KR20080067368A - 자동 선회 비행을 위한 제어 시스템 - Google Patents

Abstract

항공기의 비행 제어 시스템은, 원형의 지적선을 정의하기 위하여 지구공간적 점의 위치 및 지구공간적 점을 중심으로 한 반경의 명령된 값들을 나타내는 커맨드 신호들을 수신하도록 구성된다. 센서는 항공기의 지구공간적 위치를 판정하고 항공기의 위치를 나타내는 위치 신호를 제공한다. 항공기 상의 비행 제어 장치에 명령하는 제어기는 항공기의 비행을 제어하며, 커맨드 신호들 및 위치 신호를 수신하도록 구성된다. 제어기는 커맨드 신호들 및 위치 신호를 이용하여, 일반적으로 원형의 지적선의 접점을 향하여 항공기를 보낸 다음 원형의 지적선을 따라 비행 궤도를 유지하기 위하여 항공기의 비행을 제어하게끔 비행 제어 장치를 조종한다.

Description

자동 선회 비행을 위한 제어 시스템{CONTROL SYSTEM FOR AUTOMATIC CIRCLE FLIGHT}

본 발명은 일반적으로 항공기에 대한 비행 제어 시스템의 분야에 관한 것으로, 보다 자세하게는, 선택된 고정점 또는 가동점 주변에서 선회 비행 궤도를 달성하고 유지하는 시스템에 관한 것이다.

사고 위치 또는 탐색중인 영역과 같이 대상이 되는 특정 영역 주변에서 폐루프 지적선(ground track)을 나타내는 궤도로 항공기를 비행시키는 것이 종종 바람직하다. 항공기가 이 영역과의 거리를 유지하는 이점들 중 하나는 항공기로부터 대상이 되는 영역을 향하여 연속적인 조준선을 제공한다는 것이다.

항공기가 수동 제어 하에서 비행 중에 있는 경우에는, 항공기에 탑승한 파일럿에 의해서든 또는 항공기를 원격으로 조종하는 파일럿에 의해서든 간에, 파일럿은 대상이 되는 영역을 관측하고 그 관측에 응답하여 항공기의 비행을 제어함으로써 영역 주변에서의 원하는 궤도를 유지할 수 있다. 이것이 수행될 수 있는 한가지 방법은 파일럿이 항공기를 경사 비행 자세(banked attitude)로 비행하여, 대상이 되는 영역을 선회하기 위해 일반적으로 일정한 회전을 유지하는 것이다. 파일럿은 무선 신호들과 같은 통상적인 네비게이션 수단에 의해 또는 GPS(Global Positioning System; 전지구 위치측정 시스템)를 이용하여 위치파악(locate)될 수 있는 특정 점에 대한 선회 궤도로 항공기를 비행시키도록 시도할 수 있다. 선회 궤도를 유지하기 위하여 파일럿은 선택된 점에서부터 일정한 반경 거리를 유지해야 한다.

폐루프를 비행하기 위한 다른 방법은 중간 지점(waypoint)들로 비행하고 항공기를 루프 시퀀스에서의 다음 중간 지점을 향하여 선회(turn)시킴으로써 이루어진다. 이 방법은 대상이 되는 영역(11) 주변에서의 일반적인 선회 궤도(13)를 나타내는 도 1에 도시되어 있다. 궤도(13)는 복수의 중간 지점과, 인접하는 중간지점들을 연결하는 비행 항로(flight segment)들에 의해 정의된다. 도시된 바와 같이, 궤도(13)는 A 내지 H로 표시된 8개의 중간 지점들을 포함하고 있지만, 궤도(13)는 다소의 중간 지점들을 포함할 수 있다. 파일럿은 각각의 중간 지점으로부터 인접하는 중간 지점으로 항공기를 비행시키고, 어느 방향으로도 궤도를 비행할 수 있다. 예를 들어, 항공기는 중간 지점 A에서 궤도(13)를 시작할 수 있으며, 중간 지점 B를 향하여 직선으로 항로(15)를 따라 비행할 수 있다. 중간 지점 B에서, 파일럿은 중간 지점 C를 향하여 직선으로 항공기를 선회시키고 항로(17)를 따라 항공기를 비행시킨다. 파일럿은 직선 항로들을 따라 후속하는 중간 지점들로 비행하는 것을 진행하며, 중간 지점 H로부터 중간 지점 A로 항로(19)를 따라 비행함으로써 궤도(13)를 완료한다. 그 후, 파일럿은 중간 지점 B로 다시 비행함으로써 궤도(13)를 계속 진행할 수 있다.

탑승한 파일럿 또는 원격 파일럿이 수동으로 항공기를 원하는 궤도로 비행시 키는 요구사항은 파일럿의 작업 부하를 증가시키고, 대상이 되는 영역을 관측하는 파일럿의 능력을 감소시킨다. 또한, 이것은 특히 바람이 센 환경에서 선회하는 동안에 파일럿이 그 위치로부터 원하는 거리를 유지하는 것을 어렵게 할 수 있다. 선회 궤도를 나타내는 중간 지점 방법에서는, 궤도가 큰 반경 및/또는 많은 중간 지점들을 갖고 있어야 한다. 이러한 중간 지점들의 세트를 선택하는 것은 어려울 수 있고 시간 소모적일 수 있다.

유인 항공기 및 무인 항공기를 포함한 많은 근래의 항공기는 선택된 값에서 또는 선택된 값 근처에서 선택된 비행 파라미터들을 유지하기 위한 비행 제어 시스템을 갖고 있다. 이들 파라미터는 고도, 비행 방향(heading), 지적선, 비행 자세, 및/또는 속도를 포함할 수 있고, 비행 제어 시스템은 항공기의 비행 제어 시스템에 송신되는 커맨드를 통하여 각각의 파라미터를 유지한다. 속도는 항공기의 대기 속도 또는 관성 속도로서 제어될 수 있다. 대기 속도는 항공기가 비행 중에 있는 기단에 대한 항공기의 전진 속도로서 정의되는 한편, 관성 속도는 항공기가 비행 중에 있는 지면에 대한 항공기의 속도로서 정의된다.

기존의 비행 제어 시스템들은 중간 지점들로의 비행에 의한 폐루프 궤도에 따른 자동 비행을 제공한다. 다른 방법에서는, 항공기는 영역 주변 또는 영역 근처를 배회하도록 명령받을 수 있고, 여기서, 비행 제어 시스템은 복잡한 패턴들로 또는 지적선들로 항공기들을 비행시킨다. 예를 들어, 일부 시스템들은 항공기가 GPS 좌표들로서 또는 다른 좌표 시스템들에 의해 주어질 수 있는 지상의 선택된 점 위에 비행하도록 제어하며 그 후, 다시 동일한 점 상으로 항공기를 선회시킨다. 이들 궤도의 지적선들은 "피겨-8(figure-8)" 패턴과 같은 정규 패턴일 수 있거나 또는 이들 궤도는 비정규적인 형상들로 될 수 있다. 이들 시스템의 단점은 이들 시스템이 연속적인 조준선을 제공할 수 없거나 또는 대상이 되는 영역의 관측들을 계속해서 하기 위해 항공기 상의 장치 또는 관측기의 재위치결정이 필요할 수 있다는 점이다.

명령된 고도 및 속도에서 명령된 중심 및 반경의 원에서의 자동 선회 비행을 제공하는 비행 제어 시스템이 필요하게 된다.

따라서, 본 발명의 목적은 명령된 고도 및 속도에서 명령된 중심과 반경의 원에서의 자동 선회 비행을 제공하는 비행 제어 시스템을 제공하는 것이다.

항공기에 대한 비행 제어 시스템은 원형의 지적선들을 정의하기 위하여 지구공간적(geospatial) 점의 위치와 지구공간적 점을 중심으로 한 반경의 명령된 값들을 나타내는 커맨드 신호를 수신하도록 구성된다. 센서는 항공기의 지구공간적 위치를 판정하며, 항공기의 위치를 나타내는 위치 신호를 제공한다. 항공기 상의 비행 제어 장치들을 명령하기 위한 제어기는 항공기의 비행을 제어하며, 커맨드 신호들 및 위치 신호를 수신하도록 구성된다. 제어기는 일반적으로 원형 지적선의 접점(tangent point)을 향하여 항공기를 보낸 다음 원형 지적선을 따라 비행 궤도를 유지시키기 위하여, 커맨드 신호 및 위치 신호를 이용하여 비행 제어 장치로 하여금 항공기의 비행을 제어하도록 한다.

본 발명은 (1) 항공기로 하여금 선택된 중심과 반경을 갖는 원을 비행하도록 자동으로 조종하는 시스템의 능력; 및 (2) 원의 외부 또는 내부에 위치된 시작점(initial point)으로부터 원을 인터셉트(intercept)하고 비행하도록 하는 능력을 포함한 수개의 이점을 제공한다.

본 발명의 특징 및 이점들을 포함한 본 발명의 보다 나은 이해를 위하여, 동일한 도면 부호가 동일한 구성요소를 나타내는 첨부 도면과 결합하여 이루어진 본 발명의 상세한 설명을 참조한다.

도 1은 대상이 되는 영역에서 항공기를 선회 비행시키는 종래 기술의 중간 지점 방법을 이용하는 경우 항공기의 비행 궤도를 나타내는 개략도이다.

도 2a는 원격 파일럿 조종형 항공기와 이용하도록 구성된, 본 발명에 따른 비행 제어 시스템의 개략도를 나타낸다.

도 2b는 도 2a의 비행 제어 시스템의 일부분을 나타내는 흐름도를 나타낸다.

도 3은 도 2a에 도시된 비행 제어 시스템을 갖는 항공기의 사시도를 나타낸다.

도 4는 항공기가 규정된 원의 외부에서 시작하여, 시계 방향으로 선회 궤도를 비행하도록 도 2a의 시스템에 의해 제어되는 항공기 비행의 지적선을 나타내는 플롯도이다.

도 5는 항공기가 규정된 원의 외부에서 시작하여 반시계 방향으로 선회 괘도를 비행하도록 도 2a의 시스템에 의해 제어되는 항공기 비행의 지적선을 나타내는 플롯도이다.

도 6은 항공기가 규정된 원의 내부에서 시작하여, 시계 방향으로 선회 괘도를 비행하도록 도 2a의 시스템에 의해 제어되는 항공기 비행의 지적선을 나타내는 플롯도이다.

도 7은 항공기가 규정된 원의 내부에서 시작하여, 반시계 방향으로 선회 괘도를 비행하도록 도 2a의 시스템에 의해 제어되는 항공기 비행의 지적선을 나타내는 플롯도이다.

도 8은 항공기가 한 위치로부터 규정된 원의 중심을 향하여 시작하여, 반시계 방향으로 선회 괘도를 비행하도록 도 2a의 시스템에 의해 제어되는 항공기 비행의 지적선을 나타내는 플롯도를 나타낸다.

본 발명은 항공기가 대상이 되는 선택된 영역을 향하여 비행하고 특정된 반경, 고도 및 속도에서 그 영역의 선택된 점을 선회하도록 항공기의 비행을 자동으로 제어하기 위하여 구성된 비행 제어 시스템에 대하여 교시한다. 보다 자세하게는, 비행 제어 시스템은 회전에 있어서 항공기를 경사 비행시키기 위한 경사 비행 커맨드를 발생시키고, 선택된 선회 궤도를 비행시키기 위하여 속도 및 고도 오차 신호와 함께 그 경사 비행 커맨드를 이용한다. 비행 제어 시스템은 원을 정의하기 위해 공간적으로 오직 하나의 점과 반경만을 필요로 하며, 헬리콥터, 틸트로터, 및 고정익 항공기를 포함한 모든 유형의 유인 항공기 및 무인 항공기의 비행을 제어하는데 유용하다. 이 비행 제어 시스템은 감시, 탐색, 구조, 군사 작전을 수행하는 항공기에서의 이용에 특히 적합하다.

예를 들어, 외상 환자를 수송하는데 이용되는 의료 후송 헬리콥터는 사고 현장에 급파되는 경우에 이 비행 제어 시스템을 이용할 수 있다. 급파한 사람(dispatcher)은 헬리콥터 승무원(crew)에게 사고 좌표를 제공하며, 비행 제어 시스템은 경계표(landmark)를 따라갈 필요없이 헬리콥터로 하여금 가능한 가장 빠른 시간에 그 사고 위치에 도착하도록 한다. 마찬가지로, 법 집행 헬리콥터는 파일럿으로부터의 입력 요구 없이 특정된 위치로 급파되어 그 위치를 선회할 수 있다. 다른 예는 교통상황 기록을 제공하는데 이용되는 헬리콥터에 대한 비행 제어 시스템의 이용으로서, 헬리콥터는 특정된 사고 또는 교통 위치에 신속하고 쉽게 도착한 다음 그 영역을 선회할 수 있다. 군용 항공기는 무장 헬리콥터 용으로 본 발명의 시스템을 이용하여, 항공기가 식별된 목표를 선회하도록 할 수 있다.

본 발명의 비행 제어 시스템은 항공기로 하여금 이하의 파라미터들을 선택함으로써 어떤 선택된 점(위도 및 경도, 또는 비행 제어 시스템 내에 프로그래밍되었던 다른 기준 시스템에서 특정된 점)에 대하여 선회 궤도로 자동으로 비행하도록 명령하는데, 이하의 파라미터는 (1) 원의 중심점 또는 원주점; (2) 원의 반경; (3) 비행해야 하는 대기 속도 또는 관성 속도; (4) 비행해야 하는 고도; 및 (5) 비행해야 하는 원을 중심으로 하는 회전 방향이다. 선회 비행 패턴은 반경 및/또는 명령된 대기 속도를 연속적으로 변경함으로써 어떠한 차원의 나선 비행으로 쉽게 변경될 수 있는 것임을 주지하여야 한다. 또한, 원의 중심점은 반드시 고정된 상태로 될 필요가 있는 것은 아니다. 중심점은 중심점의 속도가 항공기의 명령된 속도보다 작은 한, 이동하고 있는 목표가 될 수도 있다.

도면을 참조하여 보면, 도 2a는 본 발명에 따른 비행 제어 시스템의 일 실시예를 나타내는 개략도이다. 비행 제어 시스템(21)은 도 3의 항공기(23)와 같이 무인, 원격 파일럿 조종형 항공기와의 이용을 위하여 구성되어 있지만, 이 시스템(21)은 대안적으로 유인 또는 무인 항공기 어떠한 것과도 함께 이용되도록 구성될 수 있다. 항공기(23)는 가동 엔진실(nacelle)에 회전가능하게 탑재된 프롭 로터들(25)에 의해 프로펠링되는 틸트로터 항공기이다. 각각의 엔진실(27)은 도면에 도시된 비행기 비행 모드에 대응하는 위치와 헬리콥터 모드에 대응하는 위치 사이에서 관련된 날개(29)에 대하여 선회가능할 수 있으며, 여기서, 프롭 로터(25)는 일반적으로 수평면 방향으로 회전한다. 프롭 로터들은 비행기 동체(31) 내에 또는 각각의 엔진실(27) 내에 수용되어 있는 하나 이상의 엔진(도시 생략)에 의해 전력을 공급받는다. 터릿(turret; 33)은 비행기 동체(31) 상에 회전가능하게 탑재되어, 광학 센서, 적외선 센서, 또는 다른 유형의 센서들을 포함할 수 있는 센서들(도시 생략)에 대하여 회전가능한 마운트를 제공한다. 도 2의 시스템(21)은 컴퓨터 기반으로 하여, 항공기(23) 내에 바람직하게 수용되지만, 시스템(21)의 일부분들은 항공기로부터 원격으로 위치될 수도 있다.

도 2a 및 도 2b를 다시 참조하여 보면, 시스템(21)은 GCS(Ground Control Station; 지상 제어국; 36)으로부터 항공기(23) 상에 수용되어 있는 수신기(37)를 통하여 송신되는 커맨드 데이터를 수신하는 자동 선회 비행 제어 시스템(35)을 포함하며, 이 커맨드 데이터는 명령된 선회 비행 조작(circle maneuver)을 위한 파라미터들을 나타낸다. 또한, 자동 선회 비행 제어 시스템(35)에는 항공기(23)의 위 치, 속도 및 고도를 나타내는 데이터가 제공된다. 위치 데이터는 INS(inertial navigation sensor; 관성 네비게이션 센서), RADAR 시스템, 또는 GPS(Global Positioning System; 전지구 위치측정 시스템) 신호로부터 포지션을 계산할 수 있는 센서와 같은 하나 이상의 포지션 센서(39)에 의해 제공된다. 하나 이상의 속도 센서(41)는 항공기(23)의 속도를 나타내는 데이터를 제공하며, 이 속도는 선형 비행 조작 동안에 비행되어야 하는 명령된 속도와의 비교를 위하여 대기 속도 및/또는 관성 속도로서 측정될 수 있다. 도시된 실시예에서, 명령되고 측정된 속도가 항공기(23)의 대기 속도이다. 고도 센서(43)는 고도 데이터를 제공하며, 이 고도 데이터는 국부적 지형(terrain) 상의 고도 또는 해수면 상의 고도로서 제공될 수 있다. 시스템(35)은 센서(39, 41, 43)에 의해 제공되는 데이터와 수신기(37)로부터의 커맨드 데이터를 이용하여, 항공기(23)가 명령된 파라미터들에 따라 비행하도록 하기 위하여 항공기(23) 상의 비행 제어 장치(45)를 조종한다.

도 2b는 3개의 시스템부(47, 49, 51)을 포함하는 선회 비행 제어 시스템(35)의 흐름도를 나타내며, 여기서 각각의 시스템부(47, 49, 51)은 항공기(23)의 비행의 일 형태에 영향을 주기 위한 계산들을 수행한다. 시스템부(47)은 경사 비행 커맨드 신호(53)를 발생시키며, 시스템부(49)은 대기 오차 신호(55)를 발생시키며, 시스템부(51)은 고도 오차 신호(57)를 발생시킨다. 신호(53, 55, 57)의 결합은 시스템(35)으로 하여금 비행 제어 장치(45)가 명령된 궤도 내에서 항공기(23)를 조작하도록 명령한다.

동작시, 단계 59에서, 시스템(35)의 시스템부(47)은 명령된 원주점에 대한 범위 및 방위(bearing)를 계산한다. 이들 계산은 수신기(37)를 통하여 제공된 원주점의 위치와, 위치 센서(39)에 의해 제공된 항공기의 위치를 비교함으로써 계산된다. 그 후, 단계 61에서, 이들 계산을 이용하여, 항공기(23)의 현재 위치로부터 명령된 원에 접하는 한점으로, 항공기(23) 위에서 보여지는 바와 같은 항공기(23)의 비행 궤도의 2차원 프로젝션인 지적선을 판정한다. 지적선은 원의 중심점으로부터 접점까지의 거리를 나타내는 선택된 반경을 이용하여 또는 원의 어느측에서 지적선이 인터셉트되는지를 판정하는 원둘레에 대한 진행 방향을 이용하여 계산된다. 지적선은 접점에서 원의 반경에 직교하는 직선 궤도인 것이 바람직하지만, 군사지역을 피하거나 또는 검출을 피하기 위한 경우에서와 같이 필요에 따라 다른 경로들이 이용될 수 있다. 선택된 반경 및 진행 방향(시계 방향 또는 반시계 방향)이 또한 수신기(37)를 통하여 시스템(35)에 제공된다. 원은 커맨드가 시스템(21)에 주어지는 경우에 원에 대한 항공기 속도 및 위치에 따라 원의 외부 또는 내부로부터 접근될 수 있다.

접점에 대한 거리가 명령된 원반경보다 큰 경우에, 시스템부(47)은 접점을 향하여 항공기(23)의 비행을 제어한다. 단계 63는 항공기(23)가 접점을 인터셉트할 때 (또는 항공기가 접점의 선택된 범위 내에 있는 경우) 발생하며, 시스템부(47)은 원의 원주 부분을 따라 항공기(23)를 연속적으로 비행하게 하는 경사 비행 커맨드(53)를 발생시키기 시작한다. 단계 65에서, 항공기(23)의 위치가 원 반경 위치와 계속적으로 비교되어, 원 중심으로부터의 항공기(23)의 거리가 판정된다. 이 거리가 반경 오차를 나타내는 명령된 반경보다 큰 경우에는, 단계 65는 반경 오차가 0 이 되도록 하기 위하여 비행 제어 장치(45)로의 경사 비행 커맨드(53)를 변경한다.

도 2b의 실시예에서, 시스템(35)의 시스템부(49)는 선택된 대기 속도를 유지하기 위하여 항공기(23) 상의 스로틀(throttle) 또는 다른 장치들을 제어하는데 이용되는 대기 속도 오차(55)를 계산한다. 선택된 대기 속도는 항공기(23)가 원하는 원의 접점을 향하여 비행중에 있을 때의 명령된 대기 속도("플라이 투(fly-to)" 대기 속도)이거나 또는 원을 선회 비행할 때 항공기(23)가 유지해야 하는 명령된 대기 속도(선회 대기 속도)이다. 또한, 시스템부(49)는, 대기 속도들이 서로 다른 경우에 "플라이 투" 대기 속도로부터 선회 대기 속도로 항공기(23)의 대기 속도를 변경하기 위한 램핑 함수(ramping function)를 포함한다. 경사율(ramp rate)은 예를 들어, 1 kt/sec와 같이, 대기 속도의 변화율로서 표현된다.

시스템부(49)의 시작시, 단계 67은 항공기(23)가 원과 인터셉트하는 시간과 대략 동일한 시간에 선택된 선회 대기 속도로 항공기(23)가 진행하도록 기존의 대기 속도 커맨드로부터의 경사율이 시작해야 하는 원으로부터의 거리 계산을 제공한다. 도면에서 "B"로서 도시된 이러한 거리 출력값은 단계 69의 출력값과 비교되어, 선택된 반경을 이용한 접점에 대한 범위와, 시스템부(47)의 단계 59로부터 출력되는 원의 중심에 대한 범위가 판정된다. 접점에 대한 범위를 나타내는 출력값은 도면에서 "A"로서 도시되어 있다.

단계 71에서, 값 A와 값 B가 비교되어, A가 B보다 작은지가 판정된다. 만약 A가 B보다 작지 않은 경우에는, 이것은 항공기(23)가 인터셉트하는 접점으로부터 너무 멀리 있어 대기 속도를 램핑(ramping)시키는 것을 시작할 수 없음을 의미하 며, 시스템(35)은 노드(73)에 대한 대기 속도 커맨드 출력으로서 이전의 "플라이 투" 대기 속도 커맨드를 이용하는 것을 진행시킨다. 대기 속도 커맨드 출력은, 대기 속도 오차(55)를 생성하기 위하여 항공기(23)의 현재 대기 속도를 나타내는 피드백 신호와 합산되는데, 이것은 대기 속도 오차(55)가 최소화되도록 대기 속도를 제어하기 위해 항공기(23) 상의 장치들을 조작하는데 이용된다. A 값이 B 값보다 작은 경우, 이것은 항공기(23)가 대기 속도를 선택된 경사율로 램핑시키는데 필요한 접점으로부터의 거리 내에 또는 거리에 있다는 것을 의미한다. 단계 75는 선택된 경사율로, 이전의 커맨드로부터 선회 대기속도 커맨드로 대기 속도 커맨드 출력을 램핑시키기 위하여, 새로운 대기 속도 커맨드 출력을 생성하며, 이 새로운 대기 속도 커맨드 출력은 노드(73)에서 대기 속도 오차(55)를 계산하기 위하여 대기 속도 피드백 신호와 합산된다.

대기 속도 오차를 계산하기 위해 시스템부(49)에서 이용되는 것과 동일한 방식으로, 시스템부(51)는 선택된 고도를 유지하기 위하여 항공기(23) 상의 비행 제어면들 또는 다른 장치들을 조작하는데 이용되는 고도 오차(57)를 계산한다. 선택된 고도는 항공기(23)가 원하는 원의 접점을 향하여 비행 중에 있을 때의 명령된 고도("플라이 투" 고도)이거나 또는 항공기(23)가 원을 선회하고 있을 때 유지하여야 하는 명령된 고도(선회 비행 고도)이다. 또한, 시스템부(51)는 고도 값들이 서로 상이한 경우에 "플라이 투" 고도로부터 선회 비행 고도로 항공기(23)의 고도를 변경하기 위한 추가로 램핑 함수를 포함한다. 경사율은 예를 들어, 1000 ft/min와 같이 고도의 변경율로서 표현된다.

시스템부(51)의 시작시, 단계 77는 항공기(23)가 원을 인터셉트하는 시간과 대략 동일한 시간에 선택된 선회 비행 고도에서 항공기(23)가 진행하도록 기존의 고도 커맨드로부터의 경사율이 시작해야 하는 원으로부터의 거리 계산을 제공한다. 이 거리 출력은 도면에서 "C"로서 도시되어 있으며, 단계 79에서, 단계 69의 출력 "A"와 비교되어, A값이 C값보다 작은지가 판정된다. A값이 C값보다 작지 않다면, 항공기(23)는 접하는 인터셉트 점으로부터 너무 멀어 고도를 램핑시키는 것을 시작할 수 없게 되고, 시스템(35)은 노드(81)에 대한 고도 커맨드 출력으로서 이전의 "플라이 투" 고도 커맨드를 이용하는 것을 진행한다. 고도 커맨드 출력은 고도 오차(57)를 생성하기 위하여 항공기(23)의 현재의 고도를 나타내는 피드백 신호와 합산되며 이것은 고도 오차(57)가 최소화되도록 고도를 제어하기 위해 항공기(23) 상의 장치들을 조작하는데 이용된다. A 값이 C 값보다 작은 경우에는, 항공기(23)는 선택된 경사율로 고도를 램핑하는데 필요한 접점으로부터의 거리 내에 있거나 또는 거리에 있다. 단계 83은 선택된 경사율로 이전의 커맨드로부터 선회 비행 고도 커맨드로 고도 커맨드 출력을 램핑하기 위하여 새로운 고도 커맨드 출력을 생성하고, 이 새로운 고도 커맨드 출력은 노드(81)에서, 고도 오차(57)를 계산하기 위하여 고도 피드백 신호와 합산된다.

도면들에 도시된 실시예는 항공기의 속도를 제어하는 대기 속도 커맨드들의 이용을 포함하고 있지만, 관성 속도 커맨드가 또한 또는 대안으로서 시스템(35)으로 제어되는 항공기의 속도를 명령하는데 이용될 수 있음을 주지해야 한다. 또한, 명령된 선회 비행을 달성하기 위하여 특정 구속 조건들이 관측되어야 한다. 예를 들어, 특정된 속도와 반경이 항공기가 원의 원주 부분을 계속적으로 벗어나는 것을 방지하기 위해 양립가능해야 한다.

시스템(21)에서, 시스템(35)에 대한 커맨드가 지상 제어국(GCS; ground control station)으로부터 항공기에 송신되고 있는 것으로 도시되어 있지만, 커맨드들을 입력하기 위한 다른 방법들이 이용될 수 있다. 예를 들어, 항공기의 비행 전에 모든 커맨드가 시스템(35) 내에 입력될 수 있으며, 이 방법은 항공기가 원에 대한 미리 정해진 루트를 비행해야 하고, 선택된 시간량 동안에 명령된 파라미터들을 이용하여 선회 비행을 해야 하며, 교대 위치에서 시작 지점(launch site) 또는 착륙지점(land)으로 되돌아와야 할 때 유용할 수 있다. 다른 방법에서는, "플라이 투" 속도 및/또는 고도 값과 같이 선택된 커맨드만이 비행 전에 입력될 수 있다. 또한, 시스템(35)은 선택된 반경을 계속적으로 변경함으로써 어떤 특정된 크기의 나선형태로 항공기가 비행하도록 하는데 용이하게 이용될 수 있음을 주지해야 한다.

파일럿 조종형 항공기에 대해서, 대상이 되는 위치들은 시스템(35) 내에 미리 프로그래밍되어질 수 있거나, 또는 파일럿이 목표가 확인될 때 데이터를 입력할 수 있거나 또는 대상이 되는 위치들이 임의의 갯수의 소스들로부터 파일럿에 송신될 수 있다. 완전 자동형 시스템에서는, 파일럿은 항공기를 비행조종할 필요가 없다. 또한, 시스템(35)이 파일럿 조종형 항공기 상에서 완전 자동 방식으로 선회 비행을 하는 능력을 갖거나 또는 또는 완전 자동 방식으로 선회 비행을 하는 능력없이 이용될 수 있다. 플라이트 디렉터의 도움으로, 파일럿은 항공기를 지정된 원의 인터셉트 점에 수동으로 비행시키고 선회 비행을 유지시키기 위하여 시스템(35)에 의해 제공되는 가시가능 큐(cue)를 따라감으로써 필요한 정보를 제공받을 수 있다.

시스템(35)이 원을 인터셉트하도록 작용하는 상황에는 2가지 유형이 있는데, 이것은 1) 선회 비행 커맨드가 시스템(35)에 제공될 때 항공기가 명령된 원의 외부에 있는 경우, 및 2) 선회 비행 커맨드가 시스템(35)에 제공될 때 항공기가 명령된 원의 내부에 있는 경우이다. 도 4 내지 도 8은 선회 비행 커맨드가 수신될 때(또는 비행 전 입력되는 경우에는 명령에 따라 동작되는 경우) 항공기가 북쪽을 향하여 (0°의 비행 방향) 비행 중인 상황에서 시스템(35)을 이용하는 항공기에 대한 지적선을 나타낸다. 도 4 및 도 5는 항공기가 명령된 원의 외부에 있는 상황을 나타내며, 도 6 내지 도 8은 항공기가 명령된 원의 내부에 있는 상황을 나타낸다. 지적선들은 비행 궤도의 2차원 오버헤드 뷰들이기 때문에 항공기의 고도를 나타내지 못한다.

원의 외부에서부터 원에 접근하는 경우에, 시스템(35)은 이하의 시퀀스를 수행한다.

1. 항공기로부터 명령된 원의 접점까지의 거리 및 방향을 계산한다.

2. 원 주변에 대한 명령된 회전 방향에 대응하는 접점에서 항공기 비행 궤도가 원을 인터셉트하도록 명령한다.

3. (특정된 속도 경사율을 이용하여) 속도/거리 프로파일을 계산하여, 원을 인터셉트할 때의 선회 비행 속도를 산출한다.

4. 선회 비행 속도에서 원을 인터셉트하기 위해 속도를 변경하는 것이 필요 할 때까지 이전에 명령된 속도를 유지한 다음, 계산된 속도/거리 프로파일을 따른다.

5. (특정된 고도 경사율을 이용하여) 고도/거리 프로파일을 계산하여, 원을 인터셉트할 때의 선회 비행 고도를 산출한다.

6. 선회 비행 고도에서 원을 인터셉트하기 위해 고도를 변경하는 것이 필요할 때까지 이전에 명령된 고도를 유지한 다음 계산된 고도/거리 프로파일을 따른다.

7. 항공기가 접점의 특정된 범위 한계값 내의 한 점에 도달한 경우, 순간 회전 속도에 의해 항공기가 원 중심을 중심으로 한 원 반경으로 유지되도록 하는 경사 비행 커맨드를 제공한다.

8. 명령된 원을 비행하는 것을 계속하도록 속도, 고도, 및 선회속도를 명령하는 것을 계속한다.

9. 선회 비행 파라미터가 주어지고 항공기가 계산된 접점을 지나갈 때 속도가 너무 높은 경우에, 항공기는 항공기의 현재 위치로부터 접점을 재계산하고 그 접점에 대하여 적절한 궤도를 비행하여 선회 비행을 달성함으로써 다른 접근 방식을 시도한다.

도 4는 중심(89)과 반경(91)을 갖는 원(87)을 인터셉트하고 선회 비행하도록 시스템(35)에 의해 명령된 항공기의 지적선(85)을 나타낸다. 지적선(85)은 원 반경(91)이 1000 ft이고 원 중심(89)이 항공기의 초기 위치 및 비행 방향의 2000 ft 동쪽에 그리고 항공기의 초기 위치의 2000 ft 북쪽에 위치되어 있음을 나타내는 거 리 그래프 상에 플롯화되어 있다. 초기에, 항공기는 지적선(85)의 부분(93)을 따라 비행 중에 있으며, 이 부분(93)은 O ft 동쪽을 나타내는 수직선을 따라 정북쪽에 있다. 선회 비행 커맨드는 항공기가 대략 500 ft에 비행하고 있을 때 실행되어, 항공기는 북동향의 "플라이 투" 부분(95)을 따라 비행하도록 선회하여 원(87)의 서쪽 부분과 인터셉트하고 시계 방향으로 원(87)을 따라 선회 비행한다. 항공기가 접점(97)의 선택된 거리 내에 있는 경우, 시스템(35)은 원 중심(89)을 중심으로 한 반경(91)에서 항공기 비행 궤도를 유지하도록 작용하는 경사 비행 커맨드를 제공한다. 도면에 도시한 바와 같이, 항공기는 초기에 원(87)의 원주 부분으로부터 약간 벗어난 곡선 궤도를 비행할 수 있지만, 이는 시스템(35)이 경사 비행 커맨드를 이용하여 오차를 최소화하도록 작용하기 때문에 수정된다.

도 5는 원(101)의 외부로부터 원(101)을 인터셉트하고 유지하기 위해 시스템(35)에 의해 명령된 항공기의 지적선(99)을 나타낸다. 도 4의 원(87)과 마찬가지로, 원(101)은 1000 ft의 반경(103)과, 항공기의 초기 위치 및 비행 방향의 2000 ft 동쪽 및 항공기의 초기 위치의 2000 ft 북쪽에 위치된 중심(105)을 갖고 있다. 이 예에서는, 항공기는 반시계 방향으로 원(101)을 선회 비행하고자 하며, 부분(107)으로부터 "플라이 투" 부분(109)으로 항공기를 초기 회전시켜, 항공기를 원(101)의 남쪽 부분에 있는 접점(111)을 향하여 보낸다. 항공기가 접점(111)의 특정된 범위 내에 있는 경우에, 시스템(35)은 항공기가 선택된 고도와 속도에서 원(101)을 선회 비행하도록 경사 비행 커맨드를 제공한다.

항공기는 항공기가 이미 원하는 원의 원주 부분 내에 있는 경우, 선회 비행 에 대한 커맨드를 수신할 수 있다. 원의 내부로부터 원에 접근하는 경우에, 시스템(35)은 다음의 시퀀스를 수행한다.

1. 원의 내부로부터 원 반경에 접근하는 속도와 방향을 계산하고, 초기 속도가 너무 높은 경우에 원의 외부를 통과하여 원의 외부로부터 접근하는 것이 필요하다.

2. 원 반경을 인터셉트하도록 속도 및 방향을 명령한다.

3. 선회 비행 고도를 달성하기 위하여 상승 또는 하강하기 시작한다. 고도가 달성되기 전에 원 반경이 달성되는 경우 원하는 고도를 달성할 때까지 상승 또는 하강을 계속한다.

4. 항공기가 원 반경의 특정된 범위 한계값 내의 한 점에 도달하는 경우에, 순간 회전 속도에 의해 항공기가 그 원 반경으로 유지되도록 하는 경사 비행 커맨드를 제공한다.

5. 명령된 원을 비행하는 것을 계속하도록 속도, 고도, 회전 속도를 명령하는 것을 계속한다.

도 6은 원(115)을 비행하도록 시스템(35)에 의해 명령된 항공기의 지적선(113)을 나타낸다. 원(115)은 4000 ft의 반경(117)과 항공기의 초기 위치의 3000 ft 정동향에 위치된 중심(119)을 갖고 있으며, 이는 항공기를 원(115) 내에서 1000 ft에 위치시킨다. 이 예에서, 항공기는 시계 방향으로 원(115)을 선회 비행하고자 하며, 초기 부분(121)으로부터 경사 부분(123)으로 항공기를 초기 회전시켜, 원(115)의 북서쪽에 있는 인터셉트 점(125)을 향하여 항공기를 보낸다. 항공기는 항공기가 원(115)을 벗어날 정도로 높은 속도로 진행할 수 있으며, 이 경우, 항공기는 경사 비행 조작을 진행하여 원하는 반경을 달성한다. 이 시간 동안에, 시스템(35)은 원하는 회전 속도를 달성하도록 항공기로 하여금 감속 또는 가속하도록 명령한다. 또한, 시스템(35)은 원하는 선회 비행 고도를 달성하도록 항공기에 상승 또는 하강을 명령한다.

도 7은 반시계 방향으로 원(129)을 비행하도록 시스템(35)에 의해 명령된 항공기의 지적선(127)을 나타낸다. 도 6에 도시된 예와 마찬가지로, 도 7의 지적선은 항공기의 초기 위치가, 4000 ft의 반경(131)과, 항공기의 초기 위치의 3000 ft 정동향에 위치된 중심(133)을 갖고 있는 원(129) 내에 있음을 나타낸다. 초기 부분(135)으로부터 경사 부분(137)으로 항공기를 초기 회전시켜, 원(129)의 남서쪽 부분에 있는 인터셉트 접점(139)을 향하여 항공기를 보낸다. 시스템(35)이 항공기로 하여금 부분(137)에서 원(129) 밖으로 루프(loop)하도록 명령하기 때문에, 항공기는 인터셉트 접점(139)으로 거의 벗어남이 없거나 전혀 벗어남이 없이 비행할 수 있고 그 후, 원하는 원 반경을 달성하고 유지하도록 기울어진다. 이러한 시간 동안에, 시스템(35)은 원하는 선회 비행 속도를 달성하도록 항공기에 가속 또는 감속을 명령한다. 또한, 시스템(35)은 원하는 선회 비행 고도를 유지하도록 항공기에 상승 또는 하강을 명령한다.

도 8은 원(143) 내에서 초기 위치로부터 반시계 방향으로 원(143)을 비행하도록 시스템(35)에 의해 명령된 지적선(141)을 나타낸다. 원(143)은 1000 ft의 반경(145)과 항공기의 초기 위치의 대략 800 ft 정북향에 위치된 중심(147)을 갖고 있다. 도시된 예에서, 항공기는 항공기가 초기 부분(151)으로부터 접점(149)을 향하여 선회하도록 실행하려는 경우, 항공기가 원(143)의 원주 부분을 벗어날 정도로 충분히 높은 속도인 초기 속도를 갖는다. 따라서, 시스템(35)은 항공기로 하여금 초기에 경사 부분(155) 상의 접점을 향하여 선회하기 전에 항공기의 속도를 감소시키도록 경사 부분(153) 상에서 동쪽으로 선회하도록 명령한다. 이것은 항공기가 접점(149) 근처에서 또는 접점(149)에서 약간의 벗어남 또는 약간의 못미침이나 또는 어떠한 벗어남 또는 어떠한 못미침도 없이 원(143)을 인터셉트할 수 있게 하고, 그 후, 시스템(35)이 원하는 선회 반경을 유지시키는 경사각을 명령할 수 있게 한다. 이 시간 동안에, 시스템(35)은 원하는 회전 속도를 유지하기 위하여 항공기에 가속 또는 감속하도록 명령한다. 또한, 시스템(35)은 원하는 선회 비행 고도를 달성하도록 항공기에 상승 또는 하강하도록 명령한다.

위에서는 무인 항공기를 이용하여 설명되어 있지만, 본 발명의 시스템은 유인 항공기를 포함한 모든 유형의 항공기에도 적용할 수 있다. 또한, 본 발명의 시스템은 자동 또는 자율 탐색 패턴들, 목표를 검출하고 따라가며 선회하는 능력; 충돌 회피 능력; 및 파일럿에게 제어능력을 되돌려주는 오버라이드(override) 방법들을 포함한 추가적인 특징들을 포함할 수 있다.

본 발명은 (1) 항공기가 선택된 중심 및 반경을 갖는 원을 비행하도록 자동적으로 조종하는 시스템에 대한 능력; 및 (2) 원의 외부에 또는 내부에 위치된 초기점으로부터 원을 인터셉트하여 비행하도록 하는 능력을 포함한 수개의 이점들을 제공한다.

본 발명이 예시적인 실시예들을 참조로 설명되어 있지만, 이러한 설명은 본 발명을 한정하기 위한 것이 아니다. 본 발명의 다른 실시예 뿐만 아니라 예시적인 실시예들의 여러 변형 및 결합이 당업자가 상세한 설명을 참조함으로써 이루어질 수 있음이 명백하다.

Claims (18)

1. 항공기의 비행 제어 시스템으로서,

   원형의 지적선을 정의하기 위하여, 지구공간적(geospatial) 점의 위치 및 지구공간적 점을 중심으로 한 반경에 대한 명령된 값들을 나타내는 커맨드 신호들을 수신하는 수단과;

   항공기의 지구공간적 위치를 판정하고, 항공기의 위치를 나타내는 위치 신호를 제공하는 수단과;

   항공기의 비행을 제어하기 위하여 항공기 상의 비행 제어 장치에 명령하는 제어기 - 상기 제어기는 커맨드 신호들 및 위치 신호를 수신하도록 추가로 구성됨 - ;

   를 포함하며,

   상기 제어기는 커맨드 신호들 및 위치 신호를 이용하여, 원형의 지적선을 인터셉트하도록 원형의 지적선의 접점을 향하여 항공기를 보낸 다음 원형의 지적선을 따라 비행 궤도를 일반적으로 유지시키기 위해 항공기의 비행을 제어하게끔 비행 제어 장치를 조종하는 것인 항공기의 비행 제어 시스템.
2. 제1항에 있어서, 항공기의 속도를 판정하고 항공기의 속도를 나타내는 속도 신호를 제공하는 수단을 더 포함하며,

   상기 커맨드 신호들은 선회 비행 속도(circle velocity)의 명령된 값을 추가 로 나타내고,

   상기 제어기는 속도 신호를 수신하고, 원형의 지적선을 따라 선회 비행 속도를 달성하여 일반적으로 유지하게끔 상기 비행 제어 장치를 조종하도록 추가로 구성되는 것인 항공기의 비행 제어 시스템.
3. 제2항에 있어서, 상기 제어기는 접점으로부터의 항공기의 거리에 기초하여 항공기의 현재 속도를 선회 비행 속도로 변경하기 위한 램핑 함수(ramping function)를 포함하는 것인 항공기의 비행 제어 시스템.
4. 제1항에 있어서, 항공기의 고도를 판정하고, 항공기의 고도를 나타내는 고도 신호를 제공하는 수단을 더 포함하며,

   상기 커맨드 신호들은 선회 비행 고도의 명령된 값을 추가로 나타내며,

   상기 제어기는 고도 신호를 수신하고, 원형의 지적선을 따라 선회 비행 고도를 달성하고 일반적으로 유지하게끔 상기 비행 제어 장치를 조종하도록 추가로 구성되는 것인 항공기의 비행 제어 시스템.
5. 제4항에 있어서, 상기 제어기는 접점으로부터의 항공기의 거리에 기초하여 항공기의 현재 고도를 선회 비행 고도로 변경하기 위한 램핑 함수를 포함하는 것인 항공기의 비행 제어 시스템.
6. 제1항에 있어서, 상기 커맨드 신호들을 수신하는 수단은, 항공기 상에 위치된 수신기이며, 항공기로부터 이격되어진 위치로부터 송신되는 커맨드 신호들을 수신하도록 구성되는 것인 항공기의 비행 제어 시스템.
7. 제1항에 있어서, 상기 커맨드 신호들을 수신하는 수단은, 항공기 상에 위치되고, 항공기로부터 이격되어 있는 위치로부터 송신되는 커맨드 신호들을 수신하도록 구성된 수신기이며, 상기 커맨드 신호들은 지상 제어국(ground control station)으로부터 송신되는 것인 항공기의 비행 제어 시스템.
8. 제1항에 있어서, 상기 커맨드 신호들을 수신하는 수단은, 항공기 상에 위치된 입력 장치인 것인 항공기의 비행 제어 시스템.
9. 항공기의 비행을 제어하는 방법으로서,

   a) 명령 값들을 비행 제어기 내에 입력하는 단계 - 상기 명령 값들은 지구공간적 위치 및 반경을 나타내며, 상기 지구공간적 위치 및 반경은 명령된 원형의 지적선을 정의함 - 와;

   b) 상기 비행 제어기를 이용하여 항공기의 현재 위치로부터 명령된 원형의 지적선의 접점까지의 거리 및 방향을 계산하는 단계와;

   c) 상기 비행 제어기를 이용하여, 상기 접점을 향하여 항공기를 보내게끔 항공기의 하나 이상의 비행 제어 장치를 조종하는 단계와;

   d) 항공기가 특정된 접점의 범위 내의 위치에 도달하는 경우, 상기 비행 제어기를 이용하여, 명령된 원형의 지적선을 따라 항공기의 비행 궤도를 일반적으로 유지시키는 항공기의 순간 회전 속도(turn rate)를 일으키게끔 하나 이상의 비행 제어 장치를 조종하는 단계

   를 포함하는 항공기의 비행 제어 방법.
10. 제9항에 있어서, 명령된 선회 비행 속도를 나타내는 명령 값을 상기 비행 제어기 내에 입력하는 단계와;

    상기 비행 제어기를 이용하여, 비행기가 명령된 원형의 지적선을 따라 상기 명령된 선회 비행 속도를 일반적으로 유지하게끔 하나 이상의 비행 제어 장치를 조종하는 단계

    를 더 포함하는 항공기의 비행 제어 방법.
11. 제10항에 있어서, 접점으로부터의 항공기의 거리에 기초하여 항공기의 속도를 항공기의 현재 속도로부터 명령된 선회 비행 속도로 램핑하는 단계를 더 포함하는 항공기의 비행 제어 방법.
12. 제9항에 있어서,

    명령된 선회 비행 고도를 나타내는 명령 값을 상기 비행 제어기 내에 입력하는 단계와;

    상기 비행 제어기를 이용하여, 비행기가 명령된 원형의 지적선을 따라 명령된 선회 비행 고도를 일반적으로 유지하게끔 하나 이상의 비행 제어 장치를 조종하는 단계

    를 더 포함하는 항공기의 비행 제어 방법.
13. 제12항에 있어서, 접점으로부터의 항공기의 거리에 기초하여 항공기의 고도를 항공기의 현재 고도로부터 명령된 선회 비행 고도로 램핑하는 단계를 더 포함하는 항공기의 비행 제어 방법.
14. 항공기의 비행 궤도, 속도, 및 고도를 제어하는 비행 제어 장치와;

    비행 제어 시스템

    을 포함하며, 상기 비행 제어 시스템은,

    원형의 지적선을 정의하기 위하여 지구공간적 점의 위치와 지구공간적 점을 중심으로 한 반경의 명령된 값들을 나타내는 커맨드 신호들을 수신하는 수단과;

    항공기의 지구공간적 위치를 판정하고, 항공기의 위치를 나타내는 위치 신호를 제공하는 수단과;

    상기 비행 제어 장치에 명령하기 위한 제어기 - 상기 제어기는 커맨드 신호들 및 위치 신호를 수신하도록 추가로 구성됨 - ;

    를 포함하며,

    상기 제어기는 커맨드 신호들 및 위치 신호를 이용하여, 원형의 지적선을 인 터셉트하도록 원형의 지적선의 접점을 향하여 항공기를 보낸 다음 원형의 지적선을 따라 비행 궤도를 일반적으로 유지하도록 항공기의 비행을 제어하게끔 상기 비행 제어 장치를 조종하는 것인 항공기.
15. 제14항에 있어서, 상기 항공기는 무인 항공선(unmanned aerial vehicle)인 것인 항공기.
16. 제14항에 있어서, 상기 코맨드 신호들을 수신하는 수단은 항공기 상의 수신기이며, 상기 커맨드 신호들은 항공기로부터 이격된 위치로부터 수신기에 송신되는 것인 항공기.
17. 제14항에 있어서, 항공기의 속도를 판정하고 항공기의 속도를 나타내는 속도 신호를 제공하는 수단을 더 포함하며,

    상기 커맨드 신호들은 선회 비행 속도의 명령된 값을 추가로 나타내며,

    상기 제어기는 속도 신호를 수신하고, 원형의 지적선을 따라 선회 비행 속도를 달성하고 일반적으로 유지하게끔 비행 제어 장치를 조종하도록 추가로 구성되는 것인 항공기.
18. 제14항에 있어서, 항공기의 고도를 판정하고 항공기의 고도를 나타내는 고도 신호를 제공하는 수단을 더 포함하며,

    상기 커맨드 신호들은 선회 비행 고도의 명령된 값을 추가로 나타내며,

    상기 제어기는 고도 신호를 수신하고, 원형의 지적선을 따라 선회 비행 고도를 달성하고 일반적으로 유지하게끔 비행 제어 장치를 조종하도록 추가로 구성되는 것인 항공기.

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