[go: up one dir, main page]

KR20220132446A - 경제적 운용 모드 및 적용 방법을 제공하는 다중 엔진 항공기 - Google Patents

경제적 운용 모드 및 적용 방법을 제공하는 다중 엔진 항공기 Download PDF

Info

Publication number
KR20220132446A
KR20220132446A KR1020220034668A KR20220034668A KR20220132446A KR 20220132446 A KR20220132446 A KR 20220132446A KR 1020220034668 A KR1020220034668 A KR 1020220034668A KR 20220034668 A KR20220034668 A KR 20220034668A KR 20220132446 A KR20220132446 A KR 20220132446A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
aircraft
speed threshold
flight control
control computer
machine interface
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Granted
Application number
KR1020220034668A
Other languages
English (en)
Other versions
KR102637674B1 (ko
Inventor
세르퀘이라 스테판
Original Assignee
에어버스 헬리콥터스
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 에어버스 헬리콥터스 filed Critical 에어버스 헬리콥터스
Publication of KR20220132446A publication Critical patent/KR20220132446A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR102637674B1 publication Critical patent/KR102637674B1/ko
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • 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
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/02—Initiating means
    • B64D31/06—Initiating means actuated automatically
    • B64D31/12—Initiating means actuated automatically for equalising or synchronising power plants
    • 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
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/04—Aircraft characterised by the type or position of power plants of piston type
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B64C27/56—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement characterised by the control initiating means, e.g. manually actuated
    • B64C27/57—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement characterised by the control initiating means, e.g. manually actuated automatic or condition responsive, e.g. responsive to rotor speed, torque or thrust
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/02—Initiating means
    • B64D31/04—Initiating means actuated personally
    • 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
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/02—Initiating means
    • B64D31/06—Initiating means actuated automatically
    • 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
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/04—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the transmission driving a plurality of propellers or rotors
    • 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
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/08—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the transmission being driven by a plurality of power plants
    • 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
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/42—Control of fuel supply specially adapted for the control of two or more plants simultaneously
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/329—Application in turbines in gas turbines in helicopters

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)
  • Control Of Transmission Device (AREA)

Abstract

본 발명은 복수의 엔진(11,12)을 포함하는 동력 장치(10)가 구비된 회전 날개(5)로 항공기(1)를 제어하는 방법에 관한 것으로, 상기 항공기(1)는 항공기(1)의 종방향 가속도에 작용할 수 있는 제어 부재(7)를 제어하는 인간-기계 인터페이스(20)를 포함한다. 엔진 중 하나가 전원을 공급하지 않는 경제적 작동 모드 중에, 이 방법은 (i)항공기(1)의 전진 속도를 측정하는 단계, (ii)전진 속도(V)의 함수로서 비행 제어 컴퓨터(80)를 사용한 상기 종방향 가속도에 대해 상기 인간-기계 인터페이스(20)의 권한을 조정하는 단계를 포함한다.

Description

경제적 운용 모드 및 적용 방법을 제공하는 다중 엔진 항공기{Multi-Engine Aircraft Provided With Economy Operating Mode and Method Applied}
관련 출원에 대한 상호 참고문헌
[0001] 본 출원은 2021년 3월 23일 출원된 FR 21 02873의 우선권을 주장하며, 그 기술 내용 전체가 본 명세서에 참조로 포함된다.
[0002] 본 발명은 경제적 운용 모드를 제공하는 다중 엔진 항공기 및 그 적용 방법에 관한 것이다.
[0003] 예를 들어, 항공기는 동력 장치(power plant)에 의해 작동되는 다양한 회전 부재를 포함할 수 있다. 따라서 항공기에는 회전 날개와 경우에 따라서는 요(yaw) 운동 제어 로터가 있다.
[0004] 쌍발 엔진 헬리콥터에서 동력 장치에서 공급해야 하는 필요한 동력은 전진 속도에 따라 달라진다. 필요한 동력은 전진 속도가 제로로부터 중간 속도까지 점진적으로 감소한 다음, 전진 속도가 증가함에 따라 점진적으로 증가한다. 제1 속도 하한으로부터 제2 속도 상한까지의 속도 범위에서, 회전 부재를 구동하는 데 필요한 모든 동력은 단일 엔진에 의해 공급될 수 있다.
[0005] 따라서 경제적 작동 모드 중에는, 연료 소비를 최적화하기 위해 항공기가 이 속도 범위에서 작동할 때, 엔진 중 하나를 대기 상태로 전환할 수 있다. 그러나, 항공기의 속도가 감소하여 제1 속도에 도달하면, 제1 속도에 도달하기 전에 대기 중인 엔진을 다시 작동시켜야 한다. 항공기가 급속히 감속할 수 있는 능력과 엔진을 재작동시키는 데 필요한 시간으로 인해, 대기 중인 엔진은 기계적 동력을 공급할 수 있도록 제1 속도보다 훨씬 빠른 속도로 다시 작동되어야 한다. 이것은 경제적 작동 모드의 장점을 제한한다.
[0006] 유럽특허 EP 3 209 563 B1에서는, 다중 엔진 동력 장치의 엔진이 공칭 동력보다 훨씬 적은 동력을 생산하거나 심지어 비행 중에 스위치가 꺼지는 경제적 작동 모드에 대해 기재하고 있다. 온보드(on board) 네트워크 또는 특정 전기 에너지 공급 네트워크에 의해 구동되는 전기 기술 시스템은 이 엔진을 신속하게 재작동하는 데 사용된다.
[0007] 이러한 시스템은 유리하지만 전용 전기 기술 시스템이 필요하므로 중량 면에서 중요하지 않은 영향을 미칠 수 있다.
[0008] 프랑스 특허 FR 2 967 132 B1에는 2개의 터보 샤프트 엔진이 있는 헬리콥터의 특정 연료 소비를 최적화하는 방법에 대해 기재하고 있다. 이 방법에 따르면, 2개의 터보 샤프트 엔진이 실질적으로 상이한 양의 동력을 공급한다. 터보 샤프트 엔진 중 하나는 연속 작동 모드로 작동할 수 있고, 또 다른 터보 샤프트 엔진은 제로 동력에서 대기 상태로 되고, 연소실이 꺼지는 반면, 안정적인 재시동을 위해 능동 구동 메커니즘에 의해 회전이 유지된다. 기존의 재시동이 실패할 경우, 연소실 추가 점화를 통한 긴급 지원에 의해 재시동이 가능하다. 이 추가 점화는 예열(glow) 플러그, 레이저 방사 또는 불꽃 장치를 사용하여 달성될 수 있다.
[0009] 특허 FR 2 967 133 B1에서는 2개의 터보 샤프트 엔진이 있는 헬리콥터의 특정 연료 소비를 최적화하는 방법에 대해 기재하고 있다. 이 방법에 따르면, 터보 샤프트 엔진 중 하나는 연속 작동 모드로 작동할 수 있고, 또 다른 터보 샤프트 엔진은 제로 출력에서 초저속 모드로 작동할 수 있다. 기존의 재시동이 실패하면, 초저속 모드에서 작동하는 터보 샤프트 엔진은 이러한 재시동 전용의 자급식(self-contained) 에너지원에 의해 생성된 긴급 지원에 의해 재시동될 수 있다.
[0010] 특허문헌 EP 3 170 744 A1, EP 3 069 990 및 EP 3 095 695에도 또한 공지되어 있다.
[0011] 따라서, 본 발명의 목적은 비행 중 연료 소비를 최적화하도록 의도된 대안적인 다중 엔진 항공기를 제공하는 데 있다.
[0012] 본 발명은, 상기 회전 날개를 운동시키는 복수의 엔진을 포함하는 동력 장치가 구비된 회전익 항공기를 제어하는 방법으로서, 상기 항공기는 항공기의 종방향 가속도에 작용할 수 있는 제어 부재로 이어지는 제어 채널을 제어하는 인간-기계 인터페이스를 포함하고, 상기 항공기는 비행 제어 컴퓨터를 포함하고, 상기 항공기는 상기 복수의 엔진 중 적어도 하나가 상기 회전 날개에 기계적 동력을 공급하지 않고 상기 복수의 엔진 중 적어도 하나가 상기 회전 날개에 기계적 동력을 공급하는 동안 경제적 작동 모드에서 작동할 수 있다.
[0013] 경제적 작동 모드 중에 상기 방법은 다음 단계를 포함한다:
- 항공기의 전진 속도를 측정하는 단계; 및
- 전진 속도의 함수로서 비행 제어 컴퓨터를 사용하여 상기 종방향 가속도에 대한 상기 인간-기계 인터페이스의 권한을 조정하는 단계.
[0014] 경제적 운용 모드는 전용 인터페이스를 운용하는 조종사 또는 부조종사에 의해, 또는 실제로 자동으로 촉발될 수 있다.
[0015] 따라서 각 엔진은 연소실과 회전 날개에 동력을 전달할 수 있는 작동 샤프트를 포함한다. 경제적 작동 모드 중에는, 적어도 하나의 엔진이 대기 상태에 있고, 즉, 회전 날개를 움직이게 하는 기계적 동력을 생성하지 않는다. 대기 중인 엔진은 꺼져 있거나 공회전(idling) 상태일 수 있다. 공회전이라는 용어는, 연소실의 점화 여부에 관계없이 작동 샤프트와 분리된 엔진의 가동 부재가 작동하는 상태를 의미한다.
[0016] 따라서 대기 중인 엔진은 전원을 공급하지 않고도 엔진의 가동 부재를 움직이게 하기 위해 점화된 상태로 유지되는 연소실을 가질 수 있다. 예를 들어, 자유 터빈 터보 샤프트 엔진의 가스 발생기 샤프트는 공칭 속도의 약 20 내지 80%로 회전하며, 자유 터빈은 터보 샤프트 엔진에 의해 작동되지 않는다.
[0017] 다른 예에 따르면, 대기 중인 엔진의 연소실이 꺼지고, 엔진의 가동 부재가 정지되거나 가동 부재가 전기 기계와 같은 또 다른 구동 부재에 의해 작동될 수 있다. 터보 샤프트 엔진에서, 가스 발생기의 샤프트는 재시동을 용이하게 하기 위해 공칭 속도의 약 5 내지 20%의 속도로 전기 기계에 의해 작동될 수 있다.
[0018] 따라서, 엔진이 자유 터빈 터보 샤프트 엔진인 경우, 자유 터빈은 대기 모드에서 터보 샤프트 엔진에 의해 작동되지 않을 수 있다. 가스 발생기는 또한 소량의 연료 연소 효과 및/또는 보조 엔진을 통해 구동되는 정지 상태이거나 작동될 수 있다.
[0019] 경제적 작동 모드 중에, 비행 제어 컴퓨터는 전진 속도의 함수로 인간-기계 인터페이스의 권한을 조정한다. 권한은 인간-기계 인터페이스가 부여할 수 있는 극단적인 명령을 나타낸다. 가동 부재를 포함하는 인간-기계 인터페이스에서, 이 가동 부재의 동일한 움직임은 예를 들어 100 노트 및 150 노트의 2 전진 속도가 있는 경우, 상이한 종방향 가속도를 초래한다. 1 노트는 시속 1.852 km 또는 시속 1.1508 마일과 같다. 관례상, 음의 종방향 가속도는 종방향 감속일 수 있다.
[0020] 기록을 위해, 경제적 작동 모드는 최소 속도 임계값으로부터 최대 속도 임계값까지의 전진 속도 범위에서 실시될 수 있다.
[0021] 전진 속도가 이 속도 범위의 하한보다 훨씬 높은 경우, 인간-기계 인터페이스의 권한이 최대화될 수 있다. 인간-기계 인터페이스가 레버를 포함할 때, 예를 들어 레버의 가능한 최대 움직임은 항공기의 전진 속도를 빠르게 감소시키는 경향이 있는 최대 종방향 감속을 생성한다. 실제로, 이 상황에서 대기 중인 엔진은 필요한 경우 하한에 도달하기 전에 재작동될 수 있다. 예를 들어, 엔진을 재작동시키기 위해 30초의 기간이 필요할 수 있다.
[0022] 이러한 재작동시키는 엔진에 저장된 0이 아닌 기계적 동력을 생성하기 위해 해당 엔진에 공급되는 연료의 유량을 증가시키는 것으로 구성될 수 있다. 재작동시키는 엔진 시동 방법을 적용하여 달성될 수 있다. 그 다음, 재작동은 통상적인 시동 절차로 이루어지며, 재작동된 엔진의 적어도 하나의 가동 부재는 엔진 시동 방법이 개시될 때 반드시 정지되어 있을 필요는 없다.
[0023] 그러나 전진 속도가 하한에 가까울 때, 비행 제어 컴퓨터는 인간-기계 인터페이스의 작동에 관계없이 대기 중인 엔진이 하한에 도달하기 전에 재작동될 수 있도록 인간-기계 인터페이스의 권한을 줄인다.
[0024] 예를 들어, 항공기의 최적 감속 용량은, 이러한 전진 속도에서 엔진을 재작동시키는 데 필요한 시간이 30초인 반면에 15초 만에 하한에 도달하는 것을 가능하게 할 수 있다. 따라서 비행 제어 컴퓨터는 항공기를 구속하고 감속 능력을 줄이기 위해 인간-기계 인터페이스의 권한을 줄인다. 인간-기계 인터페이스의 권한 감소로 인해, 항공기는 30초 이상의 시간이 지나면 하한에 도달할 수 있다.
[0025] 위의 예에 따르면, 레버의 가능한 최대 움직임은 이전보다 더 적은 감속을 생성한다. 전진 속도가 덜 신속하게 감소하므로, 필요한 경우 하한에 도달하기 전과 비상 작동 상태가 적용되기 전에, 대기 중인 엔진을 재작동될 수 있다.
[0026] 따라서 이 방법은 연료 소비를 최적화하기 위해 엔진이 대기하는 시간을 늘리는 경향이 있다. 따라서 이 방법은 불필요한 비상 재작동을 촉발할 필요를 방지할 수 있다.
[0027] 경제적 모드를 이용할 수 있는 비행 엔벨로프(envelope)도 최적화할 수 있다.
[0028] 상기 방법은 개별적으로 또는 조합하여 취해진 다음 특징들 중 하나 이상을 추가로 포함할 수 있다.
[0029] 한 가지 가능성에 따르면, 비행 제어 컴퓨터는 제어 채널의 적어도 하나의 가변 형상 부재에 전송된 제어 신호를 방출할 수 있다.
[0030] 이러한 가변 형상 부재는 선형 또는 회전식 액추에이터, 가변 길이 벨크랭크 등일 수 있다.
[0031] 상기 방법은, 경제적 작동 모드 중에, 다음 단계를 포함한다:
- 상기 전진 속도(V)가 최소 속도 임계값(V3)과 최대 속도 임계값(Vmax) 사이에 있을 때, 상기 종방향 가속도에 대한 상기 인간-기계 인터페이스(20)의 권한을 조정하는 단계는 적어도 상기 전진 속도(V)의 함수로서 비행 제어 컴퓨터(80)를 사용하여 상기 제어 신호(101)를 생성하거나 또는 실질적으로 인간-기계 인터페이스에 의해 방출되는 명령 신호를 포함하는 단계.
[0032] 비행 제어 컴퓨터는 필요한 경우 인간-기계 인터페이스의 권한을 줄이기 위해 전진 속도도 고려하도록 구성된다.
[0033] 최대 및 최소 속도 임계값 중 적어도 하나는 고정되거나 적어도 하나의 위치 결정 파라미터의 함수로 가변적이다.
[0034] 최대 속도 임계값 및/또는 최소 속도 임계값은 예를 들어 테스트 또는 계산 후에 고정될 수 있다.
[0035] 대안적으로, 최대 속도 임계값 및/또는 최소 속도 임계값은 엔진의 작동에 영향을 미칠 수 있는 다양한 파라미터와 항공기의 비행 시나리오를 준수하기 위해 필요한 출력을 고려하기 위해 가변적일 수 있다.
[0036] 선택적으로는, 상기 경제적 작동 모드가 최소 속도 임계값으로부터 최대 속도 임계값까지 범위의 전진 속도 범위에서 실시되고, 상기 방법은, 경제적 작동 모드 중에, 다음 단계를 포함한다:
- 상기 전진 속도가 중간 속도 임계값과 상기 최대 속도 임계값 사이에 있을 때, 상기 최대 속도 임계값이 중간 속도 임계값보다 크고, 상기 종방향 가속도에 대한 상기 인간-기계 인터페이스의 권한을 조정하는 단계는 제1 법칙의 함수로서 비행 제어 컴퓨터를 사용하여 상기 제어 신호를 생성하는 단계; 및
- 상기 전진 속도가 상기 최소 속도 임계값과 상기 중간 속도 임계 사이에 있을 때, 상기 최소 속도 임계값이 상기 중간 속도 임계값보다 작고, 상기 종방향 가속도에 대한 상기 인간-기계 인터페이스의 권한을 조정하는 단계는 제2 법칙의 함수로서 상기 비행 제어 컴퓨터를 사용하여 상기 제어 신호를 생성하는 것을 포함하고, 상기 제1 법칙은 인간-기계 인터페이스에 대해 상기 제2 법칙보다 더 큰 권한을 부여하는 단계.
[0037] 각 법칙은 적어도 하나의 방정식, 값의 표 등의 형태일 수 있다.
[0038] 비행 제어 컴퓨터는, 전진 속도가 최소 속도 임계값보다 크거나, 또는 중간 속도 임계값이 최소 속도 임계값보다 클 때, 제1 저장된 법칙을 적용한다. 그러나 전진 속도가 최소 속도 임계값에 도달하면, 비행 제어 컴퓨터는 인간-기계 인터페이스의 권한을 제한하는 제2 법칙을 적용한다.
[0039] 상기 방법은 선택적으로 제1 법칙의 사용 단계와 제2 법칙의 사용 단계 사이의 과도기적 단계를 포함한다.
[0040] 이 가능성은 조종사가 법칙 변경을 경험하는 것을 방지하는 데 도움이 될지도 모른다.
[0041] 앞의 가능성과 양립할 수 있는 하나의 가능성에 따르면, 중간 속도 임계값은 고정되거나 적어도 하나의 위치 결정 파라미터의 함수로 가변적일 수 있다.
[0042] 또한, 위에서 언급한 임계값 중 하나에 영향을 미칠 가능성이 있는 위치 결정 파라미터는 항공기의 현재 밀도 고도(current density altitude)일 수 있다.
[0043] 앞의 가능성과 양립할 수 있는 하나의 가능성에 따르면, 경제적 작동 모드 중에, 상기 전진 속도가 재작동 속도 임계값 아래로 떨어질 때, 본 방법은 기계적 동력을 엔진에 전달하기 위해 회전 날개에 기계적 동력을 공급하지 않는 상기 엔진을 재작동시키는 단계를 포함할 수 있다.
[0044] 재작동 속도 임계값은 최소 속도 임계값보다 크다. 재작동 속도 임계값은 최대 속도 임계값 및 중간 속도 임계값보다 작다. 재작동 속도 임계값은 적어도 하나의 작동 파라미터에 따라 고정되거나 가변적일 수 있다.
[0045] 앞의 가능성과 양립할 수 있는 하나의 가능성에 따르면, 본 방법은 비행 제어 컴퓨터에 의해 상기 최대 전진 속도를 최대 속도 임계값으로 제한하는 단계를 포함할 수 있다.
[0046] 경제적 작동 모드 중에, 비행 제어 컴퓨터는 최대 속도를 초과하지 않도록 항공기에 작동하여 초기에 대기 상태에 있던 엔진을 재작동될 수 있다.
[0047] 그 다음, 이 엔진을 재작동하고 항공기 전진 속도를 높이기 위해 경제적 작동 모드를 비활성화할 수 있다.
[0048] 앞의 가능성과 양립할 수 있는 하나의 가능성에 따르면, 상기 방법은 상기 전진 속도가 최소 속도 임계값 미만일 때 비행 제어 컴퓨터의 명령에 따라 상기 경제적 작동 모드를 자동으로 비활성화하는 단계를 포함할 수 있다.
[0049] 상기 방법에 추가하여, 본 발명은 이 방법을 적용하는 항공기에 관한 것이다.
[0050] 이러한 항공기에는 회전 날개 및 상기 회전 날개를 작동시키는 복수의 엔진을 포함하는 동력 장치가 구비되어 있고, 상기 항공기는 상기 항공기의 종방향 가속도에 작용할 수 있는 제어 부재로 이어지는 제어 채널을 제어하는 인간-기계 인터페이스를 포함하고, 상기 항공기는 비행 제어 컴퓨터를 포함하고, 상기 항공기는 상기 복수의 엔진 중 적어도 하나가 회전 날개에 기계적 동력을 공급하지 않고 상기 복수의 엔진 중 적어도 하나가 회전 날개에 기계적 동력을 공급하는 동안 경제 작동 모드에서 작동할 수 있다.
[0051] 항공기는 전진 속도 센서를 더 포함하고, 상기 비행 제어 컴퓨터는 본 발명에 따른 방법을 적용하도록 구성된다.
[0052] 항공기는 제어 부재의 위치에 작용하는 가변 형상 부재를 포함할 수 있으며, 비행 제어 컴퓨터는 이 가변 형상 부재와 통신한다.
[0053] 본 발명 및 그의 장점은 예시로서 그리고 첨부 도면을 참조하여 제공된 실시형태의 다음 설명과 관련하여 더욱 상세하게 나타난다.
도 1은 본 발명에 따른 항공기의 일 실시형태이다.
도 2는 본 발명에 따른 항공기의 일 실시형태이다.
도 3은 본 발명의 방법을 설명하는 도면이다.
[0054] 하나 이상의 도면에 있는 요소는 각 도면에서 동일한 참조가 부여된다.
[0055] 도 1 및 2는 본 발명의 방법을 실시하는데 적합한 항공기의 실시형태를 도시한다.
[0056] 실시형태와 무관하게, 도 1을 참조하면, 예를 들어, 본 발명에 따른 항공기(1)는 점선으로 개략적으로 도시된 기체를 포함할 수 있다. 기체는 종축을 따라 후방부로부터 전방부를 향해, 꼬리부(2)로부터 기수부(3)로 연장되어 있다. "종방향"이라는 용어는 롤 축에 실질적으로 평행한 방향으로 꼬리부(2)로부터 기수부(3)를 향하는 방향을 지칭한다. "종방향 가속도"라는 표현은 당업자에 의해 일반적으로 사용된다.
[0057] 이 항공기(1)는 블레이드(6)가 제공된 회전 날개(5)를 포함한다. 선택적으로, 항공기(1)는 예를 들어 측면 로터, 후방 로터, 또 다른 회전 날개 등과 같이 본 명세서에 도시되지 않은 적어도 하나의 다른 로터를 포함할 수 있다.
[0058] 특히, 회전 날개(5) 또는 실제로 로터(들)를 움직이게 하기 위해, 항공기(1)는 동력 장치(10)를 포함한다. 이 동력 장치는 각각 회전 날개(5)를 움직일 수 있는 여러 엔진(11,12)을 포함한다. 엔진(11,12)은 본 명세서에 도시되지 않은 적어도 하나의 엔진 컴퓨터에 의해 제어될 수 있다. 예를 들어, 엔진(11,12)은 모두 동력 전달 시스템(15)에 의해 회전 날개(5)에 기계적으로 연결된다. 이러한 동력 전달 시스템(15)은 회전 날개(5)에 고정된 로터 마스트(17), 로터 마스트(17)가 구비된 기어박스(16), 적어도 하나의 샤프트, 및/또는 적어도 하나의 결합 수단 등을 포함할 수 있다. 도시된 예에 따르면, 각 엔진(11,12)은 연결부(18)를 통해 기어박스(16)를 구동하는 동력축을 포함하고, 기어박스는 로터 마스트(17)를 포함한다. 적어도 하나의 다른 로터가 제공된 항공기에서, 기어박스(16) 또는 다른 로터는 전용 변속기에 의해 각 로터에 연결될 수 있다.
[0059] 항공기(1)의 움직임을 제어하기 위해, 이 항공기(1)는 인간-기계 인터페이스(20)를 포함한다. 이러한 인간-기계 인터페이스는 레버, 스틱(21), 미니 스틱, 노브, 터치 패널 등을 포함할 수 있다. 선택적으로, 인간-기계 인터페이스(20)는 이 인간-기계 인터페이스(20)의 작동에 따라 적어도 하나의 명령 신호(102)를 전송하는 센서(22)를 포함한다.
[0060] 예를 들어, 인간-기계 인터페이스(20)는 2개의 축을 중심으로 회전할 수 있는 스틱(21)을 포함한다. 센서는 예를 들어 전위차계와 같은 축당 하나의 위치 감지 장치를 포함할 수 있다.
[0061] "신호"라는 용어는 아날로그, 디지털, 전기 또는 광 신호를 나타낸다.
[0062] 이러한 인간-기계 인터페이스(20)는 항공기(1)의 종방향 가속도에 작용할 수 있는 제어 부재(7)로 이어지는 제어 채널(30)과 협동한다. 이러한 제어 부재(7)는, 예를 들어 회전 날개(5)의 블레이드(6) 및/또는 다른 로터의 블레이드, 및 예를 들어 프로펠러 또는 실제로 플랩(있는 경우)의 형태일 수 있다.
[0063] 도 1은 기존의 보조 기계 비행 제어의 예를 나타내고, 도 2는 전기 비행 제어의 예를 나타낸다.
[0064] 도 1에 따르면, 인간-기계 인터페이스(20)는 기계적 제어 채널(30)에 기계적으로 연결된다. 이 기계적 제어 채널(30)은 하나 이상의 서보-제어기(43)로 이어지는 기계적 연결부(36)를 포함할 수 있다. 이 기계적 연결부(36)는 적어도 하나의 샤프트(31), 및/또는 적어도 하나의 벨크랭크(32), 및/또는 적어도 하나의 직렬 액추에이터(34), 및/또는 일반적으로 "트림 액추에이터"로 지칭되는 적어도 하나의 병렬 액추에이터(35)를 가질 수 있다. 각 서보-제어기(43)는 경사판(swashplate) 세트(40)의 고정 경사판(42)에 연결된다. 이러한 경사판 세트(40)는 로드(45)를 통해 회전 날개(5)의 각 블레이드(6)에 연결된 회전 경사판(41)을 더 포함한다.
[0065] 회전 날개(5)의 블레이드(6)의 주기적 피치를 제어함으로써, 인간-기계 인터페이스(20)는 통상적인 방식으로 항공기(1)의 종방향 가속도를 제어하는 것을 가능하게 한다.
[0066] 여기에 도시되지 않은 가능성에 따르면, 인간-기계 인터페이스는 이러한 목적을 위해 회전 날개의 블레이드 및/또는 다른 로터 중 적어도 하나의 피치를 집합적으로 제어할 수 있다.
[0067] 도 2에 따르면, 서보 제어(들)는 비행 제어 컴퓨터(80)에 의해 제어되는 적어도 하나의 제어 액추에이터(38)에 의해 제어된다. 비행 제어 컴퓨터(80)는 인간-기계 인터페이스(20)에 의해 방출된 명령 신호(102)의 함수로서 제어 액추에이터(38)에 전송될 설정점(setpoint)을 제공하는 적어도 하나의 법칙을 저장한다.
[0068] 도 1 및 2는 인간-기계 인터페이스(20)가 제어 부재를 제어함으로써 항공기(1)의 종방향 가속도를 제어할 수 있는 방법을 나타내는 아키텍처의 예를 도시한다. 청구범위에 기재된 발명의 문맥에서 벗어나 다른 아키텍처가 필요 없이 고려될 수 있다.
[0069] 아키텍처에 관계없이, 도 2를 참조하면, 예를 들어 항공기(1)는 비행 제어 컴퓨터(80)를 포함한다.
[0070] "컴퓨터"라는 용어는, 예를 들어, 각각이 적어도 하나의 프로세서와 적어도 하나의 메모리, 적어도 하나의 집적 회로, 적어도 하나의 프로그램 가능 시스템, 및 적어도 하나의 논리 회로를 갖는 하나 이상의 유닛을 포함할 수 있지만, 이러한 예는 "컴퓨터"라는 용어에 적용되는 범위를 제한하지 않는다. "프로세서"라는 용어는 중앙 처리 장치(CPU), 그래픽 처리 장치(GPU), 디지털 신호 프로세서(DSP), 마이크로컨트롤러 등을 동일하게 지칭할 수 있다. 설명된 여러 컴퓨터를 조합하여 단일 컴퓨터를 구성할 수 있다.
[0071] 비행 제어 컴퓨터(80)는 자동 비행 제어 시스템을 나타내는 약어 'AFCS'로 지칭되는 시스템의 컴퓨터일 수 있다.
[0072] 적절한 경우, 비행 제어 컴퓨터(80)는 명령 신호(102)를 수신하기 위해 유선 또는 무선 링크를 통해 인간-기계 인터페이스(20)에 연결될 수 있다.
[0073] 비행 제어 컴퓨터(80)는 유선 또는 무선 링크를 통해 항공기(1)의 전진 속도(V)를 측정하는 전진 속도 센서(27)에 연결될 수 있다. 예를 들어, 전진 속도는 실제 속도, 공기 속도 등이 될 수 있다. 이러한 전진 속도 센서(27)는 피토관 시스템, 위성 위치 확인 시스템 등을 포함할 수 있다. 전진 속도 센서(27)는 전진 속도(V)를 전달하는 속도 신호(103)를 비행 제어 컴퓨터(80)에 전송한다.
[0074] 비행 제어 컴퓨터(80)는 유선 또는 무선 링크를 통해 적어도 하나의 위치 결정 센서(25)에 연결될 수 있다. 각각의 위치 결정 센서(25)는 비행 제어 컴퓨터(80)에 전송된 위치 결정 신호를 방출한다. 예를 들어, 위치 결정 센서(25)는 밀도 고도를 측정하고, 이 센서(25)는 예를 들어 온도 센서 및 압력 센서를 포함한다. 위치 결정 센서(25)는 위치 결정 파라미터의 값을 전달하는 위치 결정 신호(104)를 비행 제어 컴퓨터(80)에 전송한다.
[0075] 항공기(1)는 경제적 운용 모드로 운용할 수 있다. 이러한 경제적 작동 모드 중에 및 적어도 속도 범위 내에서, 적어도 하나의 엔진(11 또는 12)이 작동되어 회전 날개(5)를 움직이게 하기 위한 기계적 동력을 생성한다. 또한, 적어도 하나의 엔진(11 또는 12)은 대기 상태이다. 대기 중인 엔진은 회전 날개(5)를 움직이게 하는 기계적 동력을 공급하지 않는다. 대기 중인 엔진은 정지되었거나 공회전 상태이다. 예를 들어, 엔진(11,12)은 자유 터빈 터보 샤프트 엔진이다.
[0076] 대기 중인 터보 샤프트 엔진의 자유 터빈은 정지 상태이거나, 또는 항공기의 전진 이동 결과로 엔진을 통과하는 공기 흐름의 영향 하에서만 움직이도록 설정된다. 이 경우, 자유 터빈을 작동시키는 것은 엔진이 아니다. "상기 복수의 엔진 중 적어도 하나가 회전 날개에 기계적 동력을 공급하지 않는 경제적 작동 모드"라는 표현은 엔진 자체가 회전 날개에 연결된 출력 샤프트를 회전시키지 않는 것을 의미하며, 이 출력 샤프트는 바람의 영향으로 움직인다.
[0077] 대기 중인 터보 샤프트 엔진의 가스 발생기의 샤프트도 보조 구동 부재나 저 연료 소비 또는 바람에 의해 구동되어 정지하거나 감속 회전한다. 속도 범위는, 예를 들어, 이하에서 언급되는 재작동 임계값으로부터 최대 속도 임계값까지의 범위일 수 있다.
[0078] 예를 들어, 항공기(1)는 경제적 운용 모드의 실시를 요청하기 위해 조종사에 의해 운용될 수 있는 제어부(26)를 포함할 수 있다. 제어부(26)는 적어도 하나의 엔진(11 또는 12)을 대기 상태로 만들기 위해 컴퓨터에 전송된 작동 신호를 방출한다. 예를 들어, 작동 신호는 엔진 컴퓨터로 전송된다. 비행 제어 컴퓨터(80)는 또한 작동 신호를 수신할 수 있다.
[0079] 따라서, 경제적 작동 모드 중에, 비행 제어 컴퓨터는 본 발명의 방법을 적용하도록 구성된다. 특히, 비행 제어 컴퓨터는 전진 속도(V)의 함수로서 제어 부재(7)의 위치에 작용하는 가변 형상 부재(60)를 제어하도록 구성된다. 따라서 비행 제어 컴퓨터(80)는 제어 신호를 적어도 하나의 가변 형상 부재(60)에 전송하도록 구성된다. 이러한 가변 형상 부재(60)는 가변 형상 벨크랭크(32), 직렬 액추에이터(34), 병렬 액추에이터(35) 또는 제어 액추에이터(38)일 수 있다. "가변 형상 부재"라는 용어는 인간-기계 인터페이스(20)의 권한을 제한하기 위해 기하학적으로 수정될 수 있는 임의의 부재를 지칭한다.
[0080] 도 3은 본 발명의 방법을 나타내는 도면이다. 이 도면은 X축의 전진 속도(V)와 Y축의 동력을 나타낸다.
[0081] 곡선(C)은 각 순간에 필요한 다양한 부재를 움직이기 위해 공급되어야 하는 필요한 동력(PNEC)을 나타낸다. 제로(0) 전진 속도에서 시작하여, 필요한 동력(PNEC)은 최소 구역에 도달할 때까지 전진 속도(V)가 증가함에 따라 감소한 다음 증가한다. 동력 장치, 특히 엔진(11,12)은 각 순간에 필요한 필요 동력(PNEC)을 공급할 수 있도록 치수가 정해져 있다.
[0082] 수평선(C1)은 단일 엔진에서 공급할 수 있는 동력을 나타낸다. 예를 들어, 이 동력은 엔진이 공급할 수 있는 최대 연속 동력, 예를 들어 최대 연속 동력의 미리 결정된 백분율 정도와 같거나 작다. 이러한 최대 연속 동력을 약어 MCP라고 지칭한다. 수평선(C1)으로 표시된 이 동력 수준은 엔진에서 생성된 동력이 손상에 미치는 영향과 획득한 소비 이득 사이의 타협점이다.
[0083] 결과적으로, 필요한 동력이 이 라인(C1) 또는 이 라인(C1) 아래에 위치할 때, 적어도 하나의 엔진이 대기 상태가 될 수 있다.
[0084] 경제적 작동 모드 중에, 이 방법은 항공기(1)의 전진 속도(V)를 측정하는 것을 포함한다. 전진 속도 센서(27)는 속도 신호(103)를 비행 제어 컴퓨터(80)에 전송한다.
[0085] 따라서 비행 제어 컴퓨터(80)는 전진 속도(V)의 함수로서 종방향 가속도에 대한 인간-기계 인터페이스(20)의 권한을 조정하도록 구성된다.
[0086] 예를 들어, 비행 제어 컴퓨터(80)는 이 권한을 줄이기 위해 적어도 하나의 가변 형상 부재(60)에 전송된 제어 신호(101)를 방출할 수 있다.
[0087] 선택적으로, 제어 신호(101)는 또한 적어도 전기 비행 제어부를 갖는 아키텍처의 맥락 내에서 상기 인간-기계 인터페이스(20)에 의해 방출된 명령 신호(102)에 의존할 수 있다.
[0088] 특히, 전진 속도(V)가 최소 속도 임계값(V3)과 최대 속도 임계값(Vmax) 사이에 있을 때, 전진 속도(V)의 함수로서 제어 신호(101)를 생성함으로써 인간-기계 인터페이스(20)의 권한이 조정된다. 그 다음, 비행 제어 컴퓨터는 전진 속도(V)를 언급된 다양한 임계값과 비교하도록 구성된다.
[0089] 예를 들어, 최소 속도 임계값(V3)은 80 노트 영역에 있고, 최대 속도 임계값(Vmax)은 160 노트 영역에 있다. 최소 속도 임계값(V3) 및 최대 속도 임계값(Vmax)은 필요한 동력(PNEC)을 나타내는 곡선(C)과 선(C1)의 교차점에 위치한다.
[0090] 최소 속도 임계값(V3)으로부터 최대 속도 임계값(Vmax)까지의 전진 속도 범위에서, 엔진은 대기 상태이거나 재작동 단계에 있을 수 있다.
[0091] 최대 속도 임계값(Vmax) 및 최소 속도 임계값(V3) 중 적어도 하나는 고정될 수 있다.
[0092] 최대 속도 임계값(Vmax) 및 최소 속도 임계값(V3) 중 적어도 하나는 적어도 하나의 위치 결정 파라미터의 함수로서 가변적일 수 있다. 그 다음, 비행 제어 컴퓨터(80)는 위치 결정 파라미터 값의 함수로서 문제의 임계값을 결정하도록 구성된다. 예를 들어, 비행 제어 컴퓨터는 위치 결정 파라미터(들) 값의 함수로서 임계값 값을 제공하는 테이블 또는 방정식을 저장한다. 이하에서 언급되는 중간 속도 임계값 및 재작동 임계값은 또한 적어도 하나의 위치 결정 파라미터의 함수로서 고정되거나 가변적일 수 있다.
[0093] 보다 정확하게는, 현재 전진 속도(V)가 예를 들어 110 노트의 영역의 중간 속도 임계값(V1)과 최대 속도 임계값(Vmax) 사이에 있을 때, 비행 제어 컴퓨터(80)는 제1 법칙의 함수로서 비행 제어 컴퓨터(80)를 사용하여 제어 신호(101)를 생성할 수 있다.
[0094] 현재의 전진 속도(V)가 최소 속도 임계값(V3)과 중간 속도 임계값(V1) 사이에 있을 때, 비행 제어 컴퓨터(80)는 제2 법칙의 함수로서 비행 제어 컴퓨터(80)를 사용하여 제어 신호(101)를 생성할 수 있다.
[0095] 제1법칙은 제2법칙으로 획득한 권한보다 더 큰 인간-기계 인터페이스(20)에 대한 권한을 부여한다.
[0096] 각 법칙은 다양한 파라미터의 함수로서, 예를 들어 명령 신호의 함수로서, 또는 실제로 제어 모드에 따른 다른 파라미터의 함수로서 제어 신호를 생성할 수 있다. 도 1에 따르면, 직렬 액추에이터는 일반적으로 항공기를 안정시키기 위해 제어되며 이러한 방식으로 제어될 수 있다. 본 발명에서 사용된 법칙은 또한 인간-기계 인터페이스(20)의 권한을 제한하는 경향이 있다. 인간-기계 인터페이스(20)에 의해 주어진 명령은 제1 법칙에 의해 그대로 중계될 수 있고, 제2 법칙에 의해 축소될 수 있다. 예를 들어, 제1 법칙과 제2 법칙에는 게인(gain)이 있다. 제1 법칙과 제2법칙은 게인을 제외하고는 동일하다.
[0097] 기본적인 예로서, 인간-기계 인터페이스(20)가 축을 병진운동으로 1센티미터 이동시키도록 작동된다면, 제2 법칙은 이 축이 이러한 센티미터보다 작은 거리만큼 이동하도록 액추에이터에 작용할 수 있다.
[0098] 다른 예에 따르면, 제1 법칙은 명령 신호가 전달하는 명령을 적용할 수 있다. 그러나 제2 법칙은 예를 들어 이를 미리 결정된 계수로 나눔으로써 이 명령을 줄일 수 있다.
[0099] 예를 들어, 제1 법칙과 제2 법칙은 다음과 같은 형태를 취한다:
S = G * D
상기 식에서,
S는 명령 신호를 나타내고,
G는 게인을 나타내고,
D는 인간-기계의 인터페이스의 움직임을 나타낸다.
G는 제1 법칙에서 1과 같을 수 있고, 제2 법칙에서 0.5와 같을 수 있다.
[0100] 비행 제어 컴퓨터(80)는 또한 제1 법칙의 사용 단계와 제2 법칙의 사용 단계 사이의 과도기 단계를 적용하도록 구성될 수 있다. 예를 들어, 제1 법칙으로부터 제2 법칙으로, 또는 그 반대로 전환할 때 중간 법칙이 일정 시간 동안 적용될 수 있다.
[0101] 선택적으로, 전진 속도(V)가 예를 들어 100 노트의 영역에서 재작동 속도 임계값(V2) 아래로 떨어질 때, 이 방법은 이러한 엔진으로 기계적 동력을 생성하기 위해 대기 상태에서 엔진을 재작동시키는 단계를 포함할 수 있다. 재작동은 통상적인 시동 수순에 따라 달성될 수 있다. 다시 말해서, 비행 제어 컴퓨터는 예를 들어 연료 유량을 변경함으로써 저장된 방법에 따라 엔진을 재시동하는 엔진 컴퓨터에 신호를 전송한다.
[0102] 전진 속도(V)가 최소 속도 임계값(V3) 아래로 떨어질 때, 이 방법은 비행 제어 컴퓨터(80)의 명령에 따라 경제적 작동 모드를 자동으로 비활성화하는 단계를 포함한다. 비행 제어 컴퓨터(80)는 모드를 중지하라는 신호를 엔진 컴퓨터 또는 경보기에 전송할 수 있다. 경보기는 승무원에게 알리기 위해 경보를 생성한다. 경보기는 화면, 음향 시스템, 터치 감지 시스템 등을 포함할 수 있다.
[0103] 반대로, 이 방법은 비행 제어 컴퓨터(80)에 의해 전진 속도(V)를 최대 속도 임계값으로 제한하는 단계를 포함할 수 있다.
[0104] 비행 제어 컴퓨터는 엔진이 대기 상태로 유지되는 범위 내에서 전진 속도를 유지하기 위해 적어도 하나의 가변 형상 부재를 제어하도록 구성된다. 이러한 속도 제한은 통상적인 방식으로 달성될 수 있다.
[0105] 당연히, 본 발명은 그 실시와 관련하여 수많은 변형이 있을 수 있다. 여러 실시형태가 위에서 설명되었지만, 가능한 모든 실시형태를 철저하게 식별하는 것은 생각할 수 없음을 쉽게 이해해야 한다. 본 발명의 문맥을 벗어나지 않으면서 설명된 임의의 수단을 동등한 수단으로 대체하는 것이 당연히 가능하다.
1: 항공기 2: 꼬리부
3: 기수부 5: 회전 날개
6: 블레이드 7: 제어 부재
10: 동력 장치 11,12 : 엔진
15: 동력 전달 시스템 16: 기어 박스
17: 로터 마스트 18: 연결부
20: 인간-기계 인터페이스 21: 스틱
22: 센서 25: 위치결정 센서
26: 제어부 27: 전진 속도 센서
30: 제어 채널 31: 샤프트
32: 벨크랭크 34: 직렬 액추에이터
35: 병렬 액추에이터 36: 연결부
38: 제어 액추에이터 40: 경사판 세트
41: 회전 경사판 42: 고정 경사판
43: 서보 제어기 45: 로드
60: 가변 형상 부재 80: 비행 제어 컴퓨터
101: 제어 신호 102: 명령 신호
103: 속도 신호 104: 위치결정 신호

Claims (12)

  1. 회전 날개(5)를 운동시키는 복수의 엔진(11,12)을 포함하는 동력 장치(10)가 구비된 회전 날개(5)를 사용하여 항공기(1)를 제어하는 방법으로서,
    상기 항공기(1)는 상기 항공기(1)의 종방향 가속도에 작용할 수 있는 제어 부재(7)로 이어지는 제어 채널(30)을 제어하는 인간-기계 인터페이스(20)를 포함하고,
    상기 항공기(1)는 비행 제어 컴퓨터(80)를 포함하고,
    상기 항공기(1)는 상기 복수의 엔진(11,12) 중 적어도 하나가 상기 회전 날개에 기계적 동력을 공급하지 않고 상기 복수의 엔진(11,12) 중 적어도 하나가 상기 회전 날개에 기계적 동력을 공급하는 동안 경제적 작동 모드에서 작동할 수 있고,
    상기 경제적 작동 모드 중에, 상기 방법은,
    - 상기 항공기(1)의 전진 속도(V)를 측정하는 단계; 및
    - 상기 전진 속도(V)의 함수로서 상기 비행 제어 컴퓨터(80)를 사용하여 사익 종방향 가속도에 대한 상기 인간-기계 인터페이스(20)의 권한을 조정하는 단계를 포함하는.
    항공기(1) 제어 방법.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 비행 제어 컴퓨터(80)는 상기 제어 채널(30)의 적어도 하나의 가변 형상 부재(60)에 전송된 제어 신호(101)를 방출하며, 상기 방법은 경제적 작동 모드 중에,
    - 상기 전진 속도(V)가 최소 속도 임계값(V3)과 최대 속도 임계값(Vmax) 사이에 있을 때, 상기 종방향 가속도에 대한 인간-기계 인터페이스(20)의 권한을 조정하는 단계는 상기 전진 속도(V)의 함수로서 상기 비행 제어 컴퓨터(80)를 사용하여 상기 제어 신호(101)를 생성하는 것을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기(1) 제어 방법.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 최대 속도 임계값(Vmax) 및 상기 최소 속도 임계값(V3) 중 적어도 하나는 적어도 하나의 위치 결정 파라미터의 함수로서 고정되거나 가변적인 것을 특징으로 하는 항공기(1) 제어 방법.
  4. 제2항에 있어서,
    상기 경제적 작동 모드가 최소 속도 임계값으로부터 최대 속도 임계값까지 범위의 전진 속도 범위에서 실시되고, 상기 방법은, 상기 경제적 작동 모드 중에,
    - 상기 전진 속도(V)가 상기 중간 속도 임계값(V1)과 상기 최대 속도 임계값(Vmax) 사이에 있을 때, 상기 최대 속도 임계값(Vmax)이 상기 중간 속도 임계값(V1)보다 크고, 상기 종방향 가속도에 대한 상기 인간-기계 인터페이스(20)의 권한을 조정하는 단계는 제1 법칙의 함수로서 상기 비행 제어 컴퓨터(80)를 사용하여 상기 제어 신호(101)를 생성하는 것을 포함하고; 그리고
    - 상기 전진 속도(V)가 상기 최소 속도 임계값(V3)과 상기 중간 속도 임계값(V1) 사이에 있을 때, 상기 최소 속도 임계값(V3)이 상기 중간 속도 임계값(V1)보다 작고, 상기 종방향 가속도에 대한 상기 인간-기계 인터페이스(20)의 권한을 조정하는 단계는 제2 법칙의 함수로서 상기 비행 제어 컴퓨터(80)를 사용하여 상기 제어 신호(101)를 생성하는 것을 포함하고, 상기 제1 법칙은 인간-기계 인터페이스(20)에 대해 상기 제2 법칙보다 더 큰 권한을 부여하는 것
    을 특징으로 하는 항공기(1) 제어 방법.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 방법은 상기 제1 법칙의 사용 단계와 상기 제2 법칙의 사용 단계 사이의 과도기적 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기(1) 제어 방법.
  6. 제4항에 있어서,
    상기 중간 속도 임계값(V1)은 적어도 하나의 위치 결정 파라미터의 함수로서 고정되거나 가변적인 것을 특징으로 하는 항공기(1) 제어 방법.
  7. 제3항에 있어서,
    상기 위치 결정 파라미터는 상기 항공기(1)의 현재 밀도 고도인 것을 특징으로 하는 항공기(1) 제어 방법.
  8. 제1항에 있어서,
    상기 경제적 작동 모드 중에, 상기 전진 속도(V)가 재작동 속도 임계값(V2) 아래로 떨어질 때, 상기 방법은 이 엔진(11)으로 기계적 동력을 전달하기 위해 상기 회전 날개에 기계적 동력을 공급하지 않는 엔진(11)을 재작동시키는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기(1) 제어 방법.
  9. 제1항에 있어서,
    상기 방법은 상기 비행 제어 컴퓨터(80)에 의해 상기 전진 속도(V)를 최대 속도 임계값으로 제한하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기(1) 제어 방법.
  10. 제1항에 있어서,
    상기 방법은, 상기 전진 속도(V)가 최소 속도 임계값(V3)보다 작을 때, 상기 비행 제어 컴퓨터(80)의 명령에 따라 경제적 작동 모드를 자동으로 비활성화하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기(1) 제어 방법.
  11. 회전 날개(5) 및 상기 회전 날개(5)를 운동시키는 복수의 엔진(11,12)을 포함하는 동력 장치(10)를 구비한 항공기(1)로서, 상기 항공기(1)는 상기 항공기(1)의 종방향 가속도에 작용할 수 있는 제어 부재(7)로 이어지는 제어 채널(30)을 제어하는 인간-기계 인터페이스(20)를 포함하고, 상기 항공기(1)는 비행 제어 컴퓨터(80)를 포함하고, 상기 항공기(1)는 상기 복수의 엔진(11,12) 중 적어도 하나가 회전 날개에 기계적 동력을 공급하지 않고 상기 복수의 엔진(11,12) 중 적어도 하나가 회전 날개에 기계적 동력을 공급하는 동안 경제 작동 모드에서 작동할 수 있고,
    상기 항공기(1)는 전진 속도 센서(27)를 포함하고, 상기 비행 제어 컴퓨터(80)는 제1항에 따른 방법을 적용하도록 구성되는 항공기(1).
  12. 제11항에 있어서,
    상기 항공기(1)는 상기 제어 부재(7)의 위치에 작용하는 가변 형상 부재(60)를 포함하고, 상기 비행 제어 컴퓨터(80)는 상기 가변 형상 부재(60)의 기하학적 구조를 수정하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 항공기(1).

KR1020220034668A 2021-03-23 2022-03-21 경제적 운용 모드 및 적용 방법을 제공하는 다중 엔진 항공기 Active KR102637674B1 (ko)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2102873 2021-03-23
FR2102873A FR3121127B1 (fr) 2021-03-23 2021-03-23 Aéronef multimoteur muni d’un mode de fonctionnement économique et procédé appliqué

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20220132446A true KR20220132446A (ko) 2022-09-30
KR102637674B1 KR102637674B1 (ko) 2024-02-15

Family

ID=75690563

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020220034668A Active KR102637674B1 (ko) 2021-03-23 2022-03-21 경제적 운용 모드 및 적용 방법을 제공하는 다중 엔진 항공기

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20220306308A1 (ko)
EP (1) EP4063262B1 (ko)
KR (1) KR102637674B1 (ko)
CN (1) CN115180160A (ko)
FR (1) FR3121127B1 (ko)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2967133B1 (fr) * 2010-11-04 2012-11-16 Turbomeca Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre
EP3170744A1 (fr) * 2015-11-20 2017-05-24 Airbus Helicopters Système de commande de vol adaptative pour les commandes de vol en lacet et de poussée d'un hélicoptère hybride
US20180251207A1 (en) * 2017-03-01 2018-09-06 Bell Helicopter Textron Inc. Rotorcraft control mode transition smoothing

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3279390D1 (en) * 1982-09-30 1989-03-02 Boeing Co Total energy based flight control system
US8616492B2 (en) * 2009-10-09 2013-12-31 Oliver Vtol, Llc Three wing, six tilt-propulsion units, VTOL aircraft
FR3027286B1 (fr) 2014-10-20 2018-01-05 Safran Helicopter Engines Systeme propulsif hybride d'un aeronef multi-moteur
PL3069990T3 (pl) * 2015-03-20 2017-06-30 Airbus Helicopters Deutschland GmbH Urządzenie generujące sztuczne odczucie siły, do systemu sterowania pojazdu, a zwłaszcza statku powietrznego
FR3036235B1 (fr) * 2015-05-15 2018-06-01 Airbus Helicopters Procede pour activer un moteur electrique d'une installation hybride d'un aeronef multimoteur et un aeronef
US11274599B2 (en) * 2019-03-27 2022-03-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Air system switching system to allow aero-engines to operate in standby mode

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2967133B1 (fr) * 2010-11-04 2012-11-16 Turbomeca Procede d'optimisation de la consommation specifique d'un helicoptere bimoteur et architecture bimoteur a systeme de regulation pour sa mise en oeuvre
EP3170744A1 (fr) * 2015-11-20 2017-05-24 Airbus Helicopters Système de commande de vol adaptative pour les commandes de vol en lacet et de poussée d'un hélicoptère hybride
US20180251207A1 (en) * 2017-03-01 2018-09-06 Bell Helicopter Textron Inc. Rotorcraft control mode transition smoothing

Also Published As

Publication number Publication date
EP4063262B1 (fr) 2023-12-20
CN115180160A (zh) 2022-10-14
FR3121127A1 (fr) 2022-09-30
EP4063262A1 (fr) 2022-09-28
FR3121127B1 (fr) 2023-07-28
US20220306308A1 (en) 2022-09-29
KR102637674B1 (ko) 2024-02-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10005560B2 (en) Method of driving rotation of a rotorcraft rotor by anticipating torque needs between two rotary speed setpoints of the rotor
KR101576638B1 (ko) 3개의 엔진을 가지는 회전익 항공기와 제어 방법
US8403255B2 (en) Compound aircraft with autorotation
US20240084748A1 (en) Method of optimizing the noise generated in flight by a rotorcraft
ES2401972T3 (es) Lógica de control para un sistema de hélice
US20130264412A1 (en) Rotary wing aircraft having a tail rotor, and a method of optimizing the operation of a tail rotor
US10112723B2 (en) Method and a device for stopping a turboshaft engine in nominal operation
US9463874B2 (en) Method of regulating the speed of rotation of the main rotor of a multi-engined rotorcraft in the event of one of the engines failing
CN116034218B (zh) 控制能够悬停的飞行器的方法和相关飞行器
US11939072B2 (en) Method of optimizing the noise generated on the ground by a rotorcraft
WO2017205255A1 (en) Stopped rotor aircraft
EP4030044B1 (en) Automated initiation of starter motor operation for starting an aircraft engine
EP4253246A1 (en) Aircraft powerplant(s) for an aircraft with electric machine controlled propulsor speed
GB2460246A (en) A helicopter emergency power system
CN118020098A (zh) 用于对影响混合推进系统的一个动力系统的故障进行处理的训练方法
KR102637674B1 (ko) 경제적 운용 모드 및 적용 방법을 제공하는 다중 엔진 항공기
KR102827641B1 (ko) 헬리콥터용 하이브리드 추진 시스템
US20210262414A1 (en) Aircraft Drive System Having Thrust-Dependent Controller
JP2024051713A (ja) 航空機の制御装置
JP2023533214A (ja) 航続時間及び燃料節約のための航空機制御
JP7511536B2 (ja) 航空機の推進システム
US11673680B2 (en) Method for controlling a hybrid helicopter in the event of an engine failure
RU2380280C2 (ru) Автоматическая система управления скоростью для воздушного судна
US20200392897A1 (en) Variable Engine Inlet Geometry Algorithm
KR20240172030A (ko) 회전익기 비행 훈련 방법, 관련 시스템 및 회전익기

Legal Events

Date Code Title Description
PA0109 Patent application

Patent event code: PA01091R01D

Comment text: Patent Application

Patent event date: 20220321

PA0201 Request for examination
PG1501 Laying open of application
E902 Notification of reason for refusal
PE0902 Notice of grounds for rejection

Comment text: Notification of reason for refusal

Patent event date: 20230716

Patent event code: PE09021S01D

E701 Decision to grant or registration of patent right
PE0701 Decision of registration

Patent event code: PE07011S01D

Comment text: Decision to Grant Registration

Patent event date: 20240123

GRNT Written decision to grant
PR0701 Registration of establishment

Comment text: Registration of Establishment

Patent event date: 20240213

Patent event code: PR07011E01D

PR1002 Payment of registration fee

Payment date: 20240213

End annual number: 3

Start annual number: 1

PG1601 Publication of registration