지 1562가 포함되며, 이에 따라서 설정된 대지속도 결정 방법에는 별개의 변화 또는 시간이 지남에 따라 설정된 대지속도의 상당하고 지속적인 수정 중 하나로 다른 시간에 다양한 대지속도 결정 방법이 포함된다.
설정 대지속도 결정은 규정된 호버링 목적지 위치에서 항공기 거리로 대응하여 수행될 수 있다. 실제 결정 방법은 다양한 거리에서 수행될 수 있으나 다른 실시에서는 설정된 대지속도 프로파일이 생성될 수 있으며, 다른 거리에 설정된 대지속도가 표시될 수 있다. 설정된 대지속도가 허용된 대지속도 범위로 결정될 수 있으며, 규정된 호버링 목적지 위치와의 거리에 기초하여 결정될 수 있음을 주지한다.
스테이지 1562를 스테이지 1560의 부분으로 도해하였으나, 독립적으로 그리고 다른 타이밍에서 수행될 수 있으며, 실제로는 방법 1500의 선택형 스테이지 1590 스테이지가 될 수 있고, 항공기에 하나 이상의 공간적 파라미터 (예: 위치, 속도)에 대한 결정 값을 포함한다.
스테이지 1590에는 항공기의 경로 설정 파라미터에 대한 결정값이 포함될 수 있으나 반드시 필요한 사항은 아니다. 예상하여 스테이지 1590에서 결정된 수치의 일부 파라미터는 최소한으로 항공기의 실제 성능으로 시도 또는 요구되어야 하는 설정 파라미터나 표적을 충족할 수 없지만, 설정 또는 허용된 범위의 끝을 규정하는 파라미터이다(예: 규정된 호버링 목적지 위치에서 상당한 호버링으로 감속이 최종적으로 허용된 안전 운용 거리). 예를 들면 스테이지 1590의 결정에는 설정된 피치 결정 방법이 포함되지만, 허용된 피치 각도의 규정 범위(추가 또는 대안적으로)가 포함되며, 이에 따라서 이 범위의 편차로 피치 편차 계산을 위해 즉각적으로 조치를 취할 수 있다).
스테이지 1590은 해당 파라미터가 사용되는 방법 1500의 다른 스테이지 전이나 동안에 수행될 수 있음에 주지한다 (예: 스테이지 1540에서 항공기에 양력 제공 시 일반 수직 추력 벡터 방향에 추력을 제공하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 작동 제어에 포함되는 파라미터 값은 스테이지 1540이나 또는 이 스테이지와 병렬로 수행하기 전에 결정될 수 있다). 이러한 값의 결정은 하나 이상의 방법 1500 스테이지 시작에 대응하여 시작될 수 있으나, 반드시 필수적인 사항은 아니며, 이러한 값은 예를 들어서 항공기 비행 동안에 일상적으로 결정될 수 있다.
측정 대지속도와 설정 대지속도 사이의 차이 감소는 항공기 대기속도를 증가 또는 감속(또는 이에 따른 방향 수정)시키면 가능하다. 스테이지 1550이 수행되는 기간에 발생할 수 있는 풍향 조건이 많지만 항공기 대지속도가 감소되어야 하며, 최소한 어떤 조건에서 대기속도를 증가시키면 측정 대기속도와 설정 대기속도 간에 차이가 감소되도록 설정될 수 있음이 명확하다.
두 번째 비행 모드에 있을 때 대기속도 감소는 상기에 제시된 예제이다. 증가의 제어와 마찬가지로 두 번째 비행 모드에 있을 때 대기속도 증가는 가능한 다양한 실행으로 몇 가지 방법으로 수행될 수 있다. 예를 들면 최소 1개 틸트식 추진 유닛 중 어떤 추력은 다소 전방으로 유도될 수 있고 (틸트식 추진 유닛의 틸트가 포함될 수 있으나 반드시 필요한 사항은 아님), 추력은 일반 세로 추력 벡터 방향에 유도된 비-제로 구성으로 유도된 추력의 최소한 단계를 생성할 수 있는 또 다른 비-틸트식 추진 유닛으로 생성될 수 있으며, 중력 포텐셜 에너지가 동역학 에너지로 변환될 수 있다(예: 상실 고도는 항공기 대기속도 증가 시 사용될 수 있다).
그림 5는 본 발명의 실시도에 따라 항공기의 측정 대기속도에 기초하여 추력 동력의 제한을 도해로 예를 들은 그래프이다. 가로 좌표(X 축)는 항공기의 예상 측정 대기속도를 나타낸다. 표시한 대기속도 축은 제로의 측정 대지속도에서 시작하지만, 이 시작점이 다를 수 있으며, 임계값도 예를 들어서 마이너스 대기속도로 명시될 수 있음을 주지한다 (예: 항공기 주변의 기단이 항공기와 관련하여 항공기 정면으로 진행할 때에는 역방향이 보통 제자리혼합순항비행에 직면하지 않는다).
세로 좌표(Y 축)는 일반 수직 추력 벡터 방향의 추력을 나타낸다. 도해한 그래프에서 세로 좌표의 시작은 일반 수직 추력 벡터 방향의 제로 추력과 동등하지만 반드시 필수적인 것은 아니다. 실제 임계값은 실행에 따라 현저하게 다르기 때문에 단위나 수치가 이 축의 어떤 축과 관련하여 제공되지 않음을 주지한다. 예를 들면 70 Kg 틸트로터 UAV에 명시한 대기속도로 제공된 추력은 15톤 틸트로터 다중 임무 항공기에 동일한 대기속도로 제공된 추력보다 현저하게 낮다. 이와 같이 추력 값은 공기역학 설계, 윙 지역 등 그리고 운용 조건에 따라 잠재적으로 매우 다르다 (예: 저고도의 추력 임계값은 고고도의 임계값보다 더 엄격하다).
상한값 1710은 측정된 대기 속도의 최대 허용 추력 임계값을 나타내며, 하한값1720은 측정된 대기 속도의 최소 허용 추력 임계값을 나타낸다. 라인 1730은 항공기의 전형적인 하강 과정 중에 발생할 수 있는 추력을 나타낸다. 감속이 반드시 단조 형태일 필요가 없다는 사실이나 바람 등의 이유로 다양한 상황에서 발생하듯이, 라인 1730에서는 단일 대기 속도에 대해 서로 다른 추력이 표시되므로 항공기가 두 번 이상 동일 대기 속도를 측정할 수 있다.
세로 좌표(Y 축)가 일반 수직 추력 벡터 방향의 추력을 나타내는 동안 실제 임계값(하한값과 상한값 모두)이 반드시 추력 임계값일 필요는 없으며, 그보다는 추력과 관련된 1개 이상의 파라미터(특히 일반 수직 추력 벡터 방향 방향의 추력과 관련된 파라미터)의 임계값일 수 있다.
예를 들면 이 임계값은 일반 수직 추력 벡터 방향의 추력을 제공하기 위해 최소 1개 틸트식 추진 유닛에 의해 제공되는 (또는 공급되는) 힘의 임계값이거나, 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 제어하는 스로틀 상태와 관련이 있을 수 있다. 이 임계값은 또한 센서(예: 덕트형 팬의 회전 속도 또는 덕트형 팬 에 의해 발생되는 하향 기류의 속도를 측정하는 센서)에서 측정되는 값과 관련된 임계값일 수도 있다.
제어된 값(예: 스로틀 상태)이나 측정된 값(예: 측정된 회전 속도)은 추력을 직접 제어할 때보다 허용 한계 내에서 제어 및 유지하기가 훨씬 더 쉬울 수 있다. 이러한 제어된 파라미터(즉, 틸트식 추진 유닛에 제공된 힘이나 스로틀 상태)를 제어함으로써 추력을 제어할 수 있다.
그러므로 측정된 대지 속도와 설정 대지 속도 간 차이를 줄이기 위해 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 추력 제어는 상한값 및/또는 하한값을 고려하여 제한할 수 있다. 즉, 추력의 증가는 항공기의 측정된 대기 속도에 대한 반응으로 결정되는 상한값(라인 1710으로 표시됨)에 기초하여 제한할 수 있는 반면, 추력의 감소는 측정된 대기 속도에 대한 반응으로 결정되는 하한값(라인 1720으로 표시됨)에 기초하여 제한할 수 있다.
추력을 상한값 이상으로 증가시키면 예컨대 항공기가 원치 않게 상승하거나 에너지 소비 영역의 경계를 벗어날 수도 있다. 한편, 추력을 하한값 이하로 감소시키면 예컨대 지면과 충돌하거나(저고도 비행 중인 경우) 실속을 초래할 수 있다.
호버링 중이거나 저속 상태일 때 추력을 낮추면 항공기 침강이 발생하고 윙의 부하가 증가할 수 있다. 그러므로 추력의 허용 범위를 초과하면 항공기 침강 및 윙 실속이 발생할 수 있다. 특히 지정된 속도(기본적으로 발명의 특정 구현에 따라 다름. 예: 15 knot)보다 낮으면 양력의 더 많은 부분이 엔진에 의해 제공되고 바람의 영향이 미미해지므로 윙의 실속이 제한되거나 유해 문제가 발생하지 않는다.
하지만 항공기의 속도가 지정된 속도보다 높지만 항공기의 실속 속도보다 낮은 경우 추력이 허용 범위를 벗어나면 현저한 실속 상태가 발생하며 항공기가 전복될 수도 있다. 그러므로 임계값 1710과 1720 사이의 허용 범위는 윙과 엔진에 의해 제공되는 양력이 충분히 유용한 안전 범위를 정의한다.
위에 예시된 추력을 하한값 이하로 감소시킬 때의 발생 가능한 결과는 위에 예시된 추력을 상한값 이상으로 증가시킬 때의 발생 가능한 결과보다 훨씬 더 위험할 수 있으므로 경우에 따라 추력의 상한값 초과는 허용될 수 있지만(다른 공기역학 고려 사항 관점에서), 하한값 초과는 훨씬 더 엄격하게 방지되거나 완전히 제한될 수 있다.
표시되지는 않았지만, 추력 감소율을 제한할 수도 있다. 예를 들어 어떤 이유로든 상한값을 초과할 경우 해당 구현에 따라 추력을 크게 낮출 수 있지만, 감소율이 사전 결정된 값을 초과하지 않는 제어된 방식으로 감소된다. 이러한 감소는 불안정, 추락 또는 기타 불안전한 결과를 초래할 수 있는 추력의 매우 빠른 급격한 손실을 지체시킬 목적으로 수행될 수 있다. 추력의 증가율은 비슷하게 제한될 수도 있고 그렇지 않을 수도 있다.
앞에서 언급했듯이, 적어도 스테이지 1550의 일부를 수행하는 동안(그리고 방법 1500의 일부가 수행되는 시간에도) 수행되는 스테이지 1560에는 항공기의 측정된 대기 속도에 대한 반응으로 결정된 하한값에 기초한 추력 감소 제한이 포함된다.
스테이지 1550의 모든 단계에서 항상 필요한 것은 아니지만, 최소한 이 스테이지의 일부에서는 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 추력 감소 제어가 수행된다.
감속(항공기의 대지 속도 감소) 중에는 항공기의 1개 이상 윙이 (뿐만 아니라, 구현된 경우 에어론 같은 다른 공기역학적 구성품도) 여전히 양력을 발생시킨다. 고정익 항공기의 감속에는 일반적으로 일반 세로 추력 벡터 방향의 추력 감소가 수반된다. 고정익 항공기 감속에 사용되는 중요한 기술 중 하나로 해당 항공기 노즈를 피칭 업하여 더 많은 항력을 발생시키는 기술이 있다. 헬기와 같은 선행 기술 회전익 항공기는 감속을 위해 로터를 뒤로 틸팅할 수 있으며, 이는 일반적으로 항공기의 피칭 업과 동시에 발생한다.
2차 비행 모드에서는 방법 1500의 항공기에 고정익과 회전익이 모두 통합되므로 (예컨대, 대기 속도 감소에 의한) 대지 속도 감소 제어에 항공기 피칭 업 제어가 포함될 수 있다. 예를 들면, 위에서 설명했던 공기역학적 구성품 제어를 통해 제어할 수 있다. 하지만 최소 1개 틸트식 추진 유닛 중 하나에 의해 제공되는 추력 방향을 수정할 때 반드시 전체 항공기를 틸팅할 필요는 없으며, 일부 구현에서는 이 효과를 내기 위해 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 뒤로 틸팅될 수 있다.
노즈를 올려서 항공기를 피칭 업하면 항공기의 1개 이상의 고정익으로 인해 발생되는 양력이 증가하므로 일반 수직 추력 벡터 방향(예컨대 최소 1개 틸트식 추진 유닛에 의해 발생됨)에서 추력 감소를 수반하는 양력 보상이 필요할 수 있다. 이러한 보상 없이 최소 1개 틸트식 추진 유닛에 의한 추력의 방향이 일반 수직 추력 벡터 방향인 경우 항공기를 뒤로 피칭하면 과다 추력이 발생하고 항공기가 상승할 수 있다.
방법 1500에는 허용 피치 범위 내에서 항공기 피치를 유지하는 작동이 포함될 수 있으며 이 작동은 적어도 대지 속도 감소 제어의 일부와 동시에 수행될 수 있다. 이때 허용 피치 범위는 항공기의 측정된 대기 속도에 대응하여 동적으로 결정된다. 허용 피치 범위 내에서 피치를 유지하는 작동은 적어도 하강 과정 제어의 일부와 동시에 수행될 수도 있다. 동적으로 결정되는 허용 피치 범위는 항공기의 대기 속도를 제외한 다른 파라미터에 기초하여 결정될 수 있다. . 예를 들면 과정의 한 단계(예: 하강/비-하강), 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 방향, 주변 공기역학 조건(예: 바람, 기상), 높이 등에 따라 세부적으로 결정될 수 있다. 허용 피치 범위 내에서 피치를 유지하여 항공기 실속을 방지할 수 있다.
그림 6은 본 발명의 실시 예에 따라, 측정된 대기 속도에 기초한 항공기의 피치 제한을 보여주는 예시 그래프이다. 가로 좌표(X 좌표)는 항공기의 측정된 대기 속도를 나타낸다. 예컨대 음수 대기 속도(즉, 항공기 주변 기단이 항공기를 기준으로 할 때 항공기 앞쪽으로 진행되며 순항 비행에서 흔히 볼 수 있는 그 반대의 경우는 발생하지 않는 경우)에 대한 임계값도 제공될 수 있다.
세로 좌표(Y축)는 수평선을 기준으로 한 항공기의 피치를 나타낸다. 표시된 그래프에서는 세로 좌표의 시작점이 제로 피치(정의될 수 있으며, 예를 들면 항공기의 노즈와 수평한 최후미 부분을 연결하는 선)와 같지만, 항상 같을 필요는 없다.
이러한 축 중 어느 하나를 기준으로 하는 값이나 단위는 제공되지 않는다. 그 이유는 실제 임계값이 구현에 따라 크게 달라지기 때문이다. 예를 들면, 70 Kg 틸트로터 UAV에 대한 지정된 대기 속도에서 허용되는 피치는 15 ton 틸트로터 다중 임무 항공기에 대한 동일 대기 속도에서 허용되는 피치와 크게 다를 수 있다. 마찬가지로, 허용되는 피치 값도 공기역학 설계, 윙 면적 등 기타 요인에 크게 좌우되며 작동 환경에 따라서도 좌우될 수 있다(예: 낮은 고도의 피치 임계값은 높은 고도에서보다 훨씬 더 엄격할 수 있음).
임의 대기 속도에서 허용되는 피치 범위는 피치 상한값과 피치 하한값에 의해 정의될 수 있다. 피치 상한값 1810은 측정된 대기 속도에서의 최대 허용 피치를 나타내며 피치 하한값 1820은 측정된 대기 속도에서의 최소 허용 피치를 나타낸다. 라인 1830은 항공기의 전형적 하강 과정 중에 발생할 수 있는 피치를 나타낸다. 감속이 반드시 단조 형태일 필요가 없다는 사실이나 바람 등의 이유로 다양한 상황에서 발생하듯이, 라인 1830에서는 단일 대기 속도에 대해 서로 다른 피치가 표시되므로 항공기가 두 번 이상 동일 대기 속도를 측정할 수 있다.
세로 좌표(Y 축)가 일반 수직 추력 벡터 방향의 피치를 나타내는 동안 실제 피치 임계값(하한값과 상한값 모두)이 반드시 피치 임계값일 필요는 없으며, 그보다는 피치와 관련된 1개 이상의 파라미터의 임계값일 수 있다. 예를 들면 피치 임계값은 피치 미터 임계값, 경사 미터 임계값 등일 수 있다. 제어된 값이나 측정된 값은 피치를 직접 제어할 때보다 허용 한계 내에서 제어 및 유지하기가 훨씬 더 쉬울 수 있다. 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 경사각 제어 또는 엘리베이터 같은 항공기의 공기역학 하부 시스템 상태를 변경하는 등 항공기에서 피치에 영향을 주는 1개 이상의 구성품에 대한 한 가지 이상의 작동을 제어함으로써 피치를 제어할 수 있다.
따라서 측정된 대지 속도와 설정 대지 속도 간 차이를 줄이기 위한 최소 1개 틸트식 추진 유닛 추력에 대한 제어나 다른 파라미터에 대한 제어를 피치 상한값 및/또는 피치 하한값을 고려하여 제한할 수 있으며 그 반대의 경우도 마찬가지이다.
피치를 피치 상한값 이상으로 증가시키면 예컨대 실속각을 초과할 수 있으며 피치를 피치 하한값 이하로 감소시키면 항공기 기능이 저하되어 속도가 상실될 수 있다.
항공기의 실질적 수평 비행 중에는 적어도 대지 속도 감소 제어의 일부가 항공기의 하강 과정 제어 후에 수행될 수 있다. 즉, 스테이지 1550이 스테이지 1540과 적어도 부분적으로 동시에 수행될 수 있는 반면, 그러한 구현에 따라 적어도 스테이지 1550의 일부가 스테이지 1540 이후에 수행된다(스테이지 1552로 명시).
분명히 말하면, 다양한 유형의 제한 및 임계값을 앞에 언급된 추력 및/또는 피치 한계의 대체 값이나 추가 값으로 구현할 수도 있다. 예를 들면 바람을 기준으로 항공기의 각도(예: 최선두 및 최후미 부분을 연결하는 주 축)를 제한할 수 있다. 본 발명의 일부 구현에서는 항공기가 감속될 때, 특히 2차 비행 모드에서는 바람을 향하도록 회전하는 성향이 있을 수 있다. 해당 각도를 제한하는 데 한계치를 사용할 수 있으며, 이는 항공기를 목적지에 효율적으로 도달하게 하는 데 도움이 될 수 있다.
그림 4A에 제시된 예제를 참조할 때, 스테이지 1550은 과정 1010의 단계 1015에서 수행된다. 실질적 수평 비행 중에 항공기의 비행 방향은 정 수평이 아닐 수도 있으며 완전 수평 비행과의 편차가 발생할 수 있다. 실질적 수평 비행은 시간 경과에 따른 일정 고도 범위로 제한될 수 있으며, 따라서 이는 항공기가 비행하는 가상 수평 회랑에 대한 정의로 간주될 수 있다.
따라서 방법 1500에는 실질적 수평 비행 중에 항공기의 고도를 고도 하한값과 고도 상한값 사이에서 유지하기 위한 항공기의 고도 변경이 포함되며, 이 고도 변경 제어는 스테이지 1550의 제어와 동시에 수행될 수 있다. 이러한 동시 제어는 필수는 아니지만, 앞에서 언급한 고도 변경 제어 시 고도 상한 및 하한값을 일정하게 유지할 수 있다. 또는 설정 고도로부터 항공기의 수직 편차를 최소화하기 위해 항공기의 고도 변경을 제어함으로써 이와 같이 제어할 수도 있다.
이와 같이 고도 유지 최소화는 실질적 수평 비행과 이 방법의 다른 단계 중에 수행될 수 있으며, 대지 속도 감소 제어와 적어도 부분적으로 동시에 수행될 수 있다.
예를 들면 고도 하한값을 국지 지상 고도(또는 예상/평균 지상 고도) 5 meter에서 유지할 수 있으며 고도 상한값은 국지 지상 고도 10 meter에서 유지할 수 있다. 당해 기술 분야의 지식을 가진 자라면, 구현된 항공기의 치수 및 공기역학 성능, 환경적 조건 또는 전술/운용 고려 사항 등을 잘 알고 있을 것이므로 이러한 요인에 따라 다른 값을 사용할 수 있다. 더욱이, 고도 임계값은 반드시 국지 지면 높이를 기준으로 정의할 필요가 없으며, 해발 고도, 목적지 상공 호버링 고도 등 다른 알려진 고도 값을 기준으로 정의할 수 있다. 해당 시 예를 들어 임계값이 국지 지상 고도(실제/측정/예상/평균 등)로 정의되며 지표면이 수평이 아닌 경우, 실질적 수평 비행과 관련된 조건은 실질적 국지 지상 고도 고정 높이에서의 비행과 관련된 조건으로 대체될 수 있다.
실질적 수평 비행에서 고도 변경을 제어하는 동안은 제어가 고정되지 않은 임계값에 반응할 수 있다. 예를 들면, 임계값은 고도 변경 자체에 따라서도 다소 변경될 수 있다. 즉, 의도 여부와 관계 없이 해당 중에 항공기가 상승한 경우 이 변경을 반영하여 임계값이 업데이트될 수 있다. 실질적 수평 비행 관련 조건은 상대적으로 낮은 고도 변경율과 관련된 조건(예: 고도 변경율이 1% 또는 2% 이하인 과정)으로 대체될 수 있다.
실질적 수평 비행(또는 이에 상응하는 비행. 예컨대 앞에서 언급하는 비행 등)은 발명의 모든 구현에서 필수 사항이 아니며, 항공기를 최소한 부분적으로 제어하는 통제 시스템이 이러한 실질적 수평 과정이 대지 속도 감소 스테이지(호버링 전 최종 스테이지일 수 있음)에서 설정되었는지 여부를 결정할 수 있다. 이러한 실질적 수평 비행 과정을 결정하기 위한 전형적인 고려 사항 중에는 공기역학적 고려 사항, 페이로드 고려 사항(예를 들면 지정된 호버링 고도에서 페이로드의 유효성이 증가하는 경우), 외부 위협에 대한 항공기 노출, 구름 높이 아래로 하강 등이 있다.
특정 상황에서는 방법 1500에 항공기 상태와 관련된 다양한 파라미터에 대한 제한이 포함될 수 있다. 몇 가지 예가 위에 제공되었다. 예를 들어, 위에서 설명한 바와 같이, 이 방법에는 고도 하한값과 고도 상한값 사이에서 항공기의 고도를 유지하기 위한 항공기의 고도 변경 제어가 포함될 수 있다(특히 실질적 수평 비행 중, 하지만 그 전에 항공기 하강 중에도 가능). 위에서 설명했듯이, 방법 1560에는 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 추력을 제어하면서 항공기의 측정된 대기 속도에 대응한 결정 하한값에 기초하여 추력 감소를 제한하는 작동이 포함될 수 있다. 고도 변경 제어가 추력 제어와 동시에 수행될 수 있다.
일부 환경에서는 두 가지 이상의 파라미터를 제어하려 할 경우 첫 번째 파라미터 제한과 두 번째 파라미터 제한이 충돌하는 상황을 초래할 수 있다. 예를 들어 허용 고도 범위 내에서 항공기를 유지하려면 적용된 임계값 제한을 초과하는 특정 지점이 필요할 수 있다. 예를 들어, 갑작스런 거센 바람으로 인해 바람으로부터 양력이 갑작스럽게 증가할 경우 고도 상한값보다 높게 상승하지 않도록 하려면 일반 수직 추력 벡터 방향으로 추력을 신속히 감소시켜야 할 것이다. 그러므로 각각의 두 임계값 중 1개 이상을 초과해야 하며, 다양한 구현에서 각기 다른 명령 규칙에 따라 다른 임계값 유형에 대한 특정 임계값 유형의 우선 적용이 결정될 수 있다.
방법 1500에는 설정 고도에서 항공기의 수직 편차를 최소화하는 작동(예를 들면 항공기의 고도를 고도 하한값과 상한값 사이에서 유지하기 위한 시도를 통해)이 포함될 수 있으며 적어도 대지 속도 감소 제어의 일부와 동시에 수행될 수 있다. 이때 최소화는 적어도 하한값에 기초한 추력 감소 제한에 의해 제한된다.
즉, 이러한 구현에 따르면 하한값 이하로 추력이 감소되는 것을 방지하는 것이 설정 고도와의 수직 편차를 최소화하는 것보다 우선되므로, 설정 고도로부터의 수직 편차를 최소화하지 못하여 동시 고도 상한값을 초과하게 되더라도, 하한값을 초과하는 식으로(예를 들면 틸트식 로터의 블레이드 회전율을 낮춰서 현재 측정된 대기 속도에 대해 틸트식 추진 유닛이 최저 허용 회전율보다 더 낮아지는 경우) 추력을 감소시킬 수 없게 된다.
최대 허용 추력 감소율에 따라 추력 감소율을 제한함으로써 수직 편차의 최소화를 제한할 수 있다(바로 위에 설명된 제한을 구현하는 경우). 즉, 수직 편차 최소화를 위한 추력 감소에서 하한값을 초과하는 수준까지 추력을 감소시킬 필요가 없더라도 이러한 구현이 최대 허용 추력 감소율에 의해 제한된다.
추력 감소율은 추력과 직접적으로 관련이 있으며, 제어된 값(예: 스로틀 상태) 또는 측정된 값(예: 측정된 회전 속도)의 감소율과도 관련이 있을 수 있다. 예를 들면, 항공기가 고도 상한값을 초과하기 직전이고 추력을 감소해야 하며 추력 관련 하한값을 초과하지 않았더라도, 이러한 구현에서 추력이 감소될 수 있는 비율이 최대 허용 추력 감소율에 의해 제한된다. 최대 허용 추력 감소율은 상대 방식(예를 들면 초당 현재 값의 1% 미만 감소율)이나 고정 방식(분당 200 rpm 미만 감소) 등 여러 가지 방식으로 정의할 수 있다.
앞에서 언급했듯이, 적어도 대지 속도 감소 제어의 일부가 항공기의 실질적 수평 비행 도중 항공기의 하강 과정 제어 후에 수행될 수 있다(스테이지 1552에서 설명함). 그럼에도 불구하고, 적어도 대지 속도 감소 제어의 일부가 항공기의 하강 과정 제어와 동시에, 또는 실질적 수평 비행 이전에(구현된 경우) 수행될 수 있다. 예를 들어 그림 4B를 보면, 단계 1024는 과정 1020에서 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 일반 수직 추력 벡터 방향으로 추력을 제공하는 동안 호버링 수준으로의 대지 속도 감소를 제어하는 단계이다. 이 과정의 단계 1024가 항공기의 하강이 수행되고 제어되는 과정 1020의 단계 1023과 부분적으로 겹쳐져 있는 것을 볼 수 있다.
더욱이, 대지 속도의 실질적인 감소는 수평 비행 중에는 물론 하강 중에도 수행될 수 있다(구현된 경우). 이러한 대지 속도 감소는 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 일반 수직 추력 벡터 방향으로 추력을 제공할 때 수행될 수 있지만, 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 일반 세로 추력 벡터 방향에서 추력을 제공할 때 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 틸팅되기 전에 실질적 대지 속도 감소를 포함할 수도 있다.
방법 1500에는 하강 종료 전과 항공기의 실질적 수평 비행 시작 전에 최소한 하강의 두 번째 단계를 수행하는 동안 하강 과정 시작(예: 하강 시작 전 순항했던 항공기의 순항 속도의 비율) 시 대지 속도를 초기 대지 속도의 비율로 감소시키는 작동에 대한 제어가 포함될 수 있다. 예를 들어 그림 7의 과정에서 영향을 줄 만큼 바람이 심하지 않다는 전제 하에서 항공기의 순항 속도가 35knot(35kts)일 경우 초기 대지 속도를 35kts로 간주할 수 있다. 수평 비행 전 하강 종료 시 항공기의 대지 속도는 25kts일 수 있다. 이러한 예에서 대지 속도는 초기 대지 속도의 대략 70%로 감소된다. 나머지 70%는 실질적 수평 비행 중에 감소될 수 있다. 다양한 구현에서 대지 속도는 초기값의 다양한 비율(예: 50%, 약 60%, 약 70%, 약 80% 및 약 90%)로 감소될 수 있다.
그렇지 않으면 실질적 수평 비행 전 대지 속도의 감소도 제어할 수 있다. 방법 1500에는 하강 종료 전과 항공기의 실질적 수평 비행 시작 전에 최소한 하강의 두 번째 단계를 수행하는 동안 대지 속도를 최대 허용 임계 속도 이하로 감소시키는 작동에 대한 제어가 포함될 수 있다.
하강 과정 비행에서 수평 비행으로의 전환은 플레어 하위 스테이지(그림 7에 표시됨)로서 점차적으로 수행될 수 있다. 이 스테이지는 하강 대기 속도 감소 작동의 많은 단계가 수행되는 하강 과정의 일부일 수 있다(예는 그림 7에 표시된 대기 속도 값 참조).
(하강 종료 전 또는 하강 전체의 여러 스테이지 또는 하강 후) 대지 속도를 크게 줄이지 못하면 목적지까지의 남은 거리가 충분하지 않아서 해당 조건에서 완전히 정지할 수 없으므로 전체 착륙 취소/호버링 프로세스까지 감속이 발생할 수 있다.
항공기가 너무 빨리 하강하는 또 다른 상황도 원치 않는 경우일 수 있다. 항공기가 초기 스테이지에서 감속하는 경우(예: 그림 7에 예시된 구조에서 5kts 이하) 목적지에 도달하는 데 너무 오랜 시간이 걸려 비행 과정에서 많은 양의 에너지가 낭비될 수 있다. 더욱이, 속도가 크게 감소되었을 때 항공기를 가속하는 것은 비효율적이며 비용과 시간도 많이 소요될 수 있다.
대지 속도 감소 제어에는 사전 결정된 호버링 목적지 위치 부근에 도달할 때까지 사전 결정된 임계값보다 낮은 대기 속도로의 감소 방지가 포함될 수 있다. 예컨대 이 동작은 최소한 항공기의 피치 각도를 제어함으로써 실현될 수 있다.
위에서 설명했듯이, 경우에 따라서는 항공기가 사전 결정된 호버링 목적지 위치에서 정지할 수 없는 상태에 도달하거나 적정 시간 내에 또는 적정 에너지량을 사용하여 정지하지 못할 수도 있다. 설사 가능하더라도, 이러한 작업을 합리적으로 완료할 수 있는 확률이 허용 임계값보다 낮음을 결정하기 위한 특정 결정 규칙을 구현할 수 있다.
방법 1500에는 비행 파라미터가 사전 결정된 호버링 목적지 위치에서 호버링하기 위한 감속 허용 범위 이내에 드는지 여부를 반복적으로 확인하는 스테이지 1580이 포함될 수 있다. 이러한 반복 확인은 정기적 또는 비정기적으로 수행될 수 있으며 각 인스턴스는 1개 이상의 측정된 파라미터에 따라 또는 시간에 따라 트리거될 수 있다.
예컨대, 적어도 대지 속도가 실질적 호버링까지는 하강의 1단계가 수행되는 동안 반복 확인을 시작할 수 있다. 예를 들면, 적어도 (a) 부정적 결과 수신과 (b) 실질적 호버링까지의 대지 속도 감소에서 선택된 이벤트가 처음 발생할 때까지는 반복 확인이 수행될 수 있다.
확인에서 부정적 결과가 수신되는 경우(즉, 비행 파라미터 중 1개 이상이 범위를 초과하는 경우) 방법에 착륙 중단/호버링 프로세스까지 감속 중 하나를 포함할 수 있지만, 이를 테면 1차 비행 모드로 돌아가서 범위로 재진입하고 스테이지 시퀀스(1510 ~ 1550)를 통과하여 성공 결과를 수신하는 방식으로 방법의 일부 단계에 대한 반복을 포함할 수도 있다.
확인 결과가 부정적이라도 그에 대한 결과로 반드시 상승 또는 착륙(그렇지 않으면, 하강) 재시도가 발생하지는 않는다. 예를 들어 부정적 결과 후 항공기가 비행보다 착륙에 가까운 것으로 결정되는 경우(예를 들면 대기 속도가 매우 낮은 경우) 이 방법은 목적지 착륙이 불가능하더라도 인근 위치에서 항공기 착륙을 계속 시도할 수 있다. 확인 후 부정적 결과에 대한 그 밖의 대응도 구현할 수 있으며, 다양한 결정 규칙을 구현하여 이 같은 여러 가지 대응을 결정할 수 있다.
방법 1500에는 확인 결과가 부정적일 경우 일반 세로 추력 벡터 방향의 추력을 제공하고 비행 파라미터가 범위 안에 오는 위치 및 상태로 항공기 방향을 제어하며 하강 1단계 동안 제어부터 다시 방법을 다시 초기화하도록 지정하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 선택적 틸트 명령이 포함될 수 있다.
선택적 스테이지 1570에는 항공기의 수평 진행 방향 제어가 포함된다. 수평 진행 방향은 항공기가 비행하는 전체 과정(예를 들면 전체 과정 1010 또는 1020) 중에 거의 균일하게 유지될 수 있지만, 반드시 그럴 필요는 없다. 예를 들어 과정의 한 단계(예: 하강)가 실질적 직접 수평 진행 방향으로 수행될 수 있는 반면, 또 다른 단계에는 과정의 전환과 수평 진행 방향 변경에 대한 제어가 포함될 수 있다. 스테이지 1570에 대한 제어는 이전에 설명된 일부 또는 모든 전체와 완전히 또는 부분적으로 동시에 수행될 수 있다.
수평 진행 방향의 제어는 설정 수평 진행 방향(고정 또는 가변)에 대한 반응으로 수행될 수 있다. 이러한 설정 수평 진행 방향은 목적지 위치 및 현재 고도로부터의 거리), 대기 조건(예: 바람), 공기역학 및/또는 에너지 효율, 운용 고려 사항, 항공기 성능 등 다양한 고려 사항에 따라 결정될 수 있다.
방법 1500(예: 스테이지 1590에서)을 구현하는 시스템(또는 사람)에 의해 결정될 수 있는 파라미터도 있고 다른 시스템, 모듈 또는 사람에 의해 결정될 수 있는 파라미터도 있다. 특정 예에서 방법 1500 제어 전에 정의할 수 있는 이러한 파라미터 중 몇 가지는 다음과 같다.
a. 항공기가 착륙하거나 호버링해야 하는 위치 (예: 호버링 목적지 위치, 최종 착륙 목적지)
b. 항공기가 호버링해야 하는 높이
c. 항공기가 날아올 방향 (예: 바람의 반대 방향, 방위각 271°, 항공기에 장착된 카메라의 캡처 이미지가 1개 이상의 참조 이미지와 일치할 때)
d. 항공기가 하강해야 하는 접근각
e. 각각의 일부 또는 전체 하위 스테이지에 할당된 수평 범위
f. 착륙 타이밍 제약 조건
이러한 모든 파라미터를 반드시 미리 결정해야 하는 것은 아니지만 이들 파라미터(또는 이들 파라미터의 조합, 예: f를 제외한 a, b, c, d, e) 모두를 미리 결정할 수도 있다. 서로 다른 스테이지(1510 ~ 1550과 1570)의 제어는 이러한 파라미터(또는 스테이지에 따라 이들 중 일부)에 따라 직접적으로 결정될 수도 있지만, 이러한 파라미터에 근거하여 스테이지 1590에서 결정된 파라미터에 따라서도 결정될 수 있다. 아래 설명된 방법 1600의 다양한 스테이지에 사용하기 위해 이들 파라미터(또는 이와 유사한 파라미터)를 결정할 수도 있다.
그림 3B는 발명의 실시 예에 따른 항공기의 실질적 수직 하강 제어를 위한 방법 1600의 순서도이다. 방법 1600의 항공기는 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함할 수 있으며, 방법 1500의 항공기일 수도 있다. 당해 기술 분야의 지식을 가진 자라면 헬기와 같은 다른 유형의 항공기에 대해서도 방법 1600을 구현할 수 있다.
스테이지 1550은 방법 1500의 항공기 대지 속도를 거의 호버링 수준까지 감소시키는 작동을 포함하며, 그 다음에는 (가능하면 착륙할 때까지) 항공기의 실질적 수직 하강에 대한 제어를 포함하는 방법 1600의 스테이지가 이어진다. 그러나 방법 1600을 방법 1500과 독립적으로 구현할 수도 있다. 예를 들면, 항공기가 다른 방식으로 실질적 호버링 수준에 이른 경우이다. 방법 1500 이후에 방법 1600이 수행되는 예에서, 항공기의 수직 하강 제어는 그림 4A에 설명된 과정 1010의 1017 단계 중에 수행된다. 1017 단계에 표시된 수직 하강은 지면 착륙으로 종료될 수 있다(1018에서 설명함).
일반적으로 방법 1600은 한 개 이상의 지상 탐지 조건이 충족될 때까지 항공기의 대지 속도를 거의 호버링 수준까지 감소시킨 후 항공기의 실질적 수직 하강 제어를 포함할 수 있다. 또는 실질적 수직 하강의 제어가 다른 결정 규칙(예: 실질적 수직 하강 전에 항공기가 실질적으로 호버링한 높이보다 낮은 사전 결정된 호버링 높이에 도달)이 충족될 때까지 계속될 수 있다. 실질적 수직 하강은 방법 1600을 수행하여 제어할 수 있지만, 이것이 필수는 아니다.
방법 1600에는 아래 자세히 설명된 바와 같이 제어의 여러 스테이지가 포함된다. 이러한 제어는 다양한 방식으로 수행될 수 있다. 이러한 제어는 조종사, 탑승자 또는 휴먼 오퍼레이터(예: 무인 틸트 로터 항공기)에 의해 수행될 수 있다. 하지만 방법 1600을 1개 이상의 컴퓨터 시스템(시스템 1200 관련 예시 참조)을 통해 구현할 수도 있다. 이러한 시스템은 방법 1600의 항공기에 온보드로 또는 외부적으로 장착될 수 있으며, 이러한 시스템 여러 개가 함께 방법 1600을 구현할 수 있다(방법의 각 스테이지가 이러한 컴퓨터 시스템의 조합 또는 단일 시스템에 의해 구현될 수 있음). 또한 1개 이상의 휴먼 컨트롤러 와 1개 이상의 컴퓨터 시스템의 조합도 구현할 수 있다.
발명의 실시 예에 따라, 하강 과정 제어 및 대지 속도 감소 제어(두 가지 모두 아래에 자세히 설명됨)는 항공기에 장착된 컨트롤 유닛의 1개 이상의 프로세서에 의한 자동 제어를 포함한다. 이러한 프로세서 및/또는 다른 컴퓨터 시스템은 전용 시스템(하드웨어, 펌웨어 등에 구현됨)일 수 있으며, 항공기에 장착된 다른 시스템의 프로세서에 의해 소프트웨어 실행으로 구현될 수도 있다.
방법 1600의 각 스테이지에는 제어가 포함된다(예: 스테이지 1620에서는 항공기 고도 감소 제어). 반드시 그런 것은 아니지만, 방법 1600은 명시적으로 자세히 설명하지 않더라도 각 제어 스테이지에 제어된 작동의 수행을 포함할 수도 있다. 동일 예에서 보면, 방법 1600은 스테이지 1620의 제어 외에도 항공기 고도 감소를 포함할 수 있다.
방법 1600의 스테이지 1610은 항공기의 실질적 수직 하강 제어 시작을 포함한다. 실질적 수직 하강 제어는 항공기가 실질적 호버링에 도달했는지 여부, 목적지 위치에 도달했는지 여부, 항공기 상태(예: 잔류 에너지량), 하강 제어 시작 후 경과된 시간 또는 그 밖의 식별된 스테이지 등 다양한 파라미터에 기초하여 시작될 수 있다. 이전 도면에 명시된 예를 참조하면, 스테이지 1610은 컨트롤 유닛 1200 같은 컨트롤 유닛 에 의해 수행될 수 있다.
스테이지 1610은 센서 데이터와 관계 없이 사전 결정된 시간이 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸팅으로부터 경과된 경우 항공기의 실질적 수직 하강 제어를 시작하는 스테이지 1612를 포함할 수 있다. 즉, 항공기의 대지 속도가 실질적 호버링 수준까지 감소되었거나 항공기가 목적지 위치에 도달했음이 센서 데이터에 나타나지 않는 경우(또는 다른 예상 조건이 충족되지 않는 경우) 경과된 시간에서 볼 때 여전히 실질적 수직 하강에 대한 제어를 시작할 수 있다. 물론, 방법 1600의 항공기에 틸트식 추진 유닛이 포함되지 않는 경우 스테이지 1612는 구현되지 않는다.
스테이지 1612의 시간 기준은 (위에 표시된 바와 같이) 틸팅 시간일 수 있지만, 이 시간 기준을 실질적 수평 비행(스테이지 1552)이 시작된 시간 등 방법 1500의 다른 스테이지와 관련된 시간 기준에 더하거나 그러한 시간 기준으로 대체할 수도 있다.
몇 가지 이유로 센서 데이터와 관계 없이 실질적 수직 하강 제어를 시작할 수 있다. 예를 들면 센서 데이터에 결함이 있을 수 있다(예: 대기 속도 센서 또는 위치 센서 결함). 또 다른 예로서, 이러한 시작은 센서 데이터와 관계 없이 에너지 절약 목적으로 실행될 수도 있다. 예를 들어 항공기가 목적지 위치에 도달했더라도 너무 많은 시간과 에너지가 소비될 수 있으므로(강한 역풍으로 인해) 사전 결정된 시간 이후에(또는 사전 결정된 레벨 이하로 떨어진 에너지 레벨을 측정할 때) 착륙할 수 있다. 또 다른 예에서는 이전 스테이지가 올바르게 완료되지 않아서(예: 이전 스테이지에서 항공기 항법 오류 발생), 경우에 따라 다른 정지 조건이 충족되지 않을 수도 있다.
방법 1500의 스테이지를 보면, 각기 다른 스테이지의 시작이 센서 데이터에 따라 결정될 수 있지만(예: 선택적 스테이지 1552의 실질적 수평 비행 시작이 고도계에 기초하여 결정될 수 있음), 사전 결정된 임의 시점에서(예: 1개 이상의 이전 스테이지 시작에서) 경과된 시간에 따라 결정될 수도 있다.
방법 1600의 스테이지 1620에는 항공기의 고도 감소 제어가 포함된다. 고도 감소 제어에는 항공기의 다양한 공기역학 하부 시스템 제어가 포함될 수 있다. 여기에는 일반 수직 추력 벡터 방향에 지정된 1개 이상의 추진 유닛(예: 틸트식 추진 유닛, 비틸트식 추진 유닛)에 대한 추력 제어가 포함될 수 있다. 고도 감소 중 항공기 요, 피치 및/또는 롤 제어 등을 위한 항공기의 추가 공기역학 하부 시스템(위에 예시된 품목 등) 제어도 포함될 수 있다.
스테이지 1620의 하강 중에 항공기 과정이 완전히 단조 하강 형태일 필요는 없으며, 실질적으로 하강 종료 지점에서 항공기의 고도는 하강 시작 지점의 고도보다 낮지만, 그럼에도 불구하고 예기치 않은 바람이나 대기 조건으로 인해, 항공기의 제어 표면 이동으로 인해, 또는 항공기의 다른 측면을 제어하기 위한 일환으로 수행된 작동의 결과로서(예를 들면 항공기의 착륙을 궁극적으로 허용하는 범위 이내에서 항공기를 유지하기 위해) 항공기에서 임시 하강이 발생할 수 있다.
최소한 항공기의 1개 이상의 공기역학 하부 시스템 작동을 제어함으로써 항공기 고도 감소를 제어할 수 있다. 이러한 부품에는 최소 1개 틸트식 추진 유닛, 1개 이상의 비틸트식 추진 유닛, 스로틀, 엔진, 에어론, 엘리베이터, 러더, 러더베이터, 플래퍼론, 엘리본, 윙 플랩, 슬랫, 스포일러, 에어 브레이크, 가변 후퇴 윙, 비틸트식 추진 유닛, 로터 블레이드 등이 포함될 수 있다. 방법 1600의 각 스테이지(예: 스테이지 1620제어)에는 에어론, 엘리베이터, 러더, 러더베이터, 플래퍼론, 엘리본 및 윙 플랩으로 구성된 그룹에서 선택된 항공기의 1개 이상의 공기역학 하부 시스템 작동에 대한 제어가 포함될 수 있다.
스테이지 1620 제어에는 이따금씩 변경되는 동적 설정 고도와 항공기 모니터링 고도 간의 편차를 최소화하기 위해 이러한 추진 유닛(예: 최소 1개 틸트식 추진 유닛)의 추력 변경 제어가 포함될 수 있다. 설정 고도는 연속으로 변경할 수 있지만, 필수는 아니다. 설정 고도는 단조 감소형 설정 고도일 수 있으며, 일정 상태에서 단조식으로 감소될 수 있다(예: 초당 0.2 ~ 0.6 meter). 고도 감소(및/또는 터치다운 도중, 구현된 경우) 중에 항공기의 대지 속도가 제한될 수 있다(예를 들면, 2 kts 이하로).
스테이지 1620 중에 항공기 위치를 포함하여 스테이지 1622도 수행될 수 있다. 국지 지면 표시 수단(예: 카메라, 레이더 등 사용)이나 기타 위치 표시 수단(관성 항법 시스템 및/또는 GPS 시스템)에 대해 위치가 유지될 수 있다. 위치 유지는 측정 위치(예: GPS 기반) 또는 측정 대지 속도(예: GPS 및/또는 도플러)에 따른 영향을 받을 수 있다. 이 두 가지가 항상 동시에 발생하는 것은 아니다.
스테이지 1620이 단조 감소형 설정 고도와 항공기 모니터링 고도 간 편차를 최소화하기 위한 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 추력 변경 제어를 포함하는 선택적 스테이지 1624로 구현될 수 있다.
스테이지 1620은 국지 지면 이하로 감소되는 동적 설정 고도와 항공기 모니터링 고도 간 편차를 최소화하기 위한 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 추력 변경 제어를 포함하는 선택적 스테이지 1626으로 구현될 수 있다. 국지 지면 이하로의 설정 고도 감소는 항공기가 통제 가능하게 국지 지면까지 하강하는 착륙 상황에서 사용될 수 있다.
모니터링 고도가 지정된 시점에 설정 고도보다 훨씬 더 높을 경우 설정 고도와 모니터링 고도 간 편차를 최소화하려 할 때 추진 유닛의 추력 레벨 감소(와 그 반대의 경우)가 제어에 포함될 수 있다. 추력 레벨의 감소로 모니터링 고도가 감소하여 고도 편차가 감소할 수 있다.
설정 고도가 국지 지면보다 훨씬 더 낮은 높이로 설정될 경우 모니터링 고도가 측정될 때 일부 오류가 발생했더라도 모니터링 고도가 설정 고도보다 높을 가능성이 크다. 즉, 항공기가 지면에 닿더라도(이 상황을 식별하는 적정 센서가 없는 경우) 국지 지면 측정 고도와 그보다 훨씬 더 낮은 설정 고도 간 편차로 인해 추진 유닛의 추력이 감소된다. 더욱이, 설정 고도가 단조 형태로 감소되는 경우 1개 이상의 추진 유닛의 추력 감소가 점진적으로 발생할 수 있다.
추력 레벨이 반드시 그림 5에 예시된 대로 제한되지는 않으므로(추력의 감소율이 제한될 수 있더라도), 설정 고도의 이러한 하강으로 인해 추력이 0까지 점진적으로 감소될 수 있다. 설정 고도가 국지 지면에서 얼마나 낮아지는지는 다양한 파라미터에 따라 달라질 수 있다.
이러한 파라미터에는 예컨대 측정된 고도, 국지 지상 고도, 하강율(예: 허용 추력 감소율에 따라 달라짐), 외부 조건, 항공기의 물리적 치수, 항공기의 강도 등 하나 이상의 이러한 요인과 관련된 예상 오류가 포함될 수 있다. 예를 들면 설정 고도는 국지 지상 고도보다 낮을 수도 있고, 항공기 높이 치수의 5배 이상, 항공기 높이의 10배 이상 또는 항공기 높이의 20배 이상 등이 될 수 있다.
스테이지 1620은 국지 지면 이하로 항공기 높이의 5배 이상 감소하는 단조 감소형 설정 고도와 항공기 모니터링 고도 간 편차를 최소화하기 위한 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 추력 변경 제어로 구현될 수 있다.
이 메커니즘이 안전 메커니즘으로 구현되기는 하지만, 통제 가능한 고도 감소를 중지해야 하는 시점(예: 항공기가 목적지 높이에 도달했거나 착륙한 것으로 확인될 때)을 결정하기 위한 다른 메커니즘도 구현될 수 있다.
방법 1600의 스테이지 1630에는 고도 감소 중지 조건이 충족되었는지 여부 결정이 포함된다. 이러한 고도 감소 중지 조건은 지상 탐지 조건일 수 있지만, 필수는 아니며 다른 고도 감소 중지 조건을 지상 탐지 조건의 대체 조건이나 추가 조건으로 구현할 수 있다.
본 발명의 다양한 구현에서 구현될 수 있는 일부 고도 감소 중지 조건은 다음과 같다.
1. 지상 탐지 센서(지상 탐지 전용 여부 무관)의 입력이 지상 탐지를 나타내는가? 이러한 지상 탐지 센서로는 가속 센서, 레이더 고도계, 초음파 센서, 레이저 센서, 광학 센서(예: 카메라), 레이더, 휠 압력 센서(또는 기타 랜딩 기어 압력 센서) 등이 있다.
2. 스테이지 1610 시작 시점으로부터 사전 결정된 시간이 경과되었는가? 여기에는 최대 시간 임계값이 경과된 경우 고도 감소 중지 결정이 포함될 수 있으며, 경과된 시간이 충분하지 않을 경우 고도 감소 중지 방지(따라서 센서에서 오류 결과를 제공한 경우 항공기가 아직 착륙하지 않았을 때 계획되지 않은 엔진 중지 방지)가 포함될 수도 있다.
3. 추력 레벨이 사전 결정된 레벨 이하로 감소되었는가(예를 들면, 위에 설명된 설정 고도와의 편차로 인해)?
스테이지 1620의 추력 변경은 지상 탐지 센서로 작동하는 센서로부터 수집된 데이터에 일부라도 근거하여 제어될 수 있다.
고도 감소 조건이 충족되는 경우 이 방법은 항공기의 고도 감소 제어를 계속 중지할 수 있다(1640에서 설명함). 특히 항공기 착륙을 위해 고도 감소가 수행된 경우 항공기 엔진 또는 다른 시스템의 작동 중지가 포함될 수도 있다.
낮은 고도에서의 호버링을 위해 고도 감소가 수행된 경우 방법 1600을 통해 항공기 위치 및 고도 유지 제어가 계속될 수 있다. 고도 감소 중지에는 하나 이상의 항공기 시스템 작동이 수반될 수도 있다.
특히, 스테이지 1640에 앞서 지상 탐지 센서의 작동을 트리거하거나 고도 감소 중지 조건으로 충분할 만큼 수신 데이터 허용을 트리거할 수 있다. 지상 탐지 센서가 다소 정확하지 않아서 오류가 발생하기 쉬우므로 고도 감소 도중 스테이지 중간에 이러한 센서를 지상 탐지용으로 작동할 수 있다. 예를 들면 센서를 1 meter 또는 2 meter 높이, 항공기 높이 치수와 동일한 높이 또는 해당 높이의 2배 등의 위치에서 그러한 방식으로 작동할 수 있다.
방법 1600에는 항공기 엔진 중 하나 이상에 대한 중지가 포함되는 경우 이러한 중지는 점진적으로 수행될 수 있다. 전형적인 구현에서는 최초 중지 15초 동안 중지가 느리게 점진적으로 진행된다. 이 시간 후에는 중지가 가속화될 수 있다.
방법 1600에는 항공기의 과정 설정 파라미터 값을 결정하는 선택적 스테이지 1690이 추가로 포함될 수 있지만, 이는 필수가 아니다. 가능할 경우 값이 스테이지 1690에서 결정되는 일부 파라미터는 항공기의 실제 수행에 의해 실현되어야 하는 설정 파라미터 또는 목표라기 보다는, 설정 범위 또는 허용 범위의 끝(예: 사전 결정된 호버링 목적지 위치에서 실질적인 호버링 수준까지의 감속이 궁극적으로 허용되는 확정된 범위의 끝)을 정의하는 파라미터일 수 있다. 예를 들면, 스테이지 1690의 결정은 설정 피치 결정을 포함할 수 있지만, 허용 피치 각도 범위 정의도 (추가로 또는 대신) 포함될 수 있다. 이 경우 이 범위와의 편차로 인해 이 피칭 편차에 대응하기 위한 즉각적인 조치가 수행된다.
스테이지 1690은 해당 파라미터가 사용될 수 있는 방법 1600의 다른 스테이지 이전 및/또는 도중에 수행될 수 있다. 예를 들면, 이 스테이지 1626의 추력 제어와 관련된 파라미터 값이 스테이지 1626 수행과 동시에 및/또는 그 이전에 결정될 수 있다. 이러한 값의 결정은 방법 1600의 하나 이상의 스테이션 시작에 대응하여 시작될 수 있지만 필수는 아니며, 이러한 값은 가령 항공기 비행 중에 주기적으로 결정될 수도 있다.
방법 1600에는 비행 파라미터가 사전 결정된 목적지까지 수직 하강이 허용되는 범위 이내에 드는지 반복적으로 확인하는 스테이지 1680도 포함될 수 있다. 이러한 목적지는 구현에 따라 착륙 목적지일 수도 있고 호버링 목적지일 수도 있다. 반복 확인은 정기적 또는 비정기적으로 수행될 수 있으며 각 인스턴스는 1개 이상의 측정된 파라미터에 따라 또는 시간에 따라 트리거될 수 있다.
반복 확인은 가량 스테이지 1610 시작과 함께 시작되어 수직 하강이 종료될 때까지 계속될 수 있다. 예를 들면, 적어도 (a) 부정적 결과 수신과 (b) 하강 종료에서 선택된 이벤트가 처음 발생할 때까지는 반복 확인이 수행될 수 있다.
확인에서 부정적 결과가 수신되는 경우(즉, 비행 파라미터 중 1개 이상이 범위를 초과하는 경우) 방법에 착륙 중단/호버링 프로세스까지의 감속 중 하나를 포함할 수 있지만, 이를 테면 1차 또는 2차 비행 모드로 돌아가서 범위에 재진입한 후 스테이지 시퀀스(1610에서 시작)를 통과하여 성공 결과를 수신하는 방식으로 방법의 특정 부분에 대한 반복을 포함할 수도 있다.
확인 결과가 부정적이라도 그에 대한 결과로 반드시 착륙(그렇지 않으면, 하강) 시도가 발생하지는 않는다. 예를 들면, 또 한 가지 대안은 비행 모드로 재진입하여 1차 비행 모드로 돌아가는 것이다.
방법 1500과 1600에서, 이들 각각의 방법은 방법 1500 및/또는 방법 1600을 수행하기 위해 머신에서 실행할 수 있는 컴퓨터 판독 가능 코드 부분을 명확히 구현하는 머신 판독 가능한 프로그램 저장 장치를 사용하여 구현할 수 있다. 이러한 프로그램 저장 장치와 그 안에 구현된 명령 프로그램의 다양한 구현은 명시적으로 구현되지 않았더라도 앞서 언급된 방법 1500 및 1600의 다양한 구현에 상응할 수 있다. 컨트롤 시스템 1200은 이러한 프로그램 저장 장치(예: 데이터베이스 1230)를 포함할 수 있으며, 그렇지 않을 경우 이러한 프로그램 저장 장치에 액세스할 수 있다.
예컨대, 머신 판독 가능한 프로그램 저장 장치를 설명하자면, 이러한 프로그램 저장 장치는 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함하는 항공기의 감속 프로세스를 제어하기 위해 머신에서 실행할 수 있는 컴퓨터 판독 가능 코드 부분을 명확히 구현한다. 각각의 최소 1개 틸트식 추진 유닛은 틸팅이 가능하여 최소한 일반 수직 추력 벡터 방향과 항공기 기준의 일반 세로 추력 벡터 방향 사이에서 방향이 변경될 수 있는 추력을 제공할 수 있다. 컴퓨터 판독 가능 코드 부분에는 (a) 항공기가 하강하는 동안 적어도 항공기의 모니터링 대기 속도와 모니터링 고도에 근거한 항공기 하강 과정 제어, 순차적 수행(i) 하강 1단계에서 일반 세로 추력 벡터 방향으로 추력을 제공하여 항공기를 추진시키는 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 작동 제어, (ii) 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸팅, 하강 2단계에서 일반 수직 추력 벡터 방향에서 추력을 제공하여 항공기에 양력을 제공하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 작동 제어)을 포함하는 제어, 그리고 (b) 적어도 항공기의 측정된 대지 속도와 설정 대지 속도 간의 차이를 줄이기 위해 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 추력을 제어하면서 동시에 항공기의 측정된 대기 속도에 대응하여 결정되는 하한값에 근거하여 추력 감소를 제한함으로써 1개 이상의 추진 유닛이 일반 수직 추력 벡터 방향에서 추력을 제공하는 동안 거의 호버링 수준까지 항공기의 대지 속도 감소 제어를 위한 명령이 포함된다.
하강 과정 제어 명령과 대지 속도 감소 제어 명령에는 항공기에 장착된 컨트롤 유닛의 1개 이상의 프로세서에 의한 자동 제어 명령이 포함될 수 있다.
감속 프로세스 제어를 위한 명령에는 윙을 포함하는 항공기의 감속 프로세스 제어와 최소 1개 틸트식 추진 유닛에 따른 공기역학적 효과와 윙에 따른 공기역학적 효과 간의 상충 해결이 포함될 수 있다.
대지 속도 감소 제어를 위한 명령에는 적어도 항공기의 실질적 수평 비행 중 항공기의 감속 과정 제어 후 수행되는 대지 속도 감소 제어의 일부를 수행하기 위한 명령이 포함될 수 있다.
프로그램 저장 장치에는 적어도 하강 2단계 동안 하강 종료 전과 주로 항공기 수평 비행 시작 전에 최대 허용 임계 속도 이하로의 대지 속도 감소 제어를 위한 명령이 추가로 구현될 수 있다.
프로그램 저장 장치에는 적어도 대지 속도 감소 제어의 일부와 동시에 수행되는 설정 고도와의 항공기 수직 편차를 최소화하는 명령과, 적어도 하한값에 근거하여 추력 감소를 제한함으로써 최소화를 제어하는 명령이 추가로 구현될 수 있다.
프로그램 저장 장치에는 최대 허용 추력 감소율에 근거하여 추력 감소율을 제한함으로써 최소화를 더욱 더 제한하기 위한 명령이 추가로 구현될 수 있다.
프로그램 저장 장치에는 항공기와 사전 결정된 호버링 목적지 위치 간 거리에 따라 설정 대지 속도를 결정하기 위한 명령이 추가로 구현될 수 있다.
프로그램 저장 장치에는 하강 1단계부터 (a) 부정적인 결과 수신과 (b) 실질적 호버링 수준까지의 대지 속도 감소에서 선택된 이벤트가 처음 발생할 때까지 비행 파라미터가 사전 결정된 호버링 목적지 위치에서 호버링 수준까지의 감속이 허용되는 범위 이내에 드는지 여부를 반복 확인하기 위한 명령과, 확인 결과가 부정적인 경우 일반 세로 추력 벡터 방향으로 추력을 제공하기 위해 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 틸팅하고 비행 파라미터가 범위 이내에 드는 상태와 위치로 돌아가도록 항공기 방향을 제어하며 하강 1단계 중 제어부터 방법을 다시 시작하는 명령이 추가로 구현될 수 있다.
프로그램 저장 장치에는 틸팅과 실질적 호버링 사이 시간을 최소화하기 위해 하강 1단계와 2단계 사이에서 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 틸팅하는 타이밍을 결정하기 위한 명령이 추가로 구현될 수 있다.
대지 속도 감소 제어를 위한 명령에는 사전 결정된 호버링 목적지 위치 부근에 도달할 때까지 대기 속도가 사전 결정된 임계값 이하로 감소되는 것을 방지하기 위해 대지 속도 감소를 제한하는 명령이 포함될 수 있다.
프로그램 저장 장치에는 허용 피치 범위 내에서 항공기 피치를 유지하는 명령이 추가로 구현될 수 있으며, 이 명령은 적어도 대지 속도 감소 제어의 일부와 동시에 수행될 수 있다. 이때 허용 피치 범위는 항공기의 측정된 대기 속도에 대응하여 동적으로 결정된다.
프로그램 저장 장치에는 하강 2단계 제어 전에 대기 조건에 근거하여 적어도 하강 과정의 일부에 대해 항공기 허용 하강 각도를 결정하는 명령이 추가로 구현될 수 있으며, 이 경우 적어도 하강 1단계의 일부가 수행되는 동안에는 하강 과정이 허용 항공기 하강 각도에 근거하여 제어된다.
프로그램 저장 장치에는 1개 이상의 지상 탐지 조건이 충족될 때까지 항공기의 대지 속도를 거의 호버링 수준까지 감소시킨 후 항공기의 실질적 수직 하강을 제어하는 명령이 추가로 구현될 수 있다.
프로그램 저장 장치에는 적어도 수직 하강 단계 동안 항공기 고도 감소를 제어하기 위한 명령이 추가로 구현될 수 있으며, 이때 고도 감소 제어에는 항공기의 모니터링 고도와 국지 지면 아래로 항공기 높이의 5배 이상 감소하는 단조 감소형 설정 고도 간의 편차를 최소화하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 추력 변경 제어가 포함될 수 있다.
프로그램 저장 장치에는 센서 데이터와 관계 없이 사전 결정된 시간이 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸팅으로부터 경과된 경우 항공기의 실질적 수직 하강 제어를 시작하는 명령이 추가로 구현될 수 있다.
하강 과정 제어를 위한 명령에는 에어론, 엘리베이터, 러더, 러더베이터, 플래퍼론, 엘리본 및 윙 플랩으로 구성된 그룹에서 선택된 항공기의 1개 이상의 공기역학 부품의 작동을 제어하는 명령이 포함될 수 있다.
그림 7은 본 발명의 실시 예에 따른, 항공기 100의 감속 시 전형적인 비행 과정 1030을 보여준다. 과정 1030은 여러 하위 스테이지로 구성되며, 이러한 하위 스테이지는 방법 1500과 1600의 스테이지에 상응하고 컨트롤 시스템 1200에 의해 제어된다.
1단계 1910에서는 하강 프로세스가 수행된다. 하강 프로세스의 트리거 여부는 컨트롤 시스템 1200에 의해 자율적으로 결정될 수 있으며(예: 사전 계획된 비행 계획, 연료 잔량 또는 기상 등의 작동 조건으로 인해) 다른 시스템이나 사람에 의해 결정될 수도 있다. 예를 들면, 컨트롤 시스템 1200은 사전 결정된 시간과 위치에 항공기를 착륙시키라는 명령을 수신할 수 있다. 하강 프로세스 수행 시, 항공기의 대기 속도는 순항 대기 속도이거나 이전에 비행했던 임의 속도일 수 있다. 하강이 사전에 계획된 경우 하강을 수행하기 전에 이 속도가 감소될 수 있다. 예시 그림에서는 하강 프로세스 수행 시 항공기의 대기 속도가 약 35kts이다. 35kts의 속도는 항공기의 타입, 중량, 윙 단면, 환경 요인 등 여러 구현 요인에 따라 달라진다.
이어지는 스테이지 1920에는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 420이 일반 세로 추력 벡터 방향으로 추력을 제공하는 스테이지 1차 비행 모드의 하강 비행이 포함된다. 필수는 아니지만, 비틸트식 추진 유닛 420c(구현된 경우)는 이 스테이지에서 실질적인 추력을 전혀 제공하지 않는다. 이 스테이지에서는 실질적 호버링 수준으로의 하강이 허용되는 범위(범위 2000으로 표시됨)이 비교적 크다. 스테이지 1920에는 항공기의 감속이 포함될 수도 있고 포함되지 않을 수도 있으며, 예를 들어 해당 스테이지 동안 항공기의 대지 속도 거의 일정하게 유지하는 작동이 포함될 수도 있다. 스테이지 1920의 하강은 기본적으로 항공기를 피칭 다운하여 수행할 수 있다. 하강 과정에서 발생하는 가속 성향(및 중력 위치 에너지)은 엔진 감속, 항력 발생 등으로 보상될 수 있다.
스테이지 1930에서는 항공기가 기본적으로 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 틸팅하여 일반 수직 추력 벡터 방향으로 추력을 제공하는 2차 비행 모드로 전환된다. 이전에 항공기 추진용으로만 사용된 추력(윙과 다른 표면에서 양력을 제공하는 경우)의 방향이 추진 중에 항공기에 양력을 제공하기 위해 이 상태로 유도된다. 스테이지 1930에는 이전에 작동 불가능한 비틸트식 추진 유닛 420c의 작동이 포함될 수 있다. 예시 그림에서 70m 높이와 목표로부터 500-600m 거리에서 틸팅이 수행된다. 틸팅 위치 및/또는 타이밍은 에너지 소비 최소화 고려 사항에 따라 결정할 수 있다. 틸팅은 틸트식 추진 유닛의 부품 회전 중지가 포함될 수도 있고 포함되지 않을 수도 있다. 위에 제공된 거리와 높이는 예일 뿐이며, 실제 값은 위에서 설명한 요인 등 여러 구현 요인에 따라 달라진다.
스테이지 1940에서는 항공기가 계속 하강하며, 현재는 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 일반 수직 추력 벡터 방향으로 추력을 제공하는 2차 비행 모드에 있다. 이 과정에서는 스테이지 1920과 스테이지 1940 사이에 중간 스테이지를 포함할 수 있는데, 이 중간 스테이지에서는 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 대각 방향 틸팅으로 유도되어 일반 수직 추력 벡터 방향과 일반 세로 추력 벡터 방향 사이의 중간 방향으로 추력을 제공한다. 스테이지 1940에는 항공기의 감속이 포함될 수도 있고 포함되지 않을 수도 있다. 예를 들면, 스테이지 1940 종료 지점에서는 항공기의 대기 속도가 초기값의 약 90%(예: 32kts)로 감소될 수 있다. 다른 값도 구현할 수 있다(예: 50-60%, 60-70%, 70-80%, 약 85%, 약 95% 등). 대지 속도는 스테이지 1940 동안 거의 일정하게 유지될 수 있지만, 이것이 필수는 아니다.
스테이지 1950에는 하강 속도 감소가 포함될 수 있다(가능하면 실질적 수평 높이까지). 하강 속도를 낮추면 매초 중력 위치 에너지가 운동 에너지로 거의 변환되지 않으므로 훨씬 더 큰 감속 효과를 거둘 수 있다. 그러므로 스테이지 1950에는 이전 스테이지보다 훨씬 더 큰 감속이 포함될 수 있다. 예를 들면 항공기의 대기 속도가 이전 32kts에서 거의 20%나 감소된 약 25kts로 감소될 수 있다. 전과 마찬가지로, 스테이지 1950 동안 대기 속도 감소율은 0, 5-10%, 10-20%, 20-30% 등 구현마다 다를 수 있다. 예시 그림에서는 스테이지 1950이 호버링 목적지 위치로부터 200m 거리와 10m 고도에서 시작된다. 스테이지 1950이 시작되는 고도는 지면을 기준으로 정의할 수 있지만(예: 10m), 수평 비행 고도나 호버링 목적지 위치 호버링 고도의 배수로 정의할 수도 있다.
예시 그림에서는 감속율이 스테이지 1940에서보다 훨씬 더 높다. 스테이지 1940에서는 대기 속도가 350m 범위에서 10% 정도 감소된 반면, 스테이지 1950에서는 대기 속도가 훨씬 더 짧은 100m 범위에서 2배에 이르는 약 20%나 감소된다. 스테이지 1950의 길이는 기하학적 고려 사항(예: 호버링 목적지 위치로부터의 거리)와 기타 고려 사항에 의해 결정될 수 있다.
스테이지 1960에서는 항공기의 대기 속도가 더욱 더 감소된다. 스테이지 1960에는 실질적 수평 비행이 포함될 수 있지만, 이것이 필수는 아니다. 대기 속도 감소율은 공기역학적 고려 사항(예: 대기 속도, 실속 각도, 풍속 등)과 대지 속도 고려 사항(호버링 목적지 위치로부터의 거리 등)에 따라 달라질 수 있다. 스테이지 1960에서 항공기가 비행하는 고도는 항공기 크기, 지형의 기하학적 모양, 바람, 고도 센서 오류율, 작동 고려 사항 등 다양한 요인에 따라 결정될 수 있다. 스테이지 1960은 호버링 목적지 위치에서 실질적으로 최종 정지할 때까지 계속될 수 있지만, 이 위치에서는 가령 잔여 대지 속도를 줄이기 위해 항공기의 제어된 상승에 해당하는 마지막 스테이지 1965가 구현될 수 있다.
포텐셜 스테이지 1970에는 호버링과 위치 유지(예를 들면, 지면 기준, GPS 데이터 기준 등)가 포함될 수 있다. 스테이지 1970 지속 시간은 충분히 안정화하는 데 걸리는 시간, 작동 고려 사항 등 다양한 요인에 따라 달라질 수 있다.
스테이지 1980에서는 항공기가 위치를 유지하면서 하강한다. 하강하는 동안 특정 지점에서는 지상 탐지 센서가 트리거되어 접지 여부를 탐지할 수 있다(착륙 지점까지 하강하는 경우). 최종 단계에서 지상 착륙이 탐지되면 엔진이 정지될 수 있다.
하강 프로세스 시작부터 실질적인 호버링 수준과 가능할 경우 착륙 지점까지의 총 소요 시간은 다양한 구현과 조건에 따라 다를 수 있다. 타이밍은 항공기의 크기와 중량, 항공기의 공기역학적 성능, 엔진 출력, 기상 조건, 항공기의 초기 고도, 과정 설정 파라미터 등에 따라 달라진다. 예를 들어 그림 7에 예시된 70 Kg 무인 항공기의 경우 시작부터 끝까지 총 소요 시간은 15초 ~ 30초이다.
그림 8은 본 발명의 실시 예와 환경에 따른 컨트롤 시스템 1200의 구조도를 보여준다. 컨트롤 시스템 1200에는 하나 이상의 외부 시스템(예: 센서, 탐지기, 컨트롤러, 항법 시스템 등)으로부터 항공기 100과 환경의 다양한 파라미터를 나타내는 정보를 수신하기 위한 하나 이상의 입력 인터페이스 1210이 포함되어 있다. 예컨대, 이러한 정보는 적어도 항공기 100의 모니터링 대기 속도 및 모니터링 고도와 관계가 있을 수 있다. 이 지시 정보에 각각의 측정 파라미터 값이 반드시 포함될 필요는 없으며, 이러한 값은 하나 이상의 소스에서 수신된 정보에 근거하여 컨트롤 유닛 1200에 의해 추정될 수도 있다.
하나 이상의 대기 속도 탐지기 490(예: 피토 튜브)에서 항공기 100의 측정된 대기 속도를 나타내는 정보를 수신하기 위해 측정된 대기 속도 입력 인터페이스 1210A를 구현할 수 있다. GPS 시스템 1310과 같은 개별 항법 시스템, 관성 항법 시스템, 카메라 기반 항법 시스템 등에서 항법 관련 정보를 수신하기 위해 하나 이상의 항법 시스템 입력 인터페이스 1210B를 구현할 수 있다. 항공기에 장착된 고도계 1320에서 측정된 고도 정보를 수신하기 위해 고도계 입력 인터페이스 1210C를 구현할 수 있다. 하나 이상의 추력 레벨 지시계에서 정보를 수신하기 위해 추력 레벨 지시 입력 1210D를 구현할 수 있다.
당해 기술 분야의 지식을 가진 자라면 잘 알고 있을 것이므로 그 밖의 유형의 입력 인터페이스도 구현할 수 있다. 정보가 수신되는 시스템이 반드시 항공기에 장착되어야 할 필요는 없으며 반드시 센서일 필요도 없다. 예를 들면, 해당 시스템의 상태에 관한 정보를 제공하는 항공기 100의 다양한 시스템의 컨트롤러에서 정보가 수신될 수도 있다. 또한 다른 항공기와 지상 기지에서 정보가 수신될 수도 있다. 또한, 컨트롤 시스템 1200에는 목적지 위치, 과정 설정 명령, 착륙 명령 등 명령 수신을 위한 그 밖의 입력도 구현될 수 있다.
컨트롤 유닛 1220은 서로 간에 통신하거나 통신하지 않는 여러 모듈로 구현될 수 있다. 각각의 모듈은 고유 프로세서에 구현되거나 전용 하드웨어를 사용하여 구현될 수 있지만, 이는 필수가 아니다. 또한 컨트롤 유닛 1220은 해당 시스템의 다양한 측면을 제어하도록 형상화되는 항공기 100의 다른 컨트롤 시스템(예: 일반 항법 컨트롤 시스템, 고장 탐지 시스템 등)의 일부로도 구현될 수 있다.
예로서, 아래에는 몇 가지 컨트롤 모듈이 예시되어 있다. 단, 제시된 컨트롤 유닛의 구현은 제공된 예로만 제한되지 않는다. 아래 설명된 제한과 제한기는 하드웨어 및/또는 소프트웨어로 구현할 수 있다. 예를 들면, 추력 레벨 제한은 실제 스로틀 이동 제한(하드웨어)을 통해 구현하거나 허용 파라미터 범위 제한(소프트웨어)을 통해 구현할 수 있다.
항공기 100의 고도 제어를 위해 고도 컨트롤 모듈 1221을 구현할 수 있다. 이 모듈은 고도계 입력 인터페이스 1210C에서 수신된 정보를 사용하며 측정된 해당 고도 정보와 설정 고도 간 비교에 근거하여 항공기 100의 하나 이상의 시스템에서 수행해야 할 작동을 결정할 수 있다. 고도 컨트롤 모듈 1221은 설정 고도를 설정할 수 있지만, 이 고도는 과정 설정 모듈 1226에 의해서도 결정될 수 있다. 과정 설정 모듈 1226과 같은 컨트롤 유닛 1220의 일부 모듈은 항공기 100의 시스템을 제어하지 않는 모듈일 수 있다.
항공기 100의 대기 속도 제어를 위해 대기 속도 컨트롤 모듈 1222를 구현할 수 있다. 이 모듈은 대기 속도 탐지기 490에서 수신된 정보를 사용하며 측정된 대기 속도와 설정 대기 속도 비교 및/또는 측정된 대지 속도와 설정 대지 속도 간 차이에 근거하여 항공기 100의 하나 이상의 시스템에서 수행해야 할 작동을 결정할 수 있다. 대기 속도 컨트롤 모듈 1222는 설정 대기 속도를 설정할 수 있지만, 이 대기 속도는 과정 설정 모듈 1226에 의해서도 결정될 수 있다.
항공기 100의 대지 속도를 위해 대지 속도 컨트롤 모듈 1223을 구현할 수 있다. 이 모듈은 대지 속도 탐지기(예: 광학 대지 속도 탐지기, 항법 시스템 1310 등)에서 수신된 정보를 사용하며 측정된 대지 속도와 설정 대지 속도 간 비교 및/또는 항공기 100의 대지 속도에 근거하여 항공기 100의 하나 이상의 시스템에서 수행해야 할 작동을 결정할 수 있다. 대지 속도 컨트롤 모듈 1223은 설정 대지 속도를 설정할 수 있지만, 이 대지 속도는 과정 설정 모듈 1226에 의해서도 결정될 수 있다. 대기 속도 컨트롤 모듈 1222와 대지 속도 컨트롤 모듈 1223을 단일 속도 컨트롤 모듈로 구현할 수도 있다.
컨트롤 유닛 1220에는 사전 결정된 호버링 목적지 위치로부터의 항공기 거리에 대응하여 설정 대지 속도를 결정하도록 형상화된 속도 컨트롤 모듈(예: 대지 속도 컨트롤 모듈 1223 또는 과정 설정 모듈 1226의 일부로서 구현된 컨트롤 모듈)이 포함될 수 있다.
피치, 요 및 롤 컨트롤 모듈 1224, 항법 모듈 1225, 에너지 관리 모듈(이에 제한되지 않음) 같은 기타 모듈도 구현할 수 있다.
컨트롤 유닛 1220의 컨트롤 모듈은 상반된 명령과 그 밖의 불요 결과를 방지하기 위해 상호 작용할 수 있다. 예를 들어, 고도 컨트롤 모듈 1221은 항공기 100의 피치는 물론 틸트식 추진 유닛 420이 일반 수직 추력 벡터 방향으로 생성하는 추력도 감소시켜야 한다고 판단할 경우 각각의 해당 모듈에 이러한 작동을 수행할 수 있는지 여부를 질의할 수 있다(예: 피치에 대해 컨트롤 모듈 1224에 질의). 작동의 수행이 관련 컨트롤 모듈 중 하나에 의해 차단되지 않는 경우에만 해당 구현에서 명령이 틸트식 추진 유닛 420 및/또는 항공기 100의 기타 구성품에 내려질 수 있다.
컨트롤 유닛 1220에는 다양한 컨트롤 모듈의 일부로 구현되거나 외부적으로 구현되는 여러 제한기가 포함될 수 있는데, 이러한 제한기는 일부 파라미터(예: 피치, 스로틀 등)의 값을 제한하는 데 사용된다. 이러한 제한기는 소프트웨어, 하드웨어 및/또는 펌웨어로 구현될 수 있다.
제한에 사용되는 임계값은 항공기가 허용 작동 범위를 초과할 가능성을 제한하는 데 사용되며 항공기별 응답에 대한 보상으로 사용될 수도 있다. 예를 들면 항공기 100이 대기 속도가 감소되고 추력이 증가할 때 피칭 업하는 성향이 있는 경우 제한기(또는 다른 제어 형태)가 피칭 업과 이 성향에 대한 보상을 제한하는 데 사용될 수 있다.
컨트롤 유닛 1220의 하나 이상의 모듈을 통해 허용 한계 값을 계산할 수 있지만, 사전 정의된 데이터베이스에서 이러한 모듈로부터 수집할 수도 있다. 예를 들면, 지정된 대기 속도에 대해, 피치, 요 및 롤 컨트롤 1224가 조회 테이블(Look-Up Table, LUT)에 질의하고 피치 상한값 및 하한값으로 이 대기 속도에 대해 LUT에 저장된 값을 사용할 수 있다. 다른 컨트롤 모듈 역시 조회 테이블을 사용할 수 있다. 이러한 LUT는 가령, 컨트롤 시스템 1200의 선택적 데이터베이스 1230에 저장될 수 있다.
조회 테이블(또는 다른 데이터베이스)에서 검색된 값은 있는 그대로 사용될 수 있지만, 변경을 위한 기준으로 사용될 수도 있다. 동일 예에서, 컨트롤 모듈 1224는 바람직하게 변경해야 할 항공기 피치의 공칭 피치 값(예를 들면 교정 및/또는 보상에 사용됨)을 검색한 다음, 해당 공칭 피치 값에 근거하여 컨트롤 루프를 구현하고 그에 맞게 피치를 교정할 수 있다. 다양한 컨트롤 모듈에 의해 하나 이상의 LUT에서 파생된 공칭 값에 대한 이 같은 교정은 다양한 파라미터 값에 기초할 수 있으며 임계값(예: 그림 5와 6에 표시됨)을 사용하여 제한할 수 있다.
컨트롤 유닛 1220과 이 컨트롤 유닛의 여러 컨트롤 모듈에서 명령을 내릴 수 있는 컨트롤러로는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 420을 제어하는 틸트식 추진 유닛 컨트롤 1410, 하나 이상의 비틸트식 추진 유닛을 제어하는 비틸트식 추진 유닛 1420(구현된 경우), 하나 이상의 에어론을 제어하는 에어론 컨트롤 346, 하나 이상의 러더(구현된 경우)를 제어하는 러더 컨트롤러 1440(구현된 경우) 등이 있다. 하나 이상의 지상 탐지 센서를 선택적으로 작동시키기 위해(가령, 사전 결정된 고도에서) 지상 탐지 센서 컨트롤러 1450을 구현할 수 있다.
예를 들면, 에어론, 엘리베이터, 러더, 러더베이터, 플래퍼론, 엘리본 및 윙 플랩으로 구성되는 그룹에서 선택된 항공기의 1개 이상의 공기역학적 하부 시스템의 작동을 제어하기 위해 공기역학적 하부 시스템의 컨트롤러에 제어 명령을 내리도록 컨트롤 유닛 1220(과 다양한 관련 구성품)을 형상화할 수 있다.
필수는 아니지만, 아무런 외부 개입 없이 항공기 100의 하강 과정 및 그와 관련된 대지 속도 감소(자동 및/또는 자율)를 제어하도록 컨트롤 유닛 1200을 형상화할 수도 있다.
항공기 100에는 하나 이상의 윙 320이 포함될 수 있다. 윙과 추진 유닛은 상반된 영향을 미칠 수 있다. 즉, 틸트식 추진 유닛 420은 틸트식 추진 유닛 로터의 회전 속도를 낮춰서 양력을 줄이려 하는 반면, 윙은 생성된 양력을 피치 변화로 인해 증가시킬 수 있다.
바람에 의해 생성된 양력을 증가시키는 받음각 변화로 인해 일정한 전체 양력을 제공하기 위해 엔진에서 제공해야 할 상대적 양력이 자연적으로 감소한다. 특정 각도를 넘으면 윙이 제공하는 양력이 작고 무시할 수준이 되므로, 항공기의 피치 각도를 해당 각도보다 높게 변경하면 엔진 출력과 추력 방향에 따라서만 비행 방향이 변경된다. 따라서 이러한 경우에는 피치 변경 없이도 항공기 상승이 가능하다.
피치 각도가 항공기 상승에 영향을 미치는 첫 번째 상태에서 로터만 상승에 영향을 미치는 두 번째 상태로의 전이는 (그 뿐만은 아니지만) 감속 프로세스의 일부로 발생하는 점진적 전이다. 감속하는 동안 이러한 전이가 항공기의 실속 속도 부근에서 시작될 수 있으며, 항공기 중량 중 대부분을 로터 동력이 지지하게 되면 두 번째 상태로의 전이가 완료된다. 이 상태에서는 항공기의 고도 제어가 엔진 제어에 의해 이루어진다.
더욱 더 그럴 것이, 틸트식 추진 유닛 420에 의한 추력 기류 추력이 윙 위쪽의 추력이어서 윙 주변 기류를 변경하거나, 항공기 100의 다양한 공기역학 하부 시스템에 대한 다양한 공기역학적 영향을 미칠 수 있기 때문이다. 윙에 따른 공기역학적 효과와 최소 1개 틸트식 추진 유닛에 따른 공기역학적 효과 간의 상충을 해결하도록 컨트롤 유닛 1200을 형상화할 수 있다.
방법 1500과 관련하여 언급했듯이, 항공기 100의 과정에는 수평 단계가 포함될 수 있다. 항공기의 실질적 수평 비행 동안 항공기의 대지 속도 감소를 제어하도록 컨트롤 유닛 1200을 형상화할 수 있다(이를 테면, 항공기의 하강 과정을 제어하기 위해 중지 후 부분적으로라도).
방법 1500과 관련하여 언급했듯이, 항공기에 대한 제어에는 하강 중 감속 제어가 포함될 수 있다. 적어도 하강 2단계 동안 항공기 100의 하강 종료 전과 실질적 항공기 수평 비행 시작 전에 최대 허용 임계 속도 이하로의 대지 속도 감소를 제어하도록 컨트롤 유닛 1200을 형상화할 수 있다.
방법 1500와 관련하여 언급한 바와 같이, 일부 구현에서는 허용 범위 내에서 추력 레벨 유지가 설정 고도 허용 범위 내에서 및/또는 고정 높이에서 항공기 유지를 재정의하고 이보다 우선될 수 있다. 컨트롤 유닛 1200에는 컨트롤 유닛 1200에서 대지 속도 감소를 제어할 때 설정 고도와 항공기 100 간의 수직 편차를 최소화하고 적어도 하한값에 기초한 추력 감소 제한에 근거하여 최소화를 제한하도록 형상화될 수 있는 고도 컨트롤 모듈 1221이 포함될 수 있다.
방법 1500과 관련하여 언급한 바와 같이, 일부 구현에서는 감소율 유지가 설정 고도 허용 범위 내에서 및/또는 고정 높이에서 항공기 유지를 재정의하고 이보다 우선될 수 있다. 최대 허용 추력 감소율에 근거하여 추력 감소율을 제한함으로써 최소화를 추가로 제한하도록 고도 컨트롤 1221 모듈을 형상화할 수 있다.
컨트롤 유닛 1200, 항공기 100의 또 다른 시스템, 그 시스템의 조종사, 또는 원격 오퍼레이터나 원격 컨트롤 시스템은 호버링 프로세스까지의 하강 및/또는 감속을 취소해야 하는 시점을 결정할 수 있다. 예를 들어, 컨트롤 유닛 1200에는 하강 1단계에서 시작하여 적어도 (a) 부정적인 결과 수신과 (b) 실질적 호버링까지 대지 속도 감소에서 선택된 이벤트가 처음 발생할 때까지 비행 파라미터가 사전 결정된 호버링 목적지 위치에서 호버링 수준까지의 감속이 허용되는 범위 이내에 드는지 여부를 반복적으로 확인하도록 형상화된 모니터 또는 기타 컨트롤 모듈(별도 그림 설명 없음)이 포함될 수 있다. 이때 컨트롤 유닛 1200은 확인 결과가 부정적일 경우 일반 세로 추력 벡터 방향으로 추력을 제공하기 위해 최소 1개 틸트식 추진 유닛 420의 틸팅을 선택적으로 명령하고 비행 파라미터가 범위 이내에 드는 상태와 위치로 항공기 100을 추가 유도하도록 형상화된다. 방법 1500과 관련하여 설명된 것과 유사한 프로세스가 하강 1단계 중 제어부터 다시 시작될 수 있으나, 이는 필수가 아니다.
앞서 언급한 바와 같이 2차 비행 모드에 있을 때 항공기 100의 에너지 소비량은 1차 비행 모드에 있을 때보다 훨씬 더 높다. 그러므로 컨트롤 유닛에는 틸팅과 실질적 오버링 사이 시간을 최소화하기 위해 하강의 1단계와 2단계 사이에 최소 1개 틸트식 추진 유닛 420의 틸팅 타이밍을 결정하도록 형상화된 틸팅 컨트롤 모듈(독립형 모듈로 예시되지 않음)이 추가로 포함될 수 있다.
항공기의 조기 감속은 극복하기 어려울 수 있으므로, 사전 결정된 호버링 목적지 위치 부근에 도달할 때까지 대기 속도가 사전 결정된 임계값 이하로 감소되는 것을 방지하기 위해 대지 속도 감소를 제한하도록 컨트롤 유닛 1200을 형상화할 수 있다.
그림 6과 8을 보면, 컨트롤 유닛 1200에는 컨트롤 유닛 1200이 대지 속도 감소(모든 대지 속도 감소를 의미하지는 않음)를 제어할 때 허용 피치 범위 내에서 항공기 피치를 유지하도록 형상화된 피치 컨트롤 모듈(컨트롤 모듈 1224의 일부로 구현될 수 있음)이 포함될 수 있으며, 이때 허용 피치 범위는 항공기 100의 측정 대기 속도에 대응하여 동적으로 결정된다. 해당 피치 컨트롤 모듈은 적어도 허용 피치 범위 내에서 피치를 유지하여 항공기의 실속을 방지하도록 형상화될 수 있다.
항공기 100의 접근 각도는 다양한 방식으로 제어할 수 있다. 예를 들면, (a) 하강 2단계 전에(1단계 전이라도) 대기 조건에 따라 적어도 하강 과정의 일부에 대해 허용되는 항공기 하강 각도를 결정하고, (b) 허용되는 항공기 하강 각도에 따라 적어도 하강 1단계의 일부가 수행되는 동안 하강 과정을 제어하도록 컨트롤 유닛 1220을 형상화할 수 있다.
필수는 아니지만, 항공기가 거의 호버링 수준까지 감속된 후에는, 가령, 항공기 100의 착륙을 위해 또는 다른 호버링 위치로 통제 가능하게 거의 수직으로 하강할 수 있다. 1개 이상의 지상 탐지 조건(또는 다른 조건, 착륙보다는 호버링 수준까지 하강하는 경우)이 충족될 때까지 항공기 대지 속도를 거의 호버링 수준까지 감소한 후 항공기의 실질적 수직 하강을 제어하도록 컨트롤 유닛 1220을 형상화할 수 있다.
앞서 언급한 바와 같이, 방법 1600, 컨트롤 시스템 1200, 특히 컨트롤 유닛 1220과 관련하여 자세히 설명된 기술을 구현할 수 있다. 예를 들면, 컨트롤 유닛 1220에는 적어도 수직 하강 단계 동안 항공기 고도 감소를 제어하고 지면 아래로 항공기 높이의 5배 이상 감소하는 단조형 감소 고도와 항공기 100의 모니터링 고도 간의 편차를 최소화하기 위해 고도 감소를 제어할 때 최소 1개 틸트식 추진 유닛 420의 추력 변경을 제어하도록 형상화된 착륙 고도 컨트롤 모듈 1227이 포함될 수 있다. 방법 1600과 관련하여(그리고 특히 해당 방법의 스테이지 1620과 관련하여) 설명된 변형도 시스템 1200 및 컨트롤 유닛 1220과 관련하여 구현할 수 있다.
센서 데이터와 관계 없이 사전 결정된 시간이 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸팅으로부터 경과된 경우 항공기의 실질적 수직 하강 제어를 시작하도록 컨트롤 유닛을 추가로 형상화할 수 있다.
여기에는 본 발명의 특정 기능이 그림과 텍스트로 설명되었지만, 지금 당해 기술 분야의 통상적 지식을 가진 자에게는 많은 수정, 대체, 변경이 떠오를 것이다. 따라서 첨부된 청구항에 본 발명의 진정한 사상에 속하는 이러한 모든 수정과 변경을 포괄하고자 한다.
위의 설명된 실시 예가 예로 인용되었음을 확인할 수 있을 것이며, 이 실시 예와 관련된 다양한 기능과 이러한 기능의 조합을 변경 및 수정할 수 있다.
다양한 실시 예가 제시되고 설명되었지만, 본 발명을 이러한 신고서 내용으로만 제한할 의도가 없으며, 그보다는 첨부된 청구항에 정의된 바와 같이, 본 발명의 범위 내에 속하는 모든 변경 및 대체 구성을 포함할 것을 목적으로 한다고 해석되어야 할 것이다.
Claims (43)
- 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함하는 항공기의 감속 프로세스를 제어하는 제어 시스템으로서, 최소 1개 틸트 추진 유닛 각각은 틸트 방식이어서 적어도 항공기에 기준한 일반 수직 추력 벡터 방향과 일반 세로 추력 벡터 방향 간의 추력 방향 변경이 가능하고; 더욱이, 항공기는 항공기에 양력을 제공하도록 구성된 윙을 포함하고; 항공기 비행 동안 윙 위치가 고정되고,
상기 제어 시스템은:
항공기의 모니터링된 대기 속도와 항공기의 모니터링된 고도를 나타내는 정보 수신 목적의 최소 1개 입력; 및
최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함하는 공기역학적 시스템인 항공기 공기역학적 시스템의 컨트롤러에 제어 명령을 내리는 컨트롤 유닛을 포함하고,
상기 컨트롤 유닛은:
적어도 하강 1단계 동안 항공기 추진을 위한 일반 세로 추력 벡터 방향의 추력을 제공하도록 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 작동을 제어하고 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸트 후 하강 2단계 동안 항공기에 양력 제공을 위한 일반 수직 추력 벡터 방향의 추력을 제공하도록 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 작동을 제어하는 방식으로 항공기 하강 동안 적어도 항공기의 모니터링된 대기 속도와 모니터링된 고도에 근거하여 항공기 하강 과정을 제어; 및
항공기 측정 대기 속도에 대응한 결정 하한값에 근거하여 추력 감소를 제한한 채 적어도 항공기 측정 대지 속도와 설정 대지 속도 간의 차이를 줄이도록 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 추력을 제어하는 방식으로 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 일반 수직 추력 벡터 방향의 추력을 제공하는 동안 호버링 수준으로의 항공기 대지 속도 감소를 제어하기 위한 제어 명령을 내리도록 구성되고;
상기 컨트롤 유닛은 상기 윙과 상기 최소 1개 틸트식 추진 유닛으로부터 야기되는 상반되는 공기역학적 영향 사이의 균형을 맞추면서 제어 명령을 내리도록 구성되어 있는 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함하는 항공기의 감속 프로세스를 제어하는 제어 시스템. - 제 1 항에 있어서, 컨트롤 유닛은 하강 과정과 대지 속도 감소를 자동 제어하도록 구성된 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함하는 항공기의 감속 프로세스를 제어하는 제어 시스템.
- 제 1 항에 있어서, 컨트롤 유닛은 항공기 수평 비행 동안 항공기의 대지 속도 감소를 제어하도록 구성된 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함하는 항공기의 감속 프로세스를 제어하는 제어 시스템.
- 제 3 항에 있어서, 컨트롤 유닛은 적어도 하강 2단계 동안 하강 종료 전과 항공기 수평 비행 시작 전에 최대 허용 임계 속도 미만으로의 대지 속도 감소를 제어하도록 구성된 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함하는 항공기의 감속 프로세스를 제어하는 제어 시스템.
- 제 1 항에 있어서, 컨트롤 유닛은 컨트롤 유닛이 대지 속도 감소를 제어할 때 설정 고도와의 항공기 수직 편차를 최소화하고 적어도 하한값에 의거한 추력 감소 제한에 근거하여 최소화를 제한하도록 구성된 고도 컨트롤 모듈을 포함하는 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함하는 항공기의 감속 프로세스를 제어하는 제어 시스템.
- 제 5 항에 있어서, 고도 컨트롤 모듈은 최대 허용 추력 감소율에 따라 추력 감소율을 제한하여 최소화를 추가로 제한하도록 구성된 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함하는 항공기의 감속 프로세스를 제어하는 제어 시스템.
- 제 1 항에 있어서, 컨트롤 유닛은 항공기와 사전 결정된 호버링 목적지 위치 간의 거리에 대응한 설정 대지 속도를 결정하도록 구성된 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함하는 항공기의 감속 프로세스를 제어하는 제어 시스템.
- 제 1 항에 있어서, 컨트롤 유닛에는 하강 1단계부터 적어도 (a) 부정적 결과의 수신 및 (b) 호버링 수준으로의 대지 속도 감소로부터 선택된 이벤트의 1차 발생 시까지 비행 파라미터가 사전 결정된 호버링 목적지 위치에서 호버링하기 위한 감속 허용 범위 내에 있는지 반복 확인하도록 구성된 모니터가 추가로 포함되고;
컨트롤 유닛은 확인 결과가 부정적일 때 일반 세로 추력 벡터 방향의 추력을 제공하고 비행 파라미터가 범위 안에 오는 위치 및 상태로 항공기 방향을 추가 제어하게끔 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸팅 명령을 선택적으로 내리도록 구성된 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함하는 항공기의 감속 프로세스를 제어하는 제어 시스템. - 제 1 항에 있어서, 컨트롤 유닛은 틸팅과 주된 호버링 사이 시간을 최소화하게끔 하강 1단계와 2단계 간에 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸팅 타이밍을 결정하도록 형상화된 틸팅 컨트롤 모듈을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함하는 항공기의 감속 프로세스를 제어하는 제어 시스템.
- 제 1 항에 있어서, 컨트롤 유닛은 사전 결정된 호버링 목적지 위치 근처에 도달할 때까지 사전 결정된 임계값 미만으로 대지 속도가 감소되는 일이 없게끔 대지 속도 감소를 제한하도록 구성된 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함하는 항공기의 감속 프로세스를 제어하는 제어 시스템.
- 제 1 항에 있어서, 컨트롤 유닛은 컨트롤 유닛이 대지 속도 감소를 제어할 때 허용 피치 범위 이내로 항공기 피치를 유지하도록 구성된 피치 컨트롤 모듈을 포함하며 이때 허용 피치 범위는 항공기 측정 대기 속도에 대응하여 동적으로 결정되는 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함하는 항공기의 감속 프로세스를 제어하는 제어 시스템.
- 제 11 항에 있어서, 피치 컨트롤 모듈은 적어도 피치를 허용 피치 범위 이내로 유지하여 항공기 실속을 방지하게끔 구성된 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함하는 항공기의 감속 프로세스를 제어하는 제어 시스템.
- 제 1 항에 있어서, 컨트롤 유닛은:
하강 2단계 전에 대기 조건에 근거하여 적어도 하강 과정 단계에 허용되는 항공기 하강 각도를 결정하고,
허용 항공기 하강 각도에 근거하여 적어도 하강 1단계 동안 하강 과정을 제어하도록 구성된 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함하는 항공기의 감속 프로세스를 제어하는 제어 시스템. - 제 1 항에 있어서, 컨트롤 유닛은 호버링 수준으로의 항공기 대지 속도 감소 후 적어도 1개 지상 탐지 조건을 충족할 때까지 항공기의 수직 하강을 제어하도록 구성된 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함하는 항공기의 감속 프로세스를 제어하는 제어 시스템.
- 제 14 항에 있어서, 컨트롤 유닛은 적어도 수직 하강 단계 동안 항공기 고도 감소를 제어하고 항공기의 모니터링된 고도와 항공기 높이의 5배 넘게 지면 아래로 감소하는 획일적 감소 설정 고도 간의 편차를 최소화하게끔 고도 감소를 제어할 때 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 추력 변경을 제어하도록 구성된 착륙 고도 컨트롤 모듈을 포함하는 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함하는 항공기의 감속 프로세스를 제어하는 제어 시스템.
- 제 15 항에 있어서, 컨트롤 유닛은 센서 데이터와 무관하게 사전 결정 시간이 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸팅 시점 후 경과되었을 때 항공기의 수직 하강 제어를 시작하도록 구성된 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함하는 항공기의 감속 프로세스를 제어하는 제어 시스템.
- 제 1 항에 있어서, 컨트롤 유닛은 에어론, 엘리베이터, 러더, 러더베이터, 플래퍼론, 엘리본 및 윙 플랩으로 구성된 그룹에서 선택한 항공기의 최소 1개 공기역학적 시스템 작동을 제어하게끔 공기역학적 시스템의 컨트롤러에 제어 명령을 내리도록 구성된 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함하는 항공기의 감속 프로세스를 제어하는 제어 시스템.
- 제 1 항에 있어서, 컨트롤 유닛은 최소 1개 틸트식 추진 유닛 상의 각 모멘텀을 감소시키기 위해, 하강 1단계와 하강 2단계 사이에 최소 1개 틸트식 추진 유닛 중 하나 이상의 틸트식 추진 유닛의 적어도 하나의 회전 구성품의 회전 속도를 감소시키도록 더 구성된 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함하는 항공기의 감속 프로세스를 제어하는 제어 시스템.
- 제 1 항에 있어서, 항공기는 최소 1개 비틸트식 추진 유닛을 포함하고, 제어 유닛은 하강 2단계의 적어도 일부분 동안 일반 수직 추력 벡터 방향의 추력을 제공하도록 최소 1개 비틸트식 추진 유닛의 동작을 제어하도록 구성된 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛을 포함하는 항공기의 감속 프로세스를 제어하는 제어 시스템.
- 최소 1개 틸트식 추진 유닛 구성의 항공기 감속 프로세스를 제어하는 방법으로서,
최소 1개 틸트식 추진 유닛 각각은 틸트 방식이어서 적어도 항공기에 기준한 일반 수직 추력 벡터 방향과 일반 세로 추력 벡터 방향 간의 추력 방향 변경이 가능하고; 더욱이, 항공기는 항공기에 양력을 제공하도록 구성된 윙을 포함하고; 항공기 비행 동안 윙 위치가 고정되고,
상기 방법은:
항공기 하강 동안 적어도 항공기의 모니터링된 대기 속도와 모니터링된 고도에 근거하여 항공기 하강 과정을 제어하는 단계로서,
하강 1단계 동안 항공기 추진을 위한 일반 세로 추력 벡터 방향의 추력을 제공하도록 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 작동을 제어하는 단계; 및
최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸트 후 하강 2단계 동안 항공기에 양력 제공을 위한 일반 수직 추력 벡터 방향의 추력을 제공하도록 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 작동을 제어하는 단계를 실행하는 단계를 순서대로 수행하는 단계를 포함하는 것인 상기 제어하는 단계; 및
적어도 항공기 측정 대기 속도에 대응한 결정 하한값에 근거하여 추력 감소를 제한한 채 항공기 측정 대지 속도와 설정 대지 속도 간의 차이를 줄이도록 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 추력을 제어함으로써, 그리고 적어도 하강 단계 동안, 상기 윙과 상기 최소 1개 틸트식 추진 유닛으로부터 야기되는 상반되는 공기역학적 영향 사이의 균형을 맞춤으로써, 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 일반 수직 추력 벡터 방향의 추력을 제공하는 동안 호버링 수준으로의 항공기 대지 속도 감소를 제어하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 구성의 항공기 감속 프로세스를 제어하는 방법. - 제 20 항에 있어서, 하강 과정 제어와 대지 속도 감소 제어는 항공기 장착 컨트롤 유닛의 최소 1개 프로세서를 사용한 자동 제어를 포함하는 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 구성의 항공기 감속 프로세스를 제어하는 방법.
- 제 20 항에 있어서, 적어도 대지 속도 감소 제어 단계는 항공기 수평 비행 동안 항공기의 하강 과정 제어 후에 수행된 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 구성의 항공기 감속 프로세스를 제어하는 방법.
- 제 22 항에 있어서, 적어도 하강 2단계 동안 하강 종료 전과 항공기 수평 비행 시작 전에 최대 허용 임계 속도 미만으로의 대지 속도 감소 제어를 추가로 포함하는 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 구성의 항공기 감속 프로세스를 제어하는 방법.
- 제 20 항에 있어서, 적어도 대지 속도 감소 제어 단계와 동시에 항공기와 설정 고도 간의 수직 편차 최소화 단계를 더 포함하며 이때 적어도 하한값에 따른 추력 감소 제한으로 최소화 단계를 제한하는 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 구성의 항공기 감속 프로세스를 제어하는 방법.
- 제 24 항에 있어서, 최대 허용 추력 감소율에 따라 추력 감소율을 제한하여 최소화 단계를 추가로 제한하는 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 구성의 항공기 감속 프로세스를 제어하는 방법.
- 제 20 항에 있어서, 항공기와 사전 결정된 호버링 목적지 위치 간의 거리에 대응한 설정 대지 속도 결정 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 구성의 항공기 감속 프로세스를 제어하는 방법.
- 제 20 항에 있어서, 하강 1단계부터 적어도 (a) 부정적 결과의 수신 및 (b) 호버링 수준으로의 대지 속도 감소로부터 선택된 이벤트의 1차 발생 시까지 비행 파라미터가 사전 결정된 호버링 목적지 위치에서 호버링하기 위한 감속 허용 범위 내에 있는지 반복 확인하는 단계; 및
확인 결과가 부정적일 때 일반 세로 추력 벡터 방향의 추력을 제공하고 비행 파라미터가 범위 안에 오는 위치 및 상태로 항공기 방향을 제어하며 하강 1단계 동안 제어부터 다시 방법을 재초기화하게끔 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸팅 명령을 선택적으로 내리는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 구성의 항공기 감속 프로세스를 제어하는 방법. - 제 20 항에 있어서, 틸팅과 호버링 사이 시간을 최소화하게끔 하강 1단계와 2단계 간에 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸팅 타이밍 결정 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 구성의 항공기 감속 프로세스를 제어하는 방법.
- 제 20 항에 있어서, 대지 속도 감소 제어 단계는 사전 결정된 호버링 목적지 위치 근처에 도달할 때까지 사전 결정된 임계값 미만으로 대기 속도가 감소되는 일이 없게끔 대지 속도 감소를 제한하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 구성의 항공기 감속 프로세스를 제어하는 방법.
- 제 20 항에 있어서, 적어도 대지 속도 감소 제어 단계와 동시에 허용 피치 범위 이내로의 항공기 피치 유지 단계를 더 포함하며, 이때 허용 피치 범위는 항공기 측정 대기 속도에 대응하여 동적으로 결정된 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 구성의 항공기 감속 프로세스를 제어하는 방법.
- 제 30 항에 있어서, 허용 피치 범위 이내로의 항공기 피치 유지 단계는 항공기 실속을 방지하는 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 구성의 항공기 감속 프로세스를 제어하는 방법.
- 제 20 항에 있어서, 하강 2단계 제어 전에 대기 조건에 근거하여 적어도 하강 과정 단계에 허용되는 항공기 하강 각도를 결정하며 이때 허용 항공기 하강 각도에 근거하여 적어도 하강 1단계 동안 하강 과정을 제어하는 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 구성의 항공기 감속 프로세스를 제어하는 방법.
- 제 20 항에 있어서, 호버링 수준으로의 항공기 대지 속도 감소 후 적어도 1개 지상 탐지 조건을 충족할 때까지 항공기의 수직 하강를 제어하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 구성의 항공기 감속 프로세스를 제어하는 방법.
- 제 33 항에 있어서, 적어도 수직 하강 단계 동안 항공기 고도 감소를 제어하는 단계를 포함하며, 이때 고도 감소 제어 단계는 항공기의 모니터링된 고도와 항공기 높이의 5배 넘게 지면 아래로 감소하는 획일적 감소 설정 고도 간의 편차를 최소화하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 추력 변경을 제어하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 구성의 항공기 감속 프로세스를 제어하는 방법.
- 제 34 항에 있어서, 센서 데이터와 무관하게 사전 결정 시간이 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸팅 시점 후 경과되었을 때 항공기의 수직 하강 제어를 시작하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 구성의 항공기 감속 프로세스를 제어하는 방법.
- 제 20 항에 있어서, 적어도 하강 과정을 제어하는 단계는 에어론, 엘리베이터, 러더, 러더베이터, 플래퍼론, 엘리본 및 윙 플랩으로 구성된 그룹에서 선택한 항공기의 최소 1개 공기역학적 부품의 작동을 제어하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 구성의 항공기 감속 프로세스를 제어하는 방법.
- 제 20 항에 있어서, 최소 1개 틸트식 추진 유닛 상의 각 모멘텀을 감소시키기 위해, 하강 1단계와 하강 2단계 사이에 최소 1개 틸트식 추진 유닛 중 하나 이상의 틸트식 추진 유닛의 적어도 하나의 회전 구성품의 회전 속도를 감소시키는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 구성의 항공기 감속 프로세스를 제어하는 방법.
- 제 20 항에 있어서, 항공기는 최소 1개 비틸트식 추진 유닛을 포함하고, 상기 방법은: 하강 제2 단계의 적어도 일부분 동안 일반 수직 추력 벡터 방향의 추력을 제공하도록 최소 1개 비틸트식 추진 유닛의 동작을 제어하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 구성의 항공기 감속 프로세스를 제어하는 방법.
- 최소 1개 틸트식 추진 유닛 구성의 항공기 감속 프로세스를 제어하는 머신에 의해 판독 가능하고 머신에 의해 실행 가능한 컴퓨터 판독 가능 코드 부분을 구현하는 프로그램 저장 장치로서,
최소 1개 틸트식 추진 유닛 각각은 틸트 방식이어서 적어도 항공기에 기준한 일반 수직 추력 벡터 방향과 일반 세로 추력 벡터 방향 간의 추력 방향 변경이 가능하고; 더욱이, 항공기는 항공기에 양력을 제공하도록 구성된 윙을 포함하고; 항공기 비행 동안 윙 위치가 고정되며, 컴퓨터 판독 가능한 코드 부분은 하강 프로세스 동안 상기 윙과 상기 최소 1개 틸트식 추진 유닛으로부터 야기되는 상반되는 공기역학적 영향 사이의 균형을 맞추는 명령어를 포함하고,
상기 명령어는:
항공기 하강 동안 적어도 항공기의 모니터링된 대기 속도와 모니터링된 고도에 근거하여 항공기 하강 과정을 제어하기 위한 명령어로서, 상기 제어는:
하강 1단계 동안 항공기 추진을 위한 일반 세로 추력 벡터 방향의 추력을 제공하도록 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 작동 제어; 및
최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸트 후 하강 2단계 동안 항공기에 양력 제공을 위한 일반 수직 추력 벡터 방향의 추력을 제공하도록 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 작동 제어를 순서대로 수행하는 것을 포함하는 상기 명령어; 및
적어도 항공기 측정 대기 속도에 대응한 결정 하한값에 근거하여 추력 감소를 제한한 채 항공기 측정 대지 속도와 설정 대지 속도 간의 차이를 줄이도록 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 추력을 제어함으로써,
최소 1개 틸트식 추진 유닛이 일반 수직 추력 벡터 방향의 추력을 제공하는 동안 호버링 수준으로의 항공기 대지 속도 감소를 제어하기 위한 명령어를 포함하는 것을 특징으로 하는 최소 1개 틸트식 추진 유닛 구성의 항공기 감속 프로세스를 제어하는 머신에 의해 판독 가능하고 머신에 의해 실행 가능한 컴퓨터 판독 가능 코드 부분을 구현하는 프로그램 저장 장치. - 윙(320);
최소 1개 틸트식 추진 유닛(420)으로서, 상기 최소 1개 틸트 추진 유닛 각각은 틸트 방식이어서 적어도 항공기에 기준한 일반 수직 추력 벡터 방향과 일반 세로 추력 벡터 방향 간의 추력 방향 변경이 가능한 상기 최소 1개 틸트식 추진 유닛; 및
제어 시스템(1200)을 포함하는 항공기 시스템(100)으로서,
상기 제어 시스템은:
항공기의 모니터링된 대기 속도와 항공기의 모니터링된 고도를 나타내는 정보 수신 목적의 최소 1개 입력; 및
최소 1개 틸트식 추진 유닛 구성의 공기역학적 시스템인 항공기 공기역학적 시스템의 컨트롤러에 제어 명령을 내리는 컨트롤 유닛을 포함하고,
상기 컨트롤 유닛은:
적어도 하강 1단계 동안 항공기 추진을 위한 일반 세로 추력 벡터 방향의 추력을 제공하도록 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 작동을 제어하고 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 틸트 후 하강 2단계 동안 항공기에 양력 제공을 위한 일반 수직 추력 벡터 방향의 추력을 제공하도록 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 작동을 제어하는 방식으로 항공기 하강 동안 적어도 항공기의 모니터링된 대기 속도와 모니터링된 고도에 근거하여 항공기 하강 과정을 제어; 및
항공기 측정 대기 속도에 대응한 결정 하한값에 근거하여 추력 감소를 제한한 채 적어도 항공기 측정 대지 속도와 설정 대지 속도 간의 차이를 줄이도록 최소 1개 틸트식 추진 유닛의 추력을 제어하는 방식으로 최소 1개 틸트식 추진 유닛이 일반 수직 추력 벡터 방향의 추력을 제공하는 동안 호버링 수준으로의 항공기 대지 속도 감소를 제어하기 위한 제어 명령을 내리도록 구성되고;
상기 컨트롤 유닛은 상기 윙과 상기 최소 1개 틸트식 추진 유닛으로부터 야기되는 상반되는 공기역학적 영향 사이의 균형을 맞추면서 제어 명령을 내리도록 구성되어 있는 것을 특징으로 하는 항공기 시스템.
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