KR102105282B1 - 멀티모드 무인 항공기 - Google Patents

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에어로바이론먼트, 인크.
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Abstract

시스템은 업링크 신호(451) 및/또는 장면 변화의 자발적인 결정에 응답하여, 터미널 호밍 모드(510)로부터 타겟 서치 모드(530)로 트랜지션되도록 구성된 무인 항공기(UAV)(100)를 포함한다.

Description

멀티모드 무인 항공기{MULTIMODE UNMANNED AERIAL VEHICLE}
본 출원은 2009년 2월 2일자로 출원된 미국 가특허 출원 일련번호 61/149,304호, 2009년 11월 9일자로 출원된 미국 가특허 출원 일련번호 61/241,017호, 2009년 11월 9일자로 출원된 미국 가특허 출원 일련번호 61/240,985호, 2009년 11월 9일자로 출원된 미국 가특허 출원 일련번호 61/240,987호, 2009년 11월 9일자로 출원된 미국 가특허 출원 일련번호 61/240,996호, 및 2009년 11월 9일자로 출원된 미국 가특허 출원 일련번호 61/241,001호에 대한 우선권 및 이득을 주장하고, 그 모두는 여기에 다목적을 위해 전체가 참조문헌으로 포함되어 있다.
본 발명은 그 몇몇 실시형태에서 무인 항공기(UAV)에 관한 것으로 특히 소형 및/또는 개인 휴대 무인 항공기에 관한 것이다.
전방향 폭발물을 갖고/갖거나, 상기 항공기의 운동 에너지를 타겟에 가하도록 구성된 유도탄 등의 탄약, 및 공격 미사일의 유효성은 그 기동 능력에 제한을 규정하고, 타겟 주위의 폐루프 터미널 호밍(homing) 동안 타겟을 바람직하게 포함하는 축소 코닉 유효성 볼륨에 특징이 있을 수 있다. 그러한 탄약 및 미사일은 일반 시민 구성원 등의 비타겟에 대하여 적어도 어느 정도까지 타겟이 더 용이하게 규정될 수 있는 전통적인 전쟁터를 만족시킨다. 정찰 무인 항공기를 포함하는 정찰 항공기는 일반적으로 식별된 타겟에 대하여 포 공격 등의 공격 미션을 용이하게 하기 위해 통신 채널을 통해서 조정된다. 미사일 또는 탄약을 운반하는 무인 항공기는 무인 항공기로부터 미사일 또는 탄약을 발사하거나 투하하는 것에 의해 신속히 응답하는 능력을 가질 수 있다. 그러나, 무인 항공기로부터의 미사일 또는 탄약의 투하는 또한 상술한 축소 유효성 콘을 경험한다. 종래와는 다른 교전은 최소 2차 피해에 악영향을 미치지만, 유효성(즉, 기동성) 콘이 규정된 미사일 또는 탄약의 사용에 의해 미사일 또는 유도탄이 타겟에 접근함에 따라 타겟을 변경하거나 타겟을 부정확하게 하는 것이 호밍 항공기의 축소 기동 시간 및 제한된 기동성 때문에 점차 불가능해진다. 도 1A는 수송기로부터 예컨대 항공기(5) 등에 의해 발사될 수 있는 기동가능 유도 장치의 기동 콘의 2차원 도면이다. 도시된 유도 장치는 예시에서 우측으로의 지상 속도를 갖고 드래그 및 중력의 효과를 경험한다. 유도 장치(10)의 예상 진행 기대 궤적은 지상(30)에 배치된 예상 진행 타겟(20)에 근접할 수 있다. 공기역학 작동체의 조정 및/또는 압력 중심이나 질량 중심의 시프트에 따라, 유도 장치(10)는 실제 궤적이 기동 영역(40)으로서 도 1A의 평면도로 도시된 기동 콘의 볼륨 내에 있게 될 수 있다. 하방으로의 최대 선회에 의해 유도 장치는 예상 진행 타겟으로부터의 최대 업레인지(uprange), 즉 기동 콘(40)의 업레인지 기동-제한 경계(42)로 예시된 궤적을 따른다. 유도 장치의 최적 활주 경사 특징을 이용하는 상방으로의 최대 선회에 의해, 유도 장치는 예상 진행 타겟으로부터의 궤적의 최대 다운레인지, 즉 기동 콘(40)의 다운레인지 기동-제한 경계(41)로 예시된 것을 따른다. 기동 콘(40)의 베이스의 다운레인지 파괴 범위(45)는 지상(30)과의 업레인지 기동-제한 경계(42) 교차점(43)으로부터 지상(30)과의 다운레인지 기동-제한 경계(41) 교차점(44)으로 지상(30)을 가로지른 거리로서 정의될 수 있다. 도 1B는 비행 시간 후의 도 1A의 유도 장치(10)의 기동 콘(50)의 2차원 도면이다. 기동 콘(50)의 베이스의 다운레인지 파괴 범위(55)는 지상(30)과의 업레인지 기동-제한 경계(52) 교차점(53)으로부터 지상(30)과의 다운레인지 기동-제한 경계(51) 교차점(54)으로 지상(30)을 가로지른 거리로 정의될 수 있다. 도 1B의 다운레인지 파괴 범위(55)는 도 1A의 다운레인지 파괴 범위(45)보다 작은 것에 주목할 수 있다. 즉, 도 1A와 도 1B를 비교했을 때, 타겟 인터셉트를 위한 유도 장치에 이용가능한 지상의 영역은 기동 공격기가 예상 진행 타겟에 근접함에 따라 축소된다.
본 발명은 무인 항공기 실시형태 및 다른 장치 실시형태를 포함하며, 무인 항공기는 무인 항공기를 제 1 모드로부터 제 2 모드로 트랜지션(transition)하도록 구성된 처리 유닛을 포함할 수 있으며, 제 1 모드는 터미널 호밍 모드이다. 무인 항공기의 처리 유닛의 터미널 호밍 모드는 타겟 볼륨에 호밍을 더 포함할 수 있다. 일부 실시형태에 있어서, 처리 유닛은 무인 항공기를 업링크 신호에 응답하여 터미널 호밍 모드로부터 제 2 모드로 트랜지션하도록 더 구성된다. 일부 실시형태에 있어서, 처리 유닛은 처리 유닛의 내장 처리부(onboard processing); 오퍼레이터; 및 인디케이터 송신 장치(indicator transmitting device) 중 1개 이상에 의해 생성되는 인디케이터에 응답하여 무인 항공기를 터미널 호밍 모드로부터 제 2 모드로 트랜지션하도록 더 구성된다. 일부 실시형태에 있어서, 페이로드(payload)는 무인 항공기에 통합된다(integral). 일부 실시형태에 있어서, 페이로드는 타겟 볼륨에 근접하여 무인 항공기로부터 배출되도록 구성된다. 일부 실시형태에 있어서, 처리 유닛은 컴퓨터 실행가능 인스트럭션(instructions)을 실행하도록 구성된 중앙 처리기; 전기 회로; 전자 회로; 및 논리 게이트 어레이 중 1개 이상을 포함한다. 일부 실시형태에 있어서, 제 2 모드는 타겟 서치 모드이다. 무인 항공기의 실시형태는 타겟 센서를 더 포함할 수 있다. 무인 항공기의 실시형태는 타겟 센서군을 더 포함할 수 있으며, 무인 항공기의 타겟 센서군은 전자 광학 카메라, 장파 적외선 카메라, 단파 적외선 카메라, 무선 주파수 수신기, 및 무선 주파수 송수신기 중 1개 이상을 포함한다. 일부 실시형태에 있어서, 무인 항공기는 중량값으로 특징이 지어질 수 있으며, 무인 항공기는 제 2 모드에 있을 때 적어도 무인 항공기 중량값의 양력(lift)의 크기를 유지하도록 더 구성된다. 일부 실시형태에 있어서, 무인 항공기는 제 2 모드에 있을 때 적어도 수평 비행을 유지하도록 더 구성될 수 있다. 무인 항공기의 실시형태는 10 내지 1,000 와트시 범위의 에너지를 저장하는 화학 배터리 저장소를 통해 기내에 전원 공급되며, 무인 항공기는 터미널 호밍 모드 궤적으로부터 타겟 서치 모드 궤적으로 그 다음 터미널 호밍 모드 궤적으로 트랜지션될 수 있다. 무인 항공기의 일부 실시형태는 44 와트시보다 작은 에너지를 저장하는 화학 배터리 저장소를 통해 기내에 전원 공급되며, 무인 항공기는 터미널 호밍 모드 궤적으로부터 타겟 서치 모드 궤적으로 그 다음 터미널 호밍 모드 궤적으로 트랜지션될 수 있다. 무인 항공기의 실시형태는 23 킬로그램보다 작은 질량값에 특징이 있을 수 있다. 무인 항공기의 실시형태는 적어도 0.5 킬로그램의 질량값에 특징이 있고, 화학 배터리 저장소 및 전기 모터-구동 프로펠러를 통해 기내에 전원 공급되고, 무인 항공기는 터미널 호밍 모드 궤적으로부터 정찰 모드 궤적으로 그 다음 터미널 호밍 모드 궤적으로 트랜지션될 수 있다. 무인 항공기의 실시형태는 적어도 1.3 킬로그램의 질량값에 특징이 있고, 화학 배터리 저장소 및 전기 모터-구동 프로펠러를 통해 기내에 전원 공급되고, 무인 항공기는 터미널 호밍 모드 궤적으로부터 정찰 모드 궤적으로 그 다음 터미널 호밍 모드 궤적으로 트랜지션될 수 있다. 무인 항공기의 실시형태는 터미널 호밍 모드 궤적으로부터 타겟 서치 모드 궤적으로 그 다음 터미널 호밍 모드 궤적으로 트랜지션되도록 구성될 수 있고, 무인 항공기는 23 킬로그램보다 작은 발사 질량값에 특징이 있고, 무인 항공기는 (a) 화학 배터리 저장소; 및/또는 (b) 연소 엔진 중 1개 이상에 의해 전원 공급되는 프로펠러를 통해 기내에 추력을 생성하도록 구성될 수 있다. 무인 항공기의 실시형태는 터미널 호밍 모드 궤적으로부터 타겟 서치 모드 궤적으로 그 다음 터미널 호밍 모드 궤적으로 트랜지션될 수 있고, 무인 항공기는 23 킬로그램보다 작은 질량값에 특징이 있고, 무인 항공기는 터빈 엔진을 통해 기내에 추력을 생성하도록 구성될 수 있다. 무인 항공기의 실시형태는 업링크 신호가 호밍을 포함하는 터미널 호밍 모드로부터 타겟 볼륨을 향해 타겟 서치 모드로의 모드 트랜지션을 나타내는 지를 처리 유닛이 결정하면, 그리고 무인 항공기가 타겟 볼륨으로 가장 근접한 접근을 달성하기 전에, 표시된 업링크 신호가 2초 이상 무인 항공기에 수신되면 타겟 서치 모드 궤적으로 기동하도록 전원 공급 비행을 위해 구성될 수 있다.
본 발명의 실시형태는 페이로드를 타겟 볼륨으로 전달하도록 구성된 무인 항공기 에어프레임; 및 무인 항공기 에어프레임에 내장된 처리 유닛을 구비하는 장치를 포함할 수 있으며, 처리 유닛은 컴퓨터 실행가능 인스트럭션을 실행하도록 구성된 중앙 처리 유닛; 전기 회로; 전자 회로; 및 논리 게이트 어레이 중 1개 이상을 포함하고; 처리 유닛은 장치를 제 1 모드로부터 제 2 모드로 트랜지션하도록 구성되고, 제 1 모드는 터미널 호밍 모드이며, 터미널 호밍 모드는 타겟 볼륨에 무인 항공기 호밍을 포함하고; 처리 유닛은 처리 유닛의 내장 처리부; 오퍼레이터; 및 인디케이터 송신 장치 중 1개 이상에 의해 생성되는 인디케이터에 응답하여 장치를 터미널 호밍 모드로부터 제 2 모드로 트랜지션하도록 더 구성된다. 장치 제 2 모드의 일부 실시형태의 제 2 모드는 타겟 서치 모드이고, 장치는 적어도 타겟 서치 모드 동안 타겟 서치 볼륨으로부터 전자기 방출을 수신하도록 구성된 타겟 센서를 더 포함한다. 장치의 실시형태는 타겟 서치 모드에 있을 때 적어도 수평 비행을 유지하도록 더 구성될 수 있다.
*본 발명은 무인 항공기가 터미널 호밍 모드로부터 개별 모드로 트랜지션되게 할 수 있는 방법 및 시스템을 포함하고, 개별 모드는 제3자 항공기에 내장되는 인디케이터 송신 장치로부터 또는 제3자 송신국에서의 신호로서 및/또는 오퍼레이터, 예컨대 핸드헬드 사용자 인터페이스로부터의 신호로서 무인 항공기 업링크에 제공될 수 있고/있거나, 장면 변화의 자발적인 결정으로서 생성될 수 있는 모드 트랜지션 개시 인디케이터로 무인 항공기 내장 처리부가 인식하는 신호 또는 값에 응답하여 정찰 모드, 감시, 배회 모드, 관찰 모드, 원격 모드, 및/또는 타겟 서치 모드 중 어느 하나일 수 있다. 대표적인 시스템은 정찰, 관찰 및/또는 타겟팅 센서일 수 있는 1개 이상의 센서 및 처리 유닛을 포함하는 무인 항공기를 포함할 수 있으며, 처리 유닛은 무인 항공기를 업링크 신호에 응답하여 터미널 호밍 모드로부터 개별 모드, 예컨대 타겟 서치 모드로 트랜지션하도록 구성된다. 무인 항공기의 타겟팅 센서 등의 1개 이상의 센서는 이미징 장치를 포함할 수 있고 처리 유닛은 무인 항공기를 1개 이상의 이미지 변경 상태(conditions)에 기초하여 터미널 호밍 모드로부터 개별 모드, 예컨대 타겟 서치 모드로 트랜지션하도록 구성될 수 있다. 또한, 무인 항공기는 터미널 호밍 모드 궤적으로부터 개별 모드 궤적, 예컨대 타겟 서치 모드 궤적으로 그 다음 터미널 호밍 모드 궤적으로 트랜지션되도록 전원 공급될 수 있다.
무인 항공기의 일부 실시형태는 100 와트시보다 작은 에너지를 저장하고, 무인 항공기 프로펠러 모터에 전원 공급하는 화학 배터리 저장소를 통해 기내에 전원 공급되어 무인 항공기를 터미널 호밍 모드 궤적으로부터 개별 모드 궤적, 예컨대 타겟 서치 모드 궤적으로 그 다음 터미널 호밍 모드 궤적으로 트랜지션할 수 있다. 무인 항공기의 일부 실시형태는 1.0 내지 1.4 킬로그램의 질량을 가질 수 있고, 화학 배터리 저장소, 및 전기 모터-구동 프로펠러를 통해 기내에 전원 공급되어 무인 항공기를 터미널 호밍 모드 궤적으로부터 개별 모드 궤적, 예컨대 타겟 서치 모드 궤적으로 그 다음 터미널 호밍 모드 궤적으로 트랜지션한다. 무인 항공기의 일부 실시형태는 전기적으로 전원이 공급된 1개 이상의 프로펠러를 갖는 1.4 킬로그램보다 작다. 대략 4 내지 25 킬로그램의 질량을 갖는 무인 항공기의 일부 실시형태는 전기 모터, 또는 연소 엔진, 및/또는 전기 연소 하이브리드 엔진에 의해 전원 공급되는 1개 이상의 프로펠러를 가질 수 있다. 무인 항공기의 일부 실시형태는 대략 25 킬로그램 이하의 질량을 가질 수 있고, 연소 엔진 또는 터빈 엔진에 의해 전원 공급될 수 있다.
무인 항공기의 일부 실시형태는 국부 중력 가속도 및 항공기 질량의 곱보다 크거나, 항공기의 중량보다 큰 양력(공기역학 양력)의 크기를 생성하기 위해 터미널 호밍 모드 궤적으로부터 개별 모드 궤적, 예컨대 타겟 서치 모드 궤적으로의 트랜지션 동안 구성된다. 무인 항공기의 일부 실시형태는 터미널 호밍 모드 궤적으로부터 개별 모드, 예컨대 타겟 서치 모드 궤적으로의 트랜지션 동안 및 개별 모드 동안 추력-생성 프로펠러(thrust-generating propeller)에 전원 공급하도록 구성될 수 있다. 중심선에 실질적으로 직교하는 방향으로의 무인 항공기 비행중 가속도는 "측면 가속도"로 칭해질 수 있고 그 중심선을 따르는 가속도 또는 감속도는 "종가속도"로 칭해질 수 있다. 따라서, 무인 항공기의 실시형태는 수평 비행에 필요한 것보다 많이 측면으로 가속하기 위해, 즉 중력을 극복하기 위해 구성되고, 다수의 모드 트랜지션을 커버하는 기간 동안 행하여진다. 즉, 무인 항공기는 수평 비행을 유지하기 위해 국부 중력 가속도보다 큰 양력으로 인해 제 1 가속도 크기를 필요로 하고, 본 발명에 있어서 무인 항공기는 터미널 호밍 모드 궤적으로부터 개별 모드, 예컨대 타겟 서치 모드, 궤적으로 그 다음 터미널 호밍 모드 궤적으로 트랜지션하기 위해 국부 중력 가속도보다 큰 양력으로 인해 가속도 크기를 생성할 수 있다. 트랜지션의 부분으로서, 항공기는 프로펠러를 개시할 수 있거나 프로펠러 회전 속도를 증가시킬 수 있다. 무인 항공기의 실시형태는 터미널 호밍 모드로부터 개별 모드, 예컨대 타겟 서치 모드를 향해 모드 트랜지션을 나타내는 업링크 신호를 처리 유닛이 결정하면, 그리고 타겟에 대한 무인 항공기의 가장 근접한 접근 전에 타겟으로부터 다른 방향으로 기동하는 무인 항공기를 위한 시간, 예컨대 일부 실시형태에 있어서 2초 이상 업링크 신호가 무인 항공기에 수신되면 그러한 개별 모드, 예컨대 타겟 서치 모드 궤적을 달성하기 위해 비행중에 전원 공급될 수 있다. 그러한 다른 방향의 기동은 무인 항공기를 타겟으로부터 최소 거리로 유지하기 위해 타겟과의 충돌 또는 기동을 방지할 수 있다.
비행 모드 사이에서 트랜지션되도록 구성되면, 무인 항공기의 실시형태는 타겟 호밍 모드로부터 개별 모드, 예컨대 타겟 서치 또는 정찰 모드, 및 선택적으로 원래 타겟 호밍 모드로의 트랜지션 동안 저장된 화학 에너지, 예컨대 배터리 및/또는 가연성 연료를 항공기의 포텐셜 에너지, 예컨대 증가된 비행 고도, 및/또는 운동 에너지, 예컨대 공기 속도로 변환할 수 있다.
본 발명의 기계가공가능한 방법 실시형태는 (a) 자동 터미널 호밍 모드에 있는 동안 모드 변경을 무인 항공기 프로세서에 의해 테스트하는 단계; (b) 장면 변화에 기초하여 외부원으로부터의 모드 변경 커맨드 신호 및/또는 자발적으로 생성된 신호를 수신하는 단계; 및 (c) 타겟 서치 모드 등의 개별 모드로 트랜지션되고 모드 변경 커맨드 신호에 기초하여 비행 커맨드를 변경하는 단계를 포함하는 무인 항공기의 비행 모드를 트랜지션하는 방법을 포함한다. 따라서, 일부 실시형태에 대해서는 무인 항공기의 타겟팅 센서 등의 1개 이상의 센서는 이미징 장치를 포함할 수 있고, 처리 유닛은 1개 이상의 이미지 변경 상태, 예컨대 역치를 넘는 픽셀 상태의 크기 및/또는 양의 변경 또는 이미지의 시간차 이산 시간 푸리에 변환 등의 이미지 정보나 이미지의 일부의 변경에 기초하여 무인 항공기를 터미널 호밍 모드로부터 개별 모드, 예컨대 타겟 서치 모드로 트랜지션하도록 구성된다. 무인 항공기의 비행 모드를 트랜지션하는 대표적인 방법은 (a) 자동 터미널 호밍 모드에 있는 동안 모드 변경을 무인 항공기 프로세서에 의해 테스트하는 단계; b) 모드 변경 커맨드 신호를 수신하는 단계; (c) 프리터미널 호밍 모드(pre-terminal homing mode), 예컨대 타겟 검출 및/또는 타겟 획득의 개별 모드로 트랜지션되는 단계; 및 (d) 모드 변경 커맨드 신호에 기초하여 비행 커맨드를 변경하는 단계를 포함할 수 있다. 일부 실시형태에 대해서는, 모드 변경 커맨드 신호를 수신하는 단계는 1개 이상의 이미지 변경 상태에 기초될 수 있다. 일부 실시형태에 대해서는, 모드 변경 커맨드 신호를 수신하는 단계는 외부원, 예컨대 지상 오퍼레이터 스테이션 또는 에어본 송신기에 기초될 수 있다. 일부 실시형태에 대해서는, 프리터미널 호밍 모드는 타겟 서치 모드일 수 있고, 타겟 서치 모드는 프리터미널 커밋 볼륨(preterminal commit volume)을 더 포함할 수 있다. 무인 항공기의 실시형태는 이미지 및 비행 상태 데이터를 다운링크할 수 있지만, 이미지 센서, 각속도 자이로스코프, 선가속도계, 및 GPS 수신기의 결정된 트래킹 각도(tracking angles)로부터의 비행 상태 데이터는 모두 조종면 액추에이터 및/또는 프로펠러 스핀 레이트(propeller spin rate)를 통해 비행 제어 변경을 이루기 위하여 내장 처리 유닛으로 모두 취해질 수 있다.
터미널 호밍은 추진 시스템이 파워 출력을 감소시킬 수 있거나, 적절한 또는 최소 폐쇄 비행 속도를 유지하기 위해 무인 항공기에 모두 필요할 수 없는 충분히 가파른 하강을 일반적으로 포함한다. 그러한 최소 비행 속도는 무인 항공기의 실속(失速) 및/또는 최소 기동 속도일 수 있다. 그러한 파워의 감소는 음향학적 특성을 감소시킨다.
본 발명의 각종 무인 항공기의 실시형태는 몇몇 시스템을 통해 발사될 수 있으며, 예컨대, (a) 지상으로부터 튜브 발사되며; (b) 몇몇 다른 항공 플랫폼으로부터 발사 또는 투하되며; (c) 정지 지상 또는 이상 지상 또는 해상 선박으로부터 발사될 수 있다.
본 발명의 실시형태는 예로서 도시되고 첨부 도면에 제한되지 않는다.
도 1A는 기동 공격기의 기동 제한의 도면이며;
도 2B는 기동 공격기의 축소 기동 콘의 2차원 도면이며;
도 2A는 본 발명의 비행체 실시형태의 평면도이며;
도 2B는 본 발명의 비행기 실시형태의 측면도이며;
도 3은 본 발명의 시스템 구성 실시형태의 상단 레벨 기능 블록도이며;
도 4는 본 발명의 실시형태의 작전 전개의 대표적인 도면이며;
도 5는 본 발명의 실시형태의 대표적인 모드 로직의 상단 레벨 플로우차트이며;
도 6은 본 발명의 실시형태의 작전 전개의 다른 대표적인 도면이며;
도 7은 본 발명의 실시형태의 작전 전개의 다른 대표적인 도면이며;
도 8은 본 발명의 실시형태의 대표적인 모드 로직의 다른 상단 레벨 플로우차트이며;
도 9는 지면 타겟 상의 호밍으로 트랜지션되고, 터미널 호밍으로부터 브레이킹되고, 레이스트랙 패턴(racetrack pattern)으로 리턴되는 레이스트랙 패턴의 무인 항공기의 대표적인 도면이며;
도 10은 비행기의 기동 제한으로 인한 무인 항공기에 부정되는 대표적인 공간 체적을 도시하며;
도 11은 초기 터미널 호밍 단계에서의 기동 및 범위 제한을 갖는 대표적인 무인 항공기를 도시하고;
도 12는 나중 터미널 호밍 단계에서의 기동 및 범위 제한을 갖는 무인 항공기를 도시한다.
본 발명의 대표적인 실시형태를 예시하는 도면이 참조된다. 도 2A는 본 발명의 무인 항공기부(100)의 대표적인 실시형태의 평면도를 예시한다. 대표적인 무인 항공기는 호밍 센서(111)를 갖는 프런트 엔드(110), 예컨대 가시선 및/또는 적외선을 감지하기 위한 픽셀 어레이, 및 전개가능 페이로드(112), 예컨대 본래 파괴적이거나 비치사적일 수 있는 정확한 도달을 위한 탄두 또는 다른 페이로드, 즉 전개가능 전자 서브어셈블리, 착색 캡슐을 포함한다. 프런트 엔드는 고폭발(HE), 철갑, 성형 폭탄, 대인용, 방사방지, 전자기 펄스(EMP) 및/또는 유도 폭발일 수 있는 것 등의 각종 탄두를 지지하도록 구성될 수 있다. 이 탄두는 제거가능 및/또는 교환가능할 수 있다. 프런트 엔드는 무인 항공기의 범위를 확장할 수 있는 탄두 유닛 대신에 또는 부분 대신에 추가적인 배터리 팩을 지지하도록 구성될 수 있다. 무인 항공기의 실시형태는 이하의 패시브 및/또는 액티브 수신기: 예컨대 밀리미터파 시스템, 레이저 수신기 및/또는 송신기 등의 레이더 이미징 센서, 광검출 및 레인징(LiDAR) 장치 등의 레이저 이미징 시스템, 및 전파 수신기 등의 다른 전자기 검출기 중 1개 이상을 구비한 센서(111 및 115)를 포함하는 센서부를 가질 수 있다. 이들 대표적인 프런트 엔드 센서의 상용 전원은 보이시에 소재하는 마이크론 테크롤로지사에 의한 Micron MT9P031, 5Mp CMOS 디지털 이미지 센서, ID 83707-0006을 포함한다. 또한, 프런트 엔드(110)는 실행될 때 무인 항공기 위치, 선 및/또는 회전 속도, 선가속도 및/또는 자세에 속하는 정보를 취하고 자동 조종 처리 및/또는 엔진 컨트롤 처리 또는 원격 인간 조종 처리 중 어느 하나 또는 모두에 대한 커맨드를 생성하는 유도 인스트럭션을 구비한 유도 프로세서를 포함할 수 있는 전자 어셈블리(EA)(113) 또는 항공 전자 장치를 포함할 수 있다. 또한, 프런트 엔드(110) 또는 EA(113)는 무인 항공기가 물체 또는 타겟 주위에서 회전하고 있는 동안 물체 또는 타겟의 뷰잉을 허용하도록 위치된 측시 센서 또는 카메라(115)(도 2A 및 2B에 도시됨)를 포함할 수 있다. 예컨대, 측시 센서(115)가 지면을 향해 발사하도록 무인 항공기를 비행시킴으로써 상기 센서(115)는 무인 항공기가 그 주위에서 회전하고 있는 동안 관찰할 수 있다. 상기 센서(115)는 센서(111)에 대해 여기서 설명된 센서의 예 중 어느 하나일 수 있다.
무인 항공기는 배터리 유닛, 내연 기관을 포함하는 연소 엔진, 터빈, 또는 연료 전지, 및 전원 조절 회로 등의 1개 이상의 전원(114)을 포함할 수 있다. 추가적으로, 추진 전원은 터빈 엔진, 또는 고체나 액체 로켓 모터 등의 프로펠러 시스템을 증대시키거나 대체할 수 있다. 무인 항공기의 실시형태는 예컨대 1 내지 1.5 킬로그램 질량의 범위에서 무인 항공기에 10분 내지 30분까지 비행용 프로펠러 모터를 포함하는 내장 전기 장치에 전력을 공급하는데 사용될 수 있는 대략 44 와트시의 에너지를 저장하는 화학 배터리 저장소를 포함할 수 있다. 무인 항공기의 실시형태는 작고 및/또는 짧은 체공 시간을 갖고 및/또는 작은 질량, 및/또는 상이한 양항비(lift-to drag ratio)를 가질 수 있으므로, 44-와트시보다 작은 것을 필요로 할 수 있다. 무인 항공기의 실시형태는 크고/크거나, 긴 체공 시간을 가질 수 있으므로, 44-와트시보다 많은 것을 필요로 할 수 있다. 항공기 질량이 대략 1.3 킬로그램을 넘어 증대될 수 있으므로, 효율적인 터미널 호밍 콘을 위한 추력 및 양력 요건은 44-와트시보다 큰 배터리-전기 시스템, 예컨대 하이브리드 시스템을 증대시키거나, 배터리-전기 시스템을 내연 기관 및/또는 터빈 엔진으로 대체하는 연소 엔진을 구비한 항공기를 구동할 수 있다. 무인 항공기는 항공기 특정 센서, 예컨대 GPS 안테나 및 GPS 수신기를, 예컨대 EA 및/또는 자세 및/또는 레이트 자이로스코프 및/또는 EA에 근접할 수 있는 선가속도계 및/또는 항공기 무게 중심의 일부로서 포함할 수 있다. 무인 항공기는 프로펠러(130) 및 프로펠러 모터(131) 등의 추력 생성 모드를 포함할 수 있고, 다른 실시형태는 개별적으로 또는 조합하여 터빈 모터 및/또는 로켓 모터를 사용할 수 있다.
무인 항공기는 우측 날개(141), 좌측 날개(142), 좌측 기미(144), 우측 기미(143) 및 방향타(145, 146) 등의 양력면을 가질 수 있다. 날개 요소(141, 142)는 엘리본으로 동작하는 작동 조종면(147, 148)을 가질 수 있거나, 엘리베이터로 동작하는 면을 갖는 날개로 구체화될 수 있다. 무인 항공기의 실시형태는 출력 기간의 주요부에 지지될 수 있는 중력 가속도의 약 1.2 내지 2.0배의 기동 마진을 갖는 최소 수평 비행을 가질 수 있다. 터미널 호밍 모드에서 그리고 마지막 가능한 중단 포인트에서, 무인 항공기의 실시형태는 중력 가속도의 약 2.0 내지 2.5배의 기동 마진을 갖는다. 고가속도 특징의 기동성이 바람직할 수 있지만, 고레벨이 추가적 중량 및 볼륨을 둘 다 필요로 하는 큰 날개, 및/또는 고양력, 에어포일로 달성될 수 있는 것을 인식한다. 무인 항공기의 실시형태는 0.049 제곱 미터(약 76 제곱 인치)의 날개 영역을 갖고 0.016 제곱 미터(약 15 제곱 인치) 내지 1.0 제곱 미터(약 1550 제곱 인치)의 범위에 있을 수 있다.
여기에 참조 문헌으로 통합되는 발명의 명칭이 "엘리본 조종 시스템"인 2009년 9월 9일에 출원된 미국 가특허 출원 제61/240,985호가 참조된다. 기미 요소(143, 144)는 에일러론 또는 엘리베이터로서 작동 조종면을 가질 수 있다. 무인 항공기의 방향타(145, 146)는 본체에 고정된, 즉 수직 스테빌라이저(vertical stabilizers)로서 기능하는 방향타(145, 146)일 수 있고, 따라서 무인 항공기는 정적으로 요(yaw), 즉 항공기 무게 중심의 압력 에이에프티(aft)의 중심의 요에서 안정될 수 있다. 무인 항공기 요 안정성은 1개 이상의 방향타 표면의 연결식으로 제어된 트레일링부 또는 표면에 의해 증대될 수 있다. 무인 항공기의 일부 실시형태는 무인 항공기 기체에 정각인(conformal) 회전가능한 플랫폼에 장착되는 2개의 방향타 어셈블리를 가져서 요 제어의 증대를 달성할 수 있다. 일부 실시형태에서, 무인 항공기는 무인 항공기 런쳐-컨테이너에 패키징되고 사람의 휴대용이다. 여기에 참조 문헌으로 통합되는 발명의 명칭이 "무인 항공기 휴대용 발사 튜브"인 2009년 9월 9일 출원된 미국 가특허 출원 제 61/240,987호가 참조된다. 무인 항공기는 0.5 내지 25킬로그램의 크기이다. 따라서, 무인 항공기의 일부 실시형태는 터미널 호밍 모드 궤적으로부터 타겟 서치 모드 궤적으로 그 후 터미널 호밍 모드 궤적으로 트랜지션되도록 구성될 수 있고, 무인 항공기는 25킬로그램 질량 미만의 론치 웨이트 매스(launch weight mass)를 갖고, 화학 배터리 저장소와 연소 엔진 또는 양쪽에 의해 구동된 프로펠러를 통한 비행을 위해 전력이 공급된다. 일부 실시형태에서, 무인 항공기는 터빈 엔진에 의해 전력 공급될 수 있다. 무인 항공기의 실시형태는 터미널 호밍 모드 궤적으로부터 타겟 서치 모드 궤적으로 그 후 터미널 호밍 모드 궤적으로 트랜지션되도록 구성될 수 있으면서, 50 내지 120knots의 범위에서 대기 속도와 대략 20분의 체공 시간(flight duration)을 갖고, 무인 항공기는 1.0 내지 2.0킬로그램 질량의 론치 중량을 갖고, 화학 배터리 저장소, 연소 엔진, 또는 양쪽에 의해 구동된 프로펠러를 통한 비행을 위해 전원 공급된다.
도 2B는 좌측 날개(142)가 동작에서 트레일링 조종면(148)과 기체(201)로부터 연장되는 2개의 안테나 와이어(210, 220)(축척화되지 않음)와 함께 도시된 대표적인 무인 항공기의 측면도를 도시한다. 1개 안테나 요소는 터미널 호밍 모드로부터 타겟 서치 모드로, 배회 모드로 트랜지션, 또는 타겟 서치 모드로부터 호밍 모드, 예컨대, 터미널 호밍 모드로 트랜지션을 달성하는 특히 모드 제어 신호를 수신하기 위한 업링크(210)로서 사용될 수 있다. 다른 안테나 요소는 라이브 비디오, 자동적 비디오 트래킹 상태, 비행 파라미터, 및/또는 무인 항공기 상태 등의 데이터를 전송하는 다운링크(220)로서 사용될 수 있다. 단일 안테나는 송수신기 성능이 구비된 때 양쪽 기능에 대해 사용될 수 있다. 비디오 데이터 및 비행 상태 데이터가 다운링크되는 동안에, 무인 항공기는 다양한 내장 비행 센서, 예컨대 기로스(gyros), 가속도계, GPS 수신기 출력, 및 이미지 센서, 또는 다른 프런트 엔드 타겟 시커/트래커 센서(other front end target seeker/tracker sensor)로부터 타겟 데이터로부터 출력을 처리하고, 내장 프로세서를 통해 조종면 액츄에이션 커맨드를 생성하고, 따라서 타겟 서치와 터미널 호밍 단계 양쪽과 그들 사이의 트랜지션을 위해 무인 항공기를 유도한다. GPS 안테나(230)는 GPS 주파수 밴드에서 매우 투명한(저손실) 재료로 이루어질 때 기체와 일치하여 또는 기체 내에, 즉 기체의 스킨 뒤에 장착될 수 있다. 일반적으로, GPS 안테나는 장착되거나 또는 대안으로 무인 항공기 기체에 또는 무인 항공기 기체를 따라 배치되어 GPS 위성군으로부터 신호를 수신할 수 있게 된다.
도 3은 무인 항공기 처리 및 유도의 대표적인 기능 블록도를 도시하고, 유도 센서(310)가 시커(seeker) 또는 트래커 프로세서(tracker processor)(320)의 시킹 또는 트래킹 처리에 관한 외부 환경에 대한 정보를 제공하는 서브시스템(300)을 제어한다. 유도 센서, 및 보다 일반적으로, 유도 센서군은 적외선 검출 서브시스템, 적외선 이미징 서브시스템, 비디오 카메라 기반 서브시스템 등의 가시광 이미징 서브시스템, 자외선 검출 서브시스템, 및 그 조합 등의 패시브 및/또는 액티브 레이더 서브시스템을 포함할 수 있다. 시커 프로세서(320)는 이미지 처리와 타겟 트래킹 처리 모두, 및 업링크 수신기(335) 및/또는 유도 프로세서(330)의 출력으로부터 수신될 수 있는 타겟 지정 또는 재지정 입력(321)을 포함할 수 있다. 이미지 처리 및/또는 타겟 트래킹 정보(322)는 다운링크 송신기(323)를 통해 송신될 수 있고, 업링크/다운링크 송수신기의 일부일 수 있다. 유도 처리를 위한 실행 인스트럭션에서 유도 프로세서(330)는 필요하다면 시커 처리(320)로부터 타겟 정보(324)와 GPS 수신기(331) 및/또는 자이로스코프 및 가속도계(332)로부터 위치, 속도, 및/또는 자세 등의 무인 항공기 비행 상태 정보를 가질 수 있다. 네비게이션 웨이포인트(navigation waypoints) 및/또는 궤적을 최적화하는 타겟 서치를 수신하는 유도 프로세서(330)는 메모리 기억(333)을 참조할 수 있다. 시스템 실시형태에 대해, 유도 처리(330)는 예컨대, 프리 론치 페이즈(pre-launch phase) 동안 외부 데이터 포트(334)에 의해, 또는 예컨대 포스트 론치 페이즈 동안 업링크 수신기(335)에 의해 네비게이션 웨이포인트 및/또는 궤적을 최적화하는 타겟 서치를 수신 및/또는 업로드할 수 있다. 비행 경로, 궤적, 또는 코스 조타각과 방향을 결정하는 실행 인스트럭션의 일부로서 유도 프로세서(330)는, 특히 터미널 호밍 모드에 없을 때 웨이포인트 및/또는 감시 궤적을 최적화하는 정보를 참조할 수 있다. 여기에 참조 문헌으로 통합되는 발명의 명칭이 "RF 트랜스페어런트 론치 튜브에서 원격 조정 무인 항공기를 구비한 무인 항공기 시스템"인 2009년 9월 9일 출원된 미국 가특허 출원 61/241,001호가 참조된다. 유도 프로세서(330)는 업링크 수신기(335)를 통해 커맨드를 수신하여 터미널 호밍 모드로부터 타겟 서치 모드로, 즉 논터미널 호밍 모드, 및 타겟 서치 모드로부터 터미널 호밍 모드로 다른 트랜지션을 스위칭한다. 무인 항공기는 자체적으로 또는 업링크에 응답하여, 측면 장착된 카메라, 즉 센서(115), 또는 다른 장면 센싱 센서로부터 이미지를 처리하고, 및 전면 장착된 카메라 또는 다른 장면 센싱 센서에 스위칭할 수 있다. 예컨대, 시커 처리(320)에 의해 비쥬얼 타겟 록은 GPS 좌표를 참조해서 트래킹되거나 재수정가능한 터미널 솔루션을 결정하는 것에 대해 유도 프로세서(330) 실행 인스트럭션에 의해 반복적으로 결정될 수 있는 터미널 호밍 솔루션에 통합될 수 있다. 유도 처리(330)는 GPS 수신기에 의해 추가된 스트랩 다운 네비게이션 솔루션을 포함할 수 있고, 따라서, 외부 업링크에 의해 개시되거나 터미널 호밍 단계 동안 장면 전환에 의거하여 자체적으로 개시될 수 있는 터미널 호밍으로부터 프리터미널 커밋 포인트의 기억을 지원하거나 브레이크 다음의 웨이포인트를 리턴할 수 있다. 그 후에, 무인 항공기는 이전의 터미널 페이즈가 개시된 가장 가까운 또는 대체로 동일한 공간 체적 내의 공간 체적으로 리턴할 수 있다. 항공 전자 기기 센서의 실시형태는 5개의 메가픽셀 해상도, 60㎐의 이미지 레이트, 디지털 줌, 예컨대 1X-3X, 국부 서브프레임, 및 자동 휘도 제어를 갖는 디지털 카메라, 및/또는 640x480 FPA 포맷을 갖는 장파장 적외선 카메라, 스위스 제네바 소재의 STMicroelectronics의 ARM™ 9 마이크로컨트롤러, STMicroelectronics의 LIS3L02DQ MEMS 3축 선가속도계, 매사추세츠주 노우드 소재의 Analog Devices, Inc.의 ADXRS612 자이로스코프, 캘리포니아주 밀피타스 소재의 Silicon Microstructures, Inc.의 SM5872 공기 속도 센서, 중국 소재의 VTI Technologies, Inc.의 기압계 및 고도계로서의 SCP1000-D01/D11 압력 센서, 미네소타주 플리마우스 소재의 Honeywell, Inc.의 HMC 1043 자기계, 및 스위스 탈위 소재의 uBlox의 NEO-5Q GPS(L1, C/A code) 수신기와 패치 L1 GPS 안테나 등의 대표적인 장치를 포함할 수 있다. 다른 GPS 수신기 및 안테나는 미션 및 기대된 환경 상태에 따라 사용될 수 있다.
무인 항공기의 비행 공기 속도의 실시형태는 시간당 57 내지 130miles(50 내지 112knots)의 범위에 있을 수 있지만, 다른 공기 속도가 가능하다. 터미널 호밍 모드의 실시형태는 터미널 호밍 모드의 스트라이크 서브모드에 적용될 수 있는 중력 바이어스와 터미널 호밍 모드의 에어리얼 인터셉트 서브모드(aerial intercept sub-modes)에 적용될 수 있는 가속 바이어스를 갖는 추격 및 비례적인 네비게이션 유도의 조합으로 이용될 수 있다. 유도 처리(330)와 오토파일럿 처리(340)는, 예컨대 엘리본 실시형태에서 백 투 턴 유도에 효과를 미치는 인스트럭션을 실행하여 롤 앵글, 양력, 추가적인 프로펠러 스로틀링(propeller throttling)을 통해 그 속도 벡터를 주로 재배향하여(reorienting) 비행체를 향하게 할 수 있다. 예컨대, 1개 이상의 조종면은 포스와 토크가 그것의 속도 벡터에 직각인 비행체와 그것의 선가속도의 일부를 재배향하도록 하는 1개 이상의 조종면 액츄에이터(350)를 통해 재배향될 수 있다. 속도 벡터를 따른 비행체의 선가속도의 일부는 공기 역학 드래그에 의해 크게 영향을 받고, 선가속도는 모터 프로세서(360)와 프로펠러 모터(370)를 통해 증가될 수 있다. 완전 3축 제어를 갖는 실시형태에 대해, 추가 제어 위상은 스키드 투 턴 및 다른 PID(proportion-integral-differential) 유도 및 제어 아키텍쳐를 포함하여 실시될 수 있다. 시커 처리, 유도 처리, 모터 처리, 및/또는 오토파일럿 처리는 어드레스가능한 메모리를 갖는 단일 마이크로프로세서에 의해 실행될 수 있고/있거나, 처리는 분산 통신, 예컨대 데이터 버스를 통해 2개 이상의 마이크로프로세서로 분산될 수 있다.
도 4는 본 발명의 모드 트랜지션(400)의 간단한 도면이다. 무인 항공기(410)는 레이스트랙, 원형(즉, 포텐셜 타겟의 지상 포인트에 대해 회전), 또는 타겟 서치 모드, 배회 모드, 감시 모드, 정찰 모드 및/또는 다른 감시 모드의 일부로서 비행(420)의 다른 패턴일 수 있다. 커맨드 노드, 예컨대 지상 커맨드 노드(450)로부터 유도 처리 및/또는 업링크와 함께 시커 처리는 무인 항공기(410)를 터미널 호밍 스트라이크 모드(430)에 배치할 수 있다. 그 후, 무인 항공기(410)는 탄두를 폭발, 비콘을 투하, 또는 안료를 분배, 및/또는 타겟과 함께 충돌 초래 등의 페이로드를 효과적으로 전개하기에 충분히 가깝게 하기 위한 노력으로 지상 타겟(440), 예컨대 지상 차량에 호밍할 수 있다. 페이로드를 전개하기 전에 무인 항공기(410)는 모드 트랜지션 신호(451)를 커맨드 노드(450), 무인 항공기(410), 모드 트랜지션 신호(451)에 응답으로부터 수신하고, 이전 타겟 서치, 배회, 감시, 정찰, 또는 감시 모드(420)(또는 적어도 실질적으로 동일), 또는 새로운 타겟 서치, 배회, 감시, 정찰, 또는 감시 모드(460)로 리턴할 수 있다.
이전 모드(420) 또는 새로운 모드(460) 중 어느 하나의 실시형태에서, 무인 항공기(410)가 횡경사 선회되면 횡경사 선회의 내측을 향해 무인 항공기(410)에 위치되고, 여기에 정의된 측면 센서(115) 등의 측면 위치되거나 대면 센서(facing sensor)는 일반적으로 선회 중심에 위치된 지상 타겟(490)을 뷰잉할 수 있다. 그 후, 무인 항공기가 터미널 호밍 모드(430)에 트랜지션될 때, 무인 항공기는 여기에 설명된 센서(111)(도 2A) 등의 전면 위치되거나 대변 센서로 스위칭될 수 있다. 다른 실시형태에서 모드(420) 및/또는 모드(460)에 있는 동안 무인 항공기(410)는 측면 및 전면 카메라 등의 다른 센서 사이에 스위칭되어 타겟의 감시를 유지한다.
무인 항공기는 헬리콥터(470) 등의 비행체와 터미널 호밍 공대공 모드와 교전될 수 있고(engage), 커맨드 노드는 에어본(480)될 수 있다. 터미널 호밍 공대공 모드로 가는 신호에 응답으로, 무인 항공기는 터미널 호밍 공대공 모드 타겟 트래킹에 대해 적절한 보다 우수한 유도 센서에 이용되거나 스위칭될 수 있다. 그 후, 무인 항공기(410)는 탄두를 폭발시키는 등의 페이로드를 효과적으로 전개하고, 에어 타겟(470)과 충돌을 초래하기 위해 충분히 가까워지게 하는 노력으로 에어 타겟(470)에 호밍할 수 있다. 페이로드를 전개하기 전에, 무인 항공기(410)는 에어본 커맨드 노드(480) 등의 모드 트랜지션 신호(481)를 커맨드 노드로부터 수신할 수 있다. 모드 트랜지션 신호(481)의 응답하는 무인 항공기(410)는 이전 감시 모드(420), 새로운 또는 대안의 타겟 서치 모드, 또는 배회 모드(460)로 리턴된다. 미션은 일련의 이벤트, 모드, 및/또는 출격의 코스에서 성취, 실행, 및 달성된 목적, 또는 무인 항공기가 비행 및 동작 중으로서 규정될 수 있다. 미션 동안, 일부 실시형태에서 무인 항공기가 멀티 모드 트랜스미션 신호를 수신하고 멀티 모드 트랜지션을 실행할 수 있다. 일부 실시형태에서 터미널 호밍 모드는 탄두 폭파의 터미네이팅, 타겟과 접촉, 지상과 접촉, 또는 공대공 미스(miss)일 수 있다.
동작의 모드 사이를 스위칭하는 무인 항공기(410)의 능력은 한번 또는 반복적이든지, 무인 항공기의 오퍼레이터가 한동안 원격 거리로부터 비교적 넓은 가시 범위 감시를 수행하게 하고, 가까운 접근도 수행하고, 1개 이상의 경우에 보다 상세 정보를 얻는다. 감시 위치에서 무인 항공기와 함께 오퍼레이터가 제공하는 넓거나 광범위한 시야는 오퍼레이터가 감시 하의 에리어와 거기에 발생되는 경우의 포괄적이거나 전략적인 이해를 형성하게 한다. 즉, 오퍼레이터는 특정한 포텐셜 타겟뿐만 아니라 서라운딩 에리어, 즉 다수의 다른 가능한 타겟과 민간인의 근접을 포함할 수 있는 에리어도 볼 수 있다. 이것은 무인 항공기 사용의 선택으로서 오퍼레이터에게 유연성을 주고 이용가능한 액션을 수반한다. 예컨대, 감시 모드에서 무인 항공기와 비교적 높은 고도에서 오퍼레이터는 빌딩과 그 주변 에리어를 감시해서 차량 및 인원의 도착 또는 출발을 관찰하고, 무인 항공기와 교전하는 지를 바로 전에 결정하고, 만일 그렇다면 그 물체가 타겟팅된다.
그러나, 소형 및/또는 사람 휴대용 무인 항공기 상에 사용할 수 있는 등의 비교적 소형의 고정 카메라(전혀 없는 또는 제한된 팬-틸트-줌 성능)의 내재 통제가 정해지면, 여기에 기재된 바와 같이, 무인 항공기가 감시 위치에 있는 동안 제공된 상세한 양은 결정에 필요한 오퍼레이터를 미팅하기에 불충분해서 교전 및 타겟팅을 개시한다. 즉, 상세함은 특정 빌딩이나 에리어를 선택하기에 충분하지만 특정한 차량 또는 이동 물체의 선택 또는 구별을 하기에 불충분할 수 있다.
그러한 경우에, 본 발명의 실시형태는 오퍼레이터가 터미널 호밍 모드를 개시하게 해서 무인 항공기가 타겟에 접근함으로써 더 상세한 정보를 얻기 위해 선택된/지정된 타겟을 향해서 무인 항공기(410)를 향하게 한다. 이 접근 동안, 오퍼레이터는 선택을 확인, 최초 타겟을 비선택, 다른 타겟을 선택, 선택된 접근을 평가, 및/또는 다른 포텐셜 타겟에 접근, 타겟 또는 타겟 에리어의 더 우수한 이해를 획득, 특정한 사람, 차량, 빌딩, 또는 다른 아이템을 식별, 또는 다른 액션을 포함하는 다수의 다른 방법으로 사용할 수 있는 상세한 정보를 사용할 수 있다. 여기에 기재된 바와 같이, 이 터미널 호밍 단계 동안 오퍼레이터 및/또는 무인 항공기 프로세서는 모드 변환을 커맨딩해서 터미널 호밍으로부터 다시 감시 또는 타겟 서치 모드로 무인 항공기(410) 트랜지션을 가질 수 있다. 미션의 코스 동안 오퍼레이터는 몇몇 터미널 호밍 접근에 몰두할 수 있고, 포텐셜 타겟 또는 타겟 및/또는 서라운딩 에리어에 원하는 정보를 얻기 위해 포텐셜 타겟 또는 페이로드 전개에 도달하기 전에 트랜지션될 수 있는 것을 알 것이다.
도 5는 모드 트랜지션의 로직의 실시예를 예시하는 상단 레벨 플로우차트(500)이다. 무인 항공기는 자동적 터미널 호밍 모드(510)에 있고, 지속적으로 모드 변환 입력(520)에 대한 체킹을 할 것이다. 이 실시예에서, 모드 변환이 외부원으로부터 신호를 커맨딩하면 페이로드 전개 전에 수신되고, 무인 항공기는 페이로드를 전개하는 것 없이 타겟 서치/감시 모드(530) 또는 배회 모드로 트랜지션할 것이다. 무인 항공기 모드 로직 처리는 예컨대 1개 이상의 타겟팅 기준은 자동적 터미널 호밍을 개시하도록 미팅하거나(540), 또는 무인 항공기가 업링크 커맨드(550)를 통해 터미널 호밍에 배치될 수 있을 때까지 이 모드(530)에 지속될 것이다. 터미널 모드는 스트라이크, 즉 지면 타겟 인터셉트, 및/또는 공대공 인터셉트 또는 페이로드 전개 서브모드를 포함할 수 있고, 그리고 페이로드 전개 서브모드 모드는, 예컨대 서브모드가 안료 분산에 의해 이어지는 비콘 전개를 포함할 수 있는 서브 서브모드를 포함할 수 있다.
도 4에 예시된 바와 같이 일부 실시형태는 3개의 스페이스, 예컨대, xyz, 노스 이스트 다운(north-east-down)(NED), 리턴 포인트의 좌표, 예컨대 포스트 호밍 웨이포인트, 및/또는 커밋 포인트를 기억하도록 구성된 처리를 더 포함한다. 예컨대, 도 6은 레이스트랙, 원형 또는 타겟 서치, 감시/정찰 모드, 배회 모드 및/또는 감시 모드의 일부로서 비행(420)의 다른 패턴일 수 있는 무인 항공기(410)를 예시한다. 시커, 또는 유도 처리와 함께 시커 처리 및/또는 커맨드 노드, 예컨대 지상 커맨드 노드(450)로부터 업링크는 무인 항공기(410)를 공중에서 커밋 포인트(610) 또는 커밋 볼륨에 터미널 호밍 스트라이크 모드(430)로 배치할 수 있다. 커밋 포인트(610) 또는 스페이스는 무인 항공기의 방위를 포함하여 타겟 또는 적어도 무인 항공기 위치에 배치할 수 있어 무인 항공기 호밍 및/또는 타겟팅 센서가 트래킹하는 타겟을 취득하거나 이미징할 수 있다. 그 후, 무인 항공기(410)는 지면 타겟(440), 예컨대, 지상 차량에 대해 호밍할 수 있다. 페이로드를 전개하기 전에, 무인 항공기(410)는 커맨드 노드(450)로부터 모드 트랜지션 신호(451)를 수신할 수 있고, 그 후 모드 트랜지션 신호(451)에 응답하는 무인 항공기(410)는 이전 타겟 서치, 정찰/감시 또는 배회 모드(420), 새로운 타겟 서치나 정찰/감시 모드(도시 생략), 또는 도 4에 예시된 바와 같이 배회 모드(460), 특히 커밋 볼륨, 커밋 포인트(610)로 리턴될 수 있거나 적어도 실질적으로 상기 볼륨 또는 포인트로 리턴할 수 있다. 예컨대, 처리에 대한 다른 선택은 배회 및/또는 커밋 포인트, 예컨대 타겟의 뒤에 무인 항공기를 가장 가깝게 및/또는 가장 빠르게 넣거나 또는 적어도 충분하게 재위치된 커밋 포인트에 대해 새로운 위치로 향하는 무인 항공기에 대한 것이어서 호밍 및/또는 타겟팅 센서가 타겟을 취득하거나 이미징할 수 있다. 예컨대, 무인 항공기는 오퍼레이터가 무인 항공기를 내장 카메라로부터 비롯된 다운링크된 공급의 디스플레이를 통해 타겟을 보게 하는 새로운 위치로 향하게 되어 타겟에 공격을 개시할 수 있다. 커밋 포인트(610)에 무인 항공기의 방위는 무인 항공기의 호밍/타겟팅 센서 및/또는 파일럿에게 타겟을 재교전하도록 조력한다. 실시형태에서 무인 항공기가 배회 및/또는 커밋 포인트(610)에 도달하거나 가까울 때 무인 항공기는, 예컨대 다운링크를 통해 유저에게 알릴 수 있다. 따라서, 오퍼레이터는 다운링크된 피드를 통해 관심 영역의 향상된 뷰를 수신할 수 있고, 오퍼레이터의 상황에 따른 의식을 향상시킬 수 있어, 터미널 호밍에 관련된 실행가능한 타겟을 파악하는 오퍼레이터에 필요한 시간을 감소시킨다.
도 4에 미리 예시된 바와 같이 일부 실시형태는 3개의 스페이스, 예컨대 xyz, NED, 리턴 포인트, 예컨대, 포스트 호밍 웨이포인트 및/또는 커밋 포인트 리턴 포인트의 좌표를 기억하는 구성된 처리를 더 포함한다. 예컨대, 도 7은 레이스트랙, 감시/정찰의 일부로서 비행(420)의 원형 또는 다른 패턴, 타겟 서치 모드, 또는 배회 모드일 수 있는 무인 항공기(410)를 예시한다. 커맨드 노드, 예컨대 지상 커맨드 노드(450)로부터 유도 처리 및/또는 업링크와 함께 타겟 센서 처리는 무인 항공기(410)를 커밋 포인트(610)에 또는 공중에서 커밋 볼륨에 터미널 호밍 스트라이크 모드(430)로 배치할 수 있다. 그 후, 무인 항공기(410)는 지상 타겟(440), 예컨대 지상 차량에 대해 호밍할 수 있다. 페이로드를 전개하기 전에, 무인 항공기(410)는 그 자체를 모드 트랜지션으로 자체적으로 배치하여, 도 4에 예시된 바와 같이, 이전 감시 모드(420), 새로운 타겟 서치, 정찰/감시, 또는 배회 모드(460)로 리턴될 수 있고, 특히 커밋 볼륨, 커밋 포인트(610)로 리턴될 수 있다. 예컨대, 헬리콥터(470)는 타겟 차량(440)과 무인 항공기(410) 사이에서 비행할 수 있다. 내장 처리 이미지에서 무인 항공기는 타겟 시커 이미지 컨텐츠에서 갑작스런 변경을 감지하고, 비행 모드를 커밋 볼륨(610) 또는 모드(420)로 리턴하도록 자체적으로 변경할 수 있다. 예컨대, 이미지 처리는 프레임 투 프레임 변경이 있는 역치 테스트를 포함하거나, 픽셀 스테이트에서의 몇몇 프레임 전역에서 변경하거나, 또는 픽셀 스테이트에서 프레임 투 프레임 변경부가 경정되고, 클리어 스카이(VFR)의 역치 레벨 대표 위의 네비게이션이 최소의 기상 상태 효과를 더하면, 그 후 역치는 타겟, 예컨대 그 자체를 타겟과 호밍 무인 항공기 사이에 두는 비행체의 물체 엄폐를 나타낼 수 있고, 및/또는 역치는 그 자체, 예컨대 차폐(defilade)에 이동하는 스모크 스크린이나 타겟을 통해 그 자체를 마스킹하는 타겟 에리어를 나타낼 수 있다. 다른 테스트는 프레임 투 프레임 변경을 통한 이미지에서의 변경, 또는 일부의 이미지, 예컨대 타겟을 포함하는 이미지의 영역에서의 이산 푸리에 변환(DFT)으로 몇몇 프레임의 전역에서의 변경에 기초하여 역치 또는 테스팅을 포함할 수 있고, 프레임 사이나 몇몇 프레임의 전역 사이의 DFT에서의 갑작스런 변경은 트랜지션이 필요한 엄폐를 터미널 호밍으로부터 정찰 모드로 지시할 수 있다.
도 8은 모드 트랜지션의 로직의 실시예를 예시하는 상단 레벨 플로우차트(800)이다. 무인 항공기는 자동적 터미널 호밍 모드(810)에 있고 모드 변환(820)을 설정하기 위한 상태에 대한 지속적인 체킹을 할 수 있다. 이 실시예에서, 무인 항공기는 내장 카메라를 통해 수신된 이미지의 전부 또는 일부를 처리할 수 있고, 장면 콘덴츠가 페이로드 전개 전에 설정된 시간에서 상당히 변경하는지를 테스팅할 수 있다. 대안으로, 이미지 처리는 비행 모드를 또는 타겟 서치 정찰/감시 또는 배회 모드에서 페이로드를 전개하는 것 없이 세이빙할 수 있는 터미널 호밍 커밋 볼륨(830)에 트랜지션할 수 있는 모드 변환 플래그를 세팅할 수 있다. 무인 항공기 모드 로직 처리는 이 모드(830)에서 지속할 수 있되, 예컨대 1개 이상의 타겟팅 기준이 자동적 터미널 호밍의 개시를 만족하거나(840), 또는 무인 항공기는 업링크 커맨드(850)를 통해 터미널 호밍에 배치될 수 있을 때까지 지속될 수 있다. 장면 전환 테스트의 실시예는 프레임의 세팅을 통해 감지된 강도 범위의 퍼센트를 통해 픽셀 스윙(pixels swinging)의 최소 퍼센트를 포함할 수 있다. 특히, 이미지 트래커에 의해 커버링된 영역에 가장 가까운 이미지의 필드에서 갑작스런 강도 변경은 타겟과 무인 항공기 또는 틀린 포지티브 트래킹 솔루션 사이의 배치된 물체를 지시할 수 있다. 장면 전환 테스트의 다른 실시예는 선택된 간격의 이미지 부분의 2차원 주파수 변환과 비교되어 중요한 장면 구성 변경이 발생되었는지를 결정할 수 있다. 일부의 이미지의 주파수 성분에서 갑작스런 변경, 즉 이미지 복잡도에서의 변경은, 특히 이미지 트래커에 의해 커버링된 영역에 근접은 타겟과 무인 항공기 사이에 배치된 물체 또는 틀린 포지티브 트래킹 솔루션을 지시할 수 있다. 무인 항공기의 실시예는 무인 항공기가 미션을 지속하게 하고 오퍼레이터와 함께 접촉하는 신호의 손실의 경우에 다시 감시하는 모드로 변경하게 하는 내장 처리부를 갖는다. 예컨대, 사용자 인터페이스와 업링크를 통해 지상 기반 오퍼레이터는 타겟을 지정할 수 있고, 그리고 지정에 응답한 후 무인 항공기는 터미널 호밍 단계를 개시할 수 있다. 무인 항공기가 지상에 가까워짐에 따라 오퍼레이터와 무인 항공기 사이의 사이트 라인은, 예컨대 산 및/또는 나무 때문에 손실될 수 있다. 직접 교신가능 통신의 손실은 내장 처리부를 통해 무인 항공기를 트리거링하여 터미널 페이즈의 외부의 모드를 변경하고, 무인 항공기를 충분한 고도에서 감시 모드로 다시 전환하여 직접 교신가능 신호 접속을 되찾을 수 있다. 무인 항공기는 포인트에서 또는 포인트 다음의 1개 이상의 이미지 프레임을 내장에 기록하거나 직접 교신가능 통신에서 브레이크를 검출할 수 있고, 직접 교신가능 통신이 복구되면 무인 항공기는 다운링크 1개 이상의 기억된 프레임을 다운링크를 통해 송신할 수 있다.
무인 항공기를 제어하고 향하게 하거나 네비게이팅하는 필요한 처리는 무인 항공기의 내장에 완전하게 위치하기 때문에, 무인 항공기는 리모트 유저, 오퍼레이터, 또는 외장 프로세서로부터 독립적으로 동작할 수 있다. 즉, 무인 항공기의 동작은 외장 프로세서 및/또는 오퍼레이터를 분리하는 통신 링크를 유지하는 것에 종속되지 않는다. 실시형태에서 내장 프로세서가 프로그래밍되어서 오퍼레이터의 통신의 손실 후에 무인 항공기는 그것의 전류 모드를 유지하거나, 미리 규정된 분리된 또는 대안의 모드에 자동적으로 트랜지션하고/하거나, 일련의 액션 또는 모드를 규정한다. 예컨대, 타겟의 터미널 호밍 모드에서 무인 항공기는 통신 신호가 간섭되면 터미널 호밍을 유지하기 위해 프로그래밍될 수 있다. 이 방법에서, 무인 항공기 내장 처리부 및 시스템은 무인 항공기를 향하게 할 수 있어서 터미널 호밍을 지속하여 완료하고, 오퍼레이터, 유저, 및/또는 외장 프로세서로부터 어떤 추가 입력 또는 지시없이 자체적으로 페이로드를 전달한다.
무인 항공기의 실시형태는, 예컨대 전원을 통해 처리에 전력을 공급하는 배터리 등의 내장 전원을 포함할 수 있고, 1개 이상의 전기기계적 액츄에이터의 회로와 프로펠러 구동 회로에 대한 공통 전원으로서 1개 이상의 배터리를 가질 수 있다. 무인 항공기의 실시형태의 대기 속도는 50 내지 120knots의 영역에 있을 수 있다. 따라서, 무인 항공기는 지상 차량보다 큰 그 속도 벡터를 참조하여 중요한 측면 가속도를 갖도록 크기가 정해질 수 있고, 측면 가속도, 즉 천천히 기동 타겟보다 큰 차량 중심선에 정상 가속인 측면 가속도를 갖도록 추가로 크기가 정해질 수 있다. 예컨대, 지상 차량은 0.1Gs에서 그리고 브레이킹되면 더 높게 가속되거나 감속될 수 있고, G는 공칙 중력 가속도이고, 헬리콥터가 0.3Gs 그리고 상승되거나 드라이빙되면 더 높게 가속되거나 감속될 수 있다. 무인 항공기의 공기 역학 응답 또는 기동 응답은 무인 항공기가 걸리는 시간에 의해 규정된 기동 시정수에 의해 특성을 나타내어 커맨딩된 측면 가속도의 63%를 달성할 수 있다. 기동 타겟, 즉 회피 시정수에 의해 특성화될 수 있는 속도 벡터의 방위 및/또는 크기를 변경하고 있는 터미널 호밍 단계 동안 그 타겟에 대한 무인 항공기 적용을 위해, 무인 항공기 기동 시정수는 타겟 회피 시정수보다 작을 수 있다. 예컨대, 인간 오퍼레이터를 갖는 지상 차량은 3초의 회피 시정수를 갖고 감속될 수 있고, 따라서 성공적인 터미널 호밍 무인 항공기는 무인 항공기의 속도의 방향을 재정렬하기 위해 3초보다 작은 기동 시정수를 가질 수 있고, 페이로드 및/또는 탄두가 미션 유효성에 대해 요구할 수 있는 충돌을 초래하고/하거나, 타겟에 충분히 가깝게 접근한다.
터미널 호밍 궤적은 무인 항공기의 기동 시정수의 10배보다 큰 타임 투 인터셉트 또는 타임 투 임팩트로 개시될 수 있다. 무인 항공기는 목표 포인트에 가장 접근이 달성될 때까지 30초에 2개를 향해 목표 포인트를 향해 터미널 호밍 모드로 배치될 수 있다. 인간 오퍼레이터는 터미널 호밍 모드로부터 브레이크를 생성하는 타임라인에 0.5 내지 1.5초를 더할 수 있다. 그래서, 유저로부터의 입력, 또는 타겟에 가장 접근할 때까지 3초에서 자동화된 트래커 역치의 트립핑은 타겟으로부터 멀어지고 웨이포인트를 향해 파워 비행 아래로 선택적인 기동을 위해 무인 항공기에 대한 충분한 타임일 수 있다. 내장 무인 항공기 에너지는 충분해서 거의 완전한 터미널 호밍 단계, 즉 몇몇 기동 시정수가 지속되는 호밍 궤적 페이즈의 실행은, 그 자체를 타겟 서치, 정찰, 감시 및/또는 배회 궤적 또는 비행 패스에 배치하기 위해 무인 항공기에 의해 드로잉될 수 있는 충분한 내장 에너지를 남긴다. 무인 항공기의 일부 실시형태는 프로펠러 모터에 더 낮은 또는 어떤 전력도 공급하지 않는 모드에서 비행의 터미널 페이즈(terminal phase)를 실행할 수 있다. 무인 항공기는 프로펠러 모터에 전력을 공급해서 터미널 페이즈를 중단시키는 기동을 실행한다. 대표적인 무인 항공기에 이용가능한 추진 전력은 터미널 페이즈를 중단한 후에 타겟 서치, 정찰, 감시 및/또는 배회 궤적 또는 모드 등의 웨이포인트 또는 비행 패턴에 리턴하는 무인 항공기의 선택을 가능하게 하는 것은 수평 비행에 대해 요구되는 수평보다 크다. 즉, 타겟 호밍으로부터 타겟 서치, 정찰, 감시 및/또는 배회 모드로 다시 트랜지션 동안 무인 항공기의 실시형태는 저장된 화학 에너지, 예컨대 배터리 저장 및/또는 연료 저장을 증가된 고도를 통한 항공기 포텐셜 에너지와 증가된 속도를 통한 운동 에너지로 변환할 수 있다.
도 9는 지면 타겟(920)에 호밍(911)을 트랜지션하는 레이스트랙 패턴(910)으로 무인 항공기(905)를 도시하고, 상기 무인 항공기는 자체적으로 또는 제 3 부분을 통해 터미널 호밍과 리턴(912)으로부터 레이스트랙 패턴(910)으로 브레이킹한다. 비행가능 영공(930)은 무인 항공기(905)의 내장 전력, 및 무인 항공기(905)의 최대 고도 성능(931)에 의해 한정되는 돔형 볼륨으로서 도시된다. 그것의 기동성, 내장 전원과 포텐셜 및 운동 에너지 사이에 변환하는 능력 때문에 이 실시예에 도시된 무인 항공기(905)는 용량 및 성능을 갖고 다양한 방법으로 비행가능 영공(930)에 이용되어 그것의 미션 및/또는 그것의 오퍼레이터의 필요 및/또는 요구를 가능하게 한다. 예컨대, 무인 항공기(905)는 비행가능 영공(930) 내에 이동하여 타겟 서치, 정찰, 감시, 배회를 수행하고/하거나, 대안으로 타겟(920)을 거리에서 관찰하거나 타겟(920)의 호밍 체결(911)의 시작을 기다릴 수 있고, 무인 항공기(905)는 1개 이상의 호밍 페이즈(911)에 진입해서 타겟을 교전하거나 평가할 수 있고, 또는 무인 항공기는 그 자체의 경로를 통하여 원하는 자세/고도 및/또는 접근 각도를 달성하는 경로(912) 및/또는 방향 타겟 볼륨(921)에서 타겟(920) 등의 어떤 경로에 재위치될 수 있다. 각각의 그러한 실시예나 다른 유사한 액션이 비행가능 영공(930) 내에 있을지라도 제한된 수의 다른 고도, 자세, 스펙, 및 위치를 임의로 실행가능하거나 효과적으로 달성될 수 있는 것에 주목할 것이다. 무인 항공기(905)는 비행가능 영공(930)에서 비행을 지속하고, 내장 전력이 소모되므로, 무인 항공기(905)의 비행가능 영공(930)의 지상 파괴 범위[도 9의 도시에서 영역(940)으로서 선으로 표현됨]의 반경이 단조적으로 줄어들 것이다. 예컨대, 40 내지 50와트시 배터리를 저장하는 리튬 배터리를 갖는 1.0 내지 2.0킬로그램 질량의 범위에서 대표적인 무인 항공기 실시형태는 튜브 내에서 1개 이상의 가스 생성 요소를 사용하는 튜브 런칭되어 60 내지 120mph의 튜브 출구 속도에 효과적일 수 있고, 전동 프로펠러를 사용하는 무인 항공기는 반복된 터미널 교전 상태로 축소 비행가능 스페이스(930)를 유지하고 대략 10 내지 30분 동안 정찰 고도를 호밍 중단할 수 있다.
도 10에 도시된 바와 같이, 무인 항공기(905)는 모든 비행가능 영공을 이용할 수 있지만 규정된 바와 같이 그 기동성에 한정되고, 타원(1021, 1022)과 같은 단면에서 여기의 도 10에 도시된 도넛형의 볼륨으로 도시될 수 있는 것에 주목할 것이다. 무인 항공기에 의해 실행되는 파워 비행과 에너지 모니터링 및 관리는 무인 항공기가 그 비행 시간의 거의 모든 동안 콘을 피하거나 그렇지 않으면 기동 포락선에 한정될 수 있다-왜곡된 삼각형 영역(1030)과 평면에 가까운 평면에 도시됨-터미널 호밍 단계에서 매우 늦게 또는 그 이용가능한 비행 시간에 매우 늦게 제거함-배터리 수명 및 포텐셜 및 운동 에너지에 의해 한정됨.
그 기동의 내재된 부족 및/또는 충분히 이용가능한 및/또는 적용가능한 에너지의 부족 때문에 유도탄과 미사일과 달리, 그것의 기동성의 한정에 의해 바운딩되고 지상, 구조물, 또는 다른 통과불가능 물체에 터미네이팅되는 폭탄 또는 미사일로부터 예측되는 고정된 및/또는 통과불가능 기동 콘(closed maneuver cone)을 규정하고, 본 발명의 실시형태의 무인 항공기는 충분한 기동성과 이용가능한 및/또는 적용가능한 에너지를 가져 도 9 및 10에 도시된 바와 같이 그것을 정해진 에리어 또는 볼륨 내의 어딘가에서 자유롭게 이동하게 한다. 즉, 본 발명의 실시형태에서 무인 항공기는 지상 또는 다른 통과불가능 물체, 즉 호밍을 지상의 타겟을 통해, 유도탄 또는 미사일의 동작에 일반적으로 유사한 방법으로 지상 또는 다른 통과불가능 물체를 향해 무인 항공기를 향하게 하는 터미널 호밍 모드로 진입할 수 있지만, 유도탄 또는 미사일과 달리, 무인 항공기는 충분한 기동성 및 적용가능한 에너지를 갖고 타겟팅하는 지상이나 다른 통과불가능 물체와 충격을 피한다. 즉, 본 발명의 실시형태의 무인 항공기는 유도탄 또는 미사일과 같은 경우 등 지상 또는 통과불가능 물체에 교차하거나 충격을 가하는 것을 필요로 하는 통과불가능 기동 제한 콘으로의 이동에 초기 및/또는 항상 제한되지 않는 것이다. 대조적으로, 무인 항공기는 기동을 하고 충분한 에너지를 적용해서 하강 또는 탈출 궤적을 통해 리프팅되게 하고, 예컨대 무인 항공기가 터미널 호밍 모드로부터 타겟 서치, 정찰, 감시 및/또는 배회 모드에 회피하는 트랜지션을 할 때 지상, 타겟, 또는 다른 통과불가능 물체의 충격으로부터 적어도 한 번 및 잠재적으로 여러번 회피한다.
즉, 지면 타겟에 호밍하는 유도탄 또는 미사일은 특정한 유도탄 또는 미사일의 기동 제한의 특성인 기동 콘의 지상 파괴 범위 내의 타겟 또는 근처의 포인트에 반드시 임팩팅할 것이다. 대조적으로, 터미널 호밍 모드에 있는 본 발명의 무인 항공기의 실시형태는 지면 타겟으로부터 벗어나게 되고 기동되며 멀어질 수 있다. 그 후에, 무인 항공기 실시형태는 정찰을 실행하고, 원래 타겟과 재교전하거나, 제 2 타겟에 대해 개별적인 또는 새로운 터미널 호밍 모드로 트랜지셔닝함으로써 제 2 타겟과 교전할 수 있다.
예컨대, 도 11은 타겟 볼륨(921)에서 타겟(920)이 무인 항공기의 영역 제한(1110)과 무인 항공기의 기동 성능 양쪽 내에 있는 터미널 호밍 단계에 무인 항공기(905)를 도시한다. 따라서, 무인 항공기는 터미널 호밍 단계를 시기적절하게 중단하고 더 높은 고도로 비행할 수 있고-대표적인 하강 궤적(divert trajectory)(1120)을 통해-, 잠재적으로 그 운동 에너지의 일부를 포텐셜 에너지로 변환하고, 잠재적으로 추력, 프로펠러의 동작으로부터 등의 적용으로부터 에너지를 가하고, 화학 배터리 등의 내장 전원으로부터 생성될 수 있다. 무인 항공기의 실시형태는 내장 전원, 예컨대 필요한 바와 같이 감시 고도, 또는 더 높이 리턴하는 무인 항공기에 대해 충분한 리튬 배터리 등의 화학 배터리를 포함한다. 즉, 포텐셜 에너지에서 운동에너지로, 운동 에너지에서 포텐셜 에너지로의 변환, 예컨대 추가된 프로펠러로부터의 추력의 어떤 추가도 없이 다이브(dive) 및 회복 동안이면, 에너지 손실, 예컨대 에어 드래그(air drag)는, 무인 항공기가 갖는 전체 에너지를 감소하시키고, 무인 항공기가 터미널 호밍 단계 또는 다이브의 시작에서 갖는 동일 고도와 속도로 무인 항공기가 리턴되는 것을 방지한다. 유도탄 및 스트라이크 미사일과 대조적으로, 본 발명의 무인 항공기의 실시형태는 배터리로부터 무인 항공기의 비행 에너지에 전력을 보내도록 구성되고, 그런 무인 항공기는 터미널 호밍 단계나 모드 또는 다이브를 시작하기 때문에 동일 또는 더 큰 고도와 속도를 달성한다.
도 12는 파워 비행과 에너지 모니터링 및 관리를 하는 환경을 도시하고, 마지막 소수의 기동 시정수 동안의 무인 항공기(905)는 기동 제한 콘(1210)에 의해 한정될 것이다. 따라서, 도 12는 차량 타겟의 기하학적인 형상의 억제와 무인 항공기(905) 그 자체의 측면 가속도 때문에 기동 제한을 갖는 무인 항공기(905)를 도시한다. 도 12의 이 도시에서, 대표적인 무인 항공기(905)는 타겟 서치, 정찰, 감시, 또는 배회 모드로 리턴할 수 없게 기대될 것이고, 타겟 볼륨(921)에서 타겟(920) 또는 지상(1230)에 충격을 줄 수 있다. 즉, 응답의 기간과 최대의 측면 가속도 양쪽이 도시된 바와 같이 대표적인 무인 항공기(905)의 측면 기동성은 성공적인 하강 기동을 달성하기 위해 타겟으로의 폐쇄 속도와 범위에 불충분하다.
본 발명의 실시형태에서, 지상 및/또는 타겟 등의 무인 항공기 기동 제한에 의해 구속되는 통과불가능 기동 콘과 통과불가능 물체는 기동 제한 콘(1210)에 의해 도시된 바와 같이 형성될 것이고, 무인 항공기는 하강 궤적(1120)이 타겟, 지상, 또는 통과불가능 물체에 무인 항공기의 충격의 시간이 대략 2 내지 3초일 때 도시된 바와 같은 탈출 궤적을 달성할 수 없을 것이다. 본 발명의 실시형태에서, 무인 항공기 기동 제한에 의해 구속되는 통과불가능 기동 콘 및 기동 제한 콘(1210)에 의해 도시된 바와 같은 지상 및/또는 타겟 등의 통과불가능 물체가 형성될 것이고, 무인 항공기는, 상기 무인 항공기가 대략 2 내지 3초에 대한 무인 항공기의 속도 시간에 대해서의 타겟, 지상, 또는 통과불가능 물체로부터 거리에 있을 때, 하강 궤적(1120)에 도시된 바와 같은 탈출 궤적을 달성할 수 없을 것이다.
상기 실시형태의 특정한 특징과 양상의 다양한 조합 또는 서브 조합이 본 발명의 범위 내에서 이루어지고 시작될 수 있는 것으로 고려된다. 따라서, 개시된 실시형태의 다양한 특징과 양상이 개시된 발명의 변화하는 모드를 형성하기 위해 서로 조합되거나 대체될 수 있는 것이 이해될 것이다. 또한, 예로서 여기에 개시된 본 발명의 범위는 상술한 특정 개시 실시형태에 의해 한정되지 않아야 한다.

Claims (20)

  1. 무인 항공기(UAV)로서,
    무인 항공기(UAV)가 타겟에 충돌하는 것을 방지하기 위해 타겟에 충돌하는 제1 궤도에서 제2 궤도로 상기 무인 항공기(UAV)를 전환하는 처리 유닛을 포함하고, 상기 전환은 상기 제1 궤도에서 상기 제2 궤도로 상기 무인 항공기(UAV)를 전환하라는 외부 명령에 응답하며,
    상기 처리 유닛은 상기 제1 궤도에 있는 동안 허용되는 기동 한계 콘(closed maneuver limit cone) 바깥쪽에 전환 궤도(divert trajectory)를 유지하며,
    상기 제1 궤도는 페이로드를 타겟 볼륨에 전달하기 위해 타겟에 호밍하는 단계를 더 포함하며,
    상기 제2 궤도는 상기 무인 항공기(UAV)가 지상 및 상기 무인 항공기(UAV)가 호밍하는 상기 타겟 중 적어도 하나에 충돌하는 것을 방지하는 무인 항공기(UAV).
  2. 삭제
  3. 제1 항에 있어서, 상기 무인 항공기(UAV)는 상기 전환 궤도에서 상기 무인 항공기(UAV)의 배터리에서 상기 무인 항공기(UAV)의 비행 에너지로 전력을 전달하고, 상기 전환 궤도는 상기 제1 궤도에서 상기 제2 궤도로 상기 무인 항공기(UAV)를 전환하고, 상기 무인 항공기(UAV)는 적어도 상기 제2 궤도에서의 고도를 상기 제1 궤도의 시작에서의 고도로서 달성할 수 있는 무인 항공기(UAV).
  4. 제1 항에 있어서, 상기 처리 유닛은 종단 직전 커밋 시점(pre-terminal commit point) 및 리턴 지상점(return waypoint) 중 적어도 하나를 저장하고, 상기 처리 유닛은 상기 외부 명령에 응답하여 상기 종단 직전 커밋 시점 및 상기 리턴 지상점 중 적어도 하나로 상기 무인 항공기(UAV)를 전환하는 무인 항공기(UAV).
  5. 제1 항에 있어서, 하나 이상의 센서를 더 포함하고, 상기 하나 이상의 센서는 무인 항공기(UAV) 위치, 무인 항공기(UAV) 선형 속도, 무인 항공기(UAV) 회전 속도, 무인 항공기(UAV) 선형 가속 및 무인 항공기(UAV) 고도 중 적어도 하나를 검출하는 무인 항공기(UAV).
  6. 제1 항에 있어서, 상기 처리 유닛은 상기 전환 궤도를 통해 상기 제1 궤도에서 상기 제2 궤도로 상기 무인 항공기(UAV)를 전환하는 무인 항공기(UAV).
  7. 삭제
  8. 제1 항에 있어서, 상기 제2 궤도는 상기 무인 항공기(UAV)가 상기 타겟 볼륨에 충돌하는 것을 방지하는 무인 항공기(UAV).
  9. 삭제
  10. 제1 항에 있어서, 상기 전환 궤도는 상기 무인 항공기(UAV)를 중심으로 배치된 환상 볼륨 바깥쪽에 있는 무인 항공기(UAV).
  11. 제1 항에 있어서, 상기 외부 명령에 따라 상기 처리 유닛이 상기 제1 궤도에서 상기 제2 궤도로 전환하고, 상향링크 수신기를 통해 상기 외부 명령을 수신하는 무인 항공기(UAV).
  12. 방법으로서,
    처리 유닛이 타겟에 충돌하는 제1 궤도에서 무인 항공기(UAV)가 상기 타겟에 충돌하는 것을 방지하는 제2 궤도로 상기 무인 항공기(UAV)를 전환하는 단계를 포함하고, 상기 전환은 상기 제1 궤도에서 상기 제2 궤도로 상기 무인 항공기(UAV)를 전환하라는 외부 명령에 응답하며,
    상기 처리 유닛에 의해, 상기 제1 궤도에 있는 동안 허용되는 기동 한계 콘 바깥쪽에 전환 궤도를 유지하는 단계를 더 포함하며,
    상기 제1 궤도는 페이로드를 타겟 볼륨에 전달하기 위해 타겟에 호밍하는 단계를 더 포함하고, 상기 제2 궤도는 상기 무인 항공기(UAV)가 지상 및 상기 무인 항공기(UAV)가 호밍하는 상기 타겟 중 적어도 하나에 충돌하는 것을 방지하는 방법.
  13. 삭제
  14. 제12 항에 있어서, 상기 전환 궤도에서 상기 무인 항공기(UAV)의 배터리에서 상기 무인 항공기(UAV)의 비행 에너지로 전력을 전달하는 단계를 더 포함하고, 상기 전환 궤도는 상기 제1 궤도에서 상기 제2 궤도로 상기 무인 항공기(UAV)를 전환하는 방법.
  15. 제14 항에 있어서, 상기 무인 항공기(UAV)는 적어도 상기 제2 궤도에서의 고도를 상기 제1 궤도의 시작에서의 고도로서 달성할 수 있는 방법.
  16. 삭제
  17. 무인 항공기(UAV)로서,
    제1 궤도에서 제2 궤도로 상기 무인 항공기(UAV)를 전환하는 처리 유닛을 포함하고, 상기 처리 유닛은 상기 제1 궤도에서 상기 무인 항공기(UAV)의 모터에 전력을 제공하지 않고, 상기 처리 유닛은 상기 무인 항공기(UAV)가 충돌하는 것을 방지하기 위해 상기 무인 항공기(UAV) 전환 시 상기 무인 항공기(UAV)의 모터에 전력을 제공하고, 상기 전환은 상기 제1 궤도에서 상기 제2 궤도로 상기 무인 항공기(UAV)를 전환하라는 외부 명령에 응답하며,
    상기 제1 궤도는 페이로드를 타겟 볼륨에 전달하기 위해 타겟에 호밍하는 단계를 더 포함하고, 상기 제2 궤도는 상기 무인 항공기(UAV)가 상기 타겟 볼륨에 충돌하는 것을 방지하고, 상기 제2 궤도는 상기 무인 항공기(UAV)가 지상에 충돌하는 것을 방지하고, 상기 처리 유닛은 상기 제1 궤도 동안 상기 무인 항공기(UAV)의 최소 비행 속도를 유지하는 무인 항공기(UAV).
  18. 제17 항에 있어서, 상기 처리 유닛은 종단 직전 커밋 시점 및 리턴 지상점 중 적어도 하나를 저장하고, 상기 처리 유닛은 상기 외부 명령에 응답하여 상기 종단 직전 커밋 시점 및 상기 리턴 지상점 중 적어도 하나로 상기 무인 항공기(UAV)를 전환하는 무인 항공기(UAV).
  19. 삭제
  20. 제17 항에 있어서, 상기 처리 유닛은 상기 무인 항공기(UAV) 전환에서 상기 무인 항공기(UAV)의 배터리에서 상기 무인 항공기(UAV)의 비행 에너지로 전력을 전달하고, 상기 무인 항공기(UAV)는 적어도 상기 제2 궤도에서의 고도를 상기 제1 궤도의 시작에서의 고도로서 달성할 수 있는 무인 항공기(UAV).
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