[go: up one dir, main page]

KR950004611B1 - 다중엔진 항공기의 엔진고장 감지방법 - Google Patents

다중엔진 항공기의 엔진고장 감지방법 Download PDF

Info

Publication number
KR950004611B1
KR950004611B1 KR1019870003414A KR870003414A KR950004611B1 KR 950004611 B1 KR950004611 B1 KR 950004611B1 KR 1019870003414 A KR1019870003414 A KR 1019870003414A KR 870003414 A KR870003414 A KR 870003414A KR 950004611 B1 KR950004611 B1 KR 950004611B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
engine
value
local
failure
gas generator
Prior art date
Application number
KR1019870003414A
Other languages
English (en)
Other versions
KR870010298A (ko
Inventor
웨인 라이스 로버트
할베인 스위트 데이비드
워렌 에반스 차알스
포올 라이트 그레고리
존 하우레트 제임스
딘 레이포스 니콜라스
알렌 존스톤 마아크
Original Assignee
유나이티드 테크놀로지스 코오포레이숀
존 스위아토차
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 유나이티드 테크놀로지스 코오포레이숀, 존 스위아토차 filed Critical 유나이티드 테크놀로지스 코오포레이숀
Publication of KR870010298A publication Critical patent/KR870010298A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR950004611B1 publication Critical patent/KR950004611B1/ko

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02D—CONTROLLING COMBUSTION ENGINES
    • F02D45/00—Electrical control not provided for in groups F02D41/00 - F02D43/00
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
    • G05D1/0072—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements to counteract a motor failure
    • 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
    • F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
    • 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
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/09—Purpose of the control system to cope with emergencies

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
  • Control Of Eletrric Generators (AREA)

Abstract

내용 없음.

Description

다중엔진 항공기의 엔진고장 감지방법
제1도는 본 발명에 따른 전자적인 엔진제어를 수행하기 위한 소프트웨어 루틴의 흐름도.
본 발명은 헬리콥터와 같이 다중기관을 갖는 항공기에서 엔진하나가 고장난 경우 조종사와 부조종사 또는 자동조종장치에서 이를 신속하고 정확하게 파악할 수 있도록 하는 것에 관한 것이다.
이러한 분야의 종래의 기술로는 예를들어 미합중국 특허 제4,500,966호에서 엔진의 고장에 대해 매우 민감하게 작동하는 항공기의 엔진제어에 대해서 설명하고 있음을 볼 수 있다.
엔진의 고장을 알리는 신호가 발생하기전 엔진의 속도가 무부하속도 근처까지 떨어지는 데는 약 4 내지 5초가 소요되는데, 이것은 매우 정확한 동작을 실행하는데는 상당한 지체로 판정된다. 그런데, 반면에 엔진고장에 대한 감도가 너무 높으면 신호발생의 신뢰도에 문제가 생기는데, 그 이유는 엔진에 고장이 발생했다고 거짓신호가 발생할 우려가 높기 때문이다.
따라서 본 발명의 목적은 엔진의 고장에 대해 상당히 신속하면서도 신호에 대해 그 신뢰도를 높일 수 있는 기술을 제공하려는 것이다.
본 발명에 따르면, 헬리콥터와 같이 다중기관을 갖는 항공기에서, 엔진고장의 검지를 위한 제1논리(primary logic)는 엔진토오크(Q), 동력터어빈의 내부온도(T5), 기체발생기의 속도(NG), 동력터어빈의 속도(NF), 트로틀세팅(동력레버의 각도, PLA), 트로틀조종(PLADOT)에 대한 한계치에 의해 결정된다.
본 발명에서는 이중 엔진의 작동으로 되돌리기 위한 서브루우틴과 제1논리의 백업(back up), 그리고 잔류엔진의 고장에 대해서 설명한다.
그외에 본 발명의 또 다른 목적 및 특징과 이점은 첨부하는 도면을 참조로 이하의 설명으로 부터 명확하게 알 수 있을 것이다.
미리 정해진 엔진의 작동특성을 유지하고 또한 엔진의 작동을 예정된 한계내에서 유지하기 위한 엔진의 전자적제어에 대해서는 이미 널리 공지되어 있다. 동력터어빈엔진에 있어서 동력터어빈속도(NF), 기체발생기의 속도(NG), 동력터어빈의 내부온도(T5), 엔진의 출력토오크(Q)와 같은 매개변수들은 안전하고 효율적인 엔진의 제어를 제공할 수 있도록 자동변경연료유동(WF)에 의해 모니터되고, 헬리콥터의 항로를 변화시킬 수 있도록 조종사가 콜렉티브(CLP)를 변화시키는 동안 로우터의 속도를 일정하게 유지시키기 위해 적정한 출력을 제공하게 된다. 조종사는 동력레버 또는 트로틀세팅(PLA)를 통해서 엔진의 파우워출력을 변경시킬 수도 있다.
미합중국 특허번호 제4,500,966호, 제4,423,593호, 제4,488,236호, 제4,493,465호 및 미합중국 출원번호 제519,332호, 제562,794호에서는 본 발명에서와 같이 엔진의 전자적제어에 대해 설명하고 있다.
본 발명은 시코르스키 S-76B 형과 같이 2개의 엔진을 갖는 헬리콥터를 대상으로 하여 설명한다. 시스템의 전체기능은 엔진의 고장에 대해 매우 신속하면서도 정확한 신호를 제공할 수 있어야하고 고장나지 않는 나머지 엔진의 작동을 위해 엔진제어기에 적당한 입력을 제공할 수 있어야 한다.
엔진의 고장을 검지하고 사고를 예방하기 위해서는 아래에 열거한 조건들을 적어도 0.2초내에 동시에 달성해야만 한다.
1. 플라이 디텐트(fly detent)의 트로틀
2. 20%를 초고하는 엔진들사이의 토오크(Q)차이
3. 고장난 엔진에서 05% RPM/sec를 초과하는 기체발생기의 속도(NG) 감소율
4. 나머지 손상되지 않응 엔진에서의 동력(T5)의 비손실
5. 동력터어빈의 레퍼런스이하 적어도 1.0%의 하강
6. 엔진트로틀의 우발적인 움직임
만약 엔진의 고장이 검지되면 다음과 같은 작동이 발생한다.
1. "엔진고장"의 표시램프가 켜지고, 조종사에게 엔진고장발생을 알리는 음성신호발생.
2. 나머지 엔진에서의 동력터어빈의 속도를 유지하기 위해 필요한 토오크를 증가시키도록 동력터어빈의 속도(NF)제어루우프의 게인(gain)을 2배로 함.
3. 단일 엔진 작동을 위해 나머지 엔진에서 다음과 같이 한계치를 변경시킴.
a. 엔진 토오크한계치의 증가
b. 엔진 T5한계치의 증가
c. 엔진 NG한계치의 증가
만약 엔진의 고장이 감지되었다면, 엔진의 이중 조종장치로의 복귀는 적어도 0.2초 내에 아래의 조건들이 성립될때 일어날 수 있다.
1. 플라이 디텐트의 트로틀
2. 0% RPM/sec 이상으로 고장엔진이 기체발생기의 변화율
3. 57%RPM 이상의 기체발생기의 속도
본 발명에 따른 엔진 고장에 대한 진단루틴의 흐름도가 제1도에 도시되어 있다. 상기 루틴은 단계 100에서 진입되며 모든 엔진에 적용할수 있다. 이 루틴에 의해 로칼엔진 및 원격엔진이 모두 처리되며, 4개의 서브루틴(200, 300, 400, 500)이 동시에 처리된다.
서브루틴 200에서는 로컬엔진의 돌력레버의 각도(PLA)가 30˚보다 큰가의 여부를 단계 202에서 결정한다. 그리고 단계 204에서는 로컬엔진의 기체발생기의 속도(NG)가 48%와 동등한가 혹은 그 이하인가를 결정한다. 그리고 만약 2개의 조건이 만족되면, 단계 102에서 다음과 같은 바이패스조건이 체크된다.
1. 어떤 엔진이 트레이닝상태에 있는가?
2. 어떤 엔진이 수동조작에 실패했는가?
3. 엔진의 과속테스트가 실시되었는가?
4. 로컬엔진의 작동이 20˚이하의 동력레버각도로 이루어지는가? (즉, 그라운드 아이들(ground idle)에서 로컬엔진을 갖는 단일엔진의 작동)
만약 상기의 바이패스조건이 성립되면, 루틴은 출구로 나가고 다시 단계 100에서 재진입한다. 만약 바이패스조건이 만족되지 않으면, EFAIL 플래그가 단계 130에서 1로 세트된다. 상기와 같이 EFALIL 플래그가 1로 세트되는 경우, 나머지 단계들이 수행된다. 단계 132에서는 로컬엔진이 고장이라는 시각 및 청각적 경고신호를 조종사에게 보낸다. 단계 134에서는 원격 엔진에 대한 동력터어빈의 속도제어루우프의 게인(gain)이 2배로 되어 원격엔진에서 동력터어빈의 속도를 유지하는데 필요한 토오크를 증가시킨다.(3개의 엔진상태에서 2개의 원격엔진의 게인은 3/2까지 증가될 것이다). 그리고 단계 136에서 원격엔진에 대한 엔진제어의 토오크 한계, NG 한계 및 T5한계는 증가되어 안전착륙에 필요한 원격엔진에서의 동력을 얻게 된다. 만약 고장논리가 정확하게 훼일세이프(fail safe)가 될때 로컬엔진은 루틴에 의해 단계 136에서 작동정지된다. 그리고 루틴이 출구로 나가고, 단계 100에서 재진입된다. 또한 상기 루틴은 단계202와 204의 결과가 부정으로 나왔을때 단계 100에서 재진입된다.
서브루틴 300에서, 로컬엔진의 동력레버각도(PLA)가 48˚보다 큰가의 여부를 단계 302에서 결정하고, 로컬엔진의 개체발생기의 속도(nNG)가 52%와 같거나 혹은 보다 낮은가의 여부를 단계 304에서 결정한다. 그리고 로컬엔진의 기체발생기의 속도에서의 변화울(NGDOT)이 부정인가의 여부를 단계 306에서 결정한다. 만약 3가지의 조건이 만족되면, 제1타이머가 단계 126에서 카운트를 시작하고 단계 128에서 제1타이머가 0.2초 이상을 초과했는가의 여부를 결정한다. 만약 그렇다면 단계 102에서 바이패스조건이 체크된다. 그리고 만약 초과하지 않았다면 루틴은 단계 100에서 재진입된다.
만약 테스트결과(302-306)중 어느 하나라도 부정이면 EFAIL 플래그가 1로 세트되었는가의 여부를 단계 138에서 결정한다. 만약 그렇지 않다면 EFELIL 플래그는 단계 104에서 0으로 세트되고, 제1타이머 및 제2타이머가 0으로 세트된다. 그리고 루틴은 출구로 나가서 단계 100에서 재진입한다.
만약 EFAIL 플래그가 단계 138에서 1로 세트되면, 단계 508에서는 제2타이머가 0.2초 이상을 초과하였는가의 여부를 결정한다. 만약 초과했다면 루틴은 단계 104로 진행하고, 초과하지 않았다면 루틴은 출구로 나가서 단계 100에서 재진입된다.
서브루틴 500은 단계 502와 504로 이루어진다. 단계 502에서는 로컬엔진의 기체발생기의 속도변화율(NGDOT)가 긍정인가의 여부를 결정하며, 단계 504에서는 기체발생기의 속도(NG)가 적어도 57%을 초과하는 가의 여부를 결정한다. 만약 2개의 테스트 결과가 긍정이라면, 제2타이머는 단계 506에서 카운트를 시작하고 단계 508에서는 제2타이머가 0.2초의 시간을 초과했는가의 여부을 결정한다. 만약 결과 502나 504중 어느 하나가 부정이라면 제2타이머는 단계 510에서 0으로 세트되고, 루틴은 출구로 나가서 단계 100에서 재진입한다. 서브루틴 500에서는 이전의 사이클에서 로컬엔진의 고장을 거짓으로 표시했었다면 엔진의 이중조종장치로의 복귀가 이루어진다.
서브루틴 400에서는 단계 402로부터 412까지가 처리된다. 단계 402에서는 동력레버의 각도(PLA)가 플라이디텐트(48˚-62˚의 범위)인가를 결정하며, 단계 404에서는 로컬엔진(QLOC)와 원격엔진(QRMT)사이의 토오크가 20% 이상인가의 여부를 결정한다. 단계 406에서는 로컬엔진의 기체발생기의 속도변화율(NGDOT)이 5%/sec 이상으로 빠르게 감속되었는가의 여부를 결정한다. 단계408에서는 원격엔진의 동력터어빈의 내부온도의 변화율(DT5RMT)이 증가했는가 혹은 약간 감소했는가의 여부를 결정한다.(30℃/sec이상은 아님, 만약 원격엔진이 너무 빨리 감소되었다면, 이것은 이중 엔진의 감속을 표시하는 것이다) 단계 410에서는 로컬엔진의 동력터어빈의 속도(NF)가 엔진제어기 내에서 설정된 그 래퍼런스속도의 1% 범위이내에 있는가의 여부를 결정한다. 단계 412에서는 로컬엔진의 동력레버의 각도 변화율의 절대값이 2˚/sec보다 작은가의 여부를 결정한다. 그리고 상기 2˚/sec값은 어떤 방향에서 조종사가 동력레버를 정교하게 조작하지 않았음을 표시한다(동력레버의 정교한 조작은 엔진고장의 표시를 발생시킨다).
만약 단계 402-412의 결과가 모두 긍정이면, 루틴은 단계 126으로 간다. 그리고 만약 부정이라면 루틴은 단계 138로 가서 EFAIL 플래그가 1에 세트되었는지의 여부를 결정한다. 만약 1에 세트되었다면 루틴은 단계 508로 가고 그렇지 않다면 루틴은 단계 104로 간다.
상기에 설명한 한계치는 특정한 어느 엔진형식에 대한 실험결과치로서, 시코르스키 S-76B형 헬리콥터에 탑재되는 카나다의 Preatt and Whitney사 제품인 PT 6B-36형 엔진에 관한 것이다.

Claims (8)

  1. 적어도 2개 이상의 엔진을 갖고 각각의 엔진에 대해 전자적인 엔진제어유니트를 갖는 다중엔진의 항공기에서 엔진고장을 감지하는 방법에 있어서, 로컬엔진의 동력레버각도(PLA)가 제1값과 제2값사이에 있는지의 여부를 감지하는 단계, 로컬엔진과 원격엔진사이의 토오크차이가 제1한계치를 초과하는 가의 여부를 감지하는 단계, 로컬엔진의 기체발생기의 속도(NGDOT)가 제2한계치를 초과하는 가의 여부를 감지하는 단계, 원격엔진의 동력터어빈의 내부온도(DT5RMT)가 점차적으로 증가하는가 또는 제3한계치보다 낮은 비율로 감소하는가의 여부를 감지하는 단계, 로컬엔진의 동력터어빈의 속도(NF)가 그의 레퍼런스 속도보다 예정하강치만큼 하강했나의 여부를 감지하는 단계, 로컬엔진의 동력레버를 조종사가 정교하게 조작하지 않았는가의 여부를 감지하는 단계, 상기 조건들이 x초 이내에 모두 만족되었을 때 로컬엔진의 고장을 표시하는 신호발생의 단계로 이루어지는 것을 특징으로 하는 다중엔진항공기의 엔진고장감지방법.
  2. 제1항에 있어서, 상기 제1값은48˚이고, 제2값은 62˚이며, 제1한계치는 20%이고, 제2한계치는 -5%/sec이며, 제3한계치는 -30℃/sec이고, 상기 예정하강치는 1%이며, 상기 x값은 0.2초인 것을 특징으로 하는 다중엔진항공기의 엔진고장감지방법.
  3. 제1항에 있어서, 로컬엔진은 기체발생기의 속도가 증가하고, 기체발생기의 속도가 제4한계치보다 크다라는 조건을 Y초동안 동시에 만족하는 경우 리세트(reset)되는 것을 특징으로 하는 다중엔진항공기의 엔진고장 감지방법.
  4. 제3항에 있어서, 상기 Y값은 0.2초이며, 제4한계치는 57%인 것을 특징으로 하는 다중엔진항공기의 엔진고장 감지방법.
  5. 적어도 2개 이상의 엔진을 갖고 각각의 엔진에 대해 전자적인 엔진제어유니트를 갖는 다중엔진항공기에서 엔진고장을 감지하는 방법에 있어서, 로컬엔진의 동력레버각도(PLA)가 제3값보다 큰가의 여부를 감지하는 단계, 로컬엔진의 기체발생기의 속도(NG)가 제5한계치와 같거나 또는 작은가의 여부를 감지하는 단계, 상기의 조건들이 동시에 만족하는 경우 로컬엔진의 고장신호를 발생하는 단계로 구성되는 것을 특징으로 하는 다중엔진항공기의 엔진고장감지방법.
  6. 제5항에 있어서, 상기 제3값은 30˚이고, 제5한계치는 48%인 것을 특징으로 하는 다중엔진항공기의 엔진고장감지방법.
  7. 적어도 2개 이상의 엔진을 갖고 각각의 엔진에 대해 전자적인 엔진제어유니트를 갖는 다중엔진항공기에서 엔진고장을 감지하는 방법에 있어서, 로컬엔진의 동력레버각도(PLA)가 적어도 제4값이상인가의 여부를 감지하는 단계, 로컬엔진의 기체발생기의 속도(NG)가 제6한계치와 같거나 또는 작은가의 여부를 감지하는 단계, 로컬엔진에 대한 기체발생기의 속도(NGDOT)가 Z초동안 감소한는가의 여부를 감지하는 단계, 상기의 조건들이 동시에 모두 만족하는 경우 로컬엔진의 고장신호를 발생하는 단계로 이루어지는 것을 특징으로 하는 다중엔진 항공기의 엔진고장 감지방법.
  8. 제7항에 있어서, 상기 제4값은 48˚이고, 제6한계치는 52%이며, Z값은 0.2초인것을 특징으로 하는 다중엔진항공기의 엔진고장감지방법.
KR1019870003414A 1986-04-10 1987-04-10 다중엔진 항공기의 엔진고장 감지방법 KR950004611B1 (ko)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US06/849,983 US4817046A (en) 1986-04-10 1986-04-10 Detection of engine failure in a multi-engine aircraft
US849983 1986-04-10

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR870010298A KR870010298A (ko) 1987-11-30
KR950004611B1 true KR950004611B1 (ko) 1995-05-03

Family

ID=25306977

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1019870003414A KR950004611B1 (ko) 1986-04-10 1987-04-10 다중엔진 항공기의 엔진고장 감지방법

Country Status (4)

Country Link
US (1) US4817046A (ko)
KR (1) KR950004611B1 (ko)
BE (1) BE1002395A4 (ko)
TR (1) TR23667A (ko)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5291410A (en) * 1991-09-19 1994-03-01 Allied-Signal Inc. Circuitry for synchronizing the speed of a plurality of engines by sequentially averaging phase difference with a reference phase representing a desired speed
US5363317A (en) * 1992-10-29 1994-11-08 United Technologies Corporation Engine failure monitor for a multi-engine aircraft having partial engine failure and driveshaft failure detection
US5551227A (en) * 1994-12-22 1996-09-03 General Electric Company System and method of detecting partial flame out in a gas turbine engine combustor
DE10302074A1 (de) * 2003-01-21 2004-07-29 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fehlerdetektionslogik für Triebwerke
US20060174629A1 (en) * 2004-08-24 2006-08-10 Honeywell International, Inc Method and system for coordinating engine operation with electrical power extraction in a more electric vehicle
FR2902408B1 (fr) * 2006-06-19 2008-08-08 Eurocopter France Equilibrage en puissance de deux turbomoteurs d'un aeronef
US9355571B2 (en) * 2008-01-23 2016-05-31 Sikorsky Aircraft Corporation Modules and methods for biasing power to a multi-engine power plant suitable for one engine inoperative flight procedure training
KR101101974B1 (ko) * 2010-06-14 2012-01-02 인하대학교 산학협력단 항공기엔진 이상검출 및 진단시스템 및 그 방법
FR2998542B1 (fr) * 2012-11-26 2015-07-17 Eurocopter France Procede et aeronef a voilure tournante muni de trois moteurs
US20170159574A1 (en) * 2015-12-04 2017-06-08 General Electric Company Adaptive Engine Model Torque Splitting Optimization
US20170300065A1 (en) * 2016-04-18 2017-10-19 Latitude Engineering, LLC Automatic recovery systems and methods for unmanned aircraft systems
FR3151298A1 (fr) 2023-07-21 2025-01-24 Airbus Helicopters Procédé d’assistance au pilotage d’un giravion et giravion ainsi équipé.

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3979579A (en) * 1975-05-19 1976-09-07 Lawrence Peska Associates, Inc. Aircraft engine fatigue cycle recorder
US4218878A (en) * 1978-04-28 1980-08-26 Westinghouse Electric Corp. Acceleration monitoring system for protecting gas turbine against damaging operation at resonant speeds
US4488236A (en) * 1982-04-16 1984-12-11 United Technologies Corporation Helicopter cruise fuel conserving engine control
US4493465A (en) * 1982-04-16 1985-01-15 Chandler Evans Inc. Helicopter engine torque compensator
US4423593A (en) * 1982-04-16 1984-01-03 Chandler Evans Inc. Fuel control for controlling helicopter rotor/turbine acceleration
US4500966A (en) * 1982-05-26 1985-02-19 Chandler Evans Inc. Super contingency aircraft engine control
US4454754A (en) * 1982-05-26 1984-06-19 Chandler Evans, Inc. Engine failure detector
US4619110A (en) * 1983-07-13 1986-10-28 Moore M Samuel Helicopter engine warning or control system
US4546353A (en) * 1984-02-06 1985-10-08 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Asymmetric thrust warning system for dual engine aircraft
US4651563A (en) * 1985-10-16 1987-03-24 Sperry Corporation Jet engine testing apparatus

Also Published As

Publication number Publication date
TR23667A (tr) 1990-06-04
US4817046A (en) 1989-03-28
BE1002395A4 (fr) 1991-01-29
KR870010298A (ko) 1987-11-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5363317A (en) Engine failure monitor for a multi-engine aircraft having partial engine failure and driveshaft failure detection
KR950004611B1 (ko) 다중엔진 항공기의 엔진고장 감지방법
CA1202099A (en) Super contingency aircraft engine control
US4319219A (en) Automatic approach landing and go-around control system for aircraft
EP0219348B1 (en) Jet engine testing apparatus
US8798810B2 (en) Energy protecting device for aircraft
EP0125087B1 (en) Windshear detection and warning system
US4454754A (en) Engine failure detector
JPH0355360B2 (ko)
US10358232B2 (en) Detecting that a rotorcraft is approaching a vortex domain, and signaling that detection
JP3294271B2 (ja) 側方周期ピッチ予測機能を有するヘリコプタエンジン制御装置
JP4108450B2 (ja) ロータトルク予測装置
US4884205A (en) Method and apparatus for limiting adverse yaw-induced roll during engine failure in multiengine aircraft
EP0743244B1 (en) Autopilot/flight director overspeed protection system
US4345327A (en) Self-monitored process control device
EP4019396B1 (en) System and method for detecting propeller malfunction
KR100235271B1 (ko) 요우(yaw)입력 예측 기능을 가지는 헬리콥터
US4218879A (en) Overspeed protection device
US4609987A (en) Aircraft guidance system for take off or go-around during severe wind shear
US5608627A (en) Device for supervising the propulsion system of an aircraft
JP3076352B2 (ja) 複数のスケジュールを備え、ロータ速度の低減を予知するヘリコプタコントロール装置
US4528628A (en) Shutdown monitor for a helicopter pitch bias actuator
JPS5857098A (ja) ジエツトエンジンのシ−ジ検出装置
KR0173292B1 (ko) 무인 헬리콥터의 자동비행 기수각 제어 검증장치
RU2726491C1 (ru) Способ управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя

Legal Events

Date Code Title Description
PA0109 Patent application

Patent event code: PA01091R01D

Comment text: Patent Application

Patent event date: 19870410

PG1501 Laying open of application
A201 Request for examination
PA0201 Request for examination

Patent event code: PA02012R01D

Patent event date: 19920407

Comment text: Request for Examination of Application

Patent event code: PA02011R01I

Patent event date: 19870410

Comment text: Patent Application

G160 Decision to publish patent application
PG1605 Publication of application before grant of patent

Comment text: Decision on Publication of Application

Patent event code: PG16051S01I

Patent event date: 19950410

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: 19950803

GRNT Written decision to grant
PR0701 Registration of establishment

Comment text: Registration of Establishment

Patent event date: 19951027

Patent event code: PR07011E01D

PR1002 Payment of registration fee

Payment date: 19951027

End annual number: 3

Start annual number: 1

FPAY Annual fee payment

Payment date: 19980428

Year of fee payment: 4

PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 19980428

Start annual number: 4

End annual number: 4

LAPS Lapse due to unpaid annual fee
PC1903 Unpaid annual fee