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KR20170012543A - 고정 로터 추력 벡터링 - Google Patents

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KR20170012543A
KR20170012543A KR1020177000020A KR20177000020A KR20170012543A KR 20170012543 A KR20170012543 A KR 20170012543A KR 1020177000020 A KR1020177000020 A KR 1020177000020A KR 20177000020 A KR20177000020 A KR 20177000020A KR 20170012543 A KR20170012543 A KR 20170012543A
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KR
South Korea
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thrust
propellers
vector
thrust vectors
net
Prior art date
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Withdrawn
Application number
KR1020177000020A
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English (en)
Inventor
케네쓰 디. 세베스타
Original Assignee
싸이피 워크스, 인크.
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
Application filed by 싸이피 워크스, 인크. filed Critical 싸이피 워크스, 인크.
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Abstract

항공기가, 중심부를 구비하는 몸체 및 복수의 공간적으로 분리된 추진기를 포함한다. 공간적으로 분리된 추진기들은, 몸체의 중심부 둘레의 위치들에서 몸체에 정적으로 결합되며 그리고 복수의 추력 벡터를 따라 추력을 발산하도록 구성된다. 추력 벡터들은, 추력 벡터들 중의 상이한 하나를 따라 추력을 발산하도록 구성되는, 각각의 추진기에 의해 복수의 상이한 방향을 갖는다. 하나 이상의 추력 벡터들은, 몸체의 중심부를 향한 또는 몸체의 중심부로부터 멀어지는 방향의 성분을 갖는다.

Description

고정 로터 추력 벡터링{FIXED ROTOR THRUST VECTORING}
본 출원은, 그 전체가 본 명세서에 참조로 통합되는, 2014년 6월 3일 출원된, 미국 가출원번호 제62/007,160호에 대한 우선권 및 이익을 주장한다.
본 발명은 항공기에 관한 것이다.
본 발명은 추력을 벡터링하는 것에 관한 것이다.
매우 일반적으로, 용어 "추력 벡터링(thrust vectoring)"은, 비행기 또는 로켓과 같은 항공기의 엔진(들)에 의해 생성되는 추력의 방향의 조작에 관한 것이다. 추력 벡터링을 사용하는 항공기의 하나의 잘 알려진 예가, 전방 추진 목적 및 수직 이착륙(vertical take-off and landing: VTOL) 목적 양자 모두를 위해, 자체의 엔진에 의해 생성되는 추력을 사용하는, 호커 시들리 해리어 제트(Hawker Siddeley Harrier jet)이다. 추력 벡터링을 사용하는 항공기의 다른 잘 알려진 예가, 전방 추진 목적 및 수직 이착륙(VTOL) 목적 양자 모두를 위해, 2개의 로터에 의해 생성되는 추력을 사용하는, 벨 보잉 V-22 오스프리(Bell Boeing V-22 Osprey)이다.
호커 시들리 해리어 제트 및 벨 보잉 V-22 오스프리 양자 모두에서, 추력 벡터링은, (예를 들어, 추력 방향 전환 노즐을 사용하여) 추력을 방향 전환함에 의해, 또는 (예를 들어, 관성계(inertial frame of reference)애 대해 하나 이상의 로터의 각도를 변경하여) 로터(들)를 물리적으로 회전시킴에 의해, 달성된다.
복수 로터 항공기들(예를 들어, 4 로터 헬리콥터, 6 로터 헬리콥터, 8 로터 헬리콥터)은 일반적으로, 항공기 프레임에 단단하게 장착되는 모터들을 구비하며 그리고, 수직 방향으로 추력을 생성하는 모든 모터의 이상화된 모델에 기초하여 개별적인 모터들의 추력을 조절함에 의해, 항공기 운동을 제어한다. 이는, 롤(roll), 피치(pitch), 요(yaw), 및 순 추력(net thrust)에 관해 제어될 수 있는 시스템을 이룬다. 그러한 복수 로터 항공기는, 특정 롤 각 또는 피치 각을 유지함에 의해 그리고 순 추력을 변화시킴에 의해 공간에서 이동할 수 있다. 이러한 접근법은, 항공기가 공중 정지할 때, 시스템 불안정으로 이어질 수 있다. 공중 정지 품질은, 항공기의 롤 및 피치의 각각의 축을 독립적으로 제어함에 의해 개선될 수 있다.
여기에서 설명되는 접근법들은, 상반(dihedral) 및 비틀림(twist)을 갖는 복수 로터 헬리콥터 프레임에 장착되는, 추진기들을 채택한다. 말하자면, 추력 방향들은, 고정되며, 그리고 모두 평행하지 않다. 각각의 추진기는, 다른 추진기들의 추력 라인과 일반적으로 정렬되지 않는, 개별적인 추력 라인을 생성한다. 자유 물체 분석은, 각 추진기로부터 몸체에 작용하는 힘들 및 모멘트들을 산출한다. 힘들 및 모멘트들은, 모터 추력으로부터 순 몸체 힘들 및 모멘트들로의 고유의 맵핑(unique mapping)을 생성하기 위해, 함께 덧셈된다. 롤 모멘트, 피치 모멘트 및 요 모멘트, 그리고 전방 추력, 측방 추력, 및 수직 추력을 포함하는, 요구되는 입력이, 모터 추력들의 필요한 변화를 계산하기 위해, 그리고 그에 따라, 확대 모터 속도들에 의해, 요구되는 입력을 달성하기 위해, 수신되고 사용될 수 있다.
여기에서 설명되는 접근법들은, 순 롤 토크, 피치 토크, 및 요 토크를 변화시키지 않고 순 추력들(순 수평 추력 및 수직 추력)을 발달시키기 위해, 정적으로 장착되는 추진기들을 사용한다.
여기에서 설명되는 접근법들은, 모터들에 의해 생성되는 순 추력들을 변화시키지 않고 순 모멘트들을 발달시키기 위해, 정적으로 장착되는 추진기들을 사용한다.
일 양태에서, 일반적으로, 항공기가, 중심부를 구비하는 몸체 및 복수의 공간적으로 분리된 추진기를 포함한다. 공간적으로 분리된 추진기들은, 몸체의 중심부 둘레의 위치들에서 몸체에 정적으로 결합되며 그리고 복수의 추력 벡터를 따라 추력을 발산하도록 구성된다. 추력 벡터들은 복수의 상이한 방향을 구비하며, 더불어 각각의 추진기는 추력 벡터들 중의 상이한 하나를 따라 추력을 발산하도록 구성된다. 하나 이상의 추력 벡터들은, 몸체의 중심부를 향한 또는 몸체의 중심부로부터 멀어지는 방향의 성분을 갖는다.
양태들이 뒤따르는 특징들 중 하나 이상을 구비할 수 있을 것이다.
추력 벡터들은 6개의 상이한 방향으로 발산될 수 있을 것이다. 추력 벡터들은 8개의 상이한 방향으로 발산될 수 있을 것이다. 추력 벡터들은 10개의 상이한 방향으로 발산될 수 있을 것이다. 추진기들은 몸체의 중심부를 중심으로 대칭적으로 분포될 수 있을 것이다. 추진기들은 몸체에 의해 한정되는 평면 상에 분포될 수 있을 것이다.
모든 추력 벡터들은, 제1 방향의 공유되는 1차적 성분을 구비할 수 있을 것이다. 제1 방향은 수직 방향일 수 있을 것이다. 항공기는, 항공기를 위한 요구되는 공간적 위치 및 항공기를 위한 요구되는 공간적 방향성을 특징으로 하는, 제어 신호를 수신하도록, 수신된 제어 신호에 기초하여 순 힘 벡터 및 순 모멘트 벡터를 결정하도록, 그리고 추력 생성기들이 순 힘 벡터 및 순 모멘트 벡터를 생성하는 것을 야기하도록 구성되는, 컨트롤러를 포함할 수 있을 것이다.
컨트롤러는 추가로, 추력 생성기들이 순 모멘트 벡터를 유지하는 가운데 순 힘 벡터를 변화시키는 것을 야기하도록 구성될 수 있을 것이다. 컨트롤러는 추가로, 추력 생성기들이 순 힘 벡터를 유지하는 가운데 순 모멘트 벡터를 변화시키는 것을 야기하도록 구성될 수 있을 것이다. 몸체는, 복수의 날개보(spar)를 포함할 수 있으며, 그리고 복수의 추진기의 각 추진기는, 날개보들 중의 상이한 하나의 단부에 정적으로 결합된다.
각 추진기는, 프로펠러에 결합되는 모터를 포함할 수 있을 것이다. 복수의 추진기 중의 제1 하위 세트의 모터들은, 제1 방향으로 회전할 수 있으며, 그리고 복수의 추진기 중의 제2 하위 세트의 모터들은, 제1 방향과 상이한 제2 방향으로 회전할 수 있을 것이다. 모든 추진기들의 모터들은, 동일한 방향으로 회전할 수 있을 것이다. 복수의 추진기 중의 제1 하위 세트의 모터들은, 제1 최대 회전 속도를 구비할 수 있으며, 그리고 복수의 추진기 중의 제2 하위 세트의 모터들은, 제1 최대 회전 속도보다 작은 제2 최대 회전 속도를 구비할 수 있을 것이다. 추진기들 중의 적어도 일부는, 몸체에 대한 상반 각(dihedral angle)으로 몸체에 결합될 수 있을 것이다.
적어도 일부의 추진기는, 몸체에 대한 비틀림 각(twisted angle)으로 몸체에 결합될 수 있을 것이다. 항공기는, 몸체에 결합되는 이미지 센서를 포함할 수 있을 것이다. 항공기는, 몸체 상에 배치되는 공기역학적 몸체 커버를 포함할 수 있을 것이다. 이미지 센서는 몸체에 정적으로 결합될 수 있을 것이다. 이미지 센서는, 수평 유지 장치(gimbal)를 사용하여 몸체에 결합될 수 있을 것이다. 이미지 센서는, 스틸 카메라를 포함할 수 있을 것이다. 이미지 센서는, 비디오 카메라를 포함할 수 있을 것이다.
일부 양태에서, 항공기는, 동시에 크기 및/또는 방향이 변하는 순 추력을 생성하는 가운데, 요구되는 공간적 방향성을 유지하도록 구성된다. 일부 양태에서, 스틸 또는 비디오 카메라와 같은 센서가 복수 로터 항공기에 정적으로 결합되며 그리고, 항공기에 의해 생성되는 순 추력 벡터가 항공기를 공간에서 이동시키도록 야기하는 가운데 카메라가 주어진 방향으로 지향된 상태를 유지하도록, 항공기의 방향성이 유지된다.
양태들은, 뒤따르는 이점들 중 하나 이상을 포함할 수 있을 것이다.
다른 이점들 중에서, 접근법들은, 복수 로터 헬리콥터의 위치적 제어를 복수 로터 헬리콥터의 회전적 제어로부터 분리하는 것을 허용한다. 말하자면, 복수 로터 헬리콥터의 위치는, 복수 로터 헬리콥터의 회전에 대해 독립적으로 제어될 수 있다.
동적 공기 중 안정성이 개선되며 그리고 주어진 각도로 카메라를 지향시키기 위해 필요한 부품의 개수가 감소하게 된다. 이는, 광범위한 조건에서 더 양호하게 실행하는, 더욱 저렴한, 더욱 강건한 모델들로 이어진다.
모두 동일한 방향으로 회전하는 모터들을 사용함에 의해, 항공기를 건조하기 위해 요구되는 특유의 부품들의 개수가 감소하게 되어, 결과적으로 항공기에 대한 감소된 비용을 초래한다.
본 발명의 다른 특징들 및 이점들이, 뒤따르는 설명으로부터, 그리고 청구항들로부터 명백하다.
도 1은 복수 로터 헬리콥터의 사시도이다.
도 2는 복수 로터 헬리콥터의 측면도이다.
도 3은 복수 로터 헬리콥터의 추진기의 상세도이다.
도 4는 제어 시스템의 블록도이다.
도 5는 우세풍의 존재 시에 작동하는 복수 로터 헬리콥터를 도시한다.
도 6은, 자체의 위치를 변경하지 않고 회전하는 복수 로터 헬리콥터를 도시한다.
도 7은 공중 정지 중인 수평 유지된 이미지 센서(gimbaled imaging sensor)를 포함하는 복수 로터 헬리콥터를 도시한다.
도 8은, 생성되는 측방 추력이 없는 가운데, 다양한 중량에서의 Nm 단위의 롤 및 피치 제어 가능성 포락선(envelope)을 도시하는 도면이다.
도 9는, 생성되는 1 m/s2의 우측방 추력이 있는 가운데, 다양한 중량에서의 Nm 단위의 롤 및 피치 제어 가능성 포락선을 도시하는 도면이다.
도 10은, 생성되는 1 m/s2의 전방 추력이 있는 가운데, 다양한 중량에서의 Nm 단위의 롤 및 피치 제어 가능성 포락선을 도시하는 도면이다.
도 11은, 생성되는 1 m/s2의 전방 추력 및 1 m/s2의 우측방 추력이 있는 가운데, 다양한 중량에서의 Nm 단위의 롤 및 피치 제어 가능성 포락선을 도시하는 도면이다.
1. 복수 로터 헬리콥터 물리적 구성
도 1을 참조하면, 복수 로터 헬리콥터(100)가, 복수(즉, n개)의 강성 날개보(104)가 자체로부터 방사 방향으로 연장되는, 중심 몸체(102)를 포함한다. 각각의 강성 날개보(104)의 단부는, 자체에 단단하게 장착되는 추진기(106)를 포함한다. 일부 예에서, 각각의 추진기(106)는, 추력을 생성하기 위해 로터(110)를 구동하는, 전기 모터(108)(예를 들어, 브러시리스 DC 모터)를 포함한다. 매우 일반적으로, 작동 중인, 중심 몸체(102)는, 결과적으로 로터들(110)을 회전하도록 야기하는 모터들(108)에 전력을 제공하는, 전력 공급원(미도시)을 포함한다. 회전 동안에, 각 로터(110)는, 추력 벡터(112)로서 나타날 수 있는 크기 및 방향을 구비하는 추력을 생성하기 위해, 일반적으로 하향의 방향으로, 헬리콥터(100) 상부의 공기에 힘을 가한다.
도 2를 참조하면, 통상적인 복수 로터 헬리콥터 구성과 대조적으로, 도 1의 복수 로터 헬리콥터(100)는, 상반 각(
Figure pct00001
) 및 비틀림 각(
Figure pct00002
) 양자 모두를 갖도록 단단하게 장착되는 각각의 자체의 추진기들(106)을 구비한다. 일부 예에서, (1) 상반 각은 각각의 날개보(104)에 대해 동일하며, 그리고 (2) 비틀림 각의 크기는, 비틀림 각의 부호가 날개보들(104) 중의 적어도 일부에 대해 상이한 가운데, 각각의 날개보(104)에 대해 동일하다. 추진기들(106)의 장착 각도들을 이해하기 위해, 복수 로터 헬리콥터(100)의 강성 날개보들(104)에 의해 한정되는 평면을 수평 평면(214)으로서 고려하는 것이 도움된다. 이를 고려하면, 상반 각을 갖도록 추진기들(106)을 장착하는 것은, 로터(110)의 중심으로부터 중심 몸체(102)의 중심으로의 라인에 대해 각도(
Figure pct00003
)로 추진기들(106)을 장착하는 것을 포함한다. 강성 날개보(104)의 단부에 비틀림 각을 갖도록 추진기(106)를 장착하는 것은, 추진기들이 강성 날개보(104)의 종방향 축을 중심으로 회전하게 되는 각도(
Figure pct00004
)로 추진기들(106)을 장착하는 것을 포함한다.
추진기들(106)의 상반 장착 각도 및 비틀림 장착 각도로 인해, 추력 벡터들(112)은, 복수 로터 헬리콥터(100)의 강성 날개보들(104)에 의해 한정되는 수평 평면(214)에 단순히 수직이 아니다. 대신에, 추력 벡터들 중의 적어도 일부는, 수평 평면(214)에 대해 비스듬한 각도를 갖는 방향을 구비한다. 추력 벡터들(
Figure pct00005
)은, 독립적이거나(즉, 힘 벡터들 중의 다른 것의 배수인 힘 벡터는 없다) 또는 적어도 k개(예를 들어, k = 3, 6, 등)의 독립적인 추력 벡터들이 존재한다.
도 3을 참조하면, i 번째 추진기(106)의 상세도가, 2개의 상이한 좌표계, 즉 x, y, z 좌표계 및 ui, vi, wi 좌표계를 보여준다. x, y, z 좌표계는, 항공기에 대해 고정되며 그리고 복수 로터 헬리콥터(100)의 강성 날개보들(104)에 의해 한정되는 수평 평면에 수직인 방향으로 연장되는 자체의 z 축을 구비한다. x 축 및 y 축은, 서로 수직이며 그리고 강성 날개보들(104)에 의해 한정되는 수평 평면에 평행한, 방향으로 연장된다. 일부 예에서, x, y, z 좌표계는, "기준 항공기 프레임(vehicle frame of reference)"으로 지칭된다. ui, vi, wi 좌표계는, i 번째 추진기(106)의 회전하는 로터(110)에 의해 한정되는 평면에 수직인 방향으로 연장되는 자체의 wi 축 및 i 번째 날개보(104)를 따르는 방향으로 연장되는 자체의 ui 축을 구비한다. ui 축 및 vi 축은, 서로 수직이며 그리고 회전하는 로터(110)에 의해 한정되는 수평 평면에 평행한, 방향으로 연장된다. 일부 예에서, ui, vi, wi 좌표계는, "기준 로터 프레임(rotor frame of reference)"으로 지칭된다. x, y, z 좌표계는 모든 추진기들(106)에 대해 공통적인 가운데, ui, vi, wi 좌표계는 추진기들(106) 각각(또는 적어도 일부)에 대해 상이하다는 것을 알아야 한다.
n개의 추진기(106) 각각에 대한 x, y, z 좌표계와 ui, vi, wi 좌표계 사이의 회전 방향 차이는, 회전 행렬(R)로 표현될 수 있다. 일부 예에서, 회전 행렬(R i )은, 다음과 같이 3개의 별개의 회전 행렬의 곱으로 표현될 수 있다:
Figure pct00006
여기서,
Figure pct00007
는 x, y, z 좌표계에 대한 i 번째 날개보의 회전을 설명하는 회전 행렬이고,
Figure pct00008
는 x, y, z 좌표계에 대한 상반 각(
Figure pct00009
)을 설명하는 회전 행렬이며, 그리고
Figure pct00010
는 x, y, z 좌표계에 대한 비틀림 각(
Figure pct00011
)을 설명하는 회전 행렬이다.
매우 일반적으로, ui, vi, wi 좌표계에서의 임의의 벡터를 회전 행렬(R i )에 의해 곱셈하는 것은, 결과적으로 x, y, z 좌표계에서의 상기 임의의 벡터에 대한 표현을 생성한다. 이상에 언급된 바와 같이, i 번째 날개보에서의 회전 행렬(R i )은, 날개 번호(i), 상반 각(
Figure pct00012
), 및 비틀림 각(
Figure pct00013
)에 의존한다. 각각의 날개보가 자기 자신의 고유의 날개 번호(i), 상반 각(
Figure pct00014
), 및 비틀림 각(
Figure pct00015
)을 구비하기 때문에, 각각의 날개보는 상이한 회전 행렬(R i )을 갖는다. 15 도의 상반 각 및 -15 도의 비틀림 각을 갖는 제2 날개보에 대한 회전 행렬의 일 예가,
Figure pct00016
이다.
일반적으로, i 번째 추력 벡터(112)는, 힘 벡터(
Figure pct00017
)(113)로서 나타낼 수 있다. i 번째 추진기(106)에 의해 생성되는 힘 벡터(
Figure pct00018
)(113)는, i 번째 추진기(106)에 대한 ui, vi, wi 좌표계의 단지 wi 축을 따라 연장된다. 따라서, i 번째 힘 벡터(113)는, 다음과 같이 표현될 수 있다:
Figure pct00019
여기서,
Figure pct00020
는, ui, vi, wi 좌표계의 wi 축을 따르는 i 번째 힘 벡터(113)의 크기를 나타낸다. 일부 예에서,
Figure pct00021
는, 다음과 같이 표현된다:
Figure pct00022
여기서, k1은 실험적으로 결정된 상수이며 그리고
Figure pct00023
는 모터(108)의 각속도의 제곱이다.
x, y, z 좌표계에서의 i 번째 힘 벡터(113)의 성분들은, 다음과 같이 i 번째 힘 벡터(113)를 i 번째 회전 행렬(R i )에 의해 곱셈함에 의해 결정될 수 있다:
Figure pct00024
여기서
Figure pct00025
는 x, y, z 좌표계에서의 i 번째 힘 벡터(113)에 대한 벡터 표현이다.
i 번째 추진기(106)로 인한 모멘트가, 추진기의 모터(108)에 의해 생성되는 토크로 인한 모터 토크 성분 및 추진기(106)의 로터(110)에 의해 생성되는 추력으로 인한 추력 토크 성분을 포함한다. i 번째 추진기(106)에 대해, 모터는, ui, vi 평면에서의 회전력을 생성하도록, ui, vi, wi 좌표계의 wi 축을 중심으로 회전한다. 오른손 법칙에 의해, i 번째 추진기의 모터(108)에 의해 생성되는 모터 토크는, wi 축을 따르는 방향을 갖는 벡터이다. i 번째 추진기의 모터 토크 벡터는 다음과 같이 표현될 수 있다:
Figure pct00026
여기서,
Figure pct00027
이며,
더불어, k2는 실험적으로 결정된 상수이며 그리고
Figure pct00028
는 모터(108)의 각속도의 제곱이다.
x, y, z 좌표계에서 모터 토크 벡터를 표현하기 위해, 모터 토크 벡터는, 다음과 같이, 회전 행렬(R i )에 의해 곱셈된다:
Figure pct00029
i 번째 추진기(106)의 로터(110)에 의해 생성되는 추력으로 인한 토크는, x, y, z 좌표계에서의 i 번째 추진기(106)의 모멘트 팔(
Figure pct00030
) 및 x, y, z 좌표계에서의 i 번째 힘 벡터(113)의 표현(
Figure pct00031
)의 벡터곱(cross product)으로 표현된다:
Figure pct00032
여기서, 모멘트 팔은, 날개보 회전 행렬(
Figure pct00033
)에 의해 곱셈되는 ui, vi, wi 좌표계의 ui 축을 따르는 i 번째 날개보(104)의 길이로 표현된다.
Figure pct00034
i 번째 추진기(106)로 인한 결과적인 모멘트는 다음과 같이 표현될 수 있다:
Figure pct00035
각각의 추진기(106)에 의해 생성되는, x, y, z 좌표계에서의 힘 벡터들(
Figure pct00036
)은, 순 추력 벡터를 결정하기 위해 덧셈될 수 있다.
Figure pct00037
뉴튼의 제2 운동 법칙에 의해, 복수 로터 헬리콥터(100)에 대한 순 병진 가속도 벡터가, 질량(m)에 의해 나눗셈되는, 복수 로터 헬리콥터(100)의 x, y, z 좌표계에서의 순 힘 벡터(
Figure pct00038
)로 표현될 수 있다. 예를 들어, n개의 추진기를 갖는 복수 로터 헬리콥터(100)에 대해, 순 병진 가속도 벡터는, 다음과 같이 표현될 수 있다:
Figure pct00039
각각의 추진기(106)에 의해 생성되는, x, y, z 좌표계에서의 모멘트들(
Figure pct00040
)은, 순 모멘트를 결정하기 위해 덧셈될 수 있다:
Figure pct00041
뉴튼의 제2 운동 법칙에 의해, 복수 로터 헬리콥터(100)에 대한 순 각 가속도 벡터가, 관성 모멘트(J)에 의해 나눗셈되는, 복수 로터 헬리콥터(100)의 n개의 추진기들로 인한 모멘트들의 합계로 표현될 수 있다. 예를 들어, n개의 추진기를 갖는 복수 로터 헬리콥터(100)에 대해, 순 각 가속도 벡터는, 다음과 같이 표현될 수 있다:
Figure pct00042
복수 로터 헬리콥터(100)에 대한 이상의 모델이 기초하여, 전체 병진 가속도 벡터(
Figure pct00043
) 및 전체 각 가속도 벡터(
Figure pct00044
)의 크기들 및 방향들이, n개의 추진기(106) 각각의 모터들(108)에 대한 각속도들(
Figure pct00045
)에 대해 적절한 값들을 설정함에 의해, 개별적으로 제어될 수 있다는 것이, 독자들에게 명백할 것이다.
2. 복수 로터 헬리콥터 제어 시스템
도 4를 참조하면, 항공기(100)를 제어하는 예시적인 접근법에서, 복수 로터 헬리콥터 제어 시스템(400)이, 관성계[n, w, h (즉, 북, 서, 높이) 좌표 시스템으로 구체화됨, 여기서 용어 "관성계" 및 "n, w, h (즉, 북, 서, 높이) 좌표 시스템"은 상호 교환 가능하게 사용됨]에서의 요구되는 위치(
Figure pct00046
), 및 [관성계에서의 롤(R), 피치(P), 및 요(Y)로서 구체화되는] 관성계에서의 요구되는 회전 방향성(
Figure pct00047
)을 포함하는, 제어 신호(416)를 수신하며 그리고, 복수 로터 헬리콥터(100)를 공간에서의 요구되는 위치 및 요구되는 회전 방향성으로 이동시키도록 복수 로터 헬리콥터(100)의 추진기들(106)을 구동하기 위해 사용되는, 전압들의 벡터(
Figure pct00048
)를 생성한다.
제어 시스템(400)은, 제1 컨트롤러 모듈(418), 제2 컨트롤러 모듈(420), 각속도 대 전압 맵핑 기능부(422), 설비(424)(즉, 복수 로터 헬리콥터(100)), 및 관찰 모듈(426)을 포함한다. 관성계에서 구체화되는 제어 신호(416)는, 복수 로터 헬리콥터(100)의 기준 프레임(즉, x, y, z 좌표계)에서 각각 구체화되는, 미분 추력 벡터(differential thrust force vector)(
Figure pct00049
), 및 미분 모멘트 벡터(
Figure pct00050
)를 결정하기 위해 제어 신호(416)를 처리하는, 제1 컨트롤러(418)로 제공된다. 일부 예에서, 미분 벡터들은, 요구되는 추력 벡터의 척도 조정(scaling)으로서 보여질 수 있다. 예를 들어, 제어 시스템(400)에 대한 이득 값들은, 실험적 조정 절차들을 사용하여 확인될 수 있으며 그리고 그에 따라 척도 인자(scaling factor)를 요약할 수 있을 것이다. 이러한 이유로, 적어도 일부 실시예에서, 척도 인자는, 제어 시스템(400)에 의해 실험적으로 결정될 필요가 없다. 일부 예에서, 미분 벡터들은, 국부적인 작동 지점(localized operating point)을 중심으로 복수 로터 헬리콥터 시스템을 선형화하기 위해 사용될 수 있다.
일부 예에서, 제1 컨트롤러(418)는, 현재 힘 벡터에 대한 추정치를 유지하며 그리고, 관성계에서의 요구되는 위치를 달성하기 위해 요구되는 힘 벡터의 차이로서, 관성계에서의 미분 힘 벡터(
Figure pct00051
)를 결정하기 위해 이러한 추정치를 사용한다. 유사하게, 제1 컨트롤러(418)는, 관성계에서의 현재 힘 벡터에 대한 추정치를 유지하며 그리고, 관성계에서의 요구되는 회전 방향성을 달성하기 위해 요구되는 모멘트 벡터의 차이로서, 관성계에서의 미분 모멘트 벡터(
Figure pct00052
)를 결정하기 위해 이러한 추정치를 사용한다. 제1 컨트롤러는 이후, 복수 로터 헬리콥터(100)의 x, y, z 좌표계에서의 자체의 표현을 결정하기 위해, 관성계에서의 미분 힘 벡터(
Figure pct00053
)에 회전 행렬을 적용한다. 유사하게, 제1 컨트롤러(418)는, 복수 로터 헬리콥터(100)의 x, y, z 좌표계에서의 자체의 표현을 결정하기 위해, 관성계에서의 미분 모멘트 벡터(
Figure pct00054
)에 회전 행렬을 적용한다.
x, y, z 좌표계에서의 미분 힘 벡터에 대한 표현(
Figure pct00055
) 및 x, y, z 좌표계에서의 미분 모멘트 벡터에 대한 표현(
Figure pct00056
)은, 다음과 같이 미분 모터 각속도들의 벡터를 결정하는, 제2 컨트롤러(420)로 제공된다:
Figure pct00057
이상에서 확인될 수 있는 바와 같이, 미분 모터 각속도들의 벡터(
Figure pct00058
)는, 복수 로터 헬리콥터(100)의 n 개의 추진기들(106) 각각에 대한 단일 미분 모터 각속도를 포함한다. 함께 취합되면, 미분 모터 각속도들은, 관성계에서 복수 로터 헬리콥터(100)의 요구되는 위치 및 회전 방향성을 달성하기 위해 요구되는, 모터들(108)의 각속도의 변화를 나타낸다.
일부 예에서, 제2 컨트롤러(420)는, 모터 각속도들의 현재 상태의 벡터를 유지하며 그리고, 관성계에서의 복수 로터 헬리콥터(100)의 요구되는 위치 및 회전 방향성을 달성하기 위해 요구되는 모터 각속도들의 차이를 결정하기 위해, 모터 각속도들의 현재 상태의 벡터를 사용한다.
미분 모터 각속도들의 벡터(
Figure pct00059
)는, 다음과 같이 구동 전압들의 벡터를 결정하는, 각속도 대 전압 맵핑 기능부(422)로 제공된다:
Figure pct00060
이상에서 확인될 수 있는 바와 같이, 구동 전압들의 벡터(
Figure pct00061
)는, n개의 추진기(106)의 각각의 모터(108)에 대한 구동 전압을 포함한다. 구동 전압들은, 모터들(108)을, 관성계에서 복수 로터 헬리콥터(100)의 요구되는 위치 및 회전 방향성을 달성하기 위해 요구되는 각속도로 회전하도록 야기한다.
일부 예에서, 각속도 대 전압 맵핑 기능부(422)는, 기존의 구동 전압들의 벡터를 유지하며, 이 벡터는 각 모터(108)에 대한 기존의 구동 전압을 포함한다. 구동 전압들의 벡터(
Figure pct00062
)를 결정하기 위해, 각속도 대 전압 맵핑 기능부(422)는, 각각의 모터(108)에 대한 미분 각속도(
Figure pct00063
)를 미분 전압에 대해 맵핑한다. 각각의 모터(108)에 대한 미분 전압은, 각각의 모터(108)에 대한 기존의 구동 전압에 적용되어, 결과적으로 모터에 대한 업데이트된 구동 전압(
Figure pct00064
)을 생성한다. 구동 전압들의 벡터(
Figure pct00065
)는, n개의 추진기(106)의 각각의 모터(108)에 대한 업데이트된 구동 전압들을 포함한다.
구동 전압들의 벡터(
Figure pct00066
)는, 전압들이 n개의 추진기(106)의 모터들(108)을 구동하기 위해 사용되는 곳인, 설비(424)로 제공되며, 결과적으로 복수 로터 헬리콥터(100)가 다음과 같은 위치 및 방향성에 대한 새로운 추정치로 병진 및 회전하도록 한다:
Figure pct00067
관찰 모듈(426)은, 새로운 위치 및 방향성을 관찰하며 그리고 이를 에러 신호로서 조합 노드(combination node)(428)로 피드백한다. 제어 시스템(400)은, 관성계에서의 요구되는 위치 및 회전 방향성에 가능한 한 가깝게 복수 로터 헬리콥터(100)를 달성하고 유지하도록, 이러한 프로세스를 반복한다.
3. 응용들
도 5를 참조하면, 일부 예에서, 복수 로터 헬리콥터(100)가, 우세풍(530)의 존재 시에, 관성계 내의 주어진 위치(
Figure pct00068
)에 공중 정지하도록 직무를 받게 된다. 바람은, 수평 방향으로 복수 로터 헬리콥터를 이동시키도록 하는 경향을 갖는, 복수 로터 헬리콥터(100) 상에의 수평력(
Figure pct00069
)의 인가를 야기한다. 통상적인 복수 로터 헬리콥터들은, 그로 인해 변위를 방지하도록, 바람에 대해 그들의 프레임들을 기울여야만 하며 그리고 바람의 수평력에 대항하기 위해 그들의 추진기들에 의해 생성되는 추력을 조절해야만 한다. 그러나, 복수 로터 헬리콥터의 프레임을 바람에 대해 기울이는 것은, 바람에 대해 노출되는 복수 로터 헬리콥터의 윤곽을 증가시킨다. 증가된 윤곽은, 바람으로 인해 복수 로터 헬리콥터에 작용하게 되는 수평력의 증가를 초래한다. 복수 로터 헬리콥터는 이때, 바람에 대해 추가로 기울여야만 하며 그리고 증가된 풍력에 대항하기 위해 자체의 추진기들에 의해 생성되는 추력을 추가로 조절해야만 한다. 물론, 바람에 대해 추가로 기울이는 것은, 바람에 노출되는 복수 로터 헬리콥터의 윤곽을 추 가로 증가시킨다. 복수 로터 헬리콥터를 바람에 대해 기울이는 것은 에너지를 낭비하는 악순환을 초래한다는 것이, 독자에서 명백할 것이다.
이상에 설명되는 접근법들은, 바람에 대해 복수 로터 헬리콥터(100)의 프레임을 기울이지 않고, 바람에 대해 수평으로의 복수 로터 헬리콥터(100)의 운동을 가능하게 함에 의해, 이러한 문제점을 해결한다. 이렇게 실행하기 위해, 이상에 설명된 제어 시스템은, 힘 벡터(
Figure pct00070
)가 복수 로터 헬리콥터(100)에 작용하게 되도록, 복수 로터 헬리콥터(100)가 자체의 순 추력을 특정 방향을 향하게 하도록 (벡터링하도록) 야기한다. 힘 벡터(
Figure pct00071
)는, 복수 로터 헬리콥터(100) 상에 가해지는 중력 상수(g)와 동등한 크기를 갖는, 관성계의 h 축을 따라 상향으로 연장되는 제1 성분을 갖는다. 힘 벡터(
Figure pct00072
)의 제1 성분은, 복수 로터 헬리콥터(100)의 고도를 주어진 위치와 연관되는 고도로 유지한다. 힘 벡터(
Figure pct00073
)는, 바람에 의해 가해지는 힘의 방향과 반대의 (즉, 대향하는) 방향으로 연장되며 그리고 바람에 의해 가해지는 힘의 크기(
Figure pct00074
)와 동등한 크기를 갖는, 제2 성분을 갖는다. 힘 벡터의 제2 성분은, 관성계의 n, w 평면에서의 복수 로터 헬리콥터(100)의 위치를 유지한다.
관성계에서의 자체의 수평 방향성(
Figure pct00075
)을 유지하기 위해, 이상에 설명된 제어 시스템은, 복수 로터 헬리콥터(100)가 자체의 모멘트 벡터(
Figure pct00076
)의 크기를 0(zero)으로 또는 0 주변으로 유지하도록 야기한다. 이렇게 실행함에 있어서, 복수 로터 헬리콥터(100)의 질량 중심에 대한 임의의 회전이, 복수 로터 헬리콥터(100)가 바람에 저항하도록 자체의 추력을 특정 방향으로 지향시킴으로써, 방지된다.
이러한 방식으로, 복수 로터 헬리콥터의 제어 시스템에 의해 유지되는 힘 벡터(
Figure pct00077
) 및 모멘트 벡터(
Figure pct00078
)는, 헬리콥터(100)가 바람에 대해 제공하는 윤곽을 회전 및 증가시키지 않고, 복수 로터 헬리콥터(100)가 자체에 가해지는 풍력을 상쇄시키는 것을 가능하게 한다.
도 6을 참조하면, 이미지 센서(632)가, 복수 로터 헬리콥터(100) 아래의 지면 상의 관심 지점(634)에 대한 이미지들을 포착할 목적으로, 복수 로터 헬리콥터(100)에 부착되는, 흔한 경우이다. 일반적으로, 흔히, 이미지 센서(632)가 이미지들을 캡쳐하는 동안에, 하나의 장소에 복수 로터 헬리콥터(100)가 공중 정지하도록 하는 것이 바람직하다. 통상적인 복수 로터 헬리콥터들은, 자체의 프레임을 기울이지 않고 (그리고 수평 이동을 야기하지 않고) 이미지 센서(632)들을 지향시킬 수 없으며, 그리고 그에 따라 그들의 이미지 센서들을 지향시키기 위해 고가의 무거운 수평 유지 장치들을 요구한다.
이상에 설명된 접근법들은, 복수 로터 헬리콥터(100)가, 관성 평면 내에서 자체의 위치를 유지하는 가운데, 관성 평면 내에서 자체의 프레임을 회전시키는 것을 허용함에 의해, 그러한 수평 유지 장치들에 대한 필요성을 제거한다. 이러한 방식으로, 이미지 센서(632)는, 복수 로터 헬리콥터(100)의 프레임에 정적으로 부착될 수 있으며 그리고 헬리콥터는, 헬리콥터의 수평 이동을 야기하지 않고 이미지 센서(632)를 지향시키기 위해, 자체의 프레임을 기울일 수 있다. 이렇게 실행하기 위해, 요구되는 이미지 센서 방향성(
Figure pct00079
)을 특징짓는 제어 신호를 수신하면, 이상에 설명된 제어 시스템은, 복수 로터 헬리콥터(100)의 모멘트 벡터(
Figure pct00080
)가, 요구되는 회전 양에 대응하는 크기와 함께, 관성계 내의 수평 (n, w) 평면을 따르는 방향으로 연장되도록 야기한다. 관성계 내에서 복수 로터 헬리콥터(100)의 위치(
Figure pct00081
)를 유지하기 위해, 제어 시스템은, 힘 벡터(
Figure pct00082
)가 복수 로터 헬리콥터(100)에 작용하게 되도록, 복수 로터 헬리콥터(100)가 자체의 순 추력을 특정 방향을 향하게 하도록 (벡터링하도록) 야기한다. 힘 벡터(
Figure pct00083
)는, 단지 관성계의 h 축을 따라 연장되며 그리고 중력 상수(g)와 동등한 크기를 갖는다. 힘 벡터(
Figure pct00084
) 및 모멘트 벡터(
Figure pct00085
)를 독립적으로 설정함에 의해, 복수 로터 헬리콥터(100)는, 하나의 장소에 공중 정지하는 가운데, 자체의 중심에 대해 회전할 수 있다.
이상에 언급된 바와 같이, 통상적인 복수 로터 헬리콥터들은, 롤, 피치, 요 및 순 추력에 관해 제어된다. 그러한 헬리콥터들은, 제 자리에서 공중 정지할 때, (예를 들어, 헬리콥터의 방향성에 대한 흔들림으로 인해) 불안정하게 될 수 있다. 일부 그러한 헬리콥터들은, 수평 유지된 이미지 센서들을 포함한다. 통상적인 헬리콥터가 제 자리에서 공중 정지할 때, 자체의 불안정한 거동은, 헬리콥터의 불안정성을 상쇄시키기 위해 수평 유지된 이미지 센서의 방향성의 일정한 유지를 요구할 수 있다.
도 7을 참조하면, 이상에 설명된 접근법들은 유리하게, 헬리콥터의 방향성에 대해 각 축의 독립적인 제어를 허용함에 의해, 공중 정지 중일 때 복수 로터 헬리콥터(100)의 불안정성을 감소시키거나 또는 제거한다. 도 7에서, 이미지 센서(732)가, 수평 유지 장치(733)에 의해 복수 로터 헬리콥터(100)에 부착된다. 이미지 센서(732)는, 복수 로터 헬리콥터(100) 아래에서 지면 상의 이미지들을 캡쳐하도록 구성된다. 일반적으로, 흔히, 이미지 센서(732)가 주어진 관심 지점(734)에 대한 이미지들을 캡쳐하는 동안에, 하나의 장소에 복수 로터 헬리콥터(100)가 공중 정지하도록 하는 것이 바람직하다.
높은 안정성을 갖는 가운데 하나의 장소에 공중 정지하도록 하기 위해, 복수 로터 헬리콥터(100)는, 복수 로터 헬리콥터(100)에 대한 요구되는 공간적 위치(
Figure pct00086
) 및 요구되는 공간적 방향성(
Figure pct00087
)을 특징짓는 제어 신호를 수신한다. 도 7의 예에서, 헬리콥터(100)에 대한 요구되는 공간적 방향성은, 헬리콥터가 관성계에 대해 수평으로 공중 정지하는 것이다.
이상에 설명된 제어 시스템은, 제어 신호를 수신하며 그리고, 힘 벡터(
Figure pct00088
)가 복수 로터 헬리콥터(100)에 작용하게 되도록, 복수 로터 헬리콥터(100)가 자체의 순 추력을 특정 방향을 향하게 하도록 (벡터링하도록) 야기함에 의해, 관성계 내에서 복수 로터 헬리콥터(100)의 공간적 위치(
Figure pct00089
)를 유지한다. 힘 벡터(
Figure pct00090
)는, 단지 관성계의 h 축을 따라 연장되며 그리고 중력 상수(g)와 동등한 크기를 갖는다.
제어 시스템은, 모멘트 벡터(
Figure pct00091
)가 대략 0의 크기를 갖도록, 복수 로터 헬리콥터(100)가 자체의 모멘트를 특정 방향을 향하게 하도록 (벡터링하도록) 야기함에 의해, 복수 로터 헬리콥터(100)의 공간적 방향성(
Figure pct00092
)을 유지한다. 제어 시스템은, 복수 로터 헬리콥터(100)가 높은 안정성을 갖는 가운데 제 자리에 공중 정지하도록, 힘 벡터(
Figure pct00093
) 및 모멘트 벡터(
Figure pct00094
)를 유지한다.
공중 정지 중인 복수 로터 헬리콥터(100)의 높은 안정성으로 인해, 수평 유지 장치 방향성에 대한 유지 보수가, 관심 지점(734) 상에 이미지 센서(732)를 조준하기 위해 거의 또는 전혀 필요하지 않다.
4. 대안예들
일부 예에서, 공기 역학적 몸체가, 우세풍으로 인한 항력(drag)을 감소시키기 위해 복수 로터 헬리콥터에 부가될 수 있다.
이상의 접근법들이 복수의 추진기를 포함하는 헬리콥터를 설명하지만, 다른 유형의 추력 생성기들이 추진기들 대신에 사용될 수 있다.
일부 예에서, 하이브리드 제어 체계(hybrid control scheme)가, 복수 로터 헬리콥터를 제어하기 위해 사용된다. 예를 들어, 도 5의 예에서, 복수 로터 헬리콥터는, 우세풍의 존재 시에 자체의 위치를 유지하기 위해 이상에 설명된 추력 벡터링 접근법을 사용할 수 있지만, 우세풍이 추력 벡터링 접근법들에 의해 극복하기에 과도하게 강해지면, 전통적인 기울임 전력으로 전환할 수 있을 것이다.
도 4의 제어 시스템은 단지 복수 로터 헬리콥터를 제어하기 위해 사용될 수 있는 제어 시스템의 일 예이며 그리고, 예를 들어 비-선형 특수 운동군 3(special Euclidean group 3)(즉, SE (3)) 기법을 사용하는, 다른 제어 시스템들이 또한 사용될 수 있다는 것이 알려진다.
이상에 설명된 예들에서, 복수 로터 헬리콥터가, 6개의 추력 생성기를 포함하며, 각각의 추력 생성기는 모든 다른 추력 생성기들과 상이한 방향으로 추력을 생성한다. 6개의 상이한 방향으로 추력을 생성함에 의해, 복수 로터 헬리콥터 상에서 모든 힘들 및 모멘트들은 분리될 수 있다(즉, 시스템은, 6개의 미지수를 갖는 6개의 방정식의 시스템으로서 표현될 수 있다). 일부 예에서, 복수 로터 헬리콥터는, 각각 모든 다른 추력 생성기들과 상이한 방향으로 추력을 생성하는, 부가적인(예를 들어, 10개) 추력 생성기들을 포함할 수 있다. 그러한 예들에서, 시스템은, 복수 로터 헬리콥터 상의 힘들 및 모멘트들 중의 적어도 일부에 대한 더욱 미세한 제어를 허용하도록, 과하게 결정된다(overdetermined). 다른 예에서, 복수 로터 헬리콥터는, 각각 모든 다른 추력 생성기들과 상이한 방향으로 추력을 생성하는, 6개보다 적은 수의 추력 생성기를 포함할 수 있다.
그러한 예들에서, 복수 로터 헬리콥터 상의 모든 힘들 및 모멘트들의 분리는, 그러한 시스템에 대한 표현이 부족하게 결정될 수 있기 때문에(즉, 존재하는 방정식들보다 더 많은 미지수가 존재함), 불가능하다. 그러나, 시스템 설계자가, 여전히 특정 시나리오에서 성능 이점들을 양산하는 가운데, 독립적으로 제어하기 위해, 특정 힘들 및/또는 모멘트들을 선택할 수 있을 것이다.
순 선형 추력(예를 들어, 3개의 제약(constraint)) 및 순 토크(예를 들어, 추가적인 3개의 제약)에 따라 복수의(예를 들어, 6개의) 모터 속도를 제어하기 위한 능력을 유지하는 가운데, 추력 지점들, 추력 방향들, 모터 회전 방향들, 및 최대 회전 속도 또는 각 모터에 의해 생성되는 추력에 대한 구성이, 다양한 기준에 따라 선택될 수 있다는 것을 이해해야 한다. 일부 예에서, 모든 모터는 동일한 방향으로 회전한다. 주어진 세트의 추력 지점들(예를 들어, 고정된 반경 및 60도 이격된 추력 지점들의 대칭적인 배열)에 대해, 추력 방향은 설계 기준에 따라 선택된다. 예를 들어, 추력 방향들은, 수직인 순 힘을 가지며 그리고 순 토크가 없는, 공중 정지 모드에서 동등한 추력을 제공하도록 선택된다. 일부 예에서, 추력 방향들은, 요구되는 제어 가능성 "포락선"을 달성하기 위해 또는, 모터 회전 속도에 관한 제약들을 고려하여 달성 가능한 순 추력 벡터들의, 기준 또는 제약들의 세트에 종속되는 그러한 포락선을 최적화하기 위해, 선택된다. 예로서, 뒤따르는 세트의 추력 방향들은, 공중 정지 모드에서 동등한 토크 및 공통적인 회전 방향을 제공한다.
하나의 예시적인 구성에서, 비틀림 각들은 동등하지만, 부호는 변경된다. 예를 들어, 각각의 모터에 대한 상반 각은 +15 도이며, 그리고 모터들에 대한 비틀림 각은 +/-15 도 사이에서 교대된다. 이러한 예시적인 구성에 대해, 행렬
Figure pct00095
은 모든 이상의 조건을 만족한다.
그러나, 이상의 구성에 대한 상반 각이 - 15 도인 경우, 이때 행렬
Figure pct00096
은 모든 이상의 조건을 만족한다.
다른 예시적인 구성에서, 상반 각은 +15 도이고, 프로펠러들은 모두 시계 반대 방향으로 회전하며, 그리고 모터들에 대한 비틀림 각은, -22 도 내지 +8 도 사이에서 교대되고, 이때 행렬
Figure pct00097
은 모든 이상의 조건을 만족한다.
도 8 내지 도 11을 참조하면, 복수의 도면이, 교대되는 방향들로 회전하는 자체의 모터들, 15 도의 상반 각, 및 교대되는 15 도의 비틀림 각을 갖도록 구성되는 항공기의 제어 가능성 포락선을 예시한다. 도면들에 도시되는 구성에서, 항공기 상의 요 토크(yaw torque)는 0Nm 이도록 통제되며 그리고 17x9" 프로펠러에 대한 프로펠러 곡선이 사용된다. 프로펠러 상수는 보편성(generality)에 영향을 미치지 않는다.
도 8을 참조하면, 도면(800)은, 생성되는 측방 추력이 없는 가운데, 다양한 중량에서의 Nm 단위의 롤 및 피치 제어 가능성 포락선을 도시한다.
도 9를 참조하면, 도면(900)은, 생성되는 1 m/s2의 우측방 추력이 있는 가운데, 다양한 중량에서의 Nm 단위의 롤 및 피치 제어 가능성 포락선을 도시한다.
도 10을 참조하면, 도면(1000)은, 생성되는 1 m/s2의 전방 추력이 있는 가운데, 다양한 중량에서의 Nm 단위의 롤 및 피치 제어 가능성 포락선을 도시한다.
도 11을 참조하면, 도면(1100)은, 생성되는 1 m/s2의 전방 추력 및 1 m/s2의 우측방 추력이 있는 가운데, 다양한 중량에서의 Nm 단위의 롤 및 피치 제어 가능성 포락선을 도시한다.
앞선 설명은, 첨부 특허청구범위의 범위에 의해 한정되는, 본 발명의 범위를 예시할 의도이며 제한할 의도가 아니라는 것을 이해해야 한다. 다른 실시예들이 뒤따르는 청구항들의 범위 내에 속한다.

Claims (24)

  1. 항공기로서:
    중심부를 구비하는 몸체; 및
    몸체의 중심부 둘레의 위치들에서 몸체에 정적으로 결합되며 그리고 복수의 추력 벡터를 따라 추력을 발산하도록 구성되는, 복수의 공간적으로 분리된 추진기로서, 복수의 추력 벡터는 복수의 상이한 방향을 구비하고, 복수의 추진기의 각 추진기는 복수의 추력 벡터들 중의 상이한 하나를 따라 추력을 발산하도록 구성되는 것인, 복수의 공간적으로 분리된 추진기
    를 포함하고,
    복수의 추력 벡터 중의 하나 이상의 추력 벡터는, 몸체의 중심부를 향한 또는 몸체의 중심부로부터 멀어지는 방향의 성분을 갖는 것인, 항공기.
  2. 제 1항에 있어서,
    복수의 추력 벡터는, 6개의 상이한 방향으로 발산되는 것인, 항공기.
  3. 제 1항에 있어서,
    복수의 추력 벡터는, 8개의 상이한 방향으로 발산되는 것인, 항공기.
  4. 제 1항에 있어서,
    복수의 추력 벡터는, 10개의 상이한 방향으로 발산되는 것인, 항공기.
  5. 제 1항에 있어서,
    복수의 추진기는, 몸체의 중심부를 중심으로 대칭적으로 분포되는 것인, 항공기.
  6. 제 1항에 있어서,
    복수의 추진기는, 몸체에 의해 한정되는 평면 상에 분포되는 것인, 항공기.
  7. 제 1항에 있어서,
    복수의 추력 벡터의 모든 추력 벡터들은, 제1 방향의 공유되는 1차적 성분을 구비하는 것인, 항공기.
  8. 제 7항에 있어서,
    제1 방향은 수직 방향인 것인, 항공기.
  9. 제 1항 내지 제 8항 중 어느 한 항에 있어서,
    항공기에 대한 요구되는 공간적 위치 및 항공기에 대한 요구되는 공간적 방향성을 특징짓는 제어 신호를 수신하도록;
    수신된 제어 신호에 기초하여 순 힘 벡터 및 순 모멘트 벡터를 결정하도록; 그리고
    복수의 공간적으로 분리된 추력 생성기들이 순 힘 벡터 및 순 모멘트 벡터를 생성하는 것을 야기하도록
    구성되는 컨트롤러를 더 포함하는 것인, 항공기.
  10. 제 2항에 있어서,
    컨트롤러는 추가로, 복수의 공간적으로 분리된 추력 생성기들이 순 모멘트 벡터를 유지하는 가운데 순 힘 벡터를 변화시키는 것을 야기하도록 구성되는 것인, 항공기.
  11. 제 2항에 있어서,
    컨트롤러는 추가로, 복수의 공간적으로 분리된 추력 생성기들이 순 힘 벡터를 유지하는 가운데 순 모멘트 벡터를 변화시키는 것을 야기하도록 구성되는 것인, 항공기.
  12. 제 1항 내지 제 8항 중 어느 한 항에 있어서,
    몸체는 복수의 날개보를 포함하며, 그리고 복수의 추진기의 각 추진기는, 날개보들 중의 상이한 하나의 단부에 정적으로 결합되는 것인, 항공기.
  13. 제 1항 내지 제 8항 중 어느 한 항에 있어서,
    복수의 추진기의 각 추진기는, 프로펠러에 결합되는 모터를 포함하는 것인, 항공기.
  14. 제 13항에 있어서,
    복수의 추진기 중의 제1 하위 세트의 모터들은, 제1 방향으로 회전하며, 그리고 복수의 추진기 중의 제2 하위 세트의 모터들은, 제1 방향과 상이한 제2 방향으로 회전하는 것인, 항공기.
  15. 제 13항에 있어서,
    복수의 추진기의 모든 추진기들의 모터들은, 동일한 방향으로 회전하는 것인, 항공기.
  16. 제 13항에 있어서,
    복수의 추진기 중의 제1 하위 세트의 모터들은, 제1 최대 회전 속도를 구비하며, 그리고 복수의 추진기 중의 제2 하위 세트의 모터들은, 제1 최대 회전 속도보다 작은 제2 최대 회전 속도를 구비하는 것인, 항공기.
  17. 제 1항 내지 제 8항 중 어느 한 항에 있어서,
    복수의 공간적으로 분리된 추진기 중의 적어도 일부 추진기는, 몸체에 대한 상반 각으로 몸체에 결합되는 것인, 항공기.
  18. 제 1항 내지 제 8항 중 어느 한 항에 있어서,
    복수의 공간적으로 분리된 추진기 중의 적어도 일부 추진기는, 몸체에 대한 비틀림 각으로 몸체에 결합되는 것인, 항공기.
  19. 제 1항 내지 제 8항 중 어느 한 항에 있어서,
    몸체에 결합되는 이미지 센서를 더 포함하는 것인, 항공기.
  20. 제 1항 내지 제 8항 중 어느 한 항에 있어서,
    몸체 상에 배치되는 공기역학적 몸체 커버를 더 포함하는 것인, 항공기.
  21. 제 19항에 있어서,
    이미지 센서는 몸체에 정적으로 결합되는 것인, 항공기.
  22. 제 19항에 있어서,
    이미지 센서는, 수평 유지 장치를 사용하여 몸체에 결합되는 것인, 항공기.
  23. 제 19항에 있어서,
    이미지 센서는 스틸 카메라를 포함하는 것인, 항공기.
  24. 제 19항에 있어서,
    이미지 센서는 비디오 카메라를 포함하는 것인, 항공기.
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