KR100859352B1 - 회전익 항공기의 결함이 있는 회전익을 조정하는 방법 - Google Patents

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Abstract

본 발명은, 결함이 있는 회전익이 주 회전익인지 또는 토크 평형 회전익인지에 관계없이 회전익 항공기의 적어도 하나의 결함이 있는 회전익을 조정하는 방법에 관한 것이다. 본 발명은, (i) 기준용 회전익 항공기의 적어도 일 부분에서 발생하는 진동을 나타내는 가속도와, (ii) 조정 파라미터 및 결함과의 관계를 나타내는 신경 회로망을 이용한다. 본 발명에 따르면, 일단 결함이 있는 회전익의 결함이 결정되면, 조정 파라미터들 중의 적어도 하나의 조정 값(α)이 정해져, 바람직하게는 하기 식(I)의 조정 관계를 최소로 한다:
Figure 112008028170853-pct00006

Description

회전익 항공기의 결함이 있는 회전익을 조정하는 방법{Method of adjusting a defective rotor of a rotorcraft}
본 발명은, 예를 들어, 헬리콥터와 같은 회전익 항공기의 적어도 하나의 결함이 있는 회전익을 조정하는 방법에 관한 것이다.
본 발명의 기재에 있어서, "결함이 있는 회전익을 조정한다" 라는 기재는, 회전익 항공기의 적어도 일 부분, 예를 들어, 조종실의 진동을 감소시키고 최소로 하기 위한 조정 요소(예를 들어, 블레이드 피치 제어 링크, 보상 질량체, 또는 회전익의 블레이드에 장착되는 탭(tab))를 의미하기 위해 사용된다.
그러한 진동은, 그러한 진동이,
- 재료 피로 현상을 야기하여 안전에 직접적인 영향을 미치는, 회전익 항공기 전체에 있어서의 교호 응력(alternating stress);
- 동체 장착 장비, 특히 무기의 정확성과 유효성을 감소시킬 수 있는, 회전익 항공기의 동체에서의 진동; 및
- 당연히 조종사 및 승객의 안락감을 크게 해치는, 조종실이나 객실에서의 진동을 야기하는 한, 제거될 필요가 있는 주요한 문제이다.
본 출원인 명의의 프랑스 특허 제2 824 395호는 회전익 항공기의 회전익을 조정하는 방법을 개시하고 있다. 이 방법은 기준용 회전익 항공기의 적어도 일 부분에서 발생하는 진동을 나타내는 가속도와 결함 및 조정 파라미터들과의 관계를 나타내는 기준용 신경 회로망(reference neural network)을 사용하는 것을 포함한다.
신경 회로망은 통상적으로는, 병렬로 작동하는 1 세트의 요소들로 구성되고, 주어진 데이터 입력에 대해, 1 세트의 요소들의 출력이 신경 회로망에 의해 특징지어진다. 그러한 요소들은 생물학적 신경계에 기초하고 있다. 생물학적 뉴런(neuron)과 같이, 신경 회로망의 기능들은 요소들 사이의 연결에 의해 강력하게 결정된다. 따라서, 요소들 사이의 연결 값(중량으로 알려진 값)을 조정함으로써 신경 회로망이 몇몇 특정의 기능을 달성하는 것을 가능하게 하도록 신경 회로망을 트레이닝하는 것이 가능하다. 이 "트레이닝(training)"은, 각각의 주어진 입력에 의해 신경 회로망이 특정의 출력을 송출하는 것을 확실하게 하는 방식으로 실행되거나 조정된다. 신경 회로망이라는 주제에 대해서는, 예를 들어, Journal Nature, 1996년, Vol. 323, pp. 533∼536에 개시된 D. Rumlhart, G. Hintorn, 및 R. Williams의 "Learning representation by back propagation errors(오차 역전파에 의한 학습 표시)"를 참조할 수 있다.
특정의 회전익 항공기의 회전익에서 결함이 확인되는 경우, 인렛 셀(inlet cell) 및 아웃렛 셀(outlet cell)을 가지는 신경 회로망을 사용하여, 변경될 적어도 하나의 조정 파라미터를 결정한다. 변경될 조정 파라미터의 조정 값(α)은 하기 식을 최소로 함으로써 얻어진다.
Figure 112006087386271-pct00001
여기서,
- λc는 비행 단계 c(호버링(hovering), 순항(cruising), ...)에 의존하는 가중 계수(weighting coefficient)이고;
- λa는 가속도계 a에 의존하는 가중 계수이고;
- λh는 고조파(harmonic) h에 의존하는 가중 계수이고;
- Rc,a,h는 고조파 h, 가속도계 a, 및 비행 단계 c에 대응하는 신경 회로망으로부터의 출력 셀이고;
- γc,a,h는 비행 단계 c에 대하여 가속도계 a에 의해 측정되는, 주파수 h에서의 가속도 신호이다.
그러나, 상기 식은 회전익 항공기의 탑승자, 즉, 승무원과 승객의 생리학적 지각을 고려하고 있지 않다. 가상(假想)의 불균형 느낌이 캐빈(cabin) 안에 잔존하고, 이것은 특히 불편하고, 또한, 조종사의 안락함이 안전의 조건이 되기 때문에 위험하기까지도 하다. 이러한 가상의 불균형은, 회전익 항공기의 회전익의 고조파 B-1의 진동과 고조파 B의 진동의 결합에 의해 야기되는 주파수 비트 효과(frequency beat effect)에 의해 발생된다. 여기서, B는 회전익의 블레이드의 수이다.
본 발명의 목적은, 캐빈에서의 진동 레벨을 탑승자의 생리학적 지각과 관련시키는 인자(이하의 설명에서는 편의상 "노크(knock)" 인자라 부른다)를 도입함으로써, 상기한 한계를 극복할 수 있게 하는 방법을 제공하는데 있다.
측정된 진동 레벨에 추가하여 건강 척도가 고려되기 때문에, 회전익 항공기의 주 회전익 및 토크 평형 회전익을 조정할 때 탑승자의 생리학적 지각을 고려하는 것은 특히 혁신적이다.
본 발명에 따르면, 특정의 회전익 항공기의 결함이 있는 주 회전익 또는 토크 평형 회전익을 조정하는 방법은, 기준용 회전익 항공기의 적어도 일 부분에서 발생되는 진동을 나타내는 가속도와 결함 및 조정 파라미터와의 관계를 나타내는 신경 회로망을 이용한다. 결함이 있는 회전익의 있을 수 있는 결함을 결정한 후, 바람직하게는 하기 식의 조정 관계를 최소로 함으로써 조정 파라미터들 중의 적어도 하나에 대한 조정 값(α)을 정한다.
Figure 112006087386271-pct00002
상기 식에서,
- λc, λa, λh, 및 λB-1은, 비행 단계 c(호버링, 순항, ...), 가속도계 a, 고조파 h, 및 회전익의 블레이드 수 B에서 1을 뺀 값(B-1)에 각각 의존하는 가중 계수이고;
- Rc,a,h는 고조파 h, 가속도계 a, 및 비행 단계 c에 대응하는 신경 회로망의 출력 셀(output ell)이고;
- Rc,a,B-1은 고조파 B-1, 가속도계 a, 및 비행 단계 c에 대응하는 신경 회로망의 출력 셀이고;
- γc,a,h는 비행 단계 c에 대하여 가속도계 a에 의해 측정되는, 주파수 h에서의 가속도 신호이고;
- γc,a,B는 비행 단계 c에 대하여 가속도계 a에 의해 측정되는, 주파수 B에서의 가속도 신호이고;
- γc,a,B-1은 비행 단계 c에 대하여 가속도계 a에 의해 측정되는, 주파수 B-1에서의 가속도 신호이다.
상기 식에서의 두번째 항
Figure 112008028170853-pct00003

은 노크 인자를 나타낸다. 이와 같이 하여, 결함이 있는 회전익의 조정은 회전익 항공기의 탑승자에 있어 무시할 수 없는 생리학적 척도를 고려한다.
추가로, 또한, 바람직하게는, 신경 회로망은, 기준용 회전익 항공기의 적어도 일 부분의 진동 레벨이 최소가 되도록 기준 조정으로 조정된 무결함의 주 회전익 및 토크 평형 회전익을 가지고 변형체로 간주되는 기준용 회전익 항공기를 사용하여 얻어지는 제1 일련의 측정치를 적어도 포함한다.
또한, 제1 일련의 측정치는 기준용 회전익 항공기의 특정 작동 중에 기준용 회전익 항공기의 임의의 위치에서 측정되는 적어도 하나의 가속도의 값을 측정함으로써 얻어지고, 이들 측정되는 가속도는,
a) 첫째로, 기준용 회전익 항공기의 무결함의 주 회전익 또는 토크 평형 회전익이 기준 조정으로 조정된 상태에서;
b) 둘째로, 무결함의 주 회전익 또는 토크 평형 회전익에 결함을 도입하고;
c) 그 다음, 회전익의 다수의 조정 파라미터의 조정 값를 변화시킴으로써,
기준용 회전익 항공기의 상기 부분에서 발생되는 진동을 나타낸다.
상기 제1 일련의 측정치는, 적어도 하기 시험 비행 중에, 즉,
- 주 회전익 또는 토크 평형 회전익이 기준 조정으로 조정된 상태에서의 참조 비행;
- 주 회전익 또는 토크 평형 회전익에 결함을 가진 상태에서의 비행;
- 블레이드의 적어도 하나의 평형추의 특정의 잘못된 조정 상태에서의 비행;
- 블레이드의 적어도 하나의 링크의 특정의 잘못된 조정 상태에서의 비행; 및
- 블레이드의 후연(後緣)에 제공된 적어도 하나의 보상기 탭의 특정의 잘못된 조정 상태에서의 비행
중에 취해지는 것이 바람직하다.
또한, 시험 비행들 중의 적어도 하나는 하기 단계, 즉,
- 호버링 비행 단계;
- 약 50 m/s의 순항 비행 단계;
- 최대의 연속 동력에서의 비행 단계; 및
- 주 회전익 및 토크 평형 회전익이 회전하는 상태에서의 지상에서의 시험을 포함하고, 상기 단계들 중에 측정치가 취해진다.
본 발명에 따르면, 결함이 있는 회전익의 결함을 검출하기 위해,
d) 특정의 회전익 항공기의 특정 작동 중에 특정의 회전익 항공기의 일 부분에서의 가속도들 중 적어도 일부의 가속도의 값을 측정함으로써, 특정의 회전익 항공기에 대한 제2 일련의 측정치가 취해지고;
e) 제2 일련의 가속도 측정치에 기초하여 또한 신경 회로망에 기초하여, 결함이 있는 회전익의 있을 수 있는 결함이 검출된다.
마지막으로, 조정 파라미터들을 정하는 조정 요소는 적어도,
- 결함이 있는 회전익의 블레이드들 각각을 위한 평형추;
- 기준 블레이드를 나타내는 블레이드를 제외하고, 결함이 있는 회전익의 블레이드들 각각에 제공되는 링크; 및
- 결함이 있는 회전익이 주 회전익인 경우, 그 결함이 있는 회전익의 블레이드들 각각의 후연에 제공되는 보상기 탭을 포함한다.
도 1은 본 발명의 방법이 적용되는 회전익 항공기를 나타내는 도면.
도 2는 조정 요소를 구비한 회전익 블레이드를 나타내는 도면.
첨부 도면을 참조하여 본 발명의 실시형태에 대하여 더 상세히 설명한다.
도 1은 본 발명의 방법이 적용되는 회전익 항공기(1), 보다 정확하게는, 헬리콥터를 나타낸다. 이 회전익 항공기는 전방부에 조종실(3)을 가진 동체(2)를 포함한다. 동체(2)의 중간 부분(4)에는, 특히 구동력 및 양력을 제공하기 위한 주 회전익(6)을 회전시키도록 작용하는 엔진 설치(5)를 가지고 있고, 주 회전익(6)은 다수의 블레이드(7)를 가지고 있다.
또한, 동체(2)는 테일 빔(tail beam)(8)에 의해 후방으로 연장하여 있고, 그 테일 빔의 단부에는, 방향타(13)를 가지고 있는 수직 안정판(tail fin)(9)이 장착되어 있다. 또한, 테일 빔(8)은, 예를 들어, 수직 안정판(9)의 기부에 토크 평형 회전익(anti-torque rotor)(10)을 구비하고 있다. 토크 평형 회전익(10)은 다수의 블레이드(12)를 가지고 있고, 전동축(11)을 통해 엔진 설비(5)에 의해 회전 구동된다. 토크 평형 회전익(10)은 덕트 내에 배치되는 것이 바람직하고, 이 덕트는 수직 안정판(9)의 기부에 제공되어 있다.
설명의 간략화를 위해, 이 회전익 항공기는, 무결함의 주 회전익(6) 및 토크 평형 회전익(10)을 가지는 기준용 회전익 항공기를 나타낼 수도 있고, 또는 주 회전익(6)과 토크 평형 회전익(10) 중 적어도 하나가 결함을 가지고 있고 조정을 필요로 하는 특정의 회전익 항공기를 나타낼 수도 있다. 기준용 회전익 항공기와 특정의 회전익 항공기 모두에 공통인 부재에는 동일한 부호가 부여된다.
본 발명은, 회전익 항공기(1)의 3 방향(축방향, 횡방향, 수직방향)에서 낮은 레벨의 진동을 얻어 최적의 안락감과 최대의 작동 안전을 달성하기 위해, 주 회전익(6)과 토크 평형 회전익(10) 중 적어도 하나에 결함이 있을 때 그 회전익을 조정하는 방법을 제공한다.
이 방법은 트레이닝 단계 중에 확립된 신경 회로망(neural network)을 이용한다. 이 방법은, 기준용 회전익 항공기의 적어도 일 부분(조종실(3) 및/또는 테일 빔(8))에 발생되는 진동을 나타내는 가속도와 결함 및 조정 파라미터와의 관계들을 나타낸다. 신경 회로망에 의해 수학적 형태로 전환된 이들 관계는 어떤 주어진 타입의 회전익 항공기(Ecureuil, Dauphin,...)에 대한 기본 관계이다.
또한, 신경 회로망은, 적어도, 기준용 회전익 항공기의 적어도 일 부분(예를 들어, 조종실(3) 또는 테일 빔(8))에서의 진동 레벨이 최소가 되는 기준 조정으로 조정된 무결함의 주 회전익(6) 및 토크 평형 회전익(10)을 가지고 변형체로 간주되는 기준용 회전익 항공기를 사용한 제1 일련의 측정치로부터 얻어진다.
또한, 제1 일련의 측정치는, 적어도 한가지 가속도의 값을 측정함으로써 기준용 회전익 항공기의 특정 작동 중에 취해진다. 이들 측정치는 기준용 회전익 항공기의 상기 부분에서 발생되는 진동을 나타내고, 기준용 회전익 항공기의 상기 부분의 임의의 위치에서 취해지는데,
a) 첫째로, 기준용 회전익 항공기(1)의 무결함의 주 회전익(6) 또는 토크 평형 회전익(10)이 기준 조정으로 조정된 상태에서,
b) 둘째로, 상기 주 회전익(6) 또는 토크 평형 회전익(10)에 결함을 도입하고,
c) 그 다음, 상기 주 회전익(6) 또는 토크 평형 회전익(10)의 다수의 조정 파리미터의 조정 값을 변화시킴으로써, 취해진다.
신경 회로망은, 조정 파라미터들 각각과 결함들 각각을 차례로 변화시킴으로써, 그리고, 회전익 항공기의 상기 부분의 다수의 적절히 선택된 위치에서 기준에 대한 진동(가속도) 차이를 기록함으로써 얻어진다. 각각의 작동 형태 및 각각의 고조파(푸리에 변환(Fourier transform)에 의해 얻어지는)에 대하여, 이 신경 회로망은 각각의 측정 지점과, 각각의 조정 파라미터와, 각각의 결함과의 관계를 제공한다.
신경 회로망(각 타입의 회전익 항공기에 특유의)은 "피드 포워드(feed-forward)" 타입이고, 바이어스(bias) 없이 Nce 입력 셀(input cell)(Nce = Np (조정 파라미터) × Nd (결함) × B (블레이드 수), ×는 곱셈을 나타낸다)에 의해 구성되고, 그의 활성화 기능으로서 항등 함수(identity function)를 가진다. 출력 층은, 마찬가지로 그의 활성화 기능으로서 항등 함수를 가지는 Ncs 셀(Ncs = Na (가속도계) × Nc (비행 단계) × Nh (각 중량의 실제 부분과 가상 부분에 대한 고조파))로 바이어스 없이 구성된다.
그러한 조건 하에, 그 후에 찾을 필요가 있는 각 결함이 초기에 확인된다. 블레이드의 드래그 댐퍼(drag damper)를 예로 들면, 이하의 작동이 행해진다.
- 특정의 회전익 항공기에서 검출되는 결함을 제공하는 댐퍼가 기준용 회전익 항공기에 설치된다;
- 주 회전익(6) 및 토크 평형 회전익(10)이 회전하는 상태에서 지상에서, 그리고, 가능하면, 댐퍼의 상태가 가능하게 한다면 비행 중에도, 결함과 관련된 진동이 기록되고, 무결함 기준 신호와 구별하기에 적합한 진폭 및 위상의 관점에서 결함의 기호(signature)가 확립된다. 그리하여, 이 신경 회로망은 이 결함으로 "트레이닝"되고, 그 후에 그 결함을 확인할 수 있다.
따라서, 작동에 있어서 그리고 특정의 회전익 항공기에서, 결함의 기호는 미리 확립된 결함 리스트로부터 취해지는 적절한 기준을 기초로 하여 신경 회로망에 의해 인식되고, 이러한 인식은 검출기로부터의 신호의 특정 진폭 및 위상 시프트의 함수로서 행해진다.
검출기는 통상의 가속도계(21, 22, 23, 24)인 것이 바람직하고, 그래서, 검출기들이 가속도를 측정한다. 특히, 주 회전익(6)을 조정하기 위해서는, 이들 가속도는 조종실(3)에서 측정되는 이하의 가속도들 중의 적어도 일부를 포함하지만, 이것에 한정되지는 않는다.
- 주 회전익(6)의 마스트(mast)(6A)의 실질적으로 수직방향 아래에 위치하고 가속도계(21)에 의해 측정될 수 있는 조종실(3)의 바닥에서의 종방향, 횡방향, 및 수직방향 가속도;
- 조종사 자석에서의 수직방향 가속도; 및
- 가속도계(22, 23)에 의해 측정되는 부조종사 자석에서의 수직방향 및 횡방향 가속도.
마찬가지로, 토크 평형 회전익(10)을 조정하기 위해서는, 토크 평형 회전익(10)을 구비하고 있는 테일 빔(8)의 가속도가, 예를 들어, 가속도계(24)를 통해 측정된다.
또한, 본 발명의 방법은, 개발 단계 중에, 결함이 있는 주 회전익(6) 또는 토크 평형 회전익(10)의 있을 수 있는 결함을 검출하고, 조정 관계를 실행하여 조정 파라미터들 중의 적어도 하나에 대한 조정 값을 결정하는 것을 가능하게 하는 점에서 주목할 만하다.
결함이 있는 주 회전익(6) 또는 토크 평형 회전익(10)의 있을 수 있는 결함을 검출하기 위해서는,
d) 특정의 회전익 항공기의 특정 작동 중에 그 특정의 회전익 항공기의 일 부분(3, 8)에서 적어도 어떤 가속도의 값을 측정함으로써, 특정의 회전익 항공기에 대한 제2 일련의 측정치를 취한다.
e) 이 제2 일련의 가속도 측정치에 기초하여 그리고 신경 회로망에 기초하여, 결함이 있는 주 회전익(6) 또는 토크 평형 회전익(10)의 있을 수 있는 결함을 검출한다.
또한, 하기 식의 조정 관계를 최소로 함으로써, 조정 파라미터들 중의 적어도 하나에 대한 조정 값(α)이 얻어진다:
Figure 112006087386271-pct00004
상기 식에서,
- λc, λa, λh, 및 λB-1은 비행 단계 c(호버링(hovering), 순항(cruising), ...), 가속도계 a, 고조파 h, 및 회전익의 블레이드 수 B에서 1을 뺀 값(B-1)에 각각 의존하는 가중 계수이고;
- Rc,a,h는 고조파 h, 가속도계 a, 및 비행 단계 c에 대응하는 신경 회로망의 출력 셀이고;
- Rc,a,B-1은 고조파 B-1, 가속도계 a, 및 비행 단계 c에 대응하는 신경 회로망의 출력 셀이고;
- γc,a,h는 비행 단계 c에 대하여 가속도계 a에 의해 측정되는, 주파수 h에서의 가속도 신호이고;
- γc,a,B는 비행 단계 c에 대하여 가속도계 a에 의해 측정되는, 주파수 B에서의 가속도 신호이고;
- γc,a,B-1은 비행 단계 c에 대하여 가속도계 a에 의해 측정되는, 주파수 B-1에서의 가속도 신호이다.
도 2는 조정 요소를 구비한 주 회전익(6) 또는 토크 평형 회전익(10)의 블레이드(7)를 나타낸다.
주 회전익(6) 또는 토크 평형 회전익(10)을 조정하기 위해, 앞에서 정의한 파라미터들이 작용하는 조정 요소는 다음과 같다.
- 결함이 있는 주 회전익(6) 또는 토크 평형 회전익(10)의 불균형을 최소로 하기 위해, 바람직하게는 블레이드의 슬리브(26)에 제공되는 평형추(25);
- 주 회전익(6)의 경우, 결함이 있는 회전익의 블레이드(7)의 후연(後緣)(trailing edge)(29)에 배치되어, 동일 회전익의 2개의 별개의 블레이드들 사이의 양력 차이를 보상하도록 작용하는 보상기 탭(tab)(28); 및
- 결함이 있는 주 회전익(6) 또는 토크 평형 회전익(10)의 블레이드의 양력을 증가 또는 감소시키기 위해 늘려지거나 단축될 수 있는 링크(27).
링크(27)의 길이의 변화가 결함이 있는 주 회전익(6) 또는 토크 평형 회전익(10)의 블레이드의 양력에 미치는 영향은 링크(27)가 블레이드(7)에 연결되는 지점의 상대적 위치의 함수이다. 예를 들어, 링크(27)가 블레이드(7)의 전연(前緣)(leading edge)에 연결되는 경우, 링크(27)의 길이를 증가시키면 그 블레이드의 양력이 증가한다. 반면에, 링크(27)가 블레이드(7)의 후연에 연결되는 경우, 링크(27)의 길이를 증가시키면 그 블레이드의 양력이 감소한다.
본 발명의 변형례에서는, 제1 일련의 측정치가 적어도 하기 시험 비행들 중에 취해진다;
- 주 회전익(6) 및 토크 평형 회전익(10)이 진동 레벨을 최소로 하기 위해 기준 조정으로 조정된 상태에서의 참조 비행;
- 주 회전익(6) 및 토크 평형 회전익(10)에 결함을 가진 상태에서의 비행;
- 블레이드(7)의 적어도 하나의 평형추(25)의 특정의 잘못된 조정 상태에서의 비행;
- 블레이드(7)의 적어도 하나의 링크(27)의 특정의 잘못된 조정 상태에서의 비행; 및
= 블레이드(7)의 후연(29)에 제공된 적어도 하나의 보상기 탭(28)의 특정의 잘못된 조정 상태에서의 비행.
또한, 시험 비행들 중 적어도 하나는 하기 단계들을 포함하고, 이 단계 중에 측정치가 취해진다:
- 호버링 비행 단계;
- 약 50 m/s의 순항 비행 단계;
- 최대의 연속 동력에서의 비행 단계; 및
- 주 회전익(6) 및 토크 평형 회전익(10)이 회전하는 중의 지상에서의 단계.
마지막으로, 트레이닝 단계 중에 신경 회로망을 구성하기 위해, 하기 가설이 고려된다:
- 주 회전익(6) 및 토크 평형 회전익(10)은 비등방성(non-isotropic)인 것으로 고려된다;
- 회전익 항공기(1)는 주 회전익(6) 및 토크 평형 회전익(10)의 진동 주파수의 2개의 제1 고조파에 대한 변형체인 것으로 가정한다;
- 첫째로, 결함과 조정 파라미터의 관계, 둘째로, 가속도 값들의 관계는 비선형적이다;
- 회전익 항공기(1)의 특정 지점에서의 진동 레벨은, 그 특정 지점에서 발생되고 결함 및 상기한 조정 파라미터들의 잘못된 조정에 기인하는 개개의 진동의 합에 해당하는 것으로 가정한다.
물론, 본 발명은 그의 실시에 관하여 수 많은 변경이 가능하다. 한가지 특정 실시형태가 위에 설명되었지만, 모든 가능한 실시를 철저히 확인하는 것은 생각할 수 없다는 것이 쉽게 이해될 것이다.

Claims (7)

  1. 기준용 회전익 항공기의 적어도 일 부분에서 발생되는 진동을 나타내는 가속도와 결함 및 조정 파라미터들과의 관계를 나타내는 신경 회로망(neural network)을 이용하여 특정의 회전익 항공기의 결함이 있는 주 회전익(6) 또는 토크 평형 회전익(10)을 조정하는 방법으로서,
    상기 방법은,
    - 결함이 있는 주 회전익 또는 토크 평형 회전익의 결함을 결정하는 단계와;
    - 하기 식의 관계를 최소로 함으로써 상기 조정 파라미터들 중의 적어도 하나에 대한 조정 값(α)을 결정하는 단계를 포함하고,
    Figure 112008028170853-pct00005
    상기 식에서,
    - λc, λa, λh, 및 λB-1은, 비행 단계 c(호버링(hovering), 순항, ...), 가속도계 a, 고조파 h, 및 회전익의 블레이드 수 B에서 1을 뺀 값(B-1)에 각각 의존하는 가중 계수(weighting coefficient)이고;
    - Rc,a,h는 고조파 h, 가속도계 a, 및 비행 단계 c에 대응하는 신경 회로망의 출력 셀(output cell)이고;
    - Rc,a,B-1은 고조파 B-1, 가속도계 a, 및 비행 단계 c에 대응하는 신경 회로망의 출력 셀이고;
    - γc,a,h는 비행 단계 c에 대하여 가속도계 a에 의해 측정되는, 주파수 h에서의 가속도 신호이고;
    - γc,a,B는 비행 단계 c에 대하여 가속도계 a에 의해 측정되는, 주파수 B에서의 가속도 신호이고;
    - γc,a,B-1은 비행 단계 c에 대하여 가속도계 a에 의해 측정되는, 주파수 B-1에서의 가속도 신호인 것을 특징으로 하는, 회전익 항공기의 결함이 있는 회전익을 조정하는 방법.
  2. 제 1 항에 있어서, 상기 신경 회로망은, 상기 기준용 회전익 항공기의 적어도 조종실(3) 또는 테일 빔(8)에서의 진동 레벨이 최소가 되는 기준 조정으로 조정된 무결함의 주 회전익(6) 및 토크 평형 회전익(10)을 가지는 기준용 회전익 항공기를 사용하여 얻어지는 제1 일련의 측정치를 포함하는 것을 특징으로 하는, 회전익 항공기의 결함이 있는 회전익을 조정하는 방법.
  3. 제 2 항에 있어서, 상기 제1 일련의 측정치는 상기 기준용 회전익 항공기의 특정 작동 중에 상기 기준용 회전익 항공기의 조종실(3) 또는 테일 빔(8)의 임의의 위치에서 측정되는 적어도 한가지 가속도의 값을 측정함으로써 취해지고, 이들 측정되는 가속도는,
    a) 첫째로, 상기 기준용 회전익 항공기의 상기 무결함의 주 회전익(6) 또는 토크 평형 회전익(10)이 상기 기준 조정으로 조정된 상태에서;
    b) 둘째로, 상기 무결함의 주 회전익(6) 또는 토크 평형 회전익(10)에 결함을 도입하고;
    c) 그 다음, 상기 주 회전익(6) 또는 토크 평형 회전익(10)의 다수의 조정 파라미터의 조정 값들을 변화시킴으로써,
    상기 기준용 회전익 항공기의 조종실(3) 또는 테일 빔(8)에서 발생하는 진동을 나타내는 것을 특징으로 하는, 회전익 항공기의 결함이 있는 회전익을 조정하는 방법.
  4. 제 3 항에 있어서, 상기 제1 일련의 측정치는 적어도 하기 시험 비행, 즉,
    - 상기 주 회전익(6) 또는 토크 평형 회전익(10)이 상기 기준 조정으로 조정된 상태에서의 참조 비행;
    - 상기 주 회전익(6) 또는 토크 평형 회전익(10)에 결함을 가진 상태에서의 비행;
    - 블레이드(7)의 적어도 하나의 평형추(25)의 특정의 잘못된 조정 상태에서의 비행;
    - 블레이드(7)의 적어도 하나의 링크(27)의 특정의 잘못된 조정 상태에서의 비행; 및
    - 블레이드(7)의 후연(後緣)(29)에 제공된 적어도 하나의 보상기 탭(28)의 특정의 잘못된 조정 상태에서의 비행
    중에 취해지는 것을 특징으로 하는, 회전익 항공기의 결함이 있는 회전익을 조정하는 방법.
  5. 제 4 항에 있어서, 상기 시험 비행들 중 적어도 하나는 하기 단계, 즉,
    - 호버링 비행 단계;
    - 50 m/s의 순항 비행 단계;
    - 최대의 연속 동력에서의 비행 단계; 및
    - 주 회전익(6) 및 토크 평형 회전익(10)이 회전하는 상태에서의 지상에서의 시험
    을 포함하고,
    상기 단계들 중에 측정치가 취해지는 것을 특징으로 하는, 회전익 항공기의 결함이 있는 회전익을 조정하는 방법.
  6. 제 1 항 내지 제 5 항 중 어느 한 항에 있어서, 결함이 있는 주 회전익(6) 또는 토크 평형 회전익(10)의 결함을 검출하기 위해,
    d) 상기 특정의 회전익 항공기의 특정 작동 중에 상기 특정의 회전익 항공기의 조종실(3) 또는 테일 빔(8)에서의 가속도들 중 적어도 일부의 값을 측정함으로써 상기 특정의 회전익 항공기에 대한 제2 일련의 측정치를 취하는 단계; 및
    e) 상기 제2 일련의 측정치를 기초로 하여 또한 상기 신경 회로망을 기초로 하여 상기 결함이 있는 주 회전익(6) 또는 토크 평형 회전익(10)의 결함을 검출하는 단계
    가 실행되는 것을 특징으로 하는, 회전익 항공기의 결함이 있는 회전익을 조정하는 방법.
  7. 제 6 항에 있어서, 상기 조정 파라미터들을 정하는 조정 요소는 적어도,
    - 상기 결함이 있는 주 회전익(6) 또는 토크 평형 회전익(10)의 블레이드(7)들 각각을 위한 평형추(25);
    - 기준 블레이드를 나타내는 블레이드를 제외하고, 상기 결함이 있는 주 회전익(6) 또는 토크 평형 회전익(10)의 블레이드(7)들 각각에 제공되는 링크(27); 및
    - 결함이 있는 회전익이 주 회전익(6)인 경우 그 결함이 있는 회전익의 블레이드(7)들 각각의 후연(29)에 제공되는 보상기 탭(27)을 포함하는 것을 특징으로 하는, 회전익 항공기의 결함이 있는 회전익을 조정하는 방법.
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