KR20200086615A - 안전 거리 디스플레이 장치를 갖는 항공기 - Google Patents

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Abstract

본 발명은 항공기(1)와 장애물(10) 사이의 현재 거리를 나타내기 위해 상기 장애물(10) 상에 시각적 표시(11)를 디스플레이하도록 구성되는 안전 거리 디스플레이 장치(8)를 갖는 항공기(1)에 관한 것으로, 상기 안전 거리 디스플레이 장치(8)는 제1 미리 규정된 방향(9a')으로 제1 광 신호(9a)를 방출하는 제1 광원(8a) 및 제2 미리 규정된 방향(9b')으로 제2 광 신호(9b)를 방출하는 제2 광원(8b)을 포함하고, 상기 제1 광 신호(9a)는 상기 항공기(1)로부터 소정의 안전 거리(16)에서 상기 제2 광 신호(9b)와 교차한다.

Description

안전 거리 디스플레이 장치를 갖는 항공기{An aircraft with a safety distance display apparatus}
본 발명은 항공기와 장애물 사이의 현재 거리를 나타내기 위해 장애물 상에 시각적 표시를 디스플레이하도록 구성되는 안전 거리 디스플레이 장치 사이를 갖는 항공기에 관한 것이다. 본 발명은 또한 대응하는 안전 거리 디스플레이 장치에 관한 것이다.
문서 JP 2017-132377A는 쿼드콥터 드론으로서 예시적으로 구현되는 그러한 항공기를 기술한다. 이 쿼드콥터 드론은 쿼드콥터 드론의 에어프레임로부터 방사상 외측으로 광을 조사하기 위해 제공되는 조사 장치를 포함한다. 그러므로 조사된 광은 쿼드콥터 드론 주변, 특히 쿼드콥터 드론 부근에 있는 장애물에 투사될 수 있다. 장애물에 투사된 조사된 빛에 의해 생성된 각각의 이미지는 쿼드콥터 드론이 장애물에 가까울 때 밝고 작으며, 쿼드콥터 드론으로부터 멀어지면 어두워진다. 그러므로 쿼드콥터 드론을 조작하는 조작자는 생성된 이미지를 보고 간단하게 쿼드콥터 드론과 장애물 사이의 각각의 거리에 관한 정보를 얻을 수 있다. 하지만 조작자는 자신의 경험과 시각 능력을 바탕으로 정보를 추측하여 정보가 매우 근사할 수 있도록 해야 한다.
더 구체적으로, 문서 JP 2017-132377A에 따른 쿼드콥터 드론의 조사 장치는 조작자가 쿼드콥터 드론이 예컨대 장애물 쪽으로 또는 장애물로부터 멀어지게 표류하도록 쿼드콥터 드론과 주어진 장애물 사이의 현재 거리에 관해 느낌 또는 감을 갖는 것을 허용한다. 그럼에도 불구하고, 가능한 생성된 이미지의 어떠한 정확한 분석과 해석도 존재하지 않는데, 이는 그것이 전적으로 조작자의 그러한 장애물에서 생성된 이미지의 주관적으로 관찰된 밝기와 사이즈의 임시 해석에 기초하기 때문이다.
결과적으로, 문서 JP2017-132377A의 조사 장치는 항공기와 각 장애물 사이의 거리에 관한보다 정확하고 신뢰할 수 있는 정보가 요구되는 실제 적용에는 적합하지 않다. 예를 들면, 각각 윈드 터빈 발전기의 유지 보수 플랫폼에서 나셀(nacelle) 위로 감아올리기 위한 것과 같이 예컨대, 헬리콥터와 같은 항공기가 윈드 터빈 발전기에 근접한 경우, 헬리콥터 조종사는 윈드 터빈 발전기 구조 및/또는 윈드 터빈 블레이드에 대하여, 헬리콥터의 로터 블레이드의 잠재적으로 손해가 큰 로터 충돌을 방지하기 위해 헬리콥터가 윈드 터빈 발전기 구조 및/또는 윈드 터빈 블레이드를 향해 표류하지 않도록 각별히 주의해야 한다. 이는 윈드 터빈 발전기의 특정 위치 기준점에 대한 가시성이 제한되는 야간 조건에서 특히 까다롭다. 또한, 반복적인 측면 바람 돌풍으로 인한 비교적 느린 헬리콥터 측면 드리프트는 조종사에 의해 쉽게 눈에 띄지 않을 수 있다.
전술한 경우는 항공기가 각기 다른 매우 실제적인 애플리케이션이라는 점에 유의해야 하는데, 헬리콥터는 항공기에 대한 장애물을 나타내는 외부 구조물과 비교적 가까운 특정 비행 조건에 있다. 다시 말하면, 전술한 경우는 잘 알려진 작업인 헬리콥터와 같은 항공기의 비행 경로에서 발생하는 장애물의 일반적인 검출과 비교할 수 없다.
예를 들어, US2003/0043363A1 및 WO2017/119537A1에는 항공기의 비행 경로에서 발생하는 장애물을 탐지하기 위해 레이저 광을 사용하는 레이저 기반 레이더 시스템이 기술되어 있다. 이러한 레이저 기반 레이더 시스템은 일반적으로 헬리콥터의 메인 로터 샤프트에 장착되어 메인 로터 샤프트와 함께 메인 로터 샤프트의 회전축을 중심으로 회전하는 레이저 장치를 사용한다.
또한, 문서 EP3 072 812 A1에는 착륙 보조를 위한 지상에서 수직 투영을 생성하도록 구성된 착륙 보조 디스플레이 디바이스를 갖춘 헬리콥터가 기재되어 있다. 보다 구체적으로, 착륙 보조 디스플레이 디바이스는 헬리콥터가 각각의 착륙 구역으로부터 더 멀리 떨어져 있는지 또는 착륙 구역에 더 가까운 지에 관계없이, 헬리콥터의 착륙 전반에 걸쳐 안정적이고 거의 동일하게 유지되는, 지면 상에서 동심원 조명을 생성하도록 구성된다. 다시 말해, 헬리콥터와 착륙 구역 사이의 현재 거리에 대한 명백한 시각적 단서(cue)가 없으며, 이러한 시각적 단서는 헬리콥터가 각각 조명된 착륙 구역으로부터 너무 가까이 또는 너무 멀리 떨어져 있는지 조종사에게 표시할 수 있는 것이다.
또한, 문서 US4,916,445A에는 헬리콥터와 같은 항공기에 대한 장애물 근접 표시 시스템이 기술되어 있다. 이러한 시스템은 조종사에게 장애물로부터의 절대 최소 안전 비행 거리와 추가로 최소 장애물과 주변 장애물 사이의 거리를 표시한다. 이러한 시스템은 헬리콥터의 로터 아크(rotor arc)를 지나 연장되는 시준된 빔을 제공하는 적어도 하나의 제1 광원 및 로터 아크를 지나 유사하게 연장되어 로터와 하나의 레벨에 있도록 선택될 수 있고 그로부터 선택된 거리를 방사상으로 변위시킬 수 있는 선택된 근접 한계 위치에서 제1 광원으로부터의 광 빔과 교차시키는 시준된 빔을 제공하는 제2 광원을 포함한다.
또한, 문서 US2005/0007257A1은 윙팁 지면 침습(wingtip ground incursion)을 방지하기 위해 택시 운행 동안 항공기 윙팁 위치를 추적하는 장치 및 방법을 설명한다. 택시 이동 방향으로 쉽게 식별할 수 있는 대상 패턴을 투영하기 위해 윙팁들에 인접하게 패턴화된 조명 소스가 부착된다. 표적 패턴의 적어도 일부는 직선 이동 방향에 있는 임의의 장애물로부터 반사되어, 조종사는 장애물을 치지 않도록 조종할 수 있다. 패터화된 조명 소스는 항공기의 내비게이션 및/또는 스트로브 광으로 위치된 레이저 모듈을 포함한다. 디바이스는 기존 항공기 조명 제어 장치의 전원 사이클링을 통해 활성화 제어를 선택할 수 있는 추가 배선없이 기존 항공기에 개조할 수 있다.
하지만, 전술한 모든 항공기에서, 항공기와 장애물 사이의 현재 거리의 정확하고 정확한 결정은 전혀 불가능하거나 상응하게 제공된 장치가 비싸고 너무 정교하다. 다시 말해, 현재 간단하고 저렴한 안전 거리 디스플레이 장치를 갖춘 항공기는 없다.
그러므로 본 발명의 목적은 항공기와 장애물 사이의 현재 거리를 확실하고 안전하게 나타내는 장애물에 시각적 표시를 표시하기에 적합한 안전 거리 디스플레이 장치를 갖춘 새로운 항공기를 제공하는 것이다.
이러한 목적은 안전 거리 디스플레이 장치를 구비한 항공기에 의해 해결되고, 이러한 항공기는 청구항 1의 특징들을 포함한다.
더 구체적으로, 본 발명에 따르면 항공기와 장애물 사이의 현재 거리를 나타내는 장애물에 시각적 표시를 표시하도록 구성된 안전 거리 디스플레이 장치를 구비한 항공기가 제공된다. 이러한 안전 거리 디스플레이 장치는 제1 미리 규정된 방향으로 제1 광 신호를 방출하는 제1 광원 및 제2 미리 규정된 방향으로 제2 광 신호를 방출하는 제2 광원을 포함한다. 상기 제1 광 신호는 상기 항공기로부터 소정의 안전 거리에서 상기 제2 광 신호와 교차한다. 상기 제1 광 신호는 제1 패턴을 형성하고, 상기 제2 광 신호는 제2 패턴을 형성한다. 상기 제1 패턴 및 상기 제2 패턴은 바람직하게는 상기 소정의 안전 거리에서 중첩하고/중첩하거나 상기 소정의 안전 거리에서 동심이다. 상기 제1 패턴 및 상기 제2 패턴은 각각 광 섹터(light sector)들과 조사되지 않은 섹터(unilluminated sector)들을 포함한다. 상기 제1 패턴의 광 섹터들은 소정의 안전 거리에서 제2 패턴의 조사되지 않은 섹터들과 중첩하고, 제2 패턴의 상기 광 섹터들은 바람직하게는 소정의 안전 거리에서 제1 패턴의 조사되지 않은 섹터들과 중첩한다.
유리하게, 본 발명의 항공기는 명확하고 신뢰할 수 있는 시각적 단서, 특히 항공기의 조종사에게 제공하기에 적합한 안전 거리 디스플레이 장치를 포함한다. 이러한 안전 거리 디스플레이 장치는 단순한 저비용 구성을 가지고, 고가의 후-분석(post-analysis) 전자 장치, 추가 센서들 또는 이미지 캡처링 및 이미지 처리 디바이스들에 대한 필요성을 회피한다.
일반적으로, 본 발명의 항공기의 안전 거리 디스플레이 장치는 항공기의 조종사에게 시각적 외부 안전 단서를 제공하기 위해 2개의 교차 광 신호들의 레이저 투영을 사용하여 조종사가 주변의 주어진 장애물과 항공기 사이의 올바른 각각의 안전 거리를 유지하는 것을 허용한다. 그러므로 이러한 안전 거리 디스플레이 장치는 예컨대 항공기의 측면 드리프트(sideward drift)를 완화할 수 있다. 따라서, 만약 항공기가 예컨대 회전익기이고, 더 구체적으로 헬리콥터이라면, 헬리콥터의 각각의 로터 블레이드 팁(tip)들과, 윈드 터빈 발전기 구조 및/또는 해당 윈드 터빈 블레이드들과 같은 주변의 장애물 사이의 잠재적인 손해가 큰 부딛힘이 회피될 수있다.
일 양태에 따르면, 광 신호들은 방출된 광 평면에 의해 생성되고 예시적으로 가장 간단한 형태의 사용 가능한 광 패턴으로서 선택된 광 라인을 장애물 상에 투영한다. 하지만, 원뿔들이나 피라미드들과 같은 보다 복잡한 기하학적 광 패턴들, 특히 3차원 광 패턴들이 마찬가지로 사용될 수 있다. 어느 경우든, 안전 디스플레이 장치의 주요 특징은 2개의 방출된 광 신호들이 항공기로부터 미리 정해진 안전 거리에서 교차하는 것이다.
일 양태에 따르면, 본 발명의 안전 거리 디스플레이 장치는 조종사가 항공기와 주어진 장애물 사이의 정확한 안전 거리를 유지하는 것뿐만 아니라, 장애물 쪽으로 또는 장애물로부터 멀어지게 항공기가 표류하는지를 조종사에게 시각적으로 그리고 명백히 통지하기에 적합하다. 이는 각각의 광 신호의 각각의 방출된 광 패턴의 변화에 의해서 뿐만 아니라 각각의 투영된 시각적 단서인 각각의 시각적 표시의 광색 및/또는 광 강도의 변화에 의해 쉽게 달성될 수 있다.
더 구체적으로, 이러한 안전 거리 디스플레이 장치는 바람직하게는 2개의 광원들을 포함하고, 우선적으로는 2개의 레이저 소스들을 포함하며, 이러한 2개의 레이저 소스들은 서로 달라지거나 강도 및/또는 컬러에 있어서 상이한 특징들이 제공되는 광 패턴들을 투영하기 위해 사용될 수 있다. 제1 레이저 소스는 바람직하게는 각각 항공기의 상부 상의 상부 구역에서 장착되고, 다른 레이저 소스는 바람직하게는 각각 항공기의 저부에서의 하부 구역에 장착된다. 일 양태에 따르면, 2개의 레이저 소스들 사이의 기초가 되는(underlying) 거리는 최대로 달성 가능한 시스템 민감도를 얻기 위해 최대로 된다.
바람직하게, 각각의 레이저 소스는 회절 광학 요소와 같은 광학 요소를 가지며, 이러한 광학 요소는 레이저 소스에 의해 생성된 각각의 레이저 빔, 우선적으로는 고도로 시준 된 레이저 빔을 소정의 광 패턴들로 변환한다. 이미 전술한 바와 같이, 이러한 광 패턴은 특별한 강도 및/또는 컬러, 및/또는 미리 선택된 모양 및 형태를 가질 수 있다. 각각의 광 패턴은 각각의 장애물에 투영되고 장애물과 교차 할 때 장애물의 대응 표면에 밝은 시각적으로 인식 가능한 표시를 생성한다.
항공기의 상부 영역에 장착된 레이저 소스 및 그 회절 요소는 방출된 광 신호가 기준면에 대해 관련된 경사각으로 기울어지도록 항공기에 장착된다. 유사하게, 항공기의 하부 영역의 레이저 소스에는 회절 요소가 장착되어, 방출된 광 신호가 기준 평면에 대해 위쪽으로 연관된 경사각으로 경사진다. 기울어짐은 수평 기준면, 예를 들어 수평선 레벨의 수평 평면에 대해 바람직하게 수행되지만, 마찬가지로 예컨대 항공기의 길이 방향으로의 항공기의 절단면(cut plane)과 같은 수직 기준면에 대해서도 수행될 수 있다.
일 양태에 따르면, 소정의 안전 거리로 지칭되는 항공기로부터의 소정의 거리에서, 양 레이저 소스들의 방출된 광 신호들이 교차하는데, 즉 광 신호들은 소정의 안전 거리에서 서로 교차한다. 만약 장애물이 항공기로부터의 소정의 안전 거리에서 정확히 위치한다면, 광 신호들은 장애물의 표면 상에서 교차할 것이고, 그로 인해 항공기와 장애물 사이의 정확한 거리를 나타내기 위한 미리 규정된 시각적 단서를 생성한다.
예로서, 만약 항공기가 회전익기, 특히 헬리콥터이고, 만약 장애물이 윈드 터빈 발전기이라면, 그러한 장애물은 예컨대 윈드 터빈 발전기의 하나 이상의 윈드 터빈 블레이드들일 수 있다. 이 경우, 헬리콥터의 안전 거리 디스플레이 장치의 레이저 소스들에 의해 방출된 광 신호들은 윈드 터빈 블레이드들의 표면들 상으로 투영될 것이다. 헬리콥터가 윈드 터빈 블레이드들로부터 소정의 안전 거리에 유지되는 한, 그러한 광 신호들은 윈드 터빈 발전기의 윈드 터빈 블레이드들의 표면 상에서 서로 교차하고, 따라서 각각의 시각적 단서 표시를 나타내는 단일 시작적 정보와 결합된다. 이러한 단일 시각적 정보는 강도, 컬러 및/또는 패턴에서 광 신호들의 선택된 특징들의 혼합물로 이루어진다.
하지만, 헬리콥터가 장애물 쪽으로 또는 장애물로부터 멀어지게 표류한다면, 즉 소정의 안전 거리가 헬리콥터와 장애물 사이에서 유지된다면, 그러한 장애물에 대한 시각적 단서는 변하게 된다. 바람직하게, 장애물에 대한 단일 시각적 정보를 보는 대신에, 헬리콥터의 하부 구역 및 상부 구역에 장착되는 2개의 레이저 소스들에 의해 방출된 광 신호들 각각은 별개로 보일 수 있게 될 것이다. 다시 말해, 각각의 방출된 광 신호는 별개의 위치들에서 장애물 상에 투영될 것이다.
더 구체적으로, 양 레이저 소스들이 수평 광 라인들을 장애물 상으로 투영한다고 가정하면, 만약 장애물 상의 상부, 즉 톱(top) 투영된 라인이 항공기의 저부에 장착되는 레이저 소스의 강도, 컬러 및/또는 특정 패턴에 있어서의 특징들을 보여준다면, 조종사는 항공기가 그러한 장애물로부터 멀어지게 표류하는 것을 알 수 있다. 조종사는 심지어 톱 투영된 라인과 각각의 연관된 저부 투영된 라인 사이의 현재 거리가 얼마나 빠르게 더 커지는지를 결정함으로서, 장애물로부터 머러지는 각각의 표류의 속도에 접근할 수 있다. 사실은, 각각의 하부 투영된 라인인 저부 투영된 라인은 항공기의 상부 구역에서 장착되는 레이저 소스에 의해 방출되는 라인이다.
유사하게, 톱 투영된 라인이 항공기의 상부 구역에서 장착되는 레이저 소스의 강도, 컬러 및/또는 특정 패턴에 있어서의 레이저 소스의 특징들을 보여줄 때, 조종사는 항공기가 그러한 장애물 쪽으로 표류하고 있다는 것을 안다. 항공기가 장애물로부터 멀어지게 표류하는 경우와 유사하게, 조종사는 각각 투영된 톱 라인과 저부 라인 사이의 주어진 거리를 볼 때 표류 속도를 결정할 수 있다.
위에서 설명한 바와 같이, 본 발명의 항공기의 안전 거리 디스플레이 장치는 제1 광 신호를 방출하는 제1 광원과, 제2 광 신호를 방출는 제2 광원을 포함하고, 항공기의 조종사를 위한 시각적 단서를 제공하는 것을 목표로 하는 저비용 구현예가 되도록 의도된다. 하지만, 일부 실시예들에서는, 조종사가 완전히 자동화된 셋-업(set-up)에 의해 적어도 또한 보조를 받을 수 있다. 이 경우, 예컨대 주어진 장애물에 대해 각각 투영된 광 패턴들의 이미지 분석을 수행하기 위한 이미징 카메라(imaging camera)가 제공된다. 그러므로 연관된 제어 시스템은 관찰된 표류에 다른 수행된 이미지 분석에 기초하여 조종사에게 경고를 하거나, 관찰된 표류를 완화시키기 위해 각각의 비행 제어들을 자동으로 바로잡을 수 있다.
제1 패턴은 제1 광 라인이고 제2 패턴은 제2 광 라인일 수 있다. 게다가, 또는 대안적으로 제1 광 신호는 제1 컬러를 가질 수 있고, 제2 광 신호는 제2 컬러를 가질 수 있다. 제1 광 신호는 추가로, 또는 대안적으로 제1 광 강도를 또한 가질 수 있고, 제2 광 신호는 추가로, 또는 대안적으로 제2 광 강도를 또한 가질 수 있다.
바람직하게, 제1 광원 및 제2 광원 중 적어도 하나는 크게(highly) 시준된 레이저를 포함한다. 대안적으로, 제1 광원 및 제2 광원 중 적어도 하나는 전방위로 방출하는 광원 및 연관되는 시준 광학 요소를 포함한다.
바람직하게, 제1 광원 및 제2 광원 각각은 제1 광 신호 및 제2 광 신호를 인코딩하기 위한 연관되는 광 인코딩 요소를 포함한다.
제1 광원은 바람직하게는 항공기의 동체의 하부 구역에 장착되고, 제2 광원은 바람직하게는 동체의 상부 구역에 장착된다.
일 양태에 따르면, 제1 광 신호는 연관되는 기준 평면에 대해 제1 소정의 경사각으로 방출되고 제2 광 신호는 연관되는 기준 평면에 관해 제2 소정의 경사각으로 방출된다. 연관되는 기준 평면들은 우선적으로는 평행하게 배치된다.
일 양태에 따르면, 항공기는 연관된 로터 블레이드들을 포함하는 멀티-블레이드 메인 로터(multi-blade main rotor)를 갖는 회전익 항공기이다. 소정의 안전 거리는 바람직하게는 각각의 로터 블레이드 길이(1g)보다 크다.
일 양태에 따르면, 제1 광 신호 및 제2 광 신호에 기초하여 항공기와 장애물 사이의 현재 거리를 모니터링하기 위해 이미지 분석 디바이스가 제공된다.
예로서, 소정의 안전 거리는 바람직하게는 10m와 20m 사이의 범위에 있다. 또한, 제1 광원과 제2 광원은 바람직하게는 2m인 공칭 거리만큼 서로 이격되고, 장애물에 대한 항공기의 최대 허용 가능한 위치상 오차(positional error)는 대략 0.5m에 이른다.
전형적인 소정의 안전 거리와, 제1 광원과 제2 광원 사이의 공간(spacing), 그리고 장애물에 대한 항공기의 최대 허용 가능한 위치상 오차는 특히 실현에 관련되고, 본 발명의 항공기는 회전익기, 특히 헬리콥터로서 구현되며, 고려중인 장애물은 윈드 터빈 발전기 및/또는 그것의 윈드 터빈 블레이드들이라는 점을 유의해야 한다. 다시 말해, 주어진 전형적인 치수들(dimensions)은 윈드 터빈 발전기의 나셀 각각의 유지 플랫폼 위에서 호버링하도록 헬리콥터가 의도되는 실생활 응용예에 대해 적합한데, 이는 이러한 특별한 실현예에서, 주어진 치수들이 가장 적합하기 때문이다.
하지만, 주어진 치수들은 다른 실생활 응용예들에 쉽게 맞추어질 수 있다는 점을 유의해야 한다. 그럼에도 불구하고 대응하는 적합하게 하는 예들은 당업자에게 바로 이용 가능한 것으로 간주되고 따라서 본 발명의 상황에서도 예측된다.
본 발명은 탈것과 장애물 사이의 현재 거리를 나타내기 위해 장애물에 시작적 표시를 디스플레이하기 위한 안전 거리 디스플레이 장치를 또한 제공한다. 이러한 안전 거리 디스플레이 장치는 제1 소정의 방향으로 제1 광 신호를 방출하는 제1 광원과 제2 소정의 방향으로 제2 광 신호를 방출하는 제2 광원을 포함한다. 제1 광 신호는 탈것으로부터 소정의 안전 거리에서 제2 광 신호와 교차한다.
본 발명의 바람직한 실시예들은 첨부된 도면들을 참조하여 후속하는 설명에서 예로서 개설된다. 이들 첨부된 도면들에서, 동일하거나 동일하게 기능을 하는 구성요소들 및 요소들은 동일한 참조 번호들로 표시되고, 따라서 후속하는 설명에서 한번만 설명된다.
도 1은 본 발명에 따른 안전 거리 디스플레이 장치를 갖는 항공기의 정면도.
도 2는 본 발명에 따른 광원의 개략도.
도 3은 도 1의 안전 거리 디스플레이 장치의 제1 광원의 개략도.
도 4는 도 1의 안전 거리 디스플레이 장치의 제2 광원의 개략도.
도 5는 도 1의 항공기로부터 소정의 안전 거리에 위치하는 물체의 조사된 표면의 정면도.
도 6은 소정의 안전 거리보다 작은 도 1의 항공기로부터의 거리에 위치하는 물체의 조사된 표면의 정면도.
도 7은 소정의 안전 거리보다 큰 도 1의 항공기로부터의 거리에 위치하는 물체의 조사된 표면의 정면도.
도 8은 도 1의 안전 거리 디스플레이 장치의 광학적 특징들을 예시하는 개략도.
도 1은 하부 구역(2a) 및 하부 구역(2a)에 반대측에 있는 상부 구역(2b)을 예시적으로 포함하는 동체(2)를 구비한 항공기(1)를 보여준다. 동체(2)는 항공기(1)의 적어도 조종실(3a)을 전형적으로 규정한다. 예시적으로, 동체(2)는 항공기(1)의 객실(3b)을 더 규정한다. 조종실(3a) 및 객실(3b)은 동체(2)의 하부 구역(2a)과 상부 구역(2b) 사이에 예시적으로 배열된다.
일 양태에 따르면, 항공기(1)에는 안전 거리 디스플레이 장치(8)가 제공된다. 항공기(1)는 전형적으로는 회전익기, 그리고 더 구체적으로는 전방 또는 후방 추력 동작과 양력을 제공하기 위한 적어도 하나의 멀티-블레이드 메인 로터(1a)를 구비한 헬리콥터로서 구현된다. 그러므로 항공기(1)는 또한 이후 간단함 및 명확함을 위해 "헬리콥터(1)"라고 지칭된다. 하지만, 본 발명은 헬리콥터들에 국한되지 아낳고 다른 항공기들, 그리고 더 일반적으로는 본 발명에 따른 안전 거리 디스플레이 장치(8)와 같은 안전 거리 디스플레이 장치를 구비할 수 있는 다른 탈것(vehicle)들에도 마찬가지로 적용될 수 있음을 유의해야 한다.
예시의 목적으로, 헬리콥터(1)에는 길이 방향으로 제1 축(7a)이 도시되어 있으며, 이는 헬리콥터(1)에 고유한 헬리콥터의 롤 축에 의해 규정되며 이후 간단함 및 명확함을 위해 "롤 축(7a)"으로 지칭된다. 헬리콥터(1)는 또한 높이 방향으로 제2 축(7b)이 도시되어 있고, 이는 헬리콥터의 요 축(yaw axis)에 의해 규정되며, 이후 간단함 및 명확함을 위해 "요 축(7b)"으로 지칭된다. 바람직하게, 하지만 반드시 그래야 하는 것은 아니지만, 헬리콥터(7)는 요 축(7b) 및 롤 축(7a)에 대해 대칭적이다. 또한, 헬리콥터(1)는 옆 방향으로 제3 축(7b)이 있는 것으로 도시되어 있고, 이러한 제3 축(7b)은 헬리콥터의 피치 축(pitch axis)에 의해 규정되며, 이후 간단함 및 명확함을 위해 이러한 피치 축은 "피치 축(7c)"으로 지칭된다.
예시적으로, 헬리콥터(1)의 적어도 하나의 멀티-블레이드 메인 로터(1a)는 복수의 로터 블레이드들(1b, 1c, 1d)을 포함한다. 이러한 로터 블레이드들은 윗 부분(top), 즉 동체(2)의 상부 구역(2b) 위에서 로터 샤프트에 배치되는 연관된 로터 헤드에서 장착되고, 이러한 로터 샤프트는 연관된 로터 축 주위에서 헬리콥터(1)의 동작시 회전한다. 적어도 하나, 그리고 바람직하게는 로터 블레이드들(1b, 1c, 1d) 각각은 연관된 로터 블레이드 길이(1g)를 가지고, 이는 로터 블레이드(1d)에 대해 본보기적으로만 도시되어 있다.
일 양태에 따르면, 헬리콥터(1)는 동작 중에 역 토크를 제공하도록, 즉 요(yaw) 측면에서 헬리콥터(1)의 균형을 맞출 목적으로 적어도 하나의 멀티-블레이드 메인 로터(1a)의 회전에 의해 생성된 코트에 거스르도록 구성된 적어도 하나의 우선적으로 가려진(shrouded) 카운터 토크 디바이스를 더 포함한다. 이러한 적어도 하나의 역 토크 디바이스는 바람직하게는 테일 붐(tail boom)의 기미 섹션(aft section)에서 제공되고, 이는 동체(2)에 의해 형성되거나 동체(2)에 부착되며, 수평 테일(4) 및 핀(5)을 포함한다.
바람직하게, 동체(2)는 헬리콥터(1)의 랜딩 기어(6)에 또한 연결된다. 예로서, 이러한 랜딩 기어(6)는 스키드-타입(skid-type) 랜딩 기어이다. 하지만, 휠-타입(wheel-type) 랜딩 기어들 또는 다른 랜딩 기어들이 마찬가지로 예측된다. 또한, 스키드-타입 랜딩 기어(6)는 예시적으로 안으로 집어 넣을 수 없는 타입이다. 그러나, 안으로 집어 넣을 수 있는 타입의 랜딩 기어도 마찬가지로 제공될 수 있다.
위에서 이미 언급된 바와 같이, 헬리콥터(1)는 안전 거리 디스플레이 장치(8)가 제공된 일 양태에 따른 것이고, 이는 헬리콥터(1)와 장애물(10) 사이의 현재 거리를 나타내기 위해 장애물(10) 상에 시각적 표시(11)를 디스플레이하도록 바람직하게 구성된다. 바람직하게, 이러한 안전 거리 디스플레이 장치(8)는 적어도 하나의 제1 광원(8a) 및 적어도 하나의 제2 광원(8b)을 포함한다.
예로서, 그리고 본 설명을 간단하게 하기 위해, 단일 제1 광원(8a) 및 단일 제2 광원(8b)에 대한 참조만이 이루어진다. 하지만, 2개 이상의 제1 광원(8a) 및 제2 광원(8b)이 마찬가지로 사용될 수 있다는 점을 유의해야 한다.
제1 광원(8a)은 바람직하게는 제1 소정 방향(9a')으로 제1 광 신호(9a)를 방출한다. 제2 광원(8b)은 바람직하게는 제2 소정 방향(9b')으로 제2 광 신호(9b)를 방출한다.
제1 광 신호(9a)는 바람직하게는 헬리콥터(1)로부터 소정의 안전 거리(16)에서 제2 광 신호(9b)와 교차한다. 예시된 예에서, 제1 광 신호(9a)는 장애물(10)의 표면(10a) 상에서 제2 광 신호(9b)와 교차하고, 따라서 이는 제1 광 신호(9a) 및 제2 광 신호(9b)에 의해 조사된다.
더 구체적으로, 제1 광 신호(9a)는 바람직하게는 장애물(10)의 조사된 표면(10a) 상에 제1 패턴(11a)을 형성하고, 제2 광 신호(9b)는 바람직하게는 표면(10a) 상에서 제2 패턴(11b)을 형성한다. 제1 광 신호(9a) 및 제2 광 신호(9b)가 장애물(10)의 표면(10a)에서 서로 교차하므로 제1 패턴(11a)과 제2 패턴(11b)이 표면(10a)에서 중첩하고, 따라서 헬리콥터(1)로부터 소정의 안전 거리(16)에서 중첩한다.
대안적으로, 중첩하는 대신 제1 패턴(11a)과 제2 패턴(11b)이 표면(10a)에서, 즉 헬리콥터(1)로부터 소정의 안전 거리(16)에서 단순히 동심일 수 있다. 특히, 응용예 특정 방식으로 그리고 또한 제1 광원(8a) 및 제2 광원(8b)에 의해 발생되는 제1 광 신호(9a) 및 제2 광 신호(9b)의 패턴, 컬러 및 강도에 종속적으로 장애물(10)의 표면(10a) 상의 시각적 표시(11)가 변할 수 있다. 시각적 표시(11)를 구현하는 전형적인 시각적 표시는 도 5를 참조하여 아래에서 예로서 설명된다.
일 양태에 따르면, 제1 광원(8a)은 헬리콥터(1)의 동체(2)의 하부 구역(2a)에 장착되고, 제2 광원(8b)은 동체(2)의 상부 구역(2b)에 장착된다. 또한, 헬리콥터(1)로부터 소정의 안전 거리(16)에서 제1 광원(8a) 및 제2 광원(8b)에 의해 방출된 제1 광 신호(9a) 및 제2 광 신호(9b)의 교차를 허용하기 위해, 제1 광 신호(9a)는 바람직하게는 연관된 기준 평면(14d)에 대해 제1 소정의 경사각(14a)으로 제1 광원(8a)으로부터 방출되고, 제2 광 신호(9b)는 바람직하게는 연관된 기준 평면(14c)에 대해 제2 소정의 경사각(14b)으로 제2 광원(8a)에 의해 방출된다.
예시적으로, 연관된 기준 평면들(14c, 14d)은 평행하게 배열된다. 예로서, 연관된 기준 평면들(14c, 14d)은 수평 기준 평면에 평행하게 또한 배열되고, 예시적으로 헬리콥터(1)의 피치 축(7c)에 대해 평행하게 또한 배열된다. 하지만 위에서 언급된 바와 같이 연관된 기준 평면들(14c, 14d)은 반드시 수평으로 배열되어야 하는 것은 아니고, 수직 기준 평면들이거나 제1 광원(8a) 및 제2 광원(8b)에 의해 방출된 제1 광 신호(9a) 및 제2 광 신호(9b)가 헬리콥터(1)로부터의 소정의 안전 거리(16)에서 서로 교차하도록 그것들이 배열되는 한 수평 기준 평면에 대해 소정의 각도로 배열되는 수직 기준 평면들일 수도 있다.
소정의 경사각(14a, 14b)은 한편으로는 소정의 안전 거리(16)에 종속적일 수 있고 다른 한편으로는 하부 광원(8a)과 상부 광원(8b) 사이의 헬리콥터(1)의 요 축(7b)의 방향으로의 소정의 거리(15)에 종속적일 수 있다. 전형적인 실현예에서, 소정의 거리(15)는 적어도 대략 2m에 이른다. 다시 말해, 제1 광원(8a)과 제2 광원(8b)은 2m인 공칭 거리(15)만큼 요 축(7b)의 방향으로 서로로부터 이격된다.
또한, 윈드 터빈 발전기의 나셀 각각의 유지 보수 플랫폼 위로 감아올리기 위해 윈드 터빈 발전기에 가깝게 호버링하기 위해 사용되는 헬리콥터(1)에 대한 소정의 안전 거리(16)가 계산되는 응용예를 가정하면, 예컨대 그러한 윈드 터빈 발전기의 윈드 터빈 블레이드들에 대한 소정의 안전 거리(16)가 바람직하게는 10m와 20m 사이의 범위에 있다. 이 경우, 장애물(10)에 대한 헬리콥터(1)의 최대 서용 가능한 위치상 오차는 바람직하게는 대략 0.5m에 이른다. 하지만 어느 경우든 소정의 안전 거리(16)는 예시된 것처럼 헬리콥터(1)의 멀티-블레이드 메인 로터(1a)의 로터 블레이드들(1b, 1c, 1d)의 로터 블레이드 길이(1g)보다 커야 한다.
일 양태에 따라 그리고 위에서 이미 설명된 바와 같이, 시각적 표시(11)는 소정의 안전 거리(16)에 대한 헬리콥터(1)의 조종사에 시각적 단서를 제공하도록 의도된다. 하지만, 조종사는 또한 제1 광 신호(9a) 및 제2 광 신호(9b)에 기초하여 헬리콥터(1)와 장애물(10) 사이의 현재 거리를 모니터링하기 위해 제공될 수 있는 이미지 분석 디바이스(17)에 의해 적어도 조움을 받을 수 있다. 이미지 분석 디바이스(17)는 또한 헬리콥터(1)와 장애물(10) 사이의 현재 거리가 조종사의 제어와는 관계없이 소정의 안전 거리(16)를 유지하기 위해 요구될 때에는 조정될 수 있도록, 헬리콥터(1)의 비행 제어들에 제어 정보를 제공하기 위해 사용될 수 있다.
도 1은 헬리콥터(1)에 대한 장애물(10)의 2개의 추가적인 위치들을 예로서 또한 예시하고, 이 경우 이러한 2개의 추가적인 위치들은 장애물(10)이 헬리콥터(1)에 더 가까운, 즉 현재 거리가 소정의 안전 거리(16)보다 작은 제1 위치와 장애물(10)이 헬리콥터(1)로부터 더 멀리 떨어져 있는, 즉 현재 거리가 소정의 안전 거리(16)보다 큰 제2 위치를 포함한다. 간단함 및 명확함을 위해 제1 위치에서, 장애물(10)은 "장애물(10')"이라고 지칭되고, 제2 위치에서 그것은 "장애물(10")"이라고 지칭된다. 또한, 장애물(10')의 각각 조사된 표면은 참조 사인(10a')으로 지칭되고 장애물(10")의 각각 조사된 표면은 참조 사인(10a")으로 지칭된다.
예시된 예에서, 장애물(10')의 표면(10a')은 광 신호(9a)가 광 패턴(12a)을 표면(10a')으로 투영하고 광 신호(9b)가 광 패턴(12b)을 표면(10a')으로 투영하도록 광원들(8a, 8b)의 광 신호들(9a, 9b)에 의해 조사된다. 예시적으로, 투영된 광 패턴들(12a, 12b)은 거리(12)만큼 이격되고, 하부 광원(8a)의 투영된 광 패턴(12a)은 상부 광원(8b)의 투영된 광 패턴(12b) 아래에 위치된다.
그러므로 헬리콥터(1)의 조종사는 헬리콥터(1)와 장애물(10') 사이의 현재 거리가 소정의 안전 거리(16)보다 작다는 것을 적어도 인지할 수 있는데, 이는 투영된 광 패턴(12b)이 투영된 광 패턴(12a) 위에 있기 때문이다. 또한, 투영된 광 패턴들(12a, 12b) 사이의 거리(12)를 봄으로써, 조종사는 현재 거리에 대한 정보를 유추할 수 있는데, 즉 조종사는 현재 거리와 소정의 안전 거리(16) 사이의 차이를 거리(12)로부터 유추할 수 있다. 더 구체적으로, 투영된 광 패턴들(12a, 12b) 사이의 거리(12)가 클수록, 현재 거리는 더 작아진다. 장애물(10')에서의 투영된 광 패턴들(12a, 12b)은 아래에서 본보기적인 실현예로 도 6을 참조하여 설명된다.
유사하게, 장애물(10")의 표면(10a")에서, 광 패턴(13a)은 하부 광원(8a)에 의해 투영되고, 광 패턴(13b)은 상부 광원(8b)에 의해 투영된다. 투영된 광 패턴들(13a, 13b)은 거리(13)만큼 이격되어 있는 것이 예시된다. 하지만, 투영된 광 패턴들(12a, 12b)과는 대조적으로, 이제 하부 광원(13a)의 투영된 광 패턴(13a)은 상부 광원(8a)의 투영된 광 패턴(13b) 위에 있고, 따라서 이는 헬리콥터(1)와 장애물(10') 사이의 현재 거리가 소정의 안전 거리(16)보다 크다는 것을 암시한다.
또한, 조종사는 투영된 광 패턴들(13a, 13b) 사이의 거리(13)를 결정함으로써 현재 거리의 정보를 재차 유추할 수 있다. 더 구체적으로, 투영된 광 패턴들(13a, 13b) 사이의 거리(13)가 클수록, 현재 거리는 더 커진다. 투영된 광 패턴들(13a, 13b)은 도 7을 참조하여 아래에서 설명된 본보기적인 실현예에 있다.
도 2는 도 1의 광원들(8a, 8b) 각각을 구현하기 위해 사용될 수 있는 본보기적인 광원(18)을 보여준다. 후속 설명을 단순화하기 위해, X축(19a), Y축(19b) 및 Z축(19c)이 있는 좌표 시스템이 도시된다. 도 1의 본보기적인 구성예에서, X축(19a)은 피치 축(7c)에 대응하고, Y축(19b)은 롤 축(7a)에 대응하며, Z축(19c)은 요 축(7b)에 대응한다.
일 양태에 따르면, 광원(18)은 광 빔(21)을 방출하도록 구성되는 광 방출 디바이스(20)를 포함한다. 광 빔(21)은 바람직하게는 시준된 광 빔(23)이 생성되도록 광학 요소(22)에 의해 시준된다. 그런 다음 시준된 광 빔(23)은 바람직하게는 회절성 광학 요소(24)에 의해 XY 평면에서 광 평면(25) 내로 펼쳐진다. 발생된 광 평면(25)은 바람직하게는 적어도 하나의 광 섹터(26)를 포함한다.
예시된 예에서, 광 방출 디바이스(20)는 LED와 같은 전방향으로 방출하는 광원이다. 이 경우, 시준 광학 요소(22)는 광 방출 디바이스(20), 즉 전방향으로 방출하는 광원에 의해 방출되는 광 빔(21)을 우선적으로는 예컨대 1.5밀리라디안(millirad)의 낮은 발산비(divergence)로 시준된 광 빔(23)으로 시준하기 위해 추가적인 광학계(optics)로서 요구된다.
만약 대안적으로 광 방출 디바이스(20)가 크게 시준된 레이저이라면, 시준 광학 요소(22)는 생략될 수 있는데, 이는 이 경우 광 방출 디바이스(20)에 의해 방출되는 광 빔(21), 즉 크게 시준된 레이저가 이미 크게 시준되기 때문이다. 다시 말해, 시준 광학 요소(22)는 선택적인 것이고 각각 선택된 광 방출 디바이스(20)에 따라서 생략될 수 있다.
회절성 광학 요소(24)는 또한 예컨대 투과성, 반사성 또는 홀로그래픽 회전성 요소일 수 있다. 이러한 회절성 광학 요소(24)는 바람직하게는 정상적인 방향, 즉 Z축(19c)의 방향으로 최초의 빔 발산비를 악화시키지 않으면서 입사 시준된 광 빔(23)을 광 평면(25) 내로 펼치게 된다. 대안적으로, 이러한 회절성 광학 요소(24)는 광 평면(25)을 발생시키기 위해 거울 디바이스를 회전함으로써 대체될 수 있다. 하지만, 그러한 회전하는 거울 디바이스는 움직이는 부품들을 요구하기 때문에, 임의의 움직이는 부품들을 포함하지 않는 회절성 광학 요소(24)가 선호된다.
또, 일 양태에 따르면, 시준 광학 요소(22)의 시준 기능은 회절성 광학 요소(24)에서 직접 인코딩된다. 이 경우, 광원(18)의 구성은 유리하게 단순화될 수 있는데, 이는 2개의 광학 요소들(22, 24) 대신 단일 광학 요소가 사용되기 때문이다.
또, 일 양태에 따르면, 회절성 광학 요소(24)는 시준된 광 빔(23)을 인코딩하도록 구성되는 광 인코딩 요소로서 구현된다. 예로서, 인코딩은 특별한 광 패턴, 컬러 및/또는 강도의 생성을 포함할 수 있다.
마지막으로, 광 평면(25)의 특성들을 더 분명하게 하기 위해서만 광 평면(25)이 XZ-평면에서 추가로 도시되어 있음을 유의해야 한다. XZ-평면에서 광 평면(25)은 바람직하게는 1.5밀리라디안(millirad)의 비교적 작은 빔 발산비로 광 빔(27)에 의해 형성된다.
또한, 라인들 또는 특정 패턴들을 대상물들 또는 장애물들에 투영하기 위해 회절성 광학 요소를 사용하는 것이 레이저 패턴 프로젝터들이 관련 분야에 공지되어 있다는 점을 유의해야 한다. 그러므로 광원(18)의 더 상세한 설명은 간략함 및 간결함을 위해 생략될 수 있다.
도 3은 광 신호(9a)를 방출하는 도 1의 하부 광원(8a)의 본보기적인 구성을 보여준다. 일 양태에 따르면, 이러한 본보기적인 구성은 도 2의 광원(18)의 구성에 대응한다.
더 구체적으로, 하부 광원(8a)은 바람직하게는 시준 광학 요소(22a) 쪽으로 광 빔(21a)을 방출하도록 구성되는 광 방출 디바이스(20a)를 포함한다. 광 방출 디바이스(20a)는 LED와 같은 전방향으로 방출하는 광원이거나 크게 시준된 레이저일 수 있다. 크게 시준된 레이저의 경우, 시준 광학 요소(22a)는 생략될 수 있다. 시준 광학 요소(22a)는 시준된 광 빔(23a)이 역시 도 1의 광 신호(9a)로서 본보기적으로 광 평면(25a)을 생성하는 회절성 광학 요소(24a)에 방출되도록 광 빔(21a)을 시준한다.
도 2와는 대조적으로, 광 평면(25a)은 이제 팬(fan) 모양의 구조물이 생성되도록 조사되지 않은 섹터(28)들뿐만 아니라 미리 규정된 개수의 광 섹터(26a)들을 예시적으로 포함한다. 재차 오직 비교 목적들을 위해, XZ-평면에서 광 평면(25a)을 나타내는 비교 광 빔(27a)이 도시된다.
하지만, 미리 규정된 개수의 광 섹터(26a)들과 조사되지 않은 섹터(28)들을 갖는 광 평면(25a)은 단지 하부 광원(8a)에 의해 방출되는 광 신호(9a)를 대한 일 예라는 점을 유의해야 한다. 이 경우, 광 평면(25a)은 광 라인들의 형태로 도 1의 장애물들(10, 10', 10")의 표면들(10a, 10a', 10a") 상으로 각각 투영되는 도 5 내지 도 7을 참조하여 아래에서 더 상세하게 설명되는 것처럼, 도 1의 광 패턴들(11a, 12a, 13a)을 형성한다.
대안적으로, 또는 추가로 광 신호(9a)는 미리 규정된 컬러 및/또는 광 강도로 또한 방출될 수 있다. 또한, 광 평면(25a)을 형성하는 대신, 광 신호(9a)가 예컨대, 원, 타원, 다각형 등과 같은 임의의 다른 기하학적 형태를 형성할 수 있다.
도 4는 광 신호(9b)를 방출하는 도 1의 상부 광원(8b)의 본보기적인 구성을 보여준다. 일 양태에 따르면, 이러한 본보기적인 구성은 도 2의 광원(18)의 구성에 대응한다.
더 구체적으로, 상부 광원(8b)은 바람직하게는 시준 광학 요소(22b) 쪽으로 광 빔(21b)을 방출하도록 구성되는 광 방출 디바이스(20b)를 포함한다. 광 방출 디바이스(20b)는 LED와 같은 전방향으로 방출하는 광원, 또는 크게 시준된 레이저일 수 있다. 크게 시준된 레이저인 경우, 시준 광학 요소(22b)는 생략될 수 있다. 시준 광학 요소(22b)는 시준된 광 빔(23b)이 회절성 광학 요소(24b)로 방출되도록 광 빔(21b)을 시준하고, 이러한 회절성 광학 요소(24b)는 또한 본보기적으로 도 1의 광 신호(9b)로서 광 평면(25b)을 생성한다.
도 2와는 대조적으로, 광 평면(25b)은 이제 팬-모양의 구조물이 생성되도록 조사되지 않은 섹터(28)들과 함께 미리 규정된 개수의 광 섹터(26b)들을 예시적으로 포함한다. 재차, 비교 목적들만을 위해, XZ-평면에서 광 평면(25b)을 나타내는 비교 광 빔(27b)이 도시된다.
하지만, 미리 규정된 개수의 광 섹터(26b)들과 조사되지 않은 센터(28)들을 갖는 광 평면(25b)이 단지 하부 광원(8a)에 의해 방출되는 광 신호(9a)에 대한 일 예이라는 점을 유의해야 한다. 이 경우, 광 라인들의 형태로 도 1의 장애물들(10, 10', 10")의 표면들(10a, 10a', 10a") 상으로 각각 투영되는, 도 5 내지 도 7을 참조하여 아래에서 더 상세하게 설명되는 바와 같이, 광 평면(25b)은 도 1의 광 패턴들(11b, 12b, 13b)을 형성한다.
대안적으로, 또는 추가로 광 신호(9b)는 또한 미리 규정된 컬러 및/또는 광 강도로 방출될 수 있다. 또한, 광 평면(25a)을 형성하는 대신, 원, 타원, 다각형 등과 같이을 임의의 다른 기하학적 형태를 광 신호(9a)가 형성할 수 있고, 이는 바람직하게는 도 3의 광 신호(9a)의 기하학적 형태에 대응한다.
도 5는 도 1을 참조하여 위에서 설명한 바와 같이, 도 1의 헬리콥터(1)로부터 미리 규정된 안전 거리(16)에 위치하는 도 1의 장애물(10)의 조사된 표면(10a)을 보여준다. 광 신호들(9a, 9b)이 장애물(10)의 표면(10a)에서 교차하는 것처럼, 도 3 및 도 4의 광 신호들(9a, 9b)에 의해 생성된 광 패턴들(11a, 11b)이 표면(10a)에서 서로 중첩하는 것으로 예시되어 있다.
더 구체적으로, 일 양태에 따르면, 도 3 및 도 4의 광원들(8a, 8b)에 의해 생성된 광 평면들(25a, 25b)이 도 1의 시각적 표시(11)를 형성한다. 예시적으로, 광 평면(25a)은 도 3을 참조하여 위에서 설명한 것처럼 광 섹터(26a)들과 조사되지 않은 섹터(28)들을 포함하는 제1 패턴(11a)을 형성한다. 유사하게, 광 평면(25b)은 도 4를 참조하여 위에서 설명된 것처럼, 광 섹터(26b)들과 조사되지 않은 섹터(28)들을 포함하는 제2 패턴(11b)을 형성한다.
표면(10a) 상에서, 제1 패턴(11a)의 광 섹터(26a)들은 바람직하게는 제2 패턴(11b)의 조사되지 않은 섹터(28)들과 중첩하고, 제2 패턴(11a)의 광 섹터(26b)들은 바람직하게는 제1 패턴(11a)의 조사되지 않은 섹터(28)들과 중첩한다. 그러므로 시각적 표시(11)를 규정하는 연속되는 라인이 표면(10a) 상에서 조사된다. 따라서, 만약 도 1의 헬리콥터(1)의 조종사가 장애물(10)의 표면(10a) 상의 단일 연속 라인을 인지하면, 조종사는 헬리콥터(1)가 장애물(10)에 대해 도 1의 미리 규정된 안전 거리(16)에 있다고 깨닫는다.
도 6은 도 1의 미리 규정된 안전 거리(16)보다 작은 도 1의 헬리콥터(1)로부터의 현재 거리에 있는 도 1에 따른 표면(10a')을 구비한 장애물(10')을 보여준다. 따라서, 도 3 및 도 4의 광원들(8a, 8b)의 광 평면들(25a, 25b)은 중첩하지 않지만, 도 1의 거리(12)만큼 이격된다.
다시 말해, 도 1의 투영된 광 패턴(12a, 12b)을 규정하는 수평 광 평면들(25a, 25b)은 표면(10a') 상에서 2개의 별개로 조사되는 광 라인들처럼 서로로부터 시각적으로 구별될 수 있다. 투영된 광 패턴(12a)이 투영된 광 패턴(12b) 아래에 위치할 때, 조종사는 도 1의 헬리콥터(1)와 도 1의 대상물(10') 사이의 현재 거리가 도 1에 대해 위에서 설명한 바와 같이, 도 1의 소정의 안전 거리(16)보다 작다는 것을 안다. 그러한 거리(12)의 사이즈는 현재 거리에 대한 표시를 준다.
도 7은 도 1의 표면(10a")을 갖는 장애물(10")을 보여준다. 도 6과 비슷하게, 광 평면들(25a, 25b)은 표면(10a") 상의 구별 가능한 광 라인들을 조사하는데, 즉 도 1의 투영된 광 패턴들(13a, 13b)은 도 1의 거리(13)만큼 이격된다. 하지만 도 6과는 대조적으로, 투영된 광 패턴(13a)이 투영된 광 패턴(13b) 위에 있는 것으로 예시되기 때문에, 이는 헬리콥터(1)와 장애물(10") 사이의 현재 거리가 위에서 설명한 바와 같이, 도 1의 소정의 안전 거리(16)보다 크다는 것을 도 1이 헬리콥터(1)의 조종사에게 알리는 표시이다. 거리(12)의 사이즈는 현재 거리에 대한 표시를 준다.
도 8은 도 1의 하부 광원(8a) 및 상부 광원(8b)을 보여주고, 이들 광원(8a, 8b)은 광 신호들(9a, 9b)이 도 1의 소정의 안전 거리(16)에서 서로 교차하도록 미리 규정된 방향(9a', 9b')으로 도 1의 광 신호들(9a, 9b)을 방출한다. 도 3 및 도 4를 참조하여 위에서 설명한 바와 같이, 광 신호들(9a, 8b)은 도 3 및 도 4의 광 평면들(25a, 25b)로서 도 1의 장애물(10) 상으로 바람직하게 방출된다.
도 3 및 도 4의 비교 광 빔들(27a, 27b)에 의해 예시된 것처럼, 광 평면들(25a, 25b)은 도 1의 장애물(10)의 표면(10a) 상으로 투영될 때 주어진 두께를 가지고, 이는 도 3 및 도 4의 광 빔들(27a, 27b)의 각각의 빔 발산으로부터 생기는 것이다. 후속 설명을 간단하게 하기 위해, 광 신호들(9a, 9b) 각각은 장애물(10)에 대한 적어도 미리 규정된 범위의 공간(spacing)에 걸쳐 일정한 두께를 각각 갖는 광 평면(29a, 29b)으로서 근사될 수 있다고 가정된다. 그러므로 광 평면들(29a, 29b)을 예증하기 위해 직사각형 구조물들이 도시된다.
더 구체적으로, 도 8은 도 1의 하부 광원(8a) 및 상부 광원(8b)을 갖는 안전 거리 디스플레이 장치(8)가 현실적인 기술 파라미터를 사용하고 현실적인 거리 및 크기를 고려하여 쉽게 구현될 수 있는지를 추정하려는 시도로서 이해되어야 한다. 따라서 이하, 광원들(8a, 8b)이 서로 이격되어 있는 도 1의 거리(15)가 대칭 셋-업 내에서 2m에 이르는 것으로 가정된다. 또한, 광원들(8a, 8b)은 1.5밀리라디안(총 각도 확산(total angular spread)(θ) = 1.5밀리라디안)의 빔 발산을 갖는 레이저들에 의해 구현되는 것으로 가정된다. 또한 조종사의 눈은 β = 1arcminute인 그것의 중앙 뷰에서의 각도 분해능(angular resolution)을 가지며, 소정의 안전 거리(16)는 10m와 20m 사이의 범위에 있다고 가정되고, 보다 정확하게는 D = 10m 인 것으로 가정된다.
이들 치수들을 사용하여, 도 1의 안전 거리 디스플레이 장치(8)의 각각의 정확도가 결정될 수 있다. 이러한 정확도는 시각적 표시(11)를 형성하는 도 1의 중첩된 광 패턴(11a, 11b) 대신에 인간의 눈에 대한 별도의 광 패턴으로서 구별될 수 있게 되는, 도 1의 투영된 광 패턴(12a, 12b 또는 13a, 13b) 전에 도 1의 장애물(10)에 대해 도 1의 헬리콥터(1)가 표류할 수 있는 각각의 범위 또는 기본 피사계 심도(DOF: depth of field)에 대응한다.
이제 위에서 표시된 바와 같이 총 각도 확산(θ) = 1.5밀리라디안이고, 소정의 안전 거리(D) = 10m라고 가정하면, 광 평면들(29a, 29b)의 각각의 두께(t)는 t = 15㎜까지 관계식 t = 2Dtan(
Figure pat00001
)을 사용하여 계산될 수 있다. 하지만 이후 안전 마진(safety margin)이 고려되고 따라서 두께(t)는 t=20㎜로 설정된다. 이러한 파라미터를 사용하여, 두께 라인(29c)의 절반의 길이는 t/2=10㎜로 결정될 수 있다.
이어서, 눈의 각도 분해능 β = 1arcminute을 사용함으로써, 광 평면들(29a, 29b) 사이의 거리(x)는 x=2.9㎜까지 관계식 x = 2Dtan(
Figure pat00002
)을 사용하여 계산될 수 있다. 이 파라미터를 사용하여, 광 평면 분리 거리 라인(30)의 절반의 길이는 x/2=1.45㎜인 것으로서 결정될 수 있다.
또한, 경사각(α), 즉 광원들(18a, 18b)의 경사각들(14a, 14b)은 α=5.71°까지 관계식 α= atan(
Figure pat00003
)을 사용하여 계산될 수 있다.
또, 이후 구성요소 "A"라고 지정되고 직사각형 구조물들(28a, 28b)의 교차가 일어나는 제1 위치와 장애물(10) 사이의 거리에 대응하는 기본 피사계 심도(DOF)의 제1 구성성분(31)이 A=100.509157㎜까지 관계식 A =
Figure pat00004
을 사용하여 결정될 수 있다.
마찬가지로, 수직 구성성분(32)이라고 지칭되고 이후 구성성분 "S"라고 지정되는 이러한 제1 구성성분(31)의 길이 결정을 위해 요구된 수직 구성성분은 S=10.049865㎜까지 관계식 S =
Figure pat00005
을 사용하여 결정될 수 있다.
또, 이후 구성성분 "B"라고 지정되는 기본 피사계 심도(DOF)의 제2 구성성분(33)이 B=14.501516㎜까지 관계식 B =
Figure pat00006
을 사용하여 결정될 수 있다.
위에서 결정된 값들에 기초하여, 피사계 심도(DOF)는 대략 230㎜까지 관계식 DOF = 2(A+B)를 사용하여 결정될 수 있다. 피사계 심도(DOF)의 절반은 도 8에 예시되고 참조 사인(34)을 가지고 참조된다.
이제 시각적 단서 라인들의 분리 길이(x)가 2.9㎜로부터 대략 20㎜까지 증가하도록 분리 길이(x)가 7배 더 크게 되는 것을 의미하는 각 눈 분해능(β)의 7배 저하(7-fold degradation)가 가정되는 경우, (A+7B) = 202㎜의 헬리콥터-장애물 거리 오차가 얻어지거나 DOF의 피사계 심도(DOF) = 2(A+7B) = 404㎜<0.5m이다.
결론적으로, 비교적 나쁜 조종사 시력을 가정할 때에도, 0.5m 이하의 도 1의 장애물(10)에 대한 도 1의 헬리콥터(1)의 위치상 오차가 발생할 수 있다. 다시 말해, 장애물(10)에 대한 헬리콥터(1)의 최대 허용 가능한 위치상 오차를 대략 0.5m로 설정함으로써, 안전 거리 디스플레이 장치(8)는 허용 가능한 마진들 및 허용 오차들 내에서 동작하게 될 것이다.
마지막으로, 전술한 실시예들에 대한 수정예들은 당업자의 흔한 지식 내에 있으며, 따라서 본 발명의 일부인 것으로 또한 간주된다는 점을 유의해야 한다. 예컨대, 비록 도면들의 상세한 설명은 가시광만을 참조하지만, 본 발명에 따른 안전 거리 디스플레이 장치의 광원들은 또한 적외선, 특히 상이한 광 강도들을 갖는 적외선을 방출할 수 있다. 이는 예컨대 적합한 야간 비전(night vision) 디바이스들에 의해 헬리콥터의 조종사에 의해 볼 수 없는 적외선 파장의 광 신호들이 인지될 수 있는 야간 임무(night mission)들 동안 적용 가능하다.
또한, 방출된 광 신호들의 패턴, 컬러 및 강도는 전술한 바와 같이 거의 자유롭게 선택될 수 있다는 점이 주목되어야 한다. 하지만, 광 신호들의 선택시 핵심 포인트는 도 1 및 도 5의 시각적 표시(11)에 대한 그것들 각각의 속성들의 조합이 헬리콥터의 조종사에게 명백하고 신뢰 가능한 시각적 단서를 주도록 하는 방식으로 그것들을 선택하는 것에 있다. 그러한 명백하고 신뢰 가능한 시각적 단서는 위에서 본보기적으로 설명한 바와 같이 2개의 중첩하는 라인들 또는 다른 기하학적 모양들에 의해 얻어질 수 있지만, 또한 예컨대 소정의 안전 거리에서 직사각형 내로 꼭 맞추어지는 십자형(cross), 반원 및 소정의 안전 거리에서의 완전한 원에 함께 맞추어지는 연관되고 반전된 반원, 수직 라인 및 소정의 안전 거리에서 "D"를 형성하기 위해 함께 맞추어지는 원 형태 등과 같은 다른 결합된 형태들에 의해 얻어질 수 있다.
유사하게, 중첩이 여전히 또 다른 컬러를 생기게 하도록 2개의 상이한 컬러들이 선택될 수 있다. 예컨대, 중첩된 신호가 녹색 등이 되도록, 노란색 광 신호와 푸른색 광 신호가 사용될 수 있다.
1: 항공기
1a: 멀티-블레이드 메인 로터
1b, 1c, 1d: 로터 블레이드들
1f: 로터 헤드
1g: 로터 블레이드 길이
2: 동체
2a: 동체 하부 영역
2b: 동체 상부 영역
3a: 조종실
3b: 객실
4: 수평 테일
5: 핀
6: 랜딩 기어
7a: 롤 축
7b: 요 축
7c: 피치 축
8: 안전 거리 디스플레이 장치
8a: 하부 광원
8b: 상부 광원
9a: 하부 광원의 광 신호
9a': 하부 광원의 광 신호의 방출 방향
9b: 상부 광원의 광 신호
9b': 상부 광원의 광 신호의 방출 방향
10: 소정의 안전 거리에서의 장애물
10a: 소정의 안전 거리에서의 장애물의 조사된 표면
10': 소정의 안전 거리보다 작은 거리에서의 장애물
10a': 소정의 안전 거리보다 작은 거리에서의 장애물의 조사된 표면
10": 소정의 안전 거리보다 큰 거리에서의 장애물
10a": 소정의 안전 거리보다 큰 거리에서의 장애물의 조사된 표면
11: 소정의 안전 거리에서의 장애물의 조사된 표면 상으로 투영된 광 신호들의 중첩 영역이 있는 시각적 표시물
11a, 11b: 하부 광원 및 상부 광원의 투영된 중첩하는 광 패턴
12: 소정의 안전 거리보다 작은 거리에 있는 장애물의 조사된 표면 상으로 투영된 광 신호들 사이의 거리
12a: 하부 광원의 투영된 광 패턴
12b: 상부 광원의 투영된 광 패턴
13: 소정의 안전 거리보다 큰 거리에서의 장애물의 조사된 표면 상으로 투영된 광 신호들 사이의 거리
13a: 하부 광원의 투영된 광 패턴
13b: 상부 광원의 투영된 광 패턴
14a: 하부 광원의 경사각
14b: 상부 광원의 경사각
14c, 14d: 기준 평면들
15: 하부 광원과 상부 광원 사이의 소정의 거리
16: 소정의 안전 거리
17: 이미지 분석 디바이스
18: 광원
19a: X축
19b: Y축
19c: Z축
20, 20a, 20b: 발광 디바이스들
21, 21a, 21b: 발광 디바이스들로부터 방출된 광 빔들
22, 22a, 22b: 시준 광학 요소들
23, 23a, 23b: 시준된 광 빔들
24, 24a, 24b: 회절성 광학 요소들
25, 25a, 25b: XY 평면에서의 광 평면들
26, 26a, 26b: 광 평면들의 광 섹터들
27, 27a, 27b: XZ 평면에서의 비교상의 광 평면들
28: 조사되지 않은 섹터들
29a: 하부 광원의 광 신호로 생성된 광 평면
29b: 상부 광원의 광 신호로 생성된 광 평면
29c: 광 평면 두께 라인의 절반
30: 광 평면 분리 거리 라인의 절반
31: 필드의 깊이의 제1 구성요소
32: 제1 구성요소의 길이 결정을 위해 요구된 수직 구성요소
33: 필드의 깊이의 제2 구성요소
34: 필드의 깊이의 절반

Claims (13)

  1. 안전 거리 디스플레이 장치(8)를 갖는 항공기(1)에 있어서,
    상기 안전 거리 디스플레이 장치(8)는 상기 항공기(1)와 장애물(10) 사이의 현재 거리를 나타내기 위해 상기 장애물(10) 상에 시각적 표시(11)를 디스플레이하도록 구성되고, 상기 안전 거리 디스플레이 장치(8)는 제1 미리 규정된 방향(9a')으로 제1 광 신호(9a)를 방출하는 제1 광원(8a) 및 제2 미리 규정된 방향(9b')으로 제2 광 신호(9b)를 방출하는 제2 광원(8b)을 포함하고, 상기 제1 광 신호(9a)는 상기 항공기(1)로부터 소정의 안전 거리(16)에서 상기 제2 광 신호(9b)와 교차하고, 상기 제1 광 신호(9a)는 제1 패턴(11a)을 형성하고, 상기 제2 광 신호(9b)는 제2 패턴(11b)을 형성하고, 상기 제1 패턴(11a) 및 상기 제2 패턴(11b)은 상기 소정의 안전 거리(16)에서 중첩하고/중첩하거나 상기 제1 패턴(11a) 및 상기 제2 패턴(11b)은 상기 소정의 안전 거리(16)에서 동심이고, 상기 제1 패턴(11a) 및 상기 제2 패턴(11b)은 각각 광 섹터(light sector)(26a, 26b)들과 조사되지 않은 섹터(unilluminated sector)(28)들을 포함하고, 상기 제1 패턴(11a)의 상기 광 섹터(26a)들은 상기 소정의 안전 거리(16)에서 상기 제2 패턴(11b)의 상기 조사되지 않은 섹터(28)들과 중첩하고, 상기 제2 패턴(11b)의 상기 광 섹터(26b)들은 상기 소정의 안전 거리(16)에서 상기 제1 패턴(11a)의 상기 조사되지 않은 섹터(28)들과 중첩하는, 안전 거리 디스플레이 장치를 갖는 항공기.
  2. 제1 항에 있어서,
    상기 제1 패턴(11a)은 제1 광 라인(light line)이고, 상기 제2 패턴(11b)은 제2 광 라인인, 안전 거리 디스플레이 장치를 갖는 항공기.
  3. 제1 항에 있어서,
    상기 제1 광 신호(9a)는 제1 컬러를 가지고 상기 제2 광 신호(9b)는 제2 컬러를 가지고/가지거나 상기 제1 광 신호(9a)는 제1 광 강도(light intensity)를 가지고 상기 제2 광 신호(9b)는 제2 광 강도를 가지는, 안전 거리 디스플레이 장치를 갖는 항공기.
  4. 제1 항에 있어서,
    상기 제1 광원(8a) 및 상기 제2 광원(8b) 중 적어도 하나는 크게 시준된 레이저(highly collimated laser)를 포함하는, 안전 거리 디스플레이 장치를 갖는 항공기.
  5. 제1 항에 있어서,
    상기 제1 광원(8a) 및 상기 제2 광원(8b) 중 적어도 하나는 전방위로 방출하는 광원(20a, 20b) 및 연관되는 시준 광학 요소(22a, 22b)를 포함하는, 안전 거리 디스플레이 장치를 갖는 항공기.
  6. 제4 항에 있어서,
    상기 제1 광원(8a) 및 상기 제2 광원(8b) 각각은 상기 제1 광 신호(9a) 및 상기 제2 광 신호(9b)를 인코딩(encode)하기 위한 연관되는 광 인코딩 요소(24a, 24b)를 포함하는, 안전 거리 디스플레이 장치를 갖는 항공기.
  7. 제1 항에 있어서,
    상기 제1 광원(8a)은 상기 항공기(1)의 동체(2)의 하부 구역(2a)에 장착되고, 상기 제2 광원(8b)은 상기 동체(2)의 상부 구역(2b)에 장착되는, 안전 거리 디스플레이 장치를 갖는 항공기.
  8. 제7 항에 있어서,
    상기 제1 광 신호(9a)는 연관되는 기준 평면(14d)에 대해 제1 소정의 경사각(14a)으로 방출되고 상기 제2 광 신호(9b)는 연관되는 기준 평면(14c)에 관해 제2 소정의 경사각(14b)으로 방출되고, 상기 연관되는 기준 평면(14c, 14d)들은 평행하게 배치되는, 안전 거리 디스플레이 장치를 갖는 항공기.
  9. 제1 항에 있어서,
    상기 항공기(1)는 연관되는 로터 블레이드(1b, 1c, 1d)들을 포함하는 멀티-블레이드 메인 로터(multi-blade main rotor)(1a)를 갖는 회전익 항공기이고, 상기 소정의 안전 거리(16)는 각각의 로터 블레이드 길이(1g)보다 큰, 안전 거리 디스플레이 장치를 갖는 항공기.
  10. 제1 항에 있어서,
    상기 제1 광 신호(9a) 및 상기 제2 광 신호(9b)에 기초하여 상기 항공기(1)와 장애물(10) 사이의 현재 거리를 모니터링하기 위해 이미지 분석 디바이스(17)가 제공되는, 안전 거리 디스플레이 장치를 갖는 항공기.
  11. 제1 항에 있어서,
    상기 소정의 안전 거리(16)는 10m와 20m 사이의 범위에 있는, 안전 거리 디스플레이 장치를 갖는 항공기.
  12. 제1 항에 있어서,
    상기 제1 광원(8a) 및 상기 제2 광원(8b)은 2m인 공칭 거리(15)만큼 서로 이격되고, 상기 장애물(10)에 대한 상기 항공기(1)의 최대 허용 가능한 위치상 오차(positional error)는 대략 0.5m에 이르는, 안전 거리 디스플레이 장치를 갖는 항공기.
  13. 탈것(vehicle)(1)과 장애물(10) 사이의 현재 거리를 나타내기 위해 상기 장애물(10) 상에 시각적 표시(11)를 디스플레이하기 위한 안전 거리 디스플레이 장치(8)에 있어서,
    제1 미리 규정된 방향(9a')으로 제1 광 신호(9a)를 방출하는 제1 광원(8a) 및 제2 미리 규정된 방향(9b')으로 제2 광 신호(9b)를 방출하는 제2 광원(8b)을 포함하고, 상기 제1 광 신호(9a)는 상기 탈것(1)으로부터 소정의 안전 거리(16)에서 상기 제2 광 신호(9b)와 교차하고, 상기 제1 광 신호(9a)는 제1 패턴(11a)을 형성하고, 상기 제2 광 신호(9b)는 제2 패턴(11b)을 형성하고, 상기 제1 패턴(11a) 및 상기 제2 패턴(11b)은 상기 소정의 안전 거리(16)에서 중첩하고/중첩하거나 상기 제1 패턴(11a) 및 상기 제2 패턴(11b)은 상기 소정의 안전 거리(16)에서 동심이고, 상기 제1 패턴(11a) 및 상기 제2 패턴(11b)은 각각 광 섹터(26a, 26b)들과 조사되지 않은 섹터(28)들을 포함하고, 상기 제1 패턴(11a)의 상기 광 섹터(26a)들은 상기 소정의 안전 거리(16)에서 상기 제2 패턴(11b)의 상기 조사되지 않은 섹터(28)들과 중첩하고, 상기 제2 패턴(11b)의 상기 광 섹터(26b)들은 상기 소정의 안전 거리(16)에서 상기 제1 패턴(11a)의 상기 조사되지 않은 섹터(28)들과 중첩하는, 장애물 상에 시각적 표시를 디스플레이하기 위한 안전 거리 디스플레이 장치.
KR1020190156166A 2019-01-08 2019-11-28 안전 거리 디스플레이 장치를 갖는 항공기 KR102293055B1 (ko)

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