KR20070096981A

KR20070096981A - 덕트 팬 대기 데이터 시스템

Info

Publication number: KR20070096981A
Application number: KR1020070030069A
Authority: KR
Inventors: 엠레이 알. 구센; 조나단 리 플레밍
Original assignee: 허니웰 인터내셔널 인코포레이티드
Priority date: 2006-03-27
Filing date: 2007-03-27
Publication date: 2007-10-02
Also published as: JP2007263962A; US20070221790A1; EP1840578B1; EP1840578A2; EP1840578A3; JP4804393B2; DE602007006853D1; US7841563B2

Abstract

덕트 팬 비행체를 위한 대기 데이터 시스템 및 방법이 개시된다. 상기 대기 데이터 시스템은 상기 덕트 팬 비행체의 공기 덕트의 립부 주위에 배치된 복수의 공기압 센서를 포함한다. 상기 대기 데이터 시스템은 상기 공기 덕트의 립부를 가로질러 측정된 압력 데이터에 기초하여 상기 덕트 팬 비행체를 둘러싸는 기류의 속력과 방향을 계산한다. 추가적으로, 상기 대기 데이터 시스템은 상기 비행체를 둘러싸는 기류에 의해 발생되는 힘을 추정할 수 있다.

덕트 팬 비행체, 대기 데이터

Description

덕트 팬 대기 데이터 시스템{DUCTED FAN AIR DATA SYSTEM}

도 1은 본 발명의 일례에 따른, 대기 데이터 시스템을 포함하는 덕트 팬 비행체를 나타내는 도면이다.

도 2는 본 발명의 일례에 따른, 점 A로부터 A까지 절취한, 도 1의 공기 덕트의 측면도로서, 압력 센서가 공기 덕트의 립부 내에 실장된 공기 덕트의 측단면도이다.

도 3은 본 발명의 일례에 따른, 대기 데이터 시스템의 상면도이다.

도 4는 본 발명의 일례에 따른, 공기 덕트를 둘러싸는 기류를 나타내는 측면도이다.

도 5는 본 발명의 일례에 따른, 대기 데이터 산출 방법을 나타내는 플로우차트이다.

도 6은 본 발명의 일례에 따른, 도 5의 대기 데이터르 산출하기 위해 선형 커브 피트(linear curve fit)를 적용하기 위한 데이타 계산 흐름을 나타내는 흐름도이다.

도 7은 본 발명의 일례에 따른, 보상되고 정규화된 압력 데이타에 대한 속도 데이터를 위한 선형 커브 피트를 나타내는 그래프이다.

정부 권리

미국 정부는 고등방위연구 계획국(Defense Advanced Research Project Agency(DARPA))에 의해 수여된, 계약 제 MDA972-01-9-0018(Contract No. MDA972-01-9-0018)에 따라 본 발명에 대한 소정의 권리를 갖는다.

관련출원

본 출원은 미국특허법 제119조(e) 하에서 2006년 3월 27일에 미국에 출원된 미국 임시특허출원 제60/786,625호를 기초로 한 우선권 주장을 수반하며, 그 미국 임시특허출원 제60/786,625호의 개시내용은 본 명세서에 원용된다.

본 발명은 일반적으로 덕트 팬 비행체(ducted fan air-vehicle)에 관한 것으로 더 상세하게는, 대기 데이터 시스템(air data sytem)과, 공기압의 측정 및 덕트 팬 비행체의 제어 방법에 관한 것이다.

무인 비행체(Unmanned aerial vehicle: UAV) 등의 덕트 팬 비행체 상에서 대기 데이터(예를 들어, 풍속 및 풍향 등)를 측정하는 것은 어렵다. 이러한 어려움 은, 덕트 팬 비행체의 대기 속력(air speed)에 일부 기인한다. 덕트 팬 비행체의 대기 속력은 전형적인 고정익 항공기(fixed-wing aircraft)보다 훨씬 느리다. 실제로, 덕트 팬 비행체는 저속 비행의 능력을 갖고 있고, 멈추어 있는 정지비행(hovering) 공기역학 성능으로 잘 알려져 있다. 대부분의 대기 데이터 센서가 낮은 속력에서 신뢰할 만한 대기 데이터를 얻기에 충분히 민감하지 못하기 때문에, 이러한 낮은 대기 속력은 통상적인 대기 데이터 시스템으로 대기 데이터를 측정하는 것을 어렵게 만든다.

대기 데이터 시스템은 전형적으로 대기 데이터 측정을 위해 압력 센서를 사용한다. 예를 들어, 대기 데이터 시스템은 일반적으로 비행체의 고도(altitude), 풍속, 및/또는 비행체 속도를 얻어내기 위해 정압 및 피토관 압력 센서(static and pitot tube pressure sensors)를 구현시킨다. 피토관은 일반적으로, 비행체에 대한 정압력, 동압력, 및 온도를 측정함으로써 대기 속력 및 고도 정보를 제공하는 데에 효과적이다. 그러나, 피토관은 약 20m/s 미만의 속력에서는 정확성을 잃기 때문에, 정지 비행 및 저속 비행에 대해서는 한계치를 갖는다. 따라서, 피토관은, 돌풍(wind gust) 및 바람시어(wind shear)에 의해 초래되는 기류 등의, 저속 및 정지 비행 상태의 덕트 팬 비행체를 둘러싸는 기류를 측정할 경우, 한계치를 갖게 된다.

또한 피토관이 모든 방향으로부터의 기류를 측정할 수 있도록 비행체 상에 피토관을 배치하는 것은 어렵다. 피토관은 공기를 통하여 진행해 가는 비행체에 의해 초래되는 교란(disturbance) 바깥쪽에 압력 센서를 배치하도록 사용된다. 덕트 팬 정지 비행 상태에서는, 이러한 피토관들은, 교란되지 않은 공기를 향하도록 모 든 방향으로 다중의 덕트 지름을 연장하여야 할 것이다. 피토관은 고정익 비행체(fixed wing air-vehicle)로부터 7인치까지 연장될 수 있다.

정압 센서는 항공기의 프레임에 평면 실장될(flush mounted) 수 있으나, 피토관과 마찬가지로, 평면 실장된 정압 센서를 채용한 대기 데이터 시스템은 약 30.5m/s 미만의 속력에서 정확성을 잃는다. 광학적 데이터 시스템(optical data system)과 같은, 대기 데이터 파라미터를 측정할 수 있는 다른 방법이 있다. 그러나, 이러한 광학적 데이터 시스템은, UAV 또는 소형 비행체(Miniature Air Vehicle (MAV)) 등의 많은 덕트 팬 비행체 상에서 사용되기에는 너무 크다.

덕트 팬 비행체 주위의 대기 데이터를 측정하는 데에 있어서의 또하나의 어려운 점은, 덕트 팬 자체가 비행체 주위에서 기류를 생성한다는 것이다. 덕트 팬의 추력(thrust)는 비행체 주위에 그 자신이 생성한 환경을 만들고, 이러한 환경은 비행체 주위의 수개의 직경에서 기류를 교란시킬 수 있다. 상당한 양의 하향 연장된 공기가 비행체 외측 주위에서 다시 위로 재순환되어 덕트 입구로 되돌아간다. 이렇게 발생된 공기 환경은 기류의 측풍 성분(cross-wind component)를 얻기 힘들게 만든다. 더욱이, 이러한 상기 공기 환경의 효과는 전통적인 정압 및 피토관 공기 데이터 시스템의, 상기 생성된 환경 외측에서 기류 교란을 측정하는 능력을 감소시킨다. 그 결과, 대기 데이터 시스템은 이러한 교란을 보상하는 데에 어려움을 가질 수 있다.

주위를 둘러싸는 기류를 측정하는 목적은 안정성을 제어하거나 비행체의 제 어에 기여하기 위함이다. 덕트 팬 비행체의 고도, 위치 설정(positioning) 및 전진 속력(forward speed)을 제어하기 위해 항공전자 시스템(avionics system)이 사용될 수 있다. 항공전자 시스템은 비행체 제어를 위해 대기 데이터 시스템으로부터의 센서 입력의 사용에서 이익을 얻을 수 있다.

일반적으로, 지상 물체에 대하여 비행체의 공간에서 고정된 위치를 유지하는 것은 관성 또는 GPS 센서(inertial or GPS sensors)에 의존한다. 그러나, 이러한 센서는 돌풍 및 바람시어의 교란에 의해 초래되는 변위(displacement)에 반응한다. 비행체는 고정 위치에서 이동하여 위치에 대한 제어 에러(control error)를 발생시키기 때문에, 그 기류는 관성 또는 GPS 센서를 이용한 비행체 제어 시스템에 의한 보상 전에 결국 비행체의 상당한 이동을 초래하게 된다.

따라서, 정지 비행 및 저속 비행 상태에서 측풍, 바람시어, 돌풍 및 시간의존적인 공기역학적 힘으로부터 비행체에 가해지는 결과적인 변위력, 속력 및 방향을 정확히 측정할 수 있는 개선된 비행체 제어를 위한 대기 데이터 시스템을 덕트 팬 비행체에 제공하는 것은 유익한 것이다.

본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위한 것으로서, 정지 비행 및 저속 비행 상태에서도 속력, 방향 및 비행체에 가해지는 힘을 정확히 측정할 수 있는 개선된 대기 데이터 시스템 및 대기 데이터 측정 또는 산출 방법을 제공하는 것이다.

덕트 팬 비행체를 위한 대기 데이터 시스템과 대기 데이터 측정 방법이 기술된다. 대기 데이터 시스템은, 공기 덕트의 립부(lip) 주위에 배치된 복수의 공기압 센서(air pressure sensors)와 함께, 덕트 팬 비행체의 공기 덕트(air duct)를 포함한다. 상기 공기압 센서는 공기압 데이터를 측정할 수 있다. 또한 상기 시스템은 상기 공기압 센서로부터 공기압 데이터를 수신하고, 상기 공기 덕트의 립부를 가로질러 상기 공기압 센서에 의해 측정된 압력 데이터에 기초하여 상기 비행체 주위의 기류의 속력(speed)와 방향을 계산하도록 동작가능한 프로세서를 포함할 수 있다.

상기 복수의 공기압 센서는 상기 공기 덕트의 립부를 가로질러 배열되고, 바람직하게는 평면 실장된(flush mounted) 센서이다. 상기 공기압 센서는 바람직하게는 상기 비행체의 상기 공기 덕트 내의 고속 저압 영역(high velocity low pressure region)에 실장된다. 상기 비행체의 상기 공기 덕트 내의 이 고속 저압 영역은 상기 공기 덕트 내의 최고속 최저압 영역(highest velocity lowest pressure region)일 수 있다. 이 영역은 전형적으로 상기 덕트 선단(leading edge)의 내부 립부(inner lip) 상에 있다. 상기 공기압 센서는 덕트 립부 포트(duct lip port) 내에 실장될 수 있다. 또한 상기 센서는 실질적으로 서로 180도로 떨어져 상기 공기 덕트의 립부 주위에 배치된 압력 센서 쌍들을 포함할 수 있다. 바람직하게는, 상기 압력 센서는, 한 쌍을 이루는 각 압력 센서는 실질적으로 서로 180도 떨어져 배치되는, 다수 쌍의 압력 센서를 포함한다. 상기 대기 데이터 시스템은 임의 개수의 쌍의 압력 센서를 포함할 수 있다. 예를 들어, 상기 대기 데이터 시스템 은 4쌍의 압력 센서를 포함할 수 있다.

상기 시스템은 덕트 팬 비행체를 둘러싸는 기류의 속력과 방향을 측정한다. 상기 시스템은 상기 측정된 기류의 속력과 방향을 사용하여 돌풍(wind gust)과 바람시어(wind shear)를 결정한다. 또한 상기 시스템은 상기 비행체의 속도를 측정할 수 있다. 또한 상기 기류에 의해 생성되어 상기 비행체에 가해지는 힘을 추정하기 위해, 상기 대기 데이터 시스템은 상기 측정된 기류의 속력과 방향을 이용할 수 있는 능력을 제공할 수 있다. 비행체 안정성 제어 시스템은 상기 대기 데이터 시스템에 의해 산출된 상기 대기 데이터를 사용하여 상기 비행체 고도를 조정함으로써 상기 비행체를 둘러싸는 기류로부터 초래될 수 있는 비행체의 공간적 병진(spatial translation)을 방지할 수 있다.

비행체를 위한 대기 데이터 측정 방법이 또한 기술된다. 상기 대기 데이터 측정 방법은, 상기 비행체의 공기 덕트의 립부 상의 한 지점 및 그 지점으로부터 실질적으로 180도 떨어진 다른 지점에서 압력을 측정하는 적어도 한쌍의 공기압 센서를 포함하도록 상기 비행체의 공기 덕트의 립부 내에 복수의 공기압 센서를 배치하는 단계를 포함한다. 상기 공기압 센서는 상기 상기 공기압 측정에 기초하여 상기 비행체를 둘러싸는 기류의 속력과 방향을 계산하도록 동작가능한 프로세서프로세서에 연결될 수 있다. 상기 속력 및 방향의 측정은, 바람직하게는 적어도 4개의 압력 센서를 이용한다.

또한 비행체를 둘러싸는 기류의 속력과 방향을 계산하는 방법이 기술된다. 대기 데이터 시스템은, 상기 비행체의 공기 덕트의 립부 내에서 복수의 압력 측정 을 얻을 수 있다. 대기 데이터 시스템은 그리고 나서 상기 압력 측정에 비행체 고도를 보상해준다. 예를 들어, 상기 압력 측정에 비행체 피치 및 롤 자세(pitch and roll attitude)를 보상해줄 수 있다.

상기 대기 데이터 시스템은 상기 공기 덕트의 립부를 가로질러 복수의 압력 차동(pressure differentials)을 계산할 수 있다. 상기 대기 데이터 시스템은 상기 비행체의 팬의 팬 속력에 의해 압력 차동을 보상할 수 있다. 또한, 상기 대기 데이터 시스템은 주위 공기의 공기 밀도에 의해 압력 차동을 보상할 수 있다. 상기 대기 데이터 시스템은 선형 속도 커브 피트(linear velocity curve fit)를 상기 보상된 압력 차동에 적용할 수 있고, 상기 선형 속도 커브 피트에 기초하여 상기 공기 덕트의 립부에 걸쳐 있는 복수의 개별 속도 벡터가 산출될 수 있다. 상기 공기 데이터 시스템은 상기 개별 속도 벡터에 기초하여 기류의 속력과 방향을 산출할 수 있다.

전술한 사항과 다른 측면 및 장점은, 첨부된 도면을 참조하여 이하의 상세한 설명을 읽음으로써 당업자에게 분명해질 것이다. 또한 본 발명에 관한 상세한 설명은 단지 예시적인 것이며 청구된 본 발명의 범위를 한정하고자 하는 것은 아니다.

이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예들을 설명한다. 여러가지 도면에서 동일 도면부호는 동일 요소를 나타낸다. 도 1은 대기 데이터 시스템(102)을 포함하는 덕트 팬 비행체(100)를 나타내는 도면이다. 덕트 팬 비행체(100)는 립부(lip: 108)를 갖는 공기 덕트(104)와 공기 덕트(104) 내에 위치하는 팬(106)을 포함한다. 대기 데이터 시스템(102)은 공기 덕트(104)의 립부(108) 내의 덕트 립부 선단(leading edge) 상에 위치할 수 있다.

또한, 덕트 팬 비행체(100)는 중심 몸체(center body: 110)를 가질 수 있다. 중심 몸체(110)는 비행체(100)의 다른 구성요소를 수용하는 하우징을 수 있다. 중심 몸체는 비행체(100)를 추진시키기 위한 엔진을 수용할 수 있다. 중심 몸체(110)는 대기 데이터 시스템(102)용 프로세서(118) 및 항공전자 시스템(120) 등의, 비행체의 추가적인 구성요소를 수용할 수 있다.

덕트 팬 비행체(100)는 또한 스테이터 조립체(stator assembly)와 추력 벡터링(thrust vectoring)을 제공하기 위한 날개(vane: 114)를 포함할 수 있다. 스테이터 조립체(112)와 날개(114)는 공기 덕트(104) 내에 위치하는 팬(106) 하부에 위치할 수 있다. 스테이터 조립체(112)는 공기 덕트(104) 내의 팬(106) 바로 아래에 위치하여 팬(106)에 의해 만들어진 공기의 선형적 흐름을 향할 수 있다. 날개(114) 또한 팬(106) 아래에 배치될 수 있다. 예를 들어, 날개(114)는 공기 덕트(104)의 출구부(exit section: 116)의 약간 아래에 배치될 수 있다. 비행체(100)는 비행체(100)에 대해 추력 벡터링을 수행하도록 가동의(movable) 및/또는 고정된(fixed) 날개(114)를 포함할 수 있다.

도 1은 클래스Ⅱ OVA(ClassⅡ Organic Air Vehicle)인 덕트 팬 비행체(100)를 도시한 것이다. 그러나 대기 데이터 시스템(102)은 소형 비행체(MAV), OAV-Ⅰ, 및 다른 수직 이착률(VTOL: vertical take-off and landing) 비행체 등의 다른 덕트 팬 비행체 상에서 사용될 수도 있다. 또한, 대기 데이터 시스템(102)이 덕트 팬 비행체(100)를 참조하여 설명되어 있지만, 대기 데이터 시스템(102)은, 속력 및 방향 등의 기류 파라미터가 측정될 필요가 있는 다른 공기 덕트 응용예에 사용될 수도 있다. 이 대기 데이터 시스템은, 공기 덕트를 통하여 공기를 강제로 밀어넣기 위한 수단이 있는 어떠한 응용예에서도 사용될 수 있다. 예를 들어, 이 대기 데이터 시스템(102)은 헬리콥터 꼬리 로터(tail rotor)가 덕트 내에 배치된 시스템에서 사용될 수 있다. 또한 대기 데이터 시스템(102)은 헬리콥터 주로터(main rotor) 위에 탑재된 덕트에서와 같이, 덕트 외측에 상기 수단을 갖는 시스템에서 사용될 수 있다. 덕트를 통해 공기를 강제로 밀어넣기 위한 수단을 구비하고 대기 데이터 시스템(102)을 이용할 수 있는 다른 응용례는, 터빈 엔진과 냉각탑이다.

덕트 팬 비행체(100)는, 항공전자 시스템(120) 등의, 추가적인 구성요소를 포함할 수 있다. 항공전자 시스템(120)은 비행체(100)의 중심 몸체(110) 내에 위치할 수 있다. 항공전자 시스템(120)은 비행체(100)의 고도, 위치 설정 및 전진 속력을 제어함으로써 비행체(100)를 제어할 수 있다. 항공전자 시스템(120)은 다양한 입력 정보를 사용하여 항공기를 제어할 수 있다. 예를 들어, 항공전자 시스템(120)은 비행체(100)를 제어하기 위해 관성 센서, GPS, 및 기류 속력 및 방향 등의, 입력을 사용할 수 있다. 대기 데이터 시스템(102)은 이러한 입력들을 항공전자 시스템(120)에 제공할 수 있다.

대기 데이터 시스템(102)은 또한 상기 기류가 비행체(100)에 가하는 힘을 결정할 수 있고, 이러한 힘은 또한 비행체(100)의 제어를 위해 항공전자 시스템(120)에 의해 이용될 수 있다. 추가적으로, 항공전자 시스템(120)은 GPS 센서 및/또는 관성 센서로부터의 입력 정보를 이용할 수 있다.

대기 데이터 시스템(102)은 덕트 팬 비행체(100)의 공기 덕트(104)의 립부(108) 안으로 통합(integrated)될 수 있다. 대기 데이터 시스템(102)은 바람직하게는, 프로세서(118)을 포함한다. 대안으로서, 대기 데이터 시스템(102)은, 다중 프로세서(mutiple processors)를 포함할 수 있다. 프로세서(118)는, 전형적으로는 소프트웨어 응용으로부터, 명령을 해석하고 실행하도록 동작할 수 있는 하드웨어, 펌웨어(firmware), 및/또는 소프트웨어의 어떠한 조합인 것도 가능하다. 예를 들어, 프로세서(118)는 마이크로콘트롤러(microcontroller), 마이크로프로세서, 또는 주문형 집적회로(application-specific integrated circuit: ASIC)일 수 있다. 프로세서(118)는 비행체(100)의 중심 몸체(110) 내에 위치할 수 있다. 대안으로서, 프로세서(118)는 비행체(100)의 공기 덕트(104) 내에 위치할 수도 있다.

대기 데이터 시스템(102)의 프로세서(118)는 바람직하게는, 비행체(100)를 둘러싸는 대기 데이타를 계산하도록 동작할 수 있다. 예를 들어, 프로세서(118)는 복수의 압력 센서로부터 압력 데이터를 수신하고, 비행체(100)를 둘러싸는 돌풍 및 바람시어 등의, 기류의 방향과 크기를 계산하도록 동작할 수 있다. 또한 대기 데이터 시스템(102)의 프로세서는 비행체에 가해지는 기류의 힘을 계산하도록 동작할 수 있다.

비행체(100) 내에서의 대기 데이터 시스템(102)의 위치는 도 2 및 도 3에 더 분명히 나타나 있다. 도 2는 점 A에서 A까지 절취한, 도 1의 공기 덕트(104)의 측단면도로서, 압력 센서(202)가 공기 덕트(104)의 립부(108) 내에 실장된 공기 덕트 의 측단면도이고, 도 3은 대기 데이터 시스템(102)의 상면도이다.

도 2에 도시된 바와 같이, 압력 센서(202)는 덕트 립부 포트(204) 내에 공기 덕트(104)의 내부에 실장된다. 압력 센서(202)는 정압 센서일 수 있다. 바람직하게는, 압력 센서(202)는 공기 덕트(104)의 립부(108) 상에 평면 실장될 수 있다. 또한 압력 센서(202)는 바람직하게는, 공기 덕트(104)의 립부(108)에 형성될 수 있는 고속 저압 영역(high velocity low pressure region: 206)에 실장된다. 예를 들어, 압력 센서(202)는 공기 덕트(104)의 립부(108)에 형성될 수 있는 최고속 최저압 영역에 실장될 수 있다. 공기 덕트(104)의 립부(108)의 형상은 측풍(cross wind)에 매우 민감하고 압력 센서(202)의 민감도 범위(sensitivity ranges) 내에서 압력을 발현시키는 고속 저압 영역을 발생시킨다. 본 기술분야에서 알려진 바와 같이, 고속 저압 영역(206)은 베르누이 원리에 의해 공기 덕트(104)의 립부(108)에서 형성될 수 있다.

압력 센서(202)는, 압력 센서(202)의 민감도를 증가시키기 위해 바람직하게는 고속 저압 영역(206) 내에 배치된다. 바람직하게는, 압력 센서(202) 및 대기 데이터 시스템(102)의 다른 압력 센서의 배치는, 바람 터널 테스트(wind tunnel testing)에서 그 배치를 시험함으로써 결정될 수 있다. 다른 대안으로서, 상기 배치는 계산 유동 동역학 시뮬레이션 및 분석(computational flow dynamic simulation and analysis)을 사용하여 결정될 수 있다.

또한, 바람직하게는, 압력 센서들의 배치가 립부 흐름 분리(flow separation)에 의해 영향을 받지 않도록 압력 센서(202) 및 다른 압력 센서가 위치 한다. 바람직하게는, 압력 센서는 넓은 범위의 비행 상태에 걸쳐 립부 흐름 분리에 의해 영향받지 않는다. 본 기술분야에서 알려진 바와 같이, 공기 덕트(104)의 형상은, 공기 덕트(104)의 립부(108)를 가로질러 압력을 측정할 때 일어날 수 있는 분리된 립부 흐름 이슈를 최소화하는 데에 중요한 요인이다. 바람직하게는, 비행체(100)의 공기 덕트(104)의 형상은 이러한 립부 흐름 분리를 방지하도록 설계된다.

도 3을 참조하면, 대기 데이터 시스템(102)은 공기 덕트(104)의 립부(108) 주위에 배치된 복수의 센서(202)를 포함한다. 쌍(304 및 306) 등의 압력 센서의 쌍들 서로 대향하여 실질적으로 180도 떨어져 배치된다. 도 3은 45도 간격으로 배치된 8개의 압력 센서(202)의 세트를 보여주고 있지만, 센서의 정확한 개수와 배치는 대기 데이터 파라미터의 분해능(resolution)을 증가시키도록 다양하게 변할 수 있다. 예를 들어, 대기 데이터 시스템(102)은 10개의 압력 센서를 포함하여, 각 압력 센서가 인접한 압력 센서(202)로부터 실질적으로 36도 간격으로 떨어져 배치될 수 있다. 다른 배치가 또한 가능한다.

압력 센서(202)는 배선(wiring: 308)을 통하여 대기 데이터 시스템(102)의 프로세서(118)에 연결될 수 있다. 다른 대안으로서, 압력 센서(202)와 프로세서(118) 간의 연결은 무선(wirless)일 수 있다. 압력 센서(202)는 압력 센서 측정치를 프로세서(118)에 보낼수 있다. 또한 항공전자 시스템(120)은 프로세서(118)에 연결될 수 있다.

도 4는 덕트 팬 비행체(100)의 공기 덕트(104)를 둘러싸는 기류(402)를 나타 내는 도면이다. 기류(402)는 지면의 좌측부로부터 우측부로 흐르는 것으로 도시된다. 물론, 기류(402)는 덕트 팬 비행체(100)에 대하여 많은 방향으로 흐를 수 있다.

도 4에 도시된 바와 같이, 공기 덕트(104)의 바람이 불어오는 측(windward side: 404) 및 공기 덕트(104)의 바람이 불어나가는 측(leeward side: 406) 상에 공기 덕트(104) 의 립부(108)에서 압력 차동(pressure differential)이 있다. 대기 데이터 시스템(102)은, 기류 정보를 제공하기 위해 공기 덕트(104)의 바람이 불어오는 측(404)과 바람이 불어나가는 측(406) 사이의 이러한 압력 차동을 이용한다.

공기 덕트(104)의 상기 측들(404, 406) 사이의 압력 차동은 ΔP_duct = P_windward - P_leeward로 계산된다. 복수의 압력 센서 쌍(304, 306)은, 도 3에 도시된 바와 같이 공기 덕트(104)의 립부(108)를 가로질러 배치될 때, 대기 데이터 시스템(102)은 복수의 압력 차동을 측정하고 계산할 수 있다. 바람직하게는, 압력 센서(202)는 압력을 측정하고, 대기 데이터 시스템(102)의 프로세서(118)는 공기 덕트(104)를 가로지르는 복수의 압력 차동을 계산한다.

일반적으로, 압력 센서(202)는 기류(402)의 속도에 민감하며, 차동 압력 측정치와 기류(402)의 솔도 사이에는 선형적 관계가 있다. 공기 덕트(104)를 가로지르는 압력 측정치와 공기 덕트(104)를 둘러싸는 기류(402)의 속도 간의 이러한 선형적 관계는 대기 데이터를 계산하는데에 유용하다.

도 5는 덕트 팬 비행체(100)의 대기 데이터 시스템(102)에 의한 대기 데이터 산출을 위한 방법(500)을 설명하는 플로우차트이다. 도 5에 도시된 예는 대기 데이터 시스템(102)의 프로세서(118)에 의해 수행될 수 있는 단계들을 보여준다.

블록(502)에서, 대기 데이터 시스템(102)은 대기 데이터를 결정하기 위해 사용되는 입력을 수신할 수 있다. 이러한 입력 정보는, 공기 밀도(ρ), 덕트 팬(106)의 팬 속력(n), 비행체의 피치각(pitch angle), 비행체의 롤각(roll angle), 및 공기 덕트(104)의 립부(108)를 가로지르는 압력 센서(202)의 쌍으로부터 측정된 차동 압력을 포함할 수 있다. 대기 데이터 시스템(102)의 프로세서(118)는 이러한 입력을 수신할 수 있다.

블록(504)에서, 대기 데이터 시스템(102)은 차동 압력 대 기류(402)의 속도에 대해 보정된(calibrated) 선형 커브 피트를 적용한다. 전술한 바와 같이, 압력 센서(202)의 쌍의 차동 압력 측정치와 덕트 팬 비행체(100)를 둘러싸는 기류(402)의 속도 간에는 선형적 관계가 있다. 공기 덕트(104)의 립부(108)를 가로지르는 압력 차동과 비행체(100)를 둘러싸는 기류(104)의 속도 간의 선형적 관계를 정확히 결정하기 위해서, 상기 압력 차동 측정치는 블록(502)에서 수신된 다른 입력 정보에 의해 조절될 수 있다. 보정된 선형 커브 피트의 적용은 도 6을 참조하여 더 설명된다.

블록(506)에서, 대기 데이터 시스템(102)은 기류(402)의 속력과 방향을 결정할 수 있다. 대기 데이터 시스템(102)은 블록(504)에서 적용된, 압력 차동 대 기류(402)의 속도에 대한 보정된 선형 커브 피트에 기초하여 기류(402)의 속력과 방향을 결정할 수 있다. 이러한 결정이 도 6을 참조하여 더 설명된다.

블록(508)에서, 대기 데이터 시스템(102)은 기류(402)가 비행체(100)에 가하는 힘을 추정 또는 평가할 수 있다. 대기 데이터 시스템(102)은 블록(504)에서 적용된, 압력 차동 대 기류(402)의 속도에 대한 보정된 선형 커브 피트에 기초하여 비행체(100)에 가해지는 기류(402)의 힘을 추정할 수 있다. 이러한 추정이 도 6을 참조하여 더 설명된다.

대기 데이터 시스템(102)은, 대기 데이터를 산출하기 위해, 비행체(100)의 전체 비행에 거쳐 대기 데이터 생성 또는 산출에 대한 방법(500)을 반복한다. 대안으로서, 대기 데이터 시스템(102)은 비행체(100)의 비행 동안에 대기 데이터 산출을 위한 상기 방법(500을 주기적으로 반복할 수 있다.

도 6은 블록(504)에서 설명한 보정된 선형 커브 피트를 적용하기 위한 데이터 계산 흐름을 나타내는 흐름도(600)이다.

블록(602)에서, 프로세서(118)는 대기 데이터 시스템(102)의 압력 센서(202)로부터 공기 덕트(104)를 통해 흐르는 기류(402)에 기초하여 압력 입력을 수신한다. 블록(604)에서, 각 압력 센서 입력은 덕트 팬 비행체의 자세(attitude)에 의해 수정된다. 예를 들어, 각 압력 입력은, 덕트 팬 비행체의 피치에 대해 보상하기 위해, 피치각(α'_P)에 의해 수정된다. 또한 각 압력 센서 입력은, 덕트 팬 비행체의 롤 자세를 보상하기 위해 롤각(α'_R)에 의해 수정된다. 압력 데이터의 상대적인 크기는 자세의 이득 승수 인자(gain multiplier factor)에 의해 수정될 수 있다. 이러한 보상은 지축(earth axis)과 비행체축(vehicle axis) 사이에서 좌표 변환을 한 다. 비행체 자세는, 원하는 속력으로부터의 상대적인 풍속의 지표(indicator) 또는 바람에 대한 보상의 지표이다. 피치각과 롤각은 비행체의 항공전자 시스템(120)으로부터 추정될 수 있다. 예를 들어, 비행체의 피치각과 롤각은 비행체 관성 센서 시스템으로 결정될 수 있다.

블록(606)에서, 대기 데이터 시스템(102)은 센서(202)의 쌍 사이의 압력 차동치를 계산할 수 있다. 전술한 바와 같이, 압력 차동은 공기 덕트(104)의 바람이 불어오는 측(404) 상의 압력 센서(202)와, 공기 덕트(104)의 바람이 불어나가는 측(406) 상에 있는 실질적으로 180도 떨어져 있는 압력 센서(202) 사이에서 계산될 수 있다. 차동 센서쌍의 값은, 상기 쌍의 제1 압력 센서에서 얻은 압력 센서 입력을 상기 쌍의 제2 압력 센서에서 얻은 압력 센서 입력으로부터 뺌으로써, 얻을 수 있다.

예를 들어, 하나의 차동 측정치는 0 도에 위치한 압력 센서(202)에 의해 측정된 압력과, 180도에 위치하는 압력 센서(202)에 의해 측정된 압력 간의 차이이다. 도 3 및 도 6에 도시된 바와 같이 8개의 압력 센서를 갖는 대기 데이터 시스템(102)에서, 바람직하게는, 4개의 차동 압력 측정치가 있게 된다. 이러한 압력 센서의 배치에서는, 차동 압력 측정치는 Δp_(135-315), Δp_(180-0), Δp_(225-45), 및 Δp_(270-90)이다. 다른 대안으로, 압력 차동은, 실질적으로 180도로 덕트를 직접 가로지르는 센서를 갖는 쌍이외의 다른 센서의 쌍으로부터 계산될 수 있다. 예를 들어, 압력 차동 측정치는 8개 압력 센서 구성에서, 135도 압력 센서 위치와 225도 압력 센서 위치로부터 얻을 수 있다. 압력 차동 측정치를 위한 다른 쌍이 또한 가능하다.

블록(608)에서, 차동 압력 센서쌍의 값은, 차동 압력쌍 값을 선형화하기 위해, 팬 속력(n)에 의해 보상될 수 있다. 압력 차동은, 상기 차동 압력 측정치를 팬 속력으로 나눔으로써(Δp/n), 팬 속력 상에서 정규화될 수 있다.

블록(610)에서, 대기 데이터 시스템(102)은 대기 밀도 입력(Pc)로부터 공기 밀도 보상을 수행할 수 있다. 밀도 고도(density altitude)는 온도와 압력으로부터 계산될 수 있다. 사용된 압력 수(pressure number)는 모든 센서 압력의 평균이다. 밀도 고도 (DH)는 DH = 145426[1-((P_O/P_SL)/(T/T_SL))^0.235]이며, 여기서 P_O는 기압이고, P_SL은 해수면 기압(sea level atmosphere pressure)이고, T는 대기 온도이고, T_SL은 해수면의 대기 온도이며, 이 밀도 고도는 각각의 개별적인 Δp에 적용된다.

블록(612)에서, 공기 덕트를 가로질러 기류의 개별적인 속도를 산출하기 위해, 대기 데이터 시스템(102)는, 대기 데이터의 정규화에 대해 선형 속도 커브 피트를 적용할 수 있다. 따라서, 보상된 Δp_(135-315), Δp_(180-0), Δp_(225-45), 및 Δp_(270-90)에 대해, 대기 데이터 시스템(102)은, 공기 덕트(104)를 가로질러 기류(402)의 개별 속도를 산출하기 위해, 속도 커브 피트를 압력 차동에 적용할 수 있다. 도 3에 도시된 바와 같은 8개의 압력 센서(202) 배치에서는,대기 데이터 시스템(102)은, 도 6에서 V_(135-315), V_(180-0), V_(225-45), V_(270-90)로 표시되는 4개의 개별 속도 벡터(V_N)를 산출한다. 압력 차동이 보상되고 정규화된 후에, 압력 차동 대(vs.) 기류의 속도 관계는 선형적이며 선형 커브 피트의 절편값(intercept values)은 0 근방이다. 따라서, 개별 속도 벡터(V_N)는 압력 센서(202)에 의해 측정된 압력 데이터로부터 얻을 수 있다.

예를 들어, 도 7은, 주어진 비행체 피치에 대해, 보상되고 정규화되어 플로트된 압력 데이타 대 속도 데이터에 대한 선형 속도 커브 피트(702)를 나타내는 그래프(700)이며, 그 절편은 0 근방이다. 보정되고 정규화되어 플로트된 압력 데이타 대 속도의 선형 속도 커브 피트(702)는 다른 비행체 피치각에 대해서 변할 수 있다.

다시 도 6을 참조하면, 블록(814)에서,공기 덕트의 립부를 가로질러 공기의 개별 속도 벡터에 기초하여 기류의 전체 속도 벡터(total velocity vector: V_T)(616)를 산출하기 위해, 프로세서(118)는 얻어진 속도 커브 피트를 처리할 수 있다. 프로세서(118)는 개별 속도 벡터(V_(135-315), V_(180-0), V_(225-45), V_(270-90))를 합산함으로써 V_T를 산출할 수 있다. 이러한 전체 속도 벡터는 비행체(100)에 대한 기류의 속력 및 방향을 포함한다.

또한, 블록(614)에서, 기류(402)에 의해 비행체(100)에 가해지는 순간력(intantaneous forces: F_T)(618)을 산출하기 위해, 프로세서(118)은 상기 얻어진 속도 커브 피트를 처리할 수 있다. 비행체(100)를 제어하도록, 순간력(618)은 항공전자 시스템(120)에 의해 이용될 수 있다. 본 기술 분야에서 알려진 바와 같이, 기 류에 의해 비행체 상에 가해지는 힘은 비행체에 가해지는 기류의 속력과 방향에 의해 추정될 수 있다. 돌풍 및 바람시어에서 초래되는 바와 같은, 비행체(100)를 둘러싸는 기류(402)로부터 초래되는 측방향읠 병진을 방지하도록, 비행체의 자세를 조절하기 위해, 항공전자 시스템(120)은 대기 데이터 시스템(102)의 프로세서(118)에 의해 상기 추정된 힘을 사용할 수 있다.

또한, 기류의 속력 및 방향과, 기류(402)에 의해 비행체(100)에 가해지는 힘은 내부 루프 돌풍 거부 제어 시스템(inner loop gust rejection control system)에 의해 이용될 수 있다. 이러한 시스템은, 결과적인 측방향 병진을 방지하기 위해, 인가된 힘을 예상하여 비행체에 의해 계산된 대로, 바람 또는 돌풍의 방향으로 비행체를 기울인다.

대기 데이터 시스템(102)은 비행체(100)에 측풍, 바람시어, 돌충 및 시간종속 공기동력학적 힘으로부터 비행체에 가해지는 결과적인 변위력, 속력 및 방향을 정확하게 측정할 수 있는 대기 데이터 시스템을 제공한다. 대기 데이터 시스템(102)은 공기 덕트의 립부를 가로질러 공기압 측정치의 수집에 기초하여 대기 데이터를 측정한다. 공기압 측정치의 수집에 기초하여, 대기 데이터 시스템은 공기 덕트의 립부 상의 제1 지점과 상기 제1 지점으로부터 실질적으로 180도 떨어진 제2 지점 사이에서 차동 압력을 계산한다. 상기 측정치를 사용하여, 대기 데이터 시스템은 상기 비행체를 둘러싸는 기류로부터 상기 비행체에 가해지는 결과적인 변위력과, 속력 및 방향을 결정하도록 동작할 수 있다. 추가적으로, GPS 또는 관성 센서에 의해 제공되는 에러에 기초하여 비행체(100)의 측방향 병진을 보정하도록 비행 체의 자세를 조절하기보다는, 항공전자 시스템은, 비행체(100)의 이러한 측방향 병진을 방지하도록 비행체 자세를 조절하기 위해, 대기 데이터 시스템(102)에 의해 제공되는 정보를 이용할 수 있다.

상술한 실시예는 예시적인 것이며 본 발명의 범위를 한정하기 위한 것이 아니다. 특별히 한정하지 않는 한, 청구항에 기재된 단계 또는 구성요소들은 기재된 순서대로 한정되는 것은 아니다. 따라서, 이하의 청구항의 범위와 정신에 해당하는 모든 실시예 및 그 등가물은 본 발명으로서 청구된다.

본 발명에 따르면, 덕트 팬 비행체와 같은 정지 비행 또는 저속 비행 상태의 비행체에서도, 속력, 방향 및 비행체에 가해지는 힘을 정확히 측정할 수 있고, 비행체의 자체를 보다 정확히 조절할 수 있게 된다.

Claims

립부를 갖는 공기 덕트;

상기 공기 덕트의 립부 주위에 배치되고 압력 데이터를 측정하도록 동작가능한 복수의 공기압 센서; 및

상기 복수의 공기압 센서로부터 압력 데이터를 수신하고 상기 복수의 공기압 센서에 의해 측정된 상기 압력 데이터에 기초하여 상기 비행체를 둘러싸는 기류의 속력과 방향을 계산하도록 동작가능한 프로세서를 포함하는, 비행체용 대기 데이터 시스템.
제1항에 있어서,

상기 복수의 공기압 센서는 평면 실장된 센서인 것을 특징으로 하는 비행체용 대기 데이터 시스템.
제2항에 있어서,

상기 평면 실장된 센서는 상기 공기 덕트의 립부에서 고속 저압 영역에 실장된 것을 특징으로 하는 비행체용 대기 데이터 시스템.
제1항에 있어서,

상기 공기 덕트의 립부 주위에 배치된 상기 복수의 공기압 센서는 덕트 립부 포트 내에 실장된 것을 특징으로 하는 비행체용 대기 데이터 시스템.
제1항에 있어서,

상기 복수의 공기압 센서는 실질적으로 180도 떨어져 상기 립부 주위에 배치된 적어도 한쌍의 압력 센서를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체용 대기 데이터 시스템.
제1항에 있어서,

상기 프로세서는 상기 비행체를 둘러싸는 기류의 속력과 방향에 기초하여 상기 비행체 속도를 추정하도록 동작가능한 것을 특징으로 하는 비행체용 대기 데이터 시스템.
제1항에 있어서,

상기 프로세서는 상기 비행체를 둘러싸는 기류에 의해 생성되어 상기 비행체에 가해지는 힘을 추정하도록 동작가능한 것을 특징으로 하는 비행체용 대기 데이터 시스템.
제7항에 있어서,

상기 비행체에 가해지는 힘은 덕트 팬 비행체의 항공 전자 시스템에 보내지는 것을 특징으로 하는 비행체용 대기 데이터 시스템.
제1항에 있어서,

상기 공기 덕트를 통해 공기를 밀어넣기 위한 수단을 더 포함한 것을 특징으로 하는 비행체용 대기 데이터 시스템.
제9항에 있어서,

상기 공기 덕트를 통해 공기를 밀어넣기 위한 상기 수단은 팬인 것을 특징으로 하는 비행체용 대기 데이터 시스템.
덕트 팬 비행체를 위한 대기 데이타를 측정하는 방법에 있어서,

복수의 공기압 센서가 공기 덕트의 립부 상의 제1 지점 및 상기 제1 지점으로부터 실질적으로 180도 떨어져 있는 상기 공기 덕트의 립부 상의 제2 지점에서 압력을 측정하는 적어도 한쌍의 공기압 센서를 포함하도록 상기 비행체의 상기 공기 덕트의 립부 내에 복수의 공기압 센서를 배치하는 단계; 및

상기 복수의 공기압 센서에 프로세서를 연결하는 단계 - 상기 프로세서는 상기 적어도 한쌍의 공기압 센서를 통하여 흐르는 공기에 기초하여 상기 비행체를 둘러싸는 기류의 속력과 방향을 계산하도록 동작가능함 -;를 포함하는 덕트 팬 비행체용 대기 데이터 측정 방법.
제11항에 있어서,

상기 비행체의 공기 덕트의 립부 상에 복수의 공기압 센서를 배치하는 단계는, 상기 복수의 공기압 센서를 상기 공기 덕트의 립부에 평면 실장하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 덕트 팬 비행체용 대기 데이터 측정 방법.
제12항에 있어서,

상기 복수의 공기압 센서를 상기 공기 덕트의 립부에 평면 실장하는 단계는, 상기 복수의 공기압 센서를 상기 비행체의 공기 덕트의 립부에서의 고속 저압 영역에 실장하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 덕트 팬 비행체용 대기 데이터 측정 방법.
제12항에 있어서,

상기 복수의 공기압 센서를 상기 공기 덕트의 립부에 평면 실장하는 단계는, 적어도 한쌍의 공기압 센서를 실질적으로 서로 180도 떨어져서 상기 립 주위에 실장하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 덕트 팬 비행체용 대기 데이터 측정 방법.
제11항에 있어서,

상기 프로세서는 상기 비행체를 둘러싸는 기류에 의해 상기 비행체에 가해지는 힘을 추정하도록 동작가능한 것을 특징으로 하는 덕트 팬 비행체용 대기 데이터 측정 방법.
제11항에 있어서,

상기 프로세서는 상기 비행체를 둘러싸는 기류의 속력과 방향에 기초하여 비행체 속력을 추정하도록 동작가능한 것을 특징으로 하는 덕트 팬 비행체용 대기 데이터 측정 방법.
제11항에 있어서,

기류의 속력과 방향을 계산하도록 동작가능한 상기 프로세서는,

상기 공기 덕트의 립부 상의 제1 지점과 상기 제1 지점으로부터 실질적으로 180도 떨어져 있는 상기 공기 덕트의 립부 상의 제2 지점 사이에서 복수의 압력 차동을 계산하는 단계;

상기 복수의 압력 차동으로부터 복수의 벡터를 계산하는 단계;

상기 복수의 벡터를 합산하는 단계; 및

상기 복수의 벡터의 합에 기초하여 상기 기류의 방향을 계산하는 단계를 수행함으로써 기류의 방향으로 계산하는 것을 특징으로 하는 덕트 팬 비행체용 대기 데이터 측정 방법.
덕트 팬 비행체를 둘러싸는 기류의 속력과 방향을 계산하는 방법에 있어서,

상기 비행체의 공기 덕트의 립부 내에서 복수의 압력 측정치를 얻는 단계;

비행체 자세에 대해 상기 복수의 압력 측정치를 보상하는 단계;

상기 공기 덕트의 립부를 가로질러 복수의 압력 차동을 계산하는 단계;

상기 비행체의 팬의 팬 속력 및 공기 밀도에 대해 상기 복수의 압력 차동을 보상하여, 복수의 보상된 압력 차동을 얻는 단계;

상기 보상된 압력 차동에 대해 선형 속도 커브 피트를 적용하는 단계;

상기 보상된 압력 차동에 대해, 상기 선형 속도 커브 피트에 기초하여 상기 공기 덕트의 립부를 가로질러 복수의 개별 속도 벡터를 산출하는 단계; 및

상기 공기 덕트의 립부를 가로질러 상기 복수의 개별 속도 벡터에 기초하여 상기 기류의 전체 속도 벡터를 산출하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체를 둘러싸는 기류의 속력 및 방향 계산 방법.
제18항에 있어서,

상기 비행체 자세에 대해 상기 복수의 압력 측정치를 보상하는 단계는, 상기 덕트 팬 비행체의 피치 자세에 대해 보상하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체를 둘러싸는 기류의 속력 및 방향 계산 방법.
제18항에 있어서,

상기 비행체 자세에 대해 상기 복수의 압력 측정치를 보상하는 단계는, 상기 덕트 팬 비행체의 롤 자세에 대해 보상하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 비행체를 둘러싸는 기류의 속력 및 방향 계산 방법.