WO2019124686A1 - 저속비행상태에서 세로 자세 제어 신호에 기초하여 메인로터의 틸트 각도를 제어하는 방법 및 컴퓨터 프로그램과 수직 이착륙 비행체 - Google Patents

저속비행상태에서 세로 자세 제어 신호에 기초하여 메인로터의 틸트 각도를 제어하는 방법 및 컴퓨터 프로그램과 수직 이착륙 비행체 Download PDF

Info

Publication number
WO2019124686A1
WO2019124686A1 PCT/KR2018/011531 KR2018011531W WO2019124686A1 WO 2019124686 A1 WO2019124686 A1 WO 2019124686A1 KR 2018011531 W KR2018011531 W KR 2018011531W WO 2019124686 A1 WO2019124686 A1 WO 2019124686A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
angle
main rotor
tilt angle
control signal
vertical take
Prior art date
Application number
PCT/KR2018/011531
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
강영신
조암
최성욱
김유신
장성호
Original Assignee
한국항공우주연구원
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Priority claimed from KR1020180020738A external-priority patent/KR102010424B1/ko
Application filed by 한국항공우주연구원 filed Critical 한국항공우주연구원
Publication of WO2019124686A1 publication Critical patent/WO2019124686A1/ko
Priority to US16/872,825 priority Critical patent/US11809203B2/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D43/00—Arrangements or adaptations of instruments

Definitions

  • Embodiments of the present invention are directed to a method and computer program for controlling the tilt angle of a main rotor based on a longitudinal attitude control signal in a low speed flight state and a vertical takeoff and landing flight.
  • Air-conditioners of commonly used aircraft are capable of accurate speed measurement only at high-speed flights above a certain critical speed (for example 60 km / h). Helicopters generally use GPS-based inertial speeds to measure velocity below that, and fixed-wing aircraft often do not have a separate inertial speedometer.
  • Inertial speedometers can measure speed at high speeds as well as low speeds such as stop flights. However, since the speed is measured based on the position, the actual atmospheric speed can not be measured in the presence of wind. On the other hand, the atmospheric speedometer can be used to determine the flight characteristics, since the minimum speed at which the measurement can be performed is limited as described above, but the dynamic pressure rate affecting the flight characteristics such as stall speed can be directly measured.
  • a tilt or tilt duct vertical takeoff / landing unmanned aerial vehicle that can change the direction of the main rotor that generates thrust depending on the speed, it is designed to automatically change the direction of the thrust by controlling the direction of the main rotor according to the atmospheric speed.
  • the GPS-based inertial speed can not be used for the reasons stated above. Actually, the actual atmospheric speed and the inertial speed vary greatly depending on the strength of the wind.
  • the present invention intends to enable a stable low-speed flight of a vertical take-off and landing aircraft by interlocking the tilt control of the main rotor with a command to change the pitch attitude angle in the vertical attitude control signal of the vertical take off and landing aircraft,
  • the present invention intends to enable a stable takeoff / landing aircraft to stably hover in an environment where the wind is blowing strongly or the wind intensity changes with time.
  • a tilt command of a main rotor is automatically generated based on a vertical posture control signal in a low speed condition in which it is difficult to directly measure a wind speed, so that a tilt angle of a main rotor can be actively compensated .
  • the tilt angle is changed based on the tilt angle control signal generated by the flight controller, At least one main rotor for generating a thrust of the vertical take-off landing vehicle; An auxiliary rotor for changing a pitch attitude angle of the vertical take-off and landing aircraft based on the pitch attitude angle control signal; And a flight controller for generating the tilt angle control signal and the pitch angle control signal based on the steering signal of the vertical take-off and landing vehicle.
  • a tilt angle may be determined, and a tilt angle control signal of the main rotor may be generated based on the determined tilt angle.
  • the flight controller is capable of generating a tilt angle control signal of the main rotor corresponding to a vertical posture control signal that changes the pitch posture angle by a first pitch posture angle only when the speed of the vertical take-off landing vehicle is less than a predetermined threshold speed have.
  • the heading direction of the vertical take-off and landing aircraft can be opposite to the heading direction of the wind head for the vertical take-off landing aircraft. At this time, the greater the strength of the headwind, the greater the pitch attitude angle may be changed to the direction of lowering the nose of the vertical take-off and landing aircraft.
  • the flight controller may generate a control signal of the main rotor that tilts the main rotor so that the rotational axis of the main rotor is parallel to the ground as the pitch attitude angle that is changed in the direction of lowering the radix is greater.
  • the pitch attitude angle and the tilt angle of the main rotor, which are changed in the direction of the lowering of the radix, may be linear or nonlinear.
  • the flight controller may generate a correction signal including a correction angle of the tilt angle of the main rotor based on a predetermined vehicle speed-main rotor tilt angle mapping data.
  • the flight controller obtains a control signal for changing the pitch angle of the vertical take-off and landing aircraft to a second pitch attitude angle in a direction of lowering the nose of the vertical take-off and landing aircraft
  • the tilt angle mapping data may be updated based on the current tilt angle of the rotor so that the correction angle of the tilt angle of the main rotor corrected in accordance with the correction signal of the tilt angle decreases.
  • the flight controller may control the tilt angle of the main rotor based on the tilt angle of the main rotor determined by referring to the first pitch posture angle and the correction angle.
  • the pitch attitude angle control signal may include at least one of a signal for controlling the number of rotations of the auxiliary rotor and a signal for controlling a collective pitch angle of the auxiliary rotor.
  • the pitch attitude angle control signal may include a signal for controlling a cyclic pitch angle of the main rotor.
  • the pitch attitude angle control signal may include a signal for controlling an angle of a vane driving surface of the main rotor.
  • the pitch posture angle of the vertical take- Obtaining a steering signal of a flying object including a vertical posture control signal for changing a vertical posture control signal; A step of generating a pitch attitude angle control signal for changing a pitch attitude angle of the vertical take-off and landing vehicle based on the vertical attitude control signal; Determining a tilt angle of the main rotor with reference to the first pitch posture angle, and generating a tilt angle control signal of the main rotor based on the determined tilt angle.
  • the step of generating the tilt angle control signal of the main rotor includes a step of generating a tilt angle control signal for controlling the pitch of the main rotor in accordance with a vertical posture control signal for changing the pitch posture angle by a first pitch posture angle only when the speed of the vertical take- A tilt angle control signal of the tilt angle can be generated.
  • the heading direction of the vertical take-off and landing aircraft can be opposite to the heading direction of the wind head for the vertical take-off landing aircraft. At this time, the greater the strength of the headwind, the greater the pitch attitude angle may be changed to the direction of lowering the nose of the vertical take-off and landing aircraft.
  • the step of generating the tilt angle control signal of the main rotor includes a step of controlling the main rotor to tilt the main rotor such that the rotation axis of the main rotor is parallel to the ground, Signal can be generated.
  • the pitch attitude angle and the tilt angle of the main rotor, which are changed in the direction of the lowering of the radix, may be linear or nonlinear.
  • the control method of the vertical take-off and landing vehicle further includes a step of generating a tilt angle control signal of the main rotor based on a map data of a predetermined vehicle speed-main rotor tilt angle, And generating a correction signal including the correction signal.
  • the generating of the correction signal may control the tilt angle of the main rotor based on the tilt angle of the main rotor and the correction angle determined with reference to the first pitch posture angle.
  • the pitch attitude angle control signal may include at least one of a signal for controlling the number of rotations of the auxiliary rotor and a signal for controlling a collective pitch angle of the auxiliary rotor.
  • the pitch attitude angle control signal may include a signal for controlling a cyclic pitch angle of the main rotor.
  • the pitch attitude angle control signal may include a signal for controlling an angle of a vane driving surface of the main rotor.
  • vertical takeoff and landing aircraft can stably hover in an environment where the wind blows strongly or the intensity of the wind changes with the passage of time.
  • the main rotor tilt angle can be actively compensated according to the atmospheric velocity change due to the wind by automatically generating the tilt command of the main rotor based on the vertical posture control signal in a low speed condition where it is difficult to directly measure the wind speed .
  • FIG. 1 is a schematic view illustrating a vertical take-off and landing vehicle according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a view schematically showing a configuration of a flight controller according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 3 is an illustration of an environment in which a vertical take-off and landing aircraft hovering according to an embodiment of the present invention is hovered.
  • FIGS. 4A and 4B are views for explaining a method of tilting a main rotor in various environments by a flight controller according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 5A is a diagram illustrating an example of mating velocity-main rotor tilt angle mapping data according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 5B is a diagram illustrating an example of mapping speed data of main body rotor tilt angle updated by a flight controller according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 6 is a view for explaining a control method of a vertical take-off and landing aircraft performed by a flight controller according to an embodiment of the present invention.
  • the tilt angle is changed based on the tilt angle control signal generated by the flight controller
  • At least one main rotor for generating a thrust of the vertical take-off and landing vehicle
  • An auxiliary rotor for changing a pitch attitude angle of the vertical take-off and landing aircraft based on the pitch attitude angle control signal
  • a flight controller for generating the tilt angle control signal and the pitch angle control signal based on the steering signal of the vertical take-off and landing navigation object, wherein the flight controller controls the pitch angle of the vertical take- Determining a tilt angle of the main rotor by referring to the first pitch attitude angle when a control signal of a flying object including a vertical attitude control signal to be changed by an angle is obtained,
  • a tilt angle control signal can be generated.
  • FIG. 1 is a schematic view showing a vertical takeoff and landing aircraft 10 according to an embodiment of the present invention.
  • the 'vertical take-off and landing aircraft' 10 may mean various types of aircraft capable of taking off and / or landing in a direction perpendicular to the ground.
  • the vertical take-off landing craft 10 may be a similar type of aircraft as the aircraft including two main rotors 200R and 200L and an auxiliary rotor 300 and a flight controller 100 for controlling them as shown in FIG. have.
  • the tilt angle of the main rotor 200R or 200L may be changed based on the tilt angle control signal generated by the flight controller 100.
  • the tilt angle of the main rotor 200R or 200L may be defined as the direction of the rotation axis vector 410 of the main rotor 200R or 200L.
  • the rotational surfaces of the main rotors 200R and 200L may correspond to the X'-Y 'plane, so that the rotational axis vector 410 is in the + Z'
  • the tilt angle may correspond to 90 degrees.
  • the rotational surfaces of the main rotors 200R and 200L may correspond to the Y'-Z 'plane, so that the rotational axis vector is in the + X' direction,
  • the tilt angle of the first and second lens groups 200R and 200L may correspond to 0 degree.
  • the X ', Y', Z 'coordinate system may be a relative coordinate system and a coordinate system based on the vertical take-off landing vehicle 10.
  • the definition of the tilt angle is illustrative, and the spirit of the present invention is not limited thereto.
  • the main rotor 200R or 200L can generate a thrust of the vertical take-off landing vehicle 10 in the direction of the tilt angle corresponding to the tilt angle control signal generated by the flight controller 100 have.
  • the 'thrust' means a force to push the vertical take-off landing vehicle 10 in a direction in which the vertical take-off landing vehicle 10 moves, which may be a driving force generated by rotation of the main rotors 200R and 200L.
  • the main rotors 200R and 200L may be replaced with auxiliary rotor 300 or a cyclic pitch angle controller (not shown) together with the auxiliary rotor 300, And a vane control surface angle adjusting unit (not shown).
  • the cyclic pitch adjusting unit and the vane manipulating plane (not shown) angle adjusting unit (not shown) can operate based on the pitch attitude angle control signal, which will be described later. A detailed description thereof will be described later.
  • the main rotors 200R and 200L may be two, or one or more, depending on the shape of the vertical take-off and landing aircraft 10.
  • two main rotors 200R and 200L are provided as shown in FIG.
  • the auxiliary rotor 300 can change the pitch attitude angle of the vertical take-off landing craft 10 based on the vertical posture control signal.
  • the 'Pitch Attitude Angle' of the vertical take-off and landing aircraft 10 may refer to a degree of inclination of the vertical take-off and landing aircraft 10 with respect to the ground. For example, if the pitch attitude angle is 0 degrees, the vertical takeoff and landing aircraft 10 may be parallel to the ground. When the pitch attitude angle is 10 degrees in the lowering direction of the vertical take-off and landing aircraft 10, the front part of the vertical takeoff and landing aircraft 10 may be lower than the rear part. In the present invention, 'radix' may mean the front part of an airplane.
  • the auxiliary rotor 300 may further include a collective pitch angle controller (not shown) for controlling a collective pitch angle of the auxiliary rotor 300.
  • the collective pitch angle adjuster (not shown) may adjust the collective pitch angle of the auxiliary rotor 300 according to the pitch attitude angle control signal.
  • the vertical take-off and landing navigation system 10 may be constructed in such a manner that the vertical takeoff and landing air vehicle 10 is replaced with the auxiliary rotor 300 or the cyclic pitch angle of the main rotor 200R, (Not shown), and a vane control surface angle regulator (not shown) of the main rotors 200R, 200L.
  • the cyclic pitch adjusting unit (not shown) and the vane manipulating plane (not shown) angle adjusting unit (not shown) may be replaced with the auxiliary rotor 300 or the auxiliary rotor 300, So that the pitch attitude angle of the vertical take-off landing craft 10 can be adjusted.
  • the flight controller 100 can perform various operations for flying the vertical take-off landing craft 10. For example, the flight controller 100 may compare the current position of the vertical take-off landing craft 10 to a predetermined flight schedule so that the vertical take-off landing craft 10 can fly in accordance with the flight schedule. Also, the flight controller 100 can receive the control signal of the vertical take-off landing craft 10 from the user and control the vertical take-off landing craft 10 based thereon. The flight controller 100 can also control the main rotor 200R, 200L and the auxiliary rotor 300 described above in various situations.
  • the flight controller 100 includes a vertical take-off and landing aircraft 10 such that the heading direction of the vertical take-off landing vehicle 10 and the direction of the upwind 500 relative to the take- Can be controlled.
  • the vertical take-off and landing navigation system 10 will be described focusing on the control of the main rotor 200R, 200L and / or the auxiliary rotor 300 by the flight controller 100 in a low- do.
  • the 'low-speed flying state' may include a state of hovering for takeoff and / or landing, a state of being suspended in the air or moving at a low speed for a predetermined purpose.
  • FIG. 2 is a view schematically showing a configuration of a flight controller 100 according to an embodiment of the present invention.
  • the flight controller 100 may include a memory 110, a processor 120, a communication module 130, and an input / output interface 140 as shown in FIG.
  • the memory 110 may be a computer-readable recording medium and may include a non-decaying mass storage device such as a RAM (Random Access Memory), a ROM (Read Only Memory), and a disk drive.
  • the memory 110 may also store an operating system and at least one program code.
  • the processor 120 may be configured to process instructions of a computer program by performing basic arithmetic, logic, and I / O operations.
  • the instruction may be provided to the processor 120 by the memory 110 or the communication module 130.
  • the processor 120 may be configured to execute instructions received in accordance with the program code stored in a recording device, such as the memory 110.
  • the communication module 130 may provide a function for communicating with an external device such as a user terminal (not shown).
  • the communication module 130 may receive a signal for controlling the vertical take-off landing craft 10 from a user terminal (not shown) and transmit the signal to the processor 120.
  • the input / output interface 140 may be a means for interfacing with the input / output device.
  • the input device may include various sensors for grasping the flight state of the vertical take-off landing craft 10, for example.
  • the input device may include a GPS sensor, an altimeter, a geomagnetic sensor, and the like for detecting the position of the flight of the vertical take-off landing craft 10.
  • the flight controller 100 may be connected to the main rotors 200L and 200R and the auxiliary rotor 300 to control the tilt angle of the main rotor based on the vertical posture control signal.
  • the flight controller 100 may generate control signals for controlling each of the main rotors 200L and 200R and the auxiliary rotor 300 and may transmit the control signals to each of them.
  • FIG 3 is an illustration of an environment in which the vertical take-off and landing vehicle 10 hovering according to an embodiment of the present invention is hovered.
  • the radial direction (+ X direction) of the vertical take-off landing vehicle 10 and the traveling direction (-X direction) of the upwind 500 differ by 180 degrees on the X-Y plane.
  • the X, Y, and Z coordinate systems shown in FIGS. 3 to 4B are absolute coordinate systems based on the ground, and include X ', Y', and Z 'coordinate systems (refer to FIG. 1) based on the vertical take- ). ≪ / RTI >
  • the flight controller 100 includes a control signal of the air vehicle including a vertical posture control signal for changing the pitch posture angle of the vertical takeoff / landing navigation body 10 by the first pitch posture angle
  • the tilt angle of the main rotor 200R or 200L can be determined with reference to the first pitch attitude angle and the tilt angle control signal of the main rotor 200R or 200L can be generated based on the determined tilt angle.
  • the 'flight control signal' is a signal for controlling the vertical take-off landing craft 10, which may be received from a user terminal (not shown) or generated by the flight controller 100 according to a predetermined flight schedule .
  • Such a steering signal of the air vehicle may include a signal for controlling the lateral posture of the air vehicle and a signal for controlling the longitudinal posture.
  • the signal for controlling the posture in the lateral direction may include a signal for controlling the speed in the lateral direction, a signal for controlling the rotational direction in the lateral direction, and the like.
  • the signal for controlling the attitude in the vertical direction may include a signal for controlling the speed in the vertical direction, a signal for changing the pitch attitude angle of the vertical take-off landing vehicle 10, and the like.
  • the control signal of the air vehicle may include various signals in addition to the above-mentioned signals, or may not include at least some of the signals described above.
  • the steering signal of the air vehicle may include a vertical attitude control signal for increasing the pitch attitude angle of the vertical take-off and landing vehicle 10 to be lowered in the descending direction as the intensity of the upwind 500 increases.
  • the user or the flight controller 100 controls the nose of the vertical take-off and landing aircraft 10 to be lower as the upwind 500 is larger, .
  • the flight controller 100 is configured such that as the pitch attitude angle that is changed in the direction in which the nose decreases is greater, the main rotors 200R, 200L ) Can be generated by controlling the main rotor. At this time, the controller 100 can generate a control signal for tilting the main rotor 200 so that the pitch attitude angle changed in the radial direction and the tilt angle of the main rotor 200R, 200L satisfy a linear or non-linear relationship .
  • FIGS. 4A and 4B are views for explaining a method of tilting the main rotor 200R in various environments by the flight controller 100 according to an embodiment of the present invention.
  • the vertical take-off landing craft 10 hover for landing as shown in FIG. 3, and the heading direction of the vertical take-off landing craft 10 and the head winds 500A and 500B for the take- As shown in FIG. It is also assumed that the upwind 500B of FIG. 4B is stronger than the upwind 500A of FIG. 4A.
  • the flight controller 100 includes an auxiliary rotor (not shown) so that the nose of the vertical take-off and landing aircraft 10 is lowered in order to maintain the hovering state against the upwind 500A 300 can be controlled.
  • the flight controller 100 increases the rotation number or the collective pitch angle of the auxiliary rotor 300 to increase the thrust 310A generated by the auxiliary rotor 300, It is possible to have the attitude angle 420A.
  • the rotational axis of the main rotor 200R is parallel to the ground
  • the main rotor 200R can be tilted.
  • the flight controller 100 can control the tilt angle of the main rotor 200R so that the tilt angle 411A decreases as the pitch attitude angle 420A increases.
  • the tilt angle 411A may be defined as an angle defined in the direction of the rotation axis vector 410A of the main rotor 200R in the X ', Y', Z 'coordinate system as described with reference to FIG.
  • the main rotor 200R generates thrust 210RA in accordance with the changed tilt angle 411A so that the vertical take-off landing craft 10 can stably hover.
  • the flight controller 100 is configured such that the nose of the vertical take-off and landing aircraft 10 is increased to maintain the hovering state against the strong winds 500B. It is possible to control the auxiliary rotor 300 to descend.
  • the flight controller 100 increases the number of rotations or the collective pitch angle of the auxiliary rotor 300 to increase the thrust 310B generated by the auxiliary rotor 300 from the thrust 310A of FIG. 4A,
  • the vertical take off and landing vehicle 10 can have a larger pitch attitude angle 420B.
  • the rotational axis of the main rotor 200R is made parallel to the ground
  • the main rotor 200R can be tilted.
  • the flight controller 100 can control the tilt angle of the main rotor 200R so that the tilt angle 411B decreases as the pitch attitude angle 420B increases.
  • the tilt angle 411B may be defined as an angle defined in the X ', Y', Z 'coordinate system in the direction of the rotation axis vector 410B of the main rotor 200R as described with reference to FIG.
  • the main rotor 200R generates the thrust 210RB according to the smaller tilt angle 411B so that the vertical takeoff and landing vehicle 10 can stably hover the strong wind 500B.
  • the flight controller 100 can perform the operations described in Figs. 4A and 4B only when the speed of the vertical take-off landing craft 10 is lower than a predetermined threshold speed.
  • a predetermined threshold speed when the vertical take-off and landing vehicle 10 needs to keep the flight position such as take-off and landing constant, or when it travels at a desired speed, the flight controller 100 according to an embodiment of the present invention,
  • the tilt angle control signal of the main rotor can be generated corresponding to the control signal.
  • the flight controller 100 can perform the control according to the contents described in FIGS. 4A and 4B with respect to the left main rotor 200L.
  • the flight controller 100 generates a correction signal including a correction angle of the tilt angle of the main rotor 200 on the basis of a predetermined vehicle speed-main rotor tilt angle mapping data can do.
  • the 'tilt angle correction angle' may be an angle for correcting the tilt angle calculated by the above-described procedure of the flight controller 100.
  • 'flight velocity-main rotor tilt angle mapping data' may be data including the tilt angle of the main rotor 200 at each speed of the air vehicle.
  • FIG. 5A is a diagram illustrating an example of a flight velocity-main rotor tilt angle mapping data (mapping data) 610A according to an embodiment of the present invention.
  • the flight controller 100 confirms the speed of the vertical take-off and landing aircraft 10 and refers to the flight speed-main rotor tilt angle mapping data 610A to determine the speed of the main rotor 200R , 200L can be confirmed.
  • the flight controller 100 can confirm the proper tilt angle of the main rotor 200R, 200L by 90 degrees.
  • the flight controller 100 compares the tilt angle of the main rotor 200R, 200L with the tilt angle of the main rotor 200R, 200L according to the flight speed-main rotor tilt angle mapping data 610A, It is possible to compare the angles and calculate the difference angle between the two tilt angles.
  • the flight controller 100 can also generate a correction signal that includes a correction angle of the main rotor tilt angle based on this difference angle.
  • the flight controller 100 can confirm the proper tilt angle of the main rotor 200R, 200L by 90 degrees. However, when the tilt angle of the actual (current) main rotor 200R, 200L is 80 degrees, the flight controller 100 can generate a correction signal with a correction angle of 10 degrees, which is the difference between both angles. However, since the tilt angle of the main rotor 200R, 200L according to the main rotor tilt angle mapping data 610A is mapping data corresponding to the inertia velocity in the absence of wind, the tilt angle mapping data 610A The tilt angle of the main rotor 200R or 200L may not be appropriate.
  • the flight controller 100 can control the steering angle of the vertical take-off and landing vehicle 10 by changing the pitch attitude angle of the vertical take-off landing vehicle 10 by the second pitch attitude angle in the direction of lowering the nose of the vertical take-
  • the tilt angle of the main rotor 200R or 200L which is corrected in accordance with the correction signal of the tilt angle based on the current speed of the vertical take-off and landing vehicle 10 and the current tilt angle of the main rotor 200R or 200L
  • the tilt angle mapping data can be updated so that the angle decreases.
  • FIG. 5B is a diagram illustrating an example of mapping speed data 610B updated by the flight controller 100 according to an exemplary embodiment of the present invention.
  • the tilt angle of the main rotor 200R or 200L according to the mapping data 610A of the vertical takeoff and landing navigation body 10 is such that the vertical takeoff / As shown in Fig.
  • the flight controller 100 is capable of changing the pitch attitude angle of the vertical take-off landing craft 10 to the second pitch attitude angle in the direction of lowering the nose of the vertical take-
  • the tilt angle of the main rotor 200R or 200L which is corrected in accordance with the correction signal of the tilt angle based on the current speed of the vertical take-off and landing vehicle 10 and the current tilt angle of the main rotor 200R or 200L
  • the tilt angle mapping data can be updated as the mapping data 610B shown in Fig. 5B so that the correction angle decreases.
  • the flight controller 100 refers to the mapping data 610A to determine the proper tilt of the main rotor 200R, You can see the angle at 90 degrees.
  • the flight controller 100 calculates the difference It is possible to generate a correction signal to be a correction angle. Furthermore, the flight controller 100 can control the tilting angle of the main rotors 200R and 200L to be 80 degrees according to the correction signal, so that the vertical take-off landing craft 10 can hover against the wind. If the correction signal is not generated, the ground speed is 0 km / h. Therefore, the tilt angle is restored to 90 degrees by the mapping data and is pushed by the wind.
  • the tilt angle of the main rotor 200R, 200L according to the main rotor tilt angle mapping data 610A is defined by the inertial velocity not considering the atmospheric velocity caused by the wind.
  • the tilt angle of the main rotor 200R or 200L according to the tilt angle mapping data 610A needs to be appropriately adjusted in accordance with the wind strength.
  • the flight controller 100 can control the steering angle of the vertical take-off and landing vehicle 10 by changing the pitch attitude angle of the vertical take-off landing vehicle 10 by the second pitch attitude angle in the direction of lowering the nose of the vertical take-
  • the tilt angle of the main rotor 200R or 200L which is corrected in accordance with the correction signal of the tilt angle based on the current speed of the vertical take-off and landing vehicle 10 and the current tilt angle of the main rotor 200R or 200L
  • the tilt angle mapping data can be updated as the mapping data 610B so that the angle decreases (for example, the correction angle becomes 0 degrees).
  • the tilt angle according to the first mapping data 610A is about 90 degrees, but the tilt angle according to the second mapping data 610B is about 70 degrees.
  • the tilting angle of the main rotor 200R or 200L may be smaller than the tilting angle of the main rotor 200R or 200L when the wind is not blowing.
  • the present invention can actively cope with the change of the surrounding wind environment, allowing the vertical take-off and landing aircraft 10 to stably hover and fly at low speed.
  • FIG. 6 is a view for explaining a control method of the vertical take-off landing craft 10 performed by the flight controller 100 according to an embodiment of the present invention.
  • a description of the contents overlapping with those described with reference to Figs. 1 to 5B will be omitted, and the description will be made with reference to Figs. 1 to 5B.
  • the flight controller 100 can acquire a steering signal of a vehicle including a vertical attitude control signal for changing the pitch attitude angle of the vertical take-off landing vehicle 10 by the first pitch attitude angle.
  • the 'flight control signal' is a signal for controlling the vertical take-off landing craft 10, which may be received from a user terminal (not shown) or generated by the flight controller 100 according to a predetermined flight schedule .
  • Such a steering signal of the air vehicle may include a signal for controlling the lateral posture of the air vehicle and a signal for controlling the longitudinal posture.
  • the signal for controlling the posture in the transverse direction may include a signal for controlling the speed in the transverse direction, a signal for controlling the roll rotation direction in the transverse direction, and the like. And may also include a signal for controlling the heading direction for changing the radar azimuth of the air vehicle to the wind direction.
  • the signal for controlling the attitude in the vertical direction may include a signal for controlling the speed in the vertical direction, a signal for changing the pitch attitude angle of the vertical take-off landing vehicle 10, and the like.
  • the control signal of the air vehicle may include various signals in addition to the above-mentioned signals, or may not include at least some of the signals described above.
  • the steering signal of the air vehicle may include a vertical attitude control signal for increasing the pitch attitude angle of the vertical take-off and landing vehicle 10 to be lowered in the descending direction as the intensity of the upwind 500 increases.
  • the flight controller 100 can generate a pitch posture angle control signal for lowering the nose of the vertical take-off landing craft 10 as the wind is larger for maintaining the hovering state.
  • the flight controller 100 can generate a pitch attitude angle control signal such that the front portion of the vertical take-off landing craft 10 becomes lower than the rear portion as the headwind increases.
  • the pitch attitude angle control signal generated by the flight controller is transmitted to the auxiliary rotor 300 and can be used to adjust the pitch attitude angle of the vertical take-off and landing aircraft 10.
  • the pitch attitude angle control signal may include at least one of a signal for controlling the number of rotations of the auxiliary rotor 300 and a signal for controlling a collective pitch angle of the auxiliary rotor 300.
  • the pitch attitude angle control signal generated by the flight controller may be transmitted to the main rotor 200R, 200L in addition to the auxiliary rotor 300 described above to be used for pitch angle control of the vertical take-off and landing aircraft 10.
  • the pitch attitude angle control signal includes at least a signal for controlling the cyclic pitch angle of the main rotor 200R, 200L and a signal for controlling the angle of the vane driving surface of the main rotor 200R, 200L One can be included.
  • the flight controller 100 determines the tilt angle of the main rotor 200R or 200L with reference to the first pitch attitude angle described above and controls the tilt angle control of the main rotor based on the determined tilt angle Signal can be generated.
  • the generated tilt angle control signal of the main rotor may be transmitted to the main rotor 200R or 200L and used for controlling the tilt angle of the main rotor 200R or 200L.
  • FIGS. 4A and 4B this will be described in more detail.
  • FIGS. 4A and 4B are views for explaining a method of tilting the main rotor 200R in various environments by the flight controller 100 according to an embodiment of the present invention.
  • the vertical take-off landing craft 10 hover for landing as shown in FIG. 3, and the heading direction of the vertical take-off landing craft 10 and the head winds 500A and 500B for the take- As shown in FIG. It is also assumed that the upwind 500B of FIG. 4B is stronger than the upwind 500A of FIG. 4A.
  • the flight controller 100 includes an auxiliary rotor (not shown) so that the nose of the vertical take-off and landing aircraft 10 is lowered in order to maintain the hovering state against the upwind 500A 300 can be controlled.
  • the flight controller 100 increases the rotation number or the collective pitch angle of the auxiliary rotor 300 to increase the thrust 310A generated by the auxiliary rotor 300, It is possible to have the attitude angle 420A.
  • the rotational axis of the main rotor 200R is parallel to the ground
  • the main rotor 200R can be tilted.
  • the flight controller 100 can control the tilt angle of the main rotor 200R so that the tilt angle 411A decreases as the pitch attitude angle 420A increases.
  • the tilt angle 411A may be defined as an angle defined in the X ', Y', Z 'coordinate system in the direction of the rotation axis vector 410A of the main rotor 200R as described with reference to FIG.
  • the main rotor 200R generates the thrust 210RA in accordance with the changed tilt angle 411A so that the vertical take-off landing craft 10 can stably hover.
  • the flight controller 100 is configured such that the nose of the vertical take-off and landing aircraft 10 is increased to maintain the hovering state against the strong winds 500B. It is possible to control the auxiliary rotor 300 to descend.
  • the flight controller 100 increases the number of rotations or the collective pitch angle of the auxiliary rotor 300 to increase the thrust 310B generated by the auxiliary rotor 300 from the thrust 310A of FIG. 4A,
  • the vertical take off and landing vehicle 10 can have a larger pitch attitude angle 420B.
  • the rotational axis of the main rotor 200R approaches the equilibrium
  • the main rotor 200R can be tilted.
  • the flight controller 100 can control the tilt angle of the main rotor 200R so that the tilt angle 411B decreases as the pitch attitude angle 420B increases.
  • the tilt angle 411B may be defined as an angle defined in the direction of the rotation axis vector 410B of the main rotor 200R in the X ', Y', Z 'coordinate system as described with reference to FIG.
  • the main rotor 200R generates the thrust 210RB according to the smaller tilt angle 411B so that the vertical takeoff and landing vehicle 10 can stably hover the strong wind 500B.
  • the flight controller 100 can perform the operations described in Figs. 4A and 4B only when the speed of the vertical take-off landing craft 10 is lower than a predetermined threshold speed.
  • a predetermined threshold speed when the vertical take-off and landing vehicle 10 needs to keep the flight position such as take-off and landing constant, or when it has to fly at a desired speed, the flight controller 100 according to the embodiment of the present invention,
  • the tilt angle control signal of the main rotor can be generated corresponding to the attitude control signal.
  • the flight controller 100 can perform the control according to the contents described in FIGS. 4A and 4B with respect to the left main rotor 200L.
  • the control method of the vertical take-off and landing aircraft 10 performed by the flight controller 100 includes the steps of generating the tilt angle control signal of the main rotor as described above, It is possible to generate a correction signal including a correction angle of the tilt angle of the main rotor 200R or 200L based on the main rotor tilt angle mapping data.
  • the 'tilt angle correction angle' may be an angle for correcting the tilt angle calculated by the above-described procedure of the flight controller 100.
  • the 'flight velocity-main rotor tilt angle mapping data' may be data including the tilt angle of the main rotor 200R and 200L at each speed of the air vehicle.
  • FIG. 5A is a diagram illustrating an example of a flight velocity-main rotor tilt angle mapping data (mapping data) 610A according to an embodiment of the present invention.
  • the flight controller 100 confirms the speed of the vertical take-off and landing aircraft 10 and refers to the flight speed-main rotor tilt angle mapping data 610A to determine the speed of the main rotor 200R , And 200L can be confirmed.
  • the flight controller 100 can confirm the tilt angle of the main rotor 200R, 200L at 90 degrees.
  • the flight controller 100 compares the tilt angle of the main rotor 200R, 200L with the tilt angle of the main rotor 200R, 200L according to the flight speed-main rotor tilt angle mapping data 610A, It is possible to compare the angles and calculate the difference angle between the two tilt angles.
  • the flight controller 100 can also generate a correction signal that includes a correction angle of the main rotor tilt angle based on this difference angle.
  • the flight controller 100 can confirm the proper tilt angle of the main rotor 200R, 200L at 90 degrees have. However, when the tilt angle of the current main rotor 200R or 200L is 80 degrees when a tilt command is generated by the pitch attitude angle command to maintain the hovering position when the wind blows, the flight controller 100 calculates the difference It is possible to generate a correction signal having a correction angle.
  • the tilt angle of the main rotor 200R, 200L according to the main rotor tilt angle mapping data 610A described above only takes into account the case where the vertical take-off landing vehicle 10 is not windy,
  • the tilt angles of the main rotors 200R and 200L according to the tilt angle mapping data 610A may not be appropriate.
  • the flight controller 100 can reduce the pitch attitude angle of the vertical take-off landing craft 10 to the second pitch position 10 in the direction of lowering the nose of the vertical take-
  • the main rotor 200R (200R, 200L) which is corrected in accordance with the correction signal of the tilt angle based on the current speed of the vertical take-off landing craft 10 and the current tilt angle of the main rotor 200R, 200L, , 200L) of the tilt angle can be updated.
  • FIG. 5B is a diagram illustrating an example of mapping speed data 610B updated by the flight controller 100 according to an exemplary embodiment of the present invention.
  • the tilt angle of the main rotor 200R, 200L according to the mapping data 610A of the vertical takeoff / landing navigation body 10 is related to the inertial velocity not considering the influence of the wind. Therefore, So that it can cause the position shift.
  • the flight controller 100 is capable of changing the pitch attitude angle of the vertical take-off landing craft 10 to the second pitch attitude angle in the direction of lowering the nose of the vertical take-
  • the tilt angle of the main rotor 200R or 200L which is corrected in accordance with the correction signal of the tilt angle based on the current speed of the vertical take-off and landing vehicle 10 and the current tilt angle of the main rotor 200R or 200L
  • the tilt angle mapping data can be updated as the mapping data 610B shown in Fig. 5B so that the correction angle decreases.
  • the flight controller 100 refers to the mapping data 610A to check the proper tilt angle of the main rotor 200R, 200L to 90 degrees .
  • the flight controller 100 calculates the difference A correction signal having a correction angle of 10 degrees can be generated. Furthermore, the flight controller 100 can maintain the tilt angle of the main rotors 200R and 200L at 80 degrees according to the correction signal, thereby maintaining the position even in the windy environment of the vertical take-off and landing aircraft 10, can do.
  • the tilt angle of the main rotor 200R, 200L according to the main rotor tilt angle mapping data 610A described above does not take into consideration the influence of wind, when the wind is blown around the vertical takeoff and landing navigation body 10,
  • the tilt angle of the main rotor 200R or 200L according to the angle mapping data 610A needs to be appropriately adjusted in accordance with the correction signal.
  • the flight controller 100 can control the steering angle of the vertical take-off and landing vehicle 10 by changing the pitch attitude angle of the vertical take-off landing vehicle 10 by the second pitch attitude angle in the direction of lowering the nose of the vertical take-
  • the tilt angle of the main rotor 200R or 200L which is corrected in accordance with the correction signal of the tilt angle based on the current speed of the vertical take-off and landing vehicle 10 and the current tilt angle of the main rotor 200R or 200L
  • the tilt angle mapping data can be updated as the mapping data 610B so that the angle decreases (for example, the correction angle becomes 0 degrees).
  • the tilt angle according to the first mapping data 610A is about 90 degrees, but the tilt angle according to the second mapping data 610B is about 70 degrees.
  • the tilting angle of the main rotor 200R or 200L may be smaller than the tilting angle of the main rotor 200R or 200L when the wind is not blowing.
  • the tilting command of the main rotor 200R or 200L is automatically generated based on the vertical posture control signal at a low speed condition in which it is difficult to directly measure the wind speed, so that the main rotors 200R and 200L ) Can be actively compensated for.
  • the embodiments of the present invention described above can be embodied in the form of a computer program that can be executed on various components on a computer, and the computer program can be recorded on a computer-readable medium.
  • the medium may be a computer-executable program. Examples of the medium include a magnetic medium such as a hard disk, a floppy disk and a magnetic tape, an optical recording medium such as CD-ROM and DVD, a magneto-optical medium such as a floptical disk, And program instructions including ROM, RAM, flash memory, and the like.
  • the computer program may be designed and configured specifically for the present invention or may be known and used by those skilled in the computer software field.
  • Examples of computer programs may include machine language code such as those produced by a compiler, as well as high-level language code that may be executed by a computer using an interpreter or the like.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

본 발명의 일 실시예에 따른 저속비행 상태에서, 세로 자세 제어 신호에 기초하여 메인로터의 틸트 각도를 제어하는 수직 이착륙 비행체의 비행 컨트롤러는 상기 수직 이착륙 비행체의 피치 자세각을 제1 피치 자세각만큼 변경시키는 세로 자세 제어 신호를 포함하는 비행체의 조종 신호를 획득한 경우, 상기 제1 피치 자세각을 참조하여 메인로터의 틸트 각도를 결정하고, 상기 결정된 틸트 각도에 기초하여 상기 메인로터의 틸트 각도 제어 신호를 생성할 수 있다.

Description

저속비행상태에서 세로 자세 제어 신호에 기초하여 메인로터의 틸트 각도를 제어하는 방법 및 컴퓨터 프로그램과 수직 이착륙 비행체
본 발명의 실시예들은 저속 비행상태에서 세로 자세 제어 신호에 기초하여 메인로터의 틸트각도를 제어하는 방법 및 컴퓨터 프로그램과 수직 이착륙 비행에 관한 것이다.
일반적으로 사용되는 항공기의 대기속도계는 소정의 임계속도(가령 60km/h) 이상의 고속비행에서만 정확한 속도측정이 가능하다. 그 이하의 속도를 측정하기 위해서 헬리콥터는 일반적으로 GPS기반의 관성속도를 사용하며, 고정익 항공기는 별도의 관성속도계를 갖추지 않는 경우가 많다.
관성속도계는 정지비행과 같은 저속뿐만 아니라 고속비행에서도 속도측정이 가능하지만, 위치를 기준으로 속도를 측정하므로 바람이 있는 경우 실제 대기속도를 측정할 수 없어서 비행 특성의 파악에 사용될 수 없다. 반면 대기속도계는 앞서 서술한 바와 같이 측정이 가능한 최소속도가 제한되어있지만 실속 속도등 비행특성에 영향을 주는 동압속도를 직접적으로 측정할 수 있어서 비행 특성의 파악에 사용될 수 있다.
속도에 따라 추력을 발생시키는 메인로터의 방향을 전환할 수 있는 틸트로터 혹은 틸트덕트 수직이착륙 무인기의 경우 대기속도에 따라 메인로터의 방향을 제어하여 추력의 방향을 자동적으로 변경하도록 설계된다.
그러나, 대기속도를 측정하기 어려운 정지속도 부근의 저속구간에서는 상술한 이유로, GPS기반의 관성속도를 사용할 수밖에 없는데 바람의 세기에 따라 실제 대기속도와 관성속도는 매우 큰 차이가 발생한다.
따라서 바람이 부는 경우에 대기속도가 변화해서 비행체의 메인로터를 적절히 기울여주어야 하는데 관성속도는 바람의 속도를 반영하지 않으므로 관성속도에 따를 경우 메인로터의 틸트가 이루어지지 않는다. 따라서 바람이 부는 환경에서 운용되는 관성속도에 기반한 시스템에 있어서, 메인로터의 틸트각을 자동 제어할 수 있는 방안의 필요성이 대두되고 있다.
본 발명은 수직 이착륙 비행체의 세로 자세 제어 신호, 특히 기수가 내려가는 방향으로 피치 자세각을 변경시키는 명령에 메인로터의 틸트 제어를 연동시켜 수직 이착륙 비행체의 안정적인 저속비행이 가능하도록 하고자 한다.
특히 본 발명은 바람이 강하게 불거나, 바람의 세기가 시간의 흐름에 따라 변하는 환경에서도 수직 이착륙 비행체가 안정적으로 호버링이 가능하도록 하고자 한다.
또한 본 발명은 바람속도를 직접 측정하기 어려운 저속 조건에서 세로 자세 제어 신호에 기초하여 자동적으로 메인로터의 틸트명령을 발생시킴으로써 바람에 의한 대기속도변화에 따라 메인로터의 틸트각이 능동적으로 보상될 수 있도록 하고자 한다.
본 발명의 일 실시예에 따른 저속비행 상태에서 세로 자세 제어 신호에 기초하여 메인로터의 틸트 각도를 제어하는 수직 이착륙 비행체는, 비행 컨트롤러가 생성한 틸트 각도 제어 신호에 기초하여 틸트 각도가 변경되고, 상기 수직 이착륙 비행체의 추력을 발생시키는 적어도 하나의 메인로터; 피치 자세각 제어 신호에 기초하여 상기 수직 이착륙 비행체의 피치 자세각 (Pitch Attitute Angle)을 변경시키는 보조로터; 및 상기 수직 이착륙 비행체의 조종 신호에 기초하여 상기 틸트 각도 제어 신호 및 상기 피치 자세각 제어 신호를 생성하는 비행 컨트롤러;를 포함할 수 있다.
상기 비행 컨트롤러는 상기 수직 이착륙 비행체의 피치 자세각을 제1 피치 자세각만큼 변경시키는 세로 자세 제어 신호를 포함하는 비행체의 조종 신호를 획득한 경우, 상기 제1 피치 자세각을 참조하여 상기 메인로터의 틸트 각도를 결정하고, 상기 결정된 틸트 각도에 기초하여 상기 메인로터의 틸트 각도 제어 신호를 생성할 수 있다.
상기 비행 컨트롤러는 상기 수직 이착륙 비행체의 속도가 소정의 임계 속도 이하인 경우에만 상기 피치 자세각을 제1 피치 자세각만큼 변경시키는 세로 자세 제어 신호에 대응하여 상기 메인로터의 틸트 각도 제어 신호를 생성할 수 있다.
상기 수직 이착륙 비행체의 헤딩(Heading) 방향과 상기 수직 이착륙 비행체에 대한 맞바람의 진행 방향은 서로 대향할 수 있다. 이때 상기 맞바람의 세기가 클 수록, 상기 수직 이착륙 비행체의 기수가 내려가는 방향으로 변경되는 피치 자세각이 클 수 있다.
상기 비행 컨트롤러는 상기 기수가 내려가는 방향으로 변경되는 피치 자세각이 클 수록, 상기 메인로터의 회전축이 지면과 평행에 가깝도록 상기 메인로터를 틸트시키는 메인로터의 제어 신호를 생성할 수 있다.
상기 기수가 내려가는 방향으로 변경되는 피치 자세각과 상기 메인로터의 틸트 각도는 선형 혹은 비선형관계일 수 있다.
상기 비행 컨트롤러는 기 설정된 비행체 속도-메인로터 틸트 각도 매핑 데이터(Mapping data)에 기초하여 상기 메인로터의 틸트 각도의 보정각을 포함하는 보정신호를 생성할 수 있다.
상기 비행 컨트롤러는 상기 수직 이착륙 비행체의 피치 자세각을 상기 수직 이착륙 비행체의 기수를 내리는 방향으로 제2 피치 자세각만큼 변경시키는 비행체의 조종 신호를 획득한 경우, 상기 수직 이착륙 비행체의 현재 속도 및 상기 메인로터의 현재 틸트 각도에 기초하여, 상기 틸트 각도의 보정신호에 따라 보정되는 상기 메인로터의 틸트 각도의 보정각이 감소하도록 상기 틸트 각도 매핑 데이터를 갱신할 수 있다.
상기 비행 컨트롤러는 상기 제1 피치 자세각을 참조하여 결정된 상기 메인로터의 틸트 각도 및 상기 보정각에 기초하여, 상기 메인로터의 틸트 각도를 제어할 수 있다.
상기 피치 자세각 제어 신호는 상기 보조로터의 회전수를 제어하는 신호 및 상기 보조로터의 콜렉티브 피치각(Collective Pitch Angle)을 제어하는 신호 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.
상기 피치 자세각 제어 신호는 상기 메인로터의 싸이클릭 피치각(Cyclic Pitch Angle)을 제어하는 신호를 포함할 수 있다.
상기 피치 자세각 제어 신호는 상기 메인로터의 베인(Vane) 조종면의 각도를 제어하는 신호를 포함할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 저속비행 상태에서, 세로 자세 제어 신호에 기초하여 메인로터의 틸트 각도를 제어하는 수직 이착륙 비행체의 제어 방법은, 상기 수직 이착륙 비행체의 피치 자세각을 제1 피치 자세각만큼 변경시키는 세로 자세 제어 신호를 포함하는 비행체의 조종 신호를 획득하는 단계; 상기 세로 자세 제어 신호에 기초하여 상기 수직 이착륙 비행체의 피치 자세각 (Pitch Attitude Angle)을 변경시키기 위한 피치 자세각 제어 신호를 생성하는 단계; 및 상기 제1 피치 자세각을 참조하여 메인로터의 틸트 각도를 결정하고, 상기 결정된 틸트 각도에 기초하여 상기 메인로터의 틸트 각도 제어 신호를 생성하는 단계;를 포함할 수 있다.
상기 메인로터의 틸트 각도 제어 신호를 생성하는 단계는 상기 수직 이착륙 비행체의 속도가 소정의 임계 속도 이하인 경우에만 상기 피치 자세각을 제1 피치 자세각만큼 변경시키는 세로 자세 제어 신호에 대응하여 상기 메인로터의 틸트 각도 제어 신호를 생성할 수 있다.
상기 수직 이착륙 비행체의 헤딩(Heading) 방향과 상기 수직 이착륙 비행체에 대한 맞바람의 진행 방향은 서로 대향할 수 있다. 이때 상기 맞바람의 세기가 클 수록, 상기 수직 이착륙 비행체의 기수가 내려가는 방향으로 변경되는 피치 자세각이 클 수 있다.
상기 메인로터의 틸트 각도 제어 신호를 생성하는 단계는 상기 기수가 내려가는 방향으로 변경되는 피치 자세각이 클 수록, 상기 메인로터의 회전축이 지면과 평행에 가깝도록 상기 메인로터를 틸트시키는 메인로터의 제어 신호를 생성할 수 있다.
상기 기수가 내려가는 방향으로 변경되는 피치 자세각과 상기 메인로터의 틸트 각도는 선형 혹은 비선형관계일 수 있다.
상기 수직 이착륙 비행체의 제어 방법은 상기 메인로터의 틸트 각도 제어 신호를 생성하는 단계 이후에, 기 설정된 비행체 속도-메인로터 틸트 각도 매핑 데이터(Mapping data)에 기초하여 상기 메인로터의 틸트 각도의 보정각을 포함하는 보정신호를 생성하는 단계;를 더 포함할 수 있다.
상기 보정신호를 생성하는 단계는 상기 수직 이착륙 비행체의 피치 자세각을 상기 수직 이착륙 비행체의 기수를 내리는 방향으로 제2 피치 자세각만큼 변경시키는 비행체의 조종 신호를 획득한 경우, 상기 수직 이착륙 비행체의 현재 속도 및 상기 메인로터의 현재 틸트 각도에 기초하여, 상기 틸트 각도의 보정신호에 따라 보정되는 상기 메인로터의 틸트 각도의 보정각이 감소하도록 상기 틸트 각도 매핑 데이터를 갱신하는 단계;를 포함할 수 있다.
상기 보정신호를 생성하는 단계는 상기 제1 피치 자세각을 참조하여 결정된 상기 메인로터의 틸트 각도 및 상기 보정각에 기초하여, 상기 메인로터의 틸트 각도를 제어할 수 있다.
상기 피치 자세각 제어 신호는 보조로터의 회전수를 제어하는 신호 및 상기 보조로터의 콜렉티브 피치각(Collective Pitch Angle)을 제어하는 신호 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.
상기 피치 자세각 제어 신호는 상기 메인로터의 싸이클릭 피치각(Cyclic Pitch Angel)을 제어하는 신호를 포함할 수 있다.
상기 피치 자세각 제어 신호는 상기 메인로터의 베인(Vane) 조종면의 각도를 제어하는 신호를 포함할 수 있다.
본 발명의 실시 예들에 따르면, 수직 이착륙 비행체의 세로 자세 제어 신호, 특히 기수가 내려가는 방향으로 피치 자세각을 변경시키는 명령에 메인로터의 틸트 제어를 연동시켜 수직 이착륙 비행체의 안정적인 호버링과 저속비행이 가능하도록 할 수 있다.
또한 바람이 강하게 불거나, 시간의 흐름에 따라 바람의 세기가 변하는 환경에서도 수직 이착륙 비행체가 안정적으로 호버링이 가능하도록 할 수 있다.
또한 바람속도를 직접 측정하기 어려운 저속 조건에서 세로 자세 제어 신호에 기초하여 자동적으로 메인로터의 틸트명령을 발생시킴으로써 바람에 의한 대기속도변화에 따라 메인로터 틸트각이 능동적으로 보상될 수 있도록 할 수 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 수직 이착륙 비행체를 개략적으로 도시한 도면이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러의 구성을 개략적으로 도시한 도면이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 수직 이착륙 비행체가 호버링 하는 환경의 예시이다.
도 4a 및 도 4b는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러가 다양한 환경에서 메인로터를 틸트시키는 방법을 설명하기 위한 도면이다.
도 5a는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 속도-메인로터 틸트 각도 매핑 데이터(Mapping data)의 예시를 도시한 도면이다.
도 5b는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러에 의해서 갱신된 비행체 속도-메인로터 틸트 각도 매핑 데이터(Mapping data)의 예시를 도시한 도면이다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러에 의해 수행되는 수직 이착륙 비행체의 제어 방법을 설명하기 위한 도면이다.
본 발명의 일 실시예에 따른 저속비행 상태에서, 세로 자세 제어 신호에 기초하여 메인로터의 틸트 각도를 제어하는 수직 이착륙 비행체는, 비행 컨트롤러가 생성한 틸트 각도 제어 신호에 기초하여 틸트 각도가 변경되고, 상기 수직 이착륙 비행체의 추력을 발생시키는 적어도 하나의 메인로터; 피치 자세각 제어 신호에 기초하여 상기 수직 이착륙 비행체의 피치 자세각 (Pitch Attitute Angle)을 변경시키는 보조로터; 및 상기 수직 이착륙 비행체의 조종 신호에 기초하여 상기 틸트 각도 제어 신호 및 상기 피치 자세각 제어 신호를 생성하는 비행 컨트롤러;를 포함하고, 상기 비행 컨트롤러는 상기 수직 이착륙 비행체의 피치 자세각을 제1 피치 자세각만큼 변경시키는 세로 자세 제어 신호를 포함하는 비행체의 조종 신호를 획득한 경우, 상기 제1 피치 자세각을 참조하여 상기 메인로터의 틸트 각도를 결정하고, 상기 결정된 틸트 각도에 기초하여 상기 메인로터의 틸트 각도 제어 신호를 생성할 수 있다.
본 발명은 다양한 변환을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세하게 설명하고자 한다. 본 발명의 효과 및 특징, 그리고 그것들을 달성하는 방법은 도면과 함께 상세하게 후술되어 있는 실시예들을 참조하면 명확해질 것이다. 그러나 본 발명은 이하에서 개시되는 실시예들에 한정되는 것이 아니라 다양한 형태로 구현될 수 있다.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예들을 상세히 설명하기로 하며, 도면을 참조하여 설명할 때 동일하거나 대응하는 구성 요소는 동일한 도면부호를 부여하고 이에 대한 중복되는 설명은 생략하기로 한다.
이하의 실시예에서, 제1, 제2 등의 용어는 한정적인 의미가 아니라 하나의 구성 요소를 다른 구성 요소와 구별하는 목적으로 사용되었다. 이하의 실시예에서, 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 이하의 실시예에서, 포함하다 또는 가지다 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 또는 구성요소가 존재함을 의미하는 것이고, 하나 이상의 다른 특징들 또는 구성요소가 부가될 가능성을 미리 배제하는 것은 아니다. 도면에서는 설명의 편의를 위하여 구성 요소들이 그 크기가 과장 또는 축소될 수 있다. 예컨대, 도면에서 나타난 각 구성의 크기 및 형태는 설명의 편의를 위해 임의로 나타내었으므로, 본 발명이 반드시 도시된 바에 한정되지 않는다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 수직 이착륙 비행체(10)를 개략적으로 도시한 도면이다.
본 발명에서 '수직 이착륙 비행체'(10)는 지면과 수직인 방향으로 이륙 및/또는 착륙이 가능한 다양한 형태의 비행체를 의미할 수 있다. 가령 수직 이착륙 비행체(10)는 도 1에 도시된 바와 같이 두 개의 메인로터(200R, 200L)와 보조로터(300) 그리고 이들을 제어하는 비행 컨트롤러(100)를 포함하는 비행체와 유사한 형태의 비행체일 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 메인로터(200R, 200L)는 비행 컨트롤러(100)가 생성한 틸트 각도 제어 신호에 기초하여 틸트 각도가 변경될 수 있다. 이때 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도는 메인로터(200R, 200L)의 회전축 벡터(410) 방향으로 정의될 수 있다.
가령 도 1의 경우 메인로터(200R, 200L)의 회전 면은 X'-Y' 평면에 해당할 수 있고, 이에 따라 회전축 벡터(410)는 +Z' 방향이며 따라서 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도는 90도에 해당할 수 있다.
한편 수직 이착륙 비행체(10)가 고속으로 비행하는 경우, 메인로터(200R, 200L)의 회전 면은 Y'-Z' 평면에 해당할 수 있고, 이에 따라 회전축 벡터는 +X' 방향이며 따라서 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도는 0도에 해당할 수 있다.
이때 X', Y', Z' 좌표계는 상대좌표계로, 수직 이착륙 비행체(10)를 기준으로 한 좌표계 일 수 있으며, 상술한 바와 같이 회전축 벡터(410)를 기준으로 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도를 정의하는 것은 예시적인 것으로, 본 발명의 사상이 이에 한정되는 것은 아니다.
본 발명의 일 실시예에 따른 메인로터(200R, 200L)는 비행 컨트롤러(100)가 생성한 틸트 각도 제어 신호에 따른 틸트 각도의 방향으로 수직 이착륙 비행체(10)의 추력(Thrust)을 발생시킬 수 있다. 이때 '추력'은 수직 이착륙 비행체(10)를 수직 이착륙 비행체(10)가 이동하는 방향으로 밀어붙이는 힘을 의미하는 것으로, 메인로터(200R, 200L)의 회전에 의해 생기는 추진력을 의미할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 메인로터(200R, 200L)는 후술하는 보조로터(300)에 갈음하여 또는 보조로터(300)와 함께 싸이클릭 피치각(Cyclic Pitch Angle) 조절부(미도시) 및 베인 조종면 각도 조절부(미도시) 중 적어도 하나를 포함할 수 있다. 이러한 싸이클릭 피치 조절부 및 베인 조종면(미도시) 각도 조절부(미도시)는 후술하는 피치 자세각 제어신호에 기초하여 동작할 수 있다. 이에 대한 상세한 설명은 후술한다.
이와 같은 메인로터(200R, 200L)는 수직 이착륙 비행체(10)의 형태에 따라 두 개일수도 있고, 한 개 일수도 있고 복수개 일 수도 있다. 다만 이하에서는 설명의 편의를 위하여 도 1에 도시된 바와 같이 메인로터(200R, 200L)가 두 개인 것을 전제로 설명한다.
본 발명의 일 실시예에 따른 보조로터(300)는 세로 자세 제어 신호에 기초하여 수직 이착륙 비행체(10)의 피치 자세각 (Pitch Attitude Angle)을 변경시킬 수 있다.
본 발명에서 '수직 이착륙 비행체(10)의 피치 자세각(Pitch Attitude Angle)'은 지면을 기준으로 수직 이착륙 비행체(10)가 기울어진 정도를 의미할 수 있다. 가령 피치 자세각이 0도인 경우 수직 이착륙 비행체(10)가 지면에 평행한 상태를 의미할 수 있다. 또한 피치 자세각이 수직 이착륙 비행체(10)의 기수가 내려가는 방향으로 10도인 경우, 수직 이착륙 비행체(10)의 앞부분이 뒷부분 보다 낮은 상태를 의미할 수 있다. 본 발명에서 '기수'는 비행기의 앞부분을 의미할 수 있다.
한편 보조로터(300)가 빠르게 회전하는 경우, 보조로터(300)에 의해 발생하는 추력이 증가하고, 이에 따라 수직 이착륙 비행체(10)의 기수가 내려가는 방향으로의 피치 자세각이 증가할 수 있다.
또한 보조로터(300)가 상대적으로 느리게 회전하는 경우, 보조로터(300)에 의해 발생하는 추력이 감소하고, 이에 따라 수직 이착륙 비행체(10)의 기수가 내려가는 방향으로의 피치 자세각이 감소할 수 있다.
한편 본 발명의 일 실시예에 따른 보조로터(300)는 보조로터(300)의 콜렉티브 피치각을 조절하기 위한 콜렉티브 피치각 조절부(미도시)를 더 포함할 수 있다. 이러한 콜렉티브 피치각 조절부(미도시)는 피치 자세각 제어신호에 따라 보조로터(300)의 콜렉티브 피치각을 조절할 수 있다. 가령 보조로터(300)의 콜렉티브 피치각이 증가하는 경우, 보조로터(300)에 의해 발생하는 추력이 증가하고, 이에 따라 수직 이착륙 비행체(10)의 기수가 내려가는 방향으로의 피치 자세각이 증가할 수 있다.
또한 보조로터(300)의 콜렉티브 피치각이 상대적으로 감소하는 경우, 보조로터(300)에 의해 발생하는 추력이 감소하고, 이에 따라 수직 이착륙 비행체(10)의 기수가 내려가는 방향으로의 피치 자세각이 감소할 수 있다.
한편 본 발명의 다른 실시예에 따른 수직 이착륙 비행체(10)는 이와 같은 보조로터(300)에 갈음하여 또는 보조로터(300)와 함께 메인로터(200R, 200L)의 싸이클릭 피치각(Cyclic Pitch Angle) 조절부(미도시) 및 메인로터(200R, 200L)의 베인 조종면 각도 조절부(미도시) 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.
이러한 싸이클릭 피치 조절부(미도시) 및 베인 조종면(미도시) 각도 조절부(미도시)는 전술한 보조로터(300)와 함께 또는 보조로터(300)에 갈음하여 피치 자세각 제어신호에 기초하여 수직 이착륙 비행체(10)의 피치 자세각을 조절할 수 있다.
다만 이하에서는 설명의 편의를 위하여 보조로터(300)에 의해 수직 이착륙 비행체(10)의 피치 자세각이 조절되는 것을 전제로 설명한다.
본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 수직 이착륙 비행체(10)의 비행을 위한 다양한 동작을 수행할 수 있다. 가령 비행 컨트롤러(100)는 수직 이착륙 비행체(10)의 현재 위치와 기 설정된 비행 스케쥴을 비교하여, 수직 이착륙 비행체(10)가 비행 스케쥴 대로 비행할 수 있도록 제어할 수 있다. 또한 비행 컨트롤러(100)는 사용자로부터 수직 이착륙 비행체(10)의 조종 신호를 수신하고, 이에 기초하여 수직 이착륙 비행체(10)를 제어할 수 있다. 또한 비행 컨트롤러(100)는 다양한 상황에서 전술한 메인로터(200R, 200L) 및 보조로터(300)를 제어할 수 있다.
또한 본 발명이 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 수직 이착륙 비행체(10)의 헤딩(Heading) 방향과 수직 이착륙 비행체에 대한 맞바람(500)의 진행 방향이 서로 대향하도록 수직 이착륙 비행체(10)를 제어할 수 있다.
다만 이하에서는 설명의 편의를 위하여 수직 이착륙 비행체(10)가 저속비행 상태에서 비행 컨트롤러(100)가 전술한 메인로터(200R, 200L) 및/또는 보조로터(300)를 제어하는 내용을 중심으로 설명한다.
한편 본 발명에서 '저속비행 상태'는 이륙 및/또는 착륙을 위해 호버링(Hovering)하는 상태, 소정의 목적을 위하여 공중에 정지해 있거나 낮은 속도로 이동하는 상태를 모두 포함할 수 있다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)의 구성을 개략적으로 도시한 도면이다.
본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 도 2에 도시된 바와 같이 메모리(110), 프로세서(120), 통신 모듈(130) 그리고 입출력 인터페이스(140)를 포함할 수 있다.
메모리(110)는 컴퓨터에서 판독 가능한 기록 매체로서, RAM(Random Access Memory), ROM(Read Only Memory) 및 디스크 드라이브와 같은 비소멸성 대용량 기록장치(Permanent Mass Storage Device)를 포함할 수 있다. 또한, 메모리(110)에는 운영체제와 적어도 하나의 프로그램 코드가 저장될 수 있다.
프로세서(120)는 기본적인 산술, 로직 및 입출력 연산을 수행함으로써, 컴퓨터 프로그램의 명령을 처리하도록 구성될 수 있다. 명령은 메모리(110) 또는 통신 모듈(130)에 의해 프로세서(120)로 제공될 수 있다. 예를 들어 프로세서(120)는 메모리(110)와 같은 기록 장치에 저장된 프로그램 코드에 따라 수신되는 명령을 실행하도록 구성될 수 있다.
통신 모듈(130)은 사용자 단말(미도시) 등과 같은 외부 장치와 서로 통신하기 위한 기능을 제공할 수 있다. 일례로, 통신 모듈(130)은 사용자 단말(미도시)로부터 수직 이착륙 비행체(10)의 조종을 위한 신호를 수신하여 프로세서(120)에 전달할 수 있다.
입출력 인터페이스(140)는 입출력 장치와의 인터페이스를 위한 수단일 수 있다. 이때 입력 장치는 예를 들어 수직 이착륙 비행체(10)의 비행 상태를 파악하기 위한 다양한 센서를 포함할 수 있다. 가령 입력 장치는 수직 이착륙 비행체(10)의 비행 위치를 파악하기 위한 GPS센서, 고도계, 지자기 센서 등을 포함할 수 있다.
한편 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 세로 자세 제어 신호에 기초하여 메인로터의 틸트 각도를 제어하기 위해, 메인로터(200L, 200R) 및 보조로터(300)와 연결될 수 있다. 비행 컨트롤러(100)는 메인로터(200L, 200R) 및 보조로터(300) 각각을 제어하기 위한 제어 신호를 생성하고 이를 각각에 전달할 수 있다.
이하에서는 도 3 내지 도 6을 통하여, 비행 컨트롤러(100)가 호버링 상태에서 세로 자세 제어 신호에 기초하여 메인로터(200L, 200R) 및 보조로터(300) 각각을 제어하기 위한 제어 신호를 생성하는 방법을 중심으로 설명한다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 수직 이착륙 비행체(10)가 호버링 하는 환경의 예시이다.
이하 도 4a 내지 도 6에서는 설명의 편의를 위하여 수직 이착륙 비행체(10)가 도 3에 도시된 바와 같이 착륙을 위해 호버링 하고 있으며, 수직 이착륙 비행체(10)의 헤딩(Heading) 방향(+X 방향)과 수직 이착륙 비행체에 대한 맞바람(500)의 진행 방향(-X 방향)은 서로 대향하는 것을 전제로 설명한다. 바꾸어 말하면 X-Y 평면상에서, 수직 이착륙 비행체(10)의 기수 방향(+X 방향)과 맞바람(500)의 진행 방향(-X 방향)은 180도 차이가 있는 것을 전제로 설명한다.
한편 도 3 내지 도 4b에서 도시하는 X, Y, Z 좌표계는 지면을 기준으로 하는 절대좌표계로, 수직 이착륙 비행체(10)를 기준으로 한 X', Y', Z' 좌표계(도 1에서 설명함)와는 상이한 좌표계일 수 있다.
전술한 가정 하에, 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 수직 이착륙 비행체(10)의 피치 자세각을 제1 피치 자세각만큼 변경시키는 세로 자세 제어 신호를 포함하는 비행체의 조종 신호를 획득한 경우, 제1 피치 자세각을 참조하여 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도를 결정하고, 결정된 틸트 각도에 기초하여 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도 제어 신호를 생성할 수 있다.
본 발명에서 '비행체의 조종 신호'는 수직 이착륙 비행체(10)를 조종하기 위한 신호로, 사용자 단말(미도시)로부터 수신되는 것일 수도 있고, 기 설정된 비행 스케쥴에 따라 비행 컨트롤러(100)에 의해 발생되는 것일 수도 있다.
이와 같은 비행체의 조종 신호는 비행체의 가로 방향의 자세를 제어하는 신호와 세로 방향의 자세를 제어하는 신호를 포함할 수 있다.
가령 가로 방향의 자세를 제어하는 신호는 가로 방향으로의 속도를 제어하는 신호, 가로 방향으로의 회전 방향을 제어하는 신호 등을 포함할 수 있다. 한편 세로 방향의 자세를 제어하는 신호는 세로 방향의 속도를 제어하는 신호, 수직 이착륙 비행체(10)의 피치 자세각을 변경시키는 신호 등을 포함할 수 있다. 다만 이는 예시적인 것으로 비행체의 조종 신호는 전술한 신호 외에 다양한 신호를 더 포함하거나, 전술한 신호 중 적어도 일부를 포함하지 않을 수 있다.
한편 비행체의 조종 신호는 맞바람(500)의 세기가 클 수록, 수직 이착륙 비행체(10)의 기수가 내려가는 방향으로 변경되는 피치 자세각이 크도록 하는 세로 자세 제어 신호를 포함할 수 있다.
바꾸어 말하면, 사용자 또는 비행 컨트롤러(100)는 호버링 상태의 유지를 위해서 맞바람(500)이 클 수록 수직 이착륙 비행체(10)의 기수가 내려가도록, 즉 수직 이착륙 비행체(10)의 앞부분이 뒷부분 보다 낮은 상태가 되도록 할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 기수가 내려가는 방향으로 변경되는 피치 자세각이 클 수록, 메인로터(200R, 200L)의 회전축이 지면과 평행에 가깝도록 메인로터(200R, 200L)를 틸트시키는 메인로터의 제어 신호를 생성할 수 있다. 이때 컨트롤러(100)는 기수가 내려가는 방향으로 변경되는 피치 자세각과 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도가 선형 혹은 비선형 관계를 만족하도록, 메인로터(200)를 틸트시키는 제어 신호를 생성할 수 있다.
도 4a 및 도 4b는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)가 다양한 환경에서 메인로터(200R)를 틸트시키는 방법을 설명하기 위한 도면이다.
설명의 편의를 위하여 수직 이착륙 비행체(10)가 도 3에 도시된 바와 같이 착륙하기 위해 호버링 하고 있으며, 수직 이착륙 비행체(10)의 헤딩(Heading) 방향과 수직 이착륙 비행체에 대한 맞바람(500A, 500B)의 진행 방향은 서로 대향하는 것을 전제로 설명한다. 또한 도 4b의 맞바람(500B)이 도 4a의 맞바람(500A) 보다 강한 것을 전제로 설명한다.
전술한 가정 하에 도 4a를 살펴보면, 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 맞바람(500A)에 대항하여 호버링 상태를 유지하기 위해서 수직 이착륙 비행체(10)의 기수가 내려가도록 보조로터(300)를 제어할 수 있다.
이때 비행 컨트롤러(100)는 보조로터(300)의 회전수 혹은 콜렉티브 피치각을 증가시켜, 보조로터(300)에 의해 발생하는 추력(310A)을 증가시키고, 이에 따라 수직 이착륙 비행체(10)가 피치 자세각(420A)을 갖도록 할 수 있다.
한편 전술한 바와 같이 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 기수가 내려가는 방향으로 변경되는 피치 자세각(420A)이 클 수록, 메인로터(200R)의 회전축이 지면과 평행에 가깝도록메인로터(200R)를 틸트시킬 수 있다.
바꾸어 말하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 피치 자세각(420A)이 클 수록 틸트 각도(411A)가 감소 하도록 메인로터(200R)의 틸트 각도를 제어할 수 있다. 이때 틸트 각도(411A)는 도 1에서 설명한 바와 같이 X', Y', Z' 좌표계에서 메인로터(200R)의 회전 축 벡터(410A)의 방향으로 정의되는 각을 의미할 수 있다.
메인로터(200R)는 변경된 틸트 각도(411A)에 따라 추력(210RA)을 발생시켜 수직 이착륙 비행체(10)가 안정적으로 호버링 하도록 할 수 있다.
한편 도 4a와 대비하여 도 4b를 살펴보면, 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 더 강한 맞바람(500B)에 대항하여 호버링 상태를 유지하기 위해서 수직 이착륙 비행체(10)의 기수가 더 내려가도록 보조로터(300)를 제어할 수 있다.
이때 비행 컨트롤러(100)는 보조로터(300)의 회전수 혹은 콜렉티브 피치각을 증가시켜, 보조로터(300)에 의해 발생하는 추력(310B)을 도 4a의 추력(310A) 보다 증가시키고, 이에 따라 수직 이착륙 비행체(10)가 더 큰 피치 자세각(420B)을 갖도록 할 수 있다.
한편 전술한 바와 같이 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 기수가 내려가는 방향으로 변경되는 피치 자세각(420B)이 클 수록, 메인로터(200R)의 회전축이 지면과 평행에 가깝도록메인로터(200R)를 틸트시킬 수 있다.
바꾸어 말하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 피치 자세각(420B)이 클 수록 틸트 각도(411B)가 감소 하도록 메인로터(200R)의 틸트 각도를 제어할 수 있다. 이때 틸트 각도(411B)는 도 1에서 설명한 바와 같이 X', Y', Z' 좌표계에서 메인로터(200R) 회전축 벡터(410B) 방향으로 정의되는 각을 의미할 수 있다.
메인로터(200R)는 더 작은 틸트 각도(411B)에 따라 추력(210RB)을 발생시켜 수직 이착륙 비행체(10)가 강한 바람(500B)에도 안정적으로 호버링 하도록 할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 수직 이착륙 비행체(10)의 속도가 소정의 임계 속도 이하인 경우에만 도 4a 및 도 4b에서 설명한 동작을 수행할 수 있다. 바꾸어 말하면 본 발명이 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 수직 이착륙 비행체(10)가 이륙, 착륙 등 비행 위치를 일정하게 유지해야 할 필요가 있는 경우, 혹은 원하는 속도로 비행할 경우, 세로 자세 제어 신호에 대응하여 메인로터의 틸트 각도 제어 신호를 생성할 수 있다.
또한 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 좌측 메인로터(200L)에 대해서도 전술한 도 4a 및 도 4b에서 설명한 내용에 따른 제어를 수행할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 기 설정된 비행체 속도-메인로터 틸트 각도 매핑 데이터(Mapping data)에 기초하여 메인로터(200)의 틸트 각도의 보정각을 포함하는 보정신호를 생성할 수 있다. 본 발명에서 '틸트 각도의 보정각'은 비행 컨트롤러(100) 전술한 과정에 의해서 산출한 틸트 각도를 보정하기 위한 각도일 수 있다. 또한 '비행체 속도-메인로터 틸트 각도 매핑 데이터'(Mapping data)는 비행체의 각 속도에서의 메인로터(200)의 틸트 각도를 포함하는 데이터 일 수 있다.
도 5a는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 속도-메인로터 틸트 각도 매핑 데이터(Mapping data)(610A)의 예시를 도시한 도면이다.
본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 수직 이착륙 비행체(10)의 속도를 확인하고, 비행체 속도-메인로터 틸트 각도 매핑 데이터(610A)를 참조하여, 해당 속도에서의 메인로터(200R, 200L)의 적정 틸트 각도를 확인할 수 있다. 가령 수직 이착륙 비행체(10)의 속도가 0km/h인 경우, 비행 컨트롤러(100)는 메인로터(200R, 200L)의 적정 틸트 각도를 90도로 확인할 수 있다.
이어서 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 비행체 속도-메인로터 틸트 각도 매핑 데이터(610A)에 따른 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도와 현재 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도를 비교하고, 양 틸트 각도 간의 차이각을 산출할 수 있다. 또한 비행 컨트롤러(100) 이러한 차이각에 기초하여 메인로터 틸트 각도의 보정각을 포함하는 보정신호를 생성할 수 있다.
가령 전술한 예시에서와 같이 수직 이착륙 비행체(10)의 속도가 0km/h인 경우, 비행 컨트롤러(100)는 메인로터(200R, 200L)의 적정 틸트 각도를 90도로 확인할 수 있다. 그러나 실제(현재) 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도가 80도인 경우, 비행 컨트롤러(100)는 양 각도간의 차이인 10도를 보정각으로 하는 보정신호를 생성할 수 있다. 그러나 전술한 메인로터 틸트 각도 매핑 데이터(610A)에 따른 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도는 바람이 없는 경우의 관성속도에 해당하는 맵핑데이터 이므로, 바람이 부는 경우에는 틸트 각도 매핑 데이터(610A)에 따른 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도는 적절하지 않을 수 있다.
따라서 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 수직 이착륙 비행체(10)의 피치 자세각을 수직 이착륙 비행체(10)의 기수를 내리는 방향으로 제2 피치 자세각만큼 변경시키는 비행체의 조종 신호를 획득한 경우, 수직 이착륙 비행체(10)의 현재 속도 및 메인로터(200R, 200L)의 현재 틸트 각도에 기초하여 틸트 각도의 보정신호에 따라 보정되는 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도의 보정각이 감소하도록 틸트 각도 매핑 데이터를 갱신할 수 있다.
도 5b는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)에 의해서 갱신된 비행체 속도-메인로터 틸트 각도 매핑 데이터(Mapping data)(610B)의 예시를 도시한 도면이다.
전술한 바와 같이 바람이 불지 않는 경우 수직 이착륙 비행체(10)의 매핑 데이터(610A)에 따른 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도는, 바람이 있는 경우 수직 이착륙 비행체(10)는 바람의 진행방향으로의 이동을 야기시킬 수 있다.
이에 따라 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 수직 이착륙 비행체(10)의 피치 자세각을 수직 이착륙 비행체(10)의 기수를 내리는 방향으로 제2 피치 자세각만큼 변경시키는 비행체의 조종 신호를 획득한 경우, 수직 이착륙 비행체(10)의 현재 속도 및 메인로터(200R, 200L)의 현재 틸트 각도에 기초하여 틸트 각도의 보정신호에 따라 보정되는 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도의 보정각이 감소하도록 틸트 각도 매핑 데이터를 도 5b에 도시된 매핑 데이터(610B)와 같이 갱신할 수 있다.
가령 바람이 부는 환경에서 수직 이착륙 비행체(10)의 속도를 0km/h으로 호버링을 유지하고 있는 경우, 비행 컨트롤러(100)는 매핑 데이터(610A)를 참조하여 메인로터(200R, 200L)의 적정 틸트 각도를 90도로 확인할 수 있다.
그러나 바람에 대항하여 호버링 위치를 유지하기 위해 피치 자세각 명령에 의해 실제(현재) 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도가 80도인 경우, 비행 컨트롤러(100)는 양 각도간의 차이인 10도를 보정각으로 하는 보정신호를 생성할 수 있다. 나아가 비행 컨트롤러(100)는 보정신호에 따라 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도가 80도가 되도록 제어할 수 있으며, 이에 따라 수직 이착륙 비행체(10)가 바람에 맞서 호버링을 할 수 있다. 만약 보정신호를 생성하지 않을 경우 지면속도가 0km/h 이므로 매핑 데이터에 의해 틸트각이 90도로 복원되어 바람에 밀리게 된다.
바꾸어 말하면 전술한 메인로터 틸트 각도 매핑 데이터(610A)에 따른 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도는 바람에 의한 대기속도를 고려하지 않은 관성속도에 의해 정의된 것이므로, 수직 이착륙 비행체(10)의 주변에 바람이 부는 경우, 틸트 각도 매핑 데이터(610A)에 따른 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도는 바람의 세기에 따라 적절하게 조절될 필요가 있다.
따라서 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 수직 이착륙 비행체(10)의 피치 자세각을 수직 이착륙 비행체(10)의 기수를 내리는 방향으로 제2 피치 자세각만큼 변경시키는 비행체의 조종 신호를 획득한 경우, 수직 이착륙 비행체(10)의 현재 속도 및 메인로터(200R, 200L)의 현재 틸트 각도에 기초하여 틸트 각도의 보정신호에 따라 보정되는 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도의 보정각이 감소하도록(가령 보정각이 0도가 되도록) 틸트 각도 매핑 데이터를 매핑 데이터(610B)와 같이 갱신할수 있다.
가령 비행체의 속도가 15km/h인 경우를 살펴보면, 첫 번째 매핑 데이터(610A)에 따른 틸트 각도는 대략 90도이지만, 두 번째 매핑 데이터(610B)에 따른 틸트 각도는 대략 70도 임을 확인할 수 있다. 즉 수직 이착륙 비행체(10)의 주변에 바람이 부는 경우, 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도는 바람이 불지 않을 때의 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도 보다 작을 수 있다.
이로써 본 발명은 주변 바람 환경의 변화에 능동적으로 대처하여, 수직 이착륙 비행체(10)가 보다 안정적으로 호버링 및 저속비행을 하도록 할 수 있다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)에 의해 수행되는 수직 이착륙 비행체(10)의 제어 방법을 설명하기 위한 도면이다. 이하에서는 도 1 내지 도 5b를 통해 설명한 내용과 중복하는 내용의 설명은 생략하되, 도 1 내지 도 5b를 함께 참조하여 설명한다.
본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 수직 이착륙 비행체(10)의 피치 자세각을 제1 피치 자세각만큼 변경시키는 세로 자세 제어 신호를 포함하는 비행체의 조종 신호를 획득할 수 있다.
본 발명에서 '비행체의 조종 신호'는 수직 이착륙 비행체(10)를 조종하기 위한 신호로, 사용자 단말(미도시)로부터 수신되는 것일 수도 있고, 기 설정된 비행 스케쥴에 따라 비행 컨트롤러(100)에 의해 발생되는 것일 수도 있다.
이와 같은 비행체의 조종 신호는 비행체의 가로 방향의 자세를 제어하는 신호와 세로 방향의 자세를 제어하는 신호를 포함할 수 있다.
가령 가로 방향의 자세를 제어하는 신호는 가로 방향으로의 속도를 제어하는 신호, 가로 방향으로의 롤 회전 방향을 제어하는 신호 등을 포함할 수 있다. 또한 비행체의 기수방위각을 바람이 부는 방향으로 변경시키기 위한 헤딩(heading) 방향을 제어하는 신호를 포함할 수 있다. 한편 세로 방향의 자세를 제어하는 신호는 세로 방향의 속도를 제어하는 신호, 수직 이착륙 비행체(10)의 피치 자세각을 변경시키는 신호 등을 포함할 수 있다. 다만 이는 예시적인 것으로 비행체의 조종 신호는 전술한 신호 외에 다양한 신호를 더 포함하거나, 전술한 신호 중 적어도 일부를 포함하지 않을 수 있다.
한편 비행체의 조종 신호는 맞바람(500)의 세기가 클 수록, 수직 이착륙 비행체(10)의 기수가 내려가는 방향으로 변경되는 피치 자세각이 크도록 하는 세로 자세 제어 신호를 포함할 수 있다.
따라서 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 호버링 상태의 유지를 위해서 바람이 클 수록 수직 이착륙 비행체(10)의 기수가 내려가도록 하기 위한 피치 자세각 제어 신호를 생성할 수 있다.
바꾸어 말하면 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 맞바람이 클 수록 수직 이착륙 비행체(10)의 앞부분이 뒷부분 보다 낮은 상태가 되도록 하는 피치 자세각 제어신호를 생성할 수 있다.
비행 컨트롤러에 의해 생성된 피치 자세각 제어 신호는 보조로터(300),로 전달되어 수직 이착륙 비행체(10)의 피치 자세각 조절에 사용될 수 있다. 이때 피치 자세각 제어 신호는 보조로터(300)의 회전수를 제어하는 신호 및 보조로터(300)의 콜렉티브 피치각(Collective Pitch Angle)을 제어하는 신호 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.
선택적 실시예에서 비행 컨트롤러에 의해 생성된 피치 자세각 제어 신호는 전술한 보조로터(300) 외에 메인로터(200R, 200L)로 전달되어 수직 이착륙 비행체(10)의 피치 자세각 조절에 사용될 수 있다. 이때 피치 자세각 제어 신호는 메인로터(200R, 200L)의 싸이클릭 피치각(Cyclic Pitch Angle)을 제어하는 신호 및 메인로터(200R, 200L)의 베인(Vane) 조종면의 각도를 제어하는 신호 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 전술한 제1 피치 자세각을 참조하여 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도를 결정하고, 결정된 틸트 각도에 기초하여 메인로터의 틸트 각도 제어 신호를 생성할 수 있다. 물론 생성된 메인로터의 틸트 각도 제어 신호는 메인로터(200R, 200L)로 전달되어 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도 제어에 사용될 수 있다. 이하에서는 도 4a 및 도 4b를 다시 참조하여 이를 보다 상세히 설명한다.
도 4a 및 도 4b는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)가 다양한 환경에서 메인로터(200R)를 틸트시키는 방법을 설명하기 위한 도면이다.
설명의 편의를 위하여 수직 이착륙 비행체(10)가 도 3에 도시된 바와 같이 착륙하기 위해 호버링 하고 있으며, 수직 이착륙 비행체(10)의 헤딩(Heading) 방향과 수직 이착륙 비행체에 대한 맞바람(500A, 500B)의 진행 방향은 서로 대향하는 것을 전제로 설명한다. 또한 도 4b의 맞바람(500B)이 도 4a의 맞바람(500A) 보다 강한 것을 전제로 설명한다.
전술한 가정 하에 도 4a를 살펴보면, 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 맞바람(500A)에 대항하여 호버링 상태를 유지하기 위해서 수직 이착륙 비행체(10)의 기수가 내려가도록 보조로터(300)를 제어할 수 있다.
이때 비행 컨트롤러(100)는 보조로터(300)의 회전수 혹은 콜렉티브 피치각을 증가시켜, 보조로터(300)에 의해 발생하는 추력(310A)을 증가시키고, 이에 따라 수직 이착륙 비행체(10)가 피치 자세각(420A)을 갖도록 할 수 있다.
한편 전술한 바와 같이 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 기수가 내려가는 방향으로 변경되는 피치 자세각(420A)이 클 수록, 메인로터(200R)의 회전축이 지면과 평행에 가깝도록 메인로터(200R)를 틸트시킬 수 있다.
바꾸어 말하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 피치 자세각(420A)이 클 수록 틸트 각도(411A)가 감소 하도록 메인로터(200R)의 틸트 각도를 제어할 수 있다. 이때 틸트 각도(411A)는 도 1에서 설명한 바와 같이 X', Y', Z' 좌표계에서 메인로터(200R) 회전 축 벡터(410A) 방향으로 정의되는 각을 의미할 수 있다.
메인로터(200R)는 변경된 틸트 각도(411A)에 따라 추력(210RA)을 발생시켜 수직 이착륙 비행체(10)가 안정적으로 호버링을 하도록 할 수 있다.
한편 도 4a와 대비하여 도 4b를 살펴보면, 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 더 강한 맞바람(500B)에 대항하여 호버링 상태를 유지하기 위해서 수직 이착륙 비행체(10)의 기수가 더 내려가도록 보조로터(300)를 제어할 수 있다.
이때 비행 컨트롤러(100)는 보조로터(300)의 회전수 혹은 콜렉티브 피치각을 증가시켜, 보조로터(300)에 의해 발생하는 추력(310B)을 도 4a의 추력(310A) 보다 증가시키고, 이에 따라 수직 이착륙 비행체(10)가 더 큰 피치 자세각(420B)을 갖도록 할 수 있다.
한편 전술한 바와 같이 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 기수가 내려가는 방향으로 변경되는 피치 자세각(420B)이 클 수록, 메인로터(200R)의 회전축이 지면과평형에 가깝도록 메인로터(200R)를 틸트시킬 수 있다.
바꾸어 말하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 피치 자세각(420B)이 클 수록 틸트 각도(411B)가 감소 하도록 메인로터(200R)의 틸트 각도를 제어할 수 있다. 이때 틸트 각도(411B)는 도 1에서 설명한 바와 같이 X', Y', Z' 좌표계에서 메인로터(200R) 회전 축 벡터(410B) 방향으로 정의되는 각을 의미할 수 있다.
메인로터(200R)는 더 작은 틸트 각도(411B)에 따라 추력(210RB)을 발생시켜 수직 이착륙 비행체(10)가 강한 바람(500B)에도 안정적으로 호버링 하도록 할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 수직 이착륙 비행체(10)의 속도가 소정의 임계 속도 이하인 경우에만 도 4a 및 도 4b에서 설명한 동작을 수행할 수 있다. 바꾸어 말하면 본 발명이 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 수직 이착륙 비행체(10)가 이륙, 착륙 등 비행 위치를 일정하게 유지해야 할 필요가 있는 경우, 혹은 원하는 속도로 비행해야 하는 경우, 세로 자세 제어 신호에 대응하여 메인로터의 틸트 각도 제어 신호를 생성할 수 있다.
또한 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 좌측 메인로터(200L)에 대해서도 전술한 도 4a 및 도 4b에서 설명한 내용에 따른 제어를 수행할 수 있다.
한편 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)에 의해 수행되는 수직 이착륙 비행체(10)의 제어 방법은, 전술한 바와 같은 메인로터의 틸트 각도 제어 신호를 생성한 이후에 기 설정된 비행체 속도-메인로터 틸트 각도 매핑 데이터에 기초하여 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도의 보정각을 포함하는 보정신호를 생성할 수 있다.
본 발명에서 '틸트 각도의 보정각'은 비행 컨트롤러(100) 전술한 과정에 의해서 산출한 틸트 각도를 보정하기 위한 각도일 수 있다. 또한 '비행체 속도-메인로터 틸트 각도 매핑 데이터'(Mapping data)는 비행체의 각 속도에서의 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도를 포함하는 데이터 일 수 있다. 이하에서는 도 5a 및 도 5b를 다시 참조하여 상세히 설명한다.
도 5a는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행체 속도-메인로터 틸트 각도 매핑 데이터(Mapping data)(610A)의 예시를 도시한 도면이다.
본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 수직 이착륙 비행체(10)의 속도를 확인하고, 비행체 속도-메인로터 틸트 각도 매핑 데이터(610A)를 참조하여, 해당 속도에서의 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도를 확인할 수 있다. 가령 수직 이착륙 비행체(10)의 속도가 0km/h인 경우, 비행 컨트롤러(100)는 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도를 90도로 확인할 수 있다.
이어서 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 비행체 속도-메인로터 틸트 각도 매핑 데이터(610A)에 따른 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도와 현재 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도를 비교하고, 양 틸트 각도 간의 차이각을 산출할 수 있다. 또한 비행 컨트롤러(100) 이러한 차이각에 기초하여 메인로터 틸트 각도의 보정각을 포함하는 보정신호를 생성할 수 있다.
가령 전술한 예시에서와 같이 바람이 불지 않은 경우 수직 이착륙 비행체(10)의 관성속도가 0km/h인 경우, 비행 컨트롤러(100)는 메인로터(200R, 200L)의 적정 틸트 각도를 90도로 확인할 수 있다. 그러나 바람이 부는 경우 호버링 위치를 유지하기위해 피치 자세각 명령에 의해 틸트명령이 발생하여 현재 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도가 80도인 경우, 비행 컨트롤러(100)는 양 각도간의 차이인 10도를 보정각으로 하는 보정신호를 생성할 수 있다. 그러나 전술한 메인로터 틸트 각도 매핑 데이터(610A)에 따른 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도는 수직 이착륙 비행체(10)가 바람이 없는 경우만을 고려한 것이므로, 바람이 있는 경우 수직 이착륙 비행체(10)가 틸트 각도 매핑 데이터(610A)에 따른 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도는 적절하지 않을 수 있다.
따라서 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 바람에 의한 영항을 상쇄하기 위해 수직 이착륙 비행체(10)의 피치 자세각을 수직 이착륙 비행체(10)의 기수를 내리는 방향으로 제2 피치 자세각만큼 변경시키는 비행체의 조종 신호를 획득한 경우, 수직 이착륙 비행체(10)의 현재 속도 및 메인로터(200R, 200L)의 현재 틸트 각도에 기초하여 틸트 각도의 보정신호에 따라 보정되는 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도의 보정각이 감소하도록 틸트 각도 매핑 데이터를 갱신할 수 있다.
도 5b는 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)에 의해서 갱신된 비행체 속도-메인로터 틸트 각도 매핑 데이터(Mapping data)(610B)의 예시를 도시한 도면이다.
전술한 바와 같이 수직 이착륙 비행체(10)의 매핑 데이터(610A)에 따른 메인로터(200R, 200L)의 틸트각도는 바람의 영향을 고려하지 않은 관성속도에 대한 것이므로 바람이 부는 경우 바람의 방향으로 비행체가 밀려 위치이동을 야기시킬 수 있다.
이에 따라 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 수직 이착륙 비행체(10)의 피치 자세각을 수직 이착륙 비행체(10)의 기수를 내리는 방향으로 제2 피치 자세각만큼 변경시키는 비행체의 조종 신호를 획득한 경우, 수직 이착륙 비행체(10)의 현재 속도 및 메인로터(200R, 200L)의 현재 틸트 각도에 기초하여 틸트 각도의 보정신호에 따라 보정되는 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도의 보정각이 감소하도록 틸트 각도 매핑 데이터를 도 5b에 도시된 매핑 데이터(610B)와 같이 갱신할 수 있다.
가령 바람이 부는 환경에서 수직 이착륙 비행체(10)가 호버위치를 유지하고 있는 경우, 비행 컨트롤러(100)는 매핑 데이터(610A)를 참조하여 메인로터(200R, 200L)의 적정 틸트 각도를 90도로 확인할 수 있다.
그러나 바람에 대항하여 현재 위치를 유지하기 위해 피치 자세명령을 발생시키고 이로인해 틸트각 명령이 발생하여 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도가 80도인 경우, 비행 컨트롤러(100)는 양 각도간의 차이인 10도를 보정각으로 하는 보정신호를 생성할 수 있다. 나아가 비행 컨트롤러(100)는 보정신호에 따라 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도가 80도가 되도록 유지할 수 있으며, 이에 따라 수직 이착륙 비행체(10)가 바람이 부는 환경에서도 위치를 유지하며 호버링 비행을 할 수 있다.
바꾸어 말하면 전술한 메인로터 틸트 각도 매핑 데이터(610A)에 따른 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도는 바람의 영향을 고려하지 않은 것이므로, 수직 이착륙 비행체(10)의 주변에 바람이 부는 경우, 틸트 각도 매핑 데이터(610A)에 따른 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도는 보정신호에 따라 적절하게 조절될 필요가 있다.
따라서 본 발명의 일 실시예에 따른 비행 컨트롤러(100)는 수직 이착륙 비행체(10)의 피치 자세각을 수직 이착륙 비행체(10)의 기수를 내리는 방향으로 제2 피치 자세각만큼 변경시키는 비행체의 조종 신호를 획득한 경우, 수직 이착륙 비행체(10)의 현재 속도 및 메인로터(200R, 200L)의 현재 틸트 각도에 기초하여 틸트 각도의 보정신호에 따라 보정되는 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도의 보정각이 감소하도록(가령 보정각이 0도가 되도록) 틸트 각도 매핑 데이터를 매핑 데이터(610B)와 같이 갱신할수 있다.
가령 비행체의 속도가 15km/h인 경우를 살펴보면, 첫 번째 매핑 데이터(610A)에 따른 틸트 각도는 대략 90도이지만, 두 번째 매핑 데이터(610B)에 따른 틸트 각도는 대략 70도 임을 확인할 수 있다. 즉 수직 이착륙 비행체(10)의 주변에 바람이 부는 경우, 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도는 바람이 불지 않을 때의 메인로터(200R, 200L)의 틸트 각도 보다작을 수 있다.
이로써 본 발명은 바람속도를 직접 측정하기 어려운 저속 조건에서 세로 자세 제어 신호에 기초하여 자동적으로 메인로터(200R, 200L)의 틸트명령을 발생시킴으로써 바람에 의한 대기속도변화에 따라 메인로터(200R, 200L)의 틸트각이 능동적으로 보상될 수 있도록 구현할 수 있다.
이상 설명된 본 발명에 따른 실시예는 컴퓨터 상에서 다양한 구성요소를 통하여 실행될 수 있는 컴퓨터 프로그램의 형태로 구현될 수 있으며, 이와 같은 컴퓨터 프로그램은 컴퓨터로 판독 가능한 매체에 기록될 수 있다. 이때, 매체는 컴퓨터로 실행 가능한 프로그램을 저장하는 것일 수 있다. 매체의 예시로는, 하드 디스크, 플로피 디스크 및 자기 테이프와 같은 자기 매체, CD-ROM 및 DVD와 같은 광기록 매체, 플롭티컬 디스크(floptical disk)와 같은 자기-광 매체(magneto-optical medium), 및 ROM, RAM, 플래시 메모리 등을 포함하여 프로그램 명령어가 저장되도록 구성된 것이 있을 수 있다.
한편, 상기 컴퓨터 프로그램은 본 발명을 위하여 특별히 설계되고 구성된 것이거나 컴퓨터 소프트웨어 분야의 당업자에게 공지되어 사용 가능한 것일 수 있다. 컴퓨터 프로그램의 예에는, 컴파일러에 의하여 만들어지는 것과 같은 기계어 코드뿐만 아니라 인터프리터 등을 사용하여 컴퓨터에 의해서 실행될 수 있는 고급 언어 코드도 포함될 수 있다.
본 발명에서 설명하는 특정 실행들은 일 실시 예들로서, 어떠한 방법으로도 본 발명의 범위를 한정하는 것은 아니다. 명세서의 간결함을 위하여, 종래 전자적인 구성들, 제어 시스템들, 소프트웨어, 상기 시스템들의 다른 기능적인 측면들의 기재는 생략될 수 있다. 또한, 도면에 도시된 구성 요소들 간의 선들의 연결 또는 연결 부재들은 기능적인 연결 및/또는 물리적 또는 회로적 연결들을 예시적으로 나타낸 것으로서, 실제 장치에서는 대체 가능하거나 추가의 다양한 기능적인 연결, 물리적인 연결, 또는 회로 연결들로서 나타내어질 수 있다. 또한, "필수적인", "중요하게" 등과 같이 구체적인 언급이 없다면 본 발명의 적용을 위하여 반드시 필요한 구성 요소가 아닐 수 있다.
따라서, 본 발명의 사상은 상기 설명된 실시예에 국한되어 정해져서는 아니 되며, 후술하는 특허청구범위뿐만 아니라 이 특허청구범위와 균등한 또는 이로부터 등가적으로 변경된 모든 범위는 본 발명의 사상의 범주에 속한다고 할 것이다.

Claims (25)

  1. 저속비행 상태에서, 세로 자세 제어 신호에 기초하여 메인로터의 틸트 각도를 제어하는 수직 이착륙 비행체에 있어서,
    비행 컨트롤러가 생성한 틸트 각도 제어 신호에 기초하여 틸트 각도가 변경되고, 상기 수직 이착륙 비행체의 추력을 발생시키는 적어도 하나의 메인로터;
    피치 자세각 제어 신호에 기초하여 상기 수직 이착륙 비행체의 피치 자세각 (Pitch Attitute Angle)을 변경시키는 보조로터; 및
    상기 수직 이착륙 비행체의 조종 신호에 기초하여 상기 틸트 각도 제어 신호 및 상기 피치 자세각 제어 신호를 생성하는 비행 컨트롤러;를 포함하고,
    상기 비행 컨트롤러는
    상기 수직 이착륙 비행체의 피치 자세각을 제1 피치 자세각만큼 변경시키는 세로 자세 제어 신호를 포함하는 비행체의 조종 신호를 획득한 경우,
    상기 제1 피치 자세각을 참조하여 상기 메인로터의 틸트 각도를 결정하고, 상기 결정된 틸트 각도에 기초하여 상기 메인로터의 틸트 각도 제어 신호를 생성하는, 수직 이착륙 비행체.
  2. 제1 항에 있어서
    상기 비행 컨트롤러는
    상기 수직 이착륙 비행체의 속도가 소정의 임계 속도 이하인 경우에만 상기 피치 자세각을 제1 피치 자세각만큼 변경시키는 세로 자세 제어 신호에 대응하여 상기 메인로터의 틸트 각도 제어 신호를 생성하는, 수직 이착륙 비행체.
  3. 제1 항에 있어서
    상기 수직 이착륙 비행체의 헤딩(Heading) 방향과 상기 수직 이착륙 비행체에 대한 맞바람의 진행 방향은 서로 대향하는, 수직 이착륙 비행체.
  4. 제3 항에 있어서
    상기 맞바람의 세기가 클 수록, 상기 수직 이착륙 비행체의 기수가 내려가는 방향으로 변경되는 피치 자세각이 큰, 수직 이착륙 비행체.
  5. 제4 항에 있어서
    상기 비행 컨트롤러는
    상기 기수가 내려가는 방향으로 변경되는 피치 자세각이 클 수록, 상기 메인로터의 회전축이 지면과 평행에 가깝도록 상기 메인로터를 틸트시키는 메인로터의 제어 신호를 생성하는, 수직 이착륙 비행체.
  6. 제4 항에 있어서
    상기 기수가 내려가는 방향으로 변경되는 피치 자세각과 상기 메인로터의 틸트 각도는 선형 혹은 비선형관계인, 수직 이착륙 비행체.
  7. 제1 항에 있어서
    상기 비행 컨트롤러는
    기 설정된 비행체 속도-메인로터 틸트 각도 매핑 데이터(Mapping data)에 기초하여 상기 메인로터의 틸트 각도의 보정각을 포함하는 보정신호를 생성하는, 수직 이착륙 비행체.
  8. 제7 항에 있어서
    상기 비행 컨트롤러는
    상기 수직 이착륙 비행체의 피치 자세각을 상기 수직 이착륙 비행체의 기수를 내리는 방향으로 제2 피치 자세각만큼 변경시키는 비행체의 조종 신호를 획득한 경우,
    상기 수직 이착륙 비행체의 현재 속도 및 상기 메인로터의 현재 틸트 각도에 기초하여, 상기 틸트 각도의 보정신호에 따라 보정되는 상기 메인로터의 틸트 각도의 보정각이 감소하도록 상기 틸트 각도 매핑 데이터를 갱신하는, 수직 이착륙 비행체.
  9. 제7 항에 있어서
    상기 비행 컨트롤러는
    상기 제1 피치 자세각을 참조하여 결정된 상기 메인로터의 틸트 각도 및 상기 보정각에 기초하여, 상기 메인로터의 틸트 각도를 제어하는, 수직 이착륙 비행체.
  10. 제1 항에 있어서
    상기 피치 자세각 제어 신호는
    상기 보조로터의 회전수를 제어하는 신호 및 상기 보조로터의 콜렉티브 피치각(Collective Pitch Angle)을 제어하는 신호 중 적어도 하나를 포함하는, 수직 이착륙 비행체
  11. 제1 항에 있어서
    상기 피치 자세각 제어 신호는
    상기 메인로터의 싸이클릭 피치각(Cyclic Pitch Angle)을 제어하는 신호를 포함하는, 수직 이착륙 비행체.
  12. 제1 항에 있어서
    상기 피치 자세각 제어 신호는
    상기 메인로터의 베인(Vane) 조종면의 각도를 제어하는 신호를 포함하는, 수직 이착륙 비행체.
  13. 저속비행 상태에서, 세로 자세 제어 신호에 기초하여 메인로터의 틸트 각도를 제어하는 수직 이착륙 비행체의 제어 방법에 있어서,
    상기 수직 이착륙 비행체의 피치 자세각을 제1 피치 자세각만큼 변경시키는 세로 자세 제어 신호를 포함하는 비행체의 조종 신호를 획득하는 단계;
    상기 세로 자세 제어 신호에 기초하여 상기 수직 이착륙 비행체의 피치 자세각 (Pitch Attitude Angle)을 변경시키기 위한 피치 자세각 제어 신호를 생성하는 단계; 및
    상기 제1 피치 자세각을 참조하여 메인로터의 틸트 각도를 결정하고, 상기 결정된 틸트 각도에 기초하여 상기 메인로터의 틸트 각도 제어 신호를 생성하는 단계;를 포함하는, 수직 이착륙 비행체의 제어 방법.
  14. 제13 항에 있어서
    상기 메인로터의 틸트 각도 제어 신호를 생성하는 단계는
    상기 수직 이착륙 비행체의 속도가 소정의 임계 속도 이하인 경우에만 상기 피치 자세각을 제1 피치 자세각만큼 변경시키는 세로 자세 제어 신호에 대응하여 상기 메인로터의 틸트 각도 제어 신호를 생성하는, 수직 이착륙 비행체의 제어 방법.
  15. 제13 항에 있어서
    상기 수직 이착륙 비행체의 헤딩(Heading) 방향과 상기 수직 이착륙 비행체에 대한 맞바람의 진행 방향은 서로 대향하는, 수직 이착륙 비행체의 제어 방법.
  16. 제15 항에 있어서
    상기 맞바람의 세기가 클 수록, 상기 수직 이착륙 비행체의 기수가 내려가는 방향으로 변경되는 피치 자세각이 큰, 수직 이착륙 비행체의 제어 방법.
  17. 제16 항에 있어서
    상기 메인로터의 틸트 각도 제어 신호를 생성하는 단계는
    상기 기수가 내려가는 방향으로 변경되는 피치 자세각이 클 수록, 상기 메인로터의 회전축이 지면과 평행에 가깝도록 상기 메인로터를 틸트시키는 메인로터의 제어 신호를 생성하는, 수직 이착륙 비행체의 제어 방법.
  18. 제16 항에 있어서
    상기 기수가 내려가는 방향으로 변경되는 피치 자세각과 상기 메인로터의 틸트 각도는 선형 혹은 비선형관계인, 수직 이착륙 비행체의 제어 방법.
  19. 제13 항에 있어서
    상기 수직 이착륙 비행체의 제어 방법은
    상기 메인로터의 틸트 각도 제어 신호를 생성하는 단계 이후에,
    기 설정된 비행체 속도-메인로터 틸트 각도 매핑 데이터(Mapping data)에 기초하여 상기 메인로터의 틸트 각도의 보정각을 포함하는 보정신호를 생성하는 단계;를 더 포함하는, 수직 이착륙 비행체의 제어 방법.
  20. 제19 항에 있어서
    상기 보정신호를 생성하는 단계는
    상기 수직 이착륙 비행체의 피치 자세각을 상기 수직 이착륙 비행체의 기수를 내리는 방향으로 제2 피치 자세각만큼 변경시키는 비행체의 조종 신호를 획득한 경우,
    상기 수직 이착륙 비행체의 현재 속도 및 상기 메인로터의 현재 틸트 각도에 기초하여, 상기 틸트 각도의 보정신호에 따라 보정되는 상기 메인로터의 틸트 각도의 보정각이 감소하도록 상기 틸트 각도 매핑 데이터를 갱신하는 단계;를 포함하는, 수직 이착륙 비행체의 제어 방법.
  21. 제19 항에 있어서
    상기 보정신호를 생성하는 단계는
    상기 제1 피치 자세각을 참조하여 결정된 상기 메인로터의 틸트 각도 및 상기 보정각에 기초하여, 상기 메인로터의 틸트 각도를 제어하는, 수직 이착륙 비행체의 제어 방법.
  22. 제13 항에 있어서
    상기 피치 자세각 제어 신호는
    보조로터의 회전수를 제어하는 신호 및 상기 보조로터의 콜렉티브 피치각(Collective Pitch Angle)을 제어하는 신호 중 적어도 하나를 포함하는, 수직 이착륙 비행체의 제어 방법.
  23. 제13 항에 있어서
    상기 피치 자세각 제어 신호는
    상기 메인로터의 싸이클릭 피치각(Cyclic Pitch Angel)을 제어하는 신호를 포함하는, 수직 이착륙 비행체의 제어 방법.
  24. 제13 항에 있어서
    상기 피치 자세각 제어 신호는
    상기 메인로터의 베인(Vane) 조종면의 각도를 제어하는 신호를 포함하는, 수직 이착륙 비행체의 제어 방법.
  25. 컴퓨터를 이용하여 제13 항 내지 제24 항 중 어느 한 항의 방법을 실행하기 위하여 매체에 저장된 컴퓨터 프로그램.
PCT/KR2018/011531 2017-12-21 2018-09-28 저속비행상태에서 세로 자세 제어 신호에 기초하여 메인로터의 틸트 각도를 제어하는 방법 및 컴퓨터 프로그램과 수직 이착륙 비행체 WO2019124686A1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US16/872,825 US11809203B2 (en) 2017-12-21 2020-05-12 Method and computer program for controlling tilt angle of main rotor on basis of pitch attitude control signal low-speed flight state, and vertical take-off and landing aircraft

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR20170177493 2017-12-21
KR10-2017-0177493 2017-12-21
KR10-2018-0020738 2018-02-21
KR1020180020738A KR102010424B1 (ko) 2017-12-21 2018-02-21 저속비행상태에서 세로 자세 제어 신호에 기초하여 메인로터의 틸트 각도를 제어하는 방법 및 컴퓨터 프로그램과 수직 이착륙 비행체

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
US16/872,825 Continuation US11809203B2 (en) 2017-12-21 2020-05-12 Method and computer program for controlling tilt angle of main rotor on basis of pitch attitude control signal low-speed flight state, and vertical take-off and landing aircraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2019124686A1 true WO2019124686A1 (ko) 2019-06-27

Family

ID=66993473

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/KR2018/011531 WO2019124686A1 (ko) 2017-12-21 2018-09-28 저속비행상태에서 세로 자세 제어 신호에 기초하여 메인로터의 틸트 각도를 제어하는 방법 및 컴퓨터 프로그램과 수직 이착륙 비행체

Country Status (1)

Country Link
WO (1) WO2019124686A1 (ko)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113848960A (zh) * 2021-09-22 2021-12-28 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种大型飞机垂直速度自动控制方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20030049796A (ko) * 2001-12-17 2003-06-25 한국항공우주연구원 3-팬 방식 수직이착륙 항공기
US20090014580A1 (en) * 2007-07-11 2009-01-15 Piasecki Aircraft Corporation Vectored thruster augmented aircraft
KR20150058197A (ko) * 2012-09-23 2015-05-28 이스라엘 에어로스페이스 인더스트리즈 리미티드 항공기 조종을 위한 시스템, 방법 및 컴퓨터 프로그램 제품
US20160214710A1 (en) * 2014-05-07 2016-07-28 XTI Aircraft Company Vtol aircraft
KR20170135577A (ko) * 2016-05-31 2017-12-08 김성남 틸팅 및 가변 피치 시스템이 적용된 무인 비행체

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20030049796A (ko) * 2001-12-17 2003-06-25 한국항공우주연구원 3-팬 방식 수직이착륙 항공기
US20090014580A1 (en) * 2007-07-11 2009-01-15 Piasecki Aircraft Corporation Vectored thruster augmented aircraft
KR20150058197A (ko) * 2012-09-23 2015-05-28 이스라엘 에어로스페이스 인더스트리즈 리미티드 항공기 조종을 위한 시스템, 방법 및 컴퓨터 프로그램 제품
US20160214710A1 (en) * 2014-05-07 2016-07-28 XTI Aircraft Company Vtol aircraft
KR20170135577A (ko) * 2016-05-31 2017-12-08 김성남 틸팅 및 가변 피치 시스템이 적용된 무인 비행체

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113848960A (zh) * 2021-09-22 2021-12-28 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种大型飞机垂直速度自动控制方法
CN113848960B (zh) * 2021-09-22 2024-03-19 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种大型飞机垂直速度自动控制方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2017164666A1 (ko) 무인 비행체
WO2017213392A1 (en) Drone
WO2016101227A1 (zh) 无人机的飞行辅助方法和***、无人机和移动终端
WO2014205885A1 (zh) 飞行器的控制装置、控制***及控制方法
WO2017008224A1 (zh) 一种移动物体的距离检测方法、装置及飞行器
WO2016112733A1 (zh) 无人机调度方法及***、无人机
KR20190075770A (ko) 저속비행상태에서 세로 자세 제어 신호에 기초하여 메인로터의 틸트 각도를 제어하는 방법 및 컴퓨터 프로그램과 수직 이착륙 비행체
WO2014204116A1 (ko) 비행체 운용시스템
WO2017028310A1 (zh) 无人机自动停桨控制***、控制方法及无人机
WO2016041110A1 (zh) 一种飞行器的飞行控制方法及相关装置
WO2020184934A1 (ko) 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기
WO2019124686A1 (ko) 저속비행상태에서 세로 자세 제어 신호에 기초하여 메인로터의 틸트 각도를 제어하는 방법 및 컴퓨터 프로그램과 수직 이착륙 비행체
WO2019143014A1 (ko) 역추진 균형 기능을 갖는 드론
WO2017119537A1 (ko) 라이다 시스템을 포함하는 비행체
WO2021045577A1 (en) Multi-sensor-based unmanned aerial vehicle and method for controlling same
WO2017078330A1 (ko) 비행체
CN107430407A (zh) 模式控制***及方法，及使用其的手持云台、可移动平台
WO2020138760A1 (ko) 전자 장치 및 그의 제어 방법
WO2022131584A1 (ko) 항공기용 제어장치 및 그것의 제어방법
WO2022075514A1 (ko) 헤드업 디스플레이의 제어 방법 및 시스템
CN107406140A (zh) 旋翼机构、转动装置和无人机及其控制***及操控方法
US3101919A (en) Stabilized captive flying platform unit
WO2022154153A1 (ko) 로봇 및 그 제어 방법
WO2019009624A1 (ko) 무인비행체의 안전 운항을 위한 디지털 무빙 맵 서비스 제공 방법 및 장치
WO2016010288A1 (ko) 방향각 오차를 이용한 차량형 이동 로봇의 오도메트리 오차 보정 방법

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 18890346

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 18890346

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1