KR20180070491A - 회전익기용 비행 제어 방법 및 회전익기 - Google Patents
회전익기용 비행 제어 방법 및 회전익기 Download PDFInfo
- Publication number
- KR20180070491A KR20180070491A KR1020170173253A KR20170173253A KR20180070491A KR 20180070491 A KR20180070491 A KR 20180070491A KR 1020170173253 A KR1020170173253 A KR 1020170173253A KR 20170173253 A KR20170173253 A KR 20170173253A KR 20180070491 A KR20180070491 A KR 20180070491A
- Authority
- KR
- South Korea
- Prior art keywords
- pilot
- human
- command
- flight parameter
- derivative
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 37
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 title claims description 21
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 claims abstract description 22
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 13
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 claims description 24
- 238000013178 mathematical model Methods 0.000 claims description 17
- 101100443272 Arabidopsis thaliana DIR2 gene Proteins 0.000 claims description 3
- 230000001131 transforming effect Effects 0.000 claims 2
- 230000008878 coupling Effects 0.000 abstract 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 abstract 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 abstract 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 12
- 230000006399 behavior Effects 0.000 description 6
- 238000011065 in-situ storage Methods 0.000 description 6
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 5
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 3
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 3
- 102100038804 FK506-binding protein-like Human genes 0.000 description 2
- 101001031402 Homo sapiens FK506-binding protein-like Proteins 0.000 description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 2
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 206010015137 Eructation Diseases 0.000 description 1
- 241000282412 Homo Species 0.000 description 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 230000003213 activating effect Effects 0.000 description 1
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 230000008602 contraction Effects 0.000 description 1
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 description 1
- 230000024703 flight behavior Effects 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 230000014759 maintenance of location Effects 0.000 description 1
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 description 1
- 230000004044 response Effects 0.000 description 1
- 230000009466 transformation Effects 0.000 description 1
- 230000007306 turnover Effects 0.000 description 1
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 1
- 230000002747 voluntary effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/02—Initiating means
- B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
- B64C13/18—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors using automatic pilot
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
- B64C27/56—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement characterised by the control initiating means, e.g. manually actuated
- B64C27/57—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement characterised by the control initiating means, e.g. manually actuated automatic or condition responsive, e.g. responsive to rotor speed, torque or thrust
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/02—Initiating means
- B64C13/04—Initiating means actuated personally
- B64C13/042—Initiating means actuated personally operated by hand
- B64C13/0421—Initiating means actuated personally operated by hand control sticks for primary flight controls
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/24—Transmitting means
- B64C13/38—Transmitting means with power amplification
- B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
- B64C13/506—Transmitting means with power amplification using electrical energy overriding of personal controls; with automatic return to inoperative position
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft
-
- 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
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
- G05D1/0858—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft specially adapted for vertical take-off of aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
본 발명은 회전익기의 경로를 제거하는 방법에 관한 것이다. 상기 방법은 제 1 경로 설정치를 생성하는 단계(단계 1) 및 상기 제 1 경로 설정치로부터 제 1 오토파일럿 명령어를 자동으로 생성하는 단계(단계 2)를 포함한다. 상기 방법은 제 1 파일럿 설정치를 생성하는 단계로서, 이 기간 동안에 제어 부재의 움직임이 제 1 파일럿 설정치로 변환되고, 상기 제 1 파일럿 설정치 및 상기 제 1 비행 매개변수는 이들이 동일한 측정 유닛으로 표현된다는 점에서 서로 상동성이 있는 단계(단계 3)를 포함한다. 상기 방법은 상기 제 1 파일럿 설정치로부터 제 1 인간 파일럿 명령어를 생성하는 단계(단계 4)를 포함하고, 그 이후에 상기 제 1 오토파일럿 명령어와 상기 인간 파일럿 명령어를 결합시킴으로써 경로 명령어를 생성하는 단계(단계 5)를 포함한다.
Description
관련 출원에 대한 상호 참조
본 출원서는 2016년 12월 16일자로 출원된 FR1601793의 이익을 주장하며, 이의 개시내용은 그 전문이 본원에서 참고로 인용된다.
본 발명은 회전익기용 비행 제어 방법에 관한 것이다.
본 발명은 특히 회전익기의 분야에 관한 것으로, 보다 상세하게는 본 발명은 상기 회전익기의 비행 거동에 영향을 미치는 부분적 자동 비행 제어 시스템들에 관한 것이다.
회전익기는 적어도 부분적으로는 항공기에 양력을 제공하는데 기여하는 적어도 하나의 메인 로터를 제공한다.
이어 회전익기는 제어 연결 장치를 통해 로터(들)의 블레이드(blade)들의 피치(pitch)를 제어하기 위해 인간 파일럿들에 의해 움직이는 제어 부재들을 구비할 수 있다. "수동"이라는 개념은 상기 회전익기를 제어하기 위해 인간이 사용하는 수단, 특히 페달(pedal), 스틱(stick), 조이스틱(joystick), 레버(lever), 터치 제어부 또는 음성 제어부에 대한 편견 없이 "자동"이란 개념과 대조되어야 한다.
메인 로터 및 요 움직임 제어 로터(yaw movement control rotor)를 구비한 통상적인 헬리콥터에서, "집합적 피치(collective pitch)" 레버는 파일럿이 상기 메인 로터의 블레이드들의 피치를 집합적으로 제어하는 것을 가능케 한다. "주기적" 스틱(cyclic stick)은 파일럿이 상기 메인 로터의 블레이드들의 피치를 주기적으로 제어하는 것을 가능케 하며, 페달은 파일럿이 상기 요 움직임 제어 로터의 블레이드들의 피치를 집합적으로 제어하는 것을 가능케 한다.
게다가, 상기 회전익기는 오토파일럿(autopilot)을 포함할 수 있다. 상기 오토파일럿은 자동 명령어 주문(command order)들을 생성한다.
회전익기의 제 1 실시형태에서, 상기 제어 부재들은 상기 로터들의 블레이드들에 연결된 기계식 명령어 전송 시스템들과 체결되어 있다. 이들 기계식 명령어 전송 시스템들은 회전익기의 파일럿이 상기 제어 부재들을 이용하여 직접 또는 그렇지 않은 경우 서보제어부를 통해 상기 블레이드들을 기계식으로 이동시키는 것을 가능케 한다.
이어 적절한 경우에 오토파일럿은 상기 기계식 명령어 전송 시스템들 상에 배열되어 있는 잭(jack)들을 제어할 수 있다. 이 같은 상황 하에 상기 잭들은 상기 제어 부재들에 의해 이동될 수 있지만, 이들은 단지 상기 오토파일럿에 의해서만 제어된다. 오직 상기 오토파일럿만이 잭이 상태를 변경하도록 할 수 있다. "상태 변경"란 용어는 상기 잭의 하나의 부재가 상기 잭의 다른 부재에 대해 이동하도록 하는 것을 지칭한다. 따라서 오토파일럿은 상기 잭이 선형 잭인 경우에 수축 또는 확장되는 잭 형태의 상태 변화를 야기할 수 있거나, 상기 잭이 회전 잭인 경우에 회전하는 로드(rod) 형태의 상태 변화를 야기할 수 있다.
회전익기의 제 2 실시형태에서, 상기 제어 부재를 이동시키는 파일럿은 상기 블레이드들을 제어하기 위해 적어도 하나의 액추에이터를 작동시키기 위한 전기 신호를 생성한다. 이 같은 액추에이터는, 예를 들어 서보제어부의 유압 밸브에 기계식으로 연결될 수 있다.
이를 위해 상기 제어 부재들과 상기 액추에이터들 사이에 연산 유닛이 개재된다. 상기 연산 유닛은 상기 제어 부재들에 의해 발행된 신호들의 함수로서 상기 액추에이터들에 전송되는 주문들을 준비할 수 있다. 더욱이, 상기 연산 유닛은 오토파일럿으로 역할을 하는 모듈을 포함할 수 있다.
상기 어떠한 실시형태이든, 상기 오토파일럿에 의해 주어진 주문들은 2개의 유형이 있다.
기본적인 오토파일럿 모드에서, 상기 오토파일럿은, 특히 자세각(attitude angle)들을 제어함으로써 상기 항공기를 안정화하기 위한 주문들을 생성할 수 있다.
고차 오토파일럿 모드에서, 상기 오토파일럿은 경로를 유지하기 위한 주문들을 생성할 수 있다.
실례로, 기본 모드는 상기 항공기의 롤 각(roll angle)을 0°와 동일하게 유지하려고 시도할 수 있다. 더욱 진보된 방식에서는 고차 모드는 상기 항공기가 주어진 고도로 비행하고, 상기 항공기가 설정치 속도 등으로 이동하도록 상기 항공기를 제어하려고 시도할 수 있다.
상기 인간 파일럿이 상기 제어 부재들에 대해 행동하지 않는 경우, 상기 오토파일럿의 기본 모드에 의해 주어진 주문들은 비행 매개변수를 설정치와 동일하게 유지하려고 시도한다. 상기 오토파일럿의 고차 모드가 활성화되는 경우에 상기 오토파일럿에 의해 주어진 주문들은, 예를 들어 자동 접근법에 의해 더욱 정교한 경로가 제어되도록 한다.
상기 인간 파일럿이 주어진 파일럿 축(piloting axis: 종축, 가로축, 집합축 및/또는 요축(yaw axis))을 따라 수동 제어 부재에 대해 행동하는 경우, 상기 오토파일럿에 의해 주어진 주문들은 상기 항공기의 안정 수준 및 감결합(decoupling)에 대해서만 작용하려고 시도한다. 상기 제어 부재들이 타겟(target)에 의한 파일러팅(piloting)을 위한 관계를 실행하는 경우, 상기 인간 파일럿은 상기 항공기의 특정 상태를 직접 제어할 수 있는 반면, 상기 오토파일럿은 상기 항공기를 안전화시킨다. 그러나 모든 상황 하에 상기 인간 파일럿이 수동 제어 부재를 작동하면 모든 자동 유지 보조 장치(automatic holding aid) 및 특히 상응하는 축 상의 고차 모드의 보조 장치들이 불활성화된다. 상기 인간 파일럿이 이러한 작동을 해제하면 상기 고차 모드는 이들의 설정치를 한 번 더 유지할 수 있지만, 파일러팅된 작동이 끝났다는 것을 결정하기 위해 그리고 상기 경로를 올바르게 다시 초기화하기 위해 필요한 지연 이후에만 상기 설정치를 유지할 수 있다. 이러한 시간의 경과 도중에 상기 항공기는 임의로 기준 경로를 임의로 유지하지 않은 채로 유지되며, 이는 상기 기준 경로와 대비하여 표류(drift)를 초래할 수 있다.
상기 파일럿이 외부 환경을 정확하게 평가할 수 없는 특정한 비행 상황(예를 들어, 시야가 나쁜 상태로 비행하는 경우) 또는 실제로 상기 파일럿이 매우 심각한 작업 부하에 걸려 있는 경우에 이 같은 논리 하에서의 운전은 문제가 될 수 있다.
예를 들어, 밤에 배 상공에서 제자리 비행이 이루어지는 임무가 요구되는 경우, 상기 파일럿은 양호한 적업 부하 및/또는 안전성 조건 하에서 제자리 비행을 유지하기에 매우 충분한 시각 능력을 갖지 않을 수도 있다. 따라서 상기 파일럿은 제자리 비행을 유지하기 위한 오토파일럿 모드를 작동할 수 있다. 그럼에도 불구하고, 위치를 보정할 필요가 있는 경우에는 자발적인 방식이나, 실제로 비자발적인 방식으로 상기 파일럿이 제어 부재를 이용함으로써 제자리 비행을 유지하기 위한 상기 오토파일럿 모드와 상호작용을 하는 경우, 이러한 상호작용으로 인해 제자리 비행을 유지하는 상기 오토파일럿 모드가 정지되며, 장애물에 직면하여 잠재적으로 문제가 될 수 있는 위치에서 표류하게 되는 위험에 직면하게 된다.
FR2771071 문헌에는 회전익 항공기 상에서 제어 부재를 작동하기 위한 장치가 개시되어 있다. 이러한 문헌에는 타겟에 의한 파일러팅을 위한 관계가 개시되어 있다.
구체적으로는, 제어 부재는 서보제어부를 이동시키기 위한 주문을 생성하는 대신에 오히려 타겟을 생성한다. 이어 상기 타겟은 서보제어 모듈에 의해 상기 타겟을 유지하기 위해 액추에이터를 이동시키기 위한 주문으로 전환된다. 예를 들어, 스틱의 움직임은 속도 타겟으로 변환되며, 여기서 상기 서보제어 모듈은 상기 속도 타겟을 유지하기 위해 액추에이터를 제어한다.
특정 항공기는 또한 기준 대지 속도를 일시적으로 조절하기 위해 제자리 선회(winching) 도중에 예를 들어 운전자에 의해 운전되는 조이스틱을 포함할 수 있다.
US9308985 문헌은 항공기가 제자리 비행을 하는 동안에 특정 위치에 도달할 수 있도록 하는 시스템에 관한 것이다.
상기 항공기가 제자리 비행을 하는 동안에 특정 위치에 도달할 수 있도록 하고 가로방향 및 종방향 대지 속도(이는 0임)를 달성하기 위해, 상기 항공기는 소정의 감속 프로파일을 적용할 수 있다. 상기 파일럿은 또한 스틱을 운전함으로써 상기 항공기의 감속을 조절할 수 있다. 이 같은 상황 하에 상기 스틱은 상기 항공기의 종축을 따라 상기 항공기의 감속도를 변경하기 위해 종방향으로 움직일 수 있고, 상기 항공기의 가로축을 따라 상기 항공기의 감속을 변경하기 위해 가로방향으로 움직일 수 있다.
다시 말해, 상기 파일럿은 최종적으로 정지 위치, 즉 0의 속도에 도달하기 위해 2개의 축을 따라 가속에 관한 주문들을 생성할 수 있다.
US3920966 문헌이 또한 공지되어 있다.
이토 에리(Itoh Eri) 등에 의한 문헌["Evaluation on novel architecture for harmonizing manual and automatic flight controls under atmospheric turbulence", Aerospace Science and Technology, Elsevier Masson, FR, Vol. 24, No. 1, November 25, 2011]이 또한 공지되어 있다.
본 발명의 목적은 신규한 회전익기용 비행 제어 방법을 수득하는 것으로, 상기 방법은 경로 유지 모드가 작동되는 경우에 부분적으로는 자동화된 명령어들을 제공한다.
따라서 본 발명은 회전익기의 경로를 제어하기 위한 비행 제어 시스템을 실행하는 방법을 제공하며, 이때 상기 회전익기는 상기 회전익기의 움직임을 제어하기 위한 적어도 하나의 이동 가능한 공력 메뉴버링 부재를 구비하고, 상기 회전익기는 상기 메뉴버링 부재를 이동시키기 위한 적어도 하나의 액추에이터를 구비하며, 상기 비행 제어 시스템은 인간 파일럿에 의해 이동 가능한 비행 제어 부재를 구비한다.
적어도 제 1 인터페이싱(interfacing) 유형에 있어서, 각각의 반복마다 상기 방법은,
- 제 1 경로 설정치를 생성하는 단계로서, 상기 제 1 경로 설정치는 제 1 비행 매개변수에 의해 도달되는 값을 나타내는 단계;
- 제 1 소정의 오토파일럿 수학 모델을 적용함으로써 상기 제 1 경로 설정치로부터 제 1 오토파일럿 명령어(autopilot command)를 자동으로 생성하는 단계;
- 제 1 "파일럿 설정치"를 생성하는 단계로서, 이 기간 동안에 상기 제어 부재의 움직임이 제 1 타겟측 파일러팅 모델(piloting-by-target model)에 의해 상기 제 1 파일럿 설정치로 변환되고, 상기 제 1 파일럿 설정치 및 상기 제 1 비행 매개변수는 이들이 동일한 측정 유닛으로 표현된다는 점에서 서로 상동성이 있는 단계;
- 제 1 소정의 인간 파일러팅 수학 모델을 적용함으로써 상기 제 1 파일럿 설정치로부터 제 1 인간 파일럿 명령어를 생성하는 단계;
- 상기 제 1 오토파일럿 명령어와 상기 제 1 인간 파일럿 명령어를 결합시킴으로써 제 1 경로 명령어를 생성하는 단계; 및
- 상기 적어도 하나의 액추에이터를 제어하는 단계로서, 이 기간 동안에 적어도 하나의 주문(order)이 적어도 하나의 액추에이터에 전송되며, 상기 주문은 서보제어 모듈(servo-control module)에 의해 적어도 상기 제 1 경로 명령어 및 상기 제 1 비행 매개변수의 적어도 현재 값으로부터 결정되는 제어 단계를 포함한다.
이러한 방법에서, 제 1 경로 설정치가 발행된다. 예를 들어, 상기 제 1 비행 매개변수는 상기 항공기의 종방향 대지 속도일 수 있고, 상기 경로 설정치는 이러한 종방향 대지 속도가 40노트(㏏)에 도달해야 한다는 것을 명시할 수 있다.
이 같은 상황 하에 오토파일럿 모듈은 적절한 때에 이러한 타겟에 도달하기 위해 제 1 오토파일럿 명령어를 자동으로 생성한다. 이 같은 오토파일럿 모듈은 독립형 컴퓨터의 형태일 수 있거나, 이는 컴퓨터의 일부, 예를 들어 코드(code)의 단편을 형성할 수 있다. 상기 오토파일럿 모듈은 생략해서 오토파일럿으로도 지칭될 수 있다. 상술한 실시예에서, 상기 항공기는 필수적으로는 확립된 제 1 경로 설정치에 직접 도달할 필요는 없다. 이 같은 상황 하에 조절 루프(regulation loop) 도중에 이러한 제 1 경로 설정치는 "제 1 오토파일럿 수학 모델"로 지칭되는 소정의 모델을 이용하여 "제 1 오토파일럿 명령어"로 지칭되는 중간 설정치로 자동적으로 변환된다.
"모델"이란 용어는 목적하는 변환을 수행할 수 있는 임의의 소정의 수단을 나타낸다. 일례로, 이 같은 모델은 데이터베이스, 곡선, 적어도 하나의 수학적 관계 등을 포함할 수 있다.
따라서 본 발명은 회전익기를 자동적으로 유도(guiding)한다는 내용에 관한 것이다. 그럼에도 불구하고, 신규한 방식에서 상기 방법은 파일럿이 후속하는 경로에 영향을 미치게 할 수 있지만, 이는 이미 작동된 자동 유도 모드를 단절시키지 않은 채로 이루어질 수 있다.
따라서 상기 파일럿은 스틱, 레버, 페달, 음성 제어 시스템, 터치 제어 시스템 또는 시각 제어 시스템과 같은 제어 부재에 대해 행동할 수 있다. 제 1 인터페이싱 유형에서, 이러한 작동은 상기 제 1 경로 설정치와 상동인 제 2 파일럿 설정치의 자동 생성을 초래한다.
"상동"이란 용어는 당해 변수들이 동일한 물리적 속성(physical entity), 예를 들어 종축에 따른 상기 항공기의 속도와 관련이 있다는 것을 의미한다. 따라서 상기 파일럿 설정치는 상기 제 1 비행 매개변수를 상쇄하기 위한 값을 나타내며, 일단 상기 제 1 비행 매개변수가 상기 제 1 경로 설정치에 도달하면 상기 회전익기가 나타낼 상태를 변경하려고 시도한다.
상기 제 1 경로 설정치와 같이, 상기 제 2 파일럿 설정치는 제 1 인간 파일럿 명령어로 자동으로 변환된다. 따라서 상기 제어 부재에 대한 상기 파일럿의 행동은 상기 제 1 비행 매개변수의 자동 유지와 결합할 수 있도록 준비되는 파일러팅 타겟으로 전환된다.
이러한 제 1 인간 파일럿 명령어는 상기 제 1 오토파일럿 명령어에 대해 치환되지 않지만, 이는 오히려 제 1 하이브리드 경로 명령어를 준비하기 위해 이와 자동적으로 결합한다. 예를 들어, 이러한 제 1 경로 명령어는 상기 제 1 오토파일럿 명령어의 성분들 및 상기 제 1 인간 파일럿 명령어의 상응하는 성분들을 합산한 결과이다.
이어 상기 제 1 하이브리드 경로 명령어는, 예를 들어 상기 회전익기의 현재 상태의 함수로서 상기 액추에이터들에 전송되는 명령어들을 자동으로 생성하기 위해 통상적인 방식으로 사용된다. 특히, 상기 제 1 하이브리드 경로 명령어는 다양한 매개변수와 관련된 다양한 성분들을 제공할 수 있으며, 이때 상기 명령어들은 상기 다양한 매개변수의 측정된 현재 값의 함수로서 자동으로 준비된다.
특히, 서보제어 모듈은 이의 움직임과는 대조되는 바와 같이 액추에이터의 상태를 변경하려고 시도하는 주문을 발행한다. 가능하게도, 액추에이터는 몸체 및 출구 샤프트(outlet shaft)를 포함할 수 있으며, 이때 상기 서보제어 모듈은 상기 몸체에 대비하여 상기 출구 샤프트를 이동시킴으로써 상기 액추에이터가 상태를 변경하도록 하는 주문을 발생한다. 예를 들어, 상기 서보제어 모듈은 상기 제 1 경로 명령어의 함수 및 상기 회전익기의 현재 상태의 함수로서 상기 액추에이터를 확장 또는 수축하도록 선형 액추에이터를 제어한다. 다른 예에서, 상기 서보제어 모듈은 상기 액추에이터의 출구 샤프트가 회전하도록 하기 위해 회전 액추에이터를 제어한다.
따라서 이러한 방법은 적어도 부분적으로는 자동인 유도 시스템을 제공하는 것을 가능케 하여, 제어 부재에 대한 상기 파일럿의 행동이 경로 매개변수들을 유지하도록 작용하는 오토파일럿 상에 겹쳐 놓이도록 한다. 따라서 이러한 방법은 먼저 제어 부재와 연관된 바와 같이 타겟에 의한 파일러팅을 위한 관계와 다음으로 특히 상기 오토파일럿의 고차 모드에 의한 경로의 자동 유지 사이에 파일러팅 인터페이스(piloting interface)를 제공하는 것을 가능케 한다.
특히, 상기 파일러팅 타겟은 적어도 하나의 작동된 자동 유도 모드에 의해 유지되는 매개변수와 서로 상동이다. 예를 들어, 상기 오토파일럿의 작동된 고차 모드가 가로방향 대지 속도 프로파일(Vysol)을 유지하고, 따라서 상기 항공기의 가로축에 따라 대지 경로를 유지하는 경우, 상기 타겟에 의한 파일러팅을 위한 관계는 파일럿이 이러한 동일한 가로방향 대지 속도(Vysol)를 직접 제어할 수 있게 한다. 상기 항공기의 가로축 상의 시스템에 의해 생성된 상기 경로 명령어는 상기 파일럿에 의해 생성된 제 1 인간 파일럿 명령어와 상기 오토파일럿의 자동 유지에 의해 생성된 상기 제 1 오토파일럿 명령어의 합이다. 따라서 상기 파일럿은 가능하게도 상기 제어 부재에 대해 취해진 작동에 비례하여 상기 가로방향 대지 속도를 변경할 수 있다. 따라서 파일럿은 상기 오토파일럿의 능동 단계를 유지하면서 경로를 관리할 수 있다.
상기 파일럿이 상기 제어 부재를 해제하는 경우, 상기 오토파일럿이 결코 정지하지 않게 되고, 이로 인해 재초기화 단계가 존재하지 않기 때문에 상기 오토파일럿은 즉시 능동적으로 된다.
다른 예에서, 자동으로 수직 속도 프로파일을 따르면서 상기 타겟에 의한 파일러팅을 위한 관계는 자동으로 제어되고 있는 수직 경로에 대비하여 수직 속도가 변경되도록 할 수 있다.
따라서 본 발명은 상기 오토파일럿 설정치를 변경하지 않은 채로 파일럿이 상기 항공기의 경로에 대해 행동하도록 할 수 있다. 따라서 상기 비행 제어 시스템은 파일럿이 특히 오토파일럿에 의해 유지되고 있는 비행 매개변수를 변경함으로써 이에 의해 유지되고 있는 경로를 관리하도록 할 수 있다.
이러한 방법은 또한 하기 특징들 중 하나 이상을 포함할 수 있다.
따라서 상기 제 1 경로 설정치는 인간 파일럿에 의해 설정될 수 있다.
상기 항공기는 상기 제 1 비행경로 설정치의 값을 확립하기 위한 통상의 오토파일럿 인터페이스를 포함할 수 있다. 예를 들어, 이 같은 인터페이스는 터치스크린, 손잡이, 버튼 등의 형태일 수 있다.
다른 양태에서, 상기 제 1 오토파일럿 명령어는 적어도 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수와 연관된 제 1 성분, 상기 제 1 비행 매개변수의 제 1 도함수와 연관된 제 2 성분, 및 상기 제 1 비행 매개변수와 연관된 제 3 성분을 포함할 수 있다.
게다가, 상기 제 1 인간 파일럿 명령어는 적어도 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수와 연관된 제 1 성분, 상기 제 1 비행 매개변수의 제 1 도함수와 연관된 제 2 성분, 및 상기 제 1 비행 매개변수와 연관된 제 3 성분을 포함할 수 있다.
상기 제 1 경로 명령어는 적어도 상기 제 1 오토파일럿 명령어의 제 1 성분과 상기 제 1 인간 파일럿 명령어의 제 1 성분을 결합시키는 제 1 성분, 상기 제 1 오토파일럿 명령어의 제 2 성분과 상기 제 1 인간 파일럿 명령어의 제 2 성분을 결합시키는 제 2 성분, 및 제 1 오토파일럿 명령어의 제 3 성분과 상기 제 1 인간 파일럿 명령어의 제 3 성분을 결합시키는 제 3 성분을 포함할 수 있다.
이어 상기 적어도 하나의 액추에이터에 전송된 주문은 상기 서보제어 모듈에 의해 적어도 상기 제 1 경로 명령어, 및 적어도 상기 제 1 비행 매개변수의 현재 값, 상기 제 1 비행 매개변수의 제 1 도함수의 현재 값 및 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수의 현재 값에 기초하여 결정될 수 있다.
다른 양태에서, 상기 오토파일럿 명령어를 자동으로 생성하는 단계는,
- 상기 제 1 오토파일럿 수학 모델을 적용함으로써 상기 제 1 경로 설정치를 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 자동 설정치 값으로 변환하는 단계로서, 상기 제 1 오토파일럿 명령어의 제 1 성분이 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 이러한 자동 설정치 값으로 표시되는 단계;
- 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 자동 설정치 값을 적분함으로써 상기 제 1 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 자동 설정치 값을 확립하는 단계로서, 상기 제 1 오토파일럿 명령어의 제 2 성분은 상기 제 1 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 이러한 자동 설정치 값으로 표시되는 단계; 및
- 상기 제 1 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 자동 설정치 값을 적분함으로써 상기 제 1 비행 매개변수에 대한 자동 설정치 값을 확립하는 단계로서, 상기 제 1 오토파일럿 명령어의 제 3 성분이 상기 제 1 비행 매개변수에 대한 이러한 자동 설정치 값으로 표시되는 단계를 포함할 수 있다.
상기 제 1 오토파일럿 수학 모델은 상기 제 1 경로 설정치를 변경하기 위한 프로파일을 포함할 수 있다.
다른 해결책에서, 상기 제 1 경로 설정치를 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 자동 설정치 값으로 변환하는 단계는 2차 저역 통과 필터(second-order lowpass filter)를 적용함으로써 수행된다.
예를 들어, 이러한 변환 단계는 하기 관계식을 적용함으로써 수행될 수 있다:
관계식
상기 식에서, "
"은 현재 연산 사이클에서 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 자동 설정치의 값을 나타내고, "δ"는 필터의 소정의 댐핑(damping)을 나타내고, "ω0"은 상기 필터의 소정의 차단 주파수를 나타내며, "Xcons"는 경로 설정치를 나타내고, "Xcoman-1"은 현재 연산 사이클 이전의 연산 사이클에서 제 1 비행 매개변수에 대한 자동 설정치 값을 나타내고, "
"은 현재 연산 사이클 이전의 연산 사이클에서 제 1 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 자동 설정치 값을 나타낸다.
상기 제 1 오토파일럿 명령어를 자동으로 생성하는 단계는 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 자동 설정치 값을 한정하는 단계를 포함할 수 있다.
이러한 단계는 상기 항공기기 매우 난폭하게 움직이는 것을 피하도록 시도한다.
예를 들어, 상기 한정 단계는 하기 수학식을 한정함으로써 수행될 수 있다:
수학식
다른 양태에서, 상기 인간 파일럿 명령어를 생성하는 단계는,
- 상기 제 1 파일럿 설정치를 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 인간 설정치 값으로 변환하는 단계로서, 상기 제 1 인간 파일럿 명령어의 제 1 성분이 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 이러한 인간 설정치 값으로 표시되는 단계;
- 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 인간 설정치 값을 적분함으로써 상기 제 1 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 인간 설정치 값을 확립하는 단계로서, 상기 제 1 인간 파일럿 명령어의 제 2 성분이 상기 제 1 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 이러한 인간 설정치 값으로 표시되는 단계; 및
- 상기 제 1 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 인간 설정치 값을 적분함으로써 상기 제 1 비행 매개변수에 대한 인간 설정치 값을 확립하는 단계로서, 상기 제 1 인간 파일럿 명령어의 제 3 성분이 상기 제 1 비행 매개변수에 대한 이러한 인간 설정치 값으로 표시되는 단계를 포함할 수 있다.
상기 제 1 수학 모델은 상기 제 1 파일럿 설정치를 변경하기 위한 프로파일을 포함할 수 있다.
다른 해결책에서, 상기 제 1 파일럿 설정치를 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 인간 설정치 값으로 변환하는 단계는 2차 저역 통과 필터를 적용함으로써 수행된다.
예를 들어, 상기 파일러팅 설정치를 상기 제 1 파일러팅 설정치의 제 2 도함수로 변환하는 단계는 하기 관계식을 적용함으로써 수행될 수 있다:
관계식
상기 식에서, "
"은 현재 연산 사이클에서 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 인간 설정치 값을 나타내고, "δp"는 필터의 소정의 댐핑을 나타내고, "ω0p"는 상기 필터의 소정의 차단 주파수를 나타내며, "Xpil"은 제 1 파일럿 설정치를 나타내고, "Xcompn-1"은 현재 연산 사이클 이전의 연산 사이클에서 제 1 비행 매개변수에 대한 인간 설정치 값을 나타내고, "
"은 현재 연산 사이클 이전의 연산 사이클에서 제 1 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 인간 설정치 값을 나타낸다.
더욱이, 이어 상기 방법은 적어도 2개의 별개의 유도 타겟에 대한 경로 추적(path following)을 수행하는 것을 가능케 한다.
이러한 제 2 타겟은 상술한 제 1 인터페이싱 유형을 적용함으로써 유지될 수 있다. 그럼에도 불구하고, 상기 방법은 상이한 제 2 인터페이싱 유형을 제공할 수 있다.
따라서 적어도 하나의 제 2 인터페이싱 유형에 있어서, 상기 방법은,
- 제 2 경로 설정치를 생성하는 단계로서, 상기 제 2 경로 설정치가 제 2 비행 매개변수에 의해 도달되는 값을 나타내는 단계;
- 제 2 소정의 오토파일럿 수학 모델을 적용함으로써 상기 제 2 경로 설정치로부터 제 2 자동 파일럿 명령어를 자동으로 생성하는 단계;
- 제 2 파일럿 설정치를 생성하는 단계로서, 이 기간 동안에 상기 제어 부재의 움직임이 제 2 타겟측 파일러팅 모델에 의해 제 2 파일럿 설정치로 변환되고, 상기 제 2 파일럿 설정치 및 상기 제 2 비행 매개변수의 제 1 도함수는 이들이 동일한 측정 유닛으로 표현된다는 점에서 서로 상동성이 있는 단계;
- 제 2 소정의 인간 파일러팅 수학 모델을 적용함으로서 상기 제 2 파일럿 설정치로부터 제 2 인간 파일럿 명령어를 생성하는 단계;
- 상기 제 2 오토파일럿 명령어와 상기 제 2 인간 파일럿 명령어를 결합시킴으로써 제 2 경로 명령어를 생성하는 단계; 및
- 상기 적어도 하나의 액추에이터를 제어하는 단계로서, 이 기간 동안에 적어도 하나의 주문이 적어도 하나의 액추에이터에 전송되며, 상기 주문은 상기 서보제어 모듈에 의해 적어도 상기 제 2 경로 명령어 및 상기 제 2 비행 매개변수의 적어도 하나의 현재 값에 기초하여 결정되는 제어 단계를 포함한다.
상기 제 2 파일러팅 타겟은 상기 오토파일럿에 의해 유지되는 제 2 비행 매개변수의 동적 변동과 상동일 수 있다.
예를 들어, 상기 오토파일럿은 종방향 대지 속도(Vxsol)에 대한 프로파일을 유지할 수 있다. 이어 상기 타겟에 의한 파일러팅을 위한 관계는 상기 종방향 대지 속도(Vxsol)의 동적 변동이 직접 제어될 수 있도록 한다. 이어 상기 종축에 따른 경로 제어부는 상기 파일럿에 의해 생성된 속도의 동적 변동과 상기 오토파일럿에 의해 자동으로 생성된 속도의 동적 변동의 합과 동일한 성분을 포함한다. 따라서 상기 파일럿은 가능하게도 상기 제어 부재에 대한 파일럿의 행동에 비례하여 후속하는 경로를 변경할 가능성을 갖는다.
다른 예에서, 선택된 진로(heading)를 자동으로 획득하는 경우, 상기 오토파일럿은 회전율 프로파일을 유지할 수 있다. 이어 상기 타겟에 의한 파일러팅을 위한 관계는 상기 진로의 동적 변동이 제어되도록 할 수 있다.
상기 제 2 오토파일럿 명령어를 생성하는 단계는 상기 제 1 오토파일럿 명령어를 생성하는 단계와 동일한 단계를 포함할 수 있다.
다른 양태에서, 상기 인간 파일럿 명령어를 생성하는 단계는,
- 상기 제 2 파일럿 설정치를 상기 제 2 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 인간 설정치 값으로 변환하는 단계로서, 상기 제 2 인간 파일럿 명령어의 제 1 성분이 상기 제 2 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 이러한 인간 설정치 값으로 표시되는 단계; 및
- 상기 제 2 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 인간 설정치 값을 적분함으로써 상기 제 2 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 인간 설정치 값을 확립하는 단계로서, 상기 제 2 인간 파일럿 명령어의 제 2 성분이 상기 제 2 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 이러한 인간 설정치 값으로 표시되는 단계를 포함할 수 있다.
일례로, 상기 제 2 파일럿 설정치를 상기 제 2 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 인간 설정치 값으로 변환하는 단계는 1차 저역 통과 필터를 적용함으로써 수행된다.
예를 들어, 상기 제 2 파일러팅 설정치를 상기 제 2 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 인간 설정치 값으로 변환하는 단계는 하기 관계식을 적용함으로써 수행된다:
관계식
상기 식에서, "
"은 현재 연산 사이클에서 제 2 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 인간 설정치 값을 나타내고, "τp"는 필터의 소정의 시간 상수를 나타내고, "
"은 제 2 파일럿 설정치를 나타내며, "
"은 현재 연산 사이클 이전의 연산 사이클에서 제 2 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 인간 설정치 값을 나타낸다.
임의적으로는, 상기 회전익기는 전방에서 후방 및 후방에서 전방으로 이어지는 "종" 방향으로 이동 가능한 스틱을 포함할 수 있고, 이때 상기 스틱은 좌측에서 우측 및 우측에서 좌측으로 이어지는 "횡" 방향으로 이동 가능하며, 상기 제 1 파일럿 설정치은 상기 2개의 방향 중 하나를 따라 상기 스틱을 이동시킴으로써 확립될 수 있고, 상기 제 2 파일럿 설정치는 상기 제 1 파일럿 설정치와는 무관한 방향을 따라 상기 스틱을 이동시킴으로써 확립된다.
다른 양태에서, 하나의 파일러팅 타겟은 비행 매개변수의 동적 변동과 서로 상동일 수 있고, 다른 타겟은 상기 비행 매개변수와 서로 상동일 수 있다.
실시예에서, 가로방향 대지 속도를 유지하는 타겟 및 종방향 대지 속도를 유지하는 타겟은 본 발명의 방법을 이용하여 상기 오토파일럿에 의해 유지될 수 있다. 이 같은 상황 하에 파일럿은 상기 경로를 최적화하기 위해 종 방향으로 제어 부재를 작동한 이후, 상기 제 2 인터페이싱 유형을 적용하는 동안에 상기 항공기의 종방향 가속도에 대해 행동할 수 있고, 상기 경로를 최적화하기 위해 제어 부재를 가로 방향으로 작동한 이후, 상기 제 1 인터페이싱 유형을 적용하는 동안에 상기 항공기의 가로방향 대지 속도에 대해 행동할 수 있다.
상기 방법 이외에, 본 발명은 상기 방법을 적용하는 회전익기를 제공한다.
상기 회전익기에는 상기 회전익기의 경로를 제어하기 위한 비행 제어 시스템이 구비되며, 이때 상기 회전익기는 상기 회전익기의 움직임을 제어하도록 이동 가능한 적어도 하나의 공력 메뉴버링 부재를 구비하고, 상기 회전익기는 상기 메뉴버링 부재를 이동시키기 위한 적어도 하나의 액추에이터를 포함하며, 상기 비행 제어 시스템은 인간 파일럿에 의해 이동 가능한 비행 제어 부재를 포함한다.
따라서 상기 회전익기는 상술한 방법을 수행하며, 이때 상기 회전익기는,
- 제 1 경로 설정치를 생성하는 단계를 수행하는 설정치 생성기;
- 제 1 오토파일럿 명령어를 자동으로 생성하는 단계를 실행하는 자동 경로 유지 모드를 생성하기 위한 명령어 생성기;
- 제 1 파일럿 설정치를 생성하는 단계 및 제 1 인간 파일럿 명령어를 생성하는 단계를 실행하는 인간 파일럿 명령어 생성기;
- 상기 자동 경로 유지 모드를 생성하기 위한 명령어 생성기 및 상기 인간 파일럿 명령어 생성기에 연결되고 경로 명령어를 생성하는 단계를 실행하는 경로 명령어 생성기; 및
- 상기 경로 명령어 생성기, 상기 액추에이터 및 후속하는 경로와 관련된 데이터를 측정하는 적어도 하나의 센서에 연결되되, 상기 적어도 하나의 센서는 상기 제 1 비행 매개변수의 현재 값을 측정하는 센서를 포함하고, 상기 명령어 단계를 실행하는 서보제어 모듈을 포함한다.
본 발명 및 이의 이점들은 예시로 나타내거나 첨부된 도면을 참고하여 나타낸 하기 실시예의 설명의 문맥으로부터 더욱 상세하게 나타나 있다. 도면에서:
- 도 1은 본 발명의 회전익기를 나타낸 도면이고;
- 도 2는 본 발명의 방법을 실행하는 프로세서 유닛(processor unit)을 나타낸 도면이고;
- 도 3은 자동 경로 유지 모드를 생성하기 위한 프로세서 유닛의 명령어 생성기를 나타낸 도면이고;
- 도 4 및 도 6은 상기 프로세서 유닛의 인간 파일럿 명령어 생성기를 나타낸 도면들이고;
- 도 5 및 도 7은 인터페이스를 나타낸 도면들이고;
- 도 8 내지 도 11은 본 발명의 사용 실시예를 나타낸 도면들이다.
- 도 1은 본 발명의 회전익기를 나타낸 도면이고;
- 도 2는 본 발명의 방법을 실행하는 프로세서 유닛(processor unit)을 나타낸 도면이고;
- 도 3은 자동 경로 유지 모드를 생성하기 위한 프로세서 유닛의 명령어 생성기를 나타낸 도면이고;
- 도 4 및 도 6은 상기 프로세서 유닛의 인간 파일럿 명령어 생성기를 나타낸 도면들이고;
- 도 5 및 도 7은 인터페이스를 나타낸 도면들이고;
- 도 8 내지 도 11은 본 발명의 사용 실시예를 나타낸 도면들이다.
하나 이상의 도면에 존재하는 성분들에는 이들 각각에서 동일한 인용부호가 주어진다.
도 1은 본 발명의 회전익기(1)를 나타낸다. 상기 회전익기는 동체(2) 및 복수의 블레이드(6)를 구비한 적어도 하나의 로터(3)를 포함한다. 예를 들어, 상기 동체(2)는 상기 회전익기의 요 움직임(yaw movement)을 제어하는데 기여하는 꼬리 로터(5)와 함께 상기 회전익기에 양력 및 추진력을 제공하는데 기여하는 메인 로터(4)를 갖는다.
상기 블레이드(6)들은 3차원 공간에서 상기 회전익기의 움직임을 제어하기 위해 이동 가능한 메뉴버링 부재(maneuvering member: 36)들을 구성하고 있다. 이를 위해, 상기 회전익기는 상기 메뉴버링 부재(36)들을 이동시키기에 적합한 액추에이터(10), 및 특히 상기 블레이드들의 피치를 변경하기 위한 액추에이터(10)들을 구비한다. 일례로, 이 같은 액추에이터(10)는 서보제어부의 유압 밸브에 연결되어 있으며, 이때 상기 서보제어부는 상기 블레이드들의 피치를 동상적인 방식으로 제어한다.
실례로, 상기 메인 로터(4)는 개별 피치 로드(13)에 의해 상기 메인 로터(4)의 각각의 블레이드에 연결된 스와시플레이트(swashplate; 12)들의 세트를 포함할 수 있다. 더욱이, 적어도 3개의 서보제어부(11)는 상기 스와시플레이트들의 세트에 힌지 결합되어 있으며, 각각의 서보제어부(11)는 하나 이상의 액추에이터(10)에 의해 제어된다.
일례로, 이 같은 액추에이터는 신호에 의해 제어되는 전기 잭의 형태일 수 있다.
파일럿이 상기 회전익기(1)를 파일러팅하도록 하기 위해 상기 회전익기(1)는 비행 제어 시스템(7)을 구비한다.
상기 비행 제어 시스템(7)은 비행 제어 부재(20)들을 구비한다. 통상적인 비행 모드에 있어서, 이들 비행 제어 부재는, 예를 들어 상기 메인 로터의 블레이드들의 피치를 집합적으로 제어하는 레버(22); 상기 메인 로터의 블레이드들의 피치를 주기적으로 제어하는 스틱(23); 및 상기 꼬리 로터의 블레이드들의 피치를 제어하는 페달(21)을 포함할 수 있다. 상기 스틱(23)은 특히 전방에서 후방으로 이어지는 "종" 방향(DIR1)으로 지칭되는 방향으로 이동 가능하고, 또한 좌측에서 우측으로 이어지는 "횡" 방향(DIR2)으로 지칭되는 방향으로 이동 가능하며, 여기서 "좌측", "우측", "전방" 및 "후방"이란 용어는 상기 스틱을 움직이는 파일럿의 견지로부터 고려되어야 한다.
더욱이, 상기 비행 제어 시스템(7)은 상기 액추에이터(10)들을 제어하기에 적합한 프로세서 유닛(35)을 포함한다.
기계식으로 제어되는 회전익기 상에서 상기 제어 부재들은 상기 액추에이터들을 혼입하는 기계식 시스템들을 이동시키는 작용을 하며, 이때 상기 프로세서 유닛(35)은 상기 액추에이터(10)들을 제어한다. 전기적으로 제어되는 회전익기 상에서 상기 제어 부재들은 상기 프로세서 유닛(35)으로 전송되는 신호를 생성하는 작용을 하며, 이때 상기 프로세서 유닛(35)은 상기 액추에이터(10)들을 제어한다.
일례로, 상기 프로세서 유닛(35)은 적어도 하나의 프로세서, 적어도 하나의 집적회로, 적어도 하나의 프로그램 가능한 시스템 및 적어도 하나의 논리 회로를 포함할 수 있으며, 이들 실시예는 "프로세서 유닛"이란 용어에 대해 주어진 범주를 한정하는 것은 아니다.
상기 프로세서 유닛(35)은 또한 측정 시스템(30)에 대한 유선 또는 무선 연결에 의해 연결된다. 상기 측정 시스템(30)은 비행 매개변수의 값을 측정하는 적어도 하나의 센서를 구비한다. "센서"란 용어는 광범위하게 해석되어야 하며, 이러한 용어는, 예를 들어 이 같은 센서, 또는 실제로는 관성 유닛(inertial unit)과 같은 측정 장치를 포함한다. 상기 측정 시스템은 상기 항공기의 속도의 종방향 및 가로방향 성분 및 이들 성분의 제 1 및 제 2 도함수에 대한 값을 측정하는 적어도 하나의 속도 센서를 포함할 수 있다. 상기 측정 시스템은 항공기에 통상적으로 승선 시에 존재하는 장비, 특히 회전익기를 포함할 수 있다.
더욱이, 상기 프로세서 유닛(35)은 오토파일럿 설정치를 생성하는 설정치 생성기(25)에 연결될 수 있다. 상기 설정치 생성기(25)는 상기 설정치를 설정하기 위해 인간 파일럿에 의해 운전 가능한 인터페이스(250)의 형태일 수 있다.
이 같은 상황 하에 파일럿은 상기 제어 부재(20)들을 운전하고 및/또는 상기 인터페이스(250)를 통해 오토파일럿 모드를 작동시킴으로써 상기 회전익기의 움직임에 대해 행동할 수 있다.
본 발명에서, 상기 프로세서 유닛(35)은, 특히 상기 액추에이터의 상태를 변경할 목적으로 상기 액추에이터(10)에 전송되는 주문들을 준비할 수 있다. 이들 주문들은 상기 프로세서 유닛(35) 내에 혼입된 파일러팅 관계, 상기 파일럿의 제어 부재(20)들에 의해 생성된 명령어, 고차 오토파일럿 모드를 포함한 다양한 파일럿 축 상의 자동 경로 유지 모드와의 인터페이스(250)로부터 유래한 설정치, 및 상기 회전익기의 측정 시스템(30)으로부터 유래한 치수들로부터 준비된다.
회전익기 상에서, 상기 다양한 파일럿 축들은 파일러팅 피칭을 위한 종축, 파일러팅 롤을 위한 횡축, 파일러팅 요를 위한 요축 및 수직 파일러팅을 위한 수직축을 포함하며, 이때 상기 종축 및 횡축은 상기 메인 로터의 블레이드들의 주기적 피치에 작용함으로써 제어되고, 상기 요축은 상기 꼬리 로터의 블레이드들의 집합적 피치에 작용함으로써 제어되며, 상기 수직축은 상기 메인 로터의 블레이드들의 집합적 피치에 작용함으로써 제어된다.
도 2를 참고하면, 상기 프로세서 유닛(35)은 복수의 기능성 블록으로 하위-분류될 수 있다. 각각의 블록은 컴퓨터 전체에 의해 구현될 수 있거나, 이는, 예를 들어 저장된 코드의 일부분 또는 논리 회로의 일부분과 같이 컴퓨터의 일부분을 나타낼 수 있다.
따라서 상기 프로세서 유닛(35)은 자동 경로 유지 모드를 생성하기 위한 명령어 생성기(40)인 서브어셈블리(subassembly)를 포함한다. 이러한 서브어셈블리는 경로를 유지하기 위한 오토파일럿 명령어를 발생하려고 시도한다. 상기 자동 경로 유지 모드를 생성하기 위한 명령어 생성기(40)는 상기 시스템의 오토파일럿을 나타낸다.
더욱이, 상기 프로세서 유닛(35)은 인간 파일럿 명령어 생성기(50)인 서브어셈블리를 포함한다. 이러한 서브어셈블리는 제어 부재(20)에 대한 인간 파일럿의 행동의 함수로서 명령어를 발행한다.
상기 인간 파일럿 명령어 생성기(50) 및 상기 자동 경로 유지 모드를 생성하기 위한 명령어 생성기(40)는 서로에 대해 무관하지만, 이들은 파일럿 모드 및 해제 모드의 양 모드로 동시에 기능을 나타낸다. "파일럿" 모드란 용어는 파일럿이 후속하는 경로를 제어하기 위해 제어 부재(20)에 반응하여 행동하는 단계를 지칭하는 반면, "해제" 모드란 용어는 파일럿이 제어 부재(20)에 반응하여 행동하지 않는 단계를 지칭한다.
게다가, 상기 액추에이터 유닛(35)은 경로 명령어 생성기(65)를 포함한다. 상기 경로 명령어 생성기(65)는 상기 자동 경로 유지 모드를 생성하기 위한 명령어 생성기(40) 및 상기 인간 파일럿 명령어 생성기(50)에 연결되어 있다. 이 같은 상황 하에 상기 경로 명령어 생성기(65)는 상기 자동 경로 유지 모드를 생성하기 위한 명령어 생성기(40)에 의해 전송된 상기 오토파일럿으로부터의 주문들의 함수, 및 상기 인간 파일럿 명령어 생성기(50)에 의해 전송된 상기 인간 파일럿으로부터의 주문들의 함수로서 경로 명령어를 발행한다.
최종적으로, 상기 프로세서 유닛(35)은 서보제어 모듈(70), 예를 들어 통상의 교정기(corrector) 유형의 서보제어 모듈(70)을 포함한다. 상기 서보제어 모듈(70)은 상기 경로 명령어 생성기(65), 적어도 하나의 액추에이터(10) 또는 실제로는 각각의 액추에이터(10), 및 상기 측정 시스템(30)에 연결되어 있다.
이러한 시스템은 적어도 하나의 타겟의 함수로서 상기 항공기를 제어하는 욕할을 한다.
따라서 도 2의 도면에 나타낸 바와 같은 이러한 시스템에 의해 적용되는 상기 방법은 각각의 연산 사이클에서 하기 단계들을 이용한다.
제 1 경로 설정치를 생성하는 단계(단계 1) 도중에, 제 1 비행 매개변수에 의해 도달할 수 있는 값을 나타내는 제 1 경로 설정치가 발행된다. 예를 들어, 비행 중에 파일럿은 상기 제 1 경로 설정치가 충족되도록 명시하기 위해 상기 인터페이스(250)를 작동시킨다.
이 같은 상황 하에 상기 자동 경로 유지 모드를 생성하기 위한 명령어 생성기(40)는 제 1 오토파일럿 명령어를 자동으로 생성하는 단계(단계 2)를 수행한다. 상기 자동 경로 유지 모드를 생성하기 위한 명령어 생성기(40)는 제 1 소정의 오토파일럿 수학 모델을 적용함으로써 상기 제 1 경로 설정치에 기초하여 제 1 오토파일럿 명령어를 준비하도록 작용한다.
상기 항공기의 경로는 다양한 축(종축 및/또는 가로축 및/또는 수직축)을 따라 제 1 비행 매개변수(X) 및 이의 연차 도함수(
및 
)를 측정함으로써 한정될 수 있다.
따라서 상기 제 1 오토파일럿 명령어는 적어도 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 자동 설정치 값과 연관이 있거나 이에 기인하는 제 1 성분(
), 상기 제 1 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 자동 설정치 값과 연관이 있거나 이에 기인하는 제 2 성분(
), 및 상기 제 1 비행 매개변수에 대한 자동 설정치 값과 연관이 있거나 이에 기인하는 제 3 성분(Xcoma)을 포함할 수 있다.
제 1 파일럿 설정치를 생성하는 단계(단계 3) 도중에, 제어 부재의 움직임(Cpil)은 각각의 타겟에 대해 제 1 파일러팅 모델을 적용함으로써 상기 인간 파일럿 명령어 생성기(50)에 의해 제 1 파일럿 설정치(Xpil)로 변환된다.
제 1 인간 파일럿 명령어를 생성하는 단계(단계 4) 도중에, 상기 인간 파일럿 명령어 생성기(50)는 소정의 제 1 인간 파일러팅 수학 모델을 적용함으로써 상기 제 1 파일럿 설정치에 기초하여 제 1 인간 파일럿 명령어를 준비한다.
제 1 인터페이싱 유형에 있어서, 상기 제 1 파일럿 설정치 및 상기 제 1 비행 매개변수는 이들이 동일한 측정 유닛으로 표시되고 이들이 동일한 매개변수와 관련이 있다는 점에서 서로 상동성이 있다. 제 1 인터페이싱 유형에 있어서, 상기 제 1 인간 파일럿 명령어는 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 인간 설정치 값과 연관이 있거나 이에 기인하는 적어도 하나의 제 1 성분(
), 상기 제 1 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 인간 설정치 값과 연관이 있거나 이에 기인하는 제 2 성분(
), 및 상기 제 1 비행 매개변수에 대한 인간 설정치 값과 연관이 있거나 이에 기인하는 제 3 성분(Xcomp)을 포함할 수 있다.
경로 명령어를 생성하기 위한 단계(단계 5) 도중에, 상기 경로 명령어 생성기(65)는 상기 제 1 오토파일럿 명령어와 상기 제 1 인간 파일럿 명령어를 결합함으로써 제 1 경로 명령어를 준비한다.
예를 들어, 상기 제 1 비행 매개변수(X)를 이동시키기 위해 명령어와 연관된 타겟측 파일러팅 관계와 이러한 제 1 비행 매개변수(X)를 유지하는 자동 모드 사이를 인터페이싱 하는 경우, 상기 제 1 오토파일럿 명령어의 성분(Xcoma, 
및 
)들은 상기 제 1 경로 명령어의 3개의 성분(Xcom, 
및 
)을 준비하기 위해 회로를 합산함으로써 상기 제 1 인간 파일럿 명령어의 상응하는 성분(Xcomp, 
및 
)들과 개별적으로 합산한다. 이러한 인터페이싱 유형과 관련하여서는 하기와 같다.
Xcom = Xcoma + Xcomp
명령어 단계(단계 6) 도중에, 상기 서보제어 모듈(70)은, 예를 들어 상기 액추에이터의 몸체에 대해 상기 액추에이터의 출력 샤프트를 이동시키기 위해 상기 제 1 경로 명령어의 성분들의 현재 측정된 값들의 함수로서 적어도 하나의 액추에이터(10)에 주어질 적어도 하나의 주문을 생성한다.
더욱이, 상기 시스템은 제 2 타겟을 병렬로 유지할 수 있다. 이러한 제 2 타겟은 상기 제 1 인터페이싱 유형을 적용함으로써 유지되거나, 제 2 인터페이싱 유형을 적용함으로써 유지될 수 있다.
이러한 제 2 인터페이싱 유형에서, 제 2 비행 매개변수에 의해 충족되는 제 2 경로 설정치(Ycons)는 제 2 경로 설정치를 생성하는 단계 도중에 발행된다.
이 같은 상황 하에 상기 자동 경로 유지 모드를 생성하기 위한 명령어 생성기(40)는 제 2 오토파일럿 명령어를 생성하는 자동 단계를 수행한다. 상기 자동 경로 유지 모드를 생성하기 위한 명령어 생성기(40)는 제 2 소정의 오토파일럿 수학 모델을 적용함으로써 상기 제 2 경로 설정치에 기초하여 제 2 오토파일럿 명령어를 준비한다. 상기 제 2 오토파일럿 명령어를 자동으로 생성하는 단계는 제 1 오토파일럿 명령어를 자동으로 생성하는 상술한 단계와 동일할 수 있다.
더욱이, 상기 제 2 오토파일럿 명령어는 적어도 상기 제 2 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 자동 설정치 값과 연관이 있거나 이에 기인하는 제 1 성분(
), 상기 제 2 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 자동 설정치 값과 연관이 있거나 이에 기인하는 제 2 성분(
), 및 상기 제 2 비행 매개변수에 대한 자동 설정치 값과 연관이 있거나 이에 기인하는 제 3 성분(Ycoma)을 포함할 수 있다.
제 2 파일럿 설정치를 생성하는 단계 도중에, 제어 부재의 움직임은 제 2 타겟측 파일러팅 모델을 적용하는 동안에 상기 인간 파일럿 명령어 생성기(50)에 의해 제 2 파일럿 설정치(Ypil)로 변환된다.
제 2 인간 파일럿 명령어를 생성하는 단계 도중에, 상기 인간 파일럿 명령어 생성기(50)는 제 2 소정의 인간 파일러팅 수학 모델을 적용함으로써 상기 제 2 파일럿 설정치에 기초하여 제 2 인간 파일럿 명령어를 준비한다.
제 2 인터페이싱 유형에 있어서, 상기 제 2 파일럿 설정치 및 상기 비행 매개변수의 제 1 도함수는 서로 상동성이 있으며, 동일한 측정 유닛으로 표시된다. 상기 제 2 파일럿 설정치 및 상기 제 2 비행 매개변수는 동일한 속성을 다루지 않는다. 상기 제 2 인터페이싱 유형에 있어서, 상기 제 2 인간 파일럿 명령어는 제 3 성분(이는 0임), 상기 제 2 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 인간 설정치 값과 연관이 있거나 이에 기인하는 제 2 성분(
), 및 상기 제 2 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 인간 설정치 값과 연관이 있거나 이에 기인하는 제 1 성분(
)을 구비한다.
경로 명령어를 생성하는 단계 도중에, 상기 경로 명령어 생성기(65)는 상기 제 2 오토파일럿 명령어와 상기 제 2 인간 파일럿 명령어를 결합함으로써 경로 명령어를 준비한다.
예를 들어, 상기 제 2 오토파일럿 명령어의 성분(
및 
)들은 파일럿 축 상의 상기 경로 명령어의 성분들을 준비하기 위해 회로를 합산함으로써 상기 제 2 인간 파일럿 명령어의 상응하는 성분(
및 
)들과 개별적으로 합산한다. 즉, 하기와 같다:
따라서 상기 인간 파일럿 명령어 생성기(50)는 상기 자동 경로 유지 모드를 생성하기 위한 명령어 생성기(40)의 동적 거동에 영향을 미치게 한다. 상기 인간 파일럿 명령어 생성기(50) 및 상기 자동 경로 유지 모드를 생성하기 위한 명령어 생성기(40)는 서로 연결되어 있으며, 파일럿 모드 및 해제 모드의 양 모드로 동시에 기능을 나타낸다.
명령어 단계(단계 6) 도중에, 상기 서보제어 모듈(70)은 상기 경로 명령어의 성분들의 현재 측정된 값의 함수로서 적어도 하나의 액추에이터(10)에 주어질 적어도 하나의 주문을 생성한다.
이 같은 상황 하에 파일럿은, 예를 들어 2개의 개별의 타겟을 병렬로 유지할 수 있다. 예를 들어, 상기 제 2 파일럿 설정치는 상기 스틱(23)을 하나의 방향(DIR1 또는 DIR2)으로 이동시키고 상기 제 1 인터페이싱 유형을 이용함으로써 확립된다. 이어 상기 제 2 파일럿 설정치는 상기 스틱(23)을 다른 방향으로 이동시키고 상기 제 2 인터페이싱 유형을 이용함으로써 확립된다.
도 3은 자동 경로 유지 모드를 생성하기 위한 명령어 생성기(40)의 상세한 실시예이다. 도 3은 제 1 인터페이싱 유형의 문맥에 사용되는 자동 경로 유지 모드를 생성하기 위한 명령어 생성기(40)의 작동을 나타낸다. 그럼에도 불구하고, 이러한 자동 경로 유지 모드를 생성하기 위한 동일한 명령어 생성기(40)는 상기 제 2 인터페이싱 유형의 문맥에 사용될 수 있다.
이러한 자동 경로 유지 모드를 생성하는 명령어 생성기(40)는 당해 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 자동 설정치 값을 결정하기 위한 2차 저역 통과 필터를 이용할 수 있으며, 이러한 자동 설정치 값에 대한 범위를 정할 수 있다. 이 같은 상황 하에 상기 오토파일럿 명령어의 기타 성분들은 적분에 의해 수득된다.
따라서 감산기(subtracter; 41)는 이전의 연산 사이클에서 산정된 바와 같이 상기 비행 매개변수에 대한 자동 설정치 값을 상기 경로 설정치(Xcons)로부터 뺀다. 이러한 차이의 결과는 필터의 댐핑(δ)의 2배로 나눈 필터의 차단 주파수(ω0)의 몫(quotient)과 동일한 상수로 승수(multiplier; 42)에서 곱한다. 이러한 곱(product)의 결과는 리미터(limiter; 43)에 의해 한정된다. 이 같은 상황 하에 감산기(44)는 이전의 연산 사이클에서 결정된 바와 같은 당해의 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 자동 설정치 값을 한정된 곱의 값으로부터 뺀다. 이어 상기 제 1 경로 명령어의 제 2 도함수에 대한 자동 설정치 값은 승수(45)에서 제공되며, 상기 승수(45)는 상기 댐핑(δ)으로 곱한 상기 차단 주파수(ω0)의 곱의 2배로 상기 차이의 결과를 곱한다.
제 1 적분기(integrator: 46)는 이로부터 당해 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 자동 설정치 값을 추론하는 역할을 하고, 제 2 적분기(47)는 이로부터 당해 비행 매개변수에 대한 자동 설정치의 값을 추론하는 역할을 한다.
이어 이 같은 상황 하에 상기 오토파일럿 명령어의 제 3 성분은 상기 비행 매개변수에 대한 자동 설정치 값과 동일하다. 상기 오토파일럿 명령어의 제 2 성분은 상기 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 자동 설정치 값과 동일하다. 상기 오토파일럿 명령어의 제 1 성분은 상기 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 자동 설정치 값과 동일하다.
도 4는 상기 제어 부재가 제 1 인터페이싱 유형을 통해 하나 이상의 축 상에 있는 비행 매개변수들에 대해 제어된 상쇄값(offset)을 직접 부여하도록 하는 인간 파일럿 명령어 생성기(50)의 예를 나타낸다.
이렇게 하기 위해, 상기 제어 부재의 움직임(Cpil)은 파일럿이 상기 제어 부재에 부여하는 편차(deflection)의 치수를 나타낼 수 있다. 이러한 움직임(Cpil)은 타겟측 파일러팅 모델(51)을 통해 파일럿 설정치(Xpil)로 전환된다.
상기 자동 유지 모드와 유사한 방식으로, 상기 인간 파일럿 명령어 생성기(50)는 제2 주문 필터를 통해 상기 파일럿 설정치(Xpil)로부터 제 1 인간 파일럿 명령어의 성분(Xcomp, 
및 
)들을 준비한다.
따라서 감산기(52)는 이전의 연산 사이클 도중에 산정된 바와 같은 상기 제 1 비행 매개변수에 대한 인간 설정치 값을 상기 파일럿 설정치(Xpil)로부터 뺀다. 이러한 차이의 결과는 제 1 곱을 수득하기 위해 상기 필터의 차단 주파수(ω0)의 제곱과 동일한 상수로 승수(53)에서 곱한다. 동시에, 승수(55)는 상기 필터의 차단 주파수(ω0p) 및 댐핑(δp)의 곱의 2배를 이전의 연산 사이클 도중에 결정된 바와 같은 상기 제 1 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 인간 설정치 값으로 곱함으로써 제 2 곱을 결정한다. 이 같은 상황 하에 감산기(54)는 상기 제 1 명령어의 제 2 도함수에 대한 설정치 값을 수득하기 위해 상기 제 1 곱으로부터 상기 제 2 곱을 뺀다.
제 2 적분기(56)는 이로부터 상기 제 1 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 인간 설정치 값을 추론하는 역할을 하고, 제 3 적분기(57)는 이로부터 상기 제 1 비행 매개변수에 대한 인간 설정치 값을 추론하는 역할을 한다.
이어 이 같은 상황 하에 상기 인간 파일럿 명령어의 제 3 성분은 상기 비행 매개변수에 대한 인간 설정치 값과 동일하다. 상기 인간 파일럿 명령어의 제 2 성분은 상기 비행 매개변수의 도함수에 대한 인간 설정치 값과 동일하다. 상기 인간 파일럿 명령어의 제 1 성분은 상기 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 인간 설정치 값과 동일하다.
도 5는 상기 제 1 비행 매개변수(X)를 이동하기 위한 명령어와 연관된 타겟과 이러한 제 1 비행 매개변수(X)를 유지하기 위한 자동 모드와 연관된 타겟에 의한 파일러팅을 위한 관계 사이의 인터페이싱을 나타낸다. 상기 제 1 오토파일럿 명령어의 성분(Xcoma, 
및 
)들은 상기 경로 명령어의 3개의 성분(Xcom, 
및 
)들을 준비하기 위해 회로를 합산하는 수단에 의해 상기 제 1 인간 파일럿 명령어의 상응하는 성분(Xcomp, 
및 
)들과 개별적으로 합산한다.
도 6은 상기 제어 부재(20)는 제 2 인터페이싱 유형을 통해 제 2 비행 매개변수와 관련된 제 2 파일러팅 타겟에 대응하여 하나 이상의 축 상의 상기 제어된 비행 매개변수의 제 1 도함수를 직접 제어하도록 하는 인간 파일럿 명령어 생성기(50)의 예를 나타낸다.
이를 위해, 제어 부재의 움직임(Cpil)은 파일럿이 상기 제어 부재에 부여하는 편차의 치수를 나타낼 수 있다. 이러한 움직임(Cpil)은 타겟측 파일러팅 모델(51)을 통해 파일럿 설정치(
)로 전환된다.
감산기(58)는 이전의 연산 사이클로부터의 상기 제 2 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 인간 설정치 값을 상기 파일럿 설정치(
)로부터 뺀다. 이러한 차이의 결과는 상기 제 2 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 인간 설정치 값을 수득하기 위해 필터의 소정의 시간 상수의 역수와 동일한 상수로 승수(59)에서 곱한다. 적분기(60)는 이로부터 상기 제 2 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 인간 설정치 값을 추론하는 역할을 한다.
이 같은 상황 하에 상기 인간 파일럿 명령어의 제 1 성분은 0이다. 상기 인간 파일럿 명령어의 제 2 성분은 상기 제 2 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 인간 설정치의 값과 동일하다. 상기 인간 파일럿 명령어의 제 1 성분은 상기 제 2 명령어의 제 2 도함수에 대한 인간 설정치의 값과 동일하다.
도 7은 제 2 인터페이싱의 예를 나타낸다. 상기 제 2 오토파일럿 명령어의 성분(
및 
)들은 하나의 파일럿 축 상에 상기 경로 명령어의 제 2 성분(
) 및 제 1 성분(
)을 준비하기 위해 회로를 합산하는 수단에 의해 상기 제 2 인간 파일럿 명령어의 상응하는 성분(
및 
)들과 개별적으로 합산한다. 제 3 성분(Xcom)은 상기 경로 명령어의 제 2 성분(
)을 적분함으로써 수득된다.
도 8 내지 도 11은 실시예에 기초하여 본 발명을 예시하는 역할을 한다. 이러한 실시예에서, 항공기(1)가 착륙 지점의 부근에서 충분히 낮은 대지 속도 설정치에 도달할 때까지 감속하는 최종 접근 단계를 용이하게 하고, 후속적으로 양호한 운항 조건 하에 느린 속도로 착륙 지점에 도달하기 위해 고차 모드가 하기 위해 작동한다. 상기 작동된 고차 모드는 상기 메인 로터의 블레이드들의 피치에 대한 주기적인 제어를 적용함으로써 종방향 대지 속도 설정치(Vxcom), 예를 들어 40㏏의 종방향 대지 속도 설정치 및 0의 가로방향 대지 속도 설정치를 수득하는 역할을 한다.
도 8은 목적하는 속도 변동을 나타내고, 도 9는 이들 속도 변동이 수득되도록 하는 감속도를 나타낸다.
상기 가로축 상에서는 계속해서 감속하면서 착륙 지점을 향해 상기 회전익기를 정확히 조정하기 위해 감속하면서 접근축(approach axis)을 가로방향으로 이동시키는 것이 유리할 수 있다. 이를 위해, 병진 속도 명령어(TRC) 유형의 타겟 생성기에 의한 명령어는 상기 항공기의 가로축에 적용되며, 제자리 비행을 수행하기 위한 자동 모드와 인터페이싱된다.
상기 종축 상에서는 특히 감속 거리를 관리하기 위해 자동 감속률(deceleration rate)을 변경할 수 있는 것이 유리할 수 있다. 이를 위해, 가속 명령어(ACC) 유형의 타겟 생성기에 의한 명령어는 상기 항공기의 종축에 적용되며, 제자리 비행을 수행하기 위한 자동 모드와 인터페이싱된다.
이 같은 상황 하에 상기 방법은, 예를 들어 상기 스틱(23)을 횡방향으로 이동시킴으로써 이러한 횡방향 속도에 작용할 가능성을 파일럿에게 남겨둔 상태로 상기 제 1 인터페이싱 유형을 통해 횡방향 속도 타겟이 유지되는 것을 가능케 할 수 있다.
도 10을 참고하면, 상기 스틱을 좌측에서 우측 및 그 반대 방향으로 움직이면 제 1 인간 파일럿 명령어가 생성되며, 이는 제 1 오토파일럿 명령어와 결합된다. 상기 제 1 인간 파일럿 명령어는 상기 스틱의 움직임에 의존하는 반면, 상기 제 1 오토파일럿 명령어는 제 1 횡방향 속도 경로 설정치에 의존하며, 상기 제 1 종방향 속도 경로 설정치는 0이다. 따라서 상기 방법은 이러한 횡방향 속도를 0이 되게 하는 동역학을 변경하지 않은 채로 횡방향 속도의 값을 이동시키는 것을 가능케 한다.
상기 방법은, 예를 들어 상기 스틱(23)을 종방향으로 이동시킴으로써 종방향 속도의 제 1 도함수에 작용할 가능성을 파일럿에게 남겨둔 상태로 제 1 인터페이싱 유형을 통해 종방향 속도 타겟을 유지하는 것을 또한 가능케 할 수 있다.
도 11을 참고하면, 상기 스틱을 종 방향으로 이동시키면 제 2 오토파일럿 명령어와 결합한 제 2 인간 파일럿 명령어의 생성을 초래한다. 상기 제 2 인간 파일럿 명령어는 상기 스틱의 움직임에 의존하는 반면, 상기 제 2 오토파일럿 명령어는 제 2 종방향 속도 경로 설정치에 의존하며, 이때 상기 제 2 종방향 속도 경로 설정치는 40㏏ 정도이다. 상기 방법은 자동 유지 모드에서 상기 종방향 속도 설정치의 동적 거동을 관리하는 것을 가능케 한다.
자연적으로, 본 발명의 구현예와 관련하여 본 발명을 다양하게 변형할 수 있다. 비록 몇몇 실시형태가 개시되어 있을지라도 이는 모든 가능한 실시형태들을 철저하게 확인하는 것이 상상할 수 없는 것으로 용이하게 이해될 것이다. 본 발명의 범주를 벗어나지 않는 한 균등 수단에 의해 개시된 임의의 수단들을 교체하는 것을 예상하는 것이 자연적으로 가능하다.
Claims (13)
- 회전익기(1)의 경로를 제어하기 위해 비행 제어 시스템(7)을 실행하는 방법으로서, 상기 회전익기(1)는 상기 회전익기(1)의 움직임을 제어하기 위해 적어도 하나의 이동 가능한 공력 메뉴버링 부재(aerodynamic maneuvering member; 36)를 구비하고, 상기 회전익기(1)는 상기 메뉴버링 부재(36)를 이동시키기 위해 적어도 하나의 액추에이터(actuator; 10)를 구비하며, 상기 비행 제어 시스템(7)은 인간 파일럿(human pilot)에 의해 이동 가능한 비행 제어 부재(20)를 구비하되, 적어도 제 1 인터페이싱(interfacing) 유형에 있어서, 각각의 반복마다 하기 단계들이 수행된다:
- 제 1 경로 설정치를 생성하는 단계로서, 상기 제 1 경로 설정치는 제 1 비행 매개변수에 의해 도달되는 값을 나타내는 단계(단계 1);
- 제 1 소정의 오토파일럿 수학 모델을 적용함으로써 상기 제 1 경로 설정치로부터 제 1 오토파일럿 명령어(autopilot command)를 자동으로 생성하는 단계(단계 2);
- 제 1 파일럿 설정치를 생성하는 단계로서, 이 기간 동안에 상기 제어 부재(20)의 움직임이 제 1 타겟측 파일러팅 모델(piloting-by-target model)에 의해 상기 제 1 파일럿 설정치로 변환되고, 상기 제 1 파일럿 설정치 및 상기 제 1 비행 매개변수는 이들이 동일한 측정 유닛으로 표현된다는 점에서 서로 상동성이 있는 단계(단계 3);
- 제 1 소정의 인간 파일러팅 수학 모델을 적용함으로써 상기 제 1 파일럿 설정치로부터 제 1 인간 파일럿 명령어를 생성하는 단계(단계 4);
- 상기 제 1 오토파일럿 명령어와 상기 제 1 인간 파일럿 명령어를 결합시킴으로써 제 1 경로 명령어를 생성하는 단계(단계 5); 및
- 상기 적어도 하나의 액추에이터를 제어하는 단계로서, 이 기간 동안에 적어도 하나의 주문(order)이 상기 적어도 하나의 액추에이터에 전송되며, 상기 주문은 서보제어 모듈(servo-control module; 70)에 의해 적어도 상기 제 1 경로 명령어 및 상기 제 1 비행 매개변수의 적어도 현재 값으로부터 결정되는 제어 단계(단계 6). - 제 1 항에 있어서, 상기 제 1 경로 설정치는 인간 파일럿에 의해 설정되는 것을 특징으로 하는 방법.
- 제 1 항에 있어서,
- 상기 제 1 오토파일럿 명령어는 적어도 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수와 연관된 제 1 성분, 상기 제 1 비행 매개변수의 제 1 도함수와 연관된 제 2 성분, 및 상기 제 1 비행 매개변수와 연관된 제 3 성분을 포함하고;
- 상기 제 1 인간 파일럿 명령어는 적어도 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수와 연관된 제 1 성분, 상기 제 1 비행 매개변수의 제 1 도함수와 연관된 제 2 성분, 및 상기 제 1 비행 매개변수와 연관된 제 3 성분을 포함하고;
- 상기 제 1 경로 명령어는 적어도 상기 제 1 오토파일럿 명령어의 제 1 성분과 상기 제 1 인간 파일럿 명령어의 제 1 성분을 결합시키는 제 1 성분, 상기 제 1 오토파일럿 명령어의 제 2 성분과 상기 제 1 인간 파일럿 명령어의 제 2 성분을 결합시키는 제 2 성분, 및 상기 제 1 오토파일럿 명령어의 제 3 성분과 상기 제 1 인간 파일럿 명령어의 제 3 성분을 결합시키는 제 3 성분을 포함하고;
- 상기 주문은 상기 서보제어 모듈(70)에 의해 적어도 상기 제 1 경로 명령어, 및 적어도 상기 제 1 비행 매개변수의 현재 값, 상기 제 1 비행 매개변수의 제 1 도함수의 현재 값 및 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수의 현재 값에 기초하여 결정되는 것을 특징으로 하는 방법. - 제 1 항에 있어서, 상기 제 1 오토파일럿 명령어를 자동으로 생성하는 단계는,
- 상기 제 1 오토파일럿 수학 모델을 적용함으로써 상기 제 1 경로 설정치를 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 자동 설정치 값으로 변환하는 단계로서, 상기 제 1 오토파일럿 명령어의 제 1 성분이 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 이러한 자동 설정치 값으로 표시되는 단계;
- 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 자동 설정치 값을 적분함으로써 상기 제 1 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 자동 설정치 값을 확립하는 단계로서, 상기 제 1 오토파일럿 명령어의 제 2 성분은 상기 제 1 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 이러한 자동 설정치 값으로 표시되는 단계; 및
- 상기 제 1 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 자동 설정치 값을 적분함으로써 상기 제 1 비행 매개변수에 대한 자동 설정치 값을 확립하는 단계로서, 상기 제 1 오토파일럿 명령어의 제 3 성분이 상기 제 1 비행 매개변수에 대한 이러한 자동 설정치 값으로 표시되는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법. - 제 4 항에 있어서, 상기 제 1 경로 설정치를 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 자동 설정치 값으로 변환하는 단계는 2차 저역 통과 필터(second-order lowpass filter)를 적용함으로써 수행되는 것을 특징으로 하는 방법.
- 제 5 항에 있어서, 상기 제 1 오토파일럿 명령어를 자동으로 생성하는 단계는 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 자동 설정치 값을 한정하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
- 제 1 항에 있어서, 상기 인간 파일럿 명령어를 생성하는 단계는,
- 상기 제 1 파일럿 설정치를 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 인간 설정치 값으로 변환하는 단계로서, 상기 제 1 인간 파일럿 명령어의 제 1 성분이 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 이러한 인간 설정치 값으로 표시되는 단계;
- 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 인간 설정치 값을 적분함으로써 상기 제 1 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 인간 설정치 값을 확립하는 단계로서, 상기 제 1 인간 파일럿 명령어의 제 2 성분이 상기 제 1 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 이러한 인간 설정치 값으로 표시되는 단계; 및
- 상기 제 1 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 인간 설정치 값을 적분함으로써 상기 제 1 비행 매개변수에 대한 인간 설정치 값을 확립하는 단계로서, 상기 제 1 인간 파일럿 명령어의 제 3 성분이 상기 제 1 비행 매개변수에 대한 이러한 인간 설정치 값으로 표시되는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법. - 제 7 항에 있어서, 상기 제 1 파일럿 설정치를 상기 제 1 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 인간 설정치 값으로 변환하는 단계는 2차 저역 통과 필터를 적용함으로써 수행되는 것을 특징으로 하는 방법.
- 제 1 항에 있어서, 적어도 하나의 제 2 인터페이싱 유형에 있어서, 상기 방법은,
- 제 2 경로 설정치를 생성하는 단계로서, 상기 제 2 경로 설정치가 제 2 비행 매개변수에 의해 도달되는 값을 나타내는 단계;
- 제 2 소정의 오토파일럿 수학 모델을 적용함으로써 상기 제 2 경로 설정치로부터 제 2 자동 파일럿 명령어를 자동으로 생성하는 단계;
- 제 2 파일럿 설정치를 생성하는 단계로서, 이 기간 동안에 상기 제어 부재의 움직임이 제 2 타겟측 파일러팅 모델에 의해 상기 제 2 파일럿 설정치로 변환되고, 상기 제 2 파일럿 설정치 및 상기 제 2 비행 매개변수의 제 1 도함수는 이들이 동일한 측정 유닛으로 표현된다는 점에서 서로 상동성이 있는 단계;
- 제 2 소정의 인간 파일러팅 수학 모델을 적용함으로써 상기 제 2 파일럿 설정치로부터 제 2 인간 파일럿 명령어를 생성하는 단계;
- 상기 제 2 오토파일럿 명령어와 상기 제 2 인간 파일럿 명령어를 결합시킴으로써 제 2 경로 명령어를 생성하는 단계; 및
- 상기 적어도 하나의 액추에이터를 제어하는 단계로서, 이 기간 동안에 적어도 하나의 주문이 상기 적어도 하나의 액추에이터에 전송되며, 상기 주문은 상기 서보제어 모듈(70)에 의해 적어도 상기 제 2 경로 명령어 및 상기 제 2 비행 매개변수의 적어도 하나의 현재 값에 기초하여 결정되는 제어 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법. - 제 9 항에 있어서, 상기 제 2 인간 파일럿 명령어를 생성하는 단계는,
- 상기 제 2 파일럿 설정치를 상기 제 2 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 인간 설정치 값으로 변환하는 단계로서, 상기 제 2 인간 파일럿 명령어의 제 1 성분이 상기 제 2 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 이러한 인간 설정치 값으로 표시되는 단계; 및
- 상기 제 2 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 인간 설정치 값을 적분함으로써 상기 제 2 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 인간 설정치 값을 확립하는 단계로서, 상기 제 2 인간 파일럿 명령어의 제 2 성분이 상기 제 2 비행 매개변수의 제 1 도함수에 대한 이러한 인간 설정치 값으로 표시되는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법. - 제 10 항에 있어서, 상기 제 2 파일럿 설정치를 상기 제 2 비행 매개변수의 제 2 도함수에 대한 인간 설정치 값으로 변환하는 단계는 1차 저역 통과 필터를 적용함으로써 수행되는 것을 특징으로 하는 방법.
- 제 9 항에 있어서, 상기 회전익기(1)는 전방에서 후방 및 후방에서 전방으로 이어지는 종 방향(DIR1)으로 이동 가능한 스틱(23)을 포함하며, 상기 스틱은 좌측에서 우측 및 우측에서 좌측으로 이어지는 횡 방향(DIR2)으로 이동 가능하고, 상기 제 1 파일럿 설정치는 상기 종 방향 및 횡 방향(DIR1, DIR2) 중 한 방향을 따라 상기 스틱(23)을 이동시킴으로써 확립되고, 상기 제 1 파일럿 설정치는 상기 제 2 파일럿 설정치와는 무관한 상기 종 방향 및 횡 방향 중 다른 방향을 따라 상기 스틱(23)을 이동시킴으로써 확립되는 것을 특징으로 하는 방법.
- 회전익기(1)의 경로를 제어하기 위해 비행 제어 시스템(7)을 구비한 회전익기(1)로서, 상기 회전익기(1)는 상기 회전익기(1)의 움직임을 제어하기 위해 이동 가능한 적어도 하나의 공력 메뉴버링 부재(36)를 구비하고, 상기 회전익기(1)는 상기 메뉴버링 부재(36)를 이동시키기 위해 적어도 하나의 액추에이터(10)를 포함하고, 상기 비행 제어 시스템(7)은 인간 파일럿에 의해 이동 가능한 비행 제어 부재(20)를 포함하되, 상기 회전익기는 제 1 항에 따른 방법을 실행하며, 이때 상기 회전익기는,
- 제 1 경로 설정치를 생성하는 단계를 수행하는 설정치 생성기(25);
- 제 1 오토파일럿 명령어를 자동으로 생성하는 단계를 실행하는 자동 경로 유지 모드를 생성하기 위한 명령어 생성기(40);
- 제 1 파일럿 설정치를 생성하는 단계 및 제 1 인간 파일럿 명령어를 생성하는 단계를 실행하는 인간 파일럿 명령어 생성기(50);
- 상기 자동 경로 유지 모드를 생성하기 위한 명령어 생성기(40) 및 상기 인간 파일럿 명령어 생성기(50)에 연결되고 경로 명령어를 생성하는 단계를 실행하는 경로 명령어 생성기(65); 및
- 상기 경로 명령어 생성기, 상기 액추에이터 및 후속하는 경로와 관련된 데이터를 측정하는 적어도 하나의 센서에 연결되되, 상기 적어도 하나의 센서는 상기 제 1 비행 매개변수의 현재 값을 측정하는 센서를 포함하고, 상기 명령어 단계를 실행하는 서보제어 모듈(70)을 포함하는 회전익기(1).
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1601793A FR3060779B1 (fr) | 2016-12-16 | 2016-12-16 | Procede de commande de vol pour giravion, et giravion |
| FR1601793 | 2016-12-16 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| KR20180070491A true KR20180070491A (ko) | 2018-06-26 |
| KR102018748B1 KR102018748B1 (ko) | 2019-09-05 |
Family
ID=58779064
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| KR1020170173253A KR102018748B1 (ko) | 2016-12-16 | 2017-12-15 | 회전익기용 비행 제어 방법 및 회전익기 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (2) | US10814961B2 (ko) |
| EP (1) | EP3336649B1 (ko) |
| KR (1) | KR102018748B1 (ko) |
| CA (1) | CA2987097C (ko) |
| FR (1) | FR3060779B1 (ko) |
Families Citing this family (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10351225B2 (en) * | 2015-05-05 | 2019-07-16 | Sikorsky Aircraft Corporation | Position hold override control |
| US10926871B2 (en) * | 2017-11-27 | 2021-02-23 | Textron Innovations Inc. | System and method for pilot-in-control sensing in a rotorcraft |
| SG11202106279TA (en) * | 2018-12-19 | 2021-07-29 | Safran Electronics & Defense | Method for piloting an aircraft |
| DE102020107456A1 (de) * | 2020-03-18 | 2021-09-23 | Volocopter Gmbh | Verfahren und Steuergerät zur Kurvenkoordinierung eines Fluggerätes sowie ein Fluggerät mit Kurvenkoordinierung |
| FR3121124B1 (fr) * | 2021-03-26 | 2024-03-29 | Airbus Helicopters | Système de commande pour commander au moins une hélice d’un giravion hybride, giravion hybride et procédé de commande associé. |
| US20240017820A1 (en) * | 2022-07-18 | 2024-01-18 | Textron Innovations Inc. | Error Monitors for Collective and Cyclic Sticks |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3920966A (en) * | 1974-04-29 | 1975-11-18 | Us Air Force | Blended manual-automatic control system |
| KR100735082B1 (ko) * | 2006-01-24 | 2007-07-06 | 유로꼽떼르 | 헬리콥터용 자동 조종 시스템 |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4463605A (en) * | 1982-05-18 | 1984-08-07 | The Boeing Company | Simulator circuit for electrohydraulically controlled aircraft surfaces |
| US4527242A (en) * | 1982-06-28 | 1985-07-02 | Rockwell International Corporation | Automatic flight control pilot assist system |
| FR2706152B1 (fr) * | 1993-06-07 | 1995-08-18 | Sextant Avionique | Dispositif de pilotage automatique pour aérodynes. |
| US5489830A (en) * | 1994-09-09 | 1996-02-06 | Mcdonnell Douglas Corporation | Control system with loadfeel and backdrive |
| FR2771071B1 (fr) | 1997-11-14 | 2000-01-07 | Eurocopter France | Dispositif pour actionner un organe commande sur un aeronef a voilure tournante, notamment un helicoptere |
| US9308985B2 (en) | 2014-04-11 | 2016-04-12 | Sikorsky Aircraft Corporation | Deceleration to hover modulation |
-
2016
- 2016-12-16 FR FR1601793A patent/FR3060779B1/fr active Active
-
2017
- 2017-11-21 EP EP17202857.3A patent/EP3336649B1/fr active Active
- 2017-11-29 CA CA2987097A patent/CA2987097C/fr active Active
- 2017-12-05 US US15/831,727 patent/US10814961B2/en active Active
- 2017-12-15 KR KR1020170173253A patent/KR102018748B1/ko active IP Right Grant
-
2020
- 2020-09-22 US US17/028,235 patent/US11364994B2/en active Active
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3920966A (en) * | 1974-04-29 | 1975-11-18 | Us Air Force | Blended manual-automatic control system |
| KR100735082B1 (ko) * | 2006-01-24 | 2007-07-06 | 유로꼽떼르 | 헬리콥터용 자동 조종 시스템 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2987097A1 (fr) | 2018-06-16 |
| US10814961B2 (en) | 2020-10-27 |
| EP3336649A1 (fr) | 2018-06-20 |
| US20180170524A1 (en) | 2018-06-21 |
| FR3060779A1 (fr) | 2018-06-22 |
| KR102018748B1 (ko) | 2019-09-05 |
| EP3336649B1 (fr) | 2020-03-18 |
| US20210001975A1 (en) | 2021-01-07 |
| CA2987097C (fr) | 2020-09-08 |
| US11364994B2 (en) | 2022-06-21 |
| FR3060779B1 (fr) | 2021-08-06 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| KR102018748B1 (ko) | 회전익기용 비행 제어 방법 및 회전익기 | |
| US20120053762A1 (en) | Inceptor system and apparatus for generating a virtual real-time model | |
| EP3370129A1 (en) | Rotorcraft control mode transition smoothing | |
| EP2052966B1 (en) | Rate limited active pilot inceptor system and method | |
| CN101714302A (zh) | 一种飞机自动驾驶模拟装置 | |
| US10351230B2 (en) | Initial rotor state compensation for a rotorcraft | |
| FR3022340A1 (fr) | Procede et dispositif de determination d'une consigne de controle d'un aeronef, produit programme d'ordinateur et aeronef associes | |
| US20150360789A1 (en) | Method and device for controlling at least one actuator control system of an aircraft, associated computer program product and aircraft | |
| EP3441306B1 (en) | System and method for rotorcraft approach to hover | |
| CN112947527A (zh) | 一种用于飞机的飞行控制方法和装置 | |
| EP3388335B1 (en) | Default in-detent vertical speed/altitude hold | |
| US11396363B2 (en) | Open and closed control of actuators, which drive aerodynamic control surfaces of an aircraft | |
| US9776708B2 (en) | Method of managing discontinuities in vehicle control following a control transition, and a vehicle | |
| US11130562B2 (en) | Reducing gust loads acting on an aircraft | |
| Park | Modeling with vortex lattice method and frequency sweep flight test for a fixed-wing UAV | |
| CN115494741B (zh) | 飞行模拟舱的操纵负荷模拟方法、装置及飞行模拟舱 | |
| EP2848525B1 (en) | Controlling Rotor Blades of a Swashplateless Rotor | |
| KR20170048186A (ko) | 회전익기 로터를 제어하기 위한 시스템, 그러한 시스템을 구비한 회전익기, 및 연관된 제어 방법 | |
| US12077282B2 (en) | Autonomous guidance and flight control system implementation on a partial-authority aircraft | |
| EP3613671B1 (en) | Rotorcraft control mode transition smoothing | |
| CA3028950A1 (en) | Control laws for pedal-to-roll coupling | |
| RU2454693C1 (ru) | Способ формирования директорного управления по эталонным сигналам модели объекта | |
| Garratt et al. | Control of Hover for a Micro-Air-Vehicle using a Visual Snapshot | |
| US9611031B2 (en) | Flutter control actuator |
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 |