KR20150090992A - 무인 항공기 - Google Patents

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그제고즈 엠 카위엑키
오마르 발레로
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더 보잉 컴파니
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Abstract

제자리비행 및 단거리/수직 이착륙(S/VTOL)을 위해 구성된 무인 항공기가 공개된다. 무인 항공기는: 내부에 유상하중 체적을 가지며 2보다 작은 가로세로비를 갖는 바디, 바디의 전방에 위치해 있는 적어도 하나의 프로펠러, 적어도 하나의 러더를 포함한다. 바디는 수평 비행/고정 날개 모드에서 공기가 바디를 가로질러 흐를 때 양력을 제공하는 인버스 짐머맨 플랜폼을 가질 수 있고, 바디는 제자리비행 및/또는 단거리/수직 이착륙(S/VTOL) 동안 적어도 하나의 프로펠러가 실질적으로 바디 위에 있도록 바디가 지향되어 무인 항공기가 회전익 항공기로서 동작하도록 더 구성된다. 무인 항공기는 파워 라인 점검과 같은 점검 방법에 적합한데, 이 경우에 고정 날개 모드로 비행함으로써 긴 거리가 효율적으로 분석될 수 있고, 제자리비행 모드로 전환함으로써 선택된 영역들의 상세한 점검을 가능하게 한다.

Description

무인 항공기{UNMANNED AERIAL VEHICLE}
본 발명은 점검(inspection) 및 감시(surveillance)를 위한 무인 항공기(unmanned aerial vehicle: UAV)에 관한 것이다. 특히, 무인 항공기는 저속과 장기 체공시간(high endurance)의 복합적 이용(mixed use)을 위해 구성된다.
장기체공, 활주로-의존성(runway-dependency), 및 이륙과 착륙을 위한 추가적인 기반시설의 필요성은 UAV들의 가장 중요한 특성에 해당한다. 전형적으로, 무인 항공기들은 3개의 분류로 나누어질 수 있는데, 즉: i) 예컨대, 글로벌 호크(Global Hawk)와 같이 장기-체공시간, 활주로-의존적 항공기; ii) 예컨대, 보잉 스캔 이글(Boeing Scan Eagle)과 같이 이륙 및 착륙을 위한 추가적인 기반시설이 필요한 장기-체공시간 활주로 비의존적(independent) 항공기; 및 iii) 임의의 회전 날개 항공기(rotary wing aircraft), 예컨대, 보잉 언맨드 리틀 버드(Boeing Unmanned Little Bird)와 같이 제자리비행(hover)을 하는 능력 덕분에 이륙 및 착륙을 위한 추가적인 기반시설을 필요로 하지 않는 단기 체공시간, 활주로 비의존적 항공기.
전형적으로, 회전 날개 항공기는 고정 날개 항공기(fixed wing aircraft)보다 훨씬 더 낮은 공기역학적 효율을 가지고, 그래서, 더 낮은 레인지(range) 및 체공시간(endurance)을 가진다. 더 낮은 공기역학적 효율은 또한 속도 및 유상하중과 같은 파라미터들에 대해 해롭다.
UAV의 하나의 용도는 수백 킬로미터 뻗어 있는 파워 라인(power line)들의 점검이다. 고정 날개 기반 UAV들이 예컨대 핫스팟(hot-spot)들을 위한 상세한 스팟(spot) 점검을 수행하기 위해 충분히 느리게 비행할 수 있는 능력을 가지지 않기 때문에, 최근에는 헬리콥터 기반 UAV들이 파워 라인 점검을 위해서 이용되었다. 고정 날개 UAV들은 또한 이륙 및 착륙을 위해서 활주로와 같은 기반시설을 필요로 한다. 그러나, 헬리콥터 기반 UAV들은 고정 날개 항공기에 비해서 훨씬 열등한 체공시간 및 레인지를 가진다. 이것은 고정 날개와 비교할 때 전진 비행(forward flight)에 있어서 로터의 내재적인 더 낮은 효율로 인한 것이다.
따라서, 제자리비행을 할 수 있고, 단거리/수직 이륙 및 착륙을 수행할 수 있으면서, 더 큰 거리를 커버할 수 있는 장기-체공시간 UAV들에 대한 필요성이 존재한다. 이러한 UAV는 또한 단일한 발사장(launch site)으로부터 파워 라인의 더 많은 섹션(section)들이 점검되는 것을 가능하게 할 것이다.
본 발명은 제자리비행 및 단거리/수직 이착륙을 위해 구성된 무인 항공기, 이러한 무인 항공기를 포함하는 점검 장치, 무인 항공기를 동작시키는 방법, 무인 항공기를 동작시켜서 수행되는 점검 방법, 및 파워 라인 점검 방법을 제공하는 것을 목적으로 한다.
본 발명은 제자리비행 및 단거리/수직 이착륙(S/VTOL: short/vertical take-off and landing)을 위해 구성된 장거리 무인 항공기를 제공하는데, 무인 항공기는: 2보다 작은 가로세로비(aspect-ratio)를 갖는 바디(body); 두 개의 프로펠러(propeller)들; 바디의 후미(rear)쪽에 위치해 있는 적어도 두 개의 플랩(flap)들 및 적어도 하나의 러더(rudder);를 포함하고, 바디는 내부에 유상하중 체적(payload volume)을 포함하고, 두 개의 프로펠러들 중의 적어도 하나의 프로펠러는 바디의 전방에(forward) 위치해 있고, 바디는 공기가 바디를 가로질러(across) 흐를 때 양력(lift)을 제공하도록 구성되고, 바디는 제자리비행 및/또는 단거리/수직 이착륙(S/VTOL) 동안 적어도 하나의 전방에 설치된 프로펠러가 실질적으로 바디 위에(above) 있도록 바디가 지향되어(oriented) 무인 항공기가 회전익 항공기(rotorcraft)로서 동작하도록 더 구성된다. 두 개의 프로펠러가 바람직하지만, 대안적인 실시예는 바디의 전방에 위치해 있는 단일한 프로펠러를 이용할 수 있다. 용어 UAV는 온보드 마이크로프로세서 또는 컴퓨터에 의해서 자체적으로(autonomously) 제어되어 비행할 수 있는 무인 항공기를 의미한다.
가로세로비는 날개 또는 양력 구조물(lift structure)의 가로세로비이고, 본 발명의 경우에 있어서 이것은 바디이다. 단순화하면, 가로세로비는 바디의 길이에 대한 너비(breadth) 또는 시위길이(chord length)의 비이다. 날개 또는 양력면(lift surface)의 길이를 따라서 시위길이가 변하는 것들과 같이 더욱 복잡한 형상의 바디들에 대해서, 가로세로비는 (날개폭)2을 날개면적으로 나눈 것이다. 프로펠러들의 수는 안정성을 제공하고 바디의 회전을 방지하기 위하여 바람직하게는 적어도 두 개이다. 단일 프로펠러 실시예에 대해서, 바디의 회전을 방지하기 위하여 안정화 토크(stabilizing torque)가 필요할 것이다. 이것은 별도로 굽은(differentially deflected) 에일러베이터(ailevator)들에 의해 제공될 수 있는데, 특히 이들이 연료 전지 배기(fuel cell exhaust)와 같은 배기를 가지고 블로잉되는(blown) 경우에 그러하다.
본 무인 항공기의 이점은 현저하게 더 긴 거리를 커버하기(cover) 위하여 고정 날개 모드(fixed wing mode)로 동작할 수 있고, 및/또는 동등한 유상하중 용량(capacity)을 가진 헬리콥터보다 현저하게 더욱 긴 장기 체공시간을 가질 수 있다는 점이다. 게다가, 타겟존(target zone) 또는 핫스팟(hot spot)이 식별되면, 무인 항공기가 회전익 항공기의 이점들, 즉 저속(low speed) 및 근접 점검(close inspection)을 갖는 제자리비행 모드(hover mode)로 전환할 수 있다.
단거리/수직 이착륙 동안, 바디는 무인 항공기가 부분적으로는 회전익 항공기로서 동작하고 부분적으로는 고정익 항공기(fixed wing air vehicle)로서 동작하도록 지향될 수 있다. 제자리비행 동안, 무인 항공기는 단순화된 회전익 항공기로서 동작한다. 만일 프로펠러들이 종래의 UAV 프로펠러들을 기초로 하는 것이라면, 이들은 헬리콥터 로터들에 대해서 전형적인 사이클릭 컨트롤(cyclic control)을 가지지 않을 것이고, 그래서 UAV 로터들은 주로 수직적인 움직임을 제어하되, 사이드웨이 움직임(sideways movement)의 제어는 거의 가지지 않을 것이다. 추가적인 실시예에서, 사이드웨이 움직임 제어를 제공하기 위하여, 예컨대 프롭로터(proprotor)를 이용해서, 사이클릭 컨트롤이 프로펠러들에 제공될 수 있다.
단거리 이륙 구조 동안, 양력은 전진 운동으로 인하여 바디 상에서 발전되는 양력의 수직 성분과 프로펠러들의 추력의 수직 성분의 합에 의해서 제공될 것이다. 이륙/착륙 각도가 가파를수록, 바디에서 전개되는 양력 성분의 기여도는 더 작다.
수평 비행 동안, 바디는 프로펠러가 바디의 전방에 위치해 있으면서 실질적으로 수평으로 지향될 수 있다. 제자리비행 동안, 바디는 프로펠러가 적어도 부분적으로 또는 실질적으로 바디 위에 위치해 있으면서 실질적으로 수직으로 지향된다. 낮거나 영(zero)에 가까운 받음각(angle of attack)은 수평인 것으로 고려될 수 있는 반면에, 거의 90°의 받음각은 수직인 것으로 고려될 수 있다.
바디는 짐머맨 플랜폼(Zimmerman planform), 인버스 짐머맨 플랜폼(inverse Zimmerman planform), 정사각형이나 직사각형 플랜폼(planform), 또는 원형이나 타원형 플랜폼을 가질 수 있다.
바디는 전체가 양력을 받는 바디(all-lifting body)와 같이 동체-날개 일체형(blended fuselage-wing)일 수 있다.
무인 항공기는 바디의 후미로부터 측면으로(laterally) 뻗어 있는 두 개의 플랩들 및 바디의 전방에 위치해 있는 두 개의 프로펠러들을 포함할 수 있다. 이러한 방향은 바람직하게는 바디가 수평일 때를 기준으로 하는 것이다.
적어도 하나의 프로펠러는 바디로부터 전방으로 뻗어 있는 포드(pod)에 설치될 수 있다. 바람직하게는, 프로펠러들은 전기 모터 드라이브(electric motor drive)를 가진다. 이것은 내연기관들에 비하여 노이즈 및 진동들을 감소시킨다.
무인 항공기는 수평적 및/또는 수직적 동작들 동안 차동(differential) 추력 및 토크를 위해서 바람직하게는, 두 개의 프로펠러들을 작동시키도록 구성된 콘트롤러를 포함할 수 있다. 차동 추력/토크는 프로펠러 블레이드들의 피치(헬리콥터 로터들에서 집합적으로 등가임)를 변경함으로써 또는 프로펠러들을 구동하는 모터들의 상대적인 회전 속도를 변경함으로써 달성될 수 있다. 횡축(lateral axis)에 대서는 회전을 방지하기 위하여 동일한 추력을 유지하면서, 종축(longitudinal axis)에 대해서는 바디를 회전시킬 수도 있는 차동 토크를 생성하는 것이 가능하다. 이것은 블레이드들을 가진 로터들 중의 하나를 높은 피치(높은 토크)와 낮은 회전 속도(낮은 추력)로 동작시키면서 다른 로터를 매우 낮은 피치와 높은 회전 속도로 동작시킴으로써 달성될 수 있다. 무인 항공기는 바람직하게는 제자리비행을 달성하기 위하여 1보다 큰 추력 대 중량비(thrust to weight ratio)를 가진다.
무인 항공기는: 적어도 하나의 프로펠러를 구동하기 위한 적어도 하나의 전기 모터; 적어도 하나의 전기 모터에 파워를 공급하기 위하여 전기를 생성하기 위한 연료 전지(fuel cell); 및 플랩들을 가로질러 블로잉(blow)하도록 연료 전지 배기를 안내(guiding)하기 위한 배기 도관(exhaust conduit);을 더 포함할 수 있다. 몇몇 실시예들에서 단일한 전기 모터가 둘 이상의 프로펠러를 구동할 수 있지만, 각각의 프로펠러가 해당 전기 모터에 의해서 구동되는 것이 바람직하다.
연료 전지는 바디의 앞에 그리고 연료 전지에 파워를 공급하기 위한 수소 탱크의 앞에 위치해 있을 수 있다. 배기 도관은 배기 가스를 수소 탱크를 지나서 바디의 후미까지 또는 플랩들이 위치해 있는 곳까지 안내하도록 배열될 수 있다.
무인 항공기는: 바디의 후미에 위치해 있는 카메라; 카메라에 연결된 이미지 프로세서(image processor); 및 유도 장치(guidance system);를 더 포함할 수 있고, 단거리/수직 착륙 동안, 바디의 지향(orientation)은 카메라를 아래로 향하게 하고, 이미지 프로세서는 카메라로부터 데이터를 수신해서 착륙 지점(landing site)을 식별하고, 이미지 프로세서는 무인 항공기를 착륙 지점에 안내하기 위해서 유도 장치와 통신한다. 다시 말해, 착륙 모드로 전환함으로써, 바디는 그 자체가 카메라로 하여금 지상을 향하게 하도록 재지향된다(reoriented).
무인 항공기는 롤링 착륙(rolling landing)을 위한 하부 바디 스킨 스키드(lower body skin skid)들을 더 포함할 수 있다.
본 발명은, 상술한 무인 항공기를 포함하고, 무인 항공기에 설치된 촬영 장치(imaging device)를 더 포함하는 점검 장치(inspection apparatus)를 추가로 제공한다. 예시적인 실시예들에서, 무인 항공기 또는 장치는, 파워 라인들의 점검; 지대(terrain), 삼림(forestry), 차도(roadway)들, 및/또는 가축(livestock)의 점검 또는 감시; 또는 저속 및 장기 체공시간의 복합적 이용이 요구되는 애플리케이션들을 위해서 이용될 수 있다.
본 발명은 점검 방법을 제공하는데, 상기 방법은: 점검될 영역 또는 구조물의 주변에서 고정 날개 모드(fixed wing mode)로 무인 항공기를 비행시키는 단계; 무인 항공기의 카메라 또는 센서를 가지고 영역 또는 구조물의 이미지 또는 센서 데이터를 수집하는 단계; 및 타겟존(target zone) 검출시에 무인 항공기에게 제자리비행을 하도록 지시해서, 무인 항공기가 지향을 변경하여 회전익 항공기로서 동작하도록 초래하는 단계;를 포함한다.
타겟존은 영역 또는 구조물에 대해서 수집된 이미지 또는 센서 데이터를 기초로 하여 선택될 수 있고, 상기 타겟존은 영역 또는 구조물의 일부일 수 있다. 타겟존은 고정 날개 모드에서 이용되는 센서들과 비교하여 더 높은 해상도, 더 높은 확대율(magnification), 또는 다른 센서(alternative sensor)들을 이용해서 점검될 수 있다.
상기 지향의 변경은 카메라 또는 센서를, 예컨대 타겟존의 위 또는 아래와 같이, 타겟존에 향하게 할 수 있다.
본 방법에서 이용되는 무인 항공기는 상술한 무인 항공기일 수 있다.
본 방법은 특히 파워 라인 점검에 적합하다. 그래서, 본 발명은 파워 라인 점검 방법을 제공하는데, 파워 라인 점검 방법은 상술한 방법을 포함하고, 점검될 구조물은 파워 라인이고, 타겟존은 결함(fault) 또는 임박한 결함(impending fault)을 포함한다. 파워 라인은 타워 또는 철탑에 설치된 고전압 전기 케이블 또는 네트워크일 수 있다. 카메라 위치들을 변경함으로써 가스 또는 오일 파이프라인들, 또는 도로 및 철도망들과 같이 지상에 있는 기반시설을 점검하는 것 또한 가능하다.
도 1a-1c는 선행 기술인 챈스 보트(Chance-Vought) XF5U "플라잉 팬케이크(flying pancake)"의 풀-스케일 테스트(full-scale test) 항공기로서의 사진(도 1a) 및 윈드-터널 스케일 모델(wind-tunnel scale model)로서의 사진(도 1b 및 1c)이다;
도 2a-2c는 각각 본 발명에 따른 무인 항공기의 윗면도, 전면도, 및 측면도이다;
도 3은 챈스 보트 XF5U의 공기역학적 효율 및 체공시간 인자를 도시하는 그래프이다;
도 4a, 4b, 및 4c는 모두 본 발명에 따른 무인 항공기의 전면도이고, 연료 전지 및 카메라의 윗면도 및 밑면도를 포함한다;
도 5는 본 발명에 따른 무인 항공기의 윗면도이고, 내부 구성요소들 및 시스템들의 레이아웃을 도시한다;
도 6은 본 발명의 무인 항공기의 꼬리의 도면이고, 내부를 보이기 위하여 스킨이 제거된 채로 도시된다;
도 7a 및 7b는 꼬리 및 에일러베이터들의 도면이고, 내부를 보이기 위하여 스킨이 제거된 채로 도시된다;
도 8은 제자리비행 모드에 있는 본 발명의 무인 항공기의 도면이고, 카메라들을 노출시키기 위하여 스킨이 부분적으로 제거된 채로 도시된다;
도 9는 본 발명의 무인 항공기의 도면이고, 앞부분의 포인팅 카메라(front pointing camera)들을 도시한다;
도 10은 본 발명의 무인 항공기의 후미 플랩들 위로 블로우(blow)하기 위하여 연료 전지 배기 가스들을 안내(guiding)하기 위한 도관 라우팅(conduit routing)을 도시하는 개략도이다;
도 11은 본 발명의 방법에 따른 단계들을 식별시키기 위한 흐름도이다.
선행기술의 관점들과 함께 본 발명의 실시예들이 이제 첨부도면을 참조하여 설명될 것이다.
도 2a-2c는 수직 이착륙 능력, 제자리비행 능력, 높은 운항(cruising) 속도, 및 긴 레인지를 가진 낮은 가로세로비(low aspect-ratio)의 무인 항공기를 도시한다. 항공기는 양력을 제공하는 표면들을 갖는 바디(100)를 포함하는데, 즉, 항공기는 동체-날개 일체형 구조를 가지지만, 이는 바디 전부의 전체가 아니라 대부분이 날개(양력면) 및 동체(유상하중 수용) 양쪽 모두인 것으로 고려될 수 있는 다른 동체-날개 일체형 구조들과 다르다. 도 2a는 위에서 본 항공기의 도면이다. 무인 항공기 플랜폼(planform)은 원판 같은(disc-like) 형상이다. 가능한 플랜폼들은 직사각형, 정사각형, 타원형, 원형, 짐머맨, 인버스 짐머맨을 포함한다. 도 2 실시예는 짐머맨, 또는 더욱 엄밀하게는 인버스 짐머맨 플랜폼을 도시한다. 짐머맨 플랜폼들은 두 개의 타원들의 교차(intersection)에 의해 형성된 형상을 가지는데, 예컨대, 제1 타원은 제2 타원형 곡선에 의해서 잘린다. 제1 타원의 나머지 부분은 플랜폼 둘레(perimeter)의 메이저 부분(major part)(4분의 3과 같이 절반보다 많음)을 형성하고, 제2 타원형 곡선은 플랜폼 둘레의 마이너 부분(minor part)(4분의 1과 같이 절반보다 적음)을 형성한다. 인버스 짐머맨 및 짐머맨 플랜폼들은 동일한 형상을 가지지만, 리딩 엣지(leading edge)가 상이하다. 인버스 짐머맨 플랜폼에 대해서, 제2 타원형 곡선/마이너 부분에 의해서 리딩 엣지가 형성되는 반면, 짐머맨 플랜폼에 대해서 이것은 트레일링 엣지(trailing edge)를 형성한다.
도 2a에서 도시된 바와 같이, 바디(body) 앞에 한 쌍의 프로펠러들(120)이 존재한다. 이들은 바디(100)의 리딩 엣지의 앞에서부터 전방으로 뻗어 있는 포드(110)들의 앞부분 끝단(front end)에서 바디의 측면 극단(lateral extreme)에 가깝게 설치된다. 바디의 후미(rear)에 한 쌍의 플랩들 또는 에일러베이터들(130)이 위치해 있다. 프로펠러들에 유사하게, 이들은 바디의 측면 극단들을 향해 설치된다. 에일러베이터들은 바디의 엣지로부터 밖으로 향해 측면으로(laterally outwards) 뻗어 있다.
도 2b 및 2c는 각각 무인 항공기의 전면 및 측면 도면들을 도시한다. 이 도면들은 언더캐리지(undercarriage)가 대부분의 경우에 수평면에서 상방으로 약 10-45°의 각도로 항공기의 기수(nose)를 지향하는 것을 도시한다. 두 개의 러더들(140)은 무인 항공기의 후미에서 바디의 상부측에 위치해 있다. 러더들(140) 양쪽 모두가 도 2b에 보인다. 도 2c에는 하나가 보인다.
도 2a는 날개 플랜폼의 면적을 도시하고, 이것의 낮은 가로세로비가 명확하게 보일 수 있다. 가로세로비 AR은:
AR = b2 / s
에 의해 정의되고, 여기서 b는 날개폭(wingspan)이고, s는 날개 플랜폼의 면적(area)이다. 도 2a-2c에서 도시된 무인 항공기는 0.5 내지 2.0 범위의 가로세로비를 가진다.
도 2a-2c의 무인 항공기의 플랜폼은 1930년대 및 1940년대에 풀 스케일(full scale) 전투기로 개발 중에 있었던 챈스 보트 XF5U로부터 유래된다. 챈스 보트 XF5U는 도 1a의 사진에서 도시된다. XF5U의 스케일 모델의 풍동시험(wind tunnel testing)이 도 1b 및 1c의 사진들에서 도시된다.
주로 디스크-형상의(disc-shaped) 플랜폼은 일반적으로 작은 날개 폭(wing span)으로 인하여 매우 좋지 못한 성능을 가지는 것으로 여겨질 것이다. 게다가, 날개들 아래의 고압 공기는 날개 위에서 소용돌이들을 생성하는 날개팁(wing tip)의 끝단 주변에서 용이하게 이동할 수 있을 것이다. 이것은 항력(drag)을 초래하고 양력을 감소시킨다. 하지만, 프로펠러들은 양력이 유지되고 항력이 감소되도록 그 영향에 거스르는 소용돌이들에 대해 반대 방향으로 회전한다. 날개의 좌현(port) 및 우현(starboard) 쪽들 상의 소용돌이들은 반대 방향으로 회전하고, 결과적으로 프로펠러들은 날개의 양쪽에서 소용돌이들을 거스르도록 반대 방향으로 회전한다.
도 2의 무인 항공기는 전기 모터들 및 하이브리드(hybrid) 배터리-연료 전지 파워 시스템을 수용할 수 있는 큰 유상하중 체적을 가진다. 다양한 카메라들 및 센서들이 또한 유상하중으로 설치될 수 있다.
수평 비행에서, 양력은 바디의 표면들에 의해서 제공되고, 전방 추진(forward propulsion)은 프로펠러들에 의한 것이다. 무인 항공기의 속도가 감소될 때 바디의 지향이 변경되고, 그래서 무인 항공기가 제자리비행 중일 때 바디는 도 8에서 도시된 바와 같이 수직으로 배열된다. 그래서, 제자리비행 중일 때 무인 항공기는 회전익 항공기로서 동작하고 프로펠러들은 바디 위에서 로터로서 동작한다. 상술한 바와 같이, 두 개의 프로펠러들에 대하여, 이들은 반대 방향으로 회전해서 바디가 회전하도록 초래하는 순 순간(net moment)이 바디 상에 존재하지 않는다. 유익하게는, 이러한 배열은 바디의 회전을 방지하기 위하여 종래의 헬리콥터 시스템들에서 발견되는 바와 같은 꼬리 로터(tail rotor)에 대한 필요성을 제거한다.
도 2a 및 2c에서 도시된 바와 같이, 프로펠러들은 바디의 앞에(또는 제자리비행 모드에 있을 때는 위에) 현저하게 설치되는데, 예컨대 바디의 앞에 적어도 프로펠러 블레이드(propeller blade)들의 길이로 설치된다. 이러한 구조는 프로펠러 시동 시에 프로펠러 블레이드들과 바디 간의 간섭들을 감소시킨다.
프로펠러들은 바람직하게는 폴딩(folding) 프로펠러들이어서, 이들은 무인 항공기의 발사장으로의 이동 동안 컴팩트함(compactness)을 제공하도록 바디에 대해 접혀질 수 있다.
도 2a-2c에서 도시된 바와 같이, 무인 항공기는 바람직하게는 제자리비행, 수평 비행, 및 이륙과 착륙 동안 제어를 제공하기 위해서 두 개의 큰 러더들 및 두 개의 큰 에일러베이터들을 가진다. 러더들(140)은 러더를 통해서 뻗어 있는 날개보(spar)(205) 주위에 만들어진다. 각각의 러더에서의 날개보는 회전을 위한 서보 모터(servo motor)에 의해 구동된다. 날개보는 각각에 대한 별도의 구조물들을 요하지 않으면서 구조적 강성(structural rigidity) 및 회전 구동(rotation drive) 둘 다를 러더에 제공한다. 러더들의 날개보(205)는 도 7a 및 7b에 도시된다. 바람직한 실시예에서, 러더는 수직적인 꼬리 표면의 전체를 형성하고, 아무런 고정된 표면이 존재하지 않는다. 러더의 전체가 회전한다. 대안적인 배열들에 있어서, 단일한 러더 및 두 개의 에일러베이터들이 이용되거나, 세 개 이상의 러더들 및 에일러베이터들이 이용될 수 있다.
도 2a 및 2b에 도시된 에일러베이터들(130)은 항공기의 가장 넓은 극단들을 형성한다. 이들은 바디의 엣지들로부터 측면으로 뻗어 있다. 에일러베이터들은 회전하도록 구성된다. 두 개의 에일러베이터들이 함께 바디의 폭에 상응하는 길이를 가진다. 러더들(140)은 에일러베이터들의 길이와 유사한 높이를 가질 수 있다. 러더들(140)과 유사하게, 에일러베이터들은 회전 구동을 위해 배열된 날개보들(208)에 의해 제공되는 구조적 강성을 가진다. 에일러베이터들의 날개보들(208)은 도 7a 및 7b에서 도시된다.
바람직한 실시예에서, 프로펠러들은 온보드(on-board) 하이브리드 배터리-연료 전지 시스템에 의해서 생성된 전기를 가지고 전기 모터들에 의해서 구동된다.
도 2a 및 2b에 도시된 바와 같이, 프라이머리(primary) 카메라 또는 센서(190)가 수평 비행 동안 사용하기 위해 무인 항공기의 앞에 설치될 수 있다. 카메라는 비행 동안 촬영 정보(imaging information)를 수집할 수 있고, 비행 궤적이 변함에 따라서 수평 정렬(horizontal alignment)을 유지하도록 설치된 짐벌(gimbal)일 수 있다. 카메라는 또한 구동된 회전(driven rotation)이 뷰잉될(to be viewed) 영역을 향하여 카메라를 겨냥하도록 설치될 수 있다. 카메라는 가시 스펙트럼(visible spectrum)에서 작동하는 비디오 카메라이거나, 전자기 스펙트럼(electromagnetic spectrum)의 다른 파장들을 이용할 수 있다. 예를 들어, 카메라는 온도 정보를 수집하기 위해 적외선에서 작동하는 촬영 센서(imaging sensor)일 수 있다.
카메라 또는 촬영 센서(190)는 무인 항공기의 앞부분을 향하여 설치될 수 있다. 도 2b 및 도 4에서 도시된 바와 같이, 카메라(190)는 바디의 밑면(underside)에서부터 작동할 수 있다. 이와 달리, 카메라는 바디의 상부측(upper-side)으로부터의 작동을 위해 설치될 수 있다. 양쪽 경우들에 있어서, 시야(field of view)는 바디의 위치에 의해서 제한된다. 상술한 바와 같이, 무인 항공기가 제자리비행 모드로 동작할 때, 바디(100)는 수직으로 지향되고 이것은 카메라의 시야를 변화시킨다. 게다가, 항공기 상에서 이동하도록 설치된 카메라를 가지는 것이 유용하지만, 이 카메라는 전자기 스펙트럼의 원하는 부분에서 동작하지 않거나 해상도를 가지지 않을 수 있다. 그래서, 바디가 제자리비행 동안 수직으로 지향될 때 작동하도록 배열된 다른 카메라(alternative camera)들을 제공하는 것이 바람직하다. 게다가, 이러한 추가적인 카메라들은 애플리케이션에 더 적합한 파장에서 작동하거나 더 높은 해상도를 제공할 수 있다.
파워 라인 점검을 위한 예시적인 실시예에서, 무인 항공기는 스펙트럼의 가시 영역(visible part)에서 작동하는 고화질(high definition) 카메라(201)와 적외선 카메라(202)를 구비한다. 적외선 카메라(202)는 파워 라인에서의 결함들을 모니터링하도록 구성된다. 이러한 결함들은 종종 도체(conductor)에서의 파단(break), 균열(fracture), 또는 다른 저항성 하자(resistive defect)의 결과로서 고온 영역을 노출하고, 여기서 "핫스팟(hot-spot)"을 초래하는 열이 발생된다. 이러한 "핫스팟" 모니터링을 위해 적절한 파장에서 동작하도록 구성된 센서들을 갖는 적외선 카메라의 타입이 선택될 수 있다.
두 개의 추가적인 카메라들(201 및 202)이 도 8 및 9에서 도시된다. 이 카메라들은 항공기의 앞부분을 향해 메인(main) 카메라(190)의 양쪽에 설치된다. 하지만, 카메라들(201 및 202)은 카메라(190)보다 리딩 엣지에 더 가깝게 설치되고, 위나 아래에 설치될 수도 있다. 바람직하게는, 이들은 리딩 엣지가 카메라들의 시야를 가리지 않을 정도로 리딩 엣지에 충분히 가깝게 설치된다.
도 11은 점검의 방법의 단계들을 제시하는 흐름도이다. 예컨대, 고압 지상 파워 라인(high voltage overhead power line)들과 같은 파워 라인들을 점검하는 동작시에, 무인 항공기는 수평으로 비행하거나(fly) 운항하고(cruise)(410), 비디오 카메라일 수 있는 메인 카메라(190)를 이용해서 파워 라인들을 점검한다(420). 이 모드에서, 항공기는 수평으로 지향될 것이다. 운항 중 핫스팟이 검출될 때마다(430), 항공기는 그것의 수평적인 속도(horizontal speed)를 감소시키고, 바디가 수직으로 또는 수직에 가깝게 지향되는 제자리비행 모드로 전환할 것이다(440). 카메라들 또는 센서들(201 및 202)은 위쪽을 겨냥하고, 선택적으로 "핫스팟"을 향해 바디의 약간 앞으로 겨냥한다. 항공기의 위치는 자이로스코프들 또는 복잡하거나 무거운 포지셔닝 액츄에이터(positioning actuator)들에 대한 필요성 없이 카메라들(201 및 202)의 뷰잉(viewing)의 방향을 설정한다(450). 항공기는 전기 타워(electrical tower)들 또는 철탑(pylon)들의 부근에서 비행한다. 특히, 항공기는 타워들의 아래 및 옆에서 비행할 수 있다. 파워 라인 점검 작업을 수행하는 종래의 UAV들은 무인 항공기의 밑면에 설치된 카메라를 가진다. 이것은 파워 라인들 및 전기 타워들 위로 UAV를 비행시킬 필요가 있도록 하는데, 이는 파워 라인들 및 타워들 위로 비행하는 유인(manned) 항공기를 위험에 놓이게 할 수 있다. 본 명세서에서 설명된 무인 항공기는 제자리비행을 할 수 있고 제자리비행 동작(operation) 동안 무인 항공기의 상부측에 카메라를 갖춤으로써 및/또는 제자리비행 동작 동안 위쪽을 겨냥하는 카메라를 갖춤으로써 파워 라인들 및 타워들 위로 비행할 필요성을 방지한다.
추가적인 카메라(301)가 도 6에서 도시된 바와 같이 바디의 꼬리에서 제공될 수 있다. 꼬리 카메라(tail camera)(301)는 수직적인 착륙 동안 착륙 지점들을 촬영하는 데 이용될 수 있다. 이러한 착륙에 있어서, 항공기는 아마도 그것의 수평적인 속도를 감소시켰을 것이고, 착륙 전에 제자리비행으로 전환했을 것이다. 상술한 바와 같이, 제자리비행 동안 무인 항공기의 바디는 수직으로 지향되어 꼬리 카메라(301)가 아래쪽을 겨냥한다. 꼬리 카메라는 가능성 있는 착륙 지점들을 위해서 지상을 촬영하거나 일반적으로 착륙 영역을 촬영한다. 이미지 데이터는 원격 조작자(remote operator)에게 전송될 수 있을 것이다. 이와 달리, 이미지 데이터는 온보드 이미지 프로세서(303)로 보내지는데, 이것은 착륙 지점을 식별시키는 알려진 패턴(known pattern)을 검출하기 위하여 패턴 인식을 이용한다.
바람직하게는, 무인 항공기는 온보드 하이브리드 배터리-연료 전지 시스템으로부터 공급된 전기로부터 전기 모터들에 의해 파워를 공급받는다(powered). 시스템의 연료 전지 부분은 온보드 연료 탱크로부터 공급된 수소 및 대기로부터 추출된 산소로부터 전기를 생성한다. 연료 전지 시스템은 필요한 전압 및/또는 파워를 제공하기 위하여 함께 적층된(stacked) 다수의 전지들을 포함하는 전지 스택(cell stack)을 포함할 수 있다. 연료 전지 시스템은 연료 전지 또는 스택 상에서 작동하는 팬(fan)들에 의해서 공기로 냉각된다(air-cooled). 가열된 배기 가스들은 주변 공기보다 더 따뜻하고, 양력을 제공하기 위하여 이용될 수 있다. 도 5에서, 연료 전지들 또는 연료 전지 스택(152)은 무인 항공기의 앞부분을 향하는 것으로 보일 수 있다. 연료 전지 스택(152) 뒤에는 수소를 포함하는 연료 탱크(150)가 존재한다. 연료 전지 또는 스택은 원통형이다. 실린더의 각각의 끝단에는 연료 전지를 냉각시키기 위하여 공기가 스택을 통과하게 하기 위한 팬(fan)(154)이 존재한다.
가열된 배기 공기는 양력면 위로 블로잉함으로써(blowing) 양력을 제공하는 데 이용된다. 도 10은 배기의 적어도 일부가 플랩들 또는 에일러베이터들의 상부 표면 위로 블로잉되도록(blown) 항공기의 후미로 배기 공기를 안내하기(guiding) 위한 도관(250)을 도시한다. 연료 탱크는 일반적으로 연료 전지 또는 연료 전지 스택보다 더 크고, 그래서 도관(250)은 연료 전지로부터 연료 탱크의 사이드까지 및 무인 항공기의 후미까지 배기를 가이드하도록 배열되고, 그래서 에일러베이터들 위에 무인 항공기가 있게 한다. 이러한 배열은 본원의 출원인에 의해 출원된 유럽 특허 출원 제12382165.4호에서 설명된 것과 유사한다. 이러한 방식으로 플랩들 또는 에일러베이터들을 블로잉하는 것은 또한 XF5U에서 발견되는 바와 같은 임의의 불안정한 비행 거동을 바로잡는 데 이용될 수 있다. 도 10은 연료 전지의 한쪽(위에서 볼 때 오른쪽)에서부터 항공기의 동일한 쪽의 에일러베이터까지 배기를 안내하는 하나의 도관을 도시한다. 상응하는 제2 도관은 연료 전지의 다른 쪽(왼쪽)에서 무인 항공기의 그 쪽의 에일러베이터를 블로잉하도록 배열된다. 다른 배열들에 있어서, 단일한 도관이 항공기를 따라 중앙으로 제공되어서 에일러베이터들을 블로잉하기 위해 후미에서 갈라질 수 있다.
상술한 바와 같이, 항공기에는 대부분의 경우에 바디(body)가 지면에 대해서 10-45°로 기울도록 하는 바퀴들 및 언더캐리지 또는 착륙 장치(landing gear)가 제공된다. 도 2b에서 도시된 바와 같이, 언더캐리지는 네 개의 바퀴들을 포함한다. 제1 바퀴들(260)은 바디의 후미로부터 뻗어 있는 지지대(mount)들에 회전가능하게 연결된다. 두 개의 바퀴들(260)이 존재한다. 두 개의 바퀴들(260) 및 지지대들은 러더들(140)과 거의 동일한 간격으로 바디의 후미 엣지를 따라 측면으로(laterally) 이격된다. 바퀴들의 이러한 제1 쌍은 바디의 후미를 위한 그라운드 클리어런스(ground clearance)를 제공한다. 바디(100)의 앞부분을 향해 지지대들로부터 뻗어 있는 제2 바퀴들(270)이 제공된다. 두 개의 바퀴들(270)이 존재한다. 이러한 두 개의 바퀴들을 위한 지지대들은 후미에 있는 것들보다 더 크고, 일정한 각도로 비스듬하게 옆으로(diagonally sideways) 뻗어 있다. 앞부분 바퀴(front wheel)들에 대한 지지대들의 더 큰 높이는 대부분의 경우에 지상에 있을 때 바디에 대해 10-45° 지향을 제공한다.
언더캐리지 및 바퀴들은 이륙 후에 바디 안으로 집어넣어질(retractable) 수 있다.
언더캐리지에 대한 필요성 없이, 무인 항공기에는 스키드 착륙(skid landing)을 위해 바디의 밑면에 스키드(skid)들이 제공될 수 있다. 스키드 착륙이라고 함은 무인 항공기가 수평적인 속도를 가져서 수직적인 착륙을 수행하지 않는다는 것을 의미한다. 스키드들은 예컨대, 벨리 착륙(belly landing)을 위해서 바디의 스킨(skin)의 일부를 형성할 수 있다. 언더캐리지 또는 바퀴가 없는 무인 항공기들은 중량 및 항력 불이익이 감소된다는 이점을 가진다. 이륙은 효율적인 전진 운동(forward movement)을 제공하기 위하여 여전히 언더캐리지를 필요로 할 수 있지만, 언더캐리지는 이륙 직후에 사출되거나(ejected) 결합해제될(released) 수 있다. 항공기는 단거리 이륙 활주(take-off run) 동안 충분한 양력이 전개된 후 지상에 남아 있는 언더캐리지 돌리(undercarriage dolly)에 얹혀 있을 수 있다.
상술한 바와 같이, 본 발명과 선행기술의 XF5U 간에는 수많은 차이가 있다. 게다가, 오리지널(original) XF5U는 유인(manned) 전투기로서 제안되었었다. 본 발명은 조종사의 조종실덮개(pilot canopy)를 제거하였는데, 이것이 필요하지 않기 때문이다. 바디의 상부 표면 위로의 매끄러운 기류(smoothed airflow)는 비행시 안정성을 증가시킨다. 게다가, 프로펠러들과 조종사의 조종실덮개 사이에서, XF5U의 앞부분에 보이는 모터 인렛(motor inlet)들 또한 제거되었다. 이러한 특징들의 제거는 또한 경계층 박리(boundary layer separation)를 방지하도록 기능한다. 게다가, 이것은 비행시 항공기를 추가로 안정시킨다(stabilize).
본 발명의 실시예에서, 무인 항공기가 개발되었으며, 특히 모니터링 및 점검 활동들에 적합하다. 하나의 예시적인 실시예에서, 모니터링 및 점검 활동은 예컨대, 타워들, 기둥(mast)들, 또는 철탑들에 의해서 머리 위로 전달되는(carried overhead) 전기 파워 라인들에 대한 파워 라인 점검일 수 있다. 다른 실시예들에서, 무인 항공기는 지면에 배치된(ground placed) 파워 라인(power line)들을 모니터링하도록 구성될 수 있다. 예를 들어, 전기 케이블(electrical cable), 또는 가스(gas)나 다른 연료의 파이프라인(pipeline)들. 무인 항공기는 또한 도로들 및 철로들과 같이 중요한 기반시설을 모니터링하는 데 이용될 수 있다. 상이한 타겟들을 모니터링하기 위한 유연성(flexibility)은, 설치될 다양한 카메라 및 센서를 위한 공간을 제공하는 큰 유상하중 베이 사이즈(payload bay size)로부터 생기는 것이다. 이것은 장기 체공시간과 결부되어 무인 항공기가 먼 거리를 비행할 수 있도록 그리고 이후 선택된 영역 또는 타겟에 대한 상세한 모니터링을 제공하기 위하여 제자리비행을 할 수 있도록 충분히 유연성 있게(flexible) 한다.
무인 항공기는 긴 체공시간의 10kg급 UAV에서 단거리/수직 이착륙(S/VTOL) 기능을 가능하게 한다. 수평 비행에서 45와 100km/h 사이의 속도 범위를 가지고 예상되는 체공시간은 다섯 시간이다. 제자리비행에서, 체공시간은 2.5 시간이다. 무인 항공기는 모듈식이고(modular), 400과 800g 사이의 유상하중에 대한 사양(specification)에 의존하여 9와 13kg 사이의 이륙중량(take-off weight)을 가진다. 더욱 가벼운 버전은 6.5 시간까지 체공시간을 연장하였다.
선행기술의 무인 항공기들과 비교하여, 본원의 무인 항공기는 이들보다 성능이 낫다. 다음의 표는 0.5kg 유상하중을 운반할 능력을 가진 2.5 시간 체공 항공기를 예로서 이용한 비교를 제공한다.
Figure pat00001
표 1: 선행기술의 UAV들과 본 발명의 비교.
상기 표에서 알 수 있는 바와 같이, 본 발명은 VTOL 및 고정익 항공기들 양쪽 모두의 이점들을 가진다. VTOL 동작은 일반적으로 헬리콥터에 의해서 제공되지만 이상에서 보이는 바와 같이 이들은 적절한 체공시간 및 비행 속도가 부족하다. 역으로, 종래의 고정 날개 미니(mini) UAV들은 너무 빠른 속도 범위를 가져서 상세한 스팟 점검(spot inspection)을 허용하지 않으며, 발사를 위한 기반시설을 필요로 했었다. 본 발명의 긴 체공시간은 한 번의 발사로 100km를 초과하는 거리에 대해서 파워 라인들의 점검을 가능하게 한다.
전력 시스템들의 이용은 조용한 동작(quiet operation)들을 낳는데, 이들은 도심(urban) 또는 건물로 둘러싸인 지역들(built up location)에서의 파워 라인 모니터링에 대하여 주변 영역의 사람들에게 덜 방해가 된다. 이들은 또한 군사 작전에 대한 면밀하고 조용한 지원을 가능하게 할 것이다.
항공기의 외부 구조 및 내부 구조의 일부가 도 2에 도시된다. 항공기는 500W 크루즈(cruise) 또는 800W 피크 파워(peak power) 하이브리드 연료 전지 시스템을 포함하는데, 이것은 이륙 시기 동안 추가적인 파워를 전달하기 위하여 리튬 폴리머(Li-Po) 배터리를 포함한다. 선행기술과 관련된 사전 풍동시험이 공기역학적 데이터가 제공되는 XF5U과 같은 짐머맨 디자인(Zimmerman design)들에 대해서 수행된다. 이 데이터는 이용가능한 파워와 조합하여 초창기에 선택된 1.3m 폭 사이즈(span size)를 낳았다. 도 3은 이러한 구조를 위한 효율 곡선들을 도시한다. 가로좌표를 따라서 양력 계수 CL이 도시된다. 세로좌표를 따라서, 두 개의 파라미터들 CL/CD 및 CL3/2/CD이 존재하는데, 여기서 CD는 항력 계수이다. 파라미터 CL3/2/CD는 효율의 척도(measure)이다. 폭 사이즈는 1.25㎡의 날개 영역을 낳는다. 양력에 대해서 다음의 방정식을 이용하는데,
L = W = ½ x 1.225 x v2 x S x CL
여기서, L = 양력, W = 항공기 이륙중량, 15℃에서의 공기의 밀도 = 1.225 Kg/m3, S = 양력면의 아르(are)이고, 도면에서의 양력 계수 데이터는 13.5kg의 이륙중량 및 480W의 파워 소모를 낳는다.
파워 시스템은 두 개의 AXI 4120-20 브러쉬리스(brushless) 전기 모터들을 포함한다. 이들은 지름 및 피치(pitch)에 있어서 Graupner AEROCam 16" x 8" (40cm x 20cm)과 같은 폴딩 프로펠러(folding propeller)들에 연결된다. 모터의 전자적 속도 제어는 Castle Creations Phoenix ICE Lite 75 ESC(Electronic Speed Controllers)에 의해서 제공된다. 이러한 구조에서, 각각의 프로펠러는 5kg까지의 추력을 전달한다. 수평 비행의 최적 속도는 76km/h이고, (15℃, 900m 고도에서) 97km/h의 최고 속도가 제공된다. 이 구조는 9kg까지의 중량에 대해서 수직적인 이륙 및 제자리비행을 가능하게 하고, 안전 마진을 허용한다. 폴딩 프로펠러들 및 전기 모터들의 이용은 XF5U의 진동 문제들을 극복하기에 충분하다.
무인(unmanned) UAV는 상이한 유상하중 옵션들을 포함한다. 프라이머리 옵션(primary option)은 메인 카메라(190)가 Cloud Cap Technologies로부터의 TASE LT와 같이 자이로 안정화(gyro stabilized) 비디오 카메라인 경우이다. 상술한 바와 같이, 착륙 지점들의 패턴 인식을 수행하기 위하여 (도 6의 보드(board)(303)와 같은) 이미지 프로세서와 결합하여 꼬리 착륙 카메라(tail landing camera)(301)가 이용될 수 있을 것이다. 이 방법은 GPS 또는 다른 외부 신호들에 대한 필요성 없이 현장에서 착륙하는 것을 가능하게 할 것이다.
에일러베이터들(130) 및 러더들(140)이 도 7a 및 7b에 도시된 바와 같은 토션 바(torsion bar)들 또는 날개보들(205 및 208) 둘레에 만들어진다. 완전한 에일러베이터 및 러더 제어를 제공하기 위하여, 구조적인 것뿐만 아니라 날개보들은 또한: 각각의 러더 및 에일러베이터에 대해 하나의 4 서보 배열(4 servo arrangement)을 이용해서 구동된다. 이용되는 서보들은 Giant Scale Futaba 9XXX servo들이다.
무인 항공기는 상이한 수소 탱크 사이즈들을 위한 하우징(housing)을 포함한다. 이 하우징은 도 5 및 10에 도시된다. 하우징은 무인 항공기의 기체(airframe)에 연결되거나 기체(airframe)의 일부인 평행육면체 프레임(parallelepiped frame)을 포함한다. 수소 탱크는 하우징 내의 폼 베드(foam bed) 안에 있다. 상이한 사이즈의 연료 탱크들에 맞도록 하우징에 맞춘 주문 제작한(custom made) 폼 베드가 이용될 수 있고, 하우징 또는 기체(airframe)의 개조의 필요를 요하지 않는다. 상이한 사이즈의 연료 탱크들을 이용하는 데 대한 유연성은 유상하중 대 연료 중량이 최적화되는 것을 가능하게 하고, 그래서 주어진 임무에 대해서 더 적은 연료가 소비되기 때문에 더 가벼운 유상하중들에 대해서 더 작은 연료 탱크가 이용된다. 이와 달리, 더 가벼운 유상하중은 항공기가 더 많은 연료를 운반할 수 있고 기지 위치(base location)로 돌아가지 전에 더 많이 이동하는 것이 가능하다는 것을 의미할 수 있다.
이하의 표 2는 상이한 항공기 중량들에 대한 예상 파워 소비를 요약한 것이다. 상이한 유상하중 및 채워진(filled) 연료 탱크 중량들에 대해서 체공시간이 결정될 수 있다.
Figure pat00002
표 2: 파워 소비 대 무인 항공기 중량
표 2에서, 표의 마지막 로우(row)에서 굵게 표시된 숫자들은 상술한 바와 같은 공기역학적 데이터를 기초로 하여 시뮬레이션된 값들에 해당한다. 다시 말해, 중량은 약 13.5kg이고 파워는 약 480W이다.
이 표에서, 운항 상태는 양력/항력 = 22인 것으로 상정되었고(assumed), 이것은 도 3에서 도시된 CL/CD의 최대값에 해당한다. 테이블에서, 실속(stall) 상태는 도 3에서 양력의 최대값, 즉 CL = 0.97에서 일어난다. 공기역학적 파워 소비는 상이한 이륙중량들에 대해서 필요한 전력을 획득하도록 공기역학적 손실들을 고려하기 위하여 3으로 곱해졌다.
다양한 관점(aspect)들이 무인 항공기의 체공시간을 조정하기 위하여 달라질 수 있을 것이다. 두 개의 이러한 관점들은: 수소 탱크의 사이즈/중략, 및 유상하중 구조이다. 이하의 표 3은 몇몇 상이한 조합들을 제시한다.
Figure pat00003
표 3: 상이한 연료 탱크 용량들 및 상이한 유상하중들을 기초로 한 전체 항공기 중량들
표 3에서, 처음 두 개의 칼럼(column)은 연료 탱크에 관한 것이다. 첫 번째 칼럼은 두 번째 칼럼에서 주어진 체적을 갖는 연료 탱크의 중량을 도시한다. 세 번째 내지 다섯 번째 칼럼들은 다양한 상이한 유상하중들을 가진 전체 항공기 중량에 관한 것이다. 전체 중량은 유상하중의 중량, 연료 탱크의 중량, 및 무인 항공기의 나머지의 중량을 포함한다. 유상하중들은 다음과 같다: TASE LT = TASE LT 비디오 카메라; EO + IR = 전기-광학(electro-optic) 및 적외선 카메라들; 및 LT + EO + IR = TASE LT 비디오 카메라와 전기-광학 및 적외선 카메라들.
상술한 무인 항공기에 대해서 이용가능한 추력의 9kg을 가지는 경우에, 무인 항공기 중량이 이용가능한 추력을 넘지 않기 때문에 수직 이륙 및 제자리비행 능력은 2 리터(litre) 연료 탱크로 제한된다. 제자리비행 능력이 없는 최대 중량에 대해서, 9 리터 연료 탱크 및 3개의 유상하중 옵션들 모두가 이용가능하다.
대안적인 배열에 있어서, 5 리터 연료 탱크 및 TASE LT 비디오 카메라는 10.5-11.0 kg의 전체 중량을 가지고, 거의 5 시간의 체공시간을 가진다. 다른 탱크 구조들은 표 4에서 주어진 이하의 체공시간을 제공한다.
Figure pat00004
표 4: 다양한 연료 탱크 체적들에 대한 체공시간 및 이륙중량. 유상하중은 TASE LT 비디오 카메라이다.
표 4에서 도시된 바와 같이, 9 리터 연료 탱크는 이용될 수 있는 최대 연료 탱크 사이즈이다. 제자리비행 및 수직 이륙은 그렇게 큰 연료 탱크를 가지고는 달성될 수 없다.
표 4에서의 값들은 자이로-안정화(gyro-stabilisation)만을 가진 TASE LT 비디오 카메라의 유상하중을 기초로 한다. 선택적으로, 또는 추가적으로, 고화질 또는 적외선 카메라들이 설치될 수 있을 것이다. 이러한 카메라들의 예들은 각각 100g의 질량을 갖는 GoPro HERO HD 카메라 및 75g의 질량을 갖는 FLIR TAU 적외선 카메라이다. 이러한 두 개의 카메라들은 전기 케이블들 또는 타워들과 같은 타겟에 카메라들을 향하도록 항공기를 비행시킴으로써 짐벌 없이 이용될 수 있을 것이다. 이러한 실시예에서, 항공기는 타워들의 주변에서 수평으로 비행할 것이다. 항공기는 적어도 부분적으로 수평으로 및/또는 상방으로 겨냥하는 카메라들을 가지고 전기 타워 주변 및 전기 케이블들 아래에서 비행할 수 있을 것이다. 적어도 부분적으로 전방으로 또는 상방으로 향하는 HD 및 적외선 카메라들을 가지고, 이들은 또한 전방을 보는 감각(forward-looking sense) 및 회피 시스템(avoid system)을 제공하도록 다른 항공기를 찾기 위하여 하늘을 스캔(scan)하는 데 이용될 수 있다. 핫스팟과 같이 더욱 자세한 조사를 요하는 영역의 검출시에, 무인 항공기는 제자리비행 모드로 전환할 수 있고, 바디는 수직으로 지향되거나 적어도 부분적으로 상방으로 겨냥하고, 카메라들 또는 센서들 또한 상방으로 겨냥한다. 고화질 및 적외선 카메라가 함께 이용될 수 있고, 핫스팟의 이미지들을 계속해서 더 찍을지 여부 또는 중단하고 앞으로 수평 비행을 계속할지 여부와 같은 온보드 의사결정을 위한 이미지-프로세싱 보드(image-processing board)에 대한 개조를 제공할 수 있다.
유상하중 및 연료 탱크 중량들을 고려하는 표 3 및 4에서 다양한 옵션들이 고려되었다. 본 발명에 따른 무인 항공기는 모두 세 개의 카메라들(TASE LT와 같은 짐벌(gimballed) 비디오 카메라, 고정(fixed) 고화질 카메라, 및 적외선 카메라)을 갖출 수 있으면서도, 14 kg 이하의 이륙중량을 갖고도 여전히 6 시간이 넘는 체공시간을 달성할 수 있고, 제자리비행이나 높은 받음각 능력에 아무런 제한을 가지지 않는다.
가능한 실시예들 중의 소수만이 설명되었고 본 발명의 특허청구범위를 벗어나지 않으면서 다양한 변형들 및 변경들이 가능다는 점이 통상의 기술자에 의해서 이해될 것이다.

Claims (18)

  1. 제자리비행(hover) 및 단거리/수직 이착륙(S/VTOL: short/vertical take-off and landing)을 위해 구성된 무인 항공기로서,
    무인 항공기는:
    2보다 작은 가로세로비(aspect-ratio)를 갖는 바디(body);
    두 개의 프로펠러(propeller)들;
    바디의 후미(rear)쪽에 위치해 있는 적어도 두 개의 플랩(flap)들 및 적어도 하나의 러더(rudder);를 포함하고,
    바디는 내부에 유상하중 체적(payload volume)을 포함하고,
    두 개의 프로펠러들 중의 적어도 하나의 프로펠러는 바디의 전방에(forward) 위치해 있고,
    바디는, 상기 적어도 하나의 프로펠러가 바디의 전방에 있으면서 공기가 바디를 가로질러(across) 흐를 때, 양력(lift)을 제공하도록 구성되고,
    바디는, 제자리비행 및/또는 단거리/수직 이착륙(S/VTOL) 동안, 상기 적어도 하나의 프로펠러가 실질적으로 바디 위에(above) 있도록 바디가 지향되어(oriented) 무인 항공기가 회전익 항공기(rotorcraft)로서 동작하도록 더 구성되는 것을 특징으로 하는 무인 항공기.
  2. 청구항 1에 있어서,
    바디는, 단거리/수직 이착륙 동안, 무인 항공기가 부분적으로는 회전익 항공기로서 동작하고 부분적으로는 고정익 항공기(fixed wing air vehicle)로서 동작하도록 지향되는 것을 특징으로 하는 무인 항공기.
  3. 청구항 1에 있어서,
    바디는, 수평 비행 동안, 실질적으로 수평으로(horizontally) 지향되고,
    바디는, 제자리비행 동안, 실질적으로 수직으로(vertically) 지향되는 것을 특징으로 하는 무인 항공기.
  4. 청구항 1에 있어서,
    바디는 짐머맨 플랜폼(Zimmerman planform), 인버스 짐머맨 플랜폼(inverse Zimmerman planform), 정사각형이나 직사각형 플랜폼(planform), 또는 원형이나 타원형 플랜폼, 또는 종축(longitudinal axis)에 대해서 대칭인 사다리꼴 플랜폼을 갖는 것을 특징으로 하는 무인 항공기.
  5. 청구항 1에 있어서,
    바디는 동체-날개 일체형(blended fuselage-wing)의, 전체가 양력을 받는 바디(all-lifting body)인 것을 특징으로 하는 무인 항공기.
  6. 청구항 1에 있어서,
    상기 적어도 하나의 프로펠러는 바디로부터 전방으로 뻗어 있는 포드(pod)에 설치되어 있는 것을 특징으로 하는 무인 항공기.
  7. 청구항 1에 있어서,
    바디의 전방에 위치해 있는 적어도 두 개의 프로펠러들을 포함하는 것을 특징으로 하는 무인 항공기.
  8. 청구항 1에 있어서,
    적어도 하나의 프로펠러를 구동하기 위한 적어도 하나의 전기 모터;
    적어도 하나의 전기 모터에 파워를 공급하기 위하여 전기를 생성하기 위한 연료 전지(fuel cell); 및
    플랩들을 가로질러 블로잉(blow)하도록 연료 전지 배기(fuel cell exhaust)를 안내(guiding)하기 위한 배기 도관(exhaust conduit);을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 무인 항공기.
  9. 청구항 1에 있어서,
    바디의 후미에 위치해 있는 카메라;
    카메라에 연결된 이미지 프로세서(image processor); 및
    유도 장치(guidance system);를 더 포함하고,
    단거리/수직 착륙 동안, 바디의 지향(orientation)은 카메라를 아래로 향하게 하고, 이미지 프로세서는 카메라로부터 데이터를 수신해서 착륙 지점(landing site)을 식별하고, 이미지 프로세서는 무인 항공기를 착륙 지점에 안내하기 위해서 유도 장치와 통신하는 것을 특징으로 하는 무인 항공기.
  10. 청구항 1에 있어서,
    스키드 착륙(skid landing) 또는 벨리 착륙(belly landing)를 위한 하부 바디 스킨 스키드(lower body skin skid)를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 무인 항공기.
  11. 청구항 1의 무인 항공기를 포함하는 점검 장치로서,
    촬영을 위해 무인 항공기에 설치된 촬영 장치(imaging device)를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 무인 항공기를 포함하는 점검 장치.
  12. 무인 항공기를 동작시키는 방법으로서,
    프로펠러가 전방 추진(forward propulsion)을 제공하는 고정 날개 모드(fixed wing mode)로 무인 항공기를 비행시키는 단계; 및
    타겟존(target zone) 검출시에 무인 항공기에게 제자리비행을 하도록 지시해서, 무인 항공기가 지향을 변경하여 회전익 항공기로서 동작하도록 초래하는 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  13. 청구항 12에 있어서,
    상기 비행시키는 단계는 점검될 영역 또는 구조물의 주변에서 고정 날개 모드로 무인 항공기를 비행시키는 단계를 포함하고,
    상기 방법은, 무인 항공기의 카메라 또는 센서를 가지고 영역 또는 구조물의 이미지 또는 센서 데이터를 수집하는 단계; 및
    타겟존의 검출시에 무인 항공기에게 제자리비행을 하도록 지시하는 단계;를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  14. 청구항 12에 있어서,
    타겟존은 영역 또는 구조물에 대해서 수집된 이미지 또는 센서 데이터를 기초로 하여 선택되고, 상기 타겟존은 상기 영역 또는 구조물의 일부인 것을 특징으로 하는 점검 방법.
  15. 청구항 12에 있어서,
    타겟존은 수평 비행에 이용되는 센서들과 비교하여 더 높은 해상도, 더 높은 확대율, 또는 다른 센서(alternative sensor)들을 이용해서 점검되는 것을 특징으로 하는 점검 방법.
  16. 청구항 12에 있어서,
    상기 지향의 변경은 카메라 또는 센서를 타겟존의 위 또는 아래로 향하게 하는 것을 특징으로 하는 방법.
  17. 청구항 12에 있어서,
    무인 항공기는 청구항 1 내지 11 중의 어느 하나의 청구항의 무인 항공기인 것을 특징으로 하는 방법.
  18. 파워 라인(power line) 점검 방법으로서,
    파워 라인 점검 방법은 청구항 12의 방법을 포함하고,
    점검될 구조물은 파워 라인이고,
    타겟존은 결함(fault) 또는 임박한 결함(impending fault)을 포함하는 것을 특징으로 하는 파워 라인 점검 방법.
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