KR102054119B1 - 비행체 - Google Patents

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KR102054119B1
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마르쿠스 바이벨
루카 게라르디
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베리티 스튜디오스 아게
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Abstract

본 발명에 따라서, 비행하도록 작동 가능하며, 작동 가능하게 연결된 적어도 제1 및 제2 서브시스템을 가지는 비행체가 제공되며, 제1 서브시스템은 제1 비행 모듈과, 비행체를 비행시키는데 충분한 제1 힘을 발생시키도록 선택적으로 작동 가능한 하나 이상의 제1 이펙터를 포함하며; 제2 서브시스템은 제2 비행 모듈과, 비행체를 비행시키는데 충분한 제2 힘을 발생시키도록 선택적으로 작동 가능한 하나 이상의 제2 이펙터를 포함하여서; 제1 및 제2 서브시스템은 다른 서브시스템의 하나 이상의 이펙터에 의지하지 않고 상기 비행체를 비행시키기 위해 선택적으로 사용될 수 있다. 비행체를 제어하기 위한 대응하는 방법이 또한 제공된다.

Description

비행체
본 발명은 비행체에 관한 것이다. 특히, 본 발명은 적어도 2개의 서브시스템을 포함하는 비행체에 관한 것이며, 각각의 서브시스템은 다른 서브시스템과 관계없이 비행체를 비행시키기 위해 선택적으로 사용될 수 있다.
소형 비행체 또는 소형 무인 비행체(UAV)를 포함하는 비행체들은 그 제어, 그 안전, 및 그 신뢰성에 대하여 고유한 제약을 가진다.
많은 다중 멀티콥터(multicopter)들을 포함하는 종래에 공지된 일부 비행체는 중복된 이펙터를 사용한다. 그러나 이펙터 중복성은 매우 특정한 유형의 고장에 대해서만 보호하며, 고장의 많은 다른 지점들은 그대로 남으며, 결과적으로 멀티콥터들은 자주 추락한다.
이러한 고장을 방지하는 해결 수단은 유인 및 원격 작동 비행체들에 존재한다. 예로 3중 모듈 중복(triple modular redundancy, TMR) 및 보팅 시스템(voting systems)이 있다. 그러나 이러한 해결 수단은 비행체들과 크게 다른 유인 및 원격 작동 비행체들에서 발견되는 비용 위험 요소를 상쇄하도록 개발되었다. 더욱이, 이러한 해결 수단의 대부분은 인간 조종사에 의지하고(심지어 인간 조종사의 사용을 장려하고 권한을 주며), 이러한 것은 비용뿐만 아니라 기술적인 이유때문에 비행체들의 많은 잠재적 적용을 위하여 비실용적이다. 예를 들어, 인간 조종사에 의한 원격 작동은 비행체와 인간 작동자 사이의 실시간, 고대역폭 데이터 링크를 요구하며, 이러한 것은 너무 비싸고 전력 소모가 크고 비행체의 많은 잠재적 응용 프로그램을 위해 너무 무거운 하드웨어를 요구하며; 이는 중복된 방식(redundant way)으로 유지하는 것이 어렵고, 그러므로 고장의 가능한 단일 지점을 구성하며; 전체 시스템의 복잡성을 증가시키며, 그러므로 감소된 안전성 또는 신뢰성을 유발하기 쉽다.
일부 비행체(예를 들어, 기술적으로 정제된 멀티콥터) 및 일부 탑재물 중 일부(예를 들어, 특수 센서)의 상대적인 비용과 비행체들에 의해 잠재적으로 유발되는 손상 또는 상해의 위험을 고려하면, 고장의 경우에도 비행체 또는 그 탑재물의 손실, 비행체 또는 그 탑재물의 손상, 비행체의 작동 환경의 손상, 또는 사람 또는 구경꾼의 상해를 피하는 것이 필요하다.
본 발명의 목적은 기존의 비행체의 한계/단점을 제거 또는 완화하는 것이다.
본 발명에 따라서, 다른 서브시스템들과 관계없이 비행체를 비행시키도록 사용될 수 있는 다수의 서브시스템을 포함하는 비행체가 제공된다. 바람직하게, 각각의 서브시스템은 그 자체의 제어 유닛을 가진다. 본 출원에서, 본 발명의 비행체는 '중복 비행체(redundant aerial vehicle)'로 지칭될 수 있다. 본 출원에서, 용어 "중복"은 하나 이상의 단일 부품 또는 구성 요소의 고장시에 전체 시스템(예를 들어, 비행체 또는 우주선과 같은)의 고장을 방지하기 위한 복제품으로 역할하는 것을 의미한다.
본 발명의 특정 실시예의 기술적 이점은 기존의 비행체의 설계를 개선하거나 또는 단순화할 수 있다. 예를 들어, 비행체의 낮은 시정수, 비행 역학, 소형, 또는 작은 중량과 같은 비행체의 특정 특성을 보다 잘 허용하거나 이로부터 이점을 얻을 수 있는 설계를 가능하게 할 수 있다. 또 다른 예로서, 이러한 설계는 이펙터 중복성(예를 들어, 헥사콥터(hexacopter)들 및 옥토콥터(octocopters)들, 3중 중복성/보팅 시스템들, 또는 이펙터의 인케이싱(encasing)(예를 들어, 슈라우드, 덕트 팬), 또는 고장에 대해 지키는 낙하산에 의지하는 것과 같은 현재 시스템보다 적은 질량을 요구하고 적은 설계 제약과 고유 제한에 직면할 수 있다. 다른 예로서, 이러한 설계는 유사한 수준의 중복성을 달성하도록 더욱 적은 수의 이펙터를 요구할 수 있으며, 이는 비행체에서 사용되는 많은 종류의 이펙터에 대해 중요한 효율성 개선을 유발할 수 있다.
본 발명의 특정 실시예의 기술적 이점은 기존의 비행체의 안전성 또는 신뢰성을 증가시킬 수 있다. 예를 들어, 본 발명은 충돌, 기계적 또는 전기적 고장, 전자 오작동, 운영자 에러, 또는 바람이나 난류와 같은 불리한 환경 조건으로부터 발생하는 위험을 최소화하거나 제거할 수 있다. 본 발명은 또한 제어의 완전한 손실을 갖는 치명적 고장보다는 성능의 적절한 저하를 허용하는 것에 의해 고장의 영향을 완화할 수 있다.
본 발명의 특정 실시예의 다른 기술적 장점은 비행체가 고장의 검출을 주로 또는 완전히 자동화하고, 대안적인 비상 제어 모드로 전환하는 것에 의해 고장에 대한 응답을 주로 또는 완전히 자동화하는 것을 허용한다. 이러한 것은 예를 들어, 자율적인 비상 착륙을 안전하게 수행할 수 있는 비행체의 생성을 허용할 수 있다. 또 다른 예로서, 이러한 것은 인간 조종사에 의해 제어하는 것이 곤란하거나 또는 불가능한 성능 저하된 비행 모드로 작동하는 비행체의 생성을 허용할 수 있다. 일부 실시예에서, 이러한 저하된 비행 모드는 비행체에서 이용 가능한 이펙터들, 센서들, 또는 컴퓨터 자원의 서브세트를 사용할 수 있다.
본 발명의 특정 실시예의 또 다른 기술적 장점은 신뢰성을 증가시키는 것에 의해, 안전성을 증가시키는 것에 의해, 더욱 다양한 작동 조건 또는 환경에서 비행체의 사용을 가능하게 하는 것에 의해, 또는 현재 숙련된 인간 조종사에 의해 수행되는 특정 업무의 부분적 또는 완전 자동화를 가능하게 하는 것에 의해 새로운 응용 분야를 위한 비행체들의 사용을 가능하게 할 수 있다. 특히 인간 조종사에 대한 필요성은 많은 응용 분야에서 비행체의 비용 효율성, 가능한 작동 조건 및 비행 내구성을 심각하게 제한한다. 예를 들어, 숙련된 조종사조차도 소용돌이 현상(wind turbulence)과 같은 많은 실제 작동 조건에서 안전하고 효율적인 제어를 보장할 수 없다.
본 발명의 특정 실시예의 또 다른 기술적 장점은 다양한 상황에서 다양한 응용 분야의 특정 요구에 비행체가 맞춰지는 것을 가능하게 할 수 있다. 예시적인 응용 분야는 위험하거나 중복적인 업무를 요구할 수 있는 시민 기반 시설의 점검 및 모니터; 산업 또는 공공 서비스 응용 분야(예를 들어, 산업 현장의 모니터 및 모니터, 사진 측량, 측량); 전문 항공 사진 또는 영화 촬영; 운송 또는 화물의 항공 운송; 음악과 빛으로 설정된 연출을 포함하는 무대 공연; 연극 배우와의 상호 작용을 요구하는 연극 공연; 애호가 플랫폼; 비행 플랫폼을 적극적으로 연구하거나 그 커리큘럼의 일부로서 비행 플랫폼을 사용하는 그룹을 위한 연구 플랫폼(예를 들어, 생존성, 전력 자율성, 검출 가능성 또는 극한 상황(기후, 조명 조건, 오염)에서의 작동과 같은 요구 사항을 가진 방어적 사용)을 포함한다. 특히, 특정의 기술적 장점은 본 발명이 광범위한 센서를 장비할 수 있도록 한다. 예를 들어, 적외선 센서들은 과수원에서 건조한 지면의 작은 땅을 검출하거나 작물 모니터를 위한 실시예들을 허용한다.
본 발명의 특정 실시예의 다른 기술적 장점은 비용을 감소시킬 수 있다. 예를 들어, 비행체는 주로 또는 완전히 동일한 서브시스템으로 구성되어, 다수의 상이한 시스템을 사용하는 것과 관련된 감소된 설계, 생산, 테스트 및 다른 비용으로 인한 비용 절감을 허용한다.
본 발명의 추가적인 기술적 이점은 다음의 도면, 설명 및 청구항들로부터 당업자에게 용이하게 명백해질 것이다. 또한, 특정 이점들이 상기에 열거되었지만, 다양한 실시예들은 열거된 이점들의 전부, 일부 또는 어느 것도 포함하지 않을 수 있다. 나열된 장점은 본 발명의 사용에 필요한 것으로 간주되어서는 안된다.
본 발명의 제1 양태에 따라서, 비행하도록 작동 가능하고, 작동 가능하게 연결된 적어도 제1 및 제2 서브시스템을 가지는 비행체가 제공된다. 제1 서브시스템은 제1 비행 모듈과, 비행체를 비행시키는데 충분한 제1 힘을 발생시키도록 선택적으로 작동 가능한 하나 이상의 제1 이펙터를 포함할 수 있다. 제2 서브시스템은 제2 비행 모듈과, 비행체를 비행시키는데 충분한 제2 힘을 발생시키도록 선택적으로 작동 가능한 하나 이상의 제2 이펙터를 포함할 수 있다. 제1 및 제2 서브시스템은 제1 또는 제2 서브시스템이 다른 서브시스템의 하나 이상의 이펙터에 의지하지 않고 비행체를 비행시키기 위해 선택적으로 사용될 수 있도록 구성, 배열, 및 작동될 수 있다.
일부 실시예에서, 비행체는 하나의 서브시스템으로 독점적으로 비행한다.
한 실시예에서, 제1 서브시스템은 외부 기준 프레임에 대해 비행체의 적어도 위치, 방위 또는 속도를 감지하기 위한 하나 이상의 제1 센서를 추가로 포함하며; 제2 서브시스템은 외부 기준 프레임에 대해 비행체의 적어도 위치, 방위, 또는 속도를 감지하기 위한 하나 이상의 제2 센서를 추가로 포함한다.
한 실시예에서, 비행체는 상기 제1 및 제2 서브시스템들에 의해 공유되는 적어도 하나의 센서를 추가로 포함하며, 적어도 하나의 센서는 적어도 외부 기준 프레임에 대한 상기 비행체의 위치, 방위, 또는 속도를 감지하도록 구성된다.
한 실시예에서, 제1 서브시스템은 제1 전원을 추가로 포함하며; 제2 서브시스템은 제2 전원을 추가로 포함한다.
한 실시예에서, 비행체는 제1 및 제2 서브시스템들에 의해 공유되는 단일 전원을 포함한다. 본 출원에서, 구성요소가 제1 및 제2 서브시스템들에 의해 '공유'된다고 하면, 이러한 것은 상기 구성 요소가 제1 및 제2 서브시스템 모두에 의해 사용될 수 있다는 것을 의미한다.
일부 실시예에서, 제1 비행 모듈은 제1 스위치, 제1 스위치를 제어하기 위한 제1 조정 유닛, 하나 이상의 제1 및 제2 이펙터를 작동시키기 위한 제어 신호를 발생시키는 제1 정상 작동 제어 유닛, 및 하나 이상의 제1 이펙터를 작동시키기 위한 제어 신호를 발생시키도록 작동 가능한 제1 비상 제어 유닛을 포함한다. 일부 실시예에서, 제1 스위치는 제1 조정 유닛에 의해 선택적으로 스위칭될 수 있도록 구성된다. 일부 실시예에서, 제1 스위치는 제1 정상 작동 제어 유닛에 의해 발생된 제어 신호를 하나 이상의 제1 이펙터로 보내는 제1 위치, 제1 비상 조작 유닛에 의해 발생된 제어 신호를 하나 이상의 제1 이펙터로 보내는 제2 위치, 및 제어 신호가 하나 이상의 제1 이펙터로 보내지지 않도록, 스위치가 개방되는 제3 위치 사이에서 스위칭될 수 있다. 일부 실시예에서, 제2 비행 모듈은 제2 스위치, 제2 스위치를 제어하기 위한 제2 조정 유닛, 및 하나 이상의 제2 이펙터를 작동시키기 위한 제어 신호를 발생시키도록 작동 가능한 제2 비상 제어 유닛을 포함한다. 일부 실시예에서, 제2 스위치는 제2 조정 유닛에 의해 선택적으로 스위칭될 수 있도록 구성된다. 일부 실시예에서, 제2 스위치는 제1 정상 작동 제어 유닛에 의해 발생된 제어 신호를 하나 이상의 제2 이펙터로 보내는 제1 위치, 제2 비상 제어 유닛에 의해 발생된 제어 신호를 하나 이상의 제2 이펙터로 보내는 제2 위치, 및 제어 신호가 하나 이상의 제2 이펙터에 보내지지 않도록 스위치가 개방되는 제3 위치 사이에서 스위칭될 수 있다.
일부 실시예에서, 제1 비행 모듈은 적어도 제1 서브시스템에서의 고장 및 제2 서브시스템에서의 고장을 검출하도록 구성된 제1 고장 검출 유닛을 추가로 포함한다. 일부 실시예에서, 제1 고장 검출 유닛은 제1 조정 유닛에 연결되고, 제1 서브시스템에서 고장의 검출시에 제1 조정 유닛에 신호(예를 들어, 고장 검출 신호)를 전송하고 제2 서브시스템에서 고장의 검출시에 제1 조정 유닛으로 신호를 전송하도록 구성된다. 일부 실시예에서, 제1 조정 유닛은 비행체가 독점적으로 제2 서브시스템을 사용하여 비행할 수 있도록, 제1 서브시스템에서의 고장을 나타내는 제1 고장 검출 유닛으로부터의 신호의 수신시에 제1 스위치를 그 제3 위치로 스위칭하도록 구성된다. 일부 실시예에서, 제1 조정 유닛은 비행체가 독점적으로 제1 서브시스템을 사용하여 비행하도록, 제2 서브시스템에서의 고장을 나타내는 제1 고장 검출 유닛으로부터의 신호의 수신시에 제2 스위치를 그 제3 위치로 스위칭하기 위해 제2 조정 유닛을 기동하도록 구성된다.
일부 실시예에서, 제2 비행 모듈은 적어도 제2 서브시스템에서의 고장 및 제1 서브시스템에서의 고장을 검출하도록 구성된 제2 고장 검출 유닛을 추가로 포함한다. 일부 실시예에서, 제2 고장 검출 유닛은 제2 조정 유닛에 연결되고, 제2 서브시스템에서의 고장의 검출시에 제2 조정 유닛으로 신호를 전송하고, 제1 서브 유닛에서의 고장의 검출시에 제2 조정 유닛으로 신호를 전송하도록 구성된다. 일부 실시예에서, 제2 조정 유닛은 비행체가 독점적으로 제1 서브시스템을 사용하여 비행하도록, 제2 서브시스템에서의 고장을 나타내는 제2 고장 검출 유닛으로부터의 신호의 수신시에 제2 스위치를 그 제3 위치로 스위칭하도록 구성된다. 일부 실시예에서, 제2 조정 유닛은 비행체가 독점적으로 제2 서브시스템을 사용하여 비행하도록, 제1 서브시스템에서의 고장을 나타내는 제2 고장 검출 유닛으로부터의 신호의 수신시에 제1 스위치를 그 제3 위치로 스위칭하기 위하여 제1 조정 유닛을 기동하도록 구성된다.
일부 실시예에서, 제1 비행 모듈은 적어도 제1 서브시스템에서의 고장을 검출하도록 구성된 제1 고장 검출 유닛을 추가로 포함한다. 일부 실시예에서, 제2 비행 모듈은 하나 이상의 제1 및 제2 이펙터를 작동시키기 위한 제어 신호를 발생시키도록 작동 가능한 제2 정상 작동 제어 유닛을 추가로 포함한다. 일부 실시예에서, 제2 스위치가 그 제2 위치에 있을 때, 제2 정상 작동 제어 유닛에 의해 발생된 제어 신호는 하나 이상의 제1 및 제2 이펙터로 보내질 수 있다. 일부 실시예에서, 제1 조정 유닛은, 제1 서브시스템에서의 고장이 검출되었다는 것을 나타내는 제1 고장 검출 유닛으로부터의 신호를 수신할 때, 제1 조정 유닛이 제2 스위치를 그 제2 위치로 스위칭하도록 제2 조정 유닛을 기동하여서, 제2 정상 작동 제어 유닛에 의해 발생된 제어 신호가 하나 이상의 제1 및 제2 이펙터로 보내져서, 하나 이상의 제1 및 제2 이펙터가 제2 정상 작동 제어 유닛에 의해 발생된 제어 신호에 의해 독점적으로 제어되도록 구성된다.
일부 실시예에서, 제1 서브시스템에서의 고장은 상기 하나 이상의 제1 이펙터들 중 적어도 하나에서의 고장이며, 상기 제2 서브시스템에서의 고장은 상기 하나 이상의 제2 이펙터들 중 적어도 하나에서의 고장이다.
일부 실시예에서, 제1 및 제2 서브시스템들은 하나 이상의 통신 채널을 통해 작동 가능하게 접속된다. 일부 실시예에서, 제1 조정 유닛은 비행체가 독점적으로 제1 서브시스템을 사용하여 비행하도록, 통신 채널의 고장이 검출될 때 제1 스위치를 그 제2 위치로 스위칭하고, 그 제3 위치로의 제2 스위치의 스위칭을 기동하도록 구성된다. 일부 실시예에서, 제2 조정 유닛은 비행체가 독점적으로 제1 서브시스템을 사용하여 비행하도록, 통신 채널의 고장이 검출될 때 제2 스위치를 그 제2 위치로 스위칭하고 그 제3 위치로의 제1 스위치의 스위칭을 기동하도록 구성된다.
일부 실시예에서, 제1 조정 유닛은 비행체가 독점적으로 제1 서브시스템을 사용하여 비행하도록, 제1 조정 유닛이 사전 한정된 기간 내에 제2 조정 유닛으로부터 임의의 신호를 수신하는데 실패할 때 제1 스위치를 그 제2 위치로 스위칭하고 그제3 위치로의 제2 스위치의 스위칭을 기동하도록 구성된다. 일부 실시예에서, 제2 조정 유닛은 비행체가 독점적으로 제2 서브시스템을 사용하여 비행하도록, 제2 조정 유닛이 사전 한정된 기간 내에 제1 조정 유닛으로부터 임의의 신호를 수신하는데 실패할 때 제2 스위치를 그 제2 위치로 스위칭하고 그 제3 위치로의 제1 스위치의 스위칭을 기동하도록 구성된다.
일부 실시예에서, 제1 및 제2 서브시스템들은 마스터-슬레이브 구성(master- slave configuration)으로 배열되고, 제1 서브시스템은 마스터이고며, 제2 서브시스템은 슬레이브이다.
실시예에서, 비행체는 제3 비행 모듈, 및 상기 비행체를 비행시키는데 충분한 제3 힘을 발생시키도록 선택적으로 작동하는 하나 이상의 제3 이펙터를 포함할 수 있는 제3 서브시스템을 추가로 포함하여서; 제1 또는 제2 또는 제3 서브시스템은 각각 다른 2개의 서브시스템의 하나 이상의 이펙터에 의지하지 않고 비행체를 비행시키도록 선택적으로 사용될 수 있다.
한 실시예에서, 제3 서브시스템은 외부 기준 프레임에 대해 적어도 비행체의 위치, 방위, 또는 속도를 감지하기 위한 하나 이상의 제1 센서를 추가로 포함한다. 한 실시예에서, 비행체는 제1 및 제2 및 제3 서브시스템들에 의해 공유되는 적어도 하나의 센서를 추가로 포함하며, 상기 적어도 하나의 센서는 외부 기준 프레임에 대해 비행체의 위치, 방위, 또는 속도를 감지하기 위해 구성된다.
한 실시예에서, 제3 서브시스템은 제3 전원을 추가로 포함한다. 다른 실시예에서, 비행체는 제1, 제2 및 제3 서브시스템들에 의해 공유되는 단일 전원을 포함한다.
일부 실시예에서, 비행체는 제3 서브시스템을 추가로 포함하며, 제3 서브시스템은 비행체를 비행시키는데 충분한 힘을 발생시키도록 선택적으로 작동 가능한 하나 이상의 제3 이펙터, 제3 스위치를 포함하는 제3 비행 모듈, 및 제3 스위치를 제어하기 위한 제3 조정 유닛을 포함한다. 일부 실시예에서, 제3 스위치는 제3 조정 유닛에 의해 선택적으로 스위칭될 수 있도록 구성된다. 일부 실시예에서, 제3 스위치는 제1 정상 작동 제어 유닛에 의해 발생된 제어 신호를 하나 이상의 제3 이펙터로 보내거나 또는 제2 비상 제어 유닛에 의해 발생된 제어 신호를 하나 이상의 제3 이펙터로 보내는 제1 위치, 비상 제어 유닛에 의해 발생된 제어 신호를 하나 이상의 제3 이펙터로 보낼 수 있는 제2 위치, 및 제어 신호가 하나 이상의 제3 이펙터로 보내지지 않도록 스위치가 개방되는 제3 위치 사이에서 스위칭될 수 있다.
일부 실시예에서, 제1 스위치는 4개의 위치, 즉 제1 정상 작동 제어 유닛에 의해 발생된 제어 신호를 하나 이상의 제1 이펙터로 보내는 제1 위치, 제1 서브시스템의 제1 비상 제어에 의해 발생된 제어 신호를 하나 이상의 제1 이펙터로 보내는 제2 위치, 제1 서브시스템의 제2 비상 제어 유닛에 의해 발생된 제어 신호를 하나 이상의 제1 이펙터로 보내는 제3 위치, 및 제어 신호가 하나 이상의 제1 이펙터로 보내지지 않도록 스위치가 개방되는 제4 위치의 4개의 위치를 가진다.
일부 실시예에서, 제3 비행 모듈은 제3 서브시스템에서 적어도 고장을 검출하도록 구성된 제3 고장 검출 유닛을 추가로 포함한다. 일부 실시예에서, 제3 고장 검출 유닛은 제3 조정 유닛에 연결되고, 제3 서브시스템에서의 고장의 검출시에 제3 조정 유닛으로 신호를 전송하고, 제3 서브시스템에서의 고장의 검출시에 제1 조정 유닛으로 신호를 전송하도록 구성된다. 일부 실시예에서, 제3 조정 유닛은 제3 서브시스템에서의 고장을 나타내는 신호를 제3 고장 검출 유닛으로부터의 신호의 수신시에 제3 스위치를 그 제3 위치로 스위칭하도록 구성된다. 일부 실시예에서, 제3 조정 유닛은, 제1 비상 제어 유닛에 의해 발생된 제어 신호가 각각 제1 및 제2 서브시스템의 하나 이상의 제1 및 제2 이펙터로 보내지도록, 제3 서브시스템에서의 고장을 나타내는 제3 고장 검출 유닛으로부터의 신호의 수신시에 제1 스위치를 그 제2 위치로 스위칭하기 위해 제1 조정 유닛을 기동하도록 구성된다.
일부 실시예에서, 제1 서브시스템은, 하나 이상의 제1 센서들로부터의 출력을 각각의 사전 한정된 값들과 비교하고, 상기 하나 이상의 제1 센서들로부터의 출력들이 상기 각각의 사전 한정된 값들에 동일하지 않으면 제1 또는 제2 서브시스템들에서 고장이 발생되었다는 것을 결정하기 위한 수단을 추가로 포함한다.
일부 실시예에서, 비행체는 비행체의 움직임의 하나 이상의 특성을 감지하도록 작동 가능한 하나 이상의 센서를 포함한다. 일부 실시예에서, 제1 비행 모듈은 비행체가 사전 한정된 방식으로 움직이도록 실행하는 하나 이상의 제2 이펙터로 사전 한정된 제어 신호를 선택적으로 전송할 수 있도록 구성된다. 일부 실시예에서, 제1 비행 모듈은 하나 이상의 센서들로부터 하나 이상의 출력들을 수신하고 상기 비행체가 상기 사전 한정된 방식으로 움직였는지를 결정하기 위해 이러한 수신된 출력들을 사용하도록 구성된다. 일부 실시예에서, 제1 비행 모듈은 비행체가 상기 사전 한정된 방식으로 움직이지 않았다고 제1 비행 모듈이 결정하면 제2 서브시스템에서 고장이 발생되었다는 것을 결정하도록 구성된다.
일부 실시예에서, 비행체는 모듈러이도록 구성된다. 비행체는 제1 서브시스템을 포함하는 제1 모듈, 및 제2 서브시스템을 포함하는 제2 모듈을 적어도 포함할 수 있다. 제1 및 제2 모듈들은 제1 및 제2 모듈들이 선택적으로 서로 기계적으로 부착되도록 허용하는 연결 수단을 포함할 수 있으며; 제1 및 제2 모듈들은 또한 서로 선택적으로 분리될 수 있다. 일부 실시예에서, 제1 서브시스템 및 제2 서브시스템은 제1 및 제2 서브시스템들이 기계적으로, 분리 가능하게 연결되도록 구성되는 연결 수단을 각각 포함한다.
일부 실시예에서, 하나 이상의 제1 이펙터는 1차 방향으로 회전하도록 구성된 프로펠러를 포함하고, 하나 이상의 제2 이펙터는 1차 방향과 반대인 2차 방향으로 회전하도록 구성된 프로펠러를 포함한다.
일부 실시예에서, 하나 이상의 제1 이펙터는 선택적으로, 비행체를 비행시키는데 충분한 제1 힘을 발생시키도록 작동하고 제1 토크를 발생시키도록 작동 가능하며, 하나 이상의 제2 이펙터는 선택적으로, 비행체를 비행시키는데 충분한 제2 힘을 발생시키도록 작동하고 제2 토크를 발생시키도록 작동 가능하다. 일부 실시예에서, 제1 서브시스템은 제2 토크없이 외부 기준 프레임에 대한 제1 힘의 결과적인 방향(resultant direction)의 방위를 제어하도록 선택적으로 사용될 수 있으며, 제2 서브시스템은 제1 토크없이 외부 기준 프레임에 대한 제2 힘의 결과적인 방향의 방위를 제어하도록 선택적으로 사용될 수 있다
실시예에서, 비행체는 코스튬(costume)이 부착될 수 있는 지지 구조체를 추가로 포함한다. 바람직하게, 지지 구조체는 비행체로부터 반경 방향으로 연장되는 아암 부재들을 포함한다.
한 실시예에서, 비행체는 지지 구조체에 부착되는 코스튬을 추가로 포함한다. 이러한 실시예는 스테이지 공연과 같은 연예 응용 분야에 특히 유용하다. 이러한 응용 분야에서, 비행체는 무대 위에서 유동할 수 있으며, 그러므로 코스튬을 비행시킨다. 예를 들어 비행체의 지지 구조체에 부착된 코스튬이 등갓(lamp-shade)이면, 비행체를 비행시키는 것은 등갓이 비행한다는 인상을 관중들에게 줄 수 있다. 비행체의 지지 구조체에 부착되는 코스튬이 임의의 적절한 형상 또는 구성을 취할 수 있는 것이 이해될 것이다.
실시예에서, 비행체는 비행체에 장착되어 상기 코스튬에 입사하도록 비행체로부터 광을 방출하도록 배열되는 하나 이상의 광원(LED와 같은)을 추가로 포함한다. 이러한 방식으로, 광원들은 코스튬을 조명할 것이다. 바람직하게, 광원들은 코스튬의 내측 표면에 입사되는 광을 방출할 수 있도록 위치된다.
본 발명의 추가의 양태에 따라서, 비행하도록 작동할 수 있는 비행체가 제공되며, 비행체는 적어도 작동 가능하게 연결된 제1 및 제2 서브시스템을 가지며, 제1 서브시스템은 제1 비행 모듈, 및 비행체를 비행시키는데 충분한 제1 힘을 발생시키도록 선택적으로 작동 가능한 하나 이상의 제1 이펙터를 포함하며; 상기 제2 서브시스템은 제2 비행 모듈, 및 비행체를 비행시키는데 충분한 제2 힘을 발생시키도록 선택적으로 작동 가능한 하나 이상의 제2 이펙터를 포함하며; 비행체는 제1 및 제2 서브시스템들에 의해 공유되는 적어도 하나의 센서를 추가로 포함하고, 적어도 하나의 센서는 제1 또는 제2 서브시스템이 다른 서브시스템의 하나 이상의 이펙터에 의지함이 없이 비행체를 비행시키도록 선택적으로 사용될 수 있도록, 적어도 외부 기준 프레임에 대해 비행체의 위치, 방위, 또는 속도를 감지하도록 구성된다. 비행체가 선행의 문단에서 기술된 특징들 중 임의의 것을 가질 수 있다는 것을 이해하여야 한다.
일부 실시예에서, 비행 모듈은 고장을 확인하도록 구성되고 배열되거나 또는 작동 가능하며, 고장은 이펙터에 의해 생성된 토크 또는 추진력에 영향을 미친다. 일부 실시예에서, 비행 모듈은, 고장을 확인하는 것에 응답하여, 다음의 단계들을 수행한다: (1) 사전 한정된 기준 프레임에 대한 비행체의 주축(primary axis)의 방위의 추정치를 계산하는 단계로서, 상기 주축은 비행할 때 상기 비행체가 중심으로 하여 회전하는 축인, 상기 단계, (2) 상기 비행체의 각속도의 추정치를 계산하는 단계, (3) 상기 사전 한정된 기준 프레임에 대한 상기 비행체의 주축의 방위의 상기 추정치 및 상기 비행체의 각속도의 상기 추정치에 기초하여 비행체의 이펙터들 중 하나 이상을 제어하는 단계. 비행체의 이펙터들 중 하나 이상을 제어하는 단계는, (a) 상기 하나 이상의 이펙터가 상기 주축을 따르는 토크 및 상기 주축에 직각인 토크를 집합적으로 생성하도록, 여기에서, (i) 상기 주축을 따르는 토크는 상기 주축을 중심으로 상기 비행체를 회전시키며, (ii) 상기 주축에 직각인 토크는 상기 주축의 방위가 상기 사전 한정된 기준 프레임에 대한 목표 방위로 수렴하도록 상기 비행체를 움직이며, (b) 상기 하나 이상의 이펙터가 상기 주축을 따라서 개별적으로 추진력을 발생시키도록 수행될 수 있다.
일부 실시예에서, 비행체는 중복 비행체, 즉 그 부품들의 하나 이상의 고장시에 비행체의 고장을 방지하기 위한 복제품으로서의 역할을 하는 부품들을 가지는 비행체이다. 일부 실시예에서, 비행체는 제1 전원, 제1 센서들, 제1 이펙터들, 및 제1 비행 모듈을 포함하는 제1 서브시스템; 제2 전원, 제2 센서들, 제2 이펙터들, 및 제2 비행 모듈을 포함하는 제2 서브시스템; 및 상기 제1 서브시스템으로부터 상기 제2 서브시스템으로 제1 신호를 송신하도록 구성되고 배열된 제1 통신 채널을 포함한다. 일부 실시예에서, 제1 전원, 제1 센서들, 제1 이펙터들, 제1 비행 모듈 및 제1 통신 채널은 제1 서브시스템에 부착되고, 제2 전원, 제2 센서들, 제2 이펙터들, 제2 비행 모듈, 및 제1 통신 채널은 제2 서브시스템에 부착되며, 제1 및 제2 서브시스템들은 견고하게 부착된다.
일부 실시예에서, 제1 신호는 제2 서브시스템의 이펙터들을 위해 제1 서브시스템에 의해 발생된 제어 신호들을 포함한다.
일부 실시예에서, 제2 서브시스템은 제2 서브시스템의 이펙터들을 위해 제1 서브시스템에 의해 발생된 제어 신호가 제2 서브시스템의 이펙터로 보내지는지를 스위칭하도록 구성되고 배열된 스위치를 포함한다.
일부 실시예에서, 비행체는 제2 서브시스템으로부터 제1 서브시스템으로 제2 신호를 송신하도록 구성되고 배열된 제2 통신 채널을 포함한다. 일부 실시예에서, 이러한 제2 신호는 제1 서브시스템의 이펙터들을 위해 제2 서브시스템에 의해 발생된 제어 신호를 포함한다.
일부 실시예에서, 제2 통신 채널은 제1 서브시스템으로부터 제2 서브시스템으로 제2 신호를 송신하도록 구성되고 배열된다. 일부 실시예에서, 이러한 제2 신호는 제2 서브시스템의 이펙터들을 위해 제1 서브시스템에 의해 발생된 제어 신호를 포함한다. 일부 실시예에서, 제1 통신 채널을 통해 송신된 일부 또는 모든 신호는 제2 통신 채널을 통해 송신된 일부 또는 모든 신호와 동일하다.
일부 실시예에서, 비행체는 제1 및 제2 조정 유닛들을 포함한다. 일부 실시예에서, 제1 조정 유닛은 제1 서브시스템의 이펙터들을 위한 제어 신호를 포함하는 제1 신호를 제1 통신 채널을 통해 제2 조정 유닛으로 전송하도록 구성되고 배열된다. 일부 실시예에서, 제2 통신 채널은 제1 통신 채널에 대한 중복 채널이고, 제1 조정 유닛은 제1 서브시스템의 이펙터들을 위한 제어 신호를 포함하는 제1 신호를 제2 통신 채널을 통해 제2 조정 유닛으로 송신하도록 구성되고 배열된다. 일부 실시예에서, 제1 조정 유닛은 제2 서브시스템의 이펙터들을 위한 제어 신호를 포함하는 제2 신호를 제2 조정 유닛으로부터 제2 통신 채널을 통해 수신하도록 구성되고 배치된다.
일부 실시예에서, 제1 및 제2 센서들 중 적어도 하나는 비행체의 내부 수량을 나타내는 데이터를 감지하고, 제1 및 제2 센서들 중 적어도 하나는 외부 기준 프레임에 대한 비행체의 상대 위치, 상대 방위, 또는 상대 속도를 나타내는 데이터를 감지한다.
일부 실시예에서, 제1 서브시스템의 이펙터들 중 적어도 하나와 제2 서브시스템의 이펙터들 중 적어도 하나는 각각 비행체에 대해 고정된 회전축을 가지며, 각각 토크 및 추진력을 동시에 생성하도록 구성되고 배열된다.
일부 실시예에서, 제1 및 제2 서브시스템들 각각은 자족형(self-sufficient)이다.
일부 실시예에서, 제1 및 제2 서브시스템들의 각각은 멀티콥터이다.
일부 실시예에서, 제1 비행 모듈은 제1 및 제2 제어 유닛을 추가로 포함하고, 제2 비행 모듈은 제3 제어 유닛을 추가로 포함한다.
일부 실시예에서, 제1 제어 유닛은 정상 작동 제어 유닛이며, 제1 서브시스템의 이펙터들 및 제2 서브시스템의 이펙터들을 위한 제어 신호를 제공하도록 구성되고 배열되며; 제2 제어 유닛은 제1 비상 제어 유닛이고 제1 서브시스템의 이펙터들을 위한 제어 신호를 제공하도록 구성되고 배열되며; 제3 제어 유닛은 상기 제2 서브시스템의 이펙터들을 위한 제어 신호를 제공하도록 구성되고 배열된 제2 비상 제어 유닛이다.
일부 실시예에서, 제1 비행 모듈은 제1 서브시스템의 이펙터들을 사용하여 사전 한정된 기준 프레임에 대한 1차 방향의 방위를 제어하도록 구성되고 배열된 제1 비상 제어 유닛을 추가로 포함한다. 일부 실시예에서, 제2 비행 모듈은 제2 서브시스템의 이펙터들을 사용하여 사전 한정된 기준 프레임에 대한 2차 방향의 방위를 제어하도록 구성되고 배열된 제2 비상 제어 유닛을 추가로 포함한다. 일부 실시예에서, 1차 방향은 제1 서브시스템의 이펙터들의 추진력의 결과적인 방향이고, 2차 방향은 제2 서브시스템의 이펙터들의 추진력의 결과적인 방향이다. 일부 실시예에서, 1차 방향은 2차 방향과 동일하다.
일부 실시예에서, 각각의 서브시스템의 이펙터들은 호버링(hovering)할 때 비행체를 회전시키는 토크를 집합적으로 생성하도록 구성되고 배열된다.
일부 실시예에서, 제1 서브시스템은 4개의 이펙터를 추가로 포함하며, 상기 제1 서브시스템의 이펙터들 중 2개는 그 각각의 추진력을 중심으로 제1 대칭성(handedness)으로 회전하도록 구성되고 배열되고, 상기 제1 서브시스템의 이펙터들 중 2개는 그 각각의 추진력을 중심으로 제1 대칭성과 다른 제2 대칭성으로 회전하도록 구성되고 배열되며, 제2 서브시스템은 4개의 이펙터를 추가로 포함하고, 상기 제2 서브시스템의 이펙터들 중 2개는 그 각각의 추진력을 중심으로 제1 대칭성으로 회전하도록 구성되고 배열되고, 상기 제2 서브시스템의 2개 서브시스템의 이펙터들은 그 각각의 추진력을 중심으로 제1 대칭성과 다른 제2 대칭성으로 회전하도록 구성되고 배열된다.
일부 실시예에서, 제1 센서들 중 적어도 하나는 MEMS 자이로스코프, MEMS 가속도계, 압전 자이로스코프(piezoelectric gyroscope), 및 압전 가속도계 중 하나이다. 일부 실시예에서, 제2 센서들 중 적어도 하나는 MEMS 자이로스코프, MEMS 가속도계, 압전 자이로스코프 및 압전 가속도계 중 하나이다.
일부 실시예에서, 제1 및 제2 센서들 중 적어도 2개는 동일한 유형이다.
일부 실시예에서, 비행체는 제1 서브시스템에서의 고장을 검출하도록 구성되고 배열된 제1 고장 검출 유닛을 포함한다. 일부 실시예에서, 비행체는 제2 서브시스템에서의 고장을 검출하도록 구성되고 배열된 제2 고장 검출 유닛을 포함한다. 일부 실시예에서, 제1 고장 검출 유닛은 제1 서브시스템 및 제2 서브시스템에서의 고장을 검출하도록 구성되고 배열된다. 실시예에서, 고장 검출 유닛은 동일한 서브시스템 또는 다른 서브시스템으로부터의 신호에 대한 접근을 가진다. 이러한 것들은 센서들의 신호(예를 들어, 센서 판독값), 전원 유닛의 신호(예를 들어, 배터리부하, 배터리 충전량, 에러 코드), 이페터들의 작동을 나타내는 신호(예를 들어, 이펙터 또는 그 모터 컨트롤러에 의해 제공될 수 있는 바와 같은 분당 회전수 또는 모터 전류), 및 상기 정상 작동 제어 유닛에 의해 발생된 핵심 신호(heartbeat signal)를 포함할 수 있다. 일부 실시예에서, 신호들은 서브시스템들의 조정 유닛들, 스위치 및 통신 채널을 통해 전달될 수 있다. 고장 검출 유닛은 그런 다음 이러한 신호를 공칭 작동 동안 예상되는 것과 비교할 수 있다(예를 들어, 사전 한정된 센서 판독 범위, 제어 입력 또는 작동 상태를 신뢰하는 모터 전류의 예상값, 모터 응답의 모델, 과거의 통계 신호).
본 발명의 또 다른 양태에 따라서, 비행체가 상기된 비행체들 중 어느 하나에 따른 비행체인 비행체 제어 방법이 제공되며, 상기 방법은,
(1) 제1 서브시스템에서, 제1 및 제2 서브시스템들의 이펙터들을 위한 제어 신호의 제1 세트를 계산하는 단계;
(2) 제어 신호의 제1 세트를 이펙터의 제2 서브시스템에 통신하는 단계,
(3) 제1 또는 제2 서브시스템에서의 고장을 검출하는 단계,
(4) 비행체가 다른 서브시스템의 이펙터만을 사용하여 비행하도록 고장이 검출된 서브시스템의 이펙터들을 무력화하는(disabling) 단계를 포함한다.
방법은 비행체가 다른 서브시스템만을 사용하여 비행하도록 고장이 검출된 서브시스템을 무력화하는 단계를 포함할 수 있다. 이러한 실시예에서, 고장이 검출된 서브시스템을 무력화하는 단계는 서브시스템의 이펙터들을 무력화할 것이며, 또한 바람직하게 상기 서브시스템에 독점적인 다른 모든 구성 요소들을 무력화할 것이다.
방법은 고장을 겪지 않은 서브시스템에서 제어 신호들의 제2 세트를 계산하는 단계를 포함할 수 있으며, 상기 제어 신호의 제2 세트는 상기 서브시스템의 이펙터들을 독점적으로 제어한다.
본 발명의 다른 양태에 따라서, (1) 제1 자족형 서브시스템(first self-contained 서브시스템)의 제1 비행 모듈에서의 이펙터 제어 신호의 제1 세트를 계산하는 단계, (2) 제2 자족형 서브시스템의 제2 비행 모듈로 이펙턱 제어 신호의 제1 세트를 통신하는 단계, (3) 상기 제1 또는 상기 제2 서브시스템에서의 고장을 검출하는 단계, (4) 상기 고장에 의해 영향받는 서브시스템을 무력화하는 단계, (5) 고장에 의해 영향을 받지 않는 서브시스템의 이펙터들의 추진력의 결과적인 방향의 방위를 제어하는 고장에 의해 영향을 받지 않는 서브 시스템을 위하여 고장에 의해 영향을 받지 않는 서브시스템에서의 이펙터 제어 신호의 제2 세트를 계산하는 단계를 포함한다.
일부 실시예에서, 고장에 영향을 받지 않는 서브시스템의 이펙터의 결과적인 추진력의 결과적인 방향의 방위는 비행체가 자율적으로 착륙하도록 조정된다.
일부 실시예에서, 각각의 서브시스템의 하나 이상의 제1 이펙터는, (a) 주축을 따르는 토크 및 주축에 직각인 토크를 집합적으로 생성하도록 작동 가능하도록 구성되고 배열되도록, 여기에서 (i) 주축은 비상 제어 유닛의 제어 하에서 비행할 때 비행체가 중심으로 회전하는 방향이며, (ii) 상기 주축을 따르는 토크는 비행체가 주축을 중심으로 회전하도록 하고, (iii) 상기 주축에 직각인 토크는 주축의 방위가 사전 한정된 기준 프레임에 대해 목표 방위로 수렴하도록 비행체가 움직이도록 하고, 및 (b) 주축을 따라서 추진력을 개별적으로 생성하도록 작동하기 위해 구성되고 배열된다.
일부 실시예에서, 각각의 서브시스템은 다른 서브시스템을 무력화하도록 구성되고 배열된다.
일부 실시예에서, 각각의 서브시스템은 다른 서브시스템의 프로펠러들, 플랩(flap)들, 또는 에어포일들없이 비행체를 비행시키도록 구성되고 배열된다. 즉, 각각의 서브시스템은 그 서브시스템에 독점적으로 속하는 프로펠러들, 플랩들, 또는 에어포일들만을 사용하여 비행체를 비행시키도록 구성되고 배열된다.
본 발명/출원에서:
비행체
바람직하게, 비행체는 비행하거나 또는 하버링 가능하고(hover-capable), 작고, 가벼우며, 무인 조종이며, 다수의 이펙터를 구비한 비행체보다 무겁다. 예들은 사람이 휴대할 수 있을만큼 작은 축소형 UAV 또는 소형 UAV(SUAV)를 포함한다. 전형적인 크기는 50 cm 내지 3m의 범위에 놓인다. 전형적인 중량은 500 g 내지 35 kg의 범위에 놓인다.
비행체는 하나의 전원, 하나의 센서, 하나의 비행 모듈, 및 하나의 이펙터를 포함한다. 일부 실시예에서, 비행체는 다수의 전원, 센서들, 비행 모듈들, 또는 이펙터들을 포함한다.
서브시스템
서브시스템은 비행체의 전원(들), 센서(들), 비행 모듈(들), 및 이펙터(들)의 서브세트일 수 있다. 한 실시예에서, 비행체는 다수의 서브세트를 포함하며, 각각의 서브세트는 적어도 하나의 전원, 적어도 하나의 센서, 적어도 하나의 비행 모듈, 및 적어도 하나의 이펙터를 포함한다. 한 실시예에서, 복수의 서브세트들의 각각은 상이한 서브시스템을 한정한다.
일부 실시예에서, 비행체는 복수의 서브시스템을 포함하며, 각각의 서브시스템은 적어도 하나의 전원, 적어도 하나의 센서, 적어도 하나의 비행 모듈, 및 적어도 하나의 이펙터를 가진다. 한 실시예에서, 비행체는 적어도 2개의 서브시스템을 포함한다. 일부 실시예에서, 서브시스템들의 각각은 비행체를 비행시키도록 요구되는 모든 단일 구성 요소를 가질 수 있어서, 각각의 서브시스템은 다른 서브시스템에 관계없이 비행체를 비행시키도록 선택적으로 사용될 수 있다. 일부 실시예에서, 서브시스템들의 각각은 비상 작동을 위해 요구되는 모든 단일 구성 요소를 가질 수 있다.
다른 실시예에서, 비행체는 복수의 서브시스템을 포함하며, 각각의 서브시스템은 적어도 하나의 비행 모듈 및 적어도 하나의 이펙터를 가진다. 선택적으로, 이러한 실시예에서, 복수의 서브시스템은 적어도 하나의 센서를 공유할 수 있거나 또는 적어도 하나의 전원을 공유할 수 있다.
다른 실시예에서, 비행체는 복수의 서브시스템을 포함하며, 각각의 서브시스템은 적어도 하나의 비행 모듈 및 적어도 하나의 이펙터 및 적어도 하나의 센서를 가진다. 선택적으로, 이러한 실시예에서, 복수의 서브시스템은 적어도 하나의 전원을 공유할 수 있다.
다른 실시예에서, 비행체는 복수의 서브시스템을 포함하며, 각각의 서브시스템은 적어도 하나의 비행 모듈 및 적어도 하나의 이펙터 및 적어도 하나의 전원을 가진다. 선택적으로, 이러한 실시예에서, 복수의 서브시스템은 적어도 하나의 센서를 공유할 수 있다.
일부 실시예에서, 서브시스템들은 서로 격리된다. 예를 들어, 일부 실시예에서 서브시스템은 전자기적으로 차폐될 수 있거나; 다른 인쇄 회로 기판(PCB)에 물리적으로 배치될 수 있거나; 전기적으로 절연될 수 있거나; 별도의 하우징에 있을 수 있거나; 구조적 요소의 상이한 부분들에 장착될 수 있거나; 또는 탭재물의 상이한 부분들에 부착될 수 있다.
일부 실시예에서, 제1 서브시스템(때때로: 마스터) 및 제2 서브시스템(때때로: 슬레이브)이 사용된다.
마스터/슬레이브 서브시스템
마스터 서브시스템은 정상 비행 작동(즉, 고장이 없는 비행 작동) 동안 사용되는 서브시스템이다. 일부 실시예에서, 마스터 서브시스템은 모든 비행체의 이펙터들을 위한 제어 신호를 제공한다. 일부 실시예에서, 제1 서브시스템은 대응하는 마스터 비행 모듈을 가지는 마스터로서 구성되고, 다른 서브시스템은 대응하는 슬레이브 비행 모듈(들)을 가지는 슬레이브(들)로서 구성된다.
슬레이브 서브시스템은 비상 비행 작동(즉, 고장이 있는 비행 작동) 동안 사용될 수 있다. 일부 실시예에서, 슬레이브 서브시스템은 정상 작동 동안 사용된다. 이러한 구성은, 예를 들어 메모리 유닛에 상기 구성을 저장하거나; 스위치들, 점퍼들 또는 납땜 브리지들에 의해 전기 회로에서의 변화를 통하거나; 또는 방위 정보를 제공하는 가속도 센서들과 같은 2개 이상의 서브시스템의 구별을 가능하게 하는 시동 시에 센서 신호의 사용을 통해 달성될 수 있다. 일부 실시예에서, 슬레이브 서브시스템 또는 슬레이브 서브시스템의 부품들은 통상의 비행 작동 동안 사용될 수 있다.
본 발명의 일부 실시예에서, 비행체는 다음과 같은 이중 구성 요소(즉, 서브시스템당 적어도 하나의 구성 요소); 적어도 2개의 이펙터, 적어도 2개의 전원, 적어도 2개의 비행 모듈, 적어도 2개의 센서, 및 적어도 2개의 통신 채널을 포함한다. 예를 들어, 한 실시예에서, 비행체는:
ㆍ 적어도 하나의 이펙터를 가지는 제1 서브시스템 + 적어도 하나의 이펙터를 가지는 제2 서브시스템,
ㆍ 적어도 하나의 전원을 가지는 제1 서브시스템 + 적어도 하나의 전원을 가지는 제2 서브시스템,
ㆍ 적어도 하나의 비행 모듈을 가지는 제1 서브시스템 + 적어도 하나의 비행 모듈을 가지는 제2 서브시스템;
ㆍ 적어도 하나의 센서를 가지는 제1 서브시스템 + 적어도 하나의 센서를 가지는 제2 서브시스템, 및
ㆍ 적어도 하나의 통신 채널을 가지는 제1 서브시스템 + 적어도 하나의 통신 채널을 가지는 제2 서브시스템을 포함한다.
일부 실시예에서, 제1 서브시스템은 2개, 3개 또는 4개의 이펙터를 포함한다. 일부 실시예에서, 제2 서브시스템은 2개, 3개 또는 4개의 이펙터를 포함한다.
일부 실시예에서, 적어도 하나의 이펙터, 전원, 비행 모듈, 센서, 또는 통신 채널은 2개 이상의 상이한 서브시스템에 의해 공유될 수 있다. 본 출원에서, 구성 요소가 2개 이상의 서브시스템에 의해 '공유'된다고 말하면, 상기 구성 요소는 2개 이상의 서브시스템에 의해 사용될 수 있으며; 예를 들어 이러한 것은 동시에 2개 이상의 서브시스템에서 구성 요소를 사용할 수 있거나, 또는 구성 요소가 필요에 따라 2개 이상의 서브시스템 중 하나에 의해 독점적으로 사용할 수 있다는 것을 포함한다(후자의 경우에, 2개 이상의 서브시스템이 상기 구성 요소를 연속적으로 사용한다):
예를 들어, 비행체는: 적어도 하나의 제1 이펙터, 적어도 하나의 제1 비행 모듈, 적어도 하나의 제1 센서, 및 적어도 하나의 제1 통신 채널을 가지는 제1 서브시스템; 적어도 하나의 제2 이펙터, 적어도 하나의 제2 비행 모듈, 적어도 하나의 제2 센서, 및 적어도 하나의 제2 통신 채널을 가지는 제2 서브시스템을 포함할 수 있으며; 비행체는 제1 및 제2 서브시스템이 단일 전원을 공유하도록 제1 및 제2 서브시스템 모두에 전력을 공급하는 단일 전원을 포함할 수 있다.
한 실시예에서, 전원은 제1 또는 제2 서브시스템 중 어느 하나에 독점적으로 연결되며; 이러한 실시예에서, 전원은 제1 또는 제2 서브시스템 중 하나에 선택적으로 연결될 수 있어서, 전원은 서브시스템들 중 하나에만 전력을 공급한다. 또한, 단일 전원은 제1 서브시스템에 연결되는 것으로부터 제2 서브시스템에 접속되는 것으로 및 그 반대로 스위칭될 수 있다.
일부 실시예에서, 단일 전원은 중복 전원 또는 이중 전원(예를 들어, 외부에 단일 전원으로서 보이는 2개의 별개의 전원을 포함하는)일 수 있다. 이러한 구성의 예는 동일한 출력단에 병렬로 연결된 2개의 배터리이며, 각각의 배터리는 다이오드를 통해 직렬로 연결된다. 두 번째 예는 배터리가 무정전 전원 공급 기기(uninterruptible power supply)로서 구성된 발전기이다.
본 출원에서, 제1 및 제2 서브시스템이 전원을 공유할 때, 이러한 것은 제1 및 제2 서브시스템들이 전원으로부터 전력을 동시에 수신하거나, 제1 또는 제2 서브시스템 중 어느 하나가 전원으로부터 독점적으로 전력을 수신할 수 있다는 것을 의미한다. 전원은 선택적으로 스위칭되어, 제1 또는 제2 서브시스템에만 전력을 독점적으로 공급할 수 있다.
다른 예에서, 비행체는: 적어도 하나의 제1 이펙터, 적어도 하나의 제1 비행 모듈, 적어도 하나의 제1 센서, 및 적어도 하나의 제1 전원을 가지는 제1 서브시스템; 및 적어도 하나의 제2 이펙터, 적어도 하나의 제2 비행 모듈, 적어도 하나의 제2 센서, 및 적어도 하나의 제2 전원을 가지는 제2 서브시스템을 포함할 수 있으며; 비행체는 상기 제1 및 제2 서브시스템이 단일 통신 채널을 공유하도록 상기 제1 및 제2 서브시스템 모두에 연결된 단일 통신 채널을 포함할 수 있다.
본 출원에서, 제1 및 제2 서브시스템들이 단일 통신 채널을 공유할 때, 이러한 것은 제1 및 제2 서브시스템들이 단일 통신 채널에 동시에 접속되고 단일 통신 채널을 통해 동시에 통신할 수 있거나 또는 제1 또는 제2 서브시스템 중 어느 하나가 단일 통신 채널을 통해 독점적으로 통신할 수 있다는 것을 의미한다. 후자의 경우, 한 실시예에서, 제1 또는 제2 서브시스템은 단일 통신 채널에 선택적으로 접속되어, 서브시스템이 단일 통신 채널을 통해 다른 서브시스템에 메시지를 독점적으로 통신할 수 있다.
다른 실시예에서, 비행체의 제1 및 제2 서브시스템들은 센서를 공유할 수 있다. 이러한 것은 서브 시스템들이 각각이 센서로부터 데이터(예를 들어, 센서 판독 값)를 수신할 수 있다는 것을 의미한다. 각각의 서브 시스템은 공유된 센서로부터 수신된 데이터를 처리하거나 사용할 수 있다.
다른 예에서, 비행체는: 적어도 제1 이펙터, 적어도 제1 비행 모듈, 및 적어도 제1 센서를 가지는 제1 서브시스템; 및 적어도 하나의 제2 이펙터, 적어도 하나의 제2 비행 모듈, 및 적어도 하나의 제2 센서를 가지는 제2 서브시스템을 포함할 수 있으며; 비행체는, 통신 채널, 단일 전원, 및 제3 센서가 제1 및 제2 서브시스템들에 의해 공유되도록, 제1 및 제2 서브시스템 모두에 연결된 적어도 하나의 통신 채널, 제1 및 제2 서브시스템 모두에 연결된 단일 전원, 및 제1 및 제2 서브시스템 모두에 연결된 적어도 하나의 제3 센서를 포함한다. 본 출원에서, 제1 및 제2 서브시스템들이 통신 채널, 단일 전원, 및 제3 센서를 공유할 때, 이러한 것은 제1 및 제2 서브시스템들이 통신 채널, 단일 전원 및 제3 센서에 동시에 접속되고, 통신 채널을 통해 동시에 통신하고 동시에 단일 전원으로부터 전력을 수신할 수 있으며, 제3 센서와 동시에 통신할 수 있거나, 또는 제1 또는 제2 서브시스템 중 어느 하나가 독점적으로 통신 채널, 단일 전원, 및 제3 센서에 접속되어서, 서브시스템들 중 하나가 통신 채널을 통하여 다른 서브시스템에 통신하고, 독점적으로 다른 서브시스템의 단일 전원으로부터 전력을 수신하고, 제3 센서와 통신할 수 있다는 것을 의미한다.
일부 실시예에서, 센서는 중복 또는 조합 센서일 수 있다. 이러한 구성의 예는 2개 이상의 카메라를 구비한 이중 카메라 시스템이다. 다른 예는 각각이 센서가 다른 센서의 결함을 보완하도록 협력하여(in tandem) 사용되는 음파 탐지(sonar) 및 적외선 센서의 결합이다. 다른 예는 IMU 지원 GPS 디바이스이다. 일부 실시예에서, 센서는 RGB 카메라, 깊이 센서, 멀티 어레이 마이크로폰, 또는 광 필드 센서 중 하나 또는 그 이상의 조합일 수 있다.
일부 실시예에서, 서브시스템은 감소된 비행 성능으로 비행체를 작동시키도록 구성되고 배열된다. 일부 실시예에서 서브시스템은 그 공칭 추진력, 양력 또는 토크의 80%, 50%, 또는 20 %만으로 비행체를 작동시키도록 구성되고 배열된다(예를 들어, 아래의 어원 참조). 일부 실시예에서, 서브시스템은 비행체의 이펙터들 중 하나를 사용함이 없이; 비행체의 센서들 중 하나를 사용함이 없이; 비행체의 전원들 중 하나를 사용함이 없이; 또는 비행체의 비행 모듈들 중 하나를 사용함이 없이 비행체를 작동시키도록 구성되고 배열된다.
서브시스템의 분해
다른 실시예에서, 비행체는 서로 선택적으로 부착되거나 분리될 수 있는 복수의 서브시스템을 포함할 수 있다. 예를 들어 쿼드로콥터(quadrocopter)의 실시예의 경우, 탈착은 각각 2개의 이펙터를 포함하는 2개의 멀티콥터 서브시스템들을 유발할 수 있다. 예를 들어, 비행체는 모듈러(즉, 복수의 모듈을 포함하는)이도록 구성될 수 있다. 비행체는 복수의 모듈이 서로 분리 가능하게 부착되는 것을 가능하게 하는 부착 수단을 추가로 포함할 수 있다. 예를 들어, 비행체는 제1 서브시스템을 포함하는 제1 모듈 및 제2 서브시스템을 포함하는 제2 모듈을 포함할 수 있거나; 제1 및 제2 모듈들은 서로 부착될 수 있거나; 예를 들어, 제1 모듈은 2개의 이펙터를 포함하는 제1 서브시스템을 포함할 수 있고, 제2 모듈은 다른 2개의 이펙터를 포함하는 제2 서브시스템을 포함할 수 있거나; 제1 및 제2 모듈들은 쿼드로콥터를 형성하도록 서로 부착될 수 있거나; 또는 제1 및 제2 모듈들은 2개의 멀티콥터를 제공하도록 서로 부착될 수 있다(즉, 2개의 멀티콥터들은 각각 2개의 이펙터를 가진다). 예를 들어, 이러한 것은 용이하게 보관, 운반, 또는 손상된 서브시스템의 용이한 교체에 유용할 수 있다.
자족형 서브시스템
자족형 서브시스템은 비행체이다. 일부 실시예에서, 자족형 서브시스템은 호버링할 수 있다. 일부 실시예에서, 자족형 서브시스템은 비행을 저하시킬 수 있다.
저하된 비행
저하된 비행은 고장 후에 감소된 비행 성능이다. 저하된 비행은 감소된 권한을 유발할 수 있다. 예를 들어 과열된 배터리는 이펙터들에 이용할 수 있는 보다 적은 전력을 초래할 수 있다. 다른 예로서, 제1 서브시스템의 고장은 단지 비행체의 이펙터들 중 절반만 가질 수 있는 제2 서브시스템으로 비행하는 것을 요구할 수 있다. 저하된 비행은 감소된 자유도를 유발할 수 있다. 예를 들어, 하나 이상의 파손된 이펙터(들)을 구비한 쿼드로콥터 또는 헥사콥터는 요잉(yaw)에서 더는 완전하게 제어 가능하지 않을 수 없다. 저하된 비행은 비행체의 제어가 너무 어려워 인간 조종사에게는 어려울 수 있다. 예를 들어, 요잉에서 부분적으로만 제어할 수 있는 비행체는 너무 복잡하여, 수동으로 비행할 수 없다. 다른 예로서, 저하된 비행에서의 비행체의 시간 상수는 인간 반응 시간에 비해 너무 작을 수 있다. 저하된 비행은 다른 제어법을 요구할 수 있다. 변경된 중량 분포를 가지는 비행체(예를 들어, 충돌 또는 다른 고장의 결과로서)는 안정된 비행을 달성하도록 상이한 모터 이득을 요구할 수 있다. 다른 예로서, 부분적으로 파손된 이펙터는 덜 효율적일 수 있으며, 그러므로 유사한 수준의 추진력을 달성하도록 다른 컨트롤 입력을 요구한다. 저하된 비행은 비행체에서 이용 가능한 이펙터들, 센서들 또는 컴퓨터 자원의 서브세트를 사용할 수 있다.
호버, 기준 프레임
호버링 가능한 비행체는 비행체의 외부의 기준 프레임에 대한 공간에서의 한 지점에서 목표 위치를 대략 달성하고 유지할 수 있다. 공간에서 비행체의 위치 선정(location)은 전형적으로 사전 한정된 기준 프레임에서 한정되고 일부 고정 지점을 참조하는 위치 및 병진 속도로 설명될 수 있다. 사전 한정된 기준 프레임의 예로는 일부 랜드마크에 고정된 원점을 구비한 'East-North-Up'프레임을 포함한다. 비행체의 운동은 통상적으로 관성 기준 프레임(inertial reference frame)을 참조하여 설명된다.
자율적
일부 실시예에서, 비행체는 자율적이다. 일부 실시예에서, 비행체는 호버 주위에서 그 위치 또는 자세를 자율적으로 안정화할 수 있다. 일부 실시예에서, 비행체는 그 위치 또는 자세를 자율적으로 안정화할 수 있다. 일부 실시예에서, 비행체는 자율적으로 궤도를 따를 수 있다. 일부 실시예에서, 비행체는 제1 웨이 포인트(waypoint)로부터 제2 웨이 포인트로 자율적으로 항행할 수 있다. 일부 실시예에서, 비행체는 자율적으로 장애물을 피할 수 있다. 일부 실시예에서, 비행체는 자율적으로 고장을 검출할 수 있다. 일부 실시예에서, 비행체는 자율적으로 고장에 응답할 수 있다. 일부 실시예에서, 비행체는 자율적으로 항행할 수 있다. 일부 실시예에서, 비행체는 사전 결정된 기동을 자율적으로 수행할 수 있다. 일부 실시예에서, 비행체는 비상 제어 유닛을 사용하여 자율적으로 작동할 수 있다.
일부 실시예에서, 비행체는 그 기능 중 일부를 자율적으로 수행하는 한편, 다른 기능들은 인간 제어 하에 수행된다. 예를 들어, 작업자가 비상 모드의 활성화 또는 비활성화를 결정할 수 있다. 다른 예로서, 비행체 및 그 조정 유닛(들) 또는 비상 제어 유닛(들)의 가장 적절한 작동 모드는 작업자에 의해(예를 들면, 지상 제어 스테이션의 일련의 비상 버튼 중 하나를 누르는 것에 의해), 비행체에 의해(예를 들어, 그 고장 상태에 따라), 또는 이러한 두 가지의 조합에 의해(예를 들어, 모든 서브시스템의 고장 상태 및 작업자의 명령에 따라) 결정될 수 있다. 전형적인 작동 모드의 예들은 하나 또는 모든 서브시스템의 즉각적 및 완전 전원 스위칭 오프; 현재 위치에서 정지 및 착륙하도록 고도 낮춤; 홈으로의 복귀 및 홈 위치에서 착륙 시작; 및 현재 위치에서 정지 및 호버링을 포함한다.
멀티콥터들
멀티콥터는 일반적으로 적어도 하나의 프로펠러를 각각 구동하는 적어도 2개의 로터를 구비한 비행뿐만 아니라, 호버링 가능한 비행체이다. 로터와 프로펠러 또는 프로펠러들에 의해 형성된 유닛은 다음에 이펙터로 지칭된다. 멀티콥터들의 전형적인 배열들은 일반적으로 쿼드로콥터들, 헥사콥터들, 및 옥토콥터들로서 각각 지칭되는 4, 6 또는 8개의 이펙터들을 사용하며, 종래 기술에서 널리 공지되고 널리 사용되고 있다. 16개 이상의 이펙터를 포함하여 많은 구성(예를 들어, 기울어 진 또는 뒤집힌 또는 이각 축들로서 정렬되고; 개별적으로 또는 반대 회전으로 배열되고; 노출되거나 또는 덕트 또는 보호 슈라우드에 케이싱되는) 많은 구성으로 배열되는 많은 다른 변형이 사용되고 있다. 일부 변형은 멀티콥터 구성으로부터 날개 구성으로 스위칭할 수 있는 비행체를 포함한다. 이러한 것은 고정익 비행기(예를 들어, 큰 거리를 커버하거나 또는 고속을 달성하는데 적절한 효율적인 전방 비행, 하이 글라이드 비율 등)의 이점과 멀티콥터(예를 들어, 도약, 착륙, 작업 수행에 적절한 호버링, 민첩성 등)의 이점을 결합할 수 있다.
기계적 단순성 때문에, 멀티콥터들은 그 프로펠러 피치가 전형적으로 회전 동안 변하지 않는 고정 피치 블레이드를 사용한다. 높은 민첩성 및 호버링 능력과 결합된 이러한 기계적 단순성과 구성의 결과인 용이성은 멀티콥터들을 많은 항공 응용 분야를 위해 가장 선호되는 플랫폼으로 만든다.
일부 실시예에서, 중복 비행체는 2개의 멀티콥터 서브시스템으로 이루어진다. 예를 들어, 중복 쿼드로콥터는 2개의 이펙터를 각각 포함하는 멀티콥터 서브시스템로 이루질 수 있다. 다른 예로서, 중복 헥사콥터는 각각 3개의 이펙터(즉, 각각의 서브시스템이 트리콥터(tricopter)이다)를 포함하는 2개의 멀티콥터 서브시스템로 이루어질 수 있다. 추가 예로서, 중복 옥토콥터는 각각의 서브시스템이 쿼드로콥터이도록 각각 4개의 이펙터를 포함하는 2개의 멀티콥터 서브시스템으로 이루어질 수 있다. 일부 실시예에서, 중복 멀티콥터는 3개의 서브시스템으로 이루어진다. 예를 들어, 중복 헥사콥터는 각각 2개의 이펙터를 포함하는 3개의 멀티콥터 서브시스템으로 이루어질 수 있다. 당업자에게 자명하고 본 발명의 이점이 주어지면, 많은 다른 조합이 가능하다.
이펙터
본 발명에서, 비행체는 이펙터들이 장비될 수 있다. 이펙터는 비행을 달성하거나 유도하도록 작동 가능한 임의의 수단이다. 이펙터들은 임의의 적절한 구성을 취할 수 있다. 이펙터의 예들은 모터를 구비한 고정 피치 프로펠러 및 힌지형 에어포일 리디렉션 기류(hinged airfoil redirecting airflow)(예를 들어, 보조익, 방향타, 플랩 등)의 선회 각도를 제어하는 선형 또는 회전 액튜에이터를 포함한다. 일부 실시예에서, 기계적 링크들은 다수의 이펙터를 통합하도록 사용될 수 있다. 공통의 예는 요동판(swash plate)(3개의 이펙터) 및 요동판-제어 동축 2개의 프로펠러 셋업(4개의 이펙터)을 포함한다. 일부 실시예에서, 발진 제어 신호는 제한된 수의 기계적 자유도로부터 다수의 이펙터를 생성하도록 사용될 수 있다. 예는 추진력, 롤 및 피치 재량(pitch authority)(3개의 이펙터)를 가지는 하위 작동(under actuated) 무요동판(swashplateless) 프로펠러를 생성하도록 로터의 회전에 대한 사인파 제어 신호의 규모 및 위상을 변화시키는 것, 및 추진력, 롤, 및 피치(3개의 이펙터)를 제어하는 본 발명에서 설명된 제어 방법을 포함한다.
일부 실시예에서, 이펙터들은 비행체에 작용하는 추진력 및 토크 모두를 생성한다. 이러한 이펙터들은 전형적으로 비행체의 본체에 대해 고정된 특징적인 구동축(전형적으로 추진력 방향과 동일한)을 가지는 것을 특징으로 한다.
비행체는 필요한 로터 속도를 달성하는데 요구되는 진폭, 파형, 및 주파수로 이러한 단일 변수를 변환하도록 전형적으로 모터 컨트롤러를 사용하는 추진력 생성을 위해 브러시리스 모터를 종종 사용한다. 이러한 모터 컨트롤러들은 전형적으로, 논리 회로에 의해 제어되지만 고성능 또는 다른 필요한 특성을 달성하도록 부가적인 센서 및 전자 기기를 포함하는 보다 복잡한 구현예를 가질 수 있는 3개의 양방향 출력(즉, 주파수 제어된 3상 출력)을 포함한다.
일부 실시예에서, 비행체의 이펙터는 기류를 발생시키거나 방향을 바꾸는 이펙터들의 그룹에 속한다. 일부 실시예에서, 비행체의 이펙터는 조인트들을 작동시키는 이펙터들의 그룹에 속한다. 일부 실시예에서, 비행체의 이펙터는 회전식 또는 선형 액튜에이터들의 그룹에 속한다.
일부 실시예에서, 비행체의 이펙터는 비행체의 본체에 견고하게 부착되거나; 블레이드들이 회전함에 따라서 로터 피치가 변하지 않는 고정 피치 프로펠러 블레이드들이 장비되거나; 토크 및 추진력을 생성하도록 작동 가능하거나; 또는 비행체를 비행시킬 수 있는 추진력 또는 양력에 기여하도록 구성되거나 또는 배열된다.
전원(들)
본 발명에서, 비행체는 하나 이상의 전원을 포함할 수 있다. 전원은 임의의 적절한 구성을 취할 수 있다. 전원의 예는 배터리, 축전지, 내연기관, 터빈, 및 전력 캐패시터들을 포함한다. 추가의 예는 다른 전원 및 비전원을 포함한다. 일부 실시예에서, 각각의 서브시스템은 그 자체의 전원을 가진다. 일부 실시예에서, 전원은 동일한 서브시스템의 센서(들), 이펙터(들), 및 비행 모듈(들)에 전력을 공급한다. 일부 실시예에서, 전원은 또한 또 다른 서브시스템의 구성 요소들에 전력을 공급한다. 예를 들어, 비상 작동 동안 다른 서브시스템의 이펙터(들)에 전력을 공급할 수 있다. 일부 실시예에서, 전원은 고장 검출 유닛에 신호를 제공한다. 예를 들어, 배터리는 그 충전 수준 또는 그 작동 온도에 대한 정보를 제공할 수 있다.
센서(들)
본 발명에서, 비행체는 (a) 서브시스템의 구성 요소(예를 들어, 이펙터, 전원)를 나타내는 데이터를 제공하거나, 또는 (b) 하나 이상의 서브시스템의 운동을 나타내는 데이터를 제공하거나, 또는 (c) 중복 비행체의 운동을 나타내는 데이터를 제공하도록 구성되고 배열될 수 있는 하나 이상의 센서를 추가로 포함할 수 있다. 센서는 하나 또는 다수의 센서 신호를 발생시킬 수 있다.
내부 감각 수용 센서(interoceptive sensor)들은 시스템의 내부 수량을 감지한다. 예들은 모터 컨트롤러의 온도를 감지하는 열 센서와 와이어에서의 전류를 검출하는 전류 센서를 포함한다. 이러한 유형의 센서는 고장을 검출하는데 특히 유용하다.
외부 감각 수용 센서들은 외부 기준 프레임에 대한 시스템의 상태(즉, 상대 위치, 상대적 방향 또는 상대 속도)를 감지한다. 예들은 장애물까지의 거리를 감지하는 시각 센서와, 자기 북극 방향을 감지하는 자력계를 포함한다. 이러한 유형의 센서는 자율 비행에 특히 유용할 수 있다.
일부 실시예에서, 마이크로 전자 기계 시스템(MEMS) 또는 압전 시스템은 본 발명에 개요된 중복성 및 작동 특성을 달성하는 것을 가능하게 하도록 사용된다. 본 발명과 함께 유용하게 이용될 수 있는 이러한 마이크로 센서의 예는 MEMS 자이로스코프, MEMS 가속도계, 압전 자이로스코프, 및 압전 가속도계들을 포함한다. 일부 실시예에서, 마이크로 센서들의 사용은, 각각의 서브시스템에서, 다수의 자이로스코프 및 가속도계들을 각각 조합하거나 또는 다축 자이로스코프 및 가속도계들을 사용하는 하나 이상의 관성 측정 유닛(IMU)들을 사용하는 것을 가능하게 한다. 일부 실시예에서, 마이크로 센서들의 사용은 중복 비행체에 대한 특정 특성을 달성하는 것을 가능하게 한다. 예를 들어, MEMS 자이로스코프는, 비행체의 자세를 모니터하고 비행체가 자세 임계치가 초과되면 고장 검출 유닛이 비상 제어 모드를 기동하는 것을 허용하도록 사용될 수 있다. 다른 예로서, MEMS 자이로스코프는 그 낮은 시정수에도 불구하고 호버 주위에서 소형 비행체를 제어하도록 사용될 수 있다. MEMS 센서들은 비행체들에 다수의 서브시스템을 장비하기 위한 전제 조건일 수 있는 전형적인 센서에 비해 그 낮은 중량 및 낮은 전력 소비를 포함하는 이점을 가진다.
일부 실시예에서, 각각의 서브시스템은 동일한 유형의 2개 이상의 센서를 사용한다. 일부 실시예에서, 동일한 유형의 센서들은 동일한 양을 측정하는 센서들이다. 일부 실시예에서, 동일한 유형의 센서들은 동일한 모델인 센서들이다. 일부 실시예에서, 동일한 유형의 센서들은 동일하게 만들어진 센서들이다. 일부 실시예에서, 동일한 유형의 센서들은 비행체의 동일한 상태 또는 서브 상태를 나타내는 데이터를 제공하는 센서들이다.
일부 실시예에서, 센서는 관성 센서들, 거리 센서들, 또는 레이트 센서(rate sensor)들의 그룹에 속한다. 일부 실시예에서, 센서는 가속도계들, 자이로스코프들, 자력계들, 카메라들, 광류 센서들, 레이저 또는 소나 범위 측정기들, 레이더, 기압계들, 온도계들, 습도계들, 범퍼들, 화학 센서들, 전자기 센서들, 공기 유량 센서들, 또는 상대 속도 센서들, 초음파 센서들, 마이크들, 라디오 센서들, 또는 적외선 센서들의 그룹에 속한다. 일부 실시예에서, 센서는 높이, 거리, 또는 범위 센서들의 그룹에 속한다. 일부 실시예에서, 센서는 상대 또는 절대 위치 센서들의 그룹에 속한다. 일부 실시예에서, 센서는 위치 설정 센서들의 그룹에 속한다. 일부 실시예에서, 센서는 신호를 위한 수신기(예를 들어, 글로벌 항법 위성 시스템(GNSS) 수신기, 무선 주파수 수신기, 또는 적외선 수신기)이다. 일부 실시예에서, 센서는 GNSS형 센서들, 영상 주행 기로계/SLAM, 역반사 위치 시스템, 레이저 범위 측정기, Wi-Fi 위치 확인 시스템, 무선 주파수 위치 선정 시스템, 기압 고도계 및 승강계, 또는 초음파 센서들의 그룹에 속한다. 일부 실시예에서, 센서는 MEMS 센서이다.
비행 모듈
본 발명에서, 비행체는 하나 이상의 비행 모듈을 포함할 수 있다. 비행 모듈은 센서들로부터 신호를 수신하고 신호를 이펙터들 또는 다른 비행 모듈들에 출력하도록 프로세서, 메모리 및 통신 인터페이스를 포함하는 전자 부품(전형적으로 인쇄 회로 기판(PCB))이다. 일부 실시예에서, 비행 모듈은 제어 유닛(예를 들어, 정상 작동 제어 유닛, 비상 제어 유닛 등), 조정 유닛, 및 고장 검출 유닛을 포함한다. 일부 실시예에서, 단일 비행 모듈은 다수의 정상 작동 제어 유닛들, 비상 제어 유닛들, 조정 유닛들, 또는 고장 검출 유닛들을 포함할 수 있다. 일부 실시예에서, 각각 그 자체의 프로세서, 메모리, 및 통신 인터페이스를 구비하는 다수의 비행 모듈은 단일 PCB 상에 위치될 수 있다(예를 들어, 제조를 단순화하거나, 또는 필요한 전기적 거동을 달성하도록). 일부 실시예에서, 비행 모듈의 프로세서, 메모리 및 통신 인터페이스는 다수의 PCB 전체에 걸쳐서 분산된다(예를 들어, 특정 중량 분포 또는 성능 특성을 달성하도록).
조정 유닛(들)/조정 신호(들)
본 발명에서, 상기 하나 이상의 조정 유닛은 다수의 서브시스템의 작동을 조정하도록 사용된다.
조정 유닛은 제어 신호, 고장 검출 신호들, 센서 신호들, 및 조정 신호들을 수신하도록 구성될 수 있다. 일부 실시예에서, 조정 유닛은 통신 채널을 통해 다른 조정 유닛으로부터의 신호를 수신하도록 구성될 수 있다.
일부 실시예에서, 조정 유닛은 통신 채널을 통해 다른 조정 유닛으로부터의 신호들의 전송을 개시하도록 구성될 수 있다. 일부 실시예에서, 조정 유닛은 신호를 고장 검출 유닛으로 전송할 수 있다. 일부 실시예에서, 조정 유닛은 제어 신호를 전송한다. 일부 실시예에서, 조정 유닛은 정상 작동 제어 신호들, 고장 검출 신호들, 센서 신호들, 또는 조정 신호들을 전송 또는 발송할 수 있다. 일부 실시예에서, 조정 유닛은 비상 제어 신호들을 전송 또는 발송할 수 있다.
일부 실시예에서, 제1 서브시스템의 제1 조정 유닛은 통신 채널을 통해 제2 서브시스템의 제2 조정 유닛으로 조정 신호를 전송한다. 일부 실시예에서, 제1 조정 유닛은 통신 채널을 통해 제2 조정 유닛으로 제어 신호들을 발송한다.
조정 유닛은 스위치를 제어한다. 조정 유닛은 스위치를 사용하여 어떤 제어 신호가 어떤 이펙터로 발송될지를 선택할 수 있다.
일부 실시예에서, 조정 유닛은 고장 검출 유닛으로부터 고장 검출 신호를 수신한다. 예를 들어, 제1 서브시스템에서, 제1 조정 유닛은 서브시스템의 이펙터들 중 하나가 고장났다는 고장 검출 신호를 고장 검출 유닛으로부터 수신할 수 있다. 그런 다음, 조정 유닛은 고장을 나타내는 조정 신호를 제2 서브시스템의 제2 조정 유닛에 전송하여, 정상 작동 제어 모드로부터 비상 제어 모드로 스위칭하도록 제2 서브시스템을 기동할 수 있다. 일부 실시예에서, 이러한 스위치는 정상 작동 제어 유닛 및 비상 제어 유닛으로 신호를 전송하는 조정 유닛에 의해 기동된다. 일부 실시예에서, 이러한 스위치는 정상 작동 제어 유닛의 제어 신호를 발송하는 것으로부터 비상 제어 유닛의 제어 신호를 발송하는 것으로 스위칭하는 신호를 스위치에 전송하는 것에 의해 기동된다.
일부 실시예에서, 제1 서브시스템의 제1 조정 유닛은 제1 서브시스템의 제어 유닛(예를 들어, 제1 정상 작동 제어 유닛)으로부터 제어 신호들(예를 들어, 정상 작동 제어 신호들)을 수신하도록 배열될 수 있으며; 그런 다음 이러한 제어 신호들을 제2 서브시스템 내의 제2 조정 유닛에 발송할 수 있으며; 제2 조정 유닛은 이러한 제어 신호들을 제2 서브시스템에 있는 고장 검출 유닛에 전송할 수 있으며; 이러한 것은 제2 서브시스템의 고장 검출 유닛이 제1 또는 제2 서브시스템에서의 고장을 검출하도록 제2 서브시스템의 제어 유닛(예를 들어, 제2 정상 작동 제어 유닛)의 신호와 이러한 신호들을 비교하도록 할 수 있다.
일부 실시예에서, 제1 서브시스템에 있는 제1 조정 유닛은 제1 서브시스템의 제1 센서로부터 제1 센서 신호를 수신하도록 배열될 수 있으며; 그런 다음, 제1 센서 신호를 나타내는 조정 신호를 제2 서브시스템의 제2 조정 유닛에 전송할 수 있으며; 제2 조정 유닛은 이러한 신호들은 제2 서브시스템의 고장 검출 유닛으로 전송할 수 있으며; 이러한 것은 제2 서브시스템의 고장 검출 유닛이 제1 또는 제2 서브시스템의 고장을 검출하도록 이러한 신호들을 제2 서브시스템의 제2 센서 신호와 비교하도록 할 수 있다.
스위치(들)
스위치는 하나 이상의 이펙터로 발송하는 다른 제어 신호들 사이를 스위칭 또는 선택하도록 사용될 수 있다. 스위치는 또한 하나 이상의 이펙터로의 제어 신호의 세트의 발송을 스위칭 온 또는 스위칭 오프("on/off switch" 또는 "on/off selector")하도록 사용될 수 있다.
일부 실시예에서, 각각의 마스터 및 슬레이브 서브시스템은 스위치를 가진다. 일부 실시예에서, 스위치는 상이한 제어 유닛(예를 들어, 정상 작동 제어 유닛, 비상 제어 유닛)들로부터 하나 이상의 이펙터로의 제어 신호의 발송 사이를 스위칭하도록 사용된다. 일부 실시예에서, 스위치는 조정 유닛에 의해 작동된다.
고장 및 고장 검출 유닛(들)/고장 검출 신호들
고장 검출 유닛은 고장을 검출하도록 사용된다. 일부 실시예에서, 고장 검출 유닛은 그 자체가 속한 서브시스템의 고장을 검출하도록 사용된다. 일부 실시예에서, 고장 검출 유닛은 다른 서브시스템에서의 고장을 검출하도록 사용된다. 일부 실시예에서, 고장 검출 유닛은 통신 채널에서의 고장을 검출하도록 사용된다.
고장 검출 유닛은 고장 검출 신호를 발생시킨다. 고장 검출 신호는 일반적으로 고장 검출 유닛으로부터 조정 유닛으로 전송된다. 일부 실시예에서, 고장 검출 유닛은 조정 신호들을 수신할 수 있다. 일부 실시예에서, 고장 검출 유닛은 센서 신호를 수신할 수 있다. 일부 실시예에서, 고장 검출 유닛은 그 자체의 서브시스템에 있는 구성 요소들 또는 유닛들(예를 들어, 조정 유닛을 통해 또는 구성 요소 또는 유닛으로부터 직접) 또는 다른 서브시스템의 구성 요소들 또는 유닛들(예를 들어, 다른 서브시스템의 조정 유닛, 통신 채널, 및 그 자체의 서브시스템의 조정 유닛을 통해)의 작동 상태를 나타내는 신호를 수신할 수 있다.
고장의 유형
여기에서, 고장은 구성 요소의 부분적 또는 전체적 손실 또는 작업자 에러를 의미할 수 있다. 예를 들어, 전형적으로 멀티콥터들에서 사용된 프로펠러들과 같은 이펙터의 고장은 이펙터에 의해 생성된 토크 또는 추진력의 고장을 의미할 수 있다. 이러한 예에서 전형적으로 손실은 공칭 추진력, 양력 또는 토크의 20% 내지 100%의 범위에 있다. 다른 예로서, 센서의 고장은 임의의 센서 데이터, 범위 밖의 센서 데이터, 또는 다른 센서로부터의 데이터에 대응하지 않는 센서 데이터, 또는 모델 예측에 대응하지 않는 센서 데이터를 전달하는 부분적 또는 전체적 고장을 의미할 수 있다. 다른 예로서, 통신 채널의 고장은 그 채널로부터 수신된 신호들, 필요한 범위, 패턴, 또는 모델에 대응하지 않는 신호들, 또는 검사에 실패한 신호들(예를 들어, 주기적 중복성 검사)을 의미할 수 있다.
전반적으로, 오늘날 사용되는 많은 소형 비행체, 특히 멀티콥터들은 비교적 간단하고, 그러므로 비교적 안전하다(비행기에서 최상의 시스템은 결코 고장날 수 없기 때문에 가지지 않는 시스템이다). 그러나, 작은 비행체의 엄청난 인기로 인해, 많은 수의 충돌이 문헌에 기록되어 있다. 대부분의 모든 비행체 충돌은 장애물과 비행체의 충돌을 유발하는 조종사 에러 외에는 이펙터 고장으로 인한 것이며, 비행체는 전형적으로 이펙터들이 제어된 방식으로 추진력을 생성하는데 실패하지 않는 한 비행중이다. 그러므로, 본 발명은 장애물과의 충돌을 포함하는 모든 소형 비행체 충돌의 대부분의 결과를 극복하거나 제한하는 것을 가능하게 한다. 가장 일반적인 비행체 고장은 다음과 같다:
1. 조종 에러 또는 바람이나 난기류로 인한 장애물과의 충돌로 인한 고장. 예를 들어, 검사 작업 동안 갑작스런 바람에 의해 비행체가 교량으로 밀려, 파손된 프로펠러, 및 제어 및 충돌의 후속의 치명적인 솔실로 인한 이펙터 고장을 유발한다.
2. 비행체 배선의 고장. 매우 일반적인 고장의 예는 다음과 같은 것을 포함한다:
- 진동으로 인해 모터 커넥터의 플러그 해제.
- 납땜된 와이어의 분리.
- 프로펠러에 의해 절단된 느슨한 와이어.
- 부분적인 모터 부착 고장(체결 나사의 요동 손실 또는 조립체의 재료 피로)에 의한 와이어 벗겨짐.
- 불충분한 와이어 크기 및 유발 과열/와이어 또는 납땜 부착 지점의 용융
3. 비행체의 프로펠러 부착, 모터 부착, 액튜에이터 부착, 또는 프레임의 고장. 가장 일반적인 고장은 다음과 같은 것을 포함한다:
- 느슨한 나사와 볼트(진동, 조립 에러, 마모 및 마멸, 재료 피로에 의해 풀린).
- 잘못된 구성으로 부착된 프로펠러들(반시계 방향(때때로 "풀러(puller)" 프로펠러로 지칭됨) 및 시계 방향 프로펠러(때때로 "푸셔(pusher)" 프로펠러로 지칭됨).
- 부착 나사의 과도한 조임.
- 부착 나사의 부족한 조임.
- 액튜에이터 부착 실패.
- 파손된 날개.
- 구멍 뚫린 에어포일.
4. 모든 모터의 적절한 균형 및 모든 프로펠러의 적절한 균형에 대한 고장, 이러한 카테고리는 특히 대형 비행체에서 부품의 진동 및 후속 이동(dislodging)의 주요 원인이다.
5. 비행체의 모터 또는 액튜에이터의 고장. 가장 일반적인 고장은 모터의 과부하(예를 들어, 너무 큰 프로펠러) 및 후속의 과열 또는 먼지 또는 모래에서의 작동에 기인한다. 다른 일반적인 고장은 액튜에이터의 부적절한 크기 또는 구성 요소 노화를 포함한다.
6. 비행체의 전기 또는 전자 부품의 고장. 이러한 카테고리의 가장 일반적인 고장은 비, 안개 또는 높은 습도와 같은 습한 조건에서의 비행이다.
7. 비행체의 비행 소프트웨어의 고장. 예를 들어, 비행 제어 컴퓨터의 부적절한 프로그래밍 또는 비행체 중량에 대한 부적절한 모터 이득.
8. 부적절한 원격 제어 구성, 특히 반전되거나 부적절하게 구성된 송신기 채널에 의해 유발되는 고장, 또는 기지국과 수신기 사이의 충분히 강한 신호를 보장하지 못하는 것으로 인한 고장.
9. 간섭, 가장 일반적으로 전자기 속도 컨트롤러(또한 "모터 컨트롤러"로 지칭됨)와 비행체의 수신기 사이의 간섭으로 인한 고장.
10. 나쁜 탑재물 인한 고장.
11. 센서 교정의 부족 또는 결함으로 인한 고장.
12. 재료 피로(예를 들어, 피로 균열 또는 응력 파괴)로 인한 프로펠러의 고장.
13. 구성 요소 고장. 모든 구성 요소는 다양한 인자, 예를 들어, 열 사이클링에 따라 다양한 속도에서 유한한 수명 및 노화를 가진다.
상기의 모든 고장이 반드시 이펙터 고장을 유발하지 않지만, 많은 고장이 본 발명을 사용하여 검출되거나 회피될 수 있다. 특히, 상기된 고장들 중 하나에 이어서, 본 발명은, 고장에 영향을 받지 않는 이펙터의 추진력의 결과적인 방향의 방위가 비행체가 착륙하는 것을 가능하게 하기 위해 제어될 수 있도록 고장에 영향을 받지 않는 서브시스템을 위한 이펙터 제어 신호를 계산하도록, 고장에 의해 영향을 받는 구성 요소 또는 서브시스템을 무력화하는 것에 의해, 그리고 비상 제어 유닛을 사용하여 비행체 충돌을 방지할 수 있다.
다양한 방법들은 고장이 발생되었다는 것을 검출하도록 사용될 수 있다. 예들은, 비행체 모니터 측정 데이터에서 모델 기반 관찰자를 가지는 것에 의한, 그리고 에러가 관측되었다는 것(예를 들어, 상이한 고장 모드를 각각 나타내는 칼만 필터(Kalman filter)들의 뱅크를 이용하여)을 확률론적으로 검출하는 것에 의한 자동 검출을 포함한다. 활강 모드 관찰자(sliding mode observer), 보팅 기반 알고리즘, 패리티 공간 접근법(parity-space approaches), 및 매개 변수 식별도 사용될 수 있다. 고장은 또한 예를 들어 비행체의 이펙터들의 회전 속도를 모니터하거나, 또는 비행체의 이펙터들이 얼마나 많은 전류를 흘려 보내는지 모니터하는 것에 의해 직접 검출될 수 있다. 다른 예들은 비행체를 모니터하고, 고장이 발생할 때 비행체에 신호를 전송할 수 있는 조종사를 포함한다.
일부 고장 검출 방법은 지연 후에만 고장을 검출 수 있으며, 이는 고장이 인식될 때 비행체가 의도된 것으로부터 멀리 떨어진 상태에 있을 수 있다는 것을 의미한다. 장애물과의 충돌과 같은 특정 이벤트는 또한 비행체를 예상된 것보다 멀리 떨어 뜨리는 경향이 있다. 그럼에도 불구하고, 본 발명은 비행체가 임의의 초기 상태로부터 회복되는 것을 가능하게 할 수 있다. 특정 비행체 구성(예를 들어, 질량, 고장에 영향을 받지 않는 남아있는 이펙터들과 같은)에 따라, 비행체는 고장 후에 호버링으로 복귀할 수 있거나 주위 공간을 자유롭게 움직일 수 있다. 대안적으로, 자세를 제어하는 대신에, 개시된 발명은 고장 후에 비행체의 재방위시키도록 간단하게 사용될 수 있어서, 비행체가 선호하는 방식으로 지면에 부딪힌다.
본 발명은 또한 조종사 에러의 심각성을 감소시키는 가능성을 제공한다. 예를 들어 쿼드로콥터의 조종사가 우발적으로 쿼드로콥터를 구조물과 충돌시켜, 프로펠러들 중 하나를 손상시키면, 자동화된 시스템(예를 들어, 고장 검출 유닛)이 고장이 일어났으며, 그런 다음 시스템은 내부 자동 조종 장치(예를 들어, 비상 제어 유닛)와 자동으로 결합하고, 이용 가능한 센서들을 이용하여 비행체를 공중으로 가져오거나 비행체를 지면의 부드러운 착륙 지점으로 가져올 수 있다.
고장 검출 유닛
일부 실시예에서, 고장 검출 유닛은 제1 신호를 제2 신호와 비교하도록 구성되고 배열된다. 이러한 것은, 예를 들어, 고장 검출 유닛을 동일한 형태의 2개 이상의 센서에 연결하는 것에 의해 달성될 수 있으며, 2개 이상의 센서는 유사한 판독값을 제공하도록 구성되고 배열된다. 이러한 것은 예를 들어 센서들을 아주 근접하여; 적절한 상대적 방위로; 또는 적절한 상대 위치에 장착하는 것에 의해 달성될 수 있다.
일부 실시예에서, 고장 검출 유닛은 신호를 예상된 임계치 또는 범위와 비교하도록 구성되고 배열된다. 예를 들어, 고장 검출 유닛은 온도 센서로부터 측정값을 수신하고, 이들 측정값을 고정된 시간 간격에 걸쳐서 평균화하고, 평균치를 메모리로부터 검색된 범위와 비교하고, 평균값이 범위를 벗어나면 고장 검출을 보고할 수 있다.
일부 실시예에서, 고장 검출 유닛은 단일 구성 요소 또는 단일 서브시스템의 고장을 검출하도록 구성되고 배열된다. 이러한 방식은, 예를 들어, 특정 축 주위에서 비행체의 움직임을 검출하도록 센서를 장착하는 것에 의해; 축 주위에서의 움직임을 하나 이상의 이펙터의 작용에 링크하도록 모델을 사용하는 것에 의해; 그리고 센서의 판독 값을 나타내는 데이터를 고장이 없는 작동을 위한 예상 범위 또는 임계값과 비교하도록 상기 모델을 사용하는 것에 의해 달성될 수 있다. 고장 검출 유닛은 그런 다음 센서의 판독값을 나타내는 데이터가 예상된 범위를 벗어나거나 임계값보다 높으면(또는 그 아래이면) 고장을 검출한다. 일부 실시예에서, 상기 모델은 이펙터 명령 또는 제어 신호를 포함할 수 있다. 예를 들어, 상기 모델은 주어진 모터 명령에 대한 특정 가속도계 판독값을 예측할 수 있다. 모델의 예들은 제 1 주요 원리 모델, 룩업 테이블(look-up table) 및 상관 함수를 포함한다.
일부 실시예에서, 고장 검출 유닛은 통신 채널을 통해 수신된 신호에 기초하여 고장을 검출하도록 구성되고 배열된다. 예를 들어, 고장 검출 유닛은 상기 센서로부터 수신된 측정값에 기초하여 다른 서브시스템의 온도 센서에서의 고장을 검출하고, 통신 채널을 통해 발송할 수 있다.
일부 실시예에서, 고장 검출 유닛은 다른 서브시스템의 작동을 모니터하도록 하나의 서브시스템의 센서 신호를 사용할 수 있다. 예를 들어, 하나의 서브시스템의 자이로스코프는 다른 서브시스템의 이펙터들에 의해 유발된 특정 축 주위에서의 비행체의 움직임을 검출하도록 장착될 수 있다. 그러므로, 제1 서브시스템은 다른 서브시스템의 작동을 관찰할 수 있다. 검출된 움직임은 값으로 나타낼 수 있다. 그런 다음, 서브시스템은 값/검출된 움직임을 예상된 값과 비교한다. 에상된 값은 예를 들어, 모델에 의해, 또는 제1 서브시스템의 정상 작동 제어 유닛으로부터 조정 유닛 및 통신 채널을 통해 다른 서브시스템으로 전송된 모터 명령에 기초하여 예측될 수 있다. 값/검출된 움직임이 예상된 값과 일치하지 않으면, 이러한 것은 고장이 일어났다는 것임을 나타낸다. 다른 예로서, 고장의 검출은 값/검출된 움직임이 사전 한정된 안전 작동 범위 내에 있는지 또는 사전 한정된 안전 변화율 내에 있는지의 결정에 의해 행해질 수 있다.
고장 검출 유닛은 또한 고장이 일어났는지를 검출하도록 수신한 신호를 평가하기 위해 다수의 또는 다른 잘 확립된 고장 검출 방법을 구현할 수 있다. 예를 들어, 몇몇 센서로부터 중복 정보를 비교하는 알고리즘을 사용할 수 있으며; 예상치 못한 신호 정지(signal outage)를 검출하는 워치독 기능(watchdog functionality); CRC와 같은 데이터 손상 검사; 신호 범위 검사; 신호 임계값 검사; 상관 검증을 포함할 수 있으며; 또한 부족전압(undervoltage) 또는 과전압, 과전류, 과도한 온도 또는 이펙터들의 운동을 검출하는 추가적인 센서들을 포함할 수 있다.
일부 실시예에서, 고장 검출 유닛은 조정 유닛으로부터 정상 작동 제어 유닛에서 생성된 신호들을 나타내는 신호를 수신한다. 고장 검출 유닛은 로컬 신호(예를 들어, 동일한 서브시스템의 신호)를 검증하도록 이러한 신호들을 사용할 수 있다.
고장이 검출되면, 고장 검출 유닛은 신호(예를 들어, 고장 검출 신호)를 조정 유닛에 전송할 수 있다. 고장 검출 신호는 고장의 유형(예를 들어, 이펙터 오작동)의 세부 사항, 서브시스템 또는 그 구성 요소의 상태(예를 들어, 이펙터의 차단)의 세부 사항, 또는 다른 서브시스템을 위한 명령(예를 들어, 비상 제어 개시)을 포함할 수 있다.
정상 작동 제어 유닛(들)/정상 작동 제어 신호
정상 작동 제어 유닛(때때로 정상 OP 제어 유닛으로 지칭됨)은 정상 작동 동안 비행체를 제어하기 위해 일부 실시예에서 사용된다.
정상 작동 제어 유닛은 센서 신호에 따라 중복 비행체의 이펙터들을 위한 제어 신호(때때로 정상 작동 제어 신호 또는 정상 OP 제어 신호로 지칭됨)를 발생시킨다. 정상 작동 제어 신호는 전형적으로 다수의 서브시스템으로 전송되며, 일부 제어 신호는 조정 유닛에 의해 통신 채널을 통하여 다른 서브시스템으로 발송된다.
정상 작동 제어 유닛은 종래 기술에서 잘 확립되고 광범위하게 사용되는 비행체 제어법을 구현할 수 있다. 이러한 제어법의 예들은, PID 제어; 모델 예측 제어; 활강 모드 제어; 전체 상태 피드백; 및 백스테핑 제어(backstepping control)를 포함한다. 제어법에 따라, 정상 작동 제어 유닛은 또한 센서 신호로부터 중복 비행체의 상태를 추정하도록 상태 추정 알고리즘을 구현할 수 있다. 이러한 상태 추정 알고리즘은 또한 종래 기술에서 잘 확립되어 있으며; 이러한 방법의 예들은 칼만 필터링; 확장 칼만 필터링; 입자 필터링; 분산된 칼만 필터링(unscented Kalman filtering); 및 보완 필터링을 포함한다. 일부 실시예에서, 상태 추정치는 비행체의 회전 및 각속도를 포함한다. 그런 다음, 정상 작동 제어 유닛은 자세 컨트롤러에서 이러한 추정치를 사용할 수 있다. 일부 실시예에서, 상태 추정기는 회전 및 병진 상태 모두를 추정한다.
제어 유닛은 단일 이펙터를 위한 제어 신호를 계산할 수 있다. 일부 실시예에서, 제어 유닛은 이펙터들의 상이한 세트를 위한 제어 신호들의 상이한 세트를 계산한다. 예를 들어, 정상 작동 제어 유닛은 마스터 서브시스템의 2개의 이펙터를 위한 제어 신호들의 제1 세트, 및 슬레이브 서브시스템를 위한 제어 신호들의 제2 세트를 계산할 수 있다. 다른 예로서, 정상 작동 동안, 제1 정상 작동 제어 유닛은 마스터 서브시스템를 위한 제어 신호들의 제1 세트를 계산할 수 있고, 제2 정상 작동 제어 유닛은 슬레이브 서브시스템을 위한 제어 신호들의 제2 세트를 계산할 수 있다.
하나의 서브시스템의 정상 작동 제어 유닛은 성능을 향상시키도록 다른 서브시스템의 센서 신호들과 관련된 데이터를 또한 사용할 수 있다. 이러한 것은 하나 이상의 조정 유닛을 사용하여 그 데이터를 발송하는 것에 의해 달성될 수 있다. 양 서브시스템들에 의해 운반되는 센서는 전형적으로 동일한 양을 나타내는 신호를 생성하지만, 다수의 서브시스템의 센서들로부터의 데이터의 조합은 신호 품질(예를 들어, 신호 대 노이즈 비)을 개선할 수 있다. 이러한 것은 예를 들어 노이즈를 감소시키고 특이 오정합점 제거(outlier rejection)를 개선하도록 양 신호를 공동으로 필터링하는 것에 의해 달성될 수 있다.
일부 실시예에서, 정상 작동 제어 유닛은 고장이 경미한 한(예를 들어, 고장이 비행체 이펙터들의 작동에 영향을 미치지 않는 한, 또는 고장이 중복 구성 요소에 의해 보상되는 한) 고장 검출 후에도 사용된다.
일부 실시예에서, 단일 정상 작동 제어 유닛이 사용된다.
비상 제어 유닛(들)/비상 제어 신호
비상 제어 유닛은 일부 실시예에서 고장 후에 비행체의 제어를 인계받도록 사용된다. 비상 제어 유닛는 저하된 비행에 대해 특별 제어법을 시행한다. 일부 실시예에서, 비상 제어 유닛은 작업자로부터의 입력에 의해 활성화, 비활성화, 또는 영향을 받는다. 일부 실시예에서, 비상 제어 유닛은 완전히 또는 부분적으로 자율적이다.
비상 제어 유닛는 비상 제어 신호를 발생시킨다. 일부 실시예에서, 비상 제어 신호는 비행체의 이펙터들의 서브세트를 제어하도록 사용될 수 있다. 일부 실시예에서, 비상 제어 유닛은 동일한 서브시스템 내의 이펙터들을 위한 비상 제어 신호를 발생시킨다.
일부 실시예에서, 비상 제어 유닛은 그 자유도들 중 하나에서의 움직임의 제어를 상실한 비행체를 제어하도록 사용될 수 있다. 일부 실시예에서, 비상 제어 유닛은 고장에 의해 영향을 받은 서브시스템이 무력화되면 사용된다. 일부 실시예에서, 비상 제어 유닛은 고장 검출 유닛에 의해 검출된 임의의 고장 후에 사용된다.
일부 실시예에서, 비상 제어 유닛은 그 서브시스템의 이펙터들을 위한 제어 신호만을 발생시킨다. 그러므로, 비상 제어 유닛은 감소된 수의 이펙터로 비행체를 제어하도록 특별히 설계된 제어법을 구현할 수 있다. 이러한 제어법의 예는 본 발명에 개시되어 있다. 단일 서브시스템이 완전히 제어된 비행을 유지하는 것을 가능하게 하도록 충분한 수의 이펙터로 구성된 중복 멀티콥터(예를 들어, 각각 4개의 프로펠러를 구비한 2개의 서브시스템으로 구성된 8-로터 중복 멀티콥터)에 대해, 종래 기술에서 잘 확립되어 광범위하게 사용되는 종래의 멀티로터(multirotor)는 비상 제어 유닛에서 구현될 수 있다.
일부 실시예에서, 비행체는, 예를 들어, 센서 데이터에 기초한 상태 추정치 또는 다른 알고리즘(예를 들어, 10초 이상의 휴지(rest)에 대응하는 특정 범위 내의 가속도계 판독값)에 의해, 특별화된 센서들(예를 들어, 비행체 랜딩 기어의 터치 센서들)에 의해, 또는 인간 조종사에 의해 확인된 바와 같이 안전하게 착륙할 때까지 그 비상 상태로 또는 비상 제어 유닛의 제어하에 남는다. 일부 실시예에서, 비행체는 비상 제어 유닛의 제어 하에 그 현재의 고장 상태 또는 그 작동을 주기적으로 재평가한다. 일부 실시예에서, 고장은 고장 진단(예를 들어, 결함수 해석(fault tree analysis) 등을 사용하여 이벤트 처리 결정 시스템 고장 조건)을 기동하도록 사용될 수 있다. 일부 실시예에서, 고장 상태 또는 비상 제어로부터의 이탈은 비행체(100)의 세부 사항, 그 예상되는 고장 모드, 실제 고장 모드, 및 다른 인자들에 의존한다. 일부 실시예에서, 고장 검출 유닛은 고장을 검출된 후에 고장을 계속 모니터할 수 있고, 고장이 더 이상 지속되지 않으면 조정 유닛은 정상 작동으로 복귀하도록 기동할 수 있다.
서브시스템 무력화
일부 실시예에서, 서브시스템은 무력화될 수 있다(예를 들어, 서브시스템에 속하는 이펙터와 같은 서브시스템의 구성 요소에 고장이 있으면, 서브시스템은 무력화될 수 있다). 서브시스템의 무력화는, 예를 들어, 서브시스템의 제어 유닛의 작동을 정지하는 것에 의해; 서브시스템의 전원 유닛을 스위칭 오프하는 것에 의해; 또는 조정 유닛 또는 스위치를 사용하여 통신 채널을 통한 제어 신호의 발송을 중단하는 것에 의해 달성될 수 있다. 일부 실시예에서, 고장 검출 유닛, 전원, 또는 조정 유닛과 같은 서브시스템 구성 요소들은 서브시스템의 상태 및 기능을 나타내는 데이터를 계속 제공하는 것을 가능하게 하는 특별히 "무력화된" 상태를 가질 수 있다. 예를 들어, 무력화된 서브시스템의 조정 유닛은 무력화된 서브시스템의 센서 신호들을 나타내는 데이터를 다른 서브시스템의 조정 유닛으로 여전히 발송할 수 있다. 다른 예로서, 무력화된 서브시스템의 고장 검출 유닛은 고장의 상태를 모니터하고 이에 업데이트를 계속 제공할 수 있다.
유닛들의 조합
일부 실시예는 단일 또는 다수의 고장 검출 유닛(들), 조정 유닛(들), 정상 작동 제어 유닛(들), 및 비상 제어 유닛(들)을 포함할 수 있다. 일부 실시예에서, 고장 검출 유닛(들), 조정 유닛(들), 정상 작동 제어 유닛(들), 및 비상 제어 유닛(들)의 일부 또는 전부는 단일 또는 다수의 회로 기판(들), 단일 보드 컴퓨터(들), 또는 단일 마이크로 컨트롤러(들)에서 구현될 수 있다. 일부 실시예에서, 일부 또는 모든 고장 검출 유닛(들), 조정 유닛(들), 정상 작동 제어 유닛(들), 및 비상 제어 유닛(들)은 하나 이상의 유닛으로 결합될 수 있다.
통신 채널/신호
본 발명의 실시예에서, 비행체는 하나 이상의 통신 채널(유선 또는 무선 통신 채널(들))을 포함할 수 있다. 가장 바람직하게, 통신 채널은 비행체의 서브시스템들(예를 들어, 제1 및 제2 서브시스템들)의 각각에 연결된다. 그러므로, 통신 채널은 서브시스템들 사이의 통신에 사용될 수 있다. 예를 들어, 바람직한 실시예에서 제1 서브시스템은 통신 채널에 접속되고, 제2 서브시스템은 상기 통신 채널에 접속되고, 상기 서브시스템들 사이의 통신은 통신 채널을 통해 일어날 수 있다. 통신은 서브시스템들의 조정 유닛들에 의해 중재된다. 예시적인 통신 채널은 물리적 전송 매체(예를 들어, 단일 와이어 또는 케이블, 2개의 와이어 또는 케이블); 논리적 접속(예를 들어, 데이터 소스와 데이터 싱크 사이(data sink)의 링크); 무선 접속(예를 들어, 무선 채널)을 포함하며; 비행체는 임의의 하나 이상의 이러한 채널 유형을 포함할 수 있다. 일부 실시예에서, 통신 채널은 컨트롤러 영역 네트워크(CAN 버스), 범용 비동기 송수신기(UART), 또는 상호 집적 회로(I2C 또는 I2C) 버스를 사용한다.
통신 채널은 하나의 서브시스템에서 발생된 제어 신호(예를 들어, 정상 작동 유닛에 의해 계산되고 조정 유닛을 통해 발송된 모터 제어 신호)를 다른 서브시스템에 운반한다. 일부 실시예에서, 통신 채널은 하나의 서브시스템에서 발생된 조정 신호(예를 들어, 조정 유닛에 의해 계산되거나 발송되고, 서브시스템 또는 그 구성 요소들 중 하나의 상태를 나타내는 신호)를 다른 서브시스템으로 운반한다. 일부 실시예에서, 통신 채널은 하나의 서브시스템에서 발생된 다른 신호(예를 들어, 이벤트 또는 측정된 양 또는 측정된 환경 특성을 검출하는 센서의 출력과 같은 센서 신호, 전원의 상태(또는 "건강성")를 나타내는 전원에 의해 발생된 신호)를 다른 서브시스템으로 운반한다. 일부 실시예에서, 제어 신호만이 통신 채널을 통해 직접 발송되고, 다른 신호들은 조정 신호로 변환된다.
본 개시에서, 용어 "통신 채널" 및 "채널"은 유선 또는 와이어, 또는 논리적 접속과 같은 물리적 전송 매체를 포함하지만 이에 한정되지 않으며; 통신 채널은 또한 무선 통신 채널일 수 있다는 것을 유의하여야 한다. 또 다른 변형에서, 복수의 통신 채널이 제공된다. 단수의 용어는 그 단수 또는 복수의 의미(즉, "채널(들)")를 의미하도록 사용된다. 통신 채널은 단일의 단방향 채널; 동일한 방향으로 흐르는 데이터를 가진 2개의 중복성 단방향 채널; 단일 양방향 채널; 2개의 중복성 양방향 채널; 또는 그 조합(복제를 포함하는)일 수 있다.
일부 실시예에서, 하나 이상의 단방향 통신 채널들이 제공된다. 예들은 PWM 신호를 전송하는 와이어를 포함한다. 일부 실시예에서, 하나 이상의 양방향 통신 채널들이 제공된다. 예를 들어, 각각 무선 트랜시버를 포함하는 2개의 무선 연결이 사용될 수 있다.
일부 실시예에서, 통신 채널은 적어도 2개의 와이어 연결부를 포함할 수 있다. 일부 실시예에서, 통신 채널은 적어도 2개의 무선 연결부를 포함할 수 있다. 일부 실시예에서, 통신 채널은 적어도 하나의 유선 연결부와 적어도 하나의 무선 연결부의 조합을 포함할 수 있다.
일부 실시예에서, 하나 이상의 중복(예를 들어, 백업) 통신 채널들이 제공된다. 예를 들어, 2개의 조정 유닛은 2개의 개별 통신 채널을 통해 동일한 신호를 전송할 수 있다.
일부 실시예에서, 통신 채널은 초당 5, 10, 50 또는 200개의 액튜에이터 신호의 전송 처리량을 가진다. 일부 실시예에서, 통신 채널은 제1 조정 유닛에 의한 신호의 전송 및 제2 조정 유닛에 의한 수신 사이에 최대 200, 100, 20 또는 5 ms의 전송 지연을 가진다.
일부 실시예에서, 통신 채널은 유선 접속을 사용한다. 예를 들어, 이러한 것은 무선 주파수 간섭을 피하는데 유용할 수 있다. 일부 실시예에서, 통신 채널은 차등 시그널링(differential signaling)을 사용한다. 이러한 것은 예를 들어 노이즈에 대한 민감성을 감소시키는데 유용할 수 있다. 일부 실시예에서, 양방향 통신 채널이 제공되고, 조정 유닛은 전송 중인 조정 유닛으로 확인 응답 신호를 다시 전송하는 것에 의해 응답하는 신호를 수신한다. 일부 실시예에서, 통신 채널은 에러 검출 또는 에러 정정 메커니즘을 사용한다. 예는 ECC, CRC 및 체크섬을 포함한다.
본 발명의 실시예들은 다음의 도면을 참조하여 단지 예로서 지금 설명될 것이다:
도 1은 쿼드로콥터의 형상을 하는 예시적인 비행체의 개략 사시도.
도 2a 및 도 2b는 탈착식 조립 연결부를 구비하고 통신 채널에 의해 연결된 2개의 멀티콥터 서브시스템을 포함하는 예시적인 중복 비행체의 개략 사시도.
도 3은 샘플 실시예의 기능을 설명하도록 사용된 블록도.
도 4a는 보다 복잡한 샘플 실시예의 기능을 설명하도록 사용된 블록도.
도 4b는 단일 통신 채널을 공유하는 2개의 서브시스템을 구비한 예시적인 실시예를 도시한 도면.
도 4c는 단일 전원을 공유하는 2개의 서브시스템을 구비한 예시적인 실시예를 도시한 도면.
도 4d는 단일 통신 채널, 단일 전원, 및 단일 공유 센서를 공유하는 2개의 서브시스템을 구비한 예시적인 실시예를 도시한 도면.
도 5는 샘플 실시예에서 예시적인 결정 프로세스를 설명하도록 사용되는 흐름도.
도 6a 내지 도 6d는 3개의 서브시스템을 구비한 예시적인 실시예의 기능을 설명하도록 사용된 단일 블록도(편의상 구성 요소(A, B 및 C)로 분할됨).
도 7은 3개의 서브시스템을 구비한 샘플 실시예에서의 예시적인 결정 프로세스를 설명하도록 사용된 흐름도.
도 8은 2개의 단방향 통신 채널을 구비한 예시적인 실시예의 기능을 설명하도록 사용된 블록도.
도 9는 2개의 단방향 통신 채널을 구비한 예시적인 실시예에서의 예시적인 결정 프로세스를 설명하도록 사용된 흐름도.
도 10은 힘 및 토크의 작용을 설명하도록 사용된 예시적인 실시예의 개략 사시도.
도 11은 쿼드로콥터인 비행체를 생성하도록 2개의 서브시스템이 어떻게 결합될 수 있는지를 설명하도록 사용된 도 2a 및 도 2b에 도시된 샘플 실시예의 개략도.
도 12a 내지 도 12c는 2개 또는 3개의 서브시스템이 헥사콥터인 비행체를 생성하도록 어떻게 결합될 수 있는지를 설명하도록 사용된 개략도.
도 13a 내지 도 13d는 옥토콥터인 비행체를 생성하도록 어떻게 2개의 서브시스템이 결합될 수 있는지를 설명하도록 사용된 개략도.
도 14는 본 발명과 함께 사용될 수 있는 비행체의 다른 예시적인 실시예를 도시한 도면.
도 15는 본 발명과 함께 사용될 수 있는 비행체의 다른 예시적인 실시예를 도시한 도면.
도 16은 코스튬이 부착되는 지지 구조체 및 조명이 장비된 비행체의 또 다른 실시예를 도시한 도면.
도 17은 다른 형상/디자인의 코스튬이 장비된 비행체의 다른 예시적인 실시예를 도시한 도면.
도 1은 비행체(100)를 도시한다. 이는 중앙 하우징(124), 및 4개의 견고하게 부착된 아암(126)을 가지는 쿼드로콥터의 형상으로 실현된다. 이펙터(102)는 각각의 아암(126)의 원위 단부에 장착된다. 여기에서, 이펙터(102)는 프로펠러(104)를 작동시키는 모터(106)이다. 프로펠러의 회전축("구동축"(110))은 비행체(100)에 대해 고정된다. 4개의 프로펠러는 모두 동일 방향의 회전(108)(또는 "대칭성")을 가지지 않는다: 2개의 프로펠러는 반시계 방향으로, 다른 2개는 시계 방향으로 회전한다. 비행체의 질량 중심(120) 및 그 주요 본체 축(122)이 또한 도시되어 있다.
도 2a는 중복 멀티콥터인 중복 비행체(100)의 실시예를 도시한다. 이는 비행 동안 서로 견고하게 부착된 2개의 멀티콥터 서브시스템(250a, 250b)을 포함한다. 제1 서브시스템(250a)은 제1 비행 모듈(240a)을 포함하고, 제2 서브시스템(250b)은 제2 비행 모듈(240b)을 포함한다. 2개의 서브시스템(250a, 250b)은 2개의 케이블(210.1 및 210.2)로 이루어진 물리적 중복 통신 채널(210)에 의해 연결된다.
도 2b는 오직 통신 채널(210.1 및 210.2)에 의해서만 연결되는 서로 분리된 2개의 서브시스템(250a, 250b)을 구비한 도 2a의 중복 비행체(100)를 도시한다. 작동 동안, 양 서브시스템(250a, 250b)은 서로 견고하게 부착된다. 그러나, 도 2b에 예시된 바와 같은 분리는 수송 동안 또는 유지 보수를 위해 유용할 수 있다. 또한 각각의 2개의 서브 시스템이 어떻게 자족될 수 있도록 구성되고 배열될 수 있는지가 또한 도시된다.
이러한 실시예에서, 2개의 서브시스템(250a, 250b) 각각은 무력화된 다른 서브시스템을 구비한 비행체(100)를 비행시킬 수 있다(즉, 각각의 서브 시스템(250a, 250b)이 다른 서브시스템(250b, 250a)의 이펙터(102)없이 비행체(100)를 비행시키는데 요구되는 양력 및 안정화 제어를 제공할 수 있으며; 무력화된 서브시스템은 탑재물이 된다). 이러한 것은 2개의 서브시스템(250a, 250b)의 각각이 전원, 이펙터, 센서 및 비행 모듈(되지 않음)을 포함하고, 각각의 서브 시스템의 센서 및 이펙터가 비행체(100)가 종래 기술에서 공지된 표준 제어법 또는 다음에 설명되는 제어법을 사용하여 제어 가능하도록 구성되고 배열되는 것에 의해 달성된다.
도 3은 도 2에 도시된 예시적인 실시예에서 신호 흐름을 설명하도록 사용된 블록도를 도시한다. 화살표는 신호 흐름을 나타낸다. 상세한 센서 신호 흐름은 명료성을 위하여 도 3에서 생략된다. 이러한 실시예에서, 하나의 서브시스템(250a)은 마스터로 지정되고; 다른 서브시스템(250b)은 슬레이브로 지정된다. 여기에서, 각각의 서브시스템은 그 자체의 전원(360a, 360b), 이펙터(102a, 102b), 센서(300a, 300b) 및 비행 모듈(240a, 240b)을 포함한다. 마스터의 비행 모듈(240a)은 조정 유닛(350a), 정상 작동 제어 유닛(310a), 비상 제어 유닛(320a), 고장 검출 유닛(330a) 및 스위치(340a)를 포함한다. 슬레이브의 비행 모듈(240b)은 조정 유닛(350b), 비상 제어 유닛(320b), 고장 검출 유닛(330b), 및 스위치(340b)를 포함한다. 이러한 실시예에서, 슬레이브가 정상 작동 제어 유닛(310b)을 요구하지 않는다는 것을 유의하여야 한다. 이러한 실시예는 2개의 단방향 통신 채널(210.1, 210.2)(채널들은 이러한 신호 흐름도에 도시되지 않음)을 추가로 포함한다. 제1 통신 채널(210.1)은 마스터의 조정 유닛(350a)으로부터 슬레이브의 조정 유닛(350b)으로 신호를 통신한다. 제2 통신 채널(210.2)은 슬레이브의 조정 유닛(350b)으로부터 마스터의 조정 유닛(350a)으로 신호를 통신한다.
마스터의 조정 유닛(350a)은 마스터의 스위치(340a)를 제어한다. 스위치(340a)는 마스터의 정상 제어 조정 유닛(310a)으로부터 마스터의 이펙터(102a) 들로의 제어 신호들을 발송, 마스터의 비상 제어 유닛(320a)으로부터 마스터의 이펙터(102a)들로의 제어 신호들을 발송, 및 마스터 서브시스템(250a)에서의 발송을 무력화하도록 사용될 수 있는 "오프(off)" 위치 사이에서 스위칭한다.
슬레이브의 조정 유닛(350b)은 슬레이브의 스위치(340b)를 제어한다. 스위치(340b)는 마스터의 정상 제어 조정 유닛(310a)(조정 유닛(350a, 350b)들을 통해)으로부터 슬레이브의 이펙터(102b)로의 제어 신호를 발송, 슬레이브의 비상 제어 유닛(320b)으로부터 슬레이브의 이펙터(102b)로의 제어 신호를 발송, 및 슬레이브 서브시스템(250b)에서의 발송을 무력화하도록 사용될 수 있는 오프" 위치 사이에서 스위칭한다.
조정 유닛(350a, 350b)들은 대응하는 서브시스템(250a, 250b)이 고장인지 여부를 나타낼 수 있는 그 각각의 고장 검출 유닛(330a, 330b)으로부터 고장 검출 신호를 수신할 수 있다.
이러한 실시예에서, 각각의 고장 검출 유닛(330a, 330b)은 그 서브시스템의 센서(들)(300a, 300b), 이펙터(들)(102a, 102b), 전원(360a, 360b), 비상 제어 유닛(320a, 320b), 및 조정 유닛(350a, 350b)으로부터의 신호를 수신한다(이러한 신호들은 명료성을 위해 도 3에서 생략됨). 마스터의 고장 검출 유닛(330a)은 또한 마스터의 정상 작동 제어 유닛(310a)으로부터 그 고장 상태를 나타내는 신호를 수신할 수 있다(명료성을 위해 도 3에서 생략됨).
각각의 고장 검출 유닛(330a, 330b)은 동일한 서브시스템(250a, 250b)의 부분인 조정 유닛(350a, 350b)으로 서브시스템의 고장 상태를 나타내는 신호를 방출한다.
각각의 고장 검출 유닛(330a, 330b)은 또한 통신 채널(210)을 통해 다른 서브시스템(330b, 330a)의 센서(들)(300b, 300a), 이펙터(들)(102b, 102a), 전원(360b, 360a), 비상 제어 유닛(320b, 320a), 조정 유닛(330b, 330a), 또는 고장 검출 유닛(300b, 330a)의 고장 상태를 각각 나타내는 데이터를 포함하는 그 서브시스템의 조정 유닛(330a, 330b)으로부터 신호를 또한 수신할 수 있다(예를 들어, 다른 서브시스템의 조정 유닛(330b, 330a)으로부터 전송된 조정 신호들의 부분으로서). 유사하게, 슬레이브의 고장 검출 유닛(330b)은 또한 통신 채널(210)을 통해 마스터의 정상 작동 제어 유닛(310a)을 나타내는 데이터를 수신할 수 있다.
제어 유닛(310a, 320a, 320b)들은 서브시스템(300a, 300b) 내의 센서들로부터 신호를 수신하고(센서 신호들은 명료성을 위해 도 3에서 생략됨), 비행체의 이펙터(102)들을 위한 이펙터 제어 신호를 계산한다.
이러한 실시예에서, 서브시스템의 모든 구성 요소는 그 서브시스템의 전원(360)으로부터 전력을 수신한다.
이러한 실시예에서, 마스터의 정상 작동 제어 유닛(310a)의 제어 신호는 마스터의 센서(300a)에만 기초하여 계산된다(즉, 슬레이브의 센서(300b)의 센서 데이터는 사용되지 않는다). 마스터의 비상 제어 유닛(320a)의 제어 신호는 마스터의 센서(들)(300a)에만 기초하여 계산된다. 슬레이브의 비상 제어 유닛(320b)의 제어 신호는 슬레이브의 센서(들)(300b)에만 기초하여 계산된다.
도 4a는 2개의 서브시스템(250a, 250b)을 구비한 중복 비행체의 실시예의 개략도이다. 중복 비행체에서의 신호 흐름도가 화살표로 또한 도시되어 있다. 명료성을 위하여 상세한 센서 신호 흐름은 도 4a에서 생략되었다는 것을 유의하여야 한다. 여기에서, 마스터의 센서(300a)는 마스터의 제어 유닛(310a, 320a)들 뿐만 아니라 마스터의 고장 검출 유닛(330a)에 데이터를 제공한다. 이러한 데이터의 예들은 비행체의 움직임을 나타내는 데이터, 장애물까지의 거리를 나타내는 데이터, 및지면 위의 거리를 나타내는 데이터를 포함한다. 또한, 마스터의 센서(300a)들은 신호를 마스터의 조정 유닛(350a)에 제공하며, 마스터의 조정 유닛은 통신 채널(210)을 통해 슬레이브의 조정 유닛(350b)로 보내어 슬레이브의 고장 검출 유닛(330b)으로의 신호를 나타내는 데이터를 발송한다. 이러한 신호의 예는 센서의 작동 상태, 에러 코드, 및 센서 데이터를 나타내는 데이터를 포함한다. 유사하게, 슬레이브의 센서(300b)들은 슬레이브의 제어 유닛(310b, 320b)들 및 고장 검출 유닛(330b)뿐만 아니라 마스터의 고장 검출 유닛(330a)에 데이터를 제공한다. 이러한 것은 고장 검출 유닛(330a, 330b)들 모두가 고장에 대한 그 자체뿐만 아니라 다른 서브시스템의 센서(300b, 300a)들을 모니터하는 것을 가능하게 한다.
이 실시예에 도시되지 않았을지라도, 마스터 및 슬레이브의 이펙터(102a, 102b) 또는 마스터 및 슬레이브의 전원(360a, 360b)에 대해 유사한 구조가 구현될 수 있으며, 이러한 것은 한쪽 또는 양쪽 고장 검출 유닛(330a, 330b)이 그 자체뿐만 아니라 다른 서브시스템의 이펙터(102a, 102b)들 또는 전원(360a, 360b)을 고장에 대해 모니터하는 것을 가능하게 한다. 이러한 것은 시스템 진단을 위해 사용될 수 있는 추가 정보를 제공하는 것에 의해 중복 비행체의 신뢰성 또는 안전성을 더욱 증가시킬 수 있다.
이러한 실시예에서, 도 4a에 도시된 모든 구성 요소는 정상 작동 동안 사용된다. 특히, 양쪽 비상 제어 유닛(320a, 320b)은 제어 신호를 연속적으로 계산하여, 고장의 경우에 대응하는 이펙터(102a, 102b)들로의 그 신호들의 발송으로 즉각적인 전환을 가능하게 한다(즉, 비상 유닛들에 의해 계산된 제어 신호는 정상 작동 동안은 전혀 사용되지 않는다). 정상 작동 동안, 이러한 제어 신호들은 계산되지만, 스위치에 의해 차단되고 이펙터들로 전달되지 않는다.
도 4a에 도시된 실시예는 또한 제2 정상 작동 제어 유닛(310b)을 가진다. 이러한 것은 예를 들어 슬레이브의 정상 작동 제어 유닛(310b)의 제어 신호를 슬레이브 및 마스터의 조정 유닛(350b, 350a)들을 통해 마스터의 고장 검출 유닛(330a)으로 발송하는 것에 의해, 이러한 제어 신호들을 마스터의 정상 작동 제어 유닛(310a)에 의해 계산된 마스터의 제어 신호에 비교하는 것에 의해 신뢰성 또는 안전성을 더욱 증가시키도록 사용될 수 있다. 마스터의 제어 신호는 마스터의 조정 유닛(350a)에 의해 고장 검출 유닛(330a)으로 발송되거나 또는 마스터의 정상 작동 제어 유닛(310a)으로부터 직접 수신된다.
도 4a에 도시된 실시예가 2개의 완전 대칭형 서브시스템을 가진다는 것을 유의하여야 한다. 그러므로, 이러한 것은 마스터-슬레이브 아키텍처에서(예를 들어, 마스터의 정상 작동 제어 유닛이 정상 작동 동안 이펙터들(102a, 102b)에 대한 제어 신호를 계산하는) 뿐만 아니라 다른 아키텍처에서(예를 들어, 정상 작동 동안, 제1 서브시스템의 정상 작동 제어 유닛(310a)이 제1 서브시스템(250a)의 이펙터들을 위한 제어 명령을 계산하고, 제2 서브시스템의 정상 작동 제어 유닛(310b)이 제2 서브시스템(250b)의 이펙터들을 위한 제어 명령을 계산하는) 모두 사용될 수 있다.
도 4b 내지 도 4d는 서브시스템들이 시스템 구성 요소를 공유하는 2개의 서브시스템(250a, 250b)을 구비한 본 발명에 따른 비행체의 상이한 실시예들의 개략도를 도시한다. 도 4b에서, 중복 비행체는 단일 양방향 통신 채널(210)을 포함하고; 이러한 단일 양방향 통신 채널(210)은 2개의 서브시스템(250a, 250b)들 사이에 접속되고, 서브시스템(250a, 250b)들 사이의 신호의 교환을 위해 사용된다.
도 4c에서, 비행체는 단일 전원(360)을 포함하고; 단일 전원이 2개의 서브시스템(250a, 250b)의 각각에 연결되어서, 단일 전원은 2개의 서브시스템(250a, 250b) 각각에 전력을 제공한다. 따라서, 단일 전원은 두 서브시스템에 의해 공유된다. 다른 실시예에서, 단일 전원이 2개의 서브시스템(250a, 250b) 중 어느 하나에 선택적으로 연결되어서, 전원에 연결되는 서브시스템(250a, 250b)에 독점적으로 전력을 제공한다. 전원이 시스템에서 고장의 단일 지점이 될 수 있지만, 충분히 높은 수준의 신뢰성을 달성하는 전원(예를 들어, 전원이 매우 높은 신뢰성의 구성 요소를 사용하거나 또는 내부 중복 메커니즘을 포함하기 때문에)은 다른 시스템 설계 제약(예를 들어, 중량, 크기, 비용)으로 인해 이러한 설계 결정을 정당화할 수 있다.
도 4c에 도시된 실시예의 변형 예에서, 비행체는 2개의 서브시스템(250a, 250b)에 의해 공유되는 고 신뢰성 센서들의 단일 세트 또는 단일의 고 신뢰성 중앙 처리 유닛을 포함할 수 있다. 도 4d는 도 4c에 도시된 바와 같은 전원 이외에 또한 추가 센서(300c)가 서브시스템(250a, 250b) 모두에 의해 공유되는 중복 비행체의 개략도를 도시한다. 공유 센서(300c)에 더하여, 서브시스템(250a)은 서브시스템(250a)에 의해 독점적으로 사용되는 그 자체의 센서(300a)를 가지며, 서브시스템(250b)은 서브시스템(250b)에 의해 독점적으로 사용되는 그 자체의 센서(300b)를 가지며; 즉 센서(300a, 300b)들은 공유되지 않는다. 일부 실시예에서, 오직 공유된 센서들만이 서브시스템(도시되지 않음)의 제어 하에서 비행체를 비행시킬 때 사용된다. 일부 실시예에서, 독점적으로 제1 서브시스템에만 속하는 이펙터들이 비행체를 비행시키도록 선택적으로 사용되어서, 비행체는 제1 시스템의 이펙터들만을 사용하여 비행되거나(즉, 비행을 위해 제2 서브시스템(250b)의 이펙터들 또는 센서들을 사용하지 않고), 또는 오직 제2 서브시스템(250b)에만 속하는 이펙터들이 비행체를 비행시키도록 선택적으로 사용되어서, 비행체는 제2 시스템의 이펙터들을 독점적으로 사용하여 비행된다(즉, 비행을 위해 제1 서브시스템(250a)의 이펙터들 또는 센서들을 사용하지 않는다). 또한 다른 예에서, 중복 비행체는 서브시스템들(250a, 250b)들 중 오직 하나에 독점적으로 속하는 센서들을 작동시키도록 구성될 수 있으며; 예를 들어, 비행 동안, 제1 서브시스템(250a)의 센서만이 비행 동안 작동할 수 있거나, 또는 비행 동안 제2 서브시스템(250b)의 센서만이 비행 동안 작동될 수 있으며; 시스템은 서브시스템(250a, 250b)들의 센서들을 독점적으로 작동시키는 것 사이에서 스위칭할 수 있어서, 임의의 시간에 제1 및 제2 서브시스템(250a, 250b)들 중 단지 하나의 센서들이 작동할 수 있다. 이러한 아키텍처는 하나 이상의 공유된 센서 또는 센서들의 세트들이 매우 신뢰 가능하거나 또는 특정 센서 유형의 2개의 센서들 또는 센서들의 세트들을 사용하는 것이 가능하지 않으면(예를 들어, 센서가 엄청나게 비싸거나, 무겁거나 또는 크기 때문에; 또는 초음파 센서들과 같이 다수의 센서들이 간섭하기 때문에) 유용할 수 있다.
공유 전원 또는 공유 센서 또는 센서들의 공유된 세트의 출력은 그 자체이었던 것처럼 각각의 서브시스템에 의해 사용될 수 있다(당업자에제 명백할 것으로서, 비록 고장의 경우에 서브시스템 또는 서브시스템의 구성 요소를 무력화하도록 설계된 특정 서브시스템의 검사 및 처리가 없을지라도). 예를 들어, 공유 전원(비상 작동에 요구되는) 및 공유 깊이 시각 센서(depth vision sensor)(비상 작동에 요구되지 않는)를 구비한 실시예에서: 정상 작동 동안, 각각의 서브시스템은 공유 전원으로부터 서브시스템의 전자 기기 및 액튜에이터들에 전력을 공급하고, 각각의 서브 시스템은 공유 시각 센서에 의해 제공된 데이터를 사용하여 공유 3D 맵핑 업무의 일부를 수행할 수 있다. 고장의 결과로서 제1 서브시스템이 정지되고 제2 서브시스템이 멀티콥터를 제어하는 비상 작동 동안, 제2 서브시스템은 동일한 이전의 공유 전원으로부터의 전력을 사용할 수 있고, 작동을 위해 공유 센서에 의해 제공된 데이터를 더 이상 요구하지 않을 수 있다(예를 들어, 비상 착륙).
도 5는 도 3에 도시된 것과 같은 신호 흐름을 가지는 실시예에 대한 예시적인 결정 프로세스를 도시한다. 점선 화살표는 상태들 사이의 이행을 나타내고, 연속 화살표는 신호 흐름을 나타낸다.
본 예시적인 실시예에서, 마스터의 스위치(340a)는 3개의 위치를 가진다: 마스터의 정상 작동 제어 유닛(310a)의 신호를 마스터의 이펙터(102a)들로 발송하기 위한 제1 위치("1"); 마스터의 비상 제어 유닛(320a)의 신호를 마스터의 이펙터(102a)들로 발송하기 위한 제2 위치("2"), 및 마스터의 이펙터(102a)들로 어떠한 제어 신호도 발송하지 않는 제3 위치("3"). 슬레이브의 스위치(340b)는 3개의 위치를 가진다: 슬레이브의 이펙터(102b)들에 마스터의 정상 작동 제어 유닛(310a)의 신호(마스터의 조정 유닛(350a), 통신 채널(210), 및 슬레이브의 조정 유닛(350b)을 통해 수신됨)를 발송하기 위한 제1 위치; 슬레이브의 이펙터(102b)들에 비상 제어 유닛(320b)의 신호를 발송하기 위한 제2 위치("2"), 및 슬레이브의 이펙터(102b)들에 어떠한 제어 신호도 발송하지 않는 제3 위치("3").
시작(510)에서, 마스터(250a)는 정상 작동(520a)으로 진입한다.
정상 작동
정상 작동 동안 비행체(100)는 마스터의 비행 모듈(240a)에 의해 제어된다. 마스터의 정상 작동 제어 유닛(310a)은 마스터의 이펙터(102a)들 및 슬레이브의 이펙터(102b)들을 위한 제어 신호를 제공한다.
고장이 감지되지 않는 한, 마스터는 상태(520(정상 작동), 530a(마스터에서 고장을 모니터), 및 540a(슬레이브에서 고장을 모니터))들에 있다. 마스터의 이펙터(102a)들을 위한 제어 신호는 마스터의 스위치(340a)를 통해 발송된다. 슬레이브는 상태(570b(정상 작동, 슬레이브 이펙터(102b)들을 위한 제어 신호가 마스터로부터 공급됨), 530b(슬레이브에서 고장을 모니터) 및 540b(마스터에서 고장을 모니터))들에 있다. 슬레이브에 대하여, 마스터로부터의 제어 신호의 공급은 마스터의 조정 유닛(350a), 제1 통신 채널(210.1), 슬레이브의 조정 유닛(350b), 및 슬레이브의 스위치(340b)를 통해 슬레이브의 이펙터(102b)들에 마스터의 정상 작동 제어 유닛의 제어 신호를 발송하는 것에 의해 달성된다.
그러므로, 정상 작동 동안, 마스터 및 슬레이브의 고장 검출 유닛(330a, 330b)들에 의해 연속 고장 모니터링이 수행된다. 마스터의 고장 검출 유닛(330a)은 마스터(530a)의 고장 및 슬레이브(540a)의 고장을 모니터한다. 슬레이브의 고장 검출 유닛(330b)은 슬레이브(530b)의 고장 및 마스터(540b)의 고장을 모니터한다. 고장이 검출되지 않으면, 정상적인 작업이 진행된다.
정상 작동이 마스터 및 슬레이브의 비상 제어 유닛(320a, 320b)들을 요구하지 않지만(또한 존재한다면, 슬레이브의 정상 작동 제어 유닛(310b)을 요구하지 않는다), 그럼에도 불구하고 제어 신호를 이펙터들에 발송함이 없이 이러한 유닛들을 작동시키는 것이 필요할 수 있다. 대신에, 이러한 제어 신호들은 고장 검출 유닛으로 발송될 수 있으며, 고장 검출 유닛은 그런 다음 제어 신호를 서로 비교하거나, 다른 제어 신호와 비교하거나, 또는 모델과 비교할 수 있다. 이러한 것은 (1) 그 조작성을 검증하는 것을 가능하게 한다. 스위치를 통해 그 신호들을 발송하지 않고 이러한 유닛들을 작동시키는 것은 필요에 따라 다른 서브시스템(250a, 250b)의 작동으로 즉시 전환하는 (2) "핫-스타트(hot-start)"능력을 또한 제공할 수 있다. 동일한 목적 (1) 및 (2)를 위하여, 슬레이브의 정상 작동 제어 유닛(310b)에 의해 발생된 제어 신호는, 존재한다면, 고장 검출 유닛으로 발송될 수 있다. 예를 들어, 조정 유닛과 스위치를 사용하여 제어 신호를 이펙터들로 발송하는 것은 달성되지 않을 수 있다. 대안적으로, 조정 유닛은 예를 들어 다수의 스위치를 사용하여 필요에 따라 제어 유닛들을 선택적으로 스위칭할 수 있다. 유사하게, 제어 유닛으로부터 고장 검출 유닛으로 제어 신호를 발송하는 것은 조정 유닛(들)과 스위치(들)의 조합을 사용하여 달성될 수 있다.
정상 작동 동안, 스위치 위치들은 각각 마스터/슬레이브 각각에 대해 1/1이다(즉, 마스터의 스위치(340a)는 그 제1 위치에 있으며, 슬레이브의 스위치(340b)는 그 제1 위치에 있다).
마스터에 의해 검출된 마스터 고장(530a): 마스터의 고장 검출 유닛(330a)이 마스터(530a)의 고장을 검출하면, 마스터(250a)는 상태(550a)에 진입할 것이다. 이는 고장 검출 유닛(330a)에 의해 발생되고 마스터의 조정 유닛(350a) 및 통신 채널(210)을 통해 슬레이브의 조정 유닛(350b)에 통신되는 신호를 슬레이브(250b)에 전송할 것이다. 이러한 신호의 결과로서, 슬레이브는 그 비상 작동 모드 상태(560b)로 들어갈 것이다. 이러한 것은 스위치(340b)에 신호를 전송하는 슬레이브의 조정 유닛(350b)에 의해 달성되며, 스위치는 그런 다음 슬레이브의 비상 제어 유닛(320b)의 제어 신호를 슬레이브의 이펙터(102b)들에 발송할 것이다. 그러므로, 슬레이브의 이펙터(102b)들은 슬레이브의 비상 제어 유닛(320b)에 의해 제어된다. 슬레이브는 마스터로 전환을 확인하는 대응하는 확인 신호를 전송한다.
마스터(250a)는 마스터의 이펙터(102a)들로 제어 신호를 발송하는 것을 정지시키도록 마스터의 스위치(340a)로 스위칭 신호를 전송하는 마스터의 조정 유닛(350a)에 의해 무력화된다. 비행체(100)는 지금 마스터의 이펙터(102a)가 무력화된 상태로 슬레이브의 이펙터(102b)만으로 비행된다. 슬레이브는 지금 상태(560b)에 있게 된다. 마스터는 현재 상태(530a 및 550a)들에 있다. 이러한 상태의 스위치 위치들은 각각 마스터/슬레이브에 대해 3/2이다.
마스터(540a)에 의해 검출된 슬레이브 고장: 마스터의 고장 검출 유닛(330a)이 슬레이브(540a)의 고장을 검출하면, 마스터는 그 비상 작동 모드(560a)에 진입하고, 그 스위치(340b)를 사용하여 슬레이브의 이펙터(102b)들을 무력화하도록 슬레이브의 조정 유닛(350b)에 신호를 전송할 것이다. 슬레이브는 지금 상태(550b)에 있다. 슬레이브는 마스터에 다시 대응하는 확인 신호를 전송한다. 비행체(100)는 지금 슬레이브의 이펙터(102b)가 무력화된 상태에서 마스터의 이펙터(102a)들에 의해서만 비행된다. 이 상태의 스위치 위치들은 마스터/슬레이브에 대해 각각 2/3이다.
슬레이브(530b)에 의해 검출된 슬레이브 고장: 유사하게, 슬레이브의 고장 검출 유닛(330b)이 슬레이브(530b)의 고장을 검출하면, 슬레이브(250b)는 상태(550b)로 들어갈 것이다. 슬레이브는 마스터(250a)에 신호를 전송하고, 슬레이브의 이펙터(102b)들을 무력화할 것이다. 이러한 상태의 스위치 위치들은 마스터/슬레이브에 대해 각각 2/3이다.
슬레이브(540b)에 의해 검출된 마스터 고장: 슬레이브의 고장 검출 유닛(330b)이 마스터(540b)의 고장을 검출하면, 슬레이브는 그 비상 작동 상태(560b)로 들어갈 것이다. 슬레이브는 마스터의 이펙터(102a)들로의 마스터의 제어 신호 발송을 무력화하도록 마스터의 조정 유닛(350a)에 대응하는 신호를 전송할 것이다. 이러한 상태의 스위치 위치는 각각 마스터/슬레이브에 대해 3/2이다.
통신 채널의 고장
본 발명에 의해 완화될 수 있는 또 다른 고장 모드는 대응하는 신호들(예를 들어, 조정 신호들, 제어 신호들)을 구비한 단방향 또는 양방향 통신 채널들(210.1, 210.2) 중 하나의 고장에 관련한다.
2개의 양방향 통신 채널(210.1, 210.2)들 중 하나에 영향을 미치는 단일 고장은 여전히 제2 통신 채널(210.2, 210.1)에 의지할 수 있는 마스터 서브시스템(250a)과 슬레이브 서브시스템(250b) 사이의 통신을 손상시키지 않는다. 그러므로, 2개의 조정 유닛(350a, 350b)은 비상 모드로 진입하는 것에 의해 고장에 반응하지 않을 수 있으며, 대신 마스터의 정상 작동 유닛의 제어 하에서 계속할 수 있다. 2개의 조정 유닛(350a, 350b)들 중 하나의 송신 포트 또는 수신 포트에 영향을 미치는 단일 고장은 양방향 통신 채널(210.1, 210.2)들 중 하나의 고장으로서 취급될 수 있다. 일부 실시예에서, 이러한 고장은 루프-백(loop-back)을 사용하여 검출될 수 있다. 예를 들어, CAN 드라이버 대 수신기 루프백 또는 자체 진단 기능은 통신 채널을 사용하거나 방해하지 않고 통신 채널의 기능을 검사하도록 사용될 수 있다.
2개의 단방향 통신 채널들(210.1, 210.2)들 중 하나, 단일 송신, 포트 또는 단일 수신 포트에 영향을 미치는 단일 고장은 2개의 조정 유닛(350a, 350b)들 중 하나가 다른 조정 유닛(350b, 350a)으로부터 더 이상 데이터를 수신하지 않게 할 것이다. 이러한 고장은 결함 통신 채널을 통해 전송중인 조정 유닛의 서브시스템과 관련된 이펙터들 중 하나의 고장로서 취급될 수 있으며, 결과적으로 상기된 530a, 530b, 540a, 540b와 유사한 고장 모드를 초래한다.
예를 들어, 고장은 마스터로부터 슬레이브로 데이터를 전송하는 단방향 통신 채널(또는 관련 송신/수신 포트)에 영향을 미치며, 그런 다음 슬레이브는 그 비상 작동 모드(560b)로 진입하가고, 마스터(250a)를 무력화하도록 마스터의 조정 유닛에 신호를 전송한다. 이러한 상태에서 스위치 위치들은 각각 마스터/슬레이브에 대해 3/2이다.
반대로, 고장이 슬레이브로부터 마스터로 데이터를 전송하는 단방향 통신 채널(또는 그 관련된 송신/수신 포트)에 영향을 미치면, 마스터의 고장 검출 유닛(330a)은 신호의 부재를 검출하고, 비상 작동 모드로 진입하고, 슬레이브(250b)를 무력화하도록 슬레이브의 조정 유닛(350b)에 신호를 전송할 것이다. 이러한 상태에서 스위치 위치들은 마스터/슬레이브에 대하여 각각 2/3이다.
간접 고장 검출
서브시스템의 고장은 다른 서브시스템에 의해 또한 간접적으로 검출될 수 있다. 도 3 및 도 4에 도시된 실시예에서, 이러한 것은 예를 들어 슬레이브의 고장 검출 유닛을 사용하여 마스터의 고장 상태를 모니터하는 것에 의해 달성될 수 있다.
이러한 것은 예를 들어 마스터가 슬레이브에 규칙적인 "하트비트(heart beat)" 신호를 전송하고(예를 들어, 마스터의 조정 유닛에 의해 발생되고 통신 채널을 통해 전송되는) 슬레이브가 이러한 하트 비트의 존재를 모니터하는 것에 의해 달성될 수 있다(예를 들어, 슬레이브의 조정 유닛과 고장 검출 유닛을 사용하여). 하트비트 신호의 부재는 그런 다음 마스터의 고장에 대한 표시로서 사용될 수 있다(예를 들어, 마스터의 전원의 고장에 의해 유발될 수 있는 것처럼).
이러한 것은, 예를 들어, (1) 마스터(250a)가 그 작동을 나타내는 데이터를 슬레이브에 전송하고(예를 들어, 마스터의 조정 유닛, 통신 채널(210) 및 슬레이브의 조정 유닛을 통해), (2) 슬레이브의 고장 검출 유닛(330b)이 고장에 대한 그 데이터를 모니터하고, 및 (3) 슬레이브의 고장 검출 유닛(330b)이 마스터(250a)의 검출된 고장을 나타내는 신호의 수신에 반응 하는 것과 동일한 방식으로 이러한 검출된 고장에 반응하는 것에 의해 달성될 수 있다.
상기된 일부 실시예는 중복성를 제공하지만, 각각의 서브 시스템의 고장 검출 및 조정 유닛뿐만 아닐 제1 또는 제2 통신 채널에 의지한다. 실시예들은 더욱 개선될 수 있다. 예를 들어, 서브시스템의 고장 검출 유닛은 다른 서브시스템의 이상 거동을 검출하고 고장을 검출하고 비상 모드를 기동하도록 센서 신호들을 사용할 수 있다. 다른 예로서, 고장 검출 유닛들은 제1 및 제2 통신 채널을 통해 핵심 신호들을 교환할 수 있다. 고장 검출 유닛은 그런 다음 그 비상 모드를 기동하도록 하기 위해 하트비트의 부재(absence)를 사용할 수 있다. 일부 실시예에서, 모터 제어 신호는 핵심 신호로서 작용할 수 있다. 일부 실시예에서, 서브시스템이 비상 모드로 진입하면 핵심 신호는 "무력화" 신호로 대체될 수 있다.
요약하면, 그러므로, 고장의 부재시에, 비행체의 이펙터(102a, 102b)들은 마스터의 정상 작동 제어 유닛(310a)에 의해 제어된다. 보다 복잡한 실시예에서, 다수의 정상 작동 제어 유닛이 사용될 수 있다. 마스터(250a)의 고장의 경우에, 비행체(100)는 슬레이브(320b)에 의해 제어되는 비상 모드로 진입하고, 비행체(100)는 슬레이브의 이펙터(102b)만을 사용하여 완전히 비행된다. 반대로, 슬레이브(250b)의 고장의 경우에, 비행체(100)는 마스터(320a)에 의해 제어되는 비상 모드로 진입하고, 비행체(100)는 마스터의 이펙터(102a)들만을 사용하여 완전히 비행된다.
보다 복잡한 고장의 경우
슬레이브가 도 4에 도시된 것과 같은 정상 작동 제어 유닛을 포함하는 보다 복잡한 실시예는, 예를 들어, 고장에도 불구하고 서브시스템을 계속 사용하도록 허용할 수 있는 고장을 완화하기 위한 추가 옵션을 제공할 수 있다.
예를 들어, 일부 실시예에서, 마스터 센서(300a)의 고장 또는 마스터의 정상 작동 제어 유닛(310a)의 고장이 완화될 수 있다. 여기에서, 마스터의 고장 검출 유닛이 이러한 고장이 발생했다고 결정하고 고장을 마스터의 조정 유닛에 통신하였다고 가정한다. 또한 슬레이브의 센서들과 정상 작동 제어 유닛이 작동하고, 슬레이브와 마스터의 전원, 이펙터들, 스위치들, 및 조정 유닛들이 작동한다고 가정한다. 마스터 스위치는 4개의 위치를 가진다고 가정한다: 마스터의 정상 작동 유닛의 제어 신호를 마스터의 이펙터들로 발송하는 제1 위치; 슬레이브의 정상 작동 유닛의 제어 신호를 마스터의 이펙터들로 발송하는 제2 위치; 마스터의 비상 제어 유닛의 제어 신호를 마스터의 이펙터들로 발송하는 제3 위치; 및 마스터의 이펙터들로 제어 신호의 발송을 차단하는 제4 위치("오프 스위치"). 유사하게, 슬레이브의 스위치는 4개의 위치를 가진다고 가정한다: 마스터의 정상 작동 유닛의 제어 신호를 슬레이브의 이펙터들로 발송하는 제1 위치; 슬레이브의 정상 작동 유닛의 제어 신호를 슬레이브의 이펙터들로 발송하는 제2 위치; 슬레이브의 비상 제어 유닛의 제어 신호를 슬레이브의 이펙터들로 발송하는 제3 위치; 및 슬레이브의 이펙터들로의 제어 신호의 발송을 차단하는 제4 위치("오프 스위치). 유효 작동 상태는 마스터에 의한 정상 작동으로서 요약될 수 있으며(마스터/슬레이브의 스위치에 대해 스위치 위치들 1/1을 갖는); 슬레이브에 의해 정상 작동(각각 마스터/슬레이브 스위치에 대해 스위치 위치들 2/2를 갖는); 마스터에 의한 비상 작동(각각 마스터/슬레이브 스위치에 대해 스위치 위치들 3/4을 갖는); 및 슬레이브에 의한 비상 작동(각각 마스터/슬레이브 스위치에 대해 스위치 위치들 4/3을 갖는).
상기된 2개의 예시적인 고장 모드(마스터의 센서(300a)의 고장 또는 마스터의 정상 작동 제어 유닛(310a)의 고장) 하에서, 중복 비행체의 모든 이펙터의 제어는 슬레이브의 정상 작동 제어 유닛에 이양된다(즉, 슬레이브에 의한 정상 작동).
마스터의 고장 검출 유닛에 의해 고장이 감지되는 제1 경우에, 고장 완화 공정은 신호(예를 들어, 마스터의 고장 검출 유닛에 의해 결정된 바와 같은 고장의 유형을 나타내는 데이터를 포함하는)를 슬레이브의 조정 유닛에 전송하는 마스터의 조정 유닛에 의해 개시된다. 슬레이브의 고장 검출 유닛에 의해 고장이 검출되는 제2 경우에, 고장 완화 공정은 신호(슬레이브의 고장 검출 유닛에 의해 결정된 바와 같은 고장의 유형을 나타내는 데이터를 포함하는)를 마스터의 조정 유닛에 전송하는 슬레이브의 조정 유닛에 의해 개시된다.
두 경우 모두, 슬레이브의 조정 유닛은 그런 다음 슬레이브의 스위치로 신호를 방출하고, 그런 다음 슬레이브의 정상 작동 제어 유닛으로부터 슬레이브의 이펙터들로 선택적으로 제어 신호를 발송하며(슬레이브의 스위치 위치 2); 마스터의 조정 유닛은 마스터의 스위치가 수신된 슬레이브의 정상 작동 제어 유닛의 제어 신호를 슬레이브 및 마스터의 조정 유닛들을 통해 마스터의 이펙터들로 발송시키도록 신호를 방출한다(마스터의 스위치 위치 2). 그러므로, 슬레이브의 정상 작동 제어 유닛으로부터의 신호는 모든 이펙터들에 의해 수신되는 한편, 마스터의 정상 작동 제어 유닛으로부터의 신호는 이펙터들에 영향을 미치지 않는다. 마스터의 결함 센서 또는 마스터의 결함 정상 작동 제어 유닛으로부터의 신호는 더 이상 중복 비행체의 비행에 영향을 미치지 않는다.
도 6은 2개의 서브시스템을 구비한 샘플 실시예의 기능을 서명하도록 사용되는 블록도이며, 제1 서브시스템이 도 6a에 도시되어 있고, 제2 서브시스템이 도 6b에 도시되어 있으며, 제3 서브시스템이 도 6c에 도시되어 있으며, 개요가 도 6d에 도시되어 있다. 화살표는 신호 흐름을 나타낸다. 명료성을 위해, 상세한 센서 신호 흐름은 도 6에서 생략되었다는 것을 유의하여야 한다. 제1 서브시스템(250a)은 마스터로서 작용하고, 다른 2개의 서브시스템은 제1 슬레이브("슬레이브 1", 250b) 및 제2 슬레이브("슬레이브 2", 250c)로서 작용한다. 이러한 실시예에서, 마스터(250a)는 3개의 제어 유닛, 즉 정상 작동 제어 유닛(310a), 제1 비상 제어 유닛(610a.1), 및 제2 비상 제어 유닛(610a.2)을 포함한다. 슬레이브 1(250b)은 제3 비상 제어 유닛(610b)을 포함한다. 단순한 경우를 도시하는 이러한 실시예에서, 슬레이브 2(250c)는 제어 유닛을 포함하지 않으며, 이는 단일의 고장 서브시스템에 대한 완화가 마스터 서브시스템의 고장의 경우에 슬레이브 1의 제어 유닛이 제어를 인계받는 것에 의해, 그리고 슬레이브 1의 서브시스템의 고장의 경우에 마스터의 제어 유닛이 제어를 인계받는 것에 의해 달성되기 때문이다. 이러한 실시예에서, 마스터 및 슬레이브 1 서브시스템(250a, 250b)은 완전 자족형이며; 이러한 것들은 각각 그 자체의 전원(360a, 360b), 그 자체의 센서(300a, 300b), 그 자체의 이펙터(102a, 102b), 및 그 자체의 비행 모듈(240a, 240b)을 포함한다. 이러한 실시예에서, 마스터, 슬레이브 1, 및 슬레이브 2 서브시스템들은 3개의 통신 채널(210)을 통해 신호를 교환한다.
도 7은 도 6에 도시된 것과 유사한 3개의 서브시스템을 가지는 예시적인 실시예에서 예시적인 결정 프로세스를 설명하도록 사용되는 흐름도를 도시한다. 점선 화살표는 상태들 사이의 이행을 나타내고, 연속 화살표는 신호 흐름을 나타낸다.
이러한 샘플 실시예에서, 비행체(100)는 마스터의 비상 제어 유닛(310a)의 제어 하에서(이펙터(102a, 102b 및 102c)들을 사용하여), 또는 마스터의 비상 제어 유닛 1(610a.1)의 제어 하에서(예를 들어 슬레이브 1(250b)의 고장으로 인해, 이펙터(102a 및 102c)들만을 사용하여), 또는 마스터의 비상 제어 유닛 2(610a.2)의 제어 하에서(예를 들어, 슬레이브 2(250c)에서의 고장으로 인해, 이펙터(102a 및 102b)들을 사용하여), 또는 슬레이브 1의 비상 제어 유닛(610b)의 제어 하에서(예를 들어, 마스터(250a)에서의 고장으로 인해, 이펙터(102b 및 102c)들을 사용하여) 비행된다.
이러한 샘플 실시예에서, 마스터의 이펙터(102a)들을 위한 신호를 선택하는 마스터의 스위치(340a)는 4개의 위치, 즉 마스터의 정상 작동 제어 유닛(310)으로부터 제어 신호를 발송(위치 1), 마스터의 비상 제어 유닛 1로부터 제어 신호를 발송(위치 2), 마스터의 비상 제어 유닛 2로부터 제어 신호를 발송(위치 3), 및 어떠한 제어 신호도 미발송(위치 4, "오프" 스위치)를 가진다. 슬레이브 1의 이펙터(102b)들을 위한 신호를 선택하는 슬레이브 1의 스위치(340b)는 3개의 위치, 즉 마스터로부터 수신된 제어 신호를 발송(위치 1), 슬레이브 1의 비상 제어 유닛(610b)으로부터 제어 신호를 발송(위치 2), 및 어떠한 제어 신호도 미발송(위치 3, "오프" 스위치)를 가진다. 슬레이브 2의 이펙터(102c)를 위한 신호를 선택하는 슬레이브 2의 스위치(340c)는 2개의 위치, 즉 마스터 또는 슬레이브 1로부터 수신된 제어 신호를 발송(위치 1), 및 어떠한 제어 신호도 미발송(위치 2, "오프" 스위치)을 가진다.
지금 도 7을 참조하면, 시작(510)에서, 마스터(250a)는 그 정상 작동 제어 유닛(310a)을 사용하여 비행체(100)를 위한 제어 신호를 계산하는 정상 작동(710a)을 시작한다. 슬레이브 1(250b) 및 슬레이브 2(250c)는 도면부호 780b, 780c를 통해 그 각각의 이펙터(102b, 102c)들에 마스터의 제어 신호를 공급한다. 마스터를 위하여, 이러한 것은 마스터의 정상 작동 제어 유닛(310a) 및 마스터의 스위치(340a)(마스터의 조정 유닛(350a)을 사용하여 마스터의 스위치를 위치 1로 설정하는 것에 의해)에 의해 발생된 제어 신호를 마스터의 이펙터(102a)로 보내는 것에 의해 달성된다. 슬레이브 1(250b)을 위하여, 이러한 것은 마스터의 정상 작동 제어 유닛(310a)에 의해 발생된 제어 신호를, 마스터의 조정 유닛(350a), 통신 채널(210), 슬레이브 1의 조정 유닛(350b) 및 슬레이브 1의 스위치(340b)(슬레이브 1의 조정 유닛(350b)을 사용하여 슬레이브 1의 스위치를 위치 1로 설정하는 것에 의해)를 통해 슬레이브 1의 이펙터(102b)들에 보내는 것에 의해 달성된다. 슬레이브 2(250c)를 위하여, 이러한 것은 마스터의 정상 작동 제어 유닛(310a)에 의해 발생된 제어 신호를 마스터의 조정 유닛(350a), 통신 채널(210), 슬레이브 2의 조정 유닛(350c) 및 슬레이브 2의 스위치(340c)(슬레이브 2의 조정 유닛(350c)를 사용하여 슬레이브 2의 스위치를 위치 1로 설정하는 것에 의해)를 통해 슬레이브 2의 이펙터(102c)에 보내는 것에 의해 달성된다.
이러한 정상 작동 동안, 모든 서브시스템의 고장 검출 유닛(330a, 330b, 330c)들은 고장에 대해 지속적으로 비행체(100)를 모니터한다. 이러한 실시예에서, 마스터의 고장 검출 유닛(330a)은 그 자체의 고장(720a), 슬레이브 1(730a.1)의 고장, 및 슬레이브 2(730a.2)의 고장을 모니터한다. 슬레이브 1의 고장 검출 유닛(330b)은 그 자체의 고장(720b)뿐만 아니라 마스터(730b)의 고장을 모니터한다. 슬레이브 2의 고장 검출 유닛(330c)은 그 자체의 고장(720c)을 모니터한다. 대응하는 스위치 위치들은 마스터, 슬레이브 1 및 슬레이브 2에 대해 각각 1/1/1이다.
그러므로, 이러한 시스템은 다음과 같은 고장 상태를 가지며, 대응하는 작용이 있다:
마스터(720a)에 의해 검출된 마스터 고장: 고장의 검출은 마스터(250a)가 슬레이브 1(250b)에 마스터 고장이 일어났다는 신호를 전송하는 상태(740a)를 유발한다. 이러한 것은 슬레이브 1(250b)이 비상 작동 상태(750b)로 진입하도록 한다. 이러한 상태(750b)에서, 슬레이브 1(250b)은 마스터(250a)가 자신의 이펙터(102a)로 제어 신호의 발송을 무력화하여야 한다는 것을 확인하는 신호를 전송한다(즉, 마스터 스위치 위치 4). 상태(750b)에 있는 슬레이브 1(250b)은 슬레이브 1의 스위치(340b)를 통해 슬레이브 1의 이펙터(102b)로 발송되는 그 자체의 비상 제어 유닛(610b)을 사용하여 비행체(100)를 위한 제어 신호를 계산한다(즉, 슬레이브 1의 스위치 위치 2). 슬레이브 1의 비상 제어 유닛(610b)으로부터의 제어 신호는 슬레이브 1의 조정 유닛(350b), 통신 채널(210), 슬레이브 2의 조정 유닛(350c), 및 슬레이브 2의 스위치(340c)를 통해 슬레이브 2의 이펙터(102c)들로 발송된다(대응하는 스위치 위치 1). 슬레이브 2의 이펙터 이러한 샘플 실시예에서, 슬레이브 2의 스위치(340c)는 마스터(250a)로부터 기원하는 제어 신호의 발송과 슬레이브 1(250b)로부터 기원하는 제어 신호 사이에서 선택하기 위한 스위치 위치를 가지지 않는다. 여기에서, 이러한 선택은 고장에 의해 마스터(250a)로부터 기원하는 제어 신호를 발송하는 것에 의해, 그리고 이러한 신호들이 수신되고 제어 신호가 마스터(250a)로부터 수신되지 않으면 오직 슬레이브로부터의 제어 신호만을 발송하는 것에 의해 슬레이브 2의 조정 유닛(350c)에 의해 수행된다. 그러므로, 이러한 고장의 경우에, 비행체(100)는 슬레이브 1(102b) 및 슬레이브 2(102b)의 이펙터들만을 사용한다. 마스터, 슬레이브 1 및 슬레이브 2의 스위치 위치는 각각 4/2/1이다.
마스터(730a.1)에 의해 검출된 슬레이브 1 고장: 이러한 상태에서 고장의 검출은 마스터(250a)가 비상 작동(750a.1)으로 진입하고 대응하는 고장 신호를 통신 채널(210)을 통해 슬레이브 1(250b)로 전송하도록 한다. 슬레이브 1(250b)은 상태(740b)로 진입하고, 그 스위치를 위치 3("오프")으로 설정하며, 확인 신호를 통신 채널(210)을 통해 마스터(250a)로 전송한다. 마스터(250a)는 이제 자체의 제1 비상 제어 유닛(610a.1)을 사용하여 비행체(100)를 위한 제어 신호를 계산한다. 비행체(100)는 마스터 및 슬레이브 2의 이펙터들만을 사용한다. 대응하는 스위치 위치는 마스터, 슬레이브 1 및 슬레이브 2에 대해 각각 2/3/1이다.
마스터(730a.2)에 의해 검출된 슬레이브 2 고장: 이러한 상태에서 고장의 검출은 마스터(250a)가 비상 작동(750a.2)으로 진입하고 통신 채널(210)을 통해 슬레이브 2(250c)로 대응하는 고장 신호를 전송하도록 한다. 슬레이브 2(250c)는 상태(720c), 및 (예를 들어, 고장을 확인한 후에) 자체의 스위치를 위치 2("오프")로 설정하는 상태(740c)로 진입하고, 통신 채널(210)을 통해 마스터(250a)로 다시 확인 신호를 전송한다. 마스터(250a)는 지금 그 자체의 제2 비상 제어 유닛(610a.2)을 사용하여 비행체(100)를 위한 제어 신호를 계산한다. 비행체(100)는 마스터 및 슬레이브 1의 이펙터들만을 사용한다. 대응하는 스위치 위치는 마스터, 슬레이브 1, 및 슬레이브 2에 대해 각각 3/1/2이다.
슬레이브 1(720b)에 의해 검출된 슬레이브 1 고장 : 이러한 상태에서 고장의 검출은 슬레이브 1(250b)이, 통신 채널(210)을 통해 마스터(250a)로 대응하는 고장 신호를 전송하고 그 자체의 스위치를 위치 3("오프")으로 설정하는 것으로 이루어진 상태(740b)로 진입하도록 한다. 마스터(250a)는 비상 작동(750a.1)으로 진입하고, 그 자체의 제1 비상 제어 유닛(610a.1)을 사용하여 비행체(100)를 위한 제어 신호를 계산한다. 상태(750al)에서, 마스터(250a)는 슬레이브 1이 무력한 것을 확인하도록 슬레이브 1(250b)에 신호를 또한 전송한다. 비행체(100)는 마스터 및 슬레이브 2의 이펙터들만을 사용한다. 대응하는 스위치 위치는 마스터, 슬레이브 1 및 슬레이브 2에 대해 각각 2/3/1이다.
슬레이브 1(730b)에 의해 검출된 마스터 고장: 이러한 상태에서 고장의 검출은 슬레이브 1(250b)이 비상 작동(750b)으로 진입하고 통신 채널(210)을 통해 마스터(250a)로 대응하는 고장 신호를 전송하도록 한다. 마스터(250a)는 그 자체의 스위치를 위치 4("오프")로 설정하고, 통신 채널(210)을 통해 슬레이브 1(250b)로 확인 신호를 전송한다. 슬레이브 1은 지금 비상 제어 유닛(610b)을 사용하여 비행체(100)를 위한 제어 신호를 계산한다. 비행체(100)는 오직 슬레이브 1 및 슬레이브 2의 이펙터들만을 사용한다. 마스터로부터 기원하는 제어 신호의 부재 및 슬레이브 1로부터 기원하는 제어 신호의 존재시에, 슬레이브 2의 조정 유닛은 슬레이브 2의 제어 신호를 슬레이브 2의 이펙터(102c)들로 발송한다. 대응하는 스위치 위치들은 마스터, 슬레이브 1 및 슬레이브 2에 대해 각각 4/2/1이다.
슬레이브 2에 의해 검출된 슬레이브 2 고장 720c: 이러한 상태에서 고장의 검출은 슬레이브 2(250c)가, 통신 채널(210)을 통해 마스터(250a)로 대응하는 고장 신호를 전송하는 것으로 이루어진 상태(740c)로 진입하도록 하고, 슬레이브 2는 그 자체의 스위치를 위치 2("오프")로 설정한다. 마스터(250a)는 비상 작동(750a.2)으로 진입하고, 그 자체의 제2 비상 제어 유닛(610a.2)을 사용하여 비행체(100)를 위한 제어 신호를 계산한다. 비행체(100)는 마스터 및 슬레이브 1의 이펙터들만을 사용한다. 대응하는 스위치 위치들은 마스터, 슬레이브 1 및 슬레이브 2에 대해 각각 3/1/2이다.
도 8은 2개의 단방향 통신 채널을 구비한 예시적인 실시예의 기능을 설명하기 위해 사용되는 블록도를 도시한다. 화살표는 신호 흐름을 나타낸다. 명료성을 위해 상세한 센서 신호 흐름이 도 8에서 생략되었다는 것을 유의한다. 이러한 실시예에서, 마스터(250a)는 슬레이브(250b)로부터 신호를 수신하지 않는다. 슬레이브의 조정 유닛(350b)은 2개의 단방향 통신 채널(210.1, 210.2)을 통해 마스터(250a)로부터 신호를 중복 수신한다.
이러한 예시적인 실시예에서, 마스터의 이펙터(102a)들을 위한 신호를 선택하는 마스터의 스위치(340a)는 3개의 위치, 즉 마스터의 정상 작동 제어 유닛(310)으로부터 제어 신호를 발송(위치 1), 마스터의 비상 제어 유닛으로부터 제어 신호를 발송(위치 2), 및 어떠한 제어 신호도 미발송(위치 3, "오프 스위치")을 가진다. 슬레이브의 이펙터(102b)들을 위한 신호를 선택하는 슬레이브의 스위치(340b)는 3개의 위치, 즉 마스터의 정상 작동 제어 유닛(310)으로부터 제어 신호를 발송(위치 1), 슬레이브의 비상 제어 유닛으로부터 제어 신호를 발송(위치 2), 및 어떠한 제어 신호도 미전송(위치3, "오프 스위치")을 가진다.
도 9는 도 8에 도시된 것과 같은 2개의 단방향 통신 채널을 구비한 예시적인 실시예에 대한 예시적인 결정 프로세스를 설명하도록 사용되는 흐름도를 도시한다. 점선 화살표는 상태들 사이의 이행을 나타내고, 연속 화살표는 신호 흐름을 나타낸다. 마스터 및 슬레이브의 고장 검출 유닛(330a, 330b)들은 그 각각의 서브시스템(530a, 530b)에 대한 고장 모니터링을 수행할 수 있다. 그러나, 마스터(250a)가 슬레이브(100b)로부터 신호를 수신하지 않기 때문에, 슬레이브 고장(540a)을 직접 모니터할 수 없다. 대신, 마스터는 센서(300a)의 실제 출력을 정상 작동을 위한 센서의 예상 출력과 비교하는 것에 의해 간접적으로 슬레이브를 모니터한다. 이러한 것은 위에서 개괄된 다양한 고장 검출 방법을 사용하여 달성될 수 있다. 또 다른 예로서, 고장은 또한 (1) 마스터가 슬레이브의 움직임을 기동하도록 신호를 전송하고, (2) 마스터가 그 자체의 센서를 사용하여 비행 기계의 움직임을 모니터하고, (3) 고장이 일어났는지를 결정하도록 슬레이브로의 그 자체의 신호에 의해 기동된 필요한 움직임에 그 자체의 센서에 의해 기록된 실제 움직임을 비교하는 것에 의해 검출될 수 있다.
이러한 실시예의 전체 아키텍쳐는 마스터로부터 슬레이브로의 중복 단방향 통신 채널들을 구비한 상기의 도 3 내지 도 5에서 설명한 것과 유사하다.
또한, 본 실시예에서, 슬레이브의 고장 검출 유닛이 마스터로부터 신호를 수신하고, 그러므로, 본 명세서에서 설명된 고장 검출을 위한 대응하는 방법을 사용할 수 있다는 것을 유의한다. 아울러, 마스터의 단일 고장 또는 통신 채널(210.1, 210.2)들 중 하나에 영향을 미치는 단일 고장 사이를 구별하도록 중복 통신 채널들 및 대응하는 중복 신호의 중복을 사용할 수 있다.
정상 작동 동안(즉, 고장의 부재시에), 스위치 위치들은 마스터/슬레이브 각각에 대해 1/1이다.
마스터(530a)에 의해 검출된 마스터 고장: 마스터의 고장 검출 유닛(330a)이 마스터(530a)의 고장을 검출하면, 마스터(250a)는 상태(550a)로 진입할 것이다. 이는, 고장 검출 유닛(330a)에 의해 발생되고 마스터의 조정 유닛(350a) 및 통신 채널(210)을 통해 슬레이브의 조정 유닛(350b)으로 통신되는 신호를 슬레이브(250b)에 전송할 것이다. 이러한 신호의 결과로서, 슬레이브는 그 자체의 비상 작동 모드 상태(900b)로 진입할 것이다. 이러한 것은 슬레이브의 조정 유닛(350b)에 신호를 전송하는 슬레이브의 고장 검출 유닛에 의해 달성되고, 슬레이브의 고장 검출 유닛은 차례로 스위치(340b)에 신호를 전송하고, 스위치는 슬레이브의 비상 제어 유닛(320b)의 제어 신호를 슬레이브의 이펙터(102b)에 발송할 것이다. 그러므로, 슬레이브의 이펙터(102b)들은 슬레이브의 비상 제어 유닛(320b)의 제어 신호에 의해 제어된다. 마스터(250a)는 마스터의 조정 유닛(350a)에 신호를 전송하는 마스터의 고장 검출 유닛에 의해 무력화되고, 마스터의 고장 검출 유닛은 차례로 마스터의 이펙터(102a)들로 제어 신호를 발송하는 것을 중단하도록 스위칭 신호를 마스터의 스위치(340a)로 전송한다. 비행체(100)는 지금 마스터의 이펙터(102a)가 무력화된 상태로 슬레이브의 이펙터(102b)들만으로 비행한다. 슬레이브는 지금 상태(900b)에 있다. 마스터는 지금 상태(530a 및 550a)에 있다. 이러한 상태의 스위치의 위치들은 마스터/슬레이브들에 대해 각각 3/2이다.
마스터(540a)에 의해 검출된 슬레이브 고장: 반대로, 마스터의 고장 검출 유닛(330a)이 슬레이브(540a)의 고장을 검출하면(예를 들어, 본 명세서에서 설명된 간접 고장 검출 방법 중 하나를 사용하여), 마스터는 그 자체의 비상 작동 모드(560a)로 진입하고 슬레이브의 이펙터(102b)들을 무력화하도록 슬레이브의 조정 유닛(350b)에 신호를 전송할 것이다. 슬레이브는 지금 상태(910b)에 있다. 비행체(100)는 슬레이브의 이펙터(102b)들이 무력화된 상태에서 마스터의 이펙터(102a)들로만 비행한다. 이러한 상태의 스위치 위치들은 마스터/슬레이브에 대해 각각 2/3이다.
슬레이브(530b)에 의해 검출된 슬레이브 고장: 유사하게, 슬레이브의 고장 검출 유닛(330b)이 슬레이브(530b)의 고장을 검출하면, 슬레이브(250b)는 상태(910b)로 진입할 것이다. 이는 그 자체의 이펙터(102b)들을 무력화시켜, 마스터의 고장 검출 유닛이 그 자체의 고장을 검출하는 것을 가능하게 한다. 이펙터를 무력화하는 세부 사항은 비행체(100)의 세부 사항, 그 자체의 예상 고장 모드들, 실제 고장 모드, 및 기타 요인에 따라 조정될 수 있다. 예를 들어, 이펙터들은, 스위치를 사용하여 제어 신호의 발송을 스위칭 오프하는 것에 의해; 스위치를 사용하여 제어 신호의 발송을 스위치 오프하기 전에 5초의 시간 기간에 걸쳐서 이펙터들에 공급되는 전력을 점진적으로 감소시키는 것에 의해; 또는 스위치를 사용하여 제어 신호의 발송을 스위칭 오프하기 전에 마스터의 고장 검출 유닛이 큰 정확성으로 또는 가능한 신속하게 고장을 검출하는 것을 가능하게 하는 사전 한정된 움직임을 실행하는 것에 의해 무력화될 수 있다. 슬레이브의 조정 유닛 또는 고장 검출 유닛은 또한 마스터가 고장을 성공적으로 검출했다는 표시를 위해 마스터로부터 수신된 신호를 모니터한다. 이러한 상태의 스위치 위치들은 마스터/슬레이브에 대해 각각 2/3이다.
슬레이브(540b)에 의해 검출된 마스터 고장: 슬레이브의 고장 검출 유닛(330b)이 마스터(540b)의 고장을 검출하면, 슬레이브는 그 자체의 비상 작동 상태(900b)로 진입하여, 그 자체의 비상 제어 유닛(320b)으로부터 그 자체의 이펙터(102b)들로 제어 신호를 발송할 것이다. 이러한 경우에, 슬레이브에 의한 고장 검출은, 예를 들어, 제1 및 제2 통신 채널들 모두에서 마스터로부터의 신호의 부재를 모니터하는 것에 의해 달성될 수 있다. 슬레이브의 고장 검출 유닛은 또한 마스터가 고장을 성공적으로 검출했다는 표시를 위해 마스터로부터 수신된 신호를 모니터할 수 있다. 이러한 상태의 스위치 위치들은 마스터/슬레이브에 대해 각각 3/2이다.
도 10은 서브시스템으로서 사용될 수 있는 비행체(100)의 개략적인 사시도를 도시한다. 도 10의 비행체(100)는 2개의 이펙터(102)를 갖추고 있다. 2개의 이펙터(102)의 각각은 프로펠러를 구비하고, 프로펠러는 각각 토크 및 추진력을 동시에 생성한다. 이러한 비행체에서, 제1 및 제2 이펙터(102)는 각각 비행체(100)에 대해 고정된 회전축을 가진다. 양 프로펠러는 동일한 방향(108)으로 회전한다.
고정 피치 프로펠러들의 형태를 하는 2개의 이펙터는 동일한 방향으로 회전한다. 또한, 비행체의 본체에 대해 고정된, z가 1차 방향(1030)을 향하고 x가 이펙터 2로부터 이펙터 1로 향하고 y가 오른쪽 법칙을 따르도록 선택된 x, y 및 z 방향으로 이루어진 좌표계(1010)가 도시되어 있다.
이러한 비행체에서, 프로펠러(fTi)들에 의해 생성된 힘 벡터는 평행하고, 비행체의 1차 방향(1030)과 평행하다. 힘 벡터의 합은 비행체의 결과적인 추진력 방향이다.
프로펠러에 의해 생성된 토크 벡터(τi)는 비행체의 회전 감각에 반하는 공기 역학적 항력(τd)에 의해 균형을 이룬다. 이러한 비행체에 도시된 배열은 비행체(100)가 호버링할 때 각속도(1050)로 질량 중심(120)을 중심으로 회전하도록 한다.
설명의 명료성을 위해, 시스템에 관한 다음과 같은 가정이 파생물에 대해 만들어진다. 이러한 가정이 실용적인 비행체 구성을 위한 제어 체계의 파생물에 대해 합리적이며 실용적이고 적용 가능한 제어 체계로 이어진다는 점에 유의하여야 한다.
ㆍ 비행체의 질량 분포는 관성 메트릭스(I B)가 대각선이되도록 주 관성축이 x, y 및 z 성분들과 일치하도록 구성된다.
Figure 112017129731959-pct00001
ㆍ 이펙터들은 본체의 x 축을 따라서 장착된 프로펠러들이며, 프로펠러들은 각각 비행체의 질량 중심(120)으로부터 ℓ의 거리에 있다.
ㆍ 이펙터들은 동일한 프로펠러들이며, 프로펠러들은 멀티콥터의 질량에 비해 무시할만한 질량을 가지며, 그 크기가 비행체 본체의 크기에 비해 무시할만한 대각 관성 메트릭스(I R)를 가지며, 1차 방향에 형행한 중심으로 회전한다.
Figure 112017129731959-pct00002
ㆍ 프로펠러의 각속도의 크기는 어느 하나의 프로펠러의 크기와 비교할 때 무시할 수 있다.
ㆍ 프로펠러에 의해 생성된 힘 벡터(fTi)들은 평행하고, 도 10에 도시된 바와 같이 비행체 1차 방향(1030)과 평행하여서, 프로펠러들은 다음과 같이 본체-고정 조정 프레임으로 설명될 수 있다.
Figure 112017129731959-pct00003
(벡터 fTi와 스칼라 fTi의 차이점에 유의하여야 한다). 비행체에 작용하는 것으로 가정된 유일한 다른 힘은 그 중량(mg)이다.
ㆍ 비행체의 질량 중심(120)을 통해 작동하고 1차 방향(1030)에 직각인 프로펠러들에 의해 생성된 토크 벡터의 성분은 도 10에 도시된 바와 같이 y와 동일 선상에서 y에 평행하다. 1차 방향(1030)에 직각으로 작용하는 성분이 질량 중심(120)으로부터 거리(ℓ)에서 작용하는 프로펠러의 추진력 벡터 힘(fTi)의 모멘트에 독점적으로 기인하고, x의 방향으로 토크 성분이 없다는 것이 가정된다. 1차 방향(1030)에 평행한 토크의 성분은 τi//이며, 프로펠러의 회전을 반하는 공기 역학적 반력 토크에 의해 유발된다. 그러므로, 본체 고정 프레임에서 표현된 프로펠러의 토크 벡터는 다음과 같다:
Figure 112017129731959-pct00004
ㆍ 비행체의 회전 감각에 반하여 작용하는 공기 역학적 항력(τ d)의 성분은 τd =(0,0, -τd)(벡터(τd)와 스칼라(τd) 사이의 차이를 유의)이도록 오직 z에 평행하게 작용하는 것을 가정될 것이다.
다시, R의 일부 관성 조화 프레임 및 ω B 의 각속도에 대하여 본체 고정 프레임을 표시하면, 회전 메트릭스(R)의 미분 방정식은 다음과 같다.
Figure 112017129731959-pct00005
여기에서, ω B =(p, q, r)는 비행체 본체에 고정된 조화계로 표현된 비행체의 각속도이고, [[ω B x]]는 다음과 같도록 벡터적(cross product)의 매트릭스 형태이다.
Figure 112017129731959-pct00006
비행체의 방위는 다시 다음에 의해 기술된다.
Figure 112017129731959-pct00007
여기에서, z는 다음과 같이 주어지는 관련 미분 방적에 의해 사전 한정된 기준 프레임에서 1차 방향(1030)의 방향이다.
Figure 112017129731959-pct00008
이러한 비행체 구성을 위하여, 각속도의 회전을 관리하는 미분 방정식은 다음과 같이 주어진다.
Figure 112017129731959-pct00009
본체 고정 프레임으로 표시된 비행체 본체에 대한 프로펠러(ℓ)의 각속도는 ω Ri = (0.0,ωRi)이다(다시 벡터(ω Ri )와 스칼라(ωRi)사이의 차이 유의).
이러한 방정식의 좌측항은 각가속도를 포함하며, 다음과 같이 단순화된다.
Figure 112017129731959-pct00010
비행체의 방위는 각속도 성분(p 및 q)들을 통해 제어된다.
우측의 첫번째 항인 모든 토크의 합계는 프로펠러의 토크 벡터와 비행체의 회전 감각에 반하는 공기 역학적 드래그 토크, 및 산출량(yields)을 포함한다.
Figure 112017129731959-pct00011
마지막 항은 비관성 프레임에서 도함수를 취하는 것으로 인하여 시스템에서 각운동량의 교차 결합을 설명한다. 항을 곱하고, 성분을 추가하고, 주어진 이전의 가정 하에서 다음과 같이 산출하다.
Figure 112017129731959-pct00012
상기로부터, 그 성분으로부터 방정식을 기록하면 다음과 같은 3개의 스칼라 미분 방정식을 산출한다.
Figure 112017129731959-pct00013
이로부터, 제어 신호를 이펙터들로 전송하는 것은 x에 대한 각가속도(q)에 직접 영향을 줄 수 있다는 것을 알 수 있다. 이러한 것이 1차 방향에 직각인 성분을 가지기 때문에, 이러한 직접 생성된 각가속도는 1차 방향과 선형으로 독립적이다. 또한, 상기 각가속도(ㆍq)를 통해, 각속도(q)가 달성될 수 있다.
따라서, y 방향을 따라서 놓이는 2차 방향을 통해 본체를 회전시키는 것에 의해, 1차 방향(1030)(r) 및 2차 방향(q)에 대한 비행체의 각속도 성분은 회전축, 여기에서 x를 중심으로 하는 각가속도(따라서 선회)를 생성하도록 상호 작용할 것이다. 유의할 점은, 2차 방향이 1차 방향(1030)에 대해 0이 아닌 각도로 놓이며(즉, 1차 방향과 선형으로 독립적이다), 회전 방향은 1차 및 2차 방향 모두에 대해 0이 아닌 각도에 놓여 있다는(즉, 선회 축은 양쪽 모두에 선형적으로 독립적이다) 점이다. 구체적으로, 이러한 비행체에 대하여, 이러한 것은 프로펠러가 x 축을 중심으로 토크를 생성할 수 없지만, x 축을 따라서 놓인 각속도의 성분(p)이 영향을받을 수 있고, 관성 프레임에 대한 1차 방향의 방위가 제어될 수 있다는 것을 의미한다. 유사하게, 다른 비행체들에 대하여, 이러한 것은 상기 효과가 대응되거나 또는 보상되지 않고 적극적으로 그 제어에 활용될 수 있다는 것을 의미한다.
또한, 이러한 방위는 각속도 성분(p 및 q)을 0으로 가져오고 각각 ㆍp=0 및 ㆍq=0이기 위하여 fT1 = fT2이도록 프로펠러들에 명령하는 것에 의해 유지될 수 있다. 비행체의 각속도는 그런 다음 1차 방향(1030)을 따라서 가리키고, 방위는 일정해질 것이다.
1차 방향(r)을 따르는 비행체 각속도 성분은 토크(τi//)와 드래그 토크(drag torque)(τd)에 의해 지배될 것이다. 드래그 토크가 전형적으로 r과 함께 점증하여 증가하기 때문에, 저속에서 τ1//+τ2//-τd에서 불균형이어서, 비행체는 각속도의 성분을 증가시킬 것이고, 그러므로 비행체는 1차 방향을 중심으로 회전하는 자연스러운 경향을 가진다. 고정 피치 프로펠러들에 대하여, 전형적으로 추진력 크기(fT1)와 공기 역학적 반응 드래그 토크(τi//) 사이에 강한 선형 관계가 있다.
비행체의 병진 가속은 1차 방향의 방위를 달성 및 유지하도록 2개의 힘(fT1 및 fT2)의 차이를 사용하고 본체에 작용하는 결과적인 힘을 달성하도록 2개의 프로펠러 추진력의 합을 사용하는 것에 의해 지금 영향을 받을 수 있다.
상기의 전개가 특정 가정 하에서 만들어졌지만, 이러한 가정은 실용적인 비행체 구성을 위한 제어 체제의 전개에 대해 합리적이며, 실용적이고 적용 가능한 제어 체제로 이어진다는 점에 유의하여야 한다. 그러므로, 상기의 결과는 더욱 넓은 범위의 상황을 홀딩하며, 이와 같이 해석되어야 한다.
또한, 사용된 특정 제어법이 변할 수 있고, 극 배치(pole placement), 다양한 로버스트 제어 방법(obust control method), 또는 비선형(nonlinear) 제어 방법을 사용하는 선형 이차 조절기(linear quadratic regulator, LQR)와 같은 선형 방법을 사용하여 도출될 수 있다는 것은 당업자에게 자명할 것이다.
도 11은 도 2a, 도 2b 및 10에 도시되고, 2개의 서브시스템이 쿼드로콥터인 단일 중복 비행체를 생성하도록 어떻게 배열될 수 있는지를 설명하도록 사용된, 상기의 개괄된 방법을 사용하여 제어 가능한 샘플 실시예의 개략도를 도시한다. 제1 서브시스템(250a)은 도 10에 도시된 비행체와 유사하다. 이는 시계 방향으로 회전하는 2개의 프로펠러를 가진다. 제2 서브시스템(250b)은 반시계 방향으로 회전하는 2개의 프로펠러를 가진다. 이러한 2개의 서브시스템은 표준 쿼드로콥터("Q1")의 형상을 하는 중복 비행체(100)를 형성하도록 결합될 수 있다.
도 11 내지 도 13에서 화살표의 동일한 음영은 함께 속하는 서브시스템을 나타낸다. 예를 들어, 쿼드로콥터(Q1)는 그 프로펠러의 방향을 나타내는 흑색 화살표를 구비한 제1 서브시스템(250a)과, 그 프로펠러의 방향을 나타내는 백색 화살표를 구비한 제2 서브시스템(250b)으로 이루어진다.
도 12a 내지 도 12c는 2개 또는 3개의 서브시스템이 헥사콥터인 비행체를 생성하도록 어떻게 배열될 수 있는를 설명하도록 사용된 개략도를 도시한다.
도 12a는 적층된 프로펠러들을 구비한 4개의 육각형 구성(H1, H2, H3, H4)을 도시한다. 전형적인 적층 프로펠러 배열은 동일한 크기를 갖고 동일한 회전축을 공유하고 반대 방향으로 회전하는 프로펠러들의 쌍을 사용한다.
헥사콥터(H1)는 대응하는 흑색과 백색 화살표 색상을 가지는 2개의 서브시스템으로 이루어진다. 정상 작동 동안, 모든 이펙터는 작동하고, 6개의 프로펠러에 의해 생성된 토크의 페어링(pairing) 및 상쇄를 유발한다. H1은 종래 기술에 공지된 제어 방법을 사용하여 제어될 수 있다. 2개의 서브시스템들 중 하나를 무력화하는 것은 본 명세서에서 설명된 제어 방법을 사용하여 제어될 수 있는 불균형 프로펠러 토크를 가지는 비행체를 유발한다.
헥사콥터(H2)는 다시 대응하는 흑색과 백색 화살표 색상을 가지는 2개의 서브시스템으로 이루어진다. 정상 작동 동안, 모든 이펙터가 작동되어, 다시 6개의 프로펠러에 의해 생성된 토크의 페어링 및 상쇄를 유발한다. H2는 종래 기술에 공지된 제어 방법을 사용하여 제어될 수 있다. 2개의 서브시스템들 중 하나를 무력화하는 것은 본 발명에서 기술된 제어 방법을 사용하여 제어될 수 있는 모든 프로펠러가 동일한 방향으로 회전하는 비행체를 유발한다.
헥사콥터(H3)는 대응하는 흑색, 백색 및 회색 화살표 색상을 가지는 3개의 서브시스템으로 이루어진다. 정상 작동 동안, 모든 이펙터가 작동되어, 다시 6개의 프로펠러에 의해 생성된 토크의 페어링 및 상쇄를 유발한다. H3은 종래 기술에 공지된 제어 방법을 사용하여 제어될 수 있다. 흑색 또는 백색 서브시스템을 무력화하는 것은 본 발명에서 개시된 제어 방법을 사용하여 제어될 수 있는 불균형 프로펠러 토크를 가지는 비행체를 유발한다. 회색 서브시스템을 무력화하는 것은 종래 기술에 공지된 제어 방법을 사용하여 제어될 수 있는 토크 균형 비행체를 유발한다.
헥사콥터(H4)는 대응하는 흑색, 백색 및 회색의 화살표를 구비한 3개의 서브시스템으로 이루어진다. 정상 작동 동안, 모든 이펙터가 작동되어 다시 6개의 프로펠러에 의해 생성된 토크의 페어링 및 상쇄를 유발한다. H4는 종래 기술에 공지된 제어 방법을 사용하여 제어될 수 있다. 3개의 서브시스템 중 어느 하나를 무력화하는 것은 종래 기술에 공지된 제어 방법을 사용하여 제어될 수 있는 토크 균형 비행체를 유발한다.
도 12b 및 도 12c는 개별적으로 배열된 프로펠러를 가지는 4개의 헥사콥터 구성(H5, H6, H7, H8)을 도시한다. 다시, 평면 및 평면 외 프로펠러의 상대적 위치, 프로펠러의 회전축, 프로펠러 크기 등에 관하여 많은 다른 구성이 가능하며, 본 발명과 함께 유용하게 사용될 수 있다.
헥사콥터(H5)는 60°만큼 회전된 백색 서브시스템을 구비한 헥사콥터(H2)에 대응한다. 이는 정상 작동 동안 종래 기술에 공지된 제어 방법을 사용하고 비상 작동 동안 본 발명에 개시된 방법을 사용하여 제어될 수 있다.
헥사콥터(H6)는 헥사콥터(H1)에 대응하며; 헥사콥터(H7)는 헥사콥터(H4)에 대응하며; 헥사콥터(H8)는 헥사콥터(H3)에 대응하지만; 각각 다른 예시적인 프로펠러 배열을 구비한다. 각각은 정상 작동 동안 종래 기술에 공지된 제어 방법을 사용하고 비상 작동 동안 본 발명에 개시된 방법을 사용하여 제어될 수 있다.
상기의 예에 더하여, 많은 다른 변형이 가능하다. 특히, 본 발명에서 기술된 바와 같이, 그 정상 작동 모드 동안 불균형 프로펠러들을 구비한 헥사콥터가 가능하며, 본 발명과 함께 유용하게 사용될 수 있다.
도 13a 내지 도 13d는 옥토콥터인 비행체를 생성하도록 2개의 서브시스템이 어떻게 배열될 수 있는지를 설명하도록 사용된 개략도를 도시한다.
도 13a 및 도 13b는 적층된 프로펠러를 구비한 4개의 옥토콥터 구성(O1, O2, 03 및 04)를 도시한다.
옥토콥터(01)는 전형적인 쿼드로콥터 구성을 각각 가지는, 백색과 흑색 서브시스템으로 이루어진 구성을 보인다. 이는 정상 작동 동안뿐만 아니라 비상 작동 동안 종래 기술에 공지된 제어 방법을 사용하여 제어될 수 있다.
옥토콥터(02)는 각각 전형적인 쿼드로콥터 구성을 가진 백색과 흑색 서브시스템으로 이루어진 전형적인 구성을 보인다. 이는 정상 작동 동안뿐만 아니라 비상 작동 동안 종래 기술에 공지된 제어 방법을 사용하여 제어될 수 있다.
옥토콥터(03 및 04)들은 그 각각의 추진력에 대해 동일한 대칭성으로 회전하도록 구성되고 배열된 제1 서브시스템의 모든 4개의 이펙터, 및 그 각각의 추진력에 대해 동일한 대칭성으로 회전하도록 구성되고 배열된 제2 서브시스템의 모든 4개의 이펙터를 구비한 8개의 프로펠러를 포함한다. 03 및 04 각각은 정상 작동 동안 종래 기술에 공지된 제어 방법을 사용하고, 비상 작동 동안 본 발명에 개시된 방법을 사용하여 제어될 수 있다.
도 13c 및 13d는 개별적으로 배열된 프로펠러들을 구비한 4개의 옥토콥터 구성(05, 06, 07 및 08)을 도시한다.
옥토콥터(05)는 정상 작동 동안 종래 기술에 공지된 제어 방법을 사용하고 비상 작동 동안 본 발명에 개시된 방법을 사용하여 제어될 수 있는 다른 예시적인 프로펠러 배열을 도시한다.
옥토콥터(06)는 옥토콥터(02)에 대응하지만, 45°만큼 회전된 흑색 서브시스템을 구비한다. 이는 정상 작동 동안뿐만 아니라 비상 작동 동안 종래 기술에 공지된 제어 방법을 사용하여 제어될 수 있다.
옥토콥터(07)들은 옥토콥터(04)에 대응하지만, 여전히 다른 예시적인 프로펠러 배열을 구비한다. 이는 정상 작동 동안 종래 기술에 공지된 제어 방법을 사용하고, 비상 작동 동안 본 발명에 개시된 방법을 사용하여 제어될 수 있다.
옥토콥터(08)는 옥토콥터(02)에 대응하지만 다른 예시적인 프로펠러 배열을 구비한다. 이는 정상 작동 동안뿐만 아니라 비상 작동 동안 종래 기술에 공지된 제어 방법을 사용하여 제어될 수 있다.
상기의 예에 더하여, 많은 다른 변형이 가능하다. 특히, 3개 또는 4개의 서브시스템을 포함하는 옥토콥터들뿐만 아니라 WO 2014/198642 A1에 개시된 바와 같이 그 정상 작동 모드 동안 불균형 프로펠러들을 구비한 옥토콥터들이 가능하고, 본 발명과 함께 유용하게 사용될 수 있다.
도 11 내지 도 13에 개괄된 것과 다른 구성들 또는 예시적인 실시예에서 설명된 구성이 가능하고, 본 발명과 함께 유용하게 사용될 수 있다. 이러한 것들은, 상이한 크기를 가지거나(예를 들어, 전체 소음 배출을 감소시키도록 서로 다른 속도에서 작동하는 것들을 가지도록), 병렬이지만 동일한 회전축을 가지지 않거나(예를 들어, 기울어짐이 없이 측방향 움직임을 허용하도록), 상이한 회전축을 가지거나(예를 들어, 기울어짐이 없이 측방향 움직임 및 감소된 소음 배출을 달성하도록), 동일한 프로펠러 회전 방향을 가지거나(예를 들어, 특정 제어 모드에서 각회전을 증가시키도록), 또는 상기의 변형을 가지는 프로펠러들을 구비한 구성을 포함한다.
도 14는 본 발명과 함께 사용될 수 있는 비행체의 다른 예시적인 실시예를 도시한다. 비행체는 총 6개의 이펙터를 가진다: 2개의 프로펠러(102a.1, 102b.1) 및 날개(1400)에 부착된 4개의 제어 표면(102a.2, 102a.3, 102b.2, 102b.3)(때때로, "플랩"으로 지칭됨). 이 실시예는 예를 들어 다음의 서브시스템들로 분해될 수 있다:
ㆍ 제1 프로펠러(102a.1) 및 2개의 제어 표면(102a.2, 102a.3), 및
ㆍ 제2 프로펠러(102b.1)와 2개의 제어 표면(102b.2, 102b.3).
도 15는 본 발명과 함께 사용될 수 있는 비행체의 다른 예시적인 실시예를 도시한다. 비행체는 총 6개의 이펙터를 가진다: 즉, 2개의 프로펠러(102a.1, 102b.2), 및 지지 구조체(1500)에 부착된 4개의 제어 표면(102a.2, 102a.3, 102b.2, 102b.3)(때때로 "플랩"으로 지칭됨). 이 실시예는 예를 들어 다음의 서브시스템들로 분해될 수 있다:
ㆍ 제1 프로펠러(102a.1) 및 2개의 제어 표면(102a.2, 102a.3), 및
ㆍ 제2 프로펠러(102b.1) 및 2개의 제어 표면(102b.2, 102b.3).
도 16은 본 발명과 함께 사용될 수 있는 비행체(100)의 다른 예시적인 실시예를 도시한다. 비행체(100)는 지지 구조체(1611)를 포함한다. 이러한 예에서, 지지 구조체는 이펙터(102A)를 넘어 연장되는 아암(126)들을 포함하며, 코스튬(1600)은 지지 구조체(1611)에 부착되고; 그러므로 비행체(100)가 비행할 때, 코스튬(1600)은 또한 비행체와 함께 비행할 것이다. 이러한 특정 실시예는 무대 공연과 같은 연예 응용 분야에 특히 유용하다. 이러한 특정 실시예에서, 비행체는 4개의 LED의 형태를 하는 4개의 광원(1610)을 추가로 포함한다. 각각의 LED는 비행체로부터 멀리 광을 방출하여서, 상기 코스튬의 내부 표면에 입사되도록 배열된다. 그러므로, LED는 코스튬을 조명한다. 이러한 실시예의 변형예에서, 각각의 LED(광원)는 코스튬을 조명하도록 LED에 의해 생성된 광을 수렴 또는 발산하하는 렌즈를 구비한다. LED들은 비행 모듈(240)에 의해 제어될 수 있다.
코스튬(1600)은 임의의 적합한 형태를 취할 수 있는 것으로 이해될 것이다. 일부 실시예에서 코스튬은 또한 지지 구조체로서 작용하고, 비행에 요구되는 구조적 안정성; 또는 부속물은 이펙터(들), 센서(들), 비행 모듈(들), 또는 전원 유닛(들)에 대한 부착 지점을 제공한다. 일부 실시예에서, 코스튬은 공기 역학적 특성을 가진다(예를 들어, 에어포일을 제공하는 것에 의해 양력을 발생시킬 수 있다).
도 17은, 도 16에 도시된 비행체와 동일한 특징을 많이 가지고 있지만, 도 16의 비행체(100)에 제공된 코스튬(1600)과 다른 형상/디자인을 가지는 코스튬(1620)이 장비된 비행체(100)의 다른 예를 도시한다.
본 발명의 특정 양태들이 그 예시적인 바람직한 실시예에 대하여 특별히 도시되고 설명되었지만, 형태 및 상세에서의 다양한 변화가 다음의 청구항들에 의해 한정된 바와 같은 본 발명의 사상 및 범위에서 벗어남이 없이 본 발명에서 만들어질 수 있다는 것을 당업자는 이해할 것이다. 그러므로, 본 실시예들이 모든면에서 예시적이며 비제한적인 것으로서 고려되어야 하며, 본 발명의 범위를 나타내도록 상기 설명보다는 오히려 첨부된 청구항을 참조하는 것이 필요하다.
100 비행체
102 이펙터들
102a 마스터의 이펙터들
102b 슬레이브 1의 이펙터들
102c 슬레이브 2의 이펙터들
104 프로펠러
106 모터
108 프로펠러 회전 방향
110 구동축
120 질량 중심
122 주요 본체 축
124 중앙 하우징
126 아암
210 통신 채널
210.1 제1 통신 채널(단방향 또는 양방향)
210.2 제2 통신 채널(단방향 또는 양방향)
240 비행 모듈
240a 제1 비행 모듈(마스터)
240b 제2 비행 모듈(슬레이브/슬레이브 1)
240c 제3 비행 모듈(슬레이브 2)
250a 제1 서브시스템(마스터)
250b 제2 서브시스템(슬레이브/슬레이브 1)
250c 제3 서브시스템(슬레이브 2)
300a 마스터의 센서
300b 슬레이브 1의 센서
300c 공유 센서
300d 슬레이브 2의 센서
310a 마스터의 정상 작동 제어 유닛
310b 슬레이브의 정상 작동 제어 유닛
320a 마스터의 비상 제어 유닛
320b 슬레이브의 비상 제어 유닛
330a 마스터의 고장 검출 유닛
330b 슬레이브 1의 고장 검출 유닛
330c 슬레이브 2의 고장 검출 유닛
340a 마스터의 스위치
340b 슬레이브 1의 스위치
340c 슬레이브 2의 스위치
350a 마스터의 조정 유닛
350b 슬레이브 1의 조정 유닛
350c 슬레이브 2의 조정 유닛
360a 마스터의 전원
360b 슬레이브 1의 전원
360c 슬레이브 2의 전원
510 시작
520a 정상 작동 마스터
530a 마스터에 의한 마스터 고장 결정
530b 슬레이브에 의한 슬레이브 고장 결정
540a 마스터에 의한 슬레이브 고장 결정
540b 슬레이브에 의한 마스터 고장 결정
550a 마스터 작용: 슬레이브 신호 및 마스터 무력화
550b 슬레이브 작용: 마스터 신호 미 슬레이브 무력화
560a 슬레이브 고장으로 인하여 마스터에 의해 개시된 비상 작동
560b 마스터 고장으로 인하여 슬레이브에 의해 개시된 비상 작동
570b 마스터로 슬레이브로 공급
610a.1 마스터의 제1 비상 제어 유닛
610a.2 마스터의 제2 비상 제어 유닛
610b 슬레이브 1의 비상 제어 유닛
710a 정상 작동(마스터, 슬레이브 1, 슬레이브 2)
720a 마스터에 의한 마스터 고장 결정
720b 슬레이브 1에 의한 슬레이브 1 고장 결정
720c 슬레이브 2에 의한 슬레이브 2 고장 결정
730a.1 마스터에 의한 슬레이브 1 고장 결정
730a.2 마스터에 의한 슬레이브 2 고장 결정
730b 슬레이브 1에 의한 마스터 고장 결정
740a 마스터 작용: 슬레이브 1 신호 및 마스터 무력화
740b 슬레이브 1 작용: 마스터 신호 및 슬레이브 1 무력화
740c 슬레이브 2 작용: 마스터 신호 및 슬레이브 2 무력화
750a.1 슬레이브 1 고장으로 인하여 마스터에 의해 개시된 비상 작동(마스터, 슬레이브 2)
750a.2 슬레이브 2 고장으로 인하여 마스터에 의해 개시된 비상 작동(마스터, 슬레이브 1)
750b 마스터 고장으로 인하여 슬레이브 1에 의해 개시된 비상 작동(슬레이브 1, 슬레이브 2)
780b 마스터로부터 슬레이브 1로 공급
780c 마스터로부터 슬레이브 2로 공급
900b 마스터 고장으로 인하여 슬레이브에 의해 개시된 비상 작동
910b 슬레이브 무력화
1010 본체 좌표계
1030 1차 방향
1050 각속도
1400 날개
1500 강성 지지 구조체
1600 코스튬
1610 렌즈를 구비한 LED
1620 코스튬
τ: 토크 벡터
τd: 공기 역학적 토크
fTi: 이펙터(i)의 추진력
mg: 비행체의 중량

Claims (24)

  1. 비행하도록 작동 가능하며, 작동 가능하게 연결된 적어도 제1 및 제2 서브시스템(250a, 250b)을 가지는 비행체(100)로서,
    상기 제1 서브시스템(250a)은 제1 비행 모듈(240a) 및 상기 비행체(100)를 비행시키는데 충분한 제1 힘을 발생시키도록 선택적으로 작동 가능한 하나 이상의 제1 이펙터(102)를 구비하고;
    상기 제2 서브시스템(250b)은 제2 비행 모듈(240b) 및 상기 비행체(100)를 비행시키는데 충분한 제2 힘을 발생시키도록 선택적으로 작동 가능한 하나 이상의 제2 이펙터(102)를 구비하여서;
    상기 제1 또는 제2 서브시스템(250a 또는 250b) 중 하나의 서브시스템의 하나 이상의 이펙터(102)는 상기 제1 또는 제2 서브시스템(250a 또는 250b) 중 다른 하나의 서브시스템의 하나 이상의 이펙터(102)에 의지하지 않고 상기 비행체(100)를 비행시키기 위해 선택적으로 사용될 수 있고,
    상기 제1 비행 모듈(240a)은,
    제1 스위치(340a);
    상기 제1 스위치(340a)를 제어하기 위한 제1 조정 유닛(350a);
    상기 하나 이상의 제1 및 제2 이펙터(102)를 작동시키기 위한 제어 신호들을 발생시키도록 작동 가능한 제1 정상 작동 제어 유닛(310a); 및
    상기 하나 이상의 제1 이펙터(102)를 작동시키기 위한 제어 신호들을 발생시키도록 작동 가능한 제1 비상 제어 유닛(320a)을 구비하며,
    상기 제1 스위치(340a)는, 상기 제1 정상 작동 제어 유닛(310a)에 의해 발생된 제어 신호들을 상기 하나 이상의 제1 이펙터(102)로 보내는 제1 위치와, 상기 제1 비상 제어 유닛(320a)에 의해 발생된 제어 신호들을 상기 하나 이상의 제1 이펙터(102)로 보내는 제2 위치 사이에서 상기 제1 조정 유닛(350a)에 의해 선택적으로 스위칭될 수 있도록 구성되고;
    상기 제2 비행 모듈(240b)은,
    제2 스위치(340b);
    상기 제2 스위치(340b)를 제어하기 위한 제2 조정 유닛(350b); 및
    상기 하나 이상의 제2 이펙터(102)를 작동시키기 위한 제어 신호들을 발생시키도록 작동 가능한 제2 비상 제어 유닛(320b)을 구비하며,
    상기 제2 스위치(340b)는, 상기 제1 정상 작동 제어 유닛(310a)에 의해 발생된 제어 신호들을 상기 하나 이상의 제2 이펙터(102)로 보내는 제1 위치와, 상기 제2 비상 제어 유닛(320b)에 의해 발생된 제어 신호들을 상기 하나 이상의 제2 이펙터(102)로 보내는 제2 위치 사이에서 상기 제2 조정 유닛(350b)에 의해 선택적으로 스위칭될 수 있도록 구성되고,
    상기 비행체는 상기 제1 및 제2 서브시스템들에 의해 공유되는 적어도 하나의 센서를 더 구비하며, 상기 적어도 하나의 센서는 외부 기준 프레임에 대한 상기 비행체의 적어도 위치, 방위, 또는 속도를 감지하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 비행체.
  2. 제1항에 있어서, 상기 제1 서브시스템은 외부 기준 프레임에 대해 상기 비행체의 적어도 위치, 방위 또는 속도를 감지하기 위한 하나 이상의 제1 센서를 더 구비하며; 상기 제2 서브시스템은 외부 기준 프레임에 대해 상기 비행체의 적어도 위치, 방위, 또는 속도를 감지하기 위한 하나 이상의 제2 센서를 더 구비하는 비행체.
  3. 제1항에 있어서, 상기 제1 스위치는, 상기 제1 정상 작동 제어 유닛에 의해 발생된 제어 신호들을 상기 하나 이상의 제1 이펙터로 보내는 제1 위치, 상기 제1 비상 제어 유닛에 의해 발생된 제어 신호들을 상기 하나 이상의 제1 이펙터로 보내는 제2 위치, 및 어떠한 제어 신호도 상기 하나 이상의 제1 이펙터로 보내지지 않도록, 상기 스위치가 개방되는 제3 위치 사이에서 상기 제1 조정 유닛에 의해 선택적으로 스위칭될 수 있도록 구성되며;
    상기 제2 스위치는, 상기 제1 정상 작동 제어 유닛에 의해 발생된 제어 신호들을 상기 하나 이상의 제2 이펙터로 보내는 제1 위치, 상기 제2 비상 제어 유닛에 의해 발생된 제어 신호들을 상기 하나 이상의 제2 이펙터로 보내는 제2 위치, 및 어떠한 제어 신호도 상기 하나 이상의 제2 이펙터에 보내지지 않도록 스위치가 개방되는 제3 위치 사이에서 상기 제2 조정 유닛에 의해 선택적으로 스위칭될 수 있도록 구성되는 비행체.
  4. 제3항에 있어서, 상기 제1 비행 모듈은 적어도 상기 제1 서브시스템에서의 고장 및 상기 제2 서브시스템에서의 고장을 검출하도록 구성된 제1 고장 검출 유닛을 더 구비하며,
    상기 제1 고장 검출 유닛은 상기 제1 조정 유닛에 연결되고, 상기 제1 서브시스템에서 고장의 검출시에 상기 제1 조정 유닛에 신호를 전송하고 상기 제2 서브시스템에서 고장의 검출시에 상기 제1 조정 유닛으로 신호를 전송하도록 구성되며;
    상기 제1 조정 유닛은 상기 비행체가 독점적으로 상기 제2 서브시스템을 사용하여 비행하도록, 상기 제1 서브시스템에서의 고장을 나타내는 상기 제1 고장 검출 유닛으로부터의 신호의 수신시에 상기 제1 스위치를 상기 제1 스위치의 제3 위치로 스위칭하도록 구성되며;
    상기 제1 조정 유닛은 상기 비행체가 독점적으로 상기 제1 서브시스템을 사용하여 비행하도록, 상기 제2 서브시스템에서의 고장을 나타내는 상기 제1 고장 검출 유닛으로부터의 신호의 수신시에 상기 제2 스위치를 상기 제2 스위치의 제3 위치로 스위칭하기 위해 상기 제2 조정 유닛을 기동하도록 구성되는 비행체.
  5. 제3항에 있어서, 상기 제1 비행 모듈은 적어도 상기 제1 서브시스템에서의 고장을 검출하도록 구성된 제1 고장 검출 유닛을 더 구비하며,
    상기 제2 비행 모듈은 상기 하나 이상의 제1 및 제2 이펙터를 작동시키기 위한 제어 신호들을 발생시키도록 작동 가능한 제2 정상 작동 제어 유닛을 더 구비하며; 상기 제2 스위치가 상기 제2 스위치의 제2 위치에 있을 때, 상기 제2 정상 작동 제어 유닛에 의해 발생된 제어 신호들은 상기 하나 이상의 제1 및 제2 이펙터로 보내질 수 있으며;
    상기 제1 조정 유닛은, 상기 제1 서브시스템에서의 고장이 검출되었다는 것을 나타내는 상기 제1 고장 검출 유닛으로부터의 신호를 수신할 때, 상기 제1 조정 유닛이 상기 제2 스위치를 상기 제2 스위치의 제2 위치로 스위칭하도록 상기 제2 조정 유닛을 기동하여서, 상기 제2 정상 작동 제어 유닛에 의해 발생된 제어 신호들이 상기 하나 이상의 제1 및 제2 이펙터로 보내져서, 상기 하나 이상의 제1 및 제2 이펙터가 상기 제2 정상 작동 제어 유닛에 의해 발생된 제어 신호들에 의해 독점적으로 제어되도록 구성되는 비행체.
  6. 제3항에 있어서, 상기 제1 및 제2 서브시스템들은 하나 이상의 통신 채널을 통해 작동 가능하게 접속되며,
    상기 제1 조정 유닛은 상기 비행체가 독점적으로 상기 제1 서브시스템을 사용하여 비행하도록, 상기 통신 채널의 고장이 검출될 때 상기 제1 스위치를 상기 제1 스위치의 제2 위치로 스위칭하고, 상기 제2 스위치의 제3 위치로의 상기 제2 스위치의 스위칭을 기동하도록 구성되는 비행체.
  7. 제1항에 있어서, 제3 서브시스템을 더 구비하며, 상기 제3 서브시스템은,
    상기 비행체를 비행시키는데 충분한 힘을 발생시키도록 선택적으로 작동 가능한 하나 이상의 제3 이펙터, 및
    제3 비행 모듈을 구비하며,
    상기 제3 비행 모듈은,
    제3 스위치; 및
    상기 제3 스위치를 제어하기 위한 제3 조정 유닛을 구비하며,
    상기 제3 스위치는, 상기 제1 정상 작동 제어 유닛에 의해 발생된 제어 신호들을 상기 하나 이상의 제3 이펙터로 보내거나 또는 상기 제2 비상 제어 유닛에 의해 발생된 제어 신호들을 상기 하나 이상의 제3 이펙터로 보내는 제1 위치, 상기 비상 제어 유닛에 의해 발생된 제어 신호들을 상기 하나 이상의 제3 이펙터로 보낼 수 있는 제2 위치, 및 어떠한 제어 신호도 상기 하나 이상의 제3 이펙터로 보내지지 않도록 스위치가 개방되는 제3 위치 사이에서 상기 제3 조정 유닛에 의해 선택적으로 스위칭될 수 있도록 구성되는 비행체.
  8. 제1항에 있어서, 상기 비행체의 움직임의 하나 이상의 특성을 감지하도록 작동 가능한 하나 이상의 센서를 더 구비하며,
    상기 제1 비행 모듈은 상기 비행체가 사전 한정된 방식으로 움직이도록 실행하는 상기 하나 이상의 제2 이펙터로 사전 한정된 제어 신호들을 선택적으로 전송할 수 있도록 구성되며;
    상기 제1 비행 모듈은 상기 하나 이상의 센서로부터 하나 이상의 출력을 수신하고 상기 비행체가 상기 사전 한정된 방식으로 움직였는지를 결정하기 위해 이러한 수신된 출력들을 사용하도록 구성되며;
    상기 제1 비행 모듈은 상기 비행체가 상기 사전 한정된 방식으로 움직이지 않았다고 상기 제1 비행 모듈이 결정하면 상기 제2 서브시스템에서 고장이 발생되었다는 것을 결정하도록 구성되는 비행체.
  9. 제1항에 있어서, 코스튬(costume)이 부착될 수 있는 지지 구조체를 더 구비하는 비행체.
  10. 제9항에 있어서, 상기 지지 구조체에 부착되는 코스튬을 더 구비하는 비행체.
  11. 제10항에 있어서, 상기 비행체 또는 지지 구조체에 장착되고 상기 코스튬에 입사하도록 상기 비행체로부터 멀어지게 광을 방출하도록 배열되는 하나 이상의 광원을 더 구비하는 비행체.
  12. 제1항 내지 제11항 중 어느 한 항에 따른 비행체(100)를 제어하기 위한 방법으로서,
    (1) 상기 제1 서브시스템(250a)에서, 제1 및 제2 서브시스템(250a, 250b)들의 이펙터(102)들을 위한 제어 신호들의 제1 세트를 계산하는 단계;
    (2) 상기 제어 신호들의 제1 세트를 상기 제2 서브시스템(250b)의 이펙터(102)에 통신하는 단계;
    (3) 상기 제1 또는 제2 서브시스템(250a 또는 250b)에서의 고장을 검출하는 단계,
    (4) 고장이 검출된 서브시스템(250a, 250b)의 이펙터(102)들을 무력화하여 상기 비행체(100)가 다른 서브시스템(250b 또는 250a)의 이펙터(102)들만을 사용하여 비행하게 하는 단계를 구비하는 방법.
  13. 제12항에 있어서, 상기 방법은 고장이 검출된 서브시스템을 무력화하여 상기 비행체가 다른 서브시스템만을 사용하여 비행하게 하는 단계를 구비하는 방법.
  14. 제12항에 있어서, 고장을 겪지 않은 서브시스템에서 제어 신호들의 제2 세트를 계산하는 단계를 더 구비하되, 상기 제어 신호들의 제2 세트는 상기 고장을 겪지 않은 서브시스템의 이펙터들을 독점적으로 제어하는 방법.
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