KR102569218B1 - 무인 항공기의 충돌 회피 시스템 및 방법 - Google Patents

무인 항공기의 충돌 회피 시스템 및 방법 Download PDF

Info

Publication number
KR102569218B1
KR102569218B1 KR1020197016050A KR20197016050A KR102569218B1 KR 102569218 B1 KR102569218 B1 KR 102569218B1 KR 1020197016050 A KR1020197016050 A KR 1020197016050A KR 20197016050 A KR20197016050 A KR 20197016050A KR 102569218 B1 KR102569218 B1 KR 102569218B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
aircraft
pilot
processor
delete delete
sensors
Prior art date
Application number
KR1020197016050A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20190095920A (ko
Inventor
파브리스 쿤지
앤드류 케렌벡
도널드 로저스
마이클 살도니니
에드워드 스콧
Original Assignee
오로라 플라이트 사이언시스 코퍼레이션
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 오로라 플라이트 사이언시스 코퍼레이션 filed Critical 오로라 플라이트 사이언시스 코퍼레이션
Publication of KR20190095920A publication Critical patent/KR20190095920A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR102569218B1 publication Critical patent/KR102569218B1/ko

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
    • G08G5/04—Anti-collision systems
    • G08G5/045—Navigation or guidance aids, e.g. determination of anti-collision manoeuvers
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/02—Control of position or course in two dimensions
    • G05D1/0202—Control of position or course in two dimensions specially adapted to aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C19/00—Aircraft control not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C23/00—Combined instruments indicating more than one navigational value, e.g. for aircraft; Combined measuring devices for measuring two or more variables of movement, e.g. distance, speed or acceleration
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/0088—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots characterized by the autonomous decision making process, e.g. artificial intelligence, predefined behaviours
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
    • G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
    • G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft
    • G05D1/102—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft specially adapted for vertical take-off of aircraft
    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
    • G08G5/0004—Transmission of traffic-related information to or from an aircraft
    • G08G5/0013—Transmission of traffic-related information to or from an aircraft with a ground station
    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
    • G08G5/0017—Arrangements for implementing traffic-related aircraft activities, e.g. arrangements for generating, displaying, acquiring or managing traffic information
    • G08G5/0021—Arrangements for implementing traffic-related aircraft activities, e.g. arrangements for generating, displaying, acquiring or managing traffic information located in the aircraft
    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
    • G08G5/0047—Navigation or guidance aids for a single aircraft
    • G08G5/0069—Navigation or guidance aids for a single aircraft specially adapted for an unmanned aircraft
    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft, e.g. air-traffic control [ATC]
    • G08G5/02—Automatic approach or landing aids, i.e. systems in which flight data of incoming planes are processed to provide landing data
    • G08G5/025—Navigation or guidance aids

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Business, Economics & Management (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Artificial Intelligence (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Game Theory and Decision Science (AREA)
  • Medical Informatics (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

운송수단을 위한 장애물 회피 시스템으로서, 상기 장애물 회피 시스템은: 통신 장치; 복수의 센서들 - 상기 복수의 센서들은 운송수단의 미리 결정된 거리 내의 충돌 위험들을 감지하도록 구성됨 -; 및 프로세서를 포함할 수 있다. 프로세서는 통신 장치 및 복수의 센서들과 통신 가능하도록 연결할 수 있고 상기 통신 장치를 통해 제어 시스템으로 전달되는 내비게이션 명령들을 수신하도록 구성될 수 있다. 프로세서는 또한 상기 복수의 센서들 중 적어도 하나로부터, 방해물의 위치를 반영하는 방해물 데이터를 수신할 수 있다. 방해물 데이터를 이용하여, 프로세서는 상기 방해물을 피하기 위한 방향을 식별한다. 이에 대응하여, 프로세서는 상기 통신 장치를 통해, 운송수단이 상기 비행 방향으로 운행(travel)하도록 하는 명령을 제어 시스템으로 출력할 수 있다. 방해물 데이터를 이용하여, 프로세서는 파일럿 오버라이드 및/또는 타겟 필터링 기능과 함께 착륙 보조 모듈, 3-영역 충돌 방지 기능을 더 수행할 수 있다.

Description

무인 항공기의 충돌 회피 시스템 및 방법
본 개시는 일반적으로 자율적 운송수단 내비게이션(navigation)에 관한 것으로, 더욱 구체적으로는, 고정의(stationary) 및/또는 움직이는(moving) 물체들을 감지하고 그 주변에서 자동으로 내비게이팅(navigating)하는 시스템, 방법 및 기법에 관한 것이다. 본 개시는 또한 물체들을 감지하고 그 주변에서 자동으로 내비게이팅하기 위한 센서 및 운송수단에 구애받지 않는(sensor- and vehicle-agnostic) 시스템들, 방법들 및 기법들에 관한 것이다.
무인 항공기(unmanned aerial vehicle)(“UAV”) 기술은 기밀(intelligence), 감시(surveillance), 정찰(reconnaissance) 및 페이로드(payload) 전달을 수반하는 임무 프로파일(mission profiles)을 위한 귀중한 도구로 입증되었다. 저고도 도시 정찰과 같은 상황에서는, 예를 들면 초소형 비행체(micro-air vehicle)(“MAV”)와 같은 UAV는 고정되거나 움직일 수 있고 그 위치가 사전에 알려지지 않은 크고 작은 장애물들과 마주칠 수 있다. 또한, UAV와 MAV는 제한되고 어수선한 환경에서 비행하는 경향이 있기 때문에, 이들은 물체와 부딪치거나 충돌하기 쉽다. 게다가, UAV와 MAV는 일반적으로 전통적인 공중 운송수단(aerial vehicle)보다 덜 비싸고, 이에 따라 더 널리 사용되고, 덜 숙련되고 이 때문에 충돌을 야기할 수 있는 파일럿들에 의해 자주 활용된다. 글로벌 측위 시스템(Global Positioning System: GPS)과 같이 UAV와 MAV가 물체 및 다른 장애물과 충돌하는 것을 방지하기 위한 기존 기술은 많은 물체들이 GPS 장치를 통해 인식될 수 없고 지역에 따라 GPS 정확도 성능이 환경에 걸쳐 매우 다르기 때문에 일반적으로 충분하지 않다.
따라서, 어수선한 내비게이션 환경에서 다양하고 알려지지 않은 장애물에 반응할 수 있는 개선된 자율적 운송수단 내비게이션 시스템과 장애물 회피 시스템에 대한 수요가 여전히 있다. 또한, 운송수단으로 전달되는 내비게이션 명령을 증강(augmenting) 및/또는 오버라이드(overriding) 하기 위한 자율적 운송수단 내비게이션 또는 장애물 회피 시스템에 대한 수요도 있다.
자율적 운송수단은 복수의 센서들(예를 들면, 음향 센서들, 시각 센서들 또는 이와 유사한 것)를 갖는 비행 제어 시스템과 함께 개선될 수 있다. 복수의 센서들은 PanoptesTM 충돌 회피 시스템과 같이, 더 일반적으로는 동적 장애물 회피 시스템으로 불리는 소형 공중 비행체(air vehicles)를 위한 충돌 회피 솔루션과 연결되어 이용될 수 있다.
제 1 측면(aspect)에 따르면, 항공기의 충돌 방지(collision protection)를 제공하기 위한 방법으로서, 그 방법은: 상기 항공기 상에 위치하고 프로세서와 동작적으로 연결된 센서로부터 센서 입력을 수신하는 단계 - 상기 센서는 시야 내의 장애물들을 식별하도록 구성됨 -; 파일럿으로부터 파일럿 명령 스트림(pilot command stream)을 수신하는 단계; 적어도 부분적으로 상기 센서 입력에 기초하여 상기 시야 내의 장애물을 식별하는 단계; 상기 장애물이 위치한 상기 시야 내의 복수의 영역들로부터 하나의 영역을 결정하는 단계 - 상기 하나의 영역은 적어도 부분적으로 상기 센서 입력에 기초하여 결정됨 -; 제어 입력을 상기 결정하는 단계에서 결정된 영역의 함수(function)로 설정하는 단계; 제어 데이터를 생성하기 위해 상기 제어 입력들을 비례-미분(proportional-derivative)(PD) 컨트롤러에 입력하는 단계; 상기 프로세서를 통해, 제어 명령 스트림(control command stream)을 상기 제어 데이터의 함수(function)로서 생성하는 단계; 및 상기 프로세서를 통해, 상기 파일럿으로부터의 파일럿 명령 스트림이 안전한지 여부를 결정하기 위해 상기 제어 명령 스트림과 상기 파일럿 명령 스트림을 비교하는 단계;를 포함한다.
제 2 측면에 따르면, 항공기의 충돌 방지(collision protection)를 제공하기 위한 내비게이션 시스템은: 상기 항공기에 연결되고 시야 내의 장애물들을 식별하도록 구성된 센서; 상기 센서와 메모리 장치와 동작적으로 연결된 프로세서 - 상기 프로세서는 파일럿으로부터 파일럿 명령 스트림(pilot command stream)을 수신하도록 구성됨 -;를 포함하고, 상기 프로세서는 또한: 적어도 부분적으로 상기 센서로부터의 센서 입력에 기초하여 상기 시야 내의 장애물을 식별하고; 상기 장애물이 위치한 상기 시야 내의 복수의 영역들로부터 하나의 영역을 결정하고 - 상기 하나의 영역은 적어도 부분적으로 상기 센서 입력에 기초하여 결정됨 -; 제어 입력을 상기 결정하는 단계에서 결정된 영역의 함수(function)로 설정하고; 제어 데이터를 생성하기 위해 상기 제어 입력들을 비례-미분(proportional-derivative)(PD) 컨트롤러에 입력하고; 상기 프로세서를 통해, 상기 제어 데이터의 함수(function)로서 제어 명령 스트림(control command stream)을 생성하고; 상기 프로세서를 통해, 상기 파일럿으로부터의 파일럿 명령 스트림이 안전한지 여부를 결정하기 위해 상기 제어 명령 스트림과 상기 파일럿 명령 스트림을 비교하도록 구성된다.
어떤 측면들에서는, 상기 파일럿으로부터의 파일럿 명령 스트림이 안전하지 않은 것으로 결정된 경우 상기 파일럿 명령 스트림 대신 상기 제어 명령 스트림이 상기 항공기의 비행 컨트롤러로 전달된다.
어떤 측면들에서는, 상기 파일럿으로부터의 파일럿 명령 스트림이 안전한 것으로 결정된 경우 상기 파일럿 명령 스트림이 상기 항공기의 비행 컨트롤러로 전달된다.
어떤 측면들에서는, 상기 센서 입력은 범위-비율(range-rate) 추정치 또는 범위 추정치를 포함한다.
어떤 측면들에서는, 상기 파일럿 명령 스트림은 인간 파일럿으로부터 기인한다.
어떤 측면들에서는, 상기 파일럿 명령 스트림은 자동조종장치(autopilot)로부터 기인한다.
어떤 측면들에서는, 상기 복수의 영역들은 인커밍 영역(incoming region), 공황 영역(panic region) 및/또는 임계 영역(critical region)과 같이, 제 1 영역, 제 2 영역 및 제 3 영역을 포함한다.
어떤 측면들에서는, 상기 제 1 영역은 센서 최대 범위와 제 1 문턱(threshold)(예를 들면, 인커밍 문턱) 사이의 구역(area)으로 정의된다.
어떤 측면들에서는, 상기 제 2 영역은 상기 제 1 문턱과 상기 제 2 문턱 사이의 구역으로 정의된다.
어떤 측면들에서는, 상기 제 3 영역은 제 2 문턱(예를 들면, 공황 문턱)과 상기 항공기 사이의 구역으로 정의된다.
어떤 측면들에서는, 상기 프로세서에 의해 상기 파일럿 명령 스트림이 (1) 상기 항공기와 상기 장애물 사이의 범위를 줄이거나 (2) 상기 항공기 속도(rate)를 상기 제어 데이터에 의해 설정된 속도 제한보다 높이려고 시도하는 것으로 해석될 수 있으면 파일럿 명령 스트림은 안전하지 않은 것으로 결정된다.
어떤 측면들에서는, 상기 파일럿으로부터 파일럿 오버라이드(override) 명령이 수신될 수 있다 - 상기 파일럿 오버라이드 명령은 상기 제어 명령 스트림을 오버라이드함 -.
어떤 측면들에서는, 상기 프로세서는 타겟 필터링(target-filtering) 동작을 수행하도록 구성된다.
어떤 측면들에서는, 상기 타겟 필터링 동작은: 상기 항공기의 가시선(line of sight) 내의 장애물을 위한 레이더(RADAR) 시스템으로부터 범위 및 크기(magnitude) 데이터를 수신하는 단계; 상기 프로세서를 통해 적어도 부분적으로 상기 범위 및 크기 데이터에 기초하여, 상기 크기가 포화되었는지(saturated) 여부를 결정하는 단계; 상기 프로세서를 통해, 시간에 걸쳐 상기 범위 및 크기 데이터를 반영하는 트레이스(trace)의 적어도 일부분의 표준 편차를 계산하는 단계; 상기 프로세서를 통해, 트레이스를 위한 새로운 범위 지점(range point)를 결정하는 단계; 상기 프로세서를 통해, 상기 트레이스를 위한 새로운 범위 지점과 인커밍(incoming) 데이터로부터 배정된(assigned) 범위 사이의 최소 차이를 계산하는 단계; 및 상기 프로세서를 통해, 임계 감쇠(critically damped) 저주파 통과 필터(LPF)를 통해 신뢰도(confidence) 및 저주파 통과 값(low-pass value)을 계산하는 단계;를 포함한다.
어떤 측면들에서는, 상기 신뢰도와 저주파 통과 값은 신호 평균(mean), 표준 편차 및 크기로부터 얻어진 통계적 항목들(terms)의 가중 평균을 이용하여 계산된다.
어떤 측면들에서는, 상기 가중 평균은 원하는 필터 성능을 위해 조작자가 정의한다(operator-defined).
제 3 측면에 따르면, 항공기의 정확도를 높이기 위해 타겟 필터링(target-filtering)을 제공하는 방법은: 상기 항공기의 가시선(line of sight) 내의 장애물을 위한 레이더(RADAR) 시스템으로부터 범위 및 크기(magnitude) 데이터를 수신하는 단계; 미리 결정된 수의 장애물들 각각에 대한 상기 프로세서를 통해 적어도 부분적으로 상기 범위 및 크기 데이터에 기초하여, 상기 크기가 포화되었는지 여부를 결정하는 단계 - 상기 크기가 포화되었다면 상기 프로세서는 범위들을 알려진 양호한 값(known good value)으로 설정하도록 구성됨 -; 상기 프로세서를 통해, 시간에 걸쳐 범위 및 크기 데이터를 반영하는 트레이스(trace)의 적어도 일부분의 표준 편차를 계산하는 단계; 상기 프로세서를 통해, 상기 트레이스를 위한 새로운 범위 지점을 결정하는 단계; 상기 프로세서를 통해, 상기 트레이스를 위한 새로운 범위 지점과 인커밍(incoming) 데이터로부터 배정된 범위 사이의 최소 차이를 계산하는 단계; 상기 프로세서를 통해, 복수의 조건들 각각이 충족되는지 여부를 결정하는 단계 - 상기 프로세서는 상기 복수의 조건들 중 하나 이상이 충족되지 않으면 선형 회귀(linear regression)를 이용하여 새로운 필터링된 범위 지점을 계산하도록 구성됨 -; 반복 계수기(iteration counter)를 증가시키는 단계; 및 상기 프로세서를 통해, 임계 감쇠(critically damped) 저주파 통과 필터(LPF)를 통해 신뢰도(confidence)와 저주파 통과 값(low-pass value)을 계산하는 단계;를 포함한다.
어떤 측면들에서는, 각각의 단계는 상기 항공기의 가시선 내의 미리 결정된 수의 장애물들 각각에 대하여 수행되거나 반복된다.
어떤 측면들에서는, 상기 미리 결정된 수의 장애물들은 상기 항공기의 가시선 내의 가장 두드러지는(prominent) 5개의 장애물들을 포함한다.
어떤 측면들에서는, 상기 표준 편차는 트레이스의 가장 최근의 20개 지점들의 선형 회귀(linear regression)를 통한 상기 20개 지점들의 표준편차이다.
어떤 측면들에서는, 상기 최소 차이는 상기 트레이스의 가장 최근 범위와 인커밍(incoming) 데이터로부터 배정된 범위 사이의 차이이다.
어떤 측면들에서는, 상기 복수의 조건들은: (1) 상기 최소 차이가 상기 표준 편차의 3.5배보다 큰지; 및 (2) 상기 최소 차이가 0.4보다 큰지 여부를 포함한다.
어떤 측면들에서는, 상기 복수의 조건들은: (1) 상기 표준 편차가 0.2보다 작은지; 및 (2) 상기 반복 계수기가 15보다 작은지 여부를 더 포함한다.
어떤 측면들에서는, 상기 신뢰도 및 저주파 통과 값은 신호 평균(mean), 표준 편차 및 크기로부터 얻어진 통계적 항목들(terms)의 가중 평균을 이용하여 계산된다.
어떤 측면들에서는, 상기 가중 평균은 원하는 필터 성능을 위해 조작자가 정의한다(operator-defined).
본 명세서에 설명된 장치들, 시스템들 및 방법들의 상술한 그리고 다른 목적들, 특징들 및 이점들은 첨부된 도면들에 도시된 바와 같이 그것의 특정 실시예들에 대한 다음의 설명으로부터 명백해질 것이고, 동일한 참조 번호들은 동일한 구조물들을 나타낸다. 도면들은 반드시 일정한 비율인 것은 아니며, 대신에 본 명세서에 설명된 장치들, 시스템들 및 방법들의 원리들을 도시하는 것에 중점을 둔다.
도 1은 동적 충돌 회피 시스템을 이용하는 자율적 내비게이션을 위한 환경을 도시한다.
도 2a는 동적 충돌 회피 시스템을 갖는 제 1 예시적 자율적 운송수단을 도시한다.
도 2b는 동적 충돌 회피 시스템을 갖는 제 2 예시적 자율적 운송수단을 도시한다.
도 2c는 하향 구조로 위치하는 센서들을 갖는 자율적 운송수단을 도시한다.
도 2d는 전향 구조로 위치하는 센서들을 갖는 자율적 운송수단을 도시한다.
도 2e는 전향 구조 및 하향 구조 모두로 위치하는 센서들을 갖는 자율적 운송수단을 도시한다.
도 3은 자율적 운송수단을 위한 동적 충돌 회피 및 내비게이션 시스템의 블록도이다.
도 4는 운송수단을 위치에서 목적지(objective)까지 내비게이팅할 때 동적 충돌 회피 시스템을 이용하기 위한 방법의 흐름도이다.
도 5의 (a) 내지 (c)는 예시적인 레이더(RADAR) 비행 제어/충돌 회피(RFCA) 모듈을 도시한다.
도 6a는 파일럿 오버라이드를 갖는 예시적인 3-영역 충돌 보호 기능의 흐름도이다.
도 6b는 세 영역들에 대한 항공기를 도시한다.
도 7은 예시적 착륙 보조 모듈의 흐름도이다.
도 8은 예시적 타겟 필터의 입력 및 출력 다이어그램이다.
도 9는 예시적 타겟 필터링 기능의 흐름도이다.
본 개시의 실시예들은 첨부된 도면들을 참조하여 아래에 설명될 것이다. 다음의 설명에서, 잘 알려진 기능들 또는 구성들은 불필요한 세부 사항으로 본 개시를 불명료하게 할 수 있기 때문에 상세히 설명되지 않는다. 본 명세서에 설명된 것은 자율적 운송수단 내비게이션, 특히 복수의 장애물 회피 방법들을 이용하는 내비게이션을 위한 장치들, 시스템들, 방법들이다.
본 명세서에 언급된 모든 서류들은 그 전체 내용이 참조에 의해서 통합된다. 명시적으로 다르게 서술되거나 문맥으로부터 명백하지 않는 한, 단수로 아이템들을 참조하는 것은 복수의 아이템들을 포함하는 것으로 해석되어야 하며 그 반대도 마찬가지이다. 문법적인 접속사들은 명시적으로 다르게 서술되거나 문맥으로부터 명백하지 않는 한, 결합된 절들(clauses), 문장들, 단어들, 그리고 이와 유사한 것들의 임의의 및 모든 이접적(disjunctive), 접합적(conjunctive) 조합을 모두 표현하도록 의도된 것이다. 따라서, “또는”이라는 용어는 일반적으로 “및/또는”을 의미하는 것으로 해석되어야 하는 것 등등이 있다. 본 명세서에서 값들의 범위들을 인용하는 것은 한정의 의도는 아니며, 대신 본 명세서에 달리 명시되지 않는 한 범위 내에 있는 임의의 및 모든 값들을 개별적으로 지칭하며, 그러한 범위 내의 각 개별 값은 그것이 본 명세서에 개별적으로 인용된 것처럼 명세서에 통합된다.
수치를 수반할 때, "약(about)" 및 "근사적으로(approximately)" 등의 단어들은, 수치를 수반할 때, 의도된 목적을 위해 순조롭게 작동시키도록 당업자 중 하나에 의해 이해되는 편차를 나타내는 것으로 해석되어야 한다. 값들의 범위들 및/또는 수치 값들은 단지 예시들로서 본 명세서에 제공되며, 설명된 실시예들의 범위에 대한 제한을 구성하지 않는다. 본 명세서에 제공된 임의의 예시들 및 모든 예시들, 또는 예시적인 언어(예를 들어, "~와 같은" 등)의 사용은 실시예들을 보다 잘 나타내기 위한 것이며, 실시예들의 범위를 제한하지 않는다. 명세서에서 어떠한 언어도 임의의 청구되지 않은 요소를 실시예들의 실시에 필수적인 것으로서 나타내는 것으로 해석되어서는 안 된다. 이하의 설명에서, "제 1 ", "제 2 ", "상부(top)", "하부(bottom)", "측면(side)", "전면(front)", "후면(back)" 등과 같은 용어들은 편의를 위한 단어들이며, 한정하는 용어들로서 해석되어서는 안 된다. 본 출원을 위해, 다음의 용어들 및 정의들이 적용될 것이다:
용어들 "공중 운송수단(aerial vehicle)" 및 "항공기(aircraft)"는 고정익 항공기(fixed wing aircraft), 무인 항공기들(unmanned aerial vehicles; UAVs), 가변익 항공기(variable wing aircraft) 및 수직 이착륙(vertical take-off and landing; VTOL) 항공기를 포함하는 비행이 가능한 기계를 지칭하되, 이에 국한되지 않는다.
본 명세서에서 사용되는 "전달하다(communicate)" 및 "전달하는(communicating)"이라는 용어들은 소스(source)로부터 목적지(destination)까지 데이터를 전송하는 것, 또는 다른 방식으로 전달하는 것(conveying)과, 목적지까지 전달되도록 통신 매체, 시스템, 채널, 네트워크, 디바이스, 전선, 케이블, 섬유, 회로, 및/또는 링크(link)에 데이터를 넘겨주는 것(delivering) 모두를 지칭한다.
"회로(circuit)" 및 "회로망(circuitry)"이라는 용어들은 물리적 전자부품들(즉, 하드웨어), 그리고 하드웨어를 구성하고 하드웨어에 의해 실행되고, 및/또는 다른 방식으로 하드웨어와 연관이 있을 수 있는 임의의 소프트웨어 및/또는 펌웨어("코드")를 지칭한다. 본 명세서에서 사용될 때, 예를 들어, 특정한 프로세서 및 메모리는 코드의 하나 이상의 라인들의 제 1 세트를 실행할 때 제 1 "회로"를 포함할 수 있고, 코드의 하나 이상의 라인들의 제 2 세트를 실행할 제 2 "회로"를 포함할 수 있다.
본 명세서에서 사용되는 “컴퓨터”라는 용어는 일련의 산술 또는 논리 동작들을 순차적이고 자동적으로 실행하도록 디자인된 프로그래밍 가능한(programmable) 장치를 지칭하며, 개인용 컴퓨터(personal computers)(예를 들어, 게이트웨이(Gateway)®, 휴렛-패커드(Hewlett-Packard)®, IBM®, 소니(Sony)®, 도시바(Toshiba)®, 델(Dell)®, 애플(Apple)®, 시스코(Cisco)®, 썬(Sun)® 등에서 이용 가능한 것들), 손에 들고 쓰는(handheld), 프로세서 기반의 장치 및 프로세서 또는 마이크로프로세서를 구비한 임의의 다른 전자 장치를 포함하며 이에 한정되지 않는다.
“예시적인”이라는 용어는 비제한적인 예시(example), 사례(instance) 또는 실례(illustration)로서 기능하는 것을 의미한다. 유사하게, 본 명세서에서 사용될 때, “예를 들어” 및 “예컨대”라는 용어들은 하나 이상의 비제한적인 예시, 사례, 실례의 목록들을 제시한다. 본 명세서에서 사용될 때, 기능의 수행이 (예컨대, 조작자가 설정가능한 세팅(operator-configurable setting), 공장 트림(factory trim) 등에 의해) 디세이블되어 있는지(disabled) 또는 이네이블되어 있지(enabled) 않은지 여부에 관계없이, 회로망이 기능을 수행하기 위하여 필요한 하드웨어 및 코드(만일 필요하다면)를 포함할 때마다 회로망은 기능을 수행하도록 "동작 가능하다(operable)".
본 명세서에서 사용되는 “프로세서"라는 용어는 하드웨어, 실재적으로 구현된 소프트웨어(tangibly embodied software) 또는 둘 모두에서 구현되었는지 여부 그리고 프로그래밍 가능한지 여부와 상관없이, 처리 장치들(processing devices), 기구들(apparatus), 프로그램들, 회로들, 구성요소들(components), 시스템들 및 서브시스템들(subsystems)을 의미한다. 본 명세서에서 사용된 “프로세서”라는 용어는 시스템들(systems), 중앙 처리 유닛들(central processing units), 프로그래밍 가능한 장치들과 시스템들, 필드-프로그래밍 가능한 게이트 어레이들(field-programmable gate arrays), 주문형 집적 회로들(application-specific integrated circuits), 칩 상의 시스템들(systems on a chip), 이산 소자들(discrete elements) 및/또는 회로들을 포함하는 시스템들, 상태 머신들(state machines), 가상 머신들(virtual machines) 및 데이터 프로세서들을 제어하기 위한 하나 이상의 컴퓨터들, 하드와이어드 회로들(hardwired circuits), 신호 수정 장치들(signal-modifying devices)과 시스템들, 장치들 및 기계들을 포함하지만 이에 한정되지 않는다.
본 명세서에서 사용되는 “내비게이션 명령”(navigation command)이라는 용어는 운송수단을 인도(guide)하기 위한 명령들(instructions)을 지칭한다. 내비게이션 명령은 비행 제어 시스템에 의해 디지털 또는 아날로그 데이터 명령들(instructions) 또는 신호들로서 표현되거나 제공될 수 있다. 내비게이션 명령은 자동조종장치(autopilot), 조종사(로컬에(locally) 또는 원격에(remotely) 위치하는지 여부와 상관없이) 및/또는 장애물 회피 시스템에 의해 비롯될 수 있으며 이에 제한되지 않는다. 내비게이션 명령들은 예를 들어 컨트롤러(controller) 또는 조향 장치(steering mechanism)로 전달될 수 있다.
본 개시는 충돌 위험 감지를 통해 자율적 운송수단 내비게이션 및/또는 장애물 회피를 용이하게 하기 위한 시스템들 및 방법들을 제공하려고 시도한다. 본 명세서에 개시된 바와 같이, 자율적 운송수단 내비게이션 및/또는 장애물 회피는 그 중에서도 음향 기법(예컨대, 반향정위(echolocation) 센서), 물체/장애물(예컨대, 고정의 및/또는 움직이는 비협조적인(non-cooperative) 타겟들)을 센싱(sensing)하기 위한 시각적 기법 또는 이들의 조합을 이용하여 하나 이상의 충돌 위험을 감지함으로써 용이해질 수 있다. 이러한 충돌 위험의 예시들은 새들, 사람들, 다른 운송수단들, 구조물들(예컨대, 건물들, 문들, 탑들(towers)), 나뭇잎(foliage)(예컨대, 나무들, 관목들(bushes) 등) 등과 같은 장애물들을 포함할 수 있으며 이에 제한되지 않는다. 자율적 운동수단 내비게이션 및/또는 장애물 회피 기능(예컨대, 임의의 하드웨어 및/또는 연관된 방법들)은 초기 디자인 및 제조 단계 동안에 공중 운송수단의 제어 시스템(예컨대, 비행 제어 시스템, 유인(manned) 또는 자동조종장치 여부에 상관없이)에 통합될 수 있다; 그러나, 대안적으로(alternatively) 이러한 기능은 기존 비행 제어 시스템을 제어하거나 오버라이드(override)하도록 구성된 예비 시스템(예컨대, 추가(add-on) 시스템 또는 “개조”(retrofit) 시스템)을 통해 제공될 수도 있다. 예비 시스템들이 이용될 때에는, 이들이 기존 비행 제어 시스템(예컨대, 본래의 내비게이션 구성요소) 또는 공중 운송수단의 구조에 수정(modifications)을 요구하지 않는 것이 바람직하며, 이로써 임의의 구성요소 보증들, 인증들 등을 유지하면서 원하지 않는 설치 시간과 비용을 줄인다.
어떤 측면들에서는, 자율적 운송수단 내비게이션 및/또는 장애물 회피 기능은 운송수단과 센서에 구애받지 않을 수 있다. 실제로, 흔한 소형 UAV들에 대해서는, 반향(echo) 및 시각 센서들의 최대 범위들과 그러한 센서들이 효과적인 고정의 장애물 또는 움직이는 물체에 대한 근접비(closure rates) 사이에 중첩이 존재한다. 따라서, 자율적 운송수단 내비게이션, 장애물 회피 및/또는 충돌 회피 기능은 거리/범위 측정을 위해 반향 센서들 및/또는 시각 센서들을 이용할 수 있다. 예를 들면, UAV들과 MAV들은 전기 음향의(electroacoustic), 광학의, 레이더(RADAR), 및/또는 자동의 종속감시시설방송(automatic, dependent surveillance-broadcast; “ADS-B”)(예컨대, ADS-B 수신기)을 이용하는 센서들을 포함할 수 있다.
자율적 운송수단 내비게이션 및/또는 장애물 회피 시스템은 센서에 구애받지 않고 글로벌 환경 추정치를 형성하기 위해 수집된 데이터를 처리하고 다양한 센서로부터 수신되어 모인 정보(즉, 데이터)를 융합(fuse)할 수 있다. 글로벌 환경 추정치를 사용하여, 장애물 감지 및 내비게이션 알고리즘들, 또는 충돌 회피 알고리즘들과 관련된 특징들이 추출되고 데이터베이스에 저장될 수 있다. 알고리즘 뱅크(algorithm bank)는 충돌 위험을 감지하면 충돌을 피하기 위해 행동이 취해져야 하는지를 결정하기 위해 데이터베이스에 접근할 수 있다. 알고리즘 뱅크는 또한 행동이 필요하다고 여겨지면 어떤 행동이 취해져야 하는지 결정하기 위해 데이터베이스에 접근할 수도 있다.
만약 행동이 필요하면, 자율적 운송수단 내비게이션 및/또는 장애물 회피 시스템은 충돌을 방지하기 위해 이미 존재하는 운송수단 기반시설(예컨대, 기존의 비행 제어 시스템)과 상호작용할 수 있다. 실제로, 자율적 운송수단 내비게이션 및/또는 장애물 회피 시스템과 기존 시스템 간의 인터페이스는 운송수단에 구애받지 않을 수 있으며, 이로써 이미 존재하는 공중 운송수단들을 포함하여, 다양한 공중 운송수단들과 인터페이스가 연결되는 것을 가능하게 한다.
도 1은 현재 개시된 장애물 회피 시스템을 이용하는 자율적 내비게이션을 위한 예시적인 환경(100)을 나타내며, 이 시스템은 일반적으로 동적 충돌 회피 시스템으로도 지칭될 수 있고, 전자 범퍼(“e-범퍼”) 기능을 용이하게 할 수 있다. 환경(100)은 목적지(objective)(102), 하나 이상의 도로들(110) 및 빌딩들(112), 송전선들(114), 전신주들(116) 및 나무들(118)과 같은 임의의 수의 장애물들을 포함할 수 있다. 환경(100)은 추가적으로 경로를 따라 예상 밖의 장애물들(122)을 더 포함할 수 있으며, 이는 동적 충돌 회피 시스템을 이용하여 동적으로 감지될 수 있다. 도시된 바와 같이, 공중 운송수단은 목적지(102)를 향해 하나 이상의 내비게이션 경로들(예컨대, 내비게이션 경로들(104, 106, 108))을 따라가도록 구성될 수 있으며, 각각의 경로는, 예를 들어, 자동조종장치를 통해 제공되거나 결정되고 하나 이상의 장애물들을 다루도록(address) 구성될 수 있다.
적어도 하나의 측면에 따라, 공중 운송수단은 자동조종장치 하에서 인도되는지 또는 원격 제어에 의해 인도되는지 여부에 상관없이, 동적 충돌 회피 시스템을 사용하여 예상 밖의 장애물들(122)을 동적으로 피하도록 구성될 수 있다. 구체적으로, 충돌 위험(예컨대, 예상 밖의 장애물들(122))을 감지하면, 동적 충돌 회피 시스템은 예상 밖의 장애물들(122)을 피하고 결국에는 내비게이션 경로로 돌아오기 위해, 예를 들면 복수의 센서들로부터 수신한 측정값들에 기초하여 공중 운송수단에게 자동조종장치 또는 파일럿으로부터의 임의의 명령들을 오버라이드하라고 지시할 수 있다(예컨대, 비행 제어 시스템을 통해).
도 2a 및 2b는 동적 충돌 회피 시스템과 함께 사용하기 적합한 운송수단(예컨대, 자율적 운송수단)의 사시도들을 도시한다. 도 2a에 도시된 항공기(200)는 기체(airframe)(202), 랜딩 기어(landing gear)(204), 전자 모듈(electronics module)(300)(도 3에 도시되어 있음) 및 하나 이상의 추력 생성기들(thrust generators)(206)(예를 들어, 프로펠러와 동작적으로 연결된 터빈, 모터 또는 엔진 등)을 포함할 수 있다. 전자 모듈(300)은 기체(202)와 통합(integrate)되거나 별도의 하우징(housing) 또는 포드(pod)를 통해 제공될 수 있다. 도 2b는 도 2a의 항공기(200)와 실질적으로 동일한 제 2 운송수단을 도시한다; 그러나, 제 2 운송수단의 센서들(210)은 운송수단의 중앙에 더 가까이 위치하고 별도의 하우징(208)에 배치되어 있다. 구체적으로, 하나가 어떤 용도들에 적합할 수 있는 한편, 둘 이상의 별도의 하우징들(208)(예컨대, 도 5의 (a) 내지 (c)와 연결되어 설명되는 개조(retrofit) 내비게이션 모듈들)은 공중 운송수단의 비행선(line of flight)에 지향된(oriented) 시야를 제공하기 위해 항공기(200)의 주변을 둘러싸고 위치할 수 있다. 별도의 하우징(208)은 기체(202)로부터 분리할 수 있으며 나아가 전자 모듈(300) 또는 그 일부를 수용(house)하도록 구성될 수도 있다(예컨대, 전자 모듈(300) 하우징으로서 기능함). 또한, 별도의 하우징(208)의 기능은 본래의 내비게이션 구성요소 또는 공중 운송수단에 영구적인 구조물(structures)에 수정을 요구하지 않도록 적합한 방식으로 분배될 수 있다.
이에 따라, 센서들(210)은 아래에 있는 방해물들(obstructions)을 감지하기 위해 도 2c에 도시된 바와 같이 하향 구조(downward facing configuration)로, 또는 항공기(200) 앞의 방해물들을 감지하기 위해 도 2d에 도시된 바와 같이 전향 구조(forward facing configuration)로, 또는 도 2e에 도시된 바와 같이 이들의 조합으로 항공기(200) 상에 위치할 수 있다. 이해할 수 있는 바와 같이, 센서들(210)은 항공기(200)와 관련된 모든 방향의 장애물들과 다른 위험들을 감지하기 위해 항공기(200)의 측면들(sides), 뒤(rear), 및/또는 상부(top)에 더 위치할 수 있다. 따라서, 센서(210) 위치는 특정 목적, 센서 종류 및/또는 동작에 필요한 바에 따라 디자이너에 의해 결정될 수 있다는 것이 이해되어야 하고; 그러므로 본 개시에 기술된 레이아웃들(layouts)에 한정되지 않아야 한다. 랜딩 기어(204)는 도시된 바와 같이 단순한 스키드들(skids) 또는 바퀴들, 스키드들, 스키들(skis), 플로트들(floats) 또는 이들의 조합과 같이, 항공기(200)가 비행하고 있지 않을 때 항공기를 지지할 수 있으면서, 손상 없이 항공기가 이륙, 착륙 및/또는 지상활주(taxi) 할 수 있도록 하는 임의의 다른 장치일 수 있다. 랜딩 기어(204)는 비행 중에는 항력(drag)을 줄이기 위해 집어넣을 수도 있다(retractable).
항공기(200)의 롤(roll), 피치(pitch), 요(yaw)를 조절하여 제어된 비행을 용이하게 하기 위해, 항공기(200)는 내비게이션 명령을 수신하고 그에 따라 반응하도록 구성된 하나 이상의 조향 장치들(steering mechanisms)(304) 또는 동등한 조향 시스템들을 더 포함할 수 있다. 이를 위해, 조향 장치(304)는 컨트롤러와 동작적으로 연결되거나 내비게이션 명령을 수신하고 반응할 수 있는 하나 이상의 프로세서들, 구동장치들(actuators), 모터들 및/또는 다른 장치들(예컨대, 전기 또는 전자기계 장치들)을 포함할 수 있다. 적합한 조향 장치들(304)은 벡터링된 추력(vectored-thrust) 제어 시스템들과 같이, 다른 비행 제어 장치들 뿐만 아니라 전통적인 비행 제어면들(control surfaces)(예를 들어, 플랩들(flaps), 에일러론들(ailerons), 엘리베이터들(elevators), 방향타들(rudders), 스포일러들(spoilers), 공기제동기들(air brakes), 및/또는 다른 비행 제어면들)을 포함하며, 이에 한정되지 않는다. 벡터링된 추력 제어 기능은 추력이 원하는 방향을 향하도록 추력 생성기들(206)을 이동시킴으로써 용이해 질 수 있으며, 따라서 비행을 제어한다. 예를 들면, 연접식(articulated) 전기 모터 배치는 직접적으로 추력 벡터를 바꾸기 위해 벡터링된 추력 제어를 이용할 수 있다. 실제로, 독립적으로 연계된 추력 벡터링 모터 포드들(thrust-vectoring motor pods)은 수직 및 수평 비행 간의 빠른 전환을 가능하게 한다. 어떤 측면들에서는, 항공기(200)는, 특히 고정익 공중 운송수단들과 관련하여, 둘 이상의 날개들(예컨대, 수직 안정기들(stabilizers) 및/또는 수평 안정기들)을 더 포함할 수 있다.
항공기(200)는 데이터 수집을 위해 기밀(intelligence), 감시(surveillance), 정찰(reconnaissance)(“ISR”) 페이로드(payload)를 더 포함할 수 있다. 예를 들면, 항공기(200)는 하나 이상의 카메라들, 오디오 장치들 및 다른 센서들을 포함하는 페이로드 포드(pod)를 구비할 수 있다. UAV(106)에 의해 수집된 임의의 비디오, 이미지, 오디오, 원격 측정 및/또는 다른 센서 데이터(“감시 데이터”)는 로컬에(locally) 저장되거나 송신기/수신기와 같은 온보드(onboard) 무선 통신 장치와 연결된 안테나를 사용하여 실시간으로 항공기(200)에서 원격지로 무선으로 전송될 수 있다. 대안으로, 감시 데이터는 유선 연결을 통해 원격지 또는 다른 당사자(party)에게 전송되거나, 다른 방식으로 전달될 수 있다(예컨대, 테더링된(tethered) 경우 또는 동작 후 지상에서).
도 2a 내지 2e에 도시된 운송수단들(200)은 수직 이착륙(“VTOL”) 공중 운송수단들인 반면, 본 명세서에서 설명되는 자율적 운송수단들은, 명시적으로 다르게 서술되거나 문맥으로부터 명백하지 않은 한, 이에 제한되지는 않지만 임의의 무인 운송수단, 유인 운송수단, 공중 운송수단, 지상 운송수단, 수중 운송수단, 우주 운송수단, 원격조종 운송수단, 대형 운송수단, 소형 운송수단 등을 포함하여, 본 명세서에서 개시된 동적 충돌 회피 시스템의 원칙들을 이용하여 유용하게 내비게이팅(navigating)될 수 있는 임의의 운송수단, 장치, 구성요소, 소자(element) 등을 포함할 수 있다는 것이 이해될 것이다. 예를 들면, 본 명세서에서 설명된 자율적 운송수단들은 헬리콥터들 또는 올라가기 위해 수평 프로펠러들을 사용하는 다른 운송수단들 등을 포함할 수 있다. 본 명세서에서 설명된 자율적 운송수단들은 고정익 공중 운송수단들과 같이 전향 비행(forward flight) 능력을 가진 공중 운송수단들을 더 포함하거나 대신 포함할 수 있다. 추가적인 정보로서, “벡터링된 추력 제어를 갖는 모듈식 소형 무인 항공기”(Modular Miniature Unmanned Aircrft With Vectored-Thrust Control)라는 제목의 미국 특허 번호 8,500,067와 “자율적 운송수단 내비게이션 시스템 및 방법”(Autonomous Vehicle Navigation System And Method)이라는 제목의 미국 특허 공개 번호 2015/0260526이 공통으로 가지고 있는 더 자세한 사항으로 다른 적합한 자율적 운송수단들이 개시되어 있다. 예를 들면, 미국 특허 공개 번호 2015/0260526은 중첩되는 시야를 갖는 카메라들과 반향정위 센서들 모두로부터 이득을 보는 개선된 내비게이션 시스템을 제공하기 위한 항공기와 센서 페이로드를 설명한다.
일반적으로, 전자 모듈은 운송수단의 항공전자기기(avionics), 전원 장치(예를 들어, 추진 배터리, 발전기 또는 이와 유사한 것), 센서 페이로드 및 통신 장치 또는 시스템을 수용하기 위해 사용될 수 있다. 위에서 언급된 것처럼, 전자 모듈은 기체(202)에 통합되거나 별도의 하우징 내에 들어있을 수 있으며, 이는 또한 잠재적으로 기체(202)에 강도를 제공할 수 있다. 따라서, 전자 모듈은 기체(202)로부터 제거되고 대체될 수 있고, 본 명세서에서 고려되는(contemplated) e-범퍼의 임의의 시스템들 또는 서브시스템들 및/또는 내비게이션 시스템 및 방법들을 수용할 수 있다. 전자 모듈은 e-범퍼와 내비게이션 시스템 및 방법들을 지원하거나 용이하게 하기 위해 사용되는 전자장치 및 하드웨어를 포함할 수 있다. 그러나, 어떤 전자장치 및/또는 하드웨어는 전자 모듈 하우징의 외부에 구성될 수 있다. 예를 들면, 항공기(200)는 자율적 비행을 용이하게 하기 위해 사용되는 하나 이상의 센서들(210)을 더 포함할 수 있으며, 이는 반향정위 센서들, 초음파 센서들, 적외선 센서들, 레이더 및 이와 유사한 것을 포함하나 이에 한정되지 않는다. 센서들(210)은 기능을 가능하게 하기 위해 항공기(200) 상에 적절하게 설치될 수 있다. 예를 들면, 어떤 센서들(예컨대, 시각 또는 음향 기반의 센서들)을 전자 모듈 하우징 내 설치하는 것은 센서 기능을 방해하거나 금지할 수 있기 때문에 어떤 센서들의 설치는 항공기(200) 상에서 전자 모듈 하우징(만약 사용된다면)의 외부에 구성될 수 있다. 예를 들면, 도 2a 및 2b에 도시된 바와 같이, 센서들(210)은 기체(202)의 표면들(예컨대, 상부, 하부, 가장자리(edges) 등) 및/또는 전자 모듈 하우징(예컨대, 별도의 하우징(208)의 꼭대기에 위치할 수 있다.
센서들(210)은 하나 이상의 반향정위 센서들을 이용할 수 있으며, 이는 일반적으로 음성 주파수를 환경으로 방출하고(emit) 반향정위 센서들 근처의 장애물들로부터 되돌아오는 음성 주파수의 임의의 메아리(echoes)를 감지함으로써 기능한다. 메아리의 강도 및/또는 메아리의 되돌아오는 방향을 이용하여, 메아리들은 장애물들을 식별 및/또는 위치를 확인하기 위해 사용될 수 있고, 이는 결국 하나 이상의 장애물들과의 충돌을 피하기 위해 공중 운송수단이 방향을 바꾸도록 야기할 수 있다.
이용되는 센서들(210)의 종류와 무관하게, 원격에 위치한 파일럿으로부터의 명령들이 항공기(200)가 장애물과 충돌하도록 야기할 것이라면 동적 충돌 회피 시스템은 그러한 명령들을 오버라이드하거나 또는 약화하도록 구성될 수 있다. 이에 따라, 동적 충돌 회피 시스템은: (1) 충돌로 이어지는 조작자(operator) 입력들의 약화; 및 (2) 필요하다면, 물체 방향으로의 속도(velocity) 구성요소의 능동적인(active) 감소를 제공한다.
이를 위해, 센서는 운송수단의 운행(travel) 방향에서 시야를 확보하도록 위치할 수 있고, 이로써 항공기(200)의 경로에 있는 잠재적 장애물들을 식별한다. 예를 들면, 단일 센서(또는 센서들의 단일 그룹)는 운송수단의 경로에서의 충돌 위험(예컨대, 방해물들(obstructions) or 장애물들(obstacles))을 감지하기 위해 운송수단의 전면(front)에 제공될 수 있다. 또한, 복수의 센서들(210)(또는 센서들의 복수 그룹들)은 항공기(200)의 비행선에 지향된 시야를 제공하기 위해 항공기(200)의 주변(및/또는 상부 및 하부)을 둘러싸고 위치할 수 있다. 이에 따라, 복수의 센서들(210)은 항공기(200)가 항공기(200)의 임의의 측면 상의 충돌 위험을 감지할 수 있도록 할 것이다.
본 명세서에서 설명된 바와 같이, 센서들(210)은 그 중에서도 본 기술분야에서 알려진 시각 기반의 센서 또는 반향정위 센서 또는 본 기술분야에서 알려지게 될 센서를 포함할 수 있으며, 초음파 센서들 및 이와 유사한 것을 포함하나 이에 한정되지 않는다. 일 측면에서는, 카메라들(206)은 광류(optical flow)와 같은 3차원 재건 기법들을 통해 더 큰 물체들을 식별하기 위해 사용될 수 있다. 이것은 자율적 내비게이션을 위해 유용한 정보를 제공할 수 있는 반면, 다양한 종류의 물체들의 가시성에 대한 민감성(sensitivity)과 더불어 광학 이미징과 관련된 처리 지연(processing latency)은 운송수단의 비행선에서 빠르게 접근하는 작은 물체들을 감지하기 위한 광학 센싱 기법의 활용성을 제한할 수 있다. 센서들(210)을 비행선에 지향하게 함으로써, 음향 감지는 광학 감지를 보충하고 운송수단에 의한 반응 기동(responsive maneuvers)의 실행을 촉발해야 하는 즉각적인 방해물들을 감지하기 위해 사용될 수 있다.
음향 센서들의 하나의 목적은 직접적으로 비행 경로(또는 다른 운행선(line of travel))에 있는 장애물들, 특히 시각 감지 또는 다른 기법들을 이용하여 감지되지 않을 수 있는 장애물들의 즉각적인 감지를 제공하기 위한 것임이 이해될 것이다. 이에 상응하여, 센서들(210)의 하나의 목적은 특정 방향(예컨대, 운송수단의 임의의 방향)에 있는 장애물들, 특히 시각 감지 또는 다른 기법들을 이용하여 쉽게 감지되지 않을 수 있는 장애물들의 즉각적인 감지를 제공하기 위한 것임이 이해되어야 한다. 반향정위 어레이(array)가 본 문맥(context)에서는 잘 동작하지만, 레이저 기반의 기법들 또는 광학, 음향, 무선 주파수(radio frequency) 또는 다른 센싱 양상들(modalities)을 사용하는 임의의 다른 적합한 기법들과 같이, 다른 센서 시스템들도 장애물들의 빠르고 정확한 감지를 위해 적합하게 더 이용되거나 대신 이용될 수 있다. 자율적 운송수단의 구현에 적합하고 방해물들을 정확하게 그리고 빠르게 식별할 수 있는 그러한 임의의 기법은 본 명세서에서 고려되는 시스템들 및 방법들의 반향정위 센서들을 대신하여 사용될 수 있다. 따라서, 동적 충돌 회피 시스템은 일반적으로 다양한 센서 기술들 중 하나 또는 이들의 조합을 이용하도록 구성될 수 있다는 점에서 센서에 구애받지 않는다(sensor-agnostic). 예를 들면, 동적 충돌 회피 시스템은 시각 및 음향 기반의 센서들의 조합을 이용할 수 있다.
전자 모듈은 단일 하우징으로 제공될 수 있는 한편, 전자 모듈은 대신에 복수의 하우징들 또는 “서브하우징들”(sub-housings)을 포함할 수 있다. 예를 들면, 전자 모듈은 배터리와 같이 더 무거운 구성요소들을 위한 제 1 하우징 및 항공전자기기(avionics), 감시 페이로드, 센서 페이로드 및 임의의 다른 전자 장비와 같이 더 섬세한(delicate) 구성요소들을 위한 제 2 하우징으로 이루어진 2개의 하우징으로 나누어질 수 있다. 구성요소들은 기체(202)에 걸쳐 원하는 하중 배분(weight distribution)을 제공하기 위해 하우징들에 분배되거나 나누어질 수 있다.
비행 제어 시스템은 항공기(200)를 제어 및/또는 내비게이팅하기 위해 사용될 수 있다. 비행 제어 시스템은 운송수단 상의 별도의 물리적 항목(item)일 필요는 없으나, 오히려 더 큰 내비게이션 시스템의 구성요소일 수도 있고 내비게이션 시스템의 모든 구성요소들을 스스로 포함할 수도 있다. 명시적으로 다르게 서술되거나 문맥으로부터 명백하지 않는 한, 내비게이션 시스템을 참조하여 설명된 임의의 구성요소들은 비행 제어 시스템에 의해 사용되거나 비행 제어 시스템에 포함될 수도 있고, 그 반대도 마찬가지이다. 동작 중에는, 비행 제어 시스템은 내비게이션 시스템의 구성요소들로부터 수신한 신호들에 기초하여 원하는 위치에 도달하기 위해 내비게이션 경로를 따라가도록 항공기(200)를 지시 및/또는 결정할 수 있다. 예를 들면, 비행 제어 시스템은 자동조종장치 기능을 용이하게 하거나 및/또는 원격의 내비게이션 명령들에 반응할 수 있다. 이를 위해, 비행 제어 시스템(306)은 항공기(200)를 원격지에 통신 가능하게 연결(communicatively couple)할 수 있고, 항공기(200)와 원격지 사이에서(예컨대, 주고받음(to and from)) 신호들을 보내고 수신하도록 구성될 수 있다. 내비게이션 모듈의 기능은 비행 제어 시스템 내 구성요소들, 항공기(200) 내 다른 곳의 구성요소들 및/또는 원격에 위치한 구성요소들 사이에서 임의의 적합한 방식으로 분배될 수 있다. 더불어, 기체(202)로 전자 모듈의 제거 및 대체를 용이하게 하기 위해 적합한 전자적, 기계적 및 통신 인터페이스가 제공될 수 있다.
도 3은 비행 제어 시스템(306), 동적 충돌 회피 시스템(302), 전자 모듈(300) 및 조향 장치(304)를 갖는 항공기(200)(예컨대, 자율적 운송수단)의 블록도이다. 더욱 자세하게는, 도 3은 운송수단의 비행 제어 시스템(306), 전원장치(336)(예컨대, 추진 배터리), 센서 페이로드(예를 들어, ISR 페이로드(334)) 및 통신 장치(들)(338)를 수용하거나 다른 방식으로 포함하기 위해 사용되어지는 전자 모듈(300)을 도시한다. 그러나, 도 3에는 특정 배치(arrangement)가 도시되어 있지만, 구성요소들의 배치는 달라질 수 있다는 것이 이해될 것이다. 예를 들면, 비행 제어 시스템(306) 및/또는 동적 충돌 회피 시스템(302)은 하나 이상의 전용 하우징들 내에 위치할 수도 있고 및/또는 항공기(200)로부터 제거 가능할 수도 있다. 예를 들면, 동적 충돌 회피 시스템의 기능은 운송수단에 제거 가능하도록 그리고 비영구적으로 연결된(예컨대, 기체를 통해) 개조 내비게이션 모듈을 통해 제공될 수 있다. 이러한 개조 내비게이션 모듈은 본 명세서에서 개시된 바와 같이 신호들 또는 내비게이션 명령들을 차단하고(intercept) 수정하도록 구성될 수 있다.
대안으로서, 비행 제어 시스템(306) 및/또는 동적 충돌 회피 시스템(302)은 항공기(200)에 통합되고 전자 모듈(300) 및/또는 조향 장치(304)와의 통신 관계에 연결될 수 있다. 비행 제어 시스템(306) 및/또는 동적 충돌 회피 시스템(304)은, 어떤 실시예들에서는, 메모리, 센서들, 프로세서들 또는 컨트롤러들과 같은 구성요소들을 공유할 수 있다. 또한, 전자 모듈(300)은 항공기(200)에 제거 가능하도록 연결되거나 임의의 원하는 방식으로 항공기(200)의 동체(fuselage) 또는 이와 유사한 것에 통합될 수 있다. 따라서, 다양한 구성요소들의 배치는 디자이너나 조작자에 의해 원하는 대로 구성될 수 있으므로 본 명세서에서 설명되거나 도시된 특정 예시에 한정되지 않아야 한다. 예를 들면, 비행 제어 시스템(306) 및/또는 동적 충돌 회피 시스템(302)은 운송수단의 외부에 부착될 수도 있고, 또는 전부 또는 일부가 운송수단 내에 배치될 수도 있다. 비행 제어 시스템(306) 및/또는 동적 충돌 회피 시스템(302)은 제거 가능하고 대체 가능한 패키지 또는 운송수단으로부터 제거 가능하고 대체 가능한 모듈일 수 있고, 또는 운송수단에 영구적으로 연결되거나 통합될 수도 있다.
모듈식 하우징은 전자 모듈(300), 비행 제어 시스템(306) 및/또는 동적 충돌 회피 시스템(302)의 하나 이상의 구성요소들을 둘러쌀(encase) 수 있다. 모듈식 하우징은 플라스틱, 금속, 나무, 복합 재료, 세라믹 또는 특정 운송수단의 목적들 또는 운송수단의 종류에 적합한 임의의 재료로 구성될 수 있다. 모듈식 하우징은 떼어낼 수 있거나(detachable) 탈거 가능(ejectable)할 수 있고, 또는 운송수단에 영구적으로 연결될 수도 있다. 모듈식 하우징은 본 기술분야의 통상의 기술을 가진 자에게 알려진 임의의 방식으로 운송수단에 부착될 수 있다. 모듈식 하우징은 센서들(210)과 같은 센서들을 위해 개구들(openings)을 포함할 수 있다.
전자 모듈 300. 위에서 논의된 바와 같이, 전자 모듈(300)은 운송수단(200)의 항공전자기기(avionics)(예컨대, 비행 제어 시스템(206)), 전원 장치(336), ISR 페이로드(334)와 같은 센서 페이로드 및 통신 장치 또는 시스템(338)을 수용하기 위해 사용될 수 있고; 기체(202)와 통합되거나 별도의 하우징 내에 포함(contain)될 수 있다. 어떤 측면들에서는, 전자 모듈(300)은 동적 충돌 회피 시스템(300) 또는 그것의 기능을 더 포함할 수 있다.
조향 장치(304). 조향 장치(304)는 본 명세서에서 고려된 바와 같이 목적지에 도달하기 위해 내비게이션 경로 상에서 항공기(200)를 조종(steer)하도록 구성될 수 있다(자율적 또는 유인(manned) 제어 하인지 여부에 상관없이). 항공기(200)는 본 명세서에 참조되거나 그렇지 않으면 본 기술분야에서 알려진(또는 본 기술분야에서 알려질 바와 같이) 임의의 운송수단일 수 있다. 마찬가지로, 조향 장치(304)는 본 명세서에 참조되거나 그렇지 않으면 본 기술분야에서 알려진(또는 본 기술분야에서 알려질 바와 같이) 임의의 유형의 조종일 수 있다. 일반적으로, 조향 장치(304)는 비행 제어 시스템(306)으로부터의 신호들에 반응하고, 이는 항공기(200)를 의도된 루트(route)를 따라 정확하게 안내(direct)하기 위해 피드백이나 다른 제어 시스템들을 이용할 수 있다.
위에서 언급된 것처럼, 조향 장치(304)는 예를 들면 케이블들, 구동장치들(actuators) 등과 함께, 엘리베이터(elevators) 및 수직 비행 운송수단들을 위한 임의의 다른 적합한 제어면들(control surfaces)뿐만 아니라 방향타들을 항공기(200)의 뒤쪽(rear)에 포함할 수 있다. 조향 장치(304)는 자율적 운송수단을 조종하기 위한 임의의 장치(mechanism)를 더 또는 대신 포함할 수 있다. 예를 들면, 공중 운송수단들에 있어서는, 조향 장치(304)는 더 일반적으로 방향타들(rudders), 엘리베이터들(elevators), 플랩들(flaps), 에일러론들(ailerons), 스포일러들(spoilers), 공기 제동기들(air brakes) 및 다른 제어면들을 포함할 수 있다. 헬리콥터와 같은 다른 공중 운송수단들에 있어서는, 조향 장치(304)는 호일(foils) 및 다른 제어면들과 함께, 고정된 로터(rotors) 또는 조종 가능한 로터일 수 있는 다수의 로터들을 포함할 수 있다. 조향 장치(304)는 또한 추력 벡터를 직접적으로 바꾸기 위해 벡터링된 추력 제어를 이용하는 연접식 전기 모터들을 포함할 수도 있다. 지상 기반의 운송수단들에 있어서는, 조향 장치(304)는 랙과 피니언 시스템(rack and pinion system), 가변적으로 회전가능한 트레드들(treads), 재순환 볼(ball) 시스템 및 이와 유사한 것을 포함할 수 있다. 조향 장치(304)는 방향 제어와 함께, 항공기(200)의 추력, 가속 및 감속을 제공하기 위해 임의의 구성요소들을 더 포함하거나 대신 포함할 수 있다. 운송수단들이 일반적으로 구동(drive)과 방향을 위해 별도의 또는 통합된 구성요소들을 사용할 수 있는 반면, 운송수단의 움직임 제어를 용이하게 하는 모든 이러한 조합들은 본 명세서에서 고려되는 “조향 장치”의 범위에 속하는 것으로 의도된다.
동적 충돌 회피 시스템(302). E-범퍼 모듈은 일반적으로 장애물 회피 시스템의 e-범퍼 기능을 용이하게 하기 위해 회로망을 포함한다. 실제로, 비행 제어 시스템(306) 및 동적 충돌 회피 시스템(302)은 장애물 회피 시스템을 제공하기 위해 협동할 수 있다. 본 명세서에 개시된 바와 같이, 동적 충돌 회피 시스템(302)은 하나 이상의 센서들(210)을 포함할 수 있으며, 각 센서(210)는 음향 시야(field of view)(“FOV”)를 가질 수 있다. 그러나, 센서들(210)은 본 명세서에서 참조되거나 그렇지 않은 임의의 반향정위 센서들일 수 있다. 이러한 센서들(210)을 이용하여, 동적 충돌 회피 시스템(302)은 예상밖의 장애물(122)을 감지하고 상기 예상밖의 장애물(122)을 피하기 위해 상기 비행 제어 시스템(306)으로 반응성 내비게이션 명령을 전달할 수 있다.
동적 충돌 회피 시스템(302)의 기능은 프로세서(340)(또는 다른 비교가능한 로직), 메모리(342) 및 예를 들면 도 2a 및 2b에 도시된 바와 같이, 항공기(200)의 기체(202)의 상부, 하부 및/또는 주변(예컨대, 하나 이상의 가장자리(edges))을 따라 위치한 하나 이상의 센서들(210)(예컨대, 음향 센서, 시각 센서 또는 이들의 조합)을 사용하여 비행 제어 시스템(306) 또는 독립적인 시스템을 통해 용이해 질 수 있다. 동적 충돌 회피 시스템(302)은 항공기(200)의 임의의 지향(orientation)에 있는 장애물들과의 충돌 가능성을 줄이고, 물체들의 운송수단과의 임의의 상대적 위치에 대한 충돌 가능성을 줄이기 위해 사용될 수 있다. 더욱 구체적으로, 동적 충돌 회피 시스템(302)은 복수의 센서들(210)을 통해 제공될 수 있으며, 이는 다양한 장애물들을 감지하기 위해 사용될 수 있다. 일반적으로, 동적 충돌 회피 시스템(302)은 예컨대 센서들(210)로부터 센싱된 데이터 및/또는 파생적 명령들(예컨대, 대안적 내비게이션 경로, 약화된 내비게이션 신호 또는 반응 기동과 같이, 수정된 내비게이션 명령으로서, 이는 센싱된 데이터나 글로벌 환경 추정값에 반응한 제어 명령일 수 있고 예상 밖의 장애물(122)을 피하도록 구성될 수 있음)을 제공하기 위해, 조향 장치(304)와 직접 통신할 수 있고(또는 컨트롤러를 통해) 및/또는 비행 제어 시스템(306)과 직접 통신할 수 있다. 이에 따라, 동적 충돌 회피 시스템(302)은 장애물들과 아주 근접한 동작을 수반하는 미션에서 특히 유용하다.
동적 충돌 회피 시스템(302)의 어떤 장점과 기여는: (1) 개별 센서 입력들에 기초하여 글로벌 환경 추정치를 생성하기 위해 사용될 수 있는 센서에 구애받지 않는 방법, (2) 운송수단에 구애받지 않는 접근에서 기존의 운송수단 제어 기반시설(infrastructure)과 접속(interface)하기 위해 사용될 수 있는 센서에 구애받지 않는 방법 및 (3) e-범퍼 기능을 충족하기 위해 필요한 내비게이션 알고리즘들을 포함한다. 예를 들면, 동적 충돌 회피 시스템(302)은 항공기(200)와 통합되고 조향 장치(304), 비행 제어 시스템(306), 광학 시스템, 센서들(210) 또는 이들의 조합과의 통신 관계에서 연결될 수 있다.
동적 충돌 회피 시스템(302)은 물체로부터의 거리에 반응하여 각 구성요소 - 조작자 입력, 거리에 대한 비례-적분-미분 (proportional-integral-derivative (“PID”) on distance), 자동조종장치 명령 등 - 의 영향을 활성화하거나 크기를 조정(scale)하거나 비활성화하기 위해 비교적 단순한(straightforward) 상태 머신을 이용함으로써, 오류의 위험을 줄인다는 점에서도 이점이 있다. 또한, 완전한 상태 머신 추정치는 4개의 반향정위 센서들과 결합될 수 있다. 그러나, 어떤 실시예들에서는(예컨대, 1개의 방향만 감시될 필요가 있을 때), 장애물 회피 시스템은 운송수단의 앞쪽 끝에 위치한 단일 센서만을 이용하여 제공될 수 있다. 동적 충돌 회피 시스템(302)의 다른 장점은, 본 명세서에 공개된 바와 같이, 동적 충돌 회피 시스템(302)이 어떤 협조적(cooperative) 타겟 센서도 필요로 하지 않는다는 점이다. 즉, 해당 센서들이 장애물에 위치할 필요가 없고, 이로써 동적 충돌 회피 시스템(302)의 활용성을 크게 향상시킨다. 또한, 동적 충돌 회피 시스템(302)은 공중 운송수단 데이터 정보 또는 충돌 회피 알고리즘을 필요로 하지 않는다.
다양한 물리적 구조(configurations)가 가능하며 동적 충돌 회피 시스템(302)은 운송수단(300), 비행 제어 시스템(306)과 통합될 수 있거나 본 명세서에 설명된 임의의 구성요소를 더 또는 대신 포함할 수 있다. 이를 위하여, 도 2a 및 2b와 관련하여 논의되는 바와 같이, 센서들(210)은 운송수단(300)의 쉘(shell) 내에 통합될 수도 있다. 센서들(210)의 통합은 다수의 장점을 제공한다. 예를 들면, 센서들(210)의 통합은 전자기 간섭(electromagnetic interference)(“EMI”)과 프로펠러 음향 소음을 피하는 것과 더불어/뿐만 아니라 반향정위 센서 간섭(interference)(혼선)을 피하면서도, 소형의 패키지(예컨대, 크기와 무게 면에서)를 제공한다. 게다가, 항공기(200) 쉘은 센서들(210)의 정확한 설치(placement), 낮은 항력(drag) 및 간편한 교체(예컨대, 센서가 손상되거나 그렇지 않으면 센서를 교체/업그레이드하는 것이 바람직하면)를 가능하게 한다. 예를 들면, 하나 이상의 센서들을 위해 운송수단의 쉘 내에 오목부(recess)가 제공될 수 있고, 이로써 원하지 않는 항력을 경감시킨다. 센서는 또한 보호 커버로 커버될 수 있다. 그러나, 보호 커버는 센서들의 기능/신뢰도에 저해하지 않도록 구성되어야 한다. 예를 들면, 음향 기반의 센서들이 이용되는 경우, 보호 커버는 음향적으로 비가시적(acoustically invisible)이어야 한다(예컨대, 얇고 탄력있는 막으로 덮인 작고 규칙적인 간격의 구멍들을 가진 반사체(reflector) 또는 직물(fabric)). 음향적으로 비가시적인 반사체 물질의 일 예는 “영 질량 메타물질에서의 초투과에 의한 거대 음향 집중“(Giant Acoustic Concentration by Extraordinary Transmission in Zero-Mass Metamaterials)이라는 제목의 Phys. Rev. Lett. 110, 244302 공보(2013년 6월 13일 공개)에서 박종진 등(Jong Jin Park, et al.)에 의해 설명되어 있다. 유사하게, 시각 기반의 센서들이 이용된 경우, 보호 커버는 투명하거나 그렇지 않으면 가시성을 허용하도록 디자인되어야 한다.
비록 지금의 동적 충돌 회피 시스템(302)은 센서(210)로서 반향정위 센서들을 사용하는 것으로 기술되어 있지만, 동적 충돌 회피 시스템(302)은 임의의 센서(제한없이, 반향정위 센서 또는 본 명세서에서 설명된 다른 종류에 상관없이)로부터 수신된 측정값들을 이용하고 글로벌 환경 추정치를 만들어내기 위해 수신된 데이터를 융합(fuse)할 수 있다. 그 글로벌 환경 추정치로부터, 알고리즘에 필요한 특징들이 추출될 수 있고 타겟 데이터베이스에 저장될 수 있다. 글로벌 환경 추정치는 센서들이 항공기 주변에서 감지하는 것들의 요약(abstracted summary)일 수 있다. 예를 들어, 동일한 상태(예컨대, 장애물까지의 범위)의 측정을 제공하는 복수의 센서들이 사용 가능하면 이것은 그 상태들을 융합한다. 만약 복수의 별개의 상태들(예컨대, 장애물까지의 범위, 장애물의 속도/근접비(closure rate))을 제공하는 복수의 센서들이 사용 가능하다면. 위에서 논의된 바와 같이, 이 글로벌 환경 추정치를 센싱된 데이터의 요약으로서 예를 들어 설명함으로써, 이는 알고리즘 뱅크에 의해 접근 가능한 단일 인터페이스로서 기능한다.
이러한 타겟 데이터베이스는 동적 충돌 회피 시스템(302) 또는 다른 자율적 운송수단 내비게이션 또는 장애물 회피 시스템에 의해 사용될 수 있는 임의의 알고리즘을 위한 공통의 인터페이스로서 기능할 수 있다. 동적 충돌 회피 시스템(302)의 경우, 충돌 위험을 제기할 것으로 결정된 물체들은 동적 충돌 회피 시스템(302) 특유의 알고리즘에 전달된다.
위에서 논의된 바와 같이, 동적 충돌 회피 시스템(302)은, 항공기(200) 상의 기존 시스템을 수정하지 않고, 또한 운송수단의 자동조종장치(또는 유인(manned)의 제어)의 상태에 대한 지식을 필요로 하지 않고, 비행 제어 시스템(306)의 운동수단 제어 인터페이스를 통해 항공기(200)와 통합될 수 있다. 예를 들면, 아두이노ⓒ(Arduino) 마이크로프로세서와 같이, 내장형 논리장치 또는 프로세서(340)는 (1) 본래의 내비게이션 명령들(예컨대, 파일럿 또는 자동조종장치로부터의 비행 명령들)을 차단하고, (2) 미리 결정된 e-범퍼 알고리즘에 부합하도록 약화시키고, (3) 내비게이션 명령들의 대체 또는 오버라이드(override)로서 운송수단의 비행 제어 시스템(306)(예컨대, 자동조종장치) 또는 조향 장치(304)로 새롭거나 수정된 내비게이션 명령들(예컨대, 동적 충돌 회피 시스템에 의해 생성된 약화된 명령들)을 공급할 수 있다. 또, 동적 충돌 회피 시스템(302)은 자동조종장치로부터 추력 생성기들(206)(펄스 폭 변조(pulse-width modulation)(“PWM”) 신호들을 통한 전기 모터)로의 제어 신호들(예컨대, 내비게이션 명령들)을 차단하고 그 신호들을 비행 제어 시스템(306) 및/또는 추력 생성기들(206)(예컨대, 모터, 터빈 등)로 보내기 전에 그 신호들을 수정할 수 있다. 현재 개시된 동적 충돌 회피 시스템(302)의 장점은 항공기(200)에 변형(alterations)을 필요로 하지 않고 장애물 회피라는 목적을 달성한다는 점 - 즉, 동적 충돌 회피 시스템(302)이 운송수단에 구애받지 않는다는 점이다. 어떤 측면들에서는, 시스템에서의 상당한 지연이 항공기(200)의 바람직하지 않은 동작을 초래할 수 있기 때문에, 동적 충돌 회피 시스템(302)의 내장형 장치에 구현된 소프트웨어는 실행 속도를 위해 지속적으로 감시될 수 있다.
글로벌 환경 추정과 운송수단 제어 인터페이스가 제자리에 있고(in place) 조정되면(tuned), 동적 충돌 회피 시스템(302)은 운송수단이 물체와 충돌하도록 야기할 수 있는 내비게이션 명령들(파일럿 또는 자동조종장치에 의한 것들과 같이)에 집중할 수 있다. PID 거리 컨트롤러도 자세(position)를 유지하고 원하지 않는 조작자 입력을 거절할 수 있다(예컨대, 장애물 회피). 파일럿 입력들(예컨대, 내비게이션 명령들)은 고주파 통과, 저주파 통과, 대역 통과(band-pass) 필터들, 피드 포워드 접근(feed-forward approaches) 및 고이득 적분기(high-gain integrators)를 이용하여 거절되거나 수정될 수 있다. 또, 강인한 제어가능성을 위해 이득 조절제어(gain-scheduling) 기법들이 구현된다. 예를 들어, 운송수단의 조작자에 의한 제어 입력들로 인해 운송수단이 예상 밖의 장애물들(122)에 접근하는 경우, 동적 충돌 회피 시스템은 물체까지의 거리에 대한 함수로서 그 제어 입력들의 유효성(effectiveness)을 줄일 수 있다. 만약 운송수단이 예상 밖의 장애물들(122)에 계속 접근한다면, 동적 충돌 회피 시스템은 결국 물체 방향의 모든 제어 입력들을 완전히 약화시키고 및/또는 물체가 접근하는 속도를 능동적으로(actively) 줄인다. 마찬가지로, 만약 운송수단이 충돌 위험을 만들 환경적 조건들(예컨대, 바람 또는 돌풍)로 인해 물체 방향으로 이동된다면, 동적 충돌 회피 시스템은 운송수단의 위치가 물체로부터의 미리 결정된 안전한 거리 아래로 떨어지지 않도록 보장하기 위한 내비게이션 명령들을 제공한다. 약화(attenuation)는, 동적 충돌 회피 시스템이 그 제어 입력들(예를 들어, 내비게이션 명령들)의 유효성을 물체까지의 거리의 함수로서 줄이도록 조절될 수 있다. 예를 들면, 운송수단과 물체 사이의 거리가 감소함에 따라 제어 입력들이 효과적으로 감소되거나, 무시되거나 또는 반전되도록 제어 입력 약화가 증가하는 역 거리-약화 함수(inverse distance-attenuation function)이 이용될 수 있다. 또한, 어떤 상황에서는, 운송수단을 물체로부터 고정된 거리에 유지하여 예상밖의 장애물들(122)에 영향을 끼칠 위험 없이 그 물체가 가까운 범위에서 체계적으로 살펴질 수 있도록 하기 위해 동적 충돌 회피 시스템이 관여될 수 있다. 물체와의 상대적 거리를 유지하거나 비행 중에 장애물 회피를 수행하는 능력을 모두 포함하는 동적 충돌 회피 시스템의 이중 모드(dual-mode) 능력은 광범위의 조작자들에게 동적 충돌 회피 시스템(302)이 유용하도록 한다. 즉, 장애물 회피는 경험이 부족한 파일럿들을 보조하는 한편, 운송수단과 물체와의 거리를 유지하는 것은 데이터 수집에 유리하다.
동적 충돌 회피 시스템(302)은 무장(armed)/비무장(disarmed) 특징을 더 포함할 수 있다. 무장/비무장 특징은 예를 들어 e-범퍼 컨트롤러가 런치(launch) 또는 착륙 동안에 땅을 감지하여 잘못하여 충돌 신호를 보내는 것을 방지하기 위해 사용될 수 있다. 실제로, 비행, 이륙 및 착륙의 다양한 단계에서 동적 충돌 회피 시스템을 무장 및 비무장하기 위한 안전 장치는 항공기(200)의 강인함과 안전성을 더욱 증가시킨다. 예를 들면, 동적 충돌 회피 시스템(302)은 운송수단의 거리, 위치, 고도, 비행시간 등에 따라 컨트롤러에 의해 수동으로 구동되거나(예를 들어, 운송수단을 조작하는 파일럿), 자동으로 무장/비무장될 수 있다. 어떤 측면들에서는, 동적 충돌 회피 시스템(302)은 복수의 동작 모드들(operation modes) 중 하나 사이에서 전환(switch)되도록 구성될 수 있다. 예를 들어 공중 운송수단에 위치한 물리적 스위치를 사용하거나 원격으로 조작자 인터페이스/장치를 통하거나(예컨대, 원격 제어기/지면점(ground point)을 통해) 이와 유사하게 원하는 동작 모드가 선택될 수 있다. 예시적인 동작 모드들은 디세이블된(disabled) 모드(즉, 시스템이 꺼진다), 정밀 모드, 수행(performance) 모드 등을 포함하나, 이에 한정되지 않는다. 예를 들어, 정밀 모드에서는 동적 충돌 회피 시스템(302)은 자동 이륙, 잘못된 조작자 입력의 거절, 장애물 회피, 조정된 입력 제어/항공기 반응 맵핑을 통한 항공기의 정밀 제어 등과 같은 특징들을 가능하게 할 수 있다. 정밀 모드는 또한 UAV가 수행 모드에서보다 장애물에 더 가깝게 다가가는 것을 허용하도록 디자인될 수 있다(예컨대, 약 1~10 피트(feet), 더 바람직하게는 약 3~7 피트, 또는 약 4.5 피트). 수행 모드에서는, 동적 충돌 회피 시스템(302)은 정밀 모드에서와 동일한 장점들을 제공할 수 있으나, 더 빠른 비행 체제(regimes)에 최적화되어 있을 수 있다. 예를 들면, 수행 모드에서는, 정밀 모드에서보다 더 먼 거리에서 항공기가 장애물들을 피할 수 있다. 추가적으로, 회피 기동(avoidance maneuver)은 더 높은 동작 속도에 대비하여 보호하기 위해 정밀 모드에서의 기동(maneuver)보다 더 공격적일 수 있다.
비행 제어 시스템(306). 비행 제어 시스템(306)은 내비게이션 시스템의 구성요소들로부터 수신한 신호들에 기초하여 원하는 위치에 도달하기 위해 항공기(200)를 위한 하나 이상의 내비게이션 경로들을 결정할 수 있다. 비행 제어 시스템(306)은 항공기(200)를 내비게이션 경로를 따라 원하는 위치로 안내하기 위해 내비게이션 명령들(예를 들어, 데이터 신호들)을 계산하고, 생성하고, 조향 장치(304)로 보낼 수 있다. 비행 제어 시스템(306)은 전부 또는 일부가 별도의 하우징 안에, 기체(202) 내부에, 또는 이들의 어떤 조합으로 배치될 수 있다. 비행 제어 시스템(306)은 예를 들어 도 3을 참조하여 설명된 동적 충돌 회피 시스템(302) 또는 비행 제어 시스템(306)의 임의의 구성요소들을 더 포함할 수 있다. 실제로, 비행 제어 시스템(306) 및 동적 충돌 회피 시스템(302)은 일반적으로 항공기(200) 내의 하나 이상의 조향 장치(304)를 안내하거나 또는 다른 방식으로 제어하도록 구성된다. 비행 제어 시스템(306)은 항공기(200) 및 원격지와 통신 관계에서 연결되어 있을 수 있으며 통신 장치(338)를 통해 항공기(200) 및 원격지로 신호를 보내고 이들로부터 신호를 받도록 구성될 수 있다. 예컨대 통신 장치(338)는 무선 송수신기(transceiver) 및 안테나일 수 있다.
일반적으로, 비행 제어 시스템(306)은 조향 시스템(308), 지도 시스템(310), GPS 시스템(312), 프로세서(314), 자이로스코프(316), 컨트롤러(318), 가속도계(320), 및/또는 메모리(330)를 포함할 수 있다. 비행 제어 시스템(306)은 무인 항공기 또는 다른 자율적으로 또는 수동으로 조종되는 운송수단의 작동에 필요하거나 유용한 임의의 다른 전통적인(conventional) 비행 기기, 센서들, 처리 회로망, 통신 회로망, 카메라를 포함하는 광학 시스템 등과 같이, 다른 센서들(332) 뿐만 아니라 전자 모듈(300) 하우징 내에 배치되는 상술된 구성요소들을 더 포함할 수 있다. 하나 이상의 비행 제어 시스템(306)의 구성요소들은 전자 모듈(300) 하우징 내에 수용될 수 있다.
비행 제어 시스템(306)은 하나 이상의 조향 장치(304) 및/또는 동적 충돌 회피 시스템(302)과 동작적으로 연결될 수 있다. 예컨대, 조향 시스템(308)은 항공기(200)를 의도된 루트를 따라 안내하기 위해 비행 제어 시스템(306)(또는 동적 충돌 회피 시스템(302))으로부터 신호를 수신하고 조향 장치(304)로 적합한 제어 신호를 제공하도록 구성될 수 있다.
지도 시스템(310)은 하나의 구역 내의 자연적, 인공적 특징들에 대한 위치 정보를 제공하는 지도 기반의 비행 제어 시스템의 일부일 수 있다. 이는 예컨대 지형학적 지도들, 도로, 빌딩, 강 및 이와 유사한 것들을 식별할 수 있는 일반 2차원 지도들, 또는 나무, 조각상, 공공기반시설, 건물 기타 등등과 같은 다양한 자연적, 인공적 방해물들의 높이와 모양을 특징짓는 상세한 3차원 데이터를 포함하여 임의의 상세 레벨의 정보를 포함할 수 있다. 일 측면에서는, 지도 시스템(310)은 주위 상황의 시각적 입증을 위해 광학 시스템과 협동할 수 있고, 또는 지도 시스템(310)은 경로 결정 또는 이와 유사한 목적을 위해 환경 내의 다양한 장애물들에 대한 정보를 제공하기 위해 GPS 시스템(312)과 협동할 수 있다. 일 측면에서는, 지도 시스템(310)은 GPS가 거절되거나 GPS가 손상된 환경에서 보충적인 내비게이션 지원을 제공할 수 있다. GPS가 전부 또는 부분적으로 없을 때에는, 지도 시스템(310)은 GPS 신호가 회복될 수 있을 때까지 위치 정보를 제공하기 위해 광학 센서들, 관성 센서들 및 기타 등등과 같은 다른 센서들(332)과 협동할 수 있다.
더욱 일반적으로, 지도 시스템(310)은 본 명세서에서 고려될 수 있는 바와 같이 운송수단의 내비게이션을 지원하기 위해 비행 제어 시스템(306)의 다른 구성요소들과 통신할 수 있다. 이것은 루트들의 계산을 위해 지도 정보를 제공하는 것을 포함하는 한편, 독립적인 내비게이션 능력을 더 포함할 수 있다. 예를 들면, 지도 시스템(310)은 하나 이상의 물체를 포함하는 동작 환경의 지도를 저장하는 지도 기반의 내비게이션 시스템을 제공할 수 있다. 지도 기반의 내비게이션 시스템은 카메라와 연결될 수 있고 저장된 물체들과 보이는(visible) 환경을 비교함으로써 운송수단의 위치를 결정하도록 구성될 수 있으며, 이는 GPS 데이터나 다른 위치 정보가 없을 때 위치 데이터를 제공할 수 있다.
GPS 시스템(312)은 전자 모듈(300) 또는 항공기(200)의 위치를 결정하도록 구성된 글로벌 측위 시스템의 일부일 수 있다. GPS 시스템(312)은 공적으로 또는 사적으로 작동되는 비콘들, 위치 신호, 이와 유사한 것들을 사용하는 다른 시스템들뿐만 아니라 전통적인 위성 기반의 시스템들을 포함하여, 본 기술분야에서 알려져 있거나 알려질 임의의 GPS 기술을 포함할 수 있다. GPS 시스템(312)은 위치를 계산하는데 사용하기 위한 데이터를 감지하는 하나 이상의 송수신기를 포함할 수 있다. GPS 시스템(312)은 항공기(200)의 동작을 제어하고 운송수단을 의도된 경로를 따라 내비게이팅하기 위해 비행 제어 시스템(306)의 다른 구성요소들과 협동할 수 있다.
자이로스코프(316)는 전자 모듈(300) 또는 전자 모듈(300)이 연결된 항공기(200)의 회전(rotation)을 감지하도록 구성된 장치일 수 있다. 자이로스코프(316)는 항공기(200)에 내장될 수 있고 또는 전자 모듈(300) 하우징의 내부 또는 외부에 배치될 수 있다. 자이로스코프(316)는 본 기술분야에서 알려져 있거나 알려질 임의의 자이로스코프 또는 그의 변형들(예컨대, 자이로스탯(gyrostat), 초소형 전자 기계 시스템(microelectromechanical systems)(“MEMS”), 광섬유 자이로스코프, 진동 구조 자이로스코프, 동조 자이로스코프(dynamically tuned gyroscope) 및 이와 유사한 것)을 포함할 수 있다. 자이로스코프(316)는 항공기(200)의 동작을 제어하고 운송수단을 의도된 경로를 따라 내비게이팅하기 위해 비행 제어 시스템(306)의 다른 구성요소들과 협동할 수 있다.
가속도계(320)는 전자 모듈(300) 또는 항공기(200)의 선형 동작을 감지하도록 구성된 임의의 장치일 수 있다. 가속도계(320)는 항공기(200)에 내장될 수 있고 또는 전자 모듈(300) 하우징의 내부 또는 외부에 배치될 수 있다. 자이로스코프(316)는 본 기술분야에서 알려진 임의의 가속도계(예컨대, 용량성(capacitive), 저항성(resistive), 스프링 질량 기반, 직류(“DC”) 반응, 전기기계적 서보(electromechanical servo), 레이저, 자기 유도(magnetic induction), 압전기(piezoelectric), 광학, 저주파, 진자 가속도계 통합 자이로 가속도계(pendulous integrating gyroscopic accelerometer), 공명, 변형계(strain gauge), 표면 탄성파, MEMS, 열적(thermal), 진공 다이오드 및 이와 유사한 것) 또는 본 기술분야에서 알려질 것을 포함할 수 있다. 가속도계(320)는 항공기(200)의 동작을 제어하고 운송수단을 의도된 경로를 따라 내비게이팅하기 위해 비행 제어 시스템(306)의 다른 구성요소들과 협동할 수 있다.
다른 센서들(또는 센서 시스템들)(332) 또는 센서들(210)도 유사하게 이용될 수 있다. 예를 들어, 항공기(200)(또는 운송수단의 비행 제어 시스템(306), 동적 충돌 회피 시스템(302) 또는 전자 모듈(300))은 적외선 센서들, 레이더(RADAR)(즉, 무선 탐지 및 거리 측정) 센서들, 라이다(LiDAR)(즉, 빛 탐지 및 범위 측정) 센서들 및 기타 등등을 이용할 수 있다. 상술한 것 중 어느 것이라도 운송수단 내비게이션을 증대하기 위해, 단독으로 또는 본 명세서에 설명된 다른 시스템들 및 센서들과 결합하여 사용될 수 있다. 프로세서(314)는 컨트롤러(318), 항공기(200), 비행 제어 시스템(306), 조향 장치(304) 및 본 명세서에서 설명된 다른 다양한 구성요소들, 시스템들, 서브시스템들과 통신 관계에서 연결될 수 있다. 프로세서(314)는 항공기(200) 및 비행 제어 시스템(306)과 로컬에서(locally) 또는 원격으로 연결된, 항공기(200) 또는 비행 제어 시스템(306)의 내부 프로세서, 본 명세서에서 고려되는 다양한 내비게이션 기능을 지원하기 위한 전자 모듈(300) 내의 추가적 프로세서, 데스크탑 컴퓨터의 프로세서 또는 이와 유사한 것, 데이터 네트워크를 통해 항공기(200) 및 비행 제어 시스템(306)과 연결된 서버 또는 다른 프로세서 또는 임의의 다른 프로세서 또는 처리 회로망일 수 있다. 일반적으로, 프로세서(314)는 내비게이션을 지원하기 위해 항공기(200) 또는 비행 제어 시스템(306)의 동작을 제어하고 다양한 처리 및 계산 기능을 수행하도록 구성될 수 있다. 하우징 내의 프로세서는 광학 및 반향정위 데이터를 전처리(preprocess)하는데 반해 항공기(200)의 내부 프로세서는 항공기(200)의 동작을 제어하는 것과 같이, 프로세서(314)는 본 명세서에서 설명된 단계들을 수행하기 위해 협동하는 다수의 다른 프로세서들을 포함할 수 있다.
프로세서(314)는 예를 들어 위치 정보, 움직임 정보, 동적 충돌 회피 시스템(302) 데이터 및 기타 등등을 포함하는 다양한 입력들에 기초하여 하나의 위치까지 항공기(200)를 위한 내비게이션 경로를 결정하거나 수정하도록 구성될 수 있으며, 이는 항공기(200)를 둘러싼 환경에 있는 장애물들의 정보를 제공할 수 있는 광학 시스템 및 반향정위 시스템 뿐만 아니라 다양하게 GPS 시스템(312), 지도 시스템(310), 자이로스코프(316), 가속도계(320) 및 임의의 다른 내비게이션 입력들로부터의 데이터에도 기초할 수 있다. 예를 들면, 기내 조정은 자이로스코프(316), 가속도계(320) 및 이와 유사한 것에 의해 감지된 움직임에 기초하고, 초기 경로는 GPS 시스템(312)에 의해 제공된 위치 정보에만 기초하여 결정될 수 있다. 프로세서(314)는 광학 내비게이션 시스템을 활용하도록 구성될 수 있으며, 여기에서 프로세서는, 예를 들면 가시적 장애물들 주위에서 상기 위치를 향해 항공기(200)를 내비게이팅하고자 일련의 이미지들을 처리하고 GPS 시스템(312)을 선취(preempt)하기 위해 광류(optical flow)를 사용하는 광학 시스템의 FOA 내의 가시적 장애물을 식별하도록 구성된다. 프로세서(314)는 보통 운송수단의 비행선 내에 있는, 동적 충돌 회피 시스템(302)의 FOA 내의 장애물을 식별하도록 더욱 구성될 수 있고, 항공기(200)를 장애물 주변에서 안내하고 항공기(200)를 상기 위치로 향하는 이전 항로(course)로 반환시키는 반응 기동을 실행하기 위해 GPS 시스템(312)과 광학 내비게이션 시스템을 선취하도록 더 구성될 수 있다.
컨트롤러(318)는 조향 장치(304)와 같은 항공기(200) 및 비행 제어 시스템(306)의 구성요소들을 제어하도록 동작 가능할 수 있다. 컨트롤러(318)는 전기적으로 또는 다른 방식으로 프로세서(314), 항공기(200), 비행 제어 시스템(306), 조향 장치(304) 및 본 명세서에 설명된 장치들과 시스템들의 다른 다양한 구성요소들과 통신 관계에서 연결될 수 있다. 컨트롤러(318)는, 이에 제한되지 않지만, 제어 신호, 구동 신호, 전원 신호, 센서 신호 기타 등등을 전달하기 위한 입력 및 출력과 함께 마이크로프로세서, 마이크로컨트롤러, 주문형 집적 회로, 프로그래밍 가능한 게이트 어레이(programmable gate arrays) 및 임의의 다른 디지털 및/또는 아날로그 구성요소들과 더불어 앞서 언급한 것들의 조합을 포함하는, 본 명세서에 기술된 항공기(200) 및 비행 제어 시스템(306)의 다양한 구성요소들을 제어하기에 적합한 소프트웨어 및/또는 처리 회로망의 임의의 조합을 포함할 수 있다. 일 측면에서는, 이는 온보드(on-board) 프로세서와 같이 항공기(200) 및 비행 제어 시스템(306)과 직접적이고 물리적으로 연관된 회로망을 포함할 수 있다. 또 다른 측면에서는, 이는, 예를 들어 유선 또는 무선 연결을 통해 항공기(200) 및 비행 제어 시스템(306)과 연결된 개인용 컴퓨터 또는 다른 컴퓨팅 장치와 연관될 수 있는, 본 명세서에서 기술된 프로세서(314)와 같은 프로세서일 수 있다. 유사하게, 본 명세서에 기술된 다양한 기능들은 항공기(200)를 위한 온보드 프로세서, 비행 제어 시스템(306) 및 별도의 컴퓨터 중에서 배정될 수 있다. 다른 의미가 명시적으로 제공되거나 달리 문맥으로부터 명백하지 않는 한, 모든 이러한 컴퓨팅 장치들과 환경들은 본 명세서에서 사용되는 “컨트롤러” 또는 “프로세서”라는 용어의 의미에 포함되도록 의도된다.
메모리(330)는 센싱된 장애물의 위치, 지도, 이미지, 지향(orientations), 속도, 내비게이션 경로, 조향 세부사항, GPS 좌표, 센서 측정값 등을 포함하되 이에 한정되지 않는 비행 제어 시스템(306)을 위한 데이터 기록(log)을 저장하는 로컬 메모리 또는 원격 저장 장치를 포함할 수 있다. 메모리(322)는 특정 운송수단의 다수의 내비게이션으로부터 집계된 데이터 로그 또는 다른 운송수단들의 다수의 내비게이션으로부터 집계된 데이터를 더 또는 대신 포함할 수 있다. 메모리(322)는 광학 시스템 및 동적 충돌 회피 시스템(302)으로부터의 센서 데이터, 관련된 메타데이터(metadata) 및 이와 유사한 것을 더 또는 대신 저장할 수 있다. 메모리(330)에 저장된 데이터는 프로세서(314), 컨트롤러(318), 원격 처리원(processing resource) 및 이와 유사한 것에 의해 접근될 수 있다.
도 4는 동적 충돌 회피 시스템을 이용한 운송수단을 내비게이팅하기 위한 방법(400)의 흐름도이다. 동적 충돌 회피 시스템은 단계(402)에서 시작하거나 또는 활성화된다. 일단 활성화되면, 동적 충돌 회피 시스템은 하나 이상의 센서를 사용하여 환경을 감시한다(예컨대, 자유로운 각각의 방향에서). 위에서 논의된 바와 같이, 센서들은 예를 들면 반향정위 센서들일 수 있다. 단계(404)에 나타난 바와 같이, 방법(400)은 예상밖의 장애물(122)을 감지하는 단계를 포함할 수 있다.
단계(404)에 나타난 바와 같이, 방법(400)은 하나 이상의 반향정위 센서들(또는 다른 적합한 센서)을 이용하여 장애물을 감지하는 단계를 포함할 수 있다. 단계(404)는 음향 신호를 출력하는 단계, 그 음향 신호들의 메아리(echoes)를 감지하는 단계 및 장애물의 크기와 위치를 결정하기 위해 감지된 메아리를 이용하는 단계를 포함할 수 있다. 일반적으로, 이는 위치에서 목적지까지의 운송수단의 내비게이션 경로를 차단하거나(blocks), 부분적으로 차단하거나, 보기 어렵게 하거나(obscure), 위태롭게 만드는 등을 하는 청각 흐름(auditory flow)을 통해 감지 가능한 임의의 장애물일 수 있다. 장애물은 건물, 나무, 전선, 바위 등과 같은 임의의 물리적 장애물일 수 있다. 더 일반적으로, 제 1 장애물은 운송수단이 피해야 하는 임의의 위치 또는 경로일 수 있다.
단계(406)에 나타난 바와 같이, 방법(400)은 내비게이션 명령을 약화할지 여부를 결정하는 단계를 포함할 수 있다. 단계(412)에서 내비게이션 명령을 약화할지 또는 단계(408)에서 반응 기동을 계산할지 여부에 대한 결정은 장애물의 거리에 기초할 수 있다. 예를 들어, 장애물까지의 거리가 미리 결정된 거리 문턱(threshold)에 다다르거나 초과하면, 동적 충돌 회피 시스템의 프로세서는 단계(412)에서 내비게이션 명령을 약화시킬 수 있다. 장애물까지의 거리가 미리 결정된 거리 문턱보다 작다면, 즉 더 목전의 충돌을 시사한다면, 동적 충돌 회피 시스템의 프로세서는 단계(408)에서 반응 기동을 계산할 수 있다.
단계(412)에 나타난 바와 같이, 방법(400)은 내비게이션 명령을 약화하는 단계를 포함할 수 있다. 예를 들어, 운송수단의 조작자 또는 자동조종장치에 의한 제어 입력으로 인해 운송수단이 장애물들에 다가가는 경우, 동적 충돌 회피 시스템은 물체까지의 거리를 기초로 제어 입력들을 조정할 수 있다. 만약 운송수단이 계속 장애물들을 향해 다가간다면, 동적 충돌 회피 시스템은 결국 물체 방향으로의 모든 제어 입력들을 완전히 거절하고 및/또는 물체가 접근하는 속도를 능동적으로(actively) 줄일 수 있다.
단계(414)에 나타난 바와 같이, 방법(400)은 장애물을 피하는 반응 기동을 계산하는 단계를 포함할 수 있다. 일 측면에서는, 반응 기동은 반응 기동이 수행된 이후 수정된 항로로부터 일시적인 이탈(excursion)을 제공하고 수정된 항로로 바로 되돌아가는 미리 결정된 반응 기동일 수 있다. 다른 측면에서는, 이는 장애물에 대한 정보에 따라 다수의 미리 결정된 반응 기동들 중에 선택하거나 반향정위 시스템으로부터의 피드백에 따라 동적으로 반응 기동을 만들어내는 단계를 포함할 수 있다. 적절한 경우에는, 감지된 장애물의 환경(context)에 더 잘 반응하기 위해 반응 기동은 GPS 데이터, 광학 데이터 또는 다른 센서 데이터와 같은 다른 데이터에 더 적용될 수 있다. 어떤 방식으로 계산되든(However calculated), 반응 기동을 위한 지시사항들은 상응하는 실행을 위해 운송수단의 조향 시스템에 전송될 수 있다.
단계(410)에 나타난 바와 같이, 방법(400)은 단계(412)에서의 약화 결과로 또는 단계(414)에서의 반응 기동으로서, 장애물이 범위 밖에 있는지 여부를 결정하는 단계를 포함할 수 있다. 만약 장애물이 범위 밖에 있다면, 방법(400)은 단계(416)에서 끝나거나, 또는 대안으로서, 미래의 장애물들을 피하기 위해 단계(402)에서 재시작할 수 있다. 만약 장애물이 여전히 범위 안에 있다면, 방법(400)은 단계(404)로 되돌아갈 수 있다.
레이더 비행 제어/충돌 회피 (RFCA) 모듈(500). 동적 충돌 회피 시스템(302)은 직사각형의 빔 성형기(beam shaper)를 갖는 마이크로-레이더 센서와 같은 센서들(210) 중 하나로서 레이더를 사용하는 레이더 비행 제어/충돌 회피 (RFCA) 모듈(500)로서 구현될 수 있다. 도 5의 (a) 내지 (c)에 도시된 바와 같이, RFCA 모듈(500)은 무선 주파수 대규모 집적 회로(radio-frequency large-scale-integration)(RFLSI) 구성요소(502), 하나 이상의 메모리 장치들(504)(예를 들면, RAM 및 ROM)과 연결된 마이크로컨트롤러(MCU)(508)와 하나 이상의 센서들(210), USB 온더고(on-the-go) 커넥터와 같은 케이블 입력(506) 및 항공기(200)로의 인터페이스 커넥터(510)를 포함할 수 있다. RFCA 모듈(500)은 신호와 전압 처리를 위해 다양한 전자 구성요소들(512)을 더 포함할 수 있다(예컨대, 캐패시터(capacitors), 인덕터(inductors), LDO 레귤레이터(regulators) 등). 센서들(210) 중 어느 하나(예컨대, 직사각형 빔 성형기를 갖는 마이크로-레이더 센서)는 동일한 PCB(514) 상에 위치할 수 있고 또는 원격에 위치하고 전자 컨덕터(conductors) 또는 무선 송수신기를 통해 PCB(514)에 연결될 수 있다.
인터페이스 커넥터(510)는 RFCA 모듈(500)과 항공기(200) 간의 전력과 범용 비동기화 송수신기(universal asynchronous receiver/transmitter)(UART) 기능을 제공할 수 있다. RFCA 모듈(500)은 바람직하게는 소형이고, 부분적으로 운송수단과 센서에 구애받지 않기 때문에 인터페이스 커넥터(510)를 통해 항공기(200)의 기존 비행 제어 시스템(306) 및/또는 조향 장치(들)(304)와 연결하는 개조(retrofit)로서 기능하도록 구성된다. 동작 중에는, 센서들(210)은 하나 이상의 소프트웨어 프로그램들(예컨대, 내비게이션, 고도 유지, 착륙 보조 및 충돌 방지 소프트웨어/기능들)을 실행하도록 구성된 마이크로컨트롤러(508)에 입력 측정값들을 제공한다. 마이크로컨트롤러(508)는 항공기(200)의 비행 제어 시스템(306)으로 명령들을 출력한다. RFCA 모듈(500)은 원본 데이터(raw data)(예컨대, 하나 이상의 센서들(210)로부터의), 신호 처리 및 감지 알고리즘들을 담기(capture) 위해 단일 모듈로서 동작할 수 있는 신뢰성있고 유연한 구조를 제공한다는 점에서 이점이 있다. RFCA 모듈(500)과 항공기(200) 사이의 데이터 통신은 예를 들면 MAV링크 응용프로그램 인터페이스(API)를 통해 구성될 수 있는 단일의 양방향 통신 채널을 통해 용이해질 수 있다.
RFCA 모듈(500)은 하향 구조, 전향 구조 또는 이들의 조합으로 항공기(200) 상에 설치될 수 있다. 하향 구조에서는, 도 2C에 도시된 바와 같이, RFCA 모듈(500)은 고도 유지 및 착륙 보조 기능들(예를 들면, 착륙 보조 모듈을 통해)을 용이하게 할 수 있다. 예를 들어, RFCA 모듈(500)은 고도 유지 기능을 통해, 아래에서(지상으로부터) 감지된 방해물들까지 미리 결정된 고도를 유지하도록 항공기(200)에게 명령할 수 있고, 또는 착륙 보조 기능에서는, 아래에서 감지된 방해물을 피하기 위한 착륙 기동(landing maneuver)을 수행하도록 항공기(200)에게 명령할 수 있다. 전향 구조에서는, 도 2d에 도시된 바와 같이, RFCA 모듈(500)은 감지된 방해물물과의 충돌을 방지하기 위해 앞 방향으로의 비행 기동(flight maneuvers)을 명령함으로써 충돌 방지를 제공한다(예컨대, 브레이크로서 기능함). 예비 테스트는 RFCA 모듈(500)이 고정되거나 이동하는 것에 상관없이, 감지된 장애물들이 가장 가까운 장애물일 때, 1-10 미터의 범위, 5 m/s까지의 속도, 40 Hz의 업데이트율(update rate), 70° (전향 구조)및 60°(하향 구조)의 시야(FOV), 8 cm의 해상도(resolution)를 제공하는 것을 밝혀냈다.
RFCA 모듈(500)은 바람직하게는 소형이고 가벼우며, 이로써 항공기(200) 상의 하중(load)과 부담(imposition)을 최소화한다. 예를 들면, RFCA 모듈(500)은 높이(H)가 1mm와 10mm 사이, 더 바람직하게는 3mm와 7mm 사이, 가장 바람직하게는 약 5mm이고, 폭(W)이 10mm와 40mm 사이, 더 바람직하게는 15mm와 30mm 사이, 가장 바람직하게는 약 20mm 일 수 있는 한편, 10mm와 50mm 사이의 길이(L), 더 바람직하게는, 20 mm와 40mm 사이, 가장 바람직하게는 약 30mm의 길이를 가질 수 있다. 20 x 30 x 5mm의 크기를 갖는 RFCA 모듈(500)은 예를 들면 25그램 미만의 무게와 1와트(W) 미만의 전력 소비를 갖는다는 것을 보여주었다.
3-영역 충돌 방지 기능. 어떤 측면들에서는, 동적 충돌 회피 시스템(302)의 프로세서(340)는 파일럿 오버라이드 특징과 함께 3-영역 충돌 방지 기능을 실행할 수 있다. 그러나 어떤 측면들에서는, 3-영역 충돌 방지 기능을 용이하게 하기 위한 회로망을 포함하는 별도의 모듈이 제공될 수 있다. 3-영역 충돌 방지 기능은 항공기(200)의 환경/범위 내에서 물체들과의 저돌적인 충돌을 방지하기 위한 센서와 항공기에 구애받지 않는 기법을 제공한다. 다시 말하면, 3-영역 충돌 방지 기능은 항공기(200)에 “감지 및 회피” 능력 및/또는 “센싱 및 회피” 능력을 제공하고, 이는 파일럿을 통하든 자동조종장치 비행이든지 상관없이, 항공기 내비게이션에 필수적이다.
3-영역 충돌 방지 기능을 이용하는 항공기(200)(예를 들면, 3-영역 충돌 방지 알고리즘(600)을 통해)의 장점은 활발히 조종되고 있는 항공기(100)를 위한 효과적인 충돌 방지 시스템을 제공하기 위해 낮은 비용과 저충실도(low fidelity) 범위 측정값들을 이용할 수 있는 능력이다. 3-영역 충돌 방지 기능은 또한 디자인에서 센서와 항공기 모두에 구애받지 않는 것을 유지하면서, 하나 이상의 센서들(210)로부터의 센서 입력의 크기를 조정(scale)할 수 있고, 이로써 사실상 모든 항공기에 3-영역 충돌 방지 기능이 이용될 수 있도록 한다.
예시적인 3-영역 충돌 방지 기능은 도 6a에 도시된 3-영역 충돌 방지 알고리즘(600)을 이용하여 용이해질 수 있다. 도시된 바와 같이, 하나 이상의 센서들(210), 인간 파일럿, 또는 자동조종장치로부터의 3-영역 충돌 방지 알고리즘(600)으로의 입력들은 단계(602)에서 수신된다. 입력들은 범위 비율(range-rate) 추정치, 범위 추정치 및 인간 조작자 또는 자동조종장치로부터의 명령 스트림일 수 있는 입력 파일럿 명령 스트림(즉, 파일럿 명령들)을 포함할 수 있다. 이러한 3개의 입력들을 이용하여, 3-영역 충돌 방지 알고리즘(600)은, 단계(604)에서, 타겟이 현재 위치한 물리적 공간 내의 복수의 영역 중에서 하나의 영역을 결정한다. 이후 논의될 바와 같이, 영역은 전형적으로 운송수단(200)과 센서들(210)의 동작 가능한 범위(예컨대, 최대 동작가능 범위) 사이에서 센서들(210)의 시야에 의해 정의되는 공간의 구역 또는 그것의 일부이다. 몇몇 실시예에서는, 3개의 영역은: 인커밍(incoming) 영역(622), 임계(critical) 영역(620) 또는 공황(panic) 영역(618)으로 식별된다. 3개의 영역은 예를 들면 단계(606)에서 제공되는 공식들을 이용하여 식별될 수 있다.
다른 실시예들에서는, 도 6b에 도시된 바와 같이, 3개의 영역은 거리 경계를 좌우하는, 조작자에 의해 결정되는 센서 범위 문턱들(thresholds)(예컨대, 제 1 및 제 2 거리 문턱들(624,626))에 기초하여 식별될 수 있다. 도시된 바와 같이, 제 1 영역(인커밍 영역(622))은 센서 최대 범위와 인커밍 문턱(626)(예를 들어, 제 1 문턱/거리) 사이의 구역에 걸쳐 있으며, 제 2 영역(임계 영역)은 인커밍 문턱(626)와 공황 문턱(624) 사이의 구역에 걸쳐 있고; 제 3 영역(공황 영역(618))은 공황 문턱(624)(예를 들면, 제 2 문턱/거리)와 운송수단 자체 사이의 구역에 걸쳐 있다. 이해될 수 있는 바와 같이, 센서 최대 범위는 주어진 센서가 합리적인 신뢰도로 물체/타겟을 감지할 수 있는 지점의 최대 거리를 의미할 수 있다. 도시된 바와 같이, 각 영역의 모양은 시야(FOV)의 모양의 함수로서 좌우될 수 있다. 센서 범위 문턱들(624, 626)은 항공기(200)에 의해 조작자로부터 수신될 수 있다. 예를 들어, 만약 타겟이 인커밍 또는 임계 영역 중 어느 하나에 위치한다면, 비율한계곡선은 범위, 범위 비율 도메인에서, 조작자에 의해 설정된 범위 문턱들과 영역 범위 비율 한계들을 이용하여 계산된다. 이러한 계산에 기초하여, 3-영역 충돌 방지 알고리즘(600)은 단계(606)에서 제어 입력들(예를 들면, Rate set 및/또는 K p )을 설정한다. 다음으로 3-영역 충돌 방지 알고리즘(600)은 제어 데이터를 출력하기 위해 단계(606)로부터의 Rate set 및/또는 K p 제어 입력들을 단계(608)의 비례-미분(PD) 컨트롤러에 입력한다. 단계(610)에서는, 3-영역 충돌 방지 알고리즘(600)은 단계(608)로부터의 제어 데이터(즉, 단위가 없는, -1 부터 1 범위)를 제어 명령 스트림으로(즉, PWM 펄스 길이, 1000 부터 2000 범위와 같이, 단계(602)로부터의 파일럿 명령 유닛들 입력으로) 변환한다. 단계(612)에서, 3-영역 충돌 방지 알고리즘(600)은 파일럿 명령이 안전한지 여부를 결정하기 위해 단계(610)로부터의 제어 명령 스트림을 파일럿 명령 스트림(즉, 파일럿 명령 - 단계(602)의 입력 파일럿 명령 스트림)과 비교한다. 파일럿 명령은 운송수단부터 타겟까지의 범위를 줄이거나 운송수단의 속도를 606에서 설정된 속도 제한(예를 들어, Rate set )보다 높게 증가시키려고 시도하는 것으로 해석될 수 있다면, 안전하지 않은 것으로 간주된다. 만약 파일럿 명령이 안전하지 않은 것으로 결정된다면(즉, 불안전(unsafe)), 3-영역 충돌 방지 알고리즘(600)은 단계(614)에서 단계(610)로부터의 제어 명령 스트림을 출력한다. 만약 파일럿 명령이 안전한 것으로 결정된다면, 3-영역 충돌 방지 알고리즘(600)은 단계(616)에서 단계(602)로부터의 입력 파일럿 명령 스트림을 출력한다.
도 6b는 3개의 영역, 즉, 공황 영역(618), 임계 영역(620) 및 인커밍 영역(622)의 예시적인 실시예를 도시한다. 항공기(200)는 도 6b에 나타난 바와 같은 시야를 가질 수 있다. 이 실시예에서, 시야는 센서들의 센서 최대 범위까지의 시야를 나타낸다. 시야는 공황 문턱(624) 및 인커밍 문턱(626)과 같은 조작자의 문턱 입력들에 기초하여 3개의 영역들로 나누어질 수 있다. 그 결과, 항공기(200)가 3개의 각 영역에 진입함에 따라 항공기(200)의 제어는 특유의 방법으로 통제될 수 있다. 예시의 방법으로, 운송수단(200)의 최대 속도, 가속도 및/또는 속도 제한은 항공기(200)가 3개의 영역(618, 620, 622) 각각에 진입함에 따라 다르게 제한될 수 있다. 항공기(200)가 공황 영역(618)에 진입하면, 시스템은 항공기(200)가 속도를 늦추도록 제어할 수 있다. 항공기(200)가 임계 영역(620)에 진입함에 따라, 항공기(200)는 더 속도를 늦추거나 제동(brake)할 수 있다. 마지막으로, 항공기(200)가 인커밍 영역(622)에 위치하는 경우(예컨대, 항공기(200)가 그 시야 내의 장애물 방향으로 가장 가까운 영역에 있다), 제동 명령이 발행될 수 있고 및/또는 항공기(200)를 앞쪽으로 조종하기 위한 임의의 제어 명령을 사용하지 못하도록(disable) 조작자로부터의 전향(forward) 명령 입력이 무시될 수 있다. 명령/제어를 제한하는 이들 및 다른 다양한 예시들은 대상 개시(subject disclosure)를 고려하면 본 분야에서 통상의 기술을 가진 자들에게 명백할 것이다.
착륙 보조 모듈. 착륙 보조 모듈은 착륙 동작 동안에 조향 장치(304) 및/또는 스로틀(throttle)을 자동으로 제어함으로써 조작자로부터의 공칭 입력(nominal input)과 함께 항공기(200)를 자율적으로 착륙시키기 위한 회로망을 포함한다. 그러나 어떤 측면들에서는, 동적 충돌 회피 시스템(302)의 프로세서(340)는 착륙 보조 기능을 실행할 수 있다. 착륙 보조 모듈은 항공기(200)가 방해물 위에 및/또는 항공기(200)에게 충돌 또는 다른 위험을 야기할 수 있는(예컨대, 장애물로 인해) 위치에 착륙하는 것을 방지하기 위해 센서 피드백으로부터 이득을 얻는다(benefit from). 착륙 보조 모듈은 원활하고 안전한 착륙을 보장하기 위해 착륙 조작 동안 루프(loop)를 닫기 위해 센서 입력들을 이용한다. 더 구체적으로는, 착륙 보조 모듈은 항공기(200) 아래의 복수의 타겟까지의 범위를 측정할 수 있는 하나 이상의 센서들(210)로부터의 입력들을 이용한다. 예를 들면 하나 이상의 센서들(210)은 레이더(RADAR), 라이다(LiDAR), 입체시(stereovision)(둘 이상의 카메라를 통해) 등일 수 있다.
착륙 보조 모듈은 비콘 또는 기준 감독자(fiducial overseer)를 필요로 하지 않고 폐쇄된 루프 제어와 안전한 착륙 확인을 항공기(200)의 비행 제어 시스템(306)에 제공한다. 착륙 장소를 살펴보고(예를 들어, 목적지(102)에서) 타겟 필터(이하 설명됨)에 기초하여 신뢰도 값(confidence value)을 계산함으로써, 항공기(200는)(동적 충돌 회피 시스템(302)/RFCA 모듈(500)/등등을 통해) 항공기(200) 아래의 구역이 폐쇄 루프 자율적 착륙을 위해 이용될 수 있을지 여부를 결정할 수 있다. 안전한 착륙 지역(zones)을 식별하는 것 및/또는 확인해 주는 것에 더불어, 착륙 보조 모듈은 항공기(200)를 원활하게 착륙시키기 위해 조향 장치(304)를 위한 제어 명령 및/또는 스로틀 명령을 생성할 수도 있다.
착륙 보조 모듈은 고도 승인(altitude clearance) 및 폐쇄 루프 스로틀 명령을 통해 항공기(200)의 안전한 동작을 유지한다. 착륙 보조 모듈은 착륙 보조를 제공하기 위해 하나 이상의 센서들(210)을 통해 항공기(200)의 고도를 측정하고 항공기(200)의 폐쇄 루프 스로틀 제어를 수행한다. 장애물이 감지되는 경우에는(예를 들어, 하향 구조에서 RFCA 모듈(500) 또는 다른 센서들(210)에 의해), 웨이브 오프(wave-off) 동작이 수행될 수 있고, 이에 의해 항공기(200)가 착륙을 중단하고(aborts) 및/또는 새로운 착륙 구역을 식별한다. 또한, 먼저 착륙 타겟을 결정하고, 그 후 폐쇄 루프 스로틀 제어/제어 명령을 생성하고, 마지막으로 착륙 매개변수들(parameters)(예를 들어, 신뢰도, 최대 범위 및 하강률(descent rate))을 만족하지 않는 자율적 착륙을 “웨이브 오프”(예를 들면, 중단)하기 위해 범위 측정값들이 필터링된다. 다음으로 RFCA 모듈(500)은 착륙 지역이 안전하지 않은 것으로 간주되는 경우 센서 측정값들에 기초하여 새로운 착륙 지역을 식별하거나, 제자리비행(hover) 외의 기동(maneuver)을 수행할 수 있다.
도 7은 착륙 보조 모듈의 착륙 보조 기능을 위한 예시적인 착륙 보조 흐름도(700)를 도시한다. 도시된 바와 같이, 착륙 보조 모듈로의 입력들은 단계(702)에서 수신된다. 입력들은 범위 어레이(range array)와 착륙 매개변수들을 포함할 수 있으며, 이는 인간 조작자 또는 자동조종장치 중 어느 하나로부터 생성될 수 있다.
단계(704)에서, 착륙 타겟 필터는 범위 어레이로부터 타겟의 숫자를 결정한다. 단계(706)에서, 착륙 보조 모듈은 타겟의 숫자가 1보다 큰지 여부를 결정한다. 만약 타겟 숫자가 1보다 크다면, 착륙 보조 모듈은 단계(708)로 진행하고, 그렇지 않으면 착륙 보조 모듈은 단계(710)로 진행한다. 단계(708)에서, 착륙 보조 모듈은 타겟을 Minimum(Range_Array)과 동일하게 설정하고 단계(710)로 진행한다. 단계(710)에서, 착륙 보조 모듈은 타겟이 착륙 매개변수들을 만족하는지 여부를 결정한다. 만약 타겟이 착륙 매개변수들을 만족한다면, 착륙 보조 모듈은 단계(712)로 진행하고, 그렇지 않으면 착륙 보조 모듈은 단계(716)로 진행한다. 단계(712)에서는, 착륙 보조 모듈은 Land_State를 False와 동일하게 설정하고 단계(714)로 진행한다. 단계(714)에서는, 착륙 보조 모듈은 예를 들면 Land_State를 비행 제어 시스템(306)에 출력한다. 단계(716)에서는, 착륙 보조 모듈은 Land_State를 True와 동일하게 설정하고 단계(718)로 진행한다. 단계(718)에서는, 착륙 보조 모듈은 제어 신호를 생성하기 위해 비례-적분-미분(PID) 컨트롤러를 이용하고 단계(720)로 진행한다. 단계(720)에서는, 착륙 보조 모듈은 단계(718)로부터의 제어 신호를 Throttle_Cmd 유닛들로 변환한다. 단계(722)에서는, 착륙 보조 모듈은 예를 들면 단계(720)로부터의 Land_State와 Throttle_Cmd를 비행 제어 시스템(306)으로 출력한다. 운송수단 비행 제어 시스템은 그 후 Land_State이 적절한 동작을 취하도록 질의하고 Throttle_Cmd를 적절한 제어 루프에 적용할 수 있다.
착륙 보조 모듈로부터의 기본(default) 출력은 예를 들면: Altitude_Clearance, Pilot_Thrust_Command 및 Land_State를 포함할 수 있다. 그러나, 출력은 특정 요구를 충족하기 위해 맞춤화(customized) 될 수 있다. 맞춤형 출력은 예를 들면: Altitude_Relative, Target_VZ(z-방향의 속도)를 포함할 수 있다. 착륙 보조 모듈의 매개변수들은 API를 통해 구성될 수 있다.
타겟 필터링 모듈. 레이더 센서들의 문제점은 넓은 구역에 걸쳐 물체를 감지하는 레이더 센서의 능력 때문에 출력이 보통 산발적이고 혼란상태의 데이터라는 점이다. 그 결과, 레이더 센서로부터 반환된 데이터를 해석하는 것은, 특히 내비게이션 결정 과정에서는, 어려울 수 있다. 동작 중에는, 레이더 센서는 물체의 상대적 거리와 레이더가 감지하고 있는 크기(magnitude) 모두를 출력하기 위해 가시선(line of sight) 내의 5개의 가장 두드러지는 물체들을 측정할 수 있다. 이러한 값들은 일반적으로 크기의 내림차순으로 출력되나, 이러한 피드백 방법은, 동적 환경에서는 방해물들이 크기의 면에서 계속 서로를 뛰어넘으며(레이더에 의해 보이는 바에 따르면) 보고되는 거리들이 상호 교환되어, 이로 인해 폐쇄 루프 컨트롤러들에 심각하게 영향을 끼치는 피드백에서의 급격한 변화를 야기하기 때문에, 충돌 회피와 자율적 비행에는 적당하지 않다.
해결책은, 잡음에 대항하여 실제 물체들을 감지하고 항공기(200)로 깨끗한 피드백 신호들이 반환되도록 물체들을 추적하기 위해 타겟 필터링 알고리즘을 구현하기 위한 회로망을 포함하는 타겟 필터링 모듈을 이용하는 것이다. 타겟 필터링 모듈은 급격한 변화를 방지하고, 출력을 매끈하게 하고 충돌 회피 시스템의 허위 양성(false-positives)을 방지하기 위해 사용될 수 있는 신뢰도 값을 보고하기 위해 타겟 필터링 알고리즘을 구현한다. 따라서 5개 범위, 5개 크기의 레이더 유닛의 최적화와 타겟 필터링은 레이더 센서로부터 획득한 데이터를 이용하여 방해물의 식별과 추적을 가능하게 한다. 따라서 5개의 물체를 동시에 추적하는 것을 가능하게 함으로써 타겟 필터링 모듈은 이 문제를 다루기 위해 항공기(200)에 대한 5개 범위, 5개 크기 레이더 센서 페이로드의 필터링과 최적화를 제공할 수 있다.
물체 추적을 수행하는 능력은 자율적 내비게이션과 충돌 회피를 모두 개선한다. 어떤 측면들에서는, 동적 충돌 회피 시스템(302)의 프로세서(340)는 개시된 타겟 필터링 기능을 실행할 수 있다. 따라서, 타겟 필터링 모듈은 불안정하고 잡음이 많은 레이더 측정값들을 자율적 비행 피드백과 더불어 충돌 회피를 위해 활용될 수 있는 깨끗한 신호로 전환한다. 타겟 필터링 모듈은 항공기(200)의 성능을 최적화하기 위해 레이더 모듈의 결점들을 희석시키는 한편, 그것의 강점들을 강조한다. 현재의 알고리즘의 사소한 논쟁에 의해 유사한 해결책들이 얻어질 수 있다. 서브기능들(sub-functions)(즉, 디지털 필터의 종류들, 선형 대(vs.) 다항식 곡선 보정(fitting), 가우시안(Gaussian) 대(vs.) 이항식 추정 분포, 등)의 선택에는 다소의 유연성이 있다.
도 8은 타겟 필터 알고리즘(812)을 이용하여 상응하는 신뢰도 값들을 갖는 필터링된 범위들을 생성하기 위해 하나 이상의 센서들(210)로부터의 센서 데이터를 결합하기 위한 회로망을 포함하는 예시적 타겟 필터 모듈의 입력 및 출력 다이어그램(diagram)을 도시한다. 하나 이상의 센서들(210)은 고도 측정값들(802), 레이더 크기(804) 및 레이더 범위(806)를 수집하기 위해 레이더와 고도계를 포함할 수 있다. 신호 특성 추출 기법(810)을 이용하여, 타겟 필터 알고리즘(812)은 흠이 있는 데이터 지점들을 제거하기 위해 레이더로부터 이상 측정값들을 감지할 수 있다. 범위 배정과 신뢰도 값들은 신호 특성들, 레이더 크기 및 대지 잡음(ground noise)의 추정치들의 가중 평균을 이용하여 계산된다.
도 9는 타겟 필터링 모듈을 이용하여 타겟 필터링 기능을 제공하기 위한 예시적인 흐름도(900)를 도시하며, Std_Dev는 트레이스(trace)의 가장 최근 20개 지점들의 선형 회귀(linear regression)를 통한 이들 20개 지점들의 표준 편차이다. Min_Diff는 트레이스의 가장 최근 범위와 인커밍 데이터로부터 배정된 범위 사이의 최소 차이이다. Iteration_Counter(반복 계수 또는 계수기)는 연속적인 외삽(extrapolations)의 횟수이다. 마지막으로, 신뢰도 값은 범위가 실제 타겟일 신뢰도이며, 크기(Magnitude)와 Std_Dev의 가중합을 이용하여 계산된다.
단계(902)에서, 타겟 필터링 모듈은 5개의 새로운 범위들 중 제 1 범위 및 가시선 내 가장 두드러지는 5개의 물체들에 대한 레이더로부터의 크기를 수신하고, 그 후 단계(904)로 진행한다. 단계(904)에서, 타겟 필터링 모듈은 크기가 포화되었는지(saturated) 여부를 결정한다. 단계(904)에서 만약 크기가 포화되었다면, 타겟 필터링 모듈은 단계(906)에서 범위들을 이전에 알려진 양호한 값(good value)으로 설정하고 단계(908)에서 계속된다. 만약 단계(904)에서 크기가 포화되지 않았다면, 타겟 필터링 모듈은 단계(908)로 계속된다. 단계(908)에서, 타겟 필터링 모듈은 Std_Dev를 계산하고 단계(910)로 진행한다. 단계(910)에서, 타겟 필터링 모듈은 현재의 트레이스에 가장 적합한 새로운 범위 지점을 계산 및/또는 식별하고 단계(912)로 진행한다. 단계(912)에서, 타겟 필터링 모듈은 Min_Diff를 계산하고 단계(914)로 진행한다. 단계(914)에서, 타겟 필터링 모듈은 4개의 조건이 충족되는지 여부를 결정하며, 4개의 조건은: (1) Min_Diff가 Std_Dev의 3.5배보다 큰지; (2) Min_Diff가 0.4보다 큰지; (3) Std_Dev가 0.2보다 작은지; 및 (4) Iteration_Counter가 15보다 작은지 여부이다. 만약 4개의 조건 각각이 단계(914)에서 충족된다면, 타겟 필터링 모듈은 단계(916)로 진행하고; 그렇지 않으면 타겟 필터링 모듈은 단계(920)로 진행한다.
단계(916)에서, 타겟 필터링 모듈은 선형 회귀를 이용하여 새로운 필터링된 범위 지점을 계산하고 단계(918)로 진행한다. 단계(918)에서, 타겟 필터링 모듈은 Iteration_Counter를 증가시키고 단계(924)로 진행한다.
단계(920)에서, 타겟 필터링 모듈은 출력 범위를 필터링하기 위해 레이더로부터의 최적의 데이터 지점을 배정하고 단계(922)로 진행한다. 단계(922)에서, 타겟 필터링 모듈은 배정된 범위를 트레이스에서 잠재적으로 이용되는 것으로부터 제거하고 단계(924)로 진행한다.
단계(924)에서, 타겟 필터링 모듈은 임계 감쇠 저주파 통과 필터(critically damped low-pass filter(LPF)를 이용하여 신뢰도와 저주파 통과(low-pass)를 계산하고 단계(926)로 진행한다. 신뢰도와 저주파 통과 값들은 입력 범위 신호(예를 들어, 신호 평균(mean), 표준 편차 및 크기)로부터 얻어진 통계적 항목들(terms)의 가중 평균을 이용하여 계산될 수 있다. 신뢰도 계산에서 항목들의 가중은 조작자에 의해 결정될 수 있고(즉, 조작자가 정의한) 원하는 필터 성능을 위해 조정될(tuned) 수 있다(예를 들어, 조작자에 의해). 단계(926)에서, 타겟 필터링 모듈은 범위들 2-5 각각에 대하여 앞서 말한 것(단계(902)에서 시작하여)을 반복하고, 범위들 1-5 모두가 완료되면, 단계(928)로 진행한다. 단계(928)에서, 타겟 필터링 모듈은 필터링된 범위와 신뢰도 값들을 반환한다.
몇몇 실시예에서는, 신뢰도와 저주파 통과 값들은 항공기(200)가 흔히 동작되는 환경에 기초하여 결정될 수 있다. 예를 들면, 눈이 흔한 동작 환경에서는, 감지되는 잡음 레벨의 흔한 이유로 눈의 반사도가 고려될 수 있다. 이에 따라, 시스템은 레이더에 의해 감지된 허용가능한 잡음 레벨을 조정하기 위해 신뢰도 및/또는 저주파 통과 값들을 그에 맞춰 설정할 수 있다. 유사하게, 현재 설명되는 시스템의 타겟 필터링 기능과 함께 머신 러닝(machine learning) 알고리즘이 적용될 수 있다.
본 명세서에 설명된 시스템들은 클라이언트 장치들을 더 포함할 수 있으며, 이는 내비게이션 시스템 또는 자율적 운송수단을 시작(initiate), 관리, 감시, 제어 또는 다른 방식으로 이들과 상호작용하기 위해 조작자들에 의해 동작되는 임의의 장치들을 포함할 수 있다. 이것은 본 명세서에서 고려되는 시스템들에 참여할 수 있는 데스크탑 컴퓨터들, 랩탑(laptop) 컴퓨터들, 네트워크 컴퓨터들, 태블릿들 또는 임의의 다른 컴퓨팅 장치를 포함할 수 있다. 클라이언트 장치들은 조작자 인터페이스를 포함할 수 있으며, 이는 내비게이션 시스템 또는 자율적 운송수단의 동작을 제어하기 위해 조작자 인터페이스로서의 그래픽 사용자 인터페이스(graphical user interface)(GUI), 문자 또는 명령라인(command line) 인터페이스, 음성 제어 인터페이스 및/또는 제스쳐 기반 인터페이스를 포함할 수 있다. 조작자 인터페이스는, 예를 들면 내비게이션 시스템이나 자율적 운송수단으로부터 데이터 및 상태 정보를 수신하는 클라이언트 장치들 중 어느 하나 상에서 로컬에서(locally) 실행되는 응용프로그램에 의해 유지될 수 있다. 조작자 인터페이스는 조작자 상호작용을 위해 클라이언트 장치 상에서 적합한 디스플레이(display)를 만들어낼 수 있다. 예를 들면, 조작자 인터페이스는 실시간으로 광학 시스템의 카메라들로부터의 전망(view)을 표시하거나 내비게이션 시스템 내의 다른 센서들로부터의 다른 데이터를 표시하는 디스플레이를 포함할 수 있다. 다른 실시예들에서는, 조작자 인터페이스는 원격에서 기능하고 클라이언트 장치들 중 하나에 제시될 수 있다. 예를 들면, 내비게이션 시스템 또는 자율적 운송수단이 클라이언트 장치들 중 하나에서 실행되는 웹 브라우저 또는 유사한 클라이언트 내에 표시될 수 있는 하나 이상의 웹 페이지 또는 이와 유사한 것을 통해 정보를 제공하는 웹 서버를 포함하는 경우이다. 일 측면에서는, 조작자 인터페이스는 조작자로부터의 음성(spoken) 명령들을 수신하고 및/또는 조작자에게 음성 피드백을 제공하는 음성 제어 인터페이스를 포함할 수 있다.
위의 시스템들은 주로 공중 운송수단에 적용되는 것으로 설명되었지만, 본 기술분야의 기술을 가진 자는 이러한 시스템들, 방법들 및 기법들이 자동차, 창고 장비, 건설 장비, 크레인(cranes), 전동 휠체어, 공항 장비 등과 같은 다른 기술들에 이용될 수 있다는 것을 이해할 것이다.
위의 시스템들, 장치들, 방법들, 과정들 및 이와 유사한 것은 본 명세서에 설명된 제어, 데이터 취득 및 데이터 처리에 적합한 하드웨어, 소프트웨어 또는 이들의 임의의 조합으로 구현될 수 있다. 이는 내부 및/또는 외부 메모리와 함께, 하나 이상의 마이크로프로세서들, 마이크로컨트롤러들, 내장된 마이크로컨트롤러들, 프로그래밍 가능한 디지털 신호 프로세서들 또는 다른 프로그래밍 가능한 장치들 또는 처리 회로망에서 구현하는 것을 포함한다. 이는 전자 신호들을 처리하도록 구성될 수 있는 하나 이상의 주문형 집적 회로, 프로그래밍 가능한 게이트 어레이(programmable gate arrays), 프로그래밍 가능한 어레이 논리 구성요소 또는 임의의 다른 장치 또는 장치들 더 또는 대신 포함할 수 있다. 위에서 설명된 절차들 또는 장치들의 구현은 프로세서들의 이종(heterogeneous) 조합들, 프로세서 아키텍처들(architectures) 또는 서로 다른 하드웨어와 소프트웨어의 조합들 뿐만 아니라, 위의 장치들 중 하나에서 동작하기 위해 저장, 컴파일(compile), 또는 해석될 수 있는 C, C++과 같은 객체 지향 프로그래밍 언어 또는 임의의 다른 하이 레벨(high-level) 또는 로우 레벨(low-level) 프로그래밍 언어(어셈블리어, 하드웨어 기술 언어 및 데이터베이스 프로그래밍 언어 및 기술들)와 같은 구조적(structured) 프로그래밍 언어를 이용하여 만들어진 컴퓨터에서 실행 가능한(computer-executable) 코드를 포함할 수 있다는 것도 더 이해될 것이다. 동시에, 처리(processing)는 상술한 다양한 시스템들과 같은 장치들에 걸쳐 분배될 수 있고, 또는 모든 기능은 전용의(dedicated) 독립형(standalone) 장치에 통합될 수 있다. 이러한 모든 순열과 조합은 본 개시의 범주에 속하도록 의도되었다.
본 명세서에 개시된 실시예들은 하나 이상의 컴퓨팅 장치에서 실행되었을 때, 상술된 제어 시스템들의 임의의 및/또는 모든 단계들을 수행하는 컴퓨터에서 실행 가능한 코드 또는 컴퓨터가 사용 가능한(computer-usable) 코드를 포함하는 컴퓨터 프로그램 제품들을 포함할 수 있다. 코드는 그로부터 프로그램이 실행되는 메모리일 수도 있는 컴퓨터 메모리(프로세서와 연관된 임의 접근 메모리와 같이) 또는 디스크 드라이브, 플래시 메모리 또는 임의의 다른 광학, 전자기적, 자기적, 적외선 또는 다른 장치 또는 장치들의 조합과 같은 저장 장치에 비일시적인(non-transitory) 방식으로 저장될 수 있다. 다른 측면에서는, 상술된 임의의 시스템들과 방법들은 컴퓨터에서 실행 가능한 코드 및/또는 이로부터의 임의의 입력들 또는 출력들을 가지는 임의의 적합한 전송 또는 전달 매체에서 구현될 수 있다.
본 명세서에서 설명된 구현들의 방법 단계들은, 다른 의미가 명시적으로 제공되거나 그렇지 않으면 문맥으로부터 명백하지 않는 한, 다음의 특허청구범위의 특허성과 일관되게, 하나 이상의 다른 당사자들(parties) 또는 개체들(entities)이 그 단계들을 수행하도록 야기하는 임의의 적합한 방법을 포함하도록 의도된다. 그러한 당사자들 또는 개체들은 임의의 다른 당사자나 개체의 제어나 지시 하에 있을 필요가 없고 특정 관할권(jurisdiction) 내에 위치할 필요도 없다.
본 명세서에서 인용된 임의의 특허들, 특허 공보들 또는 글들(articles)은 이로써 그 전체가 참조로서 포함된다. 위에서 설명된 방법들과 시스템들은 예시의 방법으로 제시된 것이며 한정으로서 제시된 것이 아님은 이해될 것이다. 본 기술분야의 통상의 기술을 가진 자에게는 다수의 변형, 추가, 생략 및 다른 수정들이 명백할 것이다. 또한, 위의 설명에서 방법 단계들의 순서나 표현방식(presentation) 및 첨부된 도면들은 특정 순서가 명시적으로 요구되거나 그렇지 않으면 문맥으로부터 명백하지 않는 한 인용된 단계들을 수행하는 이러한 순서를 요구하도록 의도되지 않는다. 따라서, 특정 실시예들이 표시되고 설명되었지만, 본 개시의 사상(spirit)과 범주(scope)를 벗어나지 않으면서 형태와 세부사항의 면에서 다양한 변화 및 수정이 그 안에 가해질 수 있고 법에 의해 허용 가능한 가장 넓은 의미로 해석되어야 할 다음의 특허청구범위에 의해 정의된 발명의 일부를 형성하기 위해 의도되었다는 점은 본 기술분야의 기술을 가진 자들에게 명백할 것이다.
본 개시는 다음의 항(clauses)에 설명된 주제(subject matter)를 포함한다.
제 1 항(Clause 1)
항공기(100, 200)의 충돌 방지(collision protection)를 제공하기 위한 방법으로서, 상기 방법은:
상기 항공기(100, 200) 상에 위치하고 프로세서(314, 340)와 동작적으로 연결된 센서(210, 323)로부터 센서(210, 323) 입력을 수신하는 단계 - 상기 센서(210, 323)는 시야 내의 장애물(122)을 식별하도록 구성됨 -;
파일럿으로부터 파일럿 명령 스트림을 수신하는 단계;
적어도 부분적으로 상기 센서(210, 323) 입력에 기초하여 상기 시야 내의 장애물(122)을 식별하는 단계;
상기 장애물(122)이 위치한 상기 시야 내의 복수의 영역들(618, 620, 622)로부터 하나의 영역(618, 620, 622)을 결정하는 단계 - 상기 하나의 영역(618, 620, 622)은 적어도 부분적으로 상기 센서(210, 323) 입력에 기초하여 결정됨 -;
제어 입력을 상기 결정하는 단계에서 결정된 영역(618, 620, 622)의 함수(function)로 설정하는 단계;
제어 데이터를 생성하기 위해 상기 제어 입력들을 비례-미분(proportional-derivative)(PD) 컨트롤러에 입력하는 단계;
상기 프로세서(314, 340)를 통해, 제어 명령 스트림을 상기 제어 데이터의 함수로서 생성하는 단계; 및
상기 프로세서(314, 340)를 통해, 상기 파일럿으로부터의 파일럿 명령 스트림이 안전한지 결정하기 위해 상기 제어 명령 스트림과 상기 파일럿 명령 스트림을 비교하는 단계;
를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 방법.
제 2 항(Clause 2)
제1항에 있어서,
상기 파일럿으로부터의 파일럿 명령 스트림이 안전하지 않은 것으로 결정된 경우 상기 파일럿 명령 스트림 대신 상기 제어 명령 스트림이 상기 항공기(100, 200)의 비행 컨트롤러(206, 306)로 전달되는 것을 특징으로 하는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 방법.
제 3 항(Clause 3)
제1항 또는 제2항에 있어서,
상기 파일럿으로부터의 파일럿 명령 스트림이 안전한 것으로 결정된 경우 상기 파일럿 명령 스트림이 상기 항공기(100, 200)의 비행 컨트롤러(206, 306)로 전달되는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 방법.
제 4 항(Clause 4)
제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 센서(210, 323) 입력은 범위비율(range-rate) 추정치 또는 범위 추정치를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 방법.
제 5 항(Clause 5)
제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 파일럿 명령 스트림은 인간 파일럿으로부터 기인하는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 방법.
제 6 항(Clause 6)
제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 파일럿 명령 스트림은 자동조종장치(autopilot)로부터 기인하는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 방법.
제 7 항(Clause 7)
제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 복수의 영역들(618, 620, 622)은 제1영역(618, 620, 622), 제2영역(618, 620, 622) 및 제3영역(618, 620, 622)을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 방법.
제 8 항(Clause 8)
제7항에 있어서,
상기 제1영역(618, 620, 622)은 센서(210, 323) 최대 범위와 제1문턱(threshold) 사이의 구역(area)으로 정의되는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 방법.
제 9 항(Clause 9)
제7항 또는 제8항에 있어서,
상기 제2영역(618, 620, 622)은 상기 제1문턱과 상기 제2문턱 사이의 구역으로 정의되는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 방법.
제 10 항(Clause 10)
제7항 내지 제9항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 제3영역(618, 620, 622)은 제2문턱과 상기 항공기(100, 200) 사이의 구역으로 정의되는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 방법.
제 11 항(Clause 11)
제1항 내지 제10항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 프로세서(314, 340)에 의해 상기 파일럿 명령 스트림이 (1) 상기 항공기(100, 200)와 상기 장애물(122) 사이의 범위를 줄이거나 (2) 상기 항공기(100, 200) 속도(rate)를 상기 제어 데이터에 의해 설정된 속도 제한보다 높이려고 시도하는 것으로 해석될 수 있으면 파일럿 명령 스트림은 안전하지 않은 것으로 결정되는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 방법.
제 12 항(Clause 12)
제1항 내지 제11항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 파일럿으로부터 파일럿 오버라이드(override) 명령을 수신하는 단계 - 상기 파일럿 오버라이드 명령은 상기 제어 명령 스트림을 오버라이드함 -;를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 방법.
제 13 항(Clause 13)
항공기(100, 200)의 충돌 방지(collision protection)를 제공하기 위한 내비게이션 시스템으로서, 상기 내비게이션 시스템은:
상기 항공기(100, 200)에 연결되고 시야 내의 장애물(122)을 식별하도록 구성된 센서(210, 323);
상기 센서(210, 323)와 메모리 장치와 동작적으로 연결된 프로세서(314, 340) - 상기 프로세서(314, 340)는 파일럿으로부터 파일럿 명령 스트림을 수신하도록 구성됨 -;를 포함하고, 상기 프로세서(314, 340)는 또한:
적어도 부분적으로 상기 센서(210, 323)로부터의 센서(210, 323) 입력에 기초하여 상기 시야 내의 장애물(122)을 식별하고;
상기 장애물(122)이 위치한 상기 시야 내의 복수의 영역들(618, 620, 622)로부터 하나의 영역(618, 620, 622)을 결정하고 - 상기 하나의 영역(618, 620, 622)은 적어도 부분적으로 상기 센서(210, 323) 입력에 기초하여 결정됨 -;
제어 입력을 상기 결정하는 단계에서 결정된 영역(618, 620, 622)의 함수로 설정하고;
제어 데이터를 생성하기 위해 상기 제어 입력들을 비례-미분(proportional-derivative)(PD) 컨트롤러에 입력하고;
상기 프로세서(314, 340)를 통해, 상기 제어 데이터의 함수로서 제어 명령 스트림을 생성하고;
상기 프로세서(314, 340)를 통해, 상기 파일럿으로부터의 파일럿 명령 스트림이 안전한지 결정하기 위해 상기 제어 명령 스트림과 상기 파일럿 명령 스트림을 비교하도록 구성된 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 내비게이션 시스템.
제 14 항(Clause 14)
제13항에 있어서,
상기 파일럿으로부터의 파일럿 명령 스트림이 안전하지 않은 것으로 결정된 경우 상기 파일럿 명령 스트림 대신 상기 제어 명령 스트림이 상기 항공기(100, 200)의 비행 컨트롤러(206, 306)에 전달되는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 내비게이션 시스템.
제 15 항(Clause 15)
제13항 또는 제14항에 있어서,
상기 파일럿으로부터의 파일럿 명령 스트림이 안전한 것으로 결정된 경우 상기 파일럿 명령 스트림이 상기 항공기(100, 200)의 비행 컨트롤러(206, 306)에 전달되는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 내비게이션 시스템.
제 16 항(Clause 16)
제13항 내지 제15항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 센서(210, 323) 입력은 범위 비율(range-rate) 추정치 또는 범위 추정치를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 내비게이션 시스템.
제 17 항(Clause 17)
제13항 내지 제16항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 파일럿 명령 스트림은 인간 파일럿으로부터 기인하는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 내비게이션 시스템.
제 18 항(Clause 18)
제13항 내지 제17항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 파일럿 명령 스트림은 자동조종장치(autopilot)로부터 기인하는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 내비게이션 시스템.
제 19 항(Clause 19)
제13항 내지 제18항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 복수의 영역들(618, 620, 622)은 제1영역(618, 620, 622), 제2영역(618, 620, 622) 및 제3영역(618, 620, 622)을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 내비게이션 시스템.
제 20 항(Clause 20)
제19항에 있어서,
상기 제1영역(618, 620, 622)은 센서(210, 323) 최대 범위와 제1문턱(threshold) 사이의 구역(area)으로 정의되는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 내비게이션 시스템.
제 21 항(Clause 21)
제19항 또는 제20항에 있어서,
상기 제3영역(618, 620, 622)은 제2문턱과 상기 항공기(100, 200) 사이의 구역으로 정의되는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 내비게이션 시스템.
제 22 항(Clause 22)
제21항에 있어서,
상기 제2영역(618, 620, 622)은 상기 제1문턱과 상기 제2문턱 사이의 구역으로 정의되는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 내비게이션 시스템.
제 23 항(Clause 23)
제13항 내지 제22항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 프로세서(314, 340)에 의해 상기 파일럿 명령 스트림이 (1) 상기 항공기(100, 200)와 상기 장애물(122) 사이의 범위를 줄이거나 (2) 상기 항공기(100, 200) 속도(rate)를 상기 제어 데이터에 의해 설정된 속도 제한보다 높이려고 시도하는 것으로 해석될 수 있으면 파일럿 명령 스트림은 안전하지 않은 것으로 결정되는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 내비게이션 시스템.
제 24 항(Clause 24)
제13항 내지 제23항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 프로세서(314, 340)는 상기 제어 명령 스트림을 오버라이드하는 상기 파일럿으로부터의 파일럿 오버라이드 명령을 수신하도록 구성된 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 내비게이션 시스템.
제 25 항(Clause 25)
제13항 내지 제24항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 항공기(100, 200)는 수직 이착륙(vertical take-off and landing)(VTOL) 항공기(100, 200)인 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 내비게이션 시스템.
제 26 항(Clause 26)
제13항 내지 제25항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 항공기(100, 200)의 아래에서 감지된 방해물을 피하기 위해 착륙 기동(maneuver)을 수행하도록 상기 항공기(100, 200)로 지시하는 착륙 보조 모듈을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 내비게이션 시스템.
제 27 항(Clause 27)
제13항 내지 제26항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 프로세서(314, 340)는 타겟-필터링 동작을 수행하도록 구성된 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 내비게이션 시스템.
제 28 항(Clause 28)
제27항에 있어서,
상기 타겟-필터링 동작은:
상기 항공기(100, 200)의 가시선(line of sight) 내의 장애물(122)을 위한 레이더(RADAR) 시스템으로부터 범위 및 크기 데이터를 수신하는 단계;
상기 프로세서(314, 340)를 통해 적어도 부분적으로 상기 범위 및 크기 데이터에 기초하여 상기 크기가 포화되었는지(saturated) 결정하는 단계;
상기 프로세서(314, 340)를 통해, 시간에 걸쳐 상기 범위 및 크기 데이터를 반영하는 트레이스(trace)의 적어도 일부분의 표준 편차를 계산하는 단계;
상기 프로세서(314, 340)를 통해, 상기 트레이스를 위한 새로운 범위 지점을 결정하는 단계;
상기 프로세서(314, 340)를 통해, 상기 트레이스를 위한 새로운 범위 지점과 인커밍(incoming) 데이터로부터 배정된 범위 사이의 최소 차이를 계산하는 단계; 및
상기 프로세서(314, 340)를 통해, 임계 감쇠(critically damped) 저주파 통과 필터(LPF)를 통해 신뢰도(confidence) 및 저주파 통과 값(low-pass value)을 계산하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 내비게이션 시스템.
제 29 항(Clause 29)
제28항에 있어서,
상기 신뢰도와 저주파 통과 값은 신호 평균(mean), 표준 편차 및 크기(magnitude)로부터 얻어진 통계적 항목들(terms)의 가중 평균을 사용하여 계산되는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 내비게이션 시스템.
제 30 항(Clause 30)
제29항에 있어서,
상기 가중 평균은 원하는 필터 성능을 위해 조작자가 정의한(operator-defined) 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 내비게이션 시스템.
제 31 항(Clause 31)
항공기(100, 200)의 정확도를 높이기 위해 타겟-필터링을 제공하는 방법으로서, 상기 방법은:
상기 항공기(100, 200)의 가시선(line of sight) 내의 장애물(122)을 위한 레이더(RADAR) 시스템으로부터 범위 및 크기 데이터를 수신하는 단계;
상기 프로세서(314, 340)를 통해 적어도 부분적으로 상기 범위 및 크기 데이터에 기초하여 상기 크기가 포화되었는지(saturated) 여부를 결정하는 단계-상기 크기가 포화되었다면 상기 프로세서(314, 340)는 범위들을 알려진 양호한 값(known good value)으로 설정하도록 구성됨 -;
상기 프로세서(314, 340)를 통해, 시간에 걸쳐 상기 범위 및 크기 데이터를 반영하는 트레이스(trace)의 적어도 일부분의 표준 편차를 계산하는 단계;
상기 프로세서(314, 340)를 통해, 상기 트레이스를 위한 새로운 범위 지점을 결정하는 단계;
상기 프로세서(314, 340)를 통해, 상기 트레이스를 위한 새로운 범위 지점과 인커밍(incoming) 데이터로부터 배정된 범위 사이의 최소 차이를 계산하는 단계;
상기 프로세서(314, 340)를 통해, 복수의 조건들 각각이 충족되는지 여부를 결정하는 단계 -상기 프로세서(314, 340)는 상기 복수의 조건들 중 하나 이상이 충족되지 않으면 선형 회귀(linear regression)를 사용하여 새로운 필터링된 범위 지점을 계산하도록 구성됨 -;
반복 계수기(iteration counter)를 증가시키는 단계; 및
상기 프로세서(314, 340)를 통해, 임계 감쇠(critically damped) 저주파 통과 필터(LPF)를 통해 신뢰도(confidence)와 저주파 통과 값(low-pass value)을 계산하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 정확도를 높이기 위해 타겟-필터링을 제공하는 방법.
제 32 항(Clause 32)
제31항에 있어서,
제31항의 각각의 단계는 상기 항공기(100, 200)의 가시선 내의 미리 정해진 수의 장애물(122) 각각에 대하여 수행되는 것을 특징으로 하는 항공기의 정확도를 높이기 위해 타겟-필터링을 제공하는 방법.
제 33 항(Clause 33)
제32항에 있어서,
상기 미리 정해진 수의 장애물(122)은 상기 항공기(100, 200)의 가시선 내의 가장 두드러지는(prominent) 5개의 장애물(122)을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 정확도를 높이기 위해 타겟-필터링을 제공하는 방법.
제 34 항(Clause 34)
제31항 또는 제32항에 있어서,
상기 표준 편차는 상기 트레이스의 가장 최근의 20개 지점들의 선형 회귀(linear regression)를 통한 상기 20개 지점들의 표준편차인 것을 특징으로 하는 항공기의 정확도를 높이기 위해 타겟-필터링을 제공하는 방법.
제 35 항(Clause 35)
제34항에 있어서,
상기 최소 차이는 상기 트레이스의 가장 최근 범위와 인커밍(incoming) 데이터로부터 배정된 범위 사이의 차이인 것을 특징으로 하는 항공기의 정확도를 높이기 위해 타겟-필터링을 제공하는 방법.
제 36 항(Clause 36)
제35항에 있어서,
상기 복수의 조건들은: (1) 상기 최소 차이가 상기 표준 편차의 3.5배보다 큰지; 및 (2) 상기 최소 차이가 0.4보다 큰지 여부를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 정확도를 높이기 위해 타겟-필터링을 제공하는 방법.
제 37 항(Clause 37)
제36항에 있어서,
상기 복수의 조건들은: (1) 상기 표준 편차가 0.2보다 작은지; 및 (2) 상기 반복 계수기가 15보다 작은지 여부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 정확도를 높이기 위해 타겟-필터링을 제공하는 방법.
제 38 항(Clause 38)
제31항 내지 제37항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 신뢰도(confidence) 및 저주파 통과 값(low-pass value)은 신호 평균(mean), 표준 편차 및 크기(magnitude)로부터 얻어진 통계적 항목들(terms)의 가중 평균을 사용하여 계산되는 것을 특징으로 하는 항공기의 정확도를 높이기 위해 타겟-필터링을 제공하는 방법.
제 39 항(Clause 39)
제31항내지 제38항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 가중 평균은 원하는 필터 성능을 위해 조작자가 정의한(operator-defined) 것을 특징으로 하는 항공기의 정확도를 높이기 위해 타겟-필터링을 제공하는 방법.

Claims (39)

  1. 항공기의 충돌 방지(collision protection)를 제공하기 위한 방법으로서, 상기 방법은:
    상기 항공기 상에 위치하고 프로세서와 동작적으로 연결된 센서로부터 센서 입력을 수신하는 단계 - 상기 센서는 시야 내의 장애물을 식별하도록 구성됨 -;
    파일럿으로부터 파일럿 명령 스트림을 수신하는 단계;
    적어도 부분적으로 상기 센서 입력에 기초하여 상기 시야 내의 장애물을 식별하는 단계;
    상기 장애물이 위치한 상기 시야 내의 복수의 영역들로부터 하나의 영역을 결정하는 단계 - 상기 하나의 영역은 적어도 부분적으로 상기 센서 입력에 기초하여 결정됨 -;
    제어 입력을 상기 결정하는 단계에서 결정된 영역의 함수(function)로 설정하는 단계;
    제어 데이터를 생성하기 위해 상기 제어 입력들을 비례-미분(proportional-derivative)(PD) 컨트롤러에 입력하는 단계;
    상기 프로세서를 통해, 제어 명령 스트림을 상기 제어 데이터의 함수로서 생성하는 단계; 및
    상기 프로세서를 통해, 상기 파일럿으로부터의 파일럿 명령 스트림이 안전한지 결정하기 위해 상기 제어 명령 스트림과 상기 파일럿 명령 스트림을 비교하는 단계;
    를 포함하고,
    상기 파일럿으로부터의 파일럿 명령 스트림이 안전하지 않은 것으로 결정된 경우 상기 파일럿 명령 스트림 대신 상기 제어 명령 스트림이 상기 항공기의 비행 컨트롤러로 전달되는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 방법.
  2. 삭제
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 파일럿으로부터의 파일럿 명령 스트림이 안전한 것으로 결정된 경우 상기 파일럿 명령 스트림이 상기 항공기의 비행 컨트롤러로 전달되는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 방법.
  4. 제 1 항 또는 제 3 항에 있어서,
    상기 센서 입력은 범위비율(range-rate) 추정치 또는 범위 추정치를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 방법.
  5. 제 1 항 또는 제 3 항에 있어서,
    상기 파일럿 명령 스트림은 인간 파일럿으로부터 기인하는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 방법.
  6. 제 1 항 또는 제 3 항에 있어서,
    상기 파일럿 명령 스트림은 자동조종장치(autopilot)로부터 기인하는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 방법.
  7. 제 1 항 또는 제 3 항에 있어서,
    상기 복수의 영역들은 제 1 영역, 제 2 영역 및 제 3 영역을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 방법.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 제 1 영역은 센서 최대 범위와 제 1 문턱(threshold) 사이의 구역(area)으로 정의되는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 방법.
  9. 제 1 항 또는 제 3 항에 있어서,
    상기 프로세서에 의해 상기 파일럿 명령 스트림이 (1) 상기 항공기와 상기 장애물 사이의 범위를 줄이거나 (2) 상기 항공기 속도(rate)를 상기 제어 데이터에 의해 설정된 속도 제한보다 높이려고 시도하는 것으로 해석될 수 있으면 파일럿 명령 스트림은 안전하지 않은 것으로 결정되는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 방법.
  10. 항공기의 충돌 방지(collision protection)를 제공하기 위한 내비게이션 시스템으로서, 상기 내비게이션 시스템은:
    상기 항공기에 연결되고 시야 내의 장애물을 식별하도록 구성된 센서;
    상기 센서와 메모리 장치와 동작적으로 연결된 프로세서 - 상기 프로세서는 파일럿으로부터 파일럿 명령 스트림을 수신하도록 구성됨 -;를 포함하고, 상기 프로세서는 또한:
    적어도 부분적으로 상기 센서로부터의 센서 입력에 기초하여 상기 시야 내의 장애물을 식별하고;
    상기 장애물이 위치한 상기 시야 내의 복수의 영역들로부터 하나의 영역을 결정하고 - 상기 하나의 영역은 적어도 부분적으로 상기 센서 입력에 기초하여 결정됨 -;
    제어 입력을 상기 결정하는 단계에서 결정된 영역의 함수로 설정하고;
    제어 데이터를 생성하기 위해 상기 제어 입력들을 비례-미분(proportional-derivative)(PD) 컨트롤러에 입력하고;
    상기 프로세서를 통해, 상기 제어 데이터의 함수로서 제어 명령 스트림을 생성하고;
    상기 프로세서를 통해, 상기 파일럿으로부터의 파일럿 명령 스트림이 안전한지 결정하기 위해 상기 제어 명령 스트림과 상기 파일럿 명령 스트림을 비교하도록 구성되고,
    상기 파일럿으로부터의 파일럿 명령 스트림이 안전하지 않은 것으로 결정된 경우 상기 파일럿 명령 스트림 대신 상기 제어 명령 스트림이 상기 항공기의 비행 컨트롤러에 전달되는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 내비게이션 시스템.
  11. 삭제
  12. 제 10 항에 있어서,
    상기 파일럿으로부터의 파일럿 명령 스트림이 안전한 것으로 결정된 경우 상기 파일럿 명령 스트림이 상기 항공기의 비행 컨트롤러에 전달되는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 내비게이션 시스템.
  13. 제 10 항 또는 제 12 항에 있어서,
    상기 센서 입력은 범위 비율(range-rate) 추정치 또는 범위 추정치를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 내비게이션 시스템.
  14. 제 10 항 또는 제 12 항에 있어서,
    상기 파일럿 명령 스트림은 인간 파일럿으로부터 기인하는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 내비게이션 시스템.
  15. 제 10 항 또는 제 12 항에 있어서,
    상기 파일럿 명령 스트림은 자동조종장치(autopilot)로부터 기인하는 것을 특징으로 하는 항공기의 충돌 방지를 제공하기 위한 내비게이션 시스템.
  16. 삭제
  17. 삭제
  18. 삭제
  19. 삭제
  20. 삭제
  21. 삭제
  22. 삭제
  23. 삭제
  24. 삭제
  25. 삭제
  26. 삭제
  27. 삭제
  28. 삭제
  29. 삭제
  30. 삭제
  31. 삭제
  32. 삭제
  33. 삭제
  34. 삭제
  35. 삭제
  36. 삭제
  37. 삭제
  38. 삭제
  39. 삭제
KR1020197016050A 2017-01-06 2018-01-05 무인 항공기의 충돌 회피 시스템 및 방법 KR102569218B1 (ko)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201762443087P 2017-01-06 2017-01-06
US62/443,087 2017-01-06
PCT/US2018/012588 WO2018129321A1 (en) 2017-01-06 2018-01-05 Collision-avoidance system and method for unmanned aircraft

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20190095920A KR20190095920A (ko) 2019-08-16
KR102569218B1 true KR102569218B1 (ko) 2023-08-21

Family

ID=62782983

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020197016050A KR102569218B1 (ko) 2017-01-06 2018-01-05 무인 항공기의 충돌 회피 시스템 및 방법

Country Status (10)

Country Link
US (2) US10520944B2 (ko)
EP (2) EP3566221B1 (ko)
JP (1) JP2020505261A (ko)
KR (1) KR102569218B1 (ko)
CN (2) CN110121740B (ko)
AU (2) AU2018205223B9 (ko)
CA (1) CA3045301C (ko)
IL (2) IL267810B (ko)
RU (1) RU2757549C2 (ko)
WO (1) WO2018129321A1 (ko)

Families Citing this family (42)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160164976A1 (en) * 2012-09-24 2016-06-09 Suitable Technologies, Inc. Systems and methods for remote presence
EP3566221B1 (en) 2017-01-06 2021-12-08 Aurora Flight Sciences Corporation Collision-avoidance system and method for unmanned aircraft
US10800039B2 (en) * 2018-01-23 2020-10-13 General Electric Company Controlling and commanding an unmanned robot using natural interfaces
US11048277B1 (en) 2018-01-24 2021-06-29 Skydio, Inc. Objective-based control of an autonomous unmanned aerial vehicle
US20190250601A1 (en) * 2018-02-13 2019-08-15 Skydio, Inc. Aircraft flight user interface
US11150648B2 (en) * 2018-04-03 2021-10-19 Deere & Company Overhead power cable detection and avoidance
US11869375B2 (en) * 2018-07-03 2024-01-09 Borealis Technical Limited Intelligent airport ramp and electric taxi-driven aircraft ground movement monitoring system
CN109144097B (zh) * 2018-08-15 2021-04-06 广州极飞科技有限公司 障碍物或地面识别及飞行控制方法、装置、设备及介质
US11307584B2 (en) * 2018-09-04 2022-04-19 Skydio, Inc. Applications and skills for an autonomous unmanned aerial vehicle
EP3858737A4 (en) * 2018-09-28 2022-06-08 Nipponkayaku Kabushikikaisha MISSILE EQUIPPED WITH A DEPLOYABLE BODY
US11037453B2 (en) 2018-10-12 2021-06-15 Aurora Flight Sciences Corporation Adaptive sense and avoid system
US10878706B2 (en) * 2018-10-12 2020-12-29 Aurora Flight Sciences Corporation Trajectory planner for a vehicle
US11279467B2 (en) * 2018-10-17 2022-03-22 Subaru Corporation Aircraft control system
WO2020110040A1 (en) * 2018-11-27 2020-06-04 Leonardo S.P.A. Suborbital space traffic control system with radar system and ads-b receiver
US11097796B2 (en) 2018-11-29 2021-08-24 Saudi Arabian Oil Company Articulated magnet-bearing legs for UAV landing on curved surfaces
US11754708B1 (en) * 2018-12-10 2023-09-12 Amazon Technologies, Inc. Object detection using propeller noise
US11656670B2 (en) * 2018-12-12 2023-05-23 Insitu Inc. Common unmanned system architecture
US11237572B2 (en) * 2018-12-27 2022-02-01 Intel Corporation Collision avoidance system, depth imaging system, vehicle, map generator and methods thereof
US11105921B2 (en) 2019-02-19 2021-08-31 Honeywell International Inc. Systems and methods for vehicle navigation
US11565807B1 (en) 2019-06-05 2023-01-31 Gal Zuckerman Systems and methods facilitating street-level interactions between flying drones and on-road vehicles
CN110658835B (zh) * 2019-09-19 2021-08-31 中国航空无线电电子研究所 一种无人机飞行控制方法和系统
EP4031449A4 (en) * 2019-09-20 2024-01-10 Parazero Tech Ltd DAMAGE MITIGATION FOR AN AIRCRAFT WITH A DEPLOYABLE PARACHUTE
USD1010004S1 (en) 2019-11-04 2024-01-02 Amax Group Usa, Llc Flying toy
JP7406655B2 (ja) * 2019-12-31 2023-12-27 ジップライン インターナショナル インク． 航空機の音響ベースの検知及び回避
CN111368883B (zh) * 2020-02-21 2024-01-19 浙江大华技术股份有限公司 基于单目摄像头的避障方法、计算装置及存储装置
CN113448340B (zh) * 2020-03-27 2022-12-16 北京三快在线科技有限公司 一种无人机的路径规划方法、装置、无人机及存储介质
EP3901859A1 (en) * 2020-04-22 2021-10-27 Volocopter GmbH Method of and system for operating an aircraft for assessing operational risk
CN111582173A (zh) * 2020-05-08 2020-08-25 东软睿驰汽车技术（沈阳）有限公司 一种自动驾驶的方法及系统
FR3110999B1 (fr) 2020-05-28 2022-10-14 Airbus Helicopters Procédé et système de détection et d’évitement d’obstacles à plusieurs espaces de détection pour aéronef
US11614754B2 (en) * 2020-08-11 2023-03-28 Pitch Aeronautics LLC Multirotor vertical takeoff and landing aircraft with cyclorotor for lateral control
CN112214033B (zh) * 2020-09-25 2022-12-30 中国直升机设计研究所 一种基于ooda的直升机驾驶辅助决策支持系统
WO2022197370A2 (en) * 2021-01-26 2022-09-22 American Robotics, Inc. Methods and systems for threat aircraft detection using multiple sensors
CN112859927B (zh) * 2021-02-03 2022-03-29 华南理工大学 多旋翼无人机在移动平台降落过程中的轨迹生成方法
US11620580B2 (en) * 2021-04-01 2023-04-04 Banjo Health Inc. Methods and systems for probabilistic filtering of candidate intervention representations
CN113203347B (zh) * 2021-04-27 2023-11-10 中国极地研究中心 极地高强度道路的内嵌式检测方法、装置及存储介质
USD1003214S1 (en) 2021-06-09 2023-10-31 Amax Group Usa, Llc Quadcopter
USD1001009S1 (en) 2021-06-09 2023-10-10 Amax Group Usa, Llc Quadcopter
US11392118B1 (en) 2021-07-23 2022-07-19 Beta Air, Llc System for monitoring the landing zone of an electric vertical takeoff and landing aircraft
US11417224B1 (en) 2021-08-19 2022-08-16 Beta Air, Llc System and method for pilot assistance in an electric aircraft
US20230221732A1 (en) * 2022-01-10 2023-07-13 Sentinel Advancements, Inc. Systems and methods for autonomous drone flight control
US20230244249A1 (en) * 2022-02-01 2023-08-03 Lockheed Martin Corporation Collision prevention flight control mode
CN114485677B (zh) * 2022-04-14 2022-06-24 中国民用航空总局第二研究所 结合飞行轨迹变高度的民航导航设备视距覆盖分析方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2003127997A (ja) * 2001-10-24 2003-05-08 Kansai Electric Power Co Inc:The 飛行物体の障害物回避システム及び有人飛行物体
WO2016008026A1 (en) * 2014-07-16 2016-01-21 Her Majesty The Queen Of Canada, As Represented By The Minister Of National Defence Obstacle avoidance system for stabilized aerial vehicle and method of controlling same
JP2016068764A (ja) 2014-09-30 2016-05-09 富士重工業株式会社 航空機の飛行制御方法及び航空機の飛行制御システム

Family Cites Families (104)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3551884A (en) * 1967-12-28 1970-12-29 Bendix Corp Frequency diversity time multiplex means for increasing capacity of a cooperative collision avoidance system
JPS58120097A (ja) * 1982-01-11 1983-07-16 三菱電機株式会社 飛しよう体誘導装置
JPS62274316A (ja) * 1986-05-22 1987-11-28 Toyota Central Res & Dev Lab Inc 無人車の障害物検知装置
US4918607A (en) * 1988-09-09 1990-04-17 Caterpillar Industrial Inc. Vehicle guidance system
FR2712251B1 (fr) * 1993-11-10 1996-01-26 Eurocopter France Procédé et dispositif d'aide au pilotage d'un aéronef.
US5654890A (en) * 1994-05-31 1997-08-05 Lockheed Martin High resolution autonomous precision approach and landing system
GB2320829B (en) 1996-12-04 1998-10-21 Lockheed Martin Tactical Sys Method and system for predicting the motion e.g. of a ship or the like
US5831563A (en) * 1997-10-27 1998-11-03 Raytheon Company Improved height above target (hat) measurement algorithm
US6268803B1 (en) 1998-08-06 2001-07-31 Altra Technologies Incorporated System and method of avoiding collisions
US20020100838A1 (en) 1999-06-08 2002-08-01 Mcgeer Brian T. Method and apparatus for retrieving a flying object
US6870792B2 (en) 2000-04-04 2005-03-22 Irobot Corporation Sonar Scanner
JP5063851B2 (ja) 2000-08-16 2012-10-31 ヴァレオ・レイダー・システムズ・インコーポレーテッド 近接物体検出システム
US6678210B2 (en) 2001-08-28 2004-01-13 Rowe-Deines Instruments, Inc. Frequency division beamforming for sonar arrays
US6665063B2 (en) 2001-09-04 2003-12-16 Rosemount Aerospace Inc. Distributed laser obstacle awareness system
EP1340999A1 (en) 2002-02-28 2003-09-03 Alignment International Limited Method and apparatus for identifying the position of an object
AU2003213762A1 (en) * 2002-03-13 2003-09-29 Raytheon Canada Limited An adaptive system and method for radar detection
US6674397B2 (en) * 2002-05-13 2004-01-06 Honeywell International Inc. Methods and apparatus for minimum computation phase demodulation
US7725258B2 (en) 2002-09-20 2010-05-25 M7 Visual Intelligence, L.P. Vehicle based data collection and processing system and imaging sensor system and methods thereof
US6960750B2 (en) 2003-01-08 2005-11-01 The Boeing Company Optical positioning system and method, transceiver, and reflector
US7059564B2 (en) 2003-01-17 2006-06-13 The Insitu Group, Inc. Methods and apparatuses for capturing and recovering unmanned aircraft, including a cleat for capturing aircraft on a line
US6975246B1 (en) 2003-05-13 2005-12-13 Itt Manufacturing Enterprises, Inc. Collision avoidance using limited range gated video
NO333526B1 (no) 2003-06-12 2013-07-01 Vestas Wind Sys As System for å avverge kollisjon mellom luftfartøy og et hinder
US7343232B2 (en) 2003-06-20 2008-03-11 Geneva Aerospace Vehicle control system including related methods and components
US7061401B2 (en) 2003-08-07 2006-06-13 BODENSEEWERK GERäTETECHNIK GMBH Method and apparatus for detecting a flight obstacle
US7443154B1 (en) 2003-10-04 2008-10-28 Seektech, Inc. Multi-sensor mapping omnidirectional sonde and line locator
US7194358B2 (en) 2004-02-25 2007-03-20 The Boeing Company Lift collision avoidance system
US20050271221A1 (en) 2004-05-05 2005-12-08 Southwest Research Institute Airborne collection of acoustic data using an unmanned aerial vehicle
US7818127B1 (en) * 2004-06-18 2010-10-19 Geneva Aerospace, Inc. Collision avoidance for vehicle control systems
US7318564B1 (en) 2004-10-04 2008-01-15 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Power line sentry charging
FR2886020B1 (fr) 2005-05-19 2007-10-19 Eurocopter France Systeme d'estimation de la vitesse d'un aeronef et son application a la detection d'obstacles
US7751976B2 (en) * 2005-08-26 2010-07-06 Sikorsky Aircraft Corporation Rotary wing aircraft flight control system with a proximity cueing and avoidance system
US8949011B2 (en) 2005-09-14 2015-02-03 Novatel Inc. Helicopter ship board landing system
US8577538B2 (en) 2006-07-14 2013-11-05 Irobot Corporation Method and system for controlling a remote vehicle
FR2896071A1 (fr) 2006-01-11 2007-07-13 Airbus France Sas Procede et dispositif d'aide au pilotage d'un aeronef lors d'une approche autonome.
IL173357A0 (en) 2006-01-25 2007-03-08 Israel Aerospace Ind Ltd Aircraft landing method and device
EP1987504B1 (en) * 2006-02-23 2010-12-22 Commonwealth Scientific and Industrial Research Organisation System and method for identifying manoeuvres for a vehicle in conflict situations
US7532541B2 (en) 2006-02-23 2009-05-12 Fev Engine Technology, Inc Object detection using acoustic imaging
US7876258B2 (en) 2006-03-13 2011-01-25 The Boeing Company Aircraft collision sense and avoidance system and method
US20080077284A1 (en) * 2006-04-19 2008-03-27 Swope John M System for position and velocity sense of an aircraft
US7668621B2 (en) * 2006-07-05 2010-02-23 The United States Of America As Represented By The United States Department Of Energy Robotic guarded motion system and method
US8116236B2 (en) 2007-01-04 2012-02-14 Cisco Technology, Inc. Audio conferencing utilizing packets with unencrypted power level information
JP2008185538A (ja) * 2007-01-31 2008-08-14 Toshiba Corp レーダ信号処理装置
US7714536B1 (en) 2007-04-05 2010-05-11 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Battery charging arrangement for unmanned aerial vehicle utilizing the electromagnetic field associated with utility power lines to generate power to inductively charge energy supplies
US8232910B1 (en) 2007-08-31 2012-07-31 Rockwell Collins, Inc. RTAWS active tower hazard detection system
AT505798B1 (de) 2007-09-20 2011-12-15 Naderhirn Michael Verfahren zur automatischen vermeidung von kollisionen eines objektes mit weiteren objekten
US20090088916A1 (en) 2007-09-28 2009-04-02 Honeywell International Inc. Method and system for automatic path planning and obstacle/collision avoidance of autonomous vehicles
FR2925739B1 (fr) 2007-12-20 2010-11-05 Airbus France Procede et dispositif de prevention des collisions au sol pour aeronefs.
US8228760B2 (en) 2008-02-12 2012-07-24 The United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy Airborne laser-acoustic mine detection system
US20090306840A1 (en) 2008-04-08 2009-12-10 Blenkhorn Kevin P Vision-based automated landing system for unmanned aerial vehicles
US8172177B2 (en) 2008-06-02 2012-05-08 Advanced Technology & Research Corp. Stabilized UAV recovery system
AT507035B1 (de) * 2008-07-15 2020-07-15 Airbus Defence & Space Gmbh System und verfahren zur kollisionsvermeidung
EP2159779B1 (en) 2008-08-27 2013-01-16 Saab Ab Using image sensor and tracking filter time-to-go to avoid mid-air collisions
KR101008259B1 (ko) 2008-09-03 2011-01-13 한국항공우주연구원 영상신호를 이용한 항공기의 자동착륙 시스템 및 그 제어방법
US8543265B2 (en) 2008-10-20 2013-09-24 Honeywell International Inc. Systems and methods for unmanned aerial vehicle navigation
ATE545924T1 (de) 2008-11-04 2012-03-15 Saab Ab Vermeidungsmanöver-generator für ein flugzeug
US7982662B2 (en) 2008-12-08 2011-07-19 Intellex, Llc Scanning array for obstacle detection and collision avoidance
WO2010071505A1 (en) 2008-12-15 2010-06-24 Saab Ab Method and system for facilitating autonomous landing of aerial vehicles on a surface
WO2010071502A1 (en) 2008-12-15 2010-06-24 Saab Ab Measuring of a landing platform of a ship
KR101021797B1 (ko) 2009-01-07 2011-03-17 주식회사 대한항공 적응함수 근사화를 이용한 무인항공기의 개선제어방법
GB2468345B (en) 2009-03-05 2014-01-15 Cranfield Aerospace Ltd Unmanned air vehicle (uav) control system and method
US8380367B2 (en) 2009-03-26 2013-02-19 The University Of North Dakota Adaptive surveillance and guidance system for vehicle collision avoidance and interception
WO2010144014A1 (en) 2009-06-12 2010-12-16 Saab Ab Centering above a predetermined area of a landing platform
FR2948774B1 (fr) 2009-07-31 2011-08-26 Thales Sa Radar de detection de cibles aeriennes equipant un aeronef notamment pour l'evitement d'obstacles en vol
FR2949867B1 (fr) 2009-09-04 2012-04-27 Thales Sa Dispositif radar aeroporte multifonction a large bande de large couverture angulaire permettant la detection et le pistage, notamment pour une fonction de detection et evitement
US8721383B2 (en) 2009-09-09 2014-05-13 Aurora Flight Sciences Corporation Modular miniature unmanned aircraft with vectored thrust control
US8500067B2 (en) 2009-09-09 2013-08-06 Aurora Flight Sciences Corporation Modular miniature unmanned aircraft with vectored-thrust control
DE102009041652B4 (de) 2009-09-17 2017-12-28 Airbus Defence and Space GmbH -Verfahren zum automatischen Landen eines Luftfahrzeugs
NO332165B1 (no) 2009-12-14 2012-07-09 Torgeir Espedal Posisjoneringsreferansesystem for samt framgangsmate ved tildanning av landingsposisjoneringsreferanser pa omrade for landing av et helikopter eller last hengende fra et helikopter
IL204509A (en) 2010-03-15 2015-01-29 Israel Aerospace Ind Ltd Vtol aircraft landing system
US8167234B1 (en) 2010-03-21 2012-05-01 Michael Moore Insect-like micro air vehicle having perching, energy scavenging, crawling, and offensive payload capabilities
GB201013704D0 (en) 2010-08-16 2010-09-29 Qinetiq Ltd Border monitoring
US8924137B2 (en) * 2011-09-30 2014-12-30 Lockheed Martin Corporation Method and apparatus for dynamic air traffic trajectory synchronization
US8761990B2 (en) 2011-03-30 2014-06-24 Microsoft Corporation Semi-autonomous mobile device driving with obstacle avoidance
US20120271461A1 (en) 2011-04-20 2012-10-25 Spata Gregory P Capturing environmental information
WO2012149035A2 (en) * 2011-04-25 2012-11-01 University Of Denver Radar-based detection and identification for miniature air vehicles
US9091762B2 (en) 2011-10-27 2015-07-28 Gulfstream Aerospace Corporation Methods and systems for avoiding a collision between an aircraft on a ground surface and an obstacle
US8537034B2 (en) 2011-11-14 2013-09-17 Safe Flight Instrument Corporation Obstacle detection and notification system
US20130321169A1 (en) * 2012-05-30 2013-12-05 Honeywell International Inc. Airport surface collision-avoidance system (ascas)
US9959774B2 (en) * 2012-05-30 2018-05-01 Honeywell International Inc. Systems and methods for displaying obstacle-avoidance information during surface operations
US8958942B2 (en) 2012-05-30 2015-02-17 Honeywell International Inc. Systems and methods for displaying aircraft braking distance during surface operations
CN103473958A (zh) * 2012-05-30 2013-12-25 霍尼韦尔国际公司 在地面操作期间显示避障信息的系统和方法
EP2672289B1 (en) 2012-06-06 2014-09-10 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Obstacle information system of a helicopter
GB201211999D0 (en) 2012-07-05 2012-08-22 Roke Manor Research Sensor location method and system
GB201218963D0 (en) 2012-10-22 2012-12-05 Bcb Int Ltd Micro unmanned aerial vehicle and method of control therefor
EP2915879B1 (en) 2012-10-31 2018-02-28 Eisai R&D Management Co., Ltd. Neural stem cell having increased passage ability, method for producing said neural stem cell having increased passage ability, and method for culturing neural stem cell for increasing passage ability of said neural stem cell
JP2014227166A (ja) * 2013-05-27 2014-12-08 株式会社 帝国設計事務所 飛行体型目視点検装置
JP6146285B2 (ja) * 2013-12-02 2017-06-14 株式会社デンソー 軸ずれ判定装置
US9567077B2 (en) * 2014-02-14 2017-02-14 Accenture Global Services Limited Unmanned vehicle (UV) control system
US9562773B2 (en) 2014-03-15 2017-02-07 Aurora Flight Sciences Corporation Autonomous vehicle navigation system and method
CN103869822B (zh) * 2014-04-01 2016-09-07 西北工业大学 多旋翼无人机感知与规避系统及其规避方法
US9875661B2 (en) * 2014-05-10 2018-01-23 Aurora Flight Sciences Corporation Dynamic collision-avoidance system and method
CN105302151B (zh) * 2014-08-01 2018-07-13 深圳中集天达空港设备有限公司 一种飞机入坞引导和机型识别的系统及方法
CA2920026A1 (en) * 2015-04-29 2016-10-29 Rosemount Aerospace Inc. Aircraft operational anomaly detection
JP6409680B2 (ja) * 2015-05-29 2018-10-24 株式会社デンソー 運転支援装置、運転支援方法
US9963155B2 (en) * 2015-05-29 2018-05-08 Clearpath Robotics, Inc. Method, system and apparatus for path control in unmanned vehicles
CN104977938A (zh) * 2015-07-06 2015-10-14 杨珊珊 一种定维度飞行的多旋翼飞行器及飞行控制方法
AU2016314770A1 (en) * 2015-09-03 2018-03-29 Commonwealth Scientific And Industrial Research Organisation Unmanned aerial vehicle control techniques
CN205121341U (zh) * 2015-10-27 2016-03-30 四川豪斯特电子技术有限责任公司 一种无人机地面指挥系统
RU164139U1 (ru) * 2015-12-22 2016-08-20 Общество с ограниченной ответственностью "ПАВЛИН Технологии" Интеллектуальная система автоматического управления беспилотным летательным аппаратом
CN105629985B (zh) * 2016-03-20 2018-09-04 北京工业大学 室内四旋翼无人机360°三维避障系统
CN105892489B (zh) * 2016-05-24 2019-09-10 国网山东省电力公司电力科学研究院 一种基于多传感器融合的自主避障无人机系统及控制方法
CN105955304A (zh) * 2016-07-06 2016-09-21 零度智控（北京）智能科技有限公司 一种避障方法、避障装置及无人飞行器
US10414488B2 (en) * 2016-09-09 2019-09-17 Wing Aviation Llc Methods and systems for damping oscillations of a payload
EP3566221B1 (en) 2017-01-06 2021-12-08 Aurora Flight Sciences Corporation Collision-avoidance system and method for unmanned aircraft

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2003127997A (ja) * 2001-10-24 2003-05-08 Kansai Electric Power Co Inc:The 飛行物体の障害物回避システム及び有人飛行物体
WO2016008026A1 (en) * 2014-07-16 2016-01-21 Her Majesty The Queen Of Canada, As Represented By The Minister Of National Defence Obstacle avoidance system for stabilized aerial vehicle and method of controlling same
JP2016068764A (ja) 2014-09-30 2016-05-09 富士重工業株式会社 航空機の飛行制御方法及び航空機の飛行制御システム

Also Published As

Publication number Publication date
WO2018129321A1 (en) 2018-07-12
EP3508940B1 (en) 2020-11-04
US20180196435A1 (en) 2018-07-12
AU2018205223A1 (en) 2019-06-06
IL267810A (en) 2019-09-26
EP3566221A4 (en) 2020-09-16
EP3508940A1 (en) 2019-07-10
RU2757549C2 (ru) 2021-10-18
IL263945A (en) 2019-01-31
US10520944B2 (en) 2019-12-31
US20200278679A1 (en) 2020-09-03
CA3045301C (en) 2023-10-03
AU2019200044A1 (en) 2019-07-25
KR20190095920A (ko) 2019-08-16
AU2018205223B9 (en) 2023-11-09
CA3045301A1 (en) 2018-07-12
RU2019114115A (ru) 2021-02-08
CN110007686B (zh) 2023-11-14
CN110121740A (zh) 2019-08-13
IL267810B (en) 2022-11-01
AU2019200044B2 (en) 2024-03-21
EP3566221B1 (en) 2021-12-08
CN110007686A (zh) 2019-07-12
RU2019114115A3 (ko) 2021-03-30
AU2018205223B2 (en) 2023-11-02
US11092964B2 (en) 2021-08-17
CN110121740B (zh) 2022-09-27
JP2020505261A (ja) 2020-02-20
EP3566221A1 (en) 2019-11-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR102569218B1 (ko) 무인 항공기의 충돌 회피 시스템 및 방법
US10276051B2 (en) Dynamic collision-avoidance system and method
EP3640595B1 (en) Trajectory planner for a vehicle
US11029157B2 (en) Autonomous vehicle navigation system and method

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant