KR20190003861A - 무인 항공기 회수 및 회수후 동작 제어 방법 및 시스템 - Google Patents

무인 항공기 회수 및 회수후 동작 제어 방법 및 시스템 Download PDF

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KR20190003861A
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존 스태퍼드
브라이언 디. 데니스
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제이미 맥
스티븐 엠. 슬리와
브래들리 슈릭
로버트 휴즈
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Abstract

무인 항공기 회수 및 항공기 회수후의 동작 제어 시스템 및 방법이 본원에 개시된다. 본 발명의 일 실시예에 따른 무인 항공기를 처리하는 항공기 회수 시스템은 베이스 부분(102)과, 베이스 부분에 이동 가능하게 결합되는 제1 단부(106) 및 제1 단부 반대편의 제2 자유 단부를 갖는 긴 항공기 포획 부재(104)를 포함한다. 항공기 포획 부재는 제1 부분(110)과, 제1 부분의 말단 단부의 제2 부분(112)을 포함하고 비행 중인 무인 항공기를 포획하도록 위치된다. 제1 부분 및/또는 제2 부분은 대체로 가요성이 있다. 상기 시스템은 항공기 포획 부재에 작동 가능하게 결합되고 항공기로부터의 착륙력의 적어도 일부를 수용하도록 위치되는 에너지 포획 및 소산 조립체(108)를 더 포함한다.

Description

무인 항공기 회수 및 회수후 동작 제어 방법 및 시스템{SYSTEMS AND METHODS FOR RECOVERING AND CONTROLLING POST-RECOVERY MOTION OF UNMANNED AIRCRAFT}
관련 출원의 상호 참조
본 출원은 2009년 4월 24일 출원되었으며 본원에 참조로서 그 전체가 포함된 미국 가특허출원 제61/172,663호의 이익을 청구한다.
본 발명은 일반적으로 무인 항공기를 회수하고 회수후 동작을 제어하는 방법 및 시스템에 관한 것이다.
무인 항공기 또는 비행체(UAV)는 유인 비행 작동이 비용 및/또는 안정성 측면에서 용인될 수 없는 지역에 대한 개선되고 경제적인 접근을 제공한다. 예컨대, 원격 작동식 가동 카메라가 설치된 무인 항공기는 수산업의 물고기 떼 스포팅(spotting), 날씨 모니터링, 국가의 국경 순찰 제공 및 군사 작전 이전, 도중 및/또는 이후의 군사적 감시의 제공을 포함하는 매우 다양한 감시 임무를 수행할 수 있다.
하지만, (발사 장치 및 회수 장치와 함께 항공기 자체를 포함할 수 있는) 많은 무인 항공기 시스템은 작은 어선, 육상 차량 또는 다른 선체의 데크와 같은 비좁은 장소에서의 설치 및 작동이 어려울 수 있다. 따라서, 이러한 항공기 시스템을 작동하는 방법은 정상적인 착륙 활주를 위한 공간이 불충분할 때 가요성 회수선(flexible recovery line)에 의해 항공기를 회수 처리 또는 포획하는 방법을 종종 포함한다. 이러한 기술은 많은 예에서 성공적인 것으로 판명되었지만, 항공기가 회수되는 시스템의 효율을 개선하기 위한 요구가 지속적으로 존재한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른, 비행 중인 무인 항공기를 회수하고 무인 항공기의 회수후 동작을 제어하도록 구성되는 시스템의 부분적 개략도이다.
도 2a 내지 도 2f는 본 발명의 일 실시예에 따른, 비행 중인 무인 항공기를 회수하고 무인 항공기의 회수후 동작을 제어하도록 구성되는 시스템의 부분적 개략도이다.
도 3a 내지 도 3f는 본 발명의 다른 실시예에 따른, 비행 중인 무인 항공기를 회수하고 무인 항공기의 회수후 동작을 제어하도록 구성되는 시스템의 부분적 개략도이다.
도 4a 내지 도 4d는 본 발명의 또 다른 실시예에 따른, 비행 중인 무인 항공기를 회수하고 무인 항공기의 회수후 동작을 제어하도록 구성되는 시스템의 부분적 개략도이다.
도 5a는 본 발명의 다른 실시예에 따라 구성된 항공기 포획 부재의 말단 부분의 부분적 개략도이다.
도 5b는 본 발명의 일 실시예에 따라 구성된 항공기 포획 부재의 또 다른 실시예의 부분적 개략도이다.
도 5c는 본 발명의 또 다른 실시예에 따라 구성된 항공기 회수 시스템의 부분적 개략도이다.
본 출원은 무인 항공기 회수 및 회수후 동작 제어 방법 및 시스템을 개시한다. 본 발명의 특정 실시예의 많은 세부 사항들이 후속하는 설명 및 도 1 내지 도 5c에 설명되어, 이러한 실시예들의 완전한 이해를 제공한다. 이러한 시스템과 종종 관련되는 공지된 구조, 시스템 및 방법은 본 발명의 다양한 실시예의 설명을 불필요하게 불명료하게 만드는 것을 방지하기 위해, 상세하게 도시 또는 설명되지 않는다. 또한, 관련 기술 분야의 일반적 기술자라면 후술된 상세한 설명 중 일부가 없더라도 추가적인 실시예가 구현될 수 있다는 것을 이해할 것이다.
A 무인 항공기를 회수하고 회수후 동작을 제어하는 방법 및 시스템의 실시예
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따라, 비행 중인 무인 항공기(도시 생략)를 포획(intercept) 및 회수하고 무인 항공기의 회수후 동작(post-recovery motion)을 제어하도록 구성되는 항공기 회수 시스템(100)의 부분적 개략도이다. 항공기 회수 시스템(100)은 예컨대, 베이스 부분(102)(개략적으로 도시됨), 및 베이스 부분(102)에 부착되는 긴 가요성 로드 또는 항공기 포획 부재(104)를 포함할 수 있다. 도시된 실시예에서, 가요성 로드(104)는 부착 부재 또는 조인트(106)를 통해 베이스 부분(102)에 이동 가능하게 결합되는 제1 단부와, 항공기를 포획하도록 위치되는 제2 자유 단부를 갖는다. 조인트(106)는 비행중인 무인 항공기를 포획하기 전, 도중 또는 후에 가요성 로드(104)를 베이스 부분(102)에 대해 (파선으로 도시된 바와 같이) 피벗 가능하도록 구성된다. 시스템(100)은 가요성 로드(104)에 작동식으로 결합되는 에너지 포획 및 소산 조립체(108)(개략적으로 도시)를 더 포함한다. 항공기가 항공기 회수 시스템(100)과 충돌할 때, 가요성 로드(104)는 항공기를 분리 가능하게(해제 가능하게) 포획하고 시스템(100)은 항공기의 착륙력(landing force)을 흡수 및 소산시키고 항공기를 회수하도록 구성된다. 항공기는 포획되었을 때 항공기의 날개들 중 하나 또는 항공기의 다른 적절한 구성 요소에 의해 또는 항공기에 의해 보유되는 포획선(capture line)에 의해 가요성 로드(104)로부터 현수될 수 있다. 항공기 회수 시스템(100)과, 항공기 회수 및 항공기의 회수후 동작 제어를 위한 시스템(100)의 사용과 관련한 추가적인 세부 사항은 도 2a 내지 도 5c를 참조하여 후술된다.
베이스 부분(102)은 포획 및 회수 작동 동안에 가요성 로드(104)를 지지하도록 구성되는 [예컨대, 대체로 강성, 반강성(semi-rigid) 및/또는 팽창 가능한] 매우 다양한 상이한 구조들을 포함할 수 있다. 일반적으로, 베이스 부분(102)은 (a) 포획 작동 이전에 소정의 위치에서 가요성 로드(104)를 (예컨대, 항공기를 향해 그리고 지면에 대해 경사지거나 각을 형성하게) 유지하고, (b) 항공기 및 항공기의 구성 요소가 과도한 힘으로 지면 또는 주변 구조물을 타격하는 것을 방지하는 것을 돕기 위해 포획 및 회수 동안에 가요성 로드(104)를 지지하도록 구성된다. 베이스 부분(102)은 지면 또는 적절한 지지 플랫폼(예컨대, 트럭 또는 다른 적절한 육상 차량, 보트 또는 다른 선박, 건물 또는 다른 적절한 차량 및/또는 구조물) 상에 배치되도록 구성된다. 다른 실시예에서, 베이스 부분(102)은 다른 배열을 포함할 수 있고 그리고/또는 상이한 재료들로 구성될 수 있다. 또한, 베이스 부분(102)은 일부 실시예에서 포함되지 않을 수도 있다. 이러한 예에서, 가요성 로드(104)는 다른 적절한 지지 조립체를 사용하여 지지될 수 있으며 그리고/또는 자가 지지 구성 요소일 수 있다.
가요성 로드(104)는 제1 부분(110) 및 제1 부분(110)의 말단 단부의 제2 부분(112)을 포함할 수 있다. 제1 부분(110) 및 제2 부분(112)은 (포획 및 회수 작동 이전에 적어도 초기에는) 서로 정렬되고 가요성 로드(104)의 종방향 축을 따라 연장한다. 도시된 실시예에서, 제1 부분(110) 및 제2 부분(112)은 서로 합체되어 있다. 하지만, 다른 실시예에서 제1 부분(110) 및 제2 부분(112)은 고정적으로 또는 분리 가능하게(해제 가능하게) 함께 부착 또는 정합되는 별개의 구성 요소일 수도 있다. 예컨대, 일 실시예에서 가요성 로드(104)의 각 부분들은 탄성적인 선 또는 케이블(예컨대, 탄성 코드)을 통해 함께 결합될 수 있다. 또한, 가요성 로드(104)의 각 부분들은 서로에 대한 삽통식 또는 관절식 배열을 가질 수 있다. 또 다른 실시예에서, 가요성 로드(104)는 개별 부분들을 포함하지 않을 수 있거나, 가요성 로드(104)는 셋 이상의 분리된 부분을 포함할 수도 있다.
제1 부분(110) 및 제2 부분(112)은 소정의 작동 요구 조건에 따라 다양한 치수 및 구성을 가질 수 있다. 예컨대, 도시된 실시예에서 제1 부분(110)은 제1 단면 치수(D1) 및 제1 길이(L1)를 가지며, 제2 부분(112)은 각각 제1 단면 치수(D1) 및 제1 길이(L1)보다 작은 제2 단면 치수(D2) 및 제2 길이(L2)를 갖는다. 하지만, 다른 실시예에서 제1 부분(110) 및 제2 부분(112)은 서로에 대해 다른 배열을 가질 수 있다. 예컨대, 제1 부분(110) 및 제2 부분(112)은 동일한 단면 치수를 가질 수 있으며 그리고/또는 제2 부분(112)은 제1 부분(110)에 대해 다른 길이를 가질 수 있다.
이 실시예의 다른 양태에서, 가요성 로드(104)의 말단 부분은 국부 표면(예컨대, 도 1에 도시된 지면) 위의 높이(elevation)(E)에 위치될 수 있다. 높이(E)는 국부 환경, 항공기(도시 생략)의 구성, 및 가요성 로드(104)의 구성에 기초하여 변경될 수 있다. 시스템(100)의 일 특징은 높이(E)가 예측되는 포획 높이만큼 높기만 하면 된다는 것이다. 따라서, 가요성 로드(104)의 전체 길이는 더 큰 배치 높이를 요구하는 많은 기존의 항공기 포획 장치보다 상당히 작을 수 있다. 이러한 특징의 일 장점은 가요성 로드(104)가 더 큰 기존의 항공기 포획 시스템보다 저장 및/또는 운송이 더 쉬울 수 있다는 것이다. 또한, 항공기는 감소된 포획 높이로 인해 포획 후 회수 처리하기 더욱 쉬울 수 있다.
가요성 로드(104)는 탄소 섬유 재료, 탄소 그래파이트 재료, 유리섬유, 다른 복합재 재료(예컨대, 탄소/그래파이트 또는 그래파이트/붕소 복합재), 대나무 또는 소정의 재료 특성을 갖는 다른 적절한 재료로 구성될 수 있다. 예컨대, 선택된 재료는 항공기가 가요성 로드(104)로 비행할 때 항공기를 포획하고 그리고 포획되었을 때 항공기의 날개들 중 하나 또는 항공기에 의해 보유되는 다른 적절한 포획 메커니즘에 의해 항공기를 현수하기 위한 강도 및 가요성을 가져야 한다. 이 실시예의 일 특정 양태에서, 제1 부분(110)은 제1 강성(stiffness)을 가지며, 제2 부분(112)은 제1 강성보다 작은 제2 강성을 갖는다. 따라서, 제2 부분(112)은 제1 부분(110)보다 더 가요적이며, 작동 동안에 제1 부분(110)보다 많이 만곡되거나 휘도록 구성된다. 이러한 구성과 관련한 다른 세부 사항은 도 2a 내지 도 2f를 참조하여 후술된다. 하지만, 다른 실시예에서, 제1 부분(110) 및 제2 부분(112)은 동일하거나 대략적으로 동일한 강성을 가질 수도 있다. 또 다른 실시예에서, 제1 부분(110) 및/또는 제2 부분(112)은 상술된 것 이외의 다른 품질 및/또는 특성을 갖는 하나 이상의 재료로 구성될 수 있다.
몇몇 실시예에서, 가요성 로드(104)의 제2 부분(112)의 적어도 일부는 항공기에 의해 보유되는 후크 부분에 대한 개선된 파지를 제공하도록 구성되는 상대적으로 부드러운 로프형 재료(113) 또는 다른 적절한 재료로 덮이거나 코팅될 수 있다. 예컨대, 재료는 제2 부분(112)의 소정 부분 위의 상대적으로 부드러운 가요성 덮개(sheath) 또는 가요성 로드(104)의 제2 부분(112) 상에 직접적으로 도포되는 외부 코팅 또는 층일 수 있다. 덮개 또는 외부 코팅은 포획 동안에 항공기의 후크 부분의 미끄러짐을 감소 및/또는 억제할 것으로 기대되며, 또한 제2 부분(112)을 강화하고 가요성 로드(104)의 종방향 축을 따르는 신장에 있어서 가요성 로드(104)를 더욱 탄성적으로 만들 것으로 예측된다. 다른 실시예에서, 가요성 로드(104)의 하나 이상의 추가적 부분[예컨대, 제1 부분(110)의 적어도 일부분]은 덮개 또는 코팅을 포함할 수 있다. 또 다른 실시예에서, 제1 부분(110) 및/또는 제2 부분(112)은 항공기로부터의 후크가 가요성 로드(104)에서 미끄러지는 것을 방지 또는 억제하도록 위치되는 하나 이상의 리지(ridge) 또는 돌출부를 포함할 수 있다. 하지만, 덮개/코팅/리지는 일부 실시예에서 포함되지 않을 수 있는 선택적 구성이다.
에너지 포획 및 소산 조립체(108)는 항공기의 역학적 에너지를 소산하도록 구성되는 유압 댐퍼, 공압 댐퍼, 소성 변형 재료(들), 패시브 조임 릴(passive takeup reel), 브레이크 또는 다른 적절한 감쇠 장치를 포함할 수 있다. 에너지 포획 및 소산 조립체(108)의 일 특징은 이러한 조립체가 항공기의 포획 및 회수와 관련된 힘의 정밀한 제어를 제공할 것으로 예측된다는 것이다. 따라서, 회수 및 에너지 관리는 포획 및 회수 프로세스 전체에 걸쳐 밀접하게 제어될 수 있다. 이러한 특징은 포획 작동 동안에 항공기에 대한 손상을 억제 및/또는 방지하는데 도움이 되는 것으로 예측된다. 다른 실시예에서, 에너지 포획 및 소산 조립체는 다른 구성을 가질 수 있으며 그리고/또는 다른 특징을 포함할 수 있다. 또 다른 실시예에서, 시스템(100)은 에너지 포획 및 소산 조립체(108)를 포함하지 않는다.
작동시, 시스템(100)은 소정의 위치에 배치될 수 있으며 포획 및 회수 작동을 위한 주요 장치로서 구성될 수 있다. 예컨대, 시스템(100)은 모듈식 시스템(modular system)일 수 있으며, 작동자는 대체로 조립해제된 상태 또는 부분적으로 조립된 상태의 시스템 구성 요소를 착륙 구역으로 운송하고 현장에서 이 구성 요소를 조립할 수 있다. 하지만, 다른 실시예에서, 시스템(100)은 대체로 조립된 구성으로 소정의 착륙 구역으로 운송될 수도 있다.
항공기 회수 시스템(100)은 다양한 항공기 구성 및/또는 배열을 위한 주요 항공기 회수 시스템으로서 사용될 수 있는 신축가능 시스템이다. 예컨대, 전술된 바와 같이, 가요성 로드(104)는 적어도 부분적으로, 회수되는 항공기의 특정 치수, 항공기의 작동 조건 및/또는 시스템(100)의 작동 고려 사항[예컨대, 시스템(100)의 위치, 시스템(100)의 요구되는 운송 능력 등]을 기초로 하는 전체 길이 및 단면 치수를 가질 수 있다.
도 2a 내지 도 2f는 본 발명의 일 실시예에 따라 비행중인 무인 항공기(200)를 회수하고 항공기(200)의 회수후 동작을 제어하는 시스템(100)의 부분적 개략도이다. 예컨대, 도 2a 및 도 2b는 각각 포획 전 시스템(100)에 접근하는 항공기(200)의 평면도 및 측면도이다. 항공기(200)는 기체(201), 기체(201)로부터 외측으로 연장하는 한 쌍의 날개 또는 양력면(lifting surface)(202) 및 비행 도중 항공기(200)를 추진하기 위해 기체(201)의 후미 단부에 위치되는 프로펠러(204)를 포함할 수 있다. 각각의 날개(202)는 선단 에지(210), 후단 에지(212) 및 아웃보드 에지(214, outboard edge)를 포함한다. 각 날개(202)는 또한 측방향 안정성 및 제어를 위해 아웃보드 에지(214)에 상향 연장하는 소형 날개(winglet)(203)를 포함할 수 있다. 항공기(200)는 각 날개(202)의 아웃보드 에지(214)에 결합 또는 포획 장치(216)를 더 포함한다. 다른 실시예에서, 결합 장치(216)는 다른 구성을 가질 수 있으며 그리고/또는 항공기(200) 상의 다른 적절한 위치에 위치될 수도 있다. 또한, 항공기(200)는 다양한 수의 결합 장치(216)를 포함할 수 있다.
이 실시예에서, 가요성 로드(104)는 항공기(200)를 향해 각을 형성하거나 경사진다. 이러한 배열의 장점 중 하나는 이러한 배열이 항공기(200)의 포획 후 가요성 로드(104)를 위한 더 큰 범위의 움직임을 제공할 수 있다는 것이다. 하지만 다른 실시예에서, 가요성 로드(104)는 항공기의 국부 비행 경로 및 국부 표면(예컨대, 도 2b에 도시된 지면)에 대해 대체로 수직한 배열 또는 다른 배열을 가질 수 있다.
다음으로 도 2c를 참조하면, 항공기(200)는 가요성 로드(104)의 자유 단부를 포획하고, 가요성 로드(104)의 제2 부분(112) 및 날개(202) 중 하나의 선단 에지(210)는 대응하는 결합 장치(216)를 향해 서로에 대해 활주한다. 이제 도 2d를 참조하면, 날개(202)의 아웃보드 에지(214)의 결합 장치(216)는 가요성 로드(104)의 제2 부분(112)의 일부를 수용 및 유지하여, 항공기(200)가 가요성 로드(104)를 향한 요잉(yawing) 또는 회전을 시작하게 한다. 또한, 항공기(200)와의 충격력으로 인해, 가요성 로드(104)는 베이스 부분(102)에 대해 피벗 또는 이동하게 된다. 예컨대, 도 2d에서 가요성 로드(104)는 초기의 각을 형성하는 배열 또는 경사진 배열로부터 대체로 수직한 위치로 이동하였다. 또한, 가요성 로드(104)의 제2 부분(112)은 항공기의 모멘텀(momentum)에 반응하여 휘거나 만곡되기 시작하였다. 또한, 가요성 로드(104)의 제1 부분(110)은 포획 작동 도중 휘거나 만곡될 수도 있다는 것이 이해될 것이다. 또한, 일부 실시예에서 베이스(102)는 충격 에너지 흡수를 돕기 위해 미리 결정된 방식으로 이동 및 관절 연결되도록 구성될 수도 있다.
이제 도 2e를 참조하면, 가요성 로드(104)가 항공기의 모멘텀에 반응하여 베이스 부분(102)에 대한 피벗 또는 이동을 계속하는 상태에서 회수 프로세스가 계속된다. 도 2e에서, 예컨대 가요성 로드(104)는 대체로 수직인 배열을 지나 이동되었으며, 이제 항공기의 유입 비행 경로로부터 멀리 각을 형성하거나 경사진다. 제2 부분(112)은 항공기(200)로부터의 착륙력(landing force)에 반응하여 휘거나 만곡되는 것을 계속한다. 항공기(200)가 급속하게 감속되기 때문에, 착륙력은 항공기(200)로부터 가요성 로드(104)로 전달된 후, 에너지 포획 및 소산 조립체(108)로 전달된다. 이러한 방식으로, 시스템(100)은 항공기의 착륙력의 상당한 양을 흡수할 수 있다. 또한, 포획 작동 중 항공기(200) 상의 응력은 충격 중 주로 날개 구조에 가해지기 때문에, 항공기(200)의 노즈 부분(nose portion)의 정밀한 구성 요소(예컨대, 터렛, 피터관 등)와 항공기(200)의 다른 취약 부분은 포획 및 회수 작동 도중 아주 적은 응력을 경험하거나 응력을 전혀 경험하지 않는다.
도 2f를 참조하면, 항공기(200)는 완전히 정지하거나 또는 거의 완전히 정지하여 가요성 로드(104)에 고정 유지된다. 전술된 바와 같이, 조립체(108)는 항공기(200)의 포획 및 회수와 관련된 힘의 정밀한 제어를 제공하고 포획 작동 도중 항공기(200)에 대한 손상을 억제, 감소 및/또는 제거하는 것을 돕도록 구성된다. 도시된 실시예에서, 예컨대 항공기(200)는 포획 후 지면 위에서 다른 외부 구조물로부터 떨어져 현수되고, 지상 근무요원(도시 생략)에 의해 가요성 로드(104)로부터 빠르고 쉽게 회수 처리될 수 있다.
도 1 내지 도 2f를 참조하여 전술된 방법 및 시스템(100)의 실시예들의 일 특징은 시스템(100)이 다양한 환경 및 작동 조건에서의 착륙 작동을 위해 빠르게 배치 및 구성될 수 있다는 것이다. 예컨대, 많은 종래의 회수 시스템은 상대적으로 이동 불가능한 정교하고 복잡한 구성 요소를 필요로 하며, 배치를 위해 상당한 양의 시간 및 비용을 필요로 한다. 이러한 종래 시스템과 달리, 시스템(100)은 부분적으로 조립된 상태 또는 조립 해제된 상태에서 매우 다양한 작동 환경으로 쉽게 운송될 수 있으며 최소한의 인원으로 착륙 작동을 위해 빠르게 조립 및 배치될 수 있는 모듈식 시스템이다. 또한, 시스템(100)은 많은 종래의 시스템보다 훨씬 작은 설치 면적을 갖기 때문에, 시스템(100)은 많은 종래의 시스템의 사용이 불가능한 매우 다양한 작동 환경 및 조건에서 사용될 수 있다. 또한, 항공기(200)는 착륙 작동 후 시스템(100)으로부터 빠르게 회수될 수 있으며 저장 및/또는 다른 임무를 위해 준비될 수 있다.
전술된 시스템(100)의 실시예의 다른 특징은 도 2a 내지 도 2f를 참조하여 전술된 항공기(200) 이외에도 다양한 구성을 갖는 항공기를 회수하는데 사용될 수 있다는 것이다. 이러한 특징의 일 장점은 시스템(100)이 무인 항공기에 비싸고 그리고/또는 시간 소모적인 변형을 요구하지 않고 무인 항공기의 기존 비행대(fleet)와 함께 사용될 수 있다는 것이다. 또한, 시스템(100)은 다양한 항공기와 함께 사용될 수 있기 때문에, 단일의 시스템(100)이 다양한 무인 항공기의 전체 비행대를 위해 특정한 영역 또는 구역의 착륙 작동에 대해 배치 및 사용될 수 있다.
도 3a 내지 도 3g는 본 발명의 다른 실시예에 따라 비행중인 무인 항공기(300)를 회수하고 무인 항공기(300)의 회수후 동작을 제어하는 시스템(100)의 부분적 개략도이다. 예컨대, 도 3a 및 도 3b는 각각 포획 전 시스템(100)에 접근하는 항공기(300)의 평면도 및 측면도이다. 도 3a 내지 도 3g를 참조하여 후술되는 방법은 항공기(300)가 항공기(200)와 다른 구성을 갖는다는 점에서 전술된 기술과 다르다. 더욱 구체적으로, 항공기(300)는 도 2a 내지 도 2d를 참조하여 전술된 바와 같이 항공기의 날개와 함께 가요성 로드(104)를 포획하는 것이 아니라, 가요성 로드(104)의 일부를 결합하거나 또는 훅으로 연결하여 항공기(300)를 포획하도록 구성되는 포획 조립체(320)를 포함한다.
포획 조립체(320)는 예컨대, 가요성 로드(104)의 자유 단부를 결합하도록 위치되고 각 날개(202)에 부착되는 하나 이상의 배치 가능한 가요성 지지선(322)(예컨대, 로프 또는 케이블)을 포함할 수 있다. 도시된 실시예에서, 지지선(322)은 항공기(300)의 중력 중심(CG)을 통과하는 측방향 축에 적어도 근접하여 각 날개(202)의 상부 부분에 부착된다. 더 상세하게 후술되는 바와 같이, 지지선(322)을 항공기(300)의 CG를 통과하는 측방향 축을 따라 부착하는 것은 회수 도중에 항공기(300)의 피치업(pitch up)을 유발할 수 있으며 이러한 작동 도중 추가적인 감속을 제공하는 것을 도울 수 있다. 포획 조립체(320)는 또한 지지선(322)과 해제 가능하게 결합하도록 위치되고 가요성 로드(104)에 의해 보유되는 결합 특징부(324)(예컨대, 후크 등)를 포함할 수 있다. 다른 실시예에서, 결합 특징부(324)는 다른 구성 및/또는 다른 배열을 포함할 수 있다. 적어도 일부의 실시예에서, 지지선(322)은 또한 중량부 또는 다른 공기역학적 특징부(도시 생략)를 포함할 수 있어, 지지선(322)이 항공기(300) 및 결합 특징부(324)에 대해 비행 중 적절한 형상 및 위치를 유지하는 것을 돕는다.
포획 조립체(320)의 일 특징은 지지선(322)이 날개(202)의 본질적인 강건 지점(natural strong point)에서 각 날개(202)에 부착된다는 것이다. 이러한 지점은 충분한 하중을 견디도록 이미 설계되어, 추가적인 날개 및/또는 기체 지지 구조가 항공기(300)의 포획 및 회수와 관련된 힘들을 견디는데 필요할 것으로 예측되지 않는다. 또한, 항공기의 제어 표면 및 항공기(300)의 다른 취약 부분은 포획 작동 도중 응력을 거의 경험하지 않거나 또는 전혀 경험하지 않는다.
다음으로 도 3c를 참조하면, 지지선(322)은 가요성 로드(104)의 제2 부분(112)을 포획하여 결합한다. 결합 특징부(324)는 지지선(322)의 일부를 수용 및 유지하여, 항공기(300)를 가요성 로드(104)에 고정한다. 이제 도 3d를 참조하면, 항공기(300)는 포획 후 피치업 및 감속을 시작하여, 초기의 각을 형성하는 배열 또는 경사진 배열로부터 대체로 수직인 위치로 가요성 로드(104)를 이동시킨다. 전술된 바와 같이, 지지선(322)은 항공기(300)의 CG를 통과하는 측방향 축에 적어도 근접하여 고정된다. 따라서, 가요성 로드(104)에 의한 지지선(322)의 포획 후, 항공기(300)의 모멘텀은 항공기(300)가 대체로 전방 상승 비행 자세(nose-high attitude)로 피치업되어 딥스톨(deep stall)에서 유지되게 한다. 이러한 특징의 일 장점은 초기에 항공기(300)의 상향 모멘텀을 생성하면서, 지지선(322)이 공기역학적 감속력을 항공기(300)에 빠르게 유도할 수 있게 한다는 것이다. 이러한 특징은 항공기(300)를 빠르게 감속하여 포획 작동 도중 항공기(300)가 지면 또는 다른 외부 구조물과 접촉할 가능성을 감소 또는 최소화하는 것을 도울 것으로 예측된다.
이제 도 3e를 참조하면, 가요성 로드(104)가 항공기의 모멘텀에 반응하여 베이스 부분(102)에 대한 피벗 및 이동을 계속하는 상태에서, 회수 프로세스가 계속된다. 예컨대, 가요성 로드(104)는 이제 항공기의 유입 비행 경로로부터 멀리 각을 형성하거나 경사진다. 제2 부분(112)은 항공기(300)로부터의 착륙력에 반응하여 계속해서 휘거나 만곡한다. 항공기(300)가 급속하게 감속되기 때문에, 항공기(300)로부터의 착륙력은 가요성 로드(104)로 전달되고 에너지 포획 및 소산 조립체(108)로 전달된다. 도 3f를 참조하면, 항공기(300)는 완전히 정지되거나 또는 거의 완전히 정지되어 지지선(322)을 통해 가요성 로드(104)에 고정 유지된다. 지지선(322)의 길이는 항공기(300)가 포획 후 지면 또는 다른 외부 구조물과 접촉 분리되어 그 위에 현수되도록 선택될 수 있다.
도 4a 내지 도 4d는 본 발명의 또 다른 실시예에 따라 비행 중인 무인 항공기[예컨대, 전술된 항공기(200) 또는 항공기(300)]를 회수하고 항공기의 회수후 동작을 제어하도록 구성되는 시스템(400)의 부분 개략도이다. 항공기 회수 시스템(400)은 도 1을 참조하여 전술된 시스템(100)과 대체로 유사한 몇 가지 특징을 포함할 수 있다. 시스템(400)은 예컨대, 베이스 부분(402) 및 베이스 부분(402)에 부착되는 긴 가요성 로드 또는 항공기 포획 부재(404)를 포함할 수 있다. 가요성 로드(404)는 제1 부분(410) 및 제1 부분(410)의 말단 단부의 제2 부분(412)을 포함할 수 있다. 도시된 실시예에서, 제2 부분(412)은 제1 부분(410)의 일 단부에 부착되는 긴 와이어이다. 하지만 다른 실시예에서, 제1 부분(410) 및/또는 제2 부분(412)은 다른 재료(들)로 구성될 수 있으며 그리고/또는 다른 배열을 가질 수 있다. 예컨대, 일부 실시예에서, 가요성 로드(404)는 개별 부분을 포함하지 않을 수 있거나, 또는 가요성 로드(404)는 셋 이상의 분리된 부분을 포함할 수 있다.
제1 부분(410) 및 제2 부분(412) 중 적어도 하나는 (도 4b를 참조하여 도시 및 후술되는 바와 같이) 인장선(tension line) 또는 조임선(takeup line)(414)에 작동식으로 결합된다. 예컨대, 도시된 실시예에서 인장선(414)은 가요성 로드(404)의 제2 부분(412)에 부착된다. 시스템(400)은 또한 작동 도중 인장선(414)에 작동식으로 결합되고 인장선(414)을 권취/권출하도록 구성되는 인장 릴(408,tension reel)을 포함한다. 도시된 실시예에서, 인장 릴(408)은 베이스 부분(402)에 의해 보유되고 인장선(414)을 권취/권출하도록 위치된다. 하지만, 다른 실시예에서, 인장 릴(408)은 시스템(400) 내의 다른 구성 요소에 대해 다른 배열을 가질 수 있으며 그리고/또는 다른 특징을 포함할 수 있다. 예컨대, 인장 릴(408)은 베이스 부분(402) 및/또는 가요성 로드(404)에 대해 다양한 위치에 위치될 수 있다.
다음으로 도 4b를 참조하면, 항공기(200)는 가요성 로드(404)를 포획하고, 가요성 로드(404)의 제2 부분(412) 및 날개(202) 중 하나의 선단 에지(210)는 대응하는 결합 장치(216)를 향해 서로에 대해 활주한다. 날개(202)의 아웃보드 에지(214)의 결합 장치(216)가 제2 부분(412)의 일부를 수용 및 유지한 후, 항공기(200)는 가요성 로드(404)를 중심으로 요잉 또는 회전하기 시작한다. 또한, 항공기(200)와의 충격력은 전체 가요성 로드(404)[제1 부분(410) 및 제2 부분(412) 모두]을 만곡시키거나 휘게 한다. 가요성 로드(404)가 만곡되면, 인장선(414) 의 임의의 처짐(slack)이 인장 릴(408)에 의해 팽팽하게 된다. 인장선(414)을 비교적 팽팽하게 유지함으로써, 가요성 로드(404)를 휘거나 만곡된 구성으로 유지하는 것을 도울 수 있으며, 항공기(200)로부터 시스템(400)으로 모멘텀 및 포획력을 전달하는 것을 도울 수 있다. 다른 실시예에서, 제2 부분(412)은 항공기(200)의 모멘텀에 반응하여 적어도 부분적으로 연장될 수 있다. 예컨대, 일 실시예에서, 제2 부분(412)은 항공기(200)의 충격 후 제1 부분(410)에 대해 선택된 거리만큼 연장할 수 있거나 또는 감김이 풀릴 수 있다(spool out).
이제 도 4c를 참조하면, 항공기(200)가 가요성 로드(404)를 중심으로 계속 요잉 또는 피벗하기 때문에, 가요성 로드(404)는 초기의 대체로 수직한 배열로부터 각을 형성하는 배열 또는 경사진 배열로 이동되었다. 또한, 가요성 로드(404)는 항공기(200)로부터의 힘에 반응하여 계속 휘거나 만곡된다. 도 4d를 참조하면, 항공기(200)는 완전히 멈추거나 거의 완전히 멈춰서 가요성 로드(404)에 고정 유지된다. 인장선(414)은 대체로 팽팽하게 유지되어, 포획 후 항공기(200)가 다른 외부 구조물에서 떨어져 지면 위에 현수된 상태로 유지되는 것을 도울 수 있다. 이 배열에서, 항공기(200)는 지상 근무요원(도시 생략)에 의해 가요성 로드(404)로부터 빠르고 쉽게 회수 처리될 수 있다.
다른 실시예에서, 도 1 내지 도 4d를 참조하여 전술된 시스템 및 방법은 전술된 항공기(200/300)와 다른 구성을 갖는 항공기와 함께 사용될 수 있다. 예컨대, 일 실시예에서 항공기는 대체로 언스웹 날개(unswept wing)를 포함할 수 있다. 다른 실시예에서, 항공기는 델타 날개(delta wing)를 포함할 수 있다. 또한, 항공기는 도 1 내지 도 4d를 참조하여 전술된 것과 다르게 그리고/또는 다르게 배열되는 추진 시스템을 가질 수 있다. 이러한 추가의 실시예 모두에서, 항공기는 항공기의 포획 및 포획 후 동작 제어를 위한 방법 및 시스템의 일부 또는 전부와 호환성을 유지한다.
도 5a 내지 도 5c는 본 발명의 다른 실시예에 따라 구성되는 긴 항공기 포획 부재 및 항공기 회수 시스템을 도시한다. 도 5a 내지 도 5c의 항공기 포획 부재 및 시스템은 도 1 내지 도 4d를 참조하여 전술된 항공기, 시스템 및 방법과 함께 사용될 수 있다. 또한, 후술되는 항공기 포획 부재 및 회수 시스템은 전술된 시스템 및 방법의 많은 동일한 특성 및 장점을 포함할 수 있다.
예컨대, 도 5a는 본 발명의 다른 실시예에 따라 구성되는 긴 가요성 로드 또는 항공기 포획 부재(502)의 말단 부분의 부분적 개략도이다. 항공기 포획 부재(502)는 내부 팽창 가능 부분(504) 및 내부 팽창 가능 부분(504)을 적어도 부분적으로 덮는 외부 결합 부분 또는 덮개(506)를 포함한다. 팽창 가능 부분(504)은 가스 공급원(508)을 사용하여 가스(예컨대, 공기)가 소정의 압력으로 충전되는 하나 이상의 블래더(bladder)를 포함할 수 있다. 따라서, 가압된 항공기 포획 부재(502)는 (예컨대, 전술된 긴 가요성 로드 또는 항공기 포획 부재와 유사하게) 대체로 수직인 구성 또는 각을 형성하고/경사진 구성으로 연장될 수 있다. 외부 덮개(506)는 항공기에 의해 보유되는 후크 부분에 대한 더욱 양호한 파지를 제공하도록 구성되는 비교적 부드러운 로프형 재료 또는 다른 적절한 재료로 구성될 수 있다. 외부 덮개(506)는 포획 작동 도중 항공기(도시 생략)와 직접 결합하도록 구성될 뿐만 아니라 내부 팽창 가능 부분(504)을 손상 및/또는 펑크로부터 보호하도록 구성된다.
작동시, 항공기 포획 부재(502)는 초기의 공기가 빠진 비강성 배열(예컨대, 공기가 빠진 기구)을 갖는다. 가스 공급원(508)에 에너지를 공급하고 내부 팽창 가능 부분(504)을 소정의 압력으로 팽창시킨 후, 항공기 포획 부재(502)는 도 1의 가요성 로드(104)의 배열과 대체로 유사한 구성을 가지며, 소정의 배향(예컨대, 지면 또는 포획되는 항공기에 대해 대체로 수직하거나 또는 경사지게)으로 위치될 수 있다. 몇몇 실시예에서, 하나 이상의 가요성 선, 포획 장치 및/또는 결합 부재가 항공기 포획 부재(502)에 의해 보유되거나 결합될 수 있으며 포획 및 회수 작동 도중 항공기를 해제 가능하게 결합하도록 위치될 수 있다.
도 5b는 본 발명의 일 실시예에 따라 구성되는 항공기 포획 부재(520)의 또 다른 실시예의 부분적 개략도이다. 이 실시예에서, 항공기 포획 부재(520)는 가스 공급원(530)에 작동식으로 결합되는 내부 배관(tubing) 또는 블래더(522)와, 내부 배관(522)을 적어도 부분적으로 덮는 외부 결합 부분 또는 덮개(524)를 포함한다. 항공기 포획 부재(520)는 내부 배관(522) 및 외부 덮개(524)에 결합되는 추진기(thruster)(526)를 더 포함한다. 내부 배관(522) 및 외부 덮개(524)는 삽통식 배열로 서로에 대해 배열된다. 작동시, 추진기(526)는 [예컨대, 가스 공급원(530)을 사용하여] 작동될 수 있으며, 추진기(526)가 초기 위치로부터 멀리 발사됨에 따라 국부 표면(예컨대, 지면) 위로 소정의 높이까지 외부 덮개(524)를 상승시키거나 또는 연장시킬 수 있다. 이러한 방식으로, 항공기 포획 부재(520)는 포획 및 회수 작동을 위해 비행중인 항공기를 포획하도록 위치되는 [예컨대, 도 1의 가요성 로드(104)와 유사한] 길고 대체로 수직인 배열을 가질 수 있다.
도 5c는 본 발명의 또 다른 실시예에 따라 구성되는 항공기 회수 시스템(540)의 부분적 개략도이다. 시스템(540)은 비행중인 무인 항공기를 포획하도록 배치되는 제1 부분(544) 및 하나 이상의 제2 부분(546)[도면 부호 546a 및 546b에 의해 두 개가 파선으로 도시됨]을 갖는 긴 가요성 로드 또는 항공기 포획 부재(542)를 포함한다. 시스템(540)은 단지 하나의 제2 부분(546)을 포함할 수 있거나, 또는 제1 부분(542)으로부터 연장하는 2개보다 많은 제2 부분(546)을 포함할 수도 있다. 제2 부분(546)은 전술된 제2 부분(112/412)과 대체로 비슷한 재료 특성 및 특징을 가질 수 있다. 시스템(540)은 시스템(540)의 제2 부분(546a, 546b)이 초기에 대체로 선형이며 대체로 수직인 배열을 갖는 긴 로드 또는 항공기 회수 부재를 갖는 것이 아니라 초기에 만곡되거나 비선형이라는 점에서 전술된 시스템과 상이하다. 또한, 제2 부분(546a, 546b)의 각각은 항공기 포획 부재(542)의 제1 부분(544)에 부착되는 제1 단부와, 국부 표면(예컨대, 지면) 또는 다른 적절한 구조물에 부착되는 제2 단부를 갖는다. 몇몇 실시예에서, 각각의 제2 부분(546)의 제2 단부들은 각각의 선의 인장이 경계치 값을 초과할 때 속박이 해제되거나 분리되도록 구성될 수 있다. 또 다른 실시예에서, 각각의 제2 부분(546)의 제2 단부들은 국부 표면 또는 다른 구조물에 부착되지 않고 자유로운 상태로 유지될 수 있다. 포획 및 회수 작동 후, 제2 부분(546)은 최종 상태 또는 배열[선(547)으로 도시됨]에 도달할 수 있으며, 항공기(200)는 이 선으로부터 회수될 수 있다.
전술된 바로부터, 본 발명의 특정한 실시예는 도시를 목적으로 본원에 개시되었으며, 다양한 변형례가 본 발명의 사상 및 범주 내에서 이루어질 수 있다는 것이 이해될 것이다. 예컨대, 전술된 가요성 로드는 작동 전후에 적재된 구성(stowed configuration)의 제1 위치 내에서 적어도 부분적으로 수용되는 개별 로드의 제2 부분(및 임의의 추가 부분)을 갖는 삽통식 배열을 가질 수 있다. 또한, 임의의 전술된 가요성 로드는 가요성 로드의 상부 부분 또는 그 부근에 항공기와 직접적으로 결합하고 그리고/또는 항공기에 의해 보유되는 포획 조립체와 결합하도록 위치되는 하나 이상의 결합 부재(예컨대, 후크, 로프, 다중 로프 등)를 포함할 수 있다. 또한, 전술된 항공기 포획 부재는 대체로 상향인 수직 배향을 갖지만, 가요성 로드는 포획 및 회수 작동을 위해 대체로 하향인 배향으로 적절한 지지 구조물에 현수될 수도 있다.
임의의 전술된 실시예의 특정한 요소는 다른 실시예의 요소와 조합 또는 대체될 수 있다. 또한, 본 발명의 특정 실시예와 관련된 장점이 이러한 실시예와 관련하여 개시되었지만, 다른 실시예들도 이러한 장점을 가질 수 있으며, 모든 실시예들이 본 발명의 범주 내에 있는 이러한 장점들을 반드시 가질 필요는 없다. 또한, 본 발명의 실시예들은 첨부된 청구항에 의해 제한되는 것을 제외하면 제한되지 않는다.

Claims (1)

  1. 무인 항공기(200, 300)를 처리하기 위한 항공기 회수 시스템(100)이며,
    베이스 부분(102)과, 신장된 항공기 포획 부재와, 에너지 포획 및 소산 조립체(108)를 포함하며,
    상기 신장된 항공기 포획 부재는 베이스 부분(102)에 피벗 가능하게 결합되는 제1 단부와 제1 단부 반대편의 제2 자유 단부를 갖는 신장된 가요성 로드(104)이고,
    상기 신장된 가요성 로드(104)는 제1 부분(110)과 제1 부분(110)의 말단 단부에 있는 제2 부분(112)을 가지며, 상기 신장된 가요성 로드(104)의 제2 부분(112)은 비행중인 무인 항공기(200, 300)를 포획하도록 구성되고,
    　　　 제1 부분(110)과 제2 부분(112) 중 적어도 하나는 항공기(200, 300)로부터의 착륙력에 반응하여 포획하는 동안 휘어질 수 있도록 구성되고, 제1 부분(110)과 제2 부분(112)은 상기 신장된 가요성 로드(104, 404)의 종방향 축을 따라 연장하고 서로 정렬되고,
    에너지 포획 및 소산 조립체(108)는 상기 신장된 가요성 로드(104)에 작동 가능하게 결합되고 항공기(200, 300)로부터의 착륙력의 적어도 일부를 수용하도록 위치되는, 항공기 회수 시스템.
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