KR20110128255A - 호버링이 가능한 항공기, 항공기 조종 보조 방법, 및 인터페이스 - Google Patents

호버링이 가능한 항공기, 항공기 조종 보조 방법, 및 인터페이스 Download PDF

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Abstract

본 발명은 호버링할 수 있는 항공기(1)에 있어서, 평면 스윕 영역(R)을 가지고 항공기(1)가 조종 중일 때 평면 스윕 영역(R) 내에 있는 장애물(O) 상의 제1 점들(P)과 항공기(1) 상의 제2 점 사이의 각 거리들(C)의 값들을 획득하도록 설계되는 적어도 하나의 센서(10, 10', 10"), 및 제1 점들(P) 중 적어도 하나가 항공기(1) 상의 제2 점(Q)을 포함하는 안전 영역(Z) 내에 놓일 때 경보 신호를 발생시키도록 설계된 제어 유닛(20)을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기에 관한 것이다.

Description

호버링이 가능한 항공기, 항공기 조종 보조 방법, 및 인터페이스 {AIRCRAFT CAPABLE OF HOVERING, AIRCRAFT MANOEUVRING ASSIST METHOD, AND INTERFACE}
본 발명은 호버링(hovering), 즉 일정한 고도에서 실질적으로 0의 속도로 비행을 유지할 수 있는 항공기에 관한 것으로서, 특히 헬리콥터 또는 전환식 항공기에 관한 것이다.
또한, 본 발명은 항공기 조종(manoeuvring) 보조 방법에 관한 것으로서, 예를 들어 이착륙, 또는 구조 활동 중, 즉 항공기가 실질적으로 호버링하거나 또는 상하 방향에 대하여 수직인 평면에서 실질적으로 속도가 0인 상태에 있을 때 조종을 보조하는 방법에 관한 것이다.
또한 본 발명은 그래픽 인터페이스에 관한 것이다.
호버 항공기(hover aircraft)는 예를 들어 선박 상에서 이륙 및/또는 착륙할 때, 또는 산악 또는 해상 구조 활동과 같이 응급 상황 및/또는 접근이 불리한 위치에서 구조 또는 구난 활동을 수행할 때와 같이 고정 및/또는 움직이는 장애물 가까이에서 조종할 때 일반적으로 채용된다.
그러한 경우에 임무수행자는 시각적으로 항공기가 장애물로부터 주어진 거리에 머물러 있는지 확인한다.
항공기가 장애물에 너무 가까이 접근하여 로터(rotor)들 중 하나의 블레이드와 장애물 사이의 충돌 발생 위험이 있는 경우 오퍼레이터(operator)는 조종사에게 주의시키고, 조종사는 그에 따라 항공기를 후진시킨다.
오퍼레이터 측의 판단 오류 및/또는 오퍼레이터와 조종사 사이의 의사소통 오류에 의해 발생하는 항공기와 장애물 사이의 충돌의 방지 필요성이 본 산업 분야에서 인식되고 있다.
US-A-5371581은 준수평적(quasi-horizontal) 스윕 영역을 가지며 스윕 영역 내의 장애물의 점들과 항공기의 점 사이의 거리 값들을 획득하도록 설계된 센서를 구비한 항공기를 개시하고 있다. 상세하게는, 상기 센서는 동체의 바닥 부분으로부터 돌출한 회전형 광학장치를 포함한다.
DE-A-102006053354는 항공기 동체에 배치되는 레이더 탐지기를 가진 헬리콥터를 개시하고 있다.
본 발명의 목적은 단도직입적이고, 저비용 방식으로 이러한 요건을 충족시키도록 설계된 항공기를 제공하는 것이다.
본 발명에 따르면, 제1항에서 청구한 바와 같이, 호버링할 수 있는 항공기가 제공된다.
또한, 본 발명은 제12항에서 청구한 바와 같이, 다수의 표시들을 전시하는 디스플레이 수단을 포함하는 그래픽 인터페이스에 관한 것이다.
또한, 본 발명은 제13항에서 청구한 바와 같이, 호버링할 수 있는 항공기의 조종을 보조하는 방법에 관한 것이다.
본 발명의 바람직한, 비제한적인 실시예는 첨부된 도면들을 참조한 예시에 의해 기술될 것이다.
도 1은 실질적으로 호버링 조종을 수행하는 본 발명에 따른 항공기의 상부도로서 명료성을 위해 일부가 제거된 것이다.
도 2는 명료성을 위해 일부를 제거한 도 1 항공기의 측면도이다.
도 3은 도 1 및 도 2 항공기의 부분들에 대한 개략도이다.
도 4는 도 1 및 도 2 항공기의 그래픽 인터페이스를 도시한 것이다.
도 5는 도 1 및 도 2 항공기의 다른 부분들에 대한 작동 다이어그램이다.
도 6은 도 1 및 도 2 항공기의 제어 유닛의 일부에 대한 개략도이다.
도 7은 도 6 제어 유닛의 다른 부분들에 대한 개략도이다.
도 8은 명료성을 위해 일부를 추가로 제거한 도 1 및 도 2 항공기의 상부도이다.
도 9는 도 4의 인터페이스의 다른 부분들에 대한 확대도이다.
도 1, 도 2 및 도 8에서 도면부호 1은 호버링이 가능한 항공기, 즉 일정한 고도 및 실질적으로 속도가 0인 상태에서 비행을 유지할 수 있는 항공기를 나타낸 것이다.
도시한 실시예에서 항공기는 헬리콥터이다.
또한, 항공기(1)는 전환식 항공기(convertiplane)일 수도 있다.
헬리콥터(1)는 실질적으로 동체(2)와, 축(A) 둘레로 회전하도록 동체(2)의 상부에 장착된 주 로터(3)와, 로터(3)에서 동체(2)로 전달된 토크를 중화시키기 위해 동체(2)의 후단부의 테일핀으로부터 돌출하는 반토크 테일 로터(4)를 포함한다.
헬리콥터(1)는 동체(2)로부터 돌출하고 로터(3)를 구동하기 위한 구동 샤프트(5)(도 2)와, 테일 핀으로부터 돌출하고 로터(4)를 구동하기 위한 구동 샤프트(6)(도 1)를 포함한다.
헬리콥터(1)는,
다수의 센서들(10, 10', 10")(도 1에는 한 개만 도시됨)로서, 각각 평면 스윕 영역(plane sweep region)(R)(도 1에는 하나만 표시됨)을 갖고, 헬리콥터의 호버링 조종 중에 장애물(O) 상의 점들(P)과 헬리콥터 상의 점(Q) 사이의 거리들(C, C', C")의 제1 값들을 획득하도록 설계되는 센서들과,
점들(P) 중의 하나가 점(Q)을 포함하는 안전 영역(Z) 내에 놓일 때 경보 신호를 발생시키도록 설계된 제어 유닛(20)을 포함한다.
유리하게는, 센서들(10, 10', 10") 각각은 구동 샤프트(6)를 둘러싼다.
도시한 실시예에서 센서들(10, 10', 10")의 개수는 세 개이며, 각 영역들(R)은 각각의 분리된 평행 평면들에 놓여 있다.
보다 구체적으로, 센서들(10, 10', 10")은 샤프트(5) 둘레에 위치하고(도 8), 각 영역들(R)은 각각의 분리된 평면들에 놓이지만 겹친다.
도 1의 실시예에서 점(Q)은 축(A)와 로터(3)의 디스크(7) 평면의 교차점으로 정의된다.
도 3을 참조하면, 각 센서(10)는 실질적으로,
각 영역(R)의 평면에서 장애물(O) 상의 점들(P) 상으로 전자기 복사를 방출하는 이미터(11)와,
장애물(O) 상의 점들(P)에 의해 반사된 전자기 복사를 수신하는 리시버(12)와,
전자기 복사를 방출하는 이미터(11)와 반사된 전자기 복사를 수신하는 리시버(12) 사이의 시간 간격을 측정하는 크로노미터(13)와,
크로노미터(13)에 의해 측정된 시간 간격에 기초하여 점들(P)과 점(Q) 사이의 거리(C, C', C")를 결정하는 컴퓨터(14)를 포함한다.
도시한 실시예에서, 이미터(11)는 레이저 발신 렌즈(15)를 포함하는 레이저 다이오드이고, 리시버(12)는 레이저 수신 렌즈(16)를 포함하는 포토다이오드이다.
이미터(11)는 다수의 레이저 빔들(19)을 방출하며, 상기 각 빔은 고정 축과 각도 θ를 형성한다(도 1).
보다 구체적으로, 컴퓨터(14)는 크로노미터(13)에 의해 측정된 시간 간격에 기초하여 점들(P)과 리시버(12) 사이의 거리들을 결정하고, 헬리콥터의 기하학적 데이터에 기초하여 점들(P)과 점(Q) 사이의 거리들(C, C', C")을 결정한다.
또한, 제어 유닛(20)은 센서들(10, 10', 10")에 의해 측정된 거리(C, C', C")에 기초하여 장애물(O)로부터 헬리콥터를 뒤로 물리는 권장 후진 방향(recommended backoff direction)(D)을 결정한다(도 5).
본 발명의 제1 실시예에서, 방향(D)은 점(Q)과 점(Q)에 가장 가까운 장애물(O) 상의 점(P)을 연결하는 방향과 일치한다.
본 발명의 또 다른 실시예에서, 방향(D)은 점(Q)에 가장 가까운 점(P) 주위의 장애물(O)의 형상을 고려하여 제어 유닛(20)에 의해 결정된다.
안전 영역(Z)은 바람직하게는 점(Q)을 중심으로 하는 원이다.
보다 구체적으로, 안전 영역(Z)의 지름은,
축(A)과 주 로터(3)의 블레이드들의 끝단 사이의 거리와,
안전 거리의 합과 같다.
안전 영역(Z)의 크기는 사용자, 특히 조종사에 의해 선택적으로 조절가능하다.
바람직하게는, 안전 영역(Z)의 크기는 상사성, 즉 안전 영역(Z)의 외곽(contour) 상의 두 점들에 대한 접선들 사이의 각도를 보존하는 변환을 이용하여 사용자가 조절할 수 있다.
예를 들어, 안전 영역(Z)이 원이면, 사용자는 원의 반지름을 조절할 수 있다.
다시 말해, 사용자는 상이한 조종 안전 여유를 설정할 수 있다. 즉 안전 영역(Z)의 넓이가 작을수록 안전 여유는 낮아진다.
또한, 헬리콥터(1)는,
자동조종 시스템(25)과,
단독으로, 또는 제어 유닛(20)의 출력부에 필터링된 거리(C, C', C")의 값을 제공하도록 하기 위해 노이즈를 약화시키거나 센서들(10, 10', 10")에 의해 획득된 거리(C, C', C")의 값을 개선하도록 결합되어 조종사에 의해 구동될 수 있는 다수의 필터들(미도시)을 포함하는 필터 시스템(30)과,
사용자 정보를 표시하는 그래픽 인터페이스(35)로서, 필터 시스템(30)에 의해 필터링될 수도 있는 센서들(10, 10', 10")에 의해 획득된 거리(C, C', C")의 값에 기초하여 제어 유닛(20)에 의해 제어되는 그래픽 인터페이스(35)를 포함한다(도 5).
보다 구체적으로, 제어 유닛(20)은 장애물(O) 상의 적어도 하나의 점(P)이 안전 영역(Z) 내에 놓여 있을 때 장애물(O)로부터 헬리콥터를 뒤로 물리도록 시스템(25)에 명령을 내리도록 설계된다.
제어 유닛(20)은 바람직하게는 방향(D)으로 헬리콥터를 이동시키도록 시스템(25)에 명령을 내리도록 설계된다.
필터 시스템(30) 내의 각 필터는 하나 이상의 점들(P)과 점(Q) 사이에서 센서들(10, 10', 10")에 의해 측정된 거리(C, C', C")의 값들을 비교하는 비교 단계(미도시)와, 필터링된 거리(C, C', C") 값들을 발생시키는 발생 단계(미도시)를 실질적으로 포함한다.
제1 필터는 동일한 각도 θ로부터 다수의 전자기 복사의 존재 유무를 결정하고, 최대 거리(C, C', C") 값을 선택한다. 제1 필터는 다수의 반사를 일으키는 눈송이와 같은 반투명 물체들을 제거하는 역할을 한다.
제2 필터는 센서들(10, 10', 10")의해 동일한 각도 θ로부터 연속된 순간에 측정된 거리(C, C', C") 값들을 수신하고, 제2 필터의 발생 단계는 상기 거리(C, C', C") 값들의 산술 평균, 가동 평균, 또는 중간값과 동일한 필터링된 거리(C, C', C") 값을 발생시킨다.
제3 필터는 센서들(10, 10', 10")에 의해 동일한 순간에 측정된 인접한 점들(P)의 거리(C, C', C") 값들을 수신하고, 제3 필터의 발생 단계는 각각의 각도 θ에 대하여, 이 각도 θ에서 측정된 값과 다른 각도들 θ에서 측정된 값들의 함수의 조합과 동일한 각 필터링된 거리(C, C', C") 값을 발생시킨다.
제4 필터는, 거리(C, C', C") 값들을 수신하고 동일한 점들(P)과 점(Q) 사이에서 센서들(10, 10', 10")에 의해 측정된 상기 거리(C, C', C") 값들을 비교하는 비교 단계와, 필터링된 거리(C, C', C") 값들을 발생시키는 발생 단계(미도시)를 포함한다.
제4 필터는 적어도 두 개의 각 센서들(10, 10', 10")의 서로 겹치는 적어도 두 개의 스윕 영역들(R)에 놓인 점(Q)과 점들(P) 사이의 거리(C, C', C") 값들을 비교하는 것에 주목하는 것이 중요하다.
제4 필터의 비교 단계는,
장애물(O)에 대한 가상의 3차원적 형태, 예를 들어 원통 형태에 기초하여 센서들(10, 10', 10")에 의해 측정된 다수의 동일 점들(P)의 거리들(C, C', C")을 평가하고(evaluate),
센서들(10, 10', 10")에 의해 측정된 점들(P)과 점(Q) 사이의 거리(C, C', C") 값들을 비교하며,
예를 들어, 거리 값(예들 들어, 값(C))이 다른 값들(C', C")과 크게 상이하면 이 값을 버리도록 설계된다.
제4 필터는 장애물(O)에 대하여 3차원적-도시한 실시예에서는 원통형- 형태를 가정하여, 장애물(O) 상의 각 점(P)이 센서(10)에 의해 측정된 점(Q)으로부터의 거리(C), 센서(10')에 의해 측정된 점(Q)으로부터의 거리(C'), 및 센서(10")에 의해 측정된 점(Q)으로부터의 거리(C")와 연관될 수 있도록 한다.
다시 말해,제4 필터는 센서들(10, 10', 10")에 의해 측정된 거리(C, C', C") 값들 내의 임의 오류들을 제거한다.
그래픽 인터페이스(35)는,
장애물(O)의 외부 표면과 영역들(R) 중 적어도 하나와의 교선(intersection)을 나타내는 윤곽(outline)(37)과,
윤곽(37)에 대하여 헬리콥터 상의 점(Q)의 위치를 나타내는 점(38)과,
로터(3)의 디스크(7)의 윤곽을 나타내는 원 형태의 표시(39)와,
헬리콥터의 전체 크기 표시(46), 및
방향(D)를 나타내는 벡터(40)를 유리하게 표시하기 위한 그래픽 디스플레이(36)를 포함한다(도 4).
보다 구체적으로, 벡터(40)는 방향(D)에 평행하고, 점(Q)으로부터 장애물(O) 쪽으로 향하거나(도 4) 점(Q)으로부터 장애물(O)에서 멀어지는 쪽을 향한다.
그래픽 디스플레이(36)는, 윤곽(37), 점(38), 표시들(39, 46), 및 벡터(40)를 나타내는 제1 영역(41)과, 센서들(10, 10', 10")에 의해 측정된 점(Q)과 점들(P) 사이의 거리(C, C', C") 값들 중 최저값의 표시(43)를 나타내는 제2 영역(42)을 포함한다.
표시(43)는 최소 거리 값에 따라 상이한 색상들로 나타내어질 수 있다. 예를 들어, 최소 거리 값이 하위 임계값보다 낮을 때, 즉 점(Q)이 장애물(O) 상의 점들(P) 중의 하나에 특히 가까울 때는 표시(43)가 적색으로 나타내어질 수 있다.
역으로 최소 거리 값이 상위 임계값보다 높을 때, 즉 점(Q)이 장애물(O)로부터 양호한 거리에 있을 때는 표시(43)가 녹색으로 나타내어질 수 있다.
최소 거리 값이 상위 및 하위 임계값들 사이에 있을 때는 표시(43)가 황색으로 나타내어질 수 있다.
또한, 제어 유닛(20)은 센서들(10, 10', 10")에 의해 측정된 거리(C, C', C") 값들과 그래픽 인터페이스(35) 상의 사용자 선택형 값들에 기초하여,
점(Q)으로부터 제1 사용자 선택형 값보다 큰 거리에 위치한 장애물(O) 상의 제1 점들(P)의 제1 집합과,
점(Q)으로부터 상기 제1 값보다 작고 제2 사용자 선택형 값보다 큰 거리에 위치한 장애물(O) 상의 제2 점들(P)의 제2 집합과,
점(Q)으로부터 상기 제2 제1 값보다 작은 거리에 위치한 장애물(O) 상의 제3 점들(P)의 제3 집합을 평가하도록 설계된다(도 9).
또한, 제어 유닛(20)은,
제1 색상, 예를 들어 녹색으로 된 영역(100)과,
제2 색상, 예를 들어 황색으로 된 영역(101)과,
제3 색상, 예를 들어 적색으로 된 영역(102)과,
표시(39) 측의 영역(100)과 표시(39)에 대하여 반대 측의 영역(101)을 경계짓는 윤곽(103)과,
표시(39) 측의 영역(101)과 표시(39)에 대하여 반대 측의 영역(102)을 경계짓는 윤곽(104), 및
표시(39) 측의 영역(102)을 경계짓고, 부분적으로 영역(Z)의 윤곽과 일치하는 윤곽(105)을 그래픽 디스플레이(36) 상에 표시하도록 설계된다(도 9).
윤곽(103)은 점(Q)으로부터 임계값보다 큰 거리에 위치한 장애물(O) 상의 점들(P)을 나타내는 하나 이상의-도시한 실시예에서는 두 개의- 부분들(110)을 포함하며, 부분들(110)을 연결하는 하나 이상의 부분들(111)-도시한 실시예에서는 점(38)에 중심이 있는 원의 제1 호-를 포함할 수도 있다.
윤곽(104)은 점(Q)으로부터 임계값보다 작은 거리에 위치한 장애물(O) 상의 점들(P)을 나타내는 하나 이상의-도시한 실시예에서는 두 개의- 부분들(115)을 포함하며, 부분들(115)을 연결하는 하나 이상의 부분들(116)-도시한 실시예에서는 점(38)에 중심이 있고 반지름이 제1 호보다 작은 원의 제2 호-를 포함할 수도 있다. 윤곽(104)은 윤곽(103)과 반대편 단부들을 공유한다.
윤곽(105)은 윤곽(104)과 반대편 단부들을 공유한다.
따라서 윤곽(103)에 의해 경계가 형성된 영역(100)은 점(Q)으로부터 양호한 거리에 있는 장애물(O)의 영역을 나타내어, 헬리콥터의 안전에 위협이 되지 않는다. 윤곽들(103 및 104) 에 의해 경계가 형성된 영역(101)은 점(Q)으로부터 보통의 거리에 있는 장애물(O)의 영역을 나타낸다. 그리고 윤곽들(104 및 105)에 의해 경계가 형성된 영역(102)은 조종사가 헬리콥터를 접근시키지 말아야 하는 장애물(O)에 가까운 공간 영역을 나타낸다.
센서들(10, 10', 10") 중 어느 하나에 고장이 발생한 경우에, 제어 유닛(20)은 디스플레이(36) 상에 고장난 센서(10, 10', 10")에 의해 스윕핑 되지 않는 장애물(O)의 윤곽 부분을 나타내도록 설계된다.
센서들(10, 10', 10") 중 어느 하나에 고장이 발생한 경우에, 제어 유닛(20)은 다른 센서들(10, 10', 10")에 의해 측정된 거리(C, C', C") 값들에 기초하여 디스플레이(36) 상에 고장난 센서(10, 10', 10")에 의해 스윕핑 되지 않는 장애물(O)의 윤곽 부분에 대해 재구성된 윤곽을 나타내도록 구성된다.
또한, 헬리콥터(1)는 사용자 헤드셋의 제1 이어피스 내부에 제1 음향신호를 발생시키기 위한 트랜스듀서(50)와 사용자 헤드셋의 제2 이어피스 내부에 제2 음향신호를 발생시키기 위한 트랜스듀서(51)를 포함한다(도 5).
또한, 제어 유닛(20)은,
사용자 헤드셋과 일체를 형성하는 축과 고정축 사이의 각도와 연관된 신호-예를 들어, 사용자 헤드셋에 일체로 형성되고, 제1 및 제2 채널과 각도를 이루어 일체로 형성되는 관성 플랫폼에 의해 발생된 신호-를 수신하고,
상기 각도와 연관된 상기 신호에 기초하여 입체 음향적으로 방향(D)를 나타내는 각각의 음향 신호들의 전송을 트랜스듀서들(50, 51) 상으로 명령하도록 설계된다.
본 발명의 일 특정 실시예에서, 제어 유닛(20)은,
센서들(10, 10', 10")들에 의해 측정된 점(Q)과 점들(P) 사이의 거리(C, C', C") 값들 중 최저값이 제1 사용자 선택형 임계값보다 클 때는 트랜스듀서들(50, 51) 상으로 어떠한 음향 신호의 전송도 명령하지 않도록,
상기 최저값이 제1 임계값보다 작고, 제1 임계값보다 낮은 제2 사용자 선택형 임계값보다 클 때는 트랜스듀서들(50, 51) 상으로 간헐적 음향 신호들의 전송을 명령하도록, 또한
상기 최저값이 제2 임계값보다 작을 때는 트랜스듀서들(50, 51) 상으로 안정 신호들(steady signals)의 전송을 명령하도록 설계된다.
제어 유닛(20)은 바람직하게는 제1 및 제2 임계값 사이의 또 다른 다수의 임계값들을 발생시키고, 상기 최저값이 상기 각각의 또 다른 임계값보다 작을 때는 음향 위험 신호를 발생시키도록 설계된다.
다시 말해서, 제어 유닛(20)은 헬리콥터가 장애물(O)에 더 가까워짐으로 인해 상기 최저값이 제1 임계값으로부터 제2 임계값으로 떨어지면 다수의 위험 신호들을 발생시킨다.
또 다른 임계값들은 제1 및 제2 임계값 사이에 동일 간격으로 이격되는 것이 아니라, 제2 임계값 쪽으로 갈수록 더 조밀해진다.
또한, 방향(D)으로의 헬리콥터의 이동 속도가 주어진 값을 초과할 때 제어 유닛(20)은 상기 최저값이 제2 임계값보다 커도 일정한 음향 신호를 발생시킬 수 있다.
또한, 헬리콥터(1)는,
헬리콥터의 유의성이 있는 점, 예를 들어 무게 중심의 절대 위치를 결정하기 위한 탐지 장치(60)(도 5), 예를 들어 GPS 수신기와,
헬리콥터와 일체로 형성된 축과 공간 상의 고정축 사이의 절대 회전각를 결정하기 위한 관성 플랫폼(61)(도 5)을 포함한다.
다시 말해서, 탐지 장치(60)와 관성 플랫폼(61)은 센서들(10, 10', 10")의 스윕 영역들(R)에 평행한 평면 내의 헬리콥터의 운동을 정의하는 세 개의 자유도를 결정한다.
탐지 장치(60)와 관성 플랫폼(61)에 의해 결정된 헬리콥터와 일체로 형성된 축과 공간 상의 고정축 사이의 회전각들과, 헬리콥터의 무게 중심의 시간 패턴들에 기초하여, 제어 유닛(20)은 평면 내의 헬리콥터의 기준 운동 법칙을 평가하도록(evaluate) 설계된다. 기준 운동 법칙이라는 용어는 헬리콥터의 무게 중심의 선형 속도, 헬리콥터의 무게 중심의 선형 가속도, 및 헬리콥터의 각속도 및 가속도의 시간 패턴을 의미하기 위한 것이다.
기준 운동 법칙은 탐지 장치(60)에 의해 결정된 절대 무게 중심 위치의 시간 패턴과, 관성 플랫폼(61)에 의해 결정된 회전각의 시간 패턴을 유도하여 얻어진다.
또한, 제어 유닛(20)은,
센서들(10, 10', 10")에 의해 측정된 점들(P)과 점(Q) 사이의 거리들(C, C', C")의 시간 패턴에 기초하여 헬리콥터의 실제 운동 법칙을 결정하고,
상기 실제 운동 법칙과 헬리콥터의 기준 운동 법칙을 비교하며,
실제 운동 법칙과 기준 운동 법칙 사이의 차이의 유의적인 값, 예를 들어 놈(norm)이 주어진 임계값을 초과할 때는 센서들(10, 10', 10")의 고장을 나타내는 고장 신호를 발생시키도록 프로그램된다.
제어 유닛(20)은 장애물(O)이 공간 상에 고정된 것으로 가정하여 헬리콥터의 실제 운동 법칙을 결정하는 것에 주목하는 것이 중요하다.
보다 구체적으로, 제어 유닛(20)은,
탐지 장치(60)와 관성 플랫폼(61)에 의해 제어되는 기준 운동 법칙을 평가하는 평가 단계(evaluating stage)(70)와,
센서들(10, 10', 10")에 의해 제어되는 실제 운동 법칙을 평가하는 평가 단계(71)와,
평가 단계들(70, 71)에 의해 제어되고, 기준 운동 법칙과 실제 운동 법칙 사이의 차이의 유의적인 값, 예를 들어 놈(norm)을 평가하도록 프로그램된 비교 단계(72), 및
비교 단계(72)에 의해 제어되고, 비교 단계(72)에 의해 계산된 유의적인 값이 주어진 임계값을 초과할 때는 센서들(10, 10', 10")의 고장을 나타내는 고장 신호를 발생시키도록 프로그램된 발생 단계(73)를 포함한다(도 6).
또한, 제어 유닛(20)은,
적어도 두 개의 센서들(10, 10')에 의해 결정된 운동 법칙들과, 탐지 장치(60)와 관성 플랫폼(61)에 의한 측정에 기초하여 결정된 기준 운동 법칙을 비교하고,
그에 따라 센서들(10, 10') 중 적어도 하나를 수정하는 신호를 발생시키도록 프로그램된다.
다시 말해서, 절대 실제 운동 법칙들은 이론적으로 상관관계가 없으며, 이는 이들 사이의 어떠한 상관관계도 센서들(10, 10', 10")에 의한 거리들(C, C', C") 측정에 있어서 시스템 오류들의 존재를 나타낼 수 있음을 의미한다.
제어 유닛(20)은 적어도 두 개의 센서들(10, 10')에 의해 결정된 운동 법칙들과 기준 운동 법칙을 비교하여 상관관계를 결정하고, 그에 따라 센서들(10, 10')을 수정하기 위한 신호를 발생시킨다.
이러한 목적으로, 제어 유닛(20)은,
적어도 두 개의 센서들(10, 10'),탐지 장치(60), 및 관성 플랫폼(61)에 의해 제어되고, 센서들(10, 10', 10")에 의해 측정된 거리들(C, C', C")에 기초하여 결정된 운동 법칙과 관성 플랫폼(61) 및 탐지 장치(60)에 의한 측정들에 기초하여 결정된 기준 운동 법칙 사이의 상관관계를 계산하도록 프로그램된 비교 단계(80)와,
비교 단계(80)에 의해 제어되고, 센서들(10, 10') 중 적어도 하나에 의해 측정된 거리(C, C')를 수정하도록 프로그램된 수정 단계(81)를 포함한다(도 7).
제어 유닛(20) 상에서 로딩되어 실행된 소프트웨어는 그래픽 인터페이스(35) 및/또는 시스템(25) 및/또는 필터 시스템(30)을 제어하고, 및/또는 안전 영역(Z)의 크기를 조정한다.
이하에서는, 예를 들어 이륙, 착륙, 또는 구조 및/또는 구난 활동 중에 헬리콥터의 이동 속도가 수평면 또는 헬리콥터의 상/하 방향에 대하여 수직한 평면에서 실질적으로 0인 비행 조건에 대해 헬리콥터(1)의 작동을 설명한다.
사용자, 예를 들어 헬리콥터 조종사는 주어지 안전 여유에 대하여 안전 영역(Z)의 면적값을 선택하며, 작동 조건들의 요구가 있는 경우 필터 시스템(30)의 하나 이상의 필터들을 활성화시킬 수도 있다.
센서들(10, 10', 10")은 장애물(O) 상의 점들(P)과 헬리콥터 상의 점(Q) 사이의 다수의 거리들(C, C', C")을 결정하기 위해 각각의 영역들(R)을 스윕핑한다.
보다 구체적으로, 레이저 방사선이 각 센서(10, 10', 10")의 이미터(11)에 의해 각 영역(R)로 방출되고, 장애물(O) 상의 점들(P)에 의해 각 수신기(12)로 반사된다.
각 센서(10, 10', 10")의 크로노미터(13)는 레이저 방사선의 방출과 수신 사이의 시간 경과를 측정하고, 컴퓨터(14)는 센서들(10, 10', 10")의 스윕 영역들(R) 내의 장애물(O) 상의 각 점과 점(Q) 사이의 거리들(C, C', C")을 계산한다.
점(P)이 안전 영역(Z) 내에 있게 되는 적어도 하나의 점(P)과 점(Q) 사이의 거리(C, C', C")의 경우, 제어 유닛(20)은 경보 신호를 발생시킨다.
자동조종 시스템(25)이 켜져 있는 경우, 제어 유닛(20)은 장애물(O) 상의 적어도 하나의 점(P)가 안전 영역(Z) 내에 놓이면 이 시스템에 헬리콥터를 후진시키도록 명령을 내린다.
또한, 거리들(C, C', C")에 기초하여 제어 유닛(20)은 권장 후진 방향(D)을 계산한다.
그래픽 인터페이스(35)의 디스플레이(36)의 영역(41)에서, 제어 유닛(20)은 장애물(O)의 외부 표면과 영역들(R) 중 하나의 교선을 나타내는 윤곽(37)과, 윤곽(37)에 대한 점(Q)의 위치를 나타내는 점(38)과, 로터(3)의 디스크(7)를 나타내는 표시(39)와, 방향(D)와 연관되고 점(38)으로부터 윤곽(37)으로 향하거나 그로부터 멀어지는 방향으로 향하는 벡터(40), 및 헬리콥터의 전체 크기를 나타내는 표시(46)의 전시(display)를 명령한다.
디스플레이(36)의 영역(42)에서, 제어 유닛(20)은 센서들(10, 10', 10")에 의해 측정된 점(Q)과 장애물(O) 상의 점들(P) 사이의 최저 거리(C, C', C")를 나타내는 표시(43)의 전시를 명령한다.
또한, 제어 유닛(20)은 바람직하게는 영역들(100, 101, 102)의 디스플레이(36) 상의 전시를 명령한다.
또한, 본 발명의 일 실시예에서, 제어 유닛(20)은 사용자에게 방향(D)의 입체 음향적 표시를 제공하기 위해 트랜스듀서(50, 51) 상으로 각 음향 신호들의 전송을 명령한다.
자동조종 시스템(25)이 켜져 있는 경우, 제어 유닛(20)은 헬리콥터를 장애물(O)로부터 방향(D)에 평행한 방향으로 후진시키도록 이 시스템에 명령한다.
본 발명의 일 특정 실시예에서, 산과 같은 고정 장애물(O)의 경우에 제어 유닛(20)은 센서들(10, 10', 10")에 의해 측정된 거리들(C, C', C")의 시간 패턴에 기초하여 헬리콥터의 실제 운동 법칙을 계산한다.
또한, 제어 유닛(20)은 헬리콥터 무게 중심 위치들과, 탐지 장치(60) 및 관성 플랫폼(61)에 의해 결정된 절대 회전각들에 기초하여 헬리콥터의 기준 운동 법칙을 결정한다.
마지막으로, 제어 유닛(20)은 탐지 장치(60) 및 관성 플랫폼(61)에 의한 측정에 기초하여 결정된 헬리콥터의 기준 운동 법칙과 센서들(10, 10', 10")에 의해 측정된 거리들(C, C', C")에 기초하여 결정된 헬리콥터의 실제 운동 법칙을 비교하고, 기준 운동 법칙과 실제 운동 법칙 사이의 차이의 유의적인 값이 주어진 임계값을 초과할 때는 고장 신호를 발생시킨다.
따라서 사용자는 센서들(10, 10', 10")의 고장 가능성에 대해 경계하게 된다.
제어 유닛(20)은 바람직하게는 평가 단계(71)에 의해 결정된 실제 운동 법칙과, 평가 단계(70)에 의해 결정된 헬리콥터의 기준 운동 법칙 사이의 상관관계를 결정하고, 그에 따라 거리들(C, C')의 값들을 수정한다.
본 발명에 따른 항공기(1), 방법, 및 그래픽 인터페이스(35)의 장점들은 상기 설명으로부터 명확해질 것이다.
특히, 센서들(10, 10', 10") (또는 단 하나의 센서(10, 10', 10"))와 제어 유닛(20)은 장애물(O) 상의 적어도 하나의 점(P)이 안전 영역(Z) 내에 놓여 있는 것, 즉 헬리콥터가 장애물(O)에 너무 가깝다는 것을 사용자에게 자동으로 알린다.
따라서 이 때문에 장애물(O)에 대한 헬리콥터의 위치 평가에 있어 구조/구난 오퍼레이터 측에서의 판단 오류, 및/또는 장애물(O)의 육안 감시를 담당하는 오퍼레이터와 조종사 사이의 의사소통 오류로 인한 잠재적 충돌 상황이 방지된다.
또한, 센서들(10, 10', 10") (또는 단 하나의 센서(10, 10', 10"))가 샤프트(6)를 둘러싸면, 항공기(1)는 매우 특정한 활동 시나리오에서, 즉 고정되거나 및/또는 움직이는 장애물에 매우 가깝고, 조종사가 장애물과 항공기(1) 사이의 최소 거리를 찾을 때, 효과적으로 이용될 수 있다. 이러한 시나리오의 일반적인 예는 선박에서의 이륙 및/또는 착륙, 또는 응급 상황 및/또는 산악 또는 해상 구조 활동과 같이 접근이 불리한 위치에서의 구조 또는 구난 활동 수행이다.
사실, 이와 같은 경우에, 항공기(1)가 장애물(O)에 지나치게 가까이 오면, 조종사에게 항공기(1)를 후진시키도록 경보를 발생시킬 필요가 있다.
이러한 시나리오에서, 센서들(10, 10', 10")-또는 단 하나의 센서(10, 10', 10")-의 스윕 영역은 주 로터(3)의 평면에 매우 가깝다. 따라서 센서들(10, 10', 10")-또는 단 하나의 센서(10)-는 주 로터(3)의 평면에 매우 가깝고 이 평면과 실질적으로 일치하는 평면 내의 장애물(O)의 존재여부를 탐지한다.
따라서 주 로터에 매우 가까운 장애물의 존재가 신속하게 탐지되고, 그에 따라 경보가 발생된다.
안전 영역(Z)의 크기가 선택적으로 조절가능하므로, 제어 유닛(20)의 동작은 사용자에 의해 상이한 작동 상황들에 맞도록 형성될 수 있다.
선택적으로 활성화된 필터 시스템(30)은 사용자가 특정 대기 및/또는 작동 조건에 의해 발생하는 노이즈를 제거하는 것을 가능하게 한다.
제어 유닛(20)에 의해 결정된 권장 후진 방향(D)은 장애물(O)로부터 후진 시에 사용자에게 소중한 도움이 된다.
그래픽 인터페이스(35)는 하나의 계기 상에서 사용자에게 장애물(O)의 윤곽(37), 방향(D), 및 장애물(O)에 대한 안전 영역(Z)의 윤곽의 위치의 정확하고 판독이 용이한 표시들을 제공하여 특히 유리하다. 따라서 주어진 임의의 구조/구난 활동과 관련된 위험 및 방향(D)에 대한 정보는 안전과 관련하여 중대할 수 있는 최소의 오류 한계로써 사용자에게 즉시 흡수될 수 있다.
고정 장애물(O)의 경우에 제어 유닛(20)이 센서들(10, 10', 10")에 의해 결정된 헬리콥터의 실제 운동 법칙과 기준 운동 법칙을 비교한다는 사실은 조종사가 센서들(10, 10', 10")의 고장에 대해 즉시 경각되어짐을 의미한다.
제어 유닛(20)은, 적어도 두 개의 센서들(10, 10')에 의해 측정된 거리들(C, C') 사이의 상관관계를 평가하고, 그에 따라 거리(C, C')를 수정함으로써 조종사 및 그래픽 인터페이스(35)에 시스템 오류 없이 권장 후진 방향(D)에 대한 매우 정확한 표시 및/또는 경보 신호를 제공한다.
그러나 분명히 본 발명의 보호 범위를 벗어나지 않고 여기에서 설명된 바와 같은 항공기, 방법, 그래픽 인터페이스(35)를 변경할 수 있다.
특히, 항공기는 샤프트(6)를 둘러싸는 하나의 센서(10)만 포함할 수 있다.

Claims (20)

  1. 호버링할 수 있는 항공기(1)에 있어서,
    동체(2)와,
    상기 동체(2)의 상부에 장착된 로터(3)와,
    상기 동체(2)로부터 돌출하고, 상기 로터(3)를 구동하는 구동 샤프트(5)와,
    평면 스윕 영역(R)을 가지며, 상기 항공기(1)가 조종 중일 때 상기 평면 스윕 영역(R) 내의 장애물(O) 상의 제1 점들(P)과 상기 항공기(1) 상의 제2 점(Q) 사이의 각각의 거리들(C, C', C")에 대한 값들을 획득하도록 설계된, 적어도 하나의 센서(10, 10', 10"), 및
    상기 제1 점들(P) 중 적어도 하나가 상기 항공기(1) 상의 상기 제2 점(Q)을 포함하는 안전 영역(Z) 내에 놓일 때 경보 신호를 발생시키도록 설계된 제어 유닛(20)을 포함하고,
    상기 적어도 하나의 센서(10, 10', 10")는 상기 구동 샤프트(5)를 둘러싸는 것을 특징으로 하는 항공기.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 구동 샤프트(5)를 둘러싸는 복수의 센서(10, 10', 10")를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기.
  3. 제1항 또는 제2항에 있어서,
    상기 안전 영역(Z)의 크기는 선택적으로 사용자에 의해 조절가능한 것을 특징으로 하는 항공기.
  4. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,
    선택적으로 사용자에 의해 활성화되는 필터 수단(30)을 포함하고, 그에 따라,
    상기 센서(10, 10', 10")에 의해 획득된 상기 값들을 비교하기 위한 비교 단계, 및
    상기 센서(10, 10', 10")에 의해 획득된 상기 값들을 처리하고, 상기 획득된 값들의 필터링된 값들을 발생시키기 위한 발생 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기.
  5. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제어 유닛(20)은 상기 획득된 값들에 기초하여 상기 장애물(O)로부터의 권장 후진 방향(D)을 결정하도록 설계되는 것을 특징으로 하는 항공기.
  6. 제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 항공기(1)를 자동으로 제어하기 위한 자동조종 시스템(25)을 포함하고, 상기 제어 유닛(20)은, 상기 제1 점들(P) 중 적어도 하나가 상기 안전 영역(Z) 내에 놓일 때 상기 항공기(1)를 상기 장애물(O)로부터 후진시키기 위해 상기 획득된 값들에 기초하여 상기 자동조종 시스템(25)을 제어하도록 설계되는 것을 특징으로 하는 항공기.
  7. 제6항에 있어서,
    제5항에 종속된 경우, 상기 자동조종 시스템(25)은 상기 권장 후진 방향(D)에 평행한 방향으로 상기 항공기(1)를 상기 장애물(O)로부터 멀리 이동시키도록 상기 제어 유닛(20)에 의해 제어될 수 있는 것을 특징으로 하는 항공기.
  8. 제1항 내지 제7항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 센서(10, 10', 10")와 독립적이고, 상기 장애물(O)의 위치에 상관없이 상기 항공기(1)의 기준 운동 법칙을 결정하도록 설계된 탐지 수단(60, 61)을 포함하고,
    상기 제어 유닛(20)은 상기 획득된 값들에 기초하여 상기 항공기(1)의 실제 운동 법칙을 결정하도록 설계되고,
    상기 제어 유닛(20)은 또한, 사용 중일 때는, 상기 기준 운동 법칙과 상기 실제 운동 법칙 사이의 차이의 유의적인 값이 주어진 임계값을 초과할 때 상기 센서(10, 10', 10")의 고장을 나타내는 고장 신호를 발생시키도록 설계되는 것을 특징으로 하는 항공기.
  9. 제5항 내지 제8항 중 어느 한 항에 있어서,
    디스플레이 수단(36)을 포함하고, 상기 제어 유닛(20)은 상기 디스플레이 수단(36) 상에,
    상기 권장 후진 방향(D)의 제1 표시(40)와,
    상기 제2 점(Q) 위치의 제2 표시(38)와,
    상기 항공기(1)의 전체 크기의 제3 표시(39.46), 및
    상기 평면 스윕 영역(R)과 상기 장애물(O)의 외부 표면의 교선으로 정의되는 상기 장애물(O)의 윤곽의 제4 표시(37)의 전시(display)를 명령하도록 설계되는 것을 특징으로 하는 항공기.
  10. 제1항 내지 제9항 중 어느 한 항에 있어서,
    제1 음향 신호를 위한 제1 트랜스듀서(50), 및
    상기 제1 트랜스듀서와 별도인 제2 음향 신호를 위한 제2 트랜스듀서(51)를 포함하고,
    상기 제어 유닛(20)은,
    상기 센서(10, 10', 10")들에 의해 측정된 상기 거리(C, C', C") 중 최저값이 제1 사용자 선택형 임계값보다 클 때는 상기 제1 및 제2 트랜스듀서(50, 51) 상으로 어떠한 음향 신호의 전송도 명령하지 않도록,
    상기 최저값이 상기 제1 사용자 선택형 임계값보다 작고, 상기 제2 사용자 선택형 임계값보다 클 때는 상기 제1 및 제2 트랜스듀서(50, 51) 상으로 간헐적 음향 신호들의 전송을 명령하도록, 그리고
    상기 최저값이 상기 제2 사용자 선택형 임계값보다 작을 때는 상기 제1 및 제2 트랜스듀서(50, 51) 상으로 안정 신호들의 전송을 명령하도록 설계되는 것을 특징으로 하는 항공기.
  11. 제10항에 있어서,
    제5항에 종속된 경우, 상기 제어 유닛(20)은 상기 제1 및 제2 트랜스듀서(50, 51) 상으로 상기 권장 후진 방향(D)을 나타내는 음향 신호의 전송을 명령하도록 설계되는 것을 특징으로 하는 항공기.
  12. 복수의 표시들(37, 38, 46, 40, 39, 102)을 전시하기 위한 디스플레이 수단(36)을 포함하는 그래픽 인터페이스(35)에 있어서,
    상기 그래픽 인터페이스는 장애물(O) 상의 각각의 제1 점들(P)과 항공기(1) 상의 제2 점(Q) 사이의 각각의 거리들(C, C', C")의 값들에 기초하여 제어 유닛(20)에 의해 제어될 수 있고, 상기 항공기(1)는 로터(3)를 포함하고, 상기 값들은 센서(10, 10', 10")에 의해 획득되는 것을 특징으로 하고,
    상기 그래픽 인터페이스(35)는,
    상기 제2 점(Q)의 위치의 제1 표시(38)와,
    상기 항공기(1)의 전체 크기에 대한 적어도 하나의 제2 표시(39, 46)와,
    상기 평면 스윕 영역(R)과 상기 장애물(O)의 외부 표면의 교선으로 정의된 상기 장애물(O)의 제1 윤곽의 제3 표시(37), 및
    상기 로터(3)의 디스크(7)의 제2 윤곽(105)의 제4 표시(39)를 포함하고,
    권장 후진 방향(D)의 제5 표시(40), 및
    상기 제3 표시(39, 46) 측 상의 상기 제2 윤곽(105)과 상기 제3 표시(39, 46)의 반대측 상의 제3 윤곽(104)에 의해 경계가 형성된 영역(102)을 포함하는 것을 특징으로 하고,
    상기 영역(102)은 상기 장애물(O)에 가깝고, 상기 항공기(1)를 접근시켜서는 안되는 공간 상의 영역을 나타내며,
    상기 제3 윤곽(104)은 상기 제2 점(Q)으로부터 임계값보다 작은 거리에 위치된 상기 제1 점들(P)을 나타내는 적어도 일부분들(115)을 포함하는 것을 특징으로 하는 그래픽 인터페이스.
  13. 호버링할 수 있는 항공기(1)의 조종을 보조하는 방법에 있어서,
    상기 항공기(1)는
    동체(2)와,
    상기 동체(2)의 상부에 장착된 로터(3)와,
    상기 동체(2)로부터 돌출하고, 상기 로터(3)를 구동하는 구동 샤프트(5)를 포함하고,
    상기 방법은
    상기 항공기(1)가 조종 중일 때, 제1 센서(10, 10', 10")의 제1 평면 스윕 영역(R) 내의 장애물(O) 상의 제1 점들(P)과 상기 항공기(1) 상의 제2 점(Q) 사이의 각각의 제1 거리들(C, C', C")에 대한 제1 값들을 획득하는 단계와,
    상기 항공기(1) 상의 상기 제2 점(Q)을 포함하는 안전 영역(Z)을 정의하는 단계와, 또한
    상기 제1 점들(P) 중 적어도 하나가 상기 항공기(1) 상의 상기 제2 점(Q)을 포함하는 안전 영역(Z) 내에 놓일 때 경보 신호를 발생시키는 단계를 포함하고,
    상기 제1 센서(10, 10', 10")가 상기 구동 샤프트(5)를 둘러싸는 위치에, 상기 제1 센서(10, 10', 10")를 배치시키는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  14. 제13항에 있어서,
    복수의 센서들(10, 10', 10")이 상기 구동 샤프트(5)를 둘러싸는 위치에, 상기 복수의 센서들(10, 10', 10")를 배치하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  15. 제14항에 있어서,
    적어도 하나의 상기 제1 점(P)이 상기 안전 영역(Z) 내에 놓일 때, 상기 항공기(1)를 상기 장애물(O)로부터 멀리 이동시키기 위해 상기 제1 값들에 기초하여 상기 항공기(1)의 이동을 자동으로 제어하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  16. 제15항에 있어서,
    상기 제1 값들에 기초하여 상기 장애물(O)로부터 상기 항공기(1)의 권장 후진 방향(D)을 결정하는 단계, 및
    상기 권장 후진 방향(D)과 평행한 방향으로 상기 장애물(O)로부터 멀리 상기 항공기(1)의 이동을 자동으로 제어하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  17. 제14항 내지 제16항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제1 값들에 기초하여 상기 항공기(1)의 제1 실제 운동 법칙을 결정하는 단계와,
    상기 제1 값들과 무관하게 상기 항공기(1)의 기준 운동 법칙을 결정하는 단계와,
    상기 기준 운동 법칙과 상기 제1 실제 운동 법칙 사이의 차이에 대한 유의적인 값을 계산하는 단계, 및
    상기 유의적인 값이 주어진 임계값을 초과할 때, 상기 제1 센서(10, 10', 10")의 고장을 나타내는 고장 신호를 발생시키는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  18. 제17항에 있어서,
    상기 항공기(1)가 조종 중일 때, 제2 센서(10', 10, 10")의 제2 평면 스윕 영역(R) 내에 있는 상기 장애물(O) 상의 제2 점들(P) 사이의 각각의 제2 거리들(C', C, C")의 적어도 제2 값들을 결정하는 단계와,
    상기 제2 값들에 기초하여 상기 항공기(1)의 제2 실제 운동 법칙을 결정하는 단계와,
    상기 제1 및 제2 실제 운동 법칙과 상기 기준 운동 법칙 사이의 상관관계를 결정하는 단계, 및
    상기 상관관계에 기초하여 상기 제1 및/또는 제2 값들을 수정하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  19. 제13항 내지 제18항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 센서(10, 10', 10")에 의해 측정된 상기 거리(C, C', C") 중 최저값이 제1 사용자 선택형 임계값보다 클 때는, 제1 및 제2 트랜스듀서(50, 51) 상으로 어떠한 음향 신호의 전송도 명령하지 않는 단계와,
    상기 최저값이 상기 제1 사용자 선택형 임계값보다 작고, 상기 제2 사용자 선택형 임계값보다 클 때는, 상기 제1 및 제2 트랜스듀서(50, 51) 상으로 간헐적 음향 신호의 전송을 명령하는 단계, 및
    상기 최저값이 상기 제2 사용자 선택형 임계값보다 작을 때는, 상기 제1 및 제2 트랜스듀서(50, 51) 상으로 안정 신호들의 전송을 명령하는 단계를 포함하는 것을 특징을 하는 방법.
  20. 상기 항공기(1)의 제어 유닛(20)으로 로딩이 가능하고, 실행시 제13항 내지 제19항 중 어느 한 항에 따른 방법의 단계들을 수행하도록 설계된 소프트웨어 제품.
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